Configuration de satellites pour mission géostationnaire La présente invention concerne une nouvelle configura- tion de satellites pour mission géostationnaire. Les configurations de satellites classiques sont constituées d'unités autonomes qui comportent chacune une charge utile et tous les équipements de service nécessaires pour assurer le service et le contrôle de la charge utile au cours de la mission spatiale à effectuer. Compte tenu des considérations de fiabilité opérationnelle du satellite et de disponibilité du service à assurer, il est nécessaire que les équipe- ments de bord soient prévus avec une redondance suffi- sante pour satisfaire aux exigences de la mission pendant toute la vie opérationnelle du satellite. En raison des limitations de masse imposées à certains lanceurs, le besoin de redondance des équipements conduit à l'adoption de systèmes de satellites qui comportent, pour une vie opérationnelle de dix années par exemple, un certain nombre de satellites indivi- duels sur orbite et leur lancement avec un satellite principal et un satellite opérationnel de réserve toujours sur orbite, et au moins un satellite de réserve au sol. Les désavantages caractéristiques de ces systèmes de satellites classiques sontles suivants: a) le nombre de satellites requis entraine un coût élevé en satellites eux-mêmes et en frais de lancement, b) ces systèmes sont complexes en raison de la tendance à maximiser l'utilité de la mission de chaque satellite, -2 - c) le taux d'occupation des orbites spatiales est élevé puisque plusieurs satellites sont nécessaires pour effectuer une seule mission spatiale, d) le coût de fonctionnement de ces systèmes est élevé par suite de la surveillance et du contrôle de deux satellites sur orbite pour chaque système, e) il y a danger d'interférence entre le nombre croissant de satellites au voisinage de positions orbitales voulues ou allouées. Le problème à résoudre est de réaliser une configura- tion de satellites qui à la fois satisfasse aux exi- gences imposées par les missions spatiales et évite le problème de la limitation de la masse du lanceur. L'invention résout ce problème par une nouvelle confi- guration de satellites qui comprend essentiellement un satellite de service comportant tous les équipements de commande et de contrôle fonctionnels pour desservir en commun plusieurs satellites charge utile, chacun de ceux-ci pouvant être arrimé séparément sur orbite soit directement sur le satellite de service, soit sur l'ensemble de satellites déjà sur orbite. Le satellite de service comprend au moins un module de puissance sur lequel sont rigidement attachés dès panneaux solaires, et un module de contrôle constitué d'une unité destinée à être pointée vers le soleil, cette unité étant attachée au module de puissance; une unité destinée à être pointée vers la terre et un dispositif d'interface rotatif constituant l'inter- face entre les deux unités précitées, l'unité destinée. à être pointée vers la terre présentant au moins une face équipée de moyens d'attache pour l'arrimage d'au moins un satellite charge utile. - 3 - Un premier avantage de la configuration proposée est qu'elle évite le problème de la limitation de masse imposée aux satellites par certains lanceurs actuels ou prévus pour de prochaines missions spatiales. Cette configuration nouvelle permet ainsi de réaliser un système de satellites opérationnel pour des missions typiques de dix années et ne comprenant qu'un seul satellite charge utile, un tel système ne demandant qu'une seule opération de lancement de charge utile à l'aide d'un lanceur ayant une puissance réduite. Le satellite de service selon l'invention permet de réaliser un système de satellites ayant une configu- ration en Y ou à trois branches, une première branche comprenant le satellite de service et chacune des deux autres branches comprenant au moins un satellite charge utile avec son satellite de transfert orbital et d'arrimage associé. Un deuxième avantage de la configuration proposée est donc qu'elle permet de réduire de façon appré- ciable le coût d'investissement d'un système opéra- tionnel puisque les équipements fonctionnels prévus dans le satellite de service se trouvent partagées en commun par plusieurs satellites charge utile. Un troisième avantage est que plusieurs charges utiles indépendantes peuvent être lancées séparément et arrimées sur orbite pour être desservies par un satellite de service unique. Parmi les autres avantages de la configuration proposée on peut citer la réduction du nombre de positions orbitales occupées et la possibilité d'éviter les interférences entre satellites, ce qui revêt une importance particulière pour l'établissement des futurs systèmes de télévision par satellite. L'invention est exposée de façon détaillée dans ce qui suit avec référence aux dessins joints sur lesquels: - la figure 1 est une vue en perspective schématique d'un satellite de service selon l'invention, avec panneaux solaires non déployés; - la figure 2 montre le satellite de la figure 1 avec panneaux solaires déployés; - la figure 3 montre le satellite de la figure 2 sur lequel est arrimé un satellite charge utile; - la figure 4 illustre un exemple typique d'une confi- guration de satellites selon l'invention; - la figure 5 est une vue en élévation d'un satellite de transfert orbital et d'arrimage. La configuration de base du satellite de service selon l'invention est illustrée aux figures 1 et 2. Le premier dessin montre la configuration avec panneaux solaires non déployés, la figure 2 montrant cette même configuration avec panneaux solaires déployés. Le satellite de service 10 comprend un module de puissance 11 et un module de contrôle principal 12. Le module de puissance 11 comprend des panneaux so- laires 4 rigidement fixés au module et les équipements fonctionnels nécessaires pour le stockage, le-con- trôle, le réglage et la distribution de l'énergie électrique destinée à alimenter l'ensemble de satellites. Ce module comporte aussi les équipements de réaction aux perturbations d'attitude pour la suppression des couples de perturbation solaire et les équipements usuels pour le contrôle de la dissipation de chaleur par l'intermédiaire des parois latérales couvertes par l'ombre des panneaux solaires déployés. Des modules de puissance additionnels peuvent être attachés sur la face nord du satellite de service comme on peut le voir en se référant au mode de réa- lisation illustré à la figure 4. Le module de contrôle 12 comporte les équipements fonctionnels nécessaires pour effectuer tous les contrôles requis pour satisfaire aux exigences de la mission spatiale à remplir. Il comporte notamment les équipements électroniques de contrôle orbital et de contrôle d'attitude, les équipements électroniques de poursuite, de télémesure, de télécommande et de traitement de données. il comporte également les adaptateurs d'arrimage et tous les instruments de contrôle pour l'arrimage de satellites. Le module de contrôle 12 est constitué de deux unités 1 et 2 reliées entre elles au moyen d'un dispositif d'interface rotatif 3. L'unité 1 est fixée par une première face au module de puissance Il et elle est agencée pour être maintenue pointée vers le soleil. L'unité 2 est destinée à être maintenue pointée vers la terre et, à cet effet, elle est attachée par une première face à la face sud de l'unité 1 par l'inter- médiaire -du dispositif d'interface rotatif 3 qui consiste en un ensemble de paliers avec des moyens de passage pour les connexions d'alimentation en énergie et le transfert des données de contrôle pour notamment maintenir l'unité 2 continuellement pointée vers la terre. L'unité 2 est prévue avec une ou plusieurs faces équipées pour l'arrimage de satellites charge utile. Dans l'exemple illustré aux dessins, l'unité 2 a deux -6- faces d'arrimage 5 et 6 orientées en sorte de former entre elles un angle de 450, ce qui permet la réali- sation d'un système ayant une configuration avantageuse pour favoriser le rayonnement de chaleur et éviter la mise à l'ombre des panneaux solaires 4. Les faces d'arrimage 5 et 6 sont équipées de moyens d'attache 7 qui peuvent consister en divers types de dispositifs connus dans le domaine de l'art et décrits dans la littérature technique spécialisée. La maintenance du satellite de service 10 sur orbite, si nécessaire, est réalisée soit au moyen d'un second satellite de service arrimé sur la face nord ou sur la face sud du premier satellite 10, soit au moyen d'un ou plusieurs modules de puissance additionnels arrimés sur le satellite 10. Suivant l'invention, le satellite de service 10 se trouve lancé séparément et placé sur orbite géo- stationnaire dans la position orbitale finale voulue. Ensuite, un ou plusieurs satellites charge utile peuvent lui être arrimés sur orbite à partir d'une station de contrôle terrestre. Pour ce faire, chaque satellite charge utile est lancé individuellement avec son satellite de transfert orbital et d'arrimage associé pour être placé dans une position initiale sur l'orbite géostationnaire. Une fois placé sur orbite, le satellite charge utile est transféré vers la position du satellite de service 10 pour lui être arrimé, cette manoeuvre de rendezvous et d'arrimage étant effectuée sous la commande et le contrôle de la station terrestre par l'intermédiaire du satellite de service 10 et du satellite de transfert orbital et d'arrimage associé. La figure 3 montre schématiquement un satellite charge utile 20 arrimé sur l'unité 2 du satellite de service 10 selon l'invention. La référence 24760 18 -7- numérique 21 désigne la satellite de transfert orbital et d'arrimage associé à la charge utile 20 et qui sert de dispositif d'interface entre la charge utile 20 et le satellite de service 10. Le satellite 21 est un dispositif classique qui est lancé avec la charge utile et sert également d'inter- face entre la charge utile et son lanceur. il comporte les équipements nécessaires pour porter la charge utile vers sa position sur l'orbite, pour exécuter la manoeuvre de rendez-vous avec le satellite de service 10 sous le contrôle de la station terrestre via le satellite de service 10 comme dit précédemment, et pour assurer l'interface entre la charge utile et le satellite de service 10. La structure du satellite 21 est illustrée schématiquement à la figure 5 qui montre une vue en bout. La face visible est la face qui sert à l'adaptation de la charge utile: elle porte un adaptateur d'arrimage 22 pour la fixation de la charge utile. La face opposée est équipée d'un adaptateur d'arrimage pour fixation au lanceur. La structure interne comporte un tube central avec ner- vures et panneaux pour supporter les divers équipements. Le tube central fait également partie des réservoirs de propergol pour les moteurs d'apogée et les systèmes de commande de réaction. La section du satellite 21 a avantageusement une forme géométrique carrée avec coins coupés à 450 pour former des faces 23 servant au montage d'adaptateurs d'arrimage. Les faces 24 portent par exemple des panneaux solaires pour fournir l'énergie requise pour le transfert orbital en mode de pointage vers le soleil. Le stockage d'énergie est assuré par des batteries électrochimiques. On revient à présent à la configuration illustrée à la figure 3 dans laquelle une charge utile 20 se -8 trouve arrimée sur la face 5 du satellite de service selon l'invention. Le procédé d'arrimage sur orbite, décrit plus haut pour le satellite charge utile 20, peut être répété pour une ou plusieurs autres charges utiles. L'unité 2 du module de contrôle 12 du satel- lite de service 10 de la figure 3 comportant une deuxième face d'arrimage 6, une charge utile peut y être arrimée tout comme l'a été la charge utile 20 sur la face 5. Ensuite, une ou plusieurs charges utiles peuvent être attachées successivement sur les charges utiles déjà arrimées, chaque satellite charge utile se trouvant toujours arrimé séparément sur l'ensembler de satellites déjà assemblé sur orbite et toutes ces charges utiles étant desservies et contrôlées en commun par l'intermédiaire du satellite de service 10. La figure 4 illustre un exemple typique d'ensemble réalisé suivant l'invention. Ainsi qu'on y a fait allusion précédemment, dans cet exemple le satellite de service 10 comprend deux modules de puissance 11 et 13 pour fournir l'énergie électrique à l'ensemble des satellites. L'unité 2 du module de-contrôle du satellite de service 10 porte plusieurs charges utiles 20, 30, , 50, 60 par l'intermédiaire des satellites de trans- fert orbital et d'arrimage respectifs (21, 31, 41, 51, 61). L'ensemble de satellites montré à la figure 4 forme, suivant l'invention, une configuration en Y caractéristique ou configuration à trois branches avec noeud commun, l'unité 2 constituant ce noeud commun. La première branche 100, c'est-à-dire la branche nord-sud, contient le satellite de service 10 et éventuellement les modules de service additionnels attachés sur la face nord du satellite 10. Les deux autres branches 200, 300 contiennent les charges utiles à 60. Les charges utiles 20, 30. et 40 sont attachées entre elles par l'intermédiaire de leurs satellites de transfert orbital et d'arrimage respectifs, la charge -9 - utile 20 étant arrimée sur le module de contrôle 12 du satellite 10 comme décrit précédemment. Dans l'exemple illustré, le satellite 20 représente une charge utile UHF, les satellites 30 et 40 représen- tent des charges utiles de télécommunications géné- rales (téléphonie, données, distribition d'images télévisées). Le satellite 50 se trouve également arrimé sur le module de contrôle 12 du satellite de service 10 et le satellite 60 est attaché au satellite 50, toujours par l'intermédiaire des satel- lites de transfert orbital et d'arrimage respectifs. Dans l'exemple illustré, le satellite 50 représente un satellite de télécommunications mobiles et le satellite 60 représente un satellite de relais de données. L'avantage d'une telle configuration de satellites suivant l'invention est qu'elle peut être assemblée sur orbite par arrimage séparé de chaque satellite charge utile soit sur le satellite de service 10 selon l'invention, soit sur l'ensemble déjà réalisé sur orbite, avec les conséquences avantageuses qui en découlent ainsi qu'il a été expliqué précédemment. Il est bien entendu que les modes de réalisation décrits dans ce qui précède sont des exemples nulle- ment limitatifs servant à illustrer le principe de la nouvelle configuration selon l'invention. - 10 - REVENDICATIONS 1. Configuration de satellites, caractérisée en ce qu'elle comprend un satellite de service (10) constitué d'au moins un module de puissance (11) ayant des panneaux solaires (4) rigidement attachés, et d'un module de contrôle (12) comprenant une première unité (1) fixée par une première face au module de puissance (11) et agencée pour être maintenue pointée vers le soleil, et une seconde unité (2) attachée par une première face à une deuxième face de la première unité (1) par l'intermédiaire d'un dispositif d'interface rotatif (3) agencé pour permettre à la seconde unité (2) d'être maintenue pointée vers la terre, ladite seconde unité ayant au moins une deuxième face (5) équipée de moyens d'attache (7) pour l'arrimage d'au moins un satellite charge utile (20) destiné à être desseiviet contrôlé à partir du satellite de service (10). 2. Configuration de satellites suivant la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend trois branches ayant un noeud commun, la première branche (100) contenant le satellite de service (10) avec ladite seconde unité (2) du module de contrôle constituant le noeud commun, les deux autres branches (200, 300) contenant au moins un satellite charge utile (20,50) arrimé sur ladite seconde unité (2). 3. Configuration de satellites suivant la revendica- tion 2, caractérisée en ce qu'au moins une des autres branches (200,300) contient plusieurs satellites charge utile (20,30,40; 50,60) arrimés les uns aux autres.