S/C Occulteur: image du disque

CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 2005 1

ASPICS

S/C Occulteur: image du disque

S/C Coronographe:

image de la couronne

Association de Satellites Pour Association de Satellites Pour l’Imagerie et la Coronographie l’Imagerie et la Coronographie

SolaireSolaire


ASPICS

• Etablir la connectivité chromosphère-couronne

• Suivre les phénomènes depuis le disque jusque dans la couronne (densité, températures, vitesses) – Identifier les précurseurs des Ejections Coronales de Masse

(CMEs) et leur développement dans la basse couronne Intérêt capital pour les relations Soleil-Terre

– Comprendre l’origine des CMEs par leurs bilans de masse Liens éruptions/protubérances et CMEs

• Comprendre le rôle des structures fines dans les processus de chauffage de la couronne

• Déterminer les régions d’accélération des vents solaires

• Identifier les structures fines dans les trous coronaux– Plumes / inter-plumes

Objectifs scientifiquesObjectifs scientifiques


ASPICS

• Identifier les processus à l’origine des CMEs et leur développement :– En reliant les théories d’initiation aux signatures

observationnelles : • éruptions de protubérances (« flares »), régions

actives, mouvements rapides des faibles structures coronales, atténuations, ondes EIT coronales, …

– En effectuant un bilan de masse entre la CME et sa structure précurseur

• Comprendre l’initiation des CMEs constituera une avancée fondamentale – Pour une vision complète de l’activité solaire

• Rôle dans l’évolution à long terme de la configuration de la couronne

– Pour la météorologie de l’espace• Perturbation de l’environnement terrestre

(reconnexion du champ magnétique, impact sur la géo-magnétosphère, ondes de choc)

Initiation des Ejections de masse Initiation des Ejections de masse CoronalesCoronales


ASPICS

• Déterminer les processus d’accélération des vents solaires:

– En mesurant les vitesses radiales (par effet Doppler dimming) du plasma coronal depuis le disque jusqu’à 3.2Rsol sans discontinuité

– En observant la structuration spatiale à petite échelle de la couronne (présence d’instabilités)

– En déterminant les conditions « initiales » qui règnent dans la région où le plasma se découple de la basse couronne et devient « non collisionnel » nécessaires aux modèles cinétiques.

– En localisant et en suivant les plasmoïdes (« blobs »), porteurs et traceurs d’énergie.

Accélération des vents solairesAccélération des vents solaires


ASPICS

• Couplage avec le réseau chromosphérique (le « fourneau ») qui fournit:

– l’énergie à travers la reconnexion magnétique,

– l’excitation d’ondes MHD

– l’accélération des particules.

Chauffage coronalChauffage coronal


ASPICS

• Exigences observationnelles:– Observer le disque et la couronne interne jusqu’à 3Rsol

• A résolution spatiale élevée (qq sec. d’arc)• Avec un suivi temporel sur plusieurs mois• Avec une cadence temporelle élevée (qq minutes)

– Mesurer les densités et les masses (électrons, H neutres)– Mesurer les vitesses radiales (par effet Doppler dimming)

• Implications pour les instruments:– Imageurs disque + coronographes– Imagerie visible + UV

• Implications pour le système spatial:– Observations spatiales (UV, couronne jusqu’à 3Rsol, contraste)– Vol en formation (couronne interne à haute résolution spatiale)

ImplicationsImplications


ASPICS

• Nécessité de coronographes à occultation externe:– Réduction optimale de la

lumière diffusée instrumentale (meilleur contraste)

– Mais dégradation de la résolution spatiale avec les coronographes actuels (vignettage de la pupille)

• Solution: augmenter la distance entre l’occulteur et la pupille– Maintien de la résolution spatiale jusqu’au disque

Implications pour les coronographesImplications pour les coronographes

Le vol en formation offre un gain ~100 par rapport aux instruments existants (SOHO/LASCO-C2 < 1m)


ASPICS

Performances offertes par le vol en Performances offertes par le vol en formationformation

ContrasteContraste“Qualité de l’ombre” (nombre de Fresnel)

RésolutionRésolution (vignettage)

ASPICSASPICS

HERSCHELHERSCHEL

LASCO/C2LASCO/C2


ASPICS

• 2 coronographes haute résolution– Lumière blanche non polarisée

(540-640 nm) – Raie Lyman H (121.6 nm)

– FOV: 1.01-3.2Rsol (non vignetté: 1.1Rsol)– Résolution : 6 arcsec (3 arcsec/pix)– Temps d’exposition : 0.1 sec - 10 sec.– Détecteur : 2k x 2k – Cadence : 1 image / 3 minutes– Diamètre pupilles: 40mm à 80mm

(F/20 à F/10)

– Héritage : SOHO/LASCO, SOHO/UVCS

Exigences instrumentalesExigences instrumentales

LASCO-C2 UVCS

Couronne interne en Ly-

Couronne interne en

lumière blanche


ASPICS

• 1 imageur disque multi-canal UV-EUV haute résolution– Ly (121.6 nm)

– He II (30.4 nm) ou Fe IX/X (17.1 nm)

– Résolution : 2.4 arcsec (1.2 arcsec/pix)

– Temps d’exposition : 1 sec - 30 sec.– Détecteur : 2k x 2k– Cadence : 1 image / 3 minutes– Diamètre pupille: 120 mm (F/20)

– Héritage : TRC, TRACE, SOHO/EIT, VAULT.

He IIFe IX / X

Exigences instrumentalesExigences instrumentales

TRACE

SOHO/EIT


ASPICS

Architecture des coronographesArchitecture des coronographes

Pupille M1 - Miroir primaire

M3 M2

Occulteur interne

Plan focal

Pupille

Bloc focal

• La même configuration est envisagée pour les 2 coronographes

• Architecture optique repliée– 4 réflexions (faible transmission)– complexité (alignement)+ compacité (<600 mm)+ accès au foyer primaire (stabilisation)

• Architecture mécanique type bancs et poutres SiC– Utilisation du SiC permet de laisser

l'ensemble à une température homogène flottante (déformations homothétiques y compris des miroirs).


ASPICS

Architecture de l’imageur disqueArchitecture de l’imageur disque• Architecture optique inspirée de PICARD/SODISM

– réflectivité des miroirs (multicouche)+ compacité (<600 mm)

• Architecture mécanique type cylindre Carbone/Carbone– structure ultra stable.– nécessite juste un contrôle thermique à chaque extrémité du

cylindre


ASPICS

• Stabilité absolue– S/C Coronographe: 0.5 arcsec / 10 sec.– S/C Occulteur: 0.3 arcsec / 5 sec.

• Attitude absolue– S/C Coronographe:

• Tangage/lacet: ±40 arcsec• Roulis: ±0.5°

– S/C Occulteur:• Tangage/lacet: ± 3 arcmin• Roulis: ±0.5°

Exigences instrumentales de Exigences instrumentales de pointagepointage

ROLL

YAW

PITCH


ASPICS

• Limite basse: >100mLimite basse: >100m– Améliorer la résolution

spatiale – Réduire le vignettage

• Limite haute: <150mLimite haute: <150m– Compenser le gradient

d’intensité de la couronne interne

– Conserver le vignettage

Exigence inter-satellitesExigence inter-satellites


ASPICS

• Inter-satellite distance : 100-150 m100-150 m• Positionnement latéral : ±±2.5 mm2.5 mm• Positionnement longitudinal : ±±250 mm250 mm

Exigences de la formationExigences de la formation


ASPICS

Observation de routine de la couronne solaire par le coronographe

sol (Mk III) à Hawaii.

La même couronne solaire observée pendant l’éclipse totale du 26 février 1998

sur la ligne de totalité en Guadeloupe.

Le but à atteindre : réaliser une éclipse artificielle permanente


ASPICS

EXIGENCES « MISSION - SYSTEME »

Objectifs Scientifiques :

Réaliser une mission de Coronographie Solaire visible et Lyman- entre 1.03 Rs & 3.2 Rs

Observer au moins 200 CMEs (Objectif 700 CMEs)

Réaliser une mission d’imagerie du disque solaire en Lyman-+ EUV (He-II ou Fe-IX / X)

Durée de la mission scientifique 1 an environ

Objectifs Technologiques :

Valider le Vol en Formation (durée de la validation VF à définir)

Exigences Opérationnelles :

Lancement à partir de 2011

Fin de vie sur orbite de Parking GEO

Mission en orbite géosynchrone de période 1 jour sidéral

« Une panne simple ne doit pas conduire à la perte de la mission »


ASPICS

EXIGENCES SYSTEME (1)

Options de plateformes :

Nouvelle plateformes,

réutilisation maximale d’équipements de Plateformes existantes si possible,

utilisation d’équipements sur étagères si possible

Segment Sol :

Stations du réseau d’antennes CNES bandes X et/ou S,

utilisation de stations ICONES

Architecture Satellite :

Lancement double avec Soyouz & Sylda,

Recherche d’un découplage maximal entre les Charges Utiles & la Plateforme,

Propulsion : tout gaz froid (pas d’hydrazine)


ASPICS

EXIGENCES SYSTEME (2)

« Une panne simple ne doit pas conduire à la perte de la mission »

Synergie entre la « récurrence des PFs » et « la symétrie du segment

spatial » Réduction des coûts =

Récurrence « maximale » des 2 satellites de la formation + la «symétrie» de l’architecture

générale du VF.

Les 2 Plateformes sont récurrentes sur les aspects structure,

propulsion,thermique électrique et avionique.

La métrologie et le contrôle de la formation doivent être

capable de jouer (le plus possible) un rôle symétrique en assurant une redondance

sans faille.


ASPICS

• Mission étudiée– Orbite géosynchrone sur un lanceur Soyuz dédié

• Configuration de lancement– Orbite scientifique visée : 35586 km / 35986 km / 0,3°

(+/- 200 km arc géostationnaire)– Performance : M 1350 kg– Lancement double sur Soyuz

• Utilisation du SYLDA développé par Arianespace

• Volume disponible : 2,6 m x H 4,0 m sous SYLDA

• Stratégie de mise à poste– Injection des satellites, du SYLDA et du Fregat, sur

orbite (GEO + 250 km)– Manœuvres de mise à poste finale par satellites

LANCEMENT


ASPICS

DESCRIPTION DE L’ ORBITE

Altitude apogée/périgée : 35986 km/35586 km (+/- 200 km arc géostationnaire)

Demi grand axe : 42164 km

excentricité : 0,00474330

Inclinaison : 0,3°

Argument du périgée : 0 ou 180°

Nœud ascendant : plutôt vers 90° (A voir avec le lanceur)

Injection : à l’altitude de « parking » (200 km au-dessus de l’Orbite Scientifique)

Fin de vie : ré orbitation sur l’orbite de « parking »

MISE A POSTE : 9 m/s

ANTI COLLISION : 2 m/s

MAINTIEN A POSTE : 5 m/s

RE ORBITATION : 9 m/s

TOTAL : 25 m/s


ASPICS

ORBITE & CHRONOGRAMME EN GEO

Période d’éclipse :

Il y a deux périodes d’éclipse dans l’année. La courbe ci-contre montre la durée des éclipses (maximum : 76 min)

Durée d'éclipse

0

10

20

30

40

50

60

70

80

19700,0 19800,0 19900,0 20000,0 20100,0 20200,0

Hypothèses sur CME : 2012 :

• durée moyenne d’un CME complet : 2 h,• nombre moyen de CME / jour : 2,

Nombre maximal de CME complet observable : ~700


ASPICS

Manœuvre typique :510 29.7

V = 3 cm/s

Distance min = 130 m

Durée de la manœuvre : 262 sec

Consommation : m = 15 gr (Isp=70 s)

dp Max = 143 m (équinoxe)

dp Min = 130 m (solstice)

Ré-acquisition de la formation :

on attend de repasser au point initial et on fait une manœuvre qui annule la vitesse absolue du suiveur par rapport au SL libre

MANOEUVRES ANTI-COLLISIONS Stratégie en une impulsion

Variation du S/M de 1%, 5 jours de simulation, cas défavorable

Effet de la pression de Radiation Solaire


ASPICS

Mission ScientifiqueOCCULTEUR~350 CMEs

25 semaines

Complément Techno.De Validation VF

(autres senseurs …)

4 semaines

PHASES DE LA MISSION

Mise à Poste& Recette

3 semaines

Validation VFPour ASPICS

4 semaines

Mission ScientifiqueCORONOGRAPHE

~350 CMEs

25 semaines

RéorbitationOrbite de Parking

GEO

2 semaines

Mission Nominale : 63 semainesMission Nominale : 63 semaines


ASPICS

PLAN DE TRAVAIL JOURNALIER

0 h 12 h 0 h

Jour i

35586 35986 35586

Altitude(km)

Orbite i : Vol en Formation tout le tempsTMTC Permanente vers Stations dédiées

3 h

TMI SL1

1 h

15 h

TMI SL2

CHAQUE JOUR : MÊME SCENARIO

• les horaires seront ajustés en fonction des contraintes,• dans ce cas les deux satellites ne communiquent pas à la même heure,• Sur le passage de une heure on vide la TMI,• Il y a TM/TC permanente sur la mission

1 h


ASPICS

GNC- VOL EN FORMATION (1)

Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale étudiée (GSO) les perturbations sont dominées par le gradient de gravité et conduisent à une dérive rapide du véhicule (T = 100 s) exigences fortes en nombre de cycles et en impulsion totale Localisation: L’exigence sur la position latérale impose une métrologie précise (mesure attitude et alignement véhicules à 1 as) nouveaux équipements, calibration en vol, contraintes sur conception structure Stabilité de pointage: Nécessite une minimisation des couples perturbateurs induits par le contrôle en position relative et une mesure très fine de la vitesse angulaire contraintes sur le pilotage et les gyros

Besoins delta-v (1 an de mission) 110 m/s de maintien en formation: A réaliser avec propulsion gaz froid car la résolution hydrazine est insuffisante la masse est élevée mais peut être répartie sur les 2 véhicules

Occulteur

Coronographe

Caractéristiques Occulteur Coronographe

. Positionnement

relatif. Connaissance

NA

NA

+/- 7 mm latéral+/- 50 cm distance 1-2 mm latéral

. Pointage

. Stabilité3 arcmin

1 as / 10 s6 arcmin

1 as / 60 s

Spécifications

Choix système

Satellite occulteur pointé vers le Soleil

Satellite coronographe asservi en position relative


ASPICS

Métrologie relative- mesure distance par senseur RF: bruit: 0.5 mm (1 )- mesure direction relative par senseur latéral: bruit: 1’’ (3 )- mesure attitude absolue par senseur stellaire fin: bruit: 1’’ (3 )


Contrôle en position relative réalisé par des tuyères gaz froid 10 mN déjà utilisées pour GRACE Pilotage échantillonné à cadence élevée pour le maintien en position forcée (20 s) Contrôle d’attitude des 2 satellites réalisé par roues de réaction + gyros FOG pour la mesure de vitesse pilotage continu en vitesse pendant la prise d’images pour garantir la stabilité désirée

Architecture commande- Satellite lentille contrôlé seulement en attitude (architecture SCAO standard)- Satellite détecteur contrôlé en attitude et en position relative (métrologie relative + fonctions GNC associées) Les boucles de contrôle des 2 satellites sont entièrement découplées. Les seuls échanges concernent la coordination pour changement de modes et le transfert de données pour le fonctionnement de la FDIR.

2 SST standard

1 SST

fin Senseur latéral

OcculteurCoronographeAntennes RF

Viseur solaire

Philo de redondance: on duplique la métrologie sur l’occulteur excepté le SST fin qui est remplacé par un viseur solaire fin


ASPICS


Synthèse:- Spécifications contraignantes mais admissibles pour la propulsion gaz froid (impulsion totale et nombre de cycles)- Nouvelle algorithmique de navigation et pilotage mais déjà largement étudiée en simulation - Métrologie relative « standard » à faible risque technologique: senseur RF en cours de développement et validé sur PRISMA en 2008 senseur latéral ’’grossier’’ en cours d’étude et prototype développé en 2006 (R&T CNES) senseur stellaire fin en cours d’étude (R&T CNES) et à développer

Occulteur Coronographe

Métrologie - Viseur solaire fin (1’’)- SST standard (x2) + gyros FOG- Terminal RF (x2) + antennes- senseur latéral + retro-réflecteur- senseurs solaires (x3)

- SST fin (1’’)- SST standard (x2) + gyros FOG- Terminal RF (x2) + antennes- senseur latéral + rétro-réflecteur- senseurs solaires (x3)

Actuation - Roues de réaction - Propulsion gaz froid (8 prop.)

- Roues de réaction - Propulsion gaz froid (8 prop.)

Bilan équipements

- L’exigence en stabilité de pointage est difficile à tenir surtout par la plate-forme seule et sur une orbite GSO La faisabilité technique de la solution proposée n’est pas totalement acquise et demande des études plus approfondies (y compris caractérisations technologiques). Des alternatives sont envisageables: autre techno propulsion, utilisation d’un mécanisme de pointage interne, choix d’une orbite moins perturbée


ASPICS

SEGMENT SPATIAL

Choix amont d'un coût minimum vs possibilité maximale de coopération- 2 satellites identiques et indépendants au lancement et à la mise à poste- architecture non optimale mais compatible d'un lancement SOYUZ avec SYLDA- par contre une redondance maximale est considérée pour éliminer toute possibilité de point de panne unique

diamètreocculteur

distanceinter sat

quantitéergols

largeursatellites

optique occultation

gradient de gravitévolume

visibilité couronne- le satellite occulteur forcément moins large que l'occulteur- la distance inter satellites dépend du diamètre de l'occulteur- la quantité d'ergols dépend de la distance inter satellites- la largeur des satellites dépend du diamètre de l'occulteur

Le point d'équilibre est sensible: choix final occulteur de 1,3 m à 143 m

équilibre de la formation

Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choixavec leurs conséquences architecturales.

Par soucis de concision, les sous systèmes qui ont été identifiés comme non critiques et non dimensionnant ne sont pas abordés


ASPICS

Il a été possible de répondre en apportant les solutions suivantes:

- Commande Contrôle bord-sol classique (approche géosationnaire)grâce aux liens TM/TC de servitude simultanés et permanents

- Lien ISL utilisé à minima pour le Commande-Contrôle => couplage faible des Gestions Bord des 2 satellites

- Tout en respectant la contrainte de récurrence des 2 satellites, il est possible de trouver une stratégie de FDIR du Vol en Formation robuste pour éviter les collisions en cas d’anomalie:

- sans intervention urgente du Sol (délai 2 j)- en n’exécutant en général qu’une seule manœuvre en autonome- en consommant un faible Delta-V par manoeuvre

Les particularités du VF ont posé les nouvelles questions suivantes:

- TM/TC servitude permanentes ou intermittentes?- logique de FDIR, en particuliers logique d’anti-collision- analyse de cas de défaillance du VF- modes de fonctionnement des satellites et du système

Commande Contrôle


ASPICS

Contrôle thermique

Plateformes:Pointage solaire sur orbite GSO (GEO): cas très favorable pour le contrôle thermique:5 faces froides largement permettant une grande liberté d'aménagement

Particularités charges utiles:- contraintes thermiques (température et stabilité) différentes sur télescope et bloc de détection, électronique et mécanismes.- montée sur face orientée soleil

Pas de difficultés particulières à condition de- favoriser une architecture modulaire pour découpler les différents ensembles- favoriser une structure stable pour le télescope- préserver des accès sur le plateau CU pour accommoder des radiateurs latéraux

Bilan préliminaire par satellite: modeste grâce au pointage fixe favorable- 5 Kg, 30 W (dont 20 W pour la CU) cas froid opérationnel- 1000 Wh sur 10 heures en LEOP


ASPICS

Avionique- L’architecture type Myriade permet de bâtir un calculateur redondé (Chaud ou froid) au niveau de la carte CPU, TM-TC, alimentation et des voies I/O- Un seul boîtier, mais cartes redondées (2 cartes CPU et 3 cartes IO, 1 carte 1553)- Propagation thermique des pannes limitée par la conception du boîtier OBC- Adaptation carte TM/TC: codeur RS sur FPGA + fonction authentification+ redondance- Remplacement du processeur T805, R&T en cours, piste probable : Processeur IP (LEON)

EGCU

Mémoire de masse

DC/DC

BI

BD-BEV

BD-BEV

BD-BEV

COMPRESSEUR

DC/DC

Contrôle THERMIQUE

BoîtierTMI

DC/DC

STS fin

STS sdtBloc gyro

Senseur latéralTerminal RF

RW1RW2

RW3RW4

Obturateur

Obturateur

TMTC

Contrôle THERMIQUE

SSOBC

DC/DC

DC/DC

DC/DC

PCDU

Batterie

ADE

IF 1553 (AC)


ASPICS

Puissance

Cas très favorable: pointage soleil sans ombres portées:- GS symétrique fixe AsGa type UTJ pour favoriser le coefficient balistique

pour permettre un gerbage simple sur petit satellite- yokes relativement long pour garantir la visibilité couronne sur l'occulteur

pour éviter l'ombre de l'occulteur sur le sat coronographe

Batterie type Myriade mais forte capacité pour assurer une mise à poste longue de 10h- capacité batterie: 4 fois Myriade- consommation: surface GS et PCDU = 2 fois Myriade


ASPICS

Propulsion

Choix d’un système de propulsion unique, ciblé sur le contrôle de la formation, pour des raisons de simplicité.

• Une partie du DV total (10 à 20% du DV total) est réalisée par une propulsion peu performante mais avec le MIB nécessaire au VF.

• A priori un seul niveau de poussée (dicté par le contrôle de la formation). Mais ajustage possible si besoin de manœuvres avec contrainte de durée.

Stockage GN2 435 l

Module fluideCT

Pas de redondance du réservoir (« redondance » ergol sur autre sat)

Redondance des éléments critiques

Redondance branche impulseurs: 2 8

Philo de redondance


ASPICS

- deux satellites pour un seul développement- très robuste grâce à l'effet de symétrie qui procure une redondance naturelle par échange possible des différentes fonctions ou des informations de senseur via l'ISL redondée- coefficient balistique quasi identique favorisant le contrôle de la formation- partage du volume important de gaz froid de la propulsion- les satellites ont tous deux une forme plutôt "cigare" que "galette" pour rester dans l'ombre de l'occulteur.

Conséquences du choix de deux satellites identiques

Conséquences sur la configuration

- les charges utiles sont montées verticalement en bout de chaque satellite- I/F 937 standard- toutes les fonctions sont redondées sur chacun des satellites- les réservoirs de GN2 sont importants et donc contraignant dans la configuration

Configuration


ASPICS

configuration opérationnelle

configurationavec SYLDAsur SOYUZ

coronographe

senseur latéral

antennepatchISL

MGApourTMI SST fin

et baffle

2 instruments coronographes

4 réservoirs HP GN2 35 l

2 SSTnavigation

2 LGA

4RW

Configuration


ASPICS

Bilan masseInpu

t Input CO

Without

Margin Margins Totals

% of Total

Mass

Margin % kg kg

97,7 10,0 Structure 97,7 kg10,

0 9,8 107,5 20,78

5,0 30,0 Thermal Control 5,0 kg30,

0 1,5 6,5 1,26

1,6 20,0 Mechanisms 1,6 kg20,

0 0,3 1,9 0,37

1,4 20,0 Pyrotechnics 1,4 kg20,

0 0,3 1,7 0,32

14,0 5,0 Communications 12,0 kg10,

0 1,2 13,3 2,56

7,2 12,4 Data Handling 7,2 kg12,

4 0,9 8,1 1,56

25,0 20,0 GNC 28,0 kg11,

5 3,2 31,2 6,03

43,6 6,1 Propulsion 39,5 kg 6,1 2,4 41,9 8,10

35,0 10,0 Power 34,5 kg 9,3 3,2 37,7 7,30

30,0 30,0 Harness 27,3 kg20,

0 5,5 32,8 6,34

46,5 20,0 Instruments 45,0 kg20,

0 9,0 54,0 10,44

Total Dry (excl.adapter)

299,23 kg 336,5 65,07

System Margin (excl.adapter)30,

0 % 100,9

Total Dry with Margin (excl.adapter) 437,4 84,59

47,0 0,0 Propellant 39,7 7,68

Adapter Mass (incl. Sep.

Mech.) 40,0 7,74

Total Launch Mass 517,1

exemplepour le

coronographe

Occulteur:idem coronographe

- 22 Kg de CU- 1 Kg de senseur*

* le senseur finest remplacé

par unsenseur solaire


ASPICS

Bilan massesuite

Mission en géosynchrone 100m

Masse Coronographe (y compris adaptateur) 517

CMEs Possibles 341

Masse Occulteur (y compris adaptateur) 487

CMEs Possibles 376

Marge système (incluse) 30%

Structure additionnelle SYLDA Soyuz 300

Masse totale 1304

Performance du lanceur 1340

Marge supplémentaire de performance (kg) 36

Marge supplémentaire de performance (%) 3%

CMEs Total 717

PhaseDurée [mn]

V m/s

Dry M [kg]

Propellant Mass [kg]

Total Mass [kg]

Manœuvre de Mise à poste 0 5642 9,0 336,5 5,0 376,11

Maintien de la formation 32781 53,0 336,5 27,6 371,1

Maintenance de l'orbite 2863 5,0 336,5 2,5 343,5

Marges pour la mission Scientifique 0,00 0,0 336,5 0,0 341,0

Manœuvre de réorbitation 1 5115 9,0 336,5 4,5 341,0

V TOTAL 76,0 336,47 39,6 376,1

Bilan performance

exemple de bilan d'ergol pour le coronographe

Remarque : spécialiser les satellites ne permettraitpas de changer de lanceur même si la masse aulancement serait réduite


ASPICS

X-Band Station SPOT / PLEIADES like ( 3,4 to 5,4m)

Existing CNES S-Band Network (10 m) for tracking (1 day (4 x 15min) every 2 weeks)

2 ICONE Stations ( 3,1 m) fully dedicated (24h/24h)

ISL

TMITT&C

permanent

links


ASPICS

Architecture segment sol

Centre de Contrôle

Traitementscientifique

Mécanique spatiale Expertise techno

Contrôle d’orbitesMise à poste

Maintien à posteContrôle formation

Supervision vol en

formation

Analyse scientifique

Données techno

Données orbitalesLocalisation

Attitudes

Données scientifiquesHK, Données

auxiliaires

Corrections d’orbitesd’attitudes Plan

d’opérations mission

TMCU (bande X)

TM/TC (bande S)

Mission

Monitoring charge utilePréparation produits

scientifique N0, N1(AC)Diffusion des produitsPréparation des plans

d’opération

Produits

Réseau Icones

Réseau 2 GHZ

Autres entités

Données auxiliaires

Simulateurs

Localisation

Centre Opérations Aspics

CST

Labos


ASPICS

ASPECTS CALENDAIRES

2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013

Phase A Phase B Phase C Phase D

Phase E

Phase A Phase B Phase C Phase D

LancementSatellites

Charges utiles

Maximum du cycle solaire

Durée de développement satellites Phase B/C/D : 5,5 ANS

Durée de la mission ~15 mois (12 mois de Science)


ASPICS

SYNTHESE (1)

PERFORMANCES SCIENTIFIQUES DU SYSTEME :PERFORMANCES SCIENTIFIQUES DU SYSTEME :

• la capacité de Vol en Formation de chaque satellite permet d’observer plus de 700 CMEla capacité de Vol en Formation de chaque satellite permet d’observer plus de 700 CME

• cette capacité excède largement le besoin scientifique minimal de 200 CME,cette capacité excède largement le besoin scientifique minimal de 200 CME,

• la disponibilité que l’on demande aux éléments du système est faible :la disponibilité que l’on demande aux éléments du système est faible :

30% pour le système complet (segment sol & segment spatial)30% pour le système complet (segment sol & segment spatial)

soit > 60% pour chaque satellite,soit > 60% pour chaque satellite,

• La définition des imageurs & coronographes reste à poursuivre en phase A :La définition des imageurs & coronographes reste à poursuivre en phase A :

un instrument unique ou deux instruments (pour 3 bandes spectrales)un instrument unique ou deux instruments (pour 3 bandes spectrales)

avoir deux coronographes imposerait des manœuvres de repointageavoir deux coronographes imposerait des manœuvres de repointage


ASPICS

SYNTHESE (2)

PERFORMANCES OPERATIONNELLES DU SYSTEME :PERFORMANCES OPERATIONNELLES DU SYSTEME :

• Le choix de l’orbite géosynchrone permet d’avoir une mission robuste :Le choix de l’orbite géosynchrone permet d’avoir une mission robuste :

visibilité 24h/24h des satellites,visibilité 24h/24h des satellites,

mécanique orbitale parfaitement connue,mécanique orbitale parfaitement connue,

scénarios opérationnels éprouvés et classiques,scénarios opérationnels éprouvés et classiques,

• Le choix de la récurrence des deux PF entre elles maximise aussi la robustesse :Le choix de la récurrence des deux PF entre elles maximise aussi la robustesse :

redondance par symétrie de la fonction Vol en Formation (composants GNC),redondance par symétrie de la fonction Vol en Formation (composants GNC),

chaque satellite peut jouer le rôle de « Suiveur » ou de « Libre »,chaque satellite peut jouer le rôle de « Suiveur » ou de « Libre »,

basculement de l’un à l’autre relativement simple,basculement de l’un à l’autre relativement simple,

chaque satellite pourrait même utiliser les senseurs de l’autre (dernier recours)chaque satellite pourrait même utiliser les senseurs de l’autre (dernier recours)


ASPICS

SYNTHESE (3)

DIMENSIONNEMENT DES SATELLITES :DIMENSIONNEMENT DES SATELLITES :

• La possibilité de lancement sur SOYOUZ avec SYLDA :La possibilité de lancement sur SOYOUZ avec SYLDA :

évite une conception à base de satellites porteur,évite une conception à base de satellites porteur,

facilite la récurrence relative des satellites,facilite la récurrence relative des satellites,

simplifie les interfaces mécaniques et la conception du système (essais)simplifie les interfaces mécaniques et la conception du système (essais)

• Les deux satellites sont pratiquement récurrents (à la CU près) :Les deux satellites sont pratiquement récurrents (à la CU près) :

la gamme de masse est ~400 kg,la gamme de masse est ~400 kg,

réutilisation importante des réutilisation importante des équipementséquipements de filières existantes (ie. Myriade), de filières existantes (ie. Myriade),

nécessité de développer tout ou partie de nouvelles chaînes fonctionnelles,nécessité de développer tout ou partie de nouvelles chaînes fonctionnelles,

la propulsion s’inspire beaucoup de celle de GRACE (Marotta – UK),la propulsion s’inspire beaucoup de celle de GRACE (Marotta – UK),

la structure est entièrement nouvelle et à développer,la structure est entièrement nouvelle et à développer,

les logiciels de vol et les bancs seront eux aussi entièrement nouveauxles logiciels de vol et les bancs seront eux aussi entièrement nouveaux


ASPICS

SYNTHESE (4)

Durée de mission

Observations et domaines spectraux

Lanceur (Perfo.) et Orbite

Masse totale des satellites

Nombre de satellites

Distance ISL /

Variabilité

1an et 3 mois

(Science : 1 an)

Couronne Solaire (1.03 à 3.2 Rs) en

540-640nm et Lyman-alpha

Disque Solaire en Lyman-alpha et He II (30.4nm)

Soyuz (1350kg)

Orbite Géosynchrone

<1300kg (avec la marge

système de 30%)

2 (1Satellite Coronographe

+ 1Satellite Occulteur )

~143m / ~Constante

Contrôle latéral Contrôle longitudinal

Connaissance position latérale

Contrôle d’attitude Occulteur

Contrôle d’attitude Coronographe

Points durs

+/-0.7cm (L.O.S.+/-10’’)+/-50cm

+/-1à2mm (L.O.S.+/-1,5’’à3’’)

+/-3 arc min (Stabilité : 1’’/10s )

+/-6 arc min (Stabilité : 1’’/60 s )

Stabilité de pointage difficile à tenir sur les 2 satellites

Documents

S/C Occulteur: image du disque