Appel à idées «   débris spatiaux   »  

1. IntroductionLes débris sont ces résidus de l’activité spatiale, qui orbitent autour de la Terre. Ils constituent une menace pour l’activité spatiale actuelle et future, et les industriels du spatial cherchent des solutions de prévention du risque (conception des objets spatiaux, mesures évitant la multiplication des débris par l’effet des collisions), de protection en orbite, et de contrôle ou de réduction du nombre d’objets.

Les agences (Commission Européenne, ESA, CNES, etc) en ont visiblement fait une priorité dans leurs budgets futurs. L’estimation du budget de la commission européenne est de ~10M€ en 2014 et augmente jusqu’à atteindre ~90M€ en 2020.

Le pôle Aerospace Valley, en association avec le CNES et les deux grands fabricants Européens THALES ALENIA SPACE et AIRBUS DEFENSE & SPACE, a décidé de lancer un appel à idées sur des thèmes que la Commission Marchés Espace et le CNES ont jugé prioritaires. Le but est d’identifier et de soutenir des innovations dans les PMEs sur le sujet.

L’appel se veut très ouvert, mais quelques grands thèmes sont proposés  ci-dessous :

Simulation: analyse et prédiction des trajectoires et des orbites, pour des problématiques de collision ou de rentrée

Observation des débris (depuis le sol ou l’espace) Protection des satellites face aux débris Stratégies de fin de vie, ainsi que toutes les techniques de moindre pollution

Valorisation des débris spatiaux, comme déchets d’une activité industrielle

Etc…

2. Quelques axes recherchés :

Simulation: analyse et prédiction des trajectoires et des orbites, pour des problématiques de collision ou de rentrée

Etude de trajectoire et propagation :Actuellement les débris spatiaux, en absence d’informations sur leur géométrie, sur leur attitude et l’évolution de cette dernière avec le temps, sont considérés comme des objets de forme sphérique. L’erreur de propagation induite par cette hypothèse peut être non négligeable, surtout dans les cas où les débris spatiaux ont un fort rapport surface sur masse.

1.1. Amélioration de la précision de propagation par la prise en compte des géométries non sphérique ainsi que du couplage de l’attitude avec l’évolution orbitale.

Une phase préalable à la propagation d’un objet spatial ainsi qu’au calcul du couplage attitude/position orbitale, consiste à estimer la géométrie et l’attitude de l’objet. Cette estimation que nous pouvons appeler à 9 ou 12 dégrées de liberté, en fonction de si on n’estime que l’attitude de l’objet spatial ou la vitesse de rotation sur lui-même aussi, nécessite la combinaison de mesures de différents types (i.e. Mesures photométriques avec des mesures de trajectographie pour les télescopes, où des mesures de surface équivalente radar avec des mesures de trajectographie).

1.2 Amélioration de la caractérisation des objets spatiaux par l’estimation de leur géométrie et de leur attitude.

Le CNES possède des modèles numériques, très précis mais relativement long d’exécution. Pour le modèle de propagation à court terme, il possède également des modèles analytiques avec un niveau de précision dégradé mais très performants du point de vue temps de calcul. Pour la propagation moyen et long terme, le CNES dispose d’un modèle semi-analytique performant en temps de calcul (e.g. 1 min. de calcul pour la propagation orbitale pendant une centaine d’années). Cependant, pour des études paramétriques, où il s’agit de propager plusieurs milliers voire des centaines de milliers d’objets, aucun des modèles de propagation disponibles ne permet d’atteindre un temps de calcul raisonnable. L’analyse de l’évolution long terme de la population de débris autour de la terre, c’est un exemple d’application dans lequel nous devons propager un très grand nombre d’objets spatiaux pendant quelques centaines d’années.

1.3. Amélioration du temps d’exécution des modèles semi-analytiques, tout en garantissant la précision de calcul.

Gestion du risque de collisions :La gestion opérationnelle des risques de collision a comme principal objectif de protéger les missions spatiales vis-à-vis du risque de collision en orbite et au lancement. Pour minimiser ce risque, tous les rapprochements entre les satellites d’intérêt et la population d’objets catalogués sont surveillés en permanence. On estime actuellement à environ 22000 le nombre d’objets catalogués (e.g. Objets ayant une taille d’environ 10cm en orbite basse et d’environ 1m en orbite MEO et GEO).

Pour la gestion opérationnelle des risques de collision, deux hypothèses principales sont faites. D’une part les erreurs en vitesse sont négligeables vis-à-vis de l’erreur en position, d’autre part que l’erreur en position des objets spatiaux peut être modélisée par une loi gaussienne. Ces hypothèses sont vérifiées dans la grande majorité des cas, mais il existe néanmoins des cas où les erreurs en vitesse doivent être prises en compte ou encore l’hypothèse de normalité pour la loi de probabilité n’est pas garantie. Ces cas ont lieu notamment quand la vitesse relative de rapprochement entre deux engins spatiaux est très

faible (e.g. dans l’ordre de la dizaine de mètres par seconde ou inferieur), ou encore des lors que l’on doit propager pendant plusieurs jours des objets spatiaux avec de grandes incertitudes orbitales.

2.1. Amélioration des performances des algorithmes de calcul de la probabilité de collision, dans le cas des erreurs de vitesse non négligeables (Temps d’exécution < 1s).

2.2. Amélioration des algorithmes de calcul de la probabilité de collision, pour la prise en compte des incertitudes non gaussiennes, tout en conservant les performances de calcul.

2.3. Evaluation de la précision de restitution d’orbite.a. Prise en compte des incertitudes non gaussiennes sur les paramètres des

mesuresb. Prise en compte des paramètres incertains

Actuellement, on ne propage que les objets >10cm, et on atteint les 22000 objets catalogués. Si l'on se préoccupe des objets de taille centimétrique, voire millimétrique, on se rapproche du million d'objets.

2.4. Comment propager un si grand nombre d'objets et estimer leur évolution à long terme, tout en tenant compte des rentrées et des perturbations orbitales, et en évaluant les probabilités de collision dans cette population avec un temps de calcul non rédhibitoire.

Rentrée atmosphérique:Actuellement une des sources principales d’erreur quant à la propagation des objets en orbite basse (h < 2000 Km) et donc à l’estimation de la date de rentrée d’un objet spatial, est liée à l’estimation de l’effet de la force de frottement sur l’orbite. De nombreux paramètres rentrent en jeu lors de l’estimation de cette force, comme par exemple les coefficients aérodynamiques, le rapport surface sur masse de l’objet spatial et la densité atmosphérique qui est directement liée au modèle d’atmosphère et à la prédiction de l’activité solaire.

Aujourd’hui, et compte tenu des paramètres qui viennent d’être évoqués, on considère que nous avons une marge d’erreur sur la date de rentrée d’un engin non contrôlé de l’ordre 10% du temps entre la date de l’estimation et la date de rentrée estimée. Cela se traduit par une incertitude d’une orbite et demie (soit environ 60 000 km !) un jour avant la rentrée.

3.1 Amélioration des modèles atmosphériques et de prévision d’activité solaire.

Une fois la date de retombée calculée ou la plage de dates pendant lesquelles un engin est susceptible de rentrer sur Terre selon que la rentrée est contrôlée ou non, et si on s’intéresse au nombre de fragments qui vont arriver au sol (satellites non encore conforme à la LOS), il existe un grand nombre de nouvelles variables qui rentrent en jeu telles que :

Le nombre et les caractéristiques de ces fragments, en particulier leur comportement aérodynamique et aérothermodynamique pendant la rentrée (ablation totale ou partielle)

l’altitude de fragmentation

la possibilité d’une explosion lors de cette fragmentation (par exemple due à la présence d’ergols résiduels).

La date effective de rentrée, pour une rentrée non contrôlée …

Tout ou partie de ces variables doit être pris en compte pour le calcul de la « tache » de fragments arrivant au sol et pour le calcul de la probabilité de faire des victimes au sol via une approche de type Monte Carlo. Pour ce faire, le CNES dispose depuis 2007 d’un outil spécifique utilisé opérationnellement depuis fin 2010 et diffusé sur demande aux opérateurs ou maîtres d’œuvre lanceur et satellites.

3.2 Amélioration des techniques statistiques pour le calcul de la tache au sol, afin d’optimiser le temps de calcul tout en garantissant une bonne précision d’estimation.

Observation des débris Comme il a été évoqué précédemment, on estime à environ 22000 le nombre d’objets catalogués orbitant autour de la terre. Afin de protéger les satellites en orbite et les populations au sol en cas de rentrée atmosphérique, il est nécessaire de les observer, les suivre et les cataloguer. Pour les senseurs qui surveillent une région de l’espace, tels que les télescopes pour la surveillance de l’arc géostationnaire (e.g. Télescopes TAROT du CNRS utilisés par le CNES pour la surveillance de l’arc GEO entre les longitudes -128° et 56°) le CNES travaille aussi dans le développement des stratégies dites « leak proof » permettant de détecter au moins une fois tout ce qui traverse la région surveillée.

Pour suivre des objets de l’arc géostationnaire, on utilise 2 télescopes (TAROT du CNRS utilisés par le CNES pour la surveillance de l’arc GEO entre les longitudes -128° et 56°). Le CNES dispose de 15% de leur temps d’observation, à raison de 3 images toutes les 30s.

4.1 Optimisation des temps d’observation par le développement des stratégies « leak proof »

Dans le domaine de la surveillance optique de l’espace, les observations se font de nuit sur les objets éclairés par le soleil.

4.2 Allongement de la période d’observation par l’utilisation des filtres optiques ou encore l’infrarouge.

Pour ses besoins d’étude système (dimensionnement et performances d’un système de surveillance des objets spatiaux), le CNES met au point un simulateur intégrant chacun des sous-systèmes ayant un effet important sur la façon dont on va observer, détecter et cataloguer les objets en orbite terrestre. Ainsi le simulateur modélise chacun des sous-systèmes suivants ainsi que leurs interactions.

Population de satellites et débris orbitant autour de la terre Moyens de surveillance

o Télescopes au sol ou en orbite

o Radars Algorithmes pour la détection, catalogage, calcul de probabilité de collision, … Météorologie

Plus on voudra se rapprocher de la réalité avec un tel outil de simulation, plus on devra affiner la modélisation de chaque sous-système. En conséquence, il est envisagé de développer des modèles génériques de radar et télescope afin d’obtenir des mesures d’observation réalistes, d’introduire dans le simulateur les effets de l’atmosphère (e.g. troposphère, météorologie) et de l’ionosphère sur les mesures des radars et des télescopes

4.3 Développement de modèles génériques de radar, télescope, environnement météorologique (atmosphère, activité solaire).

En plus de la multiplication des senseurs conventionnels pour augmenter le nombre d’objets détectés et catalogués, peut-on envisager des concepts plus ou moins novateurs ?

4.4 Peut-on envisager l’observation opportuniste des débris depuis l’espace ?

Protection des satellites face aux débrisLes débris peuvent être classés en 3 catégories :

> 10cm : ~22 000 objets Entre 1et 10cm : ~200 000 Entre 0.1 et 1cm : ~35 000 000

Pour la première catégorie, on évite les collisions par manœuvres d’évitement. Pour la 3ème, on agit sur la résistance des satellites. Il n’y a pas de solutions actuellement pour la 2ème

catégorie.

L’enjeu est donc ici de renforcer la résistance du satellite face aux débris de petite taille (de l’ordre de quelques centimètres).

5.1 Axe d’amélioration sur les matériaux, plus résistants, retenant les petits débris générés suite à l’impact, bon rapport résistance/poids...

Un autre enjeu est de prévoir au mieux la déformation que va subir le matériau à l’impact dans les conditions orbitales. Il s’agit donc de pouvoir modéliser le comportement physique de l’impact à très grande vitesse et/ou de développer les moyens d’essais

5.2 Loi de comportement physique de l’impact

Stratégies de fin de vie, ainsi que toutes les techniques de moindre pollutionTout satellite ayant terminé sa mission doit aujourd’hui être désorbitée. On peut alors choisir soit de faire une rentrée atmosphérique contrôlée, soit de transférer le véhicule en orbite cimetière, soit de transférer le véhicule sur une orbite qui permettra naturellement le retour sur terre en moins de 25 ans. La loi spatiale impose également que la rentrée atmosphérique

n’ait pas d’impact au sol, ce qui implique de contrôler la rentrée ou de s’assurer que tout le véhicule sera consumé lors de sa rentrée et qu’aucun élément n’atteindra le sol.

6.1. Recherche de nouveaux matériaux, ou comment les modifier chimiquement pour les affaiblir lors d’une forte montée en température correspondant à une rentrée atmosphérique et provoquer sa consumation

Tout véhicule spatial qui reste dans l'espace après la fin de sa phase de retrait de service doit être passivé afin de réduire l'occurrence d'explosion. Cela consiste à éliminer tout l'énergie stockée : vidanger les réservoirs, décharger les batteries, baisser la pression des réservoirs ....

6.2. Peut-on identifier quelle est la pression résiduelle maximum que l’on peut accepter dans un réservoir pour que s’il subit un impact avec un petit débris à grande vitesse, il n’explose pas.

3. Mise en œuvreCet appel est ouvert à tous les acteurs évoluant au sein des régions Aquitaine et Midi-Pyrénées pouvant proposer une idée applicable.

Le pôle met en place un comité de sélection pour évaluer et sélectionner les réponses. Il sera composé des grands donneurs d’ordre, qui signeront à titre individuel un engagement de confidentialité. Il aura la responsabilité de retenir, parmi les idées les plus pertinentes, celles qui bénéficieront de l’accompagnement du pôle Aerospace Valley, c’est-à-dire une assistance à la recherche de financements appropriés, et à la recherche de partenariats technologiques.

Les idées doivent être soumises avant le 16 Mai 2014 à l’adresse suivante : appel-idées-debris@aerospace-valley.com en utilisant le formulaire ci-joint.

Toute question relative à l’appel à idées doit être soumise à l’adresse ci-dessus.

Les réponses attendues seront d’un degré de maturité très différent : d’une simple idée à une technologie déjà testée.

Le pôle soutiendra de manière égale l’ensemble des réponses sélectionnées, et les accompagnera avec ses outils (financement R&D, ingénierie projets, ingénierie financière, mise en relation) dans leur implémentation.

Fiche de Candidature

Appel à Idées

« Débris Spatiaux »

INTITULÉ DE L’IDÉE :

(1 ligne)

PORTEUR(S) DE L'IDEE : …

NOM DU CONTACT : …MAIL : …TEL. : …

THEMATIQUE DE L'IDEE DE DEMONSTRATION :

☐ Simulation: analyse et prédiction des trajectoires et des orbites, pour des problématiques de collision ou de rentrée (indiquer le sous thème 1 à 3.2)

☐ Observation des débris (indiquer le sous thème 4.11 à 4.4)

☐ Protection des satellites face aux débris (indiquer le sous thème 5.1 à 5.2)

☐ Stratégies de fin de vie, ainsi que toutes les techniques de moindre pollution (indiquer le sous thème 6.1 à 6.2)

☐ Autre (par exemple Valorisation des débris spatiaux, comme déchets, etc)

DESCRIPTION

(1-2 pages maximum)

Expliquer en quelques phrases :- le principe de l'idée- le caractère innovant- la(les) problématique(s) résolue(s)- …

Niveau de Maturité Technique

Partenaires :- Identifiés : …- Recherchés : …

AEROSPACE VALLEY

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