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CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre 2005 1 SIMBOL-X Formation Flying for Astrophysics SIMBOL-X : An.

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1 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Formation Flying for Astrophysics SIMBOL-X : An X Ray Mission ~ [ 0,5keV – 70 to 80keV ] ~ [ Hz – Hz ] ~ [ 2480 pm – 17.7 pm ] (Target Launch : 2012)

2 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Baffle et collimateur pour rejeter le fond diffus X du ciel Protection pour les opérations sol, lancement et orbite basse Refroidissement détecteur Rejet du bruit de fond de linstrument

3 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Caractéristiques charge utile détecteur Focal plan area 15 cm Température plan focal < -20° C Nombre de boîtier électronique 4 Volume Electronique 33 litres Puissance détecteur75 W Masse total 46 kg Charge utile satellite détecteur Deux detecteurs : un haute énergie et un basse énergie Plan focal encapsulé

4 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X small size and mass (focused signal) slightly dissipative (front electronics beside) pointing allows a cold surface continuously facing deep space without any perturbation COLD OR CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR allow a passive thermal concept no coolers, no mechanisms, no vibrations, no consumption but very specific design for each case heat pipe connected to a classical radiator cold detection CEA design

5 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Charge utile satellite miroir Type Wolter-I : incidence rasante Miroir utilisant la technologie XMM Diametre Max/Min600/290 mm Longueur Focale30000 mm Hauteur Miroir600 mm ConfigurationWolter I Nombre de module miroir1 Nombre de coquille100 Revêtement Surface coquillePt Min/Max angle incidence0.07 o /0.142 o Matériau structure coquilleNi Min/Max épaisseur coquille0.12/0.30 mm Masse du module miroir213 Kg Champ de vue (FWHM)6 arcmin Résolution attendue (HEW)30 arcsec Surface keV550 cm 2 Autre revêtement possible :

6 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X New Media Lario Design Mirror shells Spider Case Mechanical I/F XMM background thermal control: 20 ± 2° but here with 2 faces open toward deep space MODULE MIROIR line of sight 25° Sun max depointing Sun baffle X and thermal baffle Thermal baffle Sun baffle Thermalized mecha I/F Mirror Module Kg 20°±2 external Th Ctl internal Th Ctl on spider working hypothesis

7 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Satellite miroir Satellite détecteur Champ de vue 6 arcmin Connaissance Ligne de visée 3 arcsec 30m +/-0.1m Pointage absolu 10 arcsec TypeSources observedduration (in ks) Nb Observ.Science TM rate Long observationfar away AGN and clusters kb/s Galactic centerSgrA*, diffus kb/s Weak sourceExtra galactic jets kb/s Medium sourceCluster of Galaxies, AGN, extra galactic binary systems kb/s Hard sourcesupernovae remnant, binary system, galactic in low state 1870>14kb/s up to 400kb/s* Extra-hard sourceGalactic X Binary system - Novae X – Crabe 1880>14kb/s up to 400kb/s/* Durée mission scientifique : 2 ans * Low energies can be sampled to reduce data rate Liste typique dobservations utilisée pour le dimensionnement La configuration optique devra être optimisée (ex : focale entre 20 m & 30 m) +/-1cm

8 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X OBSERVATION AREA 20° Sun ecliptic plan sky area visible at any moment 35% 360° 4,5 months Pointing type XMM and INTEGRAL: the celestial vault is scanned in 4,5 months ( 35% instantanément)

9 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Scientific Orbit : km / km / 7 days / Low inclination Has been chosen to give 90% time above km which maximizes the science Satellites V around 500 m/s (hydrazine) Daily visibility : ~12 hours per station with a maximum of 2 hours hole At perigee the visibility is permanent (24 hours) for the chosen station

10 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X MECANIQUE ORBITALE Observations Descente TM & maintien de la Formation Evolution de linclinaison Le périgée augmente & lapogée diminue (effet Lune & conservation du demi grand axe) J2 J7 J6 J3 J4 J5 J1 Opérations typique sur une orbite Mise à poste Orbite de transfert Remontée du périgée Correction période orbitale Le périgée sera de ~70000 km après 2 ans

11 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Perigee latitude variation Angular orbital parameters variation Les courbes ci-contre montrent la grande variabilité des paramètres orbitaux. On maintiendra le demi grand axe de lorbite pour garder le phasage par rapport aux stations sol (7 jours sidéraux) On réalise une manoeuvre au périgée toutes les quatre orbites (28 jours). Le coût est de 13 m/s par an Maintien à poste :

12 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Manoeuvre anti collision : stratégie en deux impulsions Z X (Axe selon la trace) Radial dpdp Satellite suiveur (x 0,z 0,y 0 ) V D Il existe une infinité de trajectoires possibles Le coût dune manoeuvre est de quelques cm/s pour séloigner à 1 km La première impulsion est calculée à bord et réalisée automatiquement sans intervention du Sol La seconde manoeuvre est calculée par le sol, téléchargée à bord puis réalisée sous contrôle du Sol le délai maximal pour réaliser cette seconde manoeuvre est de 3,5 jours ANTI-COLLISION DEUX Satellites à 30 m = DANGER en cas de passage en Mode Survie

13 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X CONFIGURATIONS UNDER SOYUZ FAIRING Tir Soyuz dédié : –Orbite HEO : 200 km x km –Impact de linclinaison de lorbite sur la performance –Mais : Impact visibilité stations poursuite lanceur à analyser Sauvegarde à analyser pour i 40° (survol Europe) Intérêt dune correction de linclinaison par satellite ? InclinaisonPerformance i = 5,2°2290 kg i = 30°2120 kg i = 45°2000 kg i = 60°1850 kg LANCEMENT

14 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X MISSION TIMELINE Minimal life duration : 2,5 years FF Validation 3 weeks Comp. FF 5 weeks Extended mission Positioning 3 weeks Commissioning 3 weeks Scientific mission 104 weeks Margin due to availability : 26 weeks

15 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X GNC- VOL EN FORMATION (1) Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale retenue (HEO – km) les perturbations sont de faible amplitude pendant les périodes dobservation car dominées par la pression de radiation solaire exigences faibles en résolution de poussée et en impulsion totale Localisation: Lexigence sur la position latérale impose une métrologie précise (mesure attitude et aligne- ment véhicules à 1 as) nouveaux équipements, calibration en vol, contraintes sur conception structure Besoins delta-v (2 ans de mission) 3 m/s de maintien en formation en HEO 20 m/s de manœuvres pour changement de cible (1000 pointés) Miroir Détecteur CaractéristiquesMiroirDétecteur. Positionnement relatif. ConnaissanceNA +/- 1 cm latéral +/- 10 cm distance 0.5 mm latéral. Pointage. Stabilité dattitude 10 as NA 1° NA Spécifications Choix système Satellite Miroir pointé vers la source Satellite détecteur asservi en position relative

16 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X 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 ) GNC- VOL EN FORMATION (2) Contrôle en position relative : - Réalisable par des tuyères gaz froid 10 mN déjà utilisées pour GRACE - Pilotage par impulsions à faible cadence 3000 – 5000 s pour le maintien en position forcée utilisé aussi pour le contrôle dattitude du détecteur Architecture commande - Satellite Miroir 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. détecteur Miroir Antennes Rx/Tx Calibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues)

17 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X GNC - VOL EN FORMATION (3) Synthèse: - Spécifications faiblement contraignantes pour la propulsion (gaz froid GRACE) - 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 détude et prototype développé en 2006 (R&T CNES) - La difficulté principale provient du besoin de connaissance en position latérale de 0.5 mm qui implique le développement dun nouveau senseur stellaire de précision accrue mais surtout: * une calibration en vol à partir dobservations de sources de référence étude à mener sur le bilan de perfos * une conception spécifique de laménagement et de la structure pour minimiser de façon drastique les déformations thermoélastiques faisabilité à étudier en phase A Satellite MiroirSatellite détecteur Métrologie- SST standard (x2) + 1 bloc gyro - Terminal RF + 1 antenne - coin de cube - SST fin (1) + SST standard + gyros - Terminal RF + 3 antennes - senseur latéral Actuation- Roues de réaction (x4) > 1 Nm.s - Propulsion hydrazine (mise à poste et/ou contrôle dorbite) - Propulsion gaz froid (8 prop.) pour contrôle relatif - Propulsion hydrazine (mise à poste et contrôle dorbite) Bilan équipements

18 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X SEGMENT SPATIAL Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choix avec leurs conséquences architecturales. Par souci de concision, seuls les sous systèmes identifiés comme dimensionnant sont abordés Choix amont d'une possibilité maximale de coopération vs un coût minimum - satellite miroir : minimisation des fonctions liées au Vol en Formation - satellite détecteur porte toutes les fonctions liées au VF - satellites très indépendants et compatibles d'un lancement SOYUZ avec SYLDA - pas de possibilité de point de panne unique donc haut niveau de redondance sur chacun car pas d'effet de symétrie Possibilité d'un GS fixe autorisé par le type de pointage type XMM et INTEGRAL qui simplifie aussi le contrôle thermique Problématique forte de collimation pour filtrer le rayonnement X diffus du fond du ciel

19 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X OBSERVATION AREA AND TECHNICAL CONSTRAINTS 20° Sun ecliptic plan sky area visible at any moment 35% 360° 4,5 months Pointing type XMM and INTEGRAL: allow a sun pointing: - GS fixes - simplified Th Ctle the celestial vault is scanned in 4,5 months ( 35% at any moment)

20 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X cellules AsGa triples jonctions pointées soleil 2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 W rendement Boîtier de puissance = 0,94 Bilan énergétique préliminaire = 330 W avec l'émission TMI et le ctle Th OK Intérêt de partir sur une Avionique Myriade avec 1 boîtier de puissance boosté à 400 W - Rapport prix, masse, volume consommation sans équivalent: OBC Myriade : 4l, 3.2kg, 6w-10w, COTS - Compatible de la durée de vie à deux ans - Fiabilité & disponibilité prises en compte par doublement de composants ou de cartes - Tenue au radiations sur 2 à 3 ans en orbite basse, extrapolable à 3 ans en orbite haute Pour se donner plus de flexibilité, possibilité de rajouter un Calculateur de Gestion de la CU: - rajout possible de cartes I/O - augmentation mémoire de masse - adaptation possible du système de datation au besoin mission (OCXO du pack RF) - gestion instrument et contrôle thermique intéressant sur satellite détecteur, non nécessaire sur satellite focalisateur AVIONIQUE

21 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X COMMANDE CONTROLE Besoins dautonomie supplémentaires par rapport à un satellite classique: - GNC: asservissement en position relative des 2 satellites - FDIR anti-collision: maintien à bord et exécution de manœuvres autonomes de dégagement sur détection dun risque de collision - Repli en Survie après exécution éventuelle dune manœuvre Observabilité et commandabilité assurées: - organisation et cycles opérationels relativement simples - bilan de TM présentant des marges. - I/F sol-bord unifié, en routine (ISL pour TM/TC du SL Miroir) Niveau dautonomie raisonnable. Mais passage en Survie avec comportement Fail-Operational temporaire si option FDIR centralisée FDIR anti-collision: - risque de collision assez faible grâce à la stratégie dévitement proposée - une alternative reste ouverte sur la façon de répondre à un risque de collision, selon que lon implante ou pas une capacité de manoeuvre de dégagement dans le SL Miroir Dans les 2 cas on sait définir des logiques de protection contre les risques de collision découlant: - dun rapprochement anormal, - de la perte du lien ISL - du repli en Survie dun SL

22 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X PROPULSION pressurised bi-propellant system, type Rosetta - N2H4: 2 X 104 litres tanks from EADS-ST ; need = 184 kg, capacity= 225 kg - pressu N2: 1 PSI 18,8 L for a need of 4,8 kg ; - 8 thrusters 10N EADS-ST satellite miroir satellite détecteur GN2 pressurised N2H4 system - 12 X 1N thrusters. Isp = 220s kg propellant capacity, with 4 Rafaël 38 L tanks (Proteus) for a need 115 kg. Cold gas system - 16 X 10 mN Marotta UK thrusters for formation flying and anti-collision - Common high pressure GN2 storage with the pressurisation of the N2H4. 4,2 kg for hydrazine pressurisation + 4 kg for cold gas = 8,2 kg. Use of 2 PSI 18,8 L metallic high pressure vessels (capacity : 9,9 kg)

23 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X CONFIGURATION - le coefficient balistique (Surface/Masse) sera aussi voisin que possible sur les 2 satellites la géométrie de chacun sera la plus symétrique possible pour favoriser le contrôle de la formation - les I/F PF/CU sont les plus claires possibles tout en garantissant un découplage thermique et une grande stabilité dimensionnelle aux charges utiles particulièrement sensibles - I/F lanceur standard pour chaque satellite - toutes les fonctions sont redondées sur chacun des satellites - les volumes de réservoirs sont importants et donc contraignant dans la configuration La contrainte de collimation est complexe à gérer et représente une des principales difficultés de l'étude de configuration

24 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X CONFIGURATION To optimize the global pointing accuracy management, GNC sensors and detection plan must be nearby one to each other as much as possible to avoid all possible structural deformation effects. 2 planes 3 planes COLLIMATION CONSTRAINTS Wide sky screen narrow sky screen REFERENCE PLAN CONSTRAINTS Mirror Satellite conf 1 conf 2

25 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X CONFIGURATION conf 1 conf 2 compartiment avionique compartiment propulsion I/F lanceur collimateur détecteur compartiment avionique compartiment propulsion baffle et I/F lanceur baffle amont du module miroir 2 configurations du satellite détecteur configuration du satellite miroir

26 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X BILAN DE MASSE Satellite Détecteur « sec » Satellite Miroir « sec » soyuz capability Mission en HEO Masse du satellite miroir1255 Masse du satellite détecteur532 Marge système30% Marge système (kg)375,3 Adaptateur Miroir70 Adaptateur Détecteur70 Structure additionnelle (type SYLDA)300 Masse totale2227 Performance du lanceur2289 Marge supplémentaire de performance (kg)62 Marge supplémentaire de performance (%)2,7% Masse totale du Miroir300 Structure86,520% Power48,124% Pyro/mechanisms1,15% Thermal control4,123% Telecommunications9,626% ACS Sensors40,416% Avionics6,020% Propulsion Stage47,68% System Margin92,330% Total sans CU335,8 Total CU64,223% Total Satellite400,0 Structure182,520% Power50,524% Pyro/mechanisms1,110% Thermal control4,123% Telecommunications8,05% ACS Sensors28,715% Avionics6,020% Propulsion Stage34,98% System margin223,730% Total sans CU539,5 Total CU430,030% Total Satellite969,5

27 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X Communications strategy 2 communications modes –Housekeeping mode (TC + HKTM + ranging) –TMCU download (TC + TM high rate, detector only) Access the mirror through ISL in nominal phase Direct access to mirror (parallel communications) for: –Mise à poste –Commissioning –Emergency ESOC ( 15 m) S band ISL TT&C Unique link during nominal operational phase Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID TT&C for emergency, Mise à poste and commissioning (Rx always ON) Detector Mirror

28 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X OPERATIONS : SEVERAL HARD SOURCES (22 ks ; > 1 mCrab)

29 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X EXAMPLE 2 ONE WEAK SOURCE (79 ks ; < 50 µCrab) EXAMPLE 3 DEEP FIELD (~1 Ms) OPERATIONS (Contd)

30 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X CALENDRIER SIMPLIFIE Phase B Phase APhase CPhase D Phase E Phase APhase BPhase CPhase D Lancement Phase APhase BPhase CPhase D Phase APhase BPhase C 2015 Satellite Détecteur Satellite Miroir CU Détecteur CU Miroir Phase D Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science)

31 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X SYNTHESE & PERFORMANCES (1) SIMBOL-X représente un « Observatoire permanent » qui propose un grand nombre dobservations (jusquà 500 par an) correspondant à une grande variété dobjets célestes dans le domaine des rayonnements X durs (>10 keV). La «faible» durée des temps dobservation des sources X (moins dun jour en général) autorise une grande flexibilité dans la programmation ou la redéfinition des cibles à court terme. Le lancement des 2 satellites de la formation par SOYUZ de Kourou, sur une orbite HEO de période 7 jours, autorise des marges de masse substantielles (> 30% de marge système), ce qui permet denvisager différentes options de miroirs (avec des focales comprises entre 25 m et 30 m selon les options : Miroirs semblables à ceux dXMM, miroirs plus fins ou technologie multicouche). Ces options devront être étudiées durant la phase A et le choix confirmé à la fin de cette dernière. La décroissance de la transmission est acceptable par la mission aux basses énergies (ex : 20% à 1.5keV) et permet de maîtriser simplement le contrôle thermique du « module miroir » par ajout disolant multicouche en entrée et en sortie.

32 CERES – Atelier Vol en formation pour lastrophysique et la physique solaire 17 Octobre SIMBOL-X SYNTHESE & PERFORMANCES (2) La nécessité dinclure un collimateur pour la détection (perturbations induites par le rayonnement X du reste du ciel), a imposé des contraintes significatives sur le satellite détecteur (+ 1 écran sur le satellite miroir). Des marges importantes existent pour loptimisation des satellites (dimensions et masses) qui permettront dassurer une bonne adéquation à la mission scientifique. Un gros effort technique du CEA sur la mission, le système instrumental et la charge utile détectrice nous a permis daboutir à la définition dun système spatial SIMBOL-X se révélant robuste avec de bonnes marges en fin de Phase 0. Le développement de SIMBOL-X est prévu en 6 ans à partir de la fin de la phase A et permet denvisager un lancement de Kourou dès la fin Durée de mission Domaine Spectral Lanceur(Perfo.) et Orbite Masse totale des satellites Nombre de satellites Distance ISL (variabilité) 2,5 ans (Science:2 ans) keVSoyuz (2350kg) HEO période 7jrs <1800kg (avec la marge système de 30%) 2 (1Sat. D. + 1Sat. Miroir ) ~25 à 30m (~Constante) Contrôle latéral Contrôle longitudinal Connaissance position latérale Contrôle dattitude Miroir Contrôle dattitude détecteur Points durs +/-1cm (L.O.S.+/-70) +/-10cm +/-0.5mm (L.O.S.+/-3) +/-10 (Stabilité : non) +/-1degré (Stabilité : non) Miroirs XMM ou dérivé de XMM(Réalisation et Perfo.)


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