Formation Flying for Astrophysics

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1 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 Baffle et collimateur pour rejeter le fond diffus X du ciel
Refroidissement détecteur Protection pour les opérations sol, lancement et orbite basse Rejet du bruit de fond de l’instrument

3 Charge utile satellite détecteur
Caractéristiques charge utile détecteur Focal plan area 15 cm Température plan focal < -20° C Nombre de boîtier électronique 4 Volume Electronique 33 litres Puissance détecteur 75 W Masse total kg Deux detecteurs : un haute énergie et un basse énergie Plan focal encapsulé

4 COLD OR CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR allow a passive thermal concept
pointing allows a cold surface continuously facing deep space without any perturbation small size and mass (focused signal) slightly dissipative (front electronics beside) no coolers, no mechanisms, no vibrations, no consumption allow a passive thermal concept but very specific design for each case heat pipe connected to a classical radiator cold detection CEA design

5 Charge utile satellite miroir
Diametre Max/Min 600/290 mm Longueur Focale 30000 mm Hauteur Miroir 600 mm Configuration Wolter I Nombre de module miroir 1 Nombre de coquille 100 Revêtement Surface coquille Pt Min/Max angle incidence 0.07 o/0.142o Matériau structure coquille Ni Min/Max épaisseur coquille 0.12/0.30 mm Masse du module miroir 213 Kg Champ de vue (FWHM) 6 arcmin Résolution attendue (HEW) 30 arcsec Surface keV 550 cm2 Type Wolter-I : incidence rasante Miroir utilisant la technologie XMM Autre revêtement possible :

6 but here with 2 faces open toward deep space
MODULE MIROIR 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 line of sight 25° Sun max depointing Sun baffle X and thermal baffle Thermal baffle Thermalized mecha I/F Mirror Module 650650 300 Kg 20°±2 external Th Ctl internal Th Ctl on spider working hypothesis

7 Durée mission scientifique : 2 ans
Champ de vue 6 arcmin Satellite miroir Pointage absolu 10 arcsec Type Sources observed duration (in ks) Nb Observ. Science TM rate Long observation far away AGN and clusters 1000 10 1.4kb/s Galactic center SgrA*, diffus 100 Weak source Extra galactic jets 76 620 Medium source Cluster of Galaxies, AGN, extra galactic binary systems 47 210 10kb/s Hard source supernovae remnant, binary system, galactic in low state 18 70 >14kb/s up to 400kb/s* Extra-hard source Galactic X Binary system - Novae X – Crabe 80 >14kb/s up to 400kb/s/* Connaissance Ligne de visée 3 arcsec 30m +/-0.1m Satellite détecteur Liste typique d’observations utilisée pour le dimensionnement +/-1cm La configuration optique devra être optimisée (ex : focale entre 20 m & 30 m) * Low energies can be sampled to reduce data rate

8 Pointing type XMM and INTEGRAL:
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 Scientific Orbit : 44 000 km / 253 000 km / 7 days / Low inclination
Has been chosen to give 90% time above km which maximizes the science Satellites DV 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 MECANIQUE ORBITALE Orbite de transfert J3 J2 J4 Observations J5 J1 J6
Correction période orbitale Remontée du périgée Orbite de transfert Mise à poste Le périgée sera de ~70000 km après 2 ans Descente TM & maintien de la Formation Evolution de l’inclinaison J2 J3 J4 Observations J1 J5 J6 J7 Opérations typique sur une orbite Le périgée augmente & l’apogée diminue (effet Lune & conservation du demi grand axe)

11 Perigee latitude variation Angular orbital parameters variation
Maintien à poste : Les courbes ci-contre montrent la grande variabilité des paramètres orbitaux. On maintiendra le demi grand axe de l’orbite 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 Angular orbital parameters variation

12 ANTI-COLLISION DEUX Satellites à 30 m = DANGER en cas de passage en Mode Survie D DV X (Axe selon la trace) dp Satellite “suiveur” (x0,z0,y0) Manoeuvre anti collision : stratégie en deux impulsions Radial Z Il existe une infinité de trajectoires possibles Le coût d’une manoeuvre est de quelques cm/s pour s’éloigner 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

13 CONFIGURATIONS UNDER SOYUZ FAIRING
LANCEMENT Tir Soyuz dédié : Orbite HEO : 200 km x km Impact de l’inclinaison de l’orbite sur la performance Mais : Impact visibilité stations poursuite lanceur à analyser Sauvegarde à analyser pour i  40° (survol Europe) Intérêt d’une correction de l’inclinaison par satellite ? Inclinaison Performance i = 5,2° 2290 kg i = 30° 2120 kg i = 45° 2000 kg i = 60° 1850 kg CONFIGURATIONS UNDER SOYUZ FAIRING

14 Minimal life duration : 2,5 years
MISSION TIMELINE Positioning 3 weeks Comp. FF 5 weeks Minimal life duration : 2,5 years Scientific mission 104 weeks Margin due to availability : 26 weeks Commissioning 3 weeks FF Validation 3 weeks Extended mission

15 GNC- VOL EN FORMATION (1)
Spécifications Caractéristiques Miroir Détecteur . Positionnement relatif . Connaissance NA NA +/- 1 cm latéral +/- 10 cm distance 0.5 mm latéral . Pointage . Stabilité d’attitude 10 as NA 1° NA Miroir Choix système Satellite Miroir pointé vers la source Satellite détecteur asservi en position relative Détecteur Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale retenue (HEO – km) les perturbations sont de faible amplitude pendant les périodes d’observation car dominées par la pression de radiation solaire  exigences faibles en résolution de poussée et en impulsion totale Localisation: L’exigence 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) m/s de maintien en formation en HEO m/s de manœuvres pour changement de cible (1000 pointés)

16 GNC- VOL EN FORMATION (2)
Métrologie relative - mesure distance par senseur RF: bruit: 0.5 mm (1 s) - mesure direction relative par senseur latéral: bruit: 1’’ (3 s) - mesure attitude absolue par senseur stellaire fin: bruit: 1’’ (3 s) Antennes Rx/Tx Calibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues) détecteur Miroir 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 d’attitude 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.

17 GNC - VOL EN FORMATION (3)
Bilan équipements Satellite Miroir Satellite 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 d’orbite) - Propulsion gaz froid (8 prop.) pour contrôle relatif - Propulsion hydrazine (mise à poste et contrôle d’orbite) 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  senseur latéral ’’grossier’’ en cours d’étude 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 d’un nouveau senseur stellaire de précision accrue mais surtout: * une calibration en vol à partir d’observations de sources de référence  étude à mener sur le bilan de perfos * une conception spécifique de l’aménagement et de la structure pour minimiser de façon drastique les déformations thermoélastiques  faisabilité à étudier en phase A

18 avec leurs conséquences architecturales.
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 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 AVIONIQUE 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

21 COMMANDE CONTROLE Besoins d’autonomie 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 d’un risque de collision - Repli en Survie après exécution éventuelle d’une 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 d’autonomie 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 d’évitement proposée - une alternative reste ouverte sur la façon de répondre à un risque de collision, selon que l’on 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: - d’un rapprochement anormal, - de la perte du lien ISL - du repli en Survie d’un SL

22 satellite miroir satellite détecteur
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. - 144 kg propellant capacity, with 4 Rafaël 38 L tanks (Proteus) for a need 115 kg. Cold gas system 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 La contrainte de collimation est complexe à gérer
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 REFERENCE PLAN CONSTRAINTS COLLIMATION CONSTRAINTS
CONFIGURATION REFERENCE PLAN CONSTRAINTS COLLIMATION CONSTRAINTS 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. Mirror Satellite Wide sky screen narrow sky screen 2 planes 3 planes conf 1 conf 2

25 2 configurations du satellite détecteur
compartiment avionique propulsion I/F lanceur collimateur détecteur 2 configurations du satellite détecteur compartiment avionique propulsion baffle et I/F lanceur baffle amont du module miroir configuration du satellite miroir

26 Satellite Miroir « sec »
BILAN DE MASSE soyuz capability Structure 182,5 20% Power 50,5 24% Pyro/mechanisms 1,1 10% Thermal control 4,1 23% Telecommunications 8,0 5% ACS Sensors 28,7 15% Avionics 6,0 Propulsion Stage 34,9 8% System margin 223,7 30% Total sans CU 539,5 Total CU 430,0 Total Satellite 969,5 Mission en HEO Masse du satellite miroir 1255 Masse du satellite détecteur 532 Marge système 30% Marge système (kg) 375,3 Adaptateur Miroir 70 Adaptateur Détecteur Structure additionnelle (type SYLDA) 300 Masse totale 2227 Performance du lanceur 2289 Marge supplémentaire de performance (kg) 62 Marge supplémentaire de performance (%) 2,7% Masse totale du Miroir Satellite Miroir « sec » Structure 86,5 20% Power 48,1 24% Pyro/mechanisms 1,1 5% Thermal control 4,1 23% Telecommunications 9,6 26% ACS Sensors 40,4 16% Avionics 6,0 Propulsion Stage 47,6 8% System Margin 92,3 30% Total sans CU 335,8 Total CU 64,2 Total Satellite 400,0 Satellite Détecteur « sec »

27 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 Mirror Detector ISL TT&C Unique link during nominal operational phase TT&C for emergency, Mise à poste and commissioning (Rx always ON) ESOC (15 m) S band Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID

28 OPERATIONS : SEVERAL HARD SOURCES (22 ks ; > 1 mCrab)

29 OPERATIONS (Cont’d) EXAMPLE 2 ONE WEAK SOURCE (79 ks ; < 50 µCrab)
EXAMPLE 3 DEEP FIELD (~1 Ms)

30 SIMBOL-X Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS
CALENDRIER SIMPLIFIE Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science) 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 Phase E Lancement Satellite Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D CU Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D Satellite Miroir Phase A Phase B Phase C Phase D CU Miroir Phase A Phase B Phase C Phase D

31 SYNTHESE & PERFORMANCES (1)
SIMBOL-X représente un « Observatoire permanent » qui propose un grand nombre d’observations (jusqu’à 500 par an) correspondant à une grande variété d’objets célestes dans le domaine des rayonnements X durs (>10 keV). La «faible» durée des temps d’observation des sources X (moins d’un 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 d’envisager différentes options de miroirs (avec des focales comprises entre 25 m et 30 m selon les options : Miroirs semblables à ceux d’XMM, 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 d’isolant multicouche en entrée et en sortie.

32 SYNTHESE & PERFORMANCES (2)
La nécessité d’inclure 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 l’optimisation des satellites (dimensions et masses) qui permettront d’assurer 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 d’aboutir à la définition d’un 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 d’envisager un lancement de Kourou dès la fin 2012. 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) keV Soyuz (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 d’attitude Miroir Contrôle d’attitude 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.)