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CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 2005 1 MAX A GAMMA RAY ASTROPHYSICS MISSION STUDY (450 – 530 keV.

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1 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX A GAMMA RAY ASTROPHYSICS MISSION STUDY (450 – 530 keV & 800 – 920 keV) A FORMATION FLYING MISSION WITH A LENS SAT. & A DETECTOR SAT. INTER SATELLITE DISTANCE ~ 86M ~ 86m LENS SATELLITE DETECTOR SATELLITE MAX is one of the 4 formation flying astrophysics mission studied by CNES in 2005

2 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX distance 86m +10cm +1cm en latéral 60 cibles (1Msec) sur 2 ans Deux bandes observées simultanément : [450keV-530kev] et [800keV-920keV] Ligne de visée Pointage < 15arcsec Champ de vue 3 arc min Zone observable : quasiment tout le ciel Etre à l’extérieur des ceintures de Van Allen Télémétrie scientifique : 5kb/s

3 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Scientific Orbit : km / km / 7 days / Low inclination Has been optimized 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

4 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX 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 ? InclinaisonPerformance i = 5,2°2290 kg i = 30°2120 kg i = 45°2000 kg i = 60°1850 kg LANCEMENT Soyuz fairing configuration Soyuz - Sylda fairing configuration Lens S/C Detector S/C SOYUZ LAUNCHER

5 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX BILAN DE  V DETECTEUR (HEO) Manoeuvres  V (m/s) Marge (%)Efficacité (%) ErgolTotal (m/s) Remontée du périgée431098Hydrazine439,8 Correction erreurs lanceur5098Hydrazine5,1 Manœuvres de rapprochement 20098Hydrazine20,4 Maintien de la formation5,83070N210,8 Changements de cibles9,73098Hydrazine12,9 FDIR Anticollision5,03070N29,3 Maintenance de l’orbite10,0098Hydrazine10,2 TOTAL Hydrazine~488 m/s TOTAL N2~20 m/s Pour la Lentille le besoin en Hydrazine est de 480 m/s. Elle doit seulement effectuer la mise et le maintien à poste (pas de N2)

6 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX MECANIQUE ORBITALE Observations Descente TM & maintien de la Formation Evolution de l’inclinaison Le périgée augmente & l’apogée 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

7 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale sélectionnée (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 arc sec)  nouveaux équipement, calibration en vol, contraintes sur conception structure Besoins delta-v (2 ans de mission) 6 m/s de maintien en formation en HEO 5 m/s de manœuvres pour changement de cible (60 objets) Lentille Détecteur CaractéristiquesLentilleDétecteur. Positionnement relatif. ConnaissanceNA +/- 1 cm latéral +/- 10 cm distance 1 mm latéral. Pointage. Stabilité 15 as NA 1° NA Spécifications Choix système  Satellite lentille pointé vers la source  Satellite détecteur asservi en position relative GNC- VOL EN FORMATION (1)

8 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX 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 : - 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 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. détecteur lentille Antennes Rx/Tx Calibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues) GNC- VOL EN FORMATION (2)

9 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX 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 d’étude et prototype développé en 2006 (R&T CNES) - La difficulté principale provient du besoin de connaissance en position latérale de 1 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 Satellite lentilleSatellite 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) Bilan équipements

10 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Série externe de 9 anneaux de Cuivre (Cu) Structure porteuse Série interne de 15 anneaux Cu et de Germanium (Ge) Modules support des cristaux Charge utile lentille 7870 cristaux de 1.5x1.5x1cm Surface collectrice : 17700cm 2 Masse : 140kg Basse énergie : [ keV] 2 Ge, 9 Cu Haute énergie : [ keV] 4 Cu, 6Cu, 3 Ge Rayon de la Lentille : entre 57 cm et 110 cm (Héritage de la lentille Claire, principe de la lentille de Laue)

11 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX FOCUSERS DIMENSIONAL STABILITY 2mm in plan, 0.1mm out of plan, 10 arc" crystal misalignment specifications hypothesis quasi 4 π strad sun attitude MLI cocoon Titanium thermalized structure about 3 d° max gradient without lens thermal control natural thermal behaviour conclusion: thermal control: 20 ± 2°  of 2mm for 360° of gradient  of 0.1mm for 7° of gradient  of 10 arcsec for 2° of gradient results ALCATEL structural concept

12 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Charge utile : Plan de détection 3 zones de température : [75K-95K] ; [125K-200K] ; 300K Pile de détecteur plan de Germanium Compton Masse : 15kg +15kg de blindage Electronique de polarisation Exemple Nuclear Campton Telecsope 2 plans en Germanium de haute pureté

13 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX small size and mass (focused signal) slightly dissipative (front electronics beside) pointing allows a cold surface continuously facing deep space without any perturbation CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR allow a passive thermal concept no coolers, no mechanisms, no vibrations, no consumption but very specific design line of sight multi stages cryostat with detection and pre amps toward deep space hot electronics 3 stages stripped Ge detector cryogenic detection thermal staging thermal blade stiffener and thermal dispenser detection chamber opening for field of view

14 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX SEGMENT SPATIAL Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choix avec leurs conséquences architecturales. Par soucis de concision, seuls les sous systèmes identifiés comme dimensionnant sont abordés Choix amont d'une possibilité maximale de coopération vs un coût minimum - satellite lentille : 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 Prise en compte d'un besoin complexe de visée sur quasi 4π strad à tout instant tout en ayant un système de détection cryogénique thermiquement stable et en se préservant du bruit nucléaire plateforme - doit préserver une face orientée sur l'espace profond sans aucune perturbation - éloignement du détecteur par rapport au satellite - installation d'un blindage anti-coïncidence devant l'angle solide du satellite

15 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX La face -Z est toujours tournée vers l'espace froid de plus, les faces +Y, –Y ne sont jamais exposées directement au soleil Axe de visée 2 π en plus des basculements avant arrière permettent de couvrir les 4π sterad de la voûte céleste (GS) +/- π/2 Faces froides + π/2 5° de garde - π/2 5° de garde Y X Z Remarque: les cônes de garde au soleil peuvent être décalés par un tilt des radiateurs cryostat permettant ainsi une visée directement solaire CAPACITE D'OBSERVATION DE TOUTE LA VOUTE CELESTE

16 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX cellules AsGa triples jonctions pointées soleil 2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 W rendement PCDU = 0,94 Bilan énergétique préliminaire = 360 W avec l'émission TMI et le ctle Th OK Intérêt de partir sur une Avionique Myriade avec 1 PCDU 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 prise 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 EGCU: - 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

17 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX 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 opérationnels plus simples en L2 - bilan de TM présentant des marges. - I/F sol bord unifié, en routine (ISL pour TM/TC du SL lentille) Niveau d’autonomie raisonnable. Mais passage en Survie avec comportement Fail-Operational temporaire si option FDIR centralisée FDIR anti-collision: - risque de collision plus faible en L2 - 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 Lentille 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

18 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX P G He HP VRV H TPH P PR CT Propulseurs 1N FHe P TP BP Réserv oir N2H4 Transfert: Lentille: module hydrazine (réservoir EADS-ST, 235 litres à tension de surface, techno TC) avec pressurisation d’He afin de gagner en encombrement / système en blow-down. Propulseurs 1N. Capa HP de 18 litres. Détecteur: module hydrazine (réservoir EADS-ST, 235 litres à tension de surface, fond cassini, techno TC) en blow-down. Propulseurs 1N. Maintien de la formation Satellite lentille: le contrôle d'orbite est réalisé par 8 propulseurs hydrazine 1N qui assurent aussi la désaturation des roues. Satellite détecteur: le contrôle de la formation est réalisé par un système gaz froid GN2 basé sur des propulseurs 10 mN (Marotta UK) et capables d’un MIB de 0.5 mN.S, avec une dispersions de 10%. Le stockage du GN2 est fait dans deux sphères HP (EADS-ST) de 35.5 litres. Stockage GN2 Module fluide CTCT PROPULSION

19 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX CONFIGURATION - le satellite lentille a une forme plutôt "cigare" que "galette" pour rester inscrit dans la lentille - le coefficient balistique (S/M) sera aussi voisin que possible sur les 2 satellites la géométrie de chacun sera la plus symétrique possible pour favorisant 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 937 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

20 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX CONFIGURATION Réservoir N2H4 (EADS 235l) 2 Réservoirs GF (EADS 35,5l) Tuyère en X: hydrazine Tuyère de contrôle: GF puissance propulsion communications SCAO et gestion bord axe de visée réservoir EADS de 235l pressurisé par un réservoir He EADS 18.3l I/F lanceur LGA, SS et GS écartés pour préserver champ de vue lentille

21 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX BILAN DE MASSE sat détecteur sat lentille Mission en HEO Masse mouillée du satellite lentille (kg)860 Masse mouillée du satellite détecteur (kg)569 Adaptateur Lentille (kg)70 Adaptateur Collecteur (kg)70 Structure additionnelle Sylda ((kg)300 Masse totale (kg)1869 Performance du lanceur2289 Marge supplémentaire de performance (kg)420 Marge supplémentaire de performance (%)18,3% Structure80,520%80,520% Power44,724%44,724% Pyro/mechanisms3,25%3,25% Thermal control4,123%4,123% Telecommunications8,05%9,626% ACS Sensors27,915%31,417% Avionics6,020%6,020% Propulsion Stage40,013%51,710% Total sans CU214,5 231,3 Total CU292,821%94,728% Masse sèche du satellite non margé507,2 326,0 Masse sèche du satellite margé659,430%423,830% Masse d'ergol sur satellite margé200,2145,2 Masse mouillé margé du satellite 859, perfo lanceur pour lancement avec SYLDA

22 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Stratégies de Communication 2 modes de communication exclusifs, Mode servitude : –TC : 4 kbps (couverture nominale / -6 dBi min) –HKTM + ranging : 10 kbps (couverture nominale / -6 dBi min) Mode vidage science : –TC : 4 kbps –TM : km ( attitude : - 6 dBi), –TM : km (antenne vers Terre : 0 dBi), 1h/j/sat + 1h/orbite autour du périgée pour vidage science Marges très importantes ESOC (  15 m) bande S ISL TT&C Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID

23 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Jour 13Jour 14 OPERATIONS : CHRONOGRAMME D’ OBSERVATION D’ UN OBJET Jour 1Jour 2Jour 3 Jour 4Jour 5Jour 6Jour 7Jour 8Jour 9Jour 10Jour 11Jour 12 TMTC 2 satellites 1 h/sat TMTC Détecteur+ Lentille 3 heures Réorientation Lentille 10 heures ORBITE 1 ORBITE 2

24 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX 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 Lentille CU Détecteur CU Lentille Phase D Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science)

25 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX Au cours de cette phase 0 avec le CESR, nous avons montré que le domaine accessible de la sphère céleste (en toute période de l’année) par la visée instrumentale est très proche de 4  strd (possibilité de viser le Soleil par « tilt » du cône interdit). Cela constitue un avantage important pour MAX. Nous avons montré que, dans ces conditions, une cryogénie passive satisfait les besoins du système spatial (lentille et détecteur). Néanmoins, un important travail d’ingénierie mécanique et thermique sur le satellite lentille comme sur le satellite détecteur reste à réaliser dans le cadre d’une phase A. Nous avons montré la faculté d’obtenir «une qualité de forme» de la lentille qui soit compatible d’une convergence «suffisante» des photons gamma à 86m au niveau des détecteurs (  10’’ sur l’orientation des cristaux de germanium). Du point de vue du Vol en Formation, MAX demande des performances «modérées» (Contrôle : +/- 1cm en latéral et +/- 15’’ pour l’attitude lentille). L’orbite retenue pour cette mission (HEO : 7jours) permet d’observer jusqu’à 60cibles x 12jours sur 2 ans. SYNTHESE & PERFORMANCES (1)

26 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre MAX SYNTHESE & PERFORMANCES (2) Le lancement des 2 satellites de la formation par SOYUZ de Kourou donne des marges de masse importantes (~20% en sus des 30% de marge système), Cette marge pourrait être utilisée par exemple pour augmenter les surfaces de collection des 2 lentilles par ajout de cristaux (gain en temps de pose). Le développement d’un tel projet 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 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 keV Soyuz (2290kg) HEO période 7jrs 1430kg (y compris la marge système de 30%) 2 (1Sat. D. + 1Sat. L. ) ~86m (~Constante) Contrôle latéral Contrôle longitudinal Connaissance position latérale Contrôle d’attitude lentille Contrôle d’attitude détecteur Points durs +/-1cm (L.O.S.+/-24’’) +/-10cm +/-1mm (L.O.S.+/-2’’) +/-15’’ (Stabilité: non) +/-1degré (Stabilité: non) Thermo élastique lentille (difficultés modérées)


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