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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:

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1 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS S/C Occulteur: image du disque S/C Coronographe: image de la couronne Association de Satellites Pour l’Imagerie et la Coronographie Solaire

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

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

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

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

6 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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) Implications

7 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 coronographes Le vol en formation offre un gain ~100 par rapport aux instruments existants (SOHO/LASCO-C2 < 1m)

8 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Performances offertes par le vol en formation Contraste “Qualité de l’ombre” (nombre de Fresnel) Résolution Résolution (vignettage) ASPICS HERSCHEL LASCO/C2

9 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS 2 coronographes haute résolution –Lumière blanche non polarisée ( nm) –Raie Lyman  H (121.6 nm) –FOV: Rsol (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 instrumentales LASCO-C2UVCS Couronne interne en Ly-  Couronne interne en lumière blanche

10 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 II Fe IX / X Exigences instrumentales TRACE SOHO/EIT

11 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Architecture 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).

12 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Architecture 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

13 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 pointage ROLL YAW PITCH

14 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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-satellites

15 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS mInter-satellite distance : m ±2.5 mmPositionnement latéral : ±2.5 mm ±250 mmPositionnement longitudinal : ±250 mm Exigences de la formation

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

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

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

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

20 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Mission étudiée –Orbite géosynchrone sur un lanceur Soyuz dédié Configuration de lancement –Orbite scientifique visée : km / 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 km) –Manœuvres de mise à poste finale par satellites LANCEMENT

21 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS DESCRIPTION DE L’ ORBITE Altitude apogée/périgée : km/35586 km (+/- 200 km arc géostationnaire) Demi grand axe : km excentricité : 0, 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

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

23 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Manœuvre typique :  V = 3 cm/s Distance min = 130 m Durée de la manœuvre : 262 sec Consommation :  m = 15 gr (Isp=70 s) d p Max = 143 m (équinoxe) d p 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

24 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Mission Scientifique OCCULTEUR ~350 CMEs 25 semaines Complément Techno. De Validation VF (autres senseurs …) 4 semaines PHASES DE LA MISSION Mise à Poste & Recette 3 semaines Validation VF Pour ASPICS 4 semaines Mission Scientifique CORONOGRAPHE ~350 CMEs 25 semaines Réorbitation Orbite de Parking GEO 2 semaines Mission Nominale : 63 semaines

25 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS PLAN DE TRAVAIL JOURNALIER 0 h12 h0 h Jour i Altitude (km) Orbite i : Vol en Formation tout le temps TMTC 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

26 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 aligne- ment 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 CaractéristiquesOcculteurCoronographe. Positionnement relatif. ConnaissanceNA +/- 7 mm latéral +/- 50 cm distance 1-2 mm latéral. Pointage. Stabilité 3 arcmin 1 as / 10 s 6 arcmin 1 as / 60 s Spécifications Choix système  Satellite occulteur pointé vers le Soleil  Satellite coronographe asservi en position relative

27 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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  ) GNC- VOL EN FORMATION (2) 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 Occulteur Coronographe Antennes 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

28 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS GNC- VOL EN FORMATION (3) 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 OcculteurCoronographe 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.) 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

29 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 diamètre occulteur distance inter sat quantité ergols largeur satellites optique occultation gradient de gravité volume 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 choix avec leurs conséquences architecturales. Par soucis de concision, les sous systèmes qui ont été identifiés comme non critiques et non dimensionnant ne sont pas abordés

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

31 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 Wh sur 10 heures en LEOP

32 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 BIBI BD-BEV COMPRESSEURCOMPRESSEUR DC/DC Contrôle THERMIQUE Boîtier TMI DC/DC STS fin STS sdt Bloc gyro Senseur latéral Terminal RF RW1 RW2 RW3 RW4 ObturateurObturateur ObturateurObturateur TM TC Contrôle THERMIQUE SS OBC DC/DC PCDU Batterie ADE IF 1553 (AC)

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

34 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 435 l Module fluide CTCT Pas de redondance du réservoir (« redondance » ergol sur autre sat ) Redondance des éléments critiques Redondance branche impulseurs: 2  8 Philo de redondance

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

36 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS configuration opérationnelle configuration avec SYLDA sur SOYUZ coronographe senseur latéral antenne patch ISL MGA pour TMI SST fin et baffle 2 instruments coronographes 4 réservoirs HP GN2 35 l 2 SST navigation 2 LGA 4 RW Configuration

37 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Bilan masse Input CO Withou t Margin MarginsTotals % of Total MassMargin %kg 97,710,0 Structure97,7kg10,09,8107,520,78 5,030,0 Thermal Control5,0kg30,01,56,51,26 1,620,0 Mechanisms1,6kg20,00,31,90,37 1,420,0 Pyrotechnics1,4kg20,00,31,70,32 14,05,0 Communications12,0kg10,01,213,32,56 7,212,4 Data Handling7,2kg12,40,98,11,56 25,020,0 GNC28,0kg11,53,231,26,03 43,66,1 Propulsion39,5kg6,12,441,98,10 35,010,0 Power34,5kg9,33,237,77,30 30,0 Harness27,3kg20,05,532,86,34 46,520,0 Instruments45,0kg20,09,054,010,44 Total Dry (excl.adapter)299,23kg 336,565,07 System Margin (excl.adapter)30,0 % 100,9 Total Dry with Margin (excl.adapter) 437,484,59 47,00,0 Propellant 39,77,68 Adapter Mass (incl. Sep. Mech.)40,07,74 Total Launch Mass 517,1 exemple pour le coronographe Occulteur: idem coronographe - 22 Kg de CU - 1 Kg de senseur* * le senseur fin est remplacé par un senseur solaire

38 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Bilan masse suite Mission en géosynchrone 100m Masse Coronographe (y compris adaptateur)517 CMEs Possibles341 Masse Occulteur (y compris adaptateur)487 CMEs Possibles376 Marge système (incluse)30% Structure additionnelle SYLDA Soyuz300 Masse totale1304 Performance du lanceur1340 Marge supplémentaire de performance (kg)36 Marge supplémentaire de performance (%)3% CMEs Total717 Phase Durée [mn]  V m/s Dry M [kg] Propellant Mass [kg] Total Mass [kg] Manœuvre de Mise à poste ,0336,55,0376,11 Maintien de la formation ,0336,527,6371,1 Maintenance de l'orbite28635,0336,52,5343,5 Marges pour la mission Scientifique0,000,0336,50,0341,0 Manœuvre de réorbitation ,0336,54,5341,0  V TOTAL76,0336,4739,6376,1 Bilan performance exemple de bilan d'ergol pour le coronographe Remarque : spécialiser les satellites ne permettrait pas de changer de lanceur même si la masse au lancement serait réduite

39 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 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 TMI TT&C permanent links

40 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS Architecture segment sol Centre de Contrôle Traitement scientifique Mécanique spatialeExpertise techno Contrôle d’orbites Mise à poste Maintien à poste Contrôle formation Supervision vol en formation Analyse scientifique Données techno Données orbitales Localisation Attitudes Données scientifiques HK, Données auxiliaires Corrections d’orbites d’attitudes Plan d’opérations mission TMCU (bande X) TM/TC (bande S) Mission Monitoring charge utile Préparation produits scientifique N0, N1( AC ) Diffusion des produits Préparation des plans d’opération Produits Réseau Icones Réseau 2 GHZ Autres entités Données auxiliaires Simulateurs Localisation Centre Opérations Aspics CST Labos

41 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS ASPECTS CALENDAIRES Phase APhase BPhase CPhase D Phase E Phase APhase BPhase CPhase D Lancement Satellites 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)

42 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS SYNTHESE (1) PERFORMANCES SCIENTIFIQUES DU SYSTEME : la capacité de Vol en Formation de chaque satellite permet d’observer plus de 700 CME la 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 repointage avoir deux coronographes imposerait des manœuvres de repointage

43 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS SYNTHESE (2) 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)

44 CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre ASPICS SYNTHESE (3) 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 équipements de filières existantes (ie. Myriade), réutilisation importante des équipements 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 nouveaux les logiciels de vol et les bancs seront eux aussi entièrement nouveaux

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


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