Association de Satellites Pour l’Imagerie et la Coronographie Solaire

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1 Association de Satellites Pour l’Imagerie et la Coronographie Solaire
S/C Coronographe: image de la couronne S/C Occulteur: image du disque

2 Objectifs scientifiques
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

3 Initiation des Ejections de masse Coronales
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) Identifier les processus à l’origine des CMEs : En 30 ans, ces processus physiques restent incompris Les théories d’initiation ne sont pas reliées avec les signatures observationnelles (éruption de matière froide des proéminences, atténuations, ondes EIT coronales, …) CMEs provoquent de grands changements dans la configuration de la couronne (en particulier entre 1.1 et 3Rsol, LASCO-C1) mais pas d’observations régulières=> impossibilité de confronter les modèles aux observations. Après l’initiation la CME continue à avoir un effet sur l’atmosphère solaire, elles jouent donc un rôle fondamental dans l’évolution à long terme de la couronne. Comprendre l’initiation des CMEs constitue une avancée fondamentale dans la compréhension de l’activité solaire

4 Accélération des vents solaires
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. De nombreux modèles cinétiques ont également été développés, mais ils dépendent tous très fortement des conditions « initiales » qui règnent dans la région où le plasma se découple de la basse couronne et devient « non collisionnel » L’existence de ces écarts à l’équilibre se traduit par le développement d’instabilités qui sont susceptibles de provoquer une structuration spatiale à petite échelle (filamentation) de la couronne et par le développement d’ondes qui peuvent chauffer les particules, et fournir ainsi le pré-chauffage/ pré-accélération qui est nécessaire pour « initialiser » les modèles cinétiques elles donneront une vue inédite des conditions de plasma au voisinage des sites d’accélération, que ce soit dans des couches de courant ou dans des ondes de choc ; la structuration du réseau chromosphérique (et déterminer leur rôle)

5 Chauffage coronal 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.

6 Implications 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)

7 Implications pour les coronographes
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 Le vol en formation offre un gain ~100 par rapport aux instruments existants (SOHO/LASCO-C2 < 1m)

8 Performances offertes par le vol en formation
Résolution (vignettage) Contraste “Qualité de l’ombre” (nombre de Fresnel) ASPICS HERSCHEL LASCO/C2

9 Exigences instrumentales
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 Couronne interne en Ly-a Couronne interne en lumière blanche LASCO-C2 UVCS

10 Exigences instrumentales
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. Fe IX / X He II TRACE SOHO/EIT

11 Architecture des coronographes
Pupille M1 - Miroir primaire M3 M2 Occulteur interne Plan 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). Pupille Bloc focal

12 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 Exigences instrumentales de pointage
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 ROLL YAW PITCH

14 Exigence inter-satellites
Limite basse: >100m Améliorer la résolution spatiale Réduire le vignettage Limite haute: <150m Compenser le gradient d’intensité de la couronne interne Conserver le vignettage

15 Exigences de la formation
Inter-satellite distance : m Positionnement latéral : ±2.5 mm Positionnement longitudinal : ±250 mm

16 Le but à atteindre : réaliser une éclipse artificielle permanente
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.

17 EXIGENCES « MISSION - SYSTEME »
« Une panne simple ne doit pas conduire à la perte de la mission » Objectifs Scientifiques : Réaliser une mission de Coronographie Solaire visible et Lyman-a 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-a + 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

18 Options de plateformes :
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 « Une panne simple ne doit pas conduire à la perte de la mission »
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 Configuration de lancement
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

21 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) 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 Injection : à l’altitude de « parking » (200 km au-dessus de l’Orbite Scientifique) Fin de vie : ré orbitation sur l’orbite de « parking »

22 Nombre maximal de CME complet observable : ~700
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 MANOEUVRES ANTI-COLLISIONS Stratégie en une impulsion
Manœuvre typique : dp Max = 143 m (équinoxe) dp Min = 130 m (solstice) DV = 3 cm/s Distance min = 130 m Durée de la manœuvre : 262 sec Consommation : Dm = 15 gr (Isp=70 s) Effet de la pression de Radiation Solaire Variation du S/M de 1%, 5 jours de simulation, cas défavorable 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

24 Mission Nominale : 63 semaines
PHASES DE LA MISSION Mise à Poste & Recette 3 semaines Mission Nominale : 63 semaines Mission Scientifique CORONOGRAPHE ~350 CMEs 25 semaines Mission Scientifique OCCULTEUR ~350 CMEs 25 semaines Réorbitation Orbite de Parking GEO 2 semaines Complément Techno. De Validation VF (autres senseurs …) 4 semaines Validation VF Pour ASPICS 4 semaines

25 Jour i CHAQUE JOUR : MÊME SCENARIO
PLAN DE TRAVAIL JOURNALIER Orbite i : Vol en Formation tout le temps TMTC Permanente vers Stations dédiées 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 TMI SL1 TMI SL2 1 h 1 h 3 h 15 h Altitude (km) 35586 35986 35586 0 h 12 h 0 h Jour i

26 GNC- VOL EN FORMATION (1)
Spécifications Caractéristiques Occulteur Coronographe . Positionnement relatif . Connaissance NA NA +/- 7 mm latéral +/- 50 cm distance 1-2 mm latéral . Pointage . Stabilité 3 arcmin 1 as / 10 s 6 arcmin 1 as / 60 s Choix système Satellite occulteur pointé vers le Soleil Satellite coronographe asservi en position relative Occulteur 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) 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 Coronographe

27 GNC- VOL EN FORMATION (2)
2 SST standard 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) 1 SST fin Senseur latéral Viseur solaire Antennes RF Philo de redondance: on duplique la métrologie sur l’occulteur excepté le SST fin qui est remplacé par un viseur solaire fin Coronographe Occulteur 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.

28 GNC- VOL EN FORMATION (3)
Bilan équipements Occulteur Coronographe 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.) 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  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 - 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 SEGMENT SPATIAL 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 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 équilibre de la formation - 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 optique occultation visibilité couronne diamètre occulteur distance inter sat quantité ergols largeur satellites volume gradient de gravité

30 Commande Contrôle 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 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

31 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 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 BI BD-BEV COMPRESSEUR Contrôle THERMIQUE Boîtier TMI STS fin STS sdt Bloc gyro Senseur latéral Terminal RF RW1 RW2 RW3 RW4 Obturateur TM TC SS OBC PCDU Batterie ADE IF 1553 (AC)

33 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 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. Philo de redondance Stockage GN2 435 l Module fluide CT Pas de redondance du réservoir (« redondance » ergol sur autre sat) Redondance des éléments critiques Redondance branche impulseurs: 2  8

35 Conséquences sur la configuration
Conséquences du choix de deux satellites identiques - 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 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

36 Configuration configuration opérationnelle 2 instruments coronographes
senseur latéral 4 réservoirs HP GN2 35 l antenne patch ISL 2 SST navigation 4 RW configuration avec SYLDA sur SOYUZ MGA pour TMI SST fin et baffle coronographe 2 LGA

37 Bilan masse exemple pour le coronographe Occulteur: idem coronographe
Input CO Without Margin Margins Totals % of Total Mass Margin % kg 97,7 10,0 Structure 9,8 107,5 20,78 5,0 30,0 Thermal Control 1,5 6,5 1,26 1,6 20,0 Mechanisms 0,3 1,9 0,37 1,4 Pyrotechnics 1,7 0,32 14,0 Communications 12,0 1,2 13,3 2,56 7,2 12,4 Data Handling 0,9 8,1 1,56 25,0 GNC 28,0 11,5 3,2 31,2 6,03 43,6 6,1 Propulsion 39,5 2,4 41,9 8,10 35,0 Power 34,5 9,3 37,7 7,30 Harness 27,3 5,5 32,8 6,34 46,5 Instruments 45,0 9,0 54,0 10,44 Total Dry (excl.adapter) 299,23 336,5 65,07 System Margin (excl.adapter) 100,9 Total Dry with Margin (excl.adapter) 437,4 84,59 47,0 0,0 Propellant 39,7 7,68 Adapter Mass (incl. Sep. Mech.) 40,0 7,74 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 Mission en géosynchrone 100m
Bilan masse suite Phase Durée [mn] DV m/s Dry M [kg] Propellant Mass [kg] Total Mass [kg] Manœuvre de Mise à poste 0 5642 9,0 336,5 5,0 376,11 Maintien de la formation 32781 53,0 27,6 371,1 Maintenance de l'orbite 2863 2,5 343,5 Marges pour la mission Scientifique 0,00 0,0 341,0 Manœuvre de réorbitation 1 5115 4,5 DV TOTAL 76,0 336,47 39,6 376,1 Bilan performance Mission en géosynchrone 100m Masse Coronographe (y compris adaptateur) 517 CMEs Possibles 341 Masse Occulteur (y compris adaptateur) 487 376 Marge système (incluse) 30% Structure additionnelle SYLDA Soyuz 300 Masse totale 1304 Performance du lanceur 1340 Marge supplémentaire de performance (kg) 36 Marge supplémentaire de performance (%) 3% CMEs Total 717 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 2 ICONE Stations ( 3,1 m) fully dedicated (24h/24h)
ISL Existing CNES S-Band Network (10 m) for tracking (1 day (4 x 15min) every 2 weeks) TT&C permanent links TMI X-Band Station SPOT / PLEIADES like ( 3,4 to 5,4m) 2 ICONE Stations ( 3,1 m) fully dedicated (24h/24h)

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

41 Durée de développement satellites Phase B/C/D : 5,5 ANS
ASPECTS CALENDAIRES Durée de développement satellites Phase B/C/D : 5,5 ANS Durée de la mission ~15 mois (12 mois de Science) Maximum du cycle solaire 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 Phase E Lancement Satellites Phase A Phase B Phase C Phase D Charges utiles Phase A Phase B Phase C Phase D

42 SYNTHESE (1) PERFORMANCES SCIENTIFIQUES DU SYSTEME :
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, la disponibilité que l’on demande aux éléments du système est faible : 30% pour le système complet (segment sol & segment spatial) soit > 60% pour chaque satellite, La définition des imageurs & coronographes reste à poursuivre en phase A : un instrument unique ou deux instruments (pour 3 bandes spectrales) avoir deux coronographes imposerait des manœuvres de repointage

43 SYNTHESE (2) PERFORMANCES OPERATIONNELLES DU SYSTEME :
Le choix de l’orbite géosynchrone permet d’avoir une mission robuste : visibilité 24h/24h des satellites, mécanique orbitale parfaitement connue, scénarios opérationnels éprouvés et classiques, 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), chaque satellite peut jouer le rôle de « Suiveur » ou de « Libre », basculement de l’un à l’autre relativement simple, chaque satellite pourrait même utiliser les senseurs de l’autre (dernier recours)

44 SYNTHESE (3) DIMENSIONNEMENT DES SATELLITES :
La possibilité de lancement sur SOYOUZ avec SYLDA : évite une conception à base de satellites porteur, facilite la récurrence relative des satellites, simplifie les interfaces mécaniques et la conception du système (essais) Les deux satellites sont pratiquement récurrents (à la CU près) : la gamme de masse est ~400 kg, réutilisation importante des équipements de filières existantes (ie. Myriade), nécessité de développer tout ou partie de nouvelles chaînes fonctionnelles, la propulsion s’inspire beaucoup de celle de GRACE (Marotta – UK), la structure est entièrement nouvelle et à développer, les logiciels de vol et les bancs seront eux aussi entièrement nouveaux

45 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