CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 2005 1...

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 &

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


MAX

distance86m +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


MAX

Scientific Orbit : 44 000 km / 253 000 km / 7 days / Low inclination

Has been optimized to give 90% time above 73 000 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


MAX

• Tir Soyuz dédié :– Orbite HEO : 200 km x 253000 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

LANCEMENT

Soyuz fairing configuration

Soyuz - Sylda fairing

configuration

Lens S/C

Detector S/C

SOYUZ LAUNCHER


MAX

BILAN DE V DETECTEUR (HEO)

Manoeuvres V (m/s) Marge (%) Efficacité (%)

Ergol Total (m/s)

Remontée du périgée 431 0 98 Hydrazine 439,8

Correction erreurs lanceur 5 0 98 Hydrazine 5,1

Manœuvres de rapprochement

20 0 98 Hydrazine 20,4

Maintien de la formation 5,8 30 70 N2 10,8

Changements de cibles 9,7 30 98 Hydrazine 12,9

FDIR Anticollision 5,0 30 70 N2 9,3

Maintenance de l’orbite 10,0 0 98 Hydrazine 10,2

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)


MAX

MECANIQUE ORBITALE

Observations

Descente TM & maintien de la

FormationEvolution de l’inclinaison

Le périgée augmente & l’apogée diminue(effet Lune & conservation du demi grand axe)

J2

J7J6

J3J4

J5J1

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


MAX

Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale sélectionnée (HEO 44000 – 253000 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

Caractéristiques Lentille Détecteur

. Positionnement

relatif. Connaissance

NA

NA

+/- 1 cm latéral+/- 10 cm distance 1 mm latéral

. Pointage

. Stabilité15 asNA

1°NA

Spécifications

Choix système

Satellite lentille pointé vers la source

Satellite détecteur asservi en position relative

GNC- VOL EN FORMATION (1)


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.

détecteurlentilleAntennes

Rx/TxCalibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues)



MAX


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 lentille 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)

Bilan équipements


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 : 17700cm2

Masse : 140kg

Basse énergie : [450-530 keV]

2 Ge, 9 Cu

Haute énergie : [800-920 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)


MAXFOCUSERS DIMENSIONAL STABILITY

2mm in plan, 0.1mm out of plan, 10 arc" crystal misalignment

specifications

hypothesis quasi 4 π stradsun attitude

MLI cocoon

Titaniumthermalized structure

about 3 d° max gradient without lens thermal control

naturalthermal

behaviour

conclusion: thermal control: 20 ± 2°

of

2m

m fo

r 360

°

of g

radie

nt of 0.1mm for 7° of gradient

of 10 arcsec for 2° of gradient

results

ALCATELstructuralconcept


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 blindageElectronique

de polarisation

Exemple Nuclear Campton Telecsope

2 plans en Germanium de haute pureté


MAX

small size and mass (focused signal)slightly dissipative (front electronics beside)

pointing allows a cold surfacecontinuously facing deep space

without any perturbation

CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR

allow a passive thermal conceptno coolers, no mechanisms,no vibrations,no consumption but very specific design

line of sight

multi stages cryostatwith detection and pre amps

toward deep space

hot electronics

3 stages strippedGe detector

cryogenic detection

thermalstaging

thermal blade

stiffener andthermal dispenser

detection chamber

opening for field of view


MAX

SEGMENT SPATIAL

Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choixavec leurs conséquences architecturales.

Par soucis de concision, seuls les sous systèmesidentifiés 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 instanttout en ayant un système de détection cryogénique thermiquement stableet 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


MAX

La face -Z est toujours tournée vers l'espace froidde plus, les faces +Y, –Y ne sont jamais exposées directement au soleil

Axe de visée

2 πen 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


MAX

cellules AsGa triples jonctions pointées soleil2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 Wrendement PCDU = 0,94

Bilan énergétique préliminaire = 360 W avec l'émission TMI et le ctle ThOK

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


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


MAX

P

GHe

HPVRV

H

TPHP

PR

CTPropulseurs

1N

FHe

PTPBP

Réservoir

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 fluideCT

PROPULSION


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


MAX

CONFIGURATION

Réservoir N2H4(EADS 235l)

2 Réservoirs GF (EADS 35,5l)

Tuyère en X: hydrazine

Tuyère de contrôle: GF

puissance

propulsioncommunications

SCAO etgestion bord

axe devisée

réservoir EADS de 235l pressurisé par un réservoir

He EADS 18.3l

I/F lanceur

LGA, SS et GSécartés pour préserverchamp de vue lentille


MAX

BILAN DE MASSE

sat détecteursat 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 lanceur 2289

Marge supplémentaire de performance (kg) 420

Marge supplémentaire de performance (%) 18,3%

Structure 80,5 20% 80,5 20%

Power 44,7 24% 44,7 24%

Pyro/mechanisms 3,2 5% 3,2 5%

Thermal control 4,1 23% 4,1 23%

Telecommunications 8,0 5% 9,6 26%

ACS Sensors 27,9 15% 31,4 17%

Avionics 6,0 20% 6,0 20%

Propulsion Stage 40,0 13% 51,7 10%

Total sans CU 214,5 231,3

Total CU 292,8 21% 94,7 28%

Masse sèche du satellite non margé 507,2 326,0

Masse sèche du satellite margé 659,4 30% 423,8 30%

Masse d'ergol sur satellite margé 200,2 145,2

Masse mouillé margé du satellite 859,6 569.0

perfo lanceurpour lancement avec SYLDA


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 : 25 kbps @ 225 000 km ( attitude : - 6 dBi),– TM : 1 Mbps @ 70 000 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


MAX

Jour 13 Jour 14

OPERATIONS : CHRONOGRAMME D’ OBSERVATION D’ UN OBJET

Jour 1 Jour 2 Jour 3 Jour 4 Jour 5 Jour 6 Jour 7 Jour 8 Jour 9 Jour 10 Jour 11 Jour 12

TMTC 2 satellites

1 h/sat

TMTC Détecteur+

Lentille

3 heures

Réorientation Lentille

10 heures

ORBITE 1 ORBITE 2


MAX

MAXCALENDRIER SIMPLIFIE

Phase B

2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014

Phase A Phase C Phase D

Phase E

Phase A Phase B Phase C Phase D

Lancement

Phase A Phase B Phase C Phase D

Phase A Phase B Phase 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)


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)


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 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)

450 - 530 keV

800 - 920 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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