Vol en Formation Etude de Phase 0 PEGASE

PEGASE
VOL EN FORMATION
ETUDE DE PHASE 0
PEGASE
17 Octobre 2005
CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire
1
PEGASE
PRINCIPALES ENTREES SCIENTIFIQUES
 3 type d’objets pris en compte pour concevoir la mission
• analyse spectrale proche IR des Pégasides autour des étoiles voisines (< 100 pc)
mode nulling
• analyse spectrale proche IR des naines brunes – mode nulling
• mesures hautes résolution des disques protoplanétaires dans les zones de formation
stellaires les plus proches (140 pc) – détection de gap et analyse de la zone interne
mode mesures de visibilité
 nombre d’objets
• 20 objets par type (objectif)
 bande spectrale d’observation
• initialement 1.5-6µm, réduite à 2.5-5µm – contient les principales signatures moléculaires
• <2.5µm : projets interférométriques au sol
• en mode nulling : SNR > 10 avec résolution spectrale de R=60
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PEGASE
CONTRASTE ET RESOLUTION ANGULAIRE REQUIS
 mode nulling (interféromètre de Bracewell)
dq=l/2B
• la taille de la base doit être ajustée à la scène observée
• 2 orientations sont nécessaires pour calibrer le bruit
W
• le contraste varie de 10-4 to 10-3
B
• séparation angulaire des objets visés+ domaine
spectral +distance min de sécurité => B=50-500 m
l=2.5 à 5 µm
weak
companion
p
star
q
dust disk
0
 l/B
 mesures de visibilités (interférométrie classique)
• la détection de gaps dans les disques implique d’échantillonner le domaine l,B
• un gap induit une variation de qq. % dans la courbe de visibilité
• B doit varier de 100 à 500 m (5 tailles)
•détection possible : écart de 0.1 AU to 1 AU autour d’étoile T-Tauri
• 2 orientations sont nécessaires (orientation du disque)
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PEGASE
SNR EN MODE NULLING
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PEGASE
RESULTATS POUR LES PEGASIDES
cas faciles : SNR > 10+ difficulté moyenne : 5 < SNR < 10
Tau boo b (d=15,6 pc, k=4,4)
HD160691b (d=15,3 pc k=7,3)
55 CnC e (d=13 pc k=6,5)
1,00E+03
1,00E+03
1,00E+02
1,00E+03
1,00E+02
1,00E+02
1,00E+00
1,00E-01
1,00E-02
Shot
SNR*
SNR*
1,00E+01
SNRth
SNR*
1,00E+01
SNRth
SNRth
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
SNR
total
1,00E+00
SNR total
1,00E+00
1,00E-01
1,00E-01
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
6 objets
10-4
<contraste < 5
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
Longueur d'onde en µm
Longueur d'onde en µm
7 objets
contraste > 5
SNR total
1,00E-02
1,5
Longueur d'onde en µm
10-4
SNRdark
SNRdark
SNRdark
1,00E-02
2
Shot
Shot
SNR*
SNR*
SNR*
1,00E+01
1,5
très difficiles : SNR < 5
3 objets
10-4
contraste 10-5 à 10-4
paramètres : ti=10h, D=30 cm, ho=0.1, hq=0.6, <Td>=55°K, sTd=0.1°K rms, <To>=100°K, sTo=1°K rms,
<2pd/l><510-3 rad, <e> < 0.01, sd=2.5 nm rms, se=0.003 rms, RON 10elimitations pour d< 50 pc = stablité de l’OPD à 2.5 µm et stabilité de température at 5 µm
d > 50 pc : limité par le bruit du détecteur
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PEGASE
PARAMETRES PRINCIPAUX SELON LE TYPE DE MESURE
Type de
mesure
ti
(h)
b=B/2
(m)
NBases
achrom.
(rad)
d (nm
rms)
I1/I2-1(**)
(rms)
<To>
(K)
DTo
(K rms)
<Td>
(K)
DTd
(K rms)
RON
(e-)
Pégasides
nulling
10 h
50-150
50-200(*)
1 taille
2 angles
510-3
2.5
0.003
30 mas
100
(110)
1
(0.1)
55
(60)
0.1
(0.05)
10
Naines brunes
nulling
10 h
77
5 à 77
1 taille
2 angles
510-3
2.5
0.003
30 mas
100
(110)
1
(0.1)
55
(60)
0.1
(0.05)
10
Gap disques
mesure visi.
(K<=10)
1h
50-250
5 tailles
2 angles
0.02
15
0.03
300 mas
105
1
60
0.1
50
Pégasides
mesure visi.
qq 10 h
25-300
2 tailles
2 angles
2.5
0.005
50 mas
100
1
60
0.1
50
en bleu : pour les cibles faciles
en vert : pour inclure les cibles moyennement difficiles
(*) b=200 m pour une seule cible : HD 88133 à 75 pc
(**) se traduit en pointage sur le ciel via injection fibre et afocaux
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Nombre d’objets visé : 20 / type
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PEGASE
CU : LIEN AVEC LA R ET D
 un travail d’équipe (CNES+ONERA+IAS)

CNES : calculs SNR et spéc. systèmes, conception banc,
accrochage franges

ONERA : senseur de franges, pointage fin, banc optique

IAS : déphasage achromatique, calculs de SNR

but : phase 0.2, analyses des points durs :
nulling stabilisé obtenu
(largeur spectrale 22%, bande K) 5 10-4
=> Senseur de frange, pointage fin, encombrement
=> plusieurs rapports techniques détaillés disponibles
 lien avec R et D : ESA / DARWIN et CNES SU-002

banc de nulling 2-4 µm IR IAS depuis 99-2000

étude des fibres en verres fluorés 2 – 4 µm en 2004

étude DWARF ESA : senseur de franges DARWIN ONERA

étude ODL ESA par TPD/TNO
 lien R et D Vol en Formation

métrologie laser étudiée depuis 2002 CSO

étude R et T en pointage fin 2004 ONERA
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PEGASE
SCHEMA DE PRINCIPE DE LA CU
plan pupille 1
az2
plan pupille 2
combiner
D’
O1
D
afocal 1
G=D/d
afocal 2
O2
O1
M1
Sidérostat 1
Sidérostat 2
d
ODL 1
ODL 2
Senseur de franges
1+2
0.6–1.0 µm
étage de détection
55 K + couplage fibre,
D1
métrologie
laser interne
FRAS 1+2
1.0-1.5 µm
recombinaison
+ p achromatique
I1
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zone de stabilité
2.5 nm rms ou
regroupement SF et
recombinaison
Spectro
detectors
I2
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PEGASE
CARACTERISTIQUES PRINCIPALES DE LA CU
 afocal : off axis de type Grégorien ou type Cassegrain D  30 cm
 diamètre des miroirs sidérostats : D’  45 cm
 G = 15-20, d=2 cm (à optimiser en phase A, joue sur encombrement et pointage vaisseaux)
 encombrement estimé 100 x 100 x 40 cm (D=30 cm) (120 x 120 x 50 cm avec D=40 cm)(*)
 masse estimée : 72 Kg (images incluses, on suppose D=40cm*)
 transmission de la voie scientifique (détecteur inclus) = 7 % (voie SF et FRAS : 15 %)
 traitement optiques or ou argent protégé (ptits miroirs), quailté optique lvis/20 rms
 banc optique ultra - stable, par ex en CeSiC = 0.05 µm/m/K à 100 K
 déphasage achromatique 510-3 rad. Système par réflexion et retournement de polarisation soit
dédié soit (AC) directement par la disposition sidérostat/afocaux
 étage de détection à 55 K séparé et relié par fibre monomode en verre fluoré
(*) NB : Pour l’étude des performances de la CU, D=30 cm
pour l’étude au niveau satellite (AMT) : D=40 cm => marge système – à optimiser en Phase A
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PEGASE
POINTAGE FIN
bibliographie : <100 mas implique 2 étages : ACS satellite + miroir mobile interne CU
(JWST, TPF, Star Light, FKSI, SIM,…)
 miroir mobile : Piézo., course +/- 60”, à répartir entre rattrapage de biais de transmission,
rattrapage des réglages et pointage satellite, résolution sur le ciel mécanisme : qq mas
 se=0.003 implique 30 mas de stabilité par axe, (via fibres)
 FRAS : caméra classique, 1.0-1.5 µm, biais 30 mas , résolution 30 mas
 impact vers ACS : course miroir=> limite du pointage vaisseaux à tenir pendant 100 s :
typiquement 1 à qq arcsec, alternance phase contrôle/désaturation – phase mesure
limite en vitesse : 0.1 arc sec/s
 première analyse boucle / bruits internes et microvibrations (base spot 5) : 30 mas faisable, BP
10 à 20 Hz, flecture caméra = 150 à 200 Hz
au vu de ces analyses et des comparaison avec les projets en cours ce système de pointage
fin paraît faisable et moins critique que la stabilité de la ddm
En phase A : Optimisation Piézo. / réglages / G / pointage vaisseaux / taille banc à trouver
niveaux CU et satellite fortement imbriqués
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PEGASE
STABILITE DE LA DIFFERENCE DE MARCHE
 ODL DARWIN : course 2 cm , 1 nm de résolution, type cat’s eye , voice coil, paliers magnetiques
 senseur de frange

R=5, opérant dans le visible (0.5-0.9µm)

modulation spatiale, montage de type modified Mach-Zender

mode acquisition ( qq ms) pour détecter les franges : dérive externe autorisée environ 150 µm/s

mode poursuite : algo. ABCD (50 ms) avec cohérençage et dispersion de canaux
sur 10/15 étoiles 2.5 nm rms de résolution avec 5-10 Hz bande passante (D, ho)
 la stabilité différentielle de 2.5 nm rms implique une problématique de stabilité.

première estimation µ vibrations (roues Teldix sur sidérostats) :
Roue à 5 Hz, perturbation [10-100 Hz] < 2.5 nm rms

stabilité thermo élastique
- soit intégration SF et étage recombinateur (à investiguer en phase A)
- soit homogénéité T sur trajets optiques non commun = zone à 0.1 K taille < 0.25 m !
la spécification de stabilité de la ddm à 2.5 nm rms reste le point dur majeur de Pégase
fort couplage CU / étude satellite (µvib, contrôle, thermique, orbite)
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PEGASE
ZONE D'OBSERVATION ET CONTRAINTE TECHNIQUE
zone de ciel
visible instantanément
30°
L2
Terre
Soleil
Les contraintes thermique et stabilité (dim et Th)
imposent une très grande stabilité thermique
à des températures cryogéniques
sans recours à des machines trop bruyantes.
Pour atteindre les performances demandées
de façon passive, on ne peut compter que sur
le puit thermique du fond du ciel
sans aucun perturbateur thermique.
D'où la solution en L2 dos au Soleil et à la Terre
qui permet cette condition
en acceptant un dépointage limité
qui dépend de la géométrie satellite
Pégase: la partie froide en rouge reste toujours à l'ombre
des perturbateurs (Soleil, Terre) derrière un pare soleil.
Les dimensions de ce dernier
définissent la zone d'observation possible.
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PEGASE
DESCRIPTION DE L’ ORBITE
Orbites de Halo ou Lissajous :
périodique ou quasi-périodique
Période : ~180 jours
Amplitude du mouvement 10 000 km à 200 000
km
• Sensibilité aux conditions initiales :
précision sur les CI de 0.01% pour obtenir une orbite
~10 km en position
~0.01 m/s en vitesse
• Contraintes de maintien à poste:
ΔV de quelques cm/s tous les 3 mois
ce chiffre dépend des antennes sol (précision de ranging)
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PEGASE
BILAN DE DV : RECOMBINATEUR
DV (m/s)
Marge (%)
Efficacité
(%)
Propellant
Total (m/s)
Correction 1 erreurs lanceur
50
0
98
Hydrazine
51
Correction 2 erreurs lanceur
5
0
98
Hydrazine
5,1
Insertion sur orbite HALO
100
0
98
Hydrazine
102
Manœuvres de
rapprochement
10
0
98
Hydrazine
10,2
Maintien de la formation
0,33
30
70
N2
0,61
Changements de cibles
0
30
70
N2
0
FDIR Anticollision
1,0
30
70
N2
1,86
Maintenance de l’orbite
3,0
30
70
N2
4,0
Manoeuvres
TOTAL Hydrazine
~168 m/s
TOTAL N2
~6,5 m/s
Pour les sidérostats le besoin en N2 est de 24,5 m/s car ils doivent effectuer les translation
pour les changements de base et/ou de positions angulaires
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PEGASE
DEROULEMENT DE LA MISSION
Transfert
4 mois
Durée de vie totale : 2,5 ans ; mission nominale 2 ans
(Date de Lancement visée : 2013)
Recette &
Validation
VF : 3 semaines
Mission Scientifique nominale
70 semaines
en prenant en compte le même temps pour
chaque objet on aura donc :
Mise à Poste
4 mois
Complément
Recette
& VF : 4 semaines
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• 120 jours pour les Pégasides,
• 120 jours pour les Disques,
Marge pour
• 120 jours pour les naines brunes,
Soit entre 480 jours et 600 jours en considérant
la disponibilité du segment spatial
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Mission étendue
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PEGASE
AOCS : POINTAGE FIN
Perturbations
Contrôle
Actionneurs
0
Dynamique
satellites
Ligne
à retard
Estimateur
Senseur
franges
Contrôle différence de marche
Metrologie
véhicules
absolue
& relative
0
Miroir
mobile
FRAS
Contrôle orientation faisceaux
Boucles de contrôle GNC au niveau des PF
17 Octobre 2005
 principe : erreurs tip/tilt converties en erreur d’amplitude
par injection dans une fibre monomode qui relâche
aussi les contraintes de qualité des optiques
I
 la spécification est <e> = 0.01 se=0.003 2  (1 + e )
I1
 le pointage est contrait par la spec. sur e via la fibre
 trade-off système :
• une seule boucle au niveau satellite
• deux boucles imbriquées :
une au niveau satellite
une interne CU avec miroirs de tip/tilt mobiles
 seconde option preférée : utilisée sur tous les projets
spatiaux avec pointage fin, l’autre implique des FEEPS
 controle discontinu avec propulsion gaz froid
améliorée
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16
PEGASE
AOCS : CONTROLE DE LA DDM
Perturbations
Contrôle
Actionneurs
0
Dynamique
satellites
Ligne
à retard
Estimateur
Senseur
franges
Contrôle différence de marche
Metrologie
véhicules
absolue
& relative
0
Miroir
mobile
 contrôle final de la ddm 2.5 nm rms BP < 10 Hz
 utilisation d’un senseur de franges dédié car voie
scientifique trop dispersée spectralement (pas assez
de photons)
 l’actuateur est une LAR avec 2 cm de course et 1 nm
de résolution
 La LAR est contrôlée de façon à compenser exactement
la dérive des franges provenant des mouvements des
vaisseaux

l’acquisition des franges implique Vddm < 150 µm/s
 les buts de la boucle opérant au niveau satellite sont :
FRAS
Contrôle orientation faisceaux
Boucles de contrôle GNC au niveau des PF
• reduire l’incertitude de la ddm
jusqu’à la course de la LAR
• amortir les mouvements des vaisseaux
Vddm < 150 µm/s
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17
PEGASE
AOCS : CONTROLE AU NIVEAU SATELLITE (Version 1)
 la stabilité de la ddm résulte d’une combinaison complexe de 18 ddl des satellites
 une allocation est nécessaire entre boucles internes CU et boucles satellites
 c’est une étude complexe imbriquant fortement les niveaux CU et satellite
 un premier travail simplifié conduit aux estimations ci-dessous
•
•
•
•
•
précision de contrôle du pointage inertiel du combineur : +/- 3 à 5 arcsec
précision du contrôle du pointage relatif des sidérostats : +/- 1.5 à 3 arcsec
contrôle en translation : qq 1 µm/s (X) à 10 µm/s (Y/Z)
les biais liés à la RF et aux autres postes seront calibrés en vol (course LAR)
alternance de périodes de contrôle (< 10 s) et de mesure (100 s) sans aucune actuation
(les satellites dérivent sous l’effet de la pression solaire différentielle)
• des roues à réaction sont probablement nécessaires pour le contrôle des sidérostats
une première estimation des µvibrations indique que ce serait possible, peut être au prix d’un
système de suspension des roues
• un estimateur global est utilisé pour améliorer la qualité de mesure des vitesses d’un ou
deux ordres de grandeurs par rapport aux sorties des senseurs
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18
PEGASE
AOCS : NIVEAUX DE METROLOGIE ET ENCHAINEMENTS
Senseur RF
Senseur lateral
grossier
contrôle de
Position (grossier)
Acquisition du
senseur latéral
contrôle de la position
latérale améliorée
Acquisition
des FRAS
contrôle de l’attitude
relative améliorée
FRAS
stabillisation fine
de la ddm
Métrologie laser
Senseur
latéral fin
precision de
mesure
Acquisition des
senseurs fins
stabilisation latérale fine
1 cm distance
3 m lateral @ 250m 1.25 mm lateral @250 m
pointage standard 10 "
qq arcsec
<1 µm/s longit.
10 µm/s en lateral @250 m
pointage fin 30 mas
seulement si les performances de
l’estimateur de mouvement sont trop basses
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PEGASE
AOCS : EQUIPEMENTS NECESSAIRES
Combineur
Sidérostats
Actuation de
pointage
gaz froid impulsionnel
MIB 50 µN.s
Roues à réaction
faible bruit
Actuation de
position
Gaz froid impulsionnel
MIB 50 µN.s
Gaz froid impulsionnel
MIB 50 µN.s
Métrologie
Senseur stellaire fin (0.1 à 1")
gyros FOG
senseur RF
senseur lateral (0.1’’ à 1’’)
interne CU :
métrologie laser (1 µm)
FRAS (30 mas résolution)
Senseur stellaire Std (10’’)
gyros FOG
senseur RF
Technos à développer
-Senseur stellaire fin
-Senseur latéral
-Senseur longitudinal
-FRAS
-Gaz froid 50 µN (valves)
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Etat actuel
Risque
Etude R&T en cours
Etude R&T en cours
Prototype en développement
Etude R&T
Pas d’étude en cours
Faible
Faible
Modéré (stabilité laser)
Faible
Apparait accessible
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20
PEGASE
PROPULSION
DV budget
Combineur
sidérostat
TOTAL Hydrazine
~168 m/s
~168 m/s
TOTAL N2
~6,5 m/s
~24,5 m/s
 hydrazine
• efficacité 98 %, : corrections erreurs de lancement, insertion sur orbite de Halo, transfert de 15
km à quelques centaines de mètres
• système classique dérivé de projets existants : réservoir PROTEUS pour les sidérostats
& PLEIADE pour le Combineur
 N2
• efficacité 70%, contrôle de la formation, correction d’orbite, acquisition de la cible,
changement de base, anti-collision
• le MIB nécessaire pour le contrôle de la formation est 50 µN.s
• c’est 10 fois mieux que les technologies existantes : il y a un besoin de R & D
• C’est atteignable avec un effort modéré (en commençant avec les impulseurs 10 mN de
Marotta par exemple)
(nouvelle exigence. : F=5 mN t= 10 ms 106 cycles impulsion spécifique = 60s.ΔMIB/MIB = 20%)
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PEGASE
ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DU RECOMBINATEUR
LGA
détecteur 55 K
Viseur d’étoile précis
100 K
banc optique 100 K
1200  1200  500
V-groove 55 K
viseur d’étoile
standard
V-groove 100 K
réservoir N2H4 - tank
propulseurs N2
métrologie
longitudinale (CU ?)
radiative area
métrologie optique
latérale
plateforme 300 K
1200  1200  700
pare-soleil fixe+GS
D = 3250
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antennes RF
redondance de
tous les senseurs
MGA
propulseurs N2H4
LGA
face froide propulseurs N2
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PEGASE
ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DES SIDEROSTATS
Charge utile à 100 K
500  500  500
LGA
V-groove 100 K
Viseur d’étoile
standard
coin de cube
propulseurs N2
3 diodes laser
3 réservoirs N2
plateforme à 300 K
1000  1000  550
cold face
radiateur
pare-soleil fixe + GS
D = 2100
propulseurs N2 propulseur N2H4
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antenne RF
réservoir N2H4
LGA
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PEGASE
AMENAGEMENT SOUS COIFFE SOYOUZ
 contrainte la plus critique :
largeur totale < 3800 mm
=> hauteur sidérostats limitée
=> D limité
 D=40 cm OK
avec 30 cm de marge
 conception et développement
d’un adaptateur spécial
I/F 937
3500
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PEGASE
MASSE ET PUISSANCE
BILAN DE MASSE
L2 Mission
PUISSANCE DISPONIBLE
(kg)
r (m)
R (m)
SA Power
(W)
combiner
700
Siderostat 1
347
Siderostat 40 cm
0,57
1,05
256,30
siderostat 2
347
Siderostat 30 cm
0,57
1,00
224,50
Recombinateur 40 cm
0,57
1,63
771,12
Recombinateur 30 cm
0,57
1,43
568,11
Marge système incluse
30%
Adaptateur Combineur
0
Adaptateur sidréostat
Adaptateurs + structure porteuses
390
1785
Masse totale
performance du lanceur (soyuz)
2050
Marge (kg)
265
Marge (%)
13%
ce bilan inclut 30 % de marges au
niveau système et 5 to 20 % au niveau
équipement.
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pas de bilan de puissance, mais point jugé non critique
Paramètres (AsGa 3J solar cell)
% cells
60
% OSR
40
coefficient de remplissage
0,7
Puissance surfacique (W/m²)
250
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25
PEGASE
TELECOMMUNICATIONS
 hypothèses
•
•
S-band; bi-fréquence, TDMA
TM: 600 Mbit/jour pour 3 satellites (science
et TM servitude) 15kbit/s
TC: à maximisé
ISL
ISL
 stratégie de communication
• station tri-fréquence non disponible
• liaison principale via le recombinateur (data + ranging)
• utilisation du lien inter satellite pour l’accès aux sidérostats
Back-up
• la formation est considérée comme un unique satellite
Nominal
back up
• Le lien ISL doit avoir une très haute fiabilité
• lien de back-up sur les sidérostats
• en mode survie, un accès à chaque satellite est possible.
17 Octobre 2005
CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire
X-band 15 m
antenna
26
PEGASE
CHRONOGRAMME : OBSERVATION NULLING PEGASIDES / NAINES BRUNES
DEPLACEMENTS ANGULAIRES :
•
Le déplacement angulaire maximal d’un sidérostat est de 60 degrés
•
Au changement de Pégaside ce changement maximal est de 30 degrés
•
Un déplacement individuel doit se faire en 4 heures maximum (visibilité de 8 heures)
des impulsions de 2 cm/s sont suffisantes.
DUREE D’OBERVATION :
•
•
Temps d’intégration pour chaque base et chaque position : 16 heures en moyenne

on part sur une visibilité station par jour de 8 heures

les opérations critiques (déplacements, …) sont faites pendant ce temps
Les contraintes d’observation sont :

besoin d’une seule base entre l = 2 µm et 5 µm,

au moins 3 positions angulaires,

on initialise la base sur laquelle on réalise les calibrations,

on ajuste la base et on réalise alors les mesures,

soit au total 6 jours d’opérations par objet

Soit 120 jours pour 20 Pégasides
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PEGASE
Chronogramme Journalier : NULLING PEGASIDES
Pose pendant 16 heures
Déplacement sidérostats
Acquisition pour la
nouvelle observation
Pointage Terre &
Vidage Haut Débit
-4h
+4h
PAR EXEMPLE :
TMTC REC
0h
8h
CHAQUE JOUR : MÊME
SCENARIO
8h
0h
0h
Jour i
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PEGASE
ASPECTS CALENDAIRES
CALENDRIER SIMPLIFIE
Durée de développement satellites Phase B/C/D : 8 ANS
Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science)
2006
2007
2008
2009
2010
2011
2012
2013
2014
2015
2016
2017
Phase E
Lancement
Satellite Combinateur
Ph. A
Phase B
Phase C
Phase D
CU Banc Optique
Ph. A
Ph. B
Phase C
Phase D
Phase C
Phase D
Satellites Sidérostats
Ph. A
Phase B
FM1 (fin 2013)
FM2 (mi-2014)
CU Miroirs
Ph. A
Ph. B
Phase C
Phase D
FM1 (mi-2012)
FM2 (fin 2012)
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PEGASE
SYNTHESE SCIENCE
Mission proposée
en fin de phase 0
2.5-5 µm
R=60
Diamètre
30 à 40 cm
> 30 cm
Base (=2b)
50 à 500
(1000)
50 to 500 m
Stabilité de
l’OPD
2.5 nm rms
Pégasides
16
2.5 rms (Pégasides)
15 nm in V2 mode
(disques)
>9
pour d < 75 pc
Naines
brunes
5
>3
pour D < 50 pc
Bords
internes
Vents
stellaires,…
K< 10 pour un écart
de 0.1 à 1.3 UA
Disques
d’accrétion
Limite de PEGASE : contraste 10-4 ; magnitude 8
domaine nulling : limites SF + SNR
contraste à 3 µm
Bande
spectrale
Proposition
initiale
1.5-6µm
R=60
0,0014
0,0012
0,001
0,0008
0,0006
0,0004
0,0002
0
0
2
4
6
8
10
12
magnitude apparente de l'étoile (V)
Faciles
Moyennes
Difficiles

Le nombres d’objets intéressant cette mission d’astrophysique va en augmentant d’année en année.

20 cibles par type reste l’objectif (3 types : Pégasides, Naines brunes ou Disques d’accrétion).

étendre aux disques de débris en étudiant l’option de réduire la base jusqu’à 20 m ?
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PEGASE
Hors Vol en Formation
SYNTHESE SYSTEME SPATIAL
 Points forts :
Vol en Formation
 R&D Dédiée à cette mission :

Marge #250kg : Masse au lancement #1800kg
y compris 30% de marge système et D=40 cm


Les technologies de base sont disponibles
grâce au programme de R&D
Métrologie longitudinale &
latérale fine éventuellement

Senseur de frange, FRAS (CU)

Propulsion gaz froid 10 fois
meilleure que celle de GRACE.

forte imbrication CU / PF

D=30 cm performances acceptables (SF limite)

Pas de point d’infaisabilité majeur détecté
 Sujets à étudier de près :

Conception thermomécanique satellite et CU
notamment / options orbites
 R&D Commune aux autres
missions de Vol en Formation :

µvibrations / stabilité ddm et pointage fin

développement métrologie RF.

Orbite L2 (Mécanique orbitale & opérations)

Senseur Latéral & Stellaire fin

Contrôle 6 d.d.l. par gaz froid

évaluer : Earth trailing Orbit
Calibration instrumentale en orbite.
 En phase A : Porter l’effort sur l’optimisation
système, la conception, l’intégration et la qualification.
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point critique majeur = stabilité ddm
(2,5 nm rms) impliquant tous les
niveaux
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