Liens externes

Pour aller plus loin, voici des liens vers des sites externes que vous pouvez consulter :

• Myriade sur le site eoportal de l’ESA
• Site de Thales Alenia Space
• Site d’Airbus Defence and Space

Le segment sol de contrôle Myriade est commun à tous les satellites de la filière scientifique de la filière Myriade du CNES. Ce segment sol de contrôle est nommé MIGS (Microsatellite Ground Segment). Il est opérationnel depuis DEMETER et est une adaptation de celui développé pour la filière PROTEUS.

Composition

• Le réseau de station "Icones" composé de deux stations bande S multi-filière (TTCET) développées par la société ELTA et compatibles des deux filières PROTEUS et Myriade. Une station est située sur le site d'Aussaguel. Elle est propriété CNES. La deuxième station est située à Kiruna. Elle est propriété du SSC (Swedish Space Corporation). Ces stations sont connectées avec les moyens CNES via une liaison satellite de 256 kb/s de débit (avec en back up un lien RNIS). Les stations permettent d'assurer la TM/TC et la réception de télémesure mission bande S. Depuis mi-2006 ce réseau "Icones" a été intégré au réseau CNES des stations 2 GHz. À compter de la mise en opération de la future mission Picard, toutes les stations du réseau 2 GHz (y compris les TTCET) seront utilisables en TM/TC pour les satellites des filières Myriade et PROTEUS.
• Le Centre de Contrôle (CCC) Myriade basé sur une plateforme commune entre les deux filières PROTEUS et Myriade. Il comprend :
  • Un Centre de Contrôle Nominal multimission depuis lequel les opérations sont réalisées (anciennement DEMETER, Parasol, et Microscope).
  • Un Centre de Contrôle MIP depuis lequel sont réalisées les essais QT/QO et MIP des nouveaux satellites de la filière. C'est depuis ce centre de contrôle que les opérations de MIP Parasol ont été réalisées. Après le lancement, le basculement en routine sur le CCC nominal a été réalisé pour laisser la place aux nouveaux satellites.
  • Un Centre de Contrôle Essai depuis lequel sont réalisés les essais de commande/contrôle pour les satellites en orbite ainsi que les essais de recette et de non-régression des logiciels sol.
  • Les moyens communs CCC Myriade et PROTEUS (Sauvegarde, temps, réservation centralisée des passages sur TTCET et désignation des stations TTCET).
• La station de réception mission bande X (TETX) destinée à recevoir la télémesure à haut débit est dédiée Myriade. Cette station a été développée par SMP. Elle est située au CST (Toit Nadar). Elle a été développée sur la base d'une Station Légère Spot faible coût (SLS).

L'architecture de référence MIGS

• Un centre de mission technologique où sont centralisées les opérations technologiques de DEMETER (COA, TMHD, ...). Il est également localisé au CNES à Toulouse.
• Les centres de mission scientifiques. Pour DEMETER, le centre de mission scientifique était situé dans les locaux du LPCE (laboratoire scientifique responsable de la mission scientifique) à Orléans.
• Les centres de mission externes au CNES échangent les données avec le MIGS (télémesure mission, plans TC, données auxiliaires) par FTP via le SEF (serveur d'Echange de données). Ce serveur est situé au CNES et a été développé en maîtrise d'œuvre interne CNES.
• Le CCC s'interface aussi avec les moyens multi missions du CNES (COO : Centre d'Orbitographie Opérationnelle /réseau 2 GHz), en particulier pour les phases de première acquisition au lancement.

Les interfaces internes et externes au MIGS et CCC sont normalisées en termes de format dans un document générique Myriade/PROTEUS (en particulier les interfaces entre le MIGS et les centres de mission). Les concepts d'échanges sont donc toujours les mêmes. Ce qui permet de garder un maximum de généricité d'une mission à une autre.

La plateforme est constituée d'un ensemble de chaînes fonctionnelles qui peuvent évoluer indépendamment l'une de l'autre.

Une plateforme similaire a été utilisée tant pour DEMETER, premier satellite de la filière que pour Parasol.

La plateforme a été conçue pour des orbites basses de 600 km à 1000 km et pour une durée de vie typique de 3 ans extensible à 5 ans et plus en fonction des réserves d’ergols de la propulsion. 

Les perturbations atmosphériques vont affecter les performances de pointage en-dessous de 600 km, tandis que les radiations vont limiter la durée de vie au-dessus de 1000 km. Les inclinaisons acceptées couvrent le domaine de 20 à 98°.

Une application à l'orbite GTO a également été réalisée (SPIRALE).

La structure de la plateforme est un cube de 60 centimètres de base, et 50 cm de hauteur, constituée de:

• Une plaque de base massive en aluminium, assurant l'interface avec le lanceur, et susceptible d'accueillir le module de propulsion
• 4 panneaux latéraux en NIDA, permettant la fixation des équipements : ces panneaux s'ouvrent en pétale afin de faciliter la réalisation des travaux d'intégration
• 4 cornières en aluminium permettant de rigidifier la structure
• Un panneau supérieur, également en NIDA, destiné à recevoir la charge utile

Le contrôle thermique utilise des moyens passifs (couverture MLI, SSM) et actifs (réchauffeurs, thermistances) pilotés soit par thermostat soit par le logiciel embarqué.

Le contrôle d'attitude permet une orientation du satellite sur 3 axes. Le pointage assuré peut être de type géocentrique, inertiel, solaire ou orienté selon la vitesse, avec une précision de 5.10-³ ° et une stabilité meilleure que 2.10-² °.

Le système de contrôle d'attitude utilise en mode nominal un senseur stellaire, quatre roues à réaction et trois magnéto-coupleurs. Trois senseurs solaires et un magnétomètre sont utilisés lors de la phase de mise à poste.

Le contrôle de l'orbite est assuré par un module de propulsion utilisant quatre moteurs à hydrazine d'un newton de poussée, et un réservoir d'une capacité de 4,5 litres.

La gestion à bord est centralisée : elle utilise des bus série (système de communication qui transmet les données bit par bit) selon une architecture en étoile. Le calculateur utilise uniquement des composants commerciaux. Ceux-ci ont été sélectionnés afin de vérifier leur comportement en environnement spatial. Il dispose d'un processeur T805, de 256 Mo de mémoire flash, et de 1 Gbits de RAM.

Le calculateur accueille le logiciel de vol qui assure la gestion de la mission et de ses différents modes, la communication avec le sol et avec la charge utile, les asservissements liés au contrôle d'attitude et d'orbite, la surveillance et la reconfiguration du satellite, le contrôle thermique.

En option une mémoire de masse de capacité 16 Gbits est disponible afin de permettre le stockage des données de la charge utile.

Les systèmes de télémesure et de télécommande utilisent une transmission en bande S et sont compatibles avec les standards établis par le Comité Consultatif pour les Systèmes de Données Spatiales. Les débits utiles sont de 20 kbits/s pour les télécommandes et de 625 kbits/s pour la télémesure.

Une télémesure à haut débit, fonctionnant en bande X, et associée à la mémoire de masse est disponible pour les missions ayant des besoins volumineux en données à transmettre au sol.
Un récepteur GPS équipé d'un navigateur intégré complète les options possibles.

Dans ses utilisations les plus récentes (MicroCarb), la capacité de la mémoire de masse a été portée à 1 Tbits et le débit de la bande X à 150 Mbps.

Le système d'alimentation utilise un générateur solaire constitué de deux panneaux articulés qui sont repliés contre la plate-forme lors du lancement. Une fois déployé en orbite, ce générateur d'une surface de 0,8 m², génère une puissance électrique de 180 watts environ en début de vie, grâce à l'utilisation de cellules AsGA à haut rendement. Il est orientable autour d'un axe au moyen d'un mécanisme d'entrainement. Le système est complété par une batterie Lithium ion et un boîtier électronique assurant la gestion de la charge de la batterie et la distribution de l'énergie vers l'ensemble des équipements du satellite.

Performances offertes aux charges utiles :

• Masse : jusqu'à 80 kg
• Puissance : 60 W permanent (orbite avec éclipse)
• Pointage : précision < 5.10-³ °, stabilité < 2.10-² °
• Propulsion : 80 m/s
• Mémoire de masse : 16 Gbits
• Débit télémesure : 400 kbits/s
• Télémesure haut débit : 16,8 Mbits/s

Les lanceurs utilisés par les satellites Myriade

Myriade est compatible et qualifié pour des lancements sur plusieurs types de lanceur : le petit lanceur Russo-Ukrainien DNEPR, le lanceur Soyouz, le lanceur Vega et le lanceur Vega-C. L'utilisation d'autres lanceurs reste cependant possible et doit faire l'objet d'analyse au cas par cas.

Le lanceur Soyouz

Le lanceur Soyouz avait la capacité d'emporter jusqu'à 4 microsatellites en position externe. Les 4 satellites de la mission ELISA ont été mis sur orbite par un lanceur Soyouz. Le satellite Microscope a quant à lui utilisé la position auxiliaire interne de Soyuz.

Le lanceur Vega

Le lanceur Vega a été utilisé pour la mise à poste de satellite de TARANIS, hélas soldée par un échec. Vega-C sera utilisé pour lancer MicroCarb en 2025.

Le lanceur DNEPR

Le lanceur DNEPR est dérivé du missile "SATAN SS-18 ". L'utilisation de ce missile balistique intercontinental, le plus puissant au monde, comme lanceur a été possible dans le cadre des accords de désarmement internationaux.

Il a été utilisé pour les lancements de Demeter et Picard.

Le lanceur Ariane 5

Dans la continuation de Ariane 4, Ariane 5 a permis le lancement de passagers secondaires en mettant à leur disposition la structure ASAP (Ariane Structure for Auxiliary Payload).

Ce plateau était installé au niveau de la partie basse de la coiffe, lorsque le passager principal n'utilisait pas toute la performance du lanceur, et qu'une masse complémentaire pouvait ainsi être embarquée. Ce plateau pouvait recevoir jusqu'à 8 satellites, de masse unitaire 120 kg.

Parasol, ainsi que la constellation des 4 satellites ESSAIM ont été lancés sur Ariane 5 (V 165) le 18 décembre 2004.

Les deux satellites Spirale ont également utilisé Ariane 5.

Contexte

Un satellite est constitué d’instruments d’observation, de télécommunication, scientifiques ou autres, qui constituent ce qu’on appelle la charge utile de la mission. Pour opérer de manière autonome dans l’espace, ils nécessitent des infrastructures assurant leur approvisionnement en énergie, leur contrôle thermique, ainsi que tous les dispositifs permettant leur communication avec le sol. Cela inclut le transfert des commandes à distance, des mesures télémétriques, et la collecte de leurs données.

Toutes ces fonctions de servitude sont les services apportés par ce qui est appelé une plateforme de satellite. Les sous-systèmes de contrôle de l’attitude et de l’orbite via la propulsion sont également deux éléments cruciaux qui font partie de la plateforme. Tandis qu’un instrument est conçu pour une mission spécifique, l’objectif est de rationaliser les plateformes en les regroupant par familles ou filières afin de réduire les coûts de développement. Toutefois, il est possible de les adapter localement à chaque mission si nécessaire, pour en optimiser les performances. C’est ce que vise à faire la filière Myriade de microsatellites : gamme 130-200 kg dont jusqu’à 100 kg de charge utile.

Le développement de Myriade a été décidé par le CNES en 1998, dans la continuité du programme PROTEUS qui adressait le segment des minisatellites : 400-600 kg dont 300 kg de charge utile.

Il s'agissait de permettre à la communauté spatiale de disposer d'un moyen d'accès à l'espace dans des délais et à des coûts réduits, pour des applications prioritairement scientifiques mais aussi technologiques ou démonstratives de services futurs.

Les avancées technologiques et notamment la miniaturisation de l'électronique ont rendu en effet possible la réalisation de missions disposant d'un haut degré de performances dans des volumes réduits et à des coûts plus bas que ceux des missions satellitaires traditionnelles. Myriade a ainsi largement recouru aux composants commerciaux.

Le gain de masse permet alors de disposer de solutions de lancement à des coûts faibles, soit en tant que passager principal sur un petit lanceur, soit en tant que passager auxiliaire sur un plus gros lanceur. Ajouter des microsatellites, des nanosatellites ou des cubesats dans la coiffe d’un lanceur emportant déjà un satellite classique et plus volumineux, afin de bénéficier d’un « covoiturage » orbital, est en effet une pratique de plus en plus courante.

Myriade met ainsi à la disposition des utilisateurs et partenaires :

• Un ensemble de chaînes fonctionnelles permettant de constituer une plateforme dotée d'options, et qui, complétée d'une charge utile formeront des satellites pour une masse typique de 130 à 200 kg.
• Un segment sol pour l'acquisition des données scientifiques, la commande et le contrôle des satellites.
• Des outils pour l'analyse des missions, la conception des satellites, la validation.

L’objectif était de pouvoir proposer des missions satellitaires avec des coûts de l’ordre de 15 millions d’euros (lancement compris mais hors instruments), à un rythme de 2 missions par an, dans la gamme de masse 100 à 200 kg.

L’intérêt de développer une telle plateforme de satellite était de pouvoir proposer aux entreprises et institutions désireuses de lancer un petit satellite, une solution de plateforme standardisée, sûre, miniaturisée et facile à produire pour le CNES, sur laquelle ces clients peuvent ensuite intégrer eux-mêmes leur matériel scientifique et technologique. Les systèmes standardisés de la plateforme Myriade ont conçus pour permettre d’adresser une large gamme de missions orbitales.

Cette architecture permet également de favoriser la coopération internationale, car la plateforme Myriade peut accueillir toutes sortes de charges utiles développées par toutes sortes d’entreprises et d’institutions françaises, européennes et internationales.

Déroulé du projet

La première mission, DEMETER pour l'étude de l'environnement électro-magnétique de la terre et la prévision des séismes, a été lancée le 29 juin 2004 de Baïkonour. Le satellite a été retiré du service en 2011.

La mission Parasol a été lancée le 18 décembre 2004 de Kourou et elle a étudié les propriétés des aérosols et des nuages de l'atmosphère terrestre.

La mission Picard a été lancée le 15 juin 2010 de Baïkonour par un lanceur DNEPR. Son but était l'étude du soleil et de ses impacts sur le climat de la Terre.

La mission Microscope a été lancée le 25 avril 2016 pour tester le Principe d'Équivalence.

De plus 3 missions ont été financées par la Direction Générale de l'Armement :

• La constellation Essaim, 4 satellites, a été lancée avec succès le 18 décembre 2004 de Kourou avec Parasol. Maîtrise d'œuvre Astrium.
• Le démonstrateur Spirale, 2 satellites. Maîtrise d'œuvre Astrium/Alcatel.
• La mission Elisa, 4 satellites. Maîtrise d'œuvre Astrium.

Enfin 4 missions ont été le fruit de contrats industriels directs entre Astrium et des pays à l’export :

• ALSAT-2A pour l'Algérie
• SSOT pour le Chili
• ALSAT-2B pour l'Algérie
• Vn RedSat pour le Vietnam

Deux dernières missions utilisent le standard Myriade :

• TARANIS, lancé en 2020 pour l’étude électromagnétique de la haute atmosphère (échec au lancement du lanceur VEGA).
• MicroCarb, en cours de développement pour l’étude des flux de CO2 à la surface de la terre, lancement prévu en juillet 2025. Ce sera le dernier utilisateur de la filière.

Une version plus récente de la plateforme Myriade, appelée Myriade-Evolutions, est en cours de développement. Elle inclut les avancées technologiques accumulées depuis le projet Myriade, et vise à proposer une nouvelle solution d’architecture de microsatellites pour la période 2015-2030, dans la gamme de masse 350 à 400 kg. Le satellite MERLIN l’utilisera (lancement prévu en 2029). Deux satellites à l’export ont eu recours chez Airbus à cette plateforme : Perusat et Theos2.

Organisation

Le CNES pilote le référentiel Myriade, notamment en gérant les contrats long terme d’approvisionnement des équipements constituant la plateforme et aide les entreprises et institutions clientes à concevoir leurs microsatellites et leurs missions satellitaires. Le CNES met également à leur disposition un segment sol dédié. Pour le développement de ce référentiel, le CNES s’était appuyé sur les 2 partenaires Airbus (Astrium à l’époque) et Thalès Alenia Space (Alcatel à l’époque) sous forme de partenariat. Ces maîtres d’œuvre ont ensuite pu utiliser le référentiel pour leurs propres missions.

Pour ses propres missions, le CNES avait la maîtrise d’œuvre des satellites utilisant la filière et s’est appuyé sur des PME pour en faire réaliser l’assemblage, intégration et tests AIT dans ses murs.

Liens externes

Pour aller plus loin, voici des liens vers des sites externes que vous pouvez consulter :

• Site MAVEN du laboratoire Space Sciences Laboratory de l’Université de Berkeley
• Site MAVEN de la NASA
• Site MAVEN de l’Université de Boulder, Colorado (LASP)
• Site MAVEN de l’IRAP

Instruments embarqués

Huit instruments scientifiques équipent le satellite MAVEN :

• Neutral Gas and Ion Mass Spectrometer (NGIMS) : un spectromètre de masse pour étudier les gaz neutres et les ions
• Imaging Ultraviolet Spectrometer (IUVS) : un spectromètre imageur Ultraviolet
• Particle and Field Package (PFP) : un ensemble instrumental de mesure du plasma compose des éléments suivants :
  • Magnetometer (MAG), magnétomètre
  • Solar Wind Electron Analyzer (SWEA), analyseur d'électrons du vent solaire, instrument pour lequel l'IRAP à Toulouse a fourni l'ensemble de l'instrument excepté la partie digitale assurant le lien avec la DPU (Digital Processing Unit)
  • Solar Wind Ion Analyzer (SWIA), analyseur d'ions du vent solaire
  • Solar Energetic Particles (SEP), instrument de mesure des particules énergétiques solaires.
  • SupraThermal And Thermal Ion Composition (STATIC), instrument analysant la composition des ions thermiques et suprathermiques
  • Langmuir Probe and Waves antenna (LPW), sonde de Langmuir et antennes de mesures des ondes

L’instrument SWEA

L’instrument SWEA (Solar Wind Electron Analyzer) est un des 8 instruments à bord de MAVEN. Il a pour objectifs scientifiques de mesurer le taux d’ionisation d’impact des électrons, de déterminer la topologie du champ magnétique (avec MAG), le régime du plasma, les spectres d'énergie des photoélectrons, les caractéristiques des électrons auroraux et l’interaction du vent solaire avec Mars (avec MAG, SWIA, STATIC, SEP, LPW).

Mesures faites par l’instrument

L’instrument mesure la distribution en énergie et la distribution angulaire du vent solaire des électrons de la magnétogaine ainsi que des photoélectrons ionosphériques :

• 0 – 3 keV (gamme d'angle complète)
• 3 – 6 keV (gamme d'angle limitée)

Il effectue des mesures en continu tout au long de l'orbite avec une résolution de 10 secondes (20-40 km), résolution pour résoudre les cornets polaires (zones coniques présentes au niveau des pôles magnétiques où s’engouffrent les particules des vents solaires, pour former des aurores boréales) et l'onde de choc.

Caractéristiques de l’instrument

Les caractéristiques techniques de l’instrument sont les suivantes : 

• Champ de vue large avec un minimum d'obstructions
• Grilles de surfaces conductrices dans le champ de vue
• Tête du détecteur dans l'ombre (boîtier électronique au soleil)
• Mesures du champ magnétique simultanées
• Masse 1,4 kg
• Puissance 1 Watt
• Gamme d'énergie 5 eV - 6 keV
• Résolution en énergie 11% (E/E)
• Champ de vue 360° × 130°
• Résolution angulaire 22.5° × 7°
• Facteur géométrique 0,01 cm² ster

Contexte

Mars Atmosphere and Volatile EvolutioN (MAVEN) est une mission du programme Scout d'exploration de la planète Mars de la NASA, dédiée à la caractérisation de l'échappement de l'atmosphère de Mars.

Le programme Mars Scout (missions de reconnaissance de Mars) est un programme d'exploration de la planète Mars lancé par l'agence spatiale américaine en 2010, comprenant le lancement de plusieurs sondes spatiales à coût modéré. Une mission "Scout" est une mission intermédiaire, relativement légère et peu coûteuse effectuée entre deux missions lourdes (comme MSL lancée fin 2011) pour ne pas perdre d'opportunité de lancement.

Chaque mission est développée et sélectionnée par la communauté scientifique autour d'un objectif fondamental découlant des découvertes les plus récentes. Ces missions peuvent être très diverses et utiliser des orbiteurs, des atterrisseurs, des planeurs et/ou des ballons. Deux missions ont alors été  prévues : la sonde Phoenix a été lancée et a rempli sa mission en 2008, et MAVEN a été lancée le 18 novembre 2013.

Mars a eu dans le passé une atmosphère plus dense propice à la présence d'eau liquide sur sa surface. Lors d'un changement climatique important, la majeure partie de l'atmosphère de Mars a été perdue. La mission MAVEN explore l'atmosphère supérieure de la planète rouge, sa ionosphère ainsi que les interactions avec le Soleil et le vent solaire.

Les scientifiques utilisent les données de MAVEN pour déterminer le rôle que la perte des composés volatils, tels que le dioxyde de carbone, le diazote et l'eaude l'atmosphère de Mars, dans l'espace, a joué au cours du temps. Ceci donne un aperçu de l'histoire de l'atmosphère et du climat de Mars, de l'eau liquide et de l'habitabilité de la planète.

Déroulé du projet

La sonde MAVEN a été lancée le 18 novembre 2013 par un lanceur Atlas V. Sa croisière a duré 10 mois et la sonde a été insérée en orbite martienne le 21 septembre 2014. Après une première orbite de capture d’une période de 35 h, la sonde a été placée sur l’orbite qu’elle garde ensuite pour sa mission scientifique. Cette orbite a une période de 4h30. La campagne scientifique a commencé en novembre 2014. Après une mission scientifique primaire d’un an, la mission a été prolongée plusieurs fois. La cinquième extension de mission prend fin en septembre 2025. Une 6^ème extension de 3 années est en préparation. 

Organisation

Cette mission est maintenant sous la responsabilité d'un Principal Investigateur du laboratoire SSL (Space Sciences Laboratory) de l’Université de Berkeley.

Le CNES assure, pour le compte de l'ensemble des partenaires nationaux (laboratoires), la maîtrise d'ouvrage de la contribution instrumentale française à MAVEN.

Les laboratoires impliqués sont :

• IRAP (Institut de Recherche en Astrophysique et Planétologie, France) : fourniture du senseur d’électrons SWEA
• LATMOS (Laboratoire ATMosphères, Observations Spatiales) : participations scientifiques aux instrument IUVS et STATIC
• Goddard Space Flight Center, USA : instruments NGIMS et MAG
• LASP (Laboratory for Atmospheric and Space Physics, USA) : Instruments IUVS et LPW
• SSL (Space Sciences Laboratory, USA) : Instruments SWEA, SWIA, SEP et STATIC

Liens externes

Pour aller plus loin, voici des liens vers des sites externes que vous pouvez consulter :

• Site InSight du JPL
• Site web du programme Discovery

Sites des instruments :

• SEIS
• Site HP³ du DLR

Sites des institutions et laboratoires partenaires impliquées dans le projet :

• National Aeronautics and Space Administration (NASA)
• German Aerospace Center (DLR)
• Italian Space Agency (ASI)
• Jet Propulsion Laboratory (NASA/JPL)
• Lockheed Martin
• Institut de Physique du Globe de Paris (IPGP)
• Swiss Federal Institute of Technology in Zurich (ETHZ)
• Max Planck Institute for Solar System Research (MPS)
• Imperial College London
• Institut supérieur de l'aéronautique et de l'espace (ISAE-SUPAERO)
• University of Oxford
• Centro de Astrobiología (CAB)
• Space Research Centre of Polish Academy of Sciences (CBK)

L’atterrisseur d’InSight

La mission InSight a une conception similaire à celle de l'atterrisseur martien de la mission Phoenix qui a été utilisé avec succès en 2007 pour étudier le sol glacé près du pôle nord de Mars. La réutilisation de cette technologie, développée et fabriquée par Lockheed-Martin Space Systems à Denver, Colorado, fournit une voie à faible risque sans coût additionnel de conception et de test d'un système repartant de zéro.

L'atterrisseur InSight emporte trois instruments à la surface de Mars pour regarder en détail pour la première fois les "statistiques vitales" de la planète :

• son pouls, activité interne, mesurée par l'instrument SEIS,
• sa température mesurée par l'instrument HP³,
• ses réflexes mesurés par l'instrument RISE.

Ensemble, ces données permettent de fournir des indices essentiels sur l'évolution non seulement de la planète Mars, mais aussi de toutes les planètes telluriques.

Les instruments

• SEIS : pour prendre le pouls de Mars, son activité interne, InSight a déployé à la surface un sismomètre nommé SEIS à la surface de la planète rouge. SEIS a fait des mesures précises des tremblements et autres activités internes de Mars pour mieux comprendre l'histoire et la structure de la planète.
• HP³ : pour mesurer le flux de température sous la surface de Mars (jusqu’à 5m), un indicateur clé de l'évolution planétaire, InSight a déployé une sonde de chaleur à la surface de Mars. L'instrument, nommé HP³, s’enfonce à cinq mètres de profondeur sous la surface de Mars, plus profondément que tous les bras, pelles, foreuses et sondeurs précédents, pour connaître la quantité de chaleur venant de l'intérieur de Mars et pour révéler l'histoire thermique de la planète.
• RISE : pour mesurer les oscillations de l’axe de rotation de Mars, ou la façon dont elle oscille quand elle est attirée par le Soleil, une expérience nommée RISE mesure avec précision le décalage Doppler et le parcours des communications radio entre l'atterrisseur InSight et la Terre. En étudiant les oscillations, les scientifiques peuvent déterminer la distribution des structures internes de la planète rouge et mieux comprendre comment elle est constituée.

Un quatrième instrument est dédié aux mesures météorologiques de vents et de températures de l’air, le Temperature and Winds for InSight (TWINS), intégré à la station météorologique APSS (Auxiliary Payload Sensor Suite) comprenant également des sondes de pression et température, ainsi qu’un magnétomètre.

En plus de ces 4 instruments, lnSight emporte également 4 systèmes : 

• Laser RetroReflector for InSight (LaRRI) : un ensemble de catadioptres (coins de cubes) destinés au repérage laser de l’atterrisseur depuis l’orbite une fois mis à la retraite.
• Instrument Deployment Arm (IDA) : le bras robotique qui a déployé l’instrument SEIS sur le sol martien.
• Deux caméras, l’Instrument Deployment Camera (IDC) et l’Instrument Context Camera (ICC) : Insight inclut une caméra, similaire aux caméras "Navcam" à bord des Mars Exploration Rovers (MER) et des rovers Curiosity et Perseverance, montée sur le bras de l'atterrisseur et qui sert à prendre des images en noir et blanc des instruments sur le corps de l'atterrisseur ainsi qu'une vue en 3D du sol où le sismomètre et la sonde de chaleur sont placés. Elle a ensuite été utilisée pour aider les ingénieurs et les scientifiques à guider le déploiement des instruments au sol. Avec un champ de vue de 45 degrés, la caméra fournit aussi une vue panoramique du terrain autour du site d'atterrissage. Une seconde caméra similaire, avec une lentille à champ de vue de 120 degrés comme les caméras "Hazcam" sur les MER et Curiosity, est montée sous le rebord du corps de l'atterrisseur et fournit une vue complémentaire de la zone de déploiement des instruments.

L’instrument SEIS

Caractéristiques techniques

Le sismomètre SEIS est basé sur un instrument hybride de six axes qui est composé de:

• une sphère comportant trois capteurs sismiques très large bande (Very Broad Band - VBB) et leurs capteurs de température,
• trois capteurs sismiques courtes périodes (Short Period - SP) et leurs capteurs de température,
• une boîte électronique d'acquisition (e-box : SEIS AC, SEIS DC/DC, ASICS) et les cartes de contre-réaction des capteurs VBB, SP et du système de déploiement MDE,
• un système de déploiement (DPL),
• un logiciel (S/W).

Sa masse est d'environ 3 kg. Sa consommation varie autour de 1W selon les modes.

Les principales performances du sismomètre SEIS sont :

• VBB -9 m.s-² Hz-½ de 10-³ jusqu'à 10 Hz
• SP < 5 10-⁸ m.s-² Hz-½ de 10-² jusqu'à 100 Hzx

La sphère

La sphère abrite les capteurs très large bande VBB (Very Broad Band, VBB, en anglais). C'est le cœur de l'instrument. Elle comporte des servitudes pour permettre le meilleur fonctionnement possible des capteurs VBB.

• Elle intègre un écran thermique et des plots torlon pour réduire au maximum les variations de températures des sismomètres
• Elle maintient les capteurs sous vide
• Elle contient des capteurs de températures et des inclinomètres permettant l'exploitation des données mesurées par les senseurs sismiques VBB et SP.

Les capteurs large-bande (VBB) sont des pendules obliques.

Principe de fonctionnement

Le ressort et le poids du pendule s'équilibrent parfaitement. Lorsque le sol bouge, le pendule se met en mouvement. Ce mouvement est capté par le capteur DCS. Le mécanisme d'équilibrage permet d'ajuster l'équilibre du pendule aux conditions d'utilisation réelles (gravité mal connue, défaut de nivellement, influence de la température sur l'équilibre du pendule). Le pivot doit permettre la rotation de la partie mobile autour de son axe sans exercer le moindre frottement.

Le capteur de déplacement est constitué d'électrodes placées sur la partie fixe et sur la partie mobile. Les caractéristiques électriques de l'ensemble ainsi constitué (la capacité) forment une image de la position de la partie mobile du capteur.

L'électronique de proximité permet de transformer ces caractéristiques en une tension facilement mesurable. C'est cette tension qui est transmise à l'électronique d'acquisition. La bobine de contre-réaction permet l'asservissement du pendule pour en améliorer les performances (augmentation de la bande-passante). L'intensité qui parcourt la bobine est délivré par la carte de contre-réaction "SEIS-FB" située dans l'e-box. Cette intensité est générée en fonction de la mesure de déplacement du pendule.

Les capteurs courte-période (ou SP : Short Period)

Les trois capteurs courte-période enregistrent l'accélération du sol le long de leurs axes de sensibilité. Le mouvement d'une masse mobile est détecté par un capteur à détection synchrone. Pour étendre la bande passante, la masse mobile est verrouillée sur zéro grâce à la boucle de contre-réaction, qui agit sur un actionneur magnétique de type bobine-aimant. La boucle de contre-réaction contrôle le courant injecté dans la bobine, elle-même plongée dans un champ constant.

Le système de déploiement

La structure de déploiement est composée d'un cadre portant trois pieds déployables et la sphère. Le support de la sphère doit assurer une inclinaison de ±18° à l'intérieur du lander. Deux approches sont envisagées pour le système de déploiement : un système cardanic (composé d'un anneau de cardan et de deux moteurs) et un système à trois axes (vis-écrous). Enfin, un système permet de faire descendre le sismomètre au sol.

Le logiciel de vol

C'est l'un des logiciels qui est exécuté sur l'ordinateur de bord du lander (CDMS). Il interagit avec le sismomètre et le lander afin de stocker les données dans la mémoire de masse et les communiquer à la terre.

Ses fonctions principales sont les suivantes :

• assurer le bon état de fonctionnement de l'instrument
• enregistrer les données sismiques
• réaliser les traitements (compression)
• gérer les Télécommandes (TC) reçues
• renvoyer les données pertinentes par Télémesures (TM).

Le logiciel reçoit et interprète les commandes envoyées depuis le sol (TC). C'est lui qui déclenche le déploiement de l'instrument et permet toute la séquence d'installation (nivellement de la sphère, recentrage des sismomètres VBB) du sismomètre à la surface de Mars.

Une fois SEIS installé et prêt pour l'expérience de sismologie, le logiciel passe en mode opérationnel. Il a alors pour rôle la gestion de l'instrument et la récupération des données.

La gestion de l'instrument consiste à passer d'un mode à un autre pour ajuster le fonctionnement du sismomètre aux ressources disponibles (ex : mode "winter" lorsque la puissance électrique disponible est faible, ou mode "campaign" pour maximiser le retour scientifique lorsque cela est possible).

Pour récupérer les données, le logiciel effectue plusieurs tâches :

• l'enregistrement et la compression des mesures pour minimiser l'espace mémoire occupé
• le renvoi (en télémesure) des mesures brutes (sans perte d'information) correspondant à des périodes choisies par les scientifiques

La complexité du logiciel de vol provient de l'automatisation de toutes les opérations sur le sismomètre, de la faible puissance électrique disponible et enfin du volume de données à stocker. En effet, la sismologie nécessite d'enregistrer des mesures en continu, du fait de l'impossibilité de prévoir à l'avance les séismes. Le volume de données ainsi enregistrées est donc bien supérieur aux capacités de transmissions entre Mars et la Terre.

Contexte

Les planètes rocheuses comme la Terre, Vénus ou Mars se forment par un processus très lent que l'on appelle accrétion gravitationnelle, à partir des corps rocheux. Avec l'accroissement de la taille du corps, son intérieur se réchauffe et fond. Lorsqu'ensuite il refroidit et recristallise, il évolue vers ce que nous connaissons maintenant comme étant une planète tellurique, composée d'un noyau, d'un manteau et d'une croûte. Bien que toutes les planètes telluriques aient des structures similaires et que leurs compositions générales soient grossièrement les mêmes que les matériaux météoritiques à partir desquels elles se sont formées, elles ne sont en aucune manière uniformes. Chaque planète tellurique atteint sa formation et sa structure actuelle à travers un processus de différentiation, qui est mal connu.

L'objectif scientifique principal de cette mission est de mieux comprendre l'évolution des planètes telluriques à travers l'étude de la structure interne de Mars.

L'objectif scientifique principal d'InSight est de découvrir comment les corps rocheux se forment et évoluent pour devenir des planètes en étudiant la taille, l'épaisseur, la densité et la structure globale du noyau, du manteau et de la croûte de la planète rouge, ainsi que du taux de dissipation de la chaleur depuis l'intérieur de la planète.

Le but d'InSight est de résoudre le mystère de la différentiation dans la formation planétaire - et de combler les lacunes de connaissance entre les étapes suivantes : l'accrétion,  la formation finale du noyau, du manteau et de la croûte d'une planète tellurique.

Un autre objectif consiste en l'étude approfondie de l'activité tectonique et de l'impact de météorites sur Mars. Cette analyse permet de fournir des indices sur des phénomènes équivalents ayant lieu sur la Terre.

Pour répondre à ses objectifs scientifiques, InSight doit clarifier le processus de formation et différentiation en menant les investigations suivantes :

• déterminer la taille, la composition et l'état physique (solide/liquide) du noyau martien,
• déterminer l'épaisseur et la structure de la croûte,
• déterminer la composition et la structure du manteau,
• déterminer l'état thermique de la partie interne de Mars,
• mesurer le taux et la distribution géographique de l'activité sismique interne de Mars,
• mesurer le taux d'impact de météorites sur la surface martienne.

Déroulé du projet

La mission InSight bénéficie de l'héritage de la mission Phoenix de la NASA pour son atterrisseur sur Mars. Cet atterrisseur descend plus profondément sous la surface que toutes les autres missions - pour investiguer la structure et la composition de la planète ainsi que son activité tectonique et ses rapprochements avec les autres planètes telluriques, y compris la Terre.

Dates clés pour la mission InSight :

• Lancement : 5 mai 2018
• Atterrissage : 26 novembre 2018
• Opérations de surface : 720 jours / 700 sols (mission étendue à 1400 sols)
• Premiers retours scientifiques : 2019
• Déploiement des instruments : 60 sols (marge de 20 sols incluse)
• Volume de données pour 1 année martienne : plus de 29 Go (données sismiques traitées postées sur le Web en 2 semaines ; reste des données scientifiques en moins de 3 mois, pas de période propriétaire)
• Fin de la mission : décembre 2022 (fin des opérations)

Organisation

Les institutions ayant majoritairement participé à la mission InSight, en collaboration avec le CNES, sont les suivantes :

• National Aeronautics and Space Administration (NASA)
• German Aerospace Center (DLR)
• Italian Space Agency (ASI)
• Jet Propulsion Laboratory (NASA/JPL)
• Lockheed Martin
• Institut de Physique du Globe de Paris (IPGP)
• Swiss Federal Institute of Technology in Zurich (ETHZ)
• Max Planck Institute for Solar System Research (MPS)
• Imperial College London
• Institut supérieur de l'aéronautique et de l'espace (ISAE-SUPAERO)
• University of Oxford
• Centro de Astrobiología (CAB)
• Space Research Centre of Polish Academy of Sciences (CBK)

Les participations selon les instruments sont les suivantes :

• Seismic Experiment for Interior Structure (SEIS) : 

Cet instrument est dédié à la mesure de séismes martiens.
Son développement a été supervisé par le CNES avec la participation de l’Institut de Physique du Globe de Paris (IPGP), le Swiss Federal Institute of Technology in Zurich (ETHZ), le Max Planck Institute for Solar System Research (MPS), l’Imperial College, l’Institut Supérieur de l’Aéronautique et de l’Espace (ISAE), et le Jet Propulsion Laboratory (JPL).

• Heat Flow and Physical Properties Package (HP³) :

Cet instrument est dédié à la mesure de la température souterraine. Son développement a été assuré par Space Research Centre de la Polish Academy of Sciences, l’entreprise polonaise Astronika en coopération avec l’Agence Spatiale Allemande, le DLR.

• Rotation and Interior Structure Experiment (RISE) :

Cet instrument fonctionne dans le domaine des micro-ondes pour effectuer des mesures précises de la rotation de la planète. La maîtrise d’œuvre a été assurée par le JPL.

• Auxiliary Payload Sensor Suite (APSS) :

Station météorologique composée d’un magnétomètre, d’un capteur de vent, d’une sonde de température et de pression.

• Temperature and Winds for InSight (TWINS) :

L’instrument, intégré à la station météo APSS, est dédié aux mesures de vent et a été développé par le Centro de Astrobiología (CAB).

• Laser RetroReflector for InSight (LaRRI) :

Il s’agit d’un ensemble de coins de cubes destinés au repérage laser de l’atterrisseur depuis l’orbite une fois mis à la retraite. Son développement a été assuré par l’Agence Spatiale Italienne (ASI).

• Instrument Deployment Arm (IDA) :

Il s’agit du bras robotique qui a déployé l’instrument SEIS sur le sol martien, il a été développé par le JPL et MDA US Systems, LLC.

• Instrument Deployment Camera (IDC) :

C’est une caméra montée sur le bras IDA servant à visualiser le déploiement de SEIS et à acquérir des vues stéréoscopiques de l’environnement autour de l’atterrisseur. Elle a été développée par le JPL, et dérivée des caméras des rovers Spirit, Opportunity et Curiosity.

• Instrument Context Camera (ICC) :

Cette autre  caméra, placée sous l’atterrisseur, a été utilisée de façon complémentaire à l’IDC pour visualiser le déploiement des instruments. Elle a été également développée par le JPL, et dérivée des caméras des rovers Spirit, Opportunity et Curiosity.