Bloc Charge Utile (BCU)

Le Bloc Charge Utile (BCU) était le "cocon" de l'instrument, à savoir, un ensemble structurel qui lui garantissait sa stabilité thermique et sa tenue mécanique.

Le Bloc Charge Utile était un ensemble optimisé du point de vue mécanique et thermique, pour garantir aux accéléromètres ("SU") et à leurs électroniques de proximité ("FEEU") une bonne tenue structurale aux vibrations lors du lancement et une grande stabilité thermique, pendant les phases de mesures scientifiques.

Afin de garantir les 2 niveaux de stabilité thermique demandés (± 1mK sur les SU et ± 10 mK sur les FEEU), le BCU devait être isolé de la plate-forme et de l'environnement extérieur, qui constituaient des sources de perturbations thermiques.

Pour cela, il était fixé sur le mur thermique le plus stable du satellite : celui qui ne voyait jamais le soleil. Sa structure se composait de 2 étages découplés conductivement par des barres isolantes en titane, et l'ensemble était isolé radiativement du reste de la plate-forme par une couverture de super isolant MLI (Multi-Layer Insulator).

À la base du BCU, un radiateur était implanté, nécessaire à l'évacuation de la dissipation des "FEEU" (12 W). Un baffle était installé autour de ce radiateur pour limiter les entrées de flux thermiques variables provenant de la Terre, qui auraient pénalisé la stabilité thermique des "FEEU".

Le Bloc Charge Utile pesait environ 50 kg. Son diamètre enveloppe était de 52 cm et sa hauteur de 55 cm.

Cet ensemble a été maquetté dès la première phase du projet afin de démontrer la faisabilité d'un contrôle thermique totalement passif (i.e. sans régulation active qui perturberait les mesures scientifiques) permettant d'atteindre les performances de stabilité thermique demandées, particulièrement ambitieuses.

La maquette devait être représentative en termes d'inertie thermique (fonction de la masse et de la nature des matériaux), de géométrie, de couplages conductifs et radiatifs. Par exemple, les câbles électriques reliant les accéléromètres à leurs électroniques de proximité ont été maquettés. Leur âme (c’est-à-dire la partie conductrice centrale du câble) en cuivre particulièrement étant conductrice de la chaleur, jouait un rôle non négligeable dans les échanges thermiques entre les différents étages du BCU.

Les essais thermiques associés à cette maquette ont consisté à reproduire un certain nombre de perturbations thermiques (représentatives de celles attendues en vol) aux interfaces de cet ensemble et à en mesurer l'effet sur la stabilité de la température des maquettes-SU et des maquettes-FEEU. Ceci a nécessité de mettre en œuvre une méthodologie fine permettant de détecter des variations de température inférieures au mK.

Instrument T-SAGE

L'instrument T-SAGE (Twin-Space Accelerometer for Gravity Experiment) était constitué de deux accéléromètres différentiels, construits par l’ONERA. Chaque accéléromètre était composé d'une partie mécanique et d'une partie électronique.

La partie mécanique comprenait pour l'essentiel deux masses en formes de cylindres concentriques, libres selon six degrés de liberté. Le principe de fonctionnement était similaire pour les deux masses d'un même accéléromètre : elles étaient maintenues "immobiles" (on parle d'asservissement à une position origine) au centre d'une "cage" en silice grâce à des forces électrostatiques ("lévitation" électrostatique).

Les variations de position et d'attitude d'une masse, induites par une modification de l'environnement, étaient mesurées grâce à des détecteurs capacitifs. Ces mesures, au travers de boucles électroniques d'asservissement, généraient des tensions appliquées à des électrodes implantées sur les cylindres en silice et réparties autour de la masse qui se traduisaient par des forces électrostatiques qui maintenaient celle-ci immobile. La mesure des tensions appliquées donnait l'information d'accélération.

Afin de tester le principe d'équivalence (c'est-à-dire l'identité de la chute libre pour deux corps de nature différente dans un champ de pesanteur identique), l'un des accéléromètres différentiels disposait de masses d'épreuve en matériaux différents (platine et titane). L'autre accéléromètre différentiel, dont les deux masses d'épreuve étaient en matériaux similaires (platine), constituait une référence de mesure pour l'expérience.

Le défi de l'instrument T-SAGE réalisé par l'ONERA dans le cadre de la mission MICROSCOPE résidait dans les niveaux de performance visés qui imposaient des précisions et ajustements mécaniques extrêmes mais tout en étant capable de supporter les contraintes des missions spatiales, et en particulier le lancement.

Quelques ordres de grandeur

• Masse totale de la charge utile avec son bâti : 50 kg
• Masses d'épreuve :
  • Interne en Platine = 0,5 kg
  • Externe en Platine = 1,4 kg
  • Externe en Titane = 0,3 kg
• Résolution de mesure accélérométrique = 0,1 pico-g / Hz^½ dans la bande [10^-3 Hz - 2x10^-2 Hz]
• Harnais charge utile : 7 brins de 7 µm de diamètre et de 25 mm de long

L'ensemble du satellite avait une masse de 300 kg pour des dimensions sous coiffe nettement supérieures à celles des autres satellites Myriade : 1,4 m x 1 m x 1,5 m.

Microscope a été construit sur une plateforme microsatellite dont la conception générale était basée sur la plateforme générique Myriade, intégrant des équipements nouveaux et des fonctions spécifiques à cette mission :

• Le système de propulsion à hydrazine pour le contrôle d'orbite a été remplacé par un ensemble de micropropulseurs à gaz froid (azote) disposés sur 4 coins de la structure cubique.
• Le contrôle d'attitude utilisait les accéléromètres de la charge utile et les micropropulseurs. Il se doublait d'une fonction de contrôle de l'accélération, qui permettait d'annuler toutes les composantes non gravitationnelles mesurées par les accéléromètres.
• Le générateur solaire spécialement développé pour ce satellite était constitué de deux panneaux rigides qui ne tournaient pas, car l'orientation du satellite sur son orbite leur garantissait un pointage permanent vers le soleil, évitant ainsi de générer des perturbations parasites pour la mission.

Charge utile

La charge utile placée au centre du satellite était constituée de :

• L’instrument T-SAGE, comprenant deux accéléromètres différentiels SAGE, chacun ayant en propre un cœur accélérométrique et un boîtier électronique de contrôle, et en commun, un boîtier électronique d'interface avec le satellite.
• Une structure en treillis équipée de protection thermique qui supportait les boîtiers sensibles et les maintenait à une température constante : le Bloc Charge Utile.

Système de désorbitation IDEAS

En plus des adaptations apportées à la plateforme Myriade pour satisfaire les spécificités de la mission, citées plus haut, un système de désorbitation constitué de 2 mâts déployables a été ajouté. En augmentant la surface effective du satellite (de 6,3 m²) et donc la force de traînée, ce système permettait de garantir une désorbitation en moins de 25 ans conformément à la LOS (Loi sur les Opérations Spatiales). Nommé IDEAS (Innovative DEorbiting Aerobrake System), cet équipement avait une masse totale de 12 kg. Il a été déployé avec succès le 16 octobre 2018, ses deux bras gonflés avec de l’azote conservé sous haute pression à bord du satellite, conduisant à la destruction du satellite dans l’atmosphère de la Terre autour de 2043.

Contrôle d’attitude et d’accélération

Comme tous les satellites et véhicules spatiaux, Microscope disposait d'une fonction lui permettant d'acquérir puis de conserver dans le temps l'orientation angulaire souhaitée. Cette orientation angulaire était appelée attitude et la fonction s'appelle le SCA : Système de Contrôle de l'Attitude (ACS en anglais).

L'originalité de Microscope était la présence d'un contrôle continu des accélérations linéaires. 

Sur un satellite normal, le mouvement linéaire (l'orbite) est corrigé de temps à autre par des jets de gaz ; mais la majeure partie du temps le mouvement est libre, soumis à la gravitation mais aussi aux forces de surface (comme les forces aérodynamiques dues à l'atmosphère résiduelle et les forces de pression solaire dues à l'impact des photons) et à d'autres forces à distance (électromagnétiques),

Sur Microscope, la méthode était différente. Le mouvement linéaire du satellite était contrôlé en permanence ; les forces perturbatrices étaient contrées par la poussée de propulseurs à jets d'azote de façon à tendre vers un mouvement purement gravitationnel. Ce contrôle était assuré sur les 3 axes linéaires, c'est pourquoi le vocable 'satellite avec compensation de traînée' n'évoque qu'une partie de la réalité. Ce contrôle linéaire allait de pair avec le contrôle de l'attitude et on parle de SCAA, où le dernier « A » désigne le contrôle des Accélérations. Un contrôle linéaire 3 axes d'une aussi grande finesse a été une première mondiale. En anglais ce système de contrôle est appelé DFACS (Drag-Free and Attitude Control System).

Comment fonctionne le drag-free ?

À chaque instant, les mesures linéaires de l'un des accéléromètres étaient traitées dans le calculateur embarqué du satellite pour en déduire les forces à commander aux micropropulseurs. Les commandes étaient envoyées aux huit micropropulseurs qui modifiaient leur poussée en conséquence. Un quart de seconde plus tard ce processus était réactivé et ainsi de suite pendant des mois.

L'instrument était utilisé comme senseur principal de la boucle SCAA/DFACS, un senseur stellaire était aussi utilisé pour estimer l'attitude sur le long terme et corriger de possibles dérives du système.

En régime permanent, le système propulsif équilibrait juste les forces non gravitationnelles et les masses d'épreuve flottaient presque librement dans leurs cages. Tout se passait comme si le satellite volait autour d'une masse d'épreuve utilisée comme guide et corrigeait ses accélérations pour que la masse reste au centre de sa cage.

Les performances demandées au SCAA/DFACS étaient extraordinaires : le résidu d'accélération demandé était de 30 pico g par racine d'Hertz ; sous cette accélération une masse d'épreuve laissée libre mettrait plus de 2 heures pour parcourir un seul centimètre !

Contexte

La théorie généralement admise pour décrire la gravitation est la théorie de la Relativité Générale. Elle est fondée sur le Principe d'Équivalence. Einstein a en effet promu ce principe, considéré comme empirique depuis Galilée et Newton, au statut de postulat de départ de sa théorie.

Selon ce principe, les lois physiques dans un référentiel tombant en chute libre dans un champ de gravitation sont équivalentes aux lois physiques dans un référentiel inertiel. Une conséquence élémentaire du principe peut s'énoncer ainsi : la trajectoire d'un corps tombant en chute libre (c'est-à-dire un corps qui n'est soumis à aucune interaction de type électromagnétique par exemple) ne dépend ni de sa structure interne ni de sa composition.

La principale raison pour tester ce principe vient du fait que la gravitation, première des interactions fondamentales connues, résiste aux tentatives d'unification avec les autres interactions fondamentales (électromagnétique, nucléaire faible et nucléaire forte). Celles-ci sont décrites selon un modèle de théorie quantique des champs, le Modèle Standard de la physique des particules, alors que la gravitation est décrite par une théorie classique (par opposition à quantique), la relativité générale, qui relie la géométrie de l'espace-temps à la densité de matière-énergie qu'il contient.

Les théories d'unification les plus récentes, telles que la théorie des cordes, cherchent ainsi à trouver une description cohérente de la gravitation et des autres interactions. Dans tous les cas, ces théories prédisent l'existence d'une nouvelle interaction dépendant de la composition des corps. Quelle que soit son origine, une éventuelle nouvelle force pourrait, en se superposant à la gravitation, être mise en évidence comme une violation du Principe d'Équivalence. Tester le Principe d'Équivalence, en particulier à travers l'universalité de la chute libre, c'est donc chercher aussi l'existence et les caractéristiques de cette nouvelle interaction.

Microscope, un microsatellite du CNES, avait pour mission de tester le principe d'équivalence d'Albert Einstein avec une précision jamais atteinte auparavant.

Le principal objectif de la mission était de tester le Principe d'Équivalence (PE) avec une précision de 10^-15, c'est-à-dire 100 fois meilleure que la précision des expériences réalisées jusque-là sur Terre aussi bien avec un pendule à torsion ou sur la Lune par Laser. Pour cela, Microscope a mesuré la chute libre de deux cylindres, l’un en platine, l'autre en titane. S'ils n’avaient pas chuté de la même manière, comme prédit par certaines théories, cela aurait été un événement majeur de la recherche en physique ! Cependant, les résultats définitifs de l’expérience ont été publiés en octobre 2022, et ils confirment le principe d’équivalence avec une précision de 2,7x10^-15, la meilleure obtenue jusqu’alors. Une information qui vient valider et consolider notre compréhension des lois de la physique !

En démontrant qu’il n’y avait pas de violation du principe d’équivalence jusqu’à des niveaux de précision de l’ordre de 10^-15, le résultat de cette expérience a permis d'orienter les théories de la gravitation. L’absence de violation à ce niveau est par ailleurs en totale adéquation avec l’observation directe d’ondes gravitationnelles par les observatoires LIGO (2015) puis VIRGO (2017).

La mission Microscope utilisait la Terre comme source gravitationnelle de cette expérience de physique fondamentale dans l'espace. On contrôlait que le mouvement en orbite de deux masses de composition différente tombant dans le champ gravitationnel de la Terre était identique, en faisant attention à ce que les deux masses soient soumises exactement au même champ gravitationnel.

Cette expérience spatiale profitait du fait que le satellite était un "cocon" qui protégeait les instruments des forces perturbatrices (les forces non gravitationnelles, appliquées au satellite, étaient compensées par la mise en œuvre des micropropulseurs ioniques), de l'absence totale des fluctuations du gradient de gravité et de l'absence de perturbations dues à l'activité humaine.

La possibilité d'avoir de très longues périodes d'observation des mouvements de masses en apesanteur dans des conditions très stables conduisait à l'intégration de mesures faites sur plusieurs jours, ce qui permettait de rejeter les perturbations stochastiques (aléatoires).

La rotation de la fenêtre d'observation par rapport au champ gravitationnel, aidait aussi dans la discrimination du signal d'une éventuelle violation du Principe d'Équivalence. Pour améliorer la précision de la mesure, plusieurs fréquences et phases de rotation ont été considérées.

La compensation de traînée du satellite mettait en jeu des micropropulseurs à jets de gaz. Cette technologie, d'une extrême précision, a ouvert la voie à d'autres missions scientifiques nécessitant de compenser la traînée et de façon plus générale toutes les forces non gravitationnelles. Elle était aussi prometteuse pour la préparation des missions futures comportant plusieurs vaisseaux spatiaux en formation, leur trajectoire relative devant être contrôlée avec une très grande précision.

Déroulé du projet

Manque une partie sur quand le projet a été démarré / quand le satellite a été lancé.

Le satellite a été placé sur une orbite circulaire héliosynchrone à 710 km d'altitude avec un nœud ascendant à 18 heures.

L'expérience de test du Principe d'Équivalence, qui était l'objectif principal de cette mission, ne requérait en théorie qu'une semaine de mesures en continu. Mais la préparation de cette expérience nécessitait des périodes d'étalonnage très longues (plusieurs mois). De plus elle devait être reproduite plusieurs fois dans des conditions variées pour éliminer tous les effets parasites.

Pendant les phases de mesure, le satellite était orienté suivant 2 modes principaux :

• Un mode inertiel (fixe par rapport au Soleil et aux étoiles)
• Un mode "spinné" : rotation lente autour de l'axe de l'orbite pour augmenter la fréquence du signal gravitationnel (de l'ordre de 3 ou 4 fois plus)

Pendant les phases d'étalonnage, le satellite subissait des sollicitations angulaires et linéaires programmées pour identifier très finement les paramètres des accéléromètres.

L'orbite choisie permettait d'assurer au satellite des périodes de 9 mois en continu sans passage dans l'orbite de la Terre, ce qui permettait de réaliser l'ensemble des phases de mesures et d'étalonnage sur une durée de mission de 2 ans.

Organisation

La supervision de la mission Microscope était sous la responsabilité d'un Comité Directeur CNES-ESA-ONERA-DLR-INSU-GEOAZUR-ZARM.

La responsabilité scientifique a été assurée par l’ONERA. Le CNES avait la charge du développement du système complet et de la réalisation du satellite. Il a financé le projet à 80%, et a assuré la maîtrise d'œuvre : développement de la plate-forme satellitaire, intégration et essais sur le satellite jusqu'à son lancement, réalisation et opération du centre de contrôle.

L'ONERA était responsable du développement de l'instrument accélérométrique et du Centre de Mission Scientifique. Il coordonnait l'exploitation scientifique de la mission.

Le laboratoire Géoazur (Observatoire de la Côte d'Azur et CNRS) a participé à la préparation du plan de mission et a préparé les traitements scientifiques en collaboration avec l'ONERA.

L'Agence Spatiale Européenne a fourni le système de micro-propulsion.

Le DLR a financé les matériaux des masses d'épreuve et les participations allemandes du PTB et du ZARM.

Le PTB, laboratoire de métrologie allemand, a fait l'usinage et la métrologie des masses d'épreuve.

Le ZARM a participé à la validation au sol des performances de l'instrument en réalisant des essais préalables dans sa tour de chute libre, ainsi qu'au traitement des données.

Le groupe performances sous la responsabilité du PI était composé de membres du CNES, de l'ONERA, de Géoazur et du ZARM.

Liens externes

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

Partenaires internationaux impliqués :

• Swedish National Space Agency (Suède, initiateur)
• Agence Spatiale Canadienne (CSA)
• Natural Sciences and Engineering Research Council of Canada (NSERC)
• ODIN sur le site de l’Agence Spatiale Européenne (ESA)
• ODIN sur le site eoPortal de l’ESA

Laboratoires français impliqués :

• Laboratoire Atmosphères et Observations Spatiales (LATMOS)
• Centre National de Recherches Météorologiques (CNRM)
• Météo France
• Observatoire Aquitain des Sciences de l’Univers (OASU)
• Laboratoire d’Instrumentation et de Recherche en Astrophysique (LIRA)/Observatoire de Paris
• École Normale Supérieure (ENS)
• Institut de Recherche en Astrophysique et Planétologie (IRAP)
• Laboratoire d’Astrophysique de Marseille (LAM)

Le Segment sol ODIN est composé de 8 entités :

• Un centre de contrôle (Odin Control Center : OCC) développé sous la responsabilité de la SSC, installé à l'Esrange et dont le rôle est de :
  • Réceptionner, décommuter et archiver la télémesure
  • Prétraiter la télémesure pour fabriquer les fichiers N0
  • Surveiller le satellite
  • Envoyer les télécommandes
• Un centre de mission développé sous la responsabilité de la SSC, installé à Solna près de Stockholm et qui permet d'établir le plan d'utilisation des instruments en fonction des besoins scientifiques et des contraintes satellite.
• Un centre d'archivage et de diffusion de données (Parallel Data Center) installé à Stockholm sous la responsabilité du Royal Institue of Technology (organisme étatique), dont le rôle est d'assurer :
  • L’archive des produits N0, N1A et N1B des deux instruments (SMR et OSIRIS)
  • La diffusion des données vers les différents centres de production
  • La mise à jour d'un répertoire ou catalogue des produits disponibles dans l'archive, ce catalogue étant accessible à partir d'un serveur Web
  • La diffusion des produits vers les utilisateurs
• Un centre de production des N1A et N1B SMR, développé sous la responsabilité de l'université de Chalmers et installé à Chalmers.
• Un centre de production des N1-OSIRIS, développé sous la responsabilité du Canada et installé à l'université de Saskatoon au Canada.
• Un centre de production des N2-OSIRIS, installé en Finlande.
• Un centre de production et d'archivage des N2-SMR/Aéronomie, développé sous la responsabilité du MISU et installé à Stockholm.
• Un Segment sol français, pour traiter des niveaux 2 SMR aéronomie et des niveaux 1 SMR astronomie, qui est composé de :
  • Un Système de Gestion des Données ODIN astronomie implanté au Centre National d'Etudes Spatiales (CNES) de Toulouse
  • Une chaîne de traitement scientifique pour l'aéronomie implantée dans le service ETHER à l'Institut Pierre Simon Laplace (IPSL)

Organisation scientifique française pour l’aéronomie

Les différents organismes et laboratoires français impliqués dans la composante aéronomie du projet Odin sont :

• Le LATMOS (anciennement : service d'aéronomie de l'université de Paris VI/CNRS)
• Le CNRM (Météo-France) à Toulouse
• L'Observatoire de Bordeaux
• Le laboratoire DEMIRM de l'Observatoire de Paris

L'Observatoire de Bordeaux a eu comme rôle de développer :

• Un prototype de chaîne de traitement des produits N1B-SMR (spectres calibrés) vers des produits N2 (profils verticaux des composés atmosphériques). Ce prototype est basé sur un logiciel d'inversion permettant d'estimer une molécule dont le spectre sera centré par rapport à la largeur de bande du spectromètre (Auto-corrélateur ou SAO) et sur un nombre de canaux défini.
• Des outils graphiques permettant de cartographier les produits N2 (contour pour chaque couche, moyenne zonale de profils verticaux, trajectoire du satellite et localisation des points de mesure...).

Pour chaque espèce à valider, un groupe de scientifiques a été constitué comprenant au moins un scientifique français.

Le groupe aéronomie français a prévu de valider en priorité 5 espèces (ozone(O₃), monoxyde de chlore(ClO), acide nitrique(HNO₃), protoxyde d’azote(N₂O) et eau(H₂O)) dans le mode d'observation "basse stratosphère" et de participer à la validation des aérosols à partir de données OSIRIS et des données températures issues des mesures SMR dans la bande 119 GHz. Cette validation consiste à :

• Comparer les profils estimés à des données exogènes provenant de mesures sol, ballons, avions (issues de la campagne THESEO de la CE et du réseau NDSC) ou de satellites.
• Comparer les inversions réalisées par les logiciels suédois et les logiciels français.
• Faire le suivi des différents types de cartographie des données de niveau 2 produites à partir des différents logiciels (retour de l'analyse vers le groupe, identification des problèmes rencontrés...).
• Proposer des améliorations des logiciels.

Organisation scientifique française pour l’astronomie

Les différents organismes et laboratoires français impliqués dans la composante astronomie du projet Odin sont :

• Le LAM
• Le CESR
• Le laboratoire DEMIRM de l'Observatoire de Meudon
• Le LIRA (anciennement laboratoire ARPEGES puis LESIA) de l'Observatoire de Meudon

Le laboratoire ARPEGES a comme rôle de :

• Participer à la définition des produits N0, N1A et N1B ainsi qu'à la définition des traitements permettant de passer du N0 au N1A et N1B.
• Vérifier le fonctionnement du SAO durant une phase d'environ un an incluant la phase de recette en vol. Pour cela ARPEGES a développé des logiciels permettant de :
  • Traiter les N0-SMR/SAO pour surveiller le fonctionnement de l'instrument.
  • Réaliser le passage des données N0-SMR/SAO vers les N1-SMR/SAO dans le but d'évaluer les performances de l'instrument.
• Développer ou proposer des outils permettant de passer des N1 au N2.
• Définir la configuration informatique (matériel et logiciel) permettant aux scientifiques français d'exploiter dans leur laboratoire les produits N1.

Accès aux données d’aéronomie

L'accès aux donnés et au service de traitement des données Odin aéronomie se fait à travers ETHER (inclus aujourd’hui dans le pôle de données AERIS/DATA TERRA).
Les données de chimie atmosphérique produites par l'instrument SMR d'Odin sont traitées en Suède à partir d'un algorithme suédois et en France à partir d'un algorithme développé par des chercheurs du CNRS avec le soutien du CNES.

L'algorithme français a été installé au Centre de Production et de Service ETHER ou il est accessible à travers internet. Les scientifiques peuvent ainsi traiter les données Odin en fonction de leurs besoins. Les tracés présentés sur ce site sont issus de ces traitements.

Accès aux données d’astronomie

Jusqu'à la fin de l'année 2010, l'accès aux données Odin d'astronomie se faisait par le SGDO situé au CNES Toulouse.

Ce système fournissait à l'utilisateur les moyens :

• D’accéder aux données de niveau 0 du SMR (autocorrélateur et Spectromètre Acousto-Optique),
• De visualiser les spectres,
• De calibrer ces spectres en fréquence et en amplitude (produits de niveau 1),
• De distribuer les spectres bruts (niveau 0) ou calibrés (niveau 1) suivant plusieurs formats (CLASS et FITS), ainsi que les données auxiliaires (données de servitude et données d'attitude du satellite),
• De télécharger des logiciels (IDL) permettant d'utiliser scientifiquement ces données.

Dorénavant, les données N0 et N1 sont accessibles sur le site suédois du SNSB. L'accès aux données nécessite, au préalable, l'obtention d'un compte utilisateur et mot de passe.

Le satellite

Composition du satellite

• Un module télescope : constitué d'un télescope (une antenne de 1.1 m de diamètre de type Cassegrain avec un foyer décentré) et deux senseurs stellaires utilisés pour le contrôle d'attitude, le tout monté sur une structure. Ce module a la priorité pour la stabilité thermique et la précision d'alignement.
• Une plateforme : comprenant une structure supportant les panneaux solaires, les systèmes d'alimentation, de contrôle d'attitude, de traitement bord, de télémesure et de contrôle thermique.
• Une charge utile : comprenant un radiomètre micro-onde sub-millimétrique (SMR) et un spectromètre optique avec des capacités spectroscopiques en ultraviolet et proche infrarouge (OSIRIS).

Caractéristiques principales du satellite

• Masse : 250 kg
• Plateforme : 170 kg
• Charge Utile : 80 kg
• Hauteur : 2 m
• Largeur : 1.1 m replié et 3.8 m en mode déployé
• Puissance : 340 W fournis par les panneaux solaires déployés
• Précision de pointage : ±15 arcsec en mode observation, ±1.2 arcmin en mode balayage
• Débit : > 720 kbits/s sur la station de réception d'Esrange (Kiruna)
• Mémoire de masse : > 100 Mo dans une mémoire de masse
• Durée de vie : 2 ans

Étant donné que les lancements vers le terminateur sont peu communs, Odin a eu un lancement dédié. Le satellite a été lancé par un lanceur russe START-1, depuis Svobodny en Russie.

Caractéristiques principales de l'orbite

• Orbite : circulaire héliosynchrone
• Altitude : 600 km
• Nœud ascendant : à 18h00
• Inclinaison : environ 98°
• Durée de l’orbite : 97,6 min (environ 15 orbites par jour)

La charge utile

La charge utile comprend un radiomètre micro-onde sub-millimétrique (SMR) et un spectromètre optique avec des capacités spectroscopiques en ultraviolet et proche infrarouge (OSIRIS).

Le radiomètre, recevant les signaux du radiotélescope de 1.1 m, est utilisé pour les deux missions : astronomie et aéronomie.

Pour cela le radiomètre peut couvrir les bandes de fréquence : 118.25 - 119.25 GHz, 486 - 504 GHz et 541 - 580 GHz. Le récepteur est équipé d'un spectromètre acousto-optique (SAO) et de deux spectromètres auto-corrélateurs (AC1 et AC2).

La bande passante instantanée maximale est de 1 GHz. Il y a deux fréquences, au choix, de résolutions, respectivement, 1 MHz et 150 KHz.

Principales caractéristiques du radiomètre SMR

• Fréquences : 118.25 - 119.25 GHz, 486.1 - 503.9 GHz, 541.0 - 580.4 GHz
• Bande passante : 100 MHz à 1 GHz
• Résolution : 0.1 MHz à 1 MHz
• Sensibilité : 1 K dans 1 MHz avec S/N = 5 après 15 mn

Le spectromètre optique ultraviolet-proche infrarouge OSIRIS est uniquement utilisé pour les observations d'aéronomie. Les gammes de longueurs d'onde sont entre 200 - 800 nm, 1.19 - 1.39 µm et 1.43 - 1.60 µm.

Principales caractéristiques du spectromètre OSIRIS

• Longueurs d’onde : 280 - 800 nm et 1270 nm
• Résolution optique : 1 nm
• Résolution IR : 10 nm
• Ouverture : 10 cm²
• FOV : 0.02° x 0.75°

L’instrument SAO Odin

L'instrument SAO Odin a été construit par un consortium de trois laboratoires français : le LAS (Marseille), responsable des tests de qualification et de la gestion technique de l'ensemble de l'instrument et du processeur SAO ; le CESR (Toulouse) qui a construit l'interface numérique et les sous-systèmes d'alimentation en énergie ; et l'Observatoire de Paris-Meudon (Laboratoire ARPÈGES) qui a construit le sous-système "interface" et est responsable de la gestion scientifique de l'instrument.

Le Processeur InterFace du SAO

Ses fonctions sont les suivantes :

• Sélection d'un des cinq canaux disponibles (quatre bandes sub-millimétriques et une millimétrique). La largeur de bande des canaux est de 1 GHz centrée sur 3.9 GHz avec un niveau d'entrée de -60 dBm/MHz.
• Amplification et conversion de la bande de fréquence 3.9 GHz en 2.1 GHz, en mélangeant la fréquence avec une "phase-loop locked DRO" à 6 GHz.
• Ajustement du niveau d'entrée par pas de 1 dB sur une gamme de 15 dB.
• Calibration interne de la réponse en fréquence du SAO par l'utilisation d'un générateur "100 MHz Comb" (stabilité de 10^-3 entre -30° et 70 °C).

Les technologies utilisées impliquent des composants hyperfréquences fiables, incluant des films fins sur substrat d'aluminium et des "underground lines".

Le Processeur Acousto-Optique du SAO

Le Processeur SAO est directement issu d'un processeur Acousto-Optique conçu par l'Observatoire de Meudon pour une instrumentation au sol (Lecacheux et al., 1993). Le Processeur SAO utilise une diode laser 780 nm (Hitachi HL 7851 G) alimentée par un courant continu. La cellule Bragg lithium niobate (de Thomson), après diffraction anisotropique de la lumière, fournit environ 1000 éléments sur une largeur de bande de 1 GHz. Le photo-détecteur est un CCD linéaire de 1728 pixels (Thomson TH 7803). L'ensemble du processeur Acouto-Optique est stabilisé en température à différents pas de fonctionnement allant de 10° à 30°C, dans le but d'éviter les variations à court terme (plateforme satellite) et à long terme (vieillissement) de la température.

Gestion des données et interfaces du SAO

Le signal vidéo de sortie du CCD est lu toutes les 5 ms et numérisé sur 12 octets, pour ne pas modifier le bruit statistique du signal sur une gamme dynamique supérieure à 10 dB. Un additionneur fournit la somme de quatre lectures successives au transputer (Thomson T805), il réalise aussi l'intégration "double-buffer" finale en synchronisme avec le radiomètre et les informations de pointage de l'antenne. Le transputer réalise aussi la surveillance de l'instrument et gère les communications avec l'ordinateur de bord d'Odin.

Les caractéristiques instrumentales du SAO

Tous les composants impliqués sont fiables, qualifiés pour le spatial à l'exception de la diode laser et de la cellule de Bragg. Ces deux composant ont été testés de façon intensive et qualifiés pour le spatial dans le cadre de deux programmes spécifiques du CNES.

Les principales caractéristiques électriques et environnementales de l'instrument sont listées ci-dessous :

• Fréquence d’entrée (5 canaux) : 3.9 GHz
• Largeur de bande : 1.0 GHz
• Résolution spectrale : 1 MHz
• Stabilisation thermique active : ±0.02°C
• Contrôle du gain : 15 dB par pas de 1 dB
• Étalonnage de fréquence interne : 100 MHz Comb
• Stabilité (variance Allan) : 100 sec
• Taille : 4.5 dm³
• Masse : 5.9 kg
• Consommation d'énergie (incluant la stabilisation thermique) : 19.5 W
• Durée de vie : 2 ans
• Température de fonctionnement : 0° à 30°C

L'instrument a été testé intensivement en laboratoire : tous les paramètres spectrométriques mesurés (largeur de bande et "flatness", résolution spectrale, stabilité d'amplitude, précision et stabilité de la fréquence, etc…) sont bien au-delà des spécifications attendues.

Contexte

Le satellite Odin a été conçu pour étudier à la fois les objets astronomiques et l'atmosphère terrestre.

Contexte aéronomique

Depuis la découverte, en 1985, du trou dans la couche d'ozone au-dessus de l'Antarctique, de nombreuses campagnes de mesures ont été menées pour comprendre son origine. L'appauvrissement en ozone est causé par des réactions chimiques catalytiques dues aux atomes d'halogènes tel que le chlore, libérés par les chlorofluorocarbones (CFC) produits par l'homme. La grande augmentation de la concentration en chlore actif (ClO et Cl) est due aux réactions chimiques hétérogènes dans les nuages de particules stratosphériques au niveau des pôles. Des perturbations similaires, mais plus petites, peuvent aussi être observées au-dessus de l'Arctique ainsi qu'à des latitudes plus basses.

À une échelle globale, le processus d'appauvrissement est assez complexe, impliquant le phénomène de transport atmosphérique, les variations de la chimie de l'ozone à différentes altitudes, ainsi que de grandes variations naturelles.

Contexte astronomique

Les étoiles se forment, à partir de nuages de molécules interstellaires froids et extrêmement clairsemés, lorsque le gaz est comprimé par les forces de gravité. Pour pouvoir continuer à se contracter, les nuages doivent se débarrasser de l'énergie produite par la compression, sinon la pression thermique va arrêter la contraction et stopper le processus. On pense que les étoiles en formation dégagent cette énergie en produisant de la vapeur d'eau, des molécules d'oxygène, du monoxyde de carbone et du carbone.

L'image de ces processus chimiques complexes conduisant à la formation de molécules dans ces nuages n'est pas encore très claire. Aujourd'hui nous connaissons plus d'une centaine de sortes de molécules présentes dans ces nuages, mais nous ne connaissons toujours pas l'abondance des espèces clés telles que l'eau (H₂O) et l'oxygène (O₂). Pour résoudre cette inconnue, des observations depuis l'espace sont nécessaires, car l'atmosphère terrestre absorbe les raies d'émission des molécules H₂O (eau), O₂ (oxygène), C (carbone) et - dans une certaine mesure – CO (monoxyde de carbone).

Objectifs aéronomiques

En aéronomie, Odin étudie l'atmosphère, plus particulièrement ce qui concerne la formation et la détérioration de l'ozone, et comment ceci affecte le trou dans la couche d'ozone. Avec de nouvelles connaissances, nous nous rapprochons des réponses aux questions primordiales telles que : comment la pollution affecte-t-elle l'atmosphère ?

De meilleurs modèles peuvent être construits grâce à la détermination de l'altitude et la cartographie de la répartition géographique des composants clés, paramètres fournis par la mission Odin.

Les études scientifiques réalisées grâce à des mesures des différents éléments trace, concernent principalement la stratosphère et la mésosphère. Plus précisément, les objectifs scientifiques sont :

• L'étude de l'ozone stratosphérique : pour connaître, dans la région du "trou d'ozone", l'extension géographique des mécanismes responsables de l'appauvrissement en ozone ainsi que pour étudier les effets de dilution et la possible chimie hétérogène y compris en dehors des régions polaires dus aux aérosols contenants des sulfates.
• L'étude de l'ozone mésosphérique : pour établir le rôle relatif de la chimie des isotopes rares de l'hydrogène et les effets du transport ordonné et turbulent ainsi que le rayonnement corpusculaire.
• L'étude de la mésosphère pendant les périodes d'été : pour établir la variabilité de la vapeur d'eau mésosphérique incluant une estimation des flux requis pour la formation des aérosols dans la mésosphère polaire.
• L'étude des interactions entre les régions atmosphériques : pour étudier quelques-uns des mécanismes qui provoquent le couplage entre la basse et haute atmosphère, à titre d'exemple le transport descendant du NO (monoxyde d’azote) avec ses effets sur la photochimie de l'ozone et les échanges verticaux des espèces minoritaires telles que les isotopes rares de l'oxygène, CO et H₂O.

Objectifs astronomiques

En astronomie, le satellite apporte aussi un éclairage nouveau sur les processus chimiques qui contrôlent l'enchaînement des événements impliqués dans la formation de nouvelles étoiles. Odin étudie aussi les comètes qui sont un sous-produit de la formation des nouvelles étoiles, et qui peuvent nous donner de nouveaux indices sur la façon dont notre système solaire s’est formé.

Odin est spécifiquement conçu pour détecter les molécules H₂O et O₂, en plus des autres molécules, et peut observer individuellement des centaines de nuages de notre galaxie ainsi que des groupes de nuages géants dans d'autres galaxies.

Les objets astronomiques étudiés grâce à la mission Odin sont :

• Les nuages de molécules géants et les nuages sombres proches : le but est d'améliorer notre compréhension de la chimie et des processus de refroidissement du milieu interstellaire et par voie de conséquence, les conditions de formation des étoiles.
• La détection des protoétoiles.
• Les comètes : études de la physique du dégazage de l'eau, la taille des régions actives et l'estimation de la densité des comètes à longue et à courte période.
• Les planètes : la distribution verticale des éléments en trace dans les atmosphères de Jupiter et Saturne. La détection des constituants minoritaires remontés par la convexion fournit des informations non seulement sur la dynamique mais aussi sur la physique et la chimie des basses atmosphères.
• Les enveloppes circumstellaires : études des dynamiques et compositions chimiques des écoulements.
• Les galaxies proches : estimations du taux de formation d'étoiles à partir des observations de CO et H₂O.

Odin est conçu pour travailler dans les bandes inexplorées du spectre électromagnétique, pour des longueurs d'ondes d'environ 0.5 mm et 3 mm. Celles-ci contiennent les raies d'émission de molécules importantes telles que la vapeur d'eau, les molécules d'oxygène, l'ozone et le monoxyde de carbone. Ces raies sont utilisées pour étudier les processus se produisant dans l'atmosphère terrestre et dans les objets astronomiques. Des informations complémentaires sur l'atmosphère viennent de raies spectrales dans les longueurs d'ondes ultraviolettes et optiques. Beaucoup de données scientifiques majeures relient les processus de formation des étoiles, la chimie interstellaire et l'équilibre de l'ozone atmosphérique.

Déroulé du projet

Le satellite Odin a été lancé le 20 février 2001 par un lanceur Start-1 depuis le cosmodrome de Svobodny en Russie. La mission initiale était de 2 ans et a été prolongée plusieurs fois.

Pour l'aéronomie, le satellite suit le limbe terrestre - balayant l'atmosphère à des altitudes comprises entre 15 km et 120 km en 2 minutes. Il peut y avoir jusqu'à 40 balayages par orbite.

Pour les observations de sources astronomiques, Odin pointe en continu en direction de l'objet observé pendant une durée pouvant aller jusqu'à 60 minutes.

En 2025, le satellite ODIN était toujours opérationnel, après 24 ans en orbite, mais son altitude décroît rapidement. Elle est passée de 600 km à 450 km d’altitude. Sa rentrée atmosphérique est considérée comme proche dans le temps et devrait survenir au printemps 2026.

Organisation

Odin est le produit de la collaboration entre un grand nombre d'institutions de quatre pays :

Suède

• Onsala Rymdobservatorium
• Mikrovågselektronik, Chalmers
• Radio-och rymdvetenskap, Chalmers
• Meteorologiska Institutionen, Stockholms Universitet
• Stockholms Observatorium, Stockholms Universitet
• Astronomiska Observatoriet, Uppsala Universitet

France

• Laboratoire de Physique de l'ENS, PARIS
• Service d'Aéronomie du CNRS/IPSL
• Observatoire de Bordeaux, CNRS/INSU, Floirac
• Laboratoire d'Astronomie Spatiale, Marseille
• Observatoire de Paris-Meudon
• Centre d'Etude Spatiale des Rayonnements, Toulouse

Finlande

• Finnish Meteorological Institute
• Radio Laboratory, Helsinki University of Technology
• Arctic Research Center, Sodankylä

Canada

• Inst. of Space and Atmospheric Studies, University of Saskatchewan
• Dept. of Earth and Atmospheric Science, York University
• Dept. of Physics, University of Toronto
• Dept. of Physics and Astronomy, University of Waterloo
• Dept. of Physics and Astronomy, University of Calgary
• Dept. of Astronomy and Physics, St Mary's University, Halifax
• Dept. of Physics and Astronomy, McMaster University, Hamilton

Contributions françaises

Le CNES a contribué à Odin pour :

• La fourniture d'un Spectromètre Acousto-Optique développé sous la maîtrise d'œuvre du LAM, avec le CESR et le département de radioastronomie ARPEGES de l'observatoire de Meudon.
• L’approvisionnement, chez les industriels français, des senseurs solaires et stellaires et des gyroscopes.
• Le contrôle et la détermination de l'attitude du satellite, avec en particulier la fourniture d'un catalogue d'étoiles pour le senseur stellaire et le détachement d'un ingénieur du Centre Spatial de Toulouse au sein du groupe projet suédois.
• Les essais d'environnement satellite chez INTESPACE, sous responsabilité suédoise.
• Des tests d'alignement du télescope au CESR à Toulouse.

Le CNES est aussi impliqué dans la mise en place avec les laboratoires français, d'une composante sol utilisateur qui permet d'assurer la validation scientifique des données. Cette composante sol utilisateur est principalement constituée :

• D’une chaîne de traitement scientifique pour l'aéronomie (MOLIERE), dont les algorithmes ont été conçus par l'Observatoire de Bordeaux et rendue opérationnelle par la société SILOGIC. Cette chaîne permet de restituer les profils des molécules de l'atmosphère (produits de niveau 2).
• D’un système de gestion et de traitement des données pour l'astronomie, développé par la société SILOGIC, installé sur les moyens informatiques du Centre Spatial de Toulouse.

Photos et vidéos

• Photothèque CNES : CoRoT
• Vidéothèque CNES : CoRoT

Documents

Pour aller plus loin, voici des documents pédagogiques et techniques que vous pouvez télécharger :

• CoRoT - Stratégie d’observation (PDF)

Liens externes

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

• CoRoT sur le site de l'Agence Spatiale Européenne

Composante Sol Opérationnelle

La composante sol opérationnelle avait la charge de la mise et maintien à poste du satellite, de la programmation de la mission, de la réception des télémesures en provenance du satellite, ainsi que de la fourniture de données et de services aux utilisateurs scientifiques du projet (P-I et Co-I). Elle se composait du Centre de Mission, du Centre de Contrôle, du réseau de communication, et d'un ensemble de stations sol CNES multi-mission, complétées de deux stations secondaires spécifiques à la mission CoRoT. Le Centre de Mission CoRoT et le Centre de Données CoRoT constituaient le Segment Sol Utilisateurs.

Centre de Contrôle (CCC)

Le Centre de Contrôle avait la charge de la mise et maintien à poste du satellite, de la fourniture de données d'aide à la mission, et de la transmission au satellite des télécommandes charge utile. Le CCC était un élément adapté du programme PGGS multi-mission. Il était implanté à Toulouse et opéré par les équipes d'exploitation des filières PROTEUS (mini-satellites) et Myriade (micro-satellites). En plus des opérations génériques de mise en œuvre et de surveillance de la plate-forme PROTEUS, le CCC avait la charge des opérations bord-sol de pointage inertiel et de gestion des modes SCAO spécifiques au satellite CoRoT.

Centre de Mission (CMC)

Le Centre de Mission avait la charge de la préparation des séquences d'observation, de la programmation de la charge utile et de la génération des télécommandes associées, du suivi des performances instrumentales, de l'étalonnage et de l'optimisation des traitements de niveau système, du prétraitement de la télémesure scientifique jusqu'au niveau 1, ainsi que de l'archivage et du catalogage des données fournies aux utilisateurs du projet.

Il n'y avait pas de communication directe entre le satellite et le Centre de Mission. Néanmoins, le CMC était autonome pour récupérer la télémesure instrument en pied de station. Le CMC était implanté à Toulouse. Il utilisait les moyens matériels et systèmes d'exploitation du Centre Informatique du CST. Les opérations de mise en station préparatoires à chaque nouvelle session d'observation étaient menées conjointement par l'équipe d'exploitation du Centre de Mission et le groupe scientifique en charge des étalonnages et de la programmation instrumentale (groupe sous la responsabilité du Project Scientist). À l'issue de la recette en vol, le CMC produisait quotidiennement les données de niveau 1 à destination du CDC.

Stations Sol Principales Du Réseau ICONES (Telemetry and TeleCommand Earth Terminal : TTCET)

Les stations sol principales assuraient le lien bord/sol 2 GHz avec le satellite, c'est-à-dire : la réception de la télémesure de surveillance (HKTM) et de la télémesure charge utile (PLTM), la séparation des flots de TM, la transmission vers le CCC de la TM temps réel, le stockage en local de la TM enregistrée, la transmission des TC au satellite et la transmission en temps réel au CCC des acquittements TC reçus du satellite. Les stations sol principales appartenaient au réseau de stations ICONES. Ce réseau comprenait deux TTCET compatibles des programmes PROTEUS et Myriade. Il s'agissait de stations automatiques bande S au standard CCSDS, munies d'une antenne de 3m de diamètre sous radôme et télégérées par les centres de contrôle.

Il a été vérifié que les performances de gain de ces stations permettaient de maintenir la liaison avec le satellite en configuration de pointage inertiel (non géocentrique). Ces stations étaient situées à Kiruna (Suède) et Aussaguel (région toulousaine). Le réseau ICONES était complété de kits en bande de base montés sur les stations de l'actuel réseau des stations 2 GHz (Kiruna, Hartebeesthoek) ou d'équipements 3801 rendus compatibles des communications bord-sol bas débit PROTEUS (Kourou).

Le Réseau de Transmission de Données (RTD/ICARE)

Le Réseau de Transmission de Données avait la charge des échanges de données à l'intérieur du segment de contrôle, ainsi qu'avec l'ensemble des entités en interface avec lui. Le réseau était un élément adapté du programme PGGS multi-mission. Dans les phases d'opérations critiques, il incluait les interfaces avec le réseau des stations 2 GHz compatibles PROTEUS (KRN, HBK, KRU) et les moyens communs du CNES en support aux opérations de lancement et de mise à poste : Centre d'Opérations du Réseau, Centre d'Orbitographie Opérationnelle, Salle de Contrôle Principale. Il était alors interconnecté au réseau de communications ICARE.

La Station Sol Secondaire d’Alcantara (ALC)

La composante sol opérationnelle était complétée d'une station sol, dite secondaire et implantée au Brésil. Cette station avait pour fonction d'accroître la volumétrie de TM scientifique dans les phases d'observation. La station, située à Alcantara et mise à disposition par le coopérant brésilien, était du même type que celles mises en œuvre au sein d'ICONES (TTCET compatible de l'ensemble des interfaces PROTEUS). Elle était opérée par l'INPE et son centre de contrôle était situé à Sao Jose dos Campos. Ce centre de contrôle dialoguait par internet avec le CCC pour la réservation des passages et la récupération des données orbitales servant à désigner la station.

La Station Sol Secondaire de Vienne (VGS)

Pour sécuriser la mission scientifique, CoRoT était également en mesure d'utiliser la station autrichienne du microsatellite MOST. Cette station de back-up, opérée par l'Université de Vienne, a été adaptée à la réception de la télémesure CoRoT par l'ajout d'une chaîne radiofréquence spécifique financée par l'Autriche et d'un terminal CCSDS livré par le CNES. Ses interfaces avec le CCC étaient en tout point identiques à celles de la station brésilienne. Les dialogues se faisaient par internet.

Le Centre de Données CoRoT (CDC)

Développé et opéré par les laboratoires français de la mission CoRoT, le CDC était la composante scientifique du segment sol utilisateurs. Localisé sur plusieurs sites (Meudon, Orsay, Toulouse, Marseille), il était chargé de la constitution des catalogues stellaires utilisés par la mission, de la mise en œuvre des traitements scientifiques (corrections instrumentales résiduelles et corrections astrophysiques), de l'archivage et de la diffusion publique des données traitées.

L'archive des produits finaux 2 était à l'IAS ainsi qu'au Centre de Données Astronomiques de Strasbourg (CDS). Les équipes du CDC participaient à la validation et à l'optimisation des traitements implantés au CMC. Le CDC abritait enfin la fonction d'alerte exoplanète (au LAM), qui consistait à diffuser régulièrement vers le CMC la liste des étoiles devant faire l'objet d'un sur-échantillonnage à bord, lorsqu'un transit était suspecté dans les données reçues. La courbe de lumière ainsi acquise (avec 1 mesure toutes les 32 s) permettait de caractériser finement la forme du signal lors d'une nouvelle occurrence du phénomène, d'en confirmer la nature et le cas échéant d'accéder, pour les étoiles les plus brillantes, à certaines propriétés de la planète détectée (propriétés physiques et orbitales).

Satellite

Le satellite CoRoT était constitué :

• D’une plateforme PROTEUS (Plateforme Reconfigurable pour l'Observation, pour les Télécommunications et les Usages Scientifiques). Cette plateforme a été conçue pour des satellites de masse d'environ 500 kg placés en orbite basse (entre 600 et 1500 km). CoRoT était la troisième mission utilisant cette plate-forme et le segment de contrôle générique associé, après Jason-1 et CALIPSO.
• D’une charge utile qui était composée d'un télescope (collecteur afocal à 2 miroirs hors d'axe), d'une caméra grand champ fonctionnant dans le visible, d'une case à équipement (électroniques analogiques et numériques) et d'un logiciel de vol en charge des traitements de photométrie d'ouverture et de la fourniture à la plateforme de données d'écartométrie (mode de pointage fin).

Principales caractéristiques :

• Masse : 630 kg au lancement
• Masse Charge Utile : 300 kg
• Longueur : 4100 mm
• Diamètre : 1984 mm
• Puissance électrique : 530 W
• Précision du pointage : 0,5 arcsec
• Télémesure : 1,5 Gbit/jour
• Mémoire de masse : 2 Gbit
• Delta V : 90 m/s
• Durée de la mission : 2,5 ans

Modalités d’observation :

• Pendant les phases d'observation, alternativement de 20 et 150 jours, le satellite était stabilisé 3 axes avec un pointage astérocentrique. La position des étoiles sur les détecteurs était alors garantie à mieux que 0.5 arcsec (0.2 pixel). La partie du satellite chargée de la sismologie stellaire (la "voie sismologie") fournissait des mesures très précises de la position des étoiles, appelées "données d’écartométrie", alimentant le système de contrôle d'attitude. La consigne de visée et la programmation de l'instrument étaient élaborées par le Centre de Mission, tandis que le Centre de Contrôle effectuait la manœuvre de pointage et amenait le système de contrôle d'attitude dans le mode de pointage fin.
• Le choix de l'ascension droite orbitale (12.5°) a été fait à l'issue d'une campagne préparatoire d'observations au sol : on a visé sur la voûte céleste à 6 h 50 en hiver et 18 h 50 en été. Le baffle de l'instrument permettant de se rapprocher légèrement de la direction du limbe terrestre, il était possible de dépointer le satellite à l'intérieur d'un cône de 10° de rayon. Lorsqu'on projette ce cône sur le ciel, on obtient les 2 yeux de CoRoT, domaine à l'intérieur duquel ont été sélectionnés les champs d'étoiles observés.
• Une légère mise en dérive de l'orbite, dans le cadre des opérations de maintien à poste (correction d'inclinaison), a permis d'étendre la zone observée et de rapprocher les champs observés du centre de l'œil, là où le niveau de lumière parasite était le plus faible. La performance instrumentale a ainsi été optimisée.
• Vu du satellite en configuration de pointage inertiel, le mouvement apparent du soleil était une rotation de 1° par jour. Pour garantir un niveau de charge correct des batteries, les panneaux solaires étaient orientés tous les 14 jours.

Le SCAO (Système de Contrôle d'Attitude et d'Orientation) de la plateforme PROTEUS était conçu autour d'une unité de mesure gyro-stellaire utilisant 2 star trackers et 3 gyroscopes 2-axes. En mode nominal, l'attitude était maintenue par 4 roues à réaction, désaturées par magnéto-coupleurs. Le système de propulsion (hydrazine) permettait une impulsion totale de 120 m/s pour les manœuvres de mise et de maintien à poste.

La performance de stabilité de pointage (180 secondes d'arc 0-crête sur chaque axe) était insuffisante pour la mission CoRoT. Les chaînes fonctionnelles SCAO et CC devaient être adaptées :

• Utilisation des données d'écartométrie instrument pendant les phases d'observation scientifique (en remplacement des données STA).
• Introduction d'un mode Mission spécifique pour ces phases d'observation.

La gestion bord était centralisée, construite autour d'un microprocesseur 31750 (redondé) et d'un bus de communication MIL-STD-1553 pour l'interface avec la charge utile. Une mémoire de masse 2 Gbits permettait le stockage des données à bord. Les télémesures et les télécommandes utilisaient le standard CCSDS. Le débit brut en bande S était de 730 kbits/s.

Les chaînes fonctionnelles électrique et thermique bénéficiaient du remplacement de la batterie NiCd par une batterie LiIon. Cette nouvelle configuration de la plate-forme était compatible de l'augmentation du temps de convergence vers le mode SHM (inerties élevées) et des spécifications de mission CoRoT imposant 150 jours d'observation continue, sans manœuvre de rotation du satellite.

Le CNES était maître d'œuvre de la plate-forme. Thales Alenia Space Industries était architecte industriel. Il assurait l'intégration de la plate-forme.

Charge utile

La charge utile était composée des éléments suivants :

Le télescope, développé sous la responsabilité du LAM

Il comprenait :

• Un collecteur afocal, constitué de deux miroirs paraboliques hors d'axe (diamètre de la pupille de sortie : 27 cm). Compact, d'une grande stabilité thermique, le collecteur afocal bénéficiait des technologies les plus récentes mises en œuvre dans le domaine de l'observation spatiale.
• Un baffle externe cylindrique, destiné à stopper la lumière parasite terrestre, importante en orbite basse. Le coefficient d'atténuation moyen atteint 10^-13 dans une direction d'observation à 20° du limbe. Le flux résiduel au niveau du plan focal était inférieur à quelques photons/pixel/seconde.
• Un obturateur, destiné à protéger l'instrument pendant les opérations de lancement et utilisé contre l'éblouissement solaire en phase d'acquisition initiale. Il était ouvert en cours de recette en vol, après réalisation des étalonnages d'obscurité. Il restait ouvert par la suite.

La caméra, développée sous la responsabilité du LESIA

Elle comprenait :

• Le bloc focal (BF), portant les 4 matrices CCD de 2048 x 4096 pixels. Les CCD travaillaient en mode MPP et étaient régulés autour de -40°C, réduisant le niveau d'obscurité à une valeur très faible (1 e-/pixel/s). La technologie utilisée (détecteurs EEV de 13.5 µm à transfert de trame, amincis, éclairés par l'arrière) n'avait jamais volé en orbite avant CoRoT. Le CNES était responsable de leur approvisionnement et du programme d'évaluation associé.
• L'objectif dioptrique (OD), destiné à focaliser la lumière incidente (f=1200 mm), ainsi qu'à corriger les aberrations géométriques introduites par l'afocal. Le corps de l'objectif dioptrique était en titane et constitué de 6 barillets porte-lentilles.
• Deux boîtiers électroniques de proximité (EP).
• Un blindage supportant les EP.
• Les éléments de contrôle thermique du bloc focal, qui assuraient une stabilité en température des CCD meilleure que 0.015 degrés (0-crête) sur l'orbite. Cette performance permettait de tenir les spécifications de bruits aléatoires. Pour tenir les spécifications sur les postes périodiques, il était nécessaire d'étalonner la réponse thermique du bloc focal. Les corrections au sol imposaient de connaître la courbe de température du CCD avec une précision de 0.005°C.

Les taches étoiles de la voie sismologie étaient étalées sur environ 400 pixels, avec un temps d'intégration égal à 1s.

Un prisme, permettant d'obtenir une image en couleur, était installé devant les détecteurs de la voie exoplanètes. Il permettait, pour les étoiles les plus brillantes, de faire la différence entre activité stellaire et transits planétaires. Le temps d'intégration était égal à 32 s. Les taches étoiles étaient plus petites (80 pixels en moyenne), car focalisées.

La case à équipements, développée sous la responsabilité du LESIA

Elle comprenait :

• Une structure porteuse à 4 panneaux.
• Les éléments de contrôle thermique. La partie supérieure de la case (alvéole externe) était dotée d'un système de régulation thermique fine. Les éléments thermiquement sensibles : électronique vidéo et télémétries analogiques, y étaient regroupés. Les boîtiers correspondants étaient posés sur des répartiteurs thermiques en aluminium (masse : 25 kg), reliés à des radiateurs. Ils étaient maintenus à une température régulée de façon passive, par inertie thermique, à ± 0.15°C sur l'orbite. La partie inférieure de la case n'assurait qu'une régulation à ± 4°C.
• Les électroniques de traitement scientifique, constitués, pour chacune des deux chaînes, d'un boîtier de contrôle caméra (BCC), d'un extracteur (BEX) et d'un processeur de vol (DPU).
• Les boîtiers électroniques de servitude, constitués de deux boîtiers BS1 (acquisition des télémétries analogiques instrument) et d'un boîtier BS2 (synchronisation, contrôle thermique fin, commande du dispositif d'éclairement).
• Deux convertisseurs d'alimentation. Le BCVCAM alimentait l'ensemble analogique (EP, BCC). Le BCVETN alimentait l'ensemble de traitement numérique (BEX, DPU).

Les données issues de la caméra étaient traitées par deux chaînes photométriques indépendantes, comportant chacune une voie sismologie et une voie exoplanètes. On associait une voie à un CCD. Fonctionnellement, une chaîne couvrait la moitié du champ d'étoiles observé par CoRoT.

Les senseurs d'étoiles de la plate-forme étaient portés par la case à équipement (mur latéral). Ils étaient fonctionnellement rattachés à la chaîne fonctionnelle SCAO de PROTEUS. Leur fourniture était sous la responsabilité du contractant satellite.

Un logiciel de vol développé sous la responsabilité du LESIA

Il s'agissait du logiciel embarqué, qui réalisait les traitements scientifiques bord des voies sismologie et exoplanètes (calcul des courbes de lumière). Le logiciel était en mémoire des deux DPU, formant 2 chaînes photométriques indépendantes. Il utilisait les mesures de barycentre de deux cibles des voies sismologie pour effectuer les calculs d'écartométrie. En mode pointage fin (mode mission), l'information écartométrique était fournie à la plate-forme pour le contrôle d'attitude.

Les données scientifiques étaient transmises à la mémoire de masse de la plate-forme par le bus MIL-STD-1553, tandis que les données d'écartométrie étaient mises à disposition, chaque seconde, au travers d'un lien série OBDH. À tout moment, dans le cas d'informations transmises invalides, la plate-forme pouvait basculer sur l'un ou l'autre des 2 DPU (redondance chaude), améliorant ainsi la disponibilité de la mission, cruciale pour CoRoT.