Satellite

Le satellite était composé :

• D’une plateforme micro-satellite constituée d'équipements génériques.
  Cette plateforme était conçue pour des satellites de masse environ 100 kg au lancement. Son contrôle d'attitude utilisait un senseur stellaire, des gyromètres et des roues à réaction. Le maintien à poste était assuré par un système de propulsion à l'hydrazine. La gestion bord centralisée, était construite autour d'un microprocesseur T805 à 10 MIPS. Une mémoire de masse était disponible pour le stockage des données. Les télémesures et les télécommandes utilisaient le standard CCSDS.
• D’une charge utile constituée :
  • D’une composante technologique qui comprenait :
    • La mémoire de masse 8 Gb
    • La Télémesure Haut Débit (THD)
    • L’expérience COA-GPS (Contrôle d'Orbits Autonome par GPS)
    • Une chaîne d'initiation photonique de système pyrotechnique (PYROLASER)
    • La qualification de revêtement de contrôle thermique (THERME)
  • D’une composante scientifique avec les capteurs suivants :
    • IMSC : un ensemble triaxial de 3 capteurs magnétiques (Search Coil)
    • ICE : un système de 4 capteurs électriques
    • IAP : un analyseur plasma
    • ISL : une sonde de Langmuir
    • IDP : un détecteur de particules

Le lanceur qui a été utilisé pour la mise en orbite était un lanceur DNEPR parti de Baïkonour avec d'autres passagers.

Plateforme

Caractéristiques de la plateforme Myriade :

• Structure
  • Structure de technologie classique (aluminium, NIDA...)
  • Contrôle thermique passif (peintures, matelas isolants, réchauffeurs...)
• Alimentation
  • Générateur solaire à 2 panneaux avec cellules 24,5% de rendement (180 W au maximum d'éclairement solaire) et un mécanisme d'entraînement assurant une rotation continue du générateur solaire autour d'un axe
  • Batterie Li-ion de capacité 13,5 Ah
  • Boîtier de régulation et de distribution de la puissance
• Contrôle de l'orientation du satellite
  • Capteurs : senseur solaire, magnétomètre, senseur d'étoiles, gyromètre
  • Actuateurs : magnétocoupleurs, roues à réaction, propulsion hydrazine
  • Un mode de pointage grossier (à 5 - 10° de précision) et un mode de pointage fin (à 0,1° de précision)
  • Différents types de pointage possible : terre, soleil, inertiel...
• Informatique et liaison télémesure/télécommande
  • Calculateur de conception CNES (microprocesseur T805 + microcontroleurs) avec une mémoire de 1 Gbits
  • Télémesure 400 kbits/s et télécommande 20 kbits/s avec un protocole CCSDS, lien RF en bande S (2 GHz)
  • Datation bord avec une précision de 0,1 s
  • Chaîne de stockage (8 à 16 Gbits) et de transmission haut débit (16,8 Mbtits/s) au sol des mesures scientifiques, lien RF en bande X (8 GHz)
  • Capacité emport Charge Utile (jusqu'à 55 kg - 55 W

Charge utile

Les capteurs de la composante scientifique de la charge utile étaient associés à un bloc électronique de gestion et de traitement (BANT).

Les mesures effectuées par les capteurs :

• IMSC : mesure des 3 composantes du champ magnétique dans une gamme de fréquences allant de quelques Hz à 17.4 kHz
• ICE : mesure des 3 composantes du champ électrique dans une gamme de fréquences allant du DC à 3.25 MHz.
• IAP : mesure des ions : densités, températures et vitesse des ions majoritaires H⁺, He⁺, O⁺, NO⁺ à l'altitude prévue de la mission
• ISL : mesure des densités électronique et ionique locales de 10³ à 10⁶ cm^-3, mesure des fluctuations de densités de 0.1 à 1000 Hz, mesure des températures électronique et ionique locales de 500 K à 3000 K, mesure de la composante ionique, mesure du potentiel du satellite
• IDP : mesure des spectres d'électrons (> 30 keV)