Système

L’architecture du système Merlin repose sur les éléments suivants :

• Un segment spatial, le satellite Merlin, comprenant :
  • Une plateforme basée sur le concept Myriade Evolutions
  • Une charge utile (Lidar IPDA)
• Un segment sol de contrôle (CGS), comprenant, entre autres, des composantes partagées avec d’autres missions :
  • Un centre de commande-contrôle (CCC) reposant sur le standard ISIS (Initiative for Space Innovative Standards)
  • Des systèmes de communications en bande S et bande X utilisant le réseau de stations terrestres multi-missions à 2 GHz et 8 GHz du CNES
  • Des supports supplémentaires impliquant les services multi-missions du CNES. Ces derniers comprennent le service de gestion des débris, le centre de calcul orbital COO et la salle de contrôle principale
  • Un simulateur numérique du système, destiné aux essais et à la qualification du système
• Un segment sol mission dédié à la programmation et à l’exploitation des données de la charge utile (PLGS), comprenant :
  • Un centre de gestion de la charge utile, responsable de la surveillance et du contrôle de l’instrument (PLOC)
  • Un centre de traitement et de gestion des données scientifiques de la mission (PLDP)
  • Des centres d’expertise des produits scientifiques (SPEX) chargés de la surveillance de la qualité de ces produits
• Un service de lancement, comportant :
  • L'emport du satellite Merlin à bord d’un lanceur européen, en vol dédié ou partagé : appel d’offre restant à effectuer
  • Les supports liés au lancement

Ces composantes sont conçues de manière à exécuter les deux fonctions principales du système comme suit :

• Programmation de la mission (reposant principalement sur des activités en bande S) consistant en :
  • La planification des activités de routine de la mission
  • La surveillance et le contrôle du segment spatial (envoi des ordres, surveillance de la télémesure)
• Collecte des données scientifiques (reposant principalement sur des activités en bande X) consistant en :
  • La récupération, le traitement et la diffusion des données scientifiques
  • L’expertise sur la qualité scientifique (contrôle qualité des produits)

Satellite

La charge utile sera montée sur une plateforme Myriade Évolutions française pour petits satellites. La série de satellites Myriade a été lancée en 1998. Elle offre aux missions une capacité d’emport de charges utiles dans la gamme 150 kg-150W

Le programme Myriade Évolutions est une extension du concept Myriade. Les principales améliorations reposent sur : 

• Une nouvelle structure compatible d'un satellite d’une masse de 400 kg environ
• Un accroissement de la capacité des panneaux solaires et une augmentation de l’énergie disponible
• Un nouveau système de propulsion plus performant
• Un système de contrôle d’attitude et d’orbite (SCAO) amélioré
• Une augmentation de la capacité de stockage des données de la charge utile
• Une amélioration du bilan de fiabilité
• Une prise en compte de l’obsolescence

La charge utile Lidar est montée sur le panneau "supérieur" de la plateforme.
Certains équipements de la plateforme sont disposés à proximité de l’instrument : deux têtes optiques de senseurs stellaires et leur déflecteur, une antenne bande X et un senseur solaire.

L'intégration du satellite est prévue dans les locaux d'Airbus Defence and Space France à Toulouse.

Merlin sera le premier système Lidar IPDA en orbite.

Caractéristiques orbitales

L'orbite du satellite Merlin est une orbite héliosynchrone (SSO) quasi-polaire à environ 500 km d'altitude avec une heure locale du nœud ascendant (LTAN) de 06:00 ou 18:00 et une couverture terrestre globale avec un cycle de 28 jours environ.

Pourquoi une orbite quasi-polaire ? Une des exigences scientifiques de la mission Merlin consiste à faire des mesures à l’échelle mondiale. Le choix d’une orbite héliosynchrone SSO quasi-polaire garantit que les mesures pourront être réalisées à des latitudes élevées incluant des zones spécialement intéressantes telles que les zones de pergélisol.

Pourquoi une orbite d’heure locale de 6h ? Le choix de l’heure locale repose principalement sur les besoins en énergie du satellite. La durée de l’éclipse par orbite doit être aussi brève que possible afin de garantir que les générateurs solaires du satellite peuvent produire tout au long de l’année une énergie suffisante pour assurer un fonctionnement permanent de l’instrument. Le LTAN a été également choisi pour augmenter les chances de trouver un autre satellite pour partager le lancement.

Pourquoi 500 km d’altitude ? Pour obtenir de bonnes performances du Lidar, l’orbite doit être aussi basse que possible afin d’obtenir un signal de retour présentant un rapport signal/bruit adéquat. Ici, la limite basse est calculée par les performances de la plateforme, sachant qu’aux basses altitudes, l’oxygène atomique et les frottements atmosphériques peuvent engendrer des difficultés supplémentaires.

Pourquoi un cycle de 28 jours ? Avec un cycle de répétition de 28 jours, l’espacement entre deux orbites consécutives est de 100 km environ à l’équateur. L’espacement entre deux orbites consécutives, qui influe sur la résolution spatiale des mesures, est choisi de manière à répondre à des besoins scientifiques. La périodicité de revisite influence principalement les survols des sites de validation sol. Tout au long de la mission, il sera nécessaire de valider périodiquement les données Merlin avec des mesures basées au sol. L’orbite de Merlin sera maintenue afin de compenser la traînée atmosphérique et de s’assurer que les besoins portant sur une résolution spatiale correcte et une périodicité de revisite de la couverture mondiale adéquate sont satisfaits.