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.

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 2 satellites Spirale ont également utilisé Ariane 5.