Description générale

Les principales caractéristiques du satellite sont les suivantes :

• masse au lancement : 2279 kg hors marges pour une capacité lanceur (Ariane 62) de 2595 kg.
• taille : 3,5 m x 3,7 m x 3,14 m en position repliée, 9,1 m panneaux solaire déployés.
• durée de vie par design : 6,5 ans
• durée d'opérations minimale fonction des réserves d'ergols : 8 ans.

Coté architecture, il comprend 2 modules : 

• un module de service, appelé SVM (SerVice Module), une structure supportant les différents sous-systèmes satellite.
• un module charge utile, appelé PLM (pour PayLoad Module) composé d'un banc optique équipé de 26 télescopes (caméras). A noter que les électroniques associées aux caméras sont montées sur un panneau latéral spécifique de la structure du SVM.

Les spécifications de pointage sont les suivantes :

• dérive sur l'attitude de pointage (Attitude Pointing Drift Error - PDE): 3" (secondes d'arc) demi-cône sur 3 mois le long de la direction de pointage et 6" (secondes d'arc) demi-cône sur 3 mois en rotation autour de la direction de pointage.
• erreur de répétabilité sur l'attitude de pointage (PRE – Pointing Repeatibility Error) : 3" (secondes d'arc) demi-cône le long de la direction de pointage et 6" (secondes d'arc) demi-cône en rotation autour de la direction de pointage.
• erreur de pointage relative (RPE – Relative Pointing Error) : 1" (secondes d'arc) demi-cône sur 25s le long de la direction de pointage et 2" (secondes d'arc) demi-cône sur 25s en rotation autour de la direction de pointage.

SerVice Module (SVM)

Le SVM est composé de l'ensemble des éléments et systèmes satellite en-dehors du PLM, à savoir : structure, panneaux solaires, batteries, systèmes de communication, de destion des données, avionique, moteurs et réservoirs, bouclier solaire, couvertures thermiques, radiateurs, etc… ainsi qu'un système de contrôle d’attitude et de pointage satellite performant permettant de positionner, d'orienter et de stabiliser le satellite de manière appropriée. Il intègre également les boitiers électroniques nécessaires au fonctionnement et à la gestion des instruments. 

La structure, composée d'un tube central et de panneaux, est en interface avec le lanceur et offre une base rigide au PLM. Les boitiers électroniques sont situés sur la panneau inférieur qui fait office de radiateur. Un écran solaire (bouclier), montés sur le corps de la structure du satellite, protège les caméras du PLM du Soleil.

PayLoad Module (PLM)

Optical Bench Assembly (OBA)

Le module charge utile (PLM) est principalement constitué d'un banc optique accueillant les 26 caméras, et d'un panneau satellite accueillant les électroniques nécessaires à leur fonctionnement devant être séparées de par leur dissipation thermique.

Au niveau sous-système PLM (module charge utile donc), on distingue le banc optique (OBA – Optical Bench Assembly) fournit par le Prime sous contrat ESA et la charge utile (Payload) composée des caméras et leurs électroniques associées fournis par le Consortium Plato (PMC – Plato Mission Consortium).

Sa masse est de 623 kg pour une consommation électrique maximale (pic) de 890 W. Le volume journalier de données générées est de 835 Gbit.

Parmi ces 26 caméras, 24 caméras dites normales, ou caméras N, sont exclusivement affectées aux observations scientifiques et imagent à une cadence d'une image toute les 25s, et 2 caméras dites rapides, ou Caméras F (F pour Fast) 10 fois plus rapides (une image toutes les 2,5 s) équipées de filtres rouge pour l'une et bleu pour l'autre, sont utilisées pour le pointage fin du PLM et pour la détection d'une éventuelle atmosphère autour des exoplanètes orbitant autour des étoiles les plus brillantes.

Les instruments 

Les caméras : 

Les caméras sont composées des 4 sous-ensembles suivants : 

1. les télescopes, avec leur partie optique (TOU -Telescope Optical Unit) et le plan focal (FPA -Focal Plane Assembly)
2. l'électronique de proximité (FEE -Front End Electronic)
3. l'unité électronique auxiliaire (AEU -Ancillary Electronic Unit)
4. le contrôle thermique (TCS -Thermal Control System). 

Le DPS (Data Processing System) :

Le Data Processing System est divisé en deux segments, un segment spatial à bord du satellite PLATO, et un segment sol. Concernant le segment spatial, avec 24 cameras N et deux caméras F rapides, le volume de données généré chaque jour est de plus de 100 Terabits (10¹² bits), à comparer aux quelques centaines de Gbits qu'il est aujourd'hui possible de transmettre au sol sur une journée. 

Le rôle du DPS à bord du satellite est donc de réduire ce volume d'un facteur de plus de 1000. Il comprend les 3 sous-ensembles suivants : 

1. Les MEUs (Main Electronic Units)
2. La FEUs (Fast Electronic Unit)
3. Les ICUs (Interface Control Unit)