Myriade (satellite)

Un article de Wikipédia, l'encyclopédie libre.
Aller à : navigation, rechercher

Myriade est une plateforme (bus) pour micro-satellites développée par le CNES à compter de 1998, dans la continuité du programme PROTEUS.

Historique[modifier | modifier le code]

La famille plateformes pour micro-satellites Proteus a permis de développer et mettre en application plusieurs missions souvent très complexes. Avec Myriade, il s'agit de permettre à la communauté spatiale de disposer d'un moyen d'accès à l'espace dans des délais et à des coûts réduits, pour des applications prioritairement scientifiques mais aussi technologiques ou démonstratives de services futurs[1].

Les avancées technologiques et notamment la miniaturisation de l'électronique rendent en effet possible la réalisation de missions disposant d'un haut degré de performances dans des volumes réduits. Myriade recourt ainsi largement aux composants commerciaux. Le gain de masse permet aussi de disposer de solutions de lancement à des coûts faibles, soit en tant que passager principal sur un petit lanceur, soit en tant que passager auxiliaire sur un plus gros lanceur.

Architecture et évolutions[modifier | modifier le code]

Myriade met à la disposition des utilisateurs et partenaires :

  • Un ensemble de chaînes fonctionnelles permettant de constituer une plate-forme dotée d'options, et qui, complétée d'une charge utile formeront des satellites pour une masse typique de 100 à 150 kg,
  • Un segment sol pour l'acquisition des données scientifiques, la commande et le contrôle des satellites,
  • Des outils pour l'analyse des missions, la conception des satellites, la validation.

Plate-forme[modifier | modifier le code]

Article détaillé : Module de service.

La plate-forme est constituée d'un ensemble de chaînes fonctionnelles qui peuvent évoluer indépendamment l'une de l'autre. Elle a été conçue pour des orbites basses de 600 km à 1000 km et pour une durée de vie typique de 2 ans. 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 extension à des inclinaisons plus faibles ainsi qu'une utilisation sur l'orbite GTO sont à l'étude.

Structure[modifier | modifier le code]

La structure de la plate-forme est un cube de 60 centimètres de base, et 50 cm de hauteur, constituée :

  • D'une plaque de base massive en aluminium, assurant l'interface avec le lanceur, et susceptible d'accueillir le module de propulsion,
  • De 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,
  • De 4 cornières en aluminium permettant de rigidifier la structure,
  • D'un panneau supérieur, également en NIDA, destiné à recevoir la charge utile.

Contrôle thermique[modifier | modifier le code]

Le contrôle thermique utilise des moyens passifs (couverture MLI, SSM) et actifs (réchauffeurs, thermistances) pilotés soit par thermostat soit par le logiciel embarqué.

Contrôle d'attitude et d'orbite[modifier | modifier le code]

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 commande d'attitude et d'orbite (SCAO) utilise en mode nominal un viseur d'étoiles, quatre roues de réaction et trois magnéto-coupleurs. Trois senseurs solaires et un magnétomètre sont utilisés lors de la phase de mise à poste.

Un récepteur GPS équipé d'un navigateur intégré complète les options possibles.

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.

Gestion bord[modifier | modifier le code]

La gestion à bord est centralisée : elle utilise des bus série 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 microprocesseur Inmos T805, de 256 Mégaoctets de mémoire flash, et de 1 gigabit de mémoire vive.

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.

Télémesure / télécommande[modifier | modifier le code]

Le système de télémesure et de télécommande utilise une transmission en bande S et est compatible des standards établi par le Comité Consultatif pour les Systèmes de Données Spatiales. Les débits utiles sont de 20 kbits/s pour les télécommandes et de 400 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.

Alimentation électrique[modifier | modifier le code]

Le système d'alimentation utilise un générateur solaire, d'une surface de 0,8 m², constitué de deux panneaux articulés qui sont repliés contre la plate-forme lors du lancement. Une fois déployé en orbite, la puissance électrique fournie est de 180 watts environ en début de vie, grâce à l'utilisation de cellules à l'arséniure de gallium 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.

Charges utiles[modifier | modifier le code]

Installées sur le dessus du cube du module de service, les charges utiles, pour divers types de missions, peuvent être réalisées par des laboratoires ou l'industrie spatiale européenne.

Responsabilités[modifier | modifier le code]

Le CNES a signé des accords de partenariat avec Alcatel Space, devenue maintenant Thales Alenia Space, et EADS Astrium Satellites, permettant à ces 2 compagnies d'utiliser les concepts développés pour proposer le développement d'applications propres.

Applications[modifier | modifier le code]

Satellites CNES[modifier | modifier le code]

  • DEMETER est la première mission Myriade, pour l'étude de l'environnement électromagnétique de la Terre et la prévision des séismes. Il est lancé le 29 juin 2004 de Baïkonour avec succès et le satellite fonctionne bien.
  • PARASOL étudie les propriétés des aérosols et des nuages de l'atmosphère terrestre. Il est lancé le 18 décembre 2004 de Kourou et rejoint la constellation A-train. Plateforme et charge utile fonctionnent parfaitement.
  • PICARD pour l'étude du soleil et de ses impacts sur la climatologie terrestre. Lancé le 15 juin 2010.
  • MICROSCOPE pour le Test du Principe d'Équivalence. Lancement prévu en 2016.
  • TARANIS : Étude du couplage atmosphère - ionosphère - magnétosphère lors des orages atmosphériques. Lancement prévu en 2016.
  • SMESE en coopération avec la Chine. Étude de la physique solaire, de la physique du milieu interplanétaire et de la géocouronne, et de la météorologie spatiale. Abandonnée en 2010 lors du Séminaire de Prospective Scientifique[2].

Satellites sous maîtrise d'oeuvre Astrium[modifier | modifier le code]

  • ESSAIM, une constellation de 4 satellites, pour la DGA, est lancée avec succès le 18 décembre 2004 de Kourou avec Parasol.
  • ELISA, 4 satellites pour le compte de la DGA.
  • Alsat-2 : 2 satellites d'observation de la Terre pour le compte de l'Agence Spatiale Algérienne (ASAL). Le premier satellite a été lancé par une fusée PSLV le 12 juillet 2010 depuis le Centre spatial de Satish Dhawan, en Inde.
  • SSOT / FASat-Charlie : satellite d'observation de la Terre pour le compte de la Fuerza Aeria de Chile (FAS), lancé le 16 décembre 2011 par un lanceur Soyouz-2 depuis le Centre Spatial Guyanais de Kourou.
  • VNREDSat 1A : satellite d'observation de la Terre pour le compte de l'Académie des Sciences et Technologies du Vietnam (VAST), lancé le 7 mai 2013 par un lanceur VEGA depuis le Centre Spatial Guyanais de Kourou.

Satellites sous co-maîtrise d'oeuvre Astrium / Thales Alenia Space[modifier | modifier le code]

  • SPIRALE, un démonstrateur de 2 satellites pour le compte de la DGA.

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. Présentation de la filière MYRIADE sur le site du CNES
  2. Programme National Soleil Terre

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]