Miniaturisation des satellites

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Microsatellite CHIPSat.

La miniaturisation des satellites regroupe les problématiques associées à la réduction de la masse des satellites artificiels et des sondes spatiales. L'objectif de cette réduction de poids est de permettre l'abaissement des coûts de lancement qui constituent un poste budgétaire très important et qui sont à peu près proportionnels à la masse des engins spatiaux. Il s'agit également de diminuer l'énergie consommée dont la production peut mobiliser jusqu'à 30 % de la masse d'un engin spatial. La miniaturisation bénéficie des progrès dans le domaine de l'électronique et de la production d'énergie dans l'espace. Toutefois il reste difficile aujourd'hui de concevoir un engin performant au-dessous d'une masse comprise entre 100 et 200 kg.

Définition du besoin[modifier | modifier le code]

Le coût de lancement des satellites reste aujourd'hui très élevé et seuls les organismes nationaux ou les grandes entreprises disposent de budgets suffisamment importants pour accéder à l'espace. Le coût de la mise en orbite basse d'un kilogramme est en 2014 généralement compris entre 8 000 et 12 000  (10 000 et 15 000 US$). La diminution des coûts de lancement promise par les nouveaux acteurs comme SpaceX reste en 2014 limitée. Une solution permettant d'abaisser les coûts de manière significative est donc la réduction de la masse des satellites. Les institutions disposant de budgets spatiaux importants (comme les services chargés de la reconnaissance militaire aux États-Unis) sont également intéressés par la mise à disposition de petits satellites permettant d'assurer des missions ponctuelles et ciblées ne justifiant pas le lancement ou la mobilisation de "gros satellites". Enfin dans le domaine de l'exploration du système solaire, la masse d'une sonde spatiale est un paramètre qui influe de manière importante sur les coûts de la mission car l'engin spatial doit être fortement accéléré pour atteindre la plupart des planètes, a fortiori lorsqu'il doit se placer en orbite autour de celles-ci.

Classification des petits satellites[modifier | modifier le code]

Les satellites directement concernés par la miniaturisation sont rangés dans plusieurs catégories en fonction de leur masse (masse à sec c'est-à-dire sans les ergols). Ce découpage n'est pas normalisé et les institutions spatiales fixent des bornes différentes pour les catégories les plus lourdes (micro et minisatellites) :

  • Femtosatellite ; masse < 100 g.
  • Picosatellite : masse < 1 kg
  • Nanosatellite : masse < 10 kg (CubeSat)
  • Microsatellite : masse < 100150 kg (NASA < 100 kg)
  • Minisatellite : masse < 500 kg (NASA small satellite < 180 kg)

Axes de recherche[modifier | modifier le code]

Propulsion[modifier | modifier le code]

À l'horizon 2020, l'industrie devrait disposer de systèmes de propulsion électrique ou chimique adaptés à la taille réduite des microsatellites[1].

Énergie[modifier | modifier le code]

Les panneaux solaires de dernière génération (triple jonction) ont un rendement de 29 % tandis que dans les laboratoires on approche des 38 %. Ces progrès permettent de réduire la masse nécessaire pour produire une quantité d'électricité donnée. Un nanosatellite de type CubeSat (cube de 10 cm de côté) peut disposer de 50 Watts avec les technologies actuelles. Les cellules solaires flexibles en cours de développement permettant d'adapter plus facilement la forme des panneaux solaires à de petites structures[2]. Un satellite a besoin de batteries pour pouvoir fonctionner durant les éclipses ou faire face aux pics de consommation électrique qui dépassent ce que peuvent fournir les cellules solaires. Les technologies les plus adaptées à la petite taille des satellites sont les batteries Lithium-Ion à la fois compactes et légères (100 Wh/kg et 250 Wh/dm3 contre 2435 Wh/kg et 1080 Wh/dm3 pour les batteries Nickel-Cadmium) qui présentent toutefois l'inconvénient de supporter un nombre de cycles de décharge/recharge limité à 400 (décharge de 50 %) contre 50 000 cycles avec une décharge de 25 % pour les batteries Nickel-Cadmium) [3]. De nouvelles techniques de production et de conservation de l'énergie sont à l'étude. Les piles à combustibles nécessitent une réduction de leur volume et de leur masse pour pouvoir être embarqués à bord de petits satellites[4]. La miniaturisation d'un générateur Stirling à radioisotope (Small Radioisotope Power System ou SRPS) est également à l'étude dans le centre de recherche Glenn de la NASA[5].

Contrôle d'attitude[modifier | modifier le code]

La miniaturisation des composants intervenant dans le contrôle d'attitude permet en 2014 d'obtenir une précision de 0,1° sur les mini et microsatellites. Pour les satellites de taille plus réduite la précision est de l'ordre de 2°. On ne dispose pas actuellement de propulseurs adaptés au maintien de l'orientation pour l'ensemble de la catégorie de satellites[6].

Contrôle thermique[modifier | modifier le code]

À cause de leur masse, les systèmes de contrôle thermiques actifs sont encore limités à certains composants très sensibles comme les batteries. L'utilisation de MEMS et d'autres composants à l'échelle nanométrique pourrait à terme permettre la généralisation de ces dispositifs[7].

Télécommunications[modifier | modifier le code]

Les recherches dans le domaine des télécommunications portent sur l'utilisation du laser et le déploiement d'antennes à grand gain sur les plus petits satellites. Il n'existe pas en 2014 de solutions satisfaisantes pour les sondes spatiales de petite taille qui seraient envoyés à grande distance de la Terre[8].

Mise en œuvre[modifier | modifier le code]

PROCYON : mini sonde spatiale (2014)[modifier | modifier le code]

L'agence spatiale japonaise, la JAXA, a lancé en 2014 un prototype de sonde spatiale miniaturisée. PROCYON d'une masse de 65 kilogrammes est stabilisée 3 axes et dispose d'un système propulsif utilisant un moteur ionique. Celui-ci fournit un delta-V de 250 m/s lui permettant de corriger sa trajectoire. Le système de télécommunications embarqué permet d'assurer des liaisons radio à grande distance. La charge utile est constituée par une caméra. PROCYON devait survoler l'astéroïde binaire 2000 DP107 et collecter des observations. La sonde spatiale a été victime d'une panne de son système de propulsion avant d'atteindre l'astéroïde. Le déroulement de la mission a permis tout de même d démontrer l'efficacité de sa propulsion miniaturisé ainsi que de son système de communications à grande distance[9].

La plateforme ANGELS pour nano-satellites du CNES[modifier | modifier le code]

Le CNES a lancé en 2017 le développement d'une plateforme modulaire pour des satellites ayant une charge utile opérationnelle et de format CubeSat 6U à 27U (12 à 45 kg) avec une durée de vie de 4 à 5 ans. Une première application est constituée par le satellite ANGELS emportant une charge utile Argos de 2,5 kg[10].

Galerie[modifier | modifier le code]

Notes et références[modifier | modifier le code]

Bibliographie[modifier | modifier le code]

  • (en) Centre de recherche Ames de la NASA, Small Spacecraft Technology State of the Art, Ames Research Center, , 211 p. (lire en ligne)
    État de l'art des technologies utilisées sur les microsatellites en 2014 (moins de 180 kg à sec) ; référence : NASA/TP–2015–216648/REV1

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]