OSIRIS-REx

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OSIRIS-REx
Description de cette image, également commentée ci-après

Vue d'artiste

Caractéristiques
Organisation NASA / Université de l'Arizona
Constructeur Lockheed Martin Space Systems
Domaine Mission de retour d'échantillon d'astéroïde.
Statut Mission en cours
Masse 2 110 kg
Lancement 8 septembre 2016
Lanceur Atlas V 411
Fin de mission septembre 2023
Satellite de Bénou
Programme New Frontiers
Site Site officiel
Principaux instruments
OCAMS Caméras
OLA Altimètre laser
OVIRS Spectromètre visible et Infrarouge
OTES Spectromètre Infrarouge
REXIS Spectromètre à Rayons X
Logo de la mission.

OSIRIS-REx (Origins-Spectral Interpretation-Resource Identification-Security-Regolith Explorer) est une mission de la NASA (l'agence spatiale américaine) qui doit étudier l'astéroïde Bénou et ramener un échantillon de son sol sur Terre pour permettre d'en effectuer une étude approfondie. La sonde spatiale a été lancée le par une fusée Atlas V 411. Bénou est un astéroïde de type Apollon dont l'orbite croise celle de la Terre (astéroïde géocroiseur). La sonde spatiale doit également collecter sur place avec ses instruments (caméras, spectromètre, altimètre) des données qui permettront d'améliorer nos connaissances sur le processus de formation du Système solaire.

La mission OSIRIS-REx, proposée par une équipe scientifique de l'Université de l'Arizona, a été sélectionnée en . C'est la troisième sonde spatiale du programme New Frontiers de la NASA qui regroupe des missions interplanétaires de classe moyenne dont le coût hors lancement est plafonné à 800 millions de dollars. La sonde spatiale doit se placer en orbite autour de l'astéroïde Benou en et ramener l'échantillon sur Terre en .

Contexte[modifier | modifier le code]

Les astéroïdes sont les témoins de la formation du Système solaire à partir du nuage de gaz originel. Leur composition est pratiquement inchangée depuis leur création contrairement à celle des autres corps du Système solaire comme les planètes. Aussi les astéroïdes contiennent-ils des informations inédites sur le processus de formation du Système solaire qui pourraient être dévoilées par l'analyse d'un échantillon de sol bien choisi. Il se pourrait également que les astéroïdes porteurs de molécules organiques et d'acides aminés aient joué un rôle décisif dans l'apparition de la vie sur la Terre en réensemençant sa surface stérilisée par le grand bombardement tardif. Une mission spatiale effectuant une étude in situ est envisageable mais les instruments, que peut emporter un engin spatial, ont des capacités limitées car leur masse ne peut excéder quelques dizaines de kilogrammes. Seule une mission ramenant un échantillon de sol sur Terre permet de tirer des informations précises grâce à la puissance des instruments des laboratoires. Jusqu'à présent la mission japonaise Hayabusa est la seule à être parvenue à rapporter une fraction de sol d'un astéroïde en 2010, mais la quantité prélevée était particulièrement faible et l'astéroïde étudié faisait partie d'une population qui a moins bien préservé les caractéristiques du matériau à l'origine du Système solaire. Une deuxième mission japonaise aux objectifs similaires, Hayabusa 2, a été lancée en 2014. De son côté, l'agence spatiale américain, la NASA, a sélectionné la mission OSIRIS-REx en 2011 pour ramener également un échantillon d'un astéroïde.

Objectifs[modifier | modifier le code]

Image radar de Bénou réalisée en 1999 avec l'antenne de Goldstone.
L'orbite de l'astéroïde Bennou (ici en bleu) coupe celle de la Terre. Sur cette carte figurent sa position et celle des planètes au .

Les objectifs de la mission OSIRIS-REx sont les suivants[1] :

  • ramener sur Terre un échantillon de régolithe d'un astéroïde pour en étudier la nature, la genèse et déterminer ses composants minéraux et organiques. Le retour d'un échantillon sur Terre permet d'effectuer des analyses avec une précision beaucoup plus importante que ce que permet l'étude par des instruments embarqués dont la taille et donc la sophistication sont limitées. Une fois sur Terre on peut manipuler l'échantillon et modifier les conditions expérimentales en exploitant les progrès de la technologie et de la connaissance ;
  • établir une carte des caractéristiques générales, chimiques et minéralogiques d'un astéroïde primitif pour reconstituer son histoire géologique et son évolution ainsi que pour fournir le contexte des échantillons ;
  • caractériser la texture, la morphologie, les composants et les propriétés spectrales du régolithe du site sur lequel l'échantillon est prélevé avec une résolution inférieure au millimètre ;
  • mesurer l'effet Yarkovsky. L'orbite des objets célestes circulant dans le Système solaire est déterminée par l'influence du Soleil et des planètes les plus massives. Les scientifiques ont une bonne connaissance des orbites futures de ces corps ce qui permet de prévoir avec précision l'orbite des objets de plus petite taille. Toutefois, l'orbite des objets de faible masse (moins de 20 km de diamètre) est également influencée par l'effet Yarkovsky : cette force non gravitationnelle résulte de la restitution sous forme de rayonnement infrarouge de l'énergie solaire absorbée par la surface du petit corps céleste. Faute d'une modélisation précise de l'influence de cette poussée, il est difficile de déterminer l'orbite des petits corps sur le long terme et donc de prévoir les risques de collision avec la Terre lorsque ces objets circulent sur une orbite proche de notre planète. Un des objectifs de la mission est de déterminer les caractéristiques de l'astéroïde qui influent sur la déviation exercée par l'effet Yarkovsky.

L'astéroïde Bénou[modifier | modifier le code]

La cible de la mission OSIRIS-REx est l'astéroïde (101955) Bénou (anciennement dénommé 1999 RQ36) qui a été découvert en 1999. Bénou a un diamètre d'environ 575 mètres et décrit une orbite de 1,2 an autour du Soleil. Sa masse est évaluée à environ 7,8×1010 kg. Il s'agit d'un astéroïde Apollon c'est-à-dire qu'il fait partie d'une classe d'astéroïdes dont l'orbite à son périgée coupe ou s'approche très près celle de la Terre et à son apogée est beaucoup plus éloignée du Soleil. Il s'agit donc d'un objet géocroiseur qui a une probabilité d'un sur 1800 de percuter notre planète en 2182. Son orbite est bien connue devra être affinée pour la mission. Selon[Quoi ?][2]. Bénou a été choisie parce qu'elle fait partie des rares astéroïdes présentant l'ensemble des avantages suivants[3] :

  • Bénou circule sur une orbite proche de la Terre à une distance comprise entre 0,7 et 1,4 unité astronomique du Soleil et sur un plan orbital s'écartant faiblement de celui de la Terre (inclinaison orbitale de 6°). Cette caractéristique permet de limiter la quantité d'ergols nécessaire pour réaliser un rendez-vous entre la sonde spatiale et l'astéroïde et pour ramener l'échantillon de sol sur Terre.
  • La vitesse de rotation des petits corps célestes est d'autant plus importante que leur diamètre est faible. Lorsque la vitesse de rotation est élevée, il devient difficile de synchroniser le déplacement d'une sonde spatiale avec celui de la surface et donc de réaliser des opérations de prélèvement. Avec un diamètre de 492 mètres, Bénou a une vitesse de rotation suffisamment faible (durée d'un jour = 4 heures) pour permettre un prélèvement dans de bonnes conditions.
  • Bénou est un astéroïde de type B c'est à dire qu'il fait partie des corps les plus primitifs du Système solaire ayant subi peu de transformation depuis sa création il y a plus de 4,5 milliards d'années. Ce type d'astéroïde peut contenir des volatiles et des molécules organiques tels que les acides aminés qui pourraient être à l'origine de l'apparition de la vie sur Terre et constituent des facteurs importants permettant de déterminer le potentiel d'apparition de la vie ailleurs que sur Terre. Les observations de Bénou effectuées à l'aide de télescope suggèrent que la surface de Bénou est effectivement riche en carbone.

Le nombre de candidats répondant à tous ces critères était restreint : sur le demi million d'astéroïdes identifiés, 7 000 sont des géocroiseurs dont 192 ont une orbite optimale pour un retour d'échantillon sur Terre. Parmi ces derniers, 26 ont un diamètre supérieur à 200 mètres dont 5 sont de type B[4][réf. insuffisante].

Architecture de la mission[modifier | modifier le code]

Ramener un échantillon du sol d'un astéroïde est une tache complexe. À la distance à laquelle se situe l'astéroïde la sonde spatiale doit enchainer les taches de manière autonome car le délai de transmission entre les opérateurs sur Terre et la sonde spatiale se chiffre en dizaines de minutes. Or un astéroïde a une forme irrégulière qui rend la navigation complexe et sa gravité quasi nulle (1/100 000e de celle de la Terre) se prête mal aux opérations au sol car un engin spatial ne peut être stabilisé de manière passive.

Une des premières décisions de l'équipe du projet OSIRIS-REx a concerné la manière d'effectuer le prélèvement d'échantillon. Fallait il faire atterrir l'engin spatial puis effectuer un prélèvement ou réaliser celui-ci au cours d'un posé-décollé de quelques secondes ? Faire atterrir une sonde spatiale sur un objet où la gravité est aussi faible nécessite un dispositif pouvant le plaquer au sol. L'utilisation d'ancres comme pour Philae a été éliminé car le sol est sans doute constitué d'un gravier non tassé qui rendrait un tel dispositif inopérant. L'utilisation de moteurs-fusées pour plaquer le vaisseau au sol va à l'encontre de l'objectif visant à prélever un échantillon de sol vierge de toute contamination d'origine terrestre. Même en résolvant le problème de l'atterrissage, il subsiste le problème des variations thermiques subies par la sonde spatiale au sol. L'astéroïde tourne en 4,3 heures et la température de sa surface oscille sur cette période entre 65 °C et 150 °C ce qui impose des dispositifs de régulation thermique extrême pour OSIRIS-REx. Enfin, la surface de Bénou est sans doute très chaotique et les communications avec la Terre risquent d'être bloquées. Pour toutes ces raisons la solution du posé-décollé a été retenue. Plusieurs méthodes de prélèvement ont été évaluées dont l'utilisation d'une foreuse, d'une pelle, d'un râteau… Finalement deux techniques ont été sélectionnées : l'utilisation d'une surface adhésive pour collecter passivement de petits grains à la surface et un système de collecte utilisant des jets d'azote[5].

Pour s'approcher de la surface et se poser brièvement avec la précision de 25 mètres retenue par l'équipe projet, la sonde spatiale quitte une orbite de sécurité située à un kilomètre de la surface et entame une séquence entièrement automatique qui comprend 3 étapes avec une pause à une altitude de 250 mètres et 125 mètres. À chaque étape la sonde spatiale utilise un altimètre laser pour déterminer l'écart éventuel entre la trajectoire planifiée et réelle et corriger celui-ci[5].

Description de la sonde spatiale[modifier | modifier le code]

OSIRIS-REx est une sonde spatiale de masse moyenne (environ 2 tonnes) dont plus de la moitié est constituée d'ergols. Elle est en grande partie dérivée des sondes spatiales martiennes MRO et MAVEN. La charge utile comprend un ensemble d'instruments scientifiques destinés principalement à cartographier et analyser la composition de la surface de l'astéroïde, d'un équipement destiné à prélever un échantillon du sol (TAGSAM) et d'une petite capsule destinée à ramener sur Terre l'échantillon du sol de l'astéroïde en résistant à l'échauffement généré par la rentrée atmosphérique[6].

Caractéristiques générales[modifier | modifier le code]

Structure[modifier | modifier le code]

La structure d'OSIRIS-REX comprend un cylindre en matériau composite auquel sont fixés deux plateaux.

La sonde spatiale OSIRIS-REx a la forme d'un parallélépipède d'environ 2,43 mètres de côté et de 3,15 mètres de haut. L'ensemble a une masse de 1 955 kg au lancement (avec les ergols) (155 kg d'ergols peuvent être ajoutés) et de 880 kg à vide. La capsule qui contient l'échantillon et qui revient sur Terre a une masse totale de 46 kg. La structure de la plateforme d'une masse de 160 kg est réalisée avec des plaques en nid d'abeilles d'aluminium prises en sandwich entre deux feuilles de matériau composite en carbone. Le cœur de cette structure est un cylindre vertical de 1,3 mètre de diamètre qui entoure le réservoir d'ergols. Ce noyau central est conçu pour résister durant le lancement à la masse de tout le satellite qui atteint 28 tonnes lorsque l'accélération atteint son maximum (g[7],[8]. Deux plateaux horizontaux fixées au sommet et à la base de la structure cylindrique centrale par des pièces métalliques radiales servent de support aux différents équipements de la sonde spatiale. La plateforme supérieure accueille les instruments scientifiques, le système utilisé pour recueillir l'échantillon de sol, une partie des antennes, les équipements de navigation et la capsule de retour d'échantillon. La plateforme inférieur sert de support aux batteries, à l'antenne moyen gain, aux roues de réaction et au système de fixation des panneaux solaires[7],[9].

Propulsion[modifier | modifier le code]

Sur cette vue on distingue bien les quatre tuyères de la propulsion principale (en-dessous) et les différents tuyères des différentes propulsions secondaires notamment aux angles de la sonde spatiale.

Le système de propulsion est basé sur celui développé pour la sonde spatiale MRO et adapté par la suite sur les sondes spatiales MAVEN et Juno. Il comprend en tout 24 moteurs-fusées à ergols liquides qui utilisent tous comme ergol de l'hydrazine : celui-ci se décompose sur un catalyseur métallique réchauffé et produit des gaz qui, en se détendant dans la tuyère, exercent une poussée. L'hydrazine est stocké dans un réservoir situé au centre de la sonde spatiale au cœur de la structure porteuse. Le réservoir haut de 1,5 mètre pour un diamètre de 1,24 mètre peut contenir 1 300 litres de carburant et est réalisé en titane pur pour éviter sa corrosion par l'hydrazine. Les ergols sont pressurisés par de l'hélium stocké dans un réservoir indépendant réalisé en matériau composite. Celui-ci est haut de 75,2 cm pour un diamètre de 42,4 cm et a une contenance de 80 litres. Il contient 3,7 kg d'hélium stocké sous une pression de 330 bars qui est utilisé pour mettre sous pression les ergols injectés dans les moteurs-fusées du système de propulsion principale. Le réservoir d'hélium est isolé lorsque les autres types de propulseurs sont utilisés car ceux-ci fonctionnent avec des ergols non pressurisés. Les moteurs-fusées, qui sont tous fournis par Aerojet Rocketdyne, sont de quatre types différents[7] :

  • La propulsion principale, qui réalise les manœuvres demandant des changements de vitesse importants, est prise en charge par quatre moteurs-fusées d'une poussée nominale de 275 N qui peut être modulée entre 85 et 360 N. La poussée totale des quatre moteurs fonctionnant simultanément est donc de 1 100 newtons soit 112 kgf. L'impulsion spécifique est comprise entre 225 et 236 secondes et chaque moteur brûle environ 155 grammes d'ergols par seconde à pleine poussée.
  • Lorsque la propulsion principale fonctionne, 6 moteurs d'une poussée de 22 N sont utilisés pour maintenir l'orientation de la sonde spatiale. Ils sont également utilisés pour des manœuvres demandant de faibles changements de vitesse.
  • Pour le contrôle d'attitude la sonde spatiale dispose de 16 moteurs-fusées ayant une poussée de 4,5 N.
  • Enfin 2 moteurs à poussée ultra-faible (0,08 N) sont utilisés pour les manœuvres à proximité de la surface de l'astéroïde durant le prélèvement d'échantillon de son sol.

Énergie[modifier | modifier le code]

L'énergie est fournie par deux panneaux solaires orientables avec deux degrés de liberté dont la surface utile est de 8,5 m2. Ceux-ci se déploient en orbite de part et d'autre du corps de la sonde spatiale et portent son envergure à 6,2 mètres. Ils fournissent selon la distance au Soleil entre 1 226 et 3 000 watts. En fonctionnement normal les panneaux solaires sont fixes et c'est à la sonde spatiale de s'orienter pour faire face au Soleil. Le système permettant d'orienter les panneaux est utilisé uniquement durant la phase de prélèvement de l'échantillon de sol pour éviter que la poussière soulevée vienne se déposer à la surface des cellules solaires. Deux batteries lithium-ion de 20 Ah fournissent l'énergie lorsque les panneaux solaires ne sont pas tournés vers le Soleil[7].

Télécommunications[modifier | modifier le code]

Pour les télécommunications la sonde spatiale dispose d'une antenne parabolique grand gain de 2,1 mètres de diamètre développée pour la mission MAVEN qui met en œuvre un tube à ondes progressives de 100 watts développé pour MRO. L'antenne est fixe et la sonde spatiale doit pivoter pour diriger son faisceau étroit vers la Terre. Les échanges se font en bande X avec un débit maximum de 941 kilobits/seconde. Par ailleurs, la sonde spatiale dispose d'une antenne à gain moyen utilisée durant la phase de recueil d'échantillon et de deux antennes à faible gain[9],[10].

Ordinateur embarqué et contrôle d'attitude[modifier | modifier le code]

L'ordinateur embarqué a des caractéristiques proches de celles de MRO et de MAVEN. Il utilise une version durcie du microprocesseur RAD750 de BAE Systems qui comprend 10,4 millions de transistors cadencée à 200 MHz avec une puissance de calcul de 400 MIPS. La version durcie peut supporter un rayonnement ionisant pouvant monter à 1 million de rads (10 MGy) contre 100 000 (1 MGy) dans la version standard. La plage de températures acceptables est comprise entre −55 °C et 125 °C et il consomme 10 W. Pour contrôler son orientation la sonde dispose de roues de réaction, de viseurs d'étoiles, de capteurs de Soleil et d'une centrale à inertie[7].

Instruments de navigation[modifier | modifier le code]

Le prélèvement de l'échantillon du sol de l'astéroïde constitue la phase la plus délicate de la mission car la manœuvre doit se dérouler de manière automatique sans que les opérateurs puissent intervenir du fait du temps de latence dans les communications (le délai d'acheminement des signaux est de 4,4 et 18 minutes selon la phase de la mission). La sonde spatiale dispose de plusieurs capteurs qui doivent l'aider dans cette manœuvre[11] :

  • LIDAR (Light Detection And Ranging) est un équipement qui utilise une caméra enregistrant 30 fois par seconde des images de 128 × 128 pixels pour déterminer la distance entre la sonde spatiale et le sol de l'astéroïde afin de maintenir une distance minimale.
  • TAGCAMS (Touch-and-Go Camera System) est un ensemble fourni par la société Malin Space Science Systems comprenant deux caméras de navigation (dont une redondante[Quoi ?]) Navcam et une caméra Stowcam. Les Navcams sont des caméras monochromes avec un capteur de mégapixels qui sont utilisées à la fois pour déterminer l'orientation de la sonde spatiale par identification des étoiles présentes dans leur champ optique et pour prendre des images des points remarquables à la surface de Bénou. Stowcam est une caméra couleur disposant également d'un capteur de 5 MPx dont la mission principale est de s'assurer que l'échantillon est correctement stocké dans la capsule.

Instruments scientifiques[modifier | modifier le code]

Caméras OCAMS.
Spectromètre visible et infrarouge OVIRS.

OSIRIS-REx emporte cinq instruments ou ensembles d'instruments :

Caméras OCAMS[modifier | modifier le code]

L'ensemble OCAMS (OSIRIS-REx Camera Suite) est constitué de trois caméras qui doivent cartographier l'astéroïde, réaliser des photos à haute résolution, documenter le site retenu pour le prélèvement et le filmer. Ces caméras sont développées par le laboratoire LPL (Lunar and Planetary Lab) de l'Université d'Arizona. Les trois caméras sont[12] :

  • PolyCam dispose d'un téléobjectif de 200 mm permettant d'effectuer des photos à grande distance mais également à faible distance avec une bonne résolution.
  • MapCam est chargée de rechercher d'éventuels satellites de l'astéroïde ainsi que des phénomènes de dégazage; elle cartographie l'astéroïde avec une résolution de 1 m en quatre couleurs, documente les caractéristiques morphologiques de celui-ci et effectue des photos à haute résolution du site retenu pour le prélèvement; elle fournit des images détaillées (téléobjectif) pour la navigation.
  • SamCam fournit des images grand angle pour la navigation, filme le site sur lequel les prélèvements sont effectués ainsi que le déroulement des prélèvements.

Altimètre laser OLA[modifier | modifier le code]

L'altimètre laser OLA (OSIRIS-REx Laser Altimeter), développé en coopération avec l'Agence spatiale canadienne, doit fournir des données détaillées sur la topographie de l'astéroïde avec une précision inégalée[13]. Il est basé sur un instrument développé pour le micro-satellite expérimental du laboratoire de recherche l'Armée de l'Air Américaine XSS-11 placé en orbite en 2005. L'instrument d'origine est amélioré par l'installation d'un deuxième laser dérivé de l'altimètre LDA installé sur la sonde spatiale martienne Phoenix qui augmente sa portée. OLA fonctionne à une distance comprise entre 0,5 et 7,5 km et permet de mesurer la distance entre l'instrument et le sol avec une précision qui se situe dans une fourchette de 5 à 30 cm[14]. L'instrument est financé par l'Agence spatiale canadienne et est développée par la société MacDonald Dettwiler & Associates.

Spectromètre infrarouge OVIRS[modifier | modifier le code]

Le spectromètre imageur OVIRS (OSIRIS-REx Visible and IR Spectrometer) fonctionne en lumière visible et infrarouge (0,44,3 μm) et est chargé d'établir une carte spectrale générale des minéraux et des molécules organiques et une carte plus précise des sites étudiés pour le prélèvement d'échantillon. Il peut réaliser des spectres ponctuels ou de zones entières avec une résolution de 20 mètres pour l'ensemble de l'astéroïde et de 8 cm à 2 mètres pour un site susceptible d'être échantillonné[15]. OVIRS est développé par une équipe du Centre spatial Goddard de la NASA.

Spectromètre imageur infrarouge OTES[modifier | modifier le code]

Le spectromètre infrarouge OTES (OSIRIS-REx Thermal Emission Spectrometer) qui fonctionne dans les longueurs d'ondes 450 μm doit dresser des cartes spectrales locales et globales permettant de déterminer l'abondance en silicates, carbonates, sulfates, phosphates, oxydes et hydroxydes . Il permet également de mesurer l'émission thermique globale de l'astéroïde[16]. L'instrument est développé par l'Université d'État de l'Arizona.

Spectromètre imageur à rayons X REXIS[modifier | modifier le code]

Le spectromètre imageur à rayons X REXIS (Regolith X-ray Imaging Spectrometer) est chargé de déterminer l'abondance en éléments chimiques grâce à l'analyse des rayons X mous (0,37,5 KeV) générés par la surface bombardée par le vent solaire et les rayons X produits par le Soleil. La résolution qui atteint 21 ' (4,3 mètres à 700 mètres de distance) est obtenue par un système à masque codé[17]. L'instrument est développé par des étudiants dans le cadre d'un joint-venture entre le laboratoire Space Systems Laboratory et le Massachusetts Institute of Technology avec la participation du Harvard-Smithsonian Center for Astrophysics.

Diagramme de la sonde spatiale OSIRIS-REx : A capsule échantillon SRC ; B système de prélèvement TAGSAM ; C Structure dérivée de celle de MRO ; D Panneaux solaire de 8,5 m2 ; E antenne grand gain de 2 mètres de diamètre ; f Moteurs-fusées de 200 N de poussée ; g viseurs d'étoiles ; h antenne moyen gain ; i articulation des panneaux solaires avec deux degrés de liberté ; j antenne faible gain ; k réservoir d'hélium ; 1 Lidar ; 2 altimètre OLA ; 3 caméras OCAMS ; 4 spectromètre OTES ; 5 spectromètre infrarouge OVIRS.

Système de prélèvement TAGSAM[modifier | modifier le code]

Bras articulé portant le système de prélèvement TAGSAM.

Le système de prélèvement TAGSAM (Touch-And-Go Sample Acquisition Mechanism) utilise un bras articulé hérité de la mission Stardust. Long de 3,2 m en position étendue, il comporte des moteurs redondants aux trois articulations. À son extrémité se situe le système de prélèvement constitué d'un cylindre plat perforé à sa base. Pour effectuer le prélèvement la sonde s'approche à la verticale du site retenu à faible vitesse (0,1 m/s). La caméra grande vitesse (1 Hz) OCAMS documente le prélèvement. Au moment du contact avec le sol qui dure 5 secondes un ressort situé sur le bras amortit le choc. L'articulation de la tête de prélèvement peut s'articuler de 15° pour s'adapter à la pente du sol. Une bouffée d'azote est expulsée par des trous perforés sur le pourtour du cylindre pour soulever le régolithe. Celui-ci chassé par le gaz se soulève. Il pénètre dans des compartiments qui sont clos par des feuilles de mylar qui se sont soulevées sous la poussée des gaz. L'objectif est de prélever au moins 60 grammes mais le système permet d'en prélever jusqu'à 2 kg. À l'aide d'un autre dispositif, cette fois-ci passif, un deuxième échantillon est prélevé : un matériau adhésif d'une superficie de 26 cm2 situé à la base du cylindre qui accroche des petits grains d'un diamètre inférieur à 3 mm. La sonde spatiale vérifie qu'une quantité suffisante de matériau a bien été prélevée en réalisant des manœuvres et en mesurant le changement de son moment d'inertie induit par la présence d'un échantillon. Le système de prélèvement dispose de réserves d'azote lui permettant de faire 3 tentatives. Une fois le prélèvement réalisé avec succès, la tête de prélèvement est stockée dans la capsule de retour d'échantillon dont la conception dérive aussi de celle de Stardust[18],[19].

Schéma en coupe et photos du système de prélèvement TAGSAM.

Capsule utilisée pour le retour d'échantillon[modifier | modifier le code]

La capsule SRC (Sample Return Capsule) utilisée pour ramener l'échantillon sur Terre dérive de la capsule utilisée par la mission spatiale Stardust dans un objectif analogue. La capsule doit ramener sur Terre la tête du système de prélèvement TAGSAM et l'échantillon de sol de l'astéroïde alors que le reste de la sonde spatiale continuera de circuler dans le Système solaire. Dans cet objectif la capsule comporte un bouclier thermique avant ablatif réalisé en PICA de 3e génération développé par le centre de recherche AMES de la NASA et utilisé notamment par le vaisseau Dragon 2 de SpaceX qui doit lui permettre de résister à l'échauffement intense lors de la rentrée atmosphérique et des parachutes qui doivent lui permettre d'effectuer un atterrissage en douceur. La capsule a un diamètre de 81 cm pour une hauteur de 50 cm[20].

Historique du projet[modifier | modifier le code]

OSIRIS-REx est placé dans une chambre à vide chez son constructeur Lockheed afin d'effectuer des tests.
Réception de la sonde spatiale au centre spatial Kennedy en vue de son lancement.
Autre vue d'OSIRIS-REx au centre spatial Kennedy permettant d'apercevoir sa structure interne.

La mission OSIRIS est proposée pour la première fois à la NASA par une équipe scientifique de l'Université de l'Arizona dans le cadre du programme Discovery de 2004. Elle n'est pas sélectionnée mais est proposée à nouveau en 2009 dans le cadre du programme New Frontiers bénéficiant d'un budget plus conséquent. Elle est sélectionnée en 2011 et sa construction débute chez le constructeur Lockheed en 2014.

Premières propositions[modifier | modifier le code]

Une mission de retour d'échantillon du sol d'un astéroïde est proposée pour la première fois en 2004 par l'Université de l'Arizona en collaboration avec le constructeur Lockheed Martin Space Systems Sous l'appellation OSIRIS[Notes 1],[21][réf. insuffisante] dans le cadre de l'appel à candidature pour la 8e mission du programme Discovery. Durant la mise au point de la proposition, deux modifications cruciales interviennent. Il était prévu initialement la collecte d'échantillons du sol de deux astéroïdes avec l'emport de deux capsules distinctes mais la complexité de la trajectoire de retour sur Terre et le coût induit conduisent l'équipe projet à abandonner la visite d'un deuxième astéroïde. Par ailleurs, il a été décidé dès le départ de reprendre la conception de la capsule de retour d'échantillon utilisée par la mission Stardust (lancée en 1999 et qui devait revenir sur Terre en 2011). Comme pour cette sonde spatiale, le bras porteur et le système de collecte sont contenus dans la capsule et se déplient puis se replient après usage dans celle-ci. Mais la nécessité d'intégrer un bras long de 2 mètres doté de 5 articulations motorisées dans une capsule de petite taille, conduisent à l'abandon de cette solution et à l'adoption du système TAGSAM détaillé plus haut dans l'article. Finalement, aucune mission n'est sélectionnée par la NASA en 2004 mais une deuxième appel d'offres est lancé l'année suivante. Le projet de mission est soumis dans une version modifiée avec le recours à une plateforme identique à celle de 2001 Mars Odyssey et caractérisée par un panneau solaire unique et incliné. Le projet fait partie de ceux sélectionnés par la NASA pour une étude plus approfondie (phase A). En détaillant sa proposition l'équipe projet constate que le recours à un panneau solaire unique est une erreur de conception car la pression de radiation exercée sur celui-ci ne peut pas s'équilibrer avec la force de gravité ce qui perturbe l'équilibre délicat de l'engin durant son séjour près de l'astéroïde. Le panneau solaire unique est abandonné au profit de deux panneaux montrés symétriquement par rapport au centre de masse de la sonde spatiale. Bien que la proposition ait été appréciée par le comité de sélection, tant sur le plan scientifique que technique, le projet de mission lunaire Grail lui a été préférée[22],[23].

Sélection dans le cadre du programme New Frontiers[modifier | modifier le code]

Le programme programme New Frontiers qui permet de financer des missions plus coûteuses que le programme Discovery, lance un appel à propositions en 2008. Parmi les objectifs prioritaires identifiés dans le cadre de cet appel à candidature figure le retour d'un échantillon d'astéroïde ce qui donne toutes ses chances au projet de l'université de l'Arizona. Le nom de la proposition remaniée reçoit le suffixe REX[Notes 2],[21] pour le démarquer la précédente proposition conçue pour un budget pratiquement deux fois plus faible. La plateforme de Mars Odyssey est abandonnée au profit de la plateforme de MRO de plus grande taille. Le diamètre de l'antenne grand gain de 1,3 à 2 mètres ce qui permet un débit de données plus important[22].

En , OSIRIS-REx fait partie des trois projets pré-sélectionnées par la NASA. Les deux autres missions sont SAGE (Surface and Atmosphere Geochemical Explorer) et MoonRise, respectivement une mission d'atterrisseur sur Vénus et une sonde chargée de ramener des échantillons du pôle sud de la Lune[24]. En , les missions SAGE et OSIRIS-REx franchissent la deuxième étape de la sélection[25]. Le , la NASA annonce la sélection d'ORISIS-REx avec une date de lancement prévisionnelle en 2016[26].

De la conception aux tests[modifier | modifier le code]

La mission d'un coût de 800 millions de dollars, en n'incluant pas le coût du lancement, est proposée et conçue par le Laboratoire lunaire et planétaire de l'Université de l'Arizona sous la responsabilité de son directeur Michael Drake. Le centre spatial Goddard de la NASA pilote le projet. La société Lockheed est chargée de construire la sonde spatiale[2].

En , le projet passe la phase de Revue critique de définition (CDR) et le lancement de sa fabrication est approuvé par un comité indépendant constitué d'experts indépendants et de représentants de la NASA. La construction de la structure centrale s'achève fin . Le premier instrument scientifique, OVIRS, est livré pour intégration en . L'assemblage de la sonde spatiale s'achève fin . Durant les 5 mois suivants, OSIRIS-Rex subit une batterie de tests destinés notamment à vérifier sa tenue aux températures extrêmes et face aux vibrations générées par le lancement. En , la sonde spatiale est transportée par route puis par avion depuis l'établissement de Lockheed situé à Denver (Colorado) où elle a été assemblée jusqu'au centre spatial Kennedy en Floride[27]. Là, elle subit de nouveau une batterie de tests avant d'être fixée au sommet de son lanceur.

Déroulement de la mission[modifier | modifier le code]

La mission de OSIRIS-REx doit durer 7 ans et exploite le fait que l'astéroïde Bénou passe à proximité de la Terre tous les 6 ans. La mission peut être décomposée en neuf phases: lancement, assistance gravitationnelle de la Terre, transit jusqu'à Bénou, étude à distance de Bénou, étude depuis l'orbite, prélèvement de l'échantillon du sol, suite de l'étude de Bénou, voyage de retour vers la Terre et rentrée atmosphérique sur Terre.

Déroulement de la mission OSIRIS-REx.

Lancement (septembre 2016)[modifier | modifier le code]

Décollage du lanceur Atlas V emportant la sonde spatiale OSIRIS-REx (8 septembre).

La sonde spatiale OSIRIS-REx est lancée le à 23 h 5 UTC vers l'astéroïde Bénou par une fusée Atlas V 411 (version du lanceur comportant un seul propulseur d'appoint) tirée depuis la base de Cape Canaveral en Floride. Le tir est effectué dès le premier jour de la fenêtre de lancement, d'une durée 120 minutes, qui se refermait le 12 octobre[28].

L'énergie caractéristique (C3) de la sonde spatiale au lancement est fixée à 29,3 km2⋅/s2 pour une capacité de lancement de 1 955 kg. Le lanceur place la sonde spatiale sur une orbite héliocentrique avec une vitesse d'échappement hyperbolique de 5,4 km/s. Une fois dans l'espace, la sonde spatiale utilise sa propulsion pour effectuer une série de petites corrections de trajectoire avec un changement de vitesse cumulé de 0,52 km/s[26],[29],[30].

Transit vers Bénou (septembre 2016-aout 2018)[modifier | modifier le code]

OSIRIS REx en orbite autour de l'astéroïde Bénou (vue d'artiste).

OSIRIS-REx n'emprunte pas une trajectoire directe vers Bénou mais doit boucler une orbite complète autour du Soleil avant de revenir survoler la Terre le afin de gagner en vitesse. Pour s'aligner avec la Terre, la sonde spatiale effectuera plusieurs manœuvres à l'aide de sa propulsion principale avec un changement de vitesse cumulé de 520 m/s. La sonde spatiale devrait passer à environ 20 000 km de la Terre et effectuer une manœuvre d'assistance gravitationnelle qui lui permettra de modifier l'inclinaison de son orbite de 6° de manière à la faire coïncider avec celle de Bénou. La phase d'approche débutera en lorsque la caméra PolyCam dotée d'un téléobjectif parviendra à réaliser une image de l'astéroïde : la sonde spatiale se trouvera alors à 2 millions de km de Bénou. Arrivée à proximité OSIRIS-REx utilisera sa propulsion pour abaisser sa vitesse de 530 m/s de manière à ce que sa vitesse relative par rapport à Bénou ne soit plus que de 20 cm/s[26],[29].

Étude de l'astéroïde (août 2018-juillet 2020)[modifier | modifier le code]

OSIRIS-REx devrait commencer l'étude de l'astéroïde vers le lorsqu'il ne se trouvera plus qu'à 5 kilomètres de celui-ci. Il est prévu que cette phase dure deux ans et comprenne six phases[26],[29] :

  • Durant une vingtaine de jours, la sonde spatiale se maintient à une distance d'environ 5 km de Bénou pour effectuer une étude préliminaire. Durant celle-ci la sonde spatiale prend des photos de l'ensemble de l'astéroïde pour permettre d'établir une carte topographique. Des données spectroscopiques sont recueillies. Une liste de 12 sites d’atterrissage est dressée, répondant à des contraintes de sécurité et aux objectifs opérationnel. Depuis cette position les instruments effectuent des mesures de l'effet Yarkovsky.
  • La sonde spatiale se place sur une première orbite rapprochée (Orbite A) qui la maintient à 1 km du centre de Bénou c'est-à-dire à 730 mètres20 mètres près) de sa surface. L'équipe chargée de la trajectoire de la sonde passe d'une navigation fondée sur le relevé des étoiles à une navigation reposant sur l'exploitation des images de la surface de Bénou.
  • Durant la phase d'étude détaillée, plusieurs instruments sont utilisés de manière simultanée pour cartographier Bénou et déterminer ses caractéristiques spectrales, thermiques et géologiques.
  • Sur une orbite plus rapprochée (Orbite B), les instruments de la sonde spatiale effectuent une cartographie plus détaillée qui permet d'identifier des sites potentiels pour le prélèvement d'échantillons du sol.
  • Durant la phase de reconnaissance (durée 95 jours) la sonde spatiale étudie de manière détaillée les quatre sites sélectionnés en s'approchant jusqu'à 225 mètres du sol. Cela permet à la caméra Polycam de faire des photos des sites permettant de vérifier que la taille des particules à la surface est compatible avec le fonctionnement du système de prélèvement d'échantillon. Le site d'atterrissage est alors sélectionné. Il doit remplir plusieurs exigences : au moment du prélèvement le Soleil doit être au moins à 5° au-dessus de l'horizon mais les heures les plus chaudes (Soleil vers le zénith) doivent être évitées ; la sonde spatiale doit pouvoir communiquer avec la Terre (Bénou ne s'interpose pas) et le Soleil doit être également dans une direction précise.
  • Deux répétitions de la séquence d'atterrissage sont effectuées durant une dernière phase qui dure 42 jours. La descente vers le sol n'est interrompue que lorsque la distance n'est plus que de 30 mètres. L'objectif de cette répétition est de vérifier que OSIRIS-REx peut étendre le bras du système de prélèvement, valider le fonctionnement des communications avec la Terre durant la descente et de vérifier que le système de contrôle d'attitude parvient à maintenir le système de prélèvement perpendiculaire à la surface en utilisant les roues de réaction.
Séquence d'atterrissage : A : Début de la séquence (H-4.3 h) - B Déploiement du système de prélèvement (T-242 min) - C Activation du lidar (T-85 min) - D Configuration atterrissage (T-31 min) - E Point d'arrêt à 125 mètres (T-20 min) - F Point d’arrêt à 55 mètres (T-10 min) - G Armement des bouteilles d'azote (T-50 s) - H Atterrissage, prélèvement de l'échantillon, marche arrière (T+5 s) - I Retour à une configuration de vol - J Photo et mesure de la masse de l'échantillon - K Stockage de la tête du système de prélèvement dans la capsule de retour.

Prélèvement de l'échantillon de sol (juillet 2020)[modifier | modifier le code]

Le prélèvement sera effectué avec les panneaux solaires relevés vers le haut pour éviter qu'ils soient endommagés par l'éjection du régolithe et la perche supportant le système de prélèvement TAGSAM déployée.

À l'issue de la phase d'étude le site du prélèvement sera sélectionné par l'équipe au sol. Fin 2019, OSIRIS-REx devrait modifier sa vitesse de 20 cm/s pour atterrir dans la zone sélectionnée. La sonde spatiale arriverait à la surface de l'astéroïde avec une vitesse résiduelle de 10 cm/s (0,36 km/h). À faible distance du sol, la sonde étendra le bras robotisé au bout duquel se trouve le système de prélèvement TAGSAM. Celui-ci restera en contact avec le sol durant 5 secondes. Il expulsera un jet de gaz (azote) qui soulèvera des parcelles de sol et des roches. Ces échantillons de sol seront en partie récupérés par le système de prélèvement. TAGSAM permet d'effectuer trois tentatives de prélèvement et a pour objectif de recueillir une masse comprise entre 60 grammes et 2 kg. Après que la masse de l'échantillon aura été mesurée, celui-ci sera stocké dans une capsule analogue à celle de la sonde spatiale Stardust. OSIRIS-REx poursuivra son séjour près de l'astéroïde durant 2 années supplémentaires jusqu'à ce que sa trajectoire lui permette d'effectuer les manœuvres permettant un retour direct vers la Terre[26],[29].

Retour sur Terre (mars 2021-septembre 2023)[modifier | modifier le code]

Comme la capsule de la mission Stardust photographiée ici après son retour sur Terre, celle d'OSIRIS-REx devrait atterrir dans le Polygone de test et d'entraînement de l'Utah.

En , OSIRIS-REx devrait quitter le voisinage de l'astéroïde. Il modifierait alors sa vitesse de 0,32 km/s à l'aide de sa propulsion pour se placer sur une trajectoire balistique (sans recours supplémentaire à la propulsion) permettant un rendez-vous avec la Terre en . Quatre heures avant d'atteindre la planète, la capsule contenant l'échantillon sera larguée. La sonde spatiale effectuera ensuite une manœuvre (changement de vitesse de 17,5 m/s) qui lui permettra d'éviter la Terre et de se placer sur une orbite héliocentrique (autour du Soleil) stable. La capsule contenant l'échantillon pénètrerait dans l'atmosphère terrestre à une vitesse de 12,4 km/s. La capsule sera freinée dans les couches supérieures de l'atmosphère : 99 % de son énergie cinétique devrait être dissipée sous la forme de chaleur portant son bouclier thermique à des températures atteignant plusieurs milliers de degré. À environ 3 km du sol, un parachute sera déployé et la capsule devrait effectuer un atterrissage en douceur dans le Polygone de test et d'entraînement de l'Utah (déjà utilisé pour la capsule de Stardust) le soit 7 ans après son lancement. L'échantillon du sol de Bénou sera transporté dans un laboratoire équipé d'instruments permettant d'analyser leur composition chimique[26],[29].

Depuis les premières études sur la mission, les performances du lanceur Atlas V ont régulièrement progressé. Par ailleurs la sonde spatiale a été développée avec une marge de masse qui n'a finalement pratiquement pas été utilisée. La combinaison de ces deux facteurs permet d'embarquer théoriquement plus d'ergols que prévu (le réservoir peut en contenir 140 kg de plus que les 1 095 kg programmés). Avec ce supplément de carburant, on peut envisager que la sonde spatiale reprenne le chemin de la Terre plus tôt que prévu ( au lieu de ) car elle disposerait de suffisamment d'ergols pour cette trajectoire moins optimale qui demande un delta-V de 935 m/s contre 328 m/s selon les plans initiaux. La décision de mettre en œuvre de cette option pourrait être prise en cours de mission[31].

Analyse des échantillons ramenés par OSIRIS-REx[modifier | modifier le code]

L'analyse des échantillons du sol de l'astéroïde ramenés par OSIRIS-REx doit s'étaler 2 ans. Sur les 60 grammes (au minimum) ramenés sur Terre, il est prévu que 11,5 grammes (avec une marge de 3,5 grammes) fassent l'objet d'une analyse immédiate. Celle-ci consiste à déterminer les éléments chimiques présents et leur composition isotopique. À partir de ces résultats, les scientifiques vont essayer de reconstituer le passé de l'astéroïde : l'origine des éléments qui le composent avant que la nébuleuse ne devienne le Système solaire, la manière dont ceux-ci ont évolué au sein de la nébuleuse et les caractéristiques du corps céleste dont l'astéroïde a peut-être fait partie. Ces données seront utilisées pour valider les hypothèses émises sur l'évolution chimique et dynamique du Système solaire. Par ailleurs les caractéristiques thermiques des échantillons sont mesurées pour affiner l'impact de l'effet Yarkovski sur l'orbite de Bénou. Enfin les résultats des analyses effectuées doivent permettre d'étalonner les mesures effectuées à distance (par le biais de télescope…). Les 45 grammes restant sont archivés pour analyse par les générations suivantes de scientifiques qui disposeront d'une instrumentation plus performante pour valider les modèles de formation du Système solaire qui seront alors en vigueur[32][réf. insuffisante].

Environ 6 mois après le retour de l'échantillon sur Terre, l'équipe d'OSIRIS-REx diffusera un catalogue fournissant suffisamment d'informations pour que la communauté scientifique puisse proposer des thèmes de recherche sur les échantillons. Durant le semestre suivant, l'équipe scientifique effectuera des mesures sur le sous-ensemble de l'échantillon qui lui est alloué pour remplir les objectifs de la mission. Des précautions particulièrement rigoureuses seront prises pour empêcher toute contamination des échantillons par des matériaux terrestres utilisés durant les manipulations. L'équipe a en particulier la volonté de tirer des leçons du déroulement des opérations menées sur les échantillons de la capsule Stardust[32].

Notes et références[modifier | modifier le code]

Notes[modifier | modifier le code]

  1. OSIRIS est l'acronyme de :
    - Origins : la mission doit ramener un échantillon qui pourrait fournir des indications sur l'origine de la vie sur Terre
    - Spectral Interpretation : les instruments fournissent des spectres de de l'astéroïde
    - Resource Identification : la mission fournit des informations qui pourraient servir à l'exploration par un équipage
    - Security : La mesure de l'effet Yarkovsky permettra d'améliorer les prédictions d'impact avec la Terre de cet astéroïde.
  2. REX est l'acronyme de Regolith Explorer (explorateur de régolithe.

Références[modifier | modifier le code]

  1. (en) « Objectives », sur OSIRIS-REx, Université d'Arizona (consulté le 12 janvier 2014).
  2. a et b (en) « NASA selects University of Arizona to lead sample return mission to asteroid » [PDF], Université de l'Arizona,‎ .
  3. Press Kit : OSIRIS-REx Asteroid Sample Return Mission, p. 7.
  4. (en) Jason Dworkin, « OSIRIS - REx Asteroid Samp le Return Mission » [PDF],‎ , p. 7.
  5. a et b (en) Dante Lauretta, « Sampling an Asteroid – A Game of Laser TAG », sur Blog D Lauretta (responsable mission),‎ .
  6. OSIRIS-REx : Spacecraft.
  7. a, b, c, d et e (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx Spacecraft », sur spaceflight101.com (consulté le 27 août 2016).
  8. (en) Dante Lauretta, « Spacecraft Structure – The Bones of OSIRIS-Rex », sur Blog D Lauretta (responsable mission),‎ .
  9. a et b (en) « OSIRIS-REX spacecraft », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  10. Press Kit : OSIRIS-REx Asteroid Sample Return Mission, p. 4.
  11. (en) « OSIRIS-REX > Instruments », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 24 août 2016).
  12. (en) « OSIRIS-REX OCAMS », NASA/Université d'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  13. (en) « OSIRIS-REX OLA », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  14. An overview of the OSIRIS-REx laser altimeter - OLA, p. 1-2.
  15. (en) « OSIRIS-REX OVIRS », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  16. (en) « OSIRIS-REX OTES », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  17. (en) « OSIRIS-REX REXIS », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  18. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REX TAGSAM », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 16 février 2013).
  19. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REX : Touch-And-Go-Sample Acquisition Mechanism », NASA/Université de l'Arizona (consulté le 7 septembre 2016).
  20. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx Sample Return Capsule », sur spaceflight101.com (consulté le 27 août 2016).
  21. a et b (en) Jason Dworkin, « OSIRIS - REx Asteroid Samp le Return Mission » [PDF],‎ 5/2012[quand ?], p. 15.
  22. a et b (en) Dante Lauretta, « Ten Years of Spacecraft Design », sur Blog D Lauretta (responsable mission),‎ .
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  24. (en) « Three Finalists Chosen as Next New Frontiers Mission Candidates », NASA,‎ .
  25. (en) « Two of Three Finalists Chosen as Next New Frontiers Mission Candidates Feature Role for Goddard Space Flight Center », NASA,‎ .
  26. a, b, c, d, e et f (en) « NASA to Launch New Science Mission to Asteroid in 2016 », NASA/JPL,‎ .
  27. (en) Emily Lakdawalla, « OSIRIS-REx shipped to Florida for September launch », The Planetary Society,‎ .
  28. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx Atlas V successfully sends NASA’s OSIRIS-REx on a Mission to Touch an Asteroid », sur spaceflight101.com,‎ .
  29. a, b, c, d et e (en) « Mission timeline », LPL (consulté le 19 décembre 2015).
  30. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx Mission & Trajectory Design », sur spaceflight101.com (consulté le 8 septembre 2016).
  31. (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx – A Mission with Options », sur spaceflight101.com (consulté le 5 septembre 2016).
  32. a et b (en) Jason Dworkin, « OSIRIS - REx Asteroid Sample Return Mission » [PDF],‎ 5/2012[quand ?], p. 17-25.

Bibliographie[modifier | modifier le code]

Document de la NASA sur la mission
  • (en) NASA, Press Kit : OSIRIS-REx Asteroid Sample Return Mission, (lire en ligne)
    Présentation à la presse d'OSIRIS-REx, du déroulement de son lancement et de ses objectifs
Articles scientifiques sur la mission
  • (en) Branden Allen et al., « THE OSIRIS - REX CAMERA SUITE (OCAMS) », 44th Lunar and Planetary Science Conference,‎ , p. 1-2 (lire en ligne)
  • (en) C. S Dickinson et al., « AN OVERVIEW OF THE OSIRIS REX LASER ALTIMETER - OLA », 43th Lunar and Planetary Science Conference,‎ , p. 1-2 (lire en ligne)
  • (en) A. A. Simon-Miller, D. C. Reuter et al., « OSIRIS-REx OVIRS: A Scalable Visible to Near-IR Spectrometer for Planetary Study », 44th Lunar and Planetary Science Conference,‎ , p. 1-2 (lire en ligne)
  • (en) Victoria Hamilton, Philip Christensen et al., « The OSIRIS-REx Thermal Emission Spectrometer (OTES) », EGU General Assembly 2014, vol. 16,‎ , p. 1 (lire en ligne)
  • (en) Branden Allen et al., « The REgolith X-Ray Imaging Spectrometer (REXIS) for OSIRIS-REx : Identifying Regional Elemental Enrichment on Asteroids », x[Lequel ?],‎ , p. 1-17 (lire en ligne)
Divers documents/sites décrivant la mission de manière détaillée
  • (en) « OSIRIS-REx », sur EO Portal, Agence spatiale européenne (consulté le 25 août 2016)
  • (en) Patric Blau, « OSIRIS-REx », sur Spaceflight101.com (consulté le 25 août 2016)
  • (en) Paolo Ulivi et David M. Harland, Robotic exploration of the solar system : Part 4 : the Modern Era 2004-2013, Springer Praxis, , 567 p. (ISBN 978-1-4614-4811-2)
Ouvrages sur les astéroïdes
  • (en) Michael K. Shepard, Asteroids: Relics of Ancient Time, Cambridge University Press, , 350 p. (ISBN 978-1-107-06144-6)
  • (en) Michael Moltenbrey, Dawn of Small Worlds: Dwarf Planets, Asteroids, Comets, Springer, , 275 p. (ISBN 978-3-319-23003-0)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]