Solar Orbiter

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Solar Orbiter
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Modèle structurel et thermal de Solar Orbiter en cours d'assemblage

Données générales
Organisation Agence spatiale européenne
Constructeur Airbus DS Stevenage
Programme Cosmic Vision
Domaine Observation du Soleil
Type de mission Orbiteur
Statut en développement
Lancement septembre 2018
Lanceur Atlas V 401
Fin de mission 2026 ou 2027
Caractéristiques techniques
Masse au lancement 1 666 kg
Contrôle d'attitude Stabilisé 3 axes
Source d'énergie Panneaux solaires
Orbite héliocentrique
Périapside ~0,25 UA
Apoapside ~0,8 UA
Période ~198 jours
Inclinaison 25 à 35°
Principaux instruments
SWA Vent solaire
EPD Particules énergétiques
MAG Magnétomètre
RPW Ondes radio et plasma
SO/PHI Imageur polarimétrique et héliosismique
EUI Imageur ultraviolet extrême
SPICE Spectrographe imageur ultraviolet extrême
STIX Spectromètre imageur rayons X
METIS/COR Imageur visible et ultraviolet
SoloHI Imageur
Autre vue du modèle structurel et thermal de Solar Orbiter en cours d'assemblage avec le bouclier thermique positionné au sommet.

Solar Orbiter (en anglais orbiteur solaire) est un satellite d'observation du Soleil de l'Agence spatiale européenne (ESA) développé avec une participation de la NASA qui doit lancé en septembre 2018 et commencer ses observations vers 2022. L'objectif principal de cette mission scientifique est d'étudier les processus à l'origine du vent solaire, du champ magnétique héliosphérique, des particules solaires énergétiques, des perturbations interplanétaires transitoires ainsi que du champ magnétique du Soleil.

Pour réaliser ses objectifs, le satellite d'un peu plus de 1,6 tonnes circulera sur une orbite autour du Soleil, en passant à son périgée à une distance de 45 rayons solaires (0,22 AU). Le satellite emporte 10 instruments combinant mesure du milieu in situ et observations à distance du Soleil. Ces équipements seront placés derrière un bouclier thermique destiné à protéger l'engin spatial des températures très élevées. Solar Orbiter doit réaliser des observations à haute résolution des régions polaires du Soleil, difficiles à observer depuis le plan de l'écliptique (et donc depuis la Terre). La mission doit durer en tout 9 ans.

Contexte[modifier | modifier le code]

Premières études[modifier | modifier le code]

L'origine de la mission Solar Orbiter est une projet baptisé Messenger soumis en 1982 par un groupe de scientifiques sous la direction de Richter en réponse à un appel à idées de l'Agence spatiale européenne (ESA)[1]. Le développement d'une mission d'étude du Soleil par l'ESA fait partie des sujets abordés durant la conférence “Crossroads for European Solar and Heliospheric Physics” de mars 1998. Au cours de celle-ci la communauté scientifique européenne recommande le lancement par l'agence d'une mission d'étude du Soleil vers 2007. Une réunion destinée à initier la rédaction d'un cahier des charges se tient à l'ESTEC (établissement de l'ESA) le 25 mars 1999. La mission Solar Orbiter est proposée en 2000 par E. Masch et est pré-sélectionnée en octobre de cette année par le comité scientifique de l'ESA avec un lancement positionné vers 2008-2013 après celui de la mission BepiColombo à destination de la planète Mercure. Des études industrielles et internes sont menées en 2004. En juin 2004 le comité scientifique de l'agence confirme la place de la mission dans son programme scientifique Horizon 2000+ avec une date de lancement désormais située entre octobre 2013 et mai 2015. Les études se poursuivent en 2005 et 2006 et en février 2007 le comité scientifique demande à l’exécutif de l'agence spatiale une enveloppe financière de 300 millions € pour réaliser la mission. Une étude, à laquelle participent des ingénieurs de l'ESA et de la NASA, est alors lancée pour déterminer les avantages obtenus en combinant Solar Orbiter et le programme Solar Sentinels de l'agence spatiale américaine[2].

Conception[modifier | modifier le code]

A l'issue de cette étude l'ESA lance en septembre 2007 une offre de participation (Announcement of Opportunity ou AO) pour la charge utile scientifique tandis que la NASA lance de son côté un appel d'offres pour une mission SMEX dans le cadre de son programme Explorer. L'agence spatiale européenne reçoit 14 propositions d'instruments : le Payload Review Committee (PRC) les étudie et établit sa sélection en mai 2008. Entre temps, une phase d'étude industrielle est lancée chez Astrium UK. A cette époque la programmation scientifique de l'ESA est revue en profondeur avec la création de Cosmic Vision qui permet une planification à long terme des missions. La mission Solar Orbiter est incluse dans le premier cycle (2015-2025) de sélection des missions de taille moyenne (mission M) avec un lancement programmé en 2017. La NASA a entre temps a sélectionné sa propre mission d'étude du Soleil Solar Probe Plus (SPP). L'ESA, après étude des synergies possibles entre les deux missions, confirme la pertinence de la charge utile recommandée précédemment tandis que la NASA annonce qu'elle participera à celle-ci en fournissant deux instruments et en participant au développement de deux autres. Mais en mars 2011 l'agence spatiale américaine indique que pour des raisons budgétaires sa contribution se limitera à la fourniture d'un seul instrument et d'un capteur[2].

Sélection de la mission et développement[modifier | modifier le code]

Solar Orbiter est une des trois missions de taille moyenne (M-Class) du programme scientifique Cosmic Vision de l'Agence spatiale européenne dont le financement est proposé en 2011. À l'issue du processus de sélection, qui l'oppose aux projets PLATO et Euclid, Solar Orbiter est sélectionnée en octobre 2011 avec Euclid. Son lancement est planifié en 2018[3]. Solar Orbiter doit être lancé par une fusée de type Atlas V. Fin avril 2012, l'Agence spatiale européenne confie à Astrium UK le développement de Solar Orbiter avec un objectif de lancement positionné en 2017. Le contrat se monte à 300 millions €. Le développement des 10 instruments scientifiques est par ailleurs directement pris en charge sur le plan financier par les pays qui y contribuent notamment le Royaume-Uni, l'Allemagne, la Belgique, l'Espagne, La France, l'Italie, la Suisse et les Etats-Unis[4]. La participation de la NASA qui fournit le lanceur Atlas V, l'instrument SoloHi et le capteur HIS en échange d'un accès à l'ensemble des données recueillies par la mission, est évalué par l'agence spatiale américaine début 2017 à 379 millions US$[5]..

Objectifs scientifiques[modifier | modifier le code]

Plusieurs satellites scientifiques dédiés à l'étude du Soleil dont six construits en Europe depuis le début des années 1990 (Ulysses, SoHO, constellation des 4 satellites Cluster) ont permis d'effectuer de nombreuses découvertes sur notre astre. Mais le Soleil présente toujours de nombreuses inconnues. Avec les éléments dont ils disposent, les scientifiques ne parviennent notamment toujours pas à comprendre et anticiper les changements qui affectent le Soleil alors que ceux-ci ont des répercussions sur la Terre et l'activité humaine[6].

Les objectifs scientifiques de Solar Orbiter sont [7] :

  • Déterminer in-situ les propriétés et la dynamique du plasma, des champs et des particules dans l'héliosphère proche du Soleil ;
  • Étudier les caractéristiques à faible échelle de l'atmosphère magnétisée du Soleil ;
  • Identifier les corrélations entre l'activité à la surface du Soleil et l'évolution de la couronne et de l'héliosphère interne. À cet effet le satellite effectuera des passages en co-rotation avec le Soleil ;
  • Observer et caractériser les régions polaires et la couronne équatoriale du Soleil depuis les hautes latitudes.
Comparaison des missions Solar Orbiter (ESA) et Parker Solar Probe (NASA)
Caractéristique Solar Orbiter (ESA) Parker Solar Probe (NASA) Solar Probe (NASA)
étude de 2005
Date lancement septembre 2018 aout 2018 2014
Début phase scientifique décembre 2021 fin 2018 2018
Fin phase scientifique avril 2027 2025 2023
Nombre orbites avec périgée < 0,3 UA 14 24 2
Inclinaison orbitale entre 15 et 34° quelques degrés 90 degrés
Distance minimale Soleil 0,25 UA (55 rayons solaires) 9,86 rayons solaires 3 rayons solaires
Équivalent flux thermique Terre au périgée 20 fois (520°C) 510 fois 3000 fois (21 megawatts)
Suites instrumentales 10 (180 kg) 4 (47 kg) 11 instruments (45,7 kg)
Masse 1666 kg 610 kg 856 kg
Vitesse au lancement
au dela de la vitesse de libération
3,66 km/s 12,4 km/s 11,2 km/s

Caractéristiques techniques[modifier | modifier le code]

Solar Orbiter est un satellite stabilisé 3 axes d'une masse d'environ 1 666 kg dont 180 kg d'instruments scientifiques. Il dispose d'un bouclier thermique qui lui permet de résister au fort rayonnement solaire qu'il doit subir lorsqu'il passe au plus près du Soleil (périhélie). Solar Orbiter reprend de nombreux éléments de la sonde européenne BepiColombo en cours de développement qui doit se placer en orbite autour de Mercure et qui doit également faire face, mais dans une moindre mesure, à des températures élevées liées à la proximité du Soleil.

Durant la phase opérationnelle le satellite maintient en permanence le bouclier thermique face au Soleil pour protéger le corps du satellite du flux thermique qui est jusqu'à 20 fois supérieur à celui reçu au niveau de l'orbite terrestre (28 kW/m²), lorsque le satellite est au plus proche du Soleil (0,22 Unités Astronomiques soit 45 rayons solaires). Les dimensions du satellite sont soumises à de fortes contraintes car il doit être entièrement placé derrière le bouclier thermique dont la taille est limitée par sa masse. Par ailleurs la surface de celui-ci doit comporter une marge pour prendre en compte des anomalies de fonctionnement temporaires du système de contrôle d'attitude (bouclier thermique non perpendiculaire à la direction du Soleil). En conséquence le volume du satellite est réduit à 2 m³ ce qui limite considérablement la place accordée aux 33 équipements scientifiques embarqués. Avec les panneaux solaires et antennes repliés, les dimensions du satellite sont de 2,5 x 3 x 2,5 mètres. Les seuls équipements qui ne sont pas situés à l'ombre du corps du satellite sont l'antenne parabolique grand gain orientable et les trois antennes de l'instrument de mesures des ondes radio et de plasma. Ces appendices ainsi que la bôme servant de support aux capteurs du magnétomètre située à l'opposée du bouclier, sont déployés en orbite. La plateforme du satellite est dérivée de Eurostar 3000 utilisée par le constructeur Astrium(désormais Airbus DS) pour la réalisation de nombreux satellites de télécommunications géostationnaires. Ce choix permet de limiter les risques liés à un nouveau développement tout en réduisant les coûts.

Contrôle d'attitude[modifier | modifier le code]

Le bouclier thermique de Solar Orbiter est maintenu en permanence face au Soleil. L'écart par rapport à la direction du Soleil ne doit pas dépasser 6,5° avec un maximum de 2,3° durant 50 secondes. La précision du pointage absolue est de 42 secondes d'arc avec une erreur de mesure de 25 secondes d'arc. La dérive sur 24 heures ne doit pas dépasser 13 secondes d'arc. Le système de contrôle d'attitude repose sur deux viseurs d'étoiles, deux centrales à inertie et deux paires de capteurs solaires fins. Les corrections d'orientation sont effectuée à l'aide de quatre roues de réaction et un système de propulsion à ergols liquides redondant utilisant deux grappes de 9 propulseurs[1].

Production d'énergie[modifier | modifier le code]

L'énergie électrique est produite par des cellules solaire triple jonction d'arséniure de galliumfixées sur une structure en carbone/carbone. Les panneaux solaires sont orientables (1 degré de liberté). Pour résister au flux thermique à proximité du Soleil, la surface des panneaux solaires est en partie recouverte de réflecteurs OSR (Optical Surface Reflector) qui renvoient le rayonnement incident. Pour réduire la montée en température, les panneaux solaires sont inclinés lorsque le satellite s'approche du Soleil de manière à réduire l'angle d'incidence du rayonnement. Les panneaux solaires, qui dérivent de ceux développés pour la mission BepiColombo, sont conçus pour fonctionner à une température de 230°C. Les panneaux solaires ont été dimensionnés de manière à fournir suffisamment d'énergie lorsque le satellite se trouve à sa plus grande distance du Soleil (environ 1,4 Unités Astronomiques durant le vol de transit entre le premier et le deuxième survol de la planète Vénus). La demande d'énergie maximale est de 1000 watts dont 180 à 250 watts sont consommés par les instruments scientifiques[1].

Télécommunications[modifier | modifier le code]

Les échanges avec la Terre se font à la fois en bande X pour les télémesures et en bande Ka pour les données scientifiques. Elles utilisent une antenne grand gain orientable. Les données scientifiques sont transmises e avec un débit de 120 kilobits/seconde durant des sessions quotidiennes d'une durée de 8 heures. Ce débit relativement réduit pour un engin spatial récent constitue durant les phases scientifiques de la mission (10 jours correspondant au passage au plus près du Soleil) une contrainte forte compte tenu du nombre et des caractéristiques des instruments embarqués. Aussi une partie des données sont éliminées ou pré-traitées à bord de Solar Orbiter avant d'être transmises à Terre. Ce tri pris en charge par un processeur Leon 2 doit se faire en s'assurant que les recoupements entre les mesures des différents instruments restent disponibles. La mémoire de masse d'une capacité de 1 gigabit permet de stocker jusqu'à 4 jours de données scientifiques[1].

Bouclier thermique[modifier | modifier le code]

Le bouclier thermique s'interpose entre le corps du satellite et le Soleil durant la phase opérationnelle de la mission qui se déroule à très faible distance du Soleil avec des températures pouvant atteindre 520°C. Le bouclier d'une superficie de 3,1 x 2,4 mètres est constitué de plusieurs couches de matériau isolant. Il est maintenu à distance du reste du satellite par des supports et intercepte complètement le flux thermique. La face exposée au Soleil de couleur noire a reçu un traitement pour la protéger du rayonnement. Des ouvertures fermées par des opercules mobiles permettent aux instruments d'effectuer des observations dans différentes longueurs d'ondes[8].

Instruments scientifiques[modifier | modifier le code]

Capteur PAS de l'instrument SWA.
Schéma du télescope spectromètre à rayons X STX

Le satellite emporte 10 instruments scientifiques représentant une masse totale de 180 kg. Quatre d'entre eux effectuent des observations sur le milieu dans lequel se trouve le satellite (in situ) tandis que les autres effectuent des observations à distance (télédétection)[9],[10] :

Analyse du vent solaire SWA[modifier | modifier le code]

L'analyseur de vent solaire SWA (Solar Wind Analyser) est constitué d'une série de capteurs qui mesurent in situ la densité, la vitesse et la températures des ions et électrons du vent solaire. L'objectif scientifique est de caractériser la matière éjectée du soleil, comprendre sa dynamique et son effet sur l’organisation de l’héliosphère interne. Trois types de capteurs sont utilisés. Deux capteurs EAS situés au bout du mât à instruments mesurent la distribution de la vitesse des électrons dans les trois dimensions avec un champ de vue de 4π[11]. Les capteurs PAS et HIS qui doivent observer dans la direction du Soleil d'où proviennent les particules lourdes du vent solaire sont placés dans des échancrures au bord du bouclier thermique[12]. Le capteur PAS mesure la distribution cinétique dans les trois dimensions des principaux ions (énergie ≤ 0,2–20 keV/charge électrique)[13]. HIS détermine la charge électrique des principaux ions de l'oxygène et du fer ainsi que la distribution cinétique dans les trois dimensions de certains éléments[14]. L'instrument est fourni par le Mullard Space Science Laboratory (Royaume-Uni).

Mesure de particules suprathermiques énergétiques EPD[modifier | modifier le code]

Le détecteur de particules énergétiques EPD (Energetic Particle Detector) mesure in situ les propriétés des particules suprathermiques et énergétiques. Cette expérience est développée par l'université d'Alcalá de Henares (Espagne).

Magnétomètre MAG[modifier | modifier le code]

Le magnétomètre à saturation MAG (Magnotemeter) mesure le vecteur du champ magnétique ambiant généré par le Soleil avec une précision inférieure à 1 nT et une fréquence de relevé inférieure à la seconde. Les 2 capteurs de l'instrument sont placés à l'extrémité et à mi-distance sur une perche déployée en orbite et qui reste en permanence dans l'ombre du corps du satellite[1]. L'instrument va effectuer pour la première fois effectuer des mesures du champ magnétique près du pôle du Soleil et ainsi fournir des indices sur la manière dont le milieu interplanétaire réagit à ces évolutions. MAG doit également contribuer à résoudre l'énigme entourant le processus d'échauffement de la couronne solaire[15]. L'instrument MAG qui est fourni par l'Imperial College London (Royaume-Uni) dérive d'instruments analogues installés à bord des sondes spatiales Cassini, Ulysses et des satellites Cluster et Double Star[16].

Mesure des ondes radio et de plasma RPW[modifier | modifier le code]

L'Analyseur d'ondes radio et de plasma RPW (Radio and Plasma Wave analyser) effectue à la fois des observations in situ et à distance. Il mesure les ondes radio solaires ainsi que les ondes électriques et le champ magnétique du plasma ambiant. Les objectifs scientifiques associés sont la mesure des champs électriques au sein des chocs et des régions de reconnexion magnétique, l'étude de la dissipation des turbulences à petite échelle et l'évaluation de l'incidence des instabilités magnétiques dans la régulation de l’anisotropie de température et du flux de chaleur. L'instrument est fourni par le CNES et le LESIA laboratoire de l'Observatoire de Paris (France)[17].

Imageur / polarimètre PHI[modifier | modifier le code]

PHI (Polarimetric and Helioseismic Imager) mesure le vecteur du champ magnétique et la vitesse radiale ainsi que l'intensité du continuum en lumière visible. L'instrument est fourni par l'Institut Max-Planck (Allemagne) avec des contributions espagnoles et française (Institut d'Astrophysique Spatiale, Orsay).

Imageur ultraviolet extrême EUI[modifier | modifier le code]

EUI (EUV Full-Sun and High-Resolution Imager) produit des images dans l'ultraviolet extrême des couches atmosphériques solaires au-dessus la photosphère. L'instrument comprend un télescope permettant d'observer l'ensemble du disque solaire dans deux longueurs d'ondes (174 Å et 1216 Å) avec une résolution spatiale (9 secondes d'arc) et une cadence de prise de vue (600 secondes) permettant d'observer les principaux phénomènes à grande échelle (ondes EIT et MORETON) et à l'échelle locale (jets, début d'éjection de masse coronale). Deux autres télescopes fournissent dans deux longueurs d'ondes (174 Å et 1216 Å) des images à haute résolution (1 seconde d'arc, résolution spatiale de 200 km) durant les passages à basse altitude[18]. Les objectifs scientifiques des mesures effectuées sont la détermination des caractéristiques, de la dynamique et des interactions entre le plasma, les champs et les particules dans la proches atmosphères, l'évaluation des interdépendances entre la surface de notre étoile, la couronne solaire et l'héliosphère interne, l'étude de la structure et de la dynamique à faible échelle de l'atmosphère magnétisée du Soleil ainsi que le sondage de de la dynamo solaire par des observations effectuées aux latitudes élevées[19]. L'instrument est fourni par le Centre spatial de Liège (Belgique) avec des contributions anglaises, allemandes et françaises (de l'Institut d'Astrophysique Spatiale, Orsay et de l'Institut d'Optique, Palaiseau).

Spectro-imageur ultraviolet extrême SPICE[modifier | modifier le code]

SPICE (Spectral Imaging of the Coronal Environment c. à d. Imageur Spectral de l'Environnement Coronal) est un instrument optique fonctionnant dans l'ultraviolet extrême. Il est fourni par le Rutherford Appleton Laboratory, Didcot (Royaume-Uni) à travers un contrat de l'Agence Spatiale Européenne

Spectro-imageur rayons X STIX[modifier | modifier le code]

Le spectro-imageur spectromètre rayons X STIX (X-ray Spectrometer/Telescope) fournit à la fois des images et des spectres des émissions de rayons X solaires thermiques et non thermiques. Ces mesures font le lien entre les images obtenues avec les autres instruments de télédétection et les observations effectuées avec les instruments de mesure in situ. Elles doivent fournir des données cruciales sur le processus d'accélération des électrons[20]. La partie optique de l'instrument est constitué de 30 sous-collimateurs. Les mesures sont effectuées sur la bande spectrale 4-150 keV. Le champ de vue est de 2° (Soleil entier). La résolution angulaire atteint au mieux 7 secondes d'arc (résolution spatiale de 1400 km lorsque le satellite survole au plus près le Soleil). Les spectres sont obtenus en divisant en 32 bandes d'énergie le rayonnement incident : la résolution spectrale va de 1 keV (rayonnement incident de 1 keV) à 15 keV (rayonnement incident de 150 keV)[21]L'instrument comporte L'instrument est fourni par l'Institute of Astronomy (Suisse).

Coronographe visible et ultraviolet METIS/COR[modifier | modifier le code]

Le coronographe METIS/COR (Multi Element Telescope for Imaging and Spectroscopy / Coronagraph) fournira des images en ultraviolet et lumière visible de la couronne solaire. Il est développé par l'Observatoire astronomique de Turin (Italie).

Imageur SoloHI[modifier | modifier le code]

SoloHI (Heliospheric Imager) est un instrument qui doit fournir des mesures permettant de localiser les éjections de masse coronale. Il est fourni par l'US Naval Research Laboratory (États-Unis).

Caractéristiques détaillées des instruments[1]
Instrument Type Sous-instrument Caractéristiques Masse Énergie
consommée
Laboratoire principal
et secondaires
Responsable
instrument
EUI Imageur ultraviolet FSI : imageur Soleil complet Longueurs d'ondes : 174 Ä et 304 Ä
champ de vue : 5,2o x 5,2o
résolution angulaire : 9 secondes d'arc
temps de pose : 600 secondes
18,2 kg 32 watts Centre spatial de Liège Pierre Rochus
HRI imageur haute résolution dual bande Longueurs d'ondes : 174 Ä et 335 Ä
champ de vue : 1000 x 1000 secondes d'arc
résolution angulaire : 1 seconde d'arc
temps de pose : 2 secondes
HRI imageur haute résolution Lyman-∝ Longueur d'ondes : 1216 Ä
champ de vue : 1000 x 1000 secondes d'arc
résolution angulaire : 1 seconde d'arc
temps de pose < 1 seconde
PHI HRT : télescope haute résolution Longueurs d'ondes :125-160 mm
champ de vue : 1000 x 1000 secondes d'arc
résolution angulaire : 1 seconde d'arc
34 kg 31 watts Institut Max-Planck Sami Solanki
FDT télescope soleil complet Longueurs d'ondes : 174 Ä et 335 Ä
ouverture : 15 mm
SPICE Spectrographe imageur - Longueurs d'ondes : 702-792, 972-1050 et 485-525 A kg watts Southwest Research Institute
METIS Imageur Longueurs d'ondes : visible : 580-640 nm
ultraviolet 121,6 ± 10 nm
ultraviolet extrême 30,4 ± 0,22 nm
champ de vue : 1,5 à 2,9 rayons solaires
résolution angulaire : 10 (visible à 20 (ultraviolet) secondes d'arc
kg watts Observatoire astronomique de Turin Ester Antonucci
Spectroscope Longueurs d'ondes : ultraviolet 121,6 ± 0,9 nm ultraviolet extrême 30,4 ± 0,22 nm
champ de vue : 1,4 , 1,7 ou 2 rayons solaires
résolution spectrale : ultraviolet 0.054 nm, ultraviolet extrême 0.013 nm
résolution spatiale : 34 secondes d'arc
STIX Télescope spectromètre rayons X - Longueurs d'ondes : 4-150 keV
champ de vue : 2 rayons solaires
résolution spectrale : 1 keV
résolution angulaire : 4 secondes d'arc
7 kg 4 watts Institute of Astronomy Arnold O. Benz
SolOHI Télescope - Longueurs d'ondes : lumière visible
champ de vue : 40 rayons solaires
résolution angulaire : ? secondes d'arc
Taille image : 16 mégapixels
8,6 kg 18 watts Naval Research Laboratory Russell A. Howard
SWA Analyse vent solaire PAS : analyseur proton énergie : 0.2–20 keV / noyau kg watts Mullard Space Science Laboratory Christopher Owen,
EAS analyseur électrons
HIS analseur ions lourds
RPW Analyse ondes radio et de plasma PWS ondes de plasma ondes radio depuis le continu jusqu'à 16 khZ
ondes magnétiques quelques Hertz jusqu’à 500 kHz
kg watts LESIA
LPC2E, Orléans
LPC2E, Polytechnique
IRF, Uppsala & KTH, Stockholm
IAP & Astronomical Institute, Prague
IWF, Graz
Université de Berkeley
Milan Maksimovic
RAD détecteur ondes radio mesures des émissions solaires
MAG Magnétomètre - précision < 1 nTesla
fréquence de relevé < 1 seconde
kg watts 'Imperial College London Tim Horbury
EPD Détecteur particules énergétiques STEIN particules suprathermiques kg watts Université d'Alcalá de Henares Javier Rodríguez-Pacheco
SIS spectrographe ions suprathermiques énergie : ~0,008 - 10 MeV/nucléon
atomes : hélium à fer
EPT télescope protons et ions
LET télescope particules basse énergie énergie : ~1,5 à ~60 MeV/nucléon
atomes : hélium à nicket
HET télescope particules haute énergie énergie : jusqu'à 100 MeV/nucléon

Déroulement de la mission[modifier | modifier le code]

Choix de l'orbite de transit et opérationnelle[modifier | modifier le code]

L'injection directe du satellite sur son orbite opérationnelle autour du Soleil (périgée d'environ 0,28 Unité Astronomique et inclinaison orbitale) imposerait que la vitesse fournie par le lanceur excède de 10,3 km/s la vitesse de libération permettant d'échapper à l'attraction de la Terre (environ 11 km/s). Aucun lanceur ne dispose d'une telle capacité. Pour atteindre cette orbite le satellite boucle en peu plus de 3 ans plusieurs orbites autour du Soleil durant lesquels il utilise à plusieurs reprises l'assistance gravitationnelle de la Terre et de de la planète Vénus pour obtenir l'énergie nécessaire. La période de lancement choisie de manière à ce que l'orbite opérationnelle obtenue soit en résonance avec celle de Vénus. Cette résonance permet d'accroitre progressivement durant la phase scientifique l'inclinaison orbitale qui passe ainsi de 7° à 35° (29° par rapport au plan de l'écliptique)[22].

Lancement[modifier | modifier le code]

Le lancement de Solar Orbiter est planifié pour septembre 2018. Il est placé sur sa trajectoire par un lanceur américain Atlas V 401 tiré depuis la base de Cap Canaveral. La fenêtre de tir d'une durée de 20 minutes est ouverte durant environ 20 jours. A l'issue de la phase propulsive la fusée a imprimé au satellite une vitesse d'environ 3,66 km/s supérieure à la vitesse de libération de l'attraction terrestre.

Phase de transit[modifier | modifier le code]

Immédiatement après le lancement les instruments sont testés. Si le lancement a eu lieu en septembre 2018 le satellite atteint son orbite de travail au bout de 3,25 ans. 5 mois après le lancement Solar Orbiter passe à 11 000 km de la planète Vénus (située à 0,661 Unité Astronomique du Soleil) ce qui modifie sa trajectoire et la renvoie vers la Terre. Sur sa nouvelle orbite le satellite s'éloigne du Soleil de 1,384 Unités Astronomiques (éloignement maximal durant la mission). La Terre est survolée 10 mois après Vénus (décembre 2019). Une deuxième assistance gravitationnelle de la Terre a lieu en octobre 2021. Deux mois plus tard Solar Orbiter survole Vénus à une vitesse hyperbolique de 19,3 km/s. La phase scientifique débute quelques mois plus tard lorsque le satellite passe à environ 0,36 U.A du Soleil[23].

Phase opérationnelle[modifier | modifier le code]

Sur son orbite elliptique d'une période de 168 jours Solar Orbiter s'approche au plus près du Soleil à 0,25 UA et son apogée se situe au niveau de l'orbite de Vénus. Durant la phase scientifique son inclinaison passe progressivement de 9° à 34° grâce des passages en résonance près de Vénus avec les rapport 1:1, 1:1, 4:3, 3:2 et 3:2. Le premier passage à moins de 0,3 unité astronomique du Soleil a lieu 4,6 ans après le lancement et la latitude solaire maximale est atteinte 7,6 ans après celui-ci (fin 2026).Au moment de ses passages au plus près du Soleil, le satellite, qui atteint sa vitesse maximale, survole durant plusieurs jours la même zone du Soleil compte tenu de la vitesse de rotation de celui-ci. Cette configuration permet au satellite d'observer de manière continue le développement des tempêtes solaires,[23],[24].

Comme pour les autres missions de l'Agence spatiale européenne, le suivi de la mission est effectué par le centre de contrôle de l'ESOC à Darmstadt (Allemagne). Les communications avec la Terre se déroulent sur une période 8 heures par tranche de 24 heures. Les données scientifiques et techniques sont émise et reçues par la station terrestre de Malargüe (Argentine) du réseau de télécommunications ESTRACK de l'Agence spatiale européene. Deux autres stations de l'ESTRACK - New Norcia (Australie) et Cebreros (Espagne) - sont utilisées en secours ou durant les périodes de maintenance de Malargüe. Les données scientifiques sont centralisées à l'ESAC à Villanueva de la Cañada (Espagne) où elles sont archivées et redistribuées entre les différentes équipes scientifiques. L'ESAC a également en charge la planification et la programmation des opérations scientifiques[24].

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. a, b, c, d, e et f (en) « Solar Orbiter Mission », sur eoPortal, Agence spatiale européenne (consulté le 1er juillet 2017)
  2. a et b Solar Orbiter - Definition study report (red book), ESA, p. VI
  3. (en) ESA, « Timeline for Selection of M-class Missions », sur http://sci.esa.int (consulté le 29 janvier 2011)
  4. (en) « ESA contracts Astrium UK to build Solar Orbiter », Agence spatiale européenne,
  5. (en) NASA, Fiscl Year 2017 Budget estimates, NASA, , 712 p. (lire en ligne), p. 268
  6. CNES, « OBJECTIFS SCIENTIFIQUES DE SOLAR ORBITER », sur http://smsc.cnes.fr (consulté le 6 octobre 2011)
  7. (en) « Solar orbiter : Science Goals », ESA,
  8. (en) « Solar Orbiter’s shield takes Sun’s heat », Agence spatiale européenne,
  9. (en) « Solar orbiter : Spacecraft », ESA,
  10. CNES, « SATELLITE SOLAR ORBITER », sur http://smsc.cnes.fr (consulté le 6 octobre 2011)
  11. (en) « Solar Orbiter/ The SWA Sensors / EAS - Electron Analyser System », sur UCL Department of Space and Climate Physics, Mullard Space Science Laboratory (consulté le 4 juillet 2017)
  12. (en) « Solar Orbiter/ The SWA Sensors / SWA Sensor Locations », sur UCL Department of Space and Climate Physics, Mullard Space Science Laboratory (consulté le 4 juillet 2017)
  13. (en) « Solar Orbiter/ The SWA Sensors / PAS - Proton-Alpha Sensor », sur UCL Department of Space and Climate Physics, Mullard Space Science Laboratory (consulté le 4 juillet 2017)
  14. (en) « Solar Orbiter/ The SWA Sensors / HIS - Heavy Ion Sensor », sur UCL Department of Space and Climate Physics, Mullard Space Science Laboratory (consulté le 4 juillet 2017)
  15. (en) « Solar Orbiter / Magnetometer Science », sur Imperial College, Imperial College London (consulté le 4 juillet 2017)
  16. (en) « Solar Orbiter / Instrument Development », sur Imperial College, Imperial College London (consulté le 4 juillet 2017)
  17. Milan Maksimovic, Sylviane Chaintreuil, « L’instrument RPW sur Solar Orbiter », LESIA,
  18. (en) « An Overview On The Extreme Ultraviolet Imager (EUI) », sur EUI, Centre spatial de Liège (consulté le 4 juillet 2017)
  19. (en) « EUI & Its Scientific Impact », sur EUI, Centre spatial de Liège (consulté le 4 juillet 2017)
  20. Nicole Vilmer, « L’instrument STIX sur Solar Orbiter », LESIA,
  21. Nicole Vilmer, « STIX : description de l’instrument », LESIA,
  22. Solar Orbiter - Definition study report (red book), p. 68
  23. a et b Solar Orbiter - Definition study report (red book), p. 72
  24. a et b (en) « Solar orbiter : Mission operations », ESA,

Bibliographie[modifier | modifier le code]

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Liens internes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]