A GAMMA RAY ASTROPHYSICS MISSION STUDY (450 – 530 keV & 800 – 920 keV)

A GAMMA RAY ASTROPHYSICS MISSION STUDY (450 – 530 keV & 800 – 920 keV) LENS SATELLITE ~ 86m A FORMATION FLYING MISSION WITH A LENS SAT. & A DETECTOR SAT. INTER SATELLITE DISTANCE ~ 86M DETECTOR SATELLITE MAX is one of the 4 formation flying astrophysics mission studied by CNES in 2005

Champ de vue 3 arc min 60 cibles (1Msec) sur 2 ans Zone observable : quasiment tout le ciel Pointage < 15arcsec distance 86m +10cm Ligne de visée Deux bandes observées simultanément : [450keV-530kev] et [800keV-920keV] Télémétrie scientifique : 5kb/s Etre à l’extérieur des ceintures de Van Allen +1cm en latéral

Scientific Orbit : 44 000 km / 253 000 km / 7 days / Low inclination Has been optimized to give 90% time above 73 000 km which maximizes the science Satellites DV around 500 m/s (hydrazine) Daily visibility : ~12 hours per station with a maximum of 2 hours hole At perigee the visibility is permanent (24 hours) for the chosen station

SOYUZ LAUNCHER Detector S/C Soyuz - Sylda fairing configuration Lens S/C Soyuz fairing configuration LANCEMENT • Tir Soyuz dédié : • Orbite HEO : 200 km x 253000 km • Impact de l’inclinaison de l’orbite sur la performance • Mais : • Impact visibilité stations poursuite lanceur à analyser • Sauvegarde à analyser pour i  40° (survol Europe) • Intérêt d’une correction de l’inclinaison par satellite ?

BILAN DE DV DETECTEUR (HEO) Pour la Lentille le besoin en Hydrazine est de 480 m/s. Elle doit seulement effectuer la mise et le maintien à poste (pas de N2)

MECANIQUE ORBITALE Correction période orbitale Remontée du périgée Orbite de transfert Mise à poste Descente TM & maintien de la Formation Le périgée sera de ~70000 km après 2 ans J3 Evolution de l’inclinaison J2 J4 Observations J5 J1 J6 J7 Opérations typique sur une orbite Le périgée augmente & l’apogée diminue (effet Lune & conservation du demi grand axe)

GNC- VOL EN FORMATION (1) Spécifications Lentille Choix système • Satellite lentille pointé vers la source • Satellite détecteur asservi en position relative Détecteur Difficultés:Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale sélectionnée (HEO 44000 – 253000 km) les perturbations sont de faible amplitude pendant les périodes d’observation car dominées par la pression de radiation solaire  exigences faibles en résolution de poussée et en impulsion totale Localisation: L’exigence sur la position latérale impose une métrologie précise (mesure attitude et aligne- ment véhicules à 1 arc sec)  nouveaux équipement, calibration en vol, contraintes sur conception structure Besoins delta-v (2 ans de mission) 6 m/s de maintien en formation en HEO 5 m/s de manœuvres pour changement de cible (60 objets)

GNC- VOL EN FORMATION (2) Métrologie relative- mesure distance par senseur RF: bruit: 0.5 mm (1 s)- mesure direction relative par senseur latéral: bruit: 1’’ (3 s)- mesure attitude absolue par senseur stellaire fin: bruit: 1’’ (3 s) lentille Antennes Rx/Tx détecteur Calibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues) Contrôle en position relative: - Réalisable par des tuyères gaz froid 10 mN déjà utilisées pour GRACE- Pilotage par impulsions à faible cadence 3000 – 5000 s pour le maintien en position forcée utilisé aussi pour le contrôle d’attitude du détecteur Architecture commande - Satellite lentille contrôlé seulement en attitude (architecture SCAO standard)- Satellite détecteur contrôlé en attitude et en position relative (métrologie relative + fonctions GNC associées) Les boucles de contrôle des 2 satellites sont entièrement découplées. Les seuls échanges concernent la coordination pour changement de modes et le transfert de données pour le fonctionnement de la FDIR.

Synthèse:- Spécifications faiblement contraignantes pour la propulsion (gaz froid GRACE)- Nouvelle algorithmique de navigation et pilotage mais déjà largement étudiée en simulation - Métrologie relative « standard » à faible risque technologique:  senseur RF en cours de développement et validé sur PRISMA en 2008 senseur latéral ’’grossier’’ en cours d’étude et prototype développé en 2006 (R&T CNES)- La difficulté principale provient du besoin de connaissance en position latérale de 1 mm qui implique le développement d’un nouveau senseur stellaire de précision accrue mais surtout: * une calibration en vol à partir d’observations de sources de référence  étude à mener sur le bilan de perfos * une conception spécifique de l’aménagement et de la structure pour minimiser de façon drastique les déformations thermoélastiques  faisabilité à étudier en phase A GNC- VOL EN FORMATION (3) Bilan équipements

Charge utile lentille (Héritage de la lentille Claire, principe de la lentille de Laue) Série externe de 9 anneaux de Cuivre (Cu) 7870 cristaux de 1.5x1.5x1cm Surface collectrice : 17700cm2 Masse : 140kg Structure porteuse Série interne de 15 anneaux Cu et de Germanium (Ge) Basse énergie : [450-530 keV] 2 Ge, 9 Cu Modules support des cristaux Haute énergie : [800-920 keV] 4 Cu, 6Cu, 3 Ge Rayon de la Lentille : entre 57 cm et 110 cm

FOCUSERS DIMENSIONAL STABILITY quasi 4 π strad sun attitude hypothesis MLI cocoon Titanium thermalized structure natural thermal behaviour specifications 2mm in plan, 0.1mm out of plan, 10 arc" crystal misalignment about 3 d° max gradient without lens thermal control  of 0.1mm for 7° of gradient  of 2mm for 360° of gradient results  of 10 arcsec for 2° of gradient ALCATEL structural concept conclusion: thermal control: 20 ± 2°

Charge utile : Plan de détection Exemple Nuclear Campton Telecsope 3 zones de température : [75K-95K] ; [125K-200K] ; 300K Pile de détecteur plan de Germanium Compton Masse : 15kg +15kg de blindage Electronique de polarisation 2 plans en Germanium de haute pureté

cryogenic detection multi stages cryostat with detection and pre amps line of sight detection chamber thermal staging stiffener and thermal dispenser 3 stages stripped Ge detector toward deep space hot electronics thermal blade opening for field of view CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR pointing allows a cold surface continuously facing deep space without any perturbation small size and mass (focused signal) slightly dissipative (front electronics beside) no coolers, no mechanisms, no vibrations, no consumption allow a passive thermal concept but very specific design

SEGMENT SPATIAL Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choix avec leurs conséquences architecturales. Par soucis de concision, seuls les sous systèmesidentifiés comme dimensionnant sont abordés Choix amont d'une possibilité maximale de coopération vs un coût minimum - satellite lentille : minimisation des fonctions liées au Vol en Formation - satellite détecteur porte toutes les fonctions liées au VF - satellites très indépendants et compatibles d'un lancement SOYUZ avec SYLDA - pas de possibilité de point de panne unique donc haut niveau de redondance sur chacun car pas d'effet de symétrie Prise en compte d'un besoin complexe de visée sur quasi 4π strad à tout instant tout en ayant un système de détection cryogénique thermiquement stableet en se préservant du bruit nucléaire plateforme - doit préserver une face orientée sur l'espace profond sans aucune perturbation - éloignement du détecteur par rapport au satellite - installation d'un blindage anti-coïncidence devant l'angle solide du satellite

CAPACITE D'OBSERVATION DE TOUTE LA VOUTE CELESTE Axe de visée + π/2 X - π/2 Faces froides (GS)+/- π/2 5° de garde 5° de garde Z 2 πen plus des basculements avant arrière permettent de couvrir les 4π sterad de la voûte céleste Y La face -Z est toujours tournée vers l'espace froidde plus, les faces +Y, –Y ne sont jamais exposées directement au soleil Remarque: les cônes de garde au soleil peuvent être décalés par un tilt des radiateurs cryostat permettant ainsi une visée directement solaire

cellules AsGa triples jonctions pointées soleil 2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 W rendement PCDU = 0,94 OK Bilan énergétique préliminaire = 360 W avec l'émission TMI et le ctle Th AVIONIQUE Intérêt de partir sur une Avionique Myriade avec 1 PCDU boosté à 400 W • - Rapport prix, masse, volume consommation sans équivalent: • OBC Myriade : 4l, 3.2kg, 6w-10w, COTS • - Compatible de la durée de vie à deux ans • - Fiabilité-disponibilité prise en compte par doublement de composants ou de cartes • - Tenue au radiations sur 2 à 3 ans en orbite basse, extrapolable à 3 ans en orbite haute Pour se donner plus de flexibilité, possibilité de rajouter un EGCU: - rajout possible de cartes I/O - augmentation mémoire de masse - adaptation possible du système de datation au besoin mission (OCXO du pack RF) - gestion instrument et contrôle thermique intéressant sur satellite détecteur, non nécessaire sur satellite focalisateur

COMMANDE CONTROLE Besoins d’autonomiesupplémentaires par rapport à un satellite classique: - GNC: asservissement en position relative des 2 satellites - FDIR anti-collision: maintien à bord et exécution de manœuvres autonomes de dégagement sur détection d’un risque de collision - Repli en Survie après exécution éventuelle d’une manœuvre Observabilité et commandabilitéassurées: - organisation et cycles opérationnels plus simples en L2 - bilan de TM présentant des marges. - I/F sol bord unifié, en routine (ISL pour TM/TC du SL lentille) Niveau d’autonomie raisonnable. Mais passage en Survie avec comportement Fail-Operational temporaire si option FDIR centralisée FDIR anti-collision: - risque de collision plus faible en L2 - une alternative reste ouverte sur la façon de répondre à un risque de collision, selon que l’on implante ou pas une capacité de manoeuvre de dégagement dans le SL Lentille Dans les 2 cas on sait définir des logiques de protectioncontre les risques de collision découlant: - d’un rapprochement anormal, - de la perte du lien ISL - du repli en Survie d’un SL

Stockage GN2 GHe HP CT CT Module fluide VRVH FHe TPHP PR TPBP • P Réservoir N2H4 • P Propulseurs 1N PROPULSION Transfert: Lentille: module hydrazine (réservoir EADS-ST, 235 litres à tension de surface, techno TC) avec pressurisation d’He afin de gagner en encombrement / système en blow-down. Propulseurs 1N. Capa HP de 18 litres. Détecteur: module hydrazine (réservoir EADS-ST, 235 litres à tension de surface, fond cassini, techno TC) en blow-down. Propulseurs 1N. Maintien de la formationSatellite lentille: le contrôle d'orbite est réalisé par 8 propulseurs hydrazine 1N qui assurent aussi la désaturation des roues. Satellite détecteur:le contrôle de la formation est réalisé par un système gaz froid GN2 basé sur des propulseurs 10 mN (Marotta UK) et capables d’un MIB de 0.5 mN.S, avec une dispersions de 10%. Le stockage du GN2 est fait dans deux sphères HP (EADS-ST) de 35.5 litres.

CONFIGURATION - le satellite lentille a une forme plutôt "cigare" que "galette" pour rester inscrit dans la lentille - le coefficient balistique (S/M) sera aussi voisin que possible sur les 2 satellites la géométrie de chacun sera la plus symétrique possible pour favorisant le contrôle de la formation - les I/F PF/CU sont les plus claires possibles tout en garantissant un découplage thermique et une grande stabilité dimensionnelle aux charges utiles particulièrement sensibles - I/F lanceur 937 standard pour chaque satellite - toutes les fonctions sont redondées sur chacun des satellites- les volumes de réservoirs sont importants et donc contraignant dans la configuration

axe devisée Tuyère de contrôle: GF réservoir EADS de 235l pressurisé par un réservoir He EADS 18.3l Réservoir N2H4(EADS 235l) LGA, SS et GSécartés pour préserver champ de vue lentille SCAO etgestion bord communications propulsion puissance 2 Réservoirs GF (EADS 35,5l) Tuyère en X: hydrazine I/F lanceur CONFIGURATION

BILAN DE MASSE sat lentille sat détecteur perfo lanceur pour lancement avec SYLDA

Stratégies de Communication • 2 modes de communication exclusifs, • Mode servitude : • TC : 4 kbps (couverture nominale / -6 dBi min) • HKTM + ranging : 10 kbps (couverture nominale / -6 dBi min) • Mode vidage science : • TC : 4 kbps • TM : 25 kbps @ 225 000 km ( attitude : - 6 dBi), • TM : 1 Mbps @ 70 000 km (antenne vers Terre : 0 dBi), • 1h/j/sat + 1h/orbite autour du périgée pour vidage science • Marges très importantes ISL ESOC (15 m) bande S Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID TT&C

OPERATIONS : CHRONOGRAMME D’ OBSERVATION D’ UN OBJET ORBITE 1 ORBITE 2 Jour 1 Jour 2 Jour 3 Jour 4 Jour 5 Jour 6 Jour 7 Jour 8 Jour 9 Jour 10 Jour 11 Jour 12 Jour 13 Jour 14 TMTC 2 satellites 1 h/sat TMTC Détecteur+ Lentille 3 heures Réorientation Lentille 10 heures

MAX CALENDRIER SIMPLIFIE Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science) 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 Phase E Lancement Satellite Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D CU Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D Satellite Lentille Phase A Phase B Phase C Phase D CU Lentille Phase A Phase B Phase C Phase D

SYNTHESE & PERFORMANCES (1) • Au cours de cette phase 0 avec le CESR, nous avons montré que le domaine accessible de la sphère céleste (en toute période de l’année) par la visée instrumentale est très proche de 4p strd (possibilité de viser le Soleil par « tilt » du cône interdit). Cela constitue un avantage important pour MAX. • Nous avons montré que, dans ces conditions, une cryogénie passive satisfait les besoins du système spatial (lentille et détecteur). Néanmoins, un important travail d’ingénierie mécanique et thermique sur le satellite lentille comme sur le satellite détecteur reste à réaliser dans le cadre d’une phase A. • Nous avons montré la faculté d’obtenir «une qualité de forme» de la lentille qui soit compatible d’une convergence «suffisante» des photons gamma à 86m au niveau des détecteurs (10’’ sur l’orientation des cristaux de germanium). • Du point de vue du Vol en Formation, MAX demandedes performances «modérées» (Contrôle : +/- 1cm en latéral et +/- 15’’ pour l’attitude lentille). • L’orbite retenue pour cette mission (HEO : 7jours) permet d’observer jusqu’à 60cibles x 12jours sur 2 ans.

SYNTHESE & PERFORMANCES (2) • Le lancement des 2 satellites de la formation par SOYUZ de Kourou donne des marges de masse importantes (~20% en sus des 30% de marge système), • Cette marge pourrait être utilisée par exemple pour augmenter les surfaces de collection des 2 lentilles par ajout de cristaux (gain en temps de pose). • Le développement d’un tel projet est prévu en 6 ans à partir de la fin de la phase A et permet d’envisager un lancement de Kourou dès la fin 2012.

A GAMMA RAY ASTROPHYSICS MISSION STUDY (450 – 530 keV & 800 – 920 keV)