Myriade (satellite) - Définition

Introduction

Myriade est une famille de petits satellites décidée par le CNES en 1998, dans la continuité du programme PROTEUS.

Historique

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

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

Responsabilités

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

Architecture et évolutions

Myriade met à la disposition des utilisateurs et partenaires :

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

Plate-forme

La plate-forme est constituée d'un ensemble de chaînes fonctionnelles qui peuvent évoluer indépendamment l'une de l'autre. Elle a été conçue pour des orbites basses de 600 km à 1000 km et pour une durée de vie typique de 2 ans. Les perturbations atmosphériques vont affecter les performances de pointage en dessous de 600 km, tandis que les radiations vont limiter la durée de vie au-dessus de 1000 km. Les inclinaisons acceptées couvrent le domaine de 20 à 98°. Une extension à des inclinaisons plus faibles ainsi qu'une utilisation sur l'orbite GTO sont à l'étude.

Structure

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

• D'une plaque de base massive en aluminium, assurant l'interface avec le lanceur, et susceptible d'accueillir le module de propulsion,
• De 4 panneaux latéraux en NIDA, permettant la fixation des équipements : ces panneaux s'ouvrent en pétale afin de faciliter la réalisation des travaux d'intégration,
• De 4 cornières en aluminium permettant de rigidifier la structure,
• D'un panneau supérieur, également en NIDA, destiné à recevoir la charge utile.

Contrôle thermique

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

Contrôle d'attitude et d'orbite

Le contrôle d'attitude permet une orientation du satellite sur 3 axes. Le pointage assuré peut être de type géocentrique, inertiel, solaire ou orienté selon la vitesse, avec une précision de 5.10-³ ° et une stabilité meilleure que 2.10-² °.

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

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

Le contrôle de l'orbite est assuré par un module de propulsion utilisant quatre moteurs à hydrazine d'un newton de poussée, et un réservoir d'une capacité de 4,5 litres.

Gestion bord

La gestion à bord est centralisée : elle utilise des bus série selon une architecture en étoile. Le calculateur utilise uniquement des composants commerciaux. Ceux-ci ont été sélectionnés afin de vérifier leur comportement en environnement spatial. Il dispose d'un processeur T805, de 256 Moctets de mémoire flash, et de 1 Gbits de RAM.

Le calculateur accueille le logiciel de vol qui assure la gestion de la mission et de ses différents modes, la communication avec le sol et avec la Charge utile, les asservissements liés au contrôle d'attitude et d'orbite, la surveillance et la reconfiguration du satellite, le contrôle thermique.

En option une mémoire de masse de capacité 16 Gbits est disponible afin de permettre le stockage des données de la charge utile.

Télémesure / télécommande

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

Une télémesure à haut débit, fonctionnant en bande X, et associée à la mémoire de masse est disponible pour les missions ayant des besoins volumineux en données à transmettre au sol.

Alimentation électrique

Le système d'alimentation utilise un générateur solaire, d'une surface de 0,8 m², constitué de deux panneaux articulés qui sont repliés contre la plate-forme lors du lancement. Une fois déployé en orbite, la puissance électrique fournie est de 180 watts environ en début de vie, grâce à l'utilisation de cellules à l'arséniure de gallium à haut rendement. Il est orientable autour d'un axe au moyen d'un mécanisme d'entrainement. Le système est complété par une batterie Lithium ion et un boîtier électronique assurant la gestion de la charge de la batterie et la distribution de l'énergie vers l'ensemble des équipements du satellite.

Charges utiles

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