1DQRVDWHOOLWH 0LFURVDWHOOLWHIRU,QVSHFWLRQLQ6SDFH. Cahier des charges, Définition & Motivations Système & sous-systèmes.

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1 0LFURVDWHOOLWHIRU,QVSHFWLRQLQ6SDFH 1DQRVDWHOOLWH Cahier des charges, Définition & Motivations Système & sous-systèmes GNC Propulsion Environnement Température & Pression Champs magnétiques & Radiations Débris spatiaux Domaines d application Concept proposé Conclusion Thomas Estier Professeur : R. Siegwart

2 &DKLHUGHVFKDUJHV Définition [kg] pico nano micro mini Objectifs Identification de l état de l art réalisations éventuelles études des sous-systèmes NanoSpace Proposition d un concept définition de la mission étude préliminaire Réalisation d un démonstrateur «simulation» apesanteur 2D application pour squeeze films

3 Globalement & GMm & F = r 3 r 3 r & & + ( µ r ) r µ m = 3 r = 0 & r %DVHVGHPpFDQLTXHRUELWDOH & µ v =, T = r 2π 3 a µ Localement microgravité Perturbations externes & d( mv) & = 0 dt gradient de gravité (soleil, lune, non sphéricité de la terre) champ magnétique radiations solaires frottements atmosphériques v e v = internes & & & & ( m = m v + m v 1 + m2)( v1 + v2) v e ln m m0 m incertitudes sur centre de gravité incertitudes sur propulsion modes vibratoires

4 radiation radiation NANOSATELLITE SYSTEM Power generation storage distribution Thermal control sensors radiators Structure hardening support Command 6FKpPDEORFIRQFWLRQQHO radiation debris data handling distribution GNC Attitude determination Payload Attitude control Position determination Reaction control Sensors perturbation mass mass radiation Communication Signal processing emission reception GROUND STATION SYSTEM Actuators data handling LAUNCH SYSTEM data energy

5 Détermination *1&*XLGDQFH1DYLJDWLRQ &RQWURO Systems Star traker Sun sensors Horizont ref sensor Attitude Position Precision range 1 arc sec - 1 arc min Inertial reference Contrôle Need 2nd ref Eclipse No moving pieces G P S cm - Dm LEO only no moving pieces Inertial measurement /h - 1 /h (drift) need 2nd ref consumption Proximity sensors mm - cm Slave sat only Magnetometer need 2nd ref no moving pieces Systems Attitude Position Torque range [Nm] Reaction wheel Spin stabilization Aerodynamics Gravity gradient C M G (gyroscope) thrusters Magnetic torquers Inertial pointing Inertial reference LEO only passive system consumption Mass changes No movement

6 Voiles solaires F v 9 µnm -2 e, I sp = = = s! mg g inépuisable rigidité de structure, dépliage 3URSXOVLRQRSWLRQVQRYDWULFHV Résistojet FEEP (Field Effect Electric Propulsion) µn, I sp = s très haute performance, intégrable en développement, gde consommation µn, I sp = s haute performance, faible consommation, intégrable en développement

7 Température Stratosphère : absorption des UV ( nm) par l ozone Thermosphère : absorption des UV (< 200nm) puis, prédominance des radiation solaires Pression ρ = ρ e H 0 z z H 0 kt = : hauteur d'échelle mg «atmospheric drag» (QYLURQQHPHQW7ƒHW3 F = 1 2 DAe ρ v C 2 C A e D ~ 2,2 : Drag coef. : cross sectional Area

8 Configuration «FKDPSVPDJQpWLTXHV UDGLDWLRQV Ceintures de Van Allen Effets sur l électronique Fast Charged Particle Energetic Proton bit fantôme, reset, destruction

9 «GpEULVVSDWLDX[ Nombre important > 10 cm : > (0,5% mais 99,5% masse) 1 mm - 10 cm : dizaines de millions < 1 mm mille milliard Probabilité reste faible Flux < 10-5 m -2 an -1

10 'RPDLQHVG DSSOLFDWLRQ Description Spécificité Principales difficultés réalisation éventuelle inspection extravéhiculaire satellite esclave interaction passive missions courtes (faible autonomie) téléopérations risque de collision avec hôte risque de perte satellite d inspection satellite de maintenance ou robot d assemblage Intercepteur de déchets spatiaux Ramasseur de déchets spatiaux haut degré d autonomie requis usage unique envisageable interaction active autonomie de propulsion selon application faible autonomie possible autonomie de commande possible commande totalement autonome durée de vie en fonction de l efficacité risque de collision avec cible contrôle et modification fréquente d orbite si multi-mission risque de collision perturbation trajectoire de la cible (échange de mv) contrôle et modification fréquente de trajectoire (voire orbite) contrôle de force, de couple absorption d énergie cinétique résistance mécanique détection d objets de faible taille avec une vitesse élevée absorption d énergie cinétique résistance mécanique détection d objets de faible taille avec une vitesse élevée non non pour actif, concept proposé pour passif

11 'RPDLQHVG DSSOLFDWLRQVXLWH Description Spécificité Principales difficultés réalisation éventuelle nanosatellite oui, prg SQUIRT mission spécifique temps de cycle très cours pédagogique (micro) nanosatellite d essai faible coût courte durée de vie mission ultra spécifique intégration, production en série temps de cycle très court oui SAPHIRE, ODIE (micro) microsatellite lanceur de picosat mesures multiples fonctionnement en agréga collection simultanée des mesures nanosatellite pour expérience en apesanteur nanosatellite pour imagerie localisée nanosatellite pour imagerie combinée espace réduit d expérimentation faible coût (orbite) flexibilité contrôle simple webcam en direct mesure de relief terrestre orbites de faibles nanosatellite de altitudes télécommunication mission spécifique caméra spatiale suivit du lancement de la navette intégration, production en mini série système de lancement dédié Qualité optique, résolution communication en flux continu Qualité optique, résolution mesure relief intégration durée de vie assurer «rendez-vous» sans collisions haut débit de communication non idée probablement en route au SSDL oui, mais d après image sat classique et couplage de donnée sat avec image avion non non

12 &RQFHSW1DQRVDW2Q7KH:HE Orbitale LEO: 700 km, Polaire: inclinaison vitesse : km/s, période : min, eclipse : 35.3 min GPS AOC (Attitude & Orbit Control) détermination : GPS contrôle : Gravity gradient, magnetotorquers, matrice de micropropulseurs Mission prouver validité du concept nanosat diffusion en temps réel d images sur Internet Résolution limitée par diffraction: 5-50 metres TELEDESIC INTERNET 1400 km km

13 2SWLRQVGHVLPXODWLRQV Simulateur soft VRML + Java Bibliothèque de propriétés (masse, Inertie, etc.) à créer Moteur d interaction à développer Java 3D Implémentation lourde Possibilité de générer des animations VRML Simulateur hard vol parabolique conditions de test les plus réelles durée de simulation courte disponibilité et coût mobile sur coussin d air pulsé sur table en marbre interfaçage lourd puissant fluidique peut influencer le mouvement mobile sur squeeze film possibilité de mobile autonome grande portabilité, visibilité

14 En résumé : &RQFOXVLRQ besoin d un satellite à faible coût de développement, de mise sur orbite et d exploitation. Le nanosatellite rencontre ces exigences : faible masse, faible volume faibles coûts de lancement faible risque d impact avec débris spatiaux (même en LEO) faibles radiations en basse orbite technologies standards possibles de plus en plus de microsystèmes adaptés ou adaptables (GNC, propulsion, communication, vision, etc.) potentialité de production en (petites) séries Réalisation à la portée d une PME Plusieurs équipes commencent a travailler sur des nanosatellites, quasiment toutes au niveau du concept. Suite du diplôme : démonstrateur rédaction