VOL EN FORMATION ETUDE DE PHASE 0 PEGASE

CERES – Atelier Vol en formation pour l’astrophysique et la physique solaire 17 Octobre 2005 1

PEGASE

VOL EN FORMATION ETUDE DE PHASE 0

PEGASE


PEGASE

• analyse spectrale proche IR des Pégasides autour des étoiles voisines (< 100 pc) mode nulling

• analyse spectrale proche IR des naines brunes – mode nulling

• mesures hautes résolution des disques protoplanétaires dans les zones de formation stellaires les plus proches (140 pc) – détection de gap et analyse de la zone interne mode mesures de visibilité

3 type d’objets pris en compte pour concevoir la mission

nombre d’objets

bande spectrale d’observation

PRINCIPALES ENTREES SCIENTIFIQUES

• initialement 1.5-6µm, réduite à 2.5-5µm – contient les principales signatures moléculaires

• <2.5µm : projets interférométriques au sol

• en mode nulling : SNR > 10 avec résolution spectrale de R=60

• 20 objets par type (objectif)


PEGASE

mode nulling (interféromètre de Bracewell)

mesures de visibilités (interférométrie classique)

CONTRASTE ET RESOLUTION ANGULAIRE REQUIS

• la détection de gaps dans les disques implique d’échantillonner le domaine ,B

• un gap induit une variation de qq. % dans la courbe de visibilité

• B doit varier de 100 à 500 m (5 tailles)

•détection possible : écart de 0.1 AU to 1 AU autour d’étoile T-Tauri

• 2 orientations sont nécessaires (orientation du disque)

=/2B =2.5 à 5 µm

B

/B

weak companion

star

dust disk

• la taille de la base doit être ajustée à la scène observée

• 2 orientations sont nécessaires pour calibrer le bruit

• le contraste varie de 10-4 to 10-3

• séparation angulaire des objets visés+ domaine spectral +distance min de sécurité => B=50-500 m


PEGASE

SNR EN MODE NULLING


PEGASE

RESULTATS POUR LES PEGASIDES

cas faciles : SNR > 10+ difficulté moyenne : 5 < SNR < 10 très difficiles : SNR < 5

7 objets 6 objets

limitations pour d< 50 pc = stablité de l’OPD à 2.5 µm et stabilité de température at 5 µmd > 50 pc : limité par le bruit du détecteur

Tau boo b (d=15,6 pc, k=4,4)

1,00E-02

1,00E-01

1,00E+00

1,00E+01

1,00E+02

1,00E+03

1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5 5 5,5 6

Longueur d'onde en µm

SN

R*

Shot

SNR*

SNRth

SNRdark

SNR total

55 CnC e (d=13 pc k=6,5)

1,00E-02

1,00E-01

1,00E+00

1,00E+01

1,00E+02

1,00E+03

1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5 5 5,5 6


SN

R*

Shot

SNR*

SNRth

SNRdark

SNR total

HD160691b (d=15,3 pc k=7,3)

1,00E-02

1,00E-01

1,00E+00

1,00E+01

1,00E+02

1,00E+03

1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5 5 5,5 6


SN

R*

Shot

SNR*

SNRth

SNRdark

SNR total

3 objetscontraste 10-5 à 10-4contraste > 5 10-4 10-4 <contraste < 5 10-4

paramètres :i=10h, D=30 cm, o=0.1, q=0.6, <Td>=55°K, Td=0.1°K rms, <To>=100°K, To=1°K rms,

><510-3 rad, <> < 0.01, =2.5 nm rms, =0.003 rms, RON 10e-


PEGASE

Type de mesure

i

(h)b=B/2

(m)NBases achrom.

(rad)

(nm rms)

(rms)<To>

(K)To

(K rms)<Td>(K)

Td

(K rms)RON(e-)

Pégasides nulling

10 h 50-150

50-200(*)

1 taille

2 angles

510-3 2.5 0.00330 mas

100(110)

1(0.1)

55(60)

0.1(0.05)

10

Naines brunes nulling

10 h 775 à 77

1 taille

2 angles

510-3 2.5 0.00330 mas

100(110)

1(0.1)

55(60)

0.1(0.05)

10

Gap disques mesure visi.(K<=10)

1 h 50-250 5 tailles

2 angles

0.02 15 0.03300 mas

105 1 60 0.1 50

Pégasides mesure visi.

qq 10 h 25-300 2 tailles

2 angles

2.5 0.00550 mas

100 1 60 0.1 50

en bleu : pour les cibles facilesen vert : pour inclure les cibles moyennement difficiles(*) b=200 m pour une seule cible : HD 88133 à 75 pc(**) se traduit en pointage sur le ciel via injection fibre et afocaux

Nombre d’objets visé : 20 / type

PARAMETRES PRINCIPAUX SELON LE TYPE DE MESURE


PEGASE

CU : LIEN AVEC LA R ET D

CNES : calculs SNR et spéc. systèmes, conception banc, accrochage franges

ONERA : senseur de franges, pointage fin, banc optique IAS : déphasage achromatique, calculs de SNR but : phase 0.2, analyses des points durs :

=> Senseur de frange, pointage fin, encombrement

=> plusieurs rapports techniques détaillés disponibles

banc de nulling 2-4 µm IR IAS depuis 99-2000 étude des fibres en verres fluorés 2 – 4 µm en 2004 étude DWARF ESA : senseur de franges DARWIN ONERA étude ODL ESA par TPD/TNO

métrologie laser étudiée depuis 2002 CSO étude R et T en pointage fin 2004 ONERA

nulling stabilisé obtenu(largeur spectrale 22%, bande K) 5 10-4 un travail d’équipe (CNES+ONERA+IAS)

lien avec R et D : ESA / DARWIN et CNES SU-002

lien R et D Vol en Formation


PEGASE

SCHEMA DE PRINCIPE DE LA CU

Spectrodetectors

étage de détection 55 K + couplage fibre,

zone de stabilité2.5 nm rms ou

regroupement SF et recombinaison

métrologie laser interne

z2

FRAS 1+2 1.0-1.5 µm

plan pupille 2

afocal 2

D 1

Senseur de franges1+2

0.6–1.0 µm

I2I1

recombinaisonachromatique

dODL 1 ODL 2

Sidérostat 1

O 1

D’

O1

Sidérostat 2

O2

M 1

O2

combiner

plan pupille 1

afocal 1G=D/dD


PEGASE

afocal : off axis de type Grégorien ou type Cassegrain D 30 cm

diamètre des miroirs sidérostats : D’ 45 cm

G = 15-20, d=2 cm (à optimiser en phase A, joue sur encombrement et pointage vaisseaux)

encombrement estimé 100 x 100 x 40 cm (D=30 cm) (120 x 120 x 50 cm avec D=40 cm)(*)

masse estimée : 72 Kg (images incluses, on suppose D=40cm*)

transmission de la voie scientifique (détecteur inclus) = 7 % (voie SF et FRAS : 15 %)

traitement optiques or ou argent protégé (ptits miroirs), quailté optique vis/20 rms

banc optique ultra - stable, par ex en CeSiC = 0.05 µm/m/K à 100 K

déphasage achromatique 510-3 rad. Système par réflexion et retournement de polarisation soit dédié soit (AC) directement par la disposition sidérostat/afocaux

étage de détection à 55 K séparé et relié par fibre monomode en verre fluoré

CARACTERISTIQUES PRINCIPALES DE LA CU

(*) NB : Pour l’étude des performances de la CU, D=30 cm pour l’étude au niveau satellite (AMT) : D=40 cm => marge système – à optimiser en Phase A


PEGASE

POINTAGE FIN

bibliographie : <100 mas implique 2 étages : ACS satellite + miroir mobile interne CU (JWST, TPF, Star Light, FKSI, SIM,…)

miroir mobile : Piézo., course +/- 60”, à répartir entre rattrapage de biais de transmission, rattrapage des réglages et pointage satellite, résolution sur le ciel mécanisme : qq mas

=0.003 implique 30 mas de stabilité par axe, (via fibres)

FRAS : caméra classique, 1.0-1.5 µm, biais 30 mas , résolution 30 mas

impact vers ACS : course miroir=> limite du pointage vaisseaux à tenir pendant 100 s : typiquement 1 à qq arcsec, alternance phase contrôle/désaturation – phase mesure limite en vitesse : 0.1 arc sec/s

première analyse boucle / bruits internes et microvibrations (base spot 5) : 30 mas faisable, BP 10 à 20 Hz, flecture caméra = 150 à 200 Hz

au vu de ces analyses et des comparaison avec les projets en cours ce système de pointage fin paraît faisable et moins critique que la stabilité de la ddm

En phase A : Optimisation Piézo. / réglages / G / pointage vaisseaux / taille banc à trouver niveaux CU et satellite fortement imbriqués


PEGASE

ODL DARWIN : course 2 cm , 1 nm de résolution, type cat’s eye , voice coil, paliers magnetiques

senseur de frange

R=5, opérant dans le visible (0.5-0.9µm)

modulation spatiale, montage de type modified Mach-Zender

mode acquisition ( qq ms) pour détecter les franges : dérive externe autorisée environ 150 µm/s

mode poursuite : algo. ABCD (50 ms) avec cohérençage et dispersion de canaux sur 10/15 étoiles 2.5 nm rms de résolution avec 5-10 Hz bande passante (D, o)

la stabilité différentielle de 2.5 nm rms implique une problématique de stabilité.

première estimation µ vibrations (roues Teldix sur sidérostats) : Roue à 5 Hz, perturbation [10-100 Hz] < 2.5 nm rms

stabilité thermo élastique

- soit intégration SF et étage recombinateur (à investiguer en phase A)

- soit homogénéité T sur trajets optiques non commun = zone à 0.1 K taille < 0.25 m !

STABILITE DE LA DIFFERENCE DE MARCHE

la spécification de stabilité de la ddm à 2.5 nm rms reste le point dur majeur de Pégasefort couplage CU / étude satellite (µvib, contrôle, thermique, orbite)


PEGASE

30°

L2Terre

Soleilplan de l'écliptique

zone de ciel visible instantanément

ZONE D'OBSERVATION ET CONTRAINTE TECHNIQUELes contraintes thermique et stabilité (dim et Th)imposent une très grande stabilité thermique à des températures cryogéniquessans recours à des machines trop bruyantes.Pour atteindre les performances demandées de façon passive, on ne peut compter que surle puit thermique du fond du cielsans aucun perturbateur thermique.D'où la solution en L2 dos au Soleil et à la Terrequi permet cette conditionen acceptant un dépointage limitéqui dépend de la géométrie satellite

Pégase: la partie froide en rouge reste toujours à l'ombre des perturbateurs (Soleil, Terre) derrière un pare soleil.Les dimensions de ce dernier définissent la zone d'observation possible.


PEGASE

DESCRIPTION DE L’ ORBITE

Orbites de Halo ou Lissajous : périodique ou quasi-périodiquePériode : ~180 joursAmplitude du mouvement 10 000 km à 200 000 km

• Sensibilité aux conditions initiales :

précision sur les CI de 0.01% pour obtenir une orbite

~10 km en position

~0.01 m/s en vitesse

• Contraintes de maintien à poste:

ΔV de quelques cm/s tous les 3 mois

ce chiffre dépend des antennes sol (précision de ranging)


PEGASE

BILAN DE V : RECOMBINATEUR

Manoeuvres V (m/s) Marge (%) Efficacité (%)

Propellant Total (m/s)

Correction 1 erreurs lanceur 50 0 98 Hydrazine 51

Correction 2 erreurs lanceur 5 0 98 Hydrazine 5,1

Insertion sur orbite HALO 100 0 98 Hydrazine 102

Manœuvres de rapprochement

10 0 98 Hydrazine 10,2

Maintien de la formation 0,33 30 70 N2 0,61

Changements de cibles 0 30 70 N2 0

FDIR Anticollision 1,0 30 70 N2 1,86

Maintenance de l’orbite 3,0 30 70 N2 4,0

TOTAL Hydrazine ~168 m/s

TOTAL N2 ~6,5 m/s

Pour les sidérostats le besoin en N2 est de 24,5 m/s car ils doivent effectuer les translation pour les changements de base et/ou de positions angulaires


PEGASE

DEROULEMENT DE LA MISSION

Recette &Validation

VF : 3 semaines

Transfert4 mois

Mise à Poste4 mois

Mission Scientifique nominale70 semaines

Durée de vie totale : 2,5 ans ; mission nominale 2 ans

Complément Recette

& VF : 4 semaines Mission étendue

en prenant en compte le même temps pour chaque objet on aura donc :

• 120 jours pour les Pégasides,

• 120 jours pour les Disques,

• 120 jours pour les naines brunes,

Soit entre 480 jours et 600 jours en considérant la disponibilité du segment spatial

(Date de Lancement visée : 2013)

Marge pour


PEGASE

AOCS : POINTAGE FIN

principe : erreurs tip/tilt converties en erreur d’amplitude

par injection dans une fibre monomode qui relâche

aussi les contraintes de qualité des optiques

la spécification est

le pointage est contrait par la spec. sur via la fibre

trade-off système :

• une seule boucle au niveau satellite

• deux boucles imbriquées :

une au niveau satellite

une interne CU avec miroirs de tip/tilt mobiles

seconde option preférée : utilisée sur tous les projets

spatiaux avec pointage fin, l’autre implique des FEEPS

controle discontinu avec propulsion gaz froid

améliorée

)1(1

2 I

I<> = 0.01 =0.003

Contrôle différence de marche

Boucles de contrôle GNC au niveau des PF

Actionneurs

Metrologievéhiculesabsolue

& relative

Dynamiquesatellites

Estimateur

Perturbations

Ligne

à retard

Senseur

franges

Miroir

mobile

FRAS

Contrôle orientation faisceaux

Contrôle

0

0


PEGASE

AOCS : CONTROLE DE LA DDM

contrôle final de la ddm 2.5 nm rms BP < 10 Hz

utilisation d’un senseur de franges dédié car voie

scientifique trop dispersée spectralement (pas assez

de photons)

l’actuateur est une LAR avec 2 cm de course et 1 nm

de résolution

La LAR est contrôlée de façon à compenser exactement

la dérive des franges provenant des mouvements des

vaisseaux

l’acquisition des franges implique Vddm < 150 µm/s

les buts de la boucle opérant au niveau satellite sont :

• reduire l’incertitude de la ddm

jusqu’à la course de la LAR

• amortir les mouvements des vaisseaux

Vddm < 150 µm/s

Contrôle différence de marche

Boucles de contrôle GNC au niveau des PF

Actionneurs

Metrologievéhiculesabsolue

& relative

Dynamiquesatellites

Estimateur

Perturbations

Ligne

à retard

Senseur

franges

Miroir

mobile

FRAS

Contrôle orientation faisceaux

Contrôle

0

0


PEGASE

AOCS : CONTROLE AU NIVEAU SATELLITE (Version 1)

la stabilité de la ddm résulte d’une combinaison complexe de 18 ddl des satellites

une allocation est nécessaire entre boucles internes CU et boucles satellites

c’est une étude complexe imbriquant fortement les niveaux CU et satellite

un premier travail simplifié conduit aux estimations ci-dessous

• précision de contrôle du pointage inertiel du combineur : +/- 3 à 5 arcsec

• précision du contrôle du pointage relatif des sidérostats : +/- 1.5 à 3 arcsec

• contrôle en translation : qq 1 µm/s (X) à 10 µm/s (Y/Z)

• les biais liés à la RF et aux autres postes seront calibrés en vol (course LAR)

• alternance de périodes de contrôle (< 10 s) et de mesure (100 s) sans aucune actuation (les satellites dérivent sous l’effet de la pression solaire différentielle)

• des roues à réaction sont probablement nécessaires pour le contrôle des sidérostats

une première estimation des µvibrations indique que ce serait possible, peut être au prix d’un système de suspension des roues

• un estimateur global est utilisé pour améliorer la qualité de mesure des vitesses d’un ou deux ordres de grandeurs par rapport aux sorties des senseurs


PEGASE

contrôle de Position (grossier)

contrôle de Position (grossier)

Acquisition des senseurs fins

stabillisation fine de la ddm

stabillisation fine de la ddm

stabilisation latérale finestabilisation latérale fine

contrôle de la positionlatérale améliorée

contrôle de la positionlatérale améliorée

Senseur RF

Senseur lateralgrossier

Senseur latéral fin

Acquisition du senseur latéral

1 cm distance3 m lateral @ 250m

pointage standard 10 "

1.25 mm lateral @250 m<1 µm/s longit.

10 µm/s en lateral @250 m pointage fin 30 mas

precision de mesure

Métrologie laser

seulement si les performances de l’estimateur de mouvement sont trop basses

AOCS : NIVEAUX DE METROLOGIE ET ENCHAINEMENTS

FRAS contrôle de l’attituderelative améliorée

contrôle de l’attituderelative améliorée

Acquisition des FRAS

qq arcsec


PEGASE

Combineur Sidérostats

Actuation de pointage

gaz froid impulsionnel MIB 50 µN.s

Roues à réactionfaible bruit

Actuation de position

Gaz froid impulsionnel MIB 50 µN.s

Gaz froid impulsionnel MIB 50 µN.s

Métrologie Senseur stellaire fin (0.1 à 1")gyros FOGsenseur RF

senseur lateral (0.1’’ à 1’’)interne CU :

métrologie laser (1 µm)FRAS (30 mas résolution)

Senseur stellaire Std (10’’)gyros FOG senseur RF

AOCS : EQUIPEMENTS NECESSAIRES

Technos à développer Etat actuel Risque

-Senseur stellaire fin-Senseur latéral-Senseur longitudinal-FRAS-Gaz froid 50 µN (valves)

Etude R&T en coursEtude R&T en cours

Prototype en développementEtude R&T

Pas d’étude en cours

FaibleFaible

Modéré (stabilité laser)Faible

Apparait accessible


PEGASE

PROPULSION

V budget Combineur sidérostat

TOTAL Hydrazine ~168 m/s ~168 m/s

TOTAL N2 ~6,5 m/s ~24,5 m/s hydrazine

• efficacité 98 %, : corrections erreurs de lancement, insertion sur orbite de Halo, transfert de 15 km à quelques centaines de mètres

• système classique dérivé de projets existants : réservoir PROTEUS pour les sidérostats & PLEIADE pour le Combineur

N2

• efficacité 70%, contrôle de la formation, correction d’orbite, acquisition de la cible, changement de base, anti-collision

• le MIB nécessaire pour le contrôle de la formation est 50 µN.s

• c’est 10 fois mieux que les technologies existantes : il y a un besoin de R & D

• C’est atteignable avec un effort modéré (en commençant avec les impulseurs 10 mN de Marotta par exemple) (nouvelle exigence. : F=5 mN t= 10 ms 106 cycles impulsion spécifique = 60s.ΔMIB/MIB = 20%)


PEGASE

métrologie longitudinale (CU ?)

métrologie optiquelatérale

antennes RF

propulseurs N2

propulseurs N2propulseurs N2H4

MGALGA

LGA

Viseur d’étoile précis 100 K

viseur d’étoile standard

radiative area

face froide

redondance de tous les senseurs

V-groove 100 K

V-groove 55 K

détecteur 55 K

pare-soleil fixe+GSD = 3250

réservoir N2H4 - tank

banc optique 100 K1200 1200 500

plateforme 300 K1200 1200 700

ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DU RECOMBINATEUR


PEGASE

propulseurs N2

propulseurs N2 propulseur N2H4antenne RF

LGA

cold face

radiateur

Viseur d’étoile standard

LGA

coin de cube

3 diodes laser

V-groove 100 K

Charge utile à 100 K500 500 500

3 réservoirs N2 plateforme à 300 K1000 1000 550

réservoir N2H4

pare-soleil fixe + GSD = 2100

ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DES SIDEROSTATS


PEGASE

AMENAGEMENT SOUS COIFFE SOYOUZ

3500

contrainte la plus critique : largeur totale < 3800 mm => hauteur sidérostats limitée=> D limité

D=40 cm OK avec 30 cm de marge

conception et développement d’un adaptateur spécial

I/F 937


PEGASE

L2 Mission (kg)

combiner 700

Siderostat 1 347

siderostat 2 347

Marge système incluse 30%

Adaptateur Combineur 0

Adaptateur sidréostat

Adaptateurs + structure porteuses 390

Masse totale 1785

performance du lanceur (soyuz) 2050

Marge (kg) 265

Marge (%) 13%

BILAN DE MASSE

r (m) R (m)

SA Power (W)

Siderostat 40 cm 0,57 1,05 256,30

Siderostat 30 cm 0,57 1,00 224,50

Recombinateur 40 cm 0,57 1,63 771,12

Recombinateur 30 cm 0,57 1,43 568,11

PUISSANCE DISPONIBLE

MASSE ET PUISSANCE

pas de bilan de puissance, mais point jugé non critique

Paramètres (AsGa 3J solar cell)

% cells 60

% OSR 40

coefficient de remplissage 0,7

Puissance surfacique (W/m²) 250

ce bilan inclut 30 % de marges au niveau système et 5 to 20 % au niveau équipement.


PEGASE

• station tri-fréquence non disponible

• liaison principale via le recombinateur (data + ranging)

• utilisation du lien inter satellite pour l’accès aux sidérostats

• la formation est considérée comme un unique satellite

• Le lien ISL doit avoir une très haute fiabilité

• lien de back-up sur les sidérostats

• en mode survie, un accès à chaque satellite est possible.

ISL

ISL

back upBack-up

Nominal

X-band 15 m antenna

S-band; bi-fréquence, TDMA

• TM: 600 Mbit/jour pour 3 satellites (science et TM servitude) 15kbit/s

• TC: à maximisé

TELECOMMUNICATIONS

hypothèses

stratégie de communication


PEGASE

CHRONOGRAMME : OBSERVATION NULLING PEGASIDES / NAINES BRUNES

DEPLACEMENTS ANGULAIRES :

• Le déplacement angulaire maximal d’un sidérostat est de 60 degrés

• Au changement de Pégaside ce changement maximal est de 30 degrés

• Un déplacement individuel doit se faire en 4 heures maximum (visibilité de 8 heures) des impulsions de 2 cm/s sont suffisantes.

DUREE D’OBERVATION :

• Temps d’intégration pour chaque base et chaque position : 16 heures en moyenne

on part sur une visibilité station par jour de 8 heures

les opérations critiques (déplacements, …) sont faites pendant ce temps

• Les contraintes d’observation sont :

besoin d’une seule base entre = 2 µm et 5 µm,

au moins 3 positions angulaires,

on initialise la base sur laquelle on réalise les calibrations,

on ajuste la base et on réalise alors les mesures,

soit au total 6 jours d’opérations par objet

Soit 120 jours pour 20 Pégasides


PEGASE

Chronogramme Journalier : NULLING PEGASIDES

0 h 8 h 0 h

Jour i

Déplacement sidérostats

0 h

TMTC REC

-4h

8 h

+4h

PAR EXEMPLE :

CHAQUE JOUR : MÊME SCENARIO

Pose pendant 16 heures

Acquisition pour lanouvelle observation

Pointage Terre & Vidage Haut Débit


PEGASE

ASPECTS CALENDAIRESCALENDRIER SIMPLIFIE

Phase D

Phase B

2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014

Ph. A Phase C Phase D

Phase E

Lancement

2015

Satellite Combinateur

Satellites Sidérostats

CU Banc Optique

CU Miroirs

2016

Phase BPh. A Phase C

Ph. B Phase C Phase D

Phase DPh. A Phase CPh. B

FM1 (fin 2013)

FM2 (mi-2014)

FM1 (mi-2012)

FM2 (fin 2012)

Ph. A

Durée de développement satellites Phase B/C/D : 8 ANSDurée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science)

2017


PEGASE

SYNTHESE SCIENCEProposition

initialeMission proposée en fin de phase 0

Bande spectrale

1.5-6µmR=60

2.5-5 µmR=60

Diamètre 30 à 40 cm > 30 cm

Base (=2b) 50 à 500 (1000)

50 to 500 m

Stabilité de l’OPD

2.5 nm rms 2.5 rms (Pégasides)15 nm in V2 mode

(disques)

Pégasides 16 > 9pour d < 75 pc

Naines brunes

5 > 3pour D < 50 pc

Disques d’accrétion

Bords internesVents

stellaires,…

K< 10 pour un écart de 0.1 à 1.3 UA

Le nombres d’objets intéressant cette mission d’astrophysique va en augmentant d’année en année.

20 cibles par type reste l’objectif (3 types : Pégasides, Naines brunes ou Disques d’accrétion).

étendre aux disques de débris en étudiant l’option de réduire la base jusqu’à 20 m ?

Limite de PEGASE : contraste 10-4 ; magnitude 8

domaine nulling : limites SF + SNR

00,00020,00040,00060,0008

0,0010,00120,0014

0 2 4 6 8 10 12

magnitude apparente de l'étoile (V)

cont

rast

e à

3 µm

Faciles Moyennes Difficiles


PEGASE

SYNTHESE SYSTEME SPATIAL

Points forts : Marge #250kg : Masse au lancement #1800kg y compris 30% de marge système et D=40 cm Les technologies de base sont disponibles grâce au programme de R&D D=30 cm performances acceptables (SF limite) Pas de point d’infaisabilité majeur détecté

Sujets à étudier de près : Conception thermomécanique satellite et CU notamment / options orbites µvibrations / stabilité ddm et pointage fin

Orbite L2 (Mécanique orbitale & opérations) évaluer : Earth trailing Orbit Calibration instrumentale en orbite.

En phase A : Porter l’effort sur l’optimisation système, la conception, l’intégration et la qualification.

R&D Dédiée à cette mission :

Métrologie longitudinale & latérale fine éventuellement Senseur de frange, FRAS (CU) Propulsion gaz froid 10 fois meilleure que celle de GRACE. forte imbrication CU / PF

R&D Commune aux autres missions de Vol en Formation :

développement métrologie RF. Senseur Latéral & Stellaire fin Contrôle 6 d.d.l. par gaz froid

Hors Vol en Formation Vol en Formation

point critique majeur = stabilité ddm (2,5 nm rms) impliquant tous les

niveaux

VOL EN FORMATION ETUDE DE PHASE 0 PEGASE

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