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

SIMBOL-X

Formation Flying for Astrophysics

SIMBOL-X : An X Ray Mission

~ [ 0,5keV – 70 to 80keV ] ~ [ 1.2 1017Hz – 1.7 1019Hz ] ~ [ 2480 pm – 17.7 pm ]

(Target Launch : 2012)


SIMBOL-X

Baffle et collimateur pour rejeter le fond diffus X du ciel

Protection pour les opérations sol, lancement et orbite basse

Refroidissement détecteur

Rejet du bruit de fond de

l’instrument


SIMBOL-X

Caractéristiques charge utile détecteur

Focal plan area 15 cm

Température plan focal < -20° C

Nombre de boîtier électronique 4

Volume Electronique 33 litres

Puissance détecteur 75 W

Masse total 46 kg

Charge utile satellite détecteur

Deux detecteurs : un haute énergie et un basse énergie

Plan focal encapsulé


SIMBOL-X

small size and mass (focused signal)slightly dissipative (front electronics beside)

pointing allows a cold surfacecontinuously facing deep space

without any perturbation

COLD OR CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR

allow a passive thermal conceptno coolers, no mechanisms,no vibrations,no consumption but very specific design for each case

heat pipe connected to a classical radiator

cold detection

CEA design


SIMBOL-X

Charge utile satellite miroir

Type Wolter-I : incidence rasante

Miroir utilisant la technologie XMM

Diametre Max/Min 600/290 mm

Longueur Focale 30000 mm

Hauteur Miroir 600 mm

Configuration Wolter I

Nombre de module miroir 1

Nombre de coquille 100

Revêtement Surface coquille Pt

Min/Max angle incidence 0.07 o/0.142o

Matériau structure coquille Ni

Min/Max épaisseur coquille 0.12/0.30 mm

Masse du module miroir 213 Kg

Champ de vue (FWHM) 6 arcmin

Résolution attendue (HEW) 30 arcsec

Surface Effective @30 keV 550 cm2

Autre revêtement possible :


SIMBOL-X

New Media Lario Design

Mirror shells

Spider

Case Mechanical I/F

XMM background thermal control: 20 ± 2°

but here with 2 faces open toward deep space

MODULE MIROIR

line of sight

25° Sunmax

depointing

Sun baffle

X and thermalbaffle

Thermal baffle

Sun baffle Thermalized mecha I/F

MirrorModule

650650300 Kg20°±2

external Th Ctlinternal Th Ctl on spider

working hypothesis


SIMBOL-X

Satellite miroir

Satellite détecteur

Champ de vue6 arcmin

Connaissance Ligne de visée

3 arcsec

30m +/-0.1m

Pointage absolu10 arcsec Type Sources observed duration (in

ks)Nb Observ. Science TM rate

Long observation far away AGN and clusters

1000 10 1.4kb/s

Galactic center SgrA*, diffus 100 10 1.4kb/s

Weak source Extra galactic jets 76 620 1.4kb/s

Medium source Cluster of Galaxies, AGN, extra galactic binary systems

47 210 10kb/s

Hard source supernovae remnant, binary system, galactic in low state

18 70 >14kb/s up to 400kb/s*

Extra-hard source Galactic X Binary system - Novae X – Crabe

18 80 >14kb/s up to 400kb/s/*

Durée mission scientifique : 2 ans

* Low energies can be sampled to reduce data rate

Liste typique d’observations utilisée pour le dimensionnement

La configuration optique devra être optimisée (ex : focale entre 20 m & 30 m)

+/-1cm


SIMBOL-X

OBSERVATION AREA

20°

Sun

eclipticplan

sky area visible

at any moment 35%

360°

4,5 months

Pointing type XMM and INTEGRAL:

the celestial vault is scanned in 4,5 months( 35% instantanément)


SIMBOL-X

Scientific Orbit : 44 000 km / 253 000 km / 7 days / Low inclination

Has been chosen to give 90% time above 73 000 km which maximizes the science

Satellites V 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


SIMBOL-X

MECANIQUE ORBITALE

Observations

Descente TM & maintien de la

FormationEvolution de l’inclinaison

Le périgée augmente & l’apogée diminue(effet Lune & conservation du demi grand axe)

J2

J7J6

J3J4

J5J1

Opérations typique sur une orbite

Mise à poste

Orbite de transfert

Remontée du périgée

Correction période orbitale

Le périgée sera de ~70000 km après 2 ans


SIMBOL-X

Perigee latitude variation

Angular orbital parameters variation

Les courbes ci-contre montrent la grande variabilité des paramètres orbitaux.

On maintiendra le demi grand axe de l’orbite pour garder le phasage par rapport aux stations sol (7 jours sidéraux)

On réalise une manoeuvre au périgée toutes les quatre orbites (28 jours). Le coût est de 13 m/s par an

Maintien à poste :


SIMBOL-X

Manoeuvre anti collision : stratégie en deux impulsions

Z

X (Axe selon la trace)

Radial

dp Satellite “suiveur”

(x0,z0,y0)

V

D

• Il existe une infinité de trajectoires possibles

• Le coût d’une manoeuvre est de quelques cm/s pour s’éloigner à 1 km

• La première impulsion est calculée à bord et réalisée automatiquement sans intervention du Sol

• La seconde manoeuvre est calculée par le sol, téléchargée à bord puis réalisée sous contrôle du Sol

• le délai maximal pour réaliser cette seconde manoeuvre est de 3,5 jours

ANTI-COLLISIONDEUX Satellites à 30 m = DANGER en cas de passage en Mode Survie


SIMBOL-X

CONFIGURATIONS UNDER SOYUZ FAIRING

• 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 ?

Inclinaison Performance

i = 5,2° 2290 kg

i = 30° 2120 kg

i = 45° 2000 kg

i = 60° 1850 kg

LANCEMENT


SIMBOL-X

MISSION TIMELINE

Minimal life duration : 2,5 yearsMinimal life duration : 2,5 years

FF Validation3 weeks

Comp. FF5 weeks

Extended mission

Positioning3 weeks

Commissioning3 weeks

Scientific mission104 weeks

Margin due toavailability :

26 weeks


SIMBOL-X

GNC- VOL EN FORMATION (1)

Difficultés: Positionnement relatif: Dans la configuration orbitale retenue (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 as) nouveaux équipements, calibration en vol, contraintes sur conception structure

Besoins delta-v (2 ans de mission) 3 m/s de maintien en formation en HEO 20 m/s de manœuvres pour changement de cible (1000 pointés)

Miroir

Détecteur

Caractéristiques Miroir Détecteur

. Positionnement relatif. Connaissance

NA

NA

+/- 1 cm latéral+/- 10 cm distance 0.5 mm latéral

. Pointage

. Stabilité d’attitude10 asNA

1°NA

Spécifications

Choix système

Satellite Miroir pointé vers la source

Satellite détecteur asservi en position relative


SIMBOL-X

Métrologie relative- mesure distance par senseur RF: bruit: 0.5 mm (1 )- mesure direction relative par senseur latéral: bruit: 1’’ (3 )- mesure attitude absolue par senseur stellaire fin: bruit: 1’’ (3 )

GNC- VOL EN FORMATION (2)

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 Miroir 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.

détecteur MiroirAntennes Rx/TxCalibration en vol pour élimination des biais

(visée de sources connues)


SIMBOL-X

GNC - VOL EN FORMATION (3)

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 0.5 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

Satellite Miroir Satellite détecteur

Métrologie - SST standard (x2) + 1 bloc gyro- Terminal RF + 1 antenne- coin de cube

- SST fin (1’’) + SST standard + gyros- Terminal RF + 3 antennes- senseur latéral

Actuation - Roues de réaction (x4) > 1 Nm.s- Propulsion hydrazine (mise à poste et/ou contrôle d’orbite)

- Propulsion gaz froid (8 prop.) pour contrôle relatif- Propulsion hydrazine (mise à poste et contrôle d’orbite)

Bilan équipements


SIMBOL-X

SEGMENT SPATIAL

Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choixavec leurs conséquences architecturales.

Par souci de concision, seuls les sous systèmesidentifiés comme dimensionnant sont abordés

Choix amont d'une possibilité maximale de coopération vs un coût minimum- satellite miroir : 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

Possibilité d'un GS fixe autorisé par le type de pointage type XMM et INTEGRALqui simplifie aussi le contrôle thermique

Problématique forte de collimation pour filtrer le rayonnement X diffus du fond du ciel


SIMBOL-X

OBSERVATION AREA AND TECHNICAL CONSTRAINTS

20°

Sun

eclipticplan

sky area visible

at any moment 35%

360°

4,5 months

Pointing type XMM and INTEGRAL:

allow a sun pointing:- GS fixes- simplified Th Ctle

the celestial vault is scanned in 4,5 months( 35% at any moment)


SIMBOL-X

cellules AsGa triples jonctions pointées soleil2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 Wrendement Boîtier de puissance = 0,94

Bilan énergétique préliminaire = 330 W avec l'émission TMI et le ctle ThOK

Intérêt de partir sur une Avionique Myriade avec 1 boîtier de puissance 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 prises 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 Calculateur de Gestion de la CU:- 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

AVIONIQUE


SIMBOL-X

COMMANDE CONTROLE

Besoins d’autonomie supplémentaires 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 commandabilité assurées:- organisation et cycles opérationels relativement simples

- bilan de TM présentant des marges. - I/F sol-bord unifié, en routine (ISL pour TM/TC du SL Miroir) Niveau d’autonomie raisonnable. Mais passage en Survie avec comportement Fail-Operational temporaire si option FDIR centralisée FDIR anti-collision: - risque de collision assez faible grâce à la stratégie d’évitement proposée - 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 Miroir Dans les 2 cas on sait définir des logiques de protection contre les risques de collision découlant:

- d’un rapprochement anormal, - de la perte du lien ISL- du repli en Survie d’un SL


SIMBOL-X

PROPULSION

pressurised bi-propellant system, type Rosetta - N2H4: 2 X 104 litres tanks from EADS-ST ; need = 184 kg, capacity= 225 kg - pressu N2: 1 PSI 18,8 L for a need of 4,8 kg ; - 8 thrusters 10N EADS-ST

satellite miroir

satellite détecteur

GN2 pressurised N2H4 system- 12 X 1N thrusters. Isp = 220s. - 144 kg propellant capacity,with 4 Rafaël 38 L tanks (Proteus) for a need 115 kg. Cold gas system - 16 X 10 mN Marotta UK thrustersfor formation flying and anti-collision- Common high pressure GN2 storage with the pressurisation of the N2H4. 4,2 kg for hydrazine pressurisation + 4 kg for cold gas = 8,2 kg.Use of 2 PSI 18,8 L metallic high pressure vessels (capacity : 9,9 kg)


SIMBOL-X

CONFIGURATION

- le coefficient balistique (Surface/Masse) sera aussi voisin que possible sur les 2 satellites la géométrie de chacun sera la plus symétrique possible pour favoriser 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 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

La contrainte de collimation est complexe à géreret représente une des principales difficultés de l'étude de configuration


SIMBOL-X

CONFIGURATION

To optimize the global pointing accuracy management,GNC sensors and detection plan must be nearby one to each other as much as possible to avoid all possible structural deformation effects.

2 planes 3 planes

COLLIMATION CONSTRAINTS

Wide sky screen narrow sky screen

REFERENCE PLAN CONSTRAINTS

Mirror Satellite

conf 1

conf 2


SIMBOL-X

CONFIGURATION

conf 1

conf 2

compartimentavionique

compartimentpropulsion

I/F lanceurcollimateur

détecteur

compartimentavionique

compartimentpropulsion

baffle etI/F lanceur

baffle amontdu module miroir

2 configurations du satellite détecteur

configuration du satellite miroir


SIMBOL-X

BILAN DE MASSE

Satellite Détecteur

« sec »

Satellite Miroir

« sec »

soyuz capability

Mission en HEO

Masse du satellite miroir 1255

Masse du satellite détecteur 532

Marge système 30%

Marge système (kg) 375,3

Adaptateur Miroir 70

Adaptateur Détecteur 70

Structure additionnelle (type SYLDA) 300

Masse totale 2227

Performance du lanceur 2289

Marge supplémentaire de performance (kg) 62

Marge supplémentaire de performance (%) 2,7%

Masse totale du Miroir 300

Structure 86,5 20%

Power 48,1 24%

Pyro/mechanisms 1,1 5%

Thermal control 4,1 23%

Telecommunications 9,6 26%

ACS Sensors 40,4 16%

Avionics 6,0 20%

Propulsion Stage 47,6 8%

System Margin 92,3 30%

Total sans CU 335,8

Total CU 64,2 23%

Total Satellite 400,0

Structure 182,5 20%

Power 50,5 24%

Pyro/mechanisms 1,1 10%

Thermal control 4,1 23%

Telecommunications 8,0 5%

ACS Sensors 28,7 15%

Avionics 6,0 20%

Propulsion Stage 34,9 8%

System margin 223,7 30%

Total sans CU 539,5

Total CU 430,0 30%

Total Satellite 969,5


SIMBOL-X

Communications strategy

• 2 communications modes– Housekeeping mode (TC + HKTM + ranging)– TMCU download (TC + TM high rate, detector only)

• Access the mirror through ISL in nominal phase• Direct access to mirror (parallel

communications) for:– Mise à poste– Commissioning– Emergency

ESOC (15 m)S band

ISL

TT&C

Unique link during nominal operational

phase

Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID

TT&C for emergency, Mise à poste and commissioning

(Rx always ON)

Detector

Mirror


SIMBOL-X

OPERATIONS : SEVERAL HARD SOURCES (22 ks ; > 1 mCrab)


SIMBOL-X

EXAMPLE 2ONE WEAK SOURCE(79 ks ; < 50 µCrab)

EXAMPLE 3DEEP FIELD (~1 Ms)

OPERATIONS (Cont’d)


SIMBOL-X

SIMBOL-XCALENDRIER SIMPLIFIE

Phase B

2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014

Phase A Phase C Phase D

Phase E

Phase A Phase B Phase C Phase D

Lancement

Phase A Phase B Phase C Phase D

Phase A Phase B Phase C

2015

Satellite Détecteur

Satellite Miroir

CU Détecteur

CU Miroir

Phase D

Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS

Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science)


SIMBOL-X

SYNTHESE & PERFORMANCES (1)

• SIMBOL-X représente un « Observatoire permanent » qui propose un grand nombre d’observations (jusqu’à 500 par an) correspondant à une grande variété d’objets célestes dans le domaine des rayonnements X durs (>10 keV).

• La «faible» durée des temps d’observation des sources X (moins d’un jour en général) autorise une grande flexibilité dans la programmation ou la redéfinition des cibles à court terme.

• Le lancement des 2 satellites de la formation par SOYUZ de Kourou, sur une orbite HEO de période 7 jours, autorise des marges de masse substantielles (> 30% de marge système), ce qui permet d’envisager différentes options de miroirs (avec des focales comprises entre 25 m et 30 m selon les options : Miroirs semblables à ceux d’XMM, miroirs plus fins ou technologie multicouche).

Ces options devront être étudiées durant la phase A et le choix confirmé à la fin de cette dernière.

• La décroissance de la transmission est acceptable par la mission aux basses énergies (ex : 20% à 1.5keV) et permet de maîtriser simplement le contrôle thermique du « module miroir » par ajout d’isolant multicouche en entrée et en sortie.


SIMBOL-X

SYNTHESE & PERFORMANCES (2)• La nécessité d’inclure un collimateur pour la détection (perturbations induites par le rayonnement X du reste du ciel), a imposé des contraintes significatives sur le satellite détecteur (+ 1 écran sur le satellite miroir). Des marges importantes existent pour l’optimisation des satellites (dimensions et masses) qui permettront d’assurer une bonne adéquation à la mission scientifique.

• Un gros effort technique du CEA sur la mission, le système instrumental et la charge utile détectrice nous a permis d’aboutir à la définition d’un système spatial SIMBOL-X se révélant robuste avec de bonnes marges en fin de Phase 0.

• Le développement de SIMBOL-X 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.

Durée de mission

Domaine Spectral

Lanceur(Perfo.) et Orbite

Masse totale des satellites

Nombre de satellites

Distance ISL (variabilité)

2,5 ans (Science:2 ans)

0.5 - 70 keV Soyuz (2350kg)

HEO période 7jrs

<1800kg (avec la marge système de 30%)

2 (1Sat. D. + 1Sat. Miroir )

~25 à 30m (~Constante)

Contrôle latéral Contrôle longitudinal

Connaissance position latérale

Contrôle d’attitude Miroir

Contrôle d’attitude détecteur

Points durs

+/-1cm (L.O.S.+/-70’’)+/-10cm

+/-0.5mm (L.O.S.+/-3’’)

+/-10’’ (Stabilité : non)

+/-1degré

(Stabilité : non)

Miroirs XMM ou dérivé de XMM(Réalisation et Perfo.)

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Documents

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