VOL EN FORMATION ETUDE DE PHASE 0 PEGASE

1. VOL EN FORMATION ETUDE DE PHASE 0 PEGASE

2. PRINCIPALES ENTREES SCIENTIFIQUES • 3 type d’objets pris en compte pour concevoir la mission • nombre d’objets • bande spectrale d’observation • 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 • 20 objets par type (objectif) • 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

3. weak companion p star q W B dust disk 0 l/B CONTRASTE ET RESOLUTION ANGULAIRE REQUIS • mode nulling (interféromètre de Bracewell) • mesures de visibilités (interférométrie classique) dq=l/2B l=2.5 à 5 µm • 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 • la détection de gaps dans les disques implique d’échantillonner le domaine l,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)

4. SNR EN MODE NULLING

5. RESULTATS POUR LES PEGASIDES cas faciles : SNR > 10+ difficulté moyenne : 5 < SNR < 10 très difficiles : SNR < 5 7 objets 6 objets 3 objets contraste 10-5 à 10-4 contraste > 5 10-4 10-4 <contraste < 5 10-4 paramètres : ti=10h, D=30 cm, ho=0.1, hq=0.6, <Td>=55°K, sTd=0.1°K rms, <To>=100°K, sTo=1°K rms, <2pd/l><510-3 rad, <e> < 0.01, sd=2.5 nm rms, se=0.003 rms, RON 10e- limitations pour d< 50 pc = stablité de l’OPD à 2.5 µm et stabilité de température at 5 µm d > 50 pc : limité par le bruit du détecteur

6. PARAMETRES PRINCIPAUX SELON LE TYPE DE MESURE 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

7. CU : LIEN AVEC LA R ET D 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 • 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

8. plan pupille 1 plan pupille 2 combiner afocal 1G=D/d D’ afocal 2 D O 1 O2 O2 O1 M 1 Sidérostat 2 Sidérostat 1 d ODL 1 ODL 2 Senseur de franges1+20.6–1.0 µm FRAS 1+2 1.0-1.5 µm D 1 recombinaison + p achromatique I1 I2 SCHEMA DE PRINCIPE DE LA CU az2 zone de stabilité2.5 nm rms ou regroupement SF et recombinaison étage de détection 55 K+ couplage fibre, métrologie laser interne Spectrodetectors

9. CARACTERISTIQUES PRINCIPALES DE LA CU • 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 lvis/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 (*) 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

10. 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 • se=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, BP10 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

11. STABILITE DE LA DIFFERENCE DE MARCHE • 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, ho) • 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 ! la spécification de stabilité de la ddm à 2.5 nm rms reste le point dur majeur de Pégase fort couplage CU / étude satellite (µvib, contrôle, thermique, orbite)

12. ZONE D'OBSERVATION ET CONTRAINTE TECHNIQUE Les contraintes thermique et stabilité (dim et Th) imposent une très grande stabilité thermique à des températures cryogéniques sans recours à des machines trop bruyantes. Pour atteindre les performances demandées de façon passive, on ne peut compter que sur le puit thermique du fond du ciel sans aucun perturbateur thermique. D'où la solution en L2 dos au Soleil et à la Terre qui permet cette condition en acceptant un dépointage limité qui dépend de la géométrie satellite zone de ciel visible instantanément zone de ciel visible suivant les saisons 30° L2 Terre Soleil plan de l'écliptique 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.

13. DESCRIPTION DE L’ ORBITE Orbites de Halo ou Lissajous : périodique ou quasi-périodique Période : ~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)

14. BILAN DE DV : RECOMBINATEUR 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

15. DEROULEMENT DE LA MISSION Transfert 4 mois Durée de vie totale : 2,5 ans ; mission nominale 2 ans (Date de Lancement visée : 2013) Recette & Validation VF : 3 semaines Mission Scientifique nominale 70 semaines • 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 Mise à Poste 4 mois Marge pour Complément Recette & VF : 4 semaines Mission étendue

16. Perturbations Dynamiquesatellites Contrôle Actionneurs 0 Ligne à retard Estimateur Senseurfranges Contrôle différence de marche Metrologievéhiculesabsolue& relative 0 Miroirmobile FRAS Contrôle orientation faisceaux Boucles de contrôle GNC au niveau des PF 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 e 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 • controlediscontinu avec propulsion gaz froid améliorée <e> = 0.01 se=0.003

17. Perturbations Dynamiquesatellites Contrôle Actionneurs 0 Ligne à retard Estimateur Senseurfranges Contrôle différence de marche Metrologievéhiculesabsolue& relative 0 Miroirmobile FRAS Contrôle orientation faisceaux Boucles de contrôle GNC au niveau des PF 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 nmde 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

18. 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

19. AOCS : NIVEAUX DE METROLOGIE ET ENCHAINEMENTS contrôle de Position (grossier) Acquisition du senseur latéral Senseur RF Senseur lateralgrossier contrôle de la positionlatérale améliorée Acquisition des FRAS Acquisition des senseurs fins contrôle de l’attituderelative améliorée FRAS stabillisation fine de la ddm Métrologie laser Senseur latéral fin stabilisation latérale fine 1 cm distance3 m lateral @ 250mpointage standard 10 " <1 µm/s longit.10 µm/s en lateral @250 m pointage fin 30 mas precision de mesure 1.25 mm lateral @250 m qq arcsec seulement si les performances de l’estimateur de mouvement sont trop basses

20. AOCS : EQUIPEMENTS NECESSAIRES

21. PROPULSION • 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 est50 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%)

22. ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DU RECOMBINATEUR LGA détecteur 55 K Viseur d’étoile précis 100 K banc optique 100 K 1200  1200  500 V-groove 55 K viseur d’étoile standard V-groove 100 K réservoir N2H4 - tank propulseurs N2 métrologie longitudinale (CU ?) radiative area métrologie optiquelatérale plateforme 300 K 1200  1200  700 antennes RF redondance de tous les senseurs pare-soleil fixe+GS D = 3250 MGA LGA propulseurs N2 face froide propulseurs N2H4

23. ARCHITECTURE PRELIMINAIRE DES SIDEROSTATS LGA Charge utile à 100 K 500  500  500 V-groove 100 K Viseur d’étoile standard coin de cube propulseurs N2 3 diodes laser 3 réservoirs N2 plateforme à 300 K 1000  1000  550 cold face radiateur pare-soleil fixe + GS D = 2100 antenne RF propulseur N2H4 propulseurs N2 LGA réservoir N2H4

24. AMENAGEMENT SOUS COIFFE SOYOUZ • 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 3500

25. MASSE ET PUISSANCE BILAN DE MASSE PUISSANCE DISPONIBLE pas de bilan de puissance, mais point jugé non critique ce bilan inclut 30 % de marges au niveau système et 5 to 20 % au niveau équipement.

26. ISL ISL Nominal Back-up back up TELECOMMUNICATIONS • hypothèses • stratégie decommunication S-band; bi-fréquence, TDMA • TM: 600 Mbit/jour pour 3 satellites (science et TM servitude) 15kbit/s • TC: à maximisé • 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. X-band 15 m antenna

27. 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 l = 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

28. Chronogramme Journalier : NULLING PEGASIDES Pose pendant 16 heures Déplacement sidérostats Acquisition pour la nouvelle observation Pointage Terre & Vidage Haut Débit -4h +4h PAR EXEMPLE : CHAQUE JOUR : MÊME SCENARIO TMTC REC 0 h 8 h 8 h 0 h 0 h Jour i

29. ASPECTS CALENDAIRES CALENDRIER SIMPLIFIE Durée de développement satellites Phase B/C/D : 8 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science) 2017 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 2016 Phase E Lancement Satellite Combinateur Ph. A Phase B Phase C Phase D CU Banc Optique Ph. A Ph. B Phase C Phase D Satellites Sidérostats FM1 (fin 2013) FM2 (mi-2014) Ph. A Phase B Phase C Phase D CU Miroirs FM1 (mi-2012) FM2 (fin 2012) Ph. A Phase C Phase D Ph. B

30. SYNTHESE SCIENCE Limite de PEGASE : contraste 10-4 ; magnitude 8 • 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 ?

31. SYNTHESE SYSTEME SPATIAL Hors Vol en Formation Vol en Formation • 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 : • Métrologielongitudinale & 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 métrologieRF. • SenseurLatéral & Stellairefin • Contrôle 6 d.d.l. par gaz froid point critique majeur = stabilité ddm (2,5 nm rms) impliquant tous les niveaux