Formation Flying for Astrophysics SIMBOL-X : An X Ray Mission

1. 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)

2. Baffle et collimateur pour rejeter le fond diffus X du ciel Refroidissement détecteur Protection pour les opérations sol, lancement et orbite basse Rejet du bruit de fond de l’instrument

3. Charge utile satellite détecteur Deux detecteurs : un haute énergie et un basse énergie Plan focal encapsulé

4. cold detection CEA design heat pipe connected to a classical radiator COLD OR CRYOGENIC SURROUNDING DETECTOR pointing allows a cold surface continuously facing deep space without any perturbation small size and mass (focused signal) slightly dissipative (front electronics beside) no coolers, no mechanisms, no vibrations, no consumption allow a passive thermal concept but very specific design for each case

5. Charge utile satellite miroir Type Wolter-I :incidence rasante Miroir utilisant la technologie XMM Autre revêtement possible :

6. Case Mechanical I/F Mirror shells Spider New Media Lario Design XMM background working hypothesis thermal control: 20 ± 2° internal Th Ctl on spider external Th Ctl but here with 2 faces open toward deep space line of sight Mirror Module 650650 300 Kg 20°±2 Sun max depointing 25° X and thermal baffle Thermal baffle Thermalized mecha I/F Sun baffle Sun baffle MODULE MIROIR

7. Durée mission scientifique : 2 ans Champ de vue 6 arcmin Satellite miroir Pointage absolu 10 arcsec Connaissance Ligne de visée 3 arcsec 30m +/-0.1m Satellite détecteur Liste typique d’observations utilisée pour le dimensionnement +/-1cm * Low energies can be sampled to reduce data rate La configuration optique devra être optimisée (ex : focale entre 20 m & 30 m)

8. Pointing type XMM and INTEGRAL: the celestial vault is scanned in 4,5 months ( 35% instantanément) ecliptic plan Sun sky area visible at any moment  35% 4,5 months 360° 20° OBSERVATION AREA

9. 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 DV 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

10. MECANIQUE ORBITALE Correction période orbitale Remontée du périgée Orbite de transfert Mise à poste Descente TM & maintien de la Formation Le périgée sera de ~70000 km après 2 ans J3 Evolution de l’inclinaison J2 J4 Observations J5 J1 J6 J7 Opérations typique sur une orbite Le périgée augmente & l’apogée diminue (effet Lune & conservation du demi grand axe)

11. Perigee latitude variation Maintien à poste : • 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 Angular orbital parameters variation

12. ANTI-COLLISION DEUX Satellites à 30 m = DANGER en cas de passage en Mode Survie D X (Axe selon la trace) DV dp Satellite “suiveur” (x0,z0,y0) Manoeuvre anti collision : stratégie en deux impulsions Radial Z • 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

13. LANCEMENT • 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 ? CONFIGURATIONS UNDER SOYUZ FAIRING

14. MISSION TIMELINE Positioning 3 weeks Comp. FF 5 weeks Minimal life duration : 2,5 years Scientific mission 104 weeks Margin due to availability : 26 weeks Commissioning 3 weeks FF Validation 3 weeks Extended mission

15. GNC- VOL EN FORMATION (1) Spécifications Miroir Choix système • Satellite Miroir pointé vers la source • Satellite détecteur asservi en position relative Détecteur 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)

16. GNC- VOL EN FORMATION (2) Métrologie relative- mesure distance par senseur RF: bruit: 0.5 mm (1 s)- mesure direction relative par senseur latéral: bruit: 1’’ (3 s)- mesure attitude absolue par senseur stellaire fin: bruit: 1’’ (3 s) Antennes Rx/Tx Miroir détecteur Calibration en vol pour élimination des biais (visée de sources connues) 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.

17. GNC - VOL EN FORMATION (3) Bilan équipements 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

18. SEGMENT SPATIAL Ce chapitre n'aborde que la problématique générale qui conduit aux grands choix avec 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 INTEGRAL qui simplifie aussi le contrôle thermique Problématique forte de collimation pour filtrer le rayonnement X diffus du fond du ciel

19. 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) ecliptic plan Sun sky area visible at any moment  35% 4,5 months 360° 20° OBSERVATION AREA AND TECHNICAL CONSTRAINTS

20. cellules AsGa triples jonctions pointées soleil 2 panneaux en 2 ailes type Myriade = 2 m² P disponible = 420 W rendement Boîtier de puissance = 0,94 OK Bilan énergétique préliminaire = 330 W avec l'émission TMI et le ctle Th AVIONIQUE 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

21. COMMANDE CONTROLE Besoins d’autonomiesupplémentaires 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 commandabilitéassurées: - 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 protectioncontre les risques de collision découlant: - d’un rapprochement anormal, - de la perte du lien ISL - du repli en Survie d’un SL

22. 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 thrusters10N 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)

23. 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 gérer et représente une des principales difficultés de l'étude de configuration

24. CONFIGURATION REFERENCE PLAN CONSTRAINTS COLLIMATION CONSTRAINTS 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. Mirror Satellite narrow sky screen Wide sky screen 2 planes 3 planes conf 1 conf 2

25. baffle amontdu module miroir conf 1 compartiment avionique I/F lanceur collimateur détecteur compartiment avionique conf 2 baffle et I/F lanceur compartiment propulsion compartiment propulsion CONFIGURATION 2 configurations du satellite détecteur configuration du satellite miroir

26. BILAN DE MASSE soyuz capability Satellite Miroir « sec » Satellite Détecteur « sec »

27. 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 Communications strategy Mirror Detector ISL TT&C Unique link during nominal operational phase TT&C for emergency, Mise à poste and commissioning(Rx always ON) ESOC (15 m)S band Stations ESOC : REDU, KOUROU, MALINDI, PERTH, MADRID

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

29. OPERATIONS (Cont’d) EXAMPLE 2ONE WEAK SOURCE(79 ks ; < 50 µCrab) EXAMPLE 3DEEP FIELD (~1 Ms)

30. SIMBOL-X CALENDRIER SIMPLIFIE Durée de développement satellites Phase 6,5 ANS Durée de la mission ~2,5 ans (2 ans de Science) 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 Phase E Lancement Satellite Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D CU Détecteur Phase A Phase B Phase C Phase D Satellite Miroir Phase A Phase B Phase C Phase D CU Miroir Phase A Phase B Phase C Phase D

31. 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.

32. 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.