Les satellites Diadème – Partie 2

Définition des satellites D-1C et D-1D et de leurs cases à équipements

1 – Les satellites D-1C et D-1D

DIAPASON permettait une expérience de géodésie par mesure d’effet Doppler sur des émissions radioélectriques à fréquence très stable (d’où son nom). Pour D-1C et D-1D on pourra en outre repérer le satellite en mesurant sa distance (télémétrie) au moyen de laser. Pour cela le satellite est recouvert de « cataphotes » de précision, capables de renvoyer dans la direction d’où ils viennent les puissants rayons lumineux émis par des lasers placés au sol. Il a fallu d’autre part ajouter un système d’orientation magnétique qui permet d’orienter ces cataphotes vers la région de la Terre où ont lieu les expériences.

On s’est efforcé de conserver au maximum le système de D-1A. Toutefois, les expériences plus poussées que permettront D-1C et D-1D en matière de trajectographie et de géodésie, grâce au recours à la télémétrie laser, ont rendu nécessaires certaines modifications et adjonctions. Ces variantes par rapport à D-1A sont constituées essentiellement par :

– l’installation sur le satellite d’un ensemble de cataphotes qui renverront les rayons laser vers leur source d’émission ;

– la mise en place d’un système de stabilisation magnétique passif.

1.1 Structure

Les satellites D-1C et D-1D, tout comme leur aîné D-1A, se présentent sous la forme d’un cylindre d’environ 50 cm de diamètre et de 20 cm de hauteur, dont les deux faces circulaires, supérieure et inférieure, sont fermées par un capot tronconique. Sur le capot inférieur viennent s’articuler 4 panneaux rectangulaires de 21 cm de largeur, porteurs de cellules solaires et de cataphotes. Sur le capot supérieur sont montées 4 antennes de télémesure (sur 136 et 150 MHz) de 75 cm de hauteur environ. Dans l’axe longitudinal du satellite est placée une autre antenne (20 cm de longueur) pour les émissions sur 400 MHz.

Les panneaux solaires sont repliés vers le haut tant que le satellite est protégé par la coiffe de la fusée et s’appuient alors les uns sur les autres en formant une pyramide très rigide. Ils sont maintenus dans cette position à l’aide de 4 filins métalliques tendus qui relient chaque panneau à un point central du chapeau. Un dispositif pyrotechnique libère simultanément les 4 filins à un moment précis. Des ressorts disposés sur l’articulation des panneaux donnent alors le couple nécessaire à leur déploiement.

 

Système de séparation du satellite d’avec la case d’équipements

Lors de l’injection sur orbite, le satellite est solidaire d’une case d’équipements (elle-même reliée au 3^ème étage du lanceur) au moyen d’une sangle composée de 3 parties réunies par 3 vérins pyrotechniques. Lors de la mise à feu de ces vérins, la sangle disloquée, s’écarte du satellite. Un ressort hélicoïdal, qui se trouvait comprimé entre la case et le satellite, se détend et imprime au satellite l’accroissement de vitesse nécessaire pour qu’il s’éloigne de la case.

1.2 – Stabilisation

D-1A était stabilisé sur lui-même par rotation. Il gardait donc une orientation fixe par rapport à la voûte céleste, mais non par rapport à la Terre. Or, pour faire le meilleur usage du poids et de la surface allouée aux cataphotes, il faut les orienter vers la Terre. On a choisi un système simple qui remplit à peu près cette condition et qui a déjà été utilisé avec succès pour cet usage sur les satellites américains BEACON EXPLORER B et C. On fixe sur le satellite un aimant qui tend à orienter son axe parallèlement aux lignes de force du champ magnétique terrestre. Ainsi dans l’hémisphère Nord, c’est toujours la même face du satellite qui est tournée vers la Terre et, d’autre part, aux latitudes où se trouvent les stations laser, le champ magnétique terrestre fait avec la verticale locale un angle faible (30 degrés environ pour l’Observatoire de Haute-Provence). Ce dispositif strictement passif est extrêmement simple. Il entraîne cependant des répercussions importantes sur de nombreuses fonctions du satellite.

En fait, le système d’orientation doit remplir 3 rôles différents :

– orienter le satellite sur le champ magnétique terrestre,

– amortir les oscillations du satellite au champ terrestre,

– freiner la rotation résiduelle du satellite mis sur orbite pour pratiquement l’annuler, après action du yoyo.

L’objectif fixé est de réaliser les premières expériences de télémétrie par laser le plus tôt possible après le tir (on s’est donné un maximum de 10 jours). Il faut donc qu’à ce moment les mouvements initiaux soient suffisamment amortis.

Le dispositif de stabilisation prévu à cet effet comporte essentiellement2 parties distinctes :

– un dispositif moteur : 4 aimants permanents (Ticonal 600), qui sont collés sur la tranche des panneaux solaires et à leur extrémité et dont le moment magnétique global est aligné sur l’axe à orienter, créent un couple d’orientation dans le champ géomagnétique :

– un dispositif d’amortissement : 4 fils d’un matériau (Anhyster DS) capable de s’aimanter fortement dans le champ magnétique terrestre sont placés dans des tubes fixés sous le plancher inférieur du satellite ; la rotation résiduelle du satellite après action du yoyo (inférieure à 5 tours/minute) et les oscillations de l’axe du satellite autour de la ligne de force locale soumettent ces fils à des champs variables, d’où il résulte une dissipation d’énergie par hystérésis magnétique dans les fils et finalement l’annulation des mouvements néfastes à l’expérience. Les calculs montrent que D-1C et D-1D on devrait obtenir un ralentissement de la rotation de l’ordre d’un tour/minute par jour et un dépointage inférieur à 2 degrés, à partir d’un dépointage initial de 90 degrés, en un jour et demi environ.

1.3 -Détecteurs solaires pour la détermination de l’attitude

Pour contrôler sommairement l’orientation du satellite, on a disposé un ensemble de 6 petites plaquettes de cellules solaires aux extrémités des panneaux solaires ; groupées 3 par 3, elles définissent 8 trièdres, ce qui permet de connaître la direction du Soleil par rapport au satellite.

1.4 – Energie de bord

Toute l’énergie électrique nécessaire à bord des satellites de la série D-11 est fournie par un générateur solaire qui transforme l’énergie lumineuse qu’il reçoit en énergie électrique.

Ce générateur est identique à celui de D-1A ; il est composé de 4 panneaux portant au total 2304 cellules photovoltaïques. Il alimente une batterie du type cadmium-nickel dont la capacité est de 3,5 A.h.

Deux convertisseurs distribuent le courant nécessaire au fonctionnement de chaque équipement, à la tension voulue. Un double système de protection de la batterie évite sa décharge comme sa surcharge.

Cette alimentation est suffisante pour assurer le fonctionnement permanent des équipements de D-1C et D-1D, y compris des émetteurs scientifiques, qui étaient télécommandés sur DIAPASON.

1.5 – Télémesure

La télémesure des satellites D-1C et D-1D est du type P.F.M. (Pulse Frequency Modulation). Le train P.F.M. module en phase un émetteur de 250 mW de puissance qui fonctionne sur la fréquence de 136,980 MHz. Cette télémesure transmet 2 types de paramètres :

– les paramètres de surveillance des équipements de bord (tensions, courants, températures), permettant de s’assurer du bon fonctionnement du satellite ;

– les données des détecteurs solaires (elles ont pris la place affectée dans DIAPASON aux mesures sur l’effet du rayonnement sur les cellules solaires).

Les émissions stables, dites scientifiques, qui permettent des mesures précises d’effet Doppler sont transmises grâce à deux émetteurs pilotés par l’oscillateur très stable embarqué et fonctionnant sur 399,920 MHz (100 mW) et 149,70 MHz (150 mW).

La télécommande qui mettait en marche les émissions de D-1A pour une durée de 16 minutes a été supprimée sur D-1C et D-1D ; ces satellites devront émettre de façon continue.

1.6 – Cataphotes

 

Pour l’expérience de télémétrie par laser, un ensemble de 144 cataphotes est aménagé sur le satellite. Le réflecteur est un coin de cube dont la face d’entrée est hexagonale et les 3 faces. arrières réfléchissantes trirectangulaires. Le côté de l’hexagone a 18 mm de longueur. La planéité des faces est meilleure que le tiers de la longueur d’onde (λ = 0,7 μ). Pour tenir compte des effets d’aberration dus à la vitesse du satellite, des défauts ont été volontairement introduits sur la perpendicularité des faces réfléchissantes. Ces défauts sont comptés entre 2 et 3 secondes. Les faces réfléchissantes sont recouvertes d’une couche d’argent, elle-même protégée par un dépôt de monoxyde de silicium. Le matériau choisi, de la silice synthétique très pure, a été préféré pour sa résistance aux rayonnements.

 

 

 

 

Les deux schémas ci-dessus montrent le mode de fixation des cataphotes sur leur support.Chaque cataphote est fixé par frettage sur un support métallique. Trois tétons du support rentrent dans les encoches de fixation ménagées sur les troncatures verticales du cataphote.Les faces planes du support ne sont pas en contact avec les troncatures du cataphote. Ce dernier n’entre en contact avec son support que par les 3 tétons et par une pastille de téflon. Le frettage est obtenu par enroulement d’un fil métallique (4 tours) de 0,2 mm de diamètre, tendu par un poids de 200 grammes. Les extrémités sont ensuite soudées à l’étain.

L’ensemble des réflecteurs est capable de retourner précisément vers sa direction d’origine (à quelques secondes près) un rayon lumière rouge qui l’atteint dans un angle de 120 degrés environ comme le montre le schéma ci-dessous.

 

1.7 – Contrôle thermique

Comme celui su satellite D-1A, le contrôle thermique du D-1C et D-1D est assuré par un choix convenable des revêtements de sa surface extérieure. Ceux-ci sont choisis en fonction de leurs propriétés thermo-optiques (absorption des rayonnements solaires, émission thermique), de façon à maintenir la température des équipements dans les limites permettant leur bon fonctionnement.

Les études thermiques ont cependant dû être entièrement reprises, pour deux raisons :

– D-1C et D-1D portant des cataphotes, dont certains sont placés sur le corps du satellite lui-même, les échanges thermiques ne sont plus mêmes ; les autres cataphotes, fixés sur les panneaux solaires, ont modifiés les ombres portées sur le corps du satellite ;

– D-1C et D-1D étant stabilisés sur le champ magnétique terrestre peuvent présenter longtemps le même côté au Soleil, contrairement à D-1A qui tournait rapidement sur lui-même.

Les revêtements extérieurs du satellite sont donc assez différents de ceux de D-1A. C’est ainsi que des feuilles d’or ont été ajoutées sur la partie cylindrique du corps du satellite.

1.8 – Devis de masse (en grammes)

Structure (total 6 500)

– du corps, avec revêtements thermiques : 6 500

– des panneaux solaires : 2 400

Alimentation (total 3 100)

– cellules solaires : 1 000

– batteries : 1 900

– circuit de dissipation : 200

Électronique (total 5 400)

– électronique modulaire : 4 500

– oscillateur très stable : 900

Cablage : 2 000

Stabilisation (total 300)

– aimants permanents : 140

– barreaux amortisseurs : 160

Détecteurs solaires : 150

Cataphotes (total 4 450)

– cataphotes : 4050

– isolation thermique : 400

Aériens et système d’adaptation : 1 000

Masse totale satellite : 22 900

2 – Cases d’équipements

2.1 – Structure

La structure de la case d’équipements, d’un poids de 8 kg, assure la liaison mécanique entre le 3^ème étage du lanceur et le satellite. Elle se compose essentiellement de 2 parties :

– un tronc de cône en alliage de magnésium, fixé sur la couronne, qui sert de support mécanique au satellite et lui transmet la poussée du lanceur ; à sa partie supérieure, ce tronc de cône supporte le système de séparation d’avec le satellite, qui comprend la sangle de séparation, un ressort d’éjection et le dispositif de mesure de vitesse de séparation ; à sa partie inférieure, se trouve le mécanisme yoyo de ralentissement de la rotation de l’ensemble 3^ème étage-case-satellite ;

– un plateau comportant une couronne fixée sur la jupe avant du 3^ème étage et un plancher rendu solidaire de la couronne par un laçage de fil de nylon tressé ; ce laçage permet de supprimer pratiquement tout effet de vibration à des fréquences supérieures à 30 Hz. Sur les faces inférieure et supérieure du plancher sont disposés les divers équipements ainsi que les câblages et les liaisons électriques.

2.2 – Mission

Dans le programme D-1A, la case d’équipements placée entre le satellite et le 3^ème étage de la fusée porteuse remplissait 3 fonctions essentielles :

– elle transmettait des informations sur le fonctionnement du 3^ème étage de DIAMANT, grâce à une chaîne de télémesure à 5 voies ;

– elle distribuait chronologiquement des ordres à certains équipements et contrôlait les opérations ainsi commandées (largage de la coiffe, séparation entre le satellite et la case) ;

– elle permettait de localiser le véhicule spatial, grâce à un répondeur-radar embarqué.

Ainsi conçue, la case pesait 19 kg, soit pratiquement autant que le satellite. A la suite du bon fonctionnement des 2 premières fusées DIAMANT, la part des mesures consacrée au comportement du lanceur a pu être réduite. Cet allégement devait par ailleurs permettre d’augmenter l’altitude du périgée de D-1C et D-1D, ce qui favorisait l’objectif scientifique du programme de géodésie.

En fait on a construit 2 types de cases, l’une encore plus allégée que l’autre. Les informations utiles concernant en vol du 3^ème étage de DIAMANT occupaient 5 voies de télémesure sur D-1A. Sur D-1C la case ne comporte plus qu’une seule voie voie de transmission. Quand à la case de D-1D, elle est totalement dépourvue de chaîne de télémesure.

En revanche, les cases d’équipements de D-1C et de D-1D comportent le même programmeur électronique pour la distribution d’ordres que D-1A.

Enfin, le répondeur-radar qui se trouvait dans la case d’équipements et était donc satellisé avec D-1A est disposé, pour ce qui est de D-1C et D-1d, dans la case inter-étages, entre le 2^ème et 3^ème étages, ce qui permet un gain notable de poids. En contrepartie, la trajectographie de la phase finale de la mise sur orbite ne peut être suivie par le radar Aquitaine ; en fait les moyens radio-interférométriques qui, eux aussi, ont fait leurs preuves, sont suffisants.

Le dispositif yoyo monté dans case d’équipements pour réduire la vitesse de rotation de D-1A de 300 à 30 tours/minute environ a été réétudié pour tenter d’annuler cette vitesse de rotation sur D-1C et D-1D. La vitesse résiduelle due aux imprécisions du yoyo sera progressivement annulée par les barreaux magnétiques amortisseurs.

Source : Revue CNES « La recherche spatiale » – Volume VI – N°2 – Février 1967.