Le Projet IGOSat

Revue des Exigences Préliminaires

09 Juillet 2015

Ionospheric & Gamma-ray Observation Satellite

1


Ordre du Jour : 14:00 - Présentation Générale / Mission / Charges Utiles 15:00 - Pause 15:15 - Présentation Technique de la Plateforme 16:15 - Pause 16:30 - Revue (Session Privée) 17:30 - Fin

2


Panel de Revue

3

Présentation Générale1 - Le contexte et la mission IGOSat (Hubert Halloin)

2 - Le projet IGOSat et les Exigences Préliminaires (Marco Agnan)

3 - Le Système et les Bilans de IGOSat (Stanislas Le Grelle)

4 - La Charge Utile Scintillateur, son banc de tests, ses simulations et sa carte d’acquisition (Léa Bourhis & Asmae Ban Amar)

5 - La Charge Utile GPS et son banc de tests (Mathieu Bligny)

4

Présentation Générale

Le Contexte

Hubert Halloin

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Le Contexte de IGOSatIonospheric and Gamma-ray Observation Satellite▪ Proposé dans le cadre du LabEx (laboratoire d’excellence) UnivEarthS; ▪ Projet conjoint des laboratoires en sciences de la Terre et de l’Univers de Paris

Diderot : APC (AstroParticule et Cosmologie), IPGP (Institut de Physique du Globe de Paris)

▪ Soutenu par le CNES ▪ Réalisation d’un centre spatial étudiant à Paris Diderot ▪ Chef de projet : Marco Agnan ▪ Objectif : réaliser et être prêt à lancer un satellite en 2017 ...

IGOSatLabEx

UnivEarths CNES Université Paris 7

Autres Universités et écoles

APC IPGP JANUSEIDD, OSAE,

UFR LAC, UFR STEP, UFR

Physique, UFR Info, ...

Paris 6, Paris 11, Centrale,

ISAE

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Nom

bre'd'étud

iants'

Semestre'

Stages"

Projets"

Le Contexte de IGOSatEtudiants Impliqués :

▪ Depuis septembre 2012, plus de 140 étudiants ont travaillé sur un projet lié à IGOSat.

▪ Projets inclus dans des formations initiales : - Ecole d’Ingénieurs Denis Diderot

(1A, 2A, 3A); - Masters OSAE, Planétologie,

informatique; - UFR de Physique : L2 et L3; - UFR Lettres, Arts et Cinéma.

▪ Stages : - de 1 à 6 mois; - L3 à M2, Prédoctoral, Ecoles

d’Ingénieurs, ...

7

Le Contexte de IGOSatMoyens à Disposition :

▪ Salle + bureau dédiés (Bâtiment IPGP) : - L’antenne de communication est en cours

d’installation sur le toit de ce bâtiment;

▪ Zone d’intégration prévue en salle blanche IPGP : - Moyens disponibles dans les labos; - Salle d’ingénierie concourante; - Chambre à vide climatique; - Machines à mesurer tri-dimensionnelle; - Imprimante 3D (livraison fin juillet); - Equipements de laboratoire (optique,

scintillation, millimétrique, sismométrie, etc.).

▪ Licences informatiques via l’IN2P3 : - C AT I A , A N S Y S , L a b v i e w, M a t l a b ,

Mathematica, IDL, ... - Réalisations ponctuelles en mécanique et

électronique.

8

Le Contexte de IGOSatExperts :

▪ Le projet bénéficie d’experts identifiés dans différents domaines (labos et extérieurs); ▪ P. Coïsson, G. Occhipinti, Ph. Lognonné (IPGP) : sismologie et mesures du TEC; ▪ Ph. Laurent, G. Prévôt, D. Pailot (APC) : détection gamma et électrons; ▪ D. Prele, A. Tartari (APC) : Electronique et RF; ▪ G. Auvray (AMSAT) : Telecom; ▪ A. Givaudan, W. Bertoli (APC) : conception mécanique; ▪ M. Sighireanu (LIAFA), A. Petiteau (APC) : informatique et simulations; ▪ H. Inchauspé (APC) : SCAO; ▪ ...

9

Le Contexte de IGOSatPartenaires :

▪ En plus des partenaires directs (LabEx, CNES, Paris Diderot), IGOSat bénéficie du soutien de : - Campus Spatial Paris Diderot; - Omega Micro : développement de la carte EASIROC; - Accuwatt : expertise dans la gestion des batteries; - HPreC : matériaux composites haute pression (carbone); - TRAD : simulation de radiations; - Spacebel : Prestoplot; - Abvent : Google Sketchup Pro; - Airbus DS : Systema/Thermica.

▪ Des partenariats sont aussi en oeuvre avec : - l’Université des Sciences et Technologies de Hanoï / VNSC :

étudiants et station sol; - Plateforme d’Intégrat ion et de Tests / OVSQ : tests

d’environnement; - Les autres projets nanosat d’IdF ...

10

Le Contexte de IGOSatBudget :

▪ L e f i n a n c e m e n t I GOSa t e s t principalement assuré par le LabEx UnivEarthS depuis 2012 :

- RH (chef de projet) : 102 k€; - Equipements et fonctionnement

(dont stages) : 130 k€.

▪ Autres sources de budget (jusqu’à présent) :

- Campus spatial : 25 k€; - Univ. Paris Diderot : 3 k€; - CNES : 2 k€ (films Réau).

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2012" 2013" 2014" 2015" 2016" 2017" 2018"

Créd

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Année"

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CNES"

Campus"SpaAal"

LabEx"

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Le Contexte de IGOSatOutreach :

▪ Site web : www.igosat.fr - Nouveau site web en construction

…

▪ Flyers et posters;

▪ Participation à des conférences (4S, CubeSat Symposium) et expo (SpaceShow 2014);

▪ Fêtes de la Science 2013 et 2014;

▪ 3 films d’animation par des étudiants en maison d’arrêt.

UnivEarthS

LabEx

iGOSAT

Ionospheric and Gamma rayObservationsSATellite

Rejoins le projet IGOSAT et participe à la conception d’un satellite étudiant !

http://tinyurl.com/univearths-igosat [email protected]

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http://www.igosat.fr


La Mission

Hubert Halloin

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La mission▪ IGOSat a 2 objectifs scientifiques principaux :

- Cartographie de l’intensité et du spectre en électrons et gammas en LEO; - Mesure du contenu électronique total de l’ionosphère (TEC).

▪ Zones d’intérêt majeur : cornets polaires et Anomalie Sud Atlantique ▪ Etude des corrélations (spatiales et temporelles) entre état des ceintures de radiations et TEC

au moins toutes deux sensibles à l’activité solaire ...

IRI 2007 (modèle empirique ionosphérique) Densité électronique à 200keV, 700 km d’altitude (Demeter, 2005)

▪ IGOSat a aussi 2 objectifs technologiques : - Scintillateur : Caractérisation en vol d’une matrice SiPM associée à l’électronique

de lecture EASIROC; - TEC : Evaluation des performances accessibles avec une carte GPS commerciale

et les algorithmes IPGP.

14

La mission Intérêts du TEC en sismologie :

▪ Tremblements de Terre et tsunamis provoquent une oscillation du TEC de l’ionosphère;

▪ Des mesures spatiales (sondage horizontal) sont complémentaires aux mesures depuis le sol (sondage vertical).

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La missionHéritage et Innovations :

▪ Le scintillateur est constitué de 2 parties : - LaBr3 : sensible aux e- et gammas; - Plastique : sensible aux e-;

- Les mesures de coïncidence permettent d’identifier les particules incidentes.

▪ Géométrie et matériaux hérités de la mission TARANIS : - Développement et intégration de l’instrument XGRE à

l’APC; - Livraison des modèles de vol en 2015, décollage en 2017.

▪ Utilisation d’une matrice de PD à avalanche (SiPM) pour la lecture:

- Avantage : plus de HT; - 1ère utilisation spatiale ...

▪ Electronique de lecture développée par Omega Micro : - EASIROC; - Faible consommation, rad-hard, jamais testé dans

l’espace...

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La missionProfil Mission :

▪ CubeSat 3U. ▪ Durée mission : 1 an. ▪ Orbite :

- Circulaire, polaire, (quasi)héliosynchrone;

- Altitude : ~550 km (limite SAA) -> ~650 km (LOS).

▪ Stations sol : - Paris et Hanoï.

▪ Attitude : - Pointage d’un point virtuel 300

km d’altitude au limbe, sur la trace arrière;

- Précision de pointage requise : 5 à 10°.

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Bilan de puissance (HAAN=3h)

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Total consomme Total recu Charge batterie

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batte

rie [%

]

Bilan de puissance (HAAN=0h)

05/07/2015 20:18:23

Total consomme Total recu Charge batterie

Principe des opérations (mode mission) :

▪ Tx en visibilité des stations (Paris et Hanoï); ▪ Mesures e- et gammas au-dessus des pôles et de la SAA; ▪ GPS pendant 10 minutes, toutes les 20 minutes.

La mission

18


Le Projet IGOSat

Marco Agnan

19

Le Projet IGOSat

Arborescence du Projet IGOSat

20

Le Projet IGOSat

Arborescence du Segment Vol IGOSat

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Le Projet IGOSat

Arborescence du Segment Sol IGOSat

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Le Projet IGOSat

Planning du projet IGOSat

Phase Date Prévisionnelle Activités Associées Revue(s) Associée(s)

A Fin : 09 Juillet 2015 Etudes de faisabilité Revue des Exigences Préliminaires (REP)

B Fin : Automne 2015- Conception Architecturale - Structural & Thermal Model - Installation Station Sol

Revue de Définition Préliminaire (RDP)

C Printemps 2016 - Conception détaillée - Flat Sat / Engineering Model (?)

Revue de Conception Détaillée (RCD)

D Fin : Juin 2017- Production / Qualification Model - Integration - Livraison Flight Model

- Revue de Qualification (RQ) - Revue d’Acceptation (RA)

E Lancement prévu fin 2017 / début 2018 Opérations

- Revue d’Aptitude Opérationnelle (RAO)

- Revue d’Exploitation (REVEX)

F Fin : Avant 2042 Fin de Vie (régie par la LOS) N/A

23

Le Projet IGOSat

Planning des Tâches

Sous PartieEtudes de Faisabilité (Phase A)

Conception Architecturale

(Phase B)

Conception Détaillée (Phase C)

Tests (Phase C/D)

Production (Phase C/D)

Qualification (Phase D)

MIS Effectué EffectuéEffectué

(Spécifications Mission)

En Cours (Modélisation

Mission)N/A N/A

SYS Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) N/A A Venir (QM)

GPS Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) A Venir A Venir (QM)

SCI Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) A Venir A Venir (QM)

ODB Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) N/A (COTS) A Venir (QM)

SCA Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) A Venir A Venir (QM)

TEL Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) N/A (COTS) A Venir (QM)

SAE Effectué Effectué En Cours A Venir (EM) A Venir A Venir (QM)

STR Effectué Effectué En Cours En Cours (STM) A Venir A Venir (QM)

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Le Projet IGOSat

Gestion de la Documentation / Communication Interne

Google Drive (Archivage & mise

à disposition)

Forge (Design le plus

récent)

Nomenclature (NT/AI/TV)

Validation (0/1)

Systèmes de stockage :

Systèmes de classification : Templates :

Modèles Document

Modèles Présentation

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Les Exigences Préliminaires

Marco Agnan

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Exigences de Haut Niveau

Référence Exigence

TOP-1 Le projet IGOSat doit mesurer le Contenu Électronique Total (TEC) de l’ionosphère par un récepteur GPS bi-fréquences.

TOP-2Le projet IGOSat doit mesurer le spectre des rayonnements gamma (de 20 keV

à 2 MeV) et des électrons (de 1 Mev à 20 MeV) dans les cornets polaires et dans l’Anomalie de l’Atlantique Sud (SAA).

TOP-3 La conception et la réalisation du nanosatellite IGOSat prendront en compte les exigences de la Loi sur les Opérations Spatiales.

TOP-4 La conception et la réalisation du nanosatellite IGOSat devra être en accord avec la dernière version du CubeSat Design Specification Document.

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Catégorie Référence NombreHaut Niveau TOP 4

Orbite, Opérations, Mission OPE 12Charge Utile GPS GPS 33

Charge Utile Scintillateur SCI 26Télécommunication TEL 15

Alimentation Electrique SAE 20Contrôle d’Attitude SCA 21

Structure STR 46Ordinateur de Bord ODB 31

Station Sol SOL 4Tests & Qualifications QUA 16

Interfaces INT 7

Exigences (total = 235)


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Méthode de Validation des Exigences :

▪ Une Note Technique (NT) défini les exigences associées à un sous système;

▪ Une Note sur les Tests et Validations (TV) est rédigée pour préparer la campagne de tests;

▪ Un responsable est nommé pour la campagne de tests;

▪ La campagne de test à lieu;

▪ Une Note sur les Tests et Validations (TV) est rédigée pour conclure la campagne de tests.


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Le Système

Stanislas Le Grelle

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▪ Objectif : rechercher et caractériser les fonctions offertes par IGOSAT pour satisfaire les besoins scientifiques définis en phase 0.

▪ Utilisation de la méthode SADT (Structured Analysis & Design Technique).

▪ Charge utile composée de 2 instruments : - Scintillateur SCI - GPS ▪ Plateforme composée de 4 sous-systèmes : - Système d’Alimentation Electrique (SAE) - Système de Contrôle d’Attitude (SCA) - Ordinateur de Bord (ODB) - Système de Télécommunication (TEL) ▪ Système de contrôle thermique pris en charge au

niveau de l’ODB et du SCA.

Le Système : Analyse Fonctionnelle

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Le Système : Analyse Fonctionnelle

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Le Système : InterfacesIdentification

Interface De à Nature Protocole Commentaires

I1 SAE GPS Alimentation électrique 3.3 VI2 SAE SCI Alimentation électrique 5 VI3 SAE ODB Alimentation électrique 3.3 VI4 SAE SCA Alimentation électrique 6 VI5 SAE TEL Alimentation électrique 6VI6 SAE ODB HK SPI I7 ODB GPS Contrôle RS232 (UART) I8 ODB SCI Contrôle RS232 (UART) I9 ODB SCI Energie thermique I10 ODB SAE Contrôle SPI 1 SPI + 1 GPIOI11 ODB SAE Energie thermique I12 ODB SCA Contrôle SPI 1 SPI + 2 GPIOI13 ODB SCA Commande SPI (+ 2*PWM) PWM si roue à inertieI14 ODB TEL Contrôle I²C Tests en RS232I15 ODB TEL Données TM I²C Tests en RS232I16 GPS ODB Sciences RS232 (UART) I17 GPS ODB HK RS232 (UART) I18 SCI ODB Sciences RS232 (UART) Via le μCI19 SCI ODB HK RS232 (UART) Via le μCI20 SCA ODB Données capteurs SPI 1 SPI + 1 GPIO

I21-1 et I21-2 SCA ODB HK SPI I22 TEL ODB Données TC I²C Tests en RS232I23 TEL ODB HK I²C Tests en RS232I24 TEL SS Télémétries TM AX-25 I25 TEL SS Beacon Morse I26 SS TEL Télécommandes TC AX-25

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33

OFF

ACQUISITION PLATEFORME MISSION

SURVIE

Par TCAutomatiqueAutomatique ou par TC

Le Système : Logique

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MODE SATELLITE ACQUISITION SURVIE PLATEFORME MISSION

Fonctions

GPS

SCI

COMMUNICATION

DIAGNOSTIC GROSSIER

DIAGNOSTIC FIN

CONTRÔLE

PROCESSING

INITIALISATION

ATTENTE ETAT NON NOMINAL ETAT NOMINAL

▪ Une même fonction utilisée par l’ODB peut envoyer des commandes différentes suivant le mode satellite.

▪ Mode dégradé = update du logiciel bord pour adapter le fonctionnement d’un sous-système à la panne détectée.

▪ Simulations en cours de la logique système.

Le Système : Modes

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35


Les Bilans

Stanislas Le Grelle

36

TM moyen

1 passage Paris 362.2 ko / 2.9 Mbits1 passage Hanoï 399.6 ko / 3.2 Mbits

1 jour Paris + Hanoï 2.6 Mo / 21.1 Mbits

TC moyen

1 passage Paris 45 ko / 362 kbits1 passage Hanoï 49.5 ko / 396 kbits

1 jour Paris + Hanoï 330.1 ko / 2.6 Mbits

▪ Débit TM = 9600 bits/s ▪ Débit TC = 1200 bits/s

CARACTERISTIQUES DE LA MISSIONAltitude du satellite (km) 650

Période orbitale (h) 1h 37min 34 sTemps max éclipse (min) 35 min 19 sDurée passage SAA (min) 13 min 33 sDurée passage pôle (min) 10 min 50 s Nombre d’orbites par jour 14.75

Nombre de passages Pôles / jour 29.5Nombre de passages SAA / jour 5.2

Temps moyen de visibilité

(min)

Nombre moyen de visibilités par

jour

Temps moyen de visibilité par jour (min)

PARIS

5 min 1 s 5.19 26 min 6 sHANOÏ

5 min 33 s 2.09 10 min 34 sPARIS + HANOÏ

7.28 36 min 40 s

▪ Stations sol située à : - Paris Diderot, Bâtiment Lamarck : Centre de Commande-Contrôle et Centre Mission. - Université d’Hanoï : Station Sol.

▪ Etudes en cours sur le volume de données échangées.

Les Bilans : Données

37

37

UPLINK (TC)Fréquence (MHz) 144

Débit (Bits/s) 1200Modulation AFSK

Puissance en sortie d’antenne (Watts) 10Gain Yagi émission (dBi) 11.9

Pertes de propagation (dB) 143.5Gain dipôle réception (dBi) 2.2

Eb/N0 requis (dB) 23.2Marge (dB)

10° d’élévation 21.220° d’élévation 23.930° d’élévation 26.1

▪ Envoi des TCs depuis Paris et Hanoï.

▪ 2 antennes Yagi-Uda croisées installées sur le toit du bâtiment Lamarck.

▪ 2 * 15 éléments Rx (UHF). ▪ 2 * 7 éléments en Tx (VHF).

Source : F9FT

Les Bilans : Liaison

38

38

▪ Réception des TMs à Paris et à Hanoï.

▪ Traitement des données à Paris.

▪ Antenne ISIS dipolaire UHF-VHF.

Source : http://www.cubesatshop.com/

DOWNLINK (TM)Fréquence (MHz) 433.9

Débit (Bits/s) 9600Modulation FSK-G3RUH

Puissance en sortie d’antenne (Watts) 2Gain dipôle émission (dBi) 2.2Pertes de propagation(dB) 154Gain Yagi réception (dBi) 14.1


10° d’élévation 120° d’élévation 3.830° d’élévation 6

Les Bilans : Liaison

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▪ Masse totale margée (30%) : 3.93 kg. ▪ Masse maximum spécifiée dans le standard CubeSat (3U) : 4 kg. ▪ Centre de gravité : Ix = 0.271 mm, Iy = 0.244 mm, Iz = 3.461 mm.

Sous-systèmes GPS SCI SAE SCA ODB TEL STR Câbles Masse totaleMasses (g) non margées 209 143 1150 400 194 294.6 329.3 302.2 3022.2

Masses (g) margées (30%) 271.7 186 1495 520 252.2 383 428.1 392.9 3928.9

Les Bilans : Masse

40

40

GENERATEUR SOLAIRE :▪ Nombre de cellules solaires : 13. ▪ Puissance fournie par cellule : 1.24 W. ▪ Puissance maximale fournie par une grande face : 7.43 W.

BATTERIES :▪ 2 batteries A123 System de 2

accumulateurs en série (redondance) Capacité totale de 14.5 W.h.

▪ Stratégie de gestion de l’énergie définie au sol.

Les Bilans : Puissance

41

P u i s s a n c e consommée en Watts

ACQUISITION PLATEFORME

MISSION SURVIE

CAILLOU DETUMBLING GPS SCI GPS&SCI

IGOSAT (E/R) Margé (30%) 7.34/0.95 W 9.6/3.21 W 8.64/2.25 W 9.94/3.55 W 2.64 W 3.94 W 8.64/2.25 W

IGOSAT (E/R) Non margé 5.65/0.73 W 7.39/2.47 W 6.65/1.73 W 7.65/2.73 W 2.03 W 3.03 W 6.65/1.73 W

41


La Charge Utile Scintillateur

Léa Bourhis

42

La Charge Utile Scintillateur▪ Objectifs de la Charge Utile :

Mesure du flux et de l'énergie des électrons et des photons gammas dans les cornets polaires et la SAA.

43

▪ Intérêts scientifiques :

- Compléter et affiner les mesures déjà faites lors d'études précédentes; - Corrélation entre taux d'ionisation de la haute atmosphère et le contenu des ceintures de radiation.

43

La Charge Utile Scintillateur▪ Détecteurs :- Scintillateur plastique de type BC412 sensible aux électrons (Saint Gobain); - Scintillateur cristal en LaBr3 sensible aux électrons et aux photons gammas (Saint Gobain); - SiPM (Silicon PhotoMultiplier) : semi conducteur fait de matrices de

photodiodes à avalanche (Hamamatsu).

4444

La Charge Utile Scintillateur▪ Méthode de détection :

- Scintillateurs : émission d'un nombre de photons de scintillation proportionnel à l'énergie déposée par la particule;

- SiPM : détecte les photons de scintillation et convertit ces données en signal analogique;

- Carte EASIROC : convertit le signal analogique en signal numérique et l'amplifie.

▪ Modes d’acquisition préliminaires :

- Full : tous les évènements sont envoyés au sol; - Diff : on différencie les évènements provenant du cristal des

évènements provenant du plastique; - Spectres : chaque évènement est stocké dans un bin en

énergie. Un spectre d’électrons et un spectre de photons gamma est alors produit.

4545


Simulations & Banc de Tests

Léa Bourhis

4646

Scintillateur : Simulations▪ Objectifs :

- Mise en place d'un blindage; - Réalisation de spectres; - Calcul de la dose d’énergie déposée dans les autres

composants.

▪ MEGAlib :- Geomega : Réalisation de la géométrie et définition des

détecteurs; - Cosima : Définition des caractéristiques de la simulation

(type de particule, énergie, type de source etc…); - Revan : Analyse des simulations.

4747

Scintillateur : Banc de Tests▪ Composants du banc de tests :

• Alimentation haute tension pour le SiPM (75V) • Alimentation de la carte EASIROC (5V) (2) • Alimentation de la LED (3) • LED bleu (représente les photons de scintillation) (4) • SiPM (5) • Carte EASIROC (6) • Oscilloscope (7)

▪ Objectifs banc de tests :- Déterminer les limites de détection du SiPM; - Amélioration du système d'acquisition des données;

4848


La Carte d’Acquisition du Scintillateur

Asmae Ban Amar

4949

Scintillateur : Carte d’Acquisition

▪ Un circuit intégré EASIROC. ▪ Un circuit logique programmable FPGA. ▪ 2 ADC externes. ▪ Un port USB. ▪ L’alimentation et le régulateur de tension. ▪ Un connecteur de haute tension. ▪ Les 32 voies de SIPM.

5050

Scintillateur : Carte d’Acquisition▪ Les rôles de la puce d’acquisition sont :

- Le traitement des signaux électriques issus du SiPM; - L’Ajustement de la tension d’alimentation du SiPM par les DAC interne de la puce

EASIROC; - Envoyer les signaux analogiques de sortie qui sont traités par le microcontroleur et

par son ADC intégré.

▪ Le microcontroleur :

- Reçoit les ordres de l’ordinateur de bord; - S’occupe de transmettre les données de la carte EASIROC à l’ordinateur de bord; - Ajuste les différents paramètres de contrôle de la carte EASIROC; - Récupère les données de housekeeping; - Reçoit les commandes et transfère les données vers l’ordinateur de bord en RS232.

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Scintillateur : Conclusion

A venir pour la Charge Utile Scintillateur :

▪ Un premier prototype réalisé cet été; ▪ Une campagne de tests fonctionnels; ▪ Test du SiPM sous vide (aucun test n’a été réalisé pour le moment); ▪ Estimation du débit de dose durant la mission; ▪ Design mécanique attendu pour début 2016; ▪ Essais avec source radioactive début 2016; ▪ Première Version d’Ingénierie validée attendue pour mi 2016; ▪ Qualification en 2017.

5656


La Charge Utile GPS

Mathieu Bligny

5757

La Charge Utile GPS

▪ Présence d’ions due à un compromis entre ionisation solaire et recombinaison moléculaire;

▪ Forte corrélation avec l’activité solaire pour les couches E et D; ▪ Perturbation des ondes électromagnétiques (signaux) due à la

densité électronique (TEC).

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La Charge Utile GPS▪ La propagation des signaux est perturbée différemment en

fonction de sa fréquence :

▪ On peut donc déduire le TEC depuis le délai entre les signaux L1 et L2 d’un satellite GPS (f1=1575,42 MHz, f2=1227,60 MHz).

▪ 1 délai temporel de 10-9 secondes correspond à 2,85 TECU.▪ 1 délai spatial de 1 mètre correspond à 9,52 TECU.

5959

La Charge Utile GPS

▪ L’antenne GPS bi-fréquence pointe vers l’arrière en visant un point fictif placé à 300 km au dessus de l’horizon;

▪ L’occultation se fera en closed-loop (ou occultation descendante); ▪ L’acquisition des données se fera à une fréquence de 1 Hz. ▪ Durée moyenne d’une occultation : 5 min.

6060

La Charge Utile GPS : Objectifs

Le but de l’expérience est de calculer le TEC pour :

▪ Remonter au profil vertical de densité électronique (vertical EDB), en utilisant le principe d’inversion développé par la mission COSMIC;

▪ Mettre en corrélation les donnés obtenues et l’activité solaire et des ceintures de radiations;

▪ Détecter des variations brutales de TEC (qui peuvent être dues à une activité solaire anormale, la propagation d’ondes acoustiques ou d’ondes de gravité dans l’ionosphère).

6161

Charge Utile GPS : Exemple

▪ Mise en évidence d’une perturbation Ionosphérique engendrée par le séisme au Chili de 2014 en traitant les données GPS d’une station-sol.

6262


▪ Pseudo-range : P=c*[T(émission)-T(réception)]

- C’est le calcul le plus direct mais le moins précis; - En divisant par c on obtient la durée de trajet pour chacun des signaux L1 et L2.

▪ La phase de la porteuse en nombre de cycles :

- Très précis (100 fois plus que la pseudo-range) mais une ambiguïté sur le nombre de cycles. Cette ambiguïté est levée avec le pseudo-range.

6363


▪ STEC= TEC(Phase)-<TEC(phase)>+<TEC(pdr)>-biais(sat.)-biais(réc.)-err

▪ Biais(sat.) est renseigné par les éphémérides. 1 ns -> 2,85 TECU -> n’est pas négligeable !

▪ Biais(réc.) est à déterminer;

▪ Après ces traitements, on s’attend à un écart de 1-3 TECU sur la valeur de TEC absolue (une erreur constante);

▪ Le terme err est 100 fois moindre pour les calculs basés sur la phase.

6464


Banc de Tests GPS

Mathieu Bligny

6565

66

Banc de tests GPS▪ Banc de test mis en place dans les locaux

IGOSat;

▪ Utilisation d’un récepteur GPS NOVATEL OEM 615;

▪ Utilisation d’une antenne GPS bi-fréquence ASCHTECH GEODETIC 4;

▪ Utilisation du software associé à la carte GPS (Novatel Connect);

66

Banc de tests GPS

▪ A nos latitudes, on s’attend à des valeurs de VTEC comprises entre 20 et 40 TECU.

▪ Pour le STEC, on s’attend à des mesures comprises entre 20 et 120 TECU.

6767

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!Carte!de!VTEC!!vers!11h!le!11/06/2015!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!(h6p://iono.jpl.nasa.gov/latest_r@_global.html)!

Posi%on'du'satellite'GPS'28'le'11/06/2015'vers'11h'

Banc de tests GPS

Ce qui a été fait :

▪ Etudes de faisabilité : - Simulations d’occultations; - Traitements de données issues de sondages ionosphériques depuis le sol.

▪ Récupération des données via un récepteur GPS (en banc de test) et une antenne bi-fréquence.

▪ Calcul du STEC.

▪ Prise en compte du biais instrumental du satellite GPS (à vérifier).

6868

Banc de tests GPSCe qu’il reste à faire :

▪ Affiner les estimations de débit télémetrique pour la charge utile GPS;

▪ Estimation du biais de notre récepteur GPS (prise en compte de son évolution au cours du temps);

▪ Utiliser l’algorithme d’inversion de la mission COSMIC pour récupérer le profil de densité électronique vertical;

▪ Vérifier expérimentalement la précision des mesures et adapter les traitements de mise en évidence de TIDs à notre traitement de données;

▪ Estimation du niveau de bruit.

6969

Fin de la présentation générale

7070

Présentation Technique

1 - Alimentation Electrique (Saïd Boufrah)

2 - Contrôle d’Attitude (Lylia Sipile, Jérémy Renaudin)

3 - Télécommunications & Station Sol (Pierre Vermot)

4 - Mechanical Studies (Pham Van Phap)

5 - Logiciels de Vol et Sol (Julien Lisita)

6 - Simulateur Fonctionnel (Léonard Panichi)

7171

Système d’Alimentation Electrique

Saïd Boufrah


7272

Alimentation Electrique

Rôles du Système d’Alimentation Electrique :

▪ Générer de l’énergie à partir des panneaux solaires;

▪ Stocker l’énergie à l'aide des batteries;

▪ Distribuer et Réguler la puissance pour les différents sous-systèmes du satellite;

▪ Protéger les différents composants du satellite.

73


74

Bilan de puissance (margé 30%)

Pu i s s an c e)consommée)en)Wa.s

Mode)ACQUISITION Mode)PLATEFORME

Mode)MISSION Mode)SURVIE

CAILLOU DETUMBLING GPS SCI GPS&SCI

GPS ! ! ! 1.3 ! 1.3 !

SCI ! ! ! ! 0.39 0.39 !

SAE 0.32 0.32 0.32 0.32 0.32 0.32 0.32

SCA ! 2.26 1.3 1.3 1.3 1.3 1.3

ODB 0.52 0.52 0.52 0.52 0.52 0.52 0.52

TEL)(E/R) 6.5/0.1 6.5/0.1 6.5/0.1 6.5/0.1 0.1 0.1 6.5/0.1

IGOSAT 7.34/0.95)W 9.6/3.21)W 8.64/2.25)W 9.94/3.55)W 2.64)W 3.94)W 8.64/2.25)W

74

Panneaux solaires

MPPT Chargeur

Batteries

Step-down 3.3v

DC/DC 3.3V @ 3A

DC/DC 5V @ 3A

DC/DC 6V @ 3A

Circuit breaker

Circuit breaker

Circuit breaker

Sous-systèmes

µC

Télémétrie (I,V)!

Télémétrie (I,V,T,C) !

Télémétrie (I,V,T,C)!

Commande ODB!

Enable!


Architecture électrique de IGOSat

7575

house keeping

house keeping

house keeping

Alimentation ElectriquePanneaux Solaires :

▪ Cellule triple jonctions arséniure de gallium;

▪ 29.6 % BOL à 1353 W/m²; ▪ 2.41 V, 0.503 A ( ~ 1.24 W/cell); ▪ Densité : 116 mg/cm2 .

Fournisseur : CNES

Régulateurs MPPT :

▪ Régulat ion MPPT (maximum power point tracking );

▪ Régulation de tension de sortie; ▪ Protection contre les surtensions

et surintensités; ▪ Efficacité de 95%.

Fournisseur : STMicroelectronics

7676

Alimentation ElectriqueBMS (Battery Management System) :

▪ Chargeur de batteries (LiFePO4 ); ▪ Protection contre les surcharges et

les sous-tensions; ▪ Protection thermique pour les

batteries; ▪ Protection contre les court circuits; ▪ Fournir les indication sur l’état de

santé de la batterie.

Fournisseur :

77

Microcontroleur :

▪ Produit choisi : Atmega128D3; ▪ Bus de communication : I2C, SMBus, SPI… ▪ 8 ADC de 12 bits de résolution.

Fournisseur :

77

Alimentation ElectriqueDC/DC :

▪ Produit choisi : TPS6213x; ▪ Régu lé la tens ion de so r t ie

(abaisseur ou élévateur de tension ); ▪ Courant de charge jusqu’à 3A ; ▪ Protection contre les court circuits; ▪ Fonction ON/OFF.

Fournisseur :

Circuit Breaker :

▪ Produit choisi : LTC4210; ▪ Protection contre les évènements singuliers; ▪ Protection contre les court circuits; ▪ Protection contre les particules lourds; ▪ Fonction ON/OFF.

Fournisseur :

7878


79

Choix de la batterie :

▪ Besoin en énergie; ▪ Rapport capacité/poids; ▪ Nombre de cycles.

Batterie sélectionnée :

▪ Nanophosphate® APR18650M1-A ▪ Technologie : LiFePO4 ▪ Capacité nominale, Tension : 1.1 A.h , 3.3 V ▪ Cycle de vie : plus de 1000 cycles. ▪ Température de fonctionnement : -30 °C à 60 °C ▪ Poids : 39 gr.

Topologie utilisée : 2S2P -> 2.2 A.h, 6.6 V

Fournisseur : A123System

79


80

Nombre de cycles en fonction de la capacité pour des différentes valeurs de profondeur de charge :

Source :!Battery Capacity Estimation of Low-Earth Orbit Satellite Application !

International Journal of Prognostics and Health Management, ISSN2153-2648, 2012 009 !

80


81

Effet de la température sur la courbe de charge et de décharge de la batterie :

Source :!Cycling degradation of an automotive LiFePO4 lithium-ion battery !

Journal of Power Sources 196 (2011) 1513–1520!

81


82

Ce qui a été fait :

▪ Etude approfondie sur l’architecture à mettre en oeuvre;

▪ Conception de la carte électronique sur le logiciel dédié;

▪ Choix des composants en fonct ion des contraintes d’espace.

Ce qui reste à faire :

▪ Routage de la carte électronique pour le premier prototype;

▪ Tests électriques et de fonctionnalités; ▪ Liste de recommandations pour les prochaines

modifications.

82

Contrôle d’Attitude

Lylia Sipile


8383

Système de Contrôle d’Attitude

▪ Les actionneurs sont des magnéto-coupleurs;

▪ m = I.S avec I l’intensité et S le vecteur surface;

▪ mmax=0,2 A.m2;

▪ Cmag = m ^ Bmag ;

▪ Système non pleinement contrôlable à chaque temps t.

8484


▪ Mode Detumbling :

- Mode après l’éjection du satellite du lanceur; - La vitesse angulaire du satellite est élevée :

40°/s sur chaque axe dans le pire cas.

▪ Objectif du contrôleur :

- Réduire la vitesse angulaire du satellite par rapport au référentiel EME2000.

8585


▪ Mode mission :

Attitude tourne-broche et inclinaison pour l’occultation : - Stabilité du pointage; - Précision de pointage : ±10 °.

Raideur gyroscopique + pointage non-inertiel.

▪ Mode survie :

Attitude tourne-broche et on dirige les panneaux du satellite vers le soleil : - Stabilité du pointage; - Précision de pointage : ±30 °.

Raideur gyroscopique.

8686


8787

Design du Contrôleur du Système de Contrôle d’Attitude

Lylia Sipile


8888

SCA : Design du Contrôleur

▪ Contrôleur rapide et robuste ▪ Erreur statique en fin de Detumbling

89

mmax=0,2 A.m2

89


9090


Résultats : Detumbling

9191


Résultats : Detumbling

9292


Résultats : Pointage Avion

93

Pointage avion : Erreurs de vitesses angulaires selon l’axe Ox ( bleu), Oy (vert) et Oz (rouge) dans le cas non linéaire avec perturbations.

Pointage avion : Erreurs d’angles selon l’axe Ox ( bleu), Oy (vert) et Oz (rouge) dans le cas non linéaire avec perturbations.

93

Implémentation matérielle du SCA

Jérémy Renaudin


9494


Contraintes techniques principales :

▪ 1 magnéto-coupleur à air selon l'axe Z; ▪ 2 magnéto-coupleurs ferromagnétiques selon les axes X et Y; ▪ Chaque magnéto-coupleur doit pouvoir fournir un moment

magnétique de 0,2 A.m2.

Fonctions de la carte actionneur :

▪ Alimenter les magnéto-coupleurs et moduler la puissance délivrée;

▪ Surveillance d'un certain nombre de paramètres de fonctionnement de la carte;

▪ Interfaçage direct avec l'ordinateur de bord.

Magnéto-coupleur ferromagnétique

9595


Dimensionnement électrique de la carte actionneur :

▪ 510 mW par magnéto-coupleurs ferromagnétiques fourni par ISIS Space (x2); ▪ 600 mW pour le magnéto-coupleurs à air de notre conception; ▪ 120 mW pour le micro-contrôleur et les composants électroniques du circuit.

Total : 1,74WSoit environ 2 W en prenant une marge de 10 %

Ce qui correspond à la puissance maximum délivrée par le circuit. La puissance consommée par les magnéto-coupleurs est moindre car modulée.

9696


97

Fonctionnalités :

▪ Issues des exigences : - Modulation de l'alimentation dans les magnéto-coupleurs (PWM); - Communication avec l'ordinateur de bord (SPI); - Fournir les données de housekeeping à l'ordinateur de bord (Températures et Courants).

97

▪ Secondaires : - Alimentation sécurisée, indépendante avec possibilité de « Hard Reboot »; - Répartition de la chaleur; - Commande conçue pour les solénoïdes (Décharge et inversion de polarité); - Microcontroleur déjà utilisé sur CubeSat.

Implémentation matérielle du SCACoûts :

▪ Prix unitaire de 200 euros sans magnéto-coupleurs (réalisation de la carte par PCB Electronics, production par groupe de 3);

▪ Prix unitaire d’environ 1600 euros avec les magnéto-coupleurs (production par groupe de 3).

Prototype carte SCA Face magnéto-coupleur à air

Prototype carte SCA Face magnéto-coupleurs ferromagnétique

9898


Schéma électrique d'un étage de transduction et d'amplification d'une

photodiode (Logiciel Kicad).

Réalisation de capteurs solaires :

▪ Fabriquer nos propres capteurs solaires, avec une précision voulue de 1 degré;

▪ Choix et mise à l'essai de la photodiode S5980 d’Hamamatsu;

▪ Tests d'amplification, de transduction et de filtrage analogique avant le traitement numérique.

Photodiode S5980

9999

Télécommunications & Station Sol

Pierre Vermot


100100

Télécommunications & Station Sol2 liens de télécommunication :

▪ Uplink : Transmettre les télécommandes (environ 50 ko);

▪ Downlink : Récupérer les télémétries (housekeeping et données scientifiques, environ 400 ko).

101101


Uplink

102102


Downlink

103103

Télécommunications & Station SolProtocole de communication par paquets :

104104


Modulation FSK - Frequency Shift Keying :

▪ Une Modulation d'un signal numérique en fréquences discrète;

▪ Uplink : Audio-FSK (AFSK);

▪ Downlink : FSK G3RUH.

105105

Télécommunications & Station SolC a r t e s d e t é l é c o m m u n i c a t i o n embarquées sur le satellite permettant :

▪ La modulation et l’émission en UHF du signal;

▪ La réception et la démodulation VHF du signal;

▪ Le décodage de l’AX-25.

Récepteur - Emetteur de la station sol Kenwood TS-2000 permettant :

▪ La modulation et l’émission en VHF du signal;

▪ La réception et la démodulation UHF du signal;

▪ Le décodage AX-25.

106106

Télécommunications & Station SolHam Radio Deluxe :

▪ Le suivi des satellites (contrôle du rotor + connaissance de la position des satellites); ▪ La prise de contrôle du Kenwood TS-2000; ▪ Sauvegarde de tous les échanges faits avec le satellite.

107107

Télécommunications & Station SolAu sol seront présentes 2 antennes YAGI :

▪ Une antenne TX, VHF (144 MHz, 7 éléments) / 12,5 dB;

▪ Une antenne RX, UHF (434 MHz, 15 éléments) / environ 16 dB;

▪ Un rotor permettant de les orienter.

Sur le satellite seront présentes 2 antennes dipôles déployables :

▪ Une antenne demi-onde VHF (144 MHz) RX / 2 dB;

▪ Une antenne demi-onde UHF (434 MHz) TX / 2 dB.

108108


109

UPLINK (TC)Fréquence (MHz) 144

Débit (Bits/s) 1200Modulation AFSK

Puissance en sortie d’antenne (Watts) 10Gain Yagi émission (dBi) 11.9

Pertes de propagation (dB) 143.5Gain dipôle réception (dBi) 2.2


10° d’élévation 21.220° d’élévation 23.930° d’élévation 26.1

DOWNLINK (TM)Fréquence (MHz) 433.9

Débit (Bits/s) 9600Modulation FSK-G3RUH

Puissance en sortie d’antenne (Watts) 2Gain dipôle émission (dBi) 2.2Pertes de propagation(dB) 154Gain Yagi réception (dBi) 14.1


10° d’élévation 120° d’élévation 3.830° d’élévation 6

Bilans de liaison Uplink & Downlink

109

Mechanical Studies

Pham Van Phap


110110

Mechanical Studies

The structure subsystem is constructed from the 3U CubeSat structure from ISIS company with Carbon fiber side shear plates.

111111

Mechanical Studies

112112

Mechanical Studies

113113

Mechanical Studies : Top Cube

Scintillator with aluminium shielding

EASIROC card

ESP Card

114114


115115


116116

Mechanical Studies : Middle Cube

117117


▪ Board : 9 * 9.6 * 0.16 cm ▪ ISIS Torquer : 1 cm diameter, 6 cm length ▪ Air Torquer : 5.3 & 6.3 cm diameter, 1.14 cm thick ▪ Total mass : ~200 gr.

ISIS ferrite core torquer

IGOSat Air core torquer

118118


119

Simula'on*Quasi&sta(c*deforma(on* Max:*0,039*mm*

Random*vibra(on*deforma(on* Max:*0,229*mm*

Natural*frequencies* Min:*317,27*Hz*

119

Vibrations simulation Quasi-static load simulation


120120

Mechanical Studies : Bottom Cube

121121

Mechanical Studies : Bottom Cube

122122

Mechanical Studies : Conclusion

Future Works :

▪ Simplify the CAD model to manufacture a real STM; ▪ Design and produce a simplified home made structure at least used for the STM; ▪ Mechanical Tests; ▪ Qualify the structure by tests; ▪ Thermal modelling (a first version has been done summer 2014 : no show stopper

identified); ▪ Thermal Tests;

123123

Logiciels Vol & Sol

Julien Lisita


124124

Logiciel Vol & SolSpécification des logiciels vol et sol :

▪ Avancements passés et objectifs futurs;

▪ Répartition bord / sol;

▪ Répartition des Télécommandes/Télémesures.

125

Logiciel VolArchitecture du logiciel :

126

Logiciel VolSpécifications fonctionnelles :

Module Fonctions

PCMC

Initialiser le satelliteEffectuer un diagnostique de la plateformeChanger de mode opérationnelVérifier la température du satelliteContrôler les actionneurs thermiques Mettre à jour la timelineRéinitialiser l’ordinateur de bordMettre à jour le logiciel de volDistribuer les commandes aux sous-systèmes

DCAVérifier la l’orientation du satelliteContrôler les actionneurs SCAOChanger l’attitude du satellite

TMTCInterpréter les télécommandes Compresser les télémesuresTransférer les télémesures à la station sol

CPDAExécuter les routines de mesures scientifiquesStocker en mémoire les télémesuresTraiter les données scientifiques

127

Ordinateur de Bord

128

Carte de tests : AT91SAM9G20 (ATMEL)Max. Operating Freq.

(MHz)400 MHz

CPU ARM926SRAM (Kbytes) 32DRAM Memory sdram

Temp. Range (deg C) -40 to 85Max I/O Pins 96Ext Interrupts 96

Ordinateur de bord : ISIS OnBoard Computer Max. Operating Freq. 400 MHz

CPU ARM9

FRAM (Kbytes) 256

Real Time Clocks 2

Temp. Range (deg C) -25 to 65

Data Storage 2x8 GB

128

Logiciel Vol

SCADE Suite, “Correct-by-Construction” :

ESTEREL SCADE Suite : standard pour la création d’applications critiques embarquées.

▪ Optimisé pour les projets de l’aérospatiale, de l’automobile et du nucléaire;

▪ Génération automatique de code (Ada, C);

▪ Qualité du code généré :

- Absence de bugs; - Construction par des opérateurs déterministes et non ambiguës; - Validation des spécifications.

129129

Logiciel Vol

Logique système

130130

Logiciel Vol

Diagramme de contrôle des modes opérationnels

131131

Logiciel SolLe Logiciel Sol sera l’interface opérateur du centre de mission :

▪ Implémentation en Java, API utilisées;

▪ Section monitoring des données de housekeeping :

- Surveillance du satellite au sol; - Personnalisation des données HK envoyées ( intervalle de mesures, précision); - Gestion des données reçues depuis la station sol.

▪ Section planification des routines :

- Préparation et envoi des routines de mesures scientifiques; - Possible automatisation de l'envoi et de l'optimisation des routines.

132132

Logiciel Sol

Le logiciel Sol : Interface graphique préliminaire.

133133

Environnement de SimulationLéonard Panichi


134134

Environnement de SimulationObjectifs du simulateur fonctionnel :

▪ Envisager toutes les éventualités durant les phases de design; ▪ Planifier les opérations.

Caractéristiques du simulateur fonctionnel :

▪ Langage de programmation C++ :

- Accès à un grand nombre de librairies scientifiques; - Gain de temps au niveau du développement.

▪ Accessible à tous les types d’utilisateurs :

- Simplicité; - Portabilité.

▪ Période de rentabilisation : du développement d’IGOSAT à la fin de ses activités.

135135

Environnement de SimulationPhases de Développement d’IGOSat :

▪ Validation complémentaire du code de l’ODB; ▪ Validation du modèle de fonctionnement du satellite; ▪ Validation des routines et de leur faisabilité; ▪ Simulations au moyen de la carte AMTEL SAM9G20-EK.

Phases de Mise en Service d’IGOSat :

▪ Dialogue avec le logiciel Sol; ▪ Dimensionnement des paquets TC et TM; ▪ Mise au point des routines; ▪ Assiste la prise de décision au sol.

136136

Environnement de Simulation

137

Liaisons et !

SCILAB/CELESTLAB !Logiciel de vol!

Simulation!

137


138138

Environnement de SimulationAutomatisation :

▪ Acquisition automatique des TLE; ▪ Lancement automatique des simulations; ▪ Fonctionnement indépendant sur serveur; ▪ Prise en compte des données de housekeeping récentes.

Autonomisation :

▪ Propagation d’orbite; ▪ Calcul de la trace du satellite; ▪ Calculs d’attitude; ▪ Mise en graphique des données calculées; ▪ Rendu graphique 3D ?

139139


Validation et mise à disposition :

▪ Validation du simulateur par le projet IGOSat; ▪ Simulateur utilisable, testable et modifiable par d’autres projets spatiaux

universitaires; ▪ Possibilité de s’affranchir de SCADE et d’utiliser des solutions open source moins

élaborées (Rhapsody, Simulink, Stateflow, Rose Real Time…).

140140


L’Analyse des Risques

Stanislas Le Grelle

141141

▪ Analyse des risques inspirée de la publication « Application of Risk Management to University CubeSat Missions » de Katharine Brumbaugh et Glenn Lightsey.

▪ Stratégies d’atténuation des risques évaluées pour chaque cause possible : Eviter, Contrôler, Transférer ou Assumer.


142

142

Catégorie du risque Appellation Nature du risque Probabilité Conséquence Criticité R

ISQ

UES

OPE

RAT

ION

S Satellite SA-1 Incapacité à communiquer avec le satellite 2.56 3.86 9.88

Charge utile CU-2 Echec de la récupération de données scientifiques SCI 2.35 3.82 8.977

Charge utile CU-1 Echec de la récupération de données scientifiques GPS 2 3.46 6.92

Satellite SA-2 Echec de la récupération des données d’housekeeping 2.5 2.5 6.25

Désorbitation DES Incapacité à respecter la LOS 1 5 5

RIS

QU

ES

CO

NC

EPTI

ON

Documentation ACQ Incapacité à transmettre les acquis tout au long du projet 3.2 3.4 10.88

Coût COUT Coût de la mission trop élevé pour poursuivre 2.52 3.95 9.95

Délais EDT Incapacité à respecter les délais 2.29 3.57 8.17

Satellite SA-3 Incapacité à respecter les standards imposés 1 4 4


143

143

Merci de votre attention

144144

Revue

145145

Revue

146146

Le Projet IGOSat

Documents

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