PRISM, le Radar Géophysique de l’Aérostat Martien

PRISM, le Radar Géophysique de l’Aérostat Martien

LA MISSION SPATIALE « MARS94-MARS96 » ET L’EXPERIENCE PRISM

MARS94: UNE RENCONTRE AMBITIEUSE AVEC LA PLANETE MARS

Place de cette mission dans la stratégie globale du domaine

La connaissance de la planète Mars étant considérée comme un objectif à la fois important et réaliste pour la décade des années 90, l’ex-Union Soviétique avait défini dans le cadre d’un programme international la grande mission « MARS 94 ». Le tableau A-1-1 de l’Annexe I rappelle les missions lancées vers la planète Mars jusqu’en 92. De nos jours, l’atmosphère de Mars est raréfiée, et il n’y a pas d’eau liquide à sa surface où la température varie de +°C à -1°C. Pourtant, il y a assez d’évidences pour affirmer qu’il y a quelques milliards d’années, la situation était très différente, avec une atmosphère dense, de grandes étendues d’eau, un climat plus doux. L’analyse de ce qui est arrivé sur Mars nous aiderait à comprendre le passé, mais aussi les possibles futurs de la Terre. Il y a peut être aussi sur Mars, des traces d’une biosphère, présente ou congelée. Les découvrir nous éclairerait beaucoup sur la vie, et ses formes. Pour avancer dans cette connaissance, la mission MARS94 proposait une analyse combinée de données provenant à la fois de 2 satellites, de 2 aérostats, de pénétrateurs, de petites stations posées au sol, et peut-être aussi de petits véhicules semi-automatiques. Cette approche multi-spectrale apporterait des observations globales pour l’étude du climat, de l’atmosphère, du champ magnétique ou du plasma ionosphérique, ou des observations plus régionales pour la géologie, la minéralogie, l’hydrologie du passé, ou encore des études détaillées de sites « d’atterrissage » pour les futures missions. Les données de la mission Mars94 auraient été associées aux données du satellite américain MARS-Observer. Celui-ci, lancé en 92, devait, entre autre, fournir une cartographie améliorée de la planète. Il devait aussi servir de relais radio pour rapatrier de nombreuses images rapprochées prises à bord de l’Aérostat. Un boîtier spécial, le MBR (Mars Balloon Relay), développé avec la France, a été rajouté sur MARS-Observer pour cette fonction. En utilisant les antennes terrestres du réseau américain Deep Space Network (DSN), on espérait ainsi doubler le retour scientifique des instruments du ballon.

Objectifs scientifiques et principaux instruments de la mission

Les instruments scientifiques embarqués sur les sondes sont choisis pour répondre aux objectifs généraux suivants: – Recherches sur la surface de Mars – Recherches sur l’atmosphère, suivi météorologique de la planète – Structure interne de la planète – Etudes sur le Plasma martien – Etudes d’astrophysique Une large variété d’instruments voués à ces mesures sont répartis sur les différentes composantes de la sonde (Zakharov A.V., 94). Les tableaux A-1-2 à A-1-7 de l’annexe I détaillent les expériences selon leurs emplacements et leurs objectifs. Sur l’orbiteur, on a distingué les expériences de géomagnétisme et de plasma (tableau A-1-2), les expériences atmosphériques et de sondage à distance (tableau A-1-3), et les expériences d’astrophysique et de croisière (tableau A-1-4). Le tableau A-1-5. présentent les expériences qui équipent la station de surface METEGG. Pour l’Aérostat, on a distingué les expériences portées par la nacelle (tableau A-1-6) de celles glissées dans le guiderope (tableau A-1-7). Parmi toutes ces contributions internationales, je souligne la présence sur l’orbiteur, d’un autre radar, destiné d’abord au sondage de l’ionosphère martienne. Ce radar, de sigle LWR ou RLK, est réalisé avec l’Institut Max Planck pour l’Aéronomie de Lindau en Allemagne (Nielsen et al., 95). Il fonctionne aux alentours de 2 MHz. Selon l’heure et l’angle du sondage une partie du faisceau pourra atteindre la surface de Mars et sonder la subsurface. Bien que ce faisceau défile très vite à la surface de Mars, et que sa résolution soit médiocre, cet instrument pourrait donner des informations provenant de la subsurface avec une très large couverture de la planète.

Premier scénario, évolutions, puis abandon de la mission

Deux sondes devaient être emportées sur des fusées PROTON depuis Baïkonour en 0ctobre 94. Après une première satellisation terrestre, les véhicules spatiaux devaient prendre une trajectoire de transfert Terre-Mars de durée 3 jours. L’insertion en orbite martienne était prévue pour Septembre 95, à quelques 310 millions de km de la Terre. La séparation avec le module de descente comportant le ballon devait avoir lieu après la transition par trois orbites de descente. Le déploiement du ballon est une phase extrêmement délicate qu’il est difficile de mettre au point et de reproduire sur Terre. Après une phase de freinage par le bouclier thermique du container, un parachute se déploie, et tandis que la vitesse de la chute se réduit, le gonflage du ballon est entamé, alors que la pression ambiante est encore extrêmement faible. L’ensemble de la séquence est telle qu’elle nécessite une épaisseur atmosphérique supérieure à la moyenne martienne. Les sites martiens d’arrivée doivent être choisis en fonction de cet impératif: ils doivent donc être un à deux kilomètres au dessous du niveau normal de la surface. Cette surépaisseur de l’atmosphère assure une marge pour garantir le déploiement. Toute chute trop brutale de l’aérostat sur la surface de Mars se solderait par sa destruction immédiate et par l’anéantissement de cette partie de la mission. Pendant les années de préparation de la mission, de nombreuses difficultés se sont accumulées: des difficultés de confirmation définitive de la mission, de sélection des instruments embarqués, des changements politiques importants en Union Soviétique, redevenue Russie, puis des difficultés économiques en Russie, des changements des priorités politiques, une inflation imprévisible. En France, dans une bien moindre mesure, il y a eu aussi des difficultés financières, techniques et organisationnelles pour réaliser le ballon, le guiderope et l’instrumentation. Vers 92, la mission a été décomposée en deux tranches: Mars94, avec un lancer en 94 pour l’orbiteur, les pénétrateurs et les petites stations, et Mars96, avec un lancer en 96, avec un orbiteur simplifié et l’Aérostat. Le créneau de lancement de 96 est moins favorable que celui de 94, la masse que l’on peut transférer est moindre. Le déploiement du ballon se ferait dans ce cas vers Novembre 97. Pourrait-on encore, à l’automne 97, utiliser les services de MARS-Observer et de son MBR? Durant l’été 93, le contact avec MARS-Observer est perdu au voisinage de la planète rouge. Quelques semaines plus tard, on reconnaît que le satellite est définitivement perdu. En Russie principalement, les retards continuent encore de s’accumuler. Le lancement de l’orbiteur instrumenté doit être reporté au créneau astral suivant, celui de 96. Mars n’existe plus. Deux lancements ne peuvent être financés et planifiés pour la même année. Peut-on décaler le lancement du ballon au créneau de 98? Les fenêtres de tir pour l’envoi depuis la Terre de sonde vers Mars, se décalent le long de l’orbite Martienne. Comme l’orbite de Mars est assez excentrique, la qualité de ces rendez vous varie. Ainsi le créneau de lancement de 94 était plus propice que celui de 96, lequel est bien meilleur que celui de 98. Pour une fusée et une quantité d’ergols (carburant et comburant) données au départ, on a moins de masse transférable jusqu’à Mars. Le créneau suivant se situe au début de 01. Le décalage provoque aussi un avancement dans le cycle des saisons martiennes qui sont très marquées. Ainsi le créneau 96 déposait le ballon sur Mars juste avant la saison des grands vents de poussière connus depuis les missions de Mariner9 et des sondes Viking I et II. Le créneau de lancement de 98 provoque une arrivée en pleine saison des vents. Ceux ci peuvent atteindre 0 km/h. Il n’est plus question de laisser le ballon approcher la surface martienne. Il faut le renforcer, changer sa dynamique, reprendre toute l’étude…Ou prendre un autre risque, attendre en orbite la fin de la saison des vents, elle dure environ six mois. Le risque de défaillance est alors jugé trop grand. Fin 94, les russes proposent d’utiliser, pour l’éventuelle mission Mars98, une fusée Molnya au lieu de la Proton, elle coûte six fois moins cher, elle est aussi beaucoup moins puissante. La masse transférable est encore plus faible. Il n’est plus possible d’assurer une orbite d’attente. Il faut assurer l’injection directe du module de descente dès l’arrivée vers Mars, sans orbite de descente. Le scénario du déploiement du ballon est encore plus serré, les marges montrées par les calculs sont trop faibles, et elles dépendent trop des méthodes de calculs. Alors que la mission de l’orbiteur, devenue mission Mars96, n’a pas encore abouti, doit-on démarrer un programme avec un ballon aux caractéristiques nécessairement nouvelles, alors que l’ancien concept n’a pas fait toutes ses preuves? Au mois de Juin 95, la décision est prise, le projet de l’aérostat martien est abandonné. Les essais du CNES pour le déploiement de l’aérostat sont menés à leur terme à la rentrée 95. Puis on achève la documentation des différents travaux menés au CNES, ou dans les laboratoires. Quand on analyse les possibilités d’un aérostat pour améliorer notre connaissance de MARS, on ne peut que regretter cette fin.

Table des matières

INTRODUCTION
CHAPITRE I : LA MISSION SPATIALE « MARS94-MARS96 » ET L’EXPERIENCE PRISM
I.1. MARS94: UNE RENCONTRE AMBITIEUSE AVEC LA PLANETE MARS
I.1.1. Place de cette mission dans la stratégie globale du domaine
I.1.2. Objectifs scientifiques et principaux instruments de la mission
I.1.3. Scénario originale, évolutions, puis abandon de la mission
I.2. UN AEROSTAT POUR UNE MISSION PLANETAIRE
I.2.1. Intérêt d’un Aérostat pour la visite de Mars
I.2.2. Caractéristiques du ballon dans le cadre Mars94-96
I.2.3. La charge utile de l’aérostat
I.2.3.1 Moyens radio et charge utile sur la nacell
I.2.3.2. Les charges utiles montées dans le guiderope
I.3. LES OBJECTIFS SCIENTIFIQUES DE PRISM
I.3.1. Bilan et distribution de l’eau sur MARS
I.3.2. Intérêt des sondages Radar
I.3.2. Structure et propriétés électriques du sous-sol de Mars
CHAPITRE II: DEFINITION ET CHOIX D’UN TYPE DE RADAR
II.1. DEFINITION DE L’INSTRUMENT SELON LES OBJECTIFS
II.1.1. Profondeur
II.1.2. Résolution et largeur de bande
II.1.3. Impact de la bande de sondage sur l’antenne
II.1.4. Résolution et débit d’information
II.1.5. Puissance à rayonner, répétition des tirs 3
II.1.6. Cas d’un radar à impulsion unique de large bande
II.1.7. Emission sur un peigne périodique
II.1.8. Cas d’un radar à train d’impulsions codés
II.1.9. Quelle doit être la fréquence de répétition du radar?
II.1.10. Cas d’un radar à impulsion synthétique
II.2. CONTRAINTES D’ACCOMMODATION DE L’INSTRUMENT
II.2.1. Contraintes de l’environnement Martien
II.2.1.1. Etat du sol, poussière
II.2.1.2. Cycle thermique, basses températures
II.2.1.3. Effets conjoints des chocs et du froid
II.2.1.4. L’atmosphère Martienne, et les décharges Electrostatiques
II.2.1.5. Les radiations à la surface de Mars et durant le transfert
II.2.2. Contraintes d’accommodation dans le guiderope
II.2.2.1. Contrainte de masse
II.2.2.2. Contraintes sur l’énergie totale et la puissance disponible
II.2.2.3. Contraintes de place et de forme
II.2.2.4. Contraintes sur les liaisons électriques
II.2.2.5. Conséquences sur l’architecture du radar
II.2.3. Contraintes Electromagnétiques particulières
II.2.3.1. Rayonnement du radar
II.2.3.2. Bande sensible du radar
II.2.3.3. Auto-compatibilité du radar
II.2.3.4. Topologie Electromagnétique
II.3. CHOIX D’UNE ARCHITECTURE POUR LE RADAR
II.3.1. Première proposition: un radar à impulsions codées.
II.3.2. Principaux points durs pour la spatialisation de ce radar
II.3.3. Vers une configuration simple de radar impulsionnel
II.3.4. Installation d’un radar dans le guiderope
CHAPITRE III : L’ANTENNE GUIDEROPE
III.1. L’ANTENNE EST LE GUIDEROPE
III.1.1 Constitution physique de l’antenne
III.1.2 Déploiement de l’antenne à la surface de Mars
III.1.3 Utilisation de cette antenne unique pour le radar
III.1.4 Résumé: le guiderope est une antenne mal connue
III.2. EXPERIMENTATION SUR L’ANTENNE, RESULTATS, QUESTIONS
III.2.1. Principaux buts des essais
III.2.2. Méthodes de mesures à notre portée
III.2.2.1. Mesure d’Impédance du guiderope
III.2.2.2 Mesure du courant sur le guiderope lors de l’excitation
III.2.3. Autres approches possibles pour étudier le guiderope
III.2.4. Principaux résultats des essais et constats
III.2.4.1. Impédance du dipôle sur le site
III.2.4.2. Mesure de courant
III.2.5 Vérifications complémentaires
III.3. ETUDE DANS LE DOMAINE FREQUENTIEL
AVEC LE MODELE D’UNE LIGNE A PERTES,
APPLICATION AU PROBLEME DE LA REVERBERATION
III.3.1. Le guiderope considéré comme une ligne à pertes
III.3.2. Paramètres de la ligne équivalente et impédance au centre du guiderope
III.3.3. Réflexion d’énergie au centre du guiderope
III.3.3.1. Adaptation du générateur au départ de l’impulsion
III.3.3.2. Etudes de cas réalistes
III.3.3.3. Cas de l’impulsion unité IDW blanche dans la bande f0 à f1
III.3.3.4. Cas de la décharge d’un condensateur et du module MT
III.3.3.5. Cas des impulsions rectangulaires et du module NMF
III.3.4. Energie masquante et énergie de signaux dans le canal radar
III.3.5. Extension de l’étude au cas de l’excitation par un monocycle
III.3.6. Discussion et conclusion de l’étude d’amortissement
III.4. ETUDE TEMPORELLE DU RAYONNEMENT DU GUIDEROPE:APPROCHE IMPULSIONNELLE ET CONVOLUTIVE
III.4.1. Introduction
III.4.2. Champ transitoire rayonné
III.4.3. Propagation au nadir, le long de l’axe vertical sous guiderope
III.4.4. Généralisation au cas oblique, en champ lointain
III.4.5. Fonction de transfert en réception du guiderope amortie
III.4.6. Fonction de transfert globale de l’antenne pour le canal radar
III.4.7. Impact sur le canal radar complet
III.5 SYNTHESE DES ETUDES DE L’ANTENNE GUIDEROPE
III.5.1.Aspect amortissement rapide de l’antenne
III.5.2.Quelle serait la forme d’onde d’excitation idéale par son efficacité?
CHAPITRE IV. LA TETE HAUTE FREQUENCE
IV.1. PRESENTATION DE LA TETE HAUTE FREQUENCE
IV.2. LE GENERATEUR DE HAUTE TENSION
IV.2.1 Analyse du besoi
IV.2.2. Le convertisseur haute tension et sa synchronisation
IV.3. LA GENERATION DE L’IMPULSION HAUTE TENSION
IV.3.1. Les Besoins
IV.3.2. La Génération de l’Impulsion par Transistor à Avalanche
IV.3.3. La Génération de l’Impulsion par Transistor à Effet de Champ
IV.3.4.Les Transistors de commutation à Effet de Champ de SUPERTEX
IV.4. LES EXCITATIONS REELLES DES MODULES HAUTE FREQUENCE
IV.5. LE GUIDEROPE COUPLE AU RECEPTEUR
IV.5.1. Dynamique des courants attendus sur l’antenne
IV.5.2. Protection du récepteur
IV.5.3. L’amélioration du TR de Prism
IV.5.4. Détail de l’amélioration du TR
IV.5.5.Gain Variable avec le Temps
IV.5.6. Fluctuation du gain avec la température
IV.5.7. Synthèse des caractéristiques du récepteur
CHAPITRE V: LE MODULE NUMERIQUE.
SEQUENCE, CONVERSION ET ADDITION COHERENTE DU SIGNAL.
V.1. LES FONCTIONS DE SEQUENCE ET D’INTERFACE
V.1.1. Interface avec la gestion de bord
V.1.2. Le pilotage de la tête HF
V.1.3. Pilotage de la carte CANACCU
V.1.4. Réalisation du séquenceur
V.2. LES FONCTIONS DE CONVERSION ET D’ADDITIONS COHERENTES
V.2.1. Mode d’acquisition du signal dans les géoradars
V.2.2. Stationnarité, mouvement de l’antenne, temps d’intégration disponible
V.2.3. La conversion directe avec le convertisseur rapide « Flash »
V.2.4. La nécessité de l’addition cohérente
V.2.5. Architecture pour l’addition cohérente: le choix de « l’addition au vol »
V.2.6. Auto-compatibilité électromagnétique du radar
V.3. QUELQUES EVOLUTIONS DU MODULE NUMERIQUE
V.3.1. Spectre utile
V.3.2. Raccourcissement du guiderope
V.3.3. Accélération de l’automate
V.3.4. Réduction de durée de la fenêtre d’écute
V.3.5. Une autre solution?
V.4. LA QUADRATURE REDUITE: LE « CANACCU QUADRA »
V.4.1 Développement intuitif de la méthode
V.4.2 Justification mathématique de la méthode « Quadra »
V.4.2.1 Echantillonnage sans repliement autour de fe/4
V.4.2.2. Méthode numérique de reconstitution du signal
V.4.2.3. Effet de la fenêtre sur des signaux à bande mal limitée.
V.4.3. Réalisation avec un séquenceur FPGA
V.4.4. Bilan critique sur les résultats de sondage à la dune du Pyla
V.5. LE CANACCU A LONGUE INTEGRATION (MLI)
V.5.1.Objectifs
V.5.2.Réalisation et essais du module MLI au Pyla, perspectives
CHAPITRE VI: LES DONNEES EXPERIMENTALES
ET LA MISE AU POINT DE L’INSTRUMENT
VI.1. LE DISPOSITIF EXPERIMENTAL
VI.1.1. Historique des évolutions du guiderope
VI.1.2. Système d’Alimentation
VI.1.3. L’Interface Optique
VI.1.4. Le micro-ordinateur et les programmes de pilotage
VI.1.5. Scénario type d’expériences de terrain
VI.2. DES SITES DE TEST DU GUIDEROPE
VI.2.1. La Dune de Lillaste (Près de Riga- Lettonie)
VI.2.2. Le Glacier du Mont-de-Lans (Isère- France)
VI.2.3. Le Glacier Continental à Dumont d’Urville (Antarctique)
VI.3.LE SITE DE LA DUNE DU PYLA (33, FRANCE)
VI.3.1. Intérêt du site
VI.3.2. Formation de la dune et signature radar
VI.3.3. Résultats expérimentaux à la dune du Pyla
VI.3.3.1. Premier sondage de la dune, tête HF-MA et le guiderope long
VI.3.3.2. Profil avec la tête MX à gain variable, et le guiderope long
VI.3.3.3. La configuration expérimentale courte avec la tête MT
VI.3.3.4. La configuration expérimentale courte avec la tête NMF
VI.3.3.5. La configuration avec 10 tirs accumulés
VI.3.3.6. La configuration avec 4 segments en Titane
VI.3.3.7. La configuration avec l’échantillonnage QUADRA
VI.4. DES REGIONS TERRESTRES REPRESENTATIVES DES SITES MARTIENS?
CHAPITRE VII : EVALUATION DE LA PERFORMANCE DU RADAR,
DYNAMIQUE DES SIGNAUX, DEBIT D’INFORMATION VERS LA TERRE
VII.1. EVALUATION DE LA PERFORMANCE EN EMISSION
VII.1.1. Méthode
VII.1.2. Energie totale de l’impulsion
VII.1.3. Energie dans la bande du canal radar
VII.1.4. Energie effectivement rayonnée
VII.1.5 Bilan global et Application numérique
VII.2. BRUIT DE FOND
VII.2.1. Bruit de l’électronique, bruit de quantification
VII.2.2. Bruit de fond du champ électromagnétique ambiant
VII.3. PERFORMANCE GLOBALE DU RADAR
VII.4. PLUS D’ADDITIONS COHERENTES?
VII.5. DYNAMIQUE TEMPORELLE DES SIGNAUX RECUS PAR LE RADAR
VII.5.1. Réflecteur ponctuel
VII.5.2. Décroissance temporelle du signal reçu pour un réflecteur plan
VII.5.3.Choix de la gamme de variation de gain pour Prism
VII.6. SIGNAL UTILE A TRANSMETTRE
VII.6.1. Filtrage de la bande
VII.6.2. Dynamique et nombre de bits utiles à transférer
VII.7. GESTION DU FLOT DE DONNEES A DEUX PROFONDEURS
VII.7.1. Position du problème
VII.7.2. Un point sur Cinq
VII.7.3. Généralisation
CONCLUSIONS ET PERSPECTIVES
ANNEXE DU CHAPITRE I :
EXPLORATION DE MARS ET INSTRUMENTS DE LA MISSION MARS94-96 1
ANNEXE DU CHAPITRE II: EQUATIONS DU RADAR GEOPHYSIQUE
ANNEXE II.1. MILIEU SANS PERTE
ANNEXE II.1.1. Equation du Radar pour un réflecteur « ponctuel »
ANNEXE II.1.2.Equation du Radar pour un réflecteur plan
ANNEXE II.2. SONDAGE DES MILIEUX A FAIBLES PERTES
ANNEXE II.3. DIFFUSION PAR DE PETITES INHOMOGENEITES
ANNEXES DU CHAPITRE III
ANNEXE III. 1. CIRCUITS EQUIVALENTS DE L’ANTENNE 5
ANNEXE III.2. EFFET DE LIGNE A L’INTERIEUR DU GUIDEROPE
Annexe III.2.1. Ligne coaxiale interne
Annexe III.2.2. Réverbération interne
Annexe III.2.3. Mode d’excitation de la ligne interne
Annexe III.2.4. Amortissement de la ligne
Annexe III.2.5. Compatibilité avec le module de télémesure
Annexe III.2.6. Description du filtre de mode commun
ANNEXE III.3. MEMORANDUM DES TRAVAUX DE L’IRCOM
ANNEXE DU CHAPITRE IV.
ANNEXE IV.1. Le Transistor à Avalanche ZTX4 pour le radar Prism
ANNEXE IV.1.1. Principales caractéristiques du ZTX4
ANNEXE IV.1.2. Dépendance en Température
ANNEXE IV.1.3. Sensibilité aux radiations et ions lourds.
ANNEXE IV.1.4. Longévité du ZTX4
ANNEXE IV.1.5. Sensibilité aux éléments électriques parasites
ANNEXE IV.1.6. La modélisation Spice
ANNEXE IV.2. Caractéristiques du transistor VMOS haute tension rapide
Références Bibliographiques
Table des figures
Table des tableaux
Table des symboles, sigles et acronyme