Hitomi (satellite)

Les scientifiques du monde entier peuvent demander un temps d'observation. Les propositions sont examinées et sélectionnées par un comité scientifique. Le déroulement des observations comprend quatre phases[6] :

• Phase 0 (3 mois) : Déploiement et étalonnage
• Phase 1 (6 mois) : Vérification des performances - Observations par le groupe de travail ASTROèH
• Phase 2 (12 mois) : Temps disponibles pour les observations des invités (75 %) Vérification des performances (25 %)
• Phase 3 : Observations invités (90 %) Vérification des performances (10 %)

ASTRO-H dispose de deux télescopes pour rayons X mous (0,3-12 keV) identiques SXT (Soft X-ray Telescopes) dont la conception est proche des télescopes XRT embarqués sur Suzaku. Il s'agit dans les deux cas d'un télescope Wolter de type I de 5,6 mètres de longueur focale composés de 203 coques en aluminium recouvertes d'une couche réfléchissante d'or. Chaque miroir est de forme conique et son épaisseur dépend de sa position dans l'optique : elle va en croissant en allant vers l'extérieur (152, 229 et 305 μm). Le diamètre externe de chaque télescope est de 45 centimètres. La superficie effective (réfection de 100 %) est de 560 centimètres carrés à 0,5 kiloélectron-volt et 425 centimètres carrés à 6 kiloélectron-volts. La résolution spatiale (HPD) est de 1,3 minute d'arc. Le télescope SXT-S concentre les rayons X vers le spectromètre SXS (Soft X-ray Spectrometer) tandis que SXT-I dirige les rayons vers l'imageur SXI (Soft X-ray Imager).

ASTRO-H dispose de deux télescopes pour rayons X durs (5–80 keV) HXT (Hard X-ray Telescope) identiques dont la structure est proche de celle des télescopes pour rayons X mous SXT embarqués sur le même engin spatial. Il s'agit dans les deux cas de télescopes Wolter de type I de 12 mètres de longueur focale composés de 213 coques en aluminium. Pour pouvoir réfléchir les rayons X durs, le support est recouvert de couches alternées de matériau réfléchissant dont l'épaisseur est soigneusement calculée pour que, en application de la loi de Bragg, les rayons X les plus durs puissent être réfléchis par les couches inférieures. Les miroirs ont un support de forme conique dont l'épaisseur est de 200 μm. Le diamètre externe de chaque télescope est de 45 cm. La superficie effective (réflexion de 100 %) est, pour les deux miroirs, de 800 cm² à 8 keV, 300 cm² à 30 keV et 10 cm² à 50 keV. La résolution spatiale est de 1,7 minute d'arc. Chacun des deux télescopes concentre les rayons X vers un imageur HXI (Hard X-ray Imager)[7].

Schéma d'un télescope Wolter de type I :
1 : miroirs paraboliques
2 : miroirs hyperboliques
3 : rayons X incidents
4 : Point focal

L'imageur de rayons X durs (Hard X-ray Imager, HXI) utilise des détecteurs à structure hybride (silicium double face et tellurure de cadmium pour pouvoir collecter les photons ayant une énergie allant jusqu'à 80 keV avec un rendement quantique élevé. Les résolutions spatiales de 250 μm et énergétique de 1-2 keV (FWHM) sont atteintes avec un bruit de fond peu élevé[8].

Le spectromètre pour rayons X mous (Soft X-ray Spectrometer, SXS) utilise un détecteur composé de réseau de 6x6 microcalorimètres refroidis à une température de 0,05 K et couvrant un champ optique de 3 x 3 minutes d'arc. La résolution spectrale attendue est au moins de 7 eV (FWHM) et pourrait atteindre 4 eV. La surface effective du détecteur est de 225 cm² pour les rayons de 7 keV. L'instrument développé par la JAXA et la NASA est une évolution de l'instrument XRS installé à bord du télescope spatial Suzaku qui n'a pu être utilisé à la suite de l'évaporation de l'hélium liquide destiné à le maintenir à sa température de fonctionnement. Le détecteur permet d'enregistrer 150 photons par seconde. Si la source est brillante (nombreux photons), un filtre peut être placé devant le détecteur. La quantité d'hélium embarqué garantit une durée de fonctionnement comprise entre 4,6 et 6,9 ans[9].

• Détail du spectromètre pour rayons X mous SXS
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  Détecteur et troisième étage du réfrigérateur
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  Détecteur et troisième étage du réfrigérateur sous un autre angle
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  1^er et 2^e étage du réfrigérateur

L'imageur de rayons X mous (Soft X-ray Imager, SXI) utilise un CCD à canal p d'une conception nouvelle d'une surface de 30,72 mm². Il est éclairé par la face arrière ce qui lui permet d'être sensible aux rayons à faible énergie et résistant aux micro-météorites. Le détecteur utilise 4 puces. Un système de refroidissement mécanique abaisse la température à −120 °C[10].

Les deux détecteurs de rayons gamma mous SGD (Soft Gamma-ray Detector) sont des instruments de nouvelle génération capables de mesurer le rayonnement gamma mou (de 40 à 600 kiloélectronvolts avec un niveau de bruit de fond dix fois inférieur aux instruments existants. Pour réduire l'impact du bruit de fond, il utilise une caméra Compton avec un bouclier actif. La résolution spectrale atteinte est inférieure à 2 kiloélectronvolts. Dans la bande allant de 50 à 200 kiloélectronvolts, l'instrument peut mesurer la polarisation de sources telles que les disques d'accrétion des trous noirs, les binaires comprenant une étoile à neutrons et le cœur des galaxies actives[11].

Au cours des deux semaines suivantes, Hitomi effectue des opérations particulièrement critiques comprenant le déploiement du banc optique (déplacement de celui-ci de 6,3 mètres grâce à l'extension d'une structure en treillis), l'activation des systèmes informatiques et le début des opérations de refroidissement des détecteurs. Un incident touchant le contrôle d'attitude se produit le 25 mars. La situation se dégrade rapidement et le 27 mars les contrôleurs au sol ne parviennent plus à établir le contact avec le satellite. Cinq débris sont identifiés à proximité du satellite et les données télémétriques indiquent un changement d'orbite (564,6 x 580,5 km ⇒ 559,6 x 581,1) qui implique soit une explosion interne (par exemple libération de la réserve d'hélium liquide) soit une collision avec un débris spatial. Les observations optiques permettent d'établir que le satellite tournoie sur lui-même et n'est plus stabilisé 3 axes. L'agence spatiale japonaise tente en vain de reprendre le contrôle du satellite avec l'assistance d'autres agences spatiales[14]. Mais le 28 avril l'agence spatiale met un terme à sa tentative de sauvetage et officialise la perte du satellite et la fin de la mission[15].

Malgré l'absence de données télémétriques durant la phase finale ayant conduit à la perte du satellite, les éléments rassemblés fin mai 2016 indiquent que l'issue fatale de l'incident est liée au choix délibéré des responsables de la mission de suspendre plusieurs systèmes de secours, à une prise de risque opérationnel inconsidérée et à l'absence de protocole associé à une modification majeure du logiciel pilotant le système propulsif pour les manœuvres de contrôle d'attitude[16].

L'incident débute à la suite d'une anomalie de fonctionnement de la centrale à inertie qui se produit le 25 mars vers 18 h UTC : celle-ci identifie de manière erronée un faible mouvement de rotation du télescope spatial (21,7°/heure) autour de son axe Z (roulis). Ce type de mesure erronée peut se produire mais les viseurs d'étoiles fournissent normalement des informations qui permettent de la détecter. C'est ce qui se produit sur le moment mais une heure plus tard, le viseur d'étoiles ne parvient plus à identifier suffisamment d'étoiles pour parvenir à fournir une position valide (un problème de sensibilité paramétrable qu'il était prévu de corriger plus tard) et les données erronées de la centrale à inertie sont désormais considérées comme la référence. Le viseur d'étoiles de secours aurait pu détecter l'anomalie mais il n'était pas programmé pour être activé à chaud afin de limiter les perturbations sur la marche des opérations. Lorsque le viseur d'étoiles principal parvient à acquérir de nouveau une position, l'écart entre celle-ci et la position estimée par la centrale à inertie est devenue relativement important. Dans ce cas (écart de plus de 1°) le système est conçu pour donner la priorité aux données fournies par la centrale à inertie. Les concepteurs du système souhaitaient éviter de perturber le contrôle d'attitude et étaient partis du principe que les erreurs de la centrale à inertie se situeraient en dessous de ce seuil. Les anomalies de ce type (rejets continus des données du viseur d'étoiles) étaient censées être traitées par l'équipe d'opérateurs au sol, mais ceux-ci, faute d'instructions formalisées, n'interviennent pas au cours des 3 survols qui ont lieu successivement à 20 h 49, 22 h 31 et 0 h 52. En mode survie l'engin spatial utilise les capteurs solaires afin d'orienter les panneaux solaires de manière optimale par rapport à la direction du Soleil et maintenir la charge des batteries. Mais ces capteurs avaient été désactivés dans ce mode à cause d'un champ de vue trop étroit (20° au lieu des 30° nécessaires pour jouer ce rôle dans la configuration de l'engin spatial)[17] - [16].

Le système de contrôle d'attitude de Hitomi utilise alors les roues de réaction du satellite pour tenter d'annuler le pseudo mouvement de rotation générant un mouvement de rotation inverse. La centrale à inertie continuant à fournir une indication erronée de rotation, les roues de réaction font progressivement augmenter la vitesse de rotation de Hitomi. Les roues de réaction approchant la limite de saturation (la vitesse de rotation du volant d'inertie a atteint sa valeur maximale) et les magnéto-coupleurs entrent en action pour les désaturer mais leur action n'est pas efficace du fait de l'absence de maitrise de l'orientation réelle du satellite (le couple généré par le magnéto coupleur dépend de son orientation). Le 26 mars vers 1 h du matin UTC, les roues de réaction ne pouvant plus agir, l'engin spatial déclenche ses moteurs-fusées pour corriger l'orientation de l'engin spatial. Mais la modulation de la poussée de ces moteurs est contrôlée par un programme qui avait été mis à jour à la suite du déploiement du banc optique. Celui-ci avait en effet induit un déplacement du centre de masse et une modification du moment d'inertie. Or les paramètres de ce logiciel avaient été mal rentrés par l'opérateur en absence d'un manuel de procédure. L'action des moteurs-fusées ne fait qu'accroitre les problèmes[17] - [16].

Le mouvement de rotation croissant génère des forces centrifuges qui entrainent la rupture de certaines pièces ; le 26 mars vers 1 h 37 UTC. plusieurs morceaux se détachent d'Hitomi. L'hypothèse courante est que parmi ces pièces figurent le banc optique et les extrémités des panneaux solaires[17] - [16]. L'engin spatial n'émet plus depuis le 28 mars sans doute à la suite de l'épuisement de ses batteries. le 28 avril l'agence spatiale japonaise renonce officiellement aux tentatives de sauvetage de Hitomi[15].

• (en) Agence spatiale japonaise, ASTRO-H X-ray Astronomy Satellite, novembre 2015 (lire en ligne [PDF])

• (en) Tadayuki Takahashi et al., « The ASTRO-H X-ray Astronomy Satellite », Astrophys,‎ 2014 (lire en ligne)
  Article de synthèse du groupe de scientifiques associés au développement (2014)
• (en) Shin Watanabe et al., « High energy resolution hard X-ray and gamma-rayimagers using CdTe diode devices », Astrophys,‎ novembre 2008 (lire en ligne)
  Détecteurs rayons X durs et gamma utilisant des diodes CdTe(2008)

• XRISM copie du télescope qui doit être lancé vers 2022
• Suzaku
• Astronomie en rayons X
• Télescope Wolter

• (en) Page officielle du projet sur le site de la JAXA
• (en) ASTRO-H sur le site de l'agence spatiale européenne
• (en) Document de synthèse sur les instruments embarqués
• (en)Présentation de la mission
• L'astronaute David Saint-Jacques explique la mission ASTRO-H sur YouTube