NEO Surveyor

NEO Surveyor (anciennement Surveillance Mission, NEOSM, Near-Earth Object Camera, NEOCam) est une mission spatiale de l'agence spatiale américaine, la NASA, dont l'objectif est d'effectuer un inventaire des objets géocroiseurs, caractérisées par une orbite proche ou coupant celle de la Terre, dont la taille est susceptible de constituer pour la Terre une menace à l'échelle d'une région entière (diamètre de 140 mètres ou plus). La mission, décidée le 23 septembre 2019, doit être lancée vers septembre 2027. Le projet fait partie du programme de défense planétaire de la NASA. Il doit permettre à l'agence spatiale de remplir l'objectif de recensement des objets géocroiseurs d'un diamètre supérieur à 140 mètres (détection de 90% de cette population) défini en 2005 par le Congrès américain. Pour remplir ses objectifs, l'engin spatial de 1,3 tonnes utilise un télescope observant dans l'infrarouge moyen (4-10 micromètres) caractérisé par une ouverture de 50 centimètres et des détecteurs refroidis de manière passive. Pour pouvoir observer une large portion du ciel l'observatoire est placé sur une orbite de halo autour du point de Lagrange L₁ du système Terre-Soleil et dispose d'un pare-soleil lui permettant de pointer son télescope dans une direction relativement proche du Soleil.

NEO Surveyor
Télescope spatial infrarouge

Vue d'artiste.

Données générales

Organisation	JPL NASA
Constructeur	Ball
Programme	Défense planétaire
Domaine	Inventaire des objets géocroiseurs
Type de mission	Télescope infrarouge
Statut	En développement
Autres noms	NEOSM, NEOCam, Near-Earth Object Camera
Lancement	septembre 2027
Lanceur	Falcon 9
Durée	5 ans (mission primaire)
Site	http://neocam.ipac.caltech.edu/

Caractéristiques techniques

Masse au lancement	~1 300 kg
Masse instruments	400 kg
Ergols	Hydrazine
Masse ergols	147 kg (maximum)
Contrôle d'attitude	Stabilisé sur 3 axes
Source d'énergie	Panneaux solaires
Puissance électrique	> 1580 W

Orbite

Orbite	Orbite de halo
Localisation	Point de Lagrange L1

Télescope

Diamètre	50 cm
Champ	1,7° × 7°
Longueur d'onde	Infrarouge moyen (4-5,2 et 6–10 µm)

Contexte

Les astéroïdes géocroiseurs

Les objets géocroiseurs sont des comètes ou des astéroïdes dont l'orbite croise celle de la Terre. À ce titre, ils constituent une menace potentielle pour notre planète. L'énergie cinétique d'un objet géocroiseur croît comme le cube de son diamètre (D) et le carré de sa vitesse (v) : elle est égale à 1/2 mv² avec m = (π D³/6)×d ou d est la densité (en moyenne 2 avec des valeurs pouvant être comprises entre 0,5 et 6 environ). Compte tenu de sa vitesse très élevée (plusieurs dizaines de kilomètres par seconde), un petit astéroïde de dix mètres de diamètre dégage l'énergie de la bombe atomique d'Hiroshima. Les conséquences de la collision d'un objet de ce type avec la Terre dépendent donc de sa taille mais également de sa structure (poreuse ou métallique) et de la région ayant subi l'impact. Les deux tiers de la surface de la Terre sont couvertes par des océans et une grande proportion des terres est faiblement peuplée (Russie, Canada, est de la Chine, Australie, etc.). Toutefois un impact dans un océan peut être dévastateur car il déclenche un tsunami pouvant ravager des côtes souvent densément peuplées. Le plus grand objet géocroiseur a 35 kilomètres de diamètre. La probabilité d'un impact est d'autant plus faible que l'objet géocroiseur est de grande taille donc rare (cf tableau ci-dessous). La probabilité d'impact des objets géocroiseurs les plus grands est extrêmement faible mais ceux-ci peuvent entraîner la disparition de l'humanité. Bien qu'un objet géocroiseur puisse rayer l'humanité de la Terre, la probabilité très faible de leur occurrence aboutit à un nombre de décès ramené à l'année très faible comparé à d'autre causes de mortalité : 97 décès par an à comparer aux 36 000 victimes des tremblements de terre, 2 millions de morts dus à la pollution de l'air ou 5 millions de morts liés à la consommation de tabac.

Faire face à la menace d'un impact d'un objet géocroiseur nécessite de connaître celle-ci avec un délai suffisamment important (plusieurs années à l'avance) et de disposer de moyens de le détourner (impacteur...). Pour parer à toute menace de ce type, il faut au préalable avoir recensé tous les objets constituant potentiellement une menace (il y en a plus d'un million d'une taille supérieure à 30 mètres), connaître leur trajectoire de manière très précise, suivre régulièrement celle-ci (elle change sous l'influence des autres corps célestes), tester les méthodes permettant de les détourner et enfin disposer en permanence des moyens permettant d'agir. Le nombre d'objets géocroiseurs connus avec suffisamment de précision est faible car ce sont des astres de très petite taille et souvent très sombres. Les techniques permettant de détourner un objet géocroiseur sont théoriquement disponibles mais elles doivent être testées car leur efficacité est difficile à évaluer. Tous ces travaux représentent un coût très important pour la société. Compte tenu de la probabilité très faible d'un impact aux conséquences significatives, leur prise en charge par la société relève de décisions prises par la sphère politique.

Principales caractéristiques, impact potentiel et état des lieux du recensement des objets géocroiseurs (2019).

Diamètre :	Entre 3 et 29 mètres	Entre 30 et 139 mètres	Entre 140 et 1 000 mètres	Plus de 1 000 mètres
Probabilité impact	1 par an	1 tous les 100 ans	1% tous les 100 ans	0,002 % tous les 100 ans
Manifestation	Flash lumineux.	Explosion aérienne (météorite poreux). Cratère de 1 kilomètre de diamètre (météorite métallique).	Cratère de plusieurs kilomètres de diamètre.	Cratère de 10 kilomètres de diamètre ou plus.
Conséquences humaines	Dégâts mineurs à importants. Peut entraîner plusieurs milliers de décès.	Peut détruire une ville entière en cas de frappe directe (probabilité faible).	Destruction d'un pays entier. Pertes humaines supérieures à toutes les catastrophes naturelles passées.	Disparition possible de la civilisation humaine.
Nombre	environ 1 milliard	environ 1 million	environ 16 000	environ 1 000
Pourcentage détecté	∅ 3 mètres : 0 % ∅ 10 mètres : 0,02 %	∅ 30 mètres : 1,4 % ∅ 100 mètres : 25 %	∅ 140 mètres : 40 % ∅ 500 mètres : 77 %	∅ 1000 mètres : 81 % ∅ > 6,5 km : 100 %

La NASA missionnée pour détecter la menace des géocroiseurs (1998 et 2005))

Schéma 1 : Orbites des différentes familles d'astéroïdes géocroiseurs c'est à dire constituant une menace pour la Terre : familles Apollon et Aton (en rouge), coupant l'orbite de la Terre (en bleu foncé), et les familles des Amor et Atira (en vert).

En 1998, le Congrès américain demande à l'agence spatiale américaine, la NASA, de détecter 90 % des objets géocroiseurs ayant plus d'un kilomètre de diamètre au cours des dix années suivantes et de déterminer leurs trajectoires et leurs principales caractéristiques. En 2005, le Congrès élargit la mission de la NASA en l'étendant aux objets géocroiseurs de plus de 140 mètres de diamètre. La NASA dispose de 15 ans pour atteindre ce but (date butoir 2020) mais aucune ligne budgétaire n'est allouée à cette tâche par le Congrès. De 2005 à 2010, la NASA dispose d'une ligne budgétaire annuelle symbolique de 4 millions de dollars américains pour effectuer cet inventaire. Une augmentation rapide du budget consacré aux détections d'astéroïdes intervient à compter du budget 2011 (20 millions de dollars américains) et 2014 (40 millions de dollars américains). Dans les deux cas, il s'agit de préparer une mission avec équipage vers un astéroïde qui débouche en 2014 sur l'Asteroid Retrieval and Utilization. En 2019, il est manifeste que la NASA ne parvient pas à remplir les objectifs dans le délai fixé par le Congrès en 2005. En effet, si des découvertes sont effectuées régulièrement par des télescopes terrestres du Catalina Sky Survey et Pan-STARRS financés en partie par la NASA, de nombreux objets géocroiseurs, très sombres, ne peuvent être détectés que dans l'infrarouge qui est filtré par l'atmosphère terrestre. Il est donc nécessaire d'utiliser un télescope placé dans l'espace. La NASA dispose à cet effet depuis 2013 d'un télescope spatial infrarouge ayant achevé son programme scientifique (projet NEOWISE) mais celui-ci, non conçu pour remplir cet objectif, réalise un nombre minime de détections d'objets géocroiseurs et arriver en fin de vie à la fin de la décennie 2010.

Historique du projet

Le projet NEOCam (2006-2015)

Dès le milieu des années 2000, un projet de télescope spatial infrarouge conçu pour détecter les objets géocroiseurs est élaboré. NEOCam est développé par une équipe du Jet Propulsion Laboratory dirigée par Amy Mainzer responsable scientifique des missions WISE et NEOWISE. Ce télescope spatial effectuant ses observations dans le proche infrarouge doit être placé en orbite autour du point de Lagrange L₁ pour détecter et caractériser les objets célestes dont les astéroïdes géocroiseurs qui présentent un risque pour la Terre et dont le diamètre est supérieur à 140 mètres. Le projet est proposé sans succès à trois reprises (2006, 2010 et 2015) comme candidat pour le programme Discovery de la NASA qui finance des missions spatiales à faible coût. En 2015, le projet passe le premier tour de sélection mais n'est finalement pas retenu notamment du fait de l'absence de maturité de la technique utilisée par les détecteurs infrarouges sélectionnés : ceux ci sont conçus pour se passer d'un système de refroidissement cryogénique qui limiterait la durée de vie de l'observatoire. Des fonds sont toutefois alloués durant un an pour détailler ses spécifications.

Sélection de la mission NEO Surveyor (2019)

Logo de la mission.

L'Académie nationale des sciences américaine publie en juin 2019 un rapport réalisé à la demande de la NASA pour identifier et évaluer les différentes options possibles pour le financement des missions associées à la défense planétaire (la gestion de la menace des objets géocroiseurs) dont fait partie NeoCam. Le rapport souligne que NEOCam est en concurrence au sein du programme Discovery avec des projets qui répondent, contrairement à NeoCam, aux objectifs scientifiques, critères principaux de sélection. Il suggère de rattacher le projet NEOCam à un programme de défense planétaire indépendant non soumis au processus de sélection. En septembre 2019 Thomas Zurbuchen officialise la sélection de NEO Surveyor qui identifie NEOCam dans ce nouveau cadre. Le passage rapproché en juillet 2019 de l'astéroïde 2019 OK, qui a échappé aux méthodes de détection existantes, pourrait avoir contribué à cette décision.

NEO Surveyor reprend les caractéristiques de NEOCam avec quelques modifications : son objectif est fortement centré sur la découverte des objets géocroiseurs, et inclut un segment terrestre consacré au traitement des données. L'Université de l'Arizona joue désormais un rôle central dans les aspects techniques du projet. La responsable scientifique du programme NeoCam, Amy Mainzer, qui était rattachée jusque là au Jet Propulsion Laboratory, prend la tête du projet après son transfert à l'Université de l'Arizona.

La mission fait partie du programme de défense planétaire de l'agence spatiale qui comprend également la mission du télescope spatial NEOWISE, programme de relevé des géocroiseurs réutilisant le télescope spatial infrarouge WISE aux capacités limitées par l'épuisement de l'hélium utilisé pour refroidir ses détecteurs ainsi que le projet Double Asteroid Redirection Test (DART), lancé en 2021 et destiné à tester une stratégie de détournement d'un astéroïde circulant sur une trajectoire de collision avec la Terre.

Objectifs

Schéma 2 : Comparaison des parties visibles du ciel par Neo Surveyor, WISE et les observatoires terrestres.

Les objectifs de la mission NEO Surveyor sont :

• durant la mission primaire de NEO Surveyor d'une durée de cinq ans, le télescope spatial doit découvrir 65 % des objets géocroiseurs (NEO acronyme de Near-Earth Object) existants d'un diamètre supérieur à 140 mètres. Au bout de dix ans (mission étendue), ce taux doit être porté à 90 %. La mission doit pouvoir durer 12 ans.
• déterminer la taille des astéroïdes à partir de la signature infrarouge de l'astéroïde. Cette signature permet de déterminer avec une précision relativement bonne (environ 10%) le diamètre contrairement à la signature dans le visible ;
• déterminer à partir des données recueillies la probabilité d'un impact pour le siècle suivant de chaque objet potentiellement dangereux ;
• fournir quotidiennement au Centre des planètes mineures des données sur les orbites des astéroïdes observés pour déterminer avec plus de précision leur trajectoire future.

Architecture de la mission

La lumière émise par un astéroïde dans le spectre visible dépend de son albédo alors que celle qu'il émet dans l'infrarouge est à peu près proportionnelle à sa taille. Dans l'exemple présenté trois astéroïdes de taille très différente mais à l'albédo décroissant (1, 2 et 3) présentent la même luminosité dans le visible (V) alors que dans l'infrarouge (I) celle-ci est proportionnelle à leur taille.

Les astéroïdes sont des corps froids. Aussi leur pic de visibilité se situe dans l'infrarouge moyen alors que pour la majorité des étoiles ce pic se situe en lumière visible (la longueur d'ondes du rayonnement électromagnétique dépend de la température hors étoiles/galaxies subissant un décalage vers le rouge). La partie du spectre électromagnétique observée par le télescope a été choisie pour permettre de voir les astéroïdes souvent indiscernables en lumière visible sans qu'ils soient noyés dans l'éclat des milliards d'étoiles. Le rayonnement infrarouge présente également l'avantage de permettre, à partir de la mesure de son intensité, une estimation du diamètre de l'astéroïde avec une précision d'environ 10% alors qu'en lumière visible l'albédo (taux de réflexion du rayonnement solaire visible dépendant des propriétés chimiques et physiques de la surface) très variable de ces petits corps vient fausser ces estimations.

Pour pouvoir effectuer des mesures dans l'infrarouge, les détecteurs doivent être maintenus à une température inférieure à celle des corps ayant émis ce rayonnement. Compte tenu des différentes sources de chaleur avec lesquelles doivent composer les télescopes spatiaux (rayonnement solaire, émission infrarouge de la Terre, électronique), ceux-ci ont généralement recours pour atteindre cet objectif soit à un gaz cryogénique (hélium liquide) qui en s'évaporant refroidit les détecteurs soit à un cryoréfrigérateur mécanique. La première solution limite fortement la durée de fonctionnement à plein potentiel de l'instrument tandis que la seconde nécessite un équipement coûteux. Pour NEO Surveyor des solutions passives ont été retenues : positionnement au point de Lagrange L1 loin de la Terre, pare-soleil bloquant les émissions thermiques du Soleil.

Développement

Les principaux établissements participant au développement de NEO Surveyor sont Ball Aerospace (BAE Systems) à Boulder (Colorado) qui fournit la plateforme, le Jet Propulsion Laboratory situé à Los Angeles (Californie) qui développe le télescope et son enceinte, Applied Aerospace à Stockton (Californie) qui fournit le pare-soleil, Teledyne qui fournit les détecteurs infrarouge, l'institut de recherche SDL de l'Université d'État de l'Utah à Logan, le laboratoire LASP de l'Université du Colorado à Boulder, l'Université de Californie à Los Angeles (UCLA) qui développ les traitements, le centre IPAC de Caltech (Pasadena, Californie) chargé de générer les résultats. Caltech gère le projet pour le compte du JPL et de la NASA.

En février 2025 la NASA sélectionne la fusée Falcon 9 de la société SpaceX pour le lancement de NEO Surveyor. La prestation qui est planifiée vers septembre 2027 est facturée environ 100 millions de US$.

• Fabrication de Neo Surveyor
• 
  Fabrication du banc optique.
• 
  Inspection du miroir primaire.
• 
  Le télescope est fixé sur la structure qui le connecte à la plateforme.

Caractéristiques techniques

Neo Surveyor est un télescope spatial stabilisé sur 3 axes d'une masse d'environ 1,3 tonne. Il utilise en grande partie des composants développés pour des missions précédentes. L'observatoire spatial utilise la plateforme BCP-2000 de son constructeur Ball déjà utilisée par les satellites météorologiques Suomi NPP et JPSS-1. Ball bénéficie de l'expérience acquise avec le développement des télescopes spatiaux de taille similaire Kepler, WISE et SPHEREx.

Structure

Enceinte de 3,7 mètres de haut qui protège le télescope et contribue à l'isoler thermiquement de l'extérieur.

Le pare-soleil haut de 6 mètres est vu du côté tourné vers le Soleil. Environ les deux tiers de sa surface est recouverte de cellules photovoltaïques.

Le télescope peut être décomposé en trois sous-ensembles (cf schéma 3) : le télescope proprement dit qui est enfermé dans une enceinte haute de 3,7 mètres, le pare-soleil qui sert également de support aux panneaux solaires (Sunshade/Solar Thermal Shield ou SSTS) haut d'environ 6 mètres et la plateforme/bus qui réunit tous les équipements assurant le support : télécommunications, énergie, contrôle d'attitude, propulsion, avionique. La seule pièce mobile est l'opercule qui protège l'optique du télescope et qui est éjecté une fois celui-ci dans l'espace.

Énergie

L'énergie est fournie par deux panneaux solaires fixés sur le pare-soleil ce qui supprime le risque de panne lié à leur déploiement dans l'espace. Ils produisent au minimum 1580 Watts lorsque les cellules photovoltaïques sont perpendiculaires à la direction du Soleil. L'énergie est stockée dans une batterie lithium-ion.

Système propulsif

Le système de propulsion utilise des moteurs-fusées à ergols liquides monoergol fonctionnant en mode blow-down (pas de système maintenant la pression dans le réservoir) et brûlant de l'hydrazine contenu dans un réservoir sphérique d'une capacité maximale de 155 litres (147,4 kg). Il est constitué de quatre moteurs-fusées d'une poussée unitaire de 22 Newtons utilisés pour maintenir le télescope spatial sur une orbite de halo autour du point de Lagrange L1 et de 8 moteurs-fusées RCS d'une poussée unitaire de 1 Newton utilisés pour la désaturation des roues de réaction.

Contrôle d'attitude

Le système de contrôle d'attitude repose sur des capteurs solaires, des viseurs d'étoiles et une centrale à inertie. Les corrections d'orientation sont effectuées à l'aide de quatre roues de réaction qui sont désaturées périodiquement par les petits moteurs-fusées RCS. Les roues de réactions permettent de faire pivoter le télescope spatial de 180 degrés en 455 secondes et de maintenir le pointage avec une précision de 0,5 seconde d'arc durant 30 secondes.

Système de télécommunications

Le système de télécommunications comprend deux sous-systèmes. Les télémesures (en émission) et les commandes (en réception) sont transmises en bande S via deux antennes omnidirectionnelles faible gain alignées respectivement sur les axes Y et -Y de l'engin spatial assurant une couverture à 360 degrés. Le débit peut-être de 2 ou 32 kilobits par seconde. Les données scientifiques sont envoyées au sol en bande K avec un débit de 150 mégabits par seconde via une antenne parabolique grand gain fixe qui nécessite donc de faire pivoter le télescope pour maintenir celle-ci pointée vers la Terre.

Système de régulation thermique

Pour observer le rayonnement infrarouge, le télescope doit être maintenu à des températures très basses (respectivement 40 et 57 kelvin pour les deux détecteurs infrarouge). Pour remplir cet objectif le Système de régulation thermique n'a pas recours à des gaz cryogéniques (hélium liquide) qui limiterait la durée de la mission. Il repose sur des systèmes passifs : l'optique est protégée du rayonnement solaire via le pare-soleil : à cet effet l'azimut du Soleil est toujours maintenu à moins de 7 degrés de la normale du pare-soleil. La plateforme, source de chaleur du fait de la présence d'électronique, est par ailleurs découplée thermiquement du télescope. Des radiateurs, résistances chauffantes et revêtements isolants complètent ces dispositifs.

Schéma 3 des principaux composants de NEO Surveyor : 1 Chemin optique - 2 Détecteurs infrarouge - 3 Télescope - 4 Réservoir d'ergols - 5 Cellules photovoltaïques - 6 Bouclier thermique - 7 et 8 Pare-soleil - 9 Bouclier thermique - 10 Bouclier thermique isolant le télescope du bus - 11 Plateforme/bus - 12 Antenne grand gain - 13 Radiateurs - 14 Opercule du télescope.

Charge utile

Les quatre détecteurs infrarouge HgCdTe chargés de collecter le rayonnement infrarouge émis par les astéroïdes.

La charge utile de NEO Surveyor est un télescope spatial de 50 centimètres d'ouverture de type anastigmatique à trois miroirs et à large champ de vue (1,7 x 7 degrés). Il effectue ses observations simultanément dans deux bandes spectrales de l'infrarouge moyen : 4-5,2 micromètres et 6-10 micromètres. Ces bandes spectrales ont été choisies parce qu'elle correspondent aux longueurs d'onde dans lesquelles les objets géocroiseurs, généralement très sombres dans le visible (albédo moyen de 0,14), sont les plus lumineux. Ce rayonnement ne dépend pas de l'albédo et permet de déduire directement la magnitude apparente et d'en déduire le diamètre de l'astéroïde.

La lumière collectée est analysée par deux ensembles de quatre détecteurs de type HgCdTe (tellurure de mercure-cadmium) de 16 mégapixels chacun utilisant une technique nouvelle qui permet, combinée avec la présence d'un pare-soleil de grande taille, de se passer d'un système de refroidissement utilisant des liquides cryogéniques qui limiteraient la durée de la mission ou des cryoréfrigérateurs qui augementerait son coût. Le système de refroidissement passif maintient les détecteurs à une température respectivement de 40 kelvins et 35 kelvins. Les détecteurs sont fixés sur un support en molybdène dont le coefficient d'expansion thermique est compatible. Le support des détecteurs est fixé sur le plan focal en titane par trois montants dans le même matériau. Le télescope a une masse de 400 kilogrammes et consomme moins de 60 watts.

Segment terrestre

Les données sont traitées et analysées par l'IPAC, organisme de la NASA responsable du traitement des données recueillies par les télescopes spatiaux effectuant leur observation dans l'infrarouge. Le logiciel utilisé a été développé pour la mission WISE. L'IPAC est situé sur le campus du California Institute of Technology (Caltech) à Pasadena (Californie).

Orbite

Schéma 4 : Les points de Lagrange du système Soleil-Terre, dont L₁ à 1,5 million de kilomètres de la Terre dans la direction du Soleil.

Neo Surveyor sera positionné sur une orbite de halo au point de Lagrange L₁ du système Terre-Soleil situé à 1,5 million de kilomètres de la Terre sur l'axe reliant celle-ci au Soleil (cf Schéma 4). Cette orbite obéit à plusieurs contraintes notamment : maintenir une distance minimale de 100 000 km avec la Lune, maximale de 1,75 millions de km avec la Terre et comprise entre 0,969 et 1,03 Unité Astronomique avec le Soleil. Sur cette orbite située quatre fois plus loin de la Terre que la Lune, le télescope peut visualiser une grande partie de la région de l'orbite terrestre à tout moment tandis que le pare-soleil (inspiré de celui du télescope infrarouge IRAS) lui permet d'observer des régions de l'espace relativement proches de la direction du Soleil (jusqu'à 45 degrés de celui-ci). L'orbite du télescope spatial lui permet de se maintenir à une distance à peu près constante de la Terre en étant à la fois suffisamment éloignée de celle-ci pour bénéficier d'un environnement froid permanent et suffisamment proche pour permet de transmettre le grand volume de données recueillies avec un débit élevé.

Schéma 5 : Animation de la trajectoire de NEO Surveyor

Autour de la Terre

Autour du Soleil - Référentiel tournant avec la Terre - Vu du dessus

Autour du Soleil - Référentiel tournant avec la Terre - Vu depuis le Soleil

• Terre
• Neo Surveyor
• Point de Lagrange L1

Déroulement de la mission

Du lancement à la fin de la mission

NEO Surveyor sera lancé dans l'espace vers septembre 2027 par une fusée Falcon 9. La fenêtre de lancement est ouverte 346 jours par an. Le lanceur doit être en mesure d'injecter une masse de 1815 kg avec une énergie caractéristique de -0,52 km²/s² (c'est à dire que le lanceur propulse le télescope à une vitesse légèrement inférieure à celle nécessaire pour qu'il échappe à l'attraction terrestre). Durant son transit jusqu'au point de Lagrange L₁, les équipements sont vérifiés. Cette phase dure 30 jours. Au cours des 6 mois suivants, le télescope entame sa recherche des objets géocroiseurs tout en étalonnant ses instruments. Durant la phase suivante le satellite adopte le mode de fonctionnement pour lequel il a été conçu impliquant une surveillance continue et répétitive du ciel. La mission primaire s'achève 56 mois après le début de cette phase. A la fin de cette phase les observations devraient avoir permis de découvrir les deux tiers des astéroïdes géocroiseurs d'un diamètre supérieur à 140 mètres. Néanmoins le télescope spatial emporte suffisament d'ergols pour une durée de fonctionnement de 12 ans qui permettrait d'emporter 90% des astéroïdes de plus de 140 mètres (objectif fixé par le Congrès américain). A l'issue de la mission, le télescope spatial doit utiliser sa propulsion pour quitter le point de Lagrange L₁ afin de limiter le risque de collision avec de futures missions. Il se positionne sur une orbite héliocentrique.

Stratégie d'observation

Le relevé du ciel est effectué en observant la région du ciel située entre 45 et 12O degrés de part et d'autre de la direction du Soleil et à ±40 degrés par rapport au plan de l'écliptique (cf schéma 6). Chaque région du ciel est visitée 4 fois sur une période s'étendant sur 8 heures afin de permettre de reconstituer la portion d'orbite des astéroïdes et est revisitée une deuxième fois 13 jours plus tard pour permettre de relier les portions d'orbite entre elles. L'observation de chaque région du ciel dure 180 secondes et comporte 6 prises de vue distinctes d'une durée unitaire de 30 secondes réalisées en modifiant à chaque fois le pointage de 10 secondes d'arc autour du centre de la région visée pour éviter la saturation par la lumière zodiacale et écarter les fausses détection générées par les rayons cosmiques. Pour réaliser ces quatre visites consécutives, le télescope observe à quatre reprises 2 x 16 régions du ciel (durée totale d'environ 2 heures en tenant compte du temps consacré à la modification du pointage). Une fois par jour, le télescope spatial modifie son orientation (et donc abandonne le relevé) pour pointer son antenne parabolique vers la Terre et transmettre les données recueillies. Pour déterminer la position des astéroïdes observés, l'orbite du télescope spatial doit pouvoir être reconstituée avec une précision de ±15 km. Ceci est obtenu en réalisant tous les 24 heures au moins cinq sessions de suivi de son orbite à l'aide de moyens terrestres d'une durée d'une heure. Sur une période de 24 heures, 21,75 heures sont consacrées a relevé et 2,25 heures aux autres tâches : transmission des données scientifiques et des télémesures et désaturation des roues de réaction. Les opérations de relevé peuvent être interrompues pour observer un objet en particulier (Targeted Follow-Up Observations ou TFO). Ces interruptions doivent être validées par le responsable du programme de relevé et ne sont autorisées que si le bénéfice pour la défense planétaire surpasse la pénalité induite par la réduction du temps consacré au relevé.

Schéma 6 : Principales phases de la mission et géométrie du champ de vue de NEO Surveyor : 1 Lancement (sept 2027) - 2 Vérification des systèmes en orbite (30 jours) - 3 Validation du processus de relevé (6 mois) - 4 Relevé des astéroïdes (Besoin 56 mois, Objectif 12 ans) - 5 Processus de désactivation en fin de vie (30 jours) - A Champ de vue prograde du relevé - B Champ de vue rétrograde du relevé - C1 Le champ de vue s'étend sur ±40° de part et d'autre de l'écliptique - C2 Le champ de vue s'étend sur 75° dans le plan de l'écliptique côté prograde - C3 Champ de vue du télescope à un instant t (1,7 x 7°) - D Mise sur une orbite héliocentrique en fin de vie - E Chaque point représente un astéroïde géocroiseur - L1 Point de Lagrange L1 - O Orbite de la Terre - S Soleil - T Terre- V En bleu : région de l'espace pouvant être observée par le télescope depuis ce point de son orbite.

Coût de la mission

Courant 2026 le cout de développement du télescope, du segment sol associé et de son lancement est estimé à 1208 millions US$ dont 313 millions pour la plateforme, 320 pour la charge utile (télescope, détecteurs), 103 millions pour le lancement et 63 millions pour les volets scientifiques et technologiques.

Notes et références

Bibliographie

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Mar Vaquero, Christopher Lawler, Andrew Cox, Thomas Pavlak, Timothy McElrath, David Garza, Margaret Rybak, Erica Jenson et Zubin Olikara « NEO Surveyor Mission Overview » (aout 2023) (lire en ligne) [PDF]. 
  — AAS/AIAA Astrodynamics Specialist.

Voir aussi

Articles connexes

• Astéroïde géocroiseur, astéroïde
• Défense planétaire
• WISE
• Sentinel (télescope spatial)

Liens externes

• (en) « Site officiel de la mission géré par l'Université de Californie à Los Angeles », Université de Californie à Los Angeles (UCLA) (consulté le 28 juin 2026)
• (en) « Page consacrée à la mission sur le site de la NASA », NASA (consulté le 28 juin 2026)