Stretched Rohini Satellite Series

Données générales
Organisation	ISRO
Constructeur	ISRO
Domaine	Astronomie gamma, aéronomie
Constellation	4
Statut	Mission achevée
Lancement	1987 - 1994
Lanceur	ASLV
Masse au lancement	1 et 2 : 150 kg; C : environ 110 kg
Contrôle d'attitude	1 et 2 : stabilisé 3 axes; C et C2 : spinné
Source d'énergie	Cellules solaires
Puissance électrique	1 et 2 : 90 watts; C et C2 : 45 watts
Orbite	Orbite basse
GRB	Détecteur sursaut gamma
MEOSS	Caméra
RPA	Mesure ions et électrons

Stretched Rohini Satellite Series, plus communément désigné par leur acronyme SROSS, sont quatre petits satellites scientifiques indiens développés par l'ISRO (l'agence spatiale indienne) et lancés entre 1987 et 1994. Les lancements des deux premiers satellites, d'une masse de 150 kg, échouent à la suite de la défaillance de leur lanceur ASLV dont ce sont les premiers vols. Les deux satellites suivants plus légers, d'une masse d'environ 110 kilogrammes et stabilisés par rotation, sont placés avec succès sur une orbite basse. Les instruments embarqués sont utilisés pour détecter des sursauts gamma et étudier la haute atmosphère.

Caractéristiques techniques

Les satellites SROSS sont une version agrandie des satellites Rohini développés en profitant de la puissance supérieure du lanceur ASLV (150 kg en orbite basse) par rapport aux SLV utilisé pour lancer les Rohini. Les quatre satellites ont la forme d'un cylindre à huit facettes haut de 1,1 mètre recouvert de cellules solaires. Ils disposent d'un système propulsif utilisant de petits moteurs-fusées brûlant de l'hydrazine. Les deux premiers satellites ont une masse de 150 kg, sont stabilisés 3 axes à l'aide de roues de réaction et de magnéto-coupleurs et disposent de huit panneaux solaires déployés en orbite qui viennent compléter les cellules solaires montées sur le corps du satellite. Les deux derniers satellites (C et C1) plus légers sont stabilisés par rotation (période de rotation 10,6 secondes) autour d'un axe perpendiculaire à l'axe du cylindre^[1].

Les quatre satellites embarquent des charges utiles différentes composées à partir des instruments suivants^[1]^,^[2] :

Le détecteur de sursaut gamma GRB est embarqué sur tous les satellites. Il utilise un détecteur à scintillation dont le scintillateur est un cristal d'iodure de sodium de 76 mm de diamètre et 12,5 mm d'épaisseur (un deuxième scintillateur de rechange est également embarqué). L'instrument permet de détecter un rayonnement dont l'énergie est comprise entre 20 et 3000 keV^[3].
Une caméra stéréo MEOSS (Monocular Electro Optical Stereo Scanner) développée par l'Allemagne est installée sur le deuxième exemplaire
deux rétroréflecteurs laser CCRR (Corner Cube Retro Reflector) utilisés pour mesurer avec précision l'orbite sont installés sur le premier satellite
Un système de recueil de données sur le lanceur LVMP (Launch Vehicle Monitoring Platform) est installé sur le premier satellite.
L'instrument RPA (Retarding Potential Analyser) qui mesure la densité et la température des électrons et des ions de l'ionosphère aux latitudes équatoriales et basses est installé sur les deux derniers satellites.

Résultats

SROSS-C a détecté 8 événements susceptibles d'être des sursauts gamma dont un fut confirmé par le satellite CGRO. SROSS-C1 a détecté 12 événements de ce type. SROSS-C1 faisait partie de l'Interplanetary Network (IN3), une constellation d'engins spatiaux de différents types équipés de détecteurs de sursauts gamma dont les relevés étaient centralisés pour localiser par triangulation la source des sursauts gamma^[3]

Caractéristiques des satellites

Désignation	Date lancement	Date fin de mission	Masse	Caractéristiques	Instruments	Orbite	Identifiant Cospar	Résultat
SROSS-1^[4]	24 mars 1987		150 kg	Stabilisé 3 axes 90 watts	LVMP : recueil de données sur le lanceur GRB : détection sursaut gamma CCRR : rétroréflecteur laser			Échec du lancement
SROSS-2^[5]	13 juillet 1988		150 kg	Stabilisé 3 axes 90 watts	MEOSS : caméra GRB : détection sursaut gamma			Échec du lancement
SROSS-C (ou SROSS 3)^[6]	20 mai 1992	15 juillet 1992	106 kg	Stabilisé par rotation 45 watts	RPA : Mesure des caractéristiques des ions et des électrons GRB : détection sursaut gamma	267 x 391 km 46°	1992-028A	Échec partiel (orbite trop basse)
SROSS-C2^[7]	4 mai 1994	novembre 1994	115 kg	Stabilisé par rotation 45 watts		430 x 600 km 42°	1994-027A

Notes et références

↑ ^{a et b} (en) Brian Harvey, Henk H F Smid et Theo Pirard, Emerging space powers : The new space programs of Asia, the Middle East ans South America, Springer Praxis, 2010 (ISBN 978-1-4419-0873-5), p. 199-201
↑ (en) Mark Wade, « SROSS », sur Astronautix.com (consulté le 26 décembre 2019)
↑ ^{a et b} (en) « NASA'S HEASARC : Observatories - SROSS », Centre de vol spatial Goddard (consulté le 25 décembre 2019)
↑ (en) « SROSS-1 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)
↑ (en) « SROSS-2 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)
↑ (en) « SROSS-C », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)
↑ (en) « SROSS-C2 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)

Voir aussi

Articles connexes

Liens externes

[harvey2010-1] {a et b} (en) Brian Harvey, Henk H F Smid et Theo Pirard, Emerging space powers : The new space programs of Asia, the Middle East ans South America, Springer Praxis, 2010 (ISBN 978-1-4419-0873-5), p. 199-201

[astronautix-2] (en) Mark Wade, « SROSS », sur Astronautix.com (consulté le 26 décembre 2019)

[NASA-3] {a et b} (en) « NASA'S HEASARC : Observatories - SROSS », Centre de vol spatial Goddard (consulté le 25 décembre 2019)

[4] (en) « SROSS-1 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)

[5] (en) « SROSS-2 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)

[6] (en) « SROSS-C », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)

[7] (en) « SROSS-C2 », ISRO (consulté le 25 décembre 2019)

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Masse au lancement	1 et 2 : 150 kg C : environ 110 kg
Contrôle d'attitude	1 et 2 : stabilisé 3 axes C et C2 : spinné
Source d'énergie	Cellules solaires
Puissance électrique	1 et 2 : 90 watts C et C2 : 45 watts