SAC-C

Les objectifs de SAC-C sont[1] :

• Fournir des images multi-spectrales de la Terre pour l'étude de la biosphère et de l'environnement terrestre et maritime
• Contribuer à la mise au point de nouvelles techniques basées sur le GPS pour l'étude des variations climatiques intra-annuelle et sur le long terme.
• Améliorer notre compréhension du champ magnétique terrestre et des interactions associées entre la Terre et le Soleil
• Mesurer la relation existant entre la dégradation des composants électroniques et les caractéristiques du rayonnement à haute énergie.

Le satellite SAC-C est lancé le 21 novembre 2000 par une fusée Delta II 7320-10 depuis la base de lancement de Vandenberg (Californie). Le lanceur emporte également le satellite américain EO-1. Le satellite est placé sur une orbite héliosynchrone à l'altitude de 707 km avec une inclinaison de 98°. En 2001, à la suite d'un accord passé avec la NASA en 2000, l'orbite est modifié de manière à travailler avec une constellation de satellites de la NASA formée de Landsat 7, EO-1 et Terra qui tournent dans le même plan orbital. Le satellite quitte la constellation fin juin 2005. En février 2011 le satellite fonctionne toujours avec quelques limitations. Le 15 aout 2013, les communications avec le satellite sont interrompues signant la fin de la mission[1]

SAC-C est un micro-satellite approximativement cylindrique long de 2,4 mètres pour un diamètre de 1,85 mètre en configuration de lancement avant que les panneaux solaires et les antennes soient déployés. Sa masse au lancement est de 485 kg dont 340 kg pour la plateforme, 12,5 kg d'ergols et 104 kg de charge utile. La structure de la plateforme est réalisée en Plastique à renfort fibre de carbone. Deux panneaux solaires utilisant des cellules photoélectriques en arséniure de gallium et d'une superficie de 6,5 m² fournissent 360 watts en fin de vie. L'énergie est stockée dans deux batteries nickel- hydrogène de 12 ampères-heures capables de restituer 100 watts durant les éclipses. Le satellite est stabilisé 3 axes avec une précision de pointage de 1,5°. La stabilité de pointage est de 0,1°/s. Le contrôle de l'orientation utilise 8 propulseurs brûlant de l'hydrazine, deux roues de réaction et perche longue de 8 mètres exerçant une stabilisation par gradient de gravité. La détermination de l'orientation est assurée avec une précision par deux viseurs d'étoiles ASC, deux magnétomètres, un senseur solaire grossiers, deux senseurs d'horizon terrestre et 2 récepteurs DGPS. Les télécommunications se font en bande S (débit maximum de 3,7 mégabits/s) pour les données qui sont stockées dans une mémoire de masse de 768 mégabits et en bande X pour les données télémétriques. Le satellite est conçu pour une durée de vie de 4 ans[1].