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Système Jason: présentation et avancement du projet

P. Escudier (Cnes, France), G. Kunstmann (Nasa/JPL, USA), F. Parisot (Cnes, France), R. Boain (Nasa/JPL, USA), T. Lafon (Cnes, France), P. Hoze (Cnes, France), S. Kaki (Nasa/JPL, USA)

Cet article rappelle brièvement le contexte général de la mission Jason-1 réalisée en coopération par la Nasa et le Cnes, ses objectifs, ses principaux points communs et différences par rapport à la mission précédente, Topex/Poséidon, qui a été couronnée de succès. L'accent est tout d'abord mis sur le développement et l'avancement de la qualification du satellite et des instruments, puis l'auteur décrit les activités à court terme, d'ici le lancement fin 2000.

En décembre 1996, le Centre National d'Études Spatiales (CNES) et la National Aeronautics and Space Administration (NASA) ont signé officiellement un protocole d'accord par lequel ils s'engageaient à collaborer dans le cadre d'une mission spatiale et à concevoir, construire, déployer et faire fonctionner un satellite destiné à poursuivre la collecte des mesures du niveau des océans, prenant ainsi le relais de la mission TOPEX/POSEIDON.
TOPEX/POSEIDON, qui a démarré en août 1992, a été la première mission internationale destinée à l'étude et à la description de la dynamique globale des océans et de ses effets sur les changements écologiques et climatiques qui affectent la Terre. Le succès exceptionnel de TOPEX/POSEIDON a convaincu ses concepteurs de la nécessité de poursuivre le relevé des mesures du niveau des océans avec une grande précision afin de les intégrer dans les modèles océaniques et climatiques permettant de suivre et de prévoir l'évolution du climat à long terme.

Cette nouvelle mission, baptisée Jason-1, s'inscrit donc elle aussi dans le cadre d'un effort de coopération internationale, avec toutefois un partage des responsabilités quasiment inverse de celui de la mission TOPEX/POSEIDON. De plus, Jason se démarque nettement de TOPEX/POSEIDON car les mesures ne sont plus de nature expérimentale mais opérationnelle, TOPEX/POSEIDON ayant montré que l'on pouvait réaliser des mesures de grande précision. La mission Jason doit aussi se dérouler dans un contexte économique plus strict, les budgets de la mission financée par le CNES et la NASA étant limités.

Afin d'assurer efficacement la succession de TOPEX/POSEIDON malgré ces restrictions budgétaires, les deux agences spatiales ont décidé de se partager les rôles, la NASA fournissant le lanceur, les opérations de routine du segment sol de la mission, le radiomètre, un GPS qui participera à la détermination de l'orbite avec précision (Precise Orbit Determination) et un réflecteur laser ; le CNES quant à lui fournit le satellite, l'altimètre radar, un récepteur DORIS pour déterminer l'orbite avec précision (Precise Orbit Determination) et assure les opérations du segment sol lors de la phase initiale de la mission. Chaque organisme assure également les opérations de son propre segment sol de mission.

Le perfectionnement de la technologie et la miniaturisation des composants électroniques ont permis de réduire considérablement les besoins du satellite en énergie. Par exemple, le satellite TOPEX pesait 2 400 kg, alors que Jason pèse moins de 500 kg.

Le système Jason

Le nom Jason 
Jason est le nom de ce héros mythologique qui organisa l'expédition des Argonautes partis à la quête de la Toison d'Or, gardée par un dragon en Colchide, sur la Mer Noire. Jason rassembla cinquante volontaires qui, à bord de l'Argo, le premier navire jamais construit, naviguèrent pendant de nombreuses années sur la Méditerranée et la Mer Noire pour enfin trouver la Toison d'Or.

Les contraintes du système 
Les directions de la NASA et du CNES ont imposé les contraintes suivantes au projet Jason-1 afin d'aider à la définition de la mission et du projet :

  1. Respect du protocole d'accord co-signé par le président du CNES et l'administrateur de la NASA, définissant les responsabilités générales des parties et les termes et conditions sous lesquels elles acceptent de coopérer dans le cadre de la mission Jason-1.
  2. L'utilisation de la plate-forme générique PROTEUS, développée en partenariat par le CNES et Alcatel Space Industries, avec un minimum d'adaptations. Jason-1 est le premier satellite utilisant cette plate-forme.
  3. Le développement d'un nouvel ensemble d'instruments, bien évidemment largement inspirés de TOPEX/POSEIDON, mais avec pour objectif de réduire le poids et la consommation d'énergie grâce à l'utilisation de nouvelles technologies, d'augmenter la disponibilité et de faciliter les opérations.
  4. L'utilisation du segment sol générique de PROTEUS (centre de contrôle et station sol) adapté à Jason.
  5. L'utilisation du lanceur Delta, avec lancement simultané du satellite TIMED.
  6. L'utilisation au CNES d'un centre multi-mission (SSALTO), effectuant le traitement des données non seulement pour Jason, mais aussi pour Doris/Spot, Doris/EnviSat et l'altimètre sur ENVISAT.
  7. La réutilisation du système sol TOPEX/POSEIDON (TGS) comme base pour la mise au point du Centre de Contrôle des Opérations du Projet Jason (POCC).
  8. La date de lancement alors fixée au 18 mai 2000.

Lanceur de Jason et infrastructure de lancement 
La NASA fournit un lanceur Delta II (7920-10) pour le lancement simultané des satellites Jason et TIMED. Le lanceur Delta sera équipé du Dual Payload Attach Fitting (DPAF) récemment mis au point, qui permettra d’emporter deux satellites à la fois. Le DPAF est la structure porteuse de la charge utile à laquelle chaque satellite est attaché au moment du lancement. Jason-1 est physiquement attaché au sommet du DPAF et sera la première charge utile à se séparer du lanceur après injection de ce dernier sur l'orbite de Jason-1. Une fois Jason-1 déployé, le lanceur Delta effectuera des manoeuvres au moyen de son système de propulsion pour changer d'orbite et injecter le satellite TIMED sur sa propre orbite.

Afin de pouvoir injecter Jason-1 sur son orbite, inclinée à 66°, le lancement se fera depuis le pas de tir des lanceurs Delta (Space Launch Complex - 2W) de la base spatiale de Vanderberg (VAFB), en Californie. Avant le lancement, le satellite Jason-1 sera transporté par avion de Cannes (France) jusqu'à la VAFB après complète intégration. Les opérations au sol préalables au lancement seront effectuées dans les locaux de Spaceport Systems International (SSI), dans un hall de préparation voisin de celui de TIMED. Juste avant de rejoindre le pas de tir, le satellite Jason-1 sera ravitaillé en ergols puis couplé à l'adaptateur supérieur du DPAF, au-dessus de TIMED. Cette opération se déroulera elle aussi au SSI. Au total, la campagne de lancement de Jason-1 ne devrait pas excéder sept semaines, entre l'arrivée du satellite à la VAFB et le lancement, et en comptant le couplage au DPAF et les opérations communes avec TIMED.

Le lanceur Delta emmènera le satellite sur une orbite située à environ 10 km sous l'orbite opérationnelle du satellite après environ une heure de vol. Après une séquence de manoeuvres visant à phaser et élever l'altitude de son orbite, le satellite Jason-1 sera positionné par rapport au satellite TOPEX/POSEIDON. Ainsi, chaque satellite effectuera les mesures d'un même point de la surface à environ une minute d'intervalle. Les deux satellites commenceront alors une phase de vol en formation au cours de laquelle les altimètres seront étalonnés l'un par rapport à l'autre et les mesures prises par le satellite Jason-1 validées.

Ensuite, le satellite TOPEX/POSEIDON utilisera son système de propulsion pour manoeuvrer et se positionner différemment par rapport à Jason-1 afin de continuer à effectuer des mesures complémentaires à celles de Jason jusqu'à la fin de sa durée de vie.

Les grandes étapes du projet Jason


Septembre 93 Phase A. Démarrage du projet.
Février 94 Phase A. Bilan à mi-parcours.
Mai 94 Phase A. Bilan final.
Décembre 94 Prolongation de la Phase A. Bilan final.
Juillet 95 Appel d’offres pour le satellite, lancé par le CNES.
Avril 96 Alcatel remporte le contrat de Jason.
Juillet 96 Début de la Phase B.
Décembre 96 Signature du protocole d’accord.
Juin 97 Revues préliminaires de définition de Jason-1.
Août 98 Qualification mécanique et thermique de la plate-forme.
Juillet 98 Revue de conception détaillée de Jason-1.
Été / Automne 99 Intégration du satellite.
Printemps / Été 2000 Séquence de qualification du prototype du satellite.
Début Sept. 2000 Livraison du satellite par le CNES.
Fin 2000 Lancement depuis la Base de Vanderberg.
Tableau 1 : les grandes étapes du projet Jason

Le satellite Jason

Caractéristiques et performances

TOPEX Jason-1
Poids du satellite 2 500 kg 500 kg
Puissance du satellite 1 000 W 450 W
Poids de la plate-forme 980 kg 270 kg
Puissance de la plate-forme 500 W 300 W
Poids de la charge utile 385 kg 120 kg
Puissance de la charge utile 380 W 147 W
Poids de l’altimètre 230 kg 55 kg
Puissance de l’altimètre 260 W 78 W
Lanceur Ariane 4 Delta II lancement double
Tableau 2 : Comparaison TOPEX/POSEIDON - Jason-1

Le tableau 2 montre clairement que l'intégration de la technologie de la charge utile combinée au perfectionnement de la plate-forme "classique" permet de réduire considérablement la consommation d'énergie.

Le satellite Jason utilise la plate-forme standard multi-missions PROTEUS. Un Payload Instrument Module (PIM) destiné à recevoir les instruments a été spécialement construit à cet effet. Le module de charge utile présente la même définition structurelle que la plate-forme. Il est conçu afin d'assurer le découplage thermique de la plate-forme et du module.

Le satellite Jason est un prototype vol. La plate-forme a déjà été qualifiée (essais statiques, vibrations sinusoïdales, acoustique, chocs et vide solaire) avec succès sur un modèle structurel.

Les spécifications de durée de vie du satellite Jason sont de 3 ans, mais sa résistance aux radiations est suffisante pour assurer une durée de vie de 5 ans (orbite à 1336 km d’altitude). Les consommables sont prévus pour une mission de 5 ans. La consommation maximale d'énergie est d’environ 435 W. Le poids total du satellite est inférieur à 500 kg avec une charge complète d'hydrazine (28 kg) et il mesure environ 3,4 m de haut. En raison du mouvement du plan de l'orbite par rapport au soleil (2° par jour), le satellite effectue une correction d’attitude en lacet pour que ses panneaux solaires soient en permanence correctement orientés vers le soleil. Les données scientifiques de la charge utile sont transmises à un débit de 25 kilo-bits/seconde et sont stockées en continu dans la mémoire de masse embarquée. Elles sont descendues au sol à chaque fois que le terminal de réception est visible, à la vitesse de 613 kilo-bits/seconde.

Poids du satellite 500 kg
Puissance du satellite 450 W
Durée de vie Jusqu’à 5 ans
Poids net du bus 270 kg
Consommation du bus 300 W maximum
Taille du bus (en mm) 954 × 954 × 1 000
Taille du module charge utile (en mm) 954 × 954 × 1 218
Capacité de stockage 2 Go (fin de vie)
Débit de données descendantes 650 kilo-bits/seconde
Débit de données ascendantes 4 kilo-bits/seconde
Précision de pointage 0,035 °
Capacité DeltaV Jusqu’à 120 m/s
Tableau 3 : récapitulatif des performances de Jason

Les instruments de la mission

La charge utile nominale de Jason se compose de :

  • un altimètre bifréquence appelé POSEIDON-2 et son antenne.
  • un radiomètre à trois fréquences et son antenne appelé Jason Microwave Radiometer (JMR)
  • un système DORIS embarqué comprenant :

    • un récepteur Doppler (MVR)
    • un oscillateur ultra stable (USO)
    • l’antenne correspondante

  • un réflecteur laser (LRA)
  • un système de localisation spatial GPS (TRSR)

 

 

 

Figure 1 : Jason-1 en cours d'intégration. (Crédits Alcatel)

 

 

 

POSEIDON-2 
POSEIDON-2, l'altimètre à état solide, léger, à faible consommation, issu de l'altimètre POSEIDON-1 de la mission TOPEX/POSEIDON, émet des impulsions radar sur deux fréquences (13,6 et 5,3 GHz), le canal de la bande C permettant d'effectuer directement la correction ionosphérique des mesures de la bande principale Ku. Il utilise une antenne de 1,2 m orientée vers le nadir du satellite. Les composants électroniques de l'altimètre sont répartis dans quatre boîtes, deux unités de traitement et deux unités radiofréquence (RF nominale et redondante). L'unité de traitement comprend un générateur chirp numérique, un démodulateur de bande de base, un analyseur de spectre, une unité de contrôle des instruments et les interfaces. L'unité RF comprend une unité de conversion vers les bandes Ku et C, un amplificateur état solide haute puissance, un amplificateur à faible bruit des signaux de retour et une unité de mixage avec le chirp de référence. La puissance maximale de sortie est de 8 W pour la bande Ku et 25 W pour la bande C.

Le CNES est le maître d'oeuvre de l'altimètre et il doit s'assurer que ses performances respectent les exigences du cahier des charges du système. La réalisation des boîtiers électroniques et les tests ont été sous-traités à Alcatel Space Industries Toulouse (qui a déjà mis au point POSEIDON-1) et le développement et les tests de l'antenne ont été sous-traités à Alcatel Space Industries Cannes.

L'altimètre étant développé spécialement pour cette mission, il a fallu réaliser une maquette électrique expérimentale de l'unité de traitement. Ensuite, une unité de qualification et deux unités de vol de l'altimètre (unité de traitement, unité RF et boîtier de commutation) ont été fabriquées et testées. Un sous-ensemble du banc sol développé par Alcatel (y compris le simulateur d'écho de mer) sera utilisé dans le cadre des activités AIT (Assembly and Integration Testing) du satellite.

Pour l'antenne, un modèle semblable à l'antenne parabolique du satellite Thaicom sera utilisé avec un système d'alimentation spécifique. Un modèle électrique a été développé puis un prototype vol a été construit.

Le modèle électrique de l'unité de traitement sera utilisé pour les tests sur le banc de tests électrique du satellite.

DORIS 
Le récepteur DORIS est un système de radiopositionnement mis au point par le CNES, fonctionnant par mesure du décalage Doppler de signaux émis par des balises au sol pour restituer une orbite de haute précision (2 à 3 cm). Le système embarqué comprend le récepteur (deux boîtiers en redondance froide), un oscillateur ultrastable (USO 1 et 2 en redondance froide, regroupés dans un boîtier unique qui offre une protection contre les champs magnétiques), un boîtier de commutation et une antenne multidirectionnelle. Ce récepteur DORIS sera une version miniaturisée du récepteur DORIS embarqué à bord d'Envisat, auquel quelques modifications ont été apportées afin d’être compatible avec l'interface bus 1553. Ce récepteur peut recevoir et traiter les signaux de 2 balises simultanément, et intègre une fonction embarquée pour calculer en temps réel les éphémérides de l'orbite avec une précision de 1 m rms (30 cm pour la composante radiale).

Le système embarqué DORIS/Jason comprenant le récepteur Doppler, l'USO et l'antenne a été sous-traité à Dassault Electronique (désormais Thomson Detexis) en coopération avec CEPE pour l'USO et Starec pour l'antenne. Ces derniers ont déjà développé le matériel destiné à DORIS/TOPEX, DORIS/Spot et DORIS/Envisat. Comme pour l'altimètre, un modèle de qualification et deux unités de vol seront mises au point pour le récepteur. Le banc sol utilisé pour la séquence AIT du satellite est développé par Dactem, comme pour les autres DORIS. Dactem a aussi développé le simulateur DORIS qui sera utilisé lors des tests sur le banc de tests électrique du satellite. L'antenne, USO et le blindage de l'USO sont des modèles récurrents.

JMR 
Le Jason Microwave Radiometer (JMR) est un radiomètre micro-ondes à trois fréquences qui permet d'effectuer les corrections altimétriques liées au retard de temps de propagation dû à la vapeur d'eau dans l'atmosphère. Il dispose de trois canaux séparés à 18,8 GHz, 23,8 GHz et 34,0 GHz. Le canal 23,8 GHz est le capteur principal de vapeur d'eau, le canal 18,7 GHz corrige des effets induits par le vent pour les émissions pour le signal en retour de la surface, et le canal 34,0 GHz apporte les corrections pour les nuages non précipitant. Les récepteurs font appel à la technologie Microwave Monolithic Integrated Circuits (MMIC) garantissant une grande fiabilité, et un gain en termes de consommation et de poids. Comme le canal 23,8 GHz est le premier canal, un canal de sauvegarde entièrement redondant est aussi prévu. De plus, des systèmes de surveillance numériques entièrement redondants et des interfaces bus 1553 sont incorporés.
La conception et la fabrication des récepteurs MMIC ont été sous-traitées à TRW.
La fabrication, les tests et l'échantillonnage du JMR et de ses bancs sol ont été effectués au JPL. Une maquette d'intégration complète et l'unité de vol ont été livrées à Alcatel Space Industries, Cannes.

TRSR 
Le Turbo Rogue Space Receiver (TRSR) est un récepteur GPS mis au point par le Jet Propulsion Laboratory (JPL) pour permettre un calcul précis de l'orbite après traitement sol. Le TRSR peut recevoir en continu et simultanément les signaux de navigation bifréquence de 16 satellites GPS. À partir de ces signaux, l'instrument effectue et acquiert des mesures de phase avec une précision d'environ 1 mm et de pseudo-distance avec une précision d'environ 10 cm. Le TRSR fournira aussi des solutions embarquées pour le positionnement du satellite d'une précision d'environ 50 m et une précision temporelle d'environ 50 ns. Le système embarqué se compose de deux récepteurs indépendants à une seule chaîne en redondance froide, chacun équipé d'une antenne multidirectionnelle, un amplificateur à faible bruit, un oscillateur à quartz, un convertisseur d'échantillonnage et un processeur numérique de bande de base communicant via l'interface bus 1553.

La fabrication des unités de vol TRSR a été sous-traitée à Spectrum Astro Inc., de Gilbert en Arizona. Le banc sol a été développé au JPL.

LRA 
Le Laser Retroreflector Array (LRA) constitue la cible pour les mesures de positionnement au laser et sert à l'échantillonnage du système POD et de l'altimètre. Les réflecteurs entièrement passifs seront placés au nadir du satellite. L'unité se compose de neuf coins de cube en quartz, disposés en forme de cône tronqué, un cube placé au centre et les huit autres distribués autour du cône. Les réflecteurs offrent un CHAMP de vision d'environ 100 degrés. Le LRA de Jason-1 a été fabriqué par ITE Inc., sous contrat avec le Goddard Space Flight Center de la NASA.

Radiomètre (NASA/JPL) - Modèle d'ingénierie avant essai de qualification mécanique

 

 

 


Unité de traitement de l'altimètre POSEIDON-2 (Alcatel) - Modèle de vol.


Antenne altimètre (Alcatel) - Modèle de vol avant essais de qualification mécanique et thermique.



Antenne DORIS (Starec) - Modèle de vol.


Antenne altimètre (Alcatel) - Source de l'antenne.


Boitier récepteur DORIS (Dassault) - Modèle de vol


Plate-forme PROTEUS (Alcatel)
Maquette thermique en intégration.
.



Figure 2: Le satellite Jason.


Plate-forme PROTEUS (Alcatel) - Préparation de l'essai vide-soleil de la maquette thermique.

Validation, Intégration et Tests du satellite

La validation électrique, fonctionnelle et logicielle du satellite est effectuée grâce à la mise en oeuvre de bancs de validation sur lesquels les logiciels et les interfaces électriques de la mission peuvent être validés.

  • BV1 est un banc de validation de logiciels avec une simulation d'équipements (sauf pour le DHU, où une maquette fonctionnelle est utilisée). Un clone de ce banc a été mis au point afin de paralléliser les activités de validation.
  • BV2 est destiné aux tests du système fonctionnel, en boucles ouvertes et fermées sur matériel réel ("hardware in the loop") représenté par un modèle d'intégration pour tous les équipements "intelligents" de la plate-forme et pour tous les instruments de la charge utile. Le modèle électrique du DHU est entièrement représentatif de l’unité de vol.
  • BV0 (simulateur satellite)est utilisé pour les opérations de validation système et préparation des opérations.

Le logiciel de vol AOCS est testé sur les bancs de test AOCS pour un réglage précis des algorithmes par les spécialistes AOCS.

Les instruments et les équipements seront intégrés mécaniquement et électriquement en séquence sur le satellite. Celui-ci entamera alors une séquence complète de qualification de 6 mois, commençant par les tests EMC, suivis par les tests mécaniques et thermiques et se terminant par l’ensemble final des tests de performance, comprenant un test du système avec le segment sol.

Après la préparation finale, le satellite sera expédié par avion vers la base aérienne de Vanderberg où il sera testé (essai fonctionnel uniquement), inspecté et rempli en ergol avant d’être couplé avec le DPAF et préparé pour le lancement.

État d'avancement du système (novembre 99)

Les modèles de vol des instruments de la charge utile ont été livrés à Alcatel au mois de juin pour leur intégration sur le satellite, excepté l'altimètre qui sera intégré plus tard (août). Les tests de performances de tous les instruments ont déjà été effectués sur les modèles de qualification et montrent leur parfaite conformité avec les exigences liées aux objectifs et aux exigences scientifiques de haut niveau, et l'équipe chargée du projet est très confiante quant à la réalisation de ces objectifs.

L'intégration des équipements de la plate-forme a commencé simultanément avec une validation fonctionnelle étendue en utilisant les bancs de tests représentatifs du satellite. Dans ce domaine aussi, les exigences multi-missions imposées à la plate-forme PROTEUS, qui sont presque toujours plus strictes que les exigences pour Jason-1, laissent à penser que les performances du satellite correspondront voire dépasseront les exigences de performances. Une validation intensive et une séquence de tests qui auront lieu jusqu'à la mi-2000 permettront de s'en assurer.

En raison de problèmes rencontrés dans le développement et la validation des bancs, il a été confirmé en fin d’été 1999 que la date de lancement fixée en début de programme, à savoir le 18 mai 2000, n'était pas réaliste. En effet, ces problèmes sur les outils de validation ont un impact à la fois sur la validation du logiciel de vol, sur la validation fonctionnelle du satellite, ainsi que sur la préparation du segment sol et la mise au point des procédures opérationnelles. Il a été par ailleurs clairement réaffirmée que l'autorisation de lancement du satellite ne serait donnée qu'après validation complète du système et démonstration de son aptitude à contrôler le satellite. Ceci conduit maintenant à envisager une date de lancement au cours de l'automne 2000. Cette date sera précisée en début d’année 2000 au vu de l’avancement des activités d'intégration du satellite et de validation.

Un effort très important a été fait par les deux agences et par nos partenaires et sous-traitants industriels afin de se conformer au calendrier très strict du système. Ces exigences de calendrier ont été omniprésentes tout au long de la phase de développement et elles le resteront certainement pendant les phases d'intégration et de tests qui commencent.
Toutefois, l'accomplissement des performances sera toujours analysé en profondeur pour garantir l'adéquation du produit avec les besoins des utilisateurs.

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