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Données générales
Organisation	NASA; ESA; ASC
Constructeur	Northrop Grumman (ex TRW) / Ball
Programme	Origins
Domaine	Astronomie infrarouge
Statut	en attente de lancement
Lancement	à compter du 25 décembre 2021,; du Centre spatial guyanais
Lanceur	Ariane 5
Durée	5,5 ans (mission primaire)
Site	jwst.nasa.gov
Masse au lancement	~ 6 173 kg
Orbite	Héliocentrique
Localisation	Point de Lagrange L2
Type	Anastigmatique à trois miroirs
Diamètre	6,50 m
Superficie	25 m2
Focale	131,40 m
Résolution angulaire	0,1 seconde d'arc
Longueur d'onde	De l'orange à l'infrarouge moyen (0,6 à 28 microns)
NIRCam	Imageur proche infrarouge
NIRSpec	Spectrographe proche infrarouge
MIRI	Spectro-imageur moyen infrarouge
NIRISS	Imageur proche infrarouge

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Le télescope spatial James-Webb (James Webb Space Telescope), également désigné par son acronyme JWST, est un observatoire infrarouge de la NASA, développé conjointement avec l'Agence spatiale européenne (ESA) et l'Agence spatiale canadienne (ASC). Plus grand et plus onéreux télescope spatial jamais lancé dans l'espace, il est conçu pour poursuivre les travaux du télescope spatial Hubble, en effectuant toutefois ses observations dans des longueurs d'ondes plus longues. Son lancement est prévu à compter du 25 décembre 2021.

Les observations du JWST sont centrées sur l'infrarouge proche et moyen, tout en incluant une partie du spectre situé dans le domaine du visible (longueurs d'ondes allant de 0,6 à 28 microns). Par sa résolution spatiale et la bande spectrale couverte, il surpasse largement le télescope spatial Hubble pour l'observation dans l'infrarouge mais contrairement à celui-ci, il ne peut pas observer l'ultraviolet ni dans une partie de la lumière visible. Malgré la grande taille de son miroir primaire (6,5 mètres de diamètre contre 2,4 mètres pour Hubble), sa masse de 6 200 kilogrammes est deux fois plus faible que celle de son prédécesseur. Son pouvoir de résolution atteint 0,1 seconde d'arc et il peut collecter une image neuf fois plus rapidement que Hubble. Le JWST emporte quatre instruments : la caméra NIRCam fonctionnant dans le proche infrarouge, le spectro-imageur MIRI dans le moyen infrarouge, le spectrographe dans le proche infrarouge NIRSpec et le spectro-imageur également dans le proche infrarouge NIRISS.

Les résolutions angulaire et spectrale de ses instruments, ses capacités inédites dans le moyen infrarouge et en spectroscopie (modes multi-objets et intégrale de champ) seront utilisées pour approfondir nos connaissances dans les principaux domaines de l'astronomie : période de réionisation et formation des premières étoiles et galaxies après le Big Bang, formation et évolution des étoiles et de leur cortège planétaire, composition de l'atmosphère des exoplanètes et processus de formation des galaxies. Les données recueillies contribueront à expliquer la genèse et le rôle des trous noirs supermassifs au sein des galaxies, à préciser le processus de formation des planètes, à déterminer la proportion de planètes pouvant héberger la vie et à apporter des informations sur la mystérieuse énergie sombre.

Les travaux sur le JWST débutent en 1989, mais le projet connaît de nombreuses évolutions et de multiples vicissitudes dues aux défis technologiques qu'il soulève (miroir primaire pliable, bouclier thermique déployable) et aux dépassements budgétaires. Le projet frôle l'annulation en 2011. Pour la seule NASA, son coût de fabrication, qui avait été estimé à 3 milliards US$ à l'issue de la phase de conception générale en 2005, atteint finalement environ 10 milliards US$. La date de lancement, fixée initialement à 2013, est repoussée régulièrement jusqu'à fin 2021. En 2002, le projet prend le nom du second administrateur de la NASA, James E. Webb, qui avait largement contribué au succès du programme Apollo.

Le télescope doit être lancé par une fusée Ariane 5, depuis la base de Kourou en Guyane française, et être placé, après un transit d'un mois, en orbite autour du point de Lagrange L₂ du système Soleil-Terre, situé à 1,5 million de kilomètres de la Terre, du côté opposé au Soleil. À la suite d'une phase de mise en service de 6 mois comprenant un déploiement particulièrement délicat de son bouclier thermique et de ses miroirs, débutera la mission scientifique d'une durée de cinq ans, qui doit permettre de remplir les objectifs assignés au télescope JWST. Le temps d'observation est réparti par une commission scientifique entre les équipes ayant contribué au projet et les chercheurs du monde entier, par le biais d'une évaluation annuelle de l'apport de leurs propositions. Le JWST emporte des réserves d'ergols (nécessaires pour maintenir sa position au point de Lagrange) qui doivent lui permettre de rester en fonctionnement pendant au moins dix ans.

Historique du projet : des premières esquisses aux spécifications détaillées (1989-2009)

Les premières études relatives au télescope spatial James Webb sont initiées par la NASA en 1989 avant même le lancement du télescope spatial Hubble (1990) dont il doit être le successeur. Mais il faut 20 ans (1989-2009) pour que l'architecture technique et les objectifs scientifiques soient fixés et que l'agence spatiale américaine décide de développer ce projet aux caractéristiques et au coût hors norme.

Premières esquisses (1989-1994)

En 1989, le directeur du Space Telescope Science Institute, le centre chargé des opérations du télescope spatial Hubble, initie une réflexion sur le télescope qui devra prendre la relève de celui-ci vers 2005^{[Note 1]}. Le rapport issu des travaux, organisés avec le soutien de la NASA, propose que l'agence spatiale mette à l'étude un télescope de huit mètres de diamètre, observant dans le proche infrarouge avec un système de refroidissement passif. Les problèmes rencontrés par Hubble, peu après son lancement (1990), la diminution du budget de la NASA et le changement dans la présidence des États-Unis mettent provisoirement fin à l'étude du nouveau télescope baptisé « Next Generation Space Telescope » (NGST). Les études de celui-ci sont relancées en 1993. À la demande de la NASA, la communauté astronomique américaine crée le comité HST and Beyond pour définir les caractéristiques du successeur de Hubble qui doit entrer en service au cours des premières décennies du siècle suivant. Le comité propose, en 1995, de prolonger la durée de vie de Hubble de cinq ans (jusqu'à 2010) et esquisse les caractéristiques de son successeur : celui-ci doit comporter un miroir de quatre mètres de diamètre. Les objectifs scientifiques du futur télescope sont l'étude du processus de formation des galaxies, des étoiles, des planètes et de la vie, avec un accent mis sur les débuts de l'Univers. Le télescope baptisé Hi-Z doit circuler sur une orbite héliocentrique de 1 × 3 unités astronomiques. La NASA charge un de ses établissements, le centre de vol spatial Goddard (traditionnellement responsable des missions astronomiques à la NASA), de mener une étude de faisabilité^[1]^,^[2].

Étude de faisabilité et définition fine des besoins (phase A : 1995-2001)

Daniel Goldin, le nouvel administrateur de la NASA en 1995, dans le cadre de sa politique du « Faster, better, cheaper » (« plus vite, meilleur et moins cher »), incite la communauté des astronomes à faire des choix audacieux, tout en recherchant des technologies permettant d'en abaisser le coût. Les scientifiques, en réponse à cette incitation, optent pour un télescope de 8 mètres de diamètre, qui semble nécessaire pour étudier les galaxies ayant un décalage vers le rouge de un à cinq ou même plus. Ils proposent un concept innovant baptisé Next Generation Space Telescope (NGST) comprenant un miroir de huit mètres, déployable et placé en orbite autour du point de Lagrange L₂, avec une optique sans baffle, refroidie de manière passive grâce à un pare-soleil multi-couches. En juin 1997, la NASA sélectionne TRW et Ball Aerospace pour identifier les architectures techniques possibles et faire une première évaluation du coût du projet. L'étude de faisabilité aboutit à la conclusion qu'il est possible de réaliser un tel télescope pour un coût de 500 millions US$, à condition que l'ensemble, y compris les instruments, soit développé par la même société. Cette dernière condition s'avère inapplicable. Le rapport The Next Generation Space Telescope : Visiting The Time When Galaxies Were Young définit une architecture de référence pour le télescope et fournit les éléments permettant à l'agence spatiale de lancer des appels d'offres auprès de l'industrie. La NASA sélectionne deux sociétés en 1999, Lockheed Martin et TRW, pour mener une étude (phase A) comprenant l'analyse préliminaire de conception et une évaluation des coûts. Les bases d'une collaboration de la NASA avec l'Agence spatiale canadienne et l'Agence spatiale européenne (ESA), pour le développement des instruments, sont posées à cette époque. En parallèle, des simulations effectuées par la suite permettent de préciser l'instrumentation scientifique nécessaire. On envisage désormais d'observer des galaxies avec un décalage vers le rouge de 15, ce qui nécessite de pouvoir observer dans l'infrarouge moyen. Ces simulations mettent en évidence la nécessité de faire de la spectroscopie, car les instruments situés sur Terre ne peuvent prendre en charge cet aspect de l'observation (comme cela se fait pour Hubble), du fait de l'absorption du rayonnement lumineux, par l'atmosphère, de la bande spectrale infrarouge observée par le futur télescope^[3]^,^[2].

De 1997 à 2000, un groupe de travail représentant la communauté des astronomes, le Science Working Group, s'attelle à la définition des principaux objectifs scientifiques que doit pouvoir remplir le futur télescope et l'instrumentation qui doit lui permettre de les atteindre. Sont retenus une caméra à grand champ dans l'infrarouge proche, un spectrographe dans l'infrarouge proche multi-objets et un spectro-imageur fonctionnant dans l'infrarouge moyen. Les premières études techniques sont menées pour mettre au point les technologies nouvelles embarquées : miroir de faible masse, système de détection et de contrôle du front d'ondes, détecteurs infrarouges et actionneurs. Fin 2000, une analyse détaillée démontre que le coût du télescope dépasse de plusieurs centaines de millions US$ le budget avancé jusque là. Le lancement n'est pas envisageable avant 2008, compte tenu de la durée du cycle de développement des miroirs. Pour réduire le coût, le diamètre du miroir primaire est ramené en 2001 à six mètres^[4]^,^[2].

Sélection des constructeurs et conception générale (phase B : 2002-2008)

Contributions des différents acteurs
Composant	Industriel	Laboratoire Chef de file
Plateforme	Northrop Grumman
Optique	Ball
Bouclier thermique	Northrop Grumman
Instrument NIRCam	Northrop Grumman	Université de l'Arizona
Instrument NIRSpec	Airbus
Instrument MIRI	JPL	Université de l'Arizona
Instrument MIRI - Optique	Airbus	Université d'Edimbourg
Instrument NRISS	Honeywell
Pointage fin FDS	Honeywell
Lanceur	Arianespace
Micro-obturateurs NIRSpec	Goddard
Réfrigérateur MIRI	Northrop Grumman

En août 2002, la NASA sélectionne le constructeur du télescope spatial pour la phase de conception générale (phase B) : la proposition de TRW, associée pour la partie optique à Ball Aerospace, est choisie. La même année, TRW est absorbée par la société Northrop Grumman à l'issue d'une OPA hostile et devient Northrop Grumman Space Technology. Le Jet Propulsion Laboratory est retenu pour le développement de l'instrument MIRI (Mid-Infrared Instrument)^[4]. En juin 2002, le développement de la caméra NIRCam (Near-InfraRed Camera) est confié à une équipe de l'Université de l'Arizona. ^[5]. Le lanceur qui doit placer en orbite le télescope est sélectionné : la fusée Ariane 5 ECA, dont le financement est assuré par l'Agence spatiale européenne, est choisie à la place de la fusée Atlas V, envisagée initialement mais de capacité moindre^{[Note 2]}^,^[6]. Le développement de l'instrument NIRSpec et la partie optique de l'instrument MIRI sont confiés à l'Europe, tandis que l'instrument FGS/NRISS doit être développé par le Canada. En échange de ces participations, les scientifiques européens et canadiens se voient attribuer un temps d'observation respectivement de 15 et 5%.

En septembre 2002, le télescope est rebaptisé James Webb Space Telescope (JWST), en l'honneur de cet administrateur à la tête de la NASA entre 1961 et 1968 à l'époque du programme Apollo. Celui-ci a joué un rôle majeur dans la réussite de ce projet. En mai 2021, une pétition, signée par 1200 personnes dont au moins quatre astronomes, vient contester l'hommage ainsi rendu. Il lui est reproché sa participation, en tant que sous-secrétaire d'État dans le gouvernement Truman(1949-1952), à la chasse aux employés homosexuels de l'administration américaine, ainsi que l'exclusion d'un salarié de la NASA sous sa législature pour la même raison. La NASA répond en octobre avoir effectué des recherches approfondies sur le sujet dans ses archives et dans celles du gouvernement et n'avoir pas trouvé de motif pour changer l'appellation du télescope spatial^[7]^,^[8].

Durant cette phase du projet les caractéristiques du télescope spatial se précise tout en continuant d'évoluer. La superficie du miroir est réduite de 29,4 à 25 m² tandis que le nombre d'éléments du miroir primaire passe de 36 à 18. La NASA choisit le béryllium comme matériau pour la fabrication de ce miroir de 6,5 mètres de diamètre. Le cryostat développé par l'Europe, qui devait permettre de maintenir la température des détecteurs de l'instrument MIRI, est abandonné au profit d'un réfrigérateur mécanique développé sous supervision américaine (JPL). ^[9].

Le télescope entre en 2004 dans une phase de spécifications détaillées qui durera finalement quatre ans. Les coûts sont réévalués à l'issue de cette phase. Le développement des parties les plus complexes du télescope (les instruments et les 18 segments du miroir primaire), qui nécessitent une longue phase de développement ou dont qui emploient des technologies pas complètement matures, débute dès mars 2004, avant même que la NASA n'ait donné son accord pour la construction du télescope. En août 2006, les instruments NIRCam (Near-InfraRed Camera) et MIRI (Mid-Infrared Instrument) passent la revue critique de définition, ce qui permet d'entamer la réalisation des modèles de vol. De janvier 2007 à décembre 2008, des commissions, internes à la NASA et externes, passent en revue la conception et la planification du projet. En juillet 2008, la structure ISIM (Integrated Science Instrument Module), dans laquelle sont logés les instruments, est livrée au centre de vol spatial Goddard pour une série de tests. Ceux-ci doivent vérifier qu'elle est capable de supporter les forces d'accélération durant le lancement puis l'environnement thermique de l'espace, tout en maintenant les instruments dans une position précise par rapport à la partie optique. Fin 2008, l'agence spatiale américaine, se basant sur les différentes revues effectuées au cours des deux années écoulées, conclue que la conception du télescope spatial a atteint un niveau de maturité suffisant pour pouvoir lancer sa fabrication. Le projet passe en phase C (définition détaillée) qui précède la phase D (construction)^[2]. Le projet est rattaché au programme Origins qui regroupe les missions astronomiques aériennes et spatiales de la NASA dont l'objectif est d'étudier les origines de notre univers^[10].

Objectifs scientifiques

Le télescope spatial James Webb est conçu pour étudier certains des sujets les plus importants de l'astronomie moderne^[11] :

Rechercher les premières étoiles et galaxies qui sont apparues dans l'Univers après le Big Bang ;
Déterminer comment les galaxies évoluent à compter de leur formation jusqu'à nos jours ;
Observer la formation des étoiles depuis les premières étapes jusqu'à la formation des systèmes planétaires ;
Mesurer les caractéristiques physiques et chimiques des systèmes planétaires, y compris le système solaire, et rechercher les composants nécessaires à l'apparition de la vie dans l'atmosphère des exoplanètes.

Étude des premières étoiles et galaxies

Articles connexes : Big Bang, Âges sombres (cosmologie) et Réionisation.

L'événement le plus ancien connu de notre Univers est le Big Bang, qui a eu lieu il y a environ 13,6 milliards d'années. La matière qui se présentait alors sous la forme d'une soupe de protons de neutrons et d'électrons à très hautes températures, s'est refroidie et forma des ions d'hydrogène, ainsi qu'une faible quantité d'hélium (Nucléosynthèse primordiale). Puis, après captures d'électrons, des atomes neutres (Recombinaison, début des Âges sombres). Les premières étoiles et galaxies ont commencé à se former plusieurs centaines de millions d'années après le Big Bang (l'intervalle de temps précis n'est pas connu). Le rayonnement de ces premières étoiles réionisèrent le gaz ambiant d'hydrogène et d'hélium (Réionisation). La lumière de certaines de ces premières étoiles et galaxies parvient sans doute jusqu'à la Terre. Mais, du fait de l'expansion de l'Univers, notre Galaxie s'éloigne à une vitesse croissante de sa source et cette lumière est fortement décalée vers le rouge, par effet Doppler. Il en résulte que la lumière qui a été émise dans le spectre du visible ou de l'ultraviolet ne peut être observée que dans l'infrarouge proche ou moyen, c'est-à-dire dans la partie du spectre pour lequel le télescope a été optimisé. Grâce à son pouvoir de résolution spatiale et à sa couverture spectrale, le JWST devrait être capable d'observer des objets apparus jusqu'à 100 à 250 millions d'années après le Big Bang^[12].

Le JWST doit contribuer à répondre aux questions suivantes^[12] :

Quand et comment la réionisation de l'Univers s'est-elle produite ?
Quelles ont été les causes de la réionisation ?
Quelles étaient les caractéristiques des premières galaxies ?

Le JWST doit étudier les premières galaxies en effectuant des observations de longue durée dans le proche infrarouge, suivies d'analyses spectroscopiques à basse résolution et de mesures photométriques en infrarouge moyen. Pour étudier la réionisation, une spectrométrie en infrarouge proche sera nécessaire^[12].

Formation et évolution des galaxies

Article connexe : Formation et évolution des galaxies.

Les scientifiques essaient de déterminer comment cette matière s'est organisée et comment elle a changé depuis le Big Bang, en étudiant la distribution et le comportement de la matière à différentes échelles depuis la particule, au niveau subatomique, jusqu'aux structures galactiques. Les galaxies structurent la matière de l'Univers à grande échelle. Elles fournissent des indices sur la nature et l'histoire de l'Univers. Dans cette optique, le télescope JWST doit permettre de répondre aux questions suivantes^[13] :

les galaxies spirales (dont la nôtre) n'ont pas toujours eu cette forme. Elles se sont formées sur plusieurs milliards d'années et résultent de l'enchaînement de plusieurs processus, dont la collision entre des galaxies de plus petites tailles. L'hypothèse, qui reste à confirmer, est que toutes les galaxies géantes ont subi ainsi au moins une fusion majeure, alors que l'Univers avait six milliards d'années ;
les galaxies les plus éloignées (donc les plus anciennes) ont une structure très différente des galaxies récentes. Elles sont petites et ramassées, avec des régions très denses, où se forment de nouvelles étoiles. Le passage de cette forme à celle des galaxies spirales n'est pas expliqué ;
le processus de formation des premières galaxies est inconnu, tout comme les facteurs qui ont abouti à la diversité de formes des galaxies observées actuellement ;
les astrophysiciens ont découvert que des trous noirs supermassifs étaient situés au centre de la plupart des galaxies. Mais on ignore la nature de leur relation avec les galaxies qui les hébergent. On ne comprend pas complètement si les mécanismes à l'origine de la formation des étoiles sont internes à la galaxie ou sont liés à une interaction ou à une fusion avec une autre galaxie.

Formation des étoiles et des systèmes planétaires

Articles connexes : Naissance des étoiles, Disque protoplanétaire et Formation et évolution du Système solaire.

Les systèmes protoplanétaires et les étoiles naissent dans d'immenses amas de gaz et de poussières qui bloquent la lumière visible émise par ces processus. Par contre, le rayonnement infrarouge émis n'est pas intercepté par les nuages de poussières et il est ainsi possible d'observer la formation des étoiles et des planètes à l’intérieur de ces amas^[14]. Le JWST doit permettre d'examiner ces régions baignées par les radiations avec une finesse inégalée^[15].

Il y a 50 ans les astronomes ignoraient que de nouvelles étoiles continuaient à se former dans l'Univers. Le processus générant des étoiles par effondrement de nuages de poussière et de gaz est encore très mal connu. Il en est de même concernant les interactions entre les jeunes étoiles, dans les régions où elles se forment (les "pouponnières d'étoiles"). Enfin, la découverte de systèmes planétaires aux caractéristiques très différentes de notre Système solaire a bouleversé les théories concernant la manière dont les planètes se forment. Grâce à sa capacité à observer dans l'infrarouge, le JWST doit contribuer à répondre aux questions suivantes^[16] :

Comment les nuages de gaz et de poussière s'effondrent-ils pour former des étoiles ?
Pourquoi la plupart des étoiles se forment-elles en groupe ?
Comment les systèmes planétaires se forment-ils précisément ?
Comment les étoiles évoluent-elles et comment éjectent-elles les éléments lourds qu'elles ont produits en fin de vie et qui sont recyclés par la génération suivante d'étoiles et de planètes ?

Étude des systèmes planétaires et recherche des éléments propices à la vie

Architecture technique

Architecture générale

L'architecture résultant des objectifs poursuivis est particulièrement ambitieuse et complexe car elle introduit plusieurs innovations techniques. Ses principales caractéristiques sont les suivantes :

Pour remplir les objectifs fixés, le télescope est optimisé pour l'observation du rayonnement infrarouge plutôt que pour celle de la lumière visible. L'infrarouge permet d'observer les galaxies lointaines malgré leur décalage vers le rouge, d'examiner la formation des étoiles malgré la présence de poussières et d'étudier des objets dont la majorité ont une température très faible. La plage de longueurs d'onde observable est comprise entre 0,6 et 28 micromètres.
Pour que les détecteurs infrarouge fonctionnent malgré les émissions thermiques (= infrarouge) provenant du télescope et de ses instruments, l'ensemble doit être maintenu dans une plage de température inférieure à 55 kelvins^[19] (aux alentours de 40 K, soit −233,15 °C).
La durée minimale de la mission a été fixée à 5,5 ans pour pouvoir remplir les objectifs.
Pour maintenir les détecteurs en moyen infrarouge (au-delà de 5 micromètres) à une température suffisamment basse, un système de refroidissement mécanique a été adopté. Contrairement à un refroidissement par liquide cryogénique, son fonctionnement n'est pas limité dans le temps et il permet de réduire la masse du télescope.
La résolution angulaire choisie impose un télescope de grand diamètre (6,5 m) qui ne peut tenir sous la coiffe des lanceurs existants (diamètre extérieur maximal d'environ 5 mètres), ce qui nécessite de lancer le télescope avec son miroir primaire replié. Pour obtenir une surface optique parfaite, les différents composants des miroirs sont conçus de manière à pouvoir être ajustés une fois le télescope en orbite.
Pour maintenir la température des détecteurs infrarouge dans la plage fixée, le télescope comporte un bouclier thermique d'une taille sans précédent (22 x 12 mètres). Ce bouclier est composé de plusieurs couches espacées de tissu métallisé, un matériau chargé de bloquer les rayons infrarouges en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune et d'intercepter la lumière parasite. Le bouclier thermique maintient ainsi de manière passive la température des détecteurs à 37 kelvins, ce qui permet d'obtenir de très bonnes performances dans l'infrarouge proche et moyen. La grande taille de ce bouclier thermique impose de le lancer en position repliée.
Le télescope est de type anastigmatique à trois miroirs courbes, permettant de disposer d'un large champ de vue (2,2 x 4,4 minutes d'arc), en minimisant les principales aberrations optiques.
Les capacités spectrométriques du télescope sont particulièrement importantes avec des modes "multi-objets" et "intégrale de champ".
Le JWST est positionné au point de Lagrange L₂ du système Soleil-Terre, qui présente plusieurs avantages. Le télescope, bien que situé à l'extérieur du champ de gravité terrestre, se maintient à une distance constante de la Terre, ce qui permet de transmettre les données à débit élevé de manière constante. D'autre part, le télescope étant situé à 1,5 million de kilomètres de la Terre, le flux thermique en provenance de celle-ci est moins élevé que s'il se trouvait en orbite autour de notre planète, comme Hubble. Enfin, le Soleil et la Terre sont alignés ici, ce qui permet au bouclier thermique de protéger le télescope de ces deux sources de chaleur. La contrepartie est que, contrairement au télescope Hubble qui circule sur une orbite basse, le JWST est trop éloigné pour qu'un équipage puisse intervenir en cas de défaillance technique^[20].
L'observatoire spatial emporte des consommables (ergols) qui permettent d'effectuer des observations durant au moins 10 ans, avec des objectifs qui devraient être atteints au bout de 5 ans.
La masse totale est d'environ 6 173 kilogrammes au lancement. Celle-ci est limité par la capacité maximale, pour l'orbite choisie, des lanceurs lourds disponibles à l'époque de la conception du télescope.

Les principales innovations portent sur le miroir principal (faible masse, déploiement en orbite, système permettant d'ajuster les segments), le bouclier thermique (faible masse, déploiement complexe en orbite), le système de refroidissement des détecteurs de l'instrument MIRI (moyen infrarouge) et les micro-obturateurs de l'instrument NIRSpec reposant sur la technologie des MEMS^[21].

Instruments

Le JWST emporte quatre instruments qui exploitent le rayonnement collecté par la partie optique du télescope spatial et qui sont chacun conçus pour remplir plusieurs des objectifs de la mission de JWST :

Principales caractéristiques des instruments^[22]
Instrument	Bande spectrale Microns	Image Taille du pixel champ de vue	Spectroscopie Mode, résolution	Autres caractéristiques
NIRCam	0,6 - 5	Champ de vue : 2,2 × 4,4 minutes d'arc Pixel : 32 et 65 (>2,4 microns) millisecondes d'arc		19 filtres larges et étroits Coronographe
NIRSpec	0,6 - 5		Mode multi-objets : 100 objets observables sur 9 minarc² résolution spectrale jusqu'à 2 700 Mode intégrale de champ : 900 spectres sur champ de vue 3" × 3" Mode fente : 3 fentes avec résolution spectrale jusqu'à 2 700
MIRI	5-28,5	Champ de vue : 74 × 113 secondes d’arc Pixel : 110 millisecondes d'arc	Mode intégrale de champ : champ de vue 3" × 3" et résolution spectrale 1 500 Basse résolution 100 entre 5 et 11 microns	Coronographe 10,65, 11,4, 15,5 et 23 microns
NIRISS	0,6 - 5	Champ de vue : 2,2 × 2,2 minutes arc	Résolution spectrale 150 (0,8-2,25 microns) Résolution spectrale 700 (0,7-2,5 microns)	Interféromètre 3,8, 4,3 et 4,8 microns Deux jeux de filtres

NIRCam

La caméra NIRCam est l'instrument principal pour la fourniture d'images dans le proche infrarouge (0,6 à 5 micromètres) qui permet de s'affranchir de la poussière (étoile et système planétaire en formation). Elle est équipée d'un coronographe permettant de photographier les exoplanètes dont la lumière est très faible par rapport à leur étoile, en masquant cette dernière. L'instrument doit permettre notamment de réaliser des photos et des spectres de jeunes exoplanètes et de leur atmosphère, et d'analyser les poussières chaudes et les gaz moléculaires des jeunes étoiles et des disques protoplanétaires^[23].

NIRSpec

NIRSpec (Near-InfraRed Sprectrometer, en français « spectromètre pour l'infrarouge proche ») est un instrument versatile fonctionnant dans le proche infrarouge de 0,6 à 5,3 µm. Outre la spectroscopie à fente classique, il dispose d'un mode multi-objets grâce à une matrice de micro-obturateurs programmables (Micro-Shutter Assembly MSA) qui permet de réaliser simultanément le spectre de 100 objets sélectionnés dans un champ de 3,6 × 3,6 minutes d'arc. Chaque objet est observé via une ouverture correspondant à un champ de 0,20 × 0,45 seconde d'arc. La résolution spectrale peut être de 100, 1 000 ou 2 700. Il est ainsi optimisé pour l'observation de galaxies très lointaines, peu lumineuses, en permettant l'observation de plusieurs objets en parallèle durant des temps d'exposition très longs. Il permet également de réaliser des spectres en « intégrale de champ »^[23].

MIRI

MIRI (en anglais Mid InfraRed Instrument, « instrument pour l'infrarouge moyen ») est le seul instrument observant dans l'infrarouge moyen de 5 à 28 µm. Cet instrument fournit à la fois des images et des spectres (spectro-imageur). La résolution de MIRI est de 0,11 seconde d'arc par pixel, pour un champ de vue maximum de 74 × 113 secondes d’arc. Quatre modes d'observation sont possibles : images, coronographie, spectroscopie à basse résolution (résolution spectrale de 100) entre 5 et 11 µm et spectroscopie à « intégrale de champ » sur un champ de vue de 3 × 3 secondes d'arc, avec une résolution spectrale d'environ 1 500^[23].

NIRISS / FGS

NIRISS (Near Infrared Imager and Slitless Spectrograph) est un instrument secondaire associé au système de guidage fin FGS, mais indépendant de celui-ci. Il s'agit d'un spectro-imageur permettant de réaliser des spectres et des images. Seul instrument équipé d'un masque d'ouverture, il dispose de la capacité unique de réaliser des images d'un objet unique et brillant, avec une résolution angulaire supérieure à celle de tous les autres instruments^[23].

Comparaison avec Hubble et Spitzer

Le JWST comparé à Hubble et *Spitzer*^[24]
Caractéristique	JWST	Hubble	Spitzer
Longueurs d'onde	0,6–28 µm Infrarouge proche et moyen	0,1–2,5 µm Ultraviolet, visible et infrarouge proche	3,6–180 µm Infrarouge moyen et lointain
Dimensions	22 × 12 m	Long. 13,2 m × ∅ 4,2 m	Long. 4,45 m × ∅2,1 m
Masse	6,2 t	11 t	0,95 t
Orbite	Point de Lagrange L₂	Orbite basse	Orbite héliocentrique
Résolution angulaire	0,1"	0,1"	1,5"
Champ de vue
Spectroscopie	"Multi-objets" "Intégrale de champ"

Comparaison de la taille des miroirs des télescopes spatiaux *Spitzer*, *Hubble* et James Webb.

Pour l'astronomie infrarouge, le télescope James Webb prend la suite de Spitzer, grand télescope spatial de la NASA qui a été placé en orbite en 2003 et dont la mission s'est achevée en 2020. Par ses capacités exceptionnelles, il est considéré comme le successeur (mais non le remplaçant) du télescope spatial Hubble lancé en 1990 par la NASA et toujours en activité en 2021. Le James Webb combine une très grande ouverture avec une qualité d'image caractérisée par une faible diffraction et une sensibilité sur un large spectre infrarouge. Aucun observatoire terrestre ou spatial ne possède ses caractéristiques. Le diamètre de Hubble est beaucoup plus faible et il ne peut observer dans l'infrarouge que jusqu'à 2,5 µm, contre 28 µm pour JWST. Par contre, Hubble couvre l'ultraviolet et une partie de la lumière visible que le JWST ne peut observer. Le miroir de Spitzer a un diamètre beaucoup plus faible (83 cm) et il est beaucoup moins sensible et dispose d'une résolution angulaire beaucoup plus basse. En spectroscopie, le télescope James Webb dispose, grâce à ses modes multi-objets et intégrale de champ, de capacités absentes chez Hubble et Spitzer. Ses caractéristiques lui permettent d'observer l'ensemble des galaxies dont le décalage vers le rouge est compris entre 6 et 10 et de détecter la lumière des premières galaxies apparues après le Big Bang, dont le décalage vers le rouge est d'environ 15^[25]. Le télescope James Webb est conçu pour être complémentaire, par rapport aux futurs grands observatoires terrestres comme le Télescope de Trente Mètres, dans les longueurs d'onde allant jusqu'à 2,5 µm. Il leur est supérieur au-delà de cette longueur d'onde, car les observatoires terrestres sont handicapés par les émissions thermiques de l'atmosphère^[26].

Le véritable remplaçant du télescope Hubble, capable d'observer dans les mêmes longueurs d'ondes (de l'ultraviolet au proche infrarouge) est, en 2021, au stade de l'étude et ne devrait pas être lancé avant 2035/2040. Deux projets ont été proposés en 2019 à la NASA : Habitable Exoplanet Observatory (HabEx), spécialisé dans l'observation des exoplanètes relativement proches du système solaire, et Large UV/Optical/Infrared Surveyor (LUVOIR), qui reprend l'architecture du JWST (miroir segmenté, large pare-soleil), mais avec un diamètre porté à 8 ou 16 mètres. L'Académie des sciences a fait une évaluation de ces projets en 2021 et recommande le développement du projet LUVOIR, dans une version plus réduite (miroir de 6,5 mètres) qui permettrait, grâce à sa ressemblance avec le JWST, de diminuer les couts et les délais tout en réduisant les risques^[27].

Performances

Le télescope spatial James Webb dispose d'un pouvoir de résolution de 0,1 seconde d'arc, pour une longueur d'onde de 2 micromètres. Cette capacité permet de distinguer un ballon de football placé à une distance de 550 km. Elle est à peu près équivalente à celle du télescope spatial Hubble, pourtant doté d'un miroir d'un diamètre bien inférieur (2,75 fois plus petit). Mais celui-ci effectue ses observations dans des longueurs d'onde plus courtes (environ 0,7 micromètre). Or, à taille de miroir égale, le pouvoir de résolution est d'autant plus grand que la longueur d'onde est courte^[28].

Performances par mode et instrument

Performances^[29]
	Mode	Instrument	Longueurs d'onde	Résolution spatiale	Résolution spectrale (λ/Δλ)	Champ
Image	Image	NIRCam	0,6-2,3 µm	0,032	-	2,2′ × 2,2′
		NIRCam	2,4–5 µm	0,065	-	2,2′ × 2,2′
		NIRISS	0,9–5 µm	0,065	-	2,2′ × 2,2′
		MIRI	5–28 µm	0,11	-	1,23′ × 1,88'
	Interférométrie à masque d'ouverture	NIRISS	3,8–4,8 µm	0,065	-	5,1′ × 5,1′
	Coronographie	NIRCam	0,6–2,3 µm	0,032	-	20″ × 20″
		NIRCam	2,4–5 µm	0,065	-	20″ × 20″
		MIRI	10,65 µm	0,11	-	24″ × 24″
		MIRI	11,4 µm	0,11	-	24″ × 24″
		MIRI	15,5 µm	0,11	-	24″ × 24″
		MIRI	23 µm	0,11	-	30″ × 30″
Analyse spectrale	Spectroscopie sans fente	NIRISS	1–2,5 µm		150	2,2′ × 2,2′
		NIRISS	0,6–2,5 µm	-	700	mode spécial
		NIRCam	2,4–5 µm	-	2000	2,2′ × 2,2′
	Spectroscopie multi-objets	NIRSpec	0,6–5 µm	-	100, 1000, 2700	3.4′ × 3.4′ 0.2" × 0.5"
	Spectroscopie à fente	NIRSpec	0,6–5 µm		100, 1000, 2700	0,4″ × 3,8″ 0,2″ × 3,3″ 1,6″ × 1,6″
	Spectroscopie à fente	MIRI	5–14 µm	-	2000	0,6″ × 5,5″
	Spectroscopie à intégrale de champ	NIRSpec	0,6–5 µm		100, 1000, 2700	3,0″ × 3,0″
		MIRI	5–7,7 µm	-	3500	3,0″ × 3,9″
		MIRI	7,7–11,9 µm	-	2800	3,5″ × 4,4″
		MIRI	11,9–18,3 µm	-	2700	5,2″ × 6,2″
		MIRI	18,3–28,8 µm	-	2200	6,7″ × 7,7″

Construction du télescope spatial (2009-2021)

La construction du télescope spatial commence en 2009 lorsque le projet est approuvé par la NASA. Son coût est alors établi à 4,964 milliards US$, avec une date de lancement planifiée en juin 2014. Le projet prend très rapidement du retard sur l'avancement prévu et le budget explose. Les raisons de ce dérapage sont multiples : sous-estimation initiale du cout, problèmes d'organisation, mise au point de nouvelles technologies, complexité des tests du système complet, procédures d'assemblage lacunaires chez le principal contractant, épidémie de COVID. Au final les caractéristiques du télescope spatial ne sont pas dégradées mais la livraison est repoussée à 2021 et le cout du projet.

Fabrication et test des composants (2009-2016)

En mars 2010, le JWST passe la revue critique de conception, dont l'objectif est de s'assurer que le télescope spatial remplit bien tous les objectifs scientifiques et techniques fixés par le cahier des charges. En novembre 2011, la réalisation des segments du miroir primaire s'achève. Ceux-ci, après polissage, ont été recouverts d'une mince couche d'or, et ont subi avec succès un test cryogénique destiné à s'assurer de leur comportement lorsqu'ils seront exposés au froid de l'espace. Le centre spatial Goddard réceptionne en janvier 2012 les deux premiers instruments scientifiques — le spectromètre MIRI, fonctionnant dans l'infrarouge moyen, livré par l'Agence spatiale européenne, et le spectro-imageur NIRISS (Near Infrared Imager and Slitless Spectrograph), fourni par l'Agence spatiale canadienne — ainsi que le système de guidage fin FGS (Fine Guidance Sensor and Near Infrared Imager and Slitless Spectrograph), livré par la même agence. Ball livre au centre Goddard les trois premiers segments du miroir primaire, tandis que Northrop Grumman et son partenaire ATK achèvent la fabrication de la partie centrale de la structure supportant le miroir primaire.

En fin février 2012 s'achève la construction des deux parties mobiles du support du miroir primaire, tandis que les deux derniers instruments scientifiques, la caméra NIRCam et le spectrographe NIRSpec (Near InfraRed Spectrograph), sont livrés respectivement par l'Université de l'Arizona et l'Agence spatiale européenne. La construction de la plateforme, qui rassemble tous les équipements de support, s'achève en 2014. Grumman réalise un modèle d'ingénierie à l'échelle 1 du bouclier thermique, pour tester le pliage et le déploiement de celui-ci. La même année, le module ISIM, dans lequel ont été assemblés les quatre instruments scientifiques, subit avec succès une série de tests thermiques qui permettent de vérifier les performances et le comportement de l'électronique associée. En octobre 2015, la partie optique du télescope (l'OTE, pour Optical Telescope Element), comprenant les 18 segments du miroir primaire, la structure de support ainsi que le miroir secondaire, sont assemblés. En mars 2016, la partie optique et l'ISIM et les instruments scientifiques sont à leur tour assemblés. La fabrication de l'ensemble des composants s'achève courant 2016^[30].

Assemblage final et tests d'intégration (2017-2021)

Fin 2016, tous les composants (instruments, équipements électronique, parties mobiles) ont été testés individuellement, y compris les segments formant le miroir primaire. Le projet entame une phase à la fois coûteuse et complexe, consistant à vérifier le fonctionnement de l'ensemble du télescope. Du fait de sa taille, le télescope spatial James Webb ne peut être testé entièrement assemblé dans des conditions similaires à celle qu'il subira dans l'espace (vide spatial, absence de gravité, température)^{[Note 3]}. Mais, contrairement à Hubble et malgré le coût très élevé de cette opération, les responsables du projet ont décidé de vérifier, dans des conditions réalistes (hormis l'absence de gravité), l'ensemble de la chaine optique (du miroir primaire aux instruments), pour éviter une anomalie similaire à celle ayant affecté le miroir primaire de Hubble (qui avait pu être corrigée, mais ce ne sera pas possible pour le JWST car l'orbite du télescope est trop éloignée de la Terre). En mai 2017, l'ensemble formé par la partie optique et les instruments est convoyé par bateau au Centre spatial Johnson, à Houston (Texas). Là, des tests optiques sont réalisés dans la chambre à vide A du simulateur d'environnement spatial. Les opérateurs parviennent à ajuster le miroir primaire avec la précision exigée, compte tenu de la présence de la gravité, et aussi à obtenir des images ayant la résolution attendue^[31]^,^[22]. Début 2018, le comité chargé de la revue d'avancement constate un certain nombre de retards touchant notamment le bouclier thermique et le système de propulsion. Pour venir à bout des problèmes qui subsistent, la NASA repousse le lancement, prévu en mai 2019, au mois de mai 2020^[32], puis en mars 2021^[33]. Puis le bouclier thermique, la plateforme, l'ISIM et l'optique chez Northrop Grumman sont conduits sur le site de Redondo Beach en Californie pour l'assemblage final et les tests d'intégration.

La pandémie de Covid-19, qui frappe les États-Unis au cours du premier semestre 2020, bouleverse le rythme de travail des équipes. En juin 2020, la date de lancement, prévue en mars 2021, est repoussée à fin octobre à cause d'une anomalie touchant la coiffe de la fusée Ariane 5^[34]^,^[35]^,^[36]. En juillet 2020, le télescope spatial achève avec succès les tests d'intégration chez Northrop Grumman^[37]. Il est installé dans un container bénéficiant d'un environnement contrôlé et convoyé par la route jusqu'au port de Seal Beach (Californie) distant de 40 kilomètres. Là, il est embarqué à bord du cargo MN Colobri, (navire roulier affrété par Arianespace pour le transport des lanceurs Ariane et des satellites entre l'Europe et la base de Kourou), pour un périple de 15 jours passant par le Canal de Panama, à destination du port de Pariacabo (Guyane francaise), non loin de la base de Kourou, où il arrive le 13 octobre^[38].

Envolée des coûts et reports de la date de lancement

Évolution du coût (part US) et de la date de lancement
Année estimation	Date Lancement	Cout milliards USD$
1997	Etudes de faisabilité
1997	2007^[39]	0,5^[39]
1998	2007^[40]	1^[41]
1999	2007 à 2008^[42]	1^[41]
2000	2009^[43]	1.8^[41]
2002	2010^[44]	2.5^[41]
2002	Conception générale
2003	2011^[45]	2.5^[41]
2005	2013	3^[46]
2006	2014	4,5^[47]
2009	Début du développement
2009	2014	4,5^[48]
2011	2018	8,7^[49]
2013	2018	8,8
2017	Tests d'intégration
2018	mars 2021	9,66^[50]
2020	octobre 2021^[35]^,^[36]

Durant la phase de définition du projet, l'estimation du coût de développement du télescope spatial oscille entre 1 et 3,5 milliards US$, avec une date de lancement allant de 2007 à 2011. En 2006, le coût du développement est réévalué à 4,5 milliards US$ et la date de lancement est repoussée à 2013. L'augmentation du budget est attribuée pour moitié au report de la date de lancement, elle-même découlant, d'une part, d'une décision prise avec un retard d'un an pour utiliser le lanceur européen Ariane 5 et, d'autre part, à hauteur de 10 mois à la suite de la réduction du budget des programmes scientifiques de la NASA, en 2006 et 2007 sous la législature du président Bush. Pour un tiers, le surcoût découle de modifications des besoins. En avril 2009, le projet est approuvé et le budget est fixé à 4,964 milliards US$, avec une date de lancement prévue en juin 2014^[51].

Au cours des années suivantes, le coût de construction est réévalué à plusieurs reprises et la date de lancement est régulièrement repoussée. En 2010, à la suite de premiers glissements de budget et de planning du projet, la commission chargée des affaires spatiales du Sénat américain demande que le projet soit examiné par une commission indépendante. Le rapport de celle-ci met en évidence de nombreux problèmes de management, d'estimation des coûts et de communication. À la suite de celui-ci, la NASA revoit la planification du projet. Son coût passe à 8,835 milliards US$ en incluant la gestion opérationnelle (la participation de l'Agence spatiale européenne de 650 M US$ n'est pas intégrée dans cette somme) et la date de lancement est repoussée à octobre 2018^[52]. Au cours de l'été 2011, l'annulation du projet est envisagée par certains représentants du Congrès américain. Finalement, le projet échappe à l'annulation, mais la NASA est sommée de communiquer, avec une périodicité mensuelle, l'évolution de l'avancement du projet et de son coût^[49]^,^[53]. Toutefois la part budgétaire du programme d'astronomie de l'agence spatiale absorbée par ce projet pénalise désormais les autres projets, soulevant des protestations au sein de la communauté des astronomes^[54].

En septembre 2017, la NASA annonce un nouveau report de la date de lancement, désormais fixée à juin 2019. Les causes de ce changement sont des complications rencontrées au moment de l'intégration des différents composants du télescope spatial, ainsi que différents problèmes techniques. En mars 2018, l'agence spatiale américaine annonce, à la suite d'une analyse des risques affectant la tenue du planning du projet, un nouveau décalage dans la date de lancement, repoussée à mai 2020^[55]. En juin 2018, le coût du télescope spatial est réévalué à 9,66 milliards de dollars et le lancement reporté à mai 2020, puis au 30 mars 2021^[50]. En juillet 2020, l'agence spatiale américaine annonce un nouveau report de 7 mois (soit pour octobre 2021), provoqué par des problèmes rencontrés dans les tests d'intégration et par l'épidémie du COVID-19 en cours. Un ultime report est annoncé en septembre 2021 à la suite d'un problème de coiffe rencontré par le lanceur Ariane 5. La nouvelle date de lancement est désormais fixée à fin décembre 2021^[51].

En octobre 2021, le coût total du télescope spatial est estimé à 9,7 milliards, dont 8,8 milliards US$ pour le développement du télescope (2004-2021) et 861 millions US$ pour les opérations durant les cinq années de la mission primaire (2022-2026). En prenant en compte l'inflation, cela représente environ 10,8 milliards US$ en 2020. Cette somme ne prend pas en compte la participation de l'Agence spatiale européenne (700 millions euros, soit 800 millions US$) ni celle de l'Agence spatiale canadienne (200 millions dollars canadiens, soit 150 millions US$). Cela place le télescope spatial James Webb parmi les projets scientifiques les plus coûteux de l'histoire, proche du Grand collisionneur de hadrons du CERN et du télescope spatial Hubble, son prédécesseur. Bien que le JWST ait fortement gêné les autres projets d'astronomie spatiale, en consommant durant 20 ans le tiers de l'enveloppe allouée à ce domaine à la NASA, pratiquement l'ensemble de la communauté des astronomes estime que l'investissement se justifie. Le télescope Hubble, qui avait à son époque subi des dépassements en coût et en délai du même ordre de grandeur, fait aujourd'hui la quasi unanimité, tant son rôle dans les progrès de l'astronomie, ces trente dernières années, a été important. Le télescope JWST dispose d'atouts lui permettant de contribuer à des percées scientifiques du même ordre^[56].

Déroulement prévu de la mission

Le télescope James Webb doit être lancé par une fusée Ariane 5, depuis la base de Kourou en Guyane française, et être placé, après un transit d'un mois, en orbite autour du point de Lagrange L2 du système Soleil-Terre, situé à 1,5 million de kilomètres de la Terre, du côté opposé au Soleil. À la suite d'une phase de mise en service de 6 mois comprenant un déploiement particulièrement délicat de son bouclier thermique et de ses miroirs, débutera la mission scientifique d'une durée de cinq ans, qui doit permettre de remplir les objectifs assignés au télescope JWST. Le JWST emporte des réserves d'ergols qui doivent lui permettre de rester en fonctionnement pendant au moins dix ans.

Lancement

Fichier:James-Webb-Space-Telescope-Launch-Configuration.png

Schéma 1 : le JWST en position repliée sous la coiffe du lanceur Ariane 5.

Le télescope spatial James Webb est lancé depuis le centre spatial de Kourou en Guyane française par une fusée Ariane 5 ECA^[57]^,^[58]. La campagne de préparation du lancement qui a lieu sur le site a une durée de 55 jours. À l’issue de cette phase, le télescope spatial est placé sous la coiffe du lanceur dont il occupe pratiquement tout le volume intérieur haut de 16,19 mètres pour un diamètre de 4,57 mètres (Schéma 1). La fenêtre de lancement de l'observatoire spatial James Webb comporte peu de contraintes^{[Note 4]} et le lancement peut avoir lieu 270 jours par an. La fenêtre de lancement quotidienne a une durée variable qui peut aller jusqu'à 90 minutes et se situe généralement entre 11h45 et 14h T.U. correspondant à la fin de la matinée/milieu de jour en heure locale^[59]. Le 23 décembre 2021, il est prévu que le JWST soit lancé dans l'espace à compter du 25 décembre 2021 entre 13 heures 20 minutes et 13 heures 52 minutes CET^[58]^,^[60].

Le lancement du télescope spatial James Webb présente des particularités imposées par ses caractéristiques. Pour éviter que d'éventuelles poches d'air résiduelles puissent entraîner le déchirement du fragile bouclier thermique au moment de l'ouverture de la coiffe, les 28 évents, situés dans celle-ci qui assurent une dépressurisation progressive au fur et à mesure de l'ascension du lanceur, ont été modifiés. Plusieurs mesures ont été également prises pour supprimer toute exposition prolongée du miroir primaire au Soleil, chose susceptible de déformer sa structure. Le lancement s'effectue vers midi pour que, durant son ascension, le Soleil illumine le nez du lanceur et, à la séparation du télescope, sa partie arrière. La loi d'orientation du lanceur a été modifiée (contrôle du roulis) pour éviter d'exposer directement les segments du miroir primaire au Soleil et de créer un point chaud. Sinon, le profil de vol diffère peu de celui d'un satellite de télécommunications de grande taille à destination de l'orbite géostationnaire. Le télescope spatial, avec sa masse de 6,2 tonnes, inférieure à la capacité d'injection en orbite de transfert géostationnaire (GTO) d'Ariane 5, peut être facilement placé sur sa trajectoire à destination du point de Lagrange L₂, car celle-ci ne demande qu'un faible surplus de vitesse par rapport à l'orbite GTO. 206 secondes après le décollage, alors que la fusée se trouve à une altitude de 115 kilomètres, les deux moitiés de la coiffe sont larguées et le télescope JWST commence à transmettre des télémesures aux contrôleurs au sol. La séparation du JWST avec le deuxième étage du lanceur intervient à une altitude de 1400 kilomètres environ 30 minutes après le décollage^[61]^,^[62].

Transit vers le point de Lagrange

Schéma 2 : Déroulement du transit du télescope entre la Terre et le point de Lagrange L₂.

L'observatoire spatial entame alors son voyage vers sa destination, le point de Lagrange L₂, distant de 1,5 million de kilomètres de la Terre. Le lanceur a placé le télescope spatial sur une trajectoire qui l'amène directement vers son objectif. Durant ce transit, le télescope spatial est orienté de manière à ce que le bouclier thermique s'interpose entre le Soleil et le miroir primaire, car son exposition entraînerait une déformation de sa géométrie qui serait fatale à la mission. La vitesse communiquée par le lanceur est intentionnellement légèrement trop faible pour que le JWST parvienne jusqu'à son but^{[Note 5]} et une première correction de trajectoire, la plus critique, nécessite de faire fonctionner les petits moteurs-fusées à ergols liquides du JWST durant plusieurs heures. Elle est effectuée entre 12,5 et 20 heures après le lancement. Une deuxième manœuvre est effectuée 2,5 jours après le lancement, juste avant le début du déploiement du bouclier thermique. La dernière est réalisée 29 jours après le lancement et a pour objectif d'insérer le JWST sur une orbite optimale autour du point de Lagrange L₂^[63].

Déploiement du télescope spatial

Pendant le transit qui dure environ un mois, les différentes parties mobiles du télescope (miroir, bouclier thermique, antennes, panneau solaire) sont progressivement déployées (Schéma 2 et Animation). Aucune mission scientifique n'avait jusque là nécessité un enchainement aussi complexe d'opérations de ce type. Dans l'espace les mouvements mécaniques présentent toujours un risque car l'absence de gravité ne permet pas de les reproduire durant les tests effectués sur Terre alors que le comportement des mécanismes est modifié dans l'espace^{[Note 6]}^,^[22]. Aussi cette phase de la mission est elle particulièrement critique. Si elle n'est pas menée à bien elle pourrait entrainer un échec complet. Immédiatement après la séparation du lanceur, les panneaux solaires fournissant l'énergie sont dépliés. Deux heures plus tard, la même manœuvre est effectuée pour l'antenne parabolique qui permet de maintenir une liaison à haut débit avec la Terre. Les autres opérations de déploiement ne débutent que 2,5 jours après le lancement et s'étalent sur plusieurs jours. La première manœuvre consiste à déplier le mât télescopique DTA (Deployable Tower Assembly) qui solidarise le bouclier thermique, d'une part, avec la partie optique et les instruments, d'autre part. Le déploiement de ce mât, constitué de deux tubes télescopiques, permet d'éloigner la partie du JWST qui doit être maintenue à basse température du bouclier thermique. Le bouclier thermique est ensuite déployé : des commandes sont envoyées pour exécuter une séquence d'opérations qui activent 139 vérins, huit moteurs et des milliers d'autres composants dans le but de déplier et tendre les cinq couches du bouclier thermique afin qu'il prenne sa forme finale. Cette opération est effectuée en trois temps : les deux structures servant de support au bouclier thermique pivotent pour former un angle droit avec le miroir primaire, puis les couches du bouclier sont dépliées dans le sens de la largeur et enfin elles sont écartées verticalement les unes des autres. Au cours des jours suivants, les segments latéraux du miroir primaire pivotent pour les aligner avec les segments centraux puis le miroir secondaire prend sa position définitive face au miroir primaire^[64]^,^[65]^,^[66].

Animation : les différentes étapes de déploiement du télescope JWST.

Sur son orbite opérationnelle

Arrivé sur place, l'observatoire spatial s'insère sur une orbite autour du point de Lagrange L₂ (Schéma 3). Désormais le JWST tourne autour du Soleil en maintenant en permanence la Terre entre le Soleil et lui (approximativement). Le plan de son orbite (Schéma 4) est perpendiculaire à l'axe Terre-Soleil et au plan de l'écliptique. Sur cette orbite qu'il parcourt en 6 mois à une vitesse d'environ 1 km/s, sa distance avec le point de Lagrange varie entre 250 000 et 832 000 km, tandis que celle avec la Terre oscille entre 1,5 et 1,8 million km. Son excursion maximale au-dessus du plan de l'écliptique est de 520 000 km. L'orbite est calculée de manière à ce que le télescope spatial ne soit jamais dans l'ombre projetée de la Terre afin d'éviter l'interruption de sa seule source d'énergie (les panneaux solaires). Cette orbite est instable^{[Note 7]} et la pression de radiation exerce un couple asymétrique sur le bouclier thermique qui finit par saturer les roues de réaction chargées de le compenser et qui éloigne le télescope spatial de la Terre. Pour désaturer les roues de réaction et rectifier son orbite le télescope spatial met en œuvre sa propulsion environ tous les 21 jours^[67]^,^[68].

Du lancement à l'installation au point de Lagrange L₂
Schéma 3 : Orbite du télescope spatial JWST : la distance Terre-Soleil n'est pas à l'échelle (150 millions km alors que L₂ est distant de la Terre de 1,5 million de kilomètres).
Schéma 4 : Projection de l'orbite du télescope spatial James Webb (en bleu) sur 3 plans.

Mise en service

La mise en service n'intervient que 6 mois après le lancement, car elle nécessite que l'ensemble optique et les instruments soient descendus à une température compatible avec les observations dans l'infrarouge et soient étalonnés. La température du JWST commence à diminuer graduellement après le lancement. Trois semaines plus tard, la partie du télescope située à l'ombre du bouclier thermique (optique et instruments) atteint sa température cible (40 K). Il faut 100 jours, à compter de la date de lancement, pour que le détecteur de l'instrument MIRI, atteigne sa température nominale (7 K) grâce à son système de refroidissement mécanique^[69].

Une semaine après l'insertion en orbite autour du point de Lagrange L₂, l'instrument NIRCam est suffisamment descendu en température pour pouvoir être utilisé pour l'alignement des miroirs. Les opérateurs s'assurent d'abord que l'image arrive bien jusqu'à la caméra NIRCam. En utilisant un processus de contrôle du front d'onde qui repose sur le système de guidage fin FGS et la caméra NIRCam, les contrôleurs sur Terre alignent l'un après l'autre les segments du miroir primaire et le miroir secondaire grâce aux vérins qui solidarisent ceux-ci avec leur support. Ils ajustent la courbure (miroir primaire) et l'inclinaison des miroirs de manière à ce que l'image qui se forme sur le plan focal du télescope spatial atteigne les performances souhaitées. Commence alors une période de test et d'étalonnage des instruments (MIRI, ...) qui s'achève six mois après le lancement. Le télescope peut alors entamer sa mission scientifique^[70]^,^[71].

Fonctionnement

Schéma 5 : Pointage du télescope spatial James Webb.

Région du ciel observable

L'ensemble du ciel ne peut pas être observé à un instant donné, car il faut impérativement que les détecteurs et l'ensemble optique soient entièrement abrités du rayonnement du Soleil et de la Terre par le bouclier thermique. Le télescope est libre de pivoter de 360° autour de la direction du Soleil, car l'incidence du rayonnement solaire sur le bouclier thermique reste alors inchangée. Par contre, compte tenu de la taille et de la forme du bouclier thermique, l'angle entre celui-ci et la direction du Soleil (élévation solaire) doit être compris entre -5° et 40° (Schéma 5 et Schéma 6). Du fait de cette contrainte, la zone observable à un instant donné représente environ 40 % de la voûte céleste (Hubble 80 %). L'orbite de JWST autour du Soleil lui permet d'effectuer, au cours d'une année, des observations de l'ensemble de la voûte céleste durant au moins 100 jours. Dans la région zodiacale, entre 85 et 90°, l'observation peut être continue (Schéma 7). Les objets célestes plus proches du Soleil que la Terre (Vénus, Mercure, astéroïdes circulant dans cette zone) ne pourront jamais être observés. Le télescope spatial peut également légèrement osciller autour de l'axe du télescope de 3 à 7 degrés selon l'élévation solaire^[72].

Couverture du ciel
Schéma 6 : Limites du champ observationnel. La région zodiacale (A sur le schéma) peut être observée tout au long de l'année.
Schéma 7 :Nombre de jours d'observation en fonction de l'élévation au-dessus de l'écliptique. Si la latitude écliptique de l'objet observé est inférieure à 45° il y a plusieurs périodes d'observation réparties sur l'année sans continuité.

Déroulement des observations

Le centre de contrôle du télescope spatial James Webb est hébergé par le Space Telescope Science Institute (STScI), situé à Baltimore dans le Maryland. Cet organisme est géré par l'AURA (Association of Universities for Research in Astronomy) pour le compte de la NASA. Le STScI est également chargé de sélectionner les observations et de les programmer. Il remplit le même rôle pour le télescope Hubble. Les échanges entre la Terre et le télescope spatial s'effectuent via les grandes antennes paraboliques du réseau Deep Space Network de la NASA situées à Goldstone en Californie, Madrid en Espagne et Canberra en Australie. Les satellites TDRS, la station de Malindi au Kenya et le centre de contrôle de l'ESOC en Allemagne sont également utilisés pour maintenir une liaison permanente avec le télescope spatial^[73]^,^[74].

Les observations sont programmées longtemps à l'avance et sont transmises sous la forme de séquences d'opérations devant se dérouler durant une vingtaine de jours (délai entre deux corrections d'orbite) sans intervention des contrôleurs au sol. Si une observation ne peut être exécutée (difficulté de pointage, ...) l'ordonnanceur du télescope spatial exécute automatiquement l'observation suivante. Le taux de disponibilité attendu (proportion du temps effectivement consacré aux observations) est supérieur à 70%. La séquence d'observations programmée peut être interrompue dans un délai de 48 heures pour étudier un événement astronomique inattendu tel que l'apparition d'une supernova, un sursaut gamma ou une collision entre deux corps célestes dans le système solaire^[75]. Les données scientifiques recueillies par les détecteurs sont enregistrées de manière non destructive dans la mémoire de masse toutes les 20 à 200 secondes pour limiter les pertes de données éventuelles dues aux rayons cosmiques (le temps d'exposition peut être beaucoup plus long et au niveau du point de Lagrange L2 le taux de corruption des pixels est de 5 à 10% sur une période de 1000 secondes). Les commandes sont transmises par le centre de contrôle en bande S tandis que les données sont transmises en bande Ka. Il est prévu de transmettre jusqu'à 232 gigaoctets de données par jour (capacité de la mémoire de masse) au cours de sessions de communication quotidienne d'une durée de 3 heures^[76]

La précision du pointage du télescope exigée pour effectuer une observation dépend de l'instrument utilisé. Elle est comprise entre 5 à 7 secondes d'arc et 5 millisecondes d'arc. Le pointage s'appuie sur des étoiles guides qui sont sélectionnées dans une région proche de celle observée et qui figurent dans le catalogue de l'instrument FGS. Ce dernier est chargé de localiser et maintenir le télescope pointé vers sa cible en mesurant en permanence la position des étoiles guides et en fournissant, en cas d'écart, des instructions au système de contrôle d'attitude. Ce dernier utilise les roues de réaction pour corriger les erreurs de pointage^[77]. La précision du pointage est de 0,10 seconde d'arc et la stabilité de pointage est comprise entre 6,2 et 6,7 millisecondes d'arc (selon l'instrument) pour un temps de pose de 1000 secondes^[78].

Corrections orbitales

Contrairement aux observatoires terrestres qui sont confrontés aux perturbations de l'atmosphère et aux déformations découlant de la gravité, le télescope James Webb n'est affecté que par de faibles variations de température qui ne nécessitent que des corrections espacées. Tous les deux jours, le front d'ondes est vérifié à l'aide de l'instrument NIRCam. Les ajustements des miroirs nécessaires pour prendre en compte leurs déformations seront effectués toutes les deux semaines tout au plus et ne devraient pas mobiliser plus de 1 à 2 % du temps d'observation^[79].

Archivage des données

L'ensemble des données collectées par le JWST sont stockées dans le Mikulski Archive for Space Telescopes (MAST) qui les met à disposition des chercheurs et du public. Ce système archive les données astronomiques collectées dans l'ultraviolet, le visible et le proche infrarouge par les observatoires terrestres et spatiaux gérés par la NASA (Pan-STARRS, Kepler, TESS, Hubble)^[80].

Processus de sélection des observations

Le Space Telescope Science Institute a pour mission de gérer le fonctionnement du télescope en orbite, d'évaluer, sélectionner et programmer les observations, de collecter les données, de les distribuer et de les archiver^[80]. Comme pour les autres grands observatoires spatiaux de la NASA, 10 % du temps d'observations sur la durée de vie de l'instrument est alloué aux astronomes ayant participé à la réalisation des instruments (Guaranteed Time Observer ou GTO) soit 4 020 heures pour les trois premiers cycles d'observation s'étalant sur 30 mois. Sur la même période, 10 % du temps d'observation reste à la discrétion du STScI (Director’s Discretionary Time ou DD), tandis que 80 % du temps est alloué aux astronomes du monde entier (Guest Observer ou GO). Ces derniers, pour pouvoir utiliser le télescope, soumettent leurs propositions d'observation à un comité composé de 200 astronomes ainsi que des représentants des agences spatiales impliquées dans le développement du JWST. Le comité sélectionne les propositions les plus pertinentes, compte tenu des objectifs généraux de la mission. Les observations du premier cycle annuel devront s'inscrire dans les objectifs du Early Release Science Program défini pour obtenir rapidement le plus grand retour scientifique possible et mesurer précisément les capacités des instruments. La proportion de temps allouée au GTO sera plus importante pour ce premier cycle (entre 25 et 49 %)^[81]^,^[82].

Pour le premier cycle d'observations (juin 2022-juin 2023) 6000 heures étaient proposées à des astronomes du monde entier (3500 heures d'observations de courte durée, 1500 heures de durée moyenne et 1000 heures de durée longue+réserves). Sur les 1084 propositions, 266 ont été sélectionnées dont 89 émanant de pays européens^{[Note 8]} et 10 du Canada (le pays est celui du proposant principal de l'observation). 70% des observations relèvent de la spectroscopie et 30% de l'imagerie (l'inverse de Hubble). Le temps d'observation se répartit entre les instruments de la manière suivante : NIRSpec (40,8%), MIRI (28,1%), NIRCAM (24,4%) et NIRISS (6,7%). Le thème des observations reflète à peu près les objectifs assignés au télescope : étude des galaxies et du milieu intergalactique (32%), exoplanètes et disques protoplanétaires (23%), physique stellaire (12%), population stellaire et milieu interstellaire (11%), trous noirs supermassifs (9%), structure à grande échelle de l'univers (7%), système solaire (6%)^[83]^,^[84].

Durée de vie

Pour répondre aux objectifs scientifiques JWST a été conçu pour fonctionner durant au moins cinq ans et demi. Contrairement à des observatoires infrarouges qui l'ont précédé, comme Herschel, cette durée de vie n'est pas limitée par la quantité de liquide cryogénique disponible, car ses détecteurs qui n'ont pas besoin d'être refroidis à des températures proches de 0 K sont refroidis mécaniquement (pour MIRI) ou de manière passive. Les seuls facteurs limitatifs sont l'usure des composants électroniques ou mécaniques et surtout l'épuisement des ergols utilisés pour maintenir le télescope sur son orbite, car celle-ci n'est pas complètement stable. JWST emporte suffisamment d'ergols pour se maintenir sur son orbite durant au moins 10 ans^[85]. Comme la plupart des télescopes spatiaux, mais contrairement au télescope spatial Hubble (jusqu'au retrait de la navette spatiale américaine), JWST ne peut être réparé et ses instruments ne peuvent être remplacés, car son éloignement empêche toute intervention humaine.

Caractéristiques techniques détaillées

Le télescope spatial James Webb une fois en orbite est haut de 8 mètres pour 21,2 mètres de long et 14,2 mètres de large^[86]. Sa masse au lancement est d'environ 6 173 kilogrammes^[87]. Il comprend quatre sous-ensembles répartis entre "côté chaud" et "côté froid" (Schéma 1) :

la plateforme (ou bus), situé "côté chaud", regroupe toutes les fonctions de support : contrôle et maintien de l'orbite, alimentation électrique, stockage des données collectées par les instruments et communications avec la Terre et entre les équipements de l'observatoire ;
le bouclier thermique sépare le "côté chaud" du "côté froid". Son rôle est de protéger les parties les plus sensibles du télescope (optique et instruments) du rayonnement infrarouge en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune, ainsi que de la plateforme ;
la partie optique du télescope OTE (Optical Telescope Element), située "côté froid", collecte le rayonnement des astres à l'aide de plusieurs miroirs et le renvoie vers les instruments scientifiques ;
les quatre instruments rassemblés dans le module ISIM (Integrated Science Instrument Module), également placé "côté froid", analysent le rayonnement collecté et produisent des images et des spectres électromagnétiques.

Plateforme

La plateforme de l'observatoire James Webb rassemble les équipements qui servent de support pour le fonctionnement du télescope spatial. Elle est fixée sur la face éclairée du bouclier thermique près du centre de masse de l'engin spatial. Elle contient beaucoup d'électronique qui génère de la chaleur. C'est pour cette raison qu'elle a été fixée du "coté chaud" du bouclier thermique. La plateforme a la forme d'un parallélépipède de 3,5 × 3,5 mètres de côté et environ 1,5 mètre de haut (Schéma 2). Sa partie centrale est occupée par une structure conique réalisée en plastique à renfort fibre de carbone de 2,5 mètres de diamètre à la base qui est fixée à la fusée et qui durant le lancement supporte le poids du bouclier thermique et de la partie optique. À la base de la plateforme (à l'opposé du bouclier thermique) se trouve le système de propulsion principal du télescope spatial. Les antennes sont fixées sous ce modules tandis que les radiateurs et les panneaux solaires sont fixés sur les côtés^[88].

Les principaux sous-systèmes de la plateforme sont^[89]^,^[90] :

Le système de production d'énergie électrique qui repose sur des panneaux solaires fixes. Ceux-ci forment une aile de 5,9 mètres de long fixée sur la plateforme en formant un angle de 20° par rapport au plan du bouclier thermique. Les panneaux solaires, qui sont en permanence illuminés, produisent au minimum 2 000 watts tout au long de la vie du télescope spatial.
Le système de contrôle d'attitude maintient le pointage du télescope avec une précision de 0,01 µrad par rapport à la position de référence fournie par le FGS. Pour agir sur l'orientation, il utilise six roues de réaction (dont deux de secours) qui, lorsqu'elles sont saturées, sont déchargées par de petits moteurs-fusées. La détermination de l'orientation et des mouvements est fournie par deux viseurs d'étoiles, des capteurs solaires et des gyroscopes^[91].
Le système de télécommunications transmet les données recueillies par les instruments et les télémesures informant le contrôle au sol de l'état du télescope spatiale (liaison montante). En retour, il reçoit les instructions des contrôleurs. Les échanges se font via une antenne parabolique grand gain de 60 centimètres de diamètre fonctionnant en bande Ka et une antenne moyen gain de 20 centimètres de diamètre fonctionnant en bande S. Toutes deux sont fixées sur une plateforme commune orientable. La largeur du faisceau émis par l'antenne grand gain est à peu près de la taille de la surface de la Terre à réception, aussi le pointage de l'antenne doit être régulièrement modifié au fur et à mesure des déplacements de JWST autour du point de Lagrange. Pour que les vibrations produites par les mouvements de l'antenne ne perturbent pas les observations, ces ajustements sont réalisés durant une pause aménagée dans les observations toutes les 10 000 secondes. L'antenne moyen gain permet de transférer les télémesures avec un débit minimum de 40 kilobits par seconde vers n'importe quelle station terrienne visible. L'antenne grand gain est utilisée pour transmettre les données scientifiques avec un débit par défaut de 3,5 mégaoctets par seconde. En cas de passage en mode survie les échanges se font via deux antennes omnidirectionnelles^[92].
Le système de gestion des données et des commandes (C&DH), qui repose sur un ordinateur embarqué, reçoit et interprète les opérations à effectuer, les rediffuse, collecte et stocke les données scientifiques avant de les transmettre vers la Terre. En attendant leur transmission les données sont stockées dans une mémoire de masse de type enregistreur à semi-conducteurs (SSR) d'une capacité de 65 gigaoctets^[93].
Le télescope spatial dispose de deux systèmes de propulsion. Deux paires redondantes de moteurs-fusées à ergols liquide SCAT (Secondary Combustion Augmented Thrusters) ayant une poussée de 22 newtons de poussée (2,2 kilogrammes) sont utilisés pour les corrections d'orbite. Ils brûlent des ergols hypergoliques (hydrazine et peroxyde d'azote). Huit paires de moteurs-fusées à ergols liquides MRE (mono-propellant rocket engine) monoergol (hydrazine) de poussée plus faible (4,4 newtons) sont utilisés pour contrôler l'orientation du télescope et désaturer les roues de réaction. 301 kg d'hydrazine et 133 kg de peroxyde d'azote, qui permettent au minimum 10,5 années de fonctionnement, sont stockés dans des réservoirs logés dans la plateforme. De l'hélium est également embarqué pour pressuriser les ergols avant leur injection dans les moteurs-fusées^[94]^,^[95]^,^[96].
Le système de contrôle thermique qui maintient l'ensemble de la plateforme dans la plage de température prévue grâce à des isolants multi-couches et quatre radiateurs déployés en orbite de part et d'autre de la plateforme.
Enfin la plateforme héberge également trois des quatre étages du réfrigérateur qui maintient le détecteur de l'instrument MRI à la température de 7 K. Cet équipement a été placé "côté chaud", car il est lui-même générateur de chaleur.

*Schéma 3* : La plateforme est située du côté éclairé du pare-soleil (E) à l'opposé de l'ensemble optique du télescope (F). Elle comprend notamment des panneaux solaires (B), une antenne grand gain (C), des viseurs d'étoiles (D), des radiateurs permettant de dissiper la chaleur dégagée par l'électronique (E). Le panneau (A) permet de stabiliser l'engin spatial.

Bouclier thermique

Le bouclier thermique est une structure ayant la forme d'un hexagone allongé de 22 mètres de long pour une largeur de 12 mètres. Son rôle est d'isoler la partie optique et les instruments des flux thermiques en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune. Alors que sa face tournée vers le Soleil est portée à une température de 300 K, il maintient la partie optique et les instruments scientifiques sans aucun dispositif de réfrigération actif à la température de 40 K nécessaires au fonctionnement des détecteurs infrarouge et à la stabilité géométrique du télescope. Sur les 200 000 watts d'énergie reçues, le bouclier thermique ne laisse passer que 1 watt^[97]. Le bouclier thermique est constitué de six couches de polymère métallisé. Un ensemble de poutrelles et de câbles permet son déploiement une fois le télescope en orbite. Il divise le télescope spatial en deux parties : la partie chaude, exposée en permanence au rayonnement en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune, est portée à une température de 125 °C. La partie froide est maintenue grâce au bouclier à une température de −235 °C. Du côté de la partie chaude se trouve la plate-forme contenant les servitudes du télescope (télécommunications, contrôle d'attitude, système propulsif…) qui est elle-même une source d'infrarouge. Située sur l'autre face du bouclier thermique, la partie froide comprend le télescope et les instruments scientifiques. Les détecteurs des instruments sont maintenus à une température encore plus basse : pour les détecteurs de l'instrument MIRI grâce à un système de réfrigération mécanique qui abaisse leur température à 7 K (–266 °C) et pour les détecteurs des autres instruments grâce à des dispositifs passifs qui maintiennent leur température à 39 K (−234 °C)^[98].

Le bouclier thermique est constitué de cinq couches de matériau espacées qui réfléchissent la chaleur dans l'espace (Schéma 4). Le matériau utilisé est d'une extrême minceur pour limiter sa masse : 0,05 millimètre pour la couche tournée vers le Soleil et 0,258 millimètre pour les autres. En allant de la couche externe vers la couche interne, chaque couche est plus froide que la précédente. Le tissu utilisé est un polyimide de type kapton qui reste stable dans une très large plage de températures (entre −269 °C et +452 °C). Toutes les couches reçoivent un revêtement d'aluminium de 100 micromètres d'épaisseur chargé de réfléchir le flux thermique. Les deux couches les plus chaudes reçoivent en plus un revêtement de silicium de 50 micromètres qui permet aux charges électriques de circuler (mise à la masse du bouclier thermique). La taille et la position du bouclier thermique est calculée de manière à ce que seule la couche la plus interne soit visible par le télescope, quelle que soit la partie du ciel observée par ce dernier (dans la limite de la région du ciel définie comme observable, compte tenu des contraintes thermiques)^[98].

*Schéma 4* : Fonctionnement du bouclier thermique du télescope spatial JWST.

Partie optique

La partie optique OTE (Optical Telescope Element) est constituée d'un système anastigmatique à trois miroirs d’une focale de 131,40 m pour une ouverture de f/20 (Schéma 5). Ce type de télescope utilise trois miroirs courbes qui permettent de disposer d'un large champ de vue en minimisant les principales aberrations optiques. L'optique est composée d'un miroir primaire de 6,5 mètres de diamètre, d'un miroir secondaire de 74 centimètres de diamètre et d'un miroir tertiaire. La partie optique comprend également (Schéma 5) les structures supportant les miroirs et un système de régulation thermique comprennant des radiateurs^[99].

Miroir primaire

Le miroir primaire est de type segmenté, d'un diamètre de 6,5 m environ (au lancement du projet, il avait été prévu qu'il fasse 8 m^[100]) et d'une masse de 705 kg. Le miroir a un peu moins de trois fois le diamètre du télescope Hubble (2,4 m) et sa surface collectrice est de 25 m² (Hubble 4,525 m²). Trop grand pour pouvoir tenir sous la coiffe du lanceur, il est composé en 18 éléments hexagonaux de 1,3 mètre de large qui permettent de le replier en trois parties pour le lancement, puis de le déployer une fois dans l'espace. Les segments du miroir primaire sont fixés à une structure rigide réalisée en matériau composite au carbone. Chaque segment est réalisé en béryllium qui est idéal pour cet emploi. Le béryllium a été retenu parce que c'est un métal résistant, léger et dont le coefficient de dilatation thermique est extrêmement faible aux températures rencontrées dans l'espace (entre 30 et 80 K). Il a été utilisé avec succès par les télescopes spatiaux infrarouges Spitzer et IRAS. Le miroir en béryllium a une épaisseur de 1 mm, ce qui permet de limiter la masse totale du miroir primaire à 705 kg contre 1 t pour le miroir en verre de Hubble. Chaque segment a une masse de 20 kilogrammes (40 kilogrammes avec les actionneurs). Chaque segment est fabriqué de manière à ce qu'il prenne la forme souhaitée une fois dans l'espace et soumis à une température de 40 K^[101]^,^[102].

Chaque segment comporte six actionneurs (Schéma 7) permettent d'ajuster sa position et son orientation et un septième permettant de modifier son rayon de courbure^[103]. La structure qui porte le miroir primaire sert également de support pour le module ISIM contenant les instruments, ce qui représente une masse totale de 2 400 kg. Afin de maintenir la précision de la courbure du miroir primaire, qui a un impact direct sur la résolution du télescope, elle est conçue pour ne pas se déformer de plus de 32 nanomètres à une température de −240 °C^[104].

Segment de miroir
Revers d'un segment de miroir en béryllium avant traitement et installation des actionneurs.
Schéma 7 : Schéma des actionneurs fixés sur le revers d'un segment de miroir qui permettent d'ajuster sa forme et sa position.

La surface du miroir primaire, comme celle des autres miroirs de JWST, est recouverte d'une mince couche d'or (épaisseur de 100 nm, soit 48,25 g pour l'ensemble du miroir). L'or présente la propriété de réfléchir de manière optimale la partie du spectre électromagnétique observée par les instruments de JWST : le rouge du spectre visible et l'infrarouge invisible à nos yeux. En revanche, il réfléchit très mal le bleu du spectre visible. La couche d'or très fragile est à son tour recouverte d'une mince couche de verre. C'est l'or qui donne sa couleur à la surface des miroirs^[105].

La surface du miroir primaire, 5,5 fois plus importante que celle de Hubble, permet au télescope de collecter neuf fois plus vite une image que son prédécesseur. Le pouvoir de résolution du télescope atteint 0,1 seconde d'arc dans le domaine infrarouge (0,6 à 27 micromètres de longueur d'onde). Contrairement à Hubble, il ne permet pas d'observer le spectre lumineux dans l'ultraviolet et le visible^[106].

Miroir secondaire

Le miroir secondaire, d'un diamètre de 0,74 mètre, concentre la lumière du miroir primaire et la renvoie vers le miroir tertiaire. Il est suspendu au-dessus du miroir primaire par une structure en forme de trépied. L'orientation du miroir réalisé en béryllium peut être ajustée à l'aide d'actionneurs selon six degrés de liberté^[107].

Autres éléments de la partie optique

Le reste de la partie optique (after optics) comprend le miroir tertiaire fixe et un miroir de pointage fin (FSM) mobile. Le miroir tertiaire est un miroir concave asphérique de forme allongée (0,73 x 0,52 m). Il renvoie le rayonnement collecté vers le FSM, tout en corrigeant les aberrations, de manière à fournir une image de qualité sur l'ensemble du champ de vue. Le FSM est un miroir plat qui permet de stabiliser l'image durant les observations scientifiques. Sa position est constamment ajustée dans deux dimensions pour contrer les mouvements du télescope détectés par le système de contrôle d'attitude. Un masque en bordure du FSM réduit le rayonnement parasite^[107].

Détail de la partie optique
Installation des segments du miroir primaire sur la structure lui servant de support.
Inspection d'un des segments du miroir primaire.

Instruments

Le télescope est équipé de trois instruments principaux et d'un instrument secondaire, qui sont assemblés dans une structure fixée à l'arrière du support du miroir primaire et forment l'ISIM (Integrated Science Instrument Module). L'Integrated Science Instrument Module (ISIM) comprend également, à une certaine distance des instruments, des radiateurs qui évacuent la chaleur des instruments pour maintenir leur température basse, des équipements électroniques permettant de contrôler les instruments, un système de contrôle et de gestion des données propres à l'ISIM, l'ICDH (ISIM Command and Data Handling), ainsi que le refroidisseur cryogénique mécanique utilisé pour abaisser la température de l'instrument Mid InfraRed Instrument (MIRI)^[108].

Caméra NIRCam

NIRCam (Near-InfraRed Camera, en français « caméra pour l'infrarouge proche ») est une caméra grand champ fonctionnant dans l'infrarouge proche de 0,6 à 5 µm. La caméra comporte deux sous-ensembles pratiquement identiques qui couvrent des portions de ciel adjacentes séparées de 44 secondes d'arc. Le champ optique de chacun de ces modules est de 2,2 × 2,2 minutes d'arc. Un des deux instruments couvre les longueurs d'onde comprises entre 0,6 et 2,3 µm (ondes courtes), l'autre entre 2,4 et 5 µm. La lumière de l'instrument à ondes courtes arrive sur quatre détecteurs (2×2) de 2 040 × 2 040 pixels chacun, tandis que celle du deuxième instrument arrive sur un détecteur unique de 2 040 × 2 040 pixels. La résolution est de 0,032 seconde d'arc par pixel pour le premier ensemble de détecteurs et de 0,065 seconde d'arc pour le second. Des filtres permettent de sélectionner des longueurs d'onde particulières. L'instrument à ondes courtes dispose de cinq filtres sélectionnant des bandes larges (R ~ 4), quatre moyennes (R~10) et trois étroites (R~100). Le deuxième instrument comporte trois filtres larges, huit moyens et quatre étroits. L'instrument dispose d'un mode coronographie pour pouvoir réaliser des images d'objets très peu lumineux, proches de sources très brillantes, comme les exoplanètes ou les disques de débris. L'instrument peut également effectuer sur des surfaces réduites des prises d'images rapides, ainsi que de la spectroscopie sans fente sur la bande spectrale 2,4–5 μm avec une résolution R~1700. NIRCam est développé par une équipe de l'Université de l'Arizona et le Centre de Technologie Avancée de Lockheed Martin^[109].

NIRCam
Chemin optique de NIRCam
Gros plan sur l'optique de NIRCam.
Détecteur du plan focal de NIRCam.

Spectromètre NIRSpec

NIRSpec (Near-InfraRed Sprectrometer, en français « spectromètre pour l'infrarouge proche ») est un spectromètre multi-objets fonctionnant dans le proche infrarouge de 0,6 à 5,3 µm. Il est optimisé pour l'observation de galaxies très lointaines, peu lumineuses, et de nombreuses sources compactes.

Trois modes d'observation sont disponibles^[110] :

NIRSpec dispose d'un mode multi-objets grâce à une matrice de micro-obturateurs programmables (Micro-Shutter Assembly MSA) qui permet de réaliser simultanément le spectre de 100 objets sélectionnés dans un champ de 3,6 × 3,6 minutes d'arc. Chaque objet est observé via une ouverture correspondant à un champ de 0,20 × 0,45 seconde d'arc. La résolution spectrale peut être de 100, 1 000 ou 2 700 ;
spectroscopie à fente. Ce mode reste disponible lorsque le Micro Shutter Assembly (MSA) est utilisé (pas de superposition). L'instrument dispose d'une fente de 0,4″ × 3,8″, de trois fentes de 0,2″ × 3,3″ et d'une ouverture large de 1,6″ × 1,6″. La résolution spectrale peut être de 100, 1 000 ou 2 700 ;
spectroscopie à « intégrale de champ » sur un champ de vue de 3 × 3 secondes d'arc. La résolution spectrale peut être de 100, 1000 ou 2700. Le champ est découpé en 30 images de 0,1 × 3 secondes d'arc. L'ouverture correspondante est obturée lorsque ce mode n'est pas utilisé.

Pour éviter la confusion qui pourrait être générée par le recouvrement des spectres, la bande spectrale observable (0,6 à 5,3 µm) est divisée en trois sous-bandes, sélectionnées par un filtre, qui doivent être observées séparément.

D'un point de vue technique NIRSpec comprend 14 miroirs, ainsi qu'un jeu de huit filtres et de sept éléments dispersifs interchangeables. Le flux lumineux traverse un premier filtre qui permet soit de sélectionner la bande spectrale qui doit être observée (>0,7 μm, >1 μm, >1,7 μm, >2,9 μm), soit d'effectuer des opérations de pointage vers la cible, ou encore d'effectuer des opérations d'étalonnage (filtre clair ou opaque). Après avoir traversé les fentes ou la matrice MSA, le rayonnement passe par une optique diffractive qui est sélectionnée en fonction de la longueur d'onde et de la résolution spectrale qu'on souhaite privilégier^[110]. Le plan focal contient deux photodétecteurs infrarouge au tellurure de mercure-cadmium de 2 048 × 2 048 pixels, sensibles aux longueurs d'onde de 0,6 à 5 µm et développés par Teledyne Imaging Sensors^[111]. Ils sont séparés par un intervalle de 17,8 secondes d'arc qui entraîne un trou dans le spectre (celui-ci s'étale sur les deux détecteurs). L'instrument NIRSpec, qui mesure 1,9 mètre dans sa plus grande dimension, a une masse de 200 kg^[110].

La matrice MSA permet de réaliser le spectre d'une centaine d'objets en parallèle. À gauche une image du ciel vers Ω Cen est projetée sur la matrice MSA. La vue de droite montre une petite partie de la matrice. En fonction de leur position dans la grille (centrage), un spectre peut être obtenu (vert) ou non (rouge). Les cases orange correspondent à des obturateurs qui n'ont pas répondu aux commandes.

La matrice MSA est constituée d'une grille formée de quatre quadrants subdivisés chacun en 365 cellules sur l'axe x (sens de la dispersion spectrale) et 171 cellules dans le sens y, soit 248 000 cellules en tout (62 000 par quadrant). Chaque cellule, qui mesure 100 × 200 μm (l'épaisseur de quelques cheveux), est obturée à l'aide d'une porte mobile. Deux électrodes sont fixées, d'une part, à la porte obturant la cellule et, d'autre part, à la cloison sur laquelle celle-ci peut être rabattue. En appliquant une charge de sens contraire aux deux électrodes d'une cellule donnée, on déclenche son ouverture. Un bras aimanté mobile permet d'agir sur l'ensemble des portes. Ces microsystèmes utilisent la technologie des MEMS. Une des limitations du MSA est qu'une seule étoile peut être observée sur chaque rangée parallèle à l'axe des x, car son spectre utilise toute la largeur du détecteur. L'étoile doit par ailleurs être centrée dans la cellule. Pour observer l'ensemble des étoiles d'une zone donnée, il faut donc effectuer plusieurs observations précédées à chaque fois d'une modification du pointage du télescope^[112]^,^[113].

NIRSpec est fourni par l'Agence spatiale européenne et son développement est supervisé par le Centre européen de technologie spatiale (ESTEC) aux Pays-Bas. Le fournisseur principal est l'établissement d'Airbus Defence and Space à Ottobrunn, Allemagne. Les détecteurs et le système de micro-obturateurs sont fournis par le Centre spatial Goddard de la NASA^[114].

Matrice de micro-obturateurs MSA
La matrice de micro obturateurs Micro Shutter Assembly (MSA). A : Zone active - B : Fenêtre pour spectroscopie à intégrale de champ - C : fentes fixes - D : Direction de la dispersion spectrale - E : Bras aimanté mobile - F : 365 (rangées) électrodes (tension +V2) fixées sur la paroi verticale du côté de l'aimant - G : Barre de torsion (charnière) - H : 171 (colonnes) électrodes (tension -v1) fixées sur les obturateurs côté détecteur.
Conception des micro obturateurs du MSA (Micro Shutter Assembly) : A : Bandes magnétiques fixées au-dessus des obturateurs (dans le sens des colonnes) - B : Charnière et barre de torsion - C : Électrode de la cloison (dans le sens des rangées) - D : Direction du rayonnement infrarouge - E : Sens de déplacement du bras aimanté pour programmer et relâcher les obturateurs - F : Sens de déplacement du bras aimanté pour ouvrir et verrouiller les obturateurs M : Bras aimanté mobile.

Caméra / spectromètre MIRI

MIRI (en anglais Mid InfraRed Instrument, « instrument pour l'infrarouge moyen ») est un spectro-imageur comportant une caméra (MIRIM) et un spectromètre (MRS) qui fonctionne dans l'infrarouge moyen (5 à 28 µm). L'instrument doit permettre notamment de réaliser des photos et des spectres de jeunes exoplanètes et de leur atmosphère, d'identifier et caractériser les premières galaxies de l'Univers et d'analyser les poussières chaudes et les gaz moléculaires des jeunes étoiles et des disques protoplanétaires. Quatre modes d'observation sont possibles^[115] :

réalisation d'images à travers dix filtres. La résolution de MIRI est de 0,11 seconde d’arc par pixel, pour un champ maximum de 74 × 113 secondes d’arc. Plusieurs champs plus petits seront aussi disponibles (7 × 7, 14,1 × 14,1, 28,2 × 28,2, 56,3 × 56,3 secondes d’arc) pour permettre un temps d'exposition court (prise d'images d'objets lumineux ou environnement lumineux) ;
coronographie : son rôle est d’atténuer ou de supprimer le flux d’un objet très brillant (une étoile, par exemple) afin d’observer son environnement proche peu lumineux (une exoplanète, par exemple). Dans ce mode d'observation, le champ de vue est de 15 × 15 secondes d'arc et la résolution angulaire est de 0,11 seconde d'arc. Les coronographes comprennent trois masques de phase monochromatiques de type 4QPM (Four-Quadrant Phase Masks) et d’un masque de Lyot. Les trois masques de phase fonctionnent à 10,65 µm, 11,4 µm et 15,5 µm respectivement, alors que le masque de Lyot fonctionne à 23 µm. La séparation angulaire entre une étoile et son système planétaire étant très petite, l’utilisation de coronographes classiques à pastille de Lyot n’est pas adaptée. Une nouvelle génération de coronographes de phase à quatre quadrants, dits 4QPM, a été mise au point par le LESIA^{[Note 9]};
spectroscopie à basse résolution (résolution spectrale de 100) entre 5 et 11 µm ;
spectroscopie à « intégrale de champ » sur un champ de 3 × 3 secondes d'arc avec une résolution spectrale d'environ 1 500.

L'instrument Mid InfraRed Instrument (MIRI) est fourni par l'Agence spatiale européenne. Il est construit par un consortium de laboratoires de dix pays européens, coordonnés par l'Observatoire d'Édimbourg en Écosse. MIRI est constitué de deux parties distinctes. Le premier sous-ensemble, l'imageur/coronographes/spectro-basse-résolution appelé MIRIM, développé et réalisé sous l'égide du CNES en France par le Département d'Astrophysique du CEA-Saclay, avec la participation du LESIA (Observatoire de Paris), de l'Institut d'astrophysique spatiale (IAS) et du Laboratoire d'astrophysique de Marseille (LAM). Le deuxième sous-ensemble, le spectrographe de résolution moyenne, doté d'une fonctionnalité à Intégrale de Champs (IFU), appelé MRS, construit par le Laboratoire Rutherford Appleton (RAL) sous l’égide du Science and Technology Facilities Council (STFC) anglais. Le RAL assure l'intégration de tous les composants de l'instrument et des tests^[116].

MIRI comprend trois détecteurs, chacun d'un million de pixels : un pour l'imageur MIRIM et deux pour le spectromètre MRS. Ces détecteurs sont identiques dans leur conception. Ce sont des puces dopées à l'arsenic, comportant chacune 1 024 × 1 024 pixels. Dans les longueurs d'onde observées, le détecteur est particulièrement sensible aux émissions thermiques du télescope et la température de 40 K du télescope est insuffisante. Pour pouvoir fonctionner il est refroidi à 7 kelvins par un cryo-refroidisseur mécanique particulièrement performant, développé sous la supervision du Jet Propulsion Laboratory (JPL). Celui-ci refroidit de l'hélium en quatre étapes en utilisant, pour les trois premières, des tubes à pulsation échangeant la chaleur par thermoacoustique. Les trois premiers étages du réfrigérateur sont logés dans la plateforme (du côté chaud du télescope spatial). Une conduite, longue de 10 mètres et de 2 millimètres de diamètre, amène le fluide, dont la température a été abaissée à 18 K, dans l'enceinte de l'instrument MIRI. Là, la température de l'hélium est encore abaissée par effet Joule-Thomson à 6 K. Le développement de cet équipement a nécessité de surmonter deux problèmes : supprimer la génération de vibrations par les pompes utilisées pour compresser le gaz et préserver la température de l'hélium dans la longue conduite l'amenant jusqu'aux détecteurs de l'instrument^[117].

Imageur proche infrarouge NIRISS

NIRISS (Near Infrared Imager and Slitless Spectrograph) est un instrument secondaire associé au système de guidage fin FGS (Fine Guidance System), mais indépendant de celui-ci. Il s'agit d'un spectro-imageur permettant de réaliser des spectres grand champ dans la bande 1 à 2,5 micromètres avec une résolution spectrale R ~150, des spectres sur un seul objet dans la bande 0,6 à 2,8 micromètres à l'aide d'un grisme avec une résolution spectrale R ~700. Il permet également d'effectuer des spectres par interférométrie en utilisant un masque non redondant (NRM) dans la bande spectrale allant de 3 à 4,8 micromètres. L'instrument permet également de réaliser des images sur un spectre large (1 à 5 micromètres) et un champ optique de 2,2 × 2,2 minutes d'arc. L'instrument comporte deux jeux de filtres permettant de sélectionner des bandes spectrales étroites. Le rayonnement arrive au plan focal sur un détecteur au tellurure de mercure-cadmium comportant 2 048 × 2 048 pixels. L'instrument est fourni par l'Agence spatiale canadienne. Le constructeur principal est Honeywell (autrefois COM DEV)^[118]^,^[119]^,^[120].

Autres instruments de la charge utile : système de guidage fin FGS

Le FGS (Fine Guidance System) est un système de guidage fin qui remplit trois fonctions^[121] :

fournir des images de tout le champ du télescope, dans le but de trouver la région du ciel qui doit être étudiée au début d'une nouvelle campagne d'observation ;
identifier, dans la région visualisée par le télescope, une étoile guide figurant au catalogue enregistré dans sa mémoire. Une fois l'étoile guide identifiée, celle-ci est centrée dans une fenêtre de 8 × 8 pixels, puis l'orientation du télescope est modifiée pour positionner l'étoile guide dans une zone de la fenêtre pré-spécifiée, de manière à ce que la portion du ciel observée soit dans l'alignement de l'axe du télescope ;
fournir au système de contrôle d'attitude des mesures permettant de maintenir le pointage du télescope spatial vers l'étoile guide, avec une précision de 1 milliseconde d'arc, en effectuant une prise d'image 16 fois par seconde.

Sur le plan technique, le FGS est constitué d'un premier miroir dérivant le rayonnement incident (POM pick-off mirror) et d'un ensemble de trois miroirs (three-mirror assembly) collimatant ce rayonnement vers un miroir qui focalise celui-ci sur un détecteur situé dans le plan focal. Celui-ci comporte un photodétecteur infrarouge au tellurure de mercure-cadmium de 2 048 × 2 048 pixels, sensible aux longueurs d'ondes de 0,6 à 5 µm. Sa sensibilité est de 58 µJy (microjansky) pour une longueur d'onde de 1,25 µm. L'instrument est dépourvu d'obturateur et de filtre optique. Le FGS est fourni par l'Agence spatiale canadienne. Son constructeur principal est Honeywell (autrefois COM DEV)^[119]^,^[121]^,^[122].

L'instrument FGS
Localisation du FGS et chemin optique.
Le FGS en cours d'assemblage.

Vidéos

Préparatifs du lancement
Le télescope spatial quitte les locaux de son constructeur Northrop Grumman situés en Californie.
Arrivée à Kourou.
Déballage en salle blanche.
Chargement des ergols.

Assemblage et tests
Test dans la chambre à vide du centre spatial Lyndon Johnson.
Test du déploiement du bouclier thermique.

Notes et références

Notes

↑ À l'époque c'était la date envisagée de fin de vie de Hubble qui est placé en orbite en 1990.
↑ Les raisons de ce choix sont en fait complexes. Il y a d'abord la fiabilité démontrée de l'Ariane 5 pour ce type de mission. L'Ariane 5 était à l'époque de sa sélection le seul lanceur répondant au cahier des charges. Cette décision permet à l'Agence spatiale européenne de prendre en charge une partie du cout du projet sachant que le cœur du télescope spatial (bouclier thermique, miroirs, plateforme/bus) ne pouvait lui être confié, pour des raisons stratégiques et de capacité technologique. Par ailleurs le choix du lanceur, effectué très tot, est difficilement modifiable car le télescope avait été conçu pour coller aux caractéristiques vibratoires et acoustiques ainsi qu'au profil de vol de l'Ariane 5 et toute modification ultérieure aurait été couteuse et génératrice de retard
↑ Il n'existe aucune chambre à vide ayant un volume permettant ce test
↑ Ces contraintes sont les suivantes. Durant son lancement, le télescope ne doit pas subir de surchauffe du fait de son exposition au Soleil. La trajectoire ne doit pas passer trop près de la Lune pour ne pas avoir à corriger l'influence gravitationnelle de celle-ci. Tout éclipse du Soleil par la Terre et par la Lune doit être évitée pour ne pas priver le télescope spatial d'énergie, la trajectoire imposée par le lancement doit permettre l'insertion sur une orbite autour du point de Lagrange L2 qui ne s'écarte pas trop de ce dernier.
↑ Le miroir du télescope ne doit jamais être tourné vers le Soleil car la chaleur le déformerait ce qui mettrait fin à la mission entrainant la perte de 10 milliards US$ pour la seule NASA. Il en découle que les moteurs-fusées ne peuvent être utilisés pour ralentir le télescope spatial car cette manœuvre nécessiterait d'orienter le miroir vers le Soleil.
↑ Toutefois, selon la NASA, le constructeur principal du télescpe spatial, la société Northrop Grumman, dispose d'une longue expérience dans le domaine des déploiements complexes dans l'espace avec 640 déploiements distincts comportant plus de 2000 éléments réussis (n.d.l.r. : engins spatiaux militaires, taux de réussite peu crédible).
↑ Contrairement à l'orbite autour des points de Lagrange L₄ et L₅.
↑ Royaume-Uni (22), Allemagne (14), Pays-Bas (10) Italie (9), Suisse (8), France (6), Suède (3), Belgique (1), ...
↑ Ces coronographes permettent d’atténuer le flux de l’étoile et d’observer des objets angulairement très proches. En centrant l’image d’une étoile sur un 4QPM, l’énergie diffractée est rejetée en dehors de la pupille géométrique du système. Un diaphragme placé dans le plan pupille permet de bloquer le flux de l’étoile. En revanche, une planète angulairement proche de l’étoile ne sera pas centrée sur le 4QPM et ne subira pas cet effet. Une grande partie de son flux passera par la pupille géométrique sans être bloquée par le diaphragme

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Bibliographie

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

Documents de référence

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Découvertes potentielles du JWST (accès payant)

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Francophones

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Voir aussi

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James Webb (télescope spatial), sur Wikimedia Commons

Articles connexes

Liens externes

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[1] À l'époque c'était la date envisagée de fin de vie de Hubble qui est placé en orbite en 1990.

[7] Les raisons de ce choix sont en fait complexes. Il y a d'abord la fiabilité démontrée de l'Ariane 5 pour ce type de mission. L'Ariane 5 était à l'époque de sa sélection le seul lanceur répondant au cahier des charges. Cette décision permet à l'Agence spatiale européenne de prendre en charge une partie du cout du projet sachant que le cœur du télescope spatial (bouclier thermique, miroirs, plateforme/bus) ne pouvait lui être confié, pour des raisons stratégiques et de capacité technologique. Par ailleurs le choix du lanceur, effectué très tot, est difficilement modifiable car le télescope avait été conçu pour coller aux caractéristiques vibratoires et acoustiques ainsi qu'au profil de vol de l'Ariane 5 et toute modification ultérieure aurait été couteuse et génératrice de retard

[33] Il n'existe aucune chambre à vide ayant un volume permettant ce test

[62] Ces contraintes sont les suivantes. Durant son lancement, le télescope ne doit pas subir de surchauffe du fait de son exposition au Soleil. La trajectoire ne doit pas passer trop près de la Lune pour ne pas avoir à corriger l'influence gravitationnelle de celle-ci. Tout éclipse du Soleil par la Terre et par la Lune doit être évitée pour ne pas priver le télescope spatial d'énergie, la trajectoire imposée par le lancement doit permettre l'insertion sur une orbite autour du point de Lagrange L2 qui ne s'écarte pas trop de ce dernier.

[67] Le miroir du télescope ne doit jamais être tourné vers le Soleil car la chaleur le déformerait ce qui mettrait fin à la mission entrainant la perte de 10 milliards US$ pour la seule NASA. Il en découle que les moteurs-fusées ne peuvent être utilisés pour ralentir le télescope spatial car cette manœuvre nécessiterait d'orienter le miroir vers le Soleil.

[69] Toutefois, selon la NASA, le constructeur principal du télescpe spatial, la société Northrop Grumman, dispose d'une longue expérience dans le domaine des déploiements complexes dans l'espace avec 640 déploiements distincts comportant plus de 2000 éléments réussis (n.d.l.r. : engins spatiaux militaires, taux de réussite peu crédible).

[73] Contrairement à l'orbite autour des points de Lagrange L₄ et L₅.

[90] Royaume-Uni (22), Allemagne (14), Pays-Bas (10) Italie (9), Suisse (8), France (6), Suède (3), Belgique (1), ...

[124] Ces coronographes permettent d’atténuer le flux de l’étoile et d’observer des objets angulairement très proches. En centrant l’image d’une étoile sur un 4QPM, l’énergie diffractée est rejetée en dehors de la pupille géométrique du système. Un diaphragme placé dans le plan pupille permet de bloquer le flux de l’étoile. En revanche, une planète angulairement proche de l’étoile ne sera pas centrée sur le 4QPM et ne subira pas cet effet. Une grande partie de son flux passera par la pupille géométrique sans être bloquée par le diaphragme

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  | lancement            = à compter du {{date-|25 décembre 2021}},<br/>du [[Centre spatial guyanais]]
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