James-Webb (télescope spatial)

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. Les conclusions de l'atelier de travail, organisé avec le soutien de la NASA, proposent 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) mettent provisoirement fin à l'étude de ce projet de télescope, baptisé « Next Generation Space Telescope » (NGST). En 1993, un comité est créé par la NASA et la communauté des astronomes pour définir les besoins futurs des astronomes : ceux-ci proposent de prolonger la vie de Hubble jusqu'à 2010 et d'étudier la faisabilité d'un télescope spatial avec un miroir de quatre mètres répondant à l'objectif d'étudier le processus de formation des galaxies, des étoiles, des planètes et de la vie, avec l'accent mis sur les débuts de l'Univers. La réponse à ce cahier des charges est en 1994 le développement d'un télescope de quatre mètres baptisé Hi-Z, circulant sur une orbite de 1 × 3 unités astronomiques[2].

L'équipe projet devant une maquette à l'échelle 1.

Daniel Goldin, l'administrateur de la NASA en 1995 et instigateur du Faster, Better, Cheaper (« plus vite, meilleur et moins cher »), encourage la communauté des astronomes à faire des choix audacieux et à retenir un miroir de huit mètres tout en identifiant des technologies permettant d'en abaisser le coût. Les astronomes reprennent cette orientation, qui semble nécessaire sur le plan scientifique pour étudier les galaxies ayant un décalage vers le rouge de un à cinq ou même plus, proposent de nouveaux projets reposant sur le principe d'un miroir de huit mètres déployable et placé en orbite autour du point de Lagrange, avec une optique sans baffle, refroidie de manière passive grâce à un pare-soleil multi-couches. Une étude de faisabilité, réalisée en 1996 par quatre sociétés, 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 hypothèse s'avérera par la suite inapplicable, en particulier pour les instruments. Des simulations plus détaillées 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 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 du décalage important dans le rouge, entraînant l'absorption du rayonnement lumineux par l'atmosphère[3].

De 1997 à 2000, un groupe de travail formé par la communauté des astronomes, le Science Working Group^{[réf. souhaitée]}, s'attelle à la définition des principaux objectifs scientifiques que doit pouvoir remplir le futur télescope, et en déduit l'instrumentation qui doit permettre de les atteindre. Le télescope NGST doit comporter une caméra à grand champ dans l'infrarouge proche, un spectrographe dans l'infrarouge proche multi-objets et un spectroimageur fonctionnant dans l'infrarouge moyen. Les bases d'une collaboration de la NASA avec l'Agence spatiale canadienne et l'Agence spatiale européenne sont posées à cette époque. Les premières études techniques sont menées pour la mise au point des miroirs de faible masse, du système de détection et de contrôle du front d'ondes, des détecteurs et des actionneurs. Fin 2000, une analyse détaillée démontre que le coût du télescope dépasse de plusieurs centaines de millions US$ le budget prévu. 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].

Les deux principaux constructeurs du télescope — TRW/Ball Aerospace et Lockheed-Martin — sont sélectionnés, tandis que le Jet Propulsion Laboratory est retenu pour le développement de l'instrument MIRI (Mid-Infrared Instrument) (en)[4]. En juin 2002, le développement de la caméra NIRCam (en) (Near-InfraRed Camera) est confiée à une équipe de l'Université de l'Arizona. Le télescope est rebaptisé en septembre 2002 James Webb Space Telescope (JWST), en l'honneur de cet administrateur à la tête de la NASA à l'époque du programme Apollo[5]. Le lanceur Ariane 5, dont le financement est assuré par l'ESA, est sélectionné en 2003 pour placer en orbite le télescope, en lieu et place de la fusée Atlas V, envisagée initialement mais de capacité moindre. Parallèlement, 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 primaire de 6,5 mètres de diamètre. Le télescope entre en 2004 dans une phase de spécifications détaillées (Phase B) qui durera finalement 4 ans. Les coûts du télescope sont revus à la lumière du résultat des spécifications détaillées[6].

Tous ces objectifs sont remplis de manière plus efficace en étudiant le rayonnement infrarouge plutôt que la lumière visible. Le décalage vers le rouge, la présence de poussières et la température très faible de la majorité des objets étudiés requièrent que le télescope fasse ses observations dans l'infrarouge, sur une longueur d'onde comprise entre 0,6 et 28 microns. Pour que ces mesures ne soient pas perturbées par les émissions dans l'infrarouge en provenance du télescope lui-même et de ses instruments, l'ensemble doit être maintenu dans une gamme de températures inférieure à 55 K[8] (aux alentours de 40 K, soit −233,15 °C).

À cet effet, le télescope comporte un large bouclier thermique métallisé qui renvoie les rayons infrarouges en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune. Le JWST sera positionné au point de Lagrange L₂ du système Soleil-Terre, ce qui permet au télescope d'être constamment dans l'ombre de la Terre et d'avoir systématiquement le bouclier thermique entre ses capteurs et les trois astres[9].

Les galaxies montrent comment la matière de l'univers est organisée à grande échelle. Elles fournissent des indices sur la nature et l'histoire de l'univers. 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 de la particule, de niveau subatomique aux structures galactiques. Dans ce contexte, le télescope JWST doit permettre de répondre aux questions suivantes sur les galaxies[10] :

• les galaxies spirales (dont la nôtre) n'ont pas toujours eu cette forme. Elles se sont formées sur plusieurs milliards d'années par le biais 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 ;
• on ne sait pas comment les premières galaxies se sont formées et comment on en est arrivé à une telle variété de forme. Quelle est la relation entre les trous noirs supermassifs situés au cœur de la majorité des galaxies et la nature de celles-ci ? Qu'est-ce qui déclenche la formation des étoiles : Est-ce que cela résulte d'un processus interne ou s'agit-il d'un phénomène induit par l'interaction avec une autre galaxie ou une fusion de galaxies ? Par quel mécanisme les galaxies se forment-elles aujourd'hui et s'assemblent-elles ?

Les systèmes protoplanétaires et les étoiles naissent d'immenses amas de gaz et de poussières bloquant la lumière visible. Dans le spectre infrarouge, il est possible d'observer la formation des étoiles et des planètes à l’intérieur de ces amas[11]. Le JWST doit permettre d'observer ces régions baignées par les radiations avec une finesse inégalée[12].

Le télescope JWST prend le relais du télescope spatial Hubble, qui arrivera en fin de vie au moment de son lancement[8]. Il ne couvre qu'une partie du spectre lumineux dans le visible que pouvait observer son prédécesseur, mais davantage en infrarouge.

Après décomposition du spectre infrarouge d'une exoplanète en transit devant son étoile, ses raies absorptions nous permettent de déduire la composition moléculaire de son atmosphère. C'est un des éléments clefs pour évaluer la possible présence de vie[13].

La partie optique entièrement assemblée avec le support du miroir secondaire déployé.

La réalisation des parties les plus complexes du télescope, qui nécessitent une longue phase de développement, à savoir les instruments et les 18 segments du miroir primaire, débutent dès mars 2004. En août 2006, les instruments NIRCam (Near-InfraRed Camera) et MIRI (Mid-Infrared Instrument) (en) 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 et donnent leur accord pour le passage en phase C (définition détaillée) et D (construction). En juillet 2008, le constructeur de la structure ISIM (Integrated Science Instrument Module (en)), dans laquelle sont logés les instruments, livre celle-ci au centre spatial Goddard pour une série de tests. Ceux-ci doivent permettre de vérifier que la structure est capable de supporter le lancement puis l'environnement thermique de l'espace, tout en maintenant les instruments dans une position précise par rapport à la partie optique. 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 miroirs primaires 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 (en), fourni par l'Agence spatiale canadienne — ainsi que le système de guidage fin FGS (Fine Guidance System (en)), 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. Fin février 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 (en) (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 thermique 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 (en)), 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 avec les instruments scientifiques sont à leur tour assemblés[18].

Début 2017, l'ensemble formé par la partie optique et les instruments fixés à l'ISIM sont convoyés par bateau au centre spatial Johnson à Houston (Texas). Là, des tests optiques sont réalisés dans la chambre à vide A. Puis le bouclier thermique, la plateforme, l'ISIM et l'optique sont assemblés en 2018, chez Northrop Grumman, puis préparés pour leur envoi sur la base de Kourou. À la réception, des tests limités sont effectués, puis le plein d'ergols est effectué. Le télescope spatial est placé en position repliée sous sa coiffe, qui est fixée au sommet du lanceur Ariane 5 ECA retenu pour la mise en orbite. Le lancement est repoussé à plusieurs reprises (voir ci-dessous).

En 2005, le coût total du projet était estimé à 4,5 milliards de dollars, dont 3,3 milliards pour la conception, la construction, le lancement et la mise en marche, et environ 1 milliard pour la phase opérationnelle, estimée à 10 ans[33]. L'Agence spatiale européenne (ESA) contribue à hauteur de 300 millions d'euros[34]. Ce budget comprend :

• la prise en charge du lancement par une fusée Ariane 5 ;
• la réalisation de l'imageur MIRI développé sous maîtrise d'œuvre du CEA[35] ;
• la réalisation de l'instrument NIRSpec (NearInfraRed Spectrograph) développé par Astrium. L'agence spatiale canadienne contribue au projet à hauteur de 39 millions de dollars canadiens. Le Canada doit développer l'instrument FGS (Fine Guidance Sensor)[36].

Évalué à 3 milliards de dollars en 2005 (partie financée par la NASA), le coût du télescope est régulièrement réévalué au cours des années suivantes. En 2009, le coût du projet est une nouvelle fois revu à la hausse. Il est établi à environ 3,5 milliards d'euros (4,92 milliards de dollars). Pour certains acteurs du programme scientifique, son coût est devenu trop important, grevant les budgets des agences spatiales, dont ceux d'autres missions scientifiques de la NASA[37]. Au cours de l'été 2011, l'annulation du projet est envisagée par certains représentants du Congrès américain à la suite d'une dernière réévaluation du coût, désormais estimé à 8,8 Md US$ en incluant la gestion opérationnelle, mais sans compter la participation de l'Agence spatiale européenne (650 M US$). Finalement, le projet échappe à l'annulation mais la NASA est sommée de fournir une évaluation mensuelle de l'évolution de l'avancement du projet et de son coût[29]^,[38].

En 2018, le coût est estimé à 9,66 milliards de dollars et le lancement reporté à mai 2020[39], puis au 30 mars 2021[30].

Le 10 juin 2020, Thomas Zurbuchen, directeur des programmes scientifiques de la NASA, annonce qu'un lancement en mars 2021 n'est plus envisageable. Selon lui, alors que le calendrier était déjà très serré, la pandémie de Covid-19 a complètement bouleversé le rythme de travail des équipes[40]. Le 16 juillet 2020, il est annoncé que la date de lancement est repoussée au 31 octobre 2021[31]^,[32]. Le 8 septembre 2021, le lancement est finalement fixé au 18 décembre 2021 par l'ESA, la NASA et Arianespace[1].

L'observatoire spatial James Webb doit être lancé dans l'espace le 18 décembre 2021 par une fusée Ariane 5 ECA tirée depuis le centre spatial de Kourou en Guyane française[41]^,[1]. Il entame alors son voyage vers sa destination, le point de Lagrange L₂, distant de 1,5 million de kilomètres de la Terre. Pendant le transit qui dure environ un mois, le télescope est progressivement déployé. Les panneaux solaires fournissant l'énergie sont opérationnels dans les premières heures, mais les autres opérations de déploiement ne débutent que 2,5 jours après le lancement et se déroulent sur plusieurs jours. Arrivé sur place, l'observatoire spatial s'insère sur une orbite autour du point de Lagrange. Le plan de cette orbite est perpendiculaire à l'axe Terre Soleil et au plan de l'écliptique et l'éloigne jusqu'à 800 000 km du point de Lagrange. JWST parcourt cette orbite en environ six mois en effectuant des corrections environ tous les 21 jours[Note 1]^,[42]. La température de JWST diminue graduellement et, deux mois après son lancement, elle est suffisamment basse pour permettre aux photodétecteurs infrarouge de fonctionner. 33 jours après le lancement, le système de guidage fin FGS ainsi que les instruments NIRCam et NIRSpec sont mis en marche. Les opérateurs s'assurent que l'image arrive bien jusqu'à la caméra NIRCam. Durant le deuxième et le troisième mois, les miroirs primaire et secondaire sont alignés pour 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 qui s'achève six mois après le lancement. Le télescope peut alors entamer sa mission scientifique[43]^,[44].

Pour répondre aux objectifs scientifiques JWST a été conçu pour fonctionner durant au moins 5,5 ans. Contrairement à des observatoires infrarouges 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 basses sont refroidis mécaniquement (MIRI) ou de manière passive. Les seuls facteurs limitatifs sont l'usure des composants électroniques ou mécaniques et surtout la quantité d'ergols 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[45]. 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.

Le Space Telescope Science Institute a pour mission de gérer le fonctionnement du télescope en orbite, de sélectionner et de programmer les observations, de collecter les données, de les distribuer et de les archiver. 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 3 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, baptisé JWST Advisory Committee, formé d'astronomes et de représentants des agences spatiales impliquées dans le développement du JWST. Le comité sélectionne les propositions les plus intéressantes, 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 %)[46]^,[47].

Pour maintenir la température des détecteurs et de l'ensemble optique à ses valeurs, l'orientation du JWST doit être telle que le bouclier thermique intercepte entièrement le rayonnement du Soleil et de la Terre. Pour modifier son pointage, le télescope peut pivoter de 360° autour de l'axe supportant le miroir primaire, sans que l'incidence du rayonnement solaire soit modifiée. Par contre, compte tenu de la taille et de la forme du bouclier thermique, l'angle entre celui-ci et la direction du Soleil doit être compris entre -5° et 40° (voir schéma ci-dessous). Du fait de cette contrainte, la zone observable à un instant donné représente environ 40 % de la voute 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 voute céleste durant au moins 100 jours. Dans la région zodiacale, entre 85 et 90°, l'observation peut être continue.

• Couverture du ciel
• 
  Limites du champ observationnel. La région zodiacale (A sur le schéma) peut être observée tout au long de l'année.
• 
  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.

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 pare-soleil près du centre de masse de l'engin spatial. Elle a une forme parallélépipédique de 3,5 × 3,5 mètres de côté et environ 1,5 mètre de haut. 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 supporte le poids du pare-soleil et de la partie optique. À la base de ce cône se trouve le système de propulsion principal du télescope spatial[50]. Les panneaux solaires qui fournissent l'énergie électrique, forment une aile fixe de 5,9 mètres de long fixée sur la plateforme en formant un angle fixe de 20° par rapport au plan du pare-soleil. L'orientation du télescope est modifiée et le pointage est maintenu avec une précision de 0,01 µrad à l'aide de six roues de réaction (dont deux de rechange) qui lorsqu'elles sont saturées sont déchargées par de petits moteurs-fusées. Ceux-ci puisent leurs ergols dans des réservoirs situés dans la plateforme. Les communications sont assurées à l'aide d'une antenne parabolique grand gain et en cas de passage en mode survie par deux antennes omnidirectionnelles. La plateforme contient également l'ordinateur embarqué qui reçoit et interprète les opérations à effectuer, les rediffuse, collecte et stocke les données scientifiques avant de les transmettre vers la Terre[51]^,[52].

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.

Le bouclier thermique, long de 22 mètres pour une largeur de 12 mètres, maintient le télescope à l'ombre de manière à ce que celui-ci et ses instruments scientifiques restent à des températures extrêmement basses nécessaires à l'observation du rayonnement infrarouge. Le bouclier thermique est composé d'une grande surface de forme hexagonale allongée, de la taille d'un court de tennis 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 l'observatoire spatial en deux parties : une partie chaude exposée au rayonnement en provenance du Soleil, de la Terre et de la Lune. De ce côté se trouve également la plate-forme contenant l'électronique qui est elle-même une source d'infrarouge. La partie froide (300 K plus froide que la face chaude) située sur l'autre face du bouclier thermique comprend le télescope et les instruments scientifiques. Le bouclier permet également de réduire les variations thermiques qui pourraient déformer le miroir primaire[53].

Différentes vues montrant les caractéristiques du télescope JWST.

Composants de la partie optique : A : miroir primaire à 18 segments - B : miroir secondaire - C : miroir tertiaire - D : miroir à orientation fine - E : plan focal.

Miroir primaire assemblé et déployé.

La partie optique est constituée d'un système anastigmatique à trois miroirs d’une focale de 131,40 m pour une ouverture de f/20.

Le miroir primaire est de type segmenté, d'un diamètre de 6,5 m environ (au lancement du projet il était prévu qu'il fasse 8 m[54]) 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. Le miroir primaire est trop grand pour pouvoir tenir sous la coiffe du lanceur, aussi est-il décomposé 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 relativement rigide. Il est mis en forme de manière que celle-ci soit idéalement à la température de 40 K une fois dans l'espace. Six actionneurs attachés à chaque segment permettent d'ajuster sa position et un septième permet de modifier son rayon de courbure[55].

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. La couche de béryllium est épaisse de 1 mm, ce qui permet de limiter la masse totale du miroir primaire à 625 kg contre 1 t pour le miroir en verre de Hubble[56].

La surface du miroir primaire comme 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[57].

La surface du miroir primaire six 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 microns de longueur d'onde). Contrairement à Hubble, il ne permet pas d'observer le spectre lumineux dans l'ultraviolet et le visible[58].

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.

Les autres éléments de la partie optique comprennent le miroir tertiaire fixe, le miroir à orientation fine permettant d'effectuer les ajustements précis du faisceau lumineux, ainsi que de la structure servant de support au miroir primaire.

• Détail de la partie optique
• 
  Inspection d'un des éléments du miroir primaire.
• 
  Installation du miroir secondaire.
• 
  Le miroir secondaire est nettoyé à l'aide de neige de dioxyde de carbone.

Chemin optique de 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 microns. 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[60].

Les caractéristiques de la caméra doivent permettre de remplir les objectifs suivants :

• détecter les premières étoiles qui sont apparues après le Big Bang, les amas stellaires et les noyaux galactiques ;
• étudier la formation des galaxies très lointaines ;
• mesurer la distorsion de la lumière due à la matière noire ;
• rechercher les supernovae dans les galaxies lointaines ;
• étudier la population stellaire dans les galaxies proches, les étoiles jeunes dans la Voie lactée et les objets de la ceinture de Kuiper dans notre système solaire.

• NIRCam
• 
  Le module optique de l'instrument NIRCam arrive au centre Goddard.
• 
  Gros plan sur l'optique de NIRCam.
• 
  Détecteur du plan focal de NIRCam.

NIRSpec (flèche) est monté sur la structure ISIM dans laquelle se trouvent déjà les autres instruments (NIRCam, MIRI et FGS/NIRISS).

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.

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[61] :

• 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 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 en « champ intégral » sur un champ 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 la résolution spectrale qu'on souhaite privilégier[61]. 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[62]. 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[61].

La matrice MSA est constituée d'une grille formée de quatre quadrants subdivisés chacun en 365 cellules sur l'axe × (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, 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 × 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[63]^,[64].

Les caractéristiques de NIRSpec doivent permettre de remplir les objectifs suivants :

• étudier la formation des étoiles et l'abondance des éléments chimiques dans les jeunes galaxies lointaines ;
• rechercher les structures dans les disques de gaz dans les noyaux actifs de galaxie ;
• étudier la distribution des masses des éléments chimiques dans les amas d'étoiles jeunes.

NIRSpec est fourni par l'Agence spatiale européenne et son développement est supervisé par l'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[65].

• Matrice de micro-obturateurs MSA
• 
  La matrice de micro obturateurs MSA. A : Zone active - B : Fenêtre pour spectroscopie 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.

L'instrument MIRI.

MIRI (en anglais Mid InfraRed Instrument, « instrument pour l'infrarouge moyen ») est un instrument comportant une caméra et spectromètre (spectro-imageur), fonctionnant dans l'infrarouge moyen de 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[66] :

• réalisation d'images à travers dix filtres. La résolution de MIRIM^[Quoi ?] 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 sur un champ de vue 15 × 15 secondes d'arc avec une résolution de 0,11 seconde d'arc. Les coronographes sont situés au plan focal du JWST à l’entrée de l’instrument MIRIM. Ils sont composés de trois masques de phase monochromatiques de type 4QPM (Four-Quadrant Phase Masks) et d’un masque de Lyot^[Quoi ?]. 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 fonction d’un coronographe 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). La séparation angulaire entre une étoile et son système planétaire étant très petite, l’utilisation de coronographes classiques à pastille de Lyot^[Quoi ?] n’est pas adaptée. Une nouvelle génération de coronographes de phase à quatre quadrants, dits 4QPM, a été mise au point et étudiée par une équipe de chercheurs de l'Observatoire de Paris (LESIA) menée par D. Rouan. 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 bloqué par le diaphragme ;
• spectroscopie à basse résolution (résolution spectrale de 100) entre 5 et 11 µm ;
• spectroscopie en « champ intégral » sur un champ de 3 × 3 secondes d'arc avec une résolution spectrale d'environ 1500.

L'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'Edimbourg en Écosse. MIRI est constitué de deux parties distinctes : d'un côté l'imageur/coronographes/spectro-basse-résolution appelé MIRIM, développé et réalisé sous l'égide du CNES en France par le Département d'Astophysique 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) ; et de l'autre côté 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[67].

MIRI est doté de trois détecteurs, chacun d'un million de pixels : un pour MIRIM et deux pour le MRS^[Quoi ?]. Ces détecteurs sont identiques dans leur conception.

Les caractéristiques de l'instrument MIRI doivent permettre de remplir les objectifs suivants :

• détecter l'émission d'hydrogène et rechercher les premiers objets lumineux ;
• observer la formation des premières galaxies dans l'univers ;
• étudier la formation des étoiles et systèmes proto-planétaires ;
• observer les naines brunes et des planètes géantes ;
• étudier l'évolution des systèmes planétaires, la taille des objets de la Ceinture de Kuiper et les comètes faiblement lumineuses ;
• étudier la formation de condensation de poussières et de leur évolution au cours du temps dans les phénomènes de Supernovae (en particulier SN 1987A).

Schéma de MIRI, son électronique et son cryoréfrigérateur.

Les détecteurs sont constitués par trois puces dopées à l'arsenic, comportant chacune 1 024 × 1 024 pixels. L'instrument dans la longueur d'onde observée est particulièrement sensible au fond thermique. Il est refroidi à 7 K par un cryorefroidisseur mécanique. En effet, pour permettre d’effectuer des observations dans l’infrarouge thermique avec le JWST, MIRI doit être doté d’un système additionnel de refroidissement, dont le Jet Propulsion Laboratory (JPL) de la NASA est responsable. Celui-ci fonctionne d’une manière similaire aux réfrigérateurs et systèmes d’air climatisé : un fluide porté à des températures froides dans la partie « tiède », est injecté dans la partie froide où il absorbe la chaleur, avant de retourner vers le condensateur. Une source de chaleur provient d’un résidu de celle du vaisseau spatial, mais une autre provient de son électronique située près des instruments. La plus grande partie de l’électronique réside, elle, dans le bus du vaisseau spatial, beaucoup plus chaud, et une grande longueur de tuyauterie est nécessaire pour réduire la chaleur produite par l’électronique sur le côté froid. Moins de chaleur doit ainsi être évacuée de la partie « tiède ».

Chemin optique de NIRISS.

NIRISS (Near Infrared Imager and Slitless Spectrograph) est un instrument secondaire associé au système de guidage fin FGS (Fine Guidance System (en)) 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 microns avec une résolution spectrale R ~150, des spectres sur un seul objet dans la bande 0,6 à 2,8 microns 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 microns. L'instrument permet également de réaliser des images sur un spectre large (1 à 5 microns) 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)[68]^,[69]^,[70].

Schéma du FGS.

Le FGS (Fine Guidance System) est un système de guidage fin qui remplit trois fonctions[71] :

• 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 la mémoire du télescope spatial. 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 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 par 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'onde de 0,6 à 5 µm. Sa sensibilité est de 58 µJy 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. Le constructeur principal est Honeywell (autrefois COM DEV)[69]^,[71]^,[72].

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

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

Documents de référence

• Site officiel français, CNES, CEA et CNRS. Tout pour savoir du rôle de la France dans ce projet monumental, des tests en cours et ceux déjà réalisés, des programmes scientifiques qui seront menés avec le JWST par la communauté nationale française, mais aussi des tests conduits par les ressortissants nationaux, pour et au-delà de la recette en vol, et les dernières nouvelles quant à l'avancement du projet.

• (en) Jonathan P. Gardner et al., « The James Webb Space Telescope », Space Science Reviews, vol. 123,‎ 15 mai 2006, p. 485–606 (DOI 10.1007/s11214-006-8315-7, lire en ligne).
  Description générale du télescope (2006).
• (en) John Matter, James Webb Space Telescope - Science requirement document, NASA, 2012 (lire en ligne [PDF])
  Cahier des charges scientifique (2012).

Francophones

• Robert Irion, « Le télescope spatial James Webb, un observatoire origami », Pour la Science, n^o 398,‎ décembre 2010, p. 41-46.
• Françoise Combes, « Et si notre monde était né d'un trou noir », Sciences et Avenir,‎ avril 2010.
• Patrice Bouchet, « JWST, Le téléscope spatial de nouvelle génération », L'Astronomie, n^o 122,‎ juillet-août 2008, p. 10-19 (lire en ligne [PDF], consulté le 20 septembre 2018). 

Caractéristiques techniques de l'instrument

• (en) Fiche technique de NIRCAM [PDF].
• (en) Fiche technique de MIRI [PDF].
• (en) Fiche technique de NIRSpec [PDF].
• (en) Fiche technique de NIRISS [PDF].

Autre sources

• Site officiel français, CNES, CEA et CNRS.
• (en) Site officiel, NASA ; Frequently Asked Questions.
• (en) NASA'S James Webb space telescope, Space Telescope Science Institute, NASA.
• (en) JWST (James Webb Space Telescope), sur EO Portal, Agence spatiale européenne.
• « JWST/MiRI : Un instrument infrarouge pour remonter dans le temps », CNES.
• « James Webb Space Telescope : Le compte à rebours est lancé » (dossier), Les défis du CEA, CEA, n^o 221,‎ octobre 2017, p. 14-19 (ISSN 1163-619X, lire en ligne [PDF], consulté le 7 avril 2020).

• Astronomie infrarouge
• Hubble
• Grands observatoires (NASA)
• James Webb

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