Academic literature on the topic 'Propulseur ionique'

La modélisation des propulseurs ioniques de type SPT pose de nombreux
problèmes dans le domaine du transport des particules chargées. Nous nous
intéressons à deux de ces problèmes, à savoir le transport des électrons et
le calcul du potentiel électrique.

Le transport des électrons résulte de l'influence conjuguée des champs
(électrique et magnétique) établis dans la cavité du propulseur et des
collisions des électrons (dans la cavité et avec la paroi limitant celle-ci).
Nous avons participé au développement d'un modèle SHE (Spherical Harmonics
Expansion) qui résulte d'une analyse asymptotique de l'équation de Boltzmann
munie de conditions de réflexion aux bords. Ce modèle permet d'approcher la
fonction de distribution en énergie des électrons en résolvant une
équation de diffusion dans un espace \{position, énergie\}. Plus précisément,
nous avons étendu une démarche existante au cas où les collisions en volume
(excitation, ionisation) et les collisions inélastiques à la paroi
(attachement et émission secondaire) sont prises en compte. Enfin, nous
avons écrit un code de résolution du modèle SHE, dont les résultats ont
été comparés avec ceux d'une méthode de Monte Carlo.

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Dans un deuxième temps, nous avons étudié le calcul du potentiel électrique.
La présence du champ magnétique impose d'écrire le courant d'électrons sous
la forme ${\cal J}=\sigma \nabla W$
où W est le potentiel électrique et le tenseur de conductivité $\sigma$
est fortement anisotrope compte tenu des grandeurs physiques en jeu dans
le SPT. Pour résoudre $\mbox{div }{\cal J}(x,y)=S(x,y)$,
nous avons implémenté une méthode de volumes finis
sur maillage cartésien permettant de résoudre ce problème elliptique
anisotrope, et nous avons vérifié qu'elle échouait lorsque le rapport
d'anisotropie devenait grand. Aussi nous avons développé une méthode de
paramétrisation, qui consiste à extrapoler la solution d'un problème
anisotrope à l'aide d'une suite de problèmes isotropes. Cette méthode a
donné des résultats encourageants pour de forts rapports d'anisotropie,
et devrait nous permettre d'atteindre des cas réels.

La modélisation des propulseurs ioniques de type SPT pose de nombreux problèmes dans le domaine du transport des particules chargées. Nous nous intéressons à deux de ces problèmes, à savoir le transport des électrons et le calcul du potentiel électrique. Nous avons participé au développement d'un modèle SHE (Spherical Harmonics Expansion) qui résulte d'une analyse asymptotique de l'équation de Boltzmann munie de conditions de réflextion aux bords. Ce modèle permet d'approcher la fonction de distribution en énergie des électrons en résolvant une équation de diffusion dans un espace{position, énergie}. Plus précisement, nous avons étendu une démarche existante au cas où les collisions en volume (excitation, ionisation) et les collisions inélastiques à la paroi (attachement et émission secondaire) sont prises en compte. Enfin, nous avons écrit un code de résolution du modèle SHE, dont les résultats ont été comparés avec ceux d'une méthode de Monte Carlo. Nous obtenons un bon accord entre les deux modèles alors que le temps d'exécution du code SHE est plusieurs centaines de fois plus court que celui du Monte Carlo (quelques minutes contre plusieurs heures). Dans un deuxième temps, nous avons étudié le calcul du potentiel électrique. La présence du champ magnétique impose d'écrire le courant d'électrons sous la formeÁ =-sÑ W où W est le potentiel électrique et le tenseur de conductivité s est fortement anisotrope compte tenu des grandeurs physiques en jeu dans le SPT. Pour résoudre div (Á) = S, nous avons implémenté une méthode de volumes finis et nous avons vérifié qu'elle échouait lorsque le rapport d'anisotropie devenait grand. Aussi nous avons développé une méthode de paramétrisation, qui consiste à extrapoler la solution d'un problème anisotrope à l'aide d'une suite de problèmes isotropes. Cette méthode a donné des résultats encourageants pour de forts rapports d'anisotropie, et devrait nous permettre d'atteindre des cas réels
The modelling of the ionic thruster belonging to the SPT class raises many problems of plasma physics. We studied two of them, namely the electron transport and the computation of the electric potential. The electron transport is subject to the influence of the fields (magnetic and electric) set in the channel of the thruster on the one hand, and to the collisions of electrons with heavy species and at the walls on the oher hand. We participated to the development of a SHE model, wich is derived by performing an asymptotic analysis of the Boltzmann equation with a condition that models the reflection at the walls. This model allow to approximate the Electron Energy Distribution Function by solving a diffusion equation in the {position, energy} space, whose scales are macroscopic. More precisely, we extended an existing approach to the case where scattering against atoms are taken into account, as well as inelastic collisions at the walls. Then we compared the implementation of this model tot the results of a Monte Carlo simulation. We obtain similar results at a very reduced computational cost. This work lead to three publications, which are incorporated to the thesis. In a second stage, we studied the computation of the electric field in two dimensions. Due to the presence of a magnetic field, this problem gives rise to an anisotropic elliptic problem. Furthermore, the conductivities along the magnetic field and across the magnetic field lines can differ by several orders of magnitude. We implemented a finite volume scheme and we showed the numerical difficulties raised by such anisotropies. Hence, we improved this method by relating the solution of a highly anisotropic problem to a sequence of isotropic problems. This method proved to behabe well and we should be able to treat realistic cases shortly

L'érosion des parois en céramique, constituant la canal des propulseurs à plasma (SPT), sous l'impact des ions xénon (350 eV), est un des processus physiques à caractériser. La démarche expérimentale a concerné l'étude du bombardement ionique de quatre matériaux céramiques et d'un matériau verre. La métrologie du rendement de pulvérisation est faite à partir d'une caractérisation exhaustive du flux de particules incident, et aussi au moyen d'un protocole expérimental rigoureux pour déterminer les pertes de masses engendrées par l'érosion. Des analyses de surfaces d'échantillons cibles sont venues compléter ce travail afin d'améliorer la compréhension des phénomènes mis en jeu. Enfin, deux modèles d'étude ont été développés pour comprendre au mieux l'érosion des matériaux céramiques qualifiés de "simples", et de "composites". Grâce aux résultats obtenus, confrontés aux diverses observations, on comprend le rôle important de la rugosité de surface, qui peut évoluer différemment en cours d'érosion suivant la nature de la céramique bombardée.

Cette étude fait partie d'un projet commun CNES-ONERA dédié à la recherche sur les ergols verts pour la propulsion spatiale. La plupart des systèmes de contrôle d’attitude et d’orbite utilisent la décomposition catalytique de l’hydrazine, ce qui entraîne des problèmes de lits catalytiques et des contraintes de manipulation de l’hydrazine. Le CNES a proposé une nouvelle famille de monergol vert à base de liquides ioniques énergétiques. Ces HPGM (High Performance Green Monopropellant) proposent un système propulsif plus performant et moins toxique. L’objectif final du projet est d’initier thermiquement la décomposition liquide ionique énergétique afin d’éliminer les catalyseurs. L’objectif de la thèse est de caractériser l’allumage et la combustion de ces produits innovants. Ce travail présente dans un premier temps une approche expérimentale pour observer la décomposition de HPGM à l’aide de deux montages expérimentaux. Un montage de goutte isolée a permis la détection d’une pression seuil d’allumage pour les monergols d’étude, mais également une première approximation de la vitesse de régression. La réalisation d’un second montage en gouttière a étendu la gamme de pression pour cette mesure, tout en réduisant l’incertitude. Finalement, un modèle numérique a été proposé pour représenter la vitesse de régression des monergols d’étude et leur combustion en spray
This study is part of a joint CNES-ONERA project dedicated to research on green propellants for space propulsion. Most attitude and orbit control systems use the catalytic decomposition of hydrazine, which results in catalyst issue and hydrazine handling constraints. CNES has proposed a new family of green monergol based on energetic ionic liquids. These HPGMs (High Performance Green Monopropellant) offer a propulsion system more efficient and less toxic. The final objective of the project is to initiate thermally the ionic energy liquid decomposition in order to eliminate the catalysts. The aim of the thesis is to characterize the ignition and combustion of these innovative monopropellants. This work presents an experimental approach to observe the decomposition of HPGM using two experimental setups. An isolated droplet setup permits to detect of an ignition threshold pressure, but also a first approximation of the regression rate. A second gutter experimental setup extended the pressure range for this measurement, while reducing uncertainty. Finally, a numerical model has been proposed to represent the regression rate of these monopropellants and their combustion in spray

Les satellites comportent un système de propulsion leur permettant de faire les ajustements de trajectoire nécessaires au respect de l'orbite prévue. Les propulseurs électriques à effet Hall sont une bonne alternative à la propulsion chimique en raison d’une masse réduite d’ergol embarqué. Les propulseurs à effet Hall sont bien adaptés à des missions nécessitant une grande impulsion spécifique et une faible poussée. La poussée délivrée par ces moteurs résulte de la création puis de l’accélération d’ions de xénon dans une décharge électrique à travers une barrière magnétique. L’étude présentée concerne les propriétés des ions dans deux propulseurs à effet Hall de taille différente. Des mesures de la vitesse des ions ont été effectuées par interférométrie de Fabry-Pérot et par spectroscopie laser de manière moyennée et résolue dans le temps. La vitesse des ions étant directement liée au potentiel permettant leur accélération, il a été possible d’étudier l’évolution de ce potentiel et du champ électrique correspondant avec les paramètres du moteur, notamment la tension de décharge et le champ magnétique. Les effets d’oscillations à basse et moyenne fréquences du courant anodique sur la vitesse des ions ont aussi pu être observés. Ces mesures ont montré que les zones dans lesquelles les ions étaient créés et accélérés étaient couplées. Des tendances ont pu être dégagées pour l’évolution du recouvrement de ces zones avec les paramètres du moteur. Des explications à ces phénomènes ont aussi été proposées. Tous les résultats expérimentaux présentés ont aussi pour but de contribuer au développement de modèles théoriques simulant le comportement d’un propulseur à effet Hall.

Les caracteristiques des futures generations de satellites conduisent la communaute spatiale a s'orienter vers l'utilisation de propulseurs electriques. Les moteurs a effet hall ou stationary plasma thrusters (spt) bases sur le principe de generation et d'acceleration d'un plasma en champs croises exb ont des caracteristiques fonctionnelles particulierement interessantes. Un effort est actuellement porte sur la comprehension fine des mecanismes physiques intervenant dans ce type particulier de decharge hors equilibre. Dans cette optique, l'etude des phenomenes transitoires a l'echelle d'une microseconde est indispensable pour interpreter le comportement tant macroscopique que microscopique du plasma. En effet, le mode dit nominal de fonctionnement se situe dans une zone critique de basculement entre modes dynamiques de fonctionnement, que nous avons nommes regime de fluctuations et regime d'oscillations. L'objet de cette these est l'etude des instabilites qui peuvent presenter, dans certains cas, une coherence temporelle et une tres forte amplitude. Le couplage entre la decharge et l'ensemble du circuit d'alimentation electrique a ete analyse. Ceci a permis de definir les proprietes electriques des oscillations qui ont ete interpretees et representees a l'aide de modeles numeriques. Les consequences de ces instabilites au niveau de la decharge et du jet ionique ont ete etudiees. Pour cela, des diagnostics resolus en temps ont ete mis au point et implantes sur le moyen d'essai ad hoc pivoine. En particulier, un reseau multifibres optiques, une camera intensifiee rapide, un analyseur d'energie et un sonde de mesure du courant de hall ont ete mis au point ou utilises. Ce set de diagnostics resolus en temps, couple aux travaux d'equipes de modelisateurs, a permis de mieux comprendre le comportement transitoire du plasma et du faisceau d'ion.

The PEGASES thruster (Plasma Propulsion with Electronegative Gases) is a novel type of electric thruster for space propulsion. It uses negative and positive ions produced by an inductively coupled radio frequency discharge to create the thrust by electrostatically accelerating the ions through a set of grids. A magnetic filter is used to increase the amount of negative ions in the cavity of the thruster. The PEGASES thruster is not only a source to create a strongly negative ion plasma or even an ion-ion plasma but it can also be used as a classical ion thruster. This means that a plasma is created and only the positive ions are extracted and accelerated making it necessary to neutralize the plasma behind the acceleration stage like in other ion thrusters. The performances of the PEGASES thruster have been investigated mainly in xenon in order to compare the obtained results with RIT-type ion thrusters. The thruster has been investigated with the help of a variety of probes such as a Langmuir probe, a planar probe, a capacitive probe and a RPA (Retarding Potential Analyzer). In addition, an ExB probe has been developed to measure the velocity of the ions leaving the thruster and to differentiate between the ion species present in the plasma.

Les propulseurs a plasma sont d'un interet capital puisqu'ils apparaissent comme un des enjeux industriels les plus importants de cette fin de siecle dans la physique spatiale et la propulsion de satellites. A partir d'un champ electrique croise a un champ magnetique dans un canal annulaire, on initie une decharge plasma de xenon. La poussee est creee par l'expulsion des ions hors du canal. Ces propulseurs sont appeles accelerateur a effet hall ou spt (stationary plasma thruster). Nous avons caracterise trois propulseurs de petit diametre en fonction du courant et de la poussee. Ce travail a ete fait en collaboration avec l'institut kurchatov et l'institut mirea de moscou. Une etude approfondie des parametres plasma dans le canal a permis la mise en evidence de trois regions principales : pre-ionisation, ionisation et acceleration. Par l'etude du faisceau d'ions, nous avons caracterise la tige et son evolution spatiale, en particulier dans la region proche de la sortie du canal. L'etude des phenomenes d'oscillations et de propagation d'ondes dans les propulseurs est primordiale car ils generent des processus physiques importants modulant le fonctionnement de ce type de sources d'ions. Nous montrons l'effet de ces ondes sur les propulseurs, en particulier sur l'erosion anormale des ceramiques du canal.