Academic literature on the topic 'Propulseurs à plasmas'

La propulsion électrique, faisant appel à l'accélération d'ions, est activement développée pour ses applications spatiales. Cette thèse, soutenue par le CNES et la Snecma, porte sur quelques aspects expérimentaux de la physique des propulseurs à effet Hall et sur leur comportement paramétrique. Dans les deux cas, les résultats obtenus ont un intérêt significatif pour le développement des codes numériques. Une mesure de densité par canon à électrons (EIF) a permis de caractériser de manière originale l'injection du gaz propulsif, le xénon. L'analyse détaillée de microinstabilités (5-10 MHz) apporte des données nouvelles sur leurs propriétés et leur impact possible sur les caractéristiques macroscopiques des moteurs. Deux propulseurs ont été étudiés dans une plage étendue d'accélération, à Moscou (RIAME) et à Orléans (PIVOINE). Les résultats suggèrent que ce type de moteurs peut répondre aux demandes de propulseurs électriques à forte accélération.

Aujourd’hui les propulseurs à effet Hall ont gagné une position dominante dans le marché des propulseurs électriques spatiales. Ce grand succès est du surtout à leur simplicité de réalisation (par rapport aux autres typologies des propulseurs) et à leur efficacité (par rapport aux propulseurs chimiques traditionnels). Les propulseurs à effet Hall sont aujourd’hui utilisés sur un très grand nombre des plateformes satellitaires (surtout pour les télécommunications). Les composants principales d’un propulseur à effet Hall sont : le circuit magnétique, le canal plasma, l’anode (placé au fond du canal plasma avec injecteur du gaz) et la cathode (placée à l’extérieur du canal plasma). Le fonctionnement d’un propulseur à effet Hall est basé sur la génération d’un champ électrique axial (généré entre l’anode et la cathode) et d’un champ magnétique radial (perpendiculaires entre eux). Le champ magnétique a le rôle de former une zone de très forte concentration électronique (il emprisonne les électrons générés par la cathode) pour permettre aux atomes neutres du gaz de se ioniser. Le champ électrique a le rôle d’accélérer les ions vers l’extérieur du canal. Cette accélération génère la poussée. Le champ magnétique joue un rôle crucial dans le fonctionnement d’un propulseur à effet Hall. La forme du champ magnétique impacte sur les performances propulsifs et sur l’érosion du propulseurs. La topologie magnétique classique des propulseurs à effet Hall n’a subi presque pas des changements depuis les années de développement de cette technologie parce qu’elle garanti des performances propulsifs assez satisfaisantes. Aujourd’hui, avec les nouvelles exigences propulsifs, il y a une très forte nécessité des moteurs avec une durée de vie plus longue. Des nouvelles topologie magnétique innovante sont proposés aujourd’hui comme par exemple le "Magnetique-Shielding" ou le "Wall-Less" . Ces topologies magnétique bouleverse complètement la topologie magnétique classique (en gardant des performances propulsif satisfaisantes) pour protéger le moteur de l’érosion du plasma. Dans cette thèse une autre approche a été adopté. Nous avons pensé d’utiliser une topologie magnétique classique et de déplacer les parties du circuit magnétique attaquées par l’érosion vers des zones moins dangereuses. Nous avons agit sur la forme du circuit magnétique et pas sur la forme de la topologie magnétique pour garder les même performances propulsifs de la topologie magnétique classique. L’objectif de la thèse était de créer des outils pour le design et l’optimisation des circuits magnétiques des propulseurs à effet Hall. Un algorithme nommé ATOP a été créé dans l’équipe de recherche GREM3 du laboratoire LAPLACE de Toulouse. Cette thèse a contribué à la création de la section d’optimisation paramétrique (ATOPPO) et d’une section d’optimisation topologique basée sur les algorithmes génétiques (ATOPTOga) de l’algorithme ATOP. Les algorithme conçues dans cette thèse permettent d’optimiser des propulseurs existants (en terme de forme, masse et courant) ou de concevoir des nouveaux propulseurs (nécessité de concevoir un nouveau propulseur capable de reproduire une topologie magnétique précise). Les algorithmes développées ont démontrés leur efficacité à travers leur application sur un propulseur réel, le PPS-1350-E® de SAFRAN. Ce propulseur a été optimisé en terme de masse et de courant bobines (minimisation de la masse et du courant bobines). Les algorithmes développés ont démontré donc leur efficacité comme instrument d’optimisation et de design. Ces deux algorithmes ont été utilisé pour le design d’un circuit magnétique innovant qui a comme objectif de réduire l’érosion du moteur. Les résultats de ce processus de design ont amené à la réalisation et à la construction d’un prototype qui possède la même topologie magnétique du propulseur PPS- 1350-E® commercialisé par SAFRAN mais avec une circuit magnétique de forme différente.

Les propulseurs plasmiques de type Hall possèdent des caractéristiques fonctionnelles qui répondent particulièrement bien aux besoins en propulsion des nouvelles générations de satellites. Le fonctionnement de ces propulseurs est basé sur la création et l'accélération d'un plasma de xénon dans une décharge en champs croisés E x B. Dans le cadre d'un groupement de recherche constitué du CNRS, du CNES, de la SNECMA et de l'ONERA, un effort particulier est porté pour améliorer la compréhension des mécanismes physiques qui gère le fonctionnement de ces propulseurs. L'étude expérimentale de la réponse du moteur à des extinctions de courant obtenues avec un interrupteur ultra-rapide a pris une place particulière dans cette thèse. Cette approche a permis d'apporter un nouvel éclairage sur les processus collisionnels de création du plasma et a rendu possible une caractérisation fine du comportement dynamique de la décharge. Le transport des électrons dans la décharge à travers le champ magnétique reste encore un problème ouvert. Des mesures à l'aide d'antennes large-bande ont permis d'observer la corrélation entre le développement d'instabilités haute fréquence (6 MHz) et une augmentation macroscopique du courant. Ces mesures mettent en évidence l'existence d'un transport turbulent des électrons dans la décharge.

Les propulseurs plasma à courant de Hall sont aujourd’hui une technologie mature et couramment utilisée dans l’industrie spatiale pour la mise à poste et le contrôle d’orbite de satellites. Malgré cela, la compréhension de la physique régissant le fonctionnement de ces propulseurs et encore lacunaire. Des phénomènes tels que le transport anormal des électrons dans le canal du propulseur ou la dépendance des performances du propulseur au matériau de paroi ne sont pas compris. Par conséquent le développement et la qualification de nouveaux propulseurs passent par de longues études empiriques sans garantie de succès. La compréhension de la physique des plasmas de propulseurs est donc une problématique clé pour permettre le développement et l’amélioration de cette technologie.Cette thèse consiste en la caractérisation par la modélisation et par des mesures expérimentales de l’interaction entre le plasma d’un propulseur à courant de Hall et les parois dudit propulseur. Cette thèse s’est concentrée sur le phénomène d’émission électronique induite par impact d’électrons (i.e. l’émission d’électrons par les parois du propulseur lorsque celle-ci est soumise à un flux incident d’électrons).La thèse s’est déroulée en trois étapes. Dans un premier temps un modèle d’émission électronique adapté au besoin des modélisations particulaires de plasma de propulseur a été développé et validé par comparaison à des données expérimentales réalisées à l’ONERA. Dans un second temps, ce modèle d’émission électronique a été introduit dans une simulation particulaire de plasma de propulseur développé au Laplace et modifié pour les besoins de cette thèse. Enfin une étude paramétrique a été réalisées afin d’évaluer l’influence de l’émission électronique sur le comportement global du plasma de propulseur.La première partie de cette thèse a permis de réaliser la caractérisation de l’émission électronique pour des matériaux représentatifs du canal des propulseurs à courant de Hall (silice et nitrure de bore). Par ailleurs, un travail de mesure et de calibration a été réalisé afin de caractériser le rendement énergétique de l’interaction entre une population d’électrons et une paroi. Ces nouvelles mesures et ce nouveau protocole de mesure ont donné lieu à la publication de deux articles. La seconde partie de cette thèse a permis de réaliser un modèle détaillé d’émission électronique adapté aux contraintes des modélisations particulaire (temps de calcul réduit, dépendance à différents paramètres physiques, etc.). Cette thèse a permis de montrer un impact non-négligeable de l’émission électronique sur le bilan énergétique du propulseur et sur les fonctions de distributions des ions et des électrons dans le plasma ¬du propulseur
Nowadays, plasma Hall thrusters are used in space industry for satellites orbit rising and satellites attitude control. Nonetheless, the comprehension their physical functioning remains patchy. Several phenomena such as abnormal electron mobility or the thrusters performance dependency to wall material are still not understood. Consequently the current process to improve and qualify Hall thrusters are involving expansive and time-consuming experimental validation which, in the end, does not ensure the release of an operational thruster. Consequently, plasma behaviour in Hall thruster is a key topic of research, which could lead to non-negligible improvement in Hall thruster technology development.This Ph.D. consists in the modelling and characterization of plasma/wall interaction in Hall thrusters and its impact on Hall thruster’s performance. This Ph.D. has focused on the influence of the electron emission under electron impact on Hall thruster’s performances. It has been divided into three parts. Firstly, an experimental investigation has been carried out in order to obtain reference data on materials commonly used as plasma thruster wall (bore nitride and silicon dioxide). A literature review has been made in order to find a theoretical basis fitted to the elaboration of an electron emission model fitting the requirement of a particle in cell simulation of a Hall thruster. In second part, a detailed electron emission model based on this literature review and validated by comparison to experimental data and to a Monte-Carlo model developed in ONERA (called OSMOSEE) has been developed. This model offers the possibility to describe electron emission yield, angular and energy distribution of emitted electrons depending on various physical parameters (e.g. incident electron energy, incident electron angle, impinged material, etc.). Besides, as it is an analytical model, it computes in a reduced time (a few minutes to one hour). In a third and last part, this electron emission model has been implemented in a Particle-In-Cell (PIC) simulation of Hall thruster’s plasma and a parametric study has been carried out in order to characterize the influence of electron emission phenomenon on global plasma behaviour. This parametric study has shown that electron emission has a non-negligible impact on energy balance at plasma/wall interface and on electron distribution function in the plasma, which can’t be considered as Maxwellian

Dans un propulseur à courant de Hall, la création des ions et leur accélération sont régis par le même phénomène physique. L'idée du propulseur de Hall double étage (DSHT) est de découpler l'ionisation du gaz (poussée) et l'accélération des ions (ISP), de sorte à rendre le système davantage versatile. Les travaux menés durant cette thèse visent à démontrer, grâce à des essais expérimentaux, la pertinence et la faisabilité d'un tel concept. Dans un premier temps, un prototype de DSHT, baptisé ID-HALL, a été conçu et assemblé. Il est constitué d'une source inductive magnétisée insérée dans un tube en céramique et d'un étage d'accélération identique à une barrière magnétique de propulseur simple étage. La source inductive a été optimisée de sorte à réduire le couplage capacitif et à maximiser l'efficacité du transfert de puissance par ajout de pièces en ferrite et diminution de la fréquence RF d'excitation. Dans un deuxième temps, la source inductive du propulseur a été caractérisée indépendamment du propulseur en argon et xénon pour différentes pressions. Le dispositif expérimental a permis notamment de tracer une cartographie 2D de la densité et de la température. Enfin, le propulseur a été monté dans son caisson et des mesures préliminaires (caractéristiques courant-tension, mesures par sonde RPA) ont été menées. En parallèle, des simulations utilisant un modèle hybride 2D ont été effectuées en mode simple et double étage. Elles mettent en évidence un fonctionnement versatile du moteur pour des tensions inférieures à 150 V. A terme, on visera à démontrer que la densité de courant et l'énergie des ions peuvent être, dans certaines conditions, significativement découplées
In Hall thrusters, the same physical phenomenon is used both to generate the plasma and to accelerate ions. Furthermore, only a single operating point is experimentally observed. The double stage Hall thruster (DSHT) design could allow a separate control of ionization (thrust) and ions acceleration (ISP) to make the system more versatile. The work carried out during this PhD aims to experimentally demonstrate the relevance and the feasibility of this concept. Firstly, a new design of DSHT, called ID-HALL, was proposed and a new prototype was built. It combines the concentric cylinder configuration of a single stage Hall thruster with a magnetized inductively coupled RF plasma source (ICP) whose coil is placed inside the inner cylinder. The ICP source was improved in terms of power coupling efficiency by adding ferrite parts and by decreasing the heating RF frequency. The ICP source used in the ID-HALL thruster was then characterized independently of the thruster using argon and xenon and varying pressure. The experimental setup has allowed to measure the spatial variations of the electron density and temperature. Finally, the thruster was mounted in its vacuum chamber and preliminary measures (voltage-current characteristics, RPA measurements) were led. At the same time, simulations using a two-dimensional hybrid model were performed in single and double stage. A versatile operation for voltages lower than 150 V was highlighted. An emphasis will be given to demonstrate that the current density (given by the ion flux probe) and the ions energy (given by the RPA) might be significantly decoupled

La propulsion ionique est un besoin pérenne des satellites et des engins spatiaux, du fait des économies substantielles réalisées sur la masse embarquée. Avec l’apparition des missions scientifiques toujours plus ambitieuses et nécessitant de hauts degrés de précisions telles que le contrôle très précis de la position des satellites, les phénomènes d’interférométrie dans l’espace, la compensation de la traînée dans la haute atmosphère, et les expériences en microgravité, de nouvelles solutions technologiques sont développées par la communauté scientifique notamment la technologie des réacteurs électriques à effet de champ baptisé FEEP. Ces micropropulseurs qualifiés de nouvelles générations, de dimension d’environ 10 cm de diamètres, ultra précis, et capables de produire une modulation de poussée Newton appropriée, constituent un challenge extrême dans ces nouvelles applications scientifiques. Si cette technologie semble désormais mûre, il n’en demeure pas moins que beaucoup de chemin reste à parcourir pour obtenir des propulseurs FEEP optimisés. Dans ce cadre, un diagnostic précis des propriétés du plasma en fonction de la configuration du moteur reste indispensable. L’objectif de notre travail était d’apporter une contribution substantielle à l’amélioration des modèles pour un plasma d’Indium utilisé pour ces diagnostics. Notre premier travail a consisté à construire la base des données atomiques fiables. La compilation des données publiées nous a permis d’obtenir les niveaux d’énergie considérés avec une très bonne précision, qui sont en très bons accords avec les spectres expérimentaux. Des incertitudes plus grandes sont néanmoins apparues dans la détermination des coefficients de taux radiatifs et de collision. La deuxième étape de notre travail a été d’intégrer notre base de données dans des modèles cinétiques ou statistiques avec lesquels nous avons évalué l’évolution de l’état d’ionisation du plasma et de la distribution des populations des états excités en fonction de la température Te et de la densité Ne des électrons libres. La densité des propulseurs étant faible, nous sommes partis du modèle Coronal, à partir duquel, par une approche hybride, nous avons également estimé la distribution des états excités. L’estimation du domaine de validité de l’approximation Coronale que nous avons faite indique que les plasmas de propulseur sont à la limite de ce domaine, et même assez nettement en dehors selon les niveaux atomiques et ioniques que l’on considère. Nous avons donc construit un code Collisionnel-Radiatif détaillé, nommé CORAD, qui traite de façon plus exacte la cinétique des états de l’In I, II et du fondamental de l’In III. A l’aide de ce code, nous avons analysé l’influence de la densité électronique sur l’ionisation moyenne et la densité de population. Le code CORAD redonne bien les deux limites Coronale et ETL à basse et à haute densité électronique ainsi que le régime entre ces deux limites. La dernière partie de notre travail a été dédiée à l’analyse de spectres expérimentaux. L’identification des raies a dans tous les cas, donné un très bon accord entre les valeurs expérimentales et notre base de données. L’analyse du spectre ne nous a ainsi pas permis de conclure sur la densité du plasma. Néanmoins, nous avons pu à partir de certaines raies, retrouver le bon ordre de grandeur pour la température des électrons. La comparaison des raies de l’In I et de l’In II nous a amené à conclure que l’ensemble du spectre ne peut être interprété en supposant une source homogène à une température fixée
The ionic propulsion is currently a need of satellites and spacecraft, due to the substantial saving accomplished on the loaded mass comparing with traditional chemical thrusters. With the arising of more ambitious scientific projects, requiring detailed control as satellites, spatial interferometry, compensation of trail in the high atmosphere, and experiments in microgravity, new technological solutions are developed by the scientific community, notably the technology of electrical reactors with field effect so called FEEP (Field Emission Electric Propulsion). These new generation microthrusters, with dimension about 10 cm in diameter, with ultra precision control capability, and able to produce an appropriate thrust modulation in the Newton scale, constitute an extreme challenge in these new scientific applications. If this technology seems to be mature, nonetheless we are still from constructing optimized thrusters FEEP. In this frame, a definite diagnostic of plasma properties remains necessary. The objective of our work was to contribute substantially to the improvement of models for Indium plasmas used for these diagnostics. Our first work was the construction of suitable atomic database. The compilation of published data allowed us to get energy levels considered with good precision, which are in very good agreements with the experimental spectra. However, larger uncertainties appeared in the determination of radiative and collisional rates coefficients. The second part of our work was to insert our atomic database into kinetic and statistical models. With these models, we evaluated the ionization state evolution of the plasma and the distribution of the excited states population as a function of the temperature Te and the density Ne of free electrons. The density of thrusters being weak, we start with a Coronal model, from which, by a hybrid approach, we also estimated the excited states distribution. The domain validity estimation of Coronal approximation shows that the plasmas of thrusters are on this domain’s limit and even beyond for some of atomic and ionic levels considered. We therefore constructed a detailed Collisional Radiative code, named CORAD, which treats in a more precise manner the kinetics of the states of In I, II and the fundamental state of In III. With this code, we have analyzed the influence of the electronic density on the medium ionization and on the population density. The code CORAD gives both the Coronal and ETL limits in low and in high electronic density and in the regime between these two limits. The last part of our work was devoted to the analysis of experimental spectra. The energies of spectral lines have been found for all the cases in very good agreement with our atomic database. The analysis of the spectra does not allow us to estimate accurately the plasma density. However, we have obtained a good estimation of the electronic temperature. The comparison of In I and In II lines led us to conclude that the whole spectra cannot be interpreted by assuming a homogeneous source at a uniform temperature

"Lorsqu'un matériau est exposé à un plasma, une région interface nommée gaine se développe et régule les interactions plasma-matériau. Cette thèse est consacrée à l'étude du phénomène de gaine en présence d'émission électronique secondaire qui est l'émission d'électrons par le matériau consécutive à l'impact des électrons provenant du plasma. Afin de s'affranchir des contraintes fortes des modèles analytiques de ce phénomène, telles que la condition de plasma Maxwellien, un modèle numérique (PIXIE) de type Particle-In-Cell a été développé. Une méthode, dite de "temps numériques", est proposée et permet de simuler des plasmas complexes d'ions lourds avec des temps de calcul relativement faibles. Après validation, PIXIE a été appliqué à l'étude des interactions entre le plasma et le matériau de la chambre de décharge des propulseurs à effet Hall pour satellites. Nous avons ainsi pu mettre en évidence la capacité de l'émission secondaire à jouer un rôle prépondérant dans la conductivité électronique de ce type de propulseur. Une conséquence de l'emission secondaire étant une modification du potentiel de la surface du matériau, nous avons conçu et mis en œuvre une méthode expérimentale permettant de mesurer ce potentiel pour un diélectrique exposé à un plasma. "

Le propulseur à plasma stationnaire, utilisé pour les changements d’orbite, est un moteur équipant les satellites géostationnaires. Son principe de fonctionnement est la création d’un plasma sous champ magnétique amenant à la génération d’un faisceau d’ions responsable de la poussée. Le but de cette thèse est de proposer un modèle numérique du propulseur et comprendre les oscillations basse fréquence du courant ionique observées expérimentalement. Dans un premier temps, on écrit un modèle axisymétrique, transitoire, quasineutre. Les équations de transport, fluides pour les électrons, cinétiques pour les particules lourdes, sont résolues respectivement grâce à un schéma aux volumes finis et une méthode particulaire. Les problèmes liés a cette méthode sont traités : instabilités de grille, terme source, coût CPU. Dans un deuxième temps, on propose un modèle qui permet de caractériser les oscillations en fonction du champ magnétique. Puis on valide qualitativement les résultats numériques.

La cathode creuse est un élément clef des propulseurs à plasma. Dans un propulseur à plasma, un gaz propulsif est ionisé dans un canal de décharge puis accéléré hors de celui-ci afin de créer la poussée. Dans le propulseur de Hall en particulier, l'ionisation du gaz est provoquée par l'injection dans le canal de décharge d'un intense courant électronique (de quelques ampères à plus d'une centaine d'ampères). L'élément chargé de fournir le courant électronique de la décharge, la cathode creuse, est crucial dans le fonctionnement du propulseur. Or, celle-ci est souvent idéalisée dans les modèles de propulseur et n'est que rarement étudiée pour sa physique propre. Pourtant, le développement de propulseurs de Hall de haute puissance, destinés à terme à équiper l'ensemble des missions spatiales, requiert la mise au point de cathodes capable de délivrer un fort courant (jusqu'à plus de 100 A) sur des durées de l'ordre de la dizaine de milliers d'heures. Or, la mise au point de nouvelles cathodes s'est révélée difficile en raison de l'absence de modèle susceptible de prédire a priori les performances d'une cathode en fonction de sa conception. On se propose ici de mettre en place un modèle prédictif de cathode creuse capable de retranscrire la physique du fonctionnement de la cathode. L'objectif in fine est bien sûr d'utiliser ce modèle afin de faire le lien entre la conception de la cathode et son fonctionnement dans le but de guider le développement de futures cathodes. On présentera tout d'abord brièvement le contexte d'application des cathodes creuses, et on donnera un rapide aperçu du principe de fonctionnement global de la cathode. Ensuite, après avoir effectué un tour d'horizon des différents modèles numériques de cathode creuse préexistants dans la littérature, on détaillera le modèle de la cathode développé ici, qui incorpore une description fluide du plasma, ainsi que des transferts thermiques aux parois, qui conditionnent en grande partie le bon fonctionnement de la cathode. Un soin particulier sera apporté à la validation des résultats de simulation vis-à-vis des mesures expérimentales disponibles dans la littérature, ce qui nous permettra de perfectionner certains points du modèle afin de mieux traduire la réalité physique. En particulier, une modélisation spécifique de la région de transition entre la décharge interne de la cathode et la plume du propulseur sera réalisée. Ce modèle permettra de mettre en évidence certains phénomènes d'instabilité du plasma spécifiques de cette décharge, qui ont été jusqu'ici observés expérimentalement mais jamais pleinement intégrés aux modèles de cathode creuse. A l'aide du modèle validé, on procèdera à l'analyse physique de l'ensemble des phénomènes qui gouvernent le fonctionnement d'une cathode particulière, la cathode NSTAR développée par la NASA au Jet Propulsion Laboratory. Ensuite, on s'appuiera sur le modèle numérique pour comprendre l'impact sur le fonctionnement de la cathode des choix de conception au travers d'une étude paramétrique autour de la cathode NSTAR. Les tendances dégagées nous permettront de formuler des recommandations quant au développement de cathodes de haute puissance. Enfin, dans le but d'illustrer la versatilité du modèle développé, le comportement d'une cathode creuse employant une géométrie alternative à la cathode NSTAR sera également présenté
A hollow cathode is a critical component of plasma thrusters. In a plasma thruster, a propellant gas is ionized in a discharge chamber and accelerated out of it so as to generate thrust. In Hall thrusters in particular, the ionization of the gas is caused by an intense electron current (from a few to hundred amps) which flows through the discharge chamber. The hollow cathode is the device which is responsible for providing the discharge current. This key element is often idealized in thruster numerical models and its physical behavior is rarely studied for its own sake. Yet, developing high power Hall thrusters, designed to propel in the long run every type of space mission, requires new hollow cathodes able to supply an intense electron current (over 100 A) over a duration on the order of ten thousand hours. So far, designing new cathodes proved difficult because of the lack of model capable of predicting the performance of a cathode based on its design. In this work, we build up a predictive model of a hollow cathode capable of simulating the physics relevant to the operation of the cathode. In the end, we aim at using this model to associate design characteristics of the cathode to key aspects of the cathode performance during operation. Our goal with this model is to guide the development of future high power hollow cathodes. We will first briefly describe the range of application of hollow cathodes related to space propulsion. Then we will give a brief account of the working principles of the cathode and we will set the numerical models available in the literature prior to this one out. The numerical model developed in this work will then be described. It includes a fluid treatment of the plasma as well as an account of the heat fluxes to the walls which largely control the performance of the cathode. Simulation results will be thoroughly compared to experimental measurements available in the literature and specific aspects of the model will be refined to match up simulation results with the physical reality. For instance, a model that specifically represents the transition region between the internal plasma of the cathode and the plume of the cathode will be described. This model will enable us to highlight plasma instability phenomena which were so far observed experimentally, yet never properly included in hollow cathode models. Using the model just developed, we will analyze the physics of a particular hollow cathode which has been developed by NASA at the Jet Propulsion Laboratory, the NSTAR hollow cathode. Then, thanks to the numerical model, we will be able to carry out a parametric study revolving around the design of the NSTAR cathode. This will allow us to bring out the influence of the design on the cathode performance and we will eventually express recommendations regarding the design of future high power cathodes. To conclude, the versatility of the numerical model built up here will also be displayed through simulations of the behavior of a hollow cathode based on an alternate geometry

PEGASES est un nouveau propulseur conçu et développé au LPP. Un propulseur électrique classique éjecte de la matière positive à grande vitesse depuis un plasma électropositif pour générer la poussée. La nouveauté introduite par PEGASES est le fait que la poussée est générée par l'accélération successive d'ions positifs et d'ions négatifs issus d'un plasma ion-ion continu. Le propulseur PEGASES est composé de trois étages: (i) un étage d'ionisation constitué d'une source radiofréquence (rf) pour le couplage inductif d'un plasma électronégatif à partir d'un gaz contenant des halogènes, (ii) un étage de filtrage magnétique des électrons pour obtenir un plasma ion-ion, et (iii) l'étage d'accélération des ions utilisant des grilles polarisées alternativement pour créer un champ électrique dont le sens varie dans le temps. Durant ma thèse, j'ai travaillé essentiellement sur les premier et troisième étages sur deux prototypes de PEGASES. Un plasma ion-ion a été obtenu dans le premier prototype à partir de SF6 grâce à un filtrage magnétique important. Mais des limitations inhérentes et significatives rendent les performances insuffisantes pour le processus d'accélération voulu. Afin d'obtenir une source d'ions électriquement performante, le second prototype utilise une source inductive plane avec une bobine à noyau de ferrite et une boîte d'accord d'impédance comportant un transformateur à faibles pertes. Le couplage capacitif parasite a été réduit en optimisant la boîte d'accord et les progrès sont évalués grâce à la mesure du spectre du potentiel plasma par sonde capacitive. Le plasma est étudié à l'aide de sondes de Langmuir et d'un analyseur de l'énergie des ions (RFEA) dans les deux prototypes. Le potentiel d'un plasma ion-ion peut être contrôlé par une électrode polarisée en contact avec le plasma. L'accélération des ions issus du plasma ion-ion est étudiée dans le cas continu où la polarisation des grilles est fixée puis en imposant une tension créneau d'amplitude comprise entre 0 et ± 350 V avec une fréquence de 1 kHz. Dans le cas alternatif, les ions positifs et les ions négatifs sont accélérés durant les demi-périodes de polarisation positive et négative respectivement. L'énergie respective des deux populations d'ions peut être contrôlée indépendamment, en continu et en alternatif. Avec ces résultats est démontrée la faisabilité du concept PEGASES et l'étude du propulseur peut passer à l'étape de développement et réalisation.