Dissertations / Theses: 'Propulseurs à plasmas'

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Vial, Vanessa. "Etudes physiques et paramétriques de propulseurs plasma pour applications spatiales." Orléans, 2004. http://www.theses.fr/2004ORLE2061.

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Abstract:

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.

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Rossi, Alberto. "Développement d'outils d'optimisation dédiés aux circuits magnétiques des propulseurs à effet Hall." Phd thesis, Toulouse, INPT, 2017. http://oatao.univ-toulouse.fr/19234/1/ROSSI_Alberto_public.pdf.

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Abstract:

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.

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Prioul, Mathieu. "Etude expérimentale des propulseurs de type Hall : processus collisionnels, comportement dynamique, micro-instabilités et phénomènes de transport." Orléans, 2002. http://www.theses.fr/2002ORLE2058.

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Abstract:

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.

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Villemant, Marc. "Modélisation et caractérisation expérimentale de l’influence de l’émission électronique sur le fonctionnement des propulseurs à courant de Hall." Thesis, Toulouse, ISAE, 2018. http://www.theses.fr/2018ESAE0038.

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Abstract:

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

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Dubois, Loic. "Etudes expérimentales du concept de propulseur de Hall double étage." Thesis, Toulouse 3, 2018. http://www.theses.fr/2018TOU30320/document.

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Abstract:

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

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Ndiaye, Abdoul Aziz. "Evaluation des constantes atomiques pour l'élaboration des modèles collisionnel-radiatifs." Paris 11, 2009. http://www.theses.fr/2009PA112043.

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Abstract:

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

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Jolivet, Laurent. "Étude de l'influence de l'émission électronique secondaire sur le phénomène de gaine et application aux propulseurs de satellite à effet Hall." Toulouse, ENSAE, 2000. http://www.theses.fr/2000ESAE0020.

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Abstract:

"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. "

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Chable, Stéphane. "Modélisation numérique d'un propulseur à plasma stationnaire." Toulouse, ENSAE, 2003. http://www.theses.fr/2003ESAE0007.

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Abstract:

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.

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Sary, Gaétan. "Modélisation d'une cathode creuse pour propulseur à plasma." Thesis, Toulouse 3, 2016. http://www.theses.fr/2016TOU30182/document.

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Abstract:

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

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Popelier, Lara. "Développement du propulseur PEGASES : source inductive à haute performance et accélération successive de faisceaux d'ions positifs et d'ions négatifs." Phd thesis, Ecole Polytechnique X, 2012. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00793098.

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Abstract:

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.

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Albarède, Luc. "Etudes expérimentales d'un propulseur à effet Hall : comportement stationnaire et dynamique du flux d'électrons." Orléans, 2004. http://www.theses.fr/2004ORLE2070.

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Abstract:

Les propulseurs à effet Hall sont actuellement considérés comme les plus performants pour le maintien en orbite des satellites géostationnaires et commencent à être utilisés pour la propulsion principale des sondes interplanétaires. L'étude présentée porte sur le plasma allant de la cathode creuse, source d'électrons, au canal de décharge. La cathode a d'abord été étudiée seule sans propulseur pour analyser ses propriétés en montage diode. Son influence sur le comportement d'un propulseur à effet Hall de type SPT-100 a été étudiée avec le moyen d'essais PIVOINE. Les performances globales ainsi que les fluctuations basses fréquences de la décharge ont été analysées au moyen de sondes, d'antennes et par spectroscopie d'émission. Le transport électronique et les fluctuations hautes fréquences du plasma ont été étudiés expérimentalement et analysés par un traitement de signal non linéaire et non stationnaire (Empirical Mode Decomposition).

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Leray, Gary. "PEGASES: Plasma Propulsion with Electronegative Gases." Phd thesis, Ecole Polytechnique X, 2009. http://pastel.archives-ouvertes.fr/pastel-00005935.

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Perez, Luna Jaime. "Modélisation et diagnostics d'un propulseur à effet Hall." Toulouse 3, 2008. http://www.theses.fr/2008TOU30155.

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Abstract:

Un des grands défis de l'exploration spatiale est de développer des engins spatiaux capables de parcourir de grandes distances avec le moins de carburant possible. Les propulseurs électriques, comme par exemple le propulseur à effet Hall, permet cela grâce à des vitesses d'éjection très élevées. J'ai cherché à comprendre pendant ma thèse la physique du fonctionnement de ces moteurs, en utilisant des modèles numériques et des diagnostics adaptés. Mon groupe d'accueil travaille depuis une dizaine d'années sur la modélisation hybride de ces moteurs. Pourtant la description fluide des électrons dans ce type de modèle pose encore un certain nombre de problèmes. Le premier, lié à la résolution des équations fluides en 2D, a été résolu grâce à un nouvel algorithme de résolution. Celui-ci nous permet désormais de modéliser plus facilement des moteurs à champ magnétique complexe. Le deuxième concerne la description du transport électronique, mal connu dans la configuration de ces moteurs. Une étude approfondie des résultats d'un modèle particulaire dans les directions axiale et azimutale m'a permis de montrer clairement l'influence d'une onde azimutale de champ électrique, présente dans le moteur, sur le transport électronique. L'étude de mesures expérimentales par spectroscopie laser m'a aussi permis de développer une nouvelle méthode capable d'extraire de ces mesures le profil du champ électrique et du terme source d'ionisation dans le moteur. La comparaison de ces mesures aux résultats du modèle hybride a mis en évidence les limites de la description du transport électronique utilisée jusque-là. Elle a aussi permis de définir une voie possible vers l'amélioration de notre modèle
One of the greatest challenges in space exploration is to develop spacecrafts capable of covering great distances with little fuel. Electric thrusters, among which is the Hall effect thruster, are capable of this thanks to their high exhaust velocity. During my PhD, I have tried to understand the physics involved in these thrusters, by means of numerical models and accurate diagnostics. My hosting group has been working on hybrid modeling of these thrusters for about ten years. However, the electron fluid description in such models is still a challenge. One of the problems of the fluid model is the difficulty of solving the fluid equations in 2D. This first problem has been overcome by using a new algorithm. This algorithm makes it now easier to study thrusters with complex magnetic fields. The second problem concerns electron transport which is not well understood. A deep study of a fully particle model in the axial and azimuthal directions has shown that an azimuthal electric field wave, present in the thruster, enhances the electron transport. Also, I have developed a new method to extract the electric field and ionization term profiles from laser spectroscopy measurements. The comparison between these results and those obtained with our hybrid model shows the limit of the electron transport description used until now. This comparison has also shown a possible path to follow in order to correctly describe the electron transport in hybrid models for Hall effect thrusters

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Vialis, Théo. "Développement d’un propulseur plasma à résonance cyclotron électronique pour les satellites." Thesis, Sorbonne université, 2018. http://www.theses.fr/2018SORUS344.

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Abstract:

Ce travail de thèse porte sur le propulseur électrique de type ECR (résonance cyclotron électronique) développé à l’ONERA. Ce propulseur quasi-neutre, qui utilise une tuyère magnétique pour accélérer le plasma, produit une poussée d’environ 1 mN pour des puissances inférieures à 50 W. Dans cette thèse, on se propose de développer et d’optimiser les diagnostics de mesure des performances du propulseur ECR, d’identifier les paramètres expérimentaux pouvant influencer les performances et d’améliorer la compréhension des phénomènes physiques ayant lieu dans le propulseur. Ces objectifs ont pour finalité l’amélioration des performances. Pour répondre à ces objectifs, plusieurs prototypes à aimant permanent ont été développés, et une balance permettant de mesurer directement la poussée a été modifiée pour caractériser le propulseur. Différentes études paramétriques ont été conduites, qui ont montré que les performances dépendaient directement du rapport entre le débit de xénon et la puissance micro-onde injectée. Il a également été observé que la longueur du conducteur externe de la source plasma et la pression ambiante ont une influence significative sur le niveau de performance. Après optimisation de la géométrie, un rendement total supérieur à 12 % a été obtenu. Des mesures séparées de la poussée thermique et magnétique ont permis de montrer que la composante magnétique était la contribution principale de la poussée dans tous les cas testés. Un code PIC 1D-3V a été utilisé pour simuler le comportement du propulseur, et a permis de reproduire le chauffage des électrons par résonance et l’accélération des espèces chargées dans la tuyère. L’ensemble des travaux ont mis en avant le rôle des composantes parallèle et perpendiculaire de la pression électronique
Electric propulsion is an alternative technology to the chemical propulsion that enables reducing propellant consumption for satellites. ONERA is developing an electric ECR thruster with a thrust around 1 mN and an electric power less than 50 W. The thruster creates a plasma by electron cyclotron resonance and accelerates it through a magnetic nozzle. In this thesis work, an optimization of the measurement diagnostics is done. The work also aims at identifying the important parameters for the performances of the thruster and at improving the understanding of underlying physics, in order to increase the thruster efficiency. Several prototypes have been developed and a thrust stand that can directly measure the thrust has been modified. Some parametric studies have been led and have shown that the thruster performance strongly depends on xenon mass-flow rate to microwave power ratio. It has also shown that the external conductor of the plasma source and the ambient pressure have a significant influence on the performances. Following a geometric optimization, a maximum total efficiency of more than 12% has been obtained. Separate measurements of the magnetic and thermal thrust have shown that the magnetic thrust is the main component of the total thrust. A 1D-3V PIC code has been used to simulate the behavior of the thruster. The analysis of the results has shown that the ECR heating and particle acceleration in the magnetic nozzle could be properly computed. The role of the parallel and perpendicular component of electron pressure has been evidenced by this work

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Garrigues, Laurent. "MODELISATION D'UN PROPULSEUR A PLASMA STATIONNAIRE POUR SATELLITES." Phd thesis, Université Paul Sabatier - Toulouse III, 1998. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00440015.

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Abstract:

Les Propulseurs à Plasma Stationnaire (SPT) sont des moteurs de petites tailles présentant des propriétés intéressantes pour les changements d'orbite basse et les corrections Nord-Sud et Est-Ouest des satellites. Le principe du fonctionnement d'un tel propulseur est basé sur la création d'un plasma hors équilibre stationnaire sous champ magnétique perpendiculaire à l'axe de la décharge qui conduit à la génération d'un faisceau d'ions utilisé pour propulser le satellite. Ce travail est d'autant plus d'actualité qu'un projet français doit permettre le lancement en 2000 du satellite STENTOR avec à son bord des propulseurs de type SPT. Le but de cette thèse est de mieux comprendre les phénomènes physiques se produisant dans les SPT à l'aide de modèles numériques. Un premier aspect a consisté à élaborer un modèle particulaire Monte Carlo capable d'apporter des éclaircissements sur le transport des électrons dans le moteur au travers d'une approche microscopique. Nous avons été conduits, dans un deuxième temps, à nous intéresser aux caractéristiques électriques (oscillations basses fréquences du courant de décharge, évolution du plasma) et aux performances du moteur (poussée, impulsion spécifique et efficacité). Pour cela, nous avons mis au point un modèle unidimensionnel, quasineutre, transitoire, auto-cohérent (approches fluide et hybride) permettant de suivre l'évolution de la décharge dans le canal. En formulant certaines hypothèses simplificatrices, nous avons pu conserver un temps de calcul assez faible pour pouvoir réaliser des études complètes et variées sur l'influence des paramètres extérieurs (débit de gaz injecté, potentiel appliqué, forme et valeur du champ magnétique) sur les caractéristiques du propulseur. Les résultats obtenus sont qualitativement en accord avec les résultats expérimentaux et avec les résultats obtenus à l'aide d'autres modèles.

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Guglielmi, Alexandre. "Propulseur à courant de Hall double étage à source RF inductive : étude expérimentale du fonctionnement et des instabilités basses fréquences." Thesis, Toulouse 3, 2020. http://www.theses.fr/2020TOU30243.

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Abstract:

Contrairement aux propulseurs chimiques servant à la mise à poste, les propulseurs électriques à courant de Hall sont des moteurs de petite taille utilisés pour le maintien à poste des satellites, le changement d'orbite et les missions interplanétaires. Souvent caractérisés par de faibles poussées, ils ont l'avantage d'avoir une vitesse d'éjection et une impulsion spécifique très importantes. Le principe de fonctionnement est basé sur l'ionisation d'un gaz rare (Xe, Kr) par une différence de potentiel appliquée au travers d'une barrière magnétique. La conductivité électronique localement plus faible dans la barrière conduit à créer un champ électrique dans cette région. Les ions sont alors soumis à ce champ et sont donc accélérés à des vitesses pouvant dépasser plusieurs dizaines de km/s. Le champ électrique au niveau de cette barrière est alors responsable de l'accélération des ions et donc, simultanément, de la poussée et de l'impulsion spécifique. Afin de pouvoir agir indépendamment sur ces deux derniers paramètres, un propulseur à courant de Hall double étage (ID-Hall, Inductive Double stage HALL thruster)) a été développé. Le premier étage est l'étage d'ionisation, constitué d'une source plasma indépendante à couplage inductif, et le second étage est l'étage d'accélération constitué de la barrière. À partir de différents outils de mesures (sonde de flux ionique, analyseur à champ retardateur, caméra haute vitesse, sondes courant-tension, anode segmentée, ...) et d'un modèle numérique (HALLIS), nous avons pu caractériser le plasma, ses instabilités, et les performances du propulseur. Malgré la cartographie magnétique singulière de ce propulseur, les caractéristiques en fonctionnement simple étage sont comparables à celles des propulseurs à courant de Hall classiques. En fonctionnement double étage, la source RF affecte de manière significative le transport des électrons dans le propulseur. De plus, d'autres résultats en double étage montrent qu'à basses tensions de décharge, le courant de décharge est inférieur à celui en simple étage. L'énergie des ions extraits est plus élevée en double étage et le courant d'ion présente une diminution avec l'augmentation de la puissance RF mais reste proche de celui en simple étage. Cette étude a été réalisée en Xénon et en Argon. Des oscillations basses fréquences de grandes amplitudes (Breathing Mode) ont été observées expérimentalement, analysées par sonde résolue en temps et comparées à des résultats obtenus par le modèle. D'autres instabilités azimutales (Rotating Spokes) ont aussi été mises en évidence, ainsi qu'étudiées électriquement et par imagerie.[...]
Unlike chemical thrusters, electric Hall current thrusters are small motors used for station keeping, orbiting, and interplanetary missions. Often characterized by low thrusts, they have the advantage of having a very high ejection speed and specific impulse. The principle is based on the ionization of a rare gas (Xe, Kr) by a potential difference applied through a magnetic barrier. The locally weaker electronic conductivity in the barrier leads to the creation of an electric field in this region. The ions are then subjected to this field and are therefore accelerated to speeds which may exceed several tens of km/s. The electric field at this barrier is then responsible for the acceleration of the ions and therefore, simultaneously, for the thrust and the specific impulse. In order to modify independently these two parameters, a double stage Hall thruster (ID-Hall, Inductive Double stage HALL thruster)) has been developed. The first stage is the ionization stage, consisting of an independent plasma source (ICP source), and the second stage is the acceleration region with the magnetic barrier. Using different diagnostics (ionic flux probe, retarding potential analyzer, high speed camera, current-voltage probes, segmented anode, etc.) and a numerical model (HALLIS), we were able to characterize the plasma, its instabilities, and thruster performance. Despite the singular magnetic mapping of this thruster, the characteristics in single stage operation are comparable to those of conventional Hall current thrusters. In dual-stage operation, the RF source significantly affects the transport of electrons in the thruster. In addition, other double-stage results show that at low discharge voltages, the discharge current is lower than at single stage. The energy of the extracted ions is higher in double stage and the ion current decreases with increasing RF power but remains close to the ion current in single stage. This study was carried out in Xenon and Argon. Low-frequency oscillations of large amplitudes (Breathing Mode) were observed experimentally, analyzed by time-resolved probe and compared to results obtained by the model. Other azimuthal instabilities (Rotating Spokes) have also been identified as well as studied electrically and by imaging. As soon as the source is active, at low RF power, these previous instabilities are strongly attenuated, while at higher power, other azimuthal instabilities appear (Striations). These azimutals instabilities were also studied around the source alone, by imaging in different gases and using a PIC-MCC model

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Perot, Triffault Carole. "Etude d'un propulseur plasmique et du jet de plasma associé." Orléans, 1999. http://www.theses.fr/1999ORLE2072.

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Abstract:

La competition resultant des enjeux commerciaux, scientifiques, strategiques et politiques impose dans la conception et le developpement des systemes spatiaux, des contraintes accrues notamment en termes de performances, de duree de vie, de fiabilite et de cout. La propulsion electrique, et en particulier les moteurs de type spt, est une technologie avancee et performante ou la poussee est generee en utilisant un champ electromagnetique croise pour accelerer les ions crees. La comprehension de certains processus physiques n'est pas encore acquise sur les propulseurs a plasma stationnaire, et c'est dans le but d'eclaircir ces phenomenes que s'inscrit le programme francais de recherche. Dans cette optique, l'etude entreprise dans le cadre de cette these, des effets des variations des parametres de fonctionnement, de la nature du gaz et des ceramiques du propulseur est indispensable pour interpreter les phenomenes physiques intervenant dans la decharge du moteur. De plus, l'etude effectuee sur le jet de plasma propulsif donne des informations sur les caracteristiques des modes de fonctionnement du moteur. Ces deux analyses sont complementaires et des mesures resolues en temps ont permis de mettre en evidence le comportement du jet en fonction des differentes conditions et de proposer des interpretations. Le couplage entre les oscillations du courant de decharge et les parametres du plasma a ete decrit et la presence de bouffee de plasma a ete observee et etudiee.

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Cannat, Félix. "Caractérisation et modélisation d'un propulseur plasma à résonance cyclotronique des électrons." Palaiseau, Ecole polytechnique, 2015. https://theses.hal.science/tel-01271986v2/document.

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Abstract:

L'objet de ce travail consiste à la caractérisation et à la modélisation d'un propulseur électrique à résonance cyclotronique des électrons. L’objectif est d’étudier la physique du propulseur (transfert d’énergie par résonance, processus d’ionisation, couplage micro-onde/plasma, processus d’accélération) afin d’améliorer ses performances, son efficacité ainsi que le développement d’outils de dimensionnement. Un prototype expérimental du propulseur a été caractérisé autour des degrés de libertés de fonctionnement tels que la fréquence, le champ magnétique, la puissance, la géométrie et le débit de gaz. Les résultats obtenus permettent de définir les conditions pour un fonctionnement nominal du propulseur en termes de performances et d’efficacité. Il a été montré que la position de la zone résonance ainsi que la pression de fonctionnement sont les deux paramètres clés pour l’optimisation du propulseur. Ces travaux de recherche ont permis d’augmenter les performances et le rendement total du propulseur. Pour une puissance de 30 Watts et un débit de 0. 1 mg/s, le propulseur fourni une poussée de 1 mN avec une impulsion spécifique de 1000 s pour 16 % d’efficacité totale. En parallèle, un modèle de décharge est adapté au propulseur. Il estime les performances du propulseur, permet d’identifier les points importants et apporte des perspectives de dimensionnement pour une nouvelle version du propulseur. Pour compléter ce modèle, des simulations préliminaires de propagation d’ondes électromagnétiques et de couplage micro-onde plasma magnétisé sont réalisées. Les résultats obtenues permettent de mieux comprendre la déposition de puissance micro-onde dans le propulseur
The purpose of this work is the characterization and theoretical investigation of an electron cyclotron resonance plasma thruster. The objectives is to study the physics of the thruster (energy transfer by cyclotron resonance, ionization process, coupling microwave/plasma and acceleration process) to improve his performances, efficiency and development dimensioning tools. An experimental prototype of the thruster was characterized around the operating freedoms degrees as frequency, magnetic field, the power, the geometry and the gas flow. The results are used to set the conditions for a nominal operation of the thruster in terms of performances and efficiency. It was shown that the position of the resonance area and the operating pressure are the two keys parameters for the optimization of the thruster. This research helped to increase performance and total efficiency of the thruster. For a power of 30 watts and a flow rate of 0. 1 mg/s, the thrust provided 1 mN with a specific impulse of 1000 s for 16 % total efficiency. In parallel, a discharge model is adapted to the configuration of the thruster. He estimates the thruster performance, identifies key points and provides sizing prospects for a new version of the thruster. To complete the model, preliminary simulations of electromagnetic wave propagation and microwave plasma coupling magnetized are carried out. The results obtained make it possible to better understand the microwave power deposition in the plasma source and reproduce the influence of the magnetic field observed experimentally

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Bredin, Jérôme. "D éveloppement de diagnostics électrostatiques pour le filtrage magn étique et la formation du plasma ion-ion dans le propulseur PEGASES." Phd thesis, Ecole Polytechnique X, 2013. http://pastel.archives-ouvertes.fr/pastel-00993207.

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Abstract:

PEGASES est un propulseur à grilles qui accélère à la fois des ions positifs et des ions négatifs pour la poussée. Il nécessite la création d'un plasma ion-ion afin de permettre l'extraction des ions négatifs. Pour obtenir un taux d'ionisation et un taux d'attachement efficaces, le plasma doit être composé de deux températures électroniques : une température élevée pour créer les ions positifs et une faible pour créer les ions négatifs. Ce plasma ion-ion est créé au moyen d'un filtre magnétique qui permet le refroidissement des électrons et qui ralentit leur diffusion. Avec cette méthode, on obtient une forte température électronique près de la zone d'ionisation, avant le maximum de champ magnétique, et une température faible dans la région en aval du filtre magnétique. Plusieurs problèmes se posent alors i) le plasma est excité à la RadioFréquence (RF), celle-ci est susceptible de créer des fluctuations RF du potentiel plasma importantes rendant les mesures de sondes difficiles, ii) les mesures électrostatiques dans les plasmas magnétisés sont rendues difficiles à cause de l'anisotropie des électrons dans un champ magnétique et iii) pour les mesures en plasma ion-ion (caractéristiques courant-tension symétriques) peu de théories existent pour extraire les paramètres plasmas dans nos régime de pressions. Deux diagnostics électrostatiques et un modèle pour extraire les paramètres plasmas dans les plasmas électronégatifs ont été mis au point pendant ma thèse au LPP. Le premier diagnostic est une sonde flottante capacitive permettant la mesure des fluctuations RF du potentiel plasma. Avec ces mesures, la source de PEGASES a été ajustée pour diminuer ces fluctuations. Le second diagnostic est une sonde de Langmuir adaptée pour faire des mesures dans les plasmas électronégatifs magnétisés. Le haut taux de gravure du gaz électronégatif utilisé ainsi que l'anisotropie électronique créée par le champ magnétique impose certaines contraintes sur les matériaux et les dimensions de la sonde de Langmuir. Le modèle reproduit les caractéristiques de sonde de Langmuir dans les plasmas électronégatifs supposant des distributions de Boltzmann. Depuis les courbes I-V mesurées et une procédure d'ajustement de courbe intégrée au modèle analytique il est possible de mesurer i) les températures et les densités des électrons et des ions positifs et négatifs pour les plasmas fortement électronégatifs ($n_-/ n_e>50$), et ii) la température des électrons et les densités des ions positifs et négatifs pour les plasma faiblement électronégatifs ($n_-/ n_e<50$). Ces diagnostics nous ont permis d'étudier l'effet de différents champs magnétiques sur un plasma électropositif et électonégatif. Dans le premier cas, nous avons montré que seul le gradient positif du champ magnétique induit une diminution de la température électronique, le minimum de température électronique est ainsi obtenu au maximum du champ magnétique. Ce minimum de température peut être contrôlé grâce à l'intensité du champ magnétique alors que la pression contrôle la température en amont du filtre. Lorsque qu'un gaz électronégatif est utilisé, un plasma ion-ion est créé environ 1 cm après le maximum de champ magnétique. Les densités d'ions sont relativement constantes au travers du filtre magnétique alors que la densité électronique chute de 3 ordres de grandeur. Contrairement aux plasmas électropositifs où le minimum de température électronique est obtenu au maximum de champ magnétique, la formation du plasma ion-ion est contrôlée par la pression et le ratio de SF6 dans le mélange. Un modèle simple basé sur la mesure des densités et des températures des ions a permis d'évaluer l'efficacité de PEGASES à $T=25$~mN.kW$^{-1}$ et $I_{\rm{sp}}=3790$~s, qui est dix fois moins pour une surface d'éjection quatre fois plus petite que le propulseur ionique à grille T6 de chez QinetiQ qui va propulser la mission Bepi-Colombo.

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Coche, Philippe. "Modélisation cinétique d’un propulseur à effet Hall." Toulouse 3, 2013. http://thesesups.ups-tlse.fr/1995/.

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Abstract:

Les propulseurs à effet Hall sont utilisés pour le maintien en poste des satellites géostationnaires. La singularité de ce type de moteur est l'utilisation d'un champ magnétique dont le rôle est de piéger des électrons et de permettre la formation d'une région à fort champ électrique. Les ions formés sont accélérés dans ce champ électrique puis extraits du plasma pour fournir la poussée. La compréhension du transport des électrons à travers les lignes de champ magnétique reste un enjeu crucial pour prédire le fonctionnement du moteur. Plusieurs mécanismes de transport comme les phénomènes collisionnels et la turbulence ont été identifiés mais leur contribution exacte n'a pas encore été élucidée. Sur la base de deux modèles numériques particulaires ("Particle-In-Cell"), composés de schémas de discrétisation des trajectoires explicite et implicite, ce travail de thèse se propose d'analyser le déroulement d'une décharge type afin d'isoler les mécanismes de transport électronique mais aussi, de mieux cerner l'influence de la turbulence plasma sur la nature de la décharge. L'accent est mis sur le caractère fortement instationnaire de celle-ci. Nous étudions aussi un mécanisme de transport particulier, gouverné par la turbulence et les collisions volumiques, à l'aide d'un modèle numérique particule-test
Hall effect thrusters are used for station-keeping of satellites in geostationary orbit. The originality of this kind of thruster is the use of a magnetic field which traps the electrons and creates a high electric field region. In this region, the ions are accelerated and extracted from the plasma to provide a thrust. Electron transport across the magnetic field lines is a major issue in predicting the thruster performance. Several transport mechanisms as collision phenomena and plasma turbulence have been identified to play a role but their exact contribution is still not clear. Based on two numerical particle models ("Particle-In-Cell"), composed of an explicit and implicit trajectory-tracking schemes, this work thesis aims at analyzing the proceeding of a discharge in order to isolate the transport mechanisms of electrons. It also aims at providing a better understanding of the plasma turbulence on the discharge behavior. We emphasize the strong unstationnary character of the discharge. We also study a particular transport mechanism, governed by turbulence and volumic collisions, using a particle-test numerical model

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LERAY, PHILIPPE. "Etude de la physique interne d'un propulseur a plasma stationaire par spectometrie optique d'emission." Paris 11, 1997. http://www.theses.fr/1997PA112418.

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Abstract:

Le spt est un propulseur a plasma stationnaire. Des champs electrique et magnetique croises sont crees dans un canal. Le xenon est ionise par les electrons pieges par le champ magnetique et emis par la cathode. Les ions sont acceleres hors du canal par le champ electrique et produisent une poussee. Ce moteur est utilise sur les satellites pour effectuer les corrections de trajectoires. L'etude d'un analyseur de masse et d'energie des ions de type mason est effectuee. Il est compose de trois grilles sur lesquelles differents potentiels sont appliques. La premiere possede un potentiel positif variable. Elle est transparente pour les ions dont l'energie est superieure a la valeur du potentiel applique. La deuxieme est polarisee par une forte tension negative et sert de grille acceleratrice. La troisieme possede un potentiel positif variable, superieur a celui de la premiere grille, et renvoie, vers la deuxieme grille, les ions dont l'energie est inferieure au potentiel applique. Ces ions reflechis percutent la deuxieme grille. L'emission secondaire qui en resulte est mesuree. Si le potentiel de la grille est inferieur a l'energie des ions pendant un laps de temps tres court, les especes ioniques sont detectees avec un certain retard qui est fonction de leur charge et de leur masse, par rapport au signal d'ouverture de la grille. L'analyseur fonctionne parfaitement en ce qui concerne l'analyse en energie. Mais un retard anormal du temps de vol des ions apparait experimentalement. Une etude theorique met en evidence que cette anomalie est la consequence de la distance de la premiere grille a la masse. La spectroscopie optique d'emission traduit les transitions radiatives emises a partir des niveaux excites de l'atome. La mesure est effecutee en 7 points le long du canal du spt. La comparaison des emissions de xe#+ et xe#+#+ permet d'estimer le rapport xe#+#+/xe#+. Un modele collisionnel radiatif permet d'interpreter les resultats experimentaux de la spectroscopie optique d'emission. Une fonction de distribution en energie des electrons (fdee) definie comme la somme de deux maxwelliennes est introduite, en association avec les equations cinetiques definissant les processus de peuplement et de depeuplement des niveaux, dans le modele. La comparaison du modele avec l'experience permet de deduire la densite electronique des deux populations le long du canal.

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Cavalier, Jordan. "Modèles cinétiques et caractérisation expérimentale des fluctuations électrostatiques dans un propulseur à effet Hall." Thesis, Université de Lorraine, 2013. http://www.theses.fr/2013LORR0130/document.

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Abstract:

L'étude des phénomènes turbulents se développant en sortie du propulseur de Hall est nécessaire pour pouvoir modéliser le transport anormal (par opposition au transport diffusif) des électrons à travers les lignes de champ magnétique. Les relations de dispersion de deux instabilités pouvant être responsables de ce transport ont été mesurées à des échelles millimétriques à l'aide du diagnostic de diffusion collective de la lumière. Ce travail de thèse s'attache à en donner une description aussi bien théorique qu'expérimentale, pierre à l'édifice de la compréhension du transport dans le propulseur. Une instabilité se propageant majoritairement dans la direction azimutale du propulseur y est caractérisée comme étant l'instabilité de dérive électronique ExB et un modèle analytique décrivant la fréquence expérimentale y est dérivé et validé. De plus, le manuscrit présente une méthode de déconvolution du signal de la diffusion collective de la fonction d'appareil pour ce mode. Une fois déconvoluées, les relations de dispersion expérimentales peuvent être ajustées par la fréquence du modèle analytique, ce qui permet de mesurer expérimentalement et de manière originale la température et la densité électronique dans le jet d'ions énergétiques du plasma du propulseur. Enfin, la seconde instabilité, se développant autour de la direction axiale du propulseur, est caractérisée comme l'instabilité double faisceau entre les ions simplement et doublement chargés du plasma
The study of turbulent phenomena that grow at the exit plane of the Hall thruster is required to modelize the anomalous transport (in contrast to the diffusion transport) of electrons across the magnetic field lines. The dispersion relations of two instabilities that can be responsible for this transport have been mesured at millimetric scales by mean of the collective light scattering diagnostic. The aim of the thesis is to describe them theoretically as well as experimentally, improving the understanding of the Hall thruster transport. In the thesis, an instability that propagates principally azimuthally is caracterized as the ExB electron drift instability and an analytical model that describes the experimental frequency is derived and validated. In addition, the manuscript presents an original method to unfold the signal of the collective scattering diagnostic from the instrumental function of this mode. Once corrected, the experimental dispersion relations can be adjusted by the frequency given by the analytical model, allowing to measure experimentally and in an original way the electron temperature and density in the energetic ion jet of the Hall thruster plasma. The second instability that is mainly propagating in the axial direction is caracterized as the two-stream instability between the simply and doubly charged ions of the plasma

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Gawron, Damien. "Phénomènes de transport ionique dans le plasma d’un propulseur à effet Hall à forte puissance : étude par spectroscopie laser." Orléans, 2007. http://www.theses.fr/2007ORLE2061.

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Abstract:

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.

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ROCHE, STEPHANIE. "Analyse par spectroscopie optique d'emission du plasma des propulseurs a effet hall - application a l'erosion des ceramiques." Paris 11, 2001. http://www.theses.fr/2001PA112119.

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Les propulseurs a plasma stationnaire (spt), egalement appeles propulseurs a effet hall, ont ete l'objet de nombreuses etudes et de nombreux developpements au cours de ces dernieres decennies. En effet ces moteurs presentent des caracteristiques interessantes pour la correction d'orbite de satellites geostationnaires ou pour la propulsion de sondes interplanetaires. La comprehension des mecanismes physiques intervenant dans ce type de decharge electrique, presentant un champ electrique et un champ magnetique croises, est l'un des enjeux du programme de recherche francais dans lequel s'inscrit cette these. La technique de spectroscopie d'emission optique utilisee permet une analyse in-situ et non perturbatrice du plasma. Les raies d'emission du plasma, resolues de maniere spatiale et temporelle, ont ete comparees a une simulation a l'aide d'un modele collisionnel-radiatif (cr). Les raies de xenon neutre ou ionise, gaz utilise comme propergol dans ce type de moteur, ainsi que les raies d'especes pulverisees a partir des ceramiques delimitant la decharge ont ete plus particulierement etudiees. Ce travail a permis de collecter des informations precieuses et originales sur la formation du plasma a l'interieur du canal pour les differents regimes de fonctionnement du propulseur. La comparaison au modele cr a permis d'acceder a de nombreuses informations sur les voies de peuplement des especes excitees. L'analyse des emissions de raies provenant des ceramiques a permis de caracteriser quantitativement l'erosion des parois en fonction des conditions de decharge.

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Ducrocq, Alexandre. "Rôle des instabilités électroniques de dérive dans le transport électronique du propulseur à effet Hall." Phd thesis, Ecole Polytechnique X, 2006. http://pastel.archives-ouvertes.fr/pastel-00002029.

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Abstract:

Le propulseur à effet Hall est un moteur à plasma utilisé pour le maintien en orbite et le contrôle d'attitude de satellites, et les petites missions interplanétaires. Son principe est basé sur une configuration de champs électrique et magnétique croisés pour accélérer des ions à hautes vitesses et créer ainsi une poussée. Le confinement des électrons dans une telle configuration, crucial pour son bon fonctionnement, pose le problème théorique de leur transport au travers des lignes de champ magnétique, la diffusion classique due aux collisions électron-neutre étant insuffisante. Ce travail de thèse fait la lumière sur un mécanisme de transport électronique anormal (par opposition à la diffusion classique) par la mise en évidence d'instabilités électroniques de dérive de fréquence 10-40 MHz et de longueurs d'onde de l'ordre du rayon de Larmor électronique (millimétrique) se développant en paquets de modes perpendiculaires au champ magnétique. Ces instabilités, générées par un couplage entre le mouvement cyclotronique des électrons et leur dérive, sont à l'origine d'un processus de diffusion stochastique électronique au travers des lignes de champ magnétique dont les propriétés sont proches de celles attendues dans le cadre du transport anormal.

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Darnon, Franck. "Comportements transitoires d'un propulseur a plasma de type spt 100 : caracteristiques dynamiques de la decharge, du plasma et du jet ionique." Orléans, 1999. http://www.theses.fr/1999ORLE2031.

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Abstract:

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.

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Peterschmitt, Simon. "Development of a Stable and Efficient Electron Cyclotron Resonance Thruster with Magnetic Nozzle." Thesis, Institut polytechnique de Paris, 2020. http://www.theses.fr/2020IPPAX053.

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Abstract:

Les propulseurs plasmas sont le sujet d’un intérêt grandissant pour équiper de petits satellites. Des miniaturisations de technologies matures ont été proposées ainsi que des concepts innovants, tels le propulseur à résonance cyclotron électronique muni d’une tuyère magnétique (ECRT). Ce propulseur pourrait réaliser une rupture technologique car il est sans grilles, sans neutraliseur et n’a besoin que d’un seul générateur. Le présent travail consiste à développer un ECRT accompagné du dispositif expérimental nécessaire, capable de démontrer avec précision une grande efficacité durant un fonctionnement prolongé en régime permanent. Les précédentes études sur l’ECRT étaient limitées par un manque de précision sur des mesures clés, en raison du dispositif et des technologies nécessaires à l’étude de ce propulseur. La procédure et le dispositif expérimentaux sont donc largement améliorés pour augmenter la précision des mesures. Toutefois, des spécificités dues à la tuyère magnétique compliquent l’interprétation des mesures de densité de courant d’ion. Notre analyse s’appuie donc principalement sur des mesures de poussées obtenues avec une balance. Par ailleurs, nous montrons que les performances du propulseur augmentent significativement quand on diminue la pression dans le caisson de test jusqu’à 10-7 mbar Xénon. En outre, d’éventuels effets de caisson sont explorés en testant le propulseur à l’ONERA (Palaiseau, France) et à JLU (Giessen, Allemagne). En prenant en considération ces difficultés expérimentales, nous étudions l’efficacité du propulseur en fonction de la géométrie de l’injection de gaz neutre, de la topologie du champ magnétique, et des conditions aux limites de la tuyère magnétique. De plus, nous abordons la question de l’érosion du propulseur, de deux manières : premièrement par une modification des matériaux et deuxièmement par une modification de la structure de couplage (coaxiale, ou guide d’onde circulaire). Le couplage de type guide d’onde produit des ions à des énergies trop faibles pour les exigences de la propulsion spatiale ; en revanche, une structure de couplage coaxiale usinée en graphite semble diminuer substantiellement l’érosion sans compromettre l’efficacité. Ces résultats permettent de concevoir et de tester un propulseur ~ 30 W et un propulseur ~ 200 W dont les performances sont répétables dans le temps. L’efficacité et la durée de vie sont considérablement augmentées : une première campagne de test indique une efficacité allant jusqu’à ~ 50% et une durée de vie estimée de un à quelques milliers d’heures. Pour éclairer les résultats expérimentaux, nous proposons une nouvelle démarche de modélisation, fondée sur l’étude des trajectoires des électrons et sur une approche du chauffage électronique au moyen d’une équation de Fokker-Planck. Cette démarche débouche sur le calcul de la fonction de distribution en énergie des électrons dans le propulseur ; celle-ci détermine le courant d’ions extrait et l’énergie des ions
Plasma thrusters are the subject of growing interest as a means for small satellite propulsion. Miniaturizations of mature technologies as well as innovative concepts have been proposed such as the electron-cyclotron resonance thruster with magnetic nozzle (ECRT). This thruster appears as a potentially disruptive technology because it is gridless, neutralizerless, and only requires one power supply. This work consists in the development of an ECRT with magnetic nozzle and its accompanying experimental test bench, able to accurately demonstrate high thruster efficiency during prolonged steady state operation. Previous studies on the ECRT were limited by a significant lack of accuracy on key measurements, due to the specific setup and technology needed for this thruster. The experimental procedure and the setup are thus heavily upgraded to improve the accuracy of experimental data. However, peculiarities of the magnetic nozzle complicate the interpretation of the ion current density measurements, thus our analysis of performance is mainly based on thrust balance measurements. Besides, thruster performance is shown to significantly increase when decreasing vacuum tank pressure down to 10-7 mbar Xenon, and facility effects are investigated by testing the thruster both at ONERA (France) and at JLU (Germany). Well aware of these experimental difficulties, we study the efficiency of the thruster as a function of neutral gas injection, magnetic field topology, and boundary conditions of the magnetic nozzle. In addition, we address erosion issues in two ways: first by a change of materials, and second by a change of coupling structure (coaxial, or circular waveguide). Waveguide coupling yields insufficient ion energies for space propulsion requirements but manufacturing the coaxial coupling structure with graphite appears to substantially mitigate erosion. These results enable to design and test a ~ 30 W and a ~ 200 W thruster consistently yielding state-of-the-art efficiencies as compared to other thruster types while having sufficient estimated lifetime. In order to shed light on the experimental outcomes, a new modelling approach is developed based on the study of electron trajectories and a Fokker-Planck heating model calculating the formation of the electron energy distribution function in the thruster

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Gerst, Jan Dennis. "Investigation of magnetized radio frequency plasma sources for electric space propulsion." Phd thesis, Université d'Orléans, 2013. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00977801.

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Abstract:

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.

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Gascon, Nicolas. "Etude de propulseurs plasmiques à effet Hall pour systèmes spatiaux : performances, propriétés des décharges et modélisation hydrodynamique." Aix-Marseille 1, 2000. http://www.theses.fr/2000AIX11059.

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Abstract:

Un propulseur à effet Hall est une décharge plasma basse pression en champs électriques et magnétiques croisés dont les performances sont particulièrement intéressantes pour le positionnement ou le transfert d'orbite des satellites et des sondes spatiales. Bien que la technologie des propulseurs à effet Hall ait atteint une certaine maturité (les premiers essais en vol, effectués sur des satellites soviétiques, datent du début des années 1970), plusieurs aspects de la physique associée restent mal compris : le transport des électrons, les phénomènes dynamiques et les interactions plasma-parois. Deux propulseurs à effet Hall ont été étudiés expérimentalement : un modèle de laboratoire dérivé du modèle de vol SPT-100, et un prototype de la famille "Aton". Une caractérisation paramétrique des performances et des oscillations des circuits électriques de décharge a été effectuée. Les paramètres du plasma ont été mesurés au moyen de sondes électrostatiques (sondes de Langmuir simples et analyseur à potentiel retardant). Une analyse théorique de la décharge a été menée au moyen d'un modèle magnéto-hydrodynamique 1D stationnaire mettant en évidence les différentes échelles de l'écoulement. L'importance du champ magnétique est soulignée. Les mesures de performances sont en faveur du prototype Aton, qui est cependant à un stade de développement moins avancé que le SPT-100.

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Guerrini, Gilles. "Etude expérimentale des phénomènes de décharge et propagation d'ondes dans les propulseurs ioniques à dérive d'électrons en cycle fermé." Aix-Marseille 1, 1997. http://www.theses.fr/1997AIX11021.

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Abstract:

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.

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Sadouni, Sarah. "Modélisation fluide du transport et des instabilités dans des sources plasma froid magnétisé." Thesis, Toulouse 3, 2020. http://www.theses.fr/2020TOU30014.

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Abstract:

Il est bien connu que les plasmas froids magnétisés dans des dispositifs tels que les propulseurs Hall et les sources d'ions montrent souvent l'émergence d'instabilités qui peuvent provoquer des phénomènes de transport anormaux et affecter fortement le fonctionnement du dispositif. Dans cette thèse, nous étudions les possibilités de simuler ces instabilités de manière auto-cohérente par la modélisation fluide. Cela n'a jamais été fait auparavant pour ces conditions de plasma froid, mais cela présente un grand intérêt potentiel pour l'ingénierie. Nous avons utilisé un code fluide quasi-neutre développé au laboratoire LAPLACE, appelé MAGNIS (MAGnetized Ion Source), qui résout un ensemble d'équations fluides pour les électrons et les ions dans un domaine 2D perpendiculaire au champ magnétique. On a constaté que dans de nombreux cas d'intérêt pratique, les simulations MAGNIS produisent des instabilités et des fluctuations du plasma. Un premier objectif de cette thèse est de comprendre l'origine de ces instabilités observées dans MAGNIS et de s'assurer qu'elles sont un résultat physique et non un artefact numérique. Pour ce faire, nous avons effectué une analyse de stabilité linéaire basée sur des relations de dispersion, dont les taux de croissance et les fréquences qui en sont issus analyse ont été comparés avec succès à ceux mesurés dans les simulations de MAGNIS pour des configurations simples et forcés à rester dans un régime linéaire. Nous avons ensuite identifié les principaux modes et mécanismes de ces instabilités (induits par les champs électrique et magnétique, le gradient de densité et l’inertie), connus de la littérature, susceptibles de se produire dans ces simulations de fluides. Par la suite, nous avons simulé l'évolution non-linéaire et la saturation des instabilités et quantifié le transport anormal généré dans différents cas relatifs aux sources d'ions en fonction de divers paramètres clés du système (champs électriques et magnétiques et température des électrons). Enfin, nous avons mis en évidence plusieurs limitations de MAGNIS, et plus généralement de modèles fluides, dues aux approximations physiques (quasi-neutralité, absence d'effets cinétiques). Nous avons montré que les modes fluides sont parfois les plus instables à des échelles infiniment petites où la théorie n'est plus valable et ne peuvent donc être résolues numériquement. Nous avons proposé différentes manières de remédier à ce problème par l’introduction de termes diffusifs inspirés de la physique à petite échelle (non-neutralité, rayon de Larmor), que nous avons ensuite testés dans MAGNIS
It is well known from experiments that magnetized low-temperature plasmas in devices such as Hall thrusters and ion sources often show the emergence of instabilities that can cause anomalous transport phenomena and strongly affect the device operation. In this thesis we investigate the possibilities to simulate these instabilities self-consistently by fluid modeling. This is of great potential interest for engineering. We used a quasineutral fluid code developed at the LAPLACE laboratory, called MAGNIS (MAGnetized Ion Source), solving a set of fluid equations for electrons and ions in a 2D domain perpendicular to the magnetic field lines. It was found that in many cases of practical interest, MAGNIS simulations show plasma instabilities and fluctuations. A first goal of this thesis is to understand the origin of the instabilities observed in MAGNIS and make sure that they are a physical result and not numerical artifacts. For this purpose, we carried out a detailed linear stability analysis based on dispersion relations, from which analytical growth rates and frequencies were successfully compared with those measured in MAGNIS simulations for simple configurations forced to remain in a linear regime. We then identified these linear unstable modes and their responsible mechanisms (involving parameters such as the density gradient, electric and magnetic fields and inertia), known from the literature, that are likely to occur in these fluid simulations. Subsequently, we simulated the nonlinear evolution and saturation of the instabilities and quantified the anomalous transport generated in different cases relevant to ion sources, depending on various key parameters of the system (electric and magnetic fields and electron temperature). Finally, we highlighted several limitations of MAGNIS, and more generally of fluid models, due to the physical approximations made (quasineutrality, absence of kinetic effects). We showed that the fluid modes are sometimes most unstable at infinitely small scales for which the theory is no longer valid and which cannot be resolved numerically. We proposed, and tested in MAGNIS, ways to overcome this problem by introducing effective diffusion terms representing small scale processes (non-neutrality, Larmor radius)

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Latocha, Vladimir. "Deux problèmes en transport des particules chargées intervenant dans la modélisation d'un propulseur ionique." Toulouse, INSA, 2001. https://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00002194.

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Abstract:

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

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Latocha, Vladimir. "Deux problemes en transport des particules chargees intervenant dans la modelisation d'un propulseur ionique." Phd thesis, INSA de Toulouse, 2001. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00002194.

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Abstract:

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.

\vspace*{1mm}
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.

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Garnier, Yvan. "Pulvérisation ionique de matériaux céramiques dans le cadre de la caractérisation d'un propulseur à effet hall." Toulouse, ENSAE, 1999. http://www.theses.fr/1999ESAE0023.

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Abstract:

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.

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Croes, Vivien. "Plasma discharge 2D modeling of a Hall thruster." Thesis, Université Paris-Saclay (ComUE), 2017. http://www.theses.fr/2017SACLX060/document.

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Abstract:

Alors que les applications spatiales prennent une place de plus en plus cruciale dans nos vies, les coûts d'opération des satellites doivent être réduits. Ceci peut être obtenu par l'utilisation de systèmes de propulsion électriques, plus efficients que leurs homologues chimiques traditionnellement utilisés. Une des technologies de propulsion électrique la plus performante et la plus utilisée est le propulseur à effet Hall, toutefois ce système reste complexe et peu compris. En effet de nombreuses questions, concernant le transport anormal des électrons ou les interactions plasma/paroi, sont encore ouvertes.Les réponses à ces questions sont basées sur des mécanismes cinétiques et donc ne peuvent être résolues par des modèles fluides. De plus les caractéristiques géométriques et temporelles de ces mécanismes les rendent difficilement observables expérimentalement. Par conséquent nous avons, pour répondre à ces questions, développé un code cinétique bi-dimensionnel.Grâce à un modèle simplifié de propulseur à effet Hall, nous avons observé l'importance de l'instabilité de dérive électronique pour le transport anormal. Ensuite en utilisant un modèle réaliste de propulseur, nous avons pu étudier les effets des interactions plasma/paroi sur la décharge plasma. Nous avons également pu quantifier les effets intriqués des émissions électroniques secondaires et de l'instabilité de dérive sur le transport anormal. Par une étude paramétrique sur les émissions électroniques secondaires, nous avons pu identifier trois régimes de décharge plasma. Finalement l'impact des ergols alternatifs a pu être étudié en utilisant des processus collisionnels réalistes
As space applications are increasingly crucial in our daily life, satellite operating costs need to be decreased. This can be achieved through the use of cost efficient electric propulsion systems. One of the most successful and competitive electric propulsion system is the Hall effect thruster, but this system is characterized by its complexity and remains poorly understood. Indeed some key questions, concerning electron anomalous transport or plasma/wall interactions, are still to be answered.Answers to both questions are based on kinetic mechanisms, and thus cannot be solved with fluid models. Furthermore the temporal and geometrical scales of these mechanisms make them difficult to be experimentally measured. Consequently we chose, in order to answer those questions, to develop a bi-dimensional fully kinetic simulation tool.Using a simplified simulation of the Hall effect thruster, we observed the importance of the azimuthal electron drift instability for anomalous cross-field electron transport. Then, using a realistic model of a Hall effect thruster, we were able to study the effects of plasma/wall interactions on the plasma discharge characteristics, as well as to quantify the coupled effects of secondary electron emission and electron drift instability on the anomalous transport. Through parametric study of secondary electron emission, three plasma discharge regimes were identified. Finally the impact of alternative propellants was studied

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Pigeon, Valentin. "Laser induced fluorescence study of plasma-insulator wall interaction involving secondary electron emission." Thesis, Aix-Marseille, 2019. http://www.theses.fr/2019AIXM0307.

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Abstract:

Dans les propulseurs à effet Hall, l’interaction entre le plasma et les parois en céramique a un impact sur la durée de vie et les performances de ces machines. Ceci est dû en partie à l’émission d’électrons secondaires (EES), capable de refroidir le plasma et peut déclencher de la turbulence et des instabilités. Pour ces raisons, il est nécessaire de comprendre l’interaction plasma-céramique et d’évaluer l’impact de l’EES. Cette étude est destinée principalement à caractériser les gaines plasma faisant face aux céramiques des propulseurs à effet Hall. Celles-ci sont comparées aux gaines d’autres matériaux utilisés en physique des plasmas en précisant l’influence de l’EES. La partie expérimentale de cette étude repose principalement sur le diagnostic de fluorescence induite par laser permettant de sonder les gaines plasmas de manière non-intrusive. La structure des gaines, les variations de la densité ionique et la forme des fonctions de distribution ionique sont présentées et discutées. Il apparaît que la gaine varie d’un matériau à l’autre et que l’EES des céramiques de propulseurs est plus faible que celle des autres céramiques étudiées. Ce dernier résultat est cohérent avec de précédentes études. D’autre part, la densité ionique atteint un maximum près de l’entrée de la gaine, un résultat non prédit par les théories de gaine. Les résultats expérimentaux sont comparés à un modèle de gaine 1D cinétique et à des simulations cinétiques, qui tous deux utilisent des taux d’émission secondaire disponibles dans la littérature. Enfin, la première étape pour la mesure de gaines plasma hautement émissive par fluorescence induite par laser est présentée
In Hall-effect ion thrusters, the interaction between the plasma and the ceramic walls has an impact on the devices’ lifetime and performances. This is partially due to the secondary electron emission (SEE), a phenomenon that may cool down the plasma, resulting in a lower ionization rate, and may trigger turbulence and instabilities. For these reasons, it is necessary to understand the plasma-ceramic wall interaction and evaluate the impact of the SEE. This study mainly focuses on plasma sheaths – the fundamental mechanism involved in plasma-wall interaction – standing in front of Hall thrusters’ ceramics. Those sheaths are compared to other materials’ ones used in plasma devices, and the influence of the SEE on them is studied. The experimental part of the study mainly relies on the laser induced fluorescence diagnostic that allows to probe plasma sheaths in a non-intrusive way. The sheaths’ structure, the ion density variations and the ion distribution functions’ shape are presented and discussed. It is shown that the sheath is material dependent and that the thrusters’ ceramics’ SEE is lower than for the other studied ceramics, which is coherent with previous measurements. Also, a peak in the ion density is observed near the sheath entrance, a result not captured by the classical sheath theory. These experimental results are compared with a 1D kinetic sheath model and kinetic simulations that use the SEE yields found in the literature. Finally, the first step of highly emissive plasma sheath measured with laser induced fluorescence is presented

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Grimaud, Lou. "Magnetic shielding topology applied to low power Hall thrusters." Thesis, Orléans, 2018. http://www.theses.fr/2018ORLE2046/document.

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Abstract:

Les propulseurs de Hall sont l’une des techniques de propulsion fusée par plasma les plus utilisés. Ils possèdent une impulsion spécifique moyenne et un haut rapport poussé sur puissance qui les rend idéal pour une grande partie des applications commerciales et scientifiques. Une de leurs limitations principales est l’érosion des parois du propulseur par le plasma qui réduit leur durée de vie. La topologie dite “d’écrantage magnétique” est une solution proposée pour prolonger cette durée de vie. Elle est ici appliquée à un petit propulseur de Hall de 200W. Dans cette thèse les règles de mise à l’échelle pour les propulseurs de Hall de la gamme de 100 à 200W sont testées expérimentalement. Un propulseur écranté de 200W est comparé avec un propulseur standard similaire. Le comportement des ions dans ces deux moteurs est extrêmement différent. Des mesures de performance ont été réalisées avec des parois en BN-SiO2 et graphite. Le courant de décharge augmente de 25% avec le graphite dans le propulseur non-écranté. Le résultat et un rendement maximum de 38% avec le nitrure de bore mais de seulement 31% pour le graphite. Le propulseur écranté quant à lui n’atteint que 25% de rendement quel que soit le matériau.Cette baisse de performance dans les petits moteurs écrantés peut être attribuée à un mauvais rendement d’utilisation de l’ergol. Analyses des résultats expérimentaux ainsi que la conduite de simulations suggèrent que cela est dû au fait que la zone d’ionisation ne couvre pas l’ensemble du canal de décharge. Un nouveau design pour un petit propulseur de Hall écranté est proposé
Hall thrusters are one of the most used rocket electric propulsion technology. They combine moderate specific impulse with high thrust to power ratio which makes them ideal for a wide range of practical commercial and scientific applications. One of their limitations is the erosion of the thruster walls which reduces their lifespan.The magnetic shielding topology is a proposed solution to prolong the lifespan. It is implemented on a small200W Hall thruster.In this thesis the scaling of classical unshielded Hall thrusters down to 200 and 100W is discussed. A 200W low power magnetically shielded Hall thruster is compared with an identically sized unshielded one. The ion behavior inside the thruster is measured and significant differences are found across the discharge channel.Both thrusters are tested with classical BN-SiO2 and graphite walls. The magnetically shielded thruster is not sensitive to the material change while the discharge current increase by 25% in the unshielded one. The result is a maximum efficiency of 38% for boron nitride in the unshielded thruster but only 31% with graphite.The shielded thruster achieves a significantly lower efficiency with only 25% efficiency with both materials.Analysis of the experimental results as well as simulations of the thrusters reveal that the performance difference is mostly caused by low propellant utilization. This low propellant utilization comes from the fact that the ionization region doesn’t cover all of the discharge channel. A new magnetically shielded thruster is designed to solve this issue

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Charoy, Thomas. "Numerical study of electron transport in Hall thrusters." Thesis, Institut polytechnique de Paris, 2020. http://www.theses.fr/2020IPPAX046.

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Abstract:

Ces dernières années, le nombre de satellites en orbite autour de la Terre a augmenté de manière exponentielle. Grâce à leur faible consommation en carburant, de plus en plus de propulseurs électriques sont utilisés à bord de ces satellites, notamment le propulseur à effet Hall qui est l’un des plus efficaces. De la diversité des applications découle le besoin d’avoir des propulseurs de taille et puissance variables. Cependant, la physique des propulseurs à effet Hall est encore méconnue et les nouveaux designs se font de manière empirique, avec un développement long et coûteux, pour un résultat final limité. Pour pallier ce problème, des codes de simulation peuvent être utilisés mais une meilleure compréhension des phénomènes clés est alors nécessaire, plus particulièrement du transport anormal des électrons qui doit être pris en compte de manière auto-consistante pour pouvoir capturer totalement le comportement de la décharge. Ce transport étant relié à l’instabilité azimutale de dérive électronique, un code 2D particulaire existant a été amélioré pour pouvoir simuler cette direction azimutale mais aussi la direction axiale. Avant d’analyser le comportement de la décharge, ce code a été vérifié sur un cas de benchmark, avec 6 autres codes particulaires développés par différents groupes de recherches internationaux. Ce cas simplifié a été ensuite utilisé pour vérifier de manière intensive un développement analytique pour estimer la force de friction électron-ion, qui est le témoin de la contribution des instabilités azimutales sur le transport anormal. Puis, la dynamique des neutres a été rajoutée pour capturer de manière auto-consistante le comportement de la décharge. Une technique artificielle de loi d’échelle a été adoptée, avec une augmentation de la permittivité du vide, pour alléger les contraintes de stabilité du code particulaire et accélérer les simulations. Grâce à une parallélisation du code efficace, ce facteur artificiel a été réduit de manière significative, se rapprochant ainsi d’un cas proche de la réalité. La force de friction électron-ion a été observée comme étant celle qui contribuait le plus au transport anormal durant les oscillation basse-fréquence du mode de respiration. Pour finir, l’interaction complexe entre le mode de respiration, l’instabilité de transit des ions et l’instabilité de dérive électronique a aussi été étudiée, avec la formation de structures azimutales à grande longueur d’onde, associées à un plus grand transport anormal
In the last decade, the number of satellites orbiting around Earth has grown exponentially. Thanks to their low propellant consumption, more and more electric thrusters are now used aboard these satellites, with the Hall thrusters being one of the most efficient. From the diversity of applications stems the need of widening the thruster power capabilities. However, due to a lack of knowledge on Hall thruster physics, this scaling is currently done empirically, which limits the efficiency of the newly developed thrusters and increases the development time and cost. To overcome this issue, numerical models can be used but a deeper understanding on key phenomena is still needed, more specifically on the electron anomalous transport which should be self-consistently accounted for to properly capture the discharge behaviour.As this transport is related to the azimuthal electron drift instability, an existing 2D Particle-In-Cell code was further developed to simulate this azimuthal direction along with the axial direction in which the ions are accelerated, producing the thrust. Prior to analyse the discharge behaviour, this code has been verified on a benchmark case, with 6 other PIC codes developed in different international research groups. This simplified case was later used to stress-test previous analytical developments to approximate the instability-enhanced electron-ion friction force which represents the contribution of the azimuthal instabilities to the anomalous transport. Then, the neutral dynamics has been included to capture the full self-consistent behaviour of the discharge. We used an artificial scaling technique, increasing the vacuum permittivity, to relax the PIC stability constraints and speed-up the simulations. Thanks to an efficient code parallelisation, we managed to reduce this scaling factor to a small value, hence simulating a case close to reality. The electron-ion friction force was found to be the main contributor to the anomalous transport throughout the whole low-frequency breathing mode oscillations. Finally, the complex interaction between the breathing mode, the ion-transit time instabilities and the azimuthal electron drift instabilities has been studied, with the formation of long-wavelength structures associated with an enhanced anomalous transport

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Diop-Ngom, Fatou. "Source de particules neutres monocinétiques : diagnostics spécifiques et étude physique d'une source de Hall en plasma d'argon ou en mixture xénon-argon." Thesis, Orléans, 2015. http://www.theses.fr/2015ORLE2025/document.

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Abstract:

Des années 50 à nos jours, la propulsion électrique n'a cessé d'évoluer afin de s'imposer dans le domaine de la propulsion spatiale. Les Propulseurs à effet Hall (PEH) sont principalement utilisés pour des missions de correction de trajectoire ou de maintien en orbite des satellites. Ils délivrent des faisceaux d'ions à forte densité de courant et à faible énergie, ce qui en font de bons candidats potentiels pour d'autres applications comme la microélectronique ou encore les traitements de surfaces. Le xénon est l'ergol le plus utilisé en raison de sa masse élevée et de son faible énergie d'ionisation. Cependant son coût élevé et la difficulté d’approvisionnement motivent la recherche d'alternatives pour le fonctionnement des MEH. C'est dans ce cadre que cette thèse s'est inscrite avec l'idée d'un développement d'une source de faible puissance fonctionnelle en argon. L'amorçage d'une telle décharge n'étant pas immédiat, une démarche progressive qui passe par des décharges de mélange de gaz a été adoptée. Les décharges Xe-Ar se sont révélées très intéressantes pour la compréhension des mécanismes physiques qui régissent les PEH. La caractérisation en vitesse des ions Xe II (par Fluorescence Induite par Laser) associée à l'analyse en énergie par RPA a permis de remonter à des informations utiles sur les zones d'ionisation et d'accélération. Une technique originale de résolution temporelle du RPA basée sur une interruption rapide de la décharge ou sur les oscillations naturelles du courant de décharge, a été développée et a permis l'identification et la quantification des différentes espèces présentes dans le jet d'ions. Grâce aux résultats de l'étude paramétrique des décharges de mélange Xe-Ar, une décharge d'argon pur a pu être amorcée et caractérisée pour la première fois dans un PEH de faible puissance
Since the 50s, electric propulsion has improved in order to establish itself on space propulsion field. The Hall Effect Thruster (HET) are mainly used for trajectory correction or satellites orbit maintaining. The HET provide high current densities and low energy ion beam that making it a good candidate for other applications such as microelectronics or surface treatments. Xenon propellant is most commonly used due to its high atomic mass and its low ionization energy. However, the high cost and difficult supply of xenon, leads to looking for alternative propellant for HET operation. In this context, this PhD thesis had as goal the development of a functional Argon low power source. Argon discharge ignition is not immediate, that why a progressive approach which involves gas mixture discharges was adopted. The Xe-Ar discharge gives very interesting results for the understanding of physical mechanisms governing HET. The characterization of Xe II ions velocity (Laser Induced Fluorescence) associated to the energy analysis by RPA have provided access to useful information on ionization and acceleration areas. An original time resolved RPA technique, based on an ultra-fast discharge interruption or on the discharge current oscillations, has been developed. This technique allows the identification and the quantification of different species present in the ion beam. Thanks to the discharge Xe-Ar study, a pure argon discharge could be initiated and characterized for the first time in a low power HET

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Potrivitu, George-Cristian. "Low–voltage External Discharge Plasma Thruster and Hollow Cathodes Plasma Plume Diagnostics Utilising Electrostatic Probes and Retarding Potential Analyser." Thesis, 2016. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:ltu:diva-59796.

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Abstract:

The present thesis is the result of a research period at the Institute of Space and Astronautical Science of the Japanese Aerospace Exploration Agency, ISAS/JAXA within Funaki Laboratory of the Department of Space Flight Systems that followed the path of plume plasma diagnostics for space electric propulsion drives. During the experimental studies two high-current hollow cathodes and an innovative prototype of a low-voltage fully external discharge plasma thruster (XPT) had their plasma plumes diagnosed using electrostatic probes and retarding potential analyser (RPA). A Hall thruster and hollow cathode plume is defined as an unmagnetised quasi-neutral plasma which is mainly formed of neutral particles, electrons, singly and doubly charged ions. Plasma diagnostic techniques provide information through practical observations in order to fully understand the dynamics of the aforementioned plume components, the physical processes taking place within the plume and their effects on the spacecraft, for instance. Mastering these aspects of the plasma plume of space electric propulsion drives bolster the design processes, leading to highly efficient devices. Firstly, the introduction provides insights on the fundamental principles of hollow cathodes and Hall thrusters and a brief presentation of the plasma diagnostic techniques used during the research: single and double Langmuir probes, emissive probes and retarding potential analyser. Then, the fundamental plume diagnostics principles are depicted in an exhaustive way, departing from classical plasma kinetic theory, energy distribution functions and ending with an overview on the theory of charge collection by cylindrical probes. Subsequently, peculiarities of various analysis techniques are exposed for the Langmuir probes, emissive probes and RPA, with an emphasis on their strengths and demerits. The experimental setups for the cathodes and XPT plume diagnostic procedures are then outlined. The experimental logic, setup and electrical diagrams as well as a presentation of each probe design and manufacturing details are extensively discussed. The hollow cathodes experimental results are exposed with a discourse that aims of overviewing the difference between the various data analysis methods applied for the raw data. A discussion ensued based on the results in order to effectively identify mechanisms that produced the observed plasma parameters distributions. For the first time, the plume of a fully external discharge plasma thruster was diagnosed utilising double Langmuir probes. The thesis highlights the main results obtained for the XPT far-field plume plasma diagnostics. The experimental findings for both thruster centreline positions and 2D plume maps for several axial distances away from the anode plate offer a ground basis for future measurements, a comparison term and a database to support ongoing computational codes. The results are discussed and related to the thruster performances data obtained during previous experiments. The thesis includes consistency analyses between the experimental data and the numerical simulation results and the uncertainties in measured plasma parameters associated with each data analysis procedure are evaluated for each data set. Last, the conclusions underline the main aspects of the research and further work on the previously mentioned plasma diagnostic techniques for hollow cathodes and XPT is suggested.
La présente thèse est le résultat d'une période de recherche à l'Institut des Sciences Spatiales et Astronautiques de l'Agence Spatiale Japonaise, ISAS / JAXA qui a suivi la voie des diagnostics du plasma de la plume de propulseurs électriques spatiaux. Au cours des études expérimentales, deux cathodes creuses à fort courant et un prototype innovant d'un propulseur basse tension à décharge externe de plasma (XPT) avaient leurs faisceaux de plasma diagnostiqués en utilisant des sondes électrostatiques et un analyseur à potentiel retardé. La plume d’un propulseur à effet Hall et d’une cathode creuse est définie comme un plasma quasi-neutre non-magnétisé qui est principalement formé de particules neutres, d’électrons, d’ions monovalents et bivalents. Les techniques de diagnostic du plasma fournissent des informations, via des observations pratiques, afin de bien comprendre la dynamique des composants de la plume mentionnés ci-dessus, les processus physiques qui se déroulent dans la plume et leurs effets sur une sonde spatiale, par exemple. La maîtrise de ces aspects du plasma de la plume généré par les propulseurs électriques spatiaux renforce les processus de conception de ce type de propulsion, ce qui conduit à des dispositifs hautement efficaces. Tout d'abord, l'introduction donne un aperçu sur les principes fondamentaux de cathodes creuses et de propulseurs à effet Hall, et une brève présentation des techniques de diagnostic du plasma utilisées lors de la recherche : sondes de Langmuir simples et doubles, des sondes émissives et d’analyseur à potentiel retardé. Ensuite, les principes fondamentaux de diagnostic de la plume sont représentés de manière exhaustive, d’abord la théorie cinétique classique du plasma, les fonctions de distribution en énergie et pour terminer une vue d'ensemble de la théorie de la collecte de charge par des sondes cylindriques. Par la suite, les particularités des diverses techniques d'analyse sont exposées pour les sondes de Langmuir, les sondes émissives et RPA, en mettant l'accent sur leurs avantages et leurs inconvénients. Les montages expérimentaux pour les procédures de diagnostic de la plume-plasma de cathodes et du XPT sont ensuite décrits. La logique expérimentale, les schémas électriques ainsi qu'une présentation de la conception et de la fabrication de chaque sonde sont largement discutés. Les résultats expérimentaux pour les cathodes creuses sont exposés de façon à présenter la différence entre plusieurs méthodes d'analyse de données appliquées aux données brutes. Une discussion s’ensuit, basée sur les résultats afin d'identifier efficacement les mécanismes qui ont produits les propriétés électroniques observées. Pour la première fois, la plume d'un propulseur à décharge externe de plasma a été diagnostiquée en utilisant des sondes de Langmuir doubles. La thèse met en évidence les principaux résultats obtenus pour le diagnostic en champ lointain de la plume-plasma du XPT. Les résultats expérimentaux pour les positions sur l'axe du propulseur et le cartes 2D de la plume pour plusieurs distances axiales loin de l’anode offrent une base pour de futures mesures, un terme de comparaison et une base de données pour appuyer les codes numériques. Les résultats sont discutés et sont rapportés aux données de performances du propulseur obtenus lors des essais précédents. La thèse comprend des analyses de la cohérence entre les données expérimentales et les résultats de simulation numérique, et les incertitudes des paramètres mesurés du plasma associées à chaque procédure d'analyse des données sont évaluées pour chaque ensemble de données. Enfin, les conclusions soulignent les principaux aspects de la recherche et une poursuite des travaux sur les techniques de diagnostic de plasma pour les cathodes creuses et le XPT est suggérée.

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Dissertations / Theses on the topic 'Propulseurs à plasmas'

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