n ovative CoNcepts for Plasma PropULsion in SpacE · Propulseur à Arc sous vide pulsé - Principe (b) Trigger: claquage déclenché par électrode haute tension (∼15 kV) (c) Décharge

1INNPULSE – RTRA – 25/02/2020

INNPULSEINNPULSE

InNovative CoNcepts for Plasma PropULsion in SpacE

Partenaires

LAPLACE Laboratoire Plasma et Conversion d’Energie

IMT Institut de Mathématiques de Toulouse

IMFT Institut de Mécanique des Fluides de Toulouse

ONERA Office National d’Etudes et de Recherches Aérospatiales

Partenaires extérieurs

CNES Centre National d’Etudes Spatiales

COMAT Groupe Agora Industrie

Objectifs

➢ Etude de concepts innovants de propulseurs plasma pour petits

satellites ou capables de fonctionner en régime multimode avec contrôle

séparé de la poussée et de l’impulsion spécifique.

➢ Résolution de certains problèmes de modélisation de ces propulseurs


INNPULSELa propulsion spatiale électrique

➢ Importante économie de masse (et de coût) par rapport à la propulsion

chimique en raison de la vitesse élevée du fluide propulsif (particules

chargées accélérées par des champs électriques)

➢ Vitesse élevée du fluide propulsif donc faible consommation d’ergols mais

faible poussée T de la propulsion électrique

→ la propulsion électrique est bien adaptée au maintien sur orbite

→ mais la mise à poste ou le transfert d’orbite sont difficiles (très lents)

0

v1 exp

v

= − −

e

m

m

m : masse du fluide propulsif consommée

m0 : masse initiale du satellite

ve : vitesse du fluide propulsif

v : incrément total de vitesse d’une mission

o Par exemple vitesse fluide propulsif 20 km/s (~ions de xénon accélérés à 300 V)

o Poussée : typiquement 70 mN/kW pour un propulseur à courant de Hall


INNPULSE

0

v1 exp

v

= − −

e

m

m

• Satellite géostationnaire

• Masse de 3 tonnes

• Incrément de vitesse v ~ 750 m/s

sur 15 ans

Propulsion électrique → réduction de masse embarquée de ~ 800 kg

Coût lancement 1 kg ~20 k€ → réduction du coût ~16 Millions €

Example

Vitesse du fluide propulsif (km/s)

0 10 20 30 40

m

(kg)

1400

1200

1000

800

600

400

200

0

Propulsion électrique

Propulsion chimique

La propulsion spatiale électrique

m : masse du fluide propulsif consommée

m0 : masse initiale du satellite

ve : vitesse du fluide propulsif

v : incrément total de vitesse d’une mission


INNPULSE

➢ Propulsion « tout électrique »

Les opérateurs de Télécommunications ont décidé de passer à la

propulsion tout électrique en 2015 – plus de propulsion chimique

Propulsion électrique utilisée pour maintien sur orbite et mise à poste

→ besoin de propulseurs électriques plus puissants et plus versatiles (1-10 kW)

Nouveaux besoins en propulsion électrique


INNPULSE




Propulsion électrique utilisée pour maintien sur orbite et mise à poste



launch orbit

earth

36000 km

1000 km

Propulsion chimique Propulsion électrique

10 jours mais consommation importante

d’ergols ~ 50% de la masse totale4 à 8 mois, mais économie de masse

importante (20 à 40 M€)

Mise à poste satellite géostationnaire


INNPULSE




Propulsion électrique utilisée pour maintien sur orbite ET mise à poste


➢ Constellations de satellites pour offre internet mondiale o SPACEX – Projet Starlink plus de 40000 (!) mini-satellites 200 kg – LEO 550 km

180 satellites déjà sur orbite

o Oneweb – Projet de 650 mini-satellites 150 kg – LEO 1200 km

40 satellites sur orbite

o Amazon – Projet de 3000 satellites

➢ Petits satellites d’observation de la terre, missions scientifiques, …o Micro (<100 kg), nano (<10 kg), pico (<1 kg) satellites



INNPULSEPuissance moteur – Masse satellite – Type de moteur

Pmoteur (kW)

100

10

1

0.1

0.02

LEO/Constellations

GEO/Telecom

Exploration

M <~ 10 kg Nanosatellites

(Cubesat)

M < 100 kg Microsatellites

100 <M < 1000 kg

M > 1 t

Missions Scientifiques

HA

LL

Ioniq

ue

à G

rille

s

Pla

sm

a p

uls

é

Effe

td

e c

ham

p

MP

D


INNPULSE

Thématiques du projet INNPULSE

➢ID-HALL – Inductively coupled Double stage HALL thrustero Nouveau concept breveté de propulseur de Hall bi-étage → contrôle séparé de la

poussée et de l’impulsion spécifique. Faisabilité et optimisation. LAPLACE-CNES.

➢VAT – Vacuum Arc Thruster. Propulseur à arc sous vide pulsé

o Design simple et efficace (nano au m−satellite) – brevet COMAT – Poussée fournie

par expansion du plasma issu de l’ablation d’une cathode par un arc pulsé.Caractérisation et compréhension de la physique. LAPLACE-COMAT-ONERA.

➢LPPT – Liquid Pulsed Plasma Thruster. Arc pulsé à ergol liquideo Faisabilité d’un nouveau concept de propulseur à arc pulsé. Plasma formé à partir

d’un liquide injecté et non d’une cathode ablatée. IMFT-LAPLACE.

➢Modélisation de plasmas magnétisés pour propulseurs plasmao Difficultés dues à la forte anisotropie de la conductivité électronique. Nécessité de

développer des outils mathématiques dédiés. IMT-LAPLACE-ONERA.


INNPULSE

▪ Les ions sont extraits d’un plasma et accélérés à l’aide

de grilles polarisées

▪ Une source d’électrons est nécessaire pour neutraliser

le faisceau d’ions extraits

grilles

extractrices

electrons

ions

plasma

Xe

Propulseur ionique à grilles

- v


INNPULSE

▪ Les ions sont extraits d’un plasma et accélérés à l’aide

de grilles polarisées

▪ Une source d’électrons est nécessaire pour neutraliser

le faisceau d’ions extraits

grilles

extractrices

electrons

ions

plasma

Xe

Propulseur ionique à grilles

- v


INNPULSE

▪ Champ magnétique B perpendiculaire au courant entre

une cathode émissive et une anode (tension ~300 V)

▪ La conductivité électronique chute dans la barrière

magnétique ce qui fait augmenter le champ électrique

▪ Les ions (non magnétisés) sont extraits par le champ E

▪ Les électrons sont accélérés par le champ E vers l’anode,

ionisent le gaz et créent le plasma

▪ Le même champ électrique accélère les ions et fournit

l’énergie aux électrons pour ioniser le gaz

→ La vitesse des ions (impulsion spécifique) et la poussée

ne sont pas indépendants

cathode

barrière

magnétiqueanode

Br

Ex

Si

x

B

electrons

ions

plasma

Xe

Propulseurs à courant de Hall - Principes


INNPULSEPropulseurs à courant de Hall

anode

coil

cathode

electrons

ionsB

Br

Ex

x

Xe

E

Si

▪ La vitesse des ions et la poussée ne sont pas

indépendantes dans un propulseur à courant de Hall

▪ Idéalement un moteur doit pouvoir fonctionner

o à forte poussée pour la mise à poste

o à plus faible poussée et forte Vitesse des ions pour le

maintien sur orbite

→ contrôle séparé de l’ionisation et de l’accélération

→ concept de propulseur bi-étage


INNPULSE

→ Poussée controllée en ajustant la puissance

RF et le debit de gaz

→ Vitesse des ions controllée par tension DC

▪ Peut fonctionner à faible tension

→ Possibilité d’utiliser des ergols alternatifs, plus

difficile à ionizer (par ex, argon beaucoup

moins cher que le xénon))

Nouveau concept: propulseur ID-HALL

Inductively Coupled Double stage HALL thruster

▪ Chambre d’ionization RF avant la barrière magnétique


INNPULSENouveau concept: propulseur ID-HALL

Inductively Coupled Double stage HALL thruster

▪ ID-HALL a été construit et testé

▪ Fonctionnement en double étage démontré

▪ Propriétés du plasma mesurées

▪ Faisceau d’ion caractérisé par sonde RPA

▪ Optimisation en cours


INNPULSEInductively Coupled Double stage HALL thruster


INNPULSEPropulseur à Arc sous vide pulsé

➢ Marchés viséso Nanosatellites 10-50 kg (30 W)

o Microsatellites ~100 kg (150 W)

➢ Avantageso Simplicité, légèreté

o Ergol solide – pas de reservoir pressurisé

o Forte impulsion spécifique 1000 à 7000 s

o Flexibilité Ibit du nNs au mNs

o Poussée adjustable – Fréquence impulsions

o Pas de neutraliseur

o Electronique simple et robuste


INNPULSEPropulseur à Arc sous vide pulsé

Typiquement:

Vions=3x104 ms

Ibit=15 mNs

450 mN à 30 Hz, 30 W

T/P=15 mN/kW


INNPULSEPropulseur à Arc sous vide pulsé - Principe

(b) Trigger : claquage déclenché par électrode haute tension (∼ 15 kV)

(c) Décharge d’arc : le canal conducteur formé précédemment permet la passage àl’arc entre l'anode et la cathode. Cette seconde phase est de l’ordre de 5 à 6 µs.

(d) Décharge d’arc : le plasma est généré dans la vapeur de cathode ablatéeExpansion du jet de plasma et macro particules


INNPULSE

10 mm1 mm

spot cathodique

Propulseur à Arc sous vide pulsé - Principe

Le plasma d’arc est en contact avec la cathode par des milliers de

“spots” de très forte densité de courant “se déplacant” sur la cathode

Tcathode ~4000 K

Telectrons~8 eV (8x104 K)

Densité de courant spot ~ MA/cm2

Vitesse des ions V~30 km/s

Erosion G=20 mg/C→IG=20 mg/s


INNPULSEPropulseur à Arc sous vide pulsé - Problématique

➢ La physique des VAT mal compriseo le VAT fonctionne bien mais on ne sait pas pourquoi !

o quelle est la physique de l’expansion du plasma ?

o qu’est-ce qui contrôle la vitesse du plasma ejecté ?

o rôle du champ magnétique induit ?

o rôle d’un champ magnétique extérieur ? tuyère magnétique

➢ Approche expérimentale (LAPLACE)o Visualisation de l’accrocharge du pied d’arc cathodique par imagerie

rapide

o Mesure de la vitesse des ions émis par sonde de Faraday

o Spectroscopie UV-visible 120-700 nm pour déterminer espèces et

charges dans la plume

o Elargissement Stark Ha pour mesurer la densité de plasma

➢ Modélisation de la tuyère magnétique (ONERA)

➢ Faisabilité théorique d’utiliser un ergol liquide (IMFT)


INNPULSE

Cathode en tungstène

Imagerie :Caméra photron 540000 fps

→ Accrochage non uniforme du piedd’arc à la cathode

→ Ejection du flux d’ion dans desdirections privilégiées

→ Erosion non uniforme de la cathode

Propulseur à Arc sous vide pulsé – I-V & Imagerie

1 kA x 5 ms = 5 mC

5 mC x 100 V = 0.5 J

2 kA x 200 V = 400 kW pic

0.5 J @ 60 Hz = 30 W moy


INNPULSEPropulseur à Arc sous vide pulsé – Vitesse des ions

➢ Vitesse moyenne des ions émis : 25km/s

➢ Déconvolution non concluante pour l’instant

➢ Analyse des espèces émises par spectroscopie d’émission

Détermination des vitesses des différents ions à partir de la

deconvolution du courant mesuré par sonde de Faraday


INNPULSE

Possibilité d’en déduire la

densité de plasma

Halpha

Th+ ou W

W

T= 3.5 ms

Intégration 1 ms

T=2 ms

Intégration 1 ms

VAT – Spectroscopie visible → UV


INNPULSEProblèmes de modélisation des plasmas magnétisés

➢ Collaboration IMT – LAPLACE▪ Fait suite au chantier RTRA IMPULSE (LAPLACE, CERFACS, IMT, ONERA) qui a conduit à

o Organisation du premier workshop international à Toulouse sur les plasmas magnétisés ExB dans le

contexte propulsion spatiale – Ce workshop est reconduit tous les 2 ans (Toulouse-Princeton-Madrid)

o Mise en place d’une collaboration internationale pour l’organisation de benchmarks de codes de

calcul de plasma magnétisés

o Participation des plus importants labo propulsion:

Princeton PPPL, Univ. Michigan, NASA JPL, Stanford Univ,

Univ. Saskachewan, Univ. Madrid, Univ. Bari

en France: LAPLACE, LPP, CERFACS

➢ Objectifs▪ Résoudre les problèmes que pose la très forte anisotropie de la conductivité électronique

dans les plasmas magnétisés utilisés en propulsion spatiale et pour d’autres applications

▪ L’expérience de l’IMT dans le domaine de la modélisation en fusion magnétique permet

d’aborder ces problèmes (même si les plasmas de propulseurs sont différents des plasmas de

fusion – notamment ions non magnétisés, températures plus faibles …)


INNPULSEProblèmes de modélisation des plasmas magnétisés

➢ Collaboration IMT – LAPLACE▪ Exemple de problème lié à l’anisotropie de conductivité électronique

B

festons magnétiques (“magnetic cusps”) utilisés pour

confiner les particules chargées dans une source

plasma ou dans le premier étage du propulseur ID-HALL

▪ A basse pression et fort champ magnétique la

mobilité (conductivité) électronique le long des lignes

de champ magnétique est plus grande que la mobilité

(conductivité) perpendiculaire de plusieurs ordres de

grandeurs (3 à 5 !)

▪ Les équations de transport à résoudre sont des

équations elliptiques à très forte anisotropie

▪ Leur résolution nécessite une approche asymptotique

spécifique

▪ L’IMT met au point des méthodes (“micro-macro”)

permettant de résoudre ces problèmes

▪ Comparaison méthodes fluide et particulaires

magnetic

cusps


INNPULSE

Conclusion

➢ ID-HALL – Inductively coupled Double stage HALL thruster

o Nouveau concept breveté de propulseur de Hall bi-étage → contrôle séparé de la poussée etde l’impulsion spécifique – LAPLACE-CNES

➔1er prototype construit et caractérisé au LAPLACE. Fonctionnement en double-étagedémontré. Performances à optimiser (configuration magnétique).

➢ VAT – Vacuum Arc Thruster. Propulseur à arc sous vide pulsé (du nano au microsatellite)o Design simple et efficace (brevet COMAT) – Poussée fournie par expansion du plasma issu

de l’ablation d’une cathode par un arc pulsé. LAPLACE-COMAT-ONERA.

➔Propulseur de COMAT installé & testé au LAPLACE. Imagerie par caméra rapide etspectroscopie UV. Rôle d’un champ magnétique extérieur étudié par modélisation (ONERA)

➢ LPPT – Liquid Pulsed Plasma Thruster. Propulseur plasma à arc pulsé à ergol liquideo Faisabilité d’un nouveau concept de propulseur à arc pulsé. Plasma formé à partir d’un

liquide injecté et non d’une cathode ablatée. IMFT-LAPLACE

➔ Modèle de l’interface liquide-plasma mis au point à l’IMFT

➢ Modélisation de plasmas magnétisés pour propulseurs plasma pour satelliteso Difficultés dues à la forte anisotropie de la conductivité électronique. Nécessité de

développer des outils mathématiques dédiés. IMT-LAPLACE-ONERA.

➔IMT a mis au point une méthode efficace de résolution d’équations elliptiques trèsanisotropes qui est en cours d’adaptation aux problématiques de propulseurs.

Documents

n ovative CoNcepts for Plasma PropULsion in SpacE · Propulseur à Arc sous vide pulsé - Principe (b) Trigger: claquage déclenché par électrode haute tension (∼15 kV) (c) Décharge