Développement d’un propulseur plasma à résonance cyclotron électronique pour les satellites

Development of an electron cyclotron resonance plasma thruster for satellites

• Auteur / Autrice : Théo Vialis
• Direction : Ane Aanesland, Julien Jarrige
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Physique
• Date : Soutenance le 14/12/2018
• Etablissement(s) : Sorbonne université
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Physique en Île-de-France (Paris ; 2014-....)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Office national d'études et de recherches aérospatiales (Châtillon, France ; 1946-....) - Laboratoire de Physique des Plasmas (Palaiseau ; 1975-....)
• Jury : Président / Présidente : Paul Indelicato
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Stéphane Mazouffre, Claude Boniface
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Freddy Gaboriau, Tiberiu Minea

Mots clés

Mots clés contrôlés

Plasmas (gaz ionisés)

Résonance cyclotronique

Propulsion électrique

Satellites

Mots clés libres

Plasmas

Astronautique

Propulsion spatiale

Propulsion électrique

Résonance cyclotron électronique

Tuyère magnétique

Plasma

Astronautics

Space propulsion

Electric propulsion

Electronic cyclotron resonance

Magnetic nozzle

Résumé

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.