Développement d’un propulseur stable et efficace à résonance cyclotron électronique et muni d’une tuyère magnétique

Development of a Stable and Efficient Electron Cyclotron Resonance Thruster with Magnetic Nozzle

• Auteur / Autrice : Simon Peterschmitt
• Direction : Jean-Marcel Rax
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Physique
• Date : Soutenance le 01/10/2020
• Etablissement(s) : Institut polytechnique de Paris
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale de l'Institut polytechnique de Paris
• Partenaire(s) de recherche : établissement opérateur d'inscription : École polytechnique (Palaiseau, Essonne ; 1795-....)
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Laboratoire d'Optique Appliquée (Palaiseau)
• Jury : Président / Présidente : Sophie Kazamias
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Jean-Marcel Rax, Jean-Pierre Boeuf, Daniele Pavarin, Benjamin Jorns, Yevgeny Raitses, Sedina Tsikata, Amnon Fruchtman
• Jury : Rapporteur / Rapporteuse : Jean-Pierre Boeuf, Daniele Pavarin

Mots clés

Mots clés contrôlés

Plasmas (gaz ionisés)

Mots clés libres

Electron-cyclotron

Tuyère magnétique

Propulseur plasma

Micro-propulsion

Chauffage résonant

Electron-Cyclotron

Magnetic nozzle

Plasma thruster

Micro-propulsion

Resonant heating

Résumé

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.