Brevet FR2838102A1 — publié le 20031010

dération par un multiplicateur de gain (64-65). SYSTEME DE PROPULSION COMBINE DESTINE A UN ENGIN SPATIAL La présente invention a pour objet un système de propuision combiné destiné à un engin spatial. On conna^'t actuellement deux techniques principales mettant en _uvre l'énergie électrique, qui sont utilisables en tant que système de propuision d'un engin spatial, par exemple, pour modifier l'orbite d'un satellite. La première technique, dite propuision électrique, met en _uvre un fluide de propuision qui est chauffé ou accéléré à l'aide d'un courant électrique. Cette technique peut être mise en _uvre de diverses manières, pour atteindre des vitesses d'expuision élevées du fluide de propuision et elles se regroupent selon trois catégories principales: 1) Propuision électrothermique: le fluide propuiseur est chauffé électriquement et est détendu dans une tuyère. 2) Propuision électrostatique: les particules ionisées du fluide propuiseur sont accélérées par un champ électrique. Un tel système est par exemple décrit dans les Brevets US-5,947,421 (BEATTIE) et US-6,195,980 (WALTHER). 3) Propuision électromagnétique: un courant induit dans un plasma du fluide propuiseur interagit avec un champ magnétique interne ou externe pour générer une force d'accélération dans l'axe du flux éjecté. Un tel système est décrit dans le Brevet US-6,293,090 (OLSON). De tels systèmes permettent d'augmenter notablement les vitesses de sortie de fluide propulseur, par rapport à des moteurs fusée chimiques, cette augmentation étant d'environ d'un ordre de grandeur, ce qui leur confère un grand intérêt dans les missions spatiales. Ces techniques présentent par contre l'inconvénient de nécessiter de disposer d'énergie électrique et leur densité de poussée (définie comme étant la poussée par unité de surface de sortie de tuyère de propuision) est nettement inférieure à celle qui est obtenue par des moteurs fusée chimiques. La deuxième technique met en _uvre un fil conducteur ou "Tether" électrodynamique, qui se présente sous la forme d'un fil conducteur de grande longueur (typiquement quelques centaines de mètres) qui s'étend depuis un engin spatial, par exemple un satellite. Le gradient du champ de gravité crée une force (en anglais: " tidal force ") qui oriente le fil dans une direction verticale. Si par exemple le fil conducteur est attaché à un satellite en orbite autour de la terre, il croise les lignes du champ magnétique terrestre à une vitesse égale à la vitesse orbitale du satellite, par exemple 7 à 8 km/s pour un satellite en orbite moyenne. Le déplacement du fil conducteur à travers un champ magnétique induit une différence de potentiel qui peut être de l'ordre de quelques centaines de volts par kilomètre de longueur. Si on munit le système d'un dispositif de collecte d'électrons du plasma de l'ionosphère à une extrémité du fil conducteur ou "Tether" et d'expuision de ces électrons à l'autre extrémité du fil conducteur, le fil conducteur fonctionne en mode de freinage. Un tel système est décrit dans l'article de Robert P. HOYT et Robert L. FORWARD, intitulé "Performance of the Terminator Tether for Autonomous Deorbit of LEO Spacecraft", publié en 1999 sous la référence AIM99-2839, pages 1 à 10 par "l'Américan Institute of Aeronautics and Astronautics". La tension générée crée un courant le long du fil conducteur, et ce courant J. en interagissant avec le champ magnétique terrestre B génère une force de Lorentz F égale au produit J.B qui va dans le sens du ralentissement de l'ensemble satellite + fil conducteur, et la force électrodynamique ainsi créée abaisse l'orbite de l'ensemble satellite + fil conducteur. Le bilan énergétique de l'opération est que le fil conducteur convertit l'énergie orbitale de l'engin spatial en énergie électrique qui est dissipée par chauffage thermique du fil conducteur. En mode accélération (voir par exemple le Brevet US-4,824,051), le fil conducteur est utilisé pour accélérer l'engin spatial et en conséquence augmenter l'altitude de son orbite. Un dispositif de ce type est également décrit dans l'article de John H. BLUMER et Collaborateurs intitulé "Practicality of using a Tether for Electrodynamic Reboost of the Internaitonal Space Station" publié en 2001, page 445 à page 451 dans "Space Technology and Applications Forum - 2001" édité par M. S. El GENK - American Institute of Physics. A cet effet, un générateur électrique est couplé au fil conducteur pour forcer un courant électrique dans le sens opposé au sens normal de circulation correspondant à un freinage et le courant génère une force de Lorentz d'accélération qui augmente l'orbite de l'engin spatial. Cette technique de propuision présente l'avantage de ne pas nécessiter l'éjection d'un fluide propuiseur, mais l'inconvénient d'étre sensible aux irréqularités du champ magnétique. Le brevet US-6,293,090 précité suggère d'utiliser à la fois, mais indépendamment, une propuision électrique et un système à fil conducteur avant que l'engin spatial ne soit porté à une orbite plus haute. La présente invention a pour objet un système de propulsion destiné à un vaisseau spatial, qui combine un système de propuision à fil conducteur "Tether" et un système de propuision électrique. L'idée de base de l'invention est de combiner un système de propulsion électrodynamique à fil conducteur "Tether" et un système de propulsion électrostatique. L'invention concerne ainsi un système de propuision combiné pour un engin spatial, associant un système de propuision électrique et un système de propuision à fil conducteur ou "Tether"; caractérisé en ce que le système de propuision électrique est un système électrostatique qui présente un générateur d'éjection d'un plasma ionisé comprenant au moins une grille d'accélération électrostatique des ions du plasma et d'autre part un générateur d'électrons générant des électrons pour maintenir une neutralité électrique du système, en ce que le générateur d'électrons est couplé à une première extrémité du fil conducteur qui est opposée à une deuxième extrémité à laquelle est disposée le générateur d'éjection de plasma en générant un courant de compensation circulant le long dudit fil conducteur. Le générateur d'électrons étant couplé à l'extrémité du fil conducteur qui est opposée à l'extrémité à laquelle est disposé le système d'éjection de plasma ionisé qui assure une propuision électrostatique, le cou rant de neutralisation circu le dans le fi l cond ucteur et ce courant prod uit, avec le champ magnétique dans lequel baigne l'engin spatial, une force de Lorentz qui accélère le satellite, ce qui renforce l'action propuisive du système électrostatiq ue. Le système peut être caractérisé en ce que le générateur d'éjection de plasma est disposé sur l'engin spatial et en ce que le générateur d'électrons est couplé à une extrémité libre du fil conducteur qui est opposée à l'extrémité à laquelle le fil conducteur est attaché à l'engin spatial et couplé électriquement à celui-ci. Selon une autre variante, il est caractérisé en ce que le générateur d'électrons est disposé sur l'engin spatial et en ce que le générateur d'éjection de plasma est solidaire d'une extrémité libre du fil conducteur à laquelle elle est couplée électriquement, cette extrémité libre étant opposée à l'extrémité à laquelle le fil conducteur est attaché à l'engin spatial et est couplé électriquement à celui-ci. Le système peut comporter un dispositif de déploiement du fil conducteur et du dispositif (générateur d'éjection d'ions ou générateur d'électrons) qui est couplé à son extrémité libre. Avantageusement, le système de propuision à fil conducteur comporte ledit fil conducteur, ledit générateur d'électrons et un dispositif de déploiement du fil conducteur et du générateur d'électrons qui est couplé à ladite extrémité libre du fil conducteur. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparatront mieux à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre d'exemple non limitatif, en liaison avec les dessins annexés, dans lesquels: - les figures 1 et 2 illustrent deux variantes de l'invention, - la figure 3 illustre un mode de réalisation de l'invention. A la figure 1a, un engin spatial, par exemple un satellite SAT, est muni d'un fil conducteur 1 déployé. Le fil conducteur 1 est attaché au 3 0 satellite SAT par une extrémité 2, et son extrémité libre 3, opposée à l'extrémité 2, porte un dispositif de propuision électrostatique pourvu d'une tuyère d'éjection T. qui émet des ions positifs, d'o une force de propuision FEP communiquée à l'engin spatial. A bord de l'engin spatial SAT, est disposé un module de neutralisation NM, par exemple un canon à électrons qui émet des électrons dans l'espace. La conséquence de cette émission est un courant de compensation Ic qui circule dans le fil conducteur 1 dans le sens indiqué, lequel courant, par effet électrodynamique, génère une force Fo' de préférence parallèle à la force FEP, et qui renforce l'effet de celle-ci. Selon que l'engin spatial, par exemple un satellite en orbite autour d'une planète, parcourt sa trajectoire dans une direction ou une autre, le fil conducteur ou "Tether" 1 est déployé en direction de la planète, par exemple la Terre, ou bien à l'opposé de celle-ci, de sorte que la circulation du courant Ic de l'extrémité 2 vers l'extrémité 3 génère une force Fo qui renforce la force FEP Dans le cas de la figure 1b, I'engin spatial SAT porte le dispositif de propuision électrostatique EP alors que le module de neutralisation est disposé à l'extrémité libre 3 du fil conducteur 1. Toutes choses égales par ailleurs, le fil 1 doit être déployé à l'opposé par rapport à la figure 1a, pour que le courant lc (qui circule de l'extrémité 3 vers l'extrémité 2) génère une force F qui renforce l'action de la force de propuision EP. Dans les dispositifs de propulsion électrostatiques connus, I'émetteur d'ions et le module de neutralisation (qui émet des électrons) sont disposés à proximité l'un de l'autre. Selon l'invention, ils sont séparés dans l'espace, en étant reliés électriquement à travers le fil conducteur 1 qui est ainsi parcouru par le courant de compensation. On met ainsi à profit ce courant de compensation pour assurer une propuision supplémentaire. Cette modification est en particulier facile à réaliser avec un système émetteur d'ions à grille accélératrice ("lon Thruster") ou bien encore une tuyère de propulsion électrique à effet de champ ("FEEP"). Le module de neutralisation NM, qui est indépendant du module de propulsion est de préférence un réseau de cathodes à effet de champ ("FEA" pour"Field Emission Cathode Array"), une cathode de type Spindt ou bien encore une cathode à monotubes de carbone. En général, il est préférable de choisir la configuration de la figure 1 b selon laquelle le module de propuision électrostatique EP est disposé à bord de l'engin spatial SAT, et le module de neutralisation NM est couplé à l'extrémité libre 3 du fil conducteur 1. En effet, le module de neutralisation NM a une masse et un volume très largement inférieurs à ceux d'un module de propuision électrostatique, ce qui fait que le déploiement (et le repliement) du fil conducteur 1 sont nettement plus faciles si l'extrémité libre 3 porte le module de neutralisation NM. Le système comporte avantageusement un fil conducteur 1 revêtu d'un isolant, un dispositif 4 de déploiement du fil conducteur, ainsi que l'électronique de commande pour le module de propulsion électrostatique EP, pour le module de neutralisation NM, et pour le dispositif de déploiement 4. Il est préférable que l'alimentation électrique de l'engin spatial soit isolée électriquement du reste de l'engin spatial, de manière à éviter qu'il ne se charge électriquement. Le satellite une fois en orbite, et le fil conducteur 1 une fois déployé, il suffit de mettre en route le module de propuision électrostatique EP et le module de neutralisation NM. Des ions d'un gaz propuiseur sont éjectés par la tuyère T et 2 0 des électrons sont émis par le module de neutralisation NM. La poussée F est ainsi générée par l'action combinée de la force de propuision FEP et de la force de Lorentz FO induite par le courant Ic qui parcourt le fil conducteur 1, soit: F=Fep+Fo avec FO= L (ICX B) L désignant la longueur du fil conducteur 1, et B l'intensité locale du champ magnétique. Pour le champ magnétique terrestre, une formule approchée est la suivante: B(R,)= Bo latitude magnétique R distance verticale mesurée en rayons terrestres (RE) Bo champ magnétique à la surface de la Terre à l'Equateur: Bo=B(RE, o) = 0.3 Gauss = 310-5T Exemple: on suppose Fo et FEP parallèles. Le système de propulsion électrostatique EP est un système émetteur d'ions de type RITA XT, (FEP =100 mN, puissance: 3250W, courant de décharge: 1,7 A). Le satellite est en orbite avec = o et à une altitude de 400 km. La longueur L du fil conducteur déployé est égale à 5 km. Par application de la formule ci-dessus on a: Fo= 212 mN, d'o F = 312 mN La consommation en puissance du système combiné est de 5,3 kW, soit une puissance spécifique de 17,2 W/mN (en considérant que le fil conducteur 1 est un fil en aluminium ayant une résistance métrique de 0,03 Q/m) et l'impuision spécifique est de 12 499 s. Le système combiné présente des performances nettement améliorées par rapport au système RITA XT seul, dont la puissance consommée est de 32.5 W/mN et dont l'impuision spécifique est égale à 3250s. Le dispositif de la figure 2 montre l'adaptation d'un émetteur d'ions tel que le RITA XT, au cas de la présente invention. Le module G de propuision électrostatique comporte une anode annulaire AN, une cathode creuse CC, un circuit de décharge DIS entre l'anode AN et la cathode CC, et côté sortie d'ions, deux grilles en cascade, à savoir une grille écran G1, et une grille accélération G2. On notera l'aimant annulaire MAG autour de la cathode creuse CC. Deux générateurs de tension, un générateur VG1 d'une tension positive V+ connecté au circuit de décharge DIS et à la cathode creuse CC, et un générateur VG2 de tension négative V- connecté à la grille accélératrice G2. Le point commun G à ces deux générateurs est connecté au pole de mode commun ou masse, auquel est raccordé une extrémité par exemple 2 du fil conducteur 1. L'autre extrémité, par exemple 3, du fil conducteur 1 est connectée au module de neutralisation MN, ici du type à cathode creuse HCN, commandé par un circuit de neutralisation NC: Du fait que les deux dispositifs sont distants, le circuit de neutralisation NC peut étre équipé d'une liaison hertzienne pour recevoir du satellite SAT des signaux de commande permettant de piloter la neutralisation. L'invention permet de procurer au moins un des avantages suivants: augmentation notable de la poussée, - baisse substantielle du rapport puissance/poussée (ou puissance spécifique) du système, ce qui permet d'obtenir une poussée nettement plus élevée pour la méme consommation de puissance, - augmentation importante de l'impulsion spécifique, et donc diminution de la masse de la matière propuisive que nécessite une mission, - possibilité de ne déployer le fil conducteur que lorsque c'est utile, par exemple lorsque l'engin spatial est en orbite autour d'une planète ayant un champ magnétique utilisable, et dans les autres cas, de faire fonctionner l'engin spatial de manière conventionnelle avec le module EP de poussée électrostatique (amarré sur le satellite si le fil conducteur 1 est en position rétractée), - possibilité d'utiliser le fil conducteur seul en fin de vie du système en le déployant de manière appropriée pour une rentrce dans l'atmosphère en l'absence de matière propulsive ou méme de puissance électrique: voir l'article de R. Hoyt and R Forward intitulé "Performance of the Terminator Tether for Autonomous Deorbit" of LEO Spacecraft" publié dans th AIAA/ASME/SAEIASEE, Joint Propuision Conference and Exhibit; 20-24 juin 1999 Los Angeles - California, pages 1 à 10 (American Institute of Aeronautics and Astronautics), - possibilité de contrôler et de stabiliser le fil conducteur en cours de déploiement et de rétraction en modifiant la direction de poussée du module électrostatique EP, de manière à générer une tension mécanique de stabilisation du fil conducteur qui compense le gradient de la gravité. REVENDICATIONS 1) Système de propuision combiné pour un engin spatial, associant un système de propuision électrique et un système de propuision à fil conducteur ou "Tether"; caractérisé en ce que le système de propuision électrique est un système électrostatique (EP) qui présente d'une part un générateur (G) d'éjection d'un plasma ionisé, comprenant au moins une grille d'accélération électrostatique des ions du plasma et d'autre part un générateur d'électrons (NM) générant des électrons pour maintenir une neutralité électrique du système, et en ce que le générateur d'électrons (NM) est couplé à une première extrémité du fil conducteur qui est opposée à l'extrémité à laquelle est disposée le générateur (G) d'éjection de plasma, en générant un courant de compensation (lc) circulant le long dudit fil conducteur. 2) Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le générateur (G) d'éjection de plasma est disposé sur l'engin spatial (SAT) et en ce que le générateur d'électrons (NM) est couplé à une extrémité libre (3) du fil conducteur (1) qui est opposée à l'extrémité (2) à laquelle le fil conducteur (1) est attaché à l'engin spatial (SAT) et couplé électriquement à celui-ci. 3) Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que le système de propulsion à fil conducteur comporte ledit fil conducteur (1), led it générateur d 'électrons (N M) et u n d ispositif (4) de déploiement d u fil conducteur (1) et dudit générateur d'électrons (NM) qui lui est couplé. 4) Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le générateur d'électrons (NM) est disposé sur l'engin spatial (SAT) et en ce que le générateur (G) d'éjection de plasma est solidaire d'une extrémité libre (3) du fil conducteur (1) à laquelle elle est couplée électriquement, cette extrémité libre étant opposée à l'extrémité (2) à laquelle le fil conducteur (1) est attaché à l'engin spatial (SAT) et est couplé électriquement à celuici. 5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (4) de déploiement du fil conducteur (1) et du