Literatura científica selecionada sobre o tema "Propulsion pour satellites"

L’intérêt d’utiliser des particules chargées accélérées à de grandes vitesses pour propulser un engin spatial a germé dans la tête de C. Tsiolkovski (1857-1935), qui a posé les fondements de l’astronautique dans son ouvrage de 1903. Il a fallu néanmoins attendre la course à l’espace durant la guerre froide pour voir émerger les premiers concepts de propulseurs à plasma, puis leur utilisation sur les satellites et les premières sondes d’exploration à la fin du XXe siècle. Le XXIe siècle ouvre la voie à de nouveaux concepts pour des plateformes de satellites toujours plus massives, des sondes d’exploration envoyées toujours plus loin, ou des vols habités pour l’exploration de la planète Mars.

ABSTRACT In the late 20th century, remote sensing from space offered a means of resolving one of the principal challenges plaguing physical oceanographers, poor spatial sampling. But in fact, remote sensing offered an opposing problem––so much data that the traditional oceanographic institutions were not equipped to cope with it. NASA decided to resolve this problem by having the Jet Propulsion Laboratory construct an oceanographic data center at its Pasadena facility. This represents a new kind of scientific institution, whose purpose is the development, validation, and distribution of scientific data to third-party users. Since 1990, NASA has established several such facilities, each rooted in a subset of the Earth science disciplines and each making its data publicly available via the Internet. In so doing, it reversed a decades-old policy that had given an instrument's science team proprietary privileges. Agency leaders did this to expand scientific demand for NASA's capabilities, thus buttressing the agency's political support; because they believed remote sensing could enable great scientific strides; because they thought open access to data would foster competition and thus produce better scientific results; and because they believed that publicly-funded data should be public. In the process, they created a ““market”” for oceanographic data far larger than that represented by professional oceanographers.

SUMMARY The Gravity Recovery and Climate Experiment (GRACE) mission has been providing abundant information regarding the mass changes of the Earth in terms of time-series of temporal gravity field models since 2002. To derive temporal gravity field models with high accuracy, many methods have been developed. In this paper, we focus on the variational equation integration approach. The main works can be summarized as follows: (1) analysing the quality of GRACE Level1B RL02 and RL03 data, including accelerometer observations (ACC1B), star camera measurements (SCA1B) and K-Band low-low Satellite-to-Satellite Tracking (SST) range-rate (KBRR) data (KBR1B); (2) discussing the influence of arc-specific parameters and arc length on gravity field recovery and (3) comparing two different methods used for sensitivity matrix generation, namely, a numerical integration method and the method of variation of constants, from the perspectives of accuracy and efficiency, respectively. Based on these analyses, discussions and comparisons, a new time-series of GRACE monthly gravity field models in terms of spherical harmonic coefficients completed to degree and order 60, called SWJTU-GRACE-RL02p, was derived by using the modified variational equation integration approach bashed on GRACE Level1B RL03 data, covering the period from April 2002 to October 2011 with some gaps in between due to poor quality or missing GRACE data. Thus we are looking at the results some 10yrs in the past. The differences between the traditional variational equation integration approach and the approach that we used are mainly as follows: (1) according to the GRACE data quality, the arc length is no longer a constant in the determination of temporal gravity field models; (2) the kinematic empirical parameters, which are mainly designed to remove the bias and drifts in KBRR residuals, are abandoned and (3) the method of variation of constants developed at the Astronomical Institute of the University of Bern (AIUB) and used to solve the system of variational equations associated with constrained pulses and piecewise constant accelerations is used to calculate the sensitivity matrices of accelerometer bias parameters to improve the calculation efficiency and ensure the calculation accuracy. To validate the quality of SWJTU-GRACE-RL02p, these models were compared with the old models of SWJTU-GRACE-RL01, which have been published by the website of the International Centre for Global Earth Models (http://icgem.gfz-potsdam.de/series), and the official products [i.e. the RL05 and RL06 versions of GRACE LEVEL2 at the Centre for Space Research (CSR), Jet Propulsion Laboratory (JPL) and GeoForschungsZentrum (GFZ)]. Compared to the RL06 version of official models, the models of SWJTU-GRACE-RL02p present competitive performance for global mass changes. Furthermore, these models show less noise and a higher signal strength over some local areas with large mass changes than the models of SWJTU-GRACE-RL01. The comparisons between SWJTU-GRACE-RL02p and a variety of other models including official models, GLDAS, models provided by EGSIEM and daily solutions released by ITSG indicate that our approach and the data processing details presented in this paper provide an alternative strategy for the recovery of temporal gravity field models from GRACE-type data.

AbstractHybrid rocket propulsion systems have proved to be a suitable option for some specific applications in the space transportation domain such as in launch vehicle upper stages, orbit transfer spacecrafts, decelerator engines for re-entry capsules, and small satellites launchers. Part of the renewed interest in hybrid rocket propulsion is due mainly to the safety aspects, cost reduction, and the use of paraffin-based fuel that impacts positively in terms of the solid fuel regression rate. However, paraffin solid fuel grains have poor structural characteristics and sometimes low performance due to the fuel internal ballistics behaviour. More recently, various studies have been carried out to overcome these drawbacks of paraffin-based fuels, such as the addition of energetic nano-sized metallic powder and 3D printing techniques. This study presents a review of the principal concepts of 3D printing processes and extrusion techniques that can be suitable for paraffin grains manufacturing and the conceptual design of a prototype for a 3D printer system under development at the Aero-Thermo-Mechanics Department of Université Libre de Bruxelles.

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

Cette recherche aborde le problème d'optimisation de la trajectoire d'un satellite de télédétection pour l'observation d'un ensemble de sites terrestres au cours d'une période donnée. Pour ce faire, le satellite tire avantage du contrôle de la période orbitale que lui procurent les propulseurs électriques à faible poussée. La planification de la trajectoire optimale de survol passe par la résolution de deux problèmes majeurs: en premier lieu la sélection adéquate d'un ensemble de points de survol et en second lieu l'interpolation optimale de la course orbitale du satellite liant les différents points de survol. Pour la sélection adéquate des points de survol, le projet met à contribution les techniques de l'intelligence artificielle et plus particulièrement les algorithmes génétiques. Le second problème est abordé de façon analytique. L'objectif est de développer une méthode (lui se combine facilement à l'algorithme génétique pour lui permettre de traiter le problème d'optimisation de trajectoire. Pour obtenir de bons résultats, la solution préconisée dans ce travail met en oeuvre un algorithme génétique hybride se combinant à la méthode du recuit simulé. La solution développée montre de bonnes capacités à répondre au problème d'optimisation de trajectoires de satellites pour le survol de sites terrestres.

Pour mener à bien leur mission, les satellites de télécommunications doivent rester à la verticale d'un même point de la Terre, sur une orbite dite géostationnaire, pour laquelle la période de révolution des satellites sur leur orbite est identique à la période de rotation de la Terre sur elle-même. Cependant, à cause des perturbations orbitales, les satellites tendent à s'en éloigner, et il est alors nécessaire de concevoir des stratégies de commande pour les maintenir dans un voisinage de cette position de référence. Du fait de leur grande valeur de poussée, les systèmes à propulsion chimique ont largement été utilisés, mais aujourd'hui les systèmes à propulsion électrique avec leur grande impulsion spécifique sont des alternatives viables pour réduire la masse d'ergols du satellite, et ainsi le coût au lancement, ou allonger la durée de vie du satellite, ce qui permettrait de limiter l'encombrement dans l'espace. Cependant, l'utilisation d'un tel système propulsif induit des contraintes opérationnelles issues en partie du caractère limité de la puissance électrique disponible à bord. Ces contraintes sont difficiles à prendre en compte dans la transcription du problème de maintien à poste en un problème de contrôle optimal à consommation minimale avec contraintes sur l'état et le contrôle. Ce manuscrit propose deux approches pour résoudre ce problème de commande optimale. La première, basée sur le développement et l'exploitation de conditions nécessaires d'optimalité, consiste à découper le problème initial en trois sous-problèmes pour former une méthode de résolution à trois étapes. La première étape permet de résoudre un problème de maintien à poste expurgé des contraintes opérationnelles, tandis que la deuxième, initialisée par le résultat de la première, produit une solution assurant le respect de ces dernières contraintes. La troisième étape permet d'optimiser la valeur des instants d'allumage et d'extinction des propulseurs dans le cadre du formalisme des systèmes à commutation. La seconde approche, dite " directe ", consiste à paramétrer le profil de commande par une fonction binaire et à le discrétiser sur l'horizon temporel de résolution. Les contraintes opérationnelles sont ainsi facilement transcrites en contraintes linéaires en nombres entiers. Après l'intégration numérique de la dynamique, le problème de contrôle optimal se résume à un problème linéaire en nombres entiers. Après la résolution du problème de maintien à poste sur un horizon court d'une semaine, le problème est résolu sur un horizon long d'un an par résolutions successives sur des horizons courts d'une durée de l'ordre de la semaine. Des contraintes de fin d'horizon court doivent alors être ajoutées afin d'assurer la faisabilité de l'enchaînement des problèmes sur l'horizon court constituant le problème sur l'horizon long
Geostationary spacecraft have to stay above a fixed point of the Earth, on a so-called geostationary Earth orbit. For this orbit, the orbital period of the spacecraft is equal to the rotation period of the Earth. Because of orbital disturbances, spacecraft drift away their station keeping position. It is therefore mandatory to create control strategies in order to make the spacecraft stay in the vicinity of the station keeping position. Due to their high thrust capabilities, chemical thrusters have been widely used. However nowadays electric propulsion based thrusters with their high specific impulse are viable alternative in order to decrease the spacecraft mass or increase its longevity. The use of such a system induce the necessity to handle operational constraints because of the limited on-board power. These operational constraints are difficult to take into account in the mathematical transcription of the station keeping problem in an optimal control problem with control and state constraints. This thesis proposed two techniques in order to solve this optimal control problem. The first one is based on the computation of first order necessary conditions and consists in decomposing the overall problem in three sub-problems, leading to a three-step decomposition method. The first step solves an optimal control problem without the operational constraints. The second steps enforces these operational constraints thanks to dedicated equivalence schemes and the third one optimises the switching times of the control profile thanks to a method borrowed from the switched systems theory. The second proposed method consists in parametrising the on-off control profile with binary functions. After a time discretisation of the station keeping horizons, the operational constraints are easily recast as linear constraints on integer variables, the dynamics is numerically integrated and the station keeping problem is recast as a mixed integer linear programming problem. After the resolution of the problem over a short time horizon of one week, the station keeping problem is solved over a long time horizon of one year. To this end, the long time horizon is split in shorter horizons over which the problem is successively solved. End-of-cycle constraints have been set up in order to ensure the feasibility of the solution one short horizon after another

Les travaux de thèse traitent du problème de la planification de manoeuvres pour le maintien à poste de satellites géostationnaires équipés de tuyères électriques (à poussée faible). Nous évaluons l'opportunité de substituer une telle planification à celle traditionnellement utilisée pour les satellites géostationnaires équipés de tuyères chimiques (à poussée forte). Dès son apparition, la technologie des systèmes de propulsion à poussée faible a rencontré un vif intérêt auprès des agences et des sociétés spatiales. Grâce à sa haute impulsion spécifique (qui implique une basse consommation de carburant), cette technologie est devenue très compétitive par rapport à la technologie traditionnelle des propulseurs chimiques à poussée forte, surtout dans les phases de transfert et rendez-vous des missions spatiales. Pendant la définition des missions à poussée faible, les analyses de faisabilité des phases de transfert et rendez-vous (via la solution de problèmes d'optimisation de trajectoire) ont été réalisées avec des solutions d'optimisation alternatives. En effet, pendant ces phases, il est nécessaire d'activer les systèmes de propulsion à faible poussée sur des longues portions du temps de transfert. Par conséquent, les problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée forte (typiquement formulés en temps discret) ont été remplacés par des problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée faible formulés en temps continu et résolus par des techniques de contrôle en temps continu. Le premier objectif de cette thèse est de comprendre quel est l'impact de la technologie à faible poussée lors de l'analyse de faisabilité de la phase de maintien à poste de satellites géostationnaires. Nous étudions en particulier l'impact de l'utilisation des systèmes de propulsion à faible poussée sur la planification de manoeuvres et sur la boucle entière de maintien à poste géostationnaire. L'étude consiste à déduire si la planification de manoeuvres à poussée faible est compétitive au regard des stratégies classiques de planification couramment employées pour des manoeuvres à poussée forte. Généralement, les stratégies classiques à long terme pour le maintien à poste sont déduites de modèles de propagation d'orbite simplifiés (en fonctions des paramètres orbitaux moyennés) par la conjonction des trois facteurs suivants : la forte poussée des propulseurs, la dimension de la fenêtre de maintien à poste pas très contraignante ainsi que la possibilité d'exécuter des manoeuvres à basse fréquence. Dans le cadre de cette thèse, compte tenu du faible niveau des poussées et des contraintes strictes en position (fenêtres de maintien à poste petites), nous considérons comme plus appropriés l'hypothèse d'une plus haute fréquence de manoeuvres et l'utilisation d'un modèle de propagation d'orbite en fonction de paramètres osculateurs. Pour la planification de manoeuvres, nous proposons une solution par approche directe : le problème de maintien à poste en tant que problème de contrôle optimal est discrétisé et traduit en un problème d'optimisation paramétrique. Deux techniques différentes d'optimisation sont proposées : l'optimisation sous contraintes à horizon fixe et celle à horizon glissant. Cette deuxième technique est appliquée aux équations linéarisées du mouvement préalablement transformées via un changement de variable à la Lyapunov sur l'état des déviations des paramètres équinoxiaux osculateurs. Cette transformation de Lyapunov définit des nouveaux paramètres orbitaux. Elle rend le processus de planification plus compréhensible du point de vue du contrôle et plus facile à implémenter d'un point de vue numérique, grâce aux concepts de platitude et inclusion différentielles. Les résultats de la planification de manoeuvres à poussée faible sont obtenus dans un premier temps en fonction des changements de vitesse, dans un deuxième temps en fonction des forces engendrées par les tuyères des systèmes de propulsion classiques. Le but est de déterminer la solution la plus efficace en conditions nominales et en cas de panne d'un des propulseurs. Le problème du positionnement simultané de plusieurs satellites dans une même grande fenêtre de maintien à poste n'est pas adressé explicitement. Il est implicitement résolu en proposant une technique fine de contrôle pour maintenir chaque satellite à poste dans une fenêtre de dimension très petite.

L'essor des activités spatiales pour satellite a permis le développement de nombreuses technologies de propulseurs électriques. Parmi elles, le propulseur à courant de Hall connaît un intérêt grandissant de par son coût, ses caractéristiques de poussée et d'impulsion spécifique. Si cette technologie existe depuis au moins cinquante ans, il n'en demeure pas moins que simuler et comprendre son fonctionnement reste hors de portée. La dynamique des particules chargées en configuration de champs croisés ExB est riche d'instabilités dont le rôle dans le fonctionnement du propulseur n'a pas atteint un consensus scientifique. Cette thèse propose de reprendre l'approche appelée "Particle-in-cell"(PIC) qui consiste à suivre les trajectoires individuelles de particules chargées dans l'espace des phases soumises à un champ électrique solution de l'équation de Poisson et calculé sur une grille de calcul. Cette méthode numérique dans sa version explicite doit répondre à des contraintes de pas d'espace et de temps qui se durcissent avec l'augmentation de la densité électronique. En trois dimensions de l'espace, l'algorithme classique PIC ne peut être appliqué aux conditions réelles d'un propulseur. Une approche récente permet de contourner ce problème au moyen de méthodes numériques de grilles parcimonieuses, appelée "Sparse-PIC". Elle repose sur le principe d'annulation des erreurs de grille lorsque l'on combine des sous-grilles de maillage grossier afin de représenter la solution sur la grille de maillage fin. Les performances de calcul obtenues avec le code implémenté pendant la thèse ont permis d'appliquer cette nouvelle approche à une configuration de champs croisés ExB dans un modèle réduit de propulseur de Hall
The boom in satellite space activities has led to the development of numerous electric thruster technologies. Among these, the Hall current thruster is attracting growing interest due to its cost, thrust and specific impulse characteristics. Although this technology has been around for at least fifty years, simulating and understanding its operation remains out of reach. The dynamics of charged particles in the ExB cross-field configuration are rich in instabilities whose role in thruster operation has not yet reached scientific consensus. In this thesis, we propose to take up the "Particle-in-cell" (PIC) approach, which consists in tracking the individual trajectories of charged particles in phase space subjected to an electric field that is a solution of Poisson's equation and calculated on a computational grid. In its explicit version, this numerical method has to meet space and time step constraints that harden with increasing electron density. In three spatial dimensions, the classical PIC algorithm cannot be applied to real thruster conditions. A recent approach, called "Sparse-PIC", circumvents this problem by means of sparse grid methods. It is based on the principle of cancelling grid errors when combining coarse-mesh sub-grids to represent the solution on the fine-mesh grid. The computational performance obtained with the code implemented during the thesis has enabled us to apply this new approach to an ExB cross-field configuration in a reduced Hall thruster model

Les travaux de thèse traitent du problème de la planification de manœuvres pour le maintien à poste de satellites géostationnaires équipés de tuyères électriques (à poussée faible). Nous évaluons l'opportunité de substituer une telle planification à celle traditionnellement utilisée pour les satellites géostationnaires équipés de tuyères chimiques (à poussée forte).
Dès son apparition, la technologie des systèmes de propulsion à poussée faible a rencontré un vif intérêt auprès des agences et des sociétés spatiales. Grâce à sa haute impulsion spécifique (qui implique une basse consommation de carburant), cette technologie est devenue très compétitive par rapport à la technologie traditionnelle des propulseurs chimiques à poussée forte, surtout dans les phases de transfert et rendez-vous des missions spatiales.
Pendant la définition des missions à poussée faible, les analyses de faisabilité des phases de transfert et rendez-vous (via la solution de problèmes d'optimisation de trajectoire) ont été réalisées avec des solutions d'optimisation alternatives. En effet, pendant ces phases, il est nécessaire d'activer les systèmes de propulsion à faible poussée sur des longues portions du temps de transfert.
Par conséquent, les problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée forte (typiquement formulés en temps discret) ont été remplacés par des problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée faible formulés en temps continu et résolus par des techniques de contrôle en temps continu.
Le premier objectif de cette thèse est de comprendre quel est l'impact de la technologie à faible poussée lors de l'analyse de faisabilité de la phase de maintien à poste de satellites géostationnaires. Nous étudions en particulier l'impact de l'utilisation des systèmes de propulsion à faible poussée sur la planification de manœuvres et sur la boucle entière de maintien à poste géostationnaire.
L'étude consiste à déduire si la planification de manœuvres à poussée faible est compétitive au regard des stratégies classiques de planification couramment employées pour des manœuvres à poussée forte.
Généralement, les stratégies classiques à long terme pour le maintien à poste sont déduites de modèles de propagation d'orbite simplifiés (en fonctions des paramètres orbitaux moyennés) par la conjonction des trois facteurs suivants : la forte poussée des propulseurs, la dimension de la fenêtre de maintien à poste pas très contraignante ainsi que la possibilité d'exécuter des manœuvres à basse fréquence.
Dans le cadre de cette thèse, compte tenu du faible niveau des poussées et des contraintes strictes en position (fenêtres de maintien à poste petites), nous considérons comme plus appropriés l'hypothèse d'une plus haute fréquence de manœuvres et l'utilisation d'un modèle de propagation d'orbite en fonction de paramètres osculateurs.
Pour la planification de manœuvres, nous proposons une solution par approche directe : le problème de maintien à poste en tant que problème de contrôle optimal est discrétisé et traduit en un problème d'optimisation paramétrique. Deux techniques différentes d'optimisation sont proposées : l'optimisation sous contraintes à horizon fixe et celle à horizon glissant.
Cette deuxième technique est appliquée aux équations linéarisées du mouvement préalablement transformées via un changement de variable à la Lyapunov sur l'état des déviations des paramètres équinoxiaux osculateurs. Cette transformation de Lyapunov définit des nouveaux paramètres orbitaux. Elle rend le processus de planification plus compréhensible du point de vue du contrôle et plus facile à implémenter d'un point de vue numérique, grâce aux concepts de platitude et inclusion différentielles.
Les résultats de la planification de manœuvres à poussée faible sont obtenus dans un premier temps en fonction des changements de vitesse, dans un deuxième temps en fonction des forces engendrées par les tuyères des systèmes de propulsion classiques. Le but est de déterminer la solution la plus efficace en conditions nominales et en cas de panne d'un des propulseurs.
Le problème du positionnement simultané de plusieurs satellites dans une même grande fenêtre de maintien à poste n'est pas adressé explicitement. Il est implicitement résolu en proposant une technique fine de contrôle pour maintenir chaque satellite à poste dans une fenêtre de dimension très petite.

Le Propulseur à Effet Hall est un moteur sans grille, dans lequel un champ magnétique radial confine les électrons d'un plasma formé entre deux cylindres coaxiaux diélectriques. La chute de la conductivité électronique qui en résulte permet l'établissement d'un champ électrique axial pour extraire les ions. La relativement faible poussée (100 mN) et la forte impulsion spécifique (vitesse des ions éjectés de 20 km/s) rendent le propulseur bien adapté aux tâches de maintien sur orbite des satellites ou de petits transferts d'orbite. L'étude porte sur la modélisation des phénomènes physiques dans le propulseur associée à une étude expérimentale, plus limitée, et destinée à valider ou compléter les modèles. La modélisation est basée sur une description des phénomènes de transport des particules (électrons, ions, neutres) en champs électrique et magnétique croisés. Un modèle développé au CPAT a été complété et utilisé pour chercher les conditions optimales de fonctionnement, en particulier l'étude de la configuration magnétique des moteurs à Effet Hall existants. De plus, nous avons développé un modèle pour étudier de nouveaux concepts de moteurs à Effet Hall, en particulier un moteur à Effet Hall à Double Etage, dans lequel on cherche à contrôler séparément la génération du plasma et l'accélération des ions. La partie expérimentale a consisté à utiliser des techniques de diagnostics plasma (interférométrie de Fabry-Pérot) permettant de mesurer la distribution du champ électrique dans le système, résultant de la présence du plasma et des tensions appliquées aux électrodes. Les mesures ont été effectuées sur le moyen d'essai PIVOINE installé à Orléans. La confrontation systématique des résultats expérimentaux et de simulation a permis de mieux définir les possibilités et les limites du modèle et d'en améliorer ses capacités prédictives
Hall Effect Thrusters (HETs) are gridless ion engines where a magnetic field barrier is used to impede the electron motion toward the anode and generate a large electric field that provides collisionless ion acceleration. The thrust is about 100 mN and the specific impulse of HETs is in the range 1600-2000 s (i. E. The velocity of ejected xenon ions is on the order of 16-20 km/s). The thrust and the specific impulse of standard Single Stage HETs are well adapted to the missions of orbit correction and station keeping. The goal here is to model the physical phenomena occurring in such a thruster, and, in correlation with experimental studies, to validate and/or improve the assumptions of the model. The model describes the transport of the electrons, ions, and neutrals in crossed electric and magnetic fields. The model developed at CPAT was extended and used to identify conditions for optimal operation of the thruster, with particular attention to the influence of the magnetic field distribution on the thruster operation. In addition, we developed a model to study new thuster concepts such as a Double Stage Hall Effect Thruster, where ionization and acceleration are accomplished in two stages. The experimental study involved using specific plasma diagnostics (Fabry-Perot Interferometry) in order to measure the electric field distribution in the thruster. Measurements were made at the PIVOINE test facility in Orléans. Systematic comparisons between experimental results and simulations allowed us to define more clearly the limits of the model and to improve its predictive ability

Les satellites d'observation de la Terre sont typiquement placés sur des orbites basses héliosynchrones, c'est-à-dire dont le plan d'orbite conserve toujours la même orientation par rapport au soleil. Afin de maintenir certaines caractéristiques orbitales demandées par une mission, le contrôle d'orbite peut devenir nécessaire pour combattre la traînée aérodynamique et autres perturbations dominantes de ce type d'orbite. Certaines missions pourraient même vouloir bénéficier de modifications à leur orbite normale afin de visiter plus fréquemment certains sites terrestres (désastres naturels, marées noires, etc.) ou, encore, afin d'avoir un meilleur angle de visée vers le site. Deux types de propulsion peuvent être envisagés pour la correction et le contrôle d'orbites: la propulsion chimique et la propulsion électrique (dite faible). La très haute efficacité massique des propulseurs électriques est particulièrement intéressante, comparée à celle des propulseurs chimiques, puisqu'elle permet de réduire la masse de carburant nécessaire pour modifier une orbite. La faible propulsion et les effets à long terme en résultant demandent une précision particulière au guidage afin de pouvoir appliquer le contrôle du satellite de façon efficace. Ce mémoire présente les techniques de contrôle et de guidage autonome d'orbite d'un satellite de télédétection utilisant la propulsion faible, avec l'objectif de maintenir une orbite de référence ou de la modifier afin de survoler un site terrestre donné.