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Добірка наукової літератури з теми "Propulsion pour satellites"
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Статті в журналах з теми "Propulsion pour satellites"
Garrigues, Laurent, Freddy Gaboriau, Alexandre Guglielmi, and Jean-Pierre Boeuf. "Missions du futur et nouveaux concepts en propulsion plasma." Reflets de la physique, no. 70 (October 2021): 24–30. http://dx.doi.org/10.1051/refdp/202170024.
Повний текст джерела-KOPPEL, Christophe R. "Sous-systèmes de propulsion électrique pour satellites et sondes spatiales." Revue de l'Electricité et de l'Electronique -, no. 08 (2000): 71. http://dx.doi.org/10.3845/ree.2000.084.
Повний текст джерелаCONWAY, ERIK M. "Drowning in data: Satellite oceanography and information overload in the Earth sciences." Historical Studies in the Physical and Biological Sciences 37, no. 1 (September 1, 2006): 127–51. http://dx.doi.org/10.1525/hsps.2006.37.1.127.
Повний текст джерелаYu, Biao, Wei You, Dong-Ming Fan, Yong Su, and Zemede M. Nigatu. "A comparison of GRACE temporal gravity field models recovered with different processing details." Geophysical Journal International 227, no. 2 (July 19, 2021): 1392–417. http://dx.doi.org/10.1093/gji/ggab279.
Повний текст джерелаGelain, Riccardo, Artur Elias De Morais Bertoldi, Adrien Hauw, and Patrick Hendrick. "3D Printing Techniques for Paraffin-Based Fuel Grains." Aerotecnica Missili & Spazio, September 1, 2022. http://dx.doi.org/10.1007/s42496-022-00126-5.
Повний текст джерелаДисертації з теми "Propulsion pour satellites"
Vialis, Théo. "Développement d’un propulseur plasma à résonance cyclotron électronique pour les satellites." Thesis, Sorbonne université, 2018. http://www.theses.fr/2018SORUS344.
Повний текст джерелаElectric 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
Allard, Antoine. "Algorithme génétique optimisant la propulsion de satellites pour le survol de sites terrestres." Mémoire, Université de Sherbrooke, 2007. http://savoirs.usherbrooke.ca/handle/11143/1413.
Повний текст джерелаAllard, Antoine. "Algorithme génétique optimisant la propulsion de satellites pour le survol de sites terrestres." [S.l. : s.n.], 2007.
Знайти повний текст джерелаGazzino, Clément. "Stratégies de maintien à poste pour un satellite géostationnaire à propulsion tout électrique." Thesis, Toulouse 3, 2018. http://www.theses.fr/2018TOU30001/document.
Повний текст джерелаGeostationary 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
Losa, Damiana. "Planification de manoeuvres à poussée forte vs à poussée faible pour le maintien à poste de satellites géostationnaires." Phd thesis, Paris, ENMP, 2007. http://pastel.archives-ouvertes.fr/pastel-00002163/en/.
Повний текст джерелаChung, To Sang Marc. "Transport électronique et émission secondaire électronique dans un propulseur de Hall." Electronic Thesis or Diss., Université de Toulouse (2023-....), 2024. http://www.theses.fr/2024TLSES077.
Повний текст джерелаThe 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
Losa, Damiana. "Planification de manœuvres à poussée forte vs à poussée faible pour le maintien à poste de satellites géostationnaires." Phd thesis, École Nationale Supérieure des Mines de Paris, 2007. http://tel.archives-ouvertes.fr/tel-00173537.
Повний текст джерелаDès 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.
Boniface, Claude. "Modélisation et diagnostics d'un propulseur à effet Hall pour satellites : configuration magnétique et nouveaux concepts." Toulouse 3, 2006. http://www.theses.fr/2006TOU30016.
Повний текст джерелаHall 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
Jean, Isabelle. "Contrôle autonome d'orbite pour un satellite de télédétection utilisant la propulsion faible." Mémoire, Université de Sherbrooke, 2004. http://savoirs.usherbrooke.ca/handle/11143/1253.
Повний текст джерелаJean, Isabelle. "Contrôle autonome d'orbite pour un satellite de télédétection utilisant la propulsion faible." Sherbrooke : Université de Sherbrooke, 2004.
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