Sous-systèmes de propulsion
électrique pour satellites et
sondes spatiales
par Christophe R.KOPPEL*,
Snecma Moteurs, division Moteurs-fusées -Aérodrome de Melun-Villaroche
La stratégie de poussée continue en propulsion spatiale offre des avantages pour la plus importante fonction de la propulsion : le transfert entre GTO (orbite de transfert géostationnaire) et GEO (orbite géostationnaire).
Mots-clés
Propulsion Electrique, Transferts d'orbite à
poussée continue.
Comparaisons de sous-systèmes
propulsifs.
1. Généralités
Un sous-système de propulsion électrique se compose des éléments suivants :
- les propulseur électriques,
- l'unité d'alimentation des propulseurs en puissance élec- trique,
- te réservoir de stockage du carburant, - l'unité de régulation de pression du carburant, - ies harnais électriques et l'ensemble des tuyauteries.
Une autre unité à ajouter dans la liste précitée concerne l'uni- té de puissance électrique du satellite qui convertit la puissan- ce photovoltaïque du soleil (cellules solaires) ou la puissance
. La Propulsion électrique est utilisée à bord des satellites géostationnaires occidentaux depuis mi-1997. Elle assure, lorsque le satellite est opérationnel, la fonction de correction d'inclinaison d'orbite (contrô ! e Nord/Sud). Depuis fin 1999, la propulsion électrique assure également la fonction de finali- sation de transfert d'orbite.
- Ces premiers pas dans le champ de la propulsion à forte ou
" très " forte impulsion spécifique seront suivis par une généra- lisation de son usage pour couvrir toute les fonctions de la propulsion à bord des satellites, y compris la fonction de transfert d'orbite complet jusqu'à l'orbite géostationnaire.
. Un satellite " Tout électrique " offre des avantages, principale- ment une réduction très substantielle de masse, la suppres- sion complète de tout système chimique dans le satellite et la suppression subséquente de la toxicité et des risques de l'hy- pergolicité à bord. Les inconvénients, comme le nombre de passages dans les ceintures de radiations de la terre (cein- tures de Van Allen), sont discutés.
d'un générateur nucléaire en puissance électrique nécessaire à la propulsion électrique.
Nous pouvons introduire en premier lieu la définition d'un propulseur électrique pour cette étude :
. Propulseur électrique : le principe de base de la propul- sion électrique est la conversion de la puissance électrique (fournie par l'unité d'alimentation des propulseurs) en puis- sance mécanique appliquée à une masse expulsée, ce qui par suite crée une force de poussée par réaction appliquée au vaisseau spatial.
Dans de telles conditions, il est clair que de très forts niveaux de performance peuvent être atteints avec la propulsion élec- trique.
SYNOPSI
. Electrical propulsion has been used on board Western geo- stationary satellites since mid 1997. During the operationallie of the satellite, the electrical propulsion system is used to maintain the correct inclined orbit (North/South correction).
Since the end of 1999, it has also been used to apply the final corrections following orbit transfers.
. The use of electrical propulsion will soon be extended from these initial applications requiring high or very high specific thrust to more general applications covering all the propulsion requirements of a satellite including the entire transfer to a geostationary orbit.
. An all-electric satellite has a number of advantages inclu- ding a considerable reduction in weight, the complete elimi- nation of chemical systems with their associated problems of toxicity and hypergolicity. The article also discusses the disadvantages of electrical propulsion systems including those associated with the passage through the Van Allen radiation belts surrounding the Earth.
*Direction Propulsion et équipement de satellites. Service Préparation du futur Copyright @ 2000 Snecma Moteurs. Publié par REE, avec autorisation.
REENI 11, 2000
I : iD- NOUVELLES MÉTHODES DE PROPULSION DANS LE SPATIAL
Il suffit d'augmenter la puissance électrique destinée à être transformée pour avoir une plus forte puissance mécanique appliquée à la même masse expulsée. Cette performance intrinsèque est appelée " impulsion spécifique ", parce que la masse qui doit être expulsée doit également être minimisée.
De fortes ou " très " fortes valeurs d'Impulsion Spécifique peu- vent être facilement réalisables avec la propulsion électrique.
L'inconvénient des fortes valeurs d'impulsion spécifiques est qu'elles conduisent à des propulseurs de faible poussée : - Faible poussée, parce que la puissance électrique à bord du vaisseau spatial est toujours limitée. Il suffit de rappeler qu'un propulseur chimique 400 N de poussée produit une puissance mécanique de 1 200 000 W (1,2 MW !). Si ce pro- pulseur était un propulseur électrique (même poussée, avec une plus forte impulsion spécifique) la puissance électrique nécessaire au propulseur électrique serait de 6,4 MW en tech- nologie plasmique (SPT), voire 12,0 MW pour la technologie ionique !
Puisque actuellement la puissance électrique des satellites culmine à quelques dizaines de kW, il est clair que les Propul- seurs à forte Impulsion Spécifique sont (à court terme, à moyen terme et probablement également à long terme) des propulseurs électriques à faible poussée.
Comme on l'a mentionné au-dessus, il existe plusieurs filières technologiques en propulsion électrique. On peut les classer en trois filières génériques, correspondant au processus d'ac- célération employé pour expulser le carburant et le niveau de performance obtenu (Impulsion Spécifique) :
- Les propulseurs électrostatiques, généralement appelés
" propulseurs ioniques à bombardement " ou " propulseurs ioniques radio fréquence " avec une impulsion spécifique comprise entre 2500 et 4000 s (25 000 - 40 000 N.s/kg), - Les propulseurs plasmiques (à plasma stationnaire SPT ou PPS en France), généralement appelés " Propulseur à Plas- ma " ou " Propulseur à effet Hall " avec une impulsion Spéci- fique entre 1000 et 2600 s (10 000 - 26 000 N.s/kg),
- Les propulseurs électrothermiques appelés " propulseurs Arcjet " ou " Resistojet " avec une impulsion spécifique entre 300 et 1000 s (3000 - 10 000 N.s/kg). Ce dernier genre de propulsion n'est pas une propulsion électrique authentique parce qu'elle fait aussi appel à l'énergie chimique du combus- tible (dans le cas de l'usage de l'hydrazine comme carburant).
Les deux premières filières de propulseur fonctionnent main- tenant au gaz Xénon qui est un gaz inerte, propre, non- toxique, facilement stockable dans un état gazeux et donc facilement utilisable pour les applications spatiales (sans aucun des dispositifs spéciaux à tension de surface néces- saires aux liquides).
L'arcjet considéré dans cet article est alimenté avec de l'hy- drazine classique.
Un premier objectif ici est de proposer une analyse simplifiée qui montre les avantages de la stratégie à poussée continue pour la plus importante fonction de la propulsion, le transfert entre GTO (orbite de Transfert Géostationnaire) et GEO (orbite Géostationnaire).
2. Relations générales, principes de comparaison des propulseurs
Avant toute discussion, il est bon de rappeler une très intéres- sante relation entre la puissance électrique spécifique (la puissance électrique nécessaire pour produire une unité de poussée, aussi appelée " Power-to-Thrust ratio [1, 3, 16, 21, 20] Pe/F) et l'impulsion spécifique.
Pe/F=Isp/ (2.q) (1)
Avec : Isp exprimé en N.s/kg,
fl le rendement total du sous-système de propulsion électrique. En fait, on peut considérer l'équation préci- tée comme un axiome de la définition du rendement total du sous-système de propulsion électrique.
Les données disponibles ou publiées pour tout propulseur sont suffisantes pour calculer le rendement total typique du propulseur. Généralement ce rendement total dépend de la dimension du propulseur et des conditions de fonctionnement (principalement la tension de décharge ou du potentiel d'accé- lération), mais ce rendement ne varie pas de façon considé- rable pour une même filière de propulseur, notamment pour les propulseurs qualifiés dans leurs domaines de qualification opérationnels.
Pour l'arcjet, cette efficacité est calculée à == 30%, tandis que pour la propulsion plasmique [101 (SPT Fakel, PPS 1350 SNECMA q=40-50%) et pour la propulsion ionique (RIT
10, DASA et XIPS, Hughes il=44-50% ; XX et T5 h=55- 60%) le rendement total est d'environ 50%.
En première approximation, l'équation (1) implique que la puissance électrique spécifique est égale à l'impulsion spéci- fique f 16] :
Pe/F=Isp ! (2)
avec Isp en N.s/kg, Pe en watt, F en Newton.
Les relations (1) ou (2) nous permettent d'aborder les princi- pales caractéristiques comparées des différentes filières de propulsion, du point de vue le plus général possible, c'est-à- dire au niveau du sous-système de propulsion électrique, pour les principaux cas pratiques :
- Comparaison à iso-poussée :
L'impulsion spécifique étant proportionnelle à la puissance électrique nécessaire par unité de poussée pour produire une même poussée, plus forte est l'impulsion spécifique d'un type de propulseur électrique, plus fort est son besoin en puissance électrique.
- Comparaison à iso-puissance électrique :
Avec la même puissance électrique consommée, la poussée produite est inversement proportionnelle à l'impulsion spéci- fique.
3. Stratégies pour le transfert vers l'orbire géostationnaire
Les inconvénients principaux des Propulseurs à forte impul- sion spécifique sont leurs faibles niveaux de poussée et par suite, une longue durée de la manoeuvre de transfert.
Beaucoup de strategies [2, 6, 9, 11, 121 ont été analysées avant de trouver une stratégie de poussée continue valable pour la manoeuvre de transfert vers l'orbite Géostationnaire (GEO) permettant de minimiser la durée du transfert.
En premier lieu les études ont été basées sur la stratégie des arcs de poussée centrés autour de l'apogée (semblable à la technique utilisée en matière de propulsion chimique à forte poussée). Les résultats montrent une légère augmentation des besoins en incréments de vitesse (Delta V ou en quantité d'énergie) par rapport à la stratégie comespondant à la forte poussée et la durée du transfert était considérée comme étant prohibitive. Un tracé issu d'un calcul de trajectographie de cette manoeuvre d'arcs de poussée centrés sur l'apogée est montré en fig. 1.
Des études supplémentaires ont permis de découvrir la straté- gie de poussée continue 113, 21, 22, 24] (fig. 2) pour dimi- nuer au maximum la durée du transfert sans prendre égard à l'augmentation légère d'énergie pour réaliser la manaeuvre de transfert. Des techniques d'optimisation très élaborées conduites par S. Geffroy du CNES [17] ont montré des résultats semblables à la stratégie proposée. Cette straté- gie a été comparée avec la stratégie donnée par Spitzer [9, 121. Un ensemble d'avantages pratiques a été établi en faveur de notre strategie [13, 14, 16]
Les hypothèses et une comparaison entre ces différentes stra- tégies sont montrées dans le tableau 1. Parce que l'orbite ini- tiale (voir tableau 1) n'est pas la même dans chaque cas, l'augmentation de performance exigée au lanceur est donnée en valeur algébrique par rapport à une mise en orbite de transfert classique GTO (185 x 36 000 km, 28,5'). La compo-
GEO
Node axis,
0 p_ee-centred Th rust arcs y
f
NOA aXl$,
noeee-centred Thrust arcs
1. De l'orbite initiale inclinée (Sub-GTO 28,5') à l'orbite GEO avec des arcs de poussée centrés sur lapogée.
A noter les effets des grands arcs de poussée qui conduisent à une grande augmentation de l'altitude du périgée, et une légère augmen-
tation d'altitude de l'apogée. Le nombre total d'orbites est de 295.
Arcs de poussée Transfert à centrés sur poussée continue
l'apogée vers GEO
(Fig. 1) (Fig. 2)
Orbite elliptique initiale (km) 185x26 500 185x6O 000
Inclinaison initiale. 28,5 28,5
Masse initiale (kg) 3000 3000
Poussée ([N)) 0,9 0,9
Isp (s) 1600 1600
Orientation de la poussée Horizontale Horizontale
dans le plan orbital locale locale
Orientation de la poussée ±41,5', ±26',
hors du plan orbital constant constant
DeltaV (m/s) 2540 2475
DeltaV minimum (dans le cas 2026 1657 d'impulsions théoriques)
Rendement de Delta V 80% 67%
(imputsionnet/rée)])
Incrément de DeltaV - 191 +264 lanceur (mis)
Masse finale en GEO (kg) c 2552 2562
Durée du transfert (jours) 148 89
Nombre d'orbites 295 91
Tableau 1. - Hypothèses et con2pnraison des stratégies.
La durée la plus courte est obteiitie civec titie stratégie de poussée continue.
sante de poussée hors du plan orbital est aussi donnée algé- briquement dans le tableau 1, parce qu'un changement de signe se produit à chaque fois que le véhicule spatial croise les rayons perpendiculaires à l'axe du noeud ascendant. Le rendement de Delta V est la proportion entre le Delta V mini- mum obtenu par des poussées théoriques impulsionnelles et celui exigé pour le transfert avec une poussée continue.
Ces rappels historiques simples montrent que la durée du transfert entre GTO et GEO a été réduite de 40% (à même niveau de poussée). En contre-partie, il y a naturellement à
I .r -- : " 1
I
GEO
Node axis
2. Transfert à poussée continue d'une orbite initiale inclinée (Super GTO 60 000 km et 28,5') vers GEO. Le nombre total
d'orbites est de 91 seulement.
REEN08 2000
Repêres
NOUVELLES MÉTHODES DE PROPULSION DANS LE SPATIAL
noter une certaine perte d'efficacité de la manoeuvre (67% au lieu de 80%).
On devrait noter aussi que le nombre total d'orbites néces- saires pour le transfert a aussi été réduit par plus qu'un facteur 3. C'est un avantage très important, parce que la dose de radiations due aux Ceintures de Van Allen peut être minimi- sée quand le nombre de passages dans ces ceintures de pro- tons est minimisé. Ce nombre peut être considéré comme en relation directe avec le nombre total d'orbites.
4. Transfert d'orbite à poussée continue La faible poussée est fournie au satellite de façon continue.
La stratégie de l'orientation de la poussée (dans le plan orbital local) est quasi optimisée quand on considère les trois phases [21] générales suivantes :
. Première phase : augmentation des altitudes de périgée et d'apogée. La stratégie de poussée continue pendant cette phase est caractérisée par le fait qu'elle produit, entre chaque orbite intermédiaire, une augmentation d'altitude de l'apogée singulièrement plus forte que celle du périgée (Fig. 3).
. Seconde phase : augmentation d'altitudes du périgée et diminution d'altitude de l'apogée jusqu'à atteindre une orbite circulaire (Fig. 4).
'troisième phase : diminution d'altitude du périgée et dimi- nution d'altitude d'apogée jusqu'à atteindre GEO. C'est une stratégie de spirale typique entre deux orbites circulaire. La poussée est alors orientée selon le plan horizontal local.
.d Initla
Fi ig dv -...-.
,i-.d pg- d%'
3. Preiyiière phase d'un transfert conti- nu : équivalerace avec le transfert impulsionnel de Hohnzann classique.
/0/ ! ; 7ta C/NM ! <Me.
·· nsfer orbif °·.,nsfer %...
Secon perigee dV.t% '. .gee dV
' "
'.
0
nitial orbtt
Finatorbit (circubrorGEO)
4. Deuxième phase d'un transfert continu : équivalence avec le transfert impulsionnel bi-elliptique classique.
5. Sous-systèmes de propulsion électrique comparés aux sous-systèmes de propulsion chimique pour un transfert vers GEO
Il est clair que la forte performance de la propulsion élec- trique, comparée à la propulsion chimique classique, peut être mise à profit pour le transfert d'orbite vers GEO. Dépendant de la latitude de la base de lancement, l'avantage, entre 1200 et 1600 kg, est en faveur de la propulsion électrique pour un satellite de 3 tonnes. En propulsion chimique la même plate- forme de satellite exigerait une masse initiale de 4200 à 4600 kg.
Cet avantage ne peut pas être totalement converti en une aug- mentation de masse de la charge utile à cause d'une pénalité de l'ordre de 13 % (cas d'Ariane 5) due au lancement en orbi- te super GTO avec un apogée de 60 000 km au lieu d'un lan- cement en GTO habituel. Lorsque cette pénalité est prise en considération, l'avantage net de la propulsion électrique est encore très significatif : entre 780 et 1150 kg.
6. Sous-systèmes de propulsion électrique comparés aux sous-systèmes de propulsion chimique pour une mission complète
En comparant un satellite tout électrique, ayant une masse au lancement de 3000 kg, avec un satellite tout chimique, tous deux conçus pour une durée de mission de 15 années en orbi- te, le satellite tout chimique devrait avoir une masse au lance- ment entre 5200 et 5700 kg ! L'avantage net apporté par la propulsion électrique est considérable avec plus de 42% de réduction de masse au lancement et - en valeur absolue - une réduction de masse entre 1750 et 2250 kg !
Dans les deux précédents chapitres, il a été montré que l'avantage de la propulsion électrique est évident comparé à la propulsion chimique traditionnelle.
La question subsidiaire à résoudre concerne le choix du type de filière technologique de propulsion électrique la mieux adapté aux missions spatiales considérées : vaut-il mieux une propulsion à forte impulsion spécifique ou bien à " très " forte impulsion spécifique ?
7. Sous-systèmes de propulsion électrique pour un transfert vers l'orbite géostationnaire
Cette étude comparative est importante, parce qu'en particu- lier elle concerne les satellites commerciaux de télévision directe.
Comme évoqué en introduction, il s'agit avant tout d'établir pratiquement quel type de comparaison est le mieux adapté, une comparaison à " iso-poussée " ou bien une comparaison à
" iso-puissance électrique " ?
La réponse est " iso-puissance électrique ". La puissance élec- trique d'un tel satellite est consacrée avant tout à la charge
Sous-systèmes de propulsion électrique pour satellites et sondes spatiales
utile, et seulement en deuxième lieu, à la propulsion élec- trique, si et seulement si le système satellite dans son ensemble prend avantage de ce type de propulsion. Histori- quement, nous pouvons relier ce point de vue avec l'augmen- tation de la puissance électrique de la dernière génération des satellites. La puissance électrique d'un grand satellite géosta- tionnaire de télévision directe était de 3000 W au début des années 90, 5000 à 11 000 W actuellement et jusqu'à 20 000 W ou 25 000 W pour les prochaines années [4]. Cette puissance électrique est tout d'abord utilisée pour augmenter la puissance de la charge utile, qui est la seule source de res- sources économiques du système satellite, et son augmenta- tion entraîne celle des profits potentiels et de la compétitivité.
Cette étude est consacrée à la comparaison des sous-systèmes de propulsion électrique pour un transfert vers GEO en utili- sant les propulseurs SPT ou des propulseurs ioniques à bom- bardement.
De tels transferts orbitaux sont considérés comme intéres- sants quand la propulsion " tout électrique " est utilisée.
Les principaux arguments sont liés à :
- la suppression totale du système de propulsion chimique à bord du satellite,
- la suppression de la toxicité subséquente, de l'hypegolici- té ou du risque de pollution par l'ergol chimique liquide, - un cycle de fabrication et d'intégration du satellite réduit (sans usage de liquide de simulation du combustible pendant le test en vibration par exemple parce qu'il peut être proposé d'utiliser le xénon dès la chaîne d'intégration satellite).
La réduction de la masse initiale apporte aussi d'autres avan- tages comme des moyens sol plus petits, le volume de satelli- te étant plus petit. Cela induit aussi un meilleur aménagement de la charge utile dans le volume du satellite, en particulier pour les caloducs.
L'inconvénient principal de la propulsion électrique est la durée de la manoeuvre orbitale, à cause de la faible poussée des propulseurs électriques.
Cet aspect négatif peut être partiellement compensé par : - le cycle réduit de fabrication et d'intégration du satellite tout électrique, et
- le temps de dégazage du satellite.
Les autres inconvénients de la propulsion électrique sont liés aux effets de l'érosion au niveau des particules élémentaires (sputtering) [7] causées par l'impact des ions sur la structure du satellite ou sur les panneaux solaires. Si l'aménagement des propulseurs est effectué sur la face anti-terre du satellite, ces inconvénients n'apparaissent pas réellement considé- rables.
Pour minimiser la durée résiduelle du transfert d'orbite et pour minimiser le nombre de passages dans les ceintures de Van Allen, une stratégie de poussée continue, comme exposé précédemment, est considérée entre l'injection lanceur en Super GTO et l'orbite géostationnaire.
Une première comparaison entre propulseur plasma (SPT ou PPS) et propulseur ionique à bombardement a été effectuée
lors d'études antérieures [16, 211, dans le cas d'un transfert tout électrique.
Evidemment, grâce à l'équation (2), la " très " forte impulsion spécifique des propulseurs ioniques (3000 s) implique qu'à même puissance électrique consommée que la propulsion plasma (1600 s) la poussée des propulseurs ioniques est moi- tié moindre que celle des SPT. Donc, 90 jours avec les pro- pulseurs à plasma entraîne une durée de 168 jours avec les propulseurs ioniques... Cette comparaison montre le réel avantage de la propulsion SPT ou PPS sur les propulseurs ioniques, nonobstant la réduction de masse de carburant (en fait, de moins de 200 kg). Les autres inconvénients des pro- pulseurs ioniques sont aussi à prendre en considération, comme le plus fort encombrement des propulseurs, et leur plus forte masse sèche, etc.
8. Sous-système de propulsion électrique comparé à un sous-système de propulsion combiné chimique/électrique Afin d'atténuer les inconvénients de la situation précédente, pénalisante pour la propulsion ionique, une stratégie intéres- sante a été proposée [9, 12] avec une combinaison de propul- sion chimique et une propulsion à " très " forte impulsion spé- cifique (propulsion combinée). Une telle stratégie autorise une forte réduction du nombre de passages dans les ceintures de Van Allen, mais les avantages en termes de masse sont naturellement réduits.
Grâce à la technique de lancement en orbite super géostation- naire, on constate une situation semblable des deux genres de systèmes. On peut conclure que pour un même coût de lance- ment, on peut lancer un satellite combiné chimique/électrique ionique bombardement ou un satellite tout électrique plas- mique SPT en ayant transféré dans la même durée, la même masse en GEO.
L'inconvénient principal du système propulsif combiné chi- mique/électrique ionique bombardement est la présence du système de propulsion chimique. De plus la masse initiale du satellite est plus grande, et les durées de fabrication et du pro- cessus d'intégration ne peuvent pas être réduites comme dans le cas où le système de propulsion chimique est enlevé (il y a lieu en fait de prévoir une durée plus grande).
La conclusion est que les avantages totaux paraissent être en faveur de la propulsion à forte impulsion spécifique comme la propulsion plasmique SPT, au lieu d'une " très " forte impul- sion spécifique. Cela est surtout dû à la suppression complète de tout système de propulsion chimique à bord du satellite géostationnaire commercial.
9. Comparaison des propulsions électriques à iso-poussée
Cette étude comparative suppose que la puissance électrique délivrée par le satellite puisse être modifiée en fonction de la filière technologique de propulsion électrique utilisée. Cette
REE 2000
H Ln, p el-F--E NOUVELLES MÉTHODES DE PROPULSION DANS LE SPATIAL
modification entraîne celle des dimensions des panneaux solaires, celle des mécanismes d'orientation des panneaux solaires et celle des batteries.
En fait, la stratégie la plus vraisemblable serait de diminuer la puissance électrique du vaisseau spatial quand il s'agit d'utili- ser un propulseur à forte impulsion spécifique (SPT) au lieu d'utiliser un propulseur à " très " forte impulsion spécifique (propulseur ionique).
Cette analyse convient au cas des satellites dont la charge utile ne dimensionne pas de manière significative la puissan- ce électrique, c'est-à-dire le cas des satellites non commer- ciaux (satellites météo) ou directement le cas des sondes scientifiques d'exploration du système solaire.
En dépit de leur performance intrinsèque inférieure, ce type de comparaison à iso poussée montre que la propulsion à forte impulsion spécifique peut être largement compétitive avec la propulsion à " très " forte impulsion spécifique (plus performante intrinsèquement), parce que la masse au niveau du système (incluant la masse des cellules solaires supplé- mentaires, des batteries,...) peut contrebalancer l'augmenta- tion de masse de xénon. Pour mettre en évidence ces aspects, il est intéressant d'utiliser le paramètre système appelé Impul- sion Spécifique Système.
10. L'impulsion spécifique système (ISSP) La définition de ce paramètre de référence est dérivée des tra- vaux de P.Erichsen's [191 ou de ceux de P.Garrison [51 qui a introduit un concept semblable d'énergie spécifique au niveau système.
La masse système définie pour un sous-système de propul- sion électrique comprend la masse des éléments suivants (y compris l'unité de puissance électrique du satellite en référen- ce à une mission scientifique comme SMART-1 [20]) : - le réservoir de stockage du xénon (Mtk),
- les propulseur électriques (Mth),
- l'unité d'alimentation des propulseurs en puissance élec- trique (MPPU),
- les Harnais électriques et l'ensemble des vannes, lignes et détendeurs de xénon (Mh),
- le xénon (Mxe),
- l'unité de puissance électrique du satellite (Mpwr).
La masse du vaisseau spatial est alors simplement :
MSp=M +M +M
payload/struclUrelcontro ! Dry Xe
avec MDry = Mn + MTh + Mppu + MH + Mpwr
La masse de l'unité de puissance électrique du satellite (batte- rie, panneaux solaires, mécanisme régulateur,...) est prise en considération en supposant que cette masse varie linéairement avec la puissance électrique du vaisseau spatial. C'est-à-dire : Mp =Y.P
Mpwr = X » p
où P est la puissance électrique et X le coefficient Masse/Puissance. Une valeur typique actuelle de ce coeffi- cient est X = 70 kg/kW (une valeur prévue à long terme X = 35 kg/kg a été considérée ici).
L'Impulsion Spécifique Système est définie, par analogie avec celle des propulseurs avec 1,,,, l'im- pulsion totale, l'Impulsion Spécifique Système Issp (égale- ment exprimée en N.s/kg) est simplement :
_ Itot Mxe
1 = - 1,tot = Isp mxep Ni x 4 thrustei'X/1 l/1m Xe +M Div .m Xe +M Diy
Avec la condition que le Système de Propulsion Electrique soit utilisé d'une manière optimale (utilisé jusqu'à sa com- plète durée de vie), la masse sèche peut être supposée propor- tionnelle à la masse de xénon consommé.
Par conséquent, avec
Mr
k= M (5)
Xc On obtient une équation très utile d'Issp :
Issp =
ISPthrustc
1 + k (6)
11. L'impusion spécifique système des propulseurs à plasma (SPT, PPS 1350) et des propulseurs ioniques
bombardement
L'Impulsion Spécifique Système peut être calculée pour le PPS 1350 et pour le propulseur UK-10 ou RIT 10, et ceci en fonction du niveau de redondance [201 : non redondant, par- tiellement redondant ou redondance complète.
L'Impulsion Spécifique Système est calculée pour des condi- tions de fonctionnement nominales des deux propulseurs. Les masses des propulseurs et accessoires sont données dans les références. La masse de xénon nécessaire est estimée d'après le test de durée de vie de chaque propulseur.
. On notera que pour la propulsion ionique bombardement (UKIO) le test de durée de vie pris en considération est celui du propulseur NSTAR parce qu'aucun autre test de durée de vie n'est disponible. Il est espéré une durée de vie presque double, mais aucun test n'est disponible pour nous prouver la validation de cette hypothèse.
. On notera aussi que la propulsion à plasma (SPT ou PPS) n'a jamais été testée pour une durée de vie plus grande que celle demandée dans les spécifications techniques. Jusqu'à maintenant nous ne savons pas exactement le nombre de mil- liers d'heures supplémentaires que les propulseurs à plasma peuvent endurer au-delà des 7515 heures indiquées.
La masse du réservoir est supposée varier linéairement avec la masse de xénon.
PPS 1350
Nominal Isp thruster (s) 1720
Lifetime test (h) 7515
Nominal thrust (N) 0,088
Total implulse (N.s) 1440000
Xenon flow (mg/s) 5.22
Power (W) 1500
Redundance level Simple Semi Full
Thruster mass (kg) 4,2 8,4 8,4
Power Processing Unit (kg) 7,5 10 15
Miscelaneous mass (kg) 1,8 3,6 3,6
Xenon mass (kg) 141 141 141
Xenon tank (kg) 14 14 14
Power unit mass (kg) 52,5 52,5 52,5
EPS and Power dry mass (kg) 80 89 94
k ratio (Mdry/Mxe) 57% 63% 66%
EPS and Power mass (kg) 221 230 235
Issp (s) 1097 1057 1034
Delta V (mis) 6883 6715 6621
Tableau 2. - Masse du sous-système propulsif " plasmique " et Impulsion Spécifique Système " Plasmique " en fonction du niveau de redondance (X = 35 kglkw). D'un point de vue svs-
tème, l'impulsion spécifique à considérer pour la propulsion à
fCM7f,/' ; MpM/ ; o cc ;/ ; t « ? a cof ? ; Wefpotff/QpropM/' ; on a plasma est diminuée de 1720 s à presque 1000 s.
Dans le cas d'UK- 10, le nombre de propulseurs pris en consi- dération a été ajusté de manière à atteindre la même poussée que la propulsion à plasma. Il faut un nombre de 4,4 propul- seurs UK-10 pour obtenir une poussée équivalente à 1 pro- pulseur à plasma PPS 1350.
Le ratio k, masse sèche/masse xénon est donné dans les tableaux 2 et 3.
Cette étude montre que lorsque l'on considère l'Issp au lieu de l'Isp, on renverse ou l'on réduit très significativement l'écart de performance entre la propulsion à plasma (SPT ou PPS) et la propulsion ionique bombardement (UK- 10).
La raison principale de la forte baisse de performance du sous-système de propulsion ionique Bombardement provient en grande partie de ce que la masse sèche de la propulsion ionique est largement plus forte que la masse sèche de la pro- pulsion à plasma.
12. Conclusions
La stratégie de la poussée continue pour effectuer un transfert d'orbite vers l'orbite géostationnaire est analysée en détail.
Sur la base de cette stratégie, la propulsion électrique SPT ou PPS montre les plus forts avantages. De très importantes éco- nomies de masse sont à noter par rapport à la propulsion chi- mique traditionnelle (plus de 780 kg pour un satellite élec- trique de 3 tonnes). La propulsion électrique SPT ou PPS autorise une suppression complète de tout sous-système chi- mique contrairement aux propulseurs ioniques bombarde- ment.
UK-10 4.4 simultaneous thrusters Nominal Isp thruster (s) 3250
Lifetime test (h) 8000 Expected Duration
Nominal thrust (N) 0.088
Total implulse (N.s) 2534400
Xenon flow (mg/s) 2,76
Power (W) 2420
Redundance level Simple Semi Full
Thruster mass (kg) 7,128 14,256 14,256
PPU mass (kg) 49,94 59,928 99,88
Miscelaneous mass (kg) 814 14,96 16,28
Xenon mass (kg) 80 80 80
Xenon tank (kg) 8 8 8
Power unit mass (kg) 84.7 84.7 84.7
EPS and Power dry mass (kg) 158 182 223
k ratio (Mdry/Mxe) 199% 229% 281%
EPS and Power mass (kg) 237 261 303
Issp (s) 1089 989 854
Delta V (mis) 6395 6030 5489
Lifetime test (h) 12500 Expected Duration
k ratio (Mdry/Mxe) 131% 150% 183%
Issp (s) 1409 1300 1148
Tableau 3. - Masse du Sous-Système propulsif " Ionique " et /) npH/iOM Ct/t'tt y. ! n : C'7oy : ; MC " fn/b/ ! Cf ! 0 ; ! f'/ ; f/ ! t't'faH Impulsion Spécifique Slvstèiiie " loiiiqite " en fonction du iiii,eait de redondance (X = 35 kglkw). L'iiiiplilsioii spécifique systè- me dépend de la durée de vie. Dans tous les cas, pont- les UK- 10, la niasse d'nu systèiiie prol ? tilsif (EPS) est plus foi-te que la masse de Xénon nécessaire pour la mission.
En conclusion, dans le cas des satellites commerciaux de télévision directe, une étude comparative entre filières de propulseurs électriques devrait supposer en premier lieu que le même niveau de puissance électrique est disponible pour chaque filière de propulseurs pour être valable. Par conséquent, la poussée produite par la " très " forte impulsion spécifique des propulseurs sera réduite par rapport aux pro- pulseurs à plasma. La durée d'un transfert orbital étant pro- portionnelle à la poussée, c'est une pénalité très importante pour les propulseurs ioniques Bombardement appliqués aux satellites de télécommunications.
D'un autre côté, quand il s'agit de comparer les filières de propulsion électriques dans le cadre de missions scienti- fiques, une étude valable devrait supposer en premier lieu que la même poussée est produite par chaque type de pro- pulseurs (trajectoires identiques). Par conséquent, la durée de mission est conservée constante et la puissance électrique produite par le satellite pourra être réduite lorsque l'impulsion spécifique du propulseur n'est pas " très " forte. Parce que la masse de l'Unité du puissance Electrique du satellite est plus forte (de presque un facteur 2) il y a une pénalité très impor- tante pour les propulseurs ioniques Bombardement, appliqués aux satellites non commerciaux, comparés aux propulseurs à forte impulsion spécifique. Les calculs d'impulsion spécifique système confirment significativement cette approche.
REEN° k
Rapôres
NOUVELLES MÉTHODES DE PROPULSION DANS LE SPATIAL
Références
fl 1. Robert L. Poeschel, Jay Hyman, Hughes Research Laboratories, " A comparison of Electric Propulsion Technologies for Orbit Transter','April 25, 1983, published by AIAA.
[2]. F. Porte, P Saint Aubert, C Buthion, MMS, 14th AIAA Int.
Communication Satellite Conf.. " Benefits of Electric Propulsion for Orbit njection of Communication Spacecraft' ; date 22 March 1992.
[3] S.VV. Janson, The Aerospace Corporation, AIAA 93-2220
" The On-Orbit Role of Electric Propulsion " AIAA/SAE/ASME/
ASEE 29 th Joint Propulsion Conference and Exhibit, June 28-30, 1993/Monterey, Ca.
[4]. J.E. Pollard. D.E Jackson, DC Marvin, A.B Jenkin,S.W
Janson, The Aerospace Corporation, AIAA 93-2221 " Electric Propulsion Flight experience and Technology Readiness "
AIAA/SAE/ASME/ASEE 29 th Joint Propulsion Conference and Exhibit, June 28-30, 1993/Monterey, Ca.
[5]. PW.Garrison, J.FStocky, Jet Propulsion Laboratory, " Future Spacecraft Propulsion','AIAA 86-1198, AIAA Space Systems Technology Conference, San Diego, USA, June 9-12, 1986.
[6]. C. Koppel, V Hodnenko. " Intégration des moteurs SPT sur les satellites géostationnaires' : Colloque International Propulsion des Véhicules Spatiaux, CNES/ESA 8/10 Novembre 1994 -Toulouse.
[7). M. Burgasov, C. Koppel, A. Nadiradze, D. Valentian, " The Software Package for Calculation of the SPT Jet Influence on the Spacecraft' ; Colloque internationa ! Propulsion des Véhicules Spatiaux CNES/ESA 8/10 Novembre 1994 - Toulouse.
[8]. C. Koppel, P Letorrivellec, " Pollution des circuits des sys- tèmes de propulsion chimique' : Colloque International Propulsion des Véhicules Spatiaux, CNES/ESA 8/10 Novembre 1994 -Toulouse.
[9]. Demande de brevet européen, Hughes Aircraft Company Arnon Spitzer, number 0 673 833 Al, filling date 27 December 94.
[101. J.-P Bugeat, C. Koppei. IEPC 95-35 " Development of A Second Generation of SPT'l'24 th IEPC, 19 - 23 sept 1995, Moscow. Russia.
[111. D. Valentian, C. Koppel, IEPC 95-36 " Present And Near Future Applications Of Spt M2 Thrusters,'24 th JEPC, 19 - 23 Sept 1995, Moscovv, Russia.
12].A. Spitzer, IEPC-95-212 " Novel Orbit Raising Strategy Makes Lovv Thrust Commercially Viable','24 th IEPC, 19-23 Sept 1995, Moscow, Russia.
[131. Brevet SEP/SNECMA C. Koppel, " Procédé et système de mise en orbite d'un véhicule spatial avec des propulseurs à forte impulsion spécifique' ; n° 2 747 102, filling date 5 April 1996.
[14]. D. Valentian, C. Koppel, AIAA 96-2722 " SPT Sizing For Integrated Propulsion Missions','32nd AIAA/ASME/SAE/
ASEE Joint Propulsion Conference, July 1-3, 1996/Lake Buena Vista, FL.
[15). D. Valentian, C. Koppel, " Workshop on Solar Electric Propulsion - Future Planetary Mission - Stationary Plasma Thrusters : Performance Development Status And Potential Application To P ! anetary Missions','ESA/ESTEC 13-14 Feb.
1997
[16]. C. Koppel, " Optimal specific impulse of electric propulsion',' SEP, Proc. Second European Spacecraft Propulsion Conference, 27-29 May, 1997 (ESA SP-338, Aug. 1997).
[171. S. Geffroy, " Généralisation des techniques de moyennation en contrôle optimal. Application aux problèmes de transfert et rendez-vous orbitaux à faible poussée','Thèse de doctorat n'1352/1997, date 30 October 1997
[181. J.F. Pollard, The Aerospace Corporation, AIAA 98-3486
" Evaluation of Low Thrust Orbital Maneuvers " 3411 AIAA/
SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, July 13-15, 1998/Cieveland, OH.
[191. Peter Erichsen, Swedish Space Corporation, " Performance Evaluation of Spacecraft Propulsion Systems in Relation to Mission Impulse Requirements' ; Proc. Second European Spacecraft Propulsion Conference, 27-29 May, 1997, (ESA SP-398, Aug. 1997).
[20].G. Saccoccia, D. Estublier, G. Racca " SMART-1 : A Technology Demonstration Mission for Science Using Electric Propulsion' AIAA-98-3330, 34th AIAA/SAE/
ASME/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, July 13-15, 1998/Cleveland, OH.
[211. C. Koppel, " Advantages of a continuous thrust strategy from a geosynchronous transfer orbit, using high specific impulse thrusters','14th International Symposium on Space Flight Dynamics, 08-12 February 1999, Foz do Iguaçu - Brazil.
[221. C. Koppel, " Electric propulsion sub-system comparisons',' IAF-99-A.1.08, nternationai Astronautical Congress 4-8 Oct 1999/Amsterdam, the Netherlands.
[231. C. Koppel, S Barral " High specific impulse thrusters beha- viour','Atelier CNES " Trajectoires à poussée faible " 7-8 mars 2000, Toulouse.
(241. C. Koppel, " Thrust orientation strategies for a continuous transfer to GEO'.', Atelier CNES " Trajectoires à poussée faible " 7-8 mars 2000, Toulouse.
auteurs
Christophe R. KOPPEL travaille à la Direction propulsion et équi- pement de satellites. au service Préparation du Futur de Snecma Moteurs. Il est ingénieur, chef de projet du sous-système de propul- sion électrique de la sonde lunaire européenne SMART-1. Il est en charge également de la fonction Préparation du Futur. Il est auteur ou co-auteur de 30 brevets déposés à travers le monde.
