Propulsion électrique (spatial)

Le concept de la propulsion électrique spatiale est décrit de manière relativement simultanée et indépendante en 1906 par les pionniers du domaine spatial Robert Goddard, en 1906, et Constantin Tsiolkovski, en 1911. Différentes modalités de mise en œuvre sont décrites par Hermann Oberth, en 1929, puis par Shepherd et Cleaver, au Royaume-Uni, en 1949. Les premières recherches pratiques démarrent dans les années 1960, au début de l'ère spatiale. Elles sont menées aux États-Unis par le centre de recherche Glenn de la NASA, par le JPL et par les laboratoires de recherche Hughes et en Union soviétique par plusieurs laboratoires de recherche. Les premiers propulseurs électriques expérimentaux utilisés dans l'espace sont des moteurs ioniques, utilisant comme fluide du mercure ou du césium. Les recherches soviétiques se concentrent sur les moteurs à effet Hall, tandis que les chercheurs américains s'intéressent plus particulièrement aux moteurs ioniques à grilles[1].

L'installation d'un couple de moteurs SPT-60 à bord des satellites météorologiques soviétiques Meteor (premier lancement en 1971) constitue la première application opérationnelle de la propulsion électrique spatiale. Ces moteurs à effet Hall sont utilisés pour maintenir les satellites sur leur orbite. Le Japon lance en 1995 le satellite Engineering Test Satellite VI, qui est équipé d'un moteur ionique à grilles. Aux États-Unis, la première utilisation commerciale débute en 1997 avec le lancement de satellites de télécommunications Hughes équipés de moteurs XIPS (Xenon Ion Propulsion System). La sonde spatiale Deep Space 1, lancée en 1998, est le premier engin destiné à explorer le Système solaire dont la propulsion principale est assurée par un moteur électrique[1].

La propulsion électrique est avantageuse par son impulsion spécifique élevée, qui lui permet d'accélérer en consommant moins d'ergols et donc d'emporter une charge utile de masse plus importante.

En effet, pour une force de poussée et un temps de poussée donné, la masse de carburant nécessaire est inversement proportionnelle à l'impulsion spécifique, tel que

${\displaystyle m_{\mathrm {ergol} }={\dot {m}}\Delta t={\frac {T\Delta t}{I_{\mathrm {sp} }g_{0}}}}$

Où

• ${\displaystyle {\dot {m}}}$ est le débit massique (kg/s) ;
• ${\displaystyle T}$ (Thrust en anglais) la poussée (N) ;
• ${\displaystyle \Delta t}$ le temps de poussée (s) ;
• ${\displaystyle I_{\mathrm {sp} }}$ l'impulsion spécifique (s) ;
• ${\displaystyle g_{0}}$ l'accélération de pesanteur (m/s²).

Cette technologie présente toutefois certains inconvénients :

• La poussée générée par ces moteurs étant très faible (équivalent au souffle d'un homme sur une main, pour certains de ces moteurs), la durée des missions peut être très longue pour pouvoir fournir le Delta-v souhaité ;
• La puissance des panneaux solaires apportant l'énergie au système est limitée par la masse de ceux-ci, par conséquent cela réduit aussi la poussée que peut produire le moteur. Ce phénomène est d'autant plus présent que la sonde ainsi équipée s'éloigne du Soleil (lorsque la distance double, la puissance reçue par les panneaux est divisée par quatre).

Bien que l'avantage de la propulsion électrique soit son impulsion spécifique et donc son efficacité, il n'est pas forcément judicieux de vouloir la maximiser. En effet, la masse des batteries et du système d'alimentation électrique évolue de manière à peu près linéaire en fonction de la puissance requise par le moteur, tel que ${\displaystyle m_{p}=\alpha P}$.

On peut alors démonter qu'il y a un une impulsion spécifique optimale pour un moteur électrique[2] :

${\displaystyle {\widehat {I_{\mathrm {sp} }}}={\frac {1}{g_{0}}}{\sqrt {\frac {2\eta \Delta t}{\alpha }}}}$

Qui dépend du temps de poussée (environ le temps de mission) ${\displaystyle \Delta t}$, de l'efficacité de conversion de la puissance électrique en poussée ${\displaystyle \eta }$, de la masse spécifique ou coefficient de proportionalité ${\displaystyle \alpha }$, ainsi que de l'accélération de la pesanteur ${\displaystyle g}$.

Au delà de cette valeur, certes la poussée sera plus efficace, mais le système d'alimentation électrique sera si lourd que le moteur fournira un Delta-v moindre.

Les propulseurs électriques peuvent être rangés dans trois catégories :

• Les propulseurs électrothermiques, dans lesquels un fluide est porté à une température élevée par une décharge électrique. Le gaz résultant se détend dans une tuyère. Ce sont par exemple les « arcjets », propulseurs électrothermiques à hydrazine ;
• Les propulseurs électromagnétiques, dans lesquels le fluide est utilisé sous forme de plasma ionisé qui est accéléré par une interaction entre les champs électrique et magnétique : ce sont les propulseurs dits « magnéto plasma dynamiques » (MPD), propulseurs à plasma pulsé PPT... ;
• Les propulseurs électrostatiques, dans lesquels le fluide est utilisé sous forme d'ions accélérés par un champ électrique. Ce sont les moteurs ioniques, les propulseurs à effet Hall.

Parmi ces moteurs figurent :

• Le PPS-1350, d'une poussée de 9 grammes-force (environ 0,09 N) ;
• Le PPS-5000, d'une poussée de 32 grammes-force (environ 0,32 N) et qui fonctionne pendant 15 000 heures et consomme 5 kW de puissance électrique ; le moteur de la SNECMA est adopté en 2015 pour la nouvelle famille de Spacebus Neo[4] ;
• Le PPS-20k qui consomme 20 kW de puissance et produit une poussée de 100 grammes-force (environ 1 N).