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Test d’un moteur ionique au xénon, dans un laboratoire du Jet Propulsion Laboratory (JPL)

La propulsion ionique est l'ensemble des moyens permettant de mettre en mouvement un objet grâce à l'émission d'ions dans une direction prédéfinie.

Les mécanismes utilisant ce type de propulsion sont appelés moteur à ions, moteur ionique, propulseur à plasma ou encore propulseur ionique.

Les principales applications de cette propulsion sont dans le domaine spatial.


An ion thruster is a form of electric propulsion used for spacecraft propulsion that creates thrust by accelerating ions. Ion thrusters are categorized by how they accelerate the ions, using either electrostatic or electromagnetic force. Electrostatic ion thrusters use the Coulomb force and accelerate the ions in the direction of the electric field. Electromagnetic ion thrusters use the Lorentz force to accelerate the ions. Note that the term "ion thruster" frequently denotes the electrostatic or gridded ion thrusters, only.

The thrust created in ion thrusters is very small compared to conventional chemical rockets, but a very high specific impulse, or propellant efficiency, is obtained. This high propellant efficiency is achieved through the very frugal propellant consumption of the ion thruster propulsion system.

Due to their relatively high power needs, given the specific power of power supplies, and the requirement of an environment void of other ionized particles, ion thrust propulsion is currently practical only in outer space.



Histoire[modifier | modifier le code]

Origines[modifier | modifier le code]

Robert H. Goddard expose ses théories sur le sujet dès 1906.[1] Les premières expérimentations américaines ont été menées à la Clark University entre 1916 et 1917 par Goddard.[2] La technique était recommendée pour des conditions de quasi-vide à haute altitude, mais une démonstration de propulsion a été réalisée grâce à des flux d'air ionisé à la pression atmosphérique.

La même idée apparaît également dans Wege zur Raumschiffahrt, le livre de Hermann Oberth, en 1923. Il y explique ses pensées à propos du gain de masse que permet la propulsion électrique et y prédit son utilisation pour les vols spatiaux et le contrôle d'attitude. Il y défend aussi l'utilisation de gaz ionisés.[3]

Un propulseur ionique fonctionnel est construit par Harold R. Kaufman en 1959 dans les installations de la NASA de Glenn. Sa conception est similaire à celle d'un propulseur ionique électrostatique à grille mais utilise du mercure comme fluide propulsif. Des essais de l'engin en orbite basse sont réalisés dans les années 1960 et, en 1964, il est utilisé pour la mission SERT-1 (Space Electric Rocket Test 1, Fusée spatiale électrique Test 1). L'engin fonctionna pendant 31, comme prévu, avant de retomber sur Terre.[4]

Soviet and Russian Hall effect thrusters

Un autre type de propulseur ionique, le propulseur à effet Hall, a été étudié indépendamment aux Etats-Unis d'Amérique et en URSS depuis les années 1950. Toutefois, seuls les soviétiques poussent alors leurs recherches jusqu'à la réalisation pratique, tandis qu'aux Etats-Unis d'Amérique les scientifiques se focalisent sur les propulseurs à grille. Les propulseurs à effet Hall sont utilisés sur des satelittes soviétiques dès 1972. Depuis leur première utilisation jusqu'à la fin des années 1990, entre 100 et 200 propulseurs ont finit leur mission sur des satellites soviétiques et russes.[5] La conception des propulseurs ioniques soviétiques n'a été révélée aux pays de l'OTAN qu'en 1992, après qu'une équipe de spécialistes de la propulsion électrique, grâce au support de la Ballistic Missile Defense Organization, ait visité les laboratoires sovétiques.

Applications[modifier | modifier le code]

Missions[modifier | modifier le code]

De tous les propulseurs électriques spatiaux, le propulseur ionique a été, au XXème siècle, le plus étudié et le plus utilisé dans le cadre des missions interplanétaires et des manœuvres de changement d'orbite. Plusieurs véhicules spatiaux ont utilisé cette technologie.


SERT[modifier | modifier le code]

La plus ancienne mission américaine a utiliser le propulseur ionique est SERT-1. Elle permet, dans les années 1970, de tester deux propulseurs utilisant des ions mercure pendant des milliers d'heure de fonctionnement.[6]

Deep Space 1[modifier | modifier le code]

La NASA a développé le propulseur ionique électrostatique NSTAR pour une utilisation dans les missions interplanétaires. Ce propulseur a été testé par la sonde spatiale DEEP SPACE 1, lancée en 1998.

Artemis[modifier | modifier le code]

Le 12 Juillet 2001, l'Agence Spatiale Européenne ne parvint pas à amener le satellite de communication Artemis à l'altitude souhaitée. Le propulsion chimique du satellite lui permit de s'approcher d'une orbite stable. Ensuite, 18 mois d'utilisation du propulseur ionique expérimental RIT-10[7] embarqué sur le satellite, qui était initialement conçu pour des manoeuvres secondaires, ont permit d'attendre une orbite géostationnaire.[8]

Le satellite Artémis (Advanced Relay and Technology Mission Satellite) a été sauvé d'un mauvais lancement (échec partiel d'Ariane 5, le 12 juillet 2001, qui l'avait placé sur une orbite plus de deux fois inférieure à celle prévue, 17 000 km d'altitude à l'apogée au lieu de 36 000). Propulsé par ses moteurs ioniques qui n'avaient pourtant pas été conçus à cette fin, car destinés à de simples corrections d'orbite une fois à l'altitude et à la position voulues, il a rejoint l'altitude souhaitée au bout de 18 mois.

Hayabusa[modifier | modifier le code]

La sonde spatiale japonaise Hayabusa, lancée le 9 mai 2003, est dotée de quatre propulseurs ioniques au xénon. Ils utilisent des ions xénon générés par micro-onde et une grille d'accélération en carbone résistante à l'érosion. C’est la première à avoir atteint l’astéroïde Itokawa le . Sa propulsion ionique doit lui permettre de revenir sur Terre avec des échantillons de l’astéroïde en 2010, après avoir parcouru environ 300 millions de kilomètres.[9]

Smart 1[modifier | modifier le code]

La sonde spatiale SMART-1 (367 kg, dont 52 kg de Xénon à éjecter) de l’Agence spatiale européenne (ESA) utilise un propulseur à effet Hall fabriqué par la Snecma, le PPS-1350-G. Lancée le sur une orbite géostationnaire (36 000 km), elle a effectué des orbites terrestres de plus en plus hautes, puis le 15 novembre 2004 sa première orbite autour de la Lune. Pour rejoindre la Lune distante seulement de 385 000 km, elle a parcouru 100 millions de kilomètres en ne consommant que 60 litres de carburant grâce à son moteur remarquablement performant.[10] Pendant près de deux ans elle effectua de nombreuses orbites lunaires, puis est entré en collision avec la Lune de façon controlée, comme prévu, le 3 septembre 2006. Cette sonde met beaucoup plus de temps qu’un véhicule spatial muni d’un moteur chimique, mais elle est beaucoup plus économe et coûte donc beaucoup moins cher, car la charge à mettre en orbite est considérablement réduite.

Dawn[modifier | modifier le code]

Dawn a été lancé le 27 Septembre 2007 pour explorer l'astéroïde Vesta et la planète naine Ceres. Pour parcourir la distance le séparant de sa cible il emploie trois propulseurs au xénon - fonctionnant alternativement - similaires à celui de Deep Space 1. L'extension de la mission à l'exploration d'autres astéroïdes après Ceres est envisagée. Dawn est capable de d'accélérer de 0 à 60 Unité « mi/h » inconnue du modèle {{Conversion}}. ( Unité « km/h » inconnue du modèle {{Conversion}}.) en quatre jours.[11]

GOCE[modifier | modifier le code]

GOCE (Gravity Field and Steady-State Ocean Circulation Explorer) est un satellite de l'ESA lancé le 16 mars 2009. Il utilisera son propulseur ionique durant les vingt mois de sa mission pour compenser les frottements subis en orbite basse.

LISA Pathfinder[modifier | modifier le code]

LISA Pathfinder est un véhicule spatial de l'ESA au lancement prévu pour l'année 2010. La propulsion ionique ne sera pas son système de propulsion principal mais il utilisera toutefois des colloid thrusters et propulseurs FEEP pour des contrôles d'altitude de précision. Cette mission est un test pour la possible future mission LISA.

Satellites[modifier | modifier le code]

Les satellites de télécommunication suivants sont munis de propulseurs à ions :

Les forces d’attraction variables de la Lune et du Soleil impliquent d'effectuer régulièrement des corrections de trajectoire afin de maintenir ce type de satellite sur la bonne orbite. Le propulseur ionique est particulièrement adapté à ce type de mission car il permet d'assurer ces corrections sur de longues périodes et avec peu de gaz propulsif.

Technique[modifier | modifier le code]

Description générale[modifier | modifier le code]

Les propulseurs ioniques utilisent des flux d'ions - des atomes chargés électriquement par la perte d'un ou plusieurs électrons - pour créer une poussée en accord avec la troisième loi de Newton. La méthode permettant d'accélérer les ions varie, mais toutes permettent de tirer avantage du rapport charge électrique sur masse de l'ion. Ce rapport signifie qu'une faible différence de potentiel électrique peut créer une grande accélération des ions. Cela permet de réduire au minimum la masse de fluide propulsif nécessaire mais augmente la quantité d'énergie électrique nécessaire en comparaison de la propulsion chimique. Les propulseurs ioniques sont ainsi capable de fournir une très grande impulsion spécifique. Un problème majeur de la faible poussée fournie par les propulseurs ioniques est qu'elle implique une faible accélération du véhicule spatial, étant donné que la masse des générateurs électriques actuels et directement liée à la puissance qu'ils fournissent. Cette faible poussée empêche l'utilisation du propulseur ionique pour le lancement d'objet depuis la surface d'une planète mais il est toutefois idéal pour les missions dans l'espace de longue durée.

Une particule chargée dans un champ électrostatique subit une force proportionnelle au champ électrique et à sa charge électrique.

Cette force permet d'accélérer la particule.

Un propulseur ionique se compose essentiellement de trois éléments :

  • Une source d'ions : C'est-à-dire un dispositif permettant de séparer les ions des électrons.
  • Une partie accélératrice et focalisatrice : elle va accélérer le faisceau d'ions produits.
  • Un système de neutralisation : Des cathodes qui permettent de recombiner électrons et ions pour éviter qu'une charge n'apparaisse sur le propulseur et le système spatial auquel il est associé (satellite, sonde, etc.).

Plusieurs types de propulseurs ioniques ont été conçus mais ils peuvent généralement être classés selon deux grandes catégories, les propulseurs électrostatiques et les propulseurs électromagnétiques. Les premiers utilisent principalement le champ électrique pour propulser leurs ions - on parle alors d'utilisation de la force de Coulomb - tandis que les seconds emploient également le champ magnétique à cette fin - on parle alors d'utilisation de la force de Lorentz.

Leur faible poussée, de quelques dixièmes de newtons seulement, limite leur usage à des missions de maintien en orbite, ou plus généralement dans des zones de champs gravitationnels faibles.

Ces types de propulseurs ont de grandes impulsions spécifiques : 5000 à 25 000 s.

Le courant ionique de sortie est un paramètre important dans ce type de propulseur. Il peut être calculé en première approximation par la somme (l'intégrale sur la surface) des charges franchissant le plan de sortie par la vitesse moyenne des charges. La poussée du propulseur peut être calculée facilement à partir du courant ionique de sortie.

Les moteurs à ions, de par leur faible poussée, ne conviennent pas pour le lancement de véhicules spatiaux. Pour cela, les moteurs de fusée chimiques sont encore nécessaires. Mais, en principe, dès que le véhicule spatial a atteint l’espace, le moteur à ions peut prendre le relais.

Durée de vie[modifier | modifier le code]

Le moteur à ions peut fonctionner très longtemps sans s’arrêter, si nécessaire durant des années.

Un facteur limitant majeur pour les propulseurs ioniques est leur faible poussée, mais qui toutefois est générée avec un haut rendement massique - c'est à dire lorsque la poussée est comparée à la consommation de fluide propulsif. A major limiting factor of ion thrusters is their small thrust, which however is generated at a high propellant efficiency (mass utilisation, specific impulse). The efficiency comes from the high exhaust velocity, which in turn demands a lot of energy, and the performance is ultimately limited by the available spacecraft power.

La faible poussée entraine la nécessité de faire fonctionner les propulseurs sur de longues période de temps pour atteindre la vitesse souhaitée. Ainsi, et contrairement aux propulseurs chimiques, les propulseurs ioniques sont généralement conçus pour fonctionner convenablement pendant des semaines, voire des années.

Plusieurs phénomènes limitent la durée de vie des propulseurs ioniques.

Dans le cas des propulseurs à grille, c'est cet élément qui est limitant. En effet la circulation des ions à travers elle entraîne une érosion rapide. La fin de vie du propulseur est alors atteinte lorsque la grille se disloque ou lorsque les trous de passage des ions deviennent si large qu'ils ne peuvent plus assurer leur fonction. Pour un test du propulseur de la mission NSTAR, le moteur a été maintenu en fonctionnement continu pendant 30 472 heures à la puissance maximale. Le test s'est terminé sans avoir rencontré aucun problème de fonctionnement et le propulseur était encore fonctionnel.[12]

Dans le cas des propulseurs à effet Hall, c'est le canal en céramique qui subit une érosion. En sortie de ce canal, la circulation des particules crée des rainures qui peuvent finir par mettre en danger le bon fonctionnement du propulseur.

Fluides propulsifs[modifier | modifier le code]

L'énergie nécessaire à l'ionisation du fluide propulsif représente une large partie de l'énergie globale consommée par un propulseur ionique. Ainsi le fluide propulsif idéal pour un tel propulseur est un atome ou une molécule avec un rapport masse/énergie d'ionisation le plus élevé possible. Toutefois, le propulsif ne doit pas entraîner d'érosion importante du propulseur s'il doit être utilisé sur une longue période de temps et ne doit pas non plus contaminer le véhicule spatial.

De nombreux modèles actuels utilisent le xénon comme gaz propulsif du fait de sa faible énergie d'ionisation, de sa masse, de sa nature inerte et de la relative faible érosion qu'il engendre. Toutefois le xénon est un gaz cher et rare.

Les modèles les plus anciens utilisaient du mercure. Toutefois le mercure est cher, toxique et a la fâcheuse tendance à contaminer le véhicule.

D'autres fluides, tels le bismuth, font l'objet de recherches et pourraient être utilisés, particulièrement pour des propulseurs sans grilles comme les propulseurs à effet Hall.

Certains modèles de test comme le VASIMR utilisent de l'argon.

Les différents types de propulseurs ioniques[modifier | modifier le code]

Propulseurs ioniques électrostatiques[modifier | modifier le code]

Propulseur ionique électrostatique à grille[modifier | modifier le code]
Diagramme décrivant le fonctionnement d'un moteur ionique à grille (Type Kaufman)


Gridded electrostatic ion thrusters commonly utilize xenon gas. This gas has no charge and is ionized by bombarding it with energetic electrons. These electrons can be provided from a hot cathode filament and accelerated in the electrical field of the cathode fall to the anode (Kaufman type ion thruster). Alternatively, the electrons can be accelerated by the oscillating electric field induced by an alternating magnetic field of a coil, which results in a self-sustaining discharge and omits any cathode (radiofrequency ion thruster).

The positively charged ions are extracted by an extraction system consisting of 2 or 3 multi-aperture grids. After entering the grid system via the plasma sheath the ions are accelerated due to the potential difference between the first and second grid (named screen and accelerator grid) to the final ion energy of typically 1-2 keV, thereby generating the thrust.

Ion thrusters emit a beam of positive charged xenon ions only. In order to avoid the charging-up of the spacecraft another cathode, placed near the engine, emits additional electrons (basically the electron current is the same as the ion current) into the ion beam. This also prevents the beam of ions from returning to the spacecraft and thereby cancelling the thrust.[4]

Gridded electrostatic ion thruster research (past/present):

  • NASA Solar electric propulsion Technology Application Readiness (NSTAR)
  • NASA’s Evolutionary Xenon Thruster (NEXT)
  • Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS) (Project Canceled)
  • High Power Electric Propulsion (HiPEP)
  • EADS Radio-Frequency Ion Thruster (RIT)
  • Dual-Stage 4-Grid (DS4G)[13][14]

Dans un moteur à grille, les ions libérés passent par deux grilles fortement chargées électriquement et subissent ainsi une accélération. La force d’accélération des ions cause une force de réaction de sens opposé : c’est la force de propulsion du moteur à ions. Les ions récupèrent leurs électrons juste avant de sortir du moteur, afin de maintenir la neutralité de charge du véhicule et du carburant éjecté.

Propulseur à effet Hall[modifier | modifier le code]
Schematic of a Hall Thruster

Hall effect thrusters accelerate ions with the use of an electric potential maintained between a cylindrical anode and a negatively charged plasma which forms the cathode. The bulk of the propellant (typically xenon or bismuth gas) is introduced near the anode, where it becomes ionized, and the ions are attracted towards the cathode, they accelerate towards and through it, picking up electrons as they leave to neutralize the beam and leave the thruster at high velocity.

The anode is at one end of a cylindrical tube, and in the center is a spike which is wound to produce a radial magnetic field between it and the surrounding tube. The ions are largely unaffected by the magnetic field, since they are too massive. However, the electrons produced near the end of the spike to create the cathode are far more affected and are trapped by the magnetic field, and held in place by their attraction to the anode. Some of the electrons spiral down towards the anode, circulating around the spike in a Hall current. When they reach the anode they impact the uncharged propellant and cause it to be ionized, before finally reaching the anode and closing the circuit.[15]

Field emission electric propulsion (FEEP)[modifier | modifier le code]

Field emission electric propulsion (FEEP) thrusters use a very simple system of accelerating liquid metal ions to create thrust. Most designs use either caesium or indium as the propellant. The design consists of a small propellant reservoir that stores the liquid metal, a very small slit that the liquid flows through, and then the accelerator ring. Caesium and indium are used due to their high atomic weights, low ionization potentials, and low melting points. Once the liquid metal reaches the inside of the slit in the emitter, an electric field applied between the emitter and the accelerator ring causes the liquid metal to become unstable and ionize. This creates a positive ion, which can then be accelerated in the electric field created by the emitter and the accelerator ring. These positively charged ions are then neutralized by an external source of electrons in order to prevent charging of the spacecraft hull.[16][17]


Propulseurs électromagnétiques[modifier | modifier le code]

Pulsed inductive thrusters (PIT)[modifier | modifier le code]

Pulsed inductive thrusters (PIT) use pulses of thrust instead of one continuous thrust, and have the ability to run on power levels in the order of Megawatts (MW). PITs consist of a large coil encircling a cone shaped tube that emits the propellant gas as shown in the diagram. Ammonia is the gas commonly used in PIT engines. For each pulse of thrust the PIT gives, a large charge first builds up in a group of capacitors behind the coil and is then released. This creates a current that moves circularly in the direction of jθ as seen in the diagram. The current then creates a magnetic field in the outward radial direction (Br), which then creates a current in the ammonia gas that has just been released in the opposite direction of the original current. This opposite current ionizes the ammonia and these positively charged ions are accelerated away from the PIT engine due to the electric field jθ crossing with the magnetic field Br, which is due to the Lorentz Force. [18]

Magnéto-plasma-dynamique (MPD) / lithium Lorentz force accelerator (LiLFA)[modifier | modifier le code]

Magnetoplasmadynamic (MPD) thrusters and lithium Lorentz force accelerator (LiLFA) thrusters use roughly the same idea with the LiLFA thruster building off of the MPD thruster. Hydrogen, argon, ammonia, and nitrogen gas can be used as propellant. The gas first enters the main chamber where it is ionized into plasma by the electric field between the anode and the cathode. This plasma then conducts electricity between the anode and the cathode. This new current creates a magnetic field around the cathode which crosses with the electric field, thereby accelerating the plasma due to the Lorentz Force. The LiLFA thruster uses the same general idea as the MPD thruster, except for two main differences. The first difference is that the LiLFA uses lithium vapor, which has the advantage of being able to be stored as a solid. The other difference is that the cathode is replaced by multiple smaller cathode rods packed into a hollow cathode tube. The cathode in the MPD thruster is easily corroded due to constant contact with the plasma. In the LiLFA thruster the lithium vapor is injected into the hollow cathode and is not ionized to its plasma form/corrode the cathode rods until it exits the tube. The plasma is then accelerated using the same Lorentz Force. [19] [20]

Propulseurs à plasma sans électrode[modifier | modifier le code]

Electrodeless plasma thrusters have two unique features: the removal of the anode and cathode electrodes and the ability to throttle the engine. The removal of the electrodes takes away the factor of erosion which limits lifetime on other ion engines. Neutral gas is first ionized by electromagnetic waves and then transferred to another chamber where it is accelerated by an oscillating electric and magnetic field, also known as the ponderomotive force. This separation of the ionization and acceleration stage give the engine the ability to throttle the speed of propellant flow, which then changes the thrust magnitude and specific impulse values. [21]

Propulseurs électro-thermiques[modifier | modifier le code]

Electrothermal thrusters use electric power to accelerate propellant. There are several types:
1. Resistojet
2. Arcjet
3. Microwave electrothermal thrusters
4. Ion Cyclotron Heating thrusters (VASIMR)

Helicon double layer thruster[modifier | modifier le code]

A helicon double layer thruster is a type of plasma thruster, which ejects high velocity ionized gas to provide thrust to a spacecraft. In this thruster design, gas is injected into a tubular chamber (the source tube) with one open end. Radio frequency AC power (at 13.56 MHz in the prototype design) is coupled into a specially shaped antenna wrapped around the chamber. The electromagnetic wave emitted by the antenna causes the gas to break down and form a plasma. The antenna then excites a Helicon wave in the plasma, which further heats the plasma. The device has a roughly constant magnetic field in the source tube (supplied by Solenoids in the prototype), but the magnetic field diverges and rapidly decreases in magnitude away from the source region, and might be thought of as a kind of magnetic nozzle. In operation, there is a sharp boundary between the high density plasma inside the source region, and the low density plasma in the exhaust, which is associated with a sharp change in electrical potential. The plasma properties change rapidly across this boundary, which is known as a current free electric double layer. The electrical potential is much higher inside the source region than in the exhaust, and this serves both to confine most of the electrons, and to accelerate the ions away from the source region. Enough electrons escape the source region to ensure that the plasma in the exhaust is neutral overall.

Comparaisons[modifier | modifier le code]

Comparaisons entre les différents propulseurs ioniques[modifier | modifier le code]

The following table compares actual test data of some ion thrusters:

Engine Propellant Required Power
(kW) 		Specific Impulse
(s) 		Thrust
(mN)
NSTAR Xenon 2.3 3,300 92
NEXT[22] Xenon 7.7 4,300 327
NEXIS [23] Xenon 20.5 6,000-7,500 400
HiPEP Xenon 25-50 6,000-9,000 460-670
RIT 22[24] Xenon 5 3,000-6,000 50 - 200
Hall effect Bismuth 25 3,000 1,130
Hall effect Bismuth 140 8,000 2,500
Hall effect Xenon 25 3,250 950
Hall effect Xenon 75 2,900 2,900
FEEP Liquid Caesium 6x10−5-0.06 6,000-10,000 0.001-1
VASIMR Argon 200 3,000-30,000 ~5000

The following thrusters are highly experimental and have been tested only in pulse mode.

Engine Propellant Required Power
(kW) 		Specific Impulse
(s) 		Thrust
(mN)
MPDT Hydrogen 1,500 4,900 26,300
MPDT Hydrogen 3,750 3,500 88,500
MPDT Hydrogen 7,500 6,000 60,000
LiLFA Lithium Vapor 500 4,077 12,000

Comparaison avec la propulsion chimique[modifier | modifier le code]

Avec les moteurs chimiques, il faut embarquer la masse à éjecter et l’énergie pour l’éjecter. Alors qu’avec les moteurs ioniques, seule la masse à éjecter est embarquée, l’énergie de l’éjection peut être prise sur place avec des panneaux solaires ou provenir d’un générateur thermoélectrique à radio-isotope.

Les moteurs de fusée chimiques fournissent en peu de temps une accélération importante mais utilisent pour cela de grandes quantités de carburant. La réserve de carburant elle-même doit être propulsée tout autant que le véhicule spatial. Les moteurs de fusée doivent pouvoir supporter des contraintes énormes (pression, températures), ce qui les rend lourds, et qui eux-mêmes doivent être propulsés... En conséquence, le véhicule spatial doit emmener avec lui encore plus de carburant.

Les moteurs à ions, qui produisent une force de propulsion faible et sur une longue durée, sont particulièrement économes. Ils produisent, par kilogramme de carburant, une énergie de propulsion supérieure à celle des moteurs de fusée chimiques. Ils peuvent donc, après un temps certes non négligeable, obtenir la même vitesse, et ce avec une consommation de carburant bien moindre. Le véhicule spatial peut alors emporter moins de carburant. Les moteurs à ions étant également beaucoup plus légers, ils permettent une nouvelle économie de carburant.


Culture[modifier | modifier le code]

Bien que le grand public associe généralement le moteur à ions à des séries de science-fiction, ce moteur existe bel et bien. Son principe a déjà été pensé au début du XXe siècle et il est employé depuis quelques années pour le vol spatial.


Annexes[modifier | modifier le code]

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. ↑ Mark Wright,http://science.nasa.gov/newhome/headlines/prop06apr99_2.htm, April 6 1999, science.nasa.gov, Ion Propulsion 50 years in the making
  2. ↑ Robert H. Goddard - American Rocket Pioneer
  3. ↑ E. Y. Choueiri, « A Critical History of Electric Propulsion: The First 50 Years (1906–1956) » (consulté le )
  4. ↑ a et b « Innovative Engines - Glenn Ion Propulsion Research Tames the Challenges of 21st Century Space Travel » (consulté le )
  5. ↑ (ru) Native Electric Propulsion Engines Today, Novosti Kosmonavtiki, 1999, No.7
  6. ↑ Space Electric Rocket Test
  7. ↑ EADS Astrium, performance data on RIT-10, RIT-XT and RIT-22
  8. ↑ ESA, « Artemis team receives award for space rescue » (consulté le )
  9. ↑ (ja) ISAS, « 小惑星探査機はやぶさ搭載イオンエンジン (Ion Engines used on Asteroid Probe Hayabusa) » (consulté le )
  10. ↑ L'Europe redécouvre la Lune grâce à SMART-1.
  11. ↑ Dawn
  12. ↑ « Destructive Physical Analysis of Hollow Cathodes from the Deep Space 1 Flight Spare Ion Engine 30,000 Hr Life Test » (consulté le )
  13. ↑ « ESA and ANU make space propulsion breakthrough », ESA, (consulté le )
  14. ↑ ANU Space Plasma, Power & Propulsion Group (SP3), « ANU and ESA make space propulsion breakthrough », DS4G Web Story, The Australian National University, (consulté le )
  15. ↑ Oleson, S. R., & Sankovic, J. M., « Advanced Hall Electric Propulsion for Future In-Space Transportation » (consulté le )
  16. ↑ Marcuccio, S., « The FEEP Principle » (consulté le )
  17. ↑ Colleen Marrese-Reading, Jay Polk, Juergen Mueller, Al Owens, « In-FEEP Thruster Ion Beam Neutralization with Thermionic and Field Emission Cathodes » (consulté le )
  18. ↑ Pavlos G. Mikellides, « Pulsed Inductive Thruster (PIT): Modeling and Validation Using the MACH2 Code » (consulté le )
  19. ↑ K. Sankaran, L. Cassady, A.D. Kodys and E.Y. Choueiri, « A Survey of Propulsion Options for Cargo and Piloted Missions to Mars » (consulté le )
  20. ↑ Michael R. LaPointe and Pavlos G. Mikellides, « High Power MPD Thruster Development at the NASA Glenn Research Center » (consulté le )
  21. ↑ Gregory D. Emsellem, « Development of a High Power Electrodeless Thruster » (consulté le )
  22. ↑ http://space.newscientist.com/article/dn12709-nextgeneration-ion-engine-sets-new-thrust-record.html
  23. ↑ http://en.scientificcommons.org/20787584
  24. ↑ http://cs.astrium.eads.net/sp/SpacecraftPropulsion/Rita/RIT-22.html

Articles connexes[modifier | modifier le code]

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Liens externes[modifier | modifier le code]

Bibliographie[modifier | modifier le code]



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