Le satellite dans son environnement spatial

Contexte spatial 

Le satellite Eureca (European Retrievable Carrier) est un satellite technologique de l’agence spatiale européenne (ESA) qui a été mis en orbite le 31 juillet 1992. Il a été ramené sur Terre le 1 juillet 1993 dans le but d’étudier l’incidence de l’environnement spatial (micrométéorite, débris spatiaux, activité solaire, etc.) sur ses composants. La constatation d’une anomalie sur un panneau solaire due à une décharge électrostatique rappelle l’importance de programmes d’essais pour sécuriser un maximum un satellite avant son lancement. Ces programmes peuvent porter sur des essais d’architecture électronique et de compatibilité électromagnétique comme c’était le cas du programme SEMCAP (Specification and Electromagnetic Compatibility Program) pour le satellite Voyager [1], [2]. D’autres programmes de protection portent sur l’étude du transport de charges dans un satellite en environnement spatial. Les essais peuvent être numériques à l’aide de logiciels tels que NASCAP (NASA Charging Analyzer Program) utilisé lors de la conception du satellite Galileo .

Le satellite dans son environnement spatial 

La conception d’un satellite se déroule sur plusieurs années, voire plusieurs dizaines d’années, avant son lancement. Elle doit en autre :

• remplir les exigences de la mission ;
• proposer des compromis performances/coûts en révisant éventuellement les exigences ;
• respecter les règlements ;
• être le mieux adapté aux moyens sols existants ;
• bénéficier du retour d’expérience ;
• prendre en compte les contraintes technologiques, de l’environnement spatial et du lancement.

Un grand nombre de paramètres sont à prendre en compte pour respecter au mieux les contraintes listées ci-dessus. Néanmoins, la connaissance de l’environnement spatial permet d’avoir une idée claire quant aux matériaux à utiliser afin de se protéger des contraintes thermiques, radiatives, mécaniques et du rayonnement.

Des matériaux diélectriques pour protéger le satellite 

L’environnement spatial présente plusieurs spécificités telles que :
• de forts gradients de températures ;
• des particules chargées en mouvement ;
• du rayonnement ;
• des agents chimiques agressifs (oxygène atomique) ;
• des débris qui ont des vitesses relatives importantes par rapport à celle du satellite.

Ces particularités doivent être abordées afin d’assurer la mission car elles peuvent être nocives et compromettantes. Par exemple le satellite « Spot 4 » [4], qui a été désorbité en 2013, subissait un gradient de température considérable. En effet, la principale source chaude provenant du rayonnement solaire, de l’albédo (flux solaire réfléchi par la terre) et du rayonnement tellurique terrestre (rayonnement infrarouge), pouvait faire monter la partie exposée du satellite aux alentours de 80°C , tandis que la partie ombragée se rapprochait de − ° 200 C par manque de convection. Une telle différence de température n’était pas convenable pour les constituants de ce satellite. Par exemple l’électronique embarquée était typiquement fonctionnelle de − ° 20 C à 50°C . Par conséquent, un contrôle thermique doit être employé pour réguler en température les éléments souhaités d’un satellite. Ce contrôle nécessite notamment de recouvrir une partie du satellite avec un revêtement afin de diminuer les pertes par radiation thermique. Ce revêtement est classiquement constitué d’une couche externe de Kapton et de plusieurs couches internes de Mylar [4], [5].

Une autre spécificité de l’environnement spatial est due à la présence de particules chargées qui sont plus ou moins nocives selon leur niveau d’énergie (cf. I.1.1.3) et donc selon l’orbite du satellite (cf. I.1.1.2). Elles peuvent notamment provenir de l’ionosphère, des ceintures de radiations ou directement du vent solaire (lors d’une activité solaire intense). Ces particules peuvent endommager les matériaux semi conducteurs présents sur la surface externe du satellite. C’est le cas des panneaux solaires qui sont par ailleurs les éléments qui ont la plus grande surface exposée aux particules environnantes. Par exemple, le silicium ou le germanium, selon la technologie des cellules photovoltaïques, peuvent être ionisés ou peuvent subir des déplacements atomiques. Ces dommages diminuent fortement le rendement du panneau solaire et peuvent être irréversibles. C’est pourquoi une vitre de protection, le coverglass, est posée sur les cellules photovoltaïques afin de les protéger des radiations et du rayonnement. Les matériaux utilisés pour le coverglass sont des diélectriques, principalement de la silice et également un peu de cérium qui permet d’apporter une protection au rayon UV [6], [7]. L’épaisseur du coverglass varie en fonction de la mission souhaitée et de l’énergie d’irradiation qui sera perçue et qui est souvent fonction de l’orbite du satellite.

L’environnement radiatif selon l’orbite de travail 

L’orbite de travail souhaitée donne une connaissance, à priori, de l’environnement spatial et de ses flux radiatifs. Les orbites peuvent être caractérisées par leur altitude, leur inclinaison ou leur trajectoire. Il existe 3 principales familles définies par leur altitude :
• les orbites terrestres basses LEO (Low Eath Orbit) situées entre 120 km et 2000km de la surface de la Terre. Elles sont beaucoup utilisées pour des applications scientifiques telles que l’observation de la terre. Ce sont des zones de plasma dense et relativement froid contenant des particules énergétiques de quelques dixièmes d’électron-volt. Ces particules proviennent de l’ionosphère qui est une région comprise entre 60 km et 800 km ;
• les orbites terrestres moyennes MEO (Medium Eath Orbit) sont situées entre 2000km et 36000km . C’est sur cette limite haute que se situent les orbites géostationnaires GEO (GEostationary Orbit) qui permettent au satellite d’avoir la même période de révolution que la terre et ainsi d’observer un point fixe. Les orbites MEO se situent au même niveau que des ceintures de radiations ayant des particules énergétiques allant jusqu’à la dizaine de mégaélectron-volts pour les électrons et 500 MeV pour les protons. D’autre part, une activité solaire intense (éruptions solaires, éjections de masse coronal) peut exposer les satellites à des ions d’énergie allant à la dizaine de mégaélectron-volts, en plus de protons d’énergie allant à 500MeV ;
• les orbites terrestres hautes HEO (High Earth Orbit) sont situées au-delà des 36000 km de la GEO et servent à des missions spécifiques telles que l’observation du soleil. Ces orbites se situent en dehors des ceintures de radiations mais sont soumises aux éruptions solaires et aux particules des rayons cosmiques qui ont une énergie de l’ordre du gigaélectron-volt .

Les effets des particules en fonction de leur énergie 

Pour les orbites MEO et GEO, le satellite baigne dans un plasma chaud où les électrons de la partie haute du spectre, issues des ceintures de radiations ou des flux de sous-orages, ont la capacité de s’implanter en profondeur (à quelques microns) dans les matériaux de surface. Les particules environnantes les plus énergétiques peuvent traverser les matériaux diélectriques et migrer dans les parties internes du satellite (gaines de câble, conducteurs flottants, etc.) et ainsi augmenter le risque de claquages diélectriques internes. Pour les orbites basses (LEO), le plasma est dense, peu énergétique et n’injecte pas de charge dans le satellite. C’est seulement à la traversée des ovales auroraux, à l’instant précis d’une précipitation aurorale de forte amplitude, qu’on peut retrouver la même ambiance qu’en orbite GEO (plasma chaud). Néanmoins, ces conditions de charge dangereuses ne durent que quelques secondes.

Table des matières

INTRODUCTION GENERALE
I. CHAPITRE 1 : DES CONTRAINTES SPATIALES D’UN SATELLITE A LA MESURE PEA
I.1 CONTEXTE SPATIAL
I.1.1 LE SATELLITE DANS SON ENVIRONNEMENT SPATIAL
I.1.1.1 Des matériaux diélectriques pour protéger le satellite
I.1.1.2 L’environnement radiatif selon l’orbite de travail
I.1.1.3 Les effets des particules en fonction de leur énergie
I.1.2 CHARGES ET DECHARGES ELECTROSTATIQUES
I.1.2.1 La charge du satellite jusqu’à son équilibre électrostatique
I.1.2.2 Différents types de décharges électrostatiques possibles
I.1.2.2.1 Décharge électrostatique d’un matériau diélectrique
I.1.2.2.2 Décharge électrostatique d’un conducteur métallique
I.1.3 L’ETUDE DE LA CHARGE D’ESPACE
I.1.3.1 Une nécessité
I.1.3.2 Les techniques de mesure de la charge d’espace
I.1.3.3 La méthode PEA
I.2 ETAT DE L’ART DE L’EVOLUTION DE LA MODELISATION DE LA PEA
I.2.1 MODELISATION ANALYTIQUE
I.2.1.1 Génération de l’onde acoustique
I.2.1.1.1 Densité de force électrostatique
I.2.1.1.2 Densité de force électrostatique pulsée
I.2.1.2 Propagation de l’onde acoustique jusqu’au capteur piézoélectrique
I.2.1.3 Réponse du capteur piézoélectrique
I.2.2 MODELISATION ELECTRIQUE
I.2.2.1 Modélisation de la propagation de l’onde acoustique
I.2.2.2 Modélisation de la réponse du capteur piézoélectrique
I.3 ETAT DE L’ART DE L’EVOLUTION DU TRAITEMENT DU SIGNAL DE LA PEA
I.3.1 TRAITEMENT DU SIGNAL BASE SUR LES TRAVAUX DE MAENO
I.3.1.1 Principe
I.3.1.2 Limites
I.3.2 TRAITEMENT DU SIGNAL BASE SUR LES TRAVAUX D’ARNAOUT
I.3.2.1 Principe
I.3.2.2 Limites et perspectives
I.4 CONCLUSION
II. CHAPITRE 2 MODELISATION PSPICE DE LA PEA
II.1 PRESENTATION DU MODELE PSPICE DE LA PEA
II.2 MODELISATION DE LA GENERATION ET DE LA PROPAGATION DE L’ONDE ACOUSTIQUE
II.2.1 ANALOGIE ACOUSTIQUE-ELECTRIQUE DES MILIEUX A PERTES
II.2.1.1 Propagation des ondes acoustiques dans les milieux à pertes
II.2.1.2 Propagation des ondes électriques dans une ligne de transmission à pertes
II.2.1.3 Analogie entre un milieu acoustique à pertes et une ligne de transmission à pertes
II.2.2 MODELISATION PSPICE DE LA GENERATION DE L’ONDE ACOUSTIQUE
II.2.3 MODELISATION DE LA PROPAGATION DE L’ONDE ACOUSTIQUE
II.2.3.1 Milieux acoustiques sans pertes
II.2.3.2 Echantillon polymère à pertes
II.2.3.2.1 Atténuation et dispersion au sein des polymères
II.2.3.2.2 Implémentation d’une FDTL de l’échantillon polymère dans PSpice
II.2.3.2.3 Validation de la FDTL de l’échantillon polymère implémentée dans PSpice
II.2.3.2.4 Influence de la désadaptation d’impédance entre l’échantillon polymère et l’électrode Haute-Tension sur les calculs du coefficient d’atténuation et de la vitesse de phase
II.3 MODELISATION DU CAPTEUR PIEZOELECTRIQUE COUPLE A L’AMPLIFICATEUR
II.3.1 UTILISATION DU MODELE DE REDWOOD COUPLE A L’AMPLIFICATEUR
II.3.2 MODELISATION DES PERTES DIELECTRIQUES DEPENDANTES DE LA FREQUENCE
II.4 CONFIGURATION, SIMULATION ET OPTIMISATION DU MODELE PSPICE DE LA PEA
II.4.1 CONFIGURATION DES PARAMETRES DU MODELE PSPICE DE LA PEA
II.4.1.1 Configuration des forces acoustiques générées aux électrodes
II.4.1.2 Configuration des paramètres de la cellule
II.4.1.3 Configuration des paramètres acoustiques de l’échantillon
II.4.1.4 Simulation du modèle PSpice avec ses paramètres par défaut
II.4.2 OPTIMISATION DES PARAMETRES SENSIBLES DU MODELE PSPICE DE LA PEA
II.4.2.1 Optimisation de l’étalement de la charge hypothèse et des paramètres sensibles de la cellule
II.4.2.2 Optimisation des paramètres acoustiques de l’échantillon
II.4.2.3 Simulation du modèle PSpice avec les paramètres sensibles optimisés
II.5 CONCLUSION
III. CHAPITRE 3 TRAITEMENT DU SIGNAL DE LA PEA
III.1 REALISATION D’UNE FONCTION DE TRANSFERT DE LA CELLULE A PARTIR DU MODELE PSPICE
III.1.1 SCHEMA-BLOC DE LA PEA
III.1.2 UTILISATION DU MODELE PSPICE POUR CORRIGER LE SIGNAL DE L’IMPULSION ELECTRIQUE MESUREE
III.1.3 UTILISATION DU MODELE PSPICE POUR CONSTRUIRE LA FONCTION DE TRANSFERT DE LA PEA
III.1.3.1 Principe de construction d’une fonction de transfert PEA
III.1.3.2 Paramètres de simulation de PSpice
III.1.3.3 Construction d’une matrice de transfert PEA pour l’étude d’un échantillon de PTFE
III.2 DECONVOLUTION D’UN SIGNAL PEA
III.2.1 REGULARISATION ANALYTIQUE DE TIKHONOV
III.2.1.1 Méthode
III.2.1.2 Résultat obtenu pour l’échantillon de PTFE
III.2.2 REGULARISATION ITERATIVE A PARTIR DE L’ALGORITHME A REGIONS DE CONFIANCE
III.2.2.1 Méthode
III.2.2.2 Résultat obtenu pour l’échantillon de PTFE
III.3 COMPARAISON DU NOUVEAU TRAITEMENT DU SIGNAL DEVELOPPE AU TRAITEMENT D’ARNAOUT
III.3.1 COMPARAISON DES DENSITES DE CHARGE DECONVOLUEES
III.3.2 COMPARAISON DES RESOLUTIONS SPATIALES
III.4 CONCLUSION
CONCLUSION GENERALE

Lire le rapport complet