L’effet Biefeld-Brown, du nom de ses découvreurs dans les années 1920, désigne la force électrohydrodynamique (EHD) s’appliquant sur deux électrodes sous haute tension dans l’air. Si l’origine de cette force a pu faire l’objet de certaines spéculations, il est aujourd'hui admis qu’elle repose sur l’accélération par un fort champ électrique d’un volume d’air partiellement ionisé. Cet effet aussi appelé vent ionique intéresse diverses applications : contrôle actif d’écoulement, augmentation du transfert de chaleur par convection forcée, séchage de denrées alimentaires ou encore la propulsion. Cette thèse, présente une étude expérimentale, théorique et numérique du vent ionique dans une configuration modèle à deux électrodes parallèles. Le faible rendement du vent ionique l’a écarté des applications à la propulsion mais des expériences récentes menées en 2013 montrent qu’il permet d’atteindre un rapport poussée/puissance étonnement élevé. Nous montrons dans une première partie, à partir de mesures et de considérations aérodynamique générales que la poussée générée pourrait suffire à contrebalancer la force de traînée pour certains aéronefs ultra-légers. Ces mesures ont permis de quantifier la force EHD et sa dépendance avec la géométrie des électrodes. En outre, la meilleure configuration à deux collecteurs peut produire une poussée presque deux fois plus importante qu’une configuration avec un seul collecteur, à tension fixée. Ces premiers résultats ont été affinés dans un second temps par les mesures PIV qui ont permis la reconstruction de l’écoulement et du champ de force entre les électrodes. Les vitesses mesurées dépassent rarement 3 m/s, et la force volumique est de l’ordre de 10 N/m 3. L’origine physique de la configuration optimale à deux collecteurs a été éclaircie par la mise en évidence des structures de sillages et de leurs effets instationnaires. Par ailleurs, une analyse théorique générale de la force propulsive nous a permis de confirmer sa dépendance explicite avec le rapport courant sur mobilité ionique. Le courant étant directement lié à la physique de la décharge couronne, la seconde partie de la thèse s’est concentrée sur son analyse théorique et numérique. Une analyse asymptotique a ainsi permis de trouver une expression analytique du champ électrique critique et de la caractéristique courant-tension permettant de connaître l’influence de la densité du gaz et de sa composition sur le courant produit dans des électrodes concentriques. Cette approche asymptotique a été associée à une formulation de décomposition de domaine dans le cadre d’une discrétisation par éléments finis pour analyser des configurations plus générales. Une résolution itérative du système d’équations stationnaires non-linéaire couplées par méthode de Newton est proposée, testée et validée. Cette méthode peut être étendue à des géométries plus complexes, permettant ainsi d’obtenir une condition d’injection des charges prenant en compte la physique complexe de la décharge.

Les machines électriques deviennent le mode principal de propulsion des navires civils depuis quelques années car elles présentent de nombreux avantages. Cependant, l'application aux bâtiments militaires pose des problèmes de discrétion magnétique, notamment pour la lutte anti-mines. Le but de cette thèse est par conséquent de déterminer les champs magnétiques émis par une machine électrique. L'étude et la connaissance de ces champs permettent alors de les compenser de manière à rendre la machine magnétiquement discrète. La solution réside dans un système de compensation externe composé de bobines alimentées judicieusement selon les champs rotorique et statorique de la machine.

Le propulseur PEGASES (Plasma Propulsion with Electronegative Gases) est un nouveau type de propulseur électrique pour la propulsion spatiale. Il utilise des ions négatifs et positifs créés par une décharge radiofréquence à couplage inductif pour générer la poussée. L’accélération électrostatique des ions est assurée par un ensemble de grilles polarisées. Un filtre magnétique est utilisé pour augmenter la quantité d'ions négatifs dans la cavité du propulseur. Le propulseur PEGASES est non seulement une source qui permet de créer un plasma d'ions négatifs à forte densité, et même un plasma d'ion-ion, mais il peut également être utilisé comme un propulseur ionique classique. Cela signifie qu'un plasma est créé dans un gaz électropositif (e.g. Xe) et que les ions positifs sont extraits et accélérés. Dans ce cas, il est nécessaire de neutraliser le plasma derrière la zone d'accélération, comme dans d'autres propulseurs ioniques. Les performances du propulseur PEGASES ont été étudiées principalement dans du xénon afin de comparer les résultats obtenus avec les propulseurs ioniques de type RIT. Le propulseur a été étudié à l'aide d'une série de sondes telles qu’une sonde de Langmuir, une sonde plane, une sonde capacitive et un RPA (pour Analyseur à Champ Retardateur). De plus, une sonde en champs croisés ExB a été développée pour mesurer la vitesse des ions quittant le propulseur ainsi que la fraction des différentes espèces ioniques présentes dans le plasma. / The PEGASES thruster (Plasma Propulsion with Electronegative Gases) is a novel type of electric thruster for space propulsion. It uses negative and positive ions produced by an inductively coupled radio frequency discharge to create the thrust by electrostatically accelerating the ions through a set of grids. A magnetic filter is used to increase the amount of negative ions in the cavity of the thruster. The PEGASES thruster is not only a source to create a strongly negative ion plasma or even an ion-ion plasma but it can also be used as a classical ion thruster. This means that a plasma is created and only the positive ions are extracted and accelerated making it necessary to neutralize the plasma behind the acceleration stage like in other ion thrusters. The performances of the PEGASES thruster have been investigated mainly in xenon in order to compare the obtained results with RIT-type ion thrusters. The thruster has been investigated with the help of a variety of probes such as a Langmuir probe, a planar probe, a capacitive probe and a RPA (Retarding Potential Analyzer). In addition, an ExB probe has been developed to measure the velocity of the ions leaving the thruster and to differentiate between the ion species present in the plasma.

Depuis le lancement du premier satellite Spoutnik 1 en 1957, l’environnement spatial est de plus en plus utilisé et le nombre de débris orbitaux se multiplie naturellement, soit par des explosions, des collisions ou tout simplement par les opérations normales des satellites. Au-delà d'un certain seuil, la densité des débris orbitaux risque de créer une réaction en chaîne incontrôlée : l’effet Kessler. L’élimination des débris orbitaux en basse altitude permettrait de limiter cette réaction et ainsi de préserver l’environnement spatial afin de pouvoir l’utiliser de façon sécuritaire. L’élimination des débris orbitaux est une opération complexe et coûteuse. Elle consiste à déplacer des objets spatiaux inactifs vers une orbite basse pour mener à leur désintégration dans la basse atmosphère terrestre. En utilisant les perturbations orbitales, il est possible de réduire le coût du carburant requis pour effectuer les manœuvres orbitales nécessaires à l’élimination de ces débris. L'objectif principal de cette étude consiste à développer une procédure et une stratégie de commande autonome afin de modifier l'orbite des satellites non opérationnels (débris) pour mener à leur désintégration naturelle tout en optimisant les facteurs carburant et temps. Pour ce faire, un modèle d’atmosphère basé sur le modèle de Jacchia (1977) est développé. Un modèle de la dynamique du satellite inclut aussi les perturbations principales, soit : traînée atmosphérique, non sphéricité et distribution non uniforme de la masse de la Terre. Ces modèles ainsi qu'un algorithme de commande optimale pour un propulseur électrique sont développés et le tout est validé par simulations numériques sur Matlab/Simulink. Au terme de cette étude, les conditions optimales dans lesquelles il faut laisser un débris afin qu'il se désintègre dans la basse atmosphère de la Terre en quelques semaines seront données (type d'orbite : altitude, inclinaison, etc.) ainsi que le coût en carburant pour une telle mission. Cette étude permettra de prouver qu'il est possible de réaliser des missions d'élimination des débris orbitaux tout en réduisant les coûts associés aux manœuvres orbitales par l'utilisation des perturbations naturelles de l'environnement.

L'objet de cette thèse est de démonter la faisabilité de conception d'un mini-drone longue endurance sans recourir à des véhicules de grande envergure qui nécessite des infrastructures supplémentaires, des systèmes de lancement complexes et un personnel d'exploitation important. Pour ce faire, une approche d'optimisation globale du problème a été utilisée, en s'appuyant sur les spécificités de chacun des aspects de la conception de mini-drones. Ce concept de mini-drone longue endurance doit repousser les limites dans plusieurs disciplines telles que l'aérodynamique, la propulsion, les structures, les sources d'énergies et le stockage, le contrôle et la navigation, ainsi que la miniaturisation de l'électronique embarquée. Un programme de conception baptisé Cdsgn a été développé et prend en compte les problèmes spécifiques de chaque discipline consacrées aux mini-drones. Il permet de voir l'influence de chaque paramètre de conception sur la performance finale de la conception, menant à la sélection optimale des paramètres. Cdsgn génère et analyse rapidement de nombreuses configurations de l'avion tout en simulant la performance de chaque configuration pour un pro fil de mission donnée. Un outil de post-traitement a également été développé afin de filtrer et sélectionner de manière interactive les paramètres de conception parmi les nombreuses configurations pour répondre à des applications pratiques. Le programme proposé a été utilisé dans le développement et la conception de plusieurs projets, tels que Solar Storm, premier mini-drone hybride au monde à énergie solaire d'une envergure de cinquante centimètre, SPOC, un mini-drone longue distance conçu pour voler au-dessus de la mer Méditerranée de Nice jusqu'en Corse (Calvii) et enfin Eternity, mini-drone de longue endurance d'une envergure d'un mètre, avec une configuration classique. Capable d'une autonomie de quatre heures avec les batteries embarquées, son temps de vol peut être amélioré jusqu'à huit heures avec l'utilisation de l'énergie solaire. En utilisant les évaluations de chaque projet, Cdsgn a été amélioré à la fois pour l'exactitude des calculs et pour la performance opérationnelle afin de développer le plus petit véhicule aérien pour une mission d'endurance donnée.

L'objet de cette thèse est de démonter la faisabilité de conception d'un mini-drone longue endurance sans recourir à des véhicules de grande envergure qui nécessite des infrastructures supplémentaires, des systèmes de lancement complexes et un personnel d'exploitation important. Pour ce faire, une approche d'optimisation globale du problème a été utilisée, en s'appuyant sur les spécificités de chacun des aspects de la conception de mini-drones. Ce concept de mini-drone longue endurance doit repousser les limites dans plusieurs disciplines telles que l'aérodynamique, la propulsion, les structures, les sources d'énergies et le stockage, le contrôle et la navigation, ainsi que la miniaturisation de l'électronique embarquée. Un programme de conception baptisé Cdsgn a été développé et prend en compte les problèmes spécifiques de chaque discipline consacrées aux mini-drones. Il permet de voir l’influence de chaque paramètre de conception sur la performance finale de la conception, menant à la sélection optimale des paramètres. Cdsgn génère et analyse rapidement de nombreuses configurations de l'avion tout en simulant la performance de chaque configuration pour un pro fil de mission donnée. Un outil de post-traitement a également été développé afin de filtrer et sélectionner de manière interactive les paramètres de conception parmi les nombreuses configurations pour répondre à des applications pratiques. Le programme proposé a été utilisé dans le développement et la conception de plusieurs projets, tels que Solar Storm, premier mini-drone hybride au monde à énergie solaire d'une envergure de cinquante centimètre, SPOC, un mini-drone longue distance conçu pour voler au-dessus de la mer Méditerranée de Nice jusqu'en Corse (Calvii) et enfin Eternity, mini-drone de longue endurance d'une envergure d'un mètre, avec une configuration classique. Capable d'une autonomie de quatre heures avec les batteries embarquées, son temps de vol peut être amélioré jusqu’à huit heures avec l'utilisation de l’énergie solaire. En utilisant les évaluations de chaque projet, Cdsgn a été amélioré à la fois pour l'exactitude des calculs et pour la performance opérationnelle afin de développer le plus petit véhicule aérien pour une mission d'endurance donnée. / This thesis shows the feasibility of designing a long endurance mini UAV without resorting to large scale vehicles which requires additional infrastructure, complex launching systems and numerous operating crew. To do so is possible by using a global optimisation approach concentrated specifically on each aspect of the mini-UAV design with their particular challenges. So called Long Endurance Mini UAV Concept has to push the limits in several disciplines such as aerodynamics, propulsion, structures, energy source and storage, control and navigation, miniaturised electronics. A conceptual design program called Cdsgn is developed which takes into account each discipline's specific problems devoted to mini UAVs and making it possible to see the influence of each design parameter on the final performance of the complete design leading to the optimum selection of parameters. Cdsgn generates and analyse numerous aircraft configurations rapidly while simulating the performance of each configuration for a given mission profile. A post processing tool is also developed in order to interactively filter and select the final design parameters among numerous analysed aircraft configurations for practical applications. The proposed program is used in the development and design of several projects, such as Solar Storm, the world's first hybrid solar powered micro UAV in half a meter scale, SPOC, a long range mini UAV which is designed to fly across the Mediterranean sea from Nice to Corsica (Calvi) and finally the Eternity, the long endurance mini UAV concept which is an electrically powered, one-meter span aircraft with a conventional configuration having an endurance of four hours with the on-board batteries which can be enhanced up to eight hours with the use of solar-cells. Using the feedback of each project, Cdsgn has been improved both for the accuracy and for the operational performance in order to develop the smallest aerial vehicle for a given endurance mission.

La question de la propulsion spatiale a été un enjeu politique au coeur de la guerre froide et reste un enjeu stratégique de nos jours. La technologie chimique déjà en place sur les moteurs fusées s'avère être limitée par la vitesse d'éjection et la durée de vie des appareils. La propulsion électrique et plus particulièrement le moteur à effet Hall apparait ainsi comme la technologie la plus performante et la plus utilisée pour diriger un satellite dans l'espace. Cependant, la physique à l'intérieur d'un propulseur étant complexe, de par les champs électromagnétiques ou les processus de collisions importants, toutes les particularités de fonctionnement du moteur ne sont pas parfaitement expliquées. Au bout de centaines d'heures d'essais, certains prototypes voient leur paroi s'éroder de façon anormale et des instabilités électromagnétiques se développent au sein de la chambre d'ionisation. La mobilité des électrons mesurée est en contradiction avec les modèles analytiques et soulèvent des problématiques sur la physique du plasma à l'intérieur de ces moteurs. Par conséquent, le code AVIP a été développé afin de proposer un code 3D massivement parallèle et non-structuré à Safran Aircraft Engines modélisant le plasma instationnaire à l'intérieur du propulseur. Des méthodes lagrangiennes et eulériennes sont utilisées et intégrées dans le code et mon travail s'est concentré sur le développement d'un modèle fluide, étant plus rapide et donc mieux adapté à la conception et au design industriel. Le modèle fluide est basé sur un modèle aux moments avec une expression rigoureuse des termes de collisions et une description précise des conditions limites pour les gaines. Ce modèle a été implémenté numériquement dans un formalisme non structuré et optimisé de façon à être performant sur les nouvelles architectures de calcul. La modélisation retenue et les efforts d'optimisation ont permis de réaliser un calcul réel de moteur à effet Hall afin de retrouver les propriétés globales de fonctionnement telles que l'accélération des ions ou encore la localisation de la zone d'ionisation. Un second cas d'application a finalement reproduit avec succès les instabilités azimutales dans le propulseur avec un modèle fluide et a justifié le rôle de ces instabilités dans le transport anormal des électrons et l'érosion des parois / The space propulsion has been a political issue in the midst of the Cold War and remains nowadays a strategic and industrial issue. The chemical propulsion on rocket engines is limited by its ejection velocity and its lifetime. Electric propulsion and more particularly Hall effect thrusters appear then as the most powerful and used technology for space satellite operation. The physic inside a thruster is complex because of the electromagnetic fields and important collision processes. Therefore, all specificities of the engine operation are not perfectly understood. After hundreds of hours of tests, thruster walls are curiously eroded and electromagnetic instabilities are developping within the ionization chamber. The measured electron mobility is in contradiction with the analytical models and raises issues on the plasma behavior inside the discharg chamber. As a result, the AVIP code was developed to provide a massively parallel and unstructured 3D code to Safran Aircraft Engines modeling unsteady plasma inside the thruster. Lagrangian and Eulerian methods are used and integrated in the solver and my work has focused on the development of a fluid model which is faster and therefore better suited to industrial conception. The model is based on a set of equations for neutrals, ions and electrons without drift-diffusion hypothesis, combined with a Poisson equation to describe the electric potential. A rigorous expression of collision terms and a precise description of the boundary conditions for sheaths have been established. This model has been implemented numerically in an unstructured formalism and optimized to obtain good performances on new computing architectures. The model and the numerical implementation allow us to perform a real Hall effect thruster simulation. Overall operating properties such as the acceleration of the ions or the location of the ionization zone are captured. Finally, a second application has successfully reproduced azimuthal instabilities in the Hall thruster with the fluid model and justified the role of these instabilities in the anomalous electron transport and in theerosion of the walls

L’effet Biefeld-Brown, du nom de ses découvreurs dans les années 1920, désigne la force électrohydrodynamique (EHD) s’appliquant sur deux électrodes sous haute tension dans l’air. Si l’origine de cette force a pu faire l’objet de certaines spéculations, il est aujourd'hui admis qu’elle repose sur l’accélération par un fort champ électrique d’un volume d’air partiellement ionisé. Cet effet aussi appelé vent ionique intéresse diverses applications : contrôle actif d’écoulement, augmentation du transfert de chaleur par convection forcée, séchage de denrées alimentaires ou encore la propulsion. Cette thèse, présente une étude expérimentale, théorique et numérique du vent ionique dans une configuration modèle à deux électrodes parallèles. Le faible rendement du vent ionique l’a écarté des applications à la propulsion mais des expériences récentes menées en 2013 montrent qu’il permet d’atteindre un rapport poussée/puissance étonnement élevé. Nous montrons dans une première partie, à partir de mesures et de considérations aérodynamique générales que la poussée générée pourrait suffire à contrebalancer la force de traînée pour certains aéronefs ultra-légers. Ces mesures ont permis de quantifier la force EHD et sa dépendance avec la géométrie des électrodes. En outre, la meilleure configuration à deux collecteurs peut produire une poussée presque deux fois plus importante qu’une configuration avec un seul collecteur, à tension fixée. Ces premiers résultats ont été affinés dans un second temps par les mesures PIV qui ont permis la reconstruction de l’écoulement et du champ de force entre les électrodes. Les vitesses mesurées dépassent rarement 3 m/s, et la force volumique est de l’ordre de 10 N/m 3. L’origine physique de la configuration optimale à deux collecteurs a été éclaircie par la mise en évidence des structures de sillages et de leurs effets instationnaires. Par ailleurs, une analyse théorique générale de la force propulsive nous a permis de confirmer sa dépendance explicite avec le rapport courant sur mobilité ionique. Le courant étant directement lié à la physique de la décharge couronne, la seconde partie de la thèse s’est concentrée sur son analyse théorique et numérique. Une analyse asymptotique a ainsi permis de trouver une expression analytique du champ électrique critique et de la caractéristique courant-tension permettant de connaître l’influence de la densité du gaz et de sa composition sur le courant produit dans des électrodes concentriques. Cette approche asymptotique a été associée à une formulation de décomposition de domaine dans le cadre d’une discrétisation par éléments finis pour analyser des configurations plus générales. Une résolution itérative du système d’équations stationnaires non-linéaire couplées par méthode de Newton est proposée, testée et validée. Cette méthode peut être étendue à des géométries plus complexes, permettant ainsi d’obtenir une condition d’injection des charges prenant en compte la physique complexe de la décharge. / The Biefeld-Brown effect, named after its discoverers in 1920s, stands for the electrohydrodynamic (EHD) force applied on two high voltage electrodes in air. The origin of this force has been subject to controverse, but it is establised that it relies on the acceleration of ionized air by a strong electric field. Numerous applications are associated with ionic wind : active flow control, heat transfer enhancement, food drying or even propulsion. At the first glance, the low efficiency is unattractive for propulsion. However recent experiments highlighted a surprisingly high thrust/power ratio. This PhD research aimed to better understand the phenomena, through experiments and theoretical or numerical analysis. First, an experimental study was carried out to quantify the EHD force and its variations with the geometry of the electrodes. For instance, the best position of two collecting electrodes could produce nearly twice more thrust than the one collector configuration, for a given applied voltage. Considering the mass and the aerodynamic of some already existing very light aircrafts, it is shown that the produced thrust could at most balance the aerodynamic drag. This first results were enhanced by PIV measurements, which gave deeper insight into the flow and the force field between the electrodes. The air speed recorded was at most around 3 m/s, while the volumetric force of the order of 10 N/m3. The physical explaination of the optimal two collectors configuration relied partially on the wake flow structures and their unsteady effects. Then, a theoretical analysis of the propulsive force confirmed its explicit dependence on the current to mobility ratio. The discharge current being determined by the corona discharge physics, the second part of this work focuses on its theoretical and numerical analysis. An asymptotic approach of the corona discharge for concentric cylindrical electrodes led to an explicit expression of both the onset surface electric field and the current-voltage law as functions of the gas density, the effective ionization coefficient and the electrodes size. This asymptotic approach was reformulated in the frame of a domain decomposition method, implemented numerically with a finite elements discretization, in order to generalize the asymptotic approach. The iterative algorythm for the steady non-linear coupled system of equations is based on Newton method. This method provides a physically relevant boundary condition for the charge injection and can be applied to more complex geometries.

Suite à la stratégie d’électrification poursuivie dans le domaine des véhicules terrestres, l’industrie aéronautique s’oriente également vers l’introduction de la propulsion électrique. L’hybridation est le premier pas vers un aéronef plus électrique. L’objectif principal de cette thèse est de développer un outil informatique permettant de pré-dimensionner des machines électriques conventionnelles de différentes typologies susceptibles d’être utilisées dans le cadre du projet d’hybridation et de modéliser les comportements magnétique et thermique de ces machines.Après une étude bibliographique sur le pré-dimensionnement et la modélisation électromagnétique et thermique des machines électriques conventionnelles, des modèles (semi-)analytiques basés sur les méthodes des circuits équivalents magnétique et thermique ont été établis. La validation des modèles proposés a été menée en comparant les résultats obtenus avec des données issues de la littérature, des résultats issus de simulations numériques par éléments finis ou à des mesures expérimentales réalisées sur des machines prototypes. Une attention toute particulière a été portée au couplage des analyses magnétique et thermique. Des études de sensibilité ont permis de déterminée les limites d’utilisation de l’outil développé. / Inspired by the strategy of electrification pioneered in the automobile industry, the aeronautics sector tends as well towards the implement of the electrical propulsion. The hybridisation is the first step in the direction of a completely electrical aircraft. The main goal of this thesis is to develop a computer-based tool permitting to pre-design and model electromagnetic and thermal behaviour of the conventional electrical machines of different typologies suitable for use in the scope of hybridisation project.Basing on a general state of art on the pre-design and electromagnetic and thermal models of the conventional electrical machines, the (semi-)analytical models reposed on magnetic and thermal equivalent circuit methods have been developed. The proposed models have been validated by comparing the obtained results with the results from the literature, the results of numerical analysis or with the results of experimental tests carried out on different machine-prototypes. Special attention has been paid to the coupling of magnetic and thermal analysis. Different sensibility studies permitted to define the application limits of the developed tool.

Policies to reduce emissions from transportation are implemented by different World and European<p>associations. Personal and freight transportation is one of the key contributors in GHG<p>emissions, being the second biggest GHG emitter after energy sector in the European Union.<p>The policies to reduce emissions from transportation are focusing on the optimization of the efficiency<p>of the existing vehicles, the development of new sustainable fuels and propulsion systems<p>and the electrification of the vehicles<p>The continuously increasing price of the permanent magnets and the shortage of rare earths<p>demand the finding of alternatives for the permanent magnet synchronous machines which is<p>currently the leading technology in several domains as hybrid and full electric propulsion and<p>wind turbines due to their best overall performances.<p>The good efficiency and the large constant power-speed ratio in addition to low the cost, high<p>reliability and fault-tolerance make the SRM a candidate with real chances on the market of<p>vehicle propulsion. The main drawbacks of the SRM related to the torque ripple, noise and<p>vibration make the research object in R&Ds all over the world.<p>This thesis is focused on the development of an efficient and robust switched reluctance drive<p>which can be integrated in a hybrid dive train or can be solely used for electric vehicle traction.<p>To achieve this goal, various instantaneous and average torque control techniques are implemented<p>and compared. A converter is designed, built and integrated on a test bench which<p>allows testing SRMs for vehicle propulsion. An investigation on noise production in SRDs ends<p>the thesis. / Doctorat en Sciences de l'ingénieur / info:eu-repo/semantics/nonPublished