EP4568894A1 - Dispositif de réduction de la charge électrique d'un véhicule spatial - Google Patents

Dispositif de réduction de la charge électrique d'un véhicule spatial

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Publication number
EP4568894A1
EP4568894A1 EP23757519.6A EP23757519A EP4568894A1 EP 4568894 A1 EP4568894 A1 EP 4568894A1 EP 23757519 A EP23757519 A EP 23757519A EP 4568894 A1 EP4568894 A1 EP 4568894A1
Authority
EP
European Patent Office
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layer
substrate
space vehicle
electrons
conductive structure
Prior art date
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Pending
Application number
EP23757519.6A
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German (de)
English (en)
Inventor
Jean-Charles MATEO-VELEZ
Patrick KAYSER
Gaël MURAT
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Office National d'Études et de Recherches Aérospatiales
Original Assignee
Office National d'Études et de Recherches Aérospatiales
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Filing date
Publication date
Application filed by Office National d'Études et de Recherches Aérospatiales filed Critical Office National d'Études et de Recherches Aérospatiales
Publication of EP4568894A1 publication Critical patent/EP4568894A1/fr
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/54—Protection against radiation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/20—Properties of the layers or laminate having particular electrical or magnetic properties, e.g. piezoelectric
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
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    • H01J—ELECTRIC DISCHARGE TUBES OR DISCHARGE LAMPS
    • H01J2201/00—Electrodes common to discharge tubes
    • H01J2201/30—Cold cathodes
    • H01J2201/304—Field emission cathodes
    • H01J2201/30446—Field emission cathodes characterised by the emitter material
    • H01J2201/30453—Carbon types
    • H01J2201/30469—Carbon nanotubes (CNTs)
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05F—STATIC ELECTRICITY; NATURALLY-OCCURRING ELECTRICITY
    • H05F1/00—Preventing the formation of electrostatic charges
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05F—STATIC ELECTRICITY; NATURALLY-OCCURRING ELECTRICITY
    • H05F3/00—Carrying-off electrostatic charges
    • H05F3/02—Carrying-off electrostatic charges by means of earthing connections

Definitions

  • the present description relates to a device for reducing the electrical charge of a space vehicle and a space vehicle comprising such a device.
  • the present description relates to a method for reducing the electrical charge of a space vehicle.
  • the charging space environment includes electrically charged particles that can interact with the vehicle.
  • satellites are generally very sensitive to electrons from the charging space environment whose energy is between a few tens of electron volts and a few hundred kilo-electron volts.
  • Space vehicles Due to interaction with the charging space environment, vehicles acquire an electrical charge, in particular a negative electrical charge, which can lead to adverse consequences if not controlled, due to the appearance of leakage currents and electric arcs which could damage the space vehicle and/or cause failures.
  • Space vehicles generally comprise a conductive structure and different coatings arranged on the structure comprising materials with different electrical properties and which can be charged at different levels depending on their capacity to store and emit electrons when they undergo the impact of charging electrons and ions from the space environment.
  • the electrical charge levels of the coatings also depend on the positions of the coatings on the space vehicle, including significant differences between coatings exposed to sunlight and coatings in shade because coatings exposed to sunlight re-emit a significant portion of their negative charge towards the charging space environment due to photoemission triggered by vacuum ultraviolet radiation (VUV, after the English expression “Vacuum Ultra-Violet”).
  • VUV vacuum ultraviolet radiation
  • ESD electrostatic discharge
  • the structure of the space vehicle and all the conductive elements connected to it may be negatively charged with respect to the space environment while an external coating arranged on the external surface of the space vehicle structure finds itself negatively charged, but less negatively than structure.
  • an external coating arranged on the external surface of the space vehicle structure finds itself negatively charged, but less negatively than structure.
  • the risks of ESD are especially increased due to the appearance of an electric field between the external coating and the structure of the space vehicle which lowers the potential barrier that the electrons must cross to escape the space vehicle.
  • the emission of a surplus of electrons is favored at the point where the conductive material, the insulator and the charging spatial environment meet, called the triple point in the field of astronautics.
  • Inverse potential gradient configurations are particularly common for space vehicle solar panels, in which an external protective glass covering the solar cells typically charges less negatively than the space vehicle structure.
  • US patent 6,362,574 [REF1] describes for example a device for emitting an electrical charge of the micro-tip type comprising a set of micro-tips made of conductive material configured to be in electrical contact with the structure of the space vehicle and a conductive grid.
  • a voltage source imposes a potential difference between the gate and the set of micro-tips allowing the emission of a flow of electrons from the micro-tips towards the charging spatial environment.
  • Such a device therefore makes it possible to reduce the negative electrical charge of the space vehicle.
  • micro-tip device has the disadvantage of being an active device which is complex to control and requires a voltage source consuming electrical energy. Furthermore, when using such a device, the emission of electrons must be stopped when the potential of the space vehicle is reduced to zero in order to prevent said potential from reaching positive values that could reattract the electrons. issued by the system. In some cases, the return of electrons can be in the form of a focused beam which can damage sensitive systems of the space vehicle.
  • US patent 8,511,616 [REF 2] discloses another type of micro-tip device in which the conductive grid is electrically connected to a large conductive plate exposed to the Sun and which emits a large quantity of electrons due to a photoemission effect induced by VUV radiation.
  • the conductive grid does not need to be powered by a voltage generator.
  • a voltage generator such a device only becomes effective if the conductive plate is sufficiently extended, which is bulky and takes up significant space on the space vehicle hosting the device, to the detriment of other installations such as photovoltaic cells.
  • patent US 8,014,121 [REF3] discloses a passive ESD prevention device comprising a conductive substrate electrically connected to the structure of a satellite, a conductive layer in electrical contact with the substrate, and a dielectric material placed on the conductive layer.
  • a passive ESD prevention device comprising a conductive substrate electrically connected to the structure of a satellite, a conductive layer in electrical contact with the substrate, and a dielectric material placed on the conductive layer.
  • this device although being passive, has disadvantages linked to an emission of electrons which depends on the asperities of the dielectric material and the conductive layer and therefore cannot be controlled, which can in particular lead to avalanche effects that could damage the device.
  • the inverse gradient necessary to start the emission can in fact sometimes be too great, which can lead to high intensity ESD occurring on the device itself even before the device is put into operation, thus limiting the the usefulness of the device in reducing the negative charge of a space vehicle.
  • the present description describes devices for reducing the load of a space vehicle which solve all or part of the problems of the devices according to the state of the art.
  • the term “include” means the same as “include” or “contain”, and is inclusive or open-ended and does not exclude other matters not described or depicted. Furthermore, in the present description, the term “approximately” or “substantially” is synonymous with (means the same as) having a lower and/or higher margin of 10%, for example 5%, of the respective value.
  • the present description relates to a device for reducing the electrical charge of a space vehicle comprising: a substrate made of conductive or semiconductor material configured to be electrically connected to a conductive structure of the space vehicle; a first layer formed of a plurality of carbon nanotubes substantially oriented perpendicular to a plane of the substrate, said first layer at least partially covering the substrate and being in contact with the substrate; a second layer at least partially covering the first layer and comprising a dielectric material configured to emit electrons when said dielectric material is subjected to an external flow (ER) comprising electrons, ions and/or vacuum ultraviolet radiation (VUV) , so as to give the second layer a more positive charge than the first layer when the device is subjected to said external flow.
  • ER external flow
  • VUV vacuum ultraviolet radiation
  • the external flow (ER) can come from a charging spatial environment.
  • VUV vacuum ultraviolet radiation
  • electromagnetic radiation comprising a wavelength spectrum whose central wavelength is between approximately 140 nm and approximately 200 nm.
  • the synergy between the first layer and the second layer allows a reduction in the load of the space device with very good efficiency.
  • the presence of carbon nanotubes tends to increase the electric field at the upper surface of the first layer and therefore to reduce the potential barrier that the electrons present in the substrate must cross to be evacuated from the substrate, in particular by tunneling or by field effect.
  • the presence of the second layer tends to further increase the electric field at the upper surface of the first layer, and therefore, again, to reduce the potential barrier that the electrons present in the substrate must cross to be evacuated. of the substrate.
  • the carbon nanotubes of the first layer produce a multitude of peak effects promoting regular and homogeneous electron emission and adapting to every moment to the most favorable local conditions, so that avalanche effects are avoided.
  • such a device allows, under the influence of the charging spatial environment, an evacuation of electrons from the substrate, which leads to a reduction in the negative electric charge of the substrate, and a reduction in the potential difference between the second layer and the substrate. Since the substrate is electrically connected to the conductive structure of a space vehicle, it has the same electrical charge as the structure of the space vehicle. Thus, the emission of electrons from the substrate to the charging space environment tends to jointly reduce the negative charge of the substrate and the negative charge of the space vehicle to which the substrate is connected.
  • a first part of the electrons is emitted directly from the first layer towards the charging space environment, for example via a field effect.
  • a second part of the electrons is emitted indirectly from the first layer towards the charging space environment, via the second layer.
  • an electron propagates from the first layer to the second layer, for example by tunneling. Said electron is then accelerated by the electric field from the junction between the first layer and the second layer towards the second layer, which results in ionizing collisions of said electron with molecules included in the second layer. This results in the emission of one or more electrons, called secondary electrons, from the second layer towards the charging space environment.
  • such a device operates passively and therefore does not need to be powered by an energy source such as, for example, a voltage or current source. It is the interaction between the charging spatial environment and the device which produces the electric field favoring the emission of electrons from the substrate.
  • an energy source such as, for example, a voltage or current source.
  • such a device is efficient while being compact and the device does not require a conductive plate as may be the case in state-of-the-art passive devices of the microtip type.
  • the carbon nanotubes of the plurality of carbon nanotubes are produced in a known manner by different methods described for example in [REF4].
  • the manufacturing methods include for example laser ablation, arc discharge or catalytic growth by chemical vapor deposition (or CVD for “chemical vapor deposition”).
  • the substrate is made of metal, for example stainless steel, aluminum or copper.
  • the substrate can also be made of semiconductor material, for example silicon, silicon doped with boron (p-type doping), germanium, gallium arsenide or silicon carbide.
  • a conductivity of the substrate made of semiconductor material is greater than 0.01 ohm 1 . cm 1 .
  • the substrate is fixed on the conductive structure of the space vehicle.
  • the substrate is fixed on an insulating coating and connected to the conductive structure of the space vehicle via an electrical connection, for example by an electric wire or an electrically conductive cable.
  • the device further comprises a resistive component having an electrical resistance greater than or equal to 10 k configured to electrically connect the substrate to the conductive structure of the space vehicle.
  • protection resistance prevents too high an electron current from being emitted by the device and then damaging the device, for example in the case of a strong external flux.
  • the protective resistor comprises a sheet of dielectric materials.
  • the electrical connection may comprise said resistive component connected in series.
  • the first layer and/or the second layer is divided into several blocks.
  • the first layer is divided into several blocks, that is to say into several subsets of carbon nanotubes of the same nanotube density, but separated from each other laterally.
  • the block structuring of the nanotubes makes it possible to promote adhesion of the second layer to the assembly formed of the first layer and the substrate.
  • structuring the plurality of CNTs into several blocks makes it possible to increase the number of side walls of the first layer, and therefore to increase the number of CNTs located on the side walls.
  • the applicants have shown that the emission of electrons by field effect in a device according to the present description results from the electric field generated by the individual tips of the CNTs and the electric field generated, on a larger scale, by the upper edges of the side walls of the first layer; such a structuring into blocks therefore improves the emission of electrons by field effect.
  • the first layer is divided into a number of blocks between 2 and 9.
  • the second layer is divided into several blocks, that is to say several parts separated from each other laterally.
  • the applicant has observed that structuring the second layer makes it possible to produce a greater number of triple points on the side walls of the second layer, at the level of the junction between the first layer, the second layer and the loading environment.
  • the electric field is increased, which increases the emission of electrons by field effect at said side walls.
  • the second layer is divided into a number of blocks between 2 and 9.
  • the second layer completely covers the first layer and comes into contact with the substrate.
  • the dielectric material of the second layer is one of: alumina, magnesium oxide (MgO), silica, quartz, polydimethylsiloxane (PDMS), polyetheretherketone (PEEK).
  • dielectric materials are particularly advantageous for acquiring a more positive charge than the first layer, when the device is exposed to an external flow.
  • such dielectric materials have a good capacity to generate multiple electrons following the impact of a photon or electron coming from the charging space environment and/or following an impact of an electron. from the first layer.
  • said second layer tends, under the effect of the charging spatial environment, to become positively charged on the surface exposed to said charging spatial environment.
  • the second layer has a thickness of approximately 4 micrometers to approximately 6 micrometers.
  • the second layer has a thickness of approximately 5 micrometers.
  • the second layer has a thickness strictly greater than the thickness of the first layer.
  • said at least one sheet of conductive materials is arranged to separate the second layer into two superimposed parts.
  • the second layer comprises a plurality of conductive particles and/or at least one sheet of conductive materials, said at least one sheet of conductive materials being arranged to separate the second layer into two superimposed parts.
  • the sheet of conductive materials comprises one or more materials chosen from: gold, silver, copper, aluminum.
  • the second layer comprises a plurality of conductive particles.
  • the conductive particles are arranged in the second layer to form a two-dimensional mesh parallel to the surface of the second layer. According to one or more examples, the conductive particles are arranged in the second layer to form a three-dimensional mesh. The density of such a three-dimensional mesh can be uniform or non-uniform in the volume of the second layer.
  • the conductive particles comprise one or more materials chosen from: gold, silver, copper, aluminum.
  • the device further comprises: a measurement unit configured to measure a current delivered by the device, that is to say a current of electrons emitted from the device towards the charging spatial environment.
  • a measurement unit configured to measure a current delivered by the device, that is to say a current of electrons emitted from the device towards the charging spatial environment.
  • the device can for example be used to alert satellite operators of the risk incurred by satellites in the vicinity of said satellite due to the loading space environment or to adapt the use of satellite systems.
  • the device further comprises: a voltage generator configured to bring, in operation, the substrate to a negative electrical potential relative to the conductive structure of the space vehicle; a measurement unit configured to determine the electrical potential of the space vehicle; and a control unit configured to activate the voltage generator when the electric potential determined by the measurement unit is, in absolute value, greater than or equal to a set value.
  • the present description relates to a space vehicle comprising a conductive structure and a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the first aspect, in which the substrate of the device is electrically connected to the conductive structure of the vehicle spatial.
  • Such a space vehicle subjected to radiation present in the charging space environment sees its negative electrical charge reduced via the emission of electrons by the device, which avoids the destructive effects of electrostatic discharges.
  • the space vehicle further comprises: a light source capable of emitting ultraviolet radiation from the vacuum; wherein the light source is configured to positively charge the second layer of the device relative to the substrate.
  • a light source capable of emitting ultraviolet radiation from the vacuum; wherein the light source is configured to positively charge the second layer of the device relative to the substrate.
  • Such a light source replaces or acts as a complement to the charging space environment so that the negative charge reduction device of the space vehicle continues to operate when the charging space environment does not sufficiently interact with the device to charge positively the second layer relative to the substrate.
  • Such an eventuality may occur, for example, when the device is in the shadow of the space vehicle or a celestial object.
  • the light source is configured to be activated continuously or on demand.
  • the present description relates to a method for reducing the electrical charge of a space vehicle using a device according to the first aspect, the method comprising: the electrical connection of the substrate of the device to the conductive structure of the space vehicle. exposing the space vehicle to an external flow (ER) of a charging space environment comprising electrons, and/or ions, and/or vacuum ultraviolet radiation (VUV).
  • ER external flow
  • VUV vacuum ultraviolet radiation
  • the method further comprises the emission of an alert signal by the device when the electrical charge of the space vehicle reaches a predetermined threshold value.
  • FIG. 1 represents a diagram of a satellite comprising examples of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 2A represents a first embodiment of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description.
  • FIG. 2B represents a second embodiment of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 3A represents a third embodiment of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 3B represents a fourth embodiment of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 4 represents a fifth embodiment of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 5 represents a diagram illustrating an operating principle of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description
  • FIG. 6 represents several configurations of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle according to the present description.
  • Fig. 1 represents a space vehicle of the satellite type 100 subjected to an external flow (ER) coming from a charging space environment surrounding the satellite 100.
  • the satellite 100 has a main body 103 and two solar panels 101, 102 and comprises an internal conductive structure . Each of the solar panels has two faces 110, 111.
  • the body 103 and the faces of the solar panels 101, 102 of the satellite 100 are covered with various coatings.
  • the coatings tend to charge positively or negatively with respect to the conductive structure internal to the satellite which is not exposed to the external flow (ER); however, electrostatic discharges are avoided because the excess electrons from the conductive structure are evacuated by devices 200 for reducing the electric charge arranged on the satellite and conforming to the present description.
  • the location of the devices 200 for reducing the electrical charge can be adapted to the specificities of the space vehicle, and is shown only by way of example in FIG. 1.
  • the devices 200 can be arranged on masts deployed from the body of the space vehicle.
  • the devices 200 for reducing the electrical charge are only visible on the visible faces of the solar panels, one or more devices can be arranged on the hidden faces of the solar panels.
  • the devices 200 for reducing the electrical charge are arranged on the body 103 and on the solar panels 101, 102, according to other examples the devices can be arranged differently.
  • the body 103 and/or the solar panels 101, 102 may only comprise a single device 200.
  • Figs. 2A, Fig. 2B,Fig. 3A, Fig. 3B and Fig. 4 represent devices for reducing the load of a space vehicle according to several embodiments.
  • the device comprises a substrate 201, a first layer 202 arranged on the substrate and a second layer 203 arranged on the first layer 202.
  • the second layer 203 can be at least partially in contact with the substrate 201 ( see in particular Fig. 4 described later).
  • the substrate 201 comprises a conductive or semiconductor material and is configured to be electrically connected to a conductive structure of a space vehicle.
  • the substrate may comprise a metal plate, for example a plate of stainless steel, aluminum or copper, or a semiconductor plate, for example a plate of silicon, of silicon doped with boron (doping type p), germanium, gallium arsenide or silicon carbide.
  • the substrate for example a plate made of a material as described above, is fixed to the conductive structure of the space vehicle.
  • the substrate is fixed on an insulating coating and connected to the conductive structure of the space vehicle via an electrical connection, for example by an electric wire or an electrically conductive cable.
  • Such an electrical connection may include a resistive component having an electrical resistance greater than or equal to 10 k ⁇ and connected in series to limit the current delivered by the device.
  • a connection by electrical cable also makes it possible to connect a unit for measuring the current delivered by the device
  • the first layer 202 comprises a set of carbon nanotubes (CNT), said set preferentially occupying a surface substantially centered relative to the substrate.
  • CNT carbon nanotubes
  • the set of CNTs also called forest of CNTs in the present description, comprises carbon nanotubes substantially oriented perpendicular to a plane of the substrate 201.
  • CNTs are produced in a known manner by laser ablation, arc discharge or catalytic growth by chemical vapor deposition (or CVD).
  • [REF5] describes for example a procedure for catalytic growth on an n-doped silicon substrate.
  • the precursor layer comprises a layer of aluminum with a thickness of 10 nm, deposited by sputtering on the substrate and on which is deposited by a layer of iron with a thickness of 3 nm.
  • the substrate with the catalytic layers thus deposited is then introduced into an HFCVD reactor (acronym for “Hot Filament Chemical Vapor Deposition”, that is to say a chemical vapor deposition assisted by a hot filament), into which a mixture of argon and hydrogen at a pressure of 3 Torr is introduced.
  • a plasma treatment is then carried out for 2 minutes at 400°C, in order to form the catalytic particles from which the CNTs will grow.
  • a mixture of methane and hydrogen at a pressure of 28 Torr is used for the growth of CNTs.
  • the temperature of the filament is for example 2050°C (degrees Celsius), and that of the substrate is 750
  • the forest of CNTs preferably comprises several sheets of CNTs forming a layer having a substantially uniform height of between approximately 5 micrometers and approximately 150 micrometers.
  • the substantially uniform nature of the height means that the height distribution of the CNTs of the CNT forest has a dispersion less than or equal to approximately 10%.
  • the forest of CNTs can be divided laterally into several blocks or subsets of carbon nanotubes, separated from each other laterally, in order to promote the adhesion of the second layer 203 on the assembly formed of the first layer 202 and substrate 201.
  • the forest of CNTs can be divided into 9 blocks arranged in 3 rows of 3 blocks.
  • the blocks occupy, on the substrate 201, surfaces included in square or circular zones having sides or diameters between approximately 1 mm and approximately 2 mm, for example square or circular zones with sides or diameters equal to approximately 1.5 mm.
  • said blocks are preferentially separated by distances of between approximately 1 mm and approximately 10 mm, for example distances equal to 5 mm.
  • the second layer 203 is an insulating layer at least partially covering the first layer 202.
  • the second layer 203 may comprise an alumina deposition carried out for example by physical vapor deposition or "PVD" according to the English expression "Physical Vapor Deposition”. ".
  • the second layer 203 can also be divided into several blocks.
  • the forest of CNTs of the first layer 202 only includes a single block, that is to say that the first layer 202 is “monoblock”.
  • the second layer 203 completely covers the upper surface of the first layer 202 (that is to say the surface opposite the substrate 201) then than in the example illustrated in Fig. 2B, the second layer 203 comprises two blocks 203a, 203b each covering a distinct part of the first layer 202.
  • the configuration in Fig. 2A allows the first layer to be completely covered by the second layer and thus to protect the first layer from the external environment, including the charging space environment.
  • the first layer covers all or almost all of the substrate, which increases the average density of carbon nanotubes per unit area and therefore, the electric field is increased by the presence of the carbon nanotubes over a larger area. surface.
  • Fig. 2B makes it possible to produce triple points located at the junction between the first layer, the second layer and the external environment, which locally increases the electric field.
  • the forest of CNTs of the first layer 202 comprises two blocks 202a, 202b separated by a predetermined distance.
  • Said predetermined distance is between approximately 1 millimeter and approximately 10 millimeters, for example distances equal to 5 mm.
  • the configuration in Fig. 3A has the advantage of protecting the first layer from the external environment and locally increasing the electric field at the periphery of the blocks of the first layer.
  • the two blocks 202a, 202b of the first layer 202 are each covered by one of the two blocks 203a, 203b of the second layer 203, respectively.
  • the configuration in Fig. 3B has the advantage of increasing the electric field at the periphery of the bocs of the first layer and at the triple points located at the junction between the first layer, the second layer and the external environment, which locally increases the electric field.
  • the forest of CNTs of the first layer 202 comprises two blocks 202a, 202b.
  • the second layer 203 is arranged to cover both the upper surface of the two blocks 202a, 202b and the side walls of the two blocks 202a, 202b, so as to come into contact with the substrate 201.
  • the second layer 203 can also be nested in the first layer 202 so that the CNTs are separated from each other by the dielectric material of the second layer 203.
  • the second layer is preferably a layer of alumina deposited, for example, by physical vapor deposition.
  • the alumina layer preferably has a thickness of approximately 5 micrometers. The applicant has observed that such a thickness makes it possible to obtain good performance in terms of electronic emission.
  • the second layer 203 can also be a layer of PDMS deposited, for example by means of a syringe, on the substrate 201 and the first layer 202.
  • alumina layer with a thickness of approximately 5 micrometers is also advantageous in the example devices illustrated in Figs. 2A-2B and Figs. 3A-3B.
  • the configuration in Fig. 4 makes it possible, in particular, to facilitate the adhesion of the second layer to the arrangement formed by the substrate and the second layer and to increase the electric field at the periphery of the blocks of the first layer, that is to say say at the level of the side walls of the first layer.
  • a device for reducing the load of a space vehicle comprising a first one-piece layer and a second layer which is arranged to cover both the upper surface of the first layer and the side walls of the first one-piece layer, so as to come into contact with the substrate in order to increase the surface area of the substrate which is covered by the first layer, which increases the average density of CNTs per unit surface area of the substrate .
  • the second layer can also be nested in the first layer so that the CNTs are separated from each other by the dielectric material of the second layer.
  • Fig. 5 represents, according to an example, the operating principle of a device for reducing the electrical charge of a space vehicle in the context of the example of device illustrated in Fig. 2B, that is to say a device comprising a first layer 202 with a single block and a second layer with two blocks 203a, 203b.
  • the operating principle described nevertheless applies to the other examples of devices described in this description.
  • external flows (ER) coming from a charging spatial environment interact with the first layer 202 and the second layer 203 of the device to cause, by impact of electrons or photons, the emission of impact electrons (IE) and, by field effect, the emission of field effect electrons (F-E).
  • the second layer 203a, 203b can emit one or more impact electrons (I-E), represented by solid arrows.
  • the second layer comprises a dielectric material having electrical properties giving it a strong capacity to emit electrons after impact of electrons or ions or photons coming from a charging space environment.
  • the external flow (ER) tends to produce a large quantity of positive charges on the part or parts of the second layer most exposed to the external flow (ER), in particular the upper surface of the second layer 203a, 203b, this which causes said part or parts to become more positively charged than the other parts of the second layer and the first layer.
  • the difference in charge between the different parts of the second layer and the first layer then results in the formation of an electric field (E) directed from the upper surface of the second layer 203a, 203b towards the first layer 202 and which promotes the field effect electron emission (F-E), represented by dotted arrows.
  • the second layer of the device according to the invention comprises materials capable of generating impact electrons (I-E) in its own volume.
  • F-E field effect electron
  • a field effect electron (F-E) emitted due to the electric field (E) propagates in the second layer 203a, 203b, it is accelerated by the electric field (E) and generates, by ionizing collisions, positive (holes) and negative (I-E impact electrons) free charge carriers.
  • the electrons thus formed then move in turn in the second layer 203a, 203b under the effect of the electric field by carrying out new ionizing collisions or by recombining with the holes.
  • ionizing collisions are not compensated by charge recombination, the density of electric charge carriers increases.
  • the second layer 203 of the device according to the invention comprises materials chosen to have a free charge carrier generation rate greater than the recombination rate such that a large part of the electrons generated following ionizing collisions can reach the upper surface. of the second layer 203 and be evacuated towards the charging spatial environment, thus making the charge of the second layer 203 more positive and increasing the electric field (E) even more.
  • This phenomenon allows self-maintenance of charge generation within the second layer even when external conditions no longer favor charge generation.
  • Such specificity of the device can be understood by the Malter effect [REF6] which explains the significant emission of electrons from certain materials presenting for example in the form of a very thin sheet (a few nanometers to several micrometers), under irradiation by a beam of electrons, photons or ions, even after the beam has stopped.
  • the phenomenon therefore continues as long as the charge of the first layer 202 (and of the substrate 201) remains more negative than the charging spatial environment surrounding the device.
  • alumina is a particularly advantageous material which makes it possible to obtain the three effects mentioned above.
  • Magnesium oxide is also a particularly advantageous material based on its known properties.
  • the applicant has shown that the presence of carbon nanotubes tends to increase the electric field (E) at the surface of the first layer, and therefore cooperates with the second layer to further reduce the potential barrier as the electrons present in the substrate must cross to be evacuated from the substrate, in particular by tunnel effect or by field effect.
  • the carbon nanotubes of the first layer produce a multitude of peak effects favoring regular and homogeneous electron emission and adapting at each moment to the most favorable local conditions, so that the avalanche effects are avoided.
  • Fig. 6 is a diagram illustrating more precisely three examples of configurations (306, 307, 308) for the implementation of a device 200 for reducing the load of a space vehicle 300 according to the present description.
  • the device comprises a substrate 201, a first layer 202 formed of a plurality of carbon nanotubes, and a second layer 203 comprising a dielectric material conforming to the present description, and examples of which have been described below. above.
  • These three configurations present in particular three ways of connecting the load reduction device to the space vehicle. Depending on the intended application and the resulting technical constraints, one or other of the configurations may be preferred.
  • the three configurations are possible with the same load reduction device arranged on a given space vehicle, for example a satellite, and a user can select one or the other of the configurations by means of an electrical circuit comprising a switch.
  • the switch is in a position selecting configuration 306 but can, in the general case, be switched to select one of configurations 306, 307 or 308.
  • the load reduction device only allows one of the three configurations, which is chosen according to the desired application.
  • a first configuration 306 as illustrated in FIG. 6, the substrate 201 is directly connected to the conductive structure 301 of the space vehicle 300.
  • the device operates passively, and emits electrons (e-) under the action of the external flux ER without external power supply like this has been described previously, for example by means of Fig. 5.
  • This configuration makes it possible to return electrons collected by the satellite to the external environment ER as soon as the satellite reaches a sufficiently negative potential. This configuration therefore limits the negative charge of the satellite.
  • This configuration does not include a unit of measurement and is therefore particularly simple. This configuration is therefore particularly advantageous in the case where it is desired to limit the energy consumption of the device.
  • the device comprises a substrate 201 which is connected to the conductive structure 301 of the space vehicle 300 via a measurement unit 305 configured to measure the electron current delivered by the device 200.
  • the device 200 also operates passively, and emits electrons (e-) under the action of the external flux ER.
  • the current delivered by the device 200 is measured.
  • the second configuration therefore makes it possible to know the current due to the emission of electrons by the device, which makes it possible to verify that the current remains in value ranges ensuring that the elements of the device such as the first layer and the second layer are operational and do not suffer irreversible damage.
  • the second configuration 307 also makes it possible to inform a user about the possible occurrence of a significant electrostatic charge of the space vehicle, for example due to the charging space environment or the activation of a system on the space vehicle. Informing the user about the high electrostatic charge can for example be done by displaying an alert signal by the measuring unit when the charge electric power of the space vehicle reaches a predetermined threshold value.
  • the device comprises a substrate 201 which is connected to the conductive structure 301 of the space vehicle 300 via a measurement unit 304 configured to measure a current delivered by the device 200 and an electrical potential of the space vehicle 301.
  • the unit of measurement 304 is represented as a unit of measurement of current, it is also suitable for measuring a voltage.
  • the substrate 201 is connected to the conductive structure 301 via a voltage generator 303 configured to, when in operation, bring the substrate 201 to a negative electrical potential with respect to the structure 301 of the space vehicle.
  • the voltage generator 303 is connected to a control unit 302 configured to activate the voltage generator 302 when the electrical potential determined by the measurement unit 304 is, in absolute value, greater than or equal to a set value.
  • the third configuration 308 makes it possible to improve the reduction of the negative electrical charge of the space vehicle by negatively charging the substrate relative to the structure of the space vehicle, which promotes the emission of electrons from the substrate.
  • Figs. 7A, Fig. 7B and Fig. 8 are curves illustrating experimental results obtained during tests of two electrical charge reduction devices according to the present description.
  • the devices include a polished stainless steel substrate measuring 23 mm in diameter and 3 mm thick.
  • the first layer is obtained by catalytic deposition growth on the substrate of 9 disks of 1.4 mm in diameter separated by 5 mm from each other and forming a matrix of 3x3 disks. 9 blocks of vertically aligned carbon nanotubes are thus obtained by catalytic growth, with an average height of the carbon nanotubes of 10 pm to 50 pm.
  • the second layer comprises a 5 ⁇ m thick alumina layer deposited over the entire surface of the substrate by PVD (acronym for “physical vapor deposition” in English or cathode sputtering or physical vapor deposition).
  • the device is mounted on a conductive structure of a model of a nanosatellite. Electrical contact with the substrate is made by means of conductive cables.
  • the nanosatellite model is equipped with an electronic system making it possible to activate or deactivate the electrical connection between the device and the conductive structure of the satellite, by relay opening/closing.
  • the nanosatellite model is placed in a large vacuum chamber (cylinder of 3.4 mx 2 m).
  • the nanosatellite model is connected to a negative voltage generator simulating a constant negative charge of the satellite from 0 to -150 V.
  • Each device 1 and 2 is connected in turn to the conductive structure of the nanosatellite model .
  • a plasma source composed of Argon ions and electrons is used to positively charge the second layer of the device relative to the nanosatellite model, thanks to a plasma density, temperature and speed of 10 A l 1 m A -3, 1 eV and 10 km/s respectively. These characteristics reproduce an ionospheric type plasma. After a few seconds under these conditions, each device emits a current of a few tens of microamps.
  • Fig. 7A illustrates the evolution of the current emitted by device 1 for a voltage applied to the conductive structure of the nanosatellite model of -100 V.
  • the nanosatellite model is isolated from the laboratory's electrical ground.
  • Fig. 8 represents the potential of the conductive structure of the nanosatellite model as a function of time.
  • the potential of the conductive structure of the nanosatellite model is established at -600 V +/- 100 V. We observe that the reduction in the potential continues despite the stopping of the VUV source which served to initiate the emission of electrons by device 1.
  • device 1 is electrically disconnected from the ground of the conductive structure of the nanosatellite model.
  • the potential of the conductive structure of the nanosatellite model is instantly established at -1100 V under the effect of the electron beam which always irradiates the face of the nanosatellite model not equipped with the device. This demonstrates the effectiveness of the system when the first layer of the device is electrically connected to the conductive structure of the satellite

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Abstract

Selon un aspect, la présente description a pour objet un dispositif de réduction de la charge électrique d'un véhicule spatial comprenant : un substrat (201) en matériau conducteur ou semi-conducteur configuré pour être connecté électriquement à la structure du véhicule spatial; une première couche (202) formée d'une pluralité de nanotubes de carbones sensiblement orientés perpendiculairement au substrat, ladite première couche (202) recouvrant au moins partiellement le substrat (201) et étant en contact avec le substrat (201); une deuxième couche (203) recouvrant au moins partiellement la première couche (202) et comportant un matériau diélectrique de telle sorte à acquérir une charge plus positive que la première couche (202) lorsque le dispositif est soumis à un flux d'électrons, d'ions et/ou un flux de rayonnement de type ultraviolet du vide (VUV).

Description

Dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial
Domaine technique de l'invention
La présente description concerne un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial et un véhicule spatial comprenant un tel dispositif. De plus, la présente description concerne un procédé de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial. Etat de la technique
De nombreux véhicules spatiaux comme les satellites, les lanceurs, les atterrisseurs, les stations spatiales, les sondes spatiales et les astromobiles (ou « rover » selon l’expression anglaise) sont destinés à évoluer dans un environnement spatial sans atmosphère, aussi appelé « environnement spatial chargeant ».
L’environnement spatial chargeant comprend des particules électriquement chargées pouvant interagir avec le véhicule. En particulier, les satellites sont généralement très sensibles aux électrons de l’environnement spatial chargeant dont l’énergie est comprise entre quelques dizaines d’électrons-volts et quelques centaines de kilo-électrons-volts.
Du fait de l’interaction avec l’environnement spatial chargeant, les véhicules acquièrent une charge électrique, notamment une charge électrique négative, qui peut entraîner des conséquences néfastes si elle n’est pas contrôlée, du fait de l’apparition de courants de fuite et d’arcs électriques pouvant détériorer le véhicule spatial et/ou entrainer des défaillances. Les véhicules spatiaux comprennent en effet généralement une structure conductrice et différents revêtements agencés sur la structure comprenant des matériaux aux propriétés électriques différentes et pouvant se charger à des niveaux différents selon leur capacité à stocker et à émettre des électrons lorsqu’ils subissent l’impact d’électrons et d’ions de l’environnement spatial chargeant. Les niveaux de charge électrique des revêtements dépendent également des positions des revêtements sur le véhicule spatial, avec notamment des différences importantes entre les revêtements exposés au soleil et les revêtements à l’ombre car les revêtements exposés au soleil réémettent une part importante de leur charge négative vers l’environnement spatial chargeant du fait de la photoémission déclenchée par les rayonnements de type ultraviolet du vide (VUV, d’après l’expression anglaise « Vacuum Ultra-Violet ).
L’équilibre entre courants électriques sur chaque revêtement et sur la structure conductrice du satellite régit l’évolution des potentiels électriques de chaque élément. Lorsque la différence de potentiel entre deux éléments atteint un seuil critique, une énergie électrique peut se libérer de façon spontanée et sporadique sous la forme d’une décharge électrostatique (ou « ESD » selon l’expression anglaise « electric static discharge »). La sévérité de la décharge et ses conséquences éventuelles sur le véhicule spatial dépendent de l’amplitude de la décharge, de sa dynamique temporelle, de sa durée et de la proximité d’éléments sensibles du véhicule spatial.
Dans certains cas, la structure du véhicule spatial et tous les éléments conducteurs qui y sont connectés peuvent être chargés négativement par rapport à l’environnement spatial tandis qu’un revêtement externe agencé sur la surface externe de la structure véhicule spatial se retrouve chargé négativement, mais moins négativement que la structure. Dans cette configuration particulière, dite de gradient inverse de potentiel, les risques d’ESD sont spécialement accrus du fait de l’apparition d’un champ électrique entre le revêtement externe et la structure du véhicule spatial qui abaisse la barrière de potentiel que les électrons doivent franchir pour s’échapper du véhicule spatial. Ainsi, dans une configuration de gradient inverse de potentiel, l’émission d’un surplus d’électrons est favorisée au niveau du point où le matériau conducteur, l’isolant et l’environnement spatial chargeant se rencontrent, appelé point triple dans le domaine de l’astronautique. Les configurations de gradient inverse de potentiel sont particulièrement communes pour les panneaux solaires des véhicules spatiaux, dans lesquels un verre de protection externe recouvrant les cellules solaires se charge en général moins négativement que la structure du véhicule spatial.
Afin de limiter les problèmes d’ESD liés à l’acquisition de charges par un véhicule spatial, il est connu d’utiliser un dispositif actif d’émission de charge électrique.
Le brevet US 6,362,574 [REF1] décrit par exemple un dispositif d’émission de charge électrique de type micro-pointes comprenant un ensemble de micro-pointes en matériau conducteur configuré pour être en contact électrique avec la structure du véhicule spatial et une grille conductrice. Dans ce dispositif, une source de tension impose une différence de potentiel entre la grille et l’ensemble de micro-pointes permettant l’émission d’un flux d’électrons depuis les micro-pointes vers l’environnement spatial chargeant. Un tel dispositif permet donc de réduire la charge électrique négative du véhicule spatial.
Cependant, un tel dispositif à micro-pointes présente l’inconvénient d’être un dispositif actif qui est complexe à contrôler et nécessite une source de tension consommant de l’énergie électrique. De plus, lors de l’utilisation d’un tel dispositif, l’émission d’électrons doit être stoppée lorsque le potentiel du véhicule spatial est réduit à zéro afin d’éviter que ledit potentiel n’atteigne des valeurs positives pouvant réattirer les électrons émis par le système. Dans certains cas, le retour des électrons peut se faire sous la forme d’un faisceau focalisé pouvant endommager des systèmes sensibles du véhicule spatial. Le brevet US 8,511,616 [REF 2] divulgue un autre type de dispositif à micro-pointes dans lequel la grille conductrice est reliée électriquement à une plaque conductrice de grande dimension exposée au Soleil et qui émet une grande quantité d’électrons du fait d’un effet de photoémission induit par les rayonnements VUV. Dans cette configuration, la grille conductrice n’a pas besoin d’être alimentée par un générateur de tension. Cependant un tel dispositif ne devient efficace que si la plaque conductrice est suffisamment étendue, ce qui est encombrant et prend une place importante sur le véhicule spatial accueillant le dispositif, au détriment d’autres installations telles que les cellules photovoltaïques.
D’autre part, le brevet US 8,014,121 [REF3] divulgue un dispositif passif de prévention des ESD comprenant un substrat conducteur connecté électriquement à la structure d’un satellite, une couche conductrice en contact électrique avec le substrat, et un matériau diélectrique disposé sur la couche conductrice. Dans un tel dispositif, lorsque l’environnement spatial chargeant vient à charger le satellite négativement, des niveaux de charge électrique différents sont acquis par la couche conductrice et par le matériau diélectrique. De la même manière que pour un gradient inverse de potentiel, un champ électrique apparaît alors entre la couche conductrice et le matériau diélectrique de sorte que l’émission d’électrons depuis la couche conductrice vers l’environnement spatial chargeant est favorisée au niveau du point triple.
Le déposant a observé que ce dispositif, bien qu’étant passif, présente des désavantages liés à une émission d’électrons qui dépend des aspérités du matériau diélectrique et de la couche conductrice et ne peut donc pas être contrôlée, ce qui peut notamment conduire à des effets d’avalanche pouvant endommager le dispositif. Le gradient inverse nécessaire au démarrage de l’émission peut en effet parfois être trop important, ce qui peut conduire à des ESD de forte intensité se produisant sur le dispositif lui -même avant même que le dispositif ne soit mis en fonctionnement, limitant ainsi l’utilité du dispositif à réduire la charge négative d’un véhicule spatial.
Dans ce contexte, la présente description décrit des dispositifs de réduction de la charge d’un véhicule spatial qui résolvent tout ou partie des problèmes des dispositifs selon l’état de la technique.
Résumé de l’invention
Dans la présente description, le terme « comprendre » signifie la même chose que « inclure » ou « contenir », et est inclusif ou ouvert et n’exclut pas d’autres éléments non décrits ou représentés. En outre, dans la présente description, le terme « environ » ou « sensiblement » est synonyme de (signifie la même chose que) présente une marge inférieure et/ou supérieure de 10%, par exemple 5%, de la valeur respective.
Selon un premier aspect, la présente description concerne un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial comprenant : un substrat en matériau conducteur ou semi -conducteur configuré pour être connecté électriquement à une structure conductrice du véhicule spatial ; une première couche formée d’une pluralité de nanotubes de carbone sensiblement orientés perpendiculairement à un plan du substrat, ladite première couche recouvrant au moins partiellement le substrat et étant en contact avec le substrat ; une deuxième couche recouvrant au moins partiellement la première couche et comportant un matériau diélectrique configuré pour émettre des électrons lorsque ledit matériau diélectrique est soumis à un flux extérieur (ER) comprenant des électrons, des ions et/ou des rayonnements ultraviolets du vide (VUV), de telle sorte à conférer à la deuxième couche une charge plus positive que la première couche lorsque le dispositif est soumis audit flux extérieur.
Dans la présente description, le flux extérieur (ER) peut provenir d’un environnement spatial chargeant.
Dans la présente description, on appelle rayonnements « ultraviolets du vide », ou VUV, des rayonnements électromagnétiques comprenant un spectre en longueur d’onde dont la longueur d’onde centrale est comprise entre environ 140 nm et environ 200 nm.
Le déposant a montré que dans un tel dispositif, la synergie entre la première couche et la deuxième couche permet une réduction de la charge du dispositif spatial avec une très bonne efficacité.
Notamment, la présence de nanotubes de carbone tend à accroître le champ électrique à la surface supérieure de la première couche et donc à réduire la barrière de potentiel que les électrons présents dans le substrat doivent franchir pour être évacués du substrat, notamment par effet tunnel ou par effet de champ.
De plus, la présence de la deuxième couche tend à accroître encore plus le champ électrique à la surface supérieure de la première couche, et donc, de nouveau, à réduire la barrière de potentiel que les électrons présents dans le substrat doivent franchir pour être évacués du substrat.
Par ailleurs, les nanotubes de carbones de la première couche produisent une multitude d’effets de pointes favorisant une émission d’électrons régulière et homogène et s’adaptant à chaque instant aux conditions locales les plus favorables, de sorte que les effets d’avalanche sont évités.
Ainsi, un tel dispositif permet, sous l’influence de l’environnement spatial chargeant, une évacuation d’électrons du substrat, ce qui entraîne une réduction de la charge électrique négative du substrat, et une diminution de la différence de potentiel entre la deuxième couche et le substrat. Le substrat étant connecté électriquement à la structure conductrice d’un véhicule spatial, il a la même charge électrique que la structure du véhicule spatial. Ainsi, l’émission d’électrons depuis le substrat vers l’environnement spatial chargeant tend à réduire conjointement la charge négative du substrat et la charge négative du véhicule spatial auquel le substrat est connecté.
Le déposant a montré que l’effet technique résulte d’une pluralité de mécanismes. Une première partie des électrons est émise directement depuis la première couche vers l’environnement spatial chargeant, par exemple via un effet de champ. Une deuxième partie des électrons est émise indirectement depuis la première couche vers l’environnement spatial chargeant, par l’intermédiaire de la deuxième couche. Dans le deuxième cas, un électron se propage depuis la première couche vers la deuxième couche, par exemple par effet tunnel. Ledit électron est alors accéléré par le champ électrique depuis la jonction entre la première couche et la deuxième couche vers la deuxième couche, ce qui entraîne des collisions ionisantes dudit électron avec des molécules comprises dans la deuxième couche. On obtient ainsi l’émission d’un ou plusieurs électrons, appelées électrons secondaires, depuis la deuxième couche vers l’environnement spatial chargeant.
Avantageusement, un tel dispositif fonctionne de manière passive et n’a donc pas besoin d’être alimenté par une source d’énergie comme par exemple, une source de tension ou de courant. C’est l’interaction entre l’environnement spatial chargeant et le dispositif qui produit le champ électrique favorisant l’émission d’électrons depuis le substrat.
De plus, un tel dispositif est efficace tout en étant compact et le dispositif ne nécessite pas de plaque conductrice comme cela peut être le cas dans les dispositifs passifs de type micropointes de l’état de l’art.
Les nanotubes de carbone de la pluralité de nanotubes de carbone sont produits de façon connue par différentes méthodes décrites par exemple dans [REF4], Les méthodes de fabrication comprennent par exemple l'ablation laser, la décharge à l'arc ou la croissance catalytique par dépôt chimique en phase vapeur (ou CVD pour « chemical vapor deposition »). Selon un ou plusieurs exemples, le substrat est en métal, par exemple en acier inoxydable, aluminium ou cuivre.
Le substrat peut également être en matériau semi -conducteur, par exemple en silicium, silicium dopé par du bore (dopage de type p), germanium, arséniure de gallium ou carbure de silicium.
Selon un ou plusieurs exemples, une conductivité du substrat en matériau semi -conducteur est supérieure à 0.01 ohm 1. cm 1.
Selon un ou plusieurs exemples, le substrat est fixé sur la structure conductrice du véhicule spatial.
Dans d’autres exemples de réalisation, le substrat est fixé sur un revêtement isolant et connecté à la structure conductrice du véhicule spatial par l’intermédiaire d’une connexion électrique, par exemple par un fil électrique ou un câble conducteur d’électricité.
Selon un ou plusieurs exemples, le dispositif comprend en outre un composant résistif ayant une résistance électrique supérieure ou égale à 10 k configuré pour connecter électriquement le substrat à la stmcture conductrice du véhicule spatial.
Une telle résistance, appelée résistance de protection dans la présente description, permet d’éviter qu’un courant d’électrons trop élevé soit émis par le dispositif et vienne alors endommager le dispositif, par exemple dans le cas d’un fort flux extérieur.
Selon un ou plusieurs exemples, la résistance de protection comprend un feuillet de matériaux diélectriques.
Dans le cas où le substrat est fixé sur un revêtement isolant et connecté à la structure conductrice du véhicule spatial par l’intermédiaire d’une connexion électrique, la connexion électrique peut comprendre ledit composant résistif connecté en série.
Selon un ou plusieurs exemples, la première couche et/ou la deuxième couche est divisée en plusieurs blocs.
Selon un ou plusieurs exemples, la première couche est divisée en plusieurs blocs, c’est-à- dire en plusieurs sous-ensembles de nanotubes de carbone de même densité de nanotubes, mais séparés les uns des autres latéralement.
Le déposant a observé que la structuration en blocs des nanotubes permet de favoriser l’adhésion de la deuxième couche sur l’ensemble formé de la première couche et du substrat. De plus, une structuration de la pluralité de CNTs en plusieurs blocs permet d’augmenter le nombre de parois latérales de la première couche, et donc d’augmenter le nombre de CNTs se situant sur des parois latérales. Les déposants ont montré que l’émission d’électrons par effet de champ dans un dispositif selon la présente description résulte du champ électrique généré par les pointes individuelles des CNTs et du champ électrique généré, à plus grande échelle, par les arêtes supérieures des parois latérales de la première couche ; une telle structuration en blocs améliore de ce fait l’émission d’électrons par effet de champ.
Selon un ou plusieurs exemples, la première couche est divisée en un nombre de blocs compris entre 2 et 9.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche est divisée en plusieurs blocs, c’est-à- dire plusieurs parties séparées les unes des autres latéralement.
Le déposant a observé qu’une structuration de la deuxième couche permet de réaliser un plus grand nombre de points triples sur les parois latérales de la deuxième couche, au niveau de la jonction entre la première couche, la deuxième couche et l’environnement chargeant. Ainsi, le champ électrique est accru, ce qui augmente l’émission d’électrons par effet de champ au niveau desdites parois latérales.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche est divisée en un nombre de blocs compris entre 2 et 9.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche recouvre entièrement la première couche et vient en contact avec le substrat.
Le déposant a observé qu’un tel arrangement permet de favoriser l’adhésion de la deuxième couche sur l’ensemble formé de la première couche et du substrat. Un tel arrangement est particulièrement avantageux lorsque la deuxième couche est déposée par une technique de dépôt physique en phase vapeur.
Selon un ou plusieurs exemples, le matériau diélectrique de la deuxième couche est l’un parmi : alumine, oxyde de magnésium (MgO), silice, quartz, polydiméthylsiloxane (PDMS), polyétheréthercétone (PEEK).
Le déposant a observé que de tels matériaux diélectriques sont particulièrement avantageux pour acquérir une charge plus positive que la première couche, lorsque le dispositif est exposé à un flux extérieur.
En particulier, il a été observé que de tels matériaux diélectriques ont une bonne capacité à générer de multiples électrons suite à l’impact d’un photon ou électron provenant de l’environnement spatial chargeant et/ou suite à un impact d’un électron provenant de la première couche.
Ainsi, d’une part, ladite deuxième couche tend, sous l’effet de l’environnement spatial chargeant, à se charger positivement sur la surface exposée audit environnement spatial chargeant. Cela entraîne la création d’un champ électrique avantageusement élevé entre la deuxième couche et la première couche, qui favorise ainsi l’émission d’électrons depuis la première couche vers la deuxième couche, par exemple par effet tunnel.
D’autre part, lorsque la deuxième couche tend à générer de multiples électrons secondaires lorsque des électrons se propagent dans la deuxième couche. Chaque électron secondaire peut alors à son tour entraîner la génération d’autres électrons. Cela conduit donc à un autoentretien de l’émission d’électrons, même dans le cas où les conditions extérieures ne sont plus propices à charger positivement la deuxième couche, par exemple dans le cas où le dispositif se retrouve abrité d’une grande partie du rayonnement de l’environnement spatial chargeant.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comporte une épaisseur d’environ 4 micromètres à environ 6 micromètres.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comporte une épaisseur d’environ 5 micromètres.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comporte une épaisseur strictement supérieure à l’épaisseur de la première couche.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comprend au moins un feuillet de matériaux conducteurs.
Selon un ou plusieurs exemples, ledit au moins un feuillet de matériaux conducteurs est agencé pour séparer la deuxième couche en deux parties superposées.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comprend une pluralité de particules conductrices et/ou au moins un feuillet de matériaux conducteurs, ledit au moins un feuillet de matériaux conducteurs étant agencé pour séparer la deuxième couche en deux parties superposées.
Selon un ou plusieurs exemples, le feuillet de matériaux conducteurs comprend un ou plusieurs matériaux choisis parmi : or, argent, cuivre, aluminium.
Selon un ou plusieurs exemples, la deuxième couche comprend une pluralité de particules conductrices.
Selon un ou plusieurs exemples, les particules conductrices sont agencées dans la deuxième couche pour former un maillage bidimensionnel parallèle à la surface de la deuxième couche. Selon un ou plusieurs exemples, les particules conductrices sont agencées dans la deuxième couche pour former un maillage tridimensionnel. La densité d’un tel maillage tridimensionnel peut être uniforme ou non-uniforme dans le volume de la deuxième couche.
Selon un ou plusieurs exemples, les particules conductrices comprennent un ou plusieurs matériaux choisis parmi : or, argent, cuivre, aluminium.
Selon un ou plusieurs exemples, le dispositif comprend, en outre : une unité de mesure configurée pour mesurer un courant débité par le dispositif, c’est- à-dire un courant d’électrons émis depuis le dispositif vers l’environnement spatial chargeant. Un tel arrangement permet d’avoir connaissance du courant dû à l’émission d’électrons par le dispositif. Le déposant a observé que cela permet de vérifier que le courant reste dans des domaines de valeur assurant que les éléments du dispositif comme la première couche et la deuxième couche sont opérationnels et ne subissent pas de dommages irréversibles. Par ailleurs, ce dispositif permet d’informer et alerter sur l’apparition d’une charge électrostatique importante à la surface du satellite due, par exemple, à l’environnement spatial chargeant ou à l’activation d’un système du satellite. Le dispositif peut par exemple servir à alerter les opérateurs de satellite sur le risque encouru par les satellites à proximité dudit satellite du fait de l’environnement spatial chargeant ou à adapter l’utilisation des systèmes du satellite. Selon un ou plusieurs exemples, le dispositif comprend, en outre : un générateur de tension configuré pour porter, en fonctionnement, le substrat à un potentiel électrique négatif par rapport à la structure conductrice du véhicule spatial ; une unité de mesure configurée pour déterminer le potentiel électrique du véhicule spatial ; et une unité de contrôle configurée pour activer le générateur de tension lorsque le potentiel électrique déterminé par l’unité de mesure est, en valeur absolue, supérieur ou égal à une valeur consigne.
Un tel arrangement optionnel, qui rend le dispositif actif, permet d’améliorer la réduction de la charge électrique négative du véhicule spatial en portant le substrat à un potentiel électrique négatif par rapport à la structure du véhicule spatial, ce qui favorise l’émission d’électrons depuis le substrat.
Selon un deuxième aspect, la présente description concerne un véhicule spatial comprenant une structure conductrice et un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon le premier aspect, dans lequel le substrat du dispositif est connecté électriquement à la structure conductrice du véhicule spatial.
Un tel véhicule spatial soumis aux rayonnements présents dans l’environnement spatial chargeant voit sa charge électrique négative réduite via l’émission d’électrons par le dispositif, ce qui évite les effets destructeurs de décharges électrostatiques.
Selon un ou plusieurs exemples, le véhicule spatial comprend en outre : une source lumineuse apte à émettre un rayonnement de type ultraviolet du vide ; dans lequel la source lumineuse est configurée pour charger positivement la deuxième couche du dispositif par rapport au substrat. Une telle source lumineuse remplace ou agit comme complément à l’environnement spatial chargeant pour que le dispositif de réduction de la charge négative du véhicule spatial continue à fonctionner lorsque l’environnement spatial chargeant n’interagit pas de façon suffisante avec le dispositif pour charger positivement la deuxième couche par rapport au substrat. Une telle éventualité peut se produire, par exemple, lorsque le dispositif est à l’ombre du véhicule spatial ou d’un objet céleste.
Selon un ou plusieurs exemples, la source lumineuse est configurée pour être activée en continu ou sur demande.
Selon un troisième aspect, la présente description concerne un procédé de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial utilisant un dispositif selon le premier aspect, le procédé comprenant : la connexion électrique du substrat du dispositif à la stmcture conductrice du véhicule spatial. l’exposition du véhicule spatial à un flux extérieur (ER) d’un environnement spatial chargeant comprenant des électrons, et/ou des ions, et/ou des rayonnements ultraviolets du vide (VUV).
Selon un ou plusieurs exemples, le procédé comprend en outre, l’émission d’un signal d’alerte par le dispositif lorsque la charge électrique du véhicule spatial atteint une valeur seuil prédéterminée.
Brève description des figures
D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description, illustrée par les figures suivantes :
[Fig. 1], représente un schéma d’un satellite comprenant des exemples de dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ;
[Fig. 2A], représente un premier mode de réalisation d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description.
[Fig. 2B], représente un deuxième mode de réalisation d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ;
[Fig. 3A], représente un troisième mode de réalisation d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ;
[Fig. 3B], représente un quatrième mode de réalisation d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ;
[Fig. 4], représente un cinquième mode de réalisation d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ; [Fig. 5], représente un schéma illustrant un principe de fonctionnement d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description ;
[Fig. 6], représente plusieurs configurations d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description.
Les figures annexées sont schématiques et ne sont pas nécessairement à l'échelle, elles visent avant tout à illustrer les principes de l'invention. D’une figure (fig.) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés, quand cela est possible, par les mêmes signes de référence.
Description détaillée de l’invention
La Fig. 1 représente un véhicule spatial de type satellite 100 soumis à un flux extérieur (ER) provenant d’un environnement spatial chargeant environnant le satellite 100. Le satellite 100 a un corps principal 103 et deux panneaux solaires 101, 102 et comprend une structure interne conductrice. Chacun des panneaux solaires a deux faces 110, 111. Le corps 103 et les faces des panneaux solaires 101, 102 du satellite 100 sont recouverts de divers revêtements. Lorsque le satellite 100 est soumis au flux extérieur (ER), les revêtements ont tendance à se charger positivement ou négativement par rapport à la structure conductrice interne au satellite qui n’est pas exposée au flux extérieur (ER) ; cependant les décharges électrostatiques sont évitées car le surplus d’électrons de la structure conductrice est évacué par des dispositifs 200 de réduction de la charge électrique disposés sur le satellite et conformes à la présente description.
La localisation des dispositifs 200 de réduction de la charge électrique peut être adaptée aux spécificités du véhicule spatial, et est uniquement représentée à titre d’exemple sur la Fig. 1. Par exemple, les dispositifs 200 peuvent être agencés sur des mâts déployés depuis le corps du véhicule spatial.
Bien que dans l’exemple illustré sur la Fig. 1 les dispositifs 200 de réduction de la charge électrique ne soient visibles que sur les faces visibles des panneaux solaires, un ou plusieurs dispositifs peuvent être disposés sur les faces cachées des panneaux solaires.
Bien que dans l’exemple illustré sur la Fig. 1 plusieurs dispositifs 200 de réduction de la charge électrique soient agencés sur le corps 103 et sur les panneaux solaires 101, 102, selon d’autres exemples les dispositifs peuvent être agencés différemment. En particulier, selon certains exemples, le corps 103 et/ou les panneaux solaires 101, 102 peuvent ne comprendre qu’un seul dispositif 200.
Les Fig. 2A, Fig. 2B, Fig. 3A, Fig. 3B et Fig. 4 représentent des dispositifs de réduction de la charge d’un véhicule spatial selon plusieurs modes de réalisation. Dans tous ces modes de réalisation, le dispositif comprend un substrat 201, une première couche 202 agencée sur le substrat et une deuxième couche 203 agencée sur la première couche 202. La deuxième couche 203 peut être au moins partiellement en contact avec le substrat 201 (voir en particulier la Fig. 4 décrite plus loin).
Le substrat 201 comprend un matériau conducteur ou semi -conducteur et est configuré pour être relié électriquement à une structure conductrice d’un véhicule spatial. En particulier, le substrat peut comprendre une plaque de métal, par exemple une plaque d’acier inoxydable, d’aluminium ou de cuivre, ou une plaque semi-conductrice, par exemple une plaque de silicium, de silicium dopé par du bore (dopage de type p), de germanium, d’arséniure de gallium ou de carbure de silicium.
Dans des exemples de réalisation, le substrat, par exemple une plaque en un matériau tel que décrit ci-dessus, est fixé sur la structure conductrice du véhicule spatial.
Dans d’autres exemples de réalisation, le substrat est fixé sur un revêtement isolant et connecté à la structure conductrice du véhicule spatial par l’intermédiaire d’une connexion électrique, par exemple par un fil électrique ou un câble conducteur d’électricité.
Une telle connexion électrique peut comprendre un composant résistif ayant une résistance électrique supérieure ou égale à 10 kQ et connecté en série pour limiter le courant débité par le dispositif. Une connexion par câble électrique permet aussi de connecter une unité de mesure du courant débité par le dispositif
La première couche 202 comprend un ensemble de nanotubes de carbones (CNT), ledit ensemble occupant préférentiellement une surface sensiblement centrée par rapport au substrat.
L’ensemble des CNTs, également appelé forêt de CNTs dans la présente description, comprend des nanotubes de carbones sensiblement orientés perpendiculairement à un plan du substrat 201.
Dans des exemples de réalisation, les CNTs sont produits de façon connue par l'ablation laser, la décharge à l'arc ou la croissance catalytique par dépôt chimique en phase vapeur (ou CVD pour « chemical vapor deposition »).
[REF5] décrit par exemple un mode opératoire de croissance catalytique sur un substrat en silicium dopé n. La couche précurseur comprend une couche d’aluminium d’épaisseur 10 nm, déposée par pulvérisation sur le substrat et sur laquelle est déposée par une couche en fer d’épaisseur 3 nm. Le substrat avec les couches catalytiques ainsi déposées est ensuite introduit dans un réacteur HFCVD (acronyme de « Hot Filament Chemical Vapor Deposition », c’est-à-dire un dépôt chimique en phase vapeur assisté par filament chaud), dans lequel un mélange d’argon et d’hydrogène à une pression de 3 Torr est introduit. Un traitement plasma est ensuite effectué pendant 2 minutes à 400 °C, afin de former les particules catalytiques à partir desquelles les CNTs vont croître. Pour la croissance des CNTs, un mélange de méthane et d’hydrogène à une pression de 28 Torr est utilisé. La température du filament est par exemple de 2050 °C (degrés Celsius), et celle du substrat de 750 °C (degrés Celsius).
La forêt de CNTs comprend préférentiellement plusieurs feuillets de CNTs formant une couche possédant une hauteur sensiblement uniforme comprise entre environ 5 micromètres et environ 150 micromètres. Le caractère sensiblement uniforme de la hauteur signifie que la distribution des hauteurs des CNTs de la forêt de CNTs a une dispersion inférieure ou égale à environ 10%.
Dans certains exemples, la forêt de CNTs peut être divisée latéralement en plusieurs blocs ou sous-ensembles de nanotubes de carbone, séparés les uns des autres latéralement, afin de favoriser l’adhésion de la deuxième couche 203 sur l’ensemble formé de la première couche 202 et du substrat 201. Par exemple, la forêt de CNTs peut être divisée en 9 blocs disposés selon 3 rangées de 3 blocs.
Les blocs occupent, sur le substrat 201, des surfaces comprises dans des zones carrées ou circulaires ayant des côtés ou diamètres compris entre environ 1 mm et environ 2 mm, par exemple des zones carrées ou circulaires de côtés ou diamètres égaux à environ 1,5 mm. Lorsque la forêt de CNTs est divisée en blocs, lesdits blocs sont séparés préférentiellement par des distances comprises entre environ 1 mm et environ 10 mm, par exemple des distances égales à 5 mm.
La deuxième couche 203 est une couche isolante recouvrant au moins partiellement la première couche 202. La deuxième couche 203 peut comprendre un dépôt d’alumine effectué par exemple par dépôt physique en phase vapeur ou « PVD » selon l’expression anglaise « Physical Vapor Deposition ».
Dans certains exemples, la deuxième couche 203 peut également être divisée en plusieurs blocs.
Ainsi, dans les exemples illustrés sur la Fig. 2A et sur la Fig. 2B, la forêt de CNTs de la première couche 202 ne comprend qu’un seul bloc, c’est-à-dire que la première couche 202 est « monobloc ».
Dans l’exemple illustré sur la Fig. 2A, la deuxième couche 203 recouvre totalement la surface supérieure de la première couche 202 (c’est-à-dire la surface opposée au substrat 201) alors que dans l’exemple illustré sur la Fig. 2B, la deuxième couche 203 comprend deux blocs 203a, 203b recouvrant chacun une partie distincte de la première couche 202.
La configuration de la Fig. 2A permet de recouvrir totalement la première couche par la deuxième couche et ainsi de protéger la première couche de l’environnement extérieur, y compris l’environnement spatial chargeant. De plus, la première couche recouvre la totalité ou la quasi-totalité du substrat, ce qui augmente la densité moyenne de nanotubes de carbone par unité de surface et donc, le champ électrique est augmenté par la présence des nanotubes de carbone sur une plus grande surface.
La configuration de la Fig. 2B permet de réaliser des points triples situés à la jonction entre la première couche, la deuxième couche et l’environnement extérieur, ce qui augmente localement le champ électrique.
Dans les exemples illustrés sur la Fig. 3A et sur la Fig. 3B, la forêt de CNTs de la première couche 202 comprend deux blocs 202a, 202b séparés par une distance prédéterminée. Ladite distance prédéterminée est comprise entre environ 1 millimètre et environ 10 millimètres, par exemple des distances égales à 5 mm.
Dans l’exemple illustré sur la Fig. 3A, les deux blocs 202a, 202b de la première couche 202 sont recouverts par une seule deuxième couche 203 qui comprend un seul bloc.
La configuration de la Fig. 3A a l’avantage de protéger la première couche vis-à-vis de l’environnement extérieur et d’augmenter localement le champ électrique à la périphérie des blocs de la première couche.
Dans l’exemple illustré sur la Fig. 3B, les deux blocs 202a, 202b de la première couche 202 sont chacun recouvert par un des deux blocs 203a, 203b de la deuxième couche 203, respectivement.
La configuration de la Fig. 3B a l’avantage d’augmenter le champ électrique à la périphérie des bocs de la première couche et aux points triples situés à la jonction entre la première couche, la deuxième couche et l’environnement extérieur, ce qui augmente localement le champ électrique.
Dans l’exemple illustré sur la Fig. 4, la forêt de CNTs de la première couche 202 comprend deux blocs 202a, 202b. De plus, la deuxième couche 203 est agencée pour recouvrir à la fois la surface supérieure des deux blocs 202a, 202b et les parois latérales des deux blocs 202a, 202b, de sorte à venir en contact avec le substrat 201. Dans cet exemple, la deuxième couche 203 peut aussi être imbriquée dans la première couche 202 de sorte que les CNTs sont séparés les uns des autres par le matériau diélectrique de la deuxième couche 203. Dans l’exemple illustré sur la Fig. 4, la deuxième couche est préférentiellement une couche d’alumine déposée, par exemple, par déposition physique en phase vapeur. La couche d’alumine a préférentiellement une épaisseur d’environ 5 micromètres. Le déposant a observé qu’une telle épaisseur permet d’obtenir de bonnes performances en termes d’émission électronique.
Dans l’exemple illustré sur la Fig. 4, la deuxième couche 203 peut aussi être une couche de PDMS déposée, par exemple au moyen d’une seringue, sur le substrat 201 et la première couche 202.
Le déposant a observé qu’une couche d’alumine d’une épaisseur d’environ 5 micromètres est également avantageuse dans les exemples de dispositifs illustrées dans les Figs. 2A-2B et Figs. 3A-3B.
La configuration de la Fig. 4 permet, en particulier, de faciliter l’adhésion de la deuxième couche sur l’agencement formé par le substrat et la deuxième couche et d’augmenter le champ électrique à la périphérie des blocs de la première couche, c’est-à-dire au niveau des parois latérales de la première couche.
De plus, dans des exemples non illustrés, il est possible d’avoir un dispositif de réduction de la charge d’un véhicule spatial comprenant une première couche monobloc et une deuxième couche qui est agencée pour recouvrir à la fois la surface supérieure de la première couche et les parois latérales de la première couche monobloc, de sorte à venir en contact avec le substrat afin d’augmenter la surface du substrat qui est recouverte par la première couche, ce qui augmente la densité moyenne de CNTs par unité de surface du substrat.
Dans ces exemples, de façon similaire au dispositif illustré dans la Fig. 4, la deuxième couche peut aussi être imbriquée dans la première couche de sorte que les CNTs sont séparés les uns des autres par le matériau diélectrique de la deuxième couche.
La Fig. 5 représente, selon un exemple, le principe de fonctionnement d’un dispositif de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial dans le cadre de l’exemple de dispositif illustré sur la Fig. 2B, c’est-à-dire un dispositif comprenant une première couche 202 avec un seul bloc et une deuxième couche avec deux blocs 203a, 203b. Le principe de fonctionnement décrit s’applique néanmoins aux autres exemples de dispositifs décrits dans la présente description.
Dans l’exemple illustré dans la Fig. 5, des flux extérieurs (ER) provenant d’un environnement spatial chargeant interagissent avec la première couche 202 et la deuxième couche 203 du dispositif pour provoquer, par impact d’électrons ou de photons, l’émission d’électrons d’impact (I-E) et, par effet de champ, l’émission d’électrons d’effet de champ (F- E).
Comme illustré sur la Fig. 5, sous l’influence du flux extérieur (ER), la deuxième couche 203a, 203b peut émettre un ou plusieurs électrons d’impact (I-E), représentés par des flèches pleines. La deuxième couche comprend à cet effet un matériau diélectrique ayant des propriétés électriques lui conférant une forte capacité à émettre des électrons après impact d’électrons ou d’ions ou de photons provenant d’un environnement spatial chargeant. Ainsi, le flux extérieur (ER) tend à produire une grande quantité de charges positives sur la ou les parties de la deuxième couche les plus exposées au flux extérieur (ER), en particulier la surface supérieure de la deuxième couche 203a, 203b, ce qui amène ladite ou lesdites parties à se charger plus positivement que les autres parties de la deuxième couche et que la première couche.
La différence de charge entre les différentes parties de la deuxième couche et la première couche entraîne alors la formation d’un champ électrique (E) dirigé depuis la surface supérieure de la deuxième couche 203a, 203b vers la première couche 202 et qui favorise l’émission d’électrons par effet de champ (F-E), représentée par des flèches en pointillés. Comme illustré sur la Fig. 5, la deuxième couche du dispositif selon l’invention comprend des matériaux capables de générer des électrons d’impact (I-E) dans son propre volume. En particulier, lorsqu’un électron d’effet de champ (F-E) émis dû au champ électrique (E) se propage dans la deuxième couche 203a, 203b, il est accéléré par le champ électrique (E) et génère, par collisions ionisantes, des porteurs de charges libres positifs (trous) et négatifs (électrons d’impact I-E). Les électrons ainsi formés se déplacent alors à leur tour dans la deuxième couche 203a, 203b sous l’effet du champ électrique en effectuant de nouvelles collisions ionisantes ou en se recombinant avec les trous. Lorsque les collisions ionisantes ne sont pas compensées par la recombinaison des charges, la densité des porteurs de charge électrique augmente.
La deuxième couche 203 du dispositif selon l’invention comprend des matériaux choisis pour avoir un taux de génération de porteur de charges libres supérieur au taux de recombinaison de telle sorte qu’une grande partie des électrons générés suite aux collisions ionisantes peut atteindre la surface supérieure de la deuxième couche 203 et être évacuée vers l’environnement spatial chargeant, rendant ainsi plus positive la charge de la deuxième couche 203 et augmentant d’autant plus le champ électrique (E).
Ce phénomène permet un auto-entretien de la génération de charge au sein de la deuxième couche même lorsque les conditions extérieures ne favorisent plus la génération de charge. Une telle spécificité du dispositif peut se comprendre par l’effet Malter [REF6] qui explique l’émission importante d’électrons de certains matériaux se présentant par exemple sous la forme d’un feuillet très fin (quelques nanomètres à plusieurs micromètres), sous l’irradiation par un faisceau d’électrons, de photons ou d’ions et ce même après l’arrêt du faisceau. Le phénomène s’entretient donc tant que la charge de la première couche 202 (et du substrat 201) reste plus négative que l’environnement spatial chargeant environnant le dispositif.
Le déposant a observé que l’alumine est un matériau particulièrement avantageux qui permet d’obtenir les trois effets précédemment cités. L’oxyde de magnésium est aussi un matériau particulièrement avantageux d’après ses propriétés connues.
De plus, dans la Fig. 5, des électrons F-E émis vers l’environnement externe par la première couche à proximité des points triples situés à la jonction entre la première couche, la deuxième couche et l’environnement extérieur entrent en collision avec la surface de la deuxième couche, ce qui génère une émission d’électrons par impact I-E, ce qui rend lesdites surfaces d’impact plus positives, en particulier lorsque l’on choisit un matériau ayant une fort pouvoir d’émission d’électrons sous impacts d’électrons pour constituer la deuxième couche. Cela augmente le champ électrique au voisinage du point triple et augmente alors l’émission d’électrons par effet de champ.
De plus, le déposant a montré que la présence de nanotubes de carbone tend à accroître le champ électrique (E) à la surface de la première couche, et donc coopère avec la deuxième couche pour réduire encore davantage la barrière de potentiel que les électrons présents dans le substrat doivent franchir pour être évacués du substrat, notamment par effet tunnel ou par effet de champ.
Par ailleurs, les nanotubes de carbones de la première couche produisent une multitude d’effets de pointes favorisant une émission d’électrons régulière et homogène et s’adaptant à chaque instant aux conditions locales les plus favorables, de sorte que les effets d’avalanche sont évités.
La Fig. 6 est un schéma illustrant plus précisément trois exemples de configurations (306, 307, 308) pour la mise en œuvre d’un dispositif de réduction 200 de la charge d’un véhicule spatial 300 selon la présente description. Dans toutes les configurations, le dispositif comprend un substrat 201, une première couche 202 formée d’une pluralité de nanotubes de carbone, et une deuxième couche 203 comportant un matériau diélectrique conformes à la présente description, et dont des exemples ont été décrits ci-dessus. Ces trois configurations présentent en particulier trois manières de connecter le dispositif de réduction de la charge au véhicule spatial. Selon l’application visée et les contraintes techniques en découlant, l’une ou l’autre des configurations peut être préférée.
Dans l’exemple de la Fig. 6, les trois configurations sont possibles avec un même dispositif de réduction de la charge agencé sur un véhicule spatial donné, par exemple un satellite, et un utilisateur peut sélectionner l’une ou l’autre des configurations au moyen d’un circuit électrique comprenant un commutateur. Dans l’exemple de la Fig. 6, le commutateur est dans une position sélectionnant la configuration 306 mais peut, dans le cas général, être commuté pour sélectionner l’une des configurations 306, 307 ou 308.
Selon certains exemples, le dispositif de réduction de la charge ne permet qu’une seule des trois configurations, qui est choisie selon l’application souhaitée.
Dans une première configuration 306, comme illustré sur la Fig. 6, le substrat 201 est directement relié à la stmcture conductrice 301 du véhicule spatial 300. Dans cette configuration, le dispositif fonctionne de manière passive, et émet des électrons (e-) sous l’action du flux extérieur ER sans alimentation externe comme cela a été décrit précédemment, par exemple au moyen de la Fig. 5. Cette configuration permet de restituer à l’environnement extérieur ER des électrons collectés par le satellite dès lors que le satellite atteint un potentiel suffisamment négatif. Cette configuration limite donc la charge négative du satellite. Cette configuration ne comprend pas d’unité de mesure et est donc particulièrement simple. Cette configuration est donc particulièrement avantageuse dans le cas où il est souhaité de limiter la consommation énergétique du dispositif.
Dans une deuxième configuration 307, le dispositif comprend un substrat 201 qui est relié à la structure conductrice 301 du véhicule spatial 300 via une unité de mesure 305 configurée pour mesurer le courant d’électrons débité par le dispositif 200. Dans cette deuxième configuration, le dispositif 200 fonctionne également de manière passive, et émet des électrons (e-) sous l’action du flux extérieur ER. De plus, le courant débité par le dispositif 200 est mesuré. La deuxième configuration permet donc d’avoir connaissance du courant dû à l’émission d’électrons par le dispositif ce qui permet de vérifier que le courant reste dans des domaines de valeur assurant que les éléments du dispositif comme la première couche et la deuxième couche sont opérationnels et ne subissent pas de dommages irréversibles. La deuxième configuration 307 permet en outre d’informer un utilisateur sur la survenue éventuelle d’une charge électrostatique importante du véhicule spatial, par exemple du fait de l’environnement spatial chargeant ou de l’activation d’un système sur le véhicule spatial. L’information de l’utilisateur sur la charge électrostatique importante peut par exemple être effectuée via l’affichage d’un signal d’alerte par l’unité de mesure lorsque la charge électrique du véhicule spatial atteint une valeur seuil prédéterminée.
Dans une troisième configuration 308, le dispositif comprend un substrat 201 qui est relié à la structure conductrice 301 du véhicule spatial 300 via une unité de mesure 304 configurée pour mesurer un courant débité par le dispositif 200 et un potentiel électrique du véhicule spatial 301. Bien que, sur la Fig. 6, l’unité de mesure 304 soit représentée comme une unité de mesure du courant, elle est également adaptée à la mesure d’une tension.
De plus, le substrat 201 est relié à la structure conductrice 301 via un générateur de tension 303 configuré pour, lorsqu’il est en fonctionnement, porter le substrat 201 à un potentiel électrique négatif par rapport à la structure 301 du véhicule spatial.
Le générateur de tension 303 est relié à une unité de contrôle 302 configurée pour activer le générateur de tension 302 lorsque le potentiel électrique déterminé par l’unité de mesure 304 est, en valeur absolue, supérieur ou égal à une valeur consigne.
La troisième configuration 308 permet d’améliorer la réduction de la charge électrique négative du véhicule spatial en chargeant négativement le substrat par rapport à la structure du véhicule spatial, ce qui favorise l’émission d’électrons depuis le substrat.
Les Fig. 7A, Fig. 7B et Fig. 8 sont des courbes illustrant des résultats expérimentaux obtenus lors de tests de deux dispositifs de réduction de la charge électrique selon la présente description.
Pour ces tests, les dispositifs comprennent un substrat en acier inoxydable poli de dimensions 23 mm de diamètre et 3 mm d’épaisseur. La première couche est obtenue par croissance dépôt catalytique sur le substrat de 9 disques de 1.4 mm de diamètre séparés de 5 mm les uns des autres et formant une matrice de 3x3 disques. 9 blocs de nanotubes de carbone alignés verticalement sont ainsi obtenus par croissance catalytique, avec une hauteur moyenne des nanotubes de carbone de 10 pm à 50 pm. La deuxième couche comprend une couche en alumine de 5 pm d’épaisseur déposée sur toute la surface du substrat par PVD (acronyme de « physical vapor deposition » en anglais soit pulvérisation cathodique ou dépôt physique en phase vapeur).
Dans la suite on considère deux dispositifs (dispositif 1 et dispositif 2) pour lesquels les nanotubes de carbone ont été produits par deux procédés sensiblement différents mais dans les spécifications mentionnées au-dessus.
Le dispositif est monté sur une structure conductrice d’une maquette d’un nanosatellite. Le contact électrique avec le substrat est effectué au moyen de câbles conducteurs. La maquette de nanosatellite est équipée d’un système électronique permettant d’activer ou désactiver la connexion électrique entre le dispositif et la structure conductrice du satellite, par ouverture/fermeture de relais. La maquete de nanosatellite est placée dans un caisson à vide de grandes dimensions (cylindre de 3.4 m x 2 m).
Dans un premier test, la maquette de nanosatellite est connectée à un générateur de tension négative simulant une charge négative constante du satellite de 0 à -150 V. On relie tour à tour chaque dispositif 1 et 2 à la structure conductrice de la maquette de nanosatellite. Une source de plasma composé d’ions Argon et d’électrons est utilisée pour charger positivement la deuxième couche du dispositif par rapport à la maquette de nanosatellite, grâce à une densité, une température et une vitesse du plasma de 10Al 1 mA-3, 1 eV et 10 km/s respectivement. Ces caractéristiques reproduisent un plasma de type ionosphérique. Après quelques secondes dans ces conditions, chaque dispositif émet un courant de quelques dizaines de microampères.
La Fig. 7A illustre l’évolution du courant émis par le dispositif 1 pour une tension appliquée à structure conductrice de la maquette de nanosatellite de -100 V.
Un exemple typique de test d’une durée de 5 minutes est donné sur cette figure 7A. A t = 0, une tension de -100 V est appliquée. A t = 60s, la source plasma est activée. En l’espace de quelques secondes le courant émis par le dispositif 1 s’établit à plus de 40 pA. A t = 240 s, la source plasma est arrêtée. Le courant émis par le dispositif 1 diminue à 30 pA puis se stabilise de nouveau. C’est l’effet de rémanence décrit dans l’invention et relié à l’effet Malter qui se poursuit après la suppression de la source à l’origine du phénomène, tant que la connexion électrique entre le dispositif et la structure conductrice de la maquette de nanosatellite est activée et que la structure conductrice de la maquette de nanosatellite est polarisée négativement.
La Fig. 7B montre le courant émis par les dispositifs 1 et 2 après quelques secondes d’activation de la source plasma pour des tensions appliquées à la structure conductrice de la maquette de nanosatellite variant de 0 V à - 150 V. La valeur absolue de la tension appliquée est représentée en abscisse. La connexion électrique entre la structure conductrice de la maquette de nanosatellite et chacun des deux dispositifs 1 et 2 est tour à tour activée. Les deux dispositifs 1 et 2 émettent chacun un courant de plus de 100 pA pour une tension appliquée à la structure conductrice de la maquette de nanosatellite, connectée électriquement tour à tour à chaque dispositif, plus négative que -110 V. Cela montre que les dispositifs sont efficaces pour évacuer des électrons d’un satellite chargé négativement et plongé dans un plasma de type ionosphérique.
Il apparaît sur la Fig. 7B que les dispositifs 1 et 2 ont donné de très bons résultats (respectivement courbes 71, 72). L'émission est exponentielle en fonction de la tension appliquée à la maquette de nanosatellite pour les 2 dispositifs, ce qui est prédit par la théorie de l'émission par effet de champ. Même si l'émission démarre un peu plus tard pour le dispositif 1, il faut retenir qu'il est capable d'émettre 100 pA pour un potentiel satellite de - 110 V. Le dispositif 2 émet quant à lui 100 pA pour un potentiel satellite de -90 V. La différence est infime au regard des potentiels de plusieurs centaines de volts négatifs qu'un satellite peut acquérir dans l'espace. Les 2 dispositifs sont efficaces. La technologie est robuste.
Dans un deuxième test, la maquette de nanosatellite est isolée de la masse électrique du laboratoire.
La Fig. 8 représente le potentiel de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite en fonction du temps.
On effectue la séquence suivante. A t < 0 s, un canon à électron est utilisé pour charger la structure conductrice de la maquette de nanosatellite négativement par rapport au caisson à vide, grâce à un faisceau d’électrons d’énergie de 5 keV et une densité de courant de l’ordre de 1 nA/cmA2. Ces caractéristiques sont représentatives des flux d’électrons générant la charge négative des satellites en orbite. Se trouvant à l’opposé de la face de la maquette de nanosatellite irradiée par le faisceau d’électrons, le dispositif 1 n’est pas soumis au faisceau d’électrons. Dans ces conditions la structure conductrice de la maquette se charge à -1100 V. A t = 0 s, le faisceau de VUV est utilisé pour irradier la face de la maquette de nanosatellite sur laquelle se trouve le dispositif 1. Le faisceau VUV réduit légèrement le potentiel de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite de laquelle il extrait des électrons par photoémission avec un courant de l’ordre de 1 nA/cmA2. Ce flux est représentatif des conditions spatiales. Dans ces conditions, la structure conductrice de la maquette de nanosatellite se charge à -900 V. Le faisceau VUV est utilisé pour charger positivement la deuxième couche du dispositif 1 par rapport à la maquette de nanosatellite. A t = 180 s, le dispositif 1 est connecté électriquement à la masse électrique de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite. La charge de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite diminue à -350 V +/- 100 V après environ 30 secondes. A t = 540 s, la source VUV est stoppée. Le potentiel de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite s’établit à -600 V +/- 100 V. On observe que la réduction du potentiel se poursuit malgré l’arrêt de la source VUV ayant servi à initier l’émission d’électrons par le dispositif 1. A t = 840 s, le dispositif 1 est déconnecté électriquement de la masse de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite. Le potentiel de la structure conductrice de la maquette de nanosatellite s’établit instantanément à -1100 V sous l’effet du faisceau d’électrons qui irradie toujours la face de la maquette de nanosatellite non pourvue du dispositif. Cela démontre l’ efficacité du système lorsque la première couche du dispositif est reliée électriquement à la structure conductrice du satellite
Bien que décrite à travers un certain nombre d’exemples de réalisation, les procédés et les dispositifs de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon la présente description comprennent différentes variantes, modifications et perfectionnements qui apparaîtront de façon évidente à l’homme de l’art, étant entendu que ces différentes variantes, modifications et perfectionnements font partie de la portée de l’invention telle que définie par les revendications qui suivent.
Références
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[REF6] Louis Malter, “Thin Film Field Emission” Phys. Rev. 50, 48 - Published 1 July 1936.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif (200) de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial (100) comprenant : un substrat (201) en matériau conducteur ou semi-conducteur configuré pour être connecté électriquement à une structure conductrice du véhicule spatial ; une première couche (202) formée d’une pluralité de nanotubes de carbone sensiblement orientés perpendiculairement à un plan du substrat (201), ladite première couche (202) recouvrant au moins partiellement le substrat (201) et étant en contact avec le substrat (202) ; et une deuxième couche (203) recouvrant au moins partiellement la première couche (202) et comportant un matériau diélectrique configuré pour émettre des électrons lorsque ledit matériau diélectrique est soumis à un flux extérieur (ER) comprenant des électrons, des ions et/ou des rayonnements ultraviolets du vide (VUV), de telle sorte à conférer à la deuxième couche une charge plus positive que la première couche lorsque le dispositif est soumis audit flux extérieur.
2. Dispositif selon la revendication 1, comprenant en outre un composant résistif ayant une résistance électrique supérieure ou égale à 10 kQ configuré pour connecter électriquement le substrat (201) à la structure conductrice du véhicule spatial.
3. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, dans lequel la première couche (202) et/ou la deuxième couche (203) est divisée en plusieurs blocs.
4. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la deuxième couche (203) recouvre entièrement la première couche (202) et vient en contact avec le substrat (201).
5. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le substrat est en métal, par exemple en acier inoxydable, aluminium ou cuivre, ou en matériau semi- conducteur, par exemple en silicium, silicium dopé par du bore (dopage de type p), germanium, arséniure de gallium ou carbure de silicium.
6. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le matériau diélectrique de la deuxième couche (203) est l’un parmi : alumine, oxyde de magnésium (MgO), silice, quartz, polydiméthylsiloxane (PDMS), polyétheréthercétone (PEEK).
7. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la deuxième couche (203) comprend une pluralité de particules conductrices et/ou au moins un feuillet de matériaux conducteurs, ledit au moins un feuillet de matériaux conducteurs étant agencé pour séparer la deuxième couche (203) en deux parties superposées.
8. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant en outre : une unité de mesure (305) configurée pour mesurer un courant débité par le dispositif.
9. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant en outre : un générateur de tension (303) configuré pour porter, en fonctionnement, le substrat
(201) à un potentiel électrique négatif par rapport à la structure conductrice (301) du véhicule spatial ; une unité de mesure (304) configurée pour déterminer le potentiel électrique du véhicule spatial ; et une unité de contrôle (302) configurée pour activer le générateur de tension (303) lorsque le potentiel électrique déterminé par l’unité de mesure (304) est, en valeur absolue, supérieur ou égal à une valeur consigne.
10. Véhicule spatial comprenant une structure conductrice (301) et un dispositif (200) de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le substrat (201) du dispositif est connecté électriquement à la structure conductrice (301) du véhicule spatial.
11. Véhicule spatial selon la revendication 10, comprenant : une source lumineuse apte à émettre un rayonnement de type ultraviolet du vide ; dans lequel la source lumineuse est configurée pour charger positivement la deuxième couche (203) du dispositif (200) par rapport au substrat (201).
12. Procédé de réduction de la charge électrique d’un véhicule spatial utilisant un dispositif selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, le procédé comprenant : la connexion électrique du substrat (201) du dispositif (200) à la structure conductrice (301) du véhicule spatial ; et l’exposition du véhicule spatial à un flux extérieur (ER) d’un environnement spatial chargeant comprenant des électrons, et/ou des ions, et/ou des rayonnements ultraviolets du vide (VUV).
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