En vue de l'obtention du. Présentée et soutenue par Joana Beigbeder. Le 10 novembre 2009

THÈSE En vue de l'obtention du DOCTORAT DE L UNIVERSITÉ DE TOULOUSE Délivré par l'université Toulouse III - Paul Sabatier Discipline ou spécialité : Science et Génie des Matériaux Présentée et soutenue par Joana Beigbeder Le 10 novembre 2009 Titre : Etudes des propriétés physiques de nanocomposites à matrice polysiloxane : Application au développement d un revêtement de contrôle thermique froid et antistatique JURY Dr Gisèle Boiteux, Rapporteur Pr Jean-Louis Halary, Rapporteur Dr Sophie Barrau, Examinateur Pr Juan Martinez-Véga, Examinateur Dr Stéphanie Remaury, Examinateur Dr Philippe Demont, Directeur de thèse Mr Joseph Marco, Membre invité Ecole doctorale : Science de la matière, Toulouse Unité de recherche : Laboratoire de physique des polymères - CIRIMAT Directeur(s) de Thèse : M. Philippe DEMONT, Maître de conférences, Toulouse Responsable CNES : M me Stéphanie Remaury, Toulouse

TABLE DES MATIERES Introduction 1 Chapitre I : Introduction au spatial 5 I.1. L environnement spatial 7 I.1.1. Les orbites 7 I.1.2. L orbite géostationnaire 7 I.1.3. L environnement thermique 10 I.1.4. L environnement électrique en orbite géostationnaire 11 I.2. Les revêtements de contrôle thermique 13 I.2.1. Le contrôle thermique 13 I.2.2. Les propriétés thermo-optiques 14 I.2.2.1. Absorptivité solaire 14 I.2.2.2. Emissivité thermique 15 I.2.3. Les différents revêtements de contrôle thermique 17 I.2.3.1. Généralités 17 I.2.3.2. Miroir à 1 ère surface réfléchissante 17 I.2.3.3. Miroir à 2 ième surface réfléchissante 18 I.2.3.3.a) Second Surface Mirror (SSM) 18 I.2.3.3.b) Optical Solar Reflector (OSR) 19 I.2.4. Les réflecteurs solaires 20 I.2.4.1. Généralités 20 I.2.4.2. Propriétés thermo optiques 21 I.2.4.3. Vieillissement en environnement spatial 23 I.2.4.3.a) Contraintes environnementales 23 I.2.4.3.b) Protons 25 I.2.4.3.c) Décharges électrostatiques (ESD) 27 I.2.4.3.d) Bilan 30 I.3. Phénomènes électrostatiques dans les matériaux 31 I.3.1. Conductivité 31 I.3.1.1. Emission électronique secondaire 32 I.3.1.2. Conductivité intrinsèque 34 I.3.1.3. Conductivité induite sous rayonnement 34

I.3.2. Les décharges électrostatiques en environnement géostationnaire 36 I.3.2.1. La décharge diélectrique 37 I.3.2. 2. La décharge métallique 38 I.3.2.a) L émission de champ 38 I.3.2.b) L effet de pointe 39 I.4. Conclusion 41 Chapitre II : Etude bibliographique 42 II. 1. Les résines silicones 44 II.1.1. Structure 44 II.1.2. Synthèse 45 II.1.3. Propriétés 46 II. 2. Les nanotubes de carbone 48 II.2.1. Historique 48 II.2.2. Structure 48 II.2.3. Synthèse 50 II.2.3.1.Les méthodes haute température 50 II.2.3.2. Les méthodes moyenne température CCVD 51 II.2.4. Propriétés 52 II. 3. Caractéristiques générales de l oxyde d indium dopé à l oxyde d étain (ITO) 53 II.3.1. Structure 53 II.3.2. Propriétés 54 II.3.3. Nanoparticules d ITO 55 II. 4. L oxyde de zinc 56 II.4.1. Structure 56 II.4.2. Propriétés 57 II.4.3. Nanoparticules de ZnO 57 II. 5. Synthèse de nanofils d oxyde semi-conducteurs par dépôt chimique en phase vapeur (CVD) 59 II.5.1. Généralités 59

II.5.2. Le mécanisme VLS 60 II.5.3. Synthèse de nanofils d oxyde métallique 61 II. 6. Propriétés des composites avec inclusions nanométriques 63 II.6.1. Propriétés optiques 63 II.6.2. Propriétés électriques 64 II.6.2.1. Théorie de la percolation 65 II.6.2.2. Concept du volume exclu 66 II.6.2.3. Phénomènes de transport 68 II.6.2.3.a) Etats délocalisés 68 II.6.2.3.b) Etats localisés 69 II. 7. Composites NTC-polymères 71 II.7.1. Méthodes d élaboration 71 II.7.2. Propriétés électriques 72 II.7.3. Composites NTC-polymère à application spatiale 73 II. 8. Composites oxyde métallique-polymère 75 II.8.1. Composites avec inclusions d ITO 75 II.8.2. Composites avec inclusions de ZnO 75 Chapitre III : Matériaux et méthodes 77 III. 1. Matériaux 79 III.1.1. Résine silicone 79 III.1.2. Nanotubes de carbone 79 III.1.2.1. Synthèse 79 III.1.2.1.a) Synthèse de la solution solide d oxyde par combustion 80 III.1.2.1.b) Réduction 80 III.1.2.1.c) Attaque acide 81 III.1.2.2. Caractéristiques des NTC synthétisés 81 III.1.3. Nanoparticules sphériques d oxyde d indium dopé à l oxyde d étain (ITO) 82 III.1.4. Nanoparticules d oxyde de zinc 83 III.1.4.1. Tétrapods et particules sphériques d oxyde de zinc 83 III.1.4.2. Nanobâtonnets d oxyde de zinc 84

III.1.5. Elaboration des matériaux composites 85 III.1.6. Synthèse de nanofils d oxyde métallique par CVD 86 III. 2. Méthodes de caractérisation 88 III.2.1. Mesure thermo-optiques 88 III.2.1.1. Coefficient d absorptivité solaire α s 88 III.2.1.3. Emissivité thermique 90 III.2.2. Mesures d épaisseurs 90 III.2.3. Microscopie électronique à balayage 90 III.2.4. Analyse de diffraction des rayons X 91 III.2.5. Mesure de conductivité en courant continu 91 III.2.5.1. Principe 91 III.2.5.2. Dispositif expérimental 91 III.2.6. Spectroscopie diélectrique dynamique 92 III.2.6.1. Principe 92 III.2.6.2. Dispositif expérimental 93 III.2.7. Analyse électrostatique dispositif Sirène 94 Chapitre IV : Propriétés des composites NTC/ PDMS 97 IV. 1. Microscopie électronique à balayage 99 IV. 2. Propriétés thermo-optiques 100 IV.1.1. Absorptivité solaire 100 IV.1.2. Emissivité thermique 101 IV.1.3. Conclusion 102 IV. 2. Propriétés électriques 104 IV.2.1. Conductivité volumique statique 104 IV.2.2. Conductivité volumique dynamique 108 IV.2.3. Evolution en température de la conductivité 112 IV.2.4. Conclusion 115 IV. 3. Tests de décharges électrostatiques (ESD) 116 IV.3.1. Composites volumiques 116

IV.3.2. Composites bicouches 119 IV.3.3. Conclusion 121 IV. 4. Conclusion 123 Chapitre V : Propriétés des composites oxyde métallique/pdms 125 V.1. Microscopie électronique à balayage 127 V. 2. Propriétés thermo-optiques 129 V.2.1. Composites ITO/PDMS 129 V.2.2. Composites ZnO/PDMS 130 V.2.2.1. Composites ZnO_Nb/PDMS 130 V.2.2.2. Composites ZnO_4P/PDMS 131 V.2.2. Conclusion 131 V. 3. Propriétés électriques 134 V.3.1. Composites ITO/PDMS 134 V.3.2. Composites ZnO/PDMS 135 V.3.3. Conclusion 136 V. 4. Test de décharge électrostatique 137 V.4.1. Composites ITO/PDMS 137 V.4.1.1. Echantillons volumiques 137 V.4.1.2. Echantillons bicouches 140 V.4.2. Composites ZnO/PDMS 142 V.4.2.1. Particules sphériques 142 V.4.2.2. tétrapods 144 V.4.2.3. Nanobâtonnets 145 V.4.3. Conclusion 148 V. 5. Conclusion 149

Chapitre VI : Synthèse de nanofils d oxyde métallique 150 VI.1. Synthèse de nanofils de ZnO par décomposition thermique 152 VI.1.1. Conditions expérimentales et résultats 152 VI.1.2. Diffraction des rayons X 153 VI.1.3. Conclusion 154 VI.2. Synthèse de nanofils d oxyde d indium par CVD 155 VI.2.1. Réduction carbothermale d oxyde d indium 155 VI.2.1.1. Protocole 1 155 VI.2.1.1. Protocole 2 155 VI.2.2. Réduction carbothermale d un mélange d oxyde d indium et d oxyde d étain 159 VI.2.2.1. Conditions expérimentales 159 VI.2.2.2. Influence de la position du substrat 161 VI.2.2.3. Influence du temps de réaction 161 VI.2.2.4. Influence de la température de réaction 162 VI.2.2.5. Influence de l épaisseur du dépôt d or 164 VI.2.2.6. Conclusion 166 VI.2.3. Diffraction des rayons X 167 VI.2.4. Conclusion 168 VI.3. Conclusion 169 Conclusion & Perspectives 170 Les références bibliographiques I

Introduction générale

Introduction générale Les travaux de recherche présentés dans cette thèse concernent l étude des propriétés physiques de nanocomposites à matrice polysiloxane dans le but de développer un nouveau type de revêtement de contrôle thermique : un réflecteur solaire froid et antistatique pour les satellites d orbite géostationnaire. Cette étude s est déroulée au laboratoire Cirimat de Toulouse, dans l équipe Physique des Polymères en collaboration avec l équipe Matériaux et Revêtements du Service Thermique du CNES (Centre National d Etudes Spatiales) de Toulouse. Les revêtements de contrôle thermique permettent de limiter les variations de température à la surface extérieure des satellites afin d assurer un fonctionnement nominal à l électronique embarquée. En 1997, l équipe Matériaux et Revêtements a mis au point un nouveau type de revêtement de contrôle thermique froid pour les satellites d orbite basse : les réflecteurs solaires. Ces revêtements sont constitués d une couche de résine de polymère de 50 μm qui peut être appliquée sur différents substrats selon l utilisation. Ces revêtements sont peu coûteux, peuvent être souples ou rigides et sont peu sensibles à l environnement spatial. Le souhait du CNES est de développer une version des réflecteurs solaires pour les satellites d orbite géostationnaire. L orbite géostationnaire est le siège d une irradiation électronique d une densité et d une énergie très importante, en particulier lors des orages géomagnétiques. Ce bombardement électronique induit des décharges électrostatiques sur les matériaux diélectriques, décharges pouvant détériorer les systèmes embarqués. La nouvelle version du réflecteur solaire devra pouvoir dissiper les charges électrostatiques afin d éviter tout risque de décharges. Cette nouvelle version antistatique devra conserver les propriétés initiales du réflecteur solaire développé pour les orbites basses. Une thèse a déjà été réalisée sur ce sujet en 2005 par Guillaume Hidden. Durant sa thèse, Guillaume a étudié l ajout de nanoparticules conductrices et semi-conductrices à la matrice du réflecteur solaire. Les propriétés des composites ainsi synthétisés ont été établies. 3

Introduction générale Ce travail de thèse fait suite à la thèse de Guillaume, dans un souci d approfondissement de ses résultats et en particulier d amélioration de la dispersion des nanoparticules au sein du polymère. L objectif de cette thèse est donc de développer une version antistatique des réflecteurs solaires pour les satellites d orbite géostationnaire. Ce manuscrit comporte six chapitres. Le premier est consacré à une introduction au domaine du spatial. Les caractéristiques de cet environnement hostile pour les matériaux seront présentées, notamment les propriétés de l orbite géostationnaire. Puis dans une deuxième partie, nous présenterons les revêtements de contrôle thermique et plus spécifiquement les propriétés des réflecteurs solaires. Dans le second chapitre, un état de l art de l ensemble des matériaux utilisés est réalisé. Les procédés des synthèses utilisés seront détaillés et nous évoquerons aussi les propriétés optiques et électriques des composites. Le troisième chapitre décrit l ensemble des matériaux utilisés ainsi que les méthodes de caractérisation des composites. Dans les chapitres quatre et cinq, nous donnerons respectivement les résultats associés à l incorporation de nanotubes de carbone (NTC) et de particules d oxydes métalliques (MOx) dans la matrice polymère des réflecteurs solaires. Nous présenterons les propriétés des composites ainsi obtenus : propriétés thermo-optiques, électriques et de dissipation de charges électrostatiques. Le chapitre six présente les prémisses de deux synthèses de nanostructures à haut facteur de forme d oxydes métalliques. Enfin nous conclurons en dégageant les résultats principaux ainsi que les perspectives de ce travail. 4

Chapitre I Introduction au spatial Ce chapitre permet de situer le contexte d étude de cette thèse. La première partie décrit les caractéristiques de l environnement spatial et plus particulièrement de l orbite géostationnaire. La deuxième partie est consacrée aux revêtements de contrôle thermique et à leurs vieillissements. Enfin une dernière partie aborde les phénomènes de décharges électrostatiques présents en orbite.

Chapitre I Introduction au spatial I.1. L environnement spatial I.1.1. Les orbites Les satellites artificiels peuvent être placés sur différents types d orbites d altitudes différentes : les orbites basses, dites LEO (Low Earth Orbit) d une altitude variant entre 600 et 1600 km, l orbite géostationnaire, dite GEO (Geostationary Orbit) située à 36 000 km et les orbites moyennes, dites MEO (Middle Earth Orbit) pour toutes les altitudes intermédiaires [TEC]. Un satellite placé en orbite GEO permet de suivre un point fixe à la surface de la Terre. On distingue différents types d orbite selon leurs inclinaisons par rapport à la Terre (figure I-1). Une trajectoire à 90 par rapport à l équateur est dite polaire, si l angle est différent elle est dite inclinée et à 0 elle est dite équatoriale. Figure I-1 : Les différentes trajectoires des orbites. I.1.2. La magnétosphère La magnétosphère désigne l'ensemble des lignes de champ magnétique terrestre situées audelà de l'ionosphère, au dessus de 800 à 1000 km d'altitude (figure I-2). S'il n'y avait pas de vent solaire, le spectre magnétique de la Terre serait semblable, en première approximation, à celui d'un aimant droit isolé. En réalité, la magnétosphère agit comme un écran et protège la surface terrestre des excès du vent solaire, nocif pour la vie. Elle s'oppose au vent solaire comme une culée de pont dévie le courant d'une rivière. En contrepartie, le vent solaire déforme le spectre magnétique de la Terre en lui donnant une forme de comète. Les vents solaires, liés à l activité solaire, assignent à la magnétosphère des périodes calmes et d autres plus tumultueuses. L atmosphère terrestre est en permanence soumise aux rayonnements X et 7

Chapitre I Introduction au spatial ultraviolets, aux particules solaires ainsi qu aux rayons cosmiques. Ces interactions avec les atomes ou molécules de la haute atmosphère produisent des ions et des électrons. A très basse altitude, les rayonnements les plus énergétiques tels que les rayons cosmiques sont capables de former quelques milliers d ions par cm 3, mais ce n est qu à une cinquantaine de kilomètres que débute véritablement la partie ionisée de l atmosphère. Il s agit de la Ionosphère, qui s étend à peu près jusqu à 1 Rt (1 Rayon Terrestre [Rt] ~ 6378 km). Avec l altitude, le taux d ionisation (rapport de la densité des particules chargées à la densité totale de particules) augmente régulièrement pour pratiquement atteindre l unité. Dans le plasma ionosphérique, les particules ont une énergie moyenne de l ordre de 0,1 ev et la probabilité d induire de forts potentiels sur les satellites est quasi nulle. Il faut noter que c est dans ce milieu qu évoluent les satellites en LEO. Figure I-2 : Schéma simplifié de la magnétosphère dans le plan méridien midi-minuit. L ionosphère est dominée par la Plasmasphère qui se situe sur les lignes fermées du champ magnétique terrestre. C est une région de plasma dense et froid d origine principalement ionosphérique, qui peut être décomposée en deux parties : la ceinture interne et la ceinture externe. La Ceinture Interne se situe à environ 3 Rt. Dans cette zone se trouvent des protons très énergétiques (E >100 MeV) capables de charger des éléments externes du satellite, mais également des éléments internes. La Ceinture Externe également appelée Plasmapause, marque la fin de la plasmasphère. En cet endroit de la magnétosphère se trouvent des 8

Chapitre I Introduction au spatial électrons dont l énergie est inférieure à 10 MeV et dont la densité est 100 fois inférieure à celle de la ceinture interne. La ceinture externe est par conséquent beaucoup moins dure que la ceinture interne pour les satellites qui doivent traverser ces zones dans une période de 10 jours précédant leur circulation en orbite. La zone de Dépression Plasmique, qui enveloppe la plasmapause, se situe également dans les lignes fermées du champ magnétique terrestre. Elle est très fine et ne se déplace pas avec la Terre. Dans chacune de ces couches se trouvent les lignes du champ magnétique de la Terre, sur lesquelles sont piégées des particules telles que des électrons et des protons fortement énergétiques. Ces ceintures de radiations sont connues sous le nom de Ceintures de Van Allen (figure I-3). Elles sont décomposables en deux parties : - Une ceinture interne débutant entre 300 et 1000 km d altitude en fonction de la latitude et qui s étend jusqu'à 10 000 km. Elle comporte surtout des électrons dont l énergie peut atteindre 1 MeV et des protons de haute énergie (plusieurs centaines de MeV). - Une ceinture externe débutant à environ 10 000 km et qui s étend environ jusqu à 5 Rt. Elle est principalement constituée d électrons et de protons. Toutes ces particules sont animées d un mouvement de va et vient entre les deux hémisphères terrestres, d un mouvement de rotation autour des lignes de champ magnétique et enfin d un mouvement de dérive autour de la Terre. Figure I-3 : Schéma simplifié des ceintures de Van Allen. 9

Chapitre I Introduction au spatial En amont de la zone de dépression plasmique, se trouve le Feuillet plasmique qui est une zone fortement agitée et la principale cause des problèmes de charge des satellites en orbite géostationnaire. Cette partie de la magnétosphère est une réserve d un plasma énergétique de plus de 12 kev, sous des flux supérieurs à 0,5 na/cm². Elle est constituée d électrons et d ions dérivant dans des sens opposés à cause de l action déviante du champ magnétique. Elle ne se situe, contrairement aux autres zones, que du côté nuit. En période calme, l orbite GEO est en dehors du feuillet plasmique qui n est donc pas vu des satellites, mais lorsque la magnétosphère est agitée, en période d orage, le feuillet plasmique se dilate et avance sur la trajectoire des satellites. I.1.3. L environnement thermique Un satellite placé en orbite est soumis à 3 principaux flux de chaleur (figure I-4): - le rayonnement solaire - le flux Albédo - le rayonnement terrestre Le fond du ciel, équivalent au rayonnement d un corps noir à 4 K, est la seule source de froid extérieure au satellite. Le satellite lui-même est un corps chaud qui rayonne et perd ainsi de l énergie qu il émet vers l espace. Flux thermique terrestre Flux rayonné Terre Sat. Albédo Flux solaire Φ S Figure I-4 : Schéma des différents échanges thermiques d un satellite en environnement spatial. 10

Chapitre I Introduction au spatial Le rayonnement solaire est une source considérable d énergie pour les satellites. Le flux énergétique reçu par un satellite placé en orbite géostationnaire est d environ 1350 W/m² [MAR 94]. Il est équivalent au flux Φs reçu par la Terre. En effet, le flux d énergie Φ reçu par un objet situé à la distance R du soleil est donné par la relation : R φ = φ ( 0 ) 2 s Eq. I-1 R R 0 correspondant à une unité astronomique (distance Terre-soleil soit : 1,5 10 8 km). Le flux Albédo correspond à la réflexion et la diffusion du flux solaire sur l atmosphère terrestre. Sa répartition spectrale diffère de celle du soleil en raison des bandes d absorption de l atmosphère et son intensité est une fonction de l angle et de la distance du satellite par rapport à la Terre. Enfin, la Terre rayonne également un flux thermique. Elle est un corps chaud et sa radiance est équivalente à celle d un corps noir porté à 250 K. Si l on considère que le satellite est une sphère isotherme placée en orbite terrestre, la température qu il atteint dépend des propriétés thermo-optiques des revêtements surfaciques (absorptivité α et émissivité ε). Si Φ s est le flux solaire et si on se limite à ce flux, le bilan thermique de la sphère s écrit : 2 4 αφ πr = εσt 4πR² Eq. I-2 s La partie gauche de l équation est associée à l énergie thermique reçue par le satellite sur la surface équivalente à un disque et la partie de droite aux pertes d énergie sur toute sa surface. σ est la constante de Stefan-Boltzmann : 5,67 10-8 W/m².K 4. On peut ainsi définir la température d équilibre des revêtements donnée par l équation : 1 α φ 4 T ( s p = ) Eq. I-3 ε 4σ I.1.4. L environnement électrique de l orbite géostationnaire La charge électrique d un satellite mis en orbite dépend essentiellement de son environnement et des particules chargées avec lesquelles il est mis en contact. En orbite LEO par exemple, 11

Chapitre I Introduction au spatial l énergie moyenne des particules est de 0,1 ev. Ces particules ont donc le pouvoir d induire un potentiel de 0,1 V sur le satellite. Des particules de 10 kev auraient donc le pouvoir d induire des potentiels de 10 kv et des particules de plusieurs MeV pourraient théoriquement induire des potentiels de plusieurs millions de volts sur les satellites. Cependant ces potentiels induits ne sont pas uniquement fonction de l énergie des particules incidentes, ils dépendent également de la nature des matériaux utilisés sur le satellite et de leur configuration géométrique. Les énergies moyennes caractéristiques des particules présentes en orbite géostationnaire sont soumises à des variations. En période calme ou en période d orage, les types, les densités, ainsi que l énergie moyenne des particules peuvent radicalement changer. Le fonctionnement d un satellite franchissant ces zones peut être sérieusement altéré si les caractéristiques du milieu dépassent celles pour lesquelles il a été prévu de fonctionner. L orbite géostationnaire (~ 36 000 km) se situe, en fonction de l activité de la magnétosphère, dans la zone de dépression plasmique ou dans le feuillet plasmique (figure I-2). Sur l ensemble de l orbite, les satellites sont soumis aux particules piégées de la ceinture externe de Van Allen. Celle-ci est constituée d électrons dont l énergie varie d environ 50 kev à quelques MeV sous un flux moyen de 50 pa/cm² et de protons dont l énergie est de plusieurs dizaines de kev. Dans le secteur minuit-6h (midi étant au centre du côté jour), en période calme (lorsque la plasmasphère est dilatée), l orbite géostationnaire se trouve dans une ambiance de type ionosphérique en énergie (~ 0,1 ev) mais moins dense (~ 1 cm -3 ). La période d orage correspond à une contraction de la plasmasphère (ou à une avancée du feuillet plasmique) sur la zone de circulation des satellites d orbite géostationnaire. Dans ce type d environnement, les satellites sont principalement exposés à des électrons dont l énergie moyenne est inférieure à 50 kev sous des flux moyens de 0,8 pa/cm². 12

Chapitre I Introduction au spatial I.2. Les revêtements de contrôle thermique I.2.1. Le contrôle thermique Les satellites placés en orbite géostationnaire ne bénéficient pas de la protection thermique de l atmosphère terrestre. Leur température moyenne extérieure oscille entre +130 C lorsqu ils sont exposés au rayonnement solaire et -170 C en période nuit. L électronique embarquée ne pouvant fonctionner sur de telles plages de température, il est nécessaire d isoler l intérieur des satellites de l environnement spatial. Le contrôle thermique permet de garantir à un système spatial (véhicule, instrument, équipement ) un environnement thermique permettant son fonctionnement nominal pendant toutes les phases de la mission. Pour ce faire, il doit : - maintenir structures, équipements et composants dans des gammes de températures spécifiées en fonctionnement et hors fonctionnement. - limiter, si nécessaire, les gradients de température spatiaux (dt ou dt/dx) ou temporels (dt/dt) d une structure, d un équipement ou d un composant. - garantir les conditions aux limites thermiques spécifiées aux interfaces (flux de chaleur, températures d interface, couplages ou découplages thermiques). Ces besoins varient en fonction des phases de la mission et de l état d activité de l équipement. On distingue deux types de technologies de contrôle thermique : les technologies actives, nécessitant un apport d énergie extérieur et les technologies passives. Des systèmes de contrôle thermique actif tels que les résistances chauffantes ou les boucles fluides, permettent de contrôler localement la température d un satellite, mais leur rôle est limité par leur rayon d action et par l énergie qu ils consomment. Les systèmes de chauffage nécessitent de fortes puissances électriques et les systèmes de refroidissement également consommateurs d énergie, ne peuvent absorber l énergie thermique que d un faible volume pour l évacuer vers l espace. Le contrôle thermique passif utilise des matériaux aux propriétés thermooptiques spécifiques. 13

Chapitre I Introduction au spatial I.2.2. Les propriétés thermo-optiques Les propriétés thermo-optiques permettent de définir la nature thermique d un revêtement. Le terme thermo-optique provient de l étude des propriétés des matériaux dans les domaines du visible (optique) et de l infrarouge (thermique). I.2.2.1. Absorptivité solaire L absorptivité solaire correspond à la part du rayonnement solaire absorbé par un matériau. Pour un matériau semi-transparent couplé à un matériau réflecteur tel que le représente la figure I-5, le coefficient d absorption α est défini comme la part du rayonnement qui n est pas réfléchie par le réflecteur solaire. Du fait qu aucune lumière ne traverse le revêtement le coefficient de transmission τ est nul, ce qui nous donne un coefficient d absorption α dépendant uniquement du coefficient de réflexion ρ: ρ + α = 1 donc α = 1 ρ Eq. I-4 Figure I-5 : Représentation schématique des phénomènes de réflexion, de transmission, d absorption et d émission d un réflecteur solaire, pour un rayonnement électromagnétique monochrome et unidirectionnel. L absorptivité est donc déduite de la mesure en réflexion des matériaux. De cette mesure, effectuée sur une plage de longueur d ondes, on calcule l absorptivité solaire αs correspondant 14

Chapitre I Introduction au spatial au spectre d absorption du réflecteur rapporté au spectre d éclairement solaire (ou irradiance) E λ exprimée en W/m²: α λ Eλdλ 1 α = = α s λ Eλdλ E dλ S λ Eq. I-5 Ce coefficient d absorptivité solaire permet donc de quantifier l efficacité d un revêtement sur la plage de longueur d onde qui nous intéresse, à savoir entre 200 et 2500 nm, plage sur laquelle l intensité du spectre solaire est la plus importante (figure I-6). Si sa valeur est proche de zéro cela signifie que le revêtement réfléchit une très forte partie du rayonnement solaire, et a contrario si elle est proche de 1, le revêtement est très absorbant. On peut noter que l intégration du spectre d éclairement solaire E λ permet d obtenir la constante solaire S, environ égale à 1350 W/m² [DUF 80]. Figure I-6 : Spectres d éclairement solaire en orbite géostationnaire et spectre d émission d un corps noir en fonction de sa température. L intensité du spectre du corps noir est multipliée par 20 afin de pouvoir être comparée au spectre d éclairement solaire. I.2.2.2. Emissivité thermique Dans le domaine du contrôle thermique des engins spatiaux, la notion d émissivité thermique est essentielle. Elle permet de caractériser le comportement radiatif d un matériau dans le domaine de l infrarouge. Comme le montrent les spectres d un corps noir porté à différentes températures (figure I-6), l émission thermique, notée ε T, concerne principalement la plage de longueurs d ondes 3 μm 100 μm. Si l on considère un matériau, le flux de rayonnement L λ qu il émet par sa surface peut aisément être comparé à celui L 0,λ qu émettrait un corps noir 15

Chapitre I Introduction au spatial porté à la même température. Le rapport de ces deux flux est nommé facteur d émission ou émissivité thermique ε : L ε = L λ 0, λ luminance du corps réel = Eq. I-6 luminance du corps noir (Les notions de corps noir et de luminance sont rappelées en annexe 1.) Plusieurs facteurs d émission peuvent ainsi être définis. Le plus précis est fonction de la longueur d onde, de la température et de l angle d émission considéré : ε L λ Tθ = Eq. I-7 L 0, λtθ Il correspond au facteur d émission monochromatique à la température T et dans la direction θ (angle pris par rapport à la normale de la surface). Ce facteur d émission peut être intégré sur toute l étendue du spectre électromagnétique et l on obtient alors le facteur d émission totale : ε = 0 + ε 0 λtθ + L L 0, λt 0, λt dλ dλ Eq. I-8 Dans le cas de matériaux semi-transparents comme ceux que nous allons traiter, l émissivité thermique n est pas un phénomène de surface comme pour les matériaux opaques, elle provient de tout le volume du matériau et donc dépend de son épaisseur : κν d ε 1 e Eq. I-9 K v est le coefficient monochromatique d absorption thermique. Il est homogène à l inverse d une longueur. Il rend compte du phénomène d absorption thermique à l intérieur du matériau et dépend de la fréquence v considérée, ainsi que de la température T. Il est directement lié au coefficient d extinction χ du matériau : 4πν = χ Eq. I-9 c κ ν 0 c o = 2,998 10 9 m.s -1 est la vitesse du rayonnement électromagnétique dans le vide. 16

Chapitre I Introduction au spatial I.2.3. Les différents revêtements de contrôle thermique I.2.3.1. Généralités Les revêtements de contrôle thermique sont classés en fonction de leurs propriétés thermooptiques et donc de leurs températures d équilibre. Quelques exemples de ces revêtements, et de leurs principales propriétés sont résumés dans le tableau I-1. Les Réflecteurs Solaires (RS), appartiennent à la catégorie des revêtements froids. Comme pour les SSM (Second Surface Mirrors) ou les OSR (Optical Solar Reflectors), le rapport de leurs propriétés thermo-optiques α/ε doit être le plus faible possible. Type de revêtement α ε α/ε Température Froid (α/ε <1) Ex : peintures blanches, réflecteurs solaires Moyen (α/ε ~1) Ex : peintures aluminium Chaud (α/ε >1) Ex : peintures noires Très chaud (α/ε >4) Ex : dorures <0,2 0,8 0,25-75 C 0,3 0,3 1 6 C 0,97 0,9 1,08 12 C 0,3 0,03 10 223 C Tableau I-1 : Propriétés des différents revêtements de contrôle thermique. I.2.3.2 Miroirs à 1 ère surface réfléchissante Ce type de revêtement consiste en une simple couche réflectrice métallique, d environ 0,1 μm d épaisseur, déposée en surface d un substrat. Dans les couvertures isolantes multicouches MLI (MultiLayer Insulation), le substrat est souvent un film de polyéthylène téréphtalate (PET) ou un film polyimide. Figure I-7 : Schéma d un miroir à 1 ère surface réfléchissante. 17

Chapitre I Introduction au spatial Les métaux sont caractérisés par de très faibles émissivités thermiques. L aluminium, alliant faible absorptivité, faible émissivité et faible coût, est le plus couramment utilisé. L or est également beaucoup utilisé pour ses propriétés quasi inertes dans les milieux humides, cependant, des traitements de surface permettent également de le remplacer par de l aluminium. Les propriétés thermo-optiques des métaux les plus couramment utilisés dans le contrôle thermique sont présentées dans le tableau I-2 Métaux Absorptivité solaire Emissivité thermique α/ε Aluminium 0,12 0,03 4 Argent 0,07 0,02 3,5 Or 0,28 0,02 14 Tableau I-2 : Propriétés thermo-optiques des principaux métaux polis. I.2.3.3 Miroirs à 2 nde surface réfléchissante L utilisation d un substrat semi-transparent déposé sur un métal, ayant une très faible absorptivité, et qui fournit au travers de son volume une forte émissivité thermique permet de diminuer le rapport α/ε et donc la température d équilibre. La réflexion se produisant sur le métal (épaisseur : ~ 0,1 μm) à travers le substrat semi-transparent, ces revêtements sont dits à seconde surface réfléchissante. Les SSM et les OSR appartiennent à cette catégorie de revêtements de contrôle thermique. Figure I-8 : Schéma d un miroir à 2 nde surface réfléchissante. a) Second Surface Mirror (SSM) Pour les SSM, le substrat utilisé est généralement du FEP (fluoroéthylène propylène) ou du polyimide pour des applications à haute température. 18

Chapitre I Introduction au spatial Epaisseur de film (μm) Emissivité typique FEP Polyimide Métaux Absorptivité 12,5 0,41 0,52 Argent 0,06-0,09 25 0,52 0,64 Aluminium 0,10-0,14 51 0,65 0,76 Cuivre 0,20-0,30 127 0,79 0,85 Germanium 0,50-0,70 254 0,86 - Tableau I-3 : Exemple de l émissivité thermique des SSM et leur absorptivité en fonction du matériau réflecteur. L émissivité des SSM est fonction de l épaisseur du substrat, le métal utilisé influant sur l absorptivité (tableau I-3). Ces revêtements ont la particularité d être souples. b) Optical Solar Reflector (OSR) Les OSR sont également des revêtements à 2 nde surface réfléchissante qui sont utilisés en tant qu élément passif de contrôle thermique. Ils peuvent être composés d un substrat de quartz ou de verre dopé à l oxyde de cérium (CeO 2 ) et aluminisé ou argenté en face arrière pour réfléchir le rayonnement incident. De part leur très faible coefficient d absorption, ces revêtements permettent d obtenir de très bons rapports α/ε (cf. tableau I-4). Le plus souvent, ils se présentent sous la forme de carrés de 40 40 mm², dont l épaisseur est comprise entre 100 et 200 μm, que l on colle les uns à côté des autres. Leur fragilité rend toute fois leur mise en œuvre très contraignante et leur coût est très élevé (~ 11000 HT/m²). Leur taille rend aisé le dépôt d une couche conductrice en surface. Le tableau ci-dessous présente quelques caractéristiques d OSR mis au point par Lanzhou Institute of Physics. α s ε Résistivité surfacique OSR 0,08 0,76 - OSR (version conductrice) 0,08 0,76 400 Ω/mm OSR dopé CeO 2 0,10 0,80 - OSR dopé CeO 2 (version conductrice) 0,10 0,80 400 Ω/mm Tableau I-4 : Exemple de propriétés thermo-optiques des OSR (Lanzhou Institute of Physics, Chine). 19

Chapitre I Introduction au spatial I.2.4. Les réflecteurs solaires I.2.4.1. Généralités Depuis plusieurs années, l équipe Matériaux et Revêtements du service Thermique du CNES, a développé sur le principe des revêtements à 2 nde surface réfléchissante, de nouveaux Réflecteurs Solaires (RS). Avec une faible absorptivité solaire et une forte émissivité thermique, les RS appartiennent à la classe des revêtements froids. Le polymère mis au point pour leur fabrication est une résine polysiloxane, initialement développée en vue d une utilisation en orbite basse (LEO ~ 800 km). Dans l objectif de remplacer les actuels OSR et SSM, deux formulations ont été développées. La première, destinée à la fabrication de Réflecteurs Solaires Rigides (RSR), est donc appliquée sur des supports rigides et a des performances identiques aux OSR pour des applications LEO. La seconde formulation de résine, fabriquée pour des Réflecteurs Solaires Flexibles (RSF) a été élaborée pour concurrencer les SSM. Les RS sont donc constitués d un support flexible ou rigide, capable de réfléchir le rayonnement solaire, sur lequel est déposée l une des deux formulations de résine en fonction du type de support. Dans le cas des RSF, le support est généralement du Kapton (film polyimide) aluminisé d épaisseur 25 ou 50 μm. Pour les RSR, on peut utiliser de l aluminium poli (figure I-9) ou un dépôt électrochimique d argent sur substrat métallique qui permet d augmenter la réflexion et diminuer ainsi le coefficient d absorptivité solaire α s. La résine polymère permet d apporter au RS un fort coefficient d émissivité thermique ε à travers son volume. Réflecteur Solaire Souple - RSF Polysiloxane Aluminium Kapton Réflecteur Solaire Rigide - RSR Substrat métallique Polysiloxane Réflecteur : Argent ou Aluminium poli Figure I-9: Composition des réflecteurs solaires. 20

Chapitre I Introduction au spatial I.2.4.2. Propriétés thermo-optiques Les propriétés thermo-optiques des RS sont directement liées à leurs différentes composantes. Le coefficient d émissivité thermique des métaux polis étant très faible (~ 0,02), seule l épaisseur de la couche de la résine définit la valeur d émissivité du RS. Le coefficient d absorptivité solaire est en revanche fixé par le type de couche réflectrice ainsi que par l épaisseur de résine. Le meilleur rapport α/ε est obtenu pour une épaisseur d environ 50 μm. Sur les spectres en transmission des résines polysiloxanes des RSR et des RSF présentés sur la figure I-10, nous pouvons constater qu elles transmettent plus de 97 % du rayonnement sur la plage de longueurs d onde 250 1000 nm, plage dans laquelle l intensité du rayonnement solaire est la plus forte. Les spectres en réflexion des différents supports susceptibles d être utilisés sont présentés sur la figure I-11. 100 95 90 Transmission [%] 85 80 75 70 65 60 55 Formulation RSR Formulation RSF 50 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 Longueur d onde [nm] Figure I-10 : Spectres en transmission des résines polysiloxanes des RSR et RSF. Leur transmission est supérieure à 97%. 21

Chapitre I Introduction au spatial 100 95 90 85 Réflexion [%] 80 75 70 65 60 55 50 Rigide : Aluminium Argenté Souple : Kapton Aluminisé 25μm Souple : Kapton Aluminisé 50μm 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 Longueur d onde [nm] Figure I-11 : Spectres en réflexion des différents types de supports utilisés : Rigide : Aluminium recouvert d un dépôt électrochimique d argent Flexible : Kapton Aluminisé de 25 et 50 μm d épaisseur. Le Kapton aluminisé présente une légère différence de réflexion en fonction de son épaisseur. Celui de 25 μm est plus réfléchissant que celui de 50 μm (Δα s = 0,01). Les supports argentés se distinguent très largement des supports aluminisés avec un gain sur la réflexion de l ordre de 0,03 à 0,04. Les propriétés thermo-optiques des RS sont présentées dans le tableau I-5. Elles ont été mesurées sur des supports de type aluminium poli et aluminium argenté pour les RSR et Kapton aluminisé pour les RSF. L épaisseur de la résine est de 50 μm. RS Support Absorptivité Solaire Emissivité Thermique RSR Al 0,11 0,12 0,82 ± 0,02 RSF Al 0,11 0,12 0,82 ± 0,02 RSR Ag 0,8 0,9 0,82 ± 0,02 Argent 0,07 - Kapton Aluminisé 25μm 0,10 - Kapton Aluminisé 50μm 0,11 - Tableau I-5 : Propriétés thermo-optiques des RS. 22

Chapitre I Introduction au spatial I.2.4.3. Vieillissement en environnement spatial Afin d étudier leur vieillissement, les RS ont été soumis à de nombreuses contraintes représentatives de l environnement spatial [GRO 01][GRO 03]. Ces simulations permettent la qualification spatiale des revêtements. Dans un premier temps, nous présentons le vieillissement provenant des contraintes environnementales : température, pression, oxygène atomique, rayonnement UV, puis nous aborderons le vieillissement lié aux bombardements de particules : protons, électrons. a) Contraintes environnementales Dans un premier temps, les échantillons sont soumis aux contraintes thermiques. Ils sont exposés à 200 cycles sous vide entre -165 C et +130 C, de 90 minutes chacun. Suite à ces cycles, l adhérence du revêtement sur un substrat défini ne doit pas être dégradée. L environnement spatial impose aux satellites un vide de 10-9 à 10-11 Torr qui provoque le dégazage des matériaux. Les tests de dégazage et contaminations sont effectués en accord avec la norme ECSS-Q-70-02A [ECS 00] à Intespace (Toulouse, France), organisme certifié par la communauté spatiale. Les mesures représentatives sont nommées : TML (Total Mass Loss), RML (Recovered Mass Loss), et CVCM (Collected Volatile Condensable Material). La valeur de TML représente la masse totale dégazée par un échantillon mis sous vide à 125 C, la valeur de RML représente la masse perdue par le matériau sous vide sans tenir compte de la masse d eau et la valeur de CVCM représente la quantité de matière dégazée par un échantillon qui vient se condenser sur un collecteur à 25 C. La norme impose une valeur de TML et de RML inférieures à 1 % et une valeur de CVCM inférieure à 0,1 %. L oxygène atomique est le composant dominant de l atmosphère aux altitudes comprises entre 200 et 800 km. Il provient de la dissociation par les UV des molécules d oxygène : O 2 + hν O. + O. (99 %) Espèces neutres O + + O - (<< 0,1 %) Espèces ionisées Les simulations de bombardement par l oxygène atomique (ATOX) sont donc spécifiques aux matériaux destinés au fonctionnement en environnement LEO. Cette atmosphère est neutre, constituée d environ 80 % d atomes d oxygène et 20 % d azote [GRO 03], mais reste la cause principale de dégradation des revêtements polymères sur ce type d orbite. Si l on considère un 23

Chapitre I Introduction au spatial satellite en orbite avançant à la vitesse de 8 km/s, sa face avant entre en collision avec des particules d énergie équivalente à 5 ev, ce qui provoque l érosion prématurée des matériaux externes. Les simulations ont été effectuées à l ONERA/DESP (Toulouse, France) [GRO 01][VIE 99], où les échantillons ont été bombardés par l oxygène atomique avec une fluence de 2x10 20 atomes/cm² (représentatif de 4 ans en orbite à 700-800 km d altitude), avant que ne soient mesurées leurs propriétés thermo-optiques. Les revêtements sont aussi exposés sous vide au rayonnement UV représentatif du rayonnement solaire hors atmosphère dans la gamme de longueurs d onde 200 400 nm. L énergie des photons situés dans la gamme infrarouge (E PH < 1,5 ev) est trop faible pour induire des dommages aux polymères. Dans la gamme proche UV en revanche, les photons deviennent assez énergétiques pour casser les liaisons organiques (E > 3 ev) mais le rayonnement le plus dur, se situe au-dessous de 200 nm avec des énergies supérieures à 5 ev. Les effets primaires de l interaction des UV avec les polymères sont la formation d ions, de radicaux libres et d espèces excitées. Cette simulation en laboratoire est longue puisque les recommandations générales de simulation d environnement spatial européennes et américaines spécifient un facteur d accélération proche de 3 et inférieur à 3,5. Les tests sur les RS ont été effectués pour 1008 ehs (équivalent heure solaire) [REM 00][HID 03]. L ensemble des résultats des tests de vieillissements des RS sont présentés dans le tableau I-6. Tests RSR RSF Norme Cycles thermiques : T : -165 C / +130 C, 200 cycles. α, ε : inchangés. adhérence : inchangée. α, ε : inchangés. adhérence : inchangée Dégazage Contamination. TML : 0,14 %. RML : 0,11 %. CVCM : 0,04 %. TML : 0,18 %. RML : 0,15 %. CVCM : 0,03 % < 1 % < 1 % < 0,1 % Oxygène Atomique (2 10 20 atomes/cm²). Δα s = -0,003 ± 0,003. Δε N = +0,002. Δα s = +0,004 ± 0,001. Δε N = -0,009 Ultraviolet (1008 ehs) 20 nm < λ < 200 nm. Δα s = +0,006 ± 0,001. Δα s = +0.001 ± 0,001 Tableau I-6 : Résultats des tests de vieillissement dû aux contraintes environnementales. 24

Chapitre I Introduction au spatial b) Protons Des essais de bombardement des réflecteurs aux protons (E = 45 kev) ont également été effectués en cohérence avec les simulations d exposition au rayonnement UV. Les problèmes issus de l irradiation des matériaux par des protons, ne proviennent pas nécessairement de leur charge électrique mais surtout de leur taille et de la dégradation qu ils provoquent dans la structure des matériaux. Cette dégradation se traduit par une modification de l état de surface des revêtements et donc par une modification de l absorptivité solaire (figure I-12) et de l émissivité thermique (tableau I-10). Sous une irradiation aux protons équivalente à 10 années en orbite GEO, les RS perdent 24 % de transparence. On peut remarquer sur la figure I-13 que cette perte provient surtout d une baisse de la réflexion dans le proche ultraviolet. Sous irradiation, ce décalage du front d absorption de l UV vers le visible, peut être corrélé avec le gap optique Eg, qui est très proche du gap électronique du matériau, par la relation de Tauc : ( hν E ) 1/ 2 α hν α Eq. I-10 0 g où α 0 est une constante, ν [Hz] est la fréquence, λ [m] la longueur d onde, α l absorption et h= 4,136 10-15 ev.s la constante de Planck. Si l on présente le spectre sous la forme (hν.α) en fonction de hν et qu on l extrapole, l intersection avec l axe des abscisses donne directement l énergie du gap optique Eg. Durée Equiv. d irradiation [Années] 0 (vide) 0,2 an 0,5 an 1 an 3 ans 5 ans 7,5 ans 10 ans α 0,117 0,127 0,159 0,191 0,264 0,303 0,336 0,359 ε 0,77 - - - - - - 0,754 E g > 6,2 4,08 3,68 3,3 2,77 2,55 2,45 2,35 Tableau I-7 : Variation de α, ε et du Gap optique des RSF sous irradiation aux protons (E = 45 kev). 25

Chapitre I Introduction au spatial 0.4 0.35 RSF : Protons (40keV) SSM : Protons (40keV) OSR : Protons (40keV) 0.3 0.25 α s 0.2 0.15 0.1 0.05 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 Durée équivalente d irradiation [Années] Figure I-12 : Variation du coefficient d absorption solaire des réflecteurs en fonction de la durée équivalente en année d irradiation aux protons. Réflectance 1 0.9 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0 250 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 Longueur d onde [nm] Vide α s : 0,117 0,5 an α s : 0,159 1 an α s : 0,191 3 ans α s : 0,264 5 ans α s : 0,303 7,5 ans α s : 0,336 10ans α s : 0,359 Figure I-13 : Spectres en réflexion du RSF irradié aux protons 45 kev pour des durées équivalentes en orbite géostationnaire. 26

Chapitre I Introduction au spatial Sur les spectres en transmission de la résine polysiloxane présentés sur la figure I-10, on peut voir que nous n avons pas accès au front d absorption UV du polymère, qui se situe en dessous de λ = 200 nm. Nous pouvons simplement en déduire que l énergie du gap optique de ce matériau est supérieure à 6,2 ev, qui correspond à l énergie de la longueur d onde 200 nm. Globalement, nous pouvons remarquer que l irradiation des RS induit la diminution de l énergie de bande interdite de la résine polymère (tableau I-10) qui passe de Eg > 6,2 ev avant irradiation à Eg = 2,35 ev lorsque le RS a reçu une dose de protons équivalente à 10 années en environnement GEO. Des études complémentaires, prévues par l équipe Matériaux et Revêtements du CNES sont nécessaires pour déterminer les causes exactes de cette variation. Nous pensons actuellement que l irradiation des matériaux cause la rupture de liaisons chimiques qui conduit à la création de radicaux libres et d espèces volatiles. Elle produit également l augmentation du degré de réticulation du polymère qui serait la cause du durcissement et du craquellement observé sur les films irradiés. La diminution de l énergie de bande interdite signifie que le film gagne en conductivité comme il a été observé par Mishra et al. [MIS 00] sur des échantillons de polypropylène (PP) et de polytétrafluoroéthylène (PTFE). Les mesures du coefficient d émissivité thermique ont été effectuées seulement avant et après l irradiation. Nous constatons une faible diminution de ce coefficient qui rentre dans la précision de la mesure généralement admise à ±0,03. La dégradation de la résine RSF est très importante par rapport à celle des films SSM (Sheldahl FEP (125 μm) / Ag) ou encore des OSR (Pilkington CMX 150 μm : Verre dopé au Cérium) qui, irradiés dans les mêmes conditions, voient augmenter leur absorptivité solaire respectivement de 11% et de 2%. c) Décharges électrostatiques (ESD) Comme nous l avons vu dans la première partie de ce chapitre, l énergie et la densité des électrons présents en environnement spatial dépendent de l altitude de l orbite envisagée. Le bombardement électronique le plus important se produit lors des orages magnétiques en orbite géostationnaire. Afin de mieux appréhender le problème de l irradiation dans les RSF, une simulation de l implantation d électrons dans la résine polydiméthylsiloxane à partir des logiciels CASINO (figure I-15A) et ESTAR (figure I-15B) a été effectuée [HID 05]. CASINO permet de mettre en valeur les zones d implantation de charges, suite à une irradiation aux électrons d énergie 27

Chapitre I Introduction au spatial 20 kev. Cette énergie n est pas représentative de l environnement spatial puisque l on y trouve qu un spectre énergétique, cela dit, elle est représentative d une gamme d énergies potentiellement très dégradantes pour les revêtements externes. Avec des épaisseurs de revêtement de 50 μm et si l on néglige l émission secondaire, on peut voir que toutes les charges sont implantées dans le matériau, ce qui les rend susceptibles d induire de très forts potentiels de surface. Le logiciel de simulation ESTAR donne la profondeur maximale d implantation des charges. Pour une énergie de 20 kev, il estime une profondeur de pénétration maximale de 8 μm en accord avec le simulateur CASINO et il permet de mettre en évidence que des électrons d énergie supérieure à environ 55 kev traversent les 50 μm de résine. 0 [A] 10 6 [B] 2 Profondeur - μm 4 6 Profondeur - μm 10 4 10 2 8 10 0 1 2 3 4 5 Coups - valeur normalisée x 10-3 PDMS 10 0 10-2 10 0 10 2 10 4 Energie - MeV Figure I-15 : Simulation d implantation d électrons dans une matrice polysiloxane (PDMS). A : Simulateur CASINO pour E = 20 kev. B : Simulateur ESTAR.. Ces simulations permettent de nous renseigner sur le niveau de pénétration des charges dans le polymère mais elles ne nous permettent pas de déduire les effets pouvant être induits par leur stockage ni même savoir si elles ont été stockées. Pour obtenir ces renseignements, il est nécessaire d effectuer des expérimentations dans des simulateurs réels de charge en environnent spatial tels que ceux disponibles à l ONERA Toulouse. Des mesures ESD sur les réflecteurs solaires ont été effectuées à l ONERA, au sein des 3 dispositifs de simulations disponibles au Département d Environnement SPatial (DESP) : Cèdre, Géodur et Sirène [HID 05]. Seuls les essais de vieillissement Sirène seront présentés, le dispositif Sirène permettant de simuler les conditions électriques de l orbite géostationnaire. 28

Chapitre I Introduction au spatial La séquence d irradiation de Sirène est la plus représentative des conditions électriques de l orbite géostationnaire puisque son spectre énergétique continu s étale entre 10 et 400 kev, afin de représenter un état agité mais probable de l orbite. Un échantillon de RSF de 36 μm d épaisseur a été irradié par des électrons monoénergétiques d énergie E = 20 kev sous un flux Φ = 250 pa/cm² accompagné d un faisceau multi-énergétique 10 400 kev sous Φ = 50 pa/cm². Le résultat présenté en figure I-16, montre que le potentiel d équilibre de cet échantillon se situe aux environs de -1200 V pour une épaisseur de 36 μm. 0-200 RSF : 36 μm -400 Vs [V] -600-800 -1000-1200 0 20 40 60 80 100 120 140 Temps d irradiation [min] Figure I-16 : Evolution du potentiel de surface du RSF sous irradiation multi-énergétique. Il est important de préciser que le potentiel de surface V s d un revêtement dépend de son épaisseur d : d () t Q () t ε Vs = s Eq. I-12 avec Q s (t) : la charge implantée à la surface du revêtement ε : la permittivité du revêtement Un phénomène de conductivité induite sous irradiation est observé avec la résine PDMS du RSF. En effet, un matériau isolant possède un potentiel de surface de l ordre de -5000 V lors du test ESD. La conductivité induite sous irradiation est présentée dans la suite de ce chapitre. La ECSS-E-20-06 [ECS 98] impose un potentiel de surface inférieur à -500 V aux matériaux devant être utilisés en orbite géostationnaire afin d éviter tout risque d ESD. 29