EP4384707A1 - Ensemble d'alimentation electrique pour propulseur a plasma de vaisseau spatial - Google Patents

Ensemble d'alimentation electrique pour propulseur a plasma de vaisseau spatial

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Publication number
EP4384707A1
EP4384707A1 EP23738832.7A EP23738832A EP4384707A1 EP 4384707 A1 EP4384707 A1 EP 4384707A1 EP 23738832 A EP23738832 A EP 23738832A EP 4384707 A1 EP4384707 A1 EP 4384707A1
Authority
EP
European Patent Office
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current
power supply
supply assembly
plasma
measuring
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EP23738832.7A
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German (de)
English (en)
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EP4384707B1 (fr
EP4384707C0 (fr
Inventor
Dominique Nicolas
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Airbus Defence and Space SAS
Original Assignee
Airbus Defence and Space SAS
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Publication date
Application filed by Airbus Defence and Space SAS filed Critical Airbus Defence and Space SAS
Publication of EP4384707A1 publication Critical patent/EP4384707A1/fr
Application granted granted Critical
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Publication of EP4384707C0 publication Critical patent/EP4384707C0/fr
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
    • F03H1/0018—Arrangements or adaptations of power supply systems

Definitions

  • the present description relates to an electrical power supply assembly for a spacecraft plasma thruster. It also relates to a plasma propulsion system and a spacecraft which incorporate this electrical power assembly.
  • Plasma thrusters produce the thrust force which constitutes the propulsion of the spacecraft by emitting ions with a high value of ionic kinetic energy. To do this, they incorporate an appropriate ion emission system, which generates an ion beam towards the outside of the spacecraft. But they also incorporate a device for electrical neutralization of this ion beam, in order to reduce an electrostatic charge which is carried by the spacecraft and which could degrade certain of its on-board devices if this electrostatic charge becomes too great in relation to the electrical potential of the surrounding space.
  • An electron emitter which is used for this purpose of neutralizing the ion beam comprises a neutralizer when the plasma thruster is of a gated ion type, GIT or RIT, or comprises a hollow cathode of the plasma thruster when the latter is of the Hall effect type.
  • each of these electrical neutralization devices comprises a maintaining electrode, or “keeper” in English, which is arranged at an outlet of the electron emitter.
  • This maintaining electrode is powered with an electric current which is dedicated and controlled, called maintaining current and denoted keeper.
  • This holding current then constitutes a contribution to a return current which flows from the electron emitter to a common return point, or CRP for "common reference potential” in English, also called NRP for “Neutralizer Return Potential” or “Cathode Return Potential” depending on the type of plasma thruster.
  • This return current, denoted Ibody is the sum of several contributions.
  • a first contribution is the thrust control current, which is delivered to the ion emission system and designated by beam for a gated ion thruster, GIT or RIT, or by Id for a Hall effect thruster.
  • a second contribution is the keeper holding current which is delivered to the holding electrode of the electron emitter used to neutralize the ion beam.
  • the two currents beam or b on the one hand, and keeper on the other hand, are parameters which determine the operating point of the plasma thruster. Their values are provided by the manufacturer of this plasma thruster. However, it may appear that additional adjustment of the operation of the plasma thruster is necessary, beyond the current values provided by its manufacturer, depending on the type of mission for which the plasma thruster is intended, according to simulations. or field tests of the spacecraft which is equipped with the plasma thruster.
  • Certain plasma thrusters require that the holding current be generated for a short period of time when the plasma thruster is switched on, then be stopped.
  • Other plasma thrusters require that the holding current be maintained for the duration of a propulsion phase, regardless of that duration.
  • the distinction between these two requirements comes from the intensity of the thrust control current that flows through the neutralizer or hollow cathode, depending on the type of plasma thruster. The higher this intensity, the more likely the plasma thruster is to operate without holding current. Conversely, the lower the intensity of the thrust control current which circulates in the neutralizer or in the hollow cathode, the more the operation of the plasma thruster is likely to require a sufficient holding current.
  • the manufacturer of plasma thruster provides a value to adopt for the keeper holding current which is different for each prescribed value of the thrust control current beam or Id.
  • Typical numerical values are for example: between 2.2 A (ampere) and 3, 8 A for the thrust control current, and between 3.1 A and 4.6 A for the holding current.
  • the operating instructions for a plasma thruster which are provided by its manufacturer to the manufacturer of the spacecraft in which this plasma thruster is used further include a set value for the body return current which returns from the thruster to plasma from the electron emitter, towards the common CRP return point of its power supply assembly.
  • a value for this return current which would be greater than the manufacturer's corresponding setpoint is likely to cause premature aging or degradation of the plasma thruster, and in particular of its electrical neutralization device.
  • An aim of the present invention is then to further improve the precision in controlling the plasma thruster.
  • a general aim of the present invention is to preserve or maximize the lifespan of a plasma thruster which is used on board a spacecraft.
  • the invention aims to prevent premature wear or degradation of the plasma thruster.
  • a first aspect of the invention proposes a new electrical power supply assembly for a spacecraft plasma thruster, adapted to transform electrical power which is received from a power bus of the spacecraft, in electrical voltages and currents which are supplied by this electrical power supply assembly to the plasma thruster, so that the latter generates an ion beam during operation of the plasma thruster.
  • the power supply assembly includes a common return point for collecting a current of feedback from the plasma thruster during operation.
  • the plasma thruster includes an electron emitter which is for neutralizing the ion beam during operation, and a holding electrode which is provided at an output of electrons emitted from the electron emitter.
  • the electrical currents supplied by the power supply assembly include at least one holding current which is supplied to the holding electrode and which constitutes a contribution to the return current.
  • the electrical power supply assembly is adapted to receive or produce successive evaluations of the return current or of a leakage current which flows from the common return point towards an electrical ground of the spacecraft.
  • Such evaluations of the return current or the leakage current are received by the power supply assembly when the means for obtaining these evaluations are external to the power supply assembly.
  • the electrical power supply assembly is arranged to adjust in real time during operation, the holding current as a function of evaluations of the return current or the leakage current, in accordance with a current setpoint value.
  • the current setpoint value which is used according to the invention to adjust the holding current in real time during operation can be relative to the return current or to a sum of the holding current and the leakage current.
  • the current setpoint value which is used according to the invention can be prescribed by the manufacturer of the plasma thruster. It may vary in accordance with several operating points which are provided by this manufacturer for the plasma thruster. In different embodiments of the invention, this current setpoint can concern either the return current, or a partial return current which is constituted by the holding current and the leakage current. In the latter case, the instruction for the partial return current can be obtained by subtracting from a return current setpoint a thrust control current setpoint.
  • the present invention makes it possible to prevent the return current, which flows from the electron emitter of the plasma thruster to the common return point of the electrical power supply assembly of the plasma thruster. , does not exceed the instructions prescribed by the manufacturer of this plasma thruster.
  • the invention therefore proposes to replace the use of a holding current setpoint possibly provided by the manufacturer of the plasma thruster by an adjustment of the holding current in order to respect the return current setpoint or the return current setpoint. partial return current.
  • the electrical mass of the spacecraft can be constituted by its chassis. Return current flows from the electron emitter to the return common point, and leakage current flows from this return common point to the spacecraft's electrical ground.
  • the return current is a grouping of the thrust control current that is supplied to the ion emission system of the plasma thruster, the holding current, and the leakage current. .
  • the leakage current results from variations in an electrical charge that the spacecraft picks up as a function of various parameters such as the surface of its solar panels, their orientation , the bus voltage of the solar panels, the ion flux which is emitted by the plasma thruster, the solar irradiance, the distance from the Sun, etc.
  • This leakage current therefore constitutes a contribution to the return current which flows from the electron emitter towards the common return point, in addition to the contributions of the thrust control current and the holding current.
  • the leakage current then flows through a dedicated discharge conductor system, from the common return point to the space vehicle's electrical ground. In essence, the leakage current is not controlled or predictable with sufficient precision. It can be positive or negative.
  • the leakage current can be of the order of 0.08 A to 0.1 A.
  • the leakage current can cause the total or partial return current to exceed or fall short of the setpoint which has been prescribed by the manufacturer of the plasma engine.
  • the present invention therefore prevents such overshooting or undershooting from occurring, thus preventing premature aging of the plasma thruster from occurring and preserving its proper operation.
  • the holding current can be reduced or increased by the power supply assembly, depending on the sign and/or variations of the leakage current.
  • the power supply assembly can be arranged to adjust the holding current in real time during operation according to a feedback loop which comprises a subtractor, a first input of the subtractor being arranged to receive the value current setpoint, and a second input of the subtractor being arranged to receive the evaluations of the return current or to receive a sum of a measurement result of the holding current and the evaluation of the leakage current.
  • the power supply assembly is then configured to adjust the holding current based on a difference result which is output by the subtractor.
  • the electrical power supply assembly comprises a measuring system which is arranged to deliver successive results of measuring the leakage current.
  • each leakage current measurement result constitutes an evaluation.
  • the electrical power supply assembly can then further comprise a summer which is arranged to receive on two inputs of this summer, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster, the current measurement result leakage and the holding current measurement result for this instant. An output of the adder is then connected to the second input of the subtractor.
  • the electrical power supply assembly further comprises the measuring system for delivering the successive results of measuring the leakage current.
  • the electrical power supply assembly can then further comprise a summation which is arranged to receive on three inputs of this summator, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster, the result of measuring the leakage current and the result of measuring the holding current for the same instant, and also an evaluation of a current thrust control which is provided at this time by the electrical power assembly to the ion emission system of the plasma thruster.
  • the output of the adder is again connected to the second input of the subtractor.
  • the measuring system which is used to deliver the successive leakage current measurement results can be of a type adapted to carry out electric current measurements.
  • the electrical power supply assembly may further comprise a discharge conductor system which is intended to electrically connect the common return point to the electrical ground of the spacecraft.
  • the measuring system which is used to deliver the successive results of measuring the leakage current can be of a type adapted to carry out measurements of electrical voltage, and be arranged to measure an electrical voltage which exists between terminals of at least part of the discharge conductive system.
  • the power supply assembly is then configured to provide each leakage current measurement result as a result of dividing the electrical voltage measured across the terminals of the discharge conductive portion of the system by a resistance value of that part of the discharge conductive system.
  • the electrical power supply assembly can be autonomous to have the resistance value of the part of the discharge conductive system at the terminals of which the electrical voltage is measured.
  • the electrical power supply assembly comprises a measuring system which is arranged to deliver successive results of measuring the return current, each result of measuring the return current constituting an evaluation of it.
  • the electrical power supply assembly is then arranged to transmit these successive results of measuring the return current to the second input of the subtractor during operation of the plasma thruster.
  • the power supply assembly can be configured to adjust the holding current as a function of the result of difference which is output by the subtractor in accordance with a proportional-integral transfer function which is applied to this difference result.
  • a second aspect of the invention proposes a plasma propulsion system for a spacecraft, which comprises:
  • this plasma thruster comprising an electron emitter and a holding electrode which is arranged at an output of the electrons emitted by the electron emitter;
  • This plasma propulsion system is arranged so that the electrical power supply assembly supplies the maintaining electrode of the plasma propellant, during operation of the latter, with a maintaining current which is adjusted in real time based on evaluations of return current or leakage current, in accordance with the current setpoint.
  • the holding current which is supplied by the power supply assembly to the holding electrode can be consistent with the difference result which is output by the subtractor .
  • the plasma propellant can be of one of the following types:
  • the electron emitter comprises an electron gun which is intended to neutralize the ion beam during operation of the plasma thruster, and the electrode of maintaining is arranged at an electron outlet of the electron gun;
  • the electron emitter is a neutralizing hollow cathode of the Hall effect thruster, and the maintaining electrode is arranged at an output opening of the hollow cathode.
  • a third aspect of the invention proposes a spacecraft which comprises a plasma propulsion system conforming to the second aspect of the invention.
  • a fourth aspect of the invention proposes a method of powering a plasma thruster on board a spacecraft, this method comprising the following steps that are performed while the ship is moving in space:
  • the holding current that is supplied to the holding electrode can be adjusted so that the return current, or a sum of a current measurement result maintenance and evaluation of the leakage current, corresponds to the current setpoint value.
  • the maintaining current which is supplied to the maintaining electrode at a moment of operation of the plasma thruster is adjusted according to evaluations or measurements which have been collected for the maintaining current, and for the return current or leakage current.
  • the current setpoint value can be prescribed by a manufacturer of the plasma thruster. It relates to the return current or the sum of the holding current and the leakage current, also called partial return current.
  • Such a method can be implemented using a power supply assembly which conforms to the first aspect of the invention, including the improvements which have been cited.
  • This electrical power assembly is on board the spacecraft and arranged to supply electrical voltages and currents to the plasma thruster, so that the latter generates an ion beam so as to apply a desired thrust force to the spacecraft.
  • the method of the invention may include subtracting the evaluation of the return current, or the evaluation of the sum of the holding current and the leakage current, from the current setpoint, then using a result subtraction to adjust the holding current.
  • each evaluation of the return current can be obtained by measuring this return current, or by calculating a sum of a measurement result of the holding current with a measurement result of the leakage current, and with an evaluation of a thrust control current which is supplied to the ion emission system of the plasma thruster;
  • the evaluation of the thrust control current can be formed by a set value which is used for this thrust control current, in particular prescribed by the manufacturer of the plasma thruster, or can be obtained by measuring this current of thrust control;
  • the holding current can be adjusted by applying a proportional-integral transfer function to the subtraction result.
  • FIG. 1 shows, in a schematic and simplified manner, a spacecraft in which the present invention is used
  • FIG. 2 is a diagram which illustrates a first possible embodiment of the invention
  • FIG. 3 corresponds to [Fig. 2] for a second possible embodiment of the invention
  • FIG. 4 corresponds to [Fig. 2] for a third possible embodiment of the invention.
  • the reference 100 designates a spacecraft, whatever the type of this vessel, for example a satellite or a space probe.
  • the references 101 and 102 respectively designate the electrical power bus and the electrical mass of the spacecraft 100.
  • the electrical mass 102 is constituted by a chassis of the spacecraft 100 on which all the on-board components are fixed.
  • the reference 10 designates a plasma propulsion system, commonly referred to by the acronym PPS for “Plasma Propulsion Subsystem” in English.
  • This plasma propulsion system 10 which is sometimes referred to as a subsystem in relation to the spacecraft 100, itself comprises at least one electrical power supply assembly 1, commonly designated by the acronym PPU for “Power Processing Unit”. in English, and at least one plasma thruster 2.
  • the power supply assembly 1 and the plasma thruster 2 which are shown in the figure are associated with each other so that the plasma thruster 2 is powered in electrical energy appropriately by the electrical power supply assembly 1, in order to produce the thrust force which is desired at each instant of operation of the plasma thruster.
  • the electrical power supply assembly 1 is connected between the electrical power bus 101 and the electrical mass 102 of the spacecraft 100, while the various components of the plasma thruster 2 are supplied with electrical currents and voltages via the power supply assembly 1.
  • the reference 21 designates its ion emission system, whatever the type of the plasma thruster 2 among an ion thruster with grid and continuous discharge designated by GIT for “Gridded Ion Thruster”, a ion thruster grid and radio frequency discharge designated by RIT for “Radiofrequency Ion Thruster”, and a Hall effect thruster designated by HET for “Hall Effect Thruster”.
  • the reference 23 designates an electron emitter whose function is to neutralize the ions which are emitted by the system 21.
  • the electron emitter 23 is a neutralizer which is separated from the ion emission system 21.
  • the electron emitter 23 is constituted by a hollow cathode associated with the ion emission system 21.
  • a maintaining electrode 22, or "keeper" in English is associated with the electron emitter 23.
  • the design and shape of this maintaining electrode 22 depend on the type of plasma thruster 2, but its function and its use in the present invention are the same regardless of the type of plasma thruster.
  • the maintaining electrode 22 has the particular function of ensuring operational availability of the electron emitter 23, by keeping the plasma sufficiently hot.
  • the holding electrode 22 is arranged near the exit of the electrons which are generated by the emitter 23.
  • the holding electrode 22 physically surrounds an outlet opening of the electrons which are emitted, so as to create a maintaining plasma at this location, both for a GIT or RIT propellant neutralizer and for a hollow HET propellant cathode.
  • an interface 11 is dedicated to electrically powering the ion emission system 21, with a current which is commonly denoted beam when the plasma thruster 2 is of the ionic type with GIT or RIT gates, or denoted Id to designate a discharge current when the plasma thruster 2 is of the Hall effect type HET.
  • this power supply current of the ion emission system 21 is generically called thrust control current, and denoted beam/ld or beam, Id-
  • an interface 12 which is distinct from the interface 11, is dedicated to supplying the holding electrode 22 with another current, which is called current keeper and commonly noted keeper.
  • a return current which is denoted body circulates from the electron emitter 23 to a common return point which is commonly designated by CRP, for “Common Return Point” in English.
  • This common return point CRP is itself electrically connected to the electrical mass 102 of the spacecraft 100 by a discharge conductive system 103, sometimes called “bleed conducting system” or “bleed resistor” in English, heak then designates a current of leak which flows from the common return point CRP to the electrical ground 102, through the discharge conductive system 103.
  • a measuring system 104 can be arranged at the discharge conductor system 103, to measure in real time leakage current heak.
  • the measuring system 104 can be a voltmeter which is connected to the terminals of the discharge conductor system 103, and the instantaneous value of the leakage current eak can then be calculated by dividing by the known ohmic value of the discharge conductor system 103 a voltage measurement result which is delivered by the voltmeter.
  • the systems 103 and 104 can be integrated into the power supply assembly 1 to allow operation of this power supply assembly which is autonomous for measuring the leakage current eak-
  • the electrical supply interface 11 of the ion emission system 21 has a first output terminal 11a which is connected to the emission system 21 of ions, to deliver to the latter the beam/b thrust control current.
  • Interface 11 also has a second output terminal 11 b which is connected to the common return point CRP to recover the current Ibeam/ld from this point.
  • the interface 12 has a first output terminal 12a which is connected to the holding electrode 22 to deliver the keeper holding current to the latter. It also has a second output terminal 12b which is connected to the common return point CRP to recover the keeper current from this point.
  • the body return current is the sum of the Ibeam/ld thrust control current, the keeper holding current and the heak leakage current.
  • body beam + keeper + heak for a plasma thruster 2 of the GIT or RIT type
  • body h + keeper + heak for a plasma thruster 2 of the HET type.
  • the values of the two currents b eam/ld and Leeper to be adopted are generally prescribed by the manufacturer of the plasma thruster 2, for one or more operating points of the latter depending on the thrust force which is desired . Furthermore, the manufacturer also provides a current setpoint value boby_max_crit for the current of body return, or a current setpoint value l W arm_crit for the keeper + heak sum of the holding current and the leakage current. But these setpoint values are provided assuming in both cases that the heak leakage current is zero or negligible. However, the leakage current eak depends on numerous parameters external to the spacecraft 100, and/or the orientation and/or the position of this spacecraft in space, etc.
  • the value of the heak leakage current is difficult to predict, being able to be positive or negative.
  • the heak leakage current can then cause significant differences between the real value of the return current Ibody and the setpoint lboby_max_crit, or between the real value of the keeper + heak sum and the setpoint lwarm_crit. Such deviations are likely to cause premature aging or degradation of the plasma thruster 2.
  • the invention which is the subject of the present description proposes to add a loop of servo-control of the electrical power supply assembly 1, to adapt in real time the value of the keeper holding current in order to ensure that at each moment of operation of the plasma thruster 2 in space, i.e.
  • the instantaneous value of the return current Ibody remains substantially equal to the set value lboby_max_crit which is prescribed by the manufacturer, or else in order to ensure that the sum keeper + heak of the holding current and the leakage current remains substantially equal to the setpoint value l wa rm_crit which is prescribed alternatively by the manufacturer.
  • a circuit which produces such a control can in particular be incorporated in the electrical supply interface 12 of the maintaining electrode 22.
  • the sum keeper + heak of the maintaining current and the current of leakage was called partial return current.
  • the setpoint value lbob y _ max_crit OR lwarm_crit can be supplied to a subtractor 120 which is used in the embodiments described below, by appropriate setpoint recovery means 111.
  • These means setpoint recovery 111 can be means of reading and selecting setpoint values which were initially recorded on a medium (not shown) on board the spacecraft 100, before the latter is launched into space.
  • this recording medium and the setpoint recovery means 111 can be integrated into the power supply assembly 1, and are activated by a computer. on board the spacecraft 100.
  • This on-board computer is designated by the reference 110 in [Fig. 1] and commonly noted OBC for “On-Board Computer” in English.
  • the set values can be recorded for several operating points of the plasma thruster 2.
  • the reading and selection means transmit the set values which correspond to an operating point specified by an operator of the spacecraft 100, in order to produce the desired thrust force on this spacecraft 100.
  • FIG. 2 The embodiment of the invention which is illustrated by [Fig. 2] corresponds to the case where the values prescribed by the manufacturer are the value of the thrust control current lbeam/ld and the current setpoint value l wa rm_cnt for the keeper + heak sum of the holding current and the leakage current. It is possible for the manufacturer to prescribe a setpoint value for the keeper holding current, but this is reinterpreted according to the invention as the setpoint value l wa rm_crit relating to the sum keeper + heak.
  • the reference 12 also designates the power supply interface of the holding electrode 22 as known before the present invention and presented previously with reference to [Fig.
  • the reference 120 designates a subtractor
  • the reference 121 designates an adder
  • the reference 122 designates a system for measuring the keeper holding current which is effectively delivered by the interface 12 to the holding electrode 22.
  • the system of measurement 122 can be arranged on the connection which electrically connects the output of interface 12 to the holding electrode 22, but other arrangements are alternatively possible.
  • the adder 121 receives on its two inputs on the one hand a result of measuring the heak leakage current which is delivered by the system 104 and denoted M(heak), and on the other hand a result of measuring the keeper holding current which is delivered by system 122 and denoted M(keeper).
  • the adder 121 thus provides as an output an evaluation of the sum of the keeper holding current and the leakage current eak, denoted E(kee P er + heak) in [Fig. 2],
  • the subtractor 120 receives the setpoint value l war m_crit on its positive input, and the summation result which is provided by the adder 121 on its negative input.
  • the deviation A which is calculated by the subtractor 120 is transmitted to a control input of the interface 12, and is used by the latter as an increment for adjusting the keeper holding current to be delivered.
  • the keeper holding current is adjusted in real time during the operation of the plasma thruster 2, so that at each of a series of instants during this operation, the sum of the instantaneous values of this keeper holding current and the heak leakage current remains substantially equal to the set value lwarm_crit-
  • the current setpoint value which is provided by the manufacturer or considered to control the power supply interface 12 of the maintaining electrode 22 is lbody_max_crit which relates to the return current Ibody.
  • the adder 121 with two inputs is replaced by an adder 121 'with three inputs which respectively receive the result M(heak) of the measurement of the leakage current eak which is delivered by the system 104, the result M(lkeeper) of the measurement of the keeper holding current which is delivered by the system 122, and an evaluation E(lbeam/ld) of the thrust control current beam/b, respectively.
  • the evaluation E(lbeam/ld) of the thrust control current can directly be the set value which is prescribed by the manufacturer for this current in order to obtain the desired thrust force.
  • the evaluation E(lbeam/ld) can be a result of a measurement of the thrust control current Ibeam/ld which is actually delivered by the interface 11 to the ion emission system 21.
  • Such a measurement of the Ibeam/ld thrust control current can be carried out in real time in one of the ways available to those skilled in the art.
  • the adder 121 'thus provides at output an evaluation of the body return current, denoted E(lbody), then the subtractor 120 calculates a difference A' which exists between the set value lbody_max_crit and this evaluation E(lbody).
  • FIG. 4 The embodiment of the invention which is illustrated by [Fig. 4] is derived from that of [Fig. 3] by replacing the evaluation E(body) of the body return current which was provided by the adder 121 'by a measurement of this return current.
  • a system 123 for measuring the body return current is arranged on the electrical connection which connects the electron emitter 23 to the common return point CRP.
  • This system 123 which is used to measure the body return current can also be of a type known to those skilled in the art.
  • THE adder 121 ' is deleted.
  • the principle of operation of the control loop which is shown in [Fig. 4] is otherwise unchanged compared to that of [Fig.
  • this beeper holding current can be determined by additionally applying a low-pass type transfer function, in particular of the proportional-integral type, to the deviations A, A' or A” which are transmitted at the output by the subtractor 120 at successive moments of operation of the plasma thruster 2, for each of the embodiments of [Fig. 2]-[Fig. 4], An optional low-pass filter 124 which is used for this purpose can then be inserted between the output of the subtractor 120 and the control input of the electrical supply interface 12 of the holding electrode 22.
  • a low-pass type transfer function in particular of the proportional-integral type
  • the invention can be reproduced by modifying secondary aspects of the embodiments which have been described in detail above, while retaining at least some of the advantages cited.
  • some of the components used in these embodiments can be replaced by others with equivalent functions or which produce equivalent combinations of functions.
  • part or all of the components used to adjust the holding current according to the invention can advantageously be incorporated into the power supply interface of the holding electrode, in order to obtain autonomous operation of this interface.
  • the plasma propulsion system can incorporate any number of thrusters, with associated electrical power interfaces.
  • plasma thrusters which are separated can share the same electrical power interface while using the invention for this interface and these thrusters.

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Abstract

Un ensemble d'alimentation électrique (1) pour propulseur à plasma (2) de vaisseau spatial (100) permet de contrôler un courant de maintien (Ikeeper) qui est fourni à une électrode de maintien (22) du propulseur à plasma. L'ensemble d'alimentation électrique prend en compte une contribution à un courant de retour (Ibody) en provenance du propulseur à plasma, qui est constituée par un courant de fuite (Ileak) s'écoulant vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial. De cette façon, un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma peut être évité.

Description

Description
Titre : ENSEMBLE D’ALIMENTATION ELECTRIQUE POUR PROPULSEUR A PLASMA DE VAISSEAU SPATIAL
Domaine technique
[0001] La présente description concerne un ensemble d’alimentation électrique pour propulseur à plasma de vaisseau spatial. Elle concerne aussi un système de propulsion à plasma et un vaisseau spatial qui incorporent cet ensemble d’alimentation électrique.
[0002] Elle s’applique à tous types de propulseurs à plasma, y compris des propulseurs ioniques à grilles, qu’ils soient à décharge continue et désignés par GIT pour «Gridded-lon Thruster», ou à décharge radiofréquence et désignés par RIT pour «Radiofrequency-lon Thruster», ainsi qu’à des propulseurs à effet Hall, désignés par HET pour «Hall Effect Thruster» en anglais.
[0003] Elle s’applique aussi à tous types de vaisseaux spatiaux, y compris des sondes spatiales et des satellites, quelles que soient les attitudes d’orbite de ces derniers.
Technique antérieure
[0004] Les propulseurs à plasma produisent la force de poussée qui constitue la propulsion du vaisseau spatial en émettant des ions avec une grande valeur d’énergie cinétique ionique. Pour cela, ils incorporent un système approprié d’émission des ions, qui génère un faisceau ionique vers l’extérieur du vaisseau spatial. Mais ils incorporent en outre un dispositif de neutralisation électrique de ce faisceau ionique, afin de réduire une charge électrostatique qui est portée par le vaisseau spatial et qui pourrait dégrader certains de ses dispositifs embarqués si cette charge électrostatique devenait trop importante par rapport au potentiel électrique de l’espace environnant. Un émetteur d’électrons qui est utilisé dans ce but de neutraliser le faisceau ionique comprend un neutraliseur lorsque le propulseur à plasma est d’un type ionique à grilles, GIT ou RIT, ou comprend une cathode creuse du propulseur à plasma lorsque celui-ci est du type à effet Hall.
[0005] De façon connue, chacun de ces dispositifs de neutralisation électrique comporte une électrode de maintien, ou «keeper» en anglais, qui est disposée au niveau d’une sortie de l’émetteur d’électrons. Cette électrode de maintien est alimentée avec un courant électrique qui est dédié et contrôlé, appelé courant de maintien et noté keeper. Ce courant de maintien constitue alors une contribution à un courant de retour qui s’écoule à partir de l’émetteur d’électrons jusqu’à un point commun de retour, ou CRP pour «common reference potential» en anglais, aussi appelé NRP pour «Neutralizer Return Potential» ou «Cathode Return Potential» en fonction du type du propulseur à plasma. Ce courant de retour, noté Ibody, est la somme de plusieurs contributions. Une première contribution est le courant de contrôle de poussée, qui est délivré au système d’émission des ions et désigné par beam pour un propulseur ionique à grilles, GIT ou RIT, ou par Id pour un propulseur à effet Hall. Une deuxième contribution est le courant de maintien keeper qui est délivré à l’électrode de maintien de l’émetteur d’électrons utilisé pour neutraliser le faisceau ionique. Les deux courants beam ou b d’une part, et keeper d’autre part, sont des paramètres qui déterminent le point de fonctionnement du propulseur à plasma. Leurs valeurs sont fournies par le fabricant de ce propulseur à plasma. Cependant, il peut apparaître qu’un réglage supplémentaire du fonctionnement du propulseur à plasma soit nécessaire, au-delà des valeurs de courants fournies par son fabricant, en fonction du type de mission auquel est destiné le propulseur à plasma, d’après des simulations ou des tests de mise en situation du vaisseau spatial qui est équipé du propulseur à plasma.
[0006] Certains propulseurs à plasma nécessitent que le courant de maintien soit généré pendant une courte durée au moment de l’allumage du propulseur à plasma, puis soit stoppé. D’autres propulseurs à plasma nécessitent que le courant de maintien soit maintenu pendant toute la durée d’une phase de propulsion, quelle que soit cette durée. La distinction entre ces deux besoins provient de l’intensité du courant de contrôle de poussée qui circule dans le neutraliseur ou dans la cathode creuse, selon le type du propulseur à plasma. Plus cette intensité est élevée, plus le propulseur à plasma est susceptible de fonctionner sans courant de maintien. A l’inverse, plus l’intensité du courant de contrôle de poussée qui circule dans le neutraliseur ou dans la cathode creuse est faible, plus le fonctionnement du propulseur à plasma est susceptible de nécessiter un courant de maintien qui soit suffisant. En général, il est souhaité que la somme de la valeur du courant de contrôle de poussée avec celle du courant de maintien ait un résultat sensiblement constant, quel que soit le point de fonctionnement sélectionné pour le propulseur à plasma. Ainsi, le fabricant du propulseur à plasma fournit une valeur à adopter pour le courant de maintien keeper qui est différente pour chaque valeur prescrite du courant de contrôle de poussée beam ou Id. Des valeurs numériques typiques sont par exemple : entre 2,2 A (ampère) et 3,8 A pour le courant de contrôle de poussée, et entre 3,1 A et 4,6 A pour le courant de maintien.
[0007] Les consignes de fonctionnement d’un propulseur à plasma qui sont fournies par son fabricant au constructeur du vaisseau spatial dans lequel ce propulseur à plasma est utilisé comprennent en outre une valeur de consigne pour le courant de retour body qui revient du propulseur à plasma à partir de l’émetteur d’électrons, vers le point commun de retour CRP de son ensemble d’alimentation électrique. Une valeur pour ce courant de retour qui serait supérieure à la consigne correspondante du fabricant est susceptible de provoquer un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma, et notamment de son dispositif de neutralisation électrique. Or en pratique, on constate toutefois un vieillissement accentué du propulseur à plasma dans certains cas. Un but de la présente invention est alors d’améliorer encore la précision dans le pilotage du propulseur à plasma.
Problème technique
[0008] A partir de cette situation, un but général de la présente invention est de préserver ou maximiser une durée de vie d’un propulseur à plasma qui est utilisé à bord d’un vaisseau spatial.
[0009] Plus précisément, l’invention a pour but de prévenir une usure prématurée ou une dégradation du propulseur à plasma.
Résumé de l’invention
[0010] Pour atteindre l’un au moins de ces buts ou un autre, un premier aspect de l’invention propose un nouvel ensemble d’alimentation électrique pour propulseur à plasma de vaisseau spatial, adapté pour transformer une puissance électrique qui est reçue d’un bus de puissance du vaisseau spatial, en tensions et courants électriques qui sont fournis par cet ensemble d’alimentation électrique au propulseur à plasma, pour que ce dernier génère un faisceau d’ions lors d’un fonctionnement du propulseur à plasma. L’ensemble d’alimentation électrique comprend un point commun de retour pour collecter un courant de retour en provenance du propulseur à plasma pendant son fonctionnement. Le propulseur à plasma comprend un émetteur d’électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement, et une électrode de maintien qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons. Les courants électriques fournis par l’ensemble d’alimentation électrique comprennent au moins un courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien et qui constitue une contribution au courant de retour.
[0011] Selon une première caractéristique de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique est adapté pour recevoir ou produire des évaluations successives du courant de retour ou d’un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour vers une masse électrique du vaisseau spatial. De telles évaluations du courant de retour ou du courant de fuite sont reçues par l’ensemble d’alimentation électrique lorsque les moyens d’obtention de ces évaluations sont externes à l’ensemble d’alimentation électrique. Toutefois, il est préférable que de tels moyens soient internes à l’ensemble d’alimentation électrique de sorte qu’il soit autonome pour évaluer le courant de retour ou le courant de fuite.
[0012] Selon une seconde caractéristique de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique est agencé pour ajuster en temps réel pendant le fonctionnement, le courant de maintien en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, conformément à une valeur de consigne de courant.
[0013] De façon générale, la valeur de consigne de courant qui est utilisée selon l’invention pour ajuster le courant de maintien en temps réel pendant le fonctionnement, peut être relative au courant de retour ou à une somme du courant de maintien et du courant de fuite.
[0014] De façon générale aussi, la valeur de consigne de courant qui est utilisée selon l’invention peut être prescrite par le fabricant du propulseur à plasma. Elle peut varier conformément à plusieurs points de fonctionnement qui sont prévus par ce fabricant pour le propulseur à plasma. Dans différents modes de réalisation de l’invention, cette consigne de courant peut concerner soit le courant de retour, soit un courant partiel de retour qui est constitué par le courant de maintien et le courant de fuite. Dans ce dernier cas, la consigne pour le courant partiel de retour peut être obtenue en soustrayant à une consigne de courant de retour une consigne de courant de contrôle de poussée.
[0015] Avantageusement, la présente invention permet d’éviter que le courant de retour, qui s’écoule de l’émetteur d’électrons du propulseur à plasma au point commun de retour de l’ensemble d’alimentation électrique du propulseur à plasma, n’excède la consigne prescrite par le fabricant de ce propulseur à plasma.
[0016] L’invention propose donc de remplacer l’utilisation d’une consigne de courant de maintien éventuellement fournie par le fabricant du propulseur à plasma par un ajustement du courant de maintien afin de respecter la consigne de courant de retour ou la consigne de courant partiel de retour.
[0017] La masse électrique du vaisseau spatial peut être constituée par le châssis de celui-ci. Le courant de retour circule à partir de l’émetteur d’électrons jusqu’au point commun de retour, et le courant de fuite circule à partir de ce point commun de retour vers la masse électrique du vaisseau spatial. Pour la plupart des modes de réalisation de l’invention, le courant de retour est un regroupement du courant de contrôle de poussée qui est fourni au système d’émission d’ions du propulseur à plasma, du courant de maintien et du courant de fuite.
[0018] L’inventeur a été constaté que le courant de fuite, noté eak dans la suite, résulte de variations d’une charge électrique que capte le vaisseau spatial en fonction de divers paramètres tels que la surface de ses panneaux solaires, leur orientation, la tension de bus des panneaux solaires, le flux ionique qui est émis par le propulseur à plasma, l’éclairement solaire, la distance d’éloignement par rapport au Soleil, etc. Ce courant de fuite constitue donc une contribution au courant de retour qui circule à partir de l’émetteur d’électrons vers le point commun de retour, en plus des contributions du courant de contrôle de poussée et du courant de maintien. Le courant de fuite s’écoule ensuite à travers un système conducteur de décharge dédié, à partir du point commun de retour vers la masse électrique du véhicule spatial. Par essence, le courant de fuite n’est pas contrôlé, ni prédictible avec une précision suffisante. Il peut être positif ou négatif. Selon un exemple non-limitatif, lorsque le courant de contrôle de poussée est de l’ordre de 2,2 A à 3,8 A et le courant de maintien de l’ordre de 3,1 A à 4,6 A, les inventeurs ont observé que le courant de fuite peut être de l’ordre 0,08 A à 0,1 A. Ainsi, sans la présente invention, le courant de fuite peut provoquer un dépassement ou une insuffisance du courant de retour total ou partiel par rapport à la consigne qui a été prescrite par le fabricant du moteur à plasma. La présente invention empêche donc qu’un tel dépassement ou qu’une telle insuffisance se produise, évitant ainsi qu’un vieillissement prématuré du propulseur à plasma se produise et préservant son bon fonctionnement. Grâce à l’invention, le courant de maintien peut être réduit ou augmenté par l’ensemble d’alimentation électrique, selon le signe et/ou les variations du courant de fuite.
[0019] De façon préférée, l’ensemble d’alimentation électrique peut être agencé pour ajuster le courant de maintien en temps réel pendant le fonctionnement selon une boucle à rétroaction qui comprend un soustracteur, une première entrée du soustracteur étant agencée pour recevoir la valeur de consigne de courant, et une seconde entrée du soustracteur étant agencée pour recevoir les évaluations du courant de retour ou pour recevoir une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite. L’ensemble d’alimentation électrique est alors configuré pour ajuster le courant de maintien en fonction d’un résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur.
[0020] Dans des premiers modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend un système de mesure qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de fuite. Dans ce cas, chaque résultat de mesure du courant de fuite en constitue une évaluation. L’ensemble d’alimentation électrique peut alors comprendre en outre un sommateur qui est agencé pour recevoir sur deux entrées de ce sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma, le résultat de mesure du courant de fuite et le résultat de mesure du courant de maintien pour cet instant. Une sortie du sommateur est alors connectée à la seconde entrée du soustracteur.
[0021] Dans des deuxièmes modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend encore le système de mesure pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite. L’ensemble d’alimentation électrique peut alors comprendre en outre un sommateur qui est agencé pour recevoir sur trois entrées de ce sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma, le résultat de mesure du courant de fuite et le résultat de mesure du courant de maintien pour le même instant, et aussi une évaluation d’un courant de contrôle de poussée qui est fourni à cet instant par l’ensemble d’alimentation électrique au système d’émission d’ions du propulseur à plasma. La sortie du sommateur est de nouveau connectée à la seconde entrée du soustracteur.
[0022] Pour ces deux premiers modes de réalisation, le système de mesure qui est utilisé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite, peut être d’un type adapté pour réaliser des mesures de courant électrique.
[0023] Alternativement, l’ensemble d’alimentation électrique peut comprendre en outre un système conducteur de décharge qui est destiné à connecter électriquement le point commun de retour à la masse électrique du vaisseau spatial. Dans ce cas, le système de mesure qui est utilisé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite, peut être d’un type adapté pour réaliser des mesures de tension électrique, et être agencé pour mesurer une tension électrique qui existe entre des bornes d’une partie au moins du système conducteur de décharge. L’ensemble d’alimentation électrique est alors configuré pour fournir chaque résultat de mesure du courant de fuite comme un résultat d’une division de la tension électrique mesurée entre les bornes de la partie du système conducteur de décharge par une valeur de résistance de cette partie du système conducteur de décharge. Avantageusement, l’ensemble d’alimentation électrique peut être autonome pour disposer de la valeur de résistance de la partie du système conducteur de décharge aux bornes de laquelle la tension électrique est mesurée.
[0024] Dans des troisièmes modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend un système de mesure qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de retour, chaque résultat de mesure du courant de retour constituant une évaluation de celui-ci. L’ensemble d’alimentation électrique est alors agencé pour transmettre ces résultats successifs de mesure du courant de retour à la seconde entrée du soustracteur lors du fonctionnement du propulseur à plasma.
[0025] De façon généralement avantageuse pour l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique peut être configuré pour ajuster le courant de maintien en fonction du résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur conformément à une fonction de transfert proportionnelle-intégrale qui est appliquée à ce résultat de différence.
[0026] Un second aspect de l’invention propose un système de propulsion à plasma pour vaisseau spatial, qui comprend :
- au moins un propulseur à plasma, ce propulseur à plasma comprenant un émetteur d’électrons et une électrode de maintien qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons ; et
- un ensemble d’alimentation électrique qui est conforme au premier aspect de l’invention.
[0027] Ce système de propulsion à plasma est agencé de sorte que l’ensemble d’alimentation électrique fournisse à l’électrode de maintien du propulseur à plasma, pendant le fonctionnement de ce dernier, un courant de maintien qui est ajusté en temps réel en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, conformément à la valeur de consigne de courant.
[0028] Lorsque la boucle à rétroaction comprenant le soustracteur est utilisée, le courant de maintien qui est fourni par l’ensemble d’alimentation électrique à l’électrode de maintien peut être conforme au résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur.
[0029] Dans un tel système de propulsion à plasma conforme à l’invention, le propulseur à plasma peut être de l’un des types suivants :
- un propulseur ionique à grilles, à décharge continue ou à radiofréquence, dans lequel l’émetteur d’électrons comprend un canon à électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement du propulseur à plasma, et l’électrode de maintien est disposée au niveau d’une sortie d’électrons du canon à électrons ; ou
- un propulseur à effet Hall, dans lequel l’émetteur d’électrons est une cathode creuse neutralisante du propulseur à effet Hall, et l’électrode de maintien est disposée au niveau d’une ouverture de sortie de la cathode creuse.
[0030] Un troisième aspect de l’invention propose un vaisseau spatial qui comprend un système de propulsion à plasma conforme au second aspect de l’invention.
[0031] Enfin, un quatrième aspect de l’invention propose un procédé d’alimentation électrique d’un propulseur à plasma à bord d’un vaisseau spatial, ce procédé comprenant les étapes suivantes qui sont exécutées pendant un déplacement du vaisseau dans l’espace :
- fournir un courant de maintien à une électrode de maintien qui est disposée à une sortie d’électrons d’un émetteur d’électrons du propulseur à plasma ;
- collecter des évaluations successives d’un courant de retour qui s’écoule en provenance du propulseur à plasma vers un point commun de retour, ou d’un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour vers une masse électrique du vaisseau spatial ;
- collecter une valeur de consigne de courant ; et
- ajuster le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, et conformément à la valeur de consigne de courant.
[0032] Dans certaines mises en œuvre du procédé de l’invention, le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien peut être ajusté de sorte que le courant de retour, ou une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite, corresponde à la valeur de consigne de courant.
[0033] Ainsi, le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien à un instant du fonctionnement du propulseur à plasma est ajusté en fonction d’évaluations ou de mesures qui ont été collectées pour le courant de maintien, et pour le courant de retour ou le courant de fuite.
[0034] La valeur de consigne de courant peut être prescrite par un fabricant du propulseur à plasma. Elle est relative au courant de retour ou à la somme du courant de maintien et du courant de fuite, aussi appelée courant partiel de retour.
[0035] Un tel procédé peut être mis en œuvre en utilisant un ensemble d’alimentation électrique qui est conforme au premier aspect de l’invention, y compris les perfectionnements qui ont été cités. Cet ensemble d’alimentation électrique est embarqué à bord du vaisseau spatial et agencé pour fournir des tensions et courants électriques au propulseur à plasma, afin que ce dernier génère un faisceau d’ions de façon à appliquer une force de poussée voulue au vaisseau spatial. [0036] Le procédé de l’invention peut comprendre de soustraire l’évaluation du courant de retour, ou l’évaluation de la somme du courant de maintien et du courant de fuite, à la consigne de courant, puis d’utiliser un résultat de la soustraction pour ajuster le courant de maintien.
[0037] Dans diverses mises en œuvre du procédé de l’invention, l’une des caractéristiques suivantes peut être reproduite, seule ou en combinaison de plusieurs d’entre elles :
- chaque évaluation du courant de fuite peut être obtenue par une mesure de ce courant de fuite ;
- chaque évaluation du courant de retour peut être obtenue par une mesure de ce courant de retour, ou en calculant une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien avec un résultat de mesure du courant de fuite, et avec une évaluation d’un courant de contrôle de poussée qui est fourni au système d’émission d’ions du propulseur à plasma ;
- l’évaluation du courant de contrôle de poussée peut être formée par une valeur de consigne qui est utilisée pour ce courant de contrôle de poussée, notamment prescrite par le fabricant du propulseur à plasma, ou peut être obtenue par une mesure de ce courant de contrôle de poussée ; et
- le courant de maintien peut être ajusté en appliquant une fonction de transfert proportionnelle-intégrale au résultat de soustraction.
Brève description des figures
[0038] Les caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement dans la description détaillée ci-après d’exemples de réalisation non-limitatifs, en référence aux figures annexées parmi lesquelles :
[0039] [Fig. 1] montre, de façon schématique et simplifiée, un vaisseau spatial dans lequel la présente invention est utilisée ;
[0040] [Fig. 2] est un diagramme qui illustre un premier mode de réalisation possible de l’invention ;
[0041] [Fig. 3] correspond à [Fig. 2] pour un deuxième mode de réalisation possible de l’invention ; et [0042] [Fig. 4] correspond à [Fig. 2] pour un troisième mode de réalisation possible de l’invention.
Description détaillée de l’invention
[0043] Dans ces figures, tous les éléments ne sont représentés que symboliquement, et des références identiques qui sont indiquées dans des figures différentes désignent des éléments identiques ou qui ont des fonctions identiques.
[0044] Dans [Fig. 1], la référence 100 désigne un vaisseau spatial, quel que soit le type de ce vaisseau, par exemple un satellite ou une sonde spatiale. Les références 101 et 102 désignent respectivement le bus de puissance électrique et la masse électrique du vaisseau spatial 100. En général, la masse électrique 102 est constituée par un châssis du vaisseau spatial 100 sur lequel sont fixés tous les composants embarqués.
[0045] A l’intérieur du vaisseau spatial 100, la référence 10 désigne un système de propulsion à plasma, communément désigné par l’acronyme PPS pour «Plasma Propulsion Subsystem» en anglais. Ce système de propulsion à plasma 10, qui est parfois qualifié de sous-système par rapport au vaisseau spatial 100, comprend lui-même au moins un ensemble d’alimentation électrique 1 , communément désigné par l’acronyme PPU pour «Power Processing Unit» en anglais, et au moins un propulseur à plasma 2. L’ensemble d’alimentation électrique 1 et le propulseur à plasma 2 qui sont représentés dans la figure sont associés l’un avec l’autre pour que le propulseur à plasma 2 soit alimenté en énergie électrique de façon appropriée par l’ensemble d’alimentation électrique 1 , afin de produire la force de poussée qui est voulue à chaque instant de fonctionnement du propulseur à plasma. L’ensemble d’alimentation électrique 1 est connecté entre le bus de puissance électrique 101 et la masse électrique 102 du vaisseau spatial 100, alors que les différents composants du propulseur à plasma 2 sont alimentés en courants et tensions électriques par l’intermédiaire de l’ensemble d’alimentation électrique 1 .
[0046] Pour raison de clarté de la présente description, les composants du système de propulsion à plasma 10 qui sont montrés dans [Fig. 1] sont limités à ceux concernés par l’invention. Dans le propulseur à plasma 2, la référence 21 désigne son système d’émission d’ions, quel que soit le type du propulseur à plasma 2 parmi un propulseur ionique à grille et décharge continue désigné par GIT pour «Gridded Ion Thruster», un propulseur ionique à grille et décharge radiofréquence désigné par RIT pour «Radiofrequency Ion Thruster», et un propulseur à effet Hall désigné par HET pour «Hall Effect Thruster». La référence 23 désigne un émetteur d’électrons dont la fonction est de neutraliser les ions qui sont émis par le système 21 . Pour un propulseur ionique à grilles GIT ou RIT, l’émetteur d’électrons 23 est un neutraliseur qui est séparé du système 21 d’émission des ions. Pour un propulseur à effet Hall HET, l’émetteur d’électrons 23 est constitué par une cathode creuse associée au système 21 d’émission des ions. De façon connue, une électrode de maintien 22, ou «keeper» en anglais, est associée à l’émetteur d’électrons 23. La conception et la forme de cette électrode de maintien 22 dépendent du type du propulseur à plasma 2, mais sa fonction et son utilisation dans la présente invention sont les mêmes quel que soit le type de propulseur à plasma. L’électrode de maintien 22 a notamment pour fonction d’assurer une disponibilité opérationnelle de l’émetteur d’électrons 23, en maintenant le plasma suffisamment chaud. Pour cela, l’électrode de maintien 22 est disposée à proximité de la sortie des électrons qui sont générés par l’émetteur 23. Généralement, l’électrode de maintien 22 entoure physiquement une ouverture de sortie des électrons qui sont émis, de façon à créer un plasma de maintien à cet endroit, aussi bien pour un neutraliseur de propulseur GIT ou RIT que pour une cathode creuse de propulseur HET.
[0047] Au sein de l’ensemble d’alimentation électrique 1 , une interface 11 est dédiée pour alimenter électriquement le système 21 d’émission des ions, avec un courant qui est couramment noté beam lorsque le propulseur à plasma 2 est du type ionique à grilles GIT ou RIT, ou noté Id pour désigner un courant de décharge lorsque le propulseur à plasma 2 est du type à effet Hall HET. Dans la suite, ce courant d’alimentation du système 21 d’émission des ions est appelé génériquement courant de contrôle de poussée, et noté beam/ld ou beam, Id-
[0048] Aussi à l’intérieur de l’ensemble d’alimentation électrique 1 , une interface 12, qui est distincte de l’interface 11 , est dédiée pour alimenter l’électrode de maintien 22 avec un autre courant, qui est appelé courant de maintien et couramment noté keeper.
[0049] Alors, pendant un fonctionnement du système de propulsion à plasma 10, un courant de retour qui est noté body circule à partir de l’émetteur d’électrons 23 jusqu’à un point commun de retour qui est communément désignée par CRP, pour «Common Return Point» en anglais. Ce point commun de retour CRP est lui-même connecté électriquement à la masse électrique 102 du vaisseau spatial 100 par un système conducteur de décharge 103, parfois appelé «bleed conducting system» ou «bleed resistor» en anglais, heak désigne alors un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour CRP jusqu’à la masse électrique 102, à travers le système conducteur de décharge 103. Un système de mesure 104 peut être agencé au niveau du système conducteur de décharge 103, pour mesurer en temps réel le courant de fuite heak. Par exemple, le système de mesure 104 peut être un voltmètre qui est connecté aux bornes du système conducteur de décharge 103, et la valeur instantanée du courant de fuite eak peut alors être calculée en divisant par la valeur ohmique connue du système conducteur de décharge 103 un résultat de mesure de tension qui est délivré par le voltmètre. De préférence, les systèmes 103 et 104 peuvent être intégrés dans l’ensemble d’alimentation électrique 1 pour permettre un fonctionnement de cet ensemble d’alimentation électrique qui soit autonome pour mesurer le courant de fuite eak-
[0050] Pour l’architecture et le fonctionnement qui viennent d’être décrits, l’interface 11 d’alimentation électrique du système 21 d’émission d’ions possède une première borne de sortie 11a qui est connectée au système 21 d’émission d’ions, pour délivrer à ce dernier le courant de contrôle de poussée beam/b. L’interface 11 possède aussi une seconde borne de sortie 11 b qui est connectée au point commun de retour CRP pour récupérer de ce point le courant Ibeam/ld. De même l’interface 12 possède une première borne de sortie 12a qui est connectée à l’électrode de maintien 22 pour délivrer à cette dernière le courant de maintien keeper. Elle possède aussi une seconde borne de sortie 12b qui est connectée au point commun de retour CRP pour récupérer de ce point le courant keeper. Dans ces conditions, le courant de retour body est la somme du courant de contrôle de poussée Ibeam/ld, du courant de maintien keeper et du courant de fuite heak. Autrement dit : body = beam + keeper + heak pour un propulseur à plasma 2 de type GIT ou RIT, ou body = h + keeper + heak pour un propulseur à plasma 2 du type HET.
[0051] Les valeurs des deux courants b eam/ld et Leeper à adopter sont en général prescrites par le fabricant du propulseur à plasma 2, pour un ou plusieurs points de fonctionnement de celui-ci en fonction de la force de poussée qui est voulue. Par ailleurs, le fabricant fournit aussi une valeur de consigne de courant boby_max_crit pour le courant de retour body, ou bien une valeur de consigne de courant lWarm_crit pour la somme keeper + heak du courant de maintien et du courant de fuite. Mais ces valeurs de consigne sont fournies en supposant dans les deux cas que le courant de fuite heak est nul ou négligeable. Or le courant de fuite eak dépend de nombreux paramètres externes au vaisseau spatial 100, et/ou de l’orientation et/ou de la position de ce vaisseau spatial dans l’espace, etc. A cause de cela, la valeur du courant de fuite heak est difficilement prévisible, en pouvant être positive ou négative. Le courant de fuite heak peut alors causer des écarts significatifs entre la valeur réelle du courant de retour Ibody et la valeur de consigne lboby_max_crit, ou bien entre la valeur réelle de la somme keeper + heak et la valeur de consigne lwarm_crit. De tels écarts sont susceptibles de provoquer un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma 2. Pour éviter un tel risque de vieillissement prématuré ou dégradation, l’invention qui est l’objet de la présente description propose d’ajouter une boucle d’asservissement à l’ensemble d’alimentation électrique 1 , pour adapter en temps réel la valeur du courant de maintien keeper afin d’assurer qu’à chaque instant du fonctionnement du propulseur à plasma 2 dans l’espace, c’est-à-dire quelle que soit la valeur instantanée du courant de fuite heak, la valeur instantanée du courant de retour Ibody reste sensiblement égale à la valeur de consigne lboby_max_crit qui est prescrite par le fabricant, ou bien afin d’assurer que la somme keeper + heak du courant de maintien et du courant de fuite reste sensiblement égale à la valeur de consigne lwarm_crit qui est prescrite alternativement par le fabricant. Un circuit qui produit un tel asservissement peut notamment être incorporé dans l’interface 12 d’alimentation électrique de l’électrode de maintien 22. Dans la partie générale de la présente description, la somme keeper + heak du courant de maintien et du courant de fuite a été appelée courant partiel de retour.
[0052] La valeur de consigne lboby_ max_crit OU lwarm_crit, selon le cas, peut être fournie à un soustracteur 120 qui est utilisé dans les modes de réalisation décrits ci-dessous, par des moyens appropriés de récupération de consigne 111. Ces moyens de récupération de consigne 111 peuvent être des moyens de lecture et de sélection de valeurs de consigne qui ont été initialement enregistrées sur un support (non-représenté) embarqué à bord du vaisseau spatial 100, avant que ce dernier soit lancé dans l’espace. De préférence, ce support d’enregistrement et les moyens de récupération de consigne 111 peuvent être intégrés dans l’ensemble d’alimentation électrique 1 , et sont activés par un ordinateur de bord du vaisseau spatial 100. Cet ordinateur de bord est désigné par la référence 110 dans [Fig. 1] et communément noté OBC pour «On-Board Computer» en anglais. Les valeurs de consigne peuvent être enregistrées pour plusieurs points de fonctionnement du propulseur à plasma 2. Dans ce cas, les moyens de lecture et de sélection transmettent les valeurs de consigne qui correspondent à un point de fonctionnement spécifié par un opérateur du vaisseau spatial 100, afin de produire la force de poussée voulue sur ce vaisseau spatial 100.
[0053] Le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par [Fig. 2] correspond au cas où les valeurs prescrites par le fabricant sont la valeur du courant de contrôle de poussée lbeam/ld et la valeur de consigne de courant lwarm_cnt pour la somme keeper + heak du courant de maintien et du courant de fuite. Il est possible que le fabricant prescrive une valeur de consigne pour le courant de maintien keeper, mais celle-ci est réinterprétée selon l’invention comme la valeur de consigne lwarm_crit portant sur la somme keeper + heak. Dans [Fig. 2], la référence 12 désigne encore l’interface d’alimentation de l’électrode de maintien 22 telle que connue avant la présente invention et présentée précédemment en référence à [Fig. 1], La référence 120 désigne un soustracteur, la référence 121 désigne un sommateur, et la référence 122 désigne un système mesure du courant de maintien keeper qui est effectivement délivré par l’interface 12 à l’électrode de maintien 22. Le système de mesure 122 peut être agencé sur la connexion qui relie électriquement la sortie de l’interface 12 à l’électrode de maintien 22, mais d’autres agencements sont possibles alternativement. Le sommateur 121 reçoit sur ses deux entrées d’une part un résultat de la mesure du courant de fuite heak qui est délivré par le système 104 et noté M(heak), et d’autre part un résultat de mesure du courant de maintien keeper qui est délivré par le système 122 et noté M(keeper). Le sommateur 121 fournit ainsi en sortie une évaluation de la somme du courant de maintien keeper et du courant de fuite eak, notée E(keePer + heak) dans [Fig. 2], Le soustracteur 120 reçoit la valeur de consigne lwarm_crit sur son entrée positive, et le résultat de sommation qui est fourni par le sommateur 121 sur son entrée négative. L’écart A qui est calculé par le soustracteur 120 est transmis à une entrée de contrôle de l’interface 12, et est utilisé par cette dernière comme incrément d’ajustement du courant de maintien keeper à délivrer. De cette façon, le courant de maintien keeper est ajusté en temps réel pendant le fonctionnement du propulseur à plasma 2, pour qu’à chacun d’une série d’instants pendant ce fonctionnement, la somme des valeurs instantanées de ce courant de maintien keeper et du courant de fuite heak reste sensiblement égale à la valeur de consigne lwarm_crit-
[0054] Dans le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par [Fig. 3], la valeur de consigne de courant qui est fournie par le fabricant ou considérée pour contrôler l’interface 12 d’alimentation de l’électrode de maintien 22 est lbody_max_crit qui porte sur le courant de retour Ibody. Le sommateur 121 à deux entrées est remplacé par un sommateur 121 ’ à trois entrées qui reçoivent respectivement le résultat M(heak) de la mesure du courant de fuite eak qui est délivré par le système 104, le résultat M(lkeeper) de la mesure du courant de maintien keeper qui est délivré par le système 122, et une évaluation E(lbeam/ld) du courant de contrôle de poussée beam/b, respectivement. L’évaluation E(lbeam/ld) du courant de contrôle de poussée peut être directement la valeur de consigne qui est prescrite par le fabricant pour ce courant afin d’obtenir la force de poussée voulue. Alternativement, l’évaluation E(lbeam/ld) peut être un résultat d’une mesure du courant de contrôle de poussée Ibeam/ld qui est effectivement délivré par l’interface 11 au système 21 d’émission des ions. Une telle mesure du courant de contrôle de poussée Ibeam/ld peut être effectuée en temps réel d’une des façons disponibles pour l’Homme du métier. Le sommateur 121 ’ fournit ainsi en sortie une évaluation du courant de retour body, notée E(lbody), puis le soustracteur 120 calcule un écart A’ qui existe entre la valeur de consigne lbody_max_crit et cette évaluation E(lbody). Le fonctionnement de la boucle d’asservissement qui est montrée dans [Fig. 3] est alors similaire à celui relatif à [Fig. 2], hormis que le courant de maintien keeper est ajusté maintenant en temps réel pendant le fonctionnement du propulseur à plasma 2 pour que les valeurs instantanées du courant de retour body restent sensiblement égales à la valeur de consigne boby_max_crit. Pour cela, l’écart A’ qui est calculé par le soustracteur 120 est transmis à l’entrée de contrôle de l’interface 12, et est utilisé par cette dernière comme incrément d’ajustement du courant de maintien keeper à délivrer.
[0055] Le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par [Fig. 4] est dérivé de celui de [Fig. 3] en remplaçant l’évaluation E(body) du courant de retour body qui était fournie par le sommateur 121 ’ par une mesure de ce courant de retour. Pour cela, un système 123 de mesure du courant de retour body est agencé sur la connexion électrique qui relie l’émetteur d’électrons 23 au point commun de retour CRP. Ce système 123 qui est utilisé pour mesurer le courant de retour body peut encore être d’un type connu de l’Homme du métier. Le sommateur 121 ’ est supprimé. Le principe du fonctionnement de la boucle d’asservissement qui est montrée dans [Fig. 4] est par ailleurs inchangé par rapport à celui de [Fig. 3], en remplaçant l’évaluation E(lbody) du courant de retour body qui était fournie par le sommateur 121 ’ par un résultat de mesure M(lbody) de ce courant de retour body qui est délivré par le système 123. Ainsi, l’écart A” qui est calculé par le soustracteur 120 est transmis à l’entrée de contrôle de l’interface 12, et utilisé par cette dernière comme incrément d’ajustement du courant de maintien beeper à délivrer.
[0056] De façon générale, il peut être avantageux que le courant de maintien beeper qui est délivré réellement à l’électrode de maintien 22 soit plus stable, avec des variations temporelles plus lentes. Pour cela, ce courant de maintien beeper peut être déterminé en appliquant en outre une fonction de transfert de type passe-bas, notamment de type proportionnel-intégral, aux écarts A, A’ ou A” qui sont transmis en sortie par le soustracteur 120 à des instants successifs du fonctionnement du propulseur à plasma 2, pour chacun des modes de réalisation de [Fig. 2]-[Fig. 4], Un filtre passe-bas 124 optionnel qui est utilisé dans ce but peut alors être inséré entre la sortie du soustracteur 120 et l’entrée de contrôle de l’interface 12 d’alimentation électrique de l’électrode de maintien 22.
[0057] Il est entendu que l’invention peut être reproduite en modifiant des aspects secondaires des modes de réalisation qui ont été décrits en détail ci-dessus, tout en conservant certains au moins des avantages cités. Notamment, certains des composants utilisés dans ces modes de réalisation peuvent être remplacés par d’autres aux fonctions équivalentes ou qui produisent des combinaisons équivalentes de fonctions. Par ailleurs, une partie ou tous les composants utilisés pour ajuster le courant de maintien selon l’invention peuvent avantageusement être incorporés dans l’interface d’alimentation de l’électrode de maintien, afin d’obtenir un fonctionnement autonome de cette interface. Enfin, le système de propulsion à plasma peut incorporer un nombre quelconque de propulseurs, avec les interfaces d’alimentation électrique associées. Eventuellement, des propulseurs à plasma qui sont séparés peuvent partager une même interface d’alimentation électrique tout en utilisant l’invention pour cette interface et ces propulseurs.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) pour propulseur à plasma (2) de vaisseau spatial (100), adapté pour transformer une puissance électrique qui est reçue d’un bus de puissance (101 ) du vaisseau spatial, en tensions et courants électriques qui sont fournis par ledit ensemble d’alimentation électrique au propulseur à plasma pour que ledit propulseur à plasma génère un faisceau d’ions lors d’un fonctionnement du propulseur à plasma, l’ensemble d’alimentation électrique comprenant un point commun de retour (CRP) pour collecter un courant de retour (body) en provenance du propulseur à plasma pendant ledit fonctionnement, le propulseur à plasma (2) comprenant un émetteur d’électrons (23) qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement, et une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons, les courants électriques fournis par l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) comprenant au moins un courant de maintien (keeper) qui est fourni à l’électrode de maintien et qui constitue une contribution au courant de retour (body), l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) étant caractérisé en ce qu’il est adapté pour recevoir ou produire des évaluations successives du courant de retour (body) ou d’un courant de fuite (lieak) qui s’écoule à partir du point commun de retour (CRP) vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial (100), et en ce que l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) est agencé pour ajuster en temps réel pendant le fonctionnement, le courant de maintien (keeper) en fonction des évaluations du courant de retour (body) ou du courant de fuite (heak), et conformément à une valeur de consigne de courant (body_ max_crit , lwarm_crit).
[Revendication 2] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel la valeur de consigne de courant (body_ max_crit , lwarm_cri t) qui est utilisée pour ajuster le courant de maintien (keeper) en temps réel pendant le fonctionnement, est relative au courant de retour (body) ou à une somme du courant de maintien (keeper) et du courant de fuite ( eak).
[Revendication 3] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 1 ou 2, agencé pour ajuster le courant de maintien (keeper) en temps réel pendant le fonctionnement selon une boucle à rétroaction qui comprend un soustracteur (120), avec une première entrée du soustracteur qui est agencée pour recevoir la valeur de consigne de courant (lbody_max_crit ; Iwarm_crit), et une seconde entrée dudit soustracteur qui est agencée pour recevoir les évaluations du courant de retour ou pour recevoir une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite, l’ensemble d’alimentation électrique étant configuré pour ajuster le courant de maintien en fonction d’un résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur (120).
[Revendication 4] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 3, comprenant un système de mesure (104) qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de fuite (heak), chaque résultat de mesure du courant de fuite constituant une évaluation dudit courant de fuite, l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) comprenant en outre un sommateur (121 ) agencé pour recevoir sur deux entrées dudit sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma (2), le résultat de mesure du courant de fuite ( eak) et le résultat de mesure du courant de maintien (keeper) pour ledit instant, et une sortie du sommateur (121 ) étant connectée à la seconde entrée du soustracteur (120).
[Revendication 5] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 3, comprenant un système de mesure (104) qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de fuite (heak), chaque résultat de mesure du courant de fuite constituant une évaluation dudit courant de fuite, l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) comprenant en outre un sommateur (121 ’) agencé pour recevoir sur trois entrées dudit sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma (2), le résultat de mesure du courant de fuite (heak) et le résultat de mesure du courant de maintien (keeper) pour ledit instant, et aussi une évaluation d’un courant de contrôle de poussée (beam ; Id) qui est fourni audit instant par l’ensemble d’alimentation électrique à un système d’émission d’ions (21 ) du propulseur à plasma (2), et une sortie du sommateur (121 ’) étant connectée à la seconde entrée du soustracteur (120).
[Revendication 6] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 4 ou 5, dans lequel le système de mesure (104) qui est agencé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite (heak), est d’un type adapté pour réaliser des mesures de courant électrique.
[Revendication 7] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 4 ou 5, comprenant en outre un système conducteur de décharge (103) qui est destiné à connecter électriquement le point commun de retour (CRP) à la masse électrique (102) du vaisseau spatial (100), et dans lequel le système de mesure (104) qui est agencé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite (heak), est d’un type adapté pour réaliser des mesures de tension électrique, et est agencé pour mesurer une tension électrique qui existe entre des bornes d’une partie au moins du système conducteur de décharge (103), et l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) est configuré pour fournir chaque résultat de mesure du courant de fuite (heak) comme un résultat d’une division de la tension électrique mesurée entre les bornes de la partie du système conducteur de décharge (103) par une valeur de résistance de ladite partie du système conducteur de décharge.
[Revendication 8] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon la revendication 3, comprenant un système de mesure (123) agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de retour (body), chaque résultat de mesure du courant de retour constituant une évaluation dudit courant de retour, et dans lequel l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) est agencé pour transmettre les résultats successifs de mesure du courant de retour (body) à la seconde entrée du soustracteur (120) lors du fonctionnement du propulseur à plasma (2).
[Revendication 9] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 3 à 8, configuré en outre pour ajuster le courant de maintien (keeper) en fonction du résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur (120) conformément à une fonction de transfert proportionnelle-intégrale appliquée audit résultat de différence. [Revendication 10] Système de propulsion à plasma (10) pour vaisseau spatial (100), comprenant :
- au moins un propulseur à plasma (2), ledit propulseur à plasma comprenant un émetteur d’électrons (23) et une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons ; et
- un ensemble d’alimentation électrique (1 ) qui est conforme à l’une quelconque des revendications précédentes, le système de propulsion à plasma
(10) étant agencé de sorte que l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) fournisse à l’électrode de maintien (22) du propulseur à plasma (2), pendant un fonctionnement dudit propulseur à plasma, un courant de maintien (keeper) qui est ajusté en temps réel en fonction des évaluations du courant de retour (body) ou du courant de fuite ( eak), conformément à la valeur de consigne de courant (lbody_ max_crit , lwarm_crit).
[Revendication 11] Système de propulsion à plasma (10) selon la revendication 10, dans lequel le propulseur à plasma (2) est de l’un des types suivants :
- un propulseur ionique à grilles, à décharge continue ou à radiofréquence, dans lequel l’émetteur d’électrons (23) comprend un canon à électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement du propulseur à plasma, et l’électrode de maintien (22) est disposée au niveau d’une sortie d’électrons du canon à électrons ; ou
- un propulseur à effet Hall, dans lequel l’émetteur d’électrons (23) est une cathode creuse neutralisante du propulseur à effet Hall, et l’électrode de maintien (22) est disposée au niveau d’une ouverture de sortie de la cathode creuse.
[Revendication 12] Vaisseau spatial (100), comprenant un système de propulsion à plasma (10) qui est conforme à la revendication 10 ou 11.
[Revendication 13] Procédé d’alimentation électrique d’un propulseur à plasma (2) à bord d’un vaisseau spatial (100), comprenant les étapes suivantes qui sont exécutées pendant un déplacement du vaisseau spatial dans l’espace :
- fournir un courant de maintien (keeper) à une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie d’électrons d’un émetteur d’électrons (23) du propulseur à plasma (2) ;
- collecter des évaluations successives d’un courant de retour (body) qui s’écoule en provenance du propulseur à plasma (2) vers un point commun de retour (CRP), ou d’un courant de fuite (heak) qui s’écoule à partir du point commun de retour (CRP) vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial (100) ;
- collecter une valeur de consigne de courant (lbody_max_crit ; lwarm_crit) ; et
- ajuster le courant de maintien (keeper) qui est fourni à l’électrode de maintien (22) en fonction des évaluations du courant de retour (body) ou du courant de fuite ( eak), et conformément à la valeur de consigne de courant (lbody_ max_crit , lwarm_crit).
[Revendication 14] Procédé selon la revendication 13, suivant lequel le courant de maintien (keeper) qui est fourni à l’électrode de maintien (22) est ajusté de sorte que le courant de retour (body), ou une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite, corresponde à la valeur de consigne de courant (lbody_max_crit , lwarm_crit).
[Revendication 15] Procédé selon la revendication 13 ou 14, suivant lequel la valeur de consigne de courant (lbody_max_crit ; lwarm_crit) est prescrite par un fabricant du propulseur à plasma (2).
[Revendication 16] Procédé selon l’une quelconque des revendications 13 à 15, mis en œuvre en utilisant un ensemble d’alimentation électrique (1 ) qui est conforme à l’une quelconque des revendications 1 à 9, ledit ensemble d’alimentation électrique étant embarqué à bord du vaisseau spatial (100) et agencé pour fournir des tensions et courants électriques au propulseur à plasma (2), afin que ledit propulseur à plasma génère un faisceau d’ions de façon à appliquer une force de poussée au vaisseau spatial.
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