EP4558728A1 - Test en vol d'un propulseur ionique a grilles - Google Patents

Test en vol d'un propulseur ionique a grilles

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EP4558728A1
EP4558728A1 EP23790055.0A EP23790055A EP4558728A1 EP 4558728 A1 EP4558728 A1 EP 4558728A1 EP 23790055 A EP23790055 A EP 23790055A EP 4558728 A1 EP4558728 A1 EP 4558728A1
Authority
EP
European Patent Office
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thruster
electrical voltage
vphv
acceleration
grid
Prior art date
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Granted
Application number
EP23790055.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP4558728B1 (fr
EP4558728C0 (fr
Inventor
Dominique Nicolas
Paul Kirch
Julien GRENIER
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space SAS
Original Assignee
Airbus Defence and Space SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Defence and Space SAS filed Critical Airbus Defence and Space SAS
Publication of EP4558728A1 publication Critical patent/EP4558728A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP4558728B1 publication Critical patent/EP4558728B1/fr
Publication of EP4558728C0 publication Critical patent/EP4558728C0/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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    • 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
    • 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
    • F03H1/0037—Electrostatic ion thrusters
    • F03H1/0043—Electrostatic ion thrusters characterised by the acceleration grid

Definitions

  • the present description concerns a method of flight testing a grid ion thruster, as well as a power supply assembly for a grid ion thruster which is suitable for such a test.
  • Ion thrusters with grids are used for space vehicles such as satellites or space probes although their use is still less common to date than that of Hall effect ion thrusters.
  • These grid ion thrusters can be of the continuous discharge type, designated by the acronym GIT for “Gridded-lon Thruster” in English and also called Kaufman type, or of the RIT type for “Radiofrequency Ion Thruster”.
  • GIT Grid ion Thruster
  • RIT or GIT each include at least:
  • an acceleration grid which is parallel to the screen grid and located on one side of this screen grid opposite the plasma enclosure.
  • an electrical power supply assembly which is commonly referred to as PPU for “Power Processing Unit” in English, is also on board the space vehicle and arranged to, during operation of the thruster, simultaneously provide at least one positive electrical voltage to the screen grid and a negative electrical voltage to the acceleration grid, these positive and negative electrical voltages being determined with respect to a common reference node of the electrical power supply assembly, which is commonly designated by CRP for “Cathode Return Potential” in English, or sometimes NRP for “Neutralizer Return Potential” in English.
  • the erosion of the acceleration grid of an ion thruster with grids is one of the main causes of its aging, which limits its lifespan. This erosion produces a progressive widening of the holes in the acceleration grid, and is caused by the bombardment of ions which come from the plasma enclosure and part of which hits the acceleration grid. For a fixed value of the negative electrical voltage which is applied to the acceleration grid, the state of erosion of this grid is revealed in particular by a modification of the limit of retro-circulation of the electrons generated by a neutralizer of the thruster.
  • This plasma generation electrical power is then measured for each value of the negative electrical voltage which is applied to the acceleration grid.
  • Such an EBS test makes it possible to determine a value to be used for the negative electrical voltage which is applied to the acceleration grid, the absolute value of which is minimum to maximize the thrust produced at a given value of electrical power which is supplied to the acceleration grid. screen, while reducing heating of the plasma enclosure and securing the operation of the thruster.
  • an aim of the present invention is to propose another test to be executed while the space vehicle is in extraterrestrial space, to characterize the state of a grid ion thruster of this vehicle. spatial, in particular the state of erosion of the acceleration grid of this thruster.
  • Another aim of the invention is to provide new information for managing the operation of a grid ion thruster which is on board a space vehicle, in particular such information which relates to the operation and to the life of the propellant.
  • a first aspect of the invention proposes a new method for testing an ion thruster with grids on board a space vehicle, such as a satellite , a space probe, etc., this test method being carried out while the space vehicle is in extraterrestrial space.
  • the thruster comprises at least the components which have been recalled previously: the plasma enclosure, the screen grid and the acceleration grid, the latter being on one side of the screen grid which is opposite the plasma enclosure so that, during operation of the thruster, positive ions which are produced in the plasma enclosure pass through the screen grid then the acceleration grid.
  • the propellant to which the test method of the invention is applied can be of one of the following types: ion propellant with grids and continuous discharge, such as known under the designation GIT or also called Kaufman type, or ion propellant with grids and radiofrequency discharge, as known under the designation RIT.
  • the propellant to which the test method of the invention is applied may comprise at least one additional grid, in addition to the screen grid and the acceleration grid. Such a third grid is commonly called a deceleration grid.
  • An electrical power supply assembly is also on board the space vehicle and arranged to, during operation of the thruster and in particular during execution of the test method of the invention, simultaneously supply at least one positive electrical voltage to the screen grid and a negative electrical voltage to the acceleration grid, these electrical voltages being determined relative to the common reference node of the electrical power supply assembly.
  • the method comprises a step of pushing the thruster, itself comprising an adjustment of the electrical power supply assembly to a predetermined thrust operating point with predetermined values of the positive electrical voltage (VPHV) and the negative electrical voltage (VNHV) and with a predetermined electrical power supply.
  • 121 provide two scan limit values for the positive electrical voltage, which are respectively greater and lower than the value of this positive electrical voltage at the predetermined thrust operating point, or else provide a scan start limit value for the voltage positive electric voltage which is greater than the value of this positive electric voltage at the predetermined thrust operating point, and provide a maximum limit for an electric current which flows from the acceleration gate to the electric power supply assembly, called current of acceleration grid; And
  • step 121 vary the positive electrical voltage according to a direction of variation which is constant between the scan limit values provided in step 121, checking that the acceleration gate current remains lower than the maximum limit provided, or else reduce the positive electrical voltage from the start limit value of scanning until the acceleration gate current reaches the maximum limit provided, and for each generated value of the positive electrical voltage, measuring the acceleration gate current and recording at least one measurement result of said gate current acceleration with the corresponding value of the positive electrical voltage.
  • the maximum limit which is provided in step 121 for the acceleration gate current may depend on the beam current which exits the thruster. In particular, it can be equal to the intensity of this beam current multiplied by a constant coefficient. Generally in the present description, the beam current exiting the thruster is equal to a difference between an electrical current flowing from the power supply assembly to the screen grid and the acceleration grid current, at which can be subtracted, in addition, a current of back-circulation of electrons which are emitted by a neutralizer of the propellant then collected by the screen grid.
  • the maximum limit provided in step 121 for the acceleration gate current can be between 0.5% and 5% of the beam current value. For example, it can be substantially equal to 3.125% of the value of the beam current.
  • the test method proposed by the invention is of the perveance test type. It makes it possible to identify the value of the positive electrical voltage which is applied to the screen grid, for which the acceleration grid current is minimal, that is to say for which a minimum quantity of ions which come from the plasma enclosure hits the acceleration grid. This value of the positive electrical voltage which minimizes the acceleration grid current corresponds to operation of the thruster which reduces the erosion of its acceleration grid. The life of the thruster can then be increased by adopting this operation for thrust, or its life can be managed if other mission constraints require the use of an operating point for the thrust of the thruster which does not correspond not at the minimum of the acceleration gate current.
  • the variation interval of the positive electrical voltage which is implemented in step /3/ being limited on the side of the lowest values of this positive electrical voltage or by one of the scanning limit values provided in step 121, whether because the maximum limit for the acceleration gate current is reached, depends on the amount of information that is desired on the thruster.
  • An advantage of the method of the invention is that it makes it possible to regularly carry out measurements during the thrust of the thruster, to detect the state of erosion of its grids, and to determine whether its predetermined thrust operating point needs to be corrected.
  • the thrust force that is produced by the thruster is not interrupted by the execution of the test method of the invention.
  • Another advantage of the method of the invention is that it makes it possible to adjust the operation of the thruster according to its state of aging, without damaging the thruster, in a way which is particularly safe and robust so that it can be executed automatically. and in a space environment.
  • Yet another advantage of the method of the invention is that it makes it possible to test the space vehicle in flight, and to remotely transmit multiple operating parameters of the thruster to understand its behavior in operational conditions.
  • the present invention therefore makes it possible to improve the understanding of the evolution of the characteristics, in particular electrical, thermal or related to materials, of an ion thruster with grids which is used on board a space vehicle throughout the duration life of this space vehicle. It provides measurements of certain characteristics of the propellant during the space vehicle mission.
  • yet another advantage of the invention lies in the greater precision of the tests and measurements which are carried out while the space vehicle is in extraterrestrial space, compared to tests and measurements carried out on Earth.
  • many characteristics of the propellant have very different values on Earth compared to their effective values in extraterrestrial space, in particular because of the lack of representativeness of the environmental parameters, eg pressure, narrowness of the vacuum chambers, etc. ., which are used on Earth to simulate the vacuum of space.
  • the test method of the invention provides more accurate knowledge of the behavior of the grid ion thrusters in extraterrestrial space throughout their operation.
  • the positive electrical voltage can be varied at step /3Z automatically by the power supply assembly, in accordance with programming of this power supply assembly.
  • the method may further comprise transmitting from the space vehicle to a station which is located on Earth, at least some of the measurement results and values recorded in step /3/. Such transmission may be included in a telemetry procedure that is used for the space vehicle.
  • the method may also comprise the following step:
  • Z4Z determine a minimum value of the acceleration gate current among the measurement results recorded in step /3Z for this acceleration gate current, as well as the respective corresponding values of the positive electrical voltage and the negative electrical voltage .
  • step Z4Z the method can also include:
  • step Z4Z update the thrust operating point of the thruster in accordance with the respective values of the positive electrical voltage and the negative electrical voltage which correspond to the minimum value of the acceleration grid current, as determined in step Z4Z, possibly with a predetermined margin of difference between the value of the positive electrical voltage which has been determined for the minimum value of the acceleration gate current and the value of the positive electrical voltage of the updated thrust operating point; Then - activate a new thruster operation that is consistent with the updated thrust operating point.
  • Such updating and activation of the thruster operating point can be remotely controlled from the station which is located on Earth, or performed automatically on board the space vehicle.
  • step /4/ when step /4/ is executed, and when the positive electrical voltage has been reduced in step /3/ from the scan start limit value until the gate current acceleration reaches the maximum limit provided, the method may further comprise the following steps:
  • /6/ calculate a difference between the value of the positive electrical voltage which corresponds to the minimum value of the acceleration gate current, as it was determined in step /4/, and the threshold value determined in step /5/ for the positive electrical voltage.
  • the difference result calculated in step /6/ is a measure of the state of erosion of the acceleration grid, and therefore constitutes a measure of the aging of the propellant.
  • the sequence of steps /1/ to /6/ can be repeated several times, each time at a different time while the space vehicle is in extraterrestrial space, and then a new value is determined for the difference between the voltage value positive electrical voltage which corresponds to the minimum value of the acceleration gate current, and the threshold value of this positive electrical voltage, by extrapolation of the difference values calculated at each execution of the sequence of steps /1 / to /6/.
  • the electrical power supply assembly may comprise a device for controlling electrical power for generating plasma which is delivered to the plasma enclosure by this power supply assembly, this control device being designed to maintain constant a value of difference between the electric current which flows from the power supply assembly to the screen grid and the grid current acceleration.
  • a servo device corresponds to the beam current control loop, or BCC for “Beam Current Control” in English.
  • step /3/ can be executed while the value of the difference between the electric current which flows from the power supply assembly to the grid d
  • the screen and the acceleration grid current is kept constant by the servo device. This difference value is equal to the beam current in the absence of additional so-called retro-circulation current.
  • step /3/ can be executed while the electrical plasma generation power which is delivered to the plasma enclosure by the entire power supply is kept constant. For this, and if it is present, the plasma generation electrical power control device is kept deactivated while step /3/ is executed.
  • the value of the difference between the electric current which flows from the power supply assembly to the screen grid and the acceleration grid current is then no longer constant, because of the profile adopted by the screen grid current. acceleration under the effect of the variation of the positive electrical voltage which is supplied to the screen grid.
  • a second aspect of the invention proposes a power supply assembly for an ion thruster with grids, the thruster comprising: a plasma enclosure, a screen grid which is located in front of or at the level of an outlet opening of the plasma enclosure, and an acceleration grid which is parallel to the screen grid and located on a side thereof which is opposite to the plasma enclosure, the power supply assembly comprising :
  • a positive electrical power supply unit which is intended to be connected to the screen grid of the thruster to provide this screen grid, during operation of the thruster, with a positive electrical voltage relative to the common reference node;
  • a negative power supply unit which is intended to be connected to the acceleration grid of the thruster to provide this acceleration grid, during operation of the thruster, with a negative electrical voltage relative to the common reference node;
  • a variation module which is arranged to vary, preferably automatically, the positive electrical voltage supplied by the positive electrical power supply unit;
  • controller which is configured to activate the variation module and the measurement and recording modules, so that variable values are produced successively for the positive electrical voltage while the negative electrical voltage is kept constant, and that a value of the acceleration gate current is measured and recorded for at least one supplied value of the positive electrical voltage, when the electrical power supply assembly is connected to the thruster to allow operation of this thruster.
  • Such a power supply assembly is adapted to carry out a test method which conforms to the first aspect of the invention.
  • Each of the variation, measurement and recording modules of the power supply assembly can be of the software or recorded program type, designated by “software” in English, or of the hardware type, designated by “hardware ".
  • the power supply assembly may also include:
  • - a device for controlling the plasma generation electrical power which is delivered to the plasma enclosure, designed to maintain the beam current constant, and as designated by the beam current control loop, or BCC.
  • a third aspect of the invention proposes a plasma propulsion system which comprises:
  • a fourth aspect of the invention proposes a space vehicle which comprises a plasma propulsion system conforming to the third aspect.
  • FIG. 1 a shows, in a schematic and simplified manner, a space vehicle which is equipped with a GIT type grid ion thruster, and on board which the test method of the invention can be used;
  • FIG. 1 b corresponds to [Fig. 1 a] for an RIT type grid ion thruster
  • FIG. 2a is an example of a diagram presenting results which are obtained by the test method of the invention, according to a first possible sequence of the method;
  • FIG. 2b corresponds to [Fig. 2a] for a second possible sequence of the process
  • FIG. 3a illustrates a situation of over-perversion
  • FIG. 3b illustrates an optimal situation of perveance
  • FIG. 3c illustrates a situation of under-performance.
  • the reference 100 designates a space vehicle, whatever the type of this vehicle, for example a satellite or a space probe.
  • 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 with respect to the space vehicle 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 grid ion thruster 2.
  • the assembly electrical power supply 1 and the grid ion thruster 2 which are represented in each of these two figures are associated with one another so that the thruster 2 is supplied with electrical energy appropriately by the power supply assembly electric
  • the electrical power supply assembly 1 is connected between an electrical power bus and an electrical mass (not shown) of the space vehicle 100, while the various components of the thruster 2 are supplied with currents and voltages. electrical via the electrical power supply assembly 1.
  • the thrust force which is produced by this thruster and applied to the space vehicle 100 results from the production, by the ion grid thruster, of a beam of ions which is denoted ions in the figures.
  • each of the grid ion thrusters 2 of [Fig. 1 a] and [Fig. 1 b] includes one or more neutralizer power supply units, as well as a gas management system, which are not shown, and the power supply assembly 1 includes additional power units and interfaces corresponding ones, which are also not represented.
  • the grid ion thruster 2 is of the continuous discharge type designated by GIT for “Gridded Ion Thruster”, or called the Kaufman type. It comprises a plasma enclosure 20, which is provided with an anode 21 and a cathode 22. The anode 21 can be located around an outlet opening of the plasma enclosure 20, through which the ions are intended to come out during operation of the thruster
  • the cathode 22 can be located at the bottom of the plasma enclosure 20, opposite its outlet opening.
  • the plasma enclosure 20 is provided with an electromagnet 23, commonly called a “magnet”, which helps to confine the plasma inside the the enclosure 20.
  • an electromagnet 23 commonly called a “magnet”
  • the grid ion thruster 2 further comprises at least two electrically conductive grids, which are arranged parallel and at a distance from one another in front of the outlet opening of the plasma enclosure 20.
  • the first grid called screen grid and designated by the reference 24
  • the screen grid 24 has the main functions of controlling the quantity of ions which leave the plasma enclosure 20 and to participate in accelerating the ions which leave the plasma enclosure 20.
  • the screen grid 24 is brought to a positive electrical voltage which is denoted VPHV.
  • the second grid, called acceleration grid and designated by the reference 25 contributes to accelerating the ions which leave the plasma enclosure 20, in cooperation with the screen grid 24, and creates an electrical potential barrier between the screen grid and the neutralizer 27 described below, for electrons emitted by the latter.
  • the acceleration grid 25 is brought to a negative electrical voltage which is denoted VNHV.
  • the screen grid 24 is intermediate between the outlet opening of the plasma enclosure 20 and the acceleration grid 25.
  • the thruster 2 may include at least a third additional grid.
  • Such a third grid, called the deceleration grid can be electrically connected to the electrical ground of the space vehicle 100.
  • the electrical power supply assembly 1 comprises a first power supply unit which is dedicated to powering the plasma enclosure 20, designated by the reference 11 and denoted DC-plasma, a second power supply unit which is dedicated to the polarization of the screen grid 24, designated by the reference 12 and denoted PHV for "positive high voltage” in English, and a third power supply unit which is dedicated to the polarization of the acceleration grid 25, designated by the reference 13 and denoted NHV for “negative high voltage”.
  • the power supply unit 12 has been referred to as the positive power supply unit
  • the power supply unit 13 has been referred to as the negative power supply unit.
  • the power supply assembly 1 includes a common reference node which is commonly designated by CRP for “Cathode Return Potential” in English, or sometimes NRP for “Neutralizer Return Potential” in English.
  • This common CRP reference node is itself even electrically connected to the electrical mass of the space vehicle 100 by a charge-conducting system 19, sometimes called a “bleed resistor” in English.
  • the positive electrical voltages VPHV and negative VNHV are defined in relation to this common reference node CRP.
  • the power supply unit 12, which is dedicated to the polarization of the screen grid 24, has a positive output terminal which is electrically connected to this screen grid 24, and a negative output terminal which is electrically connected to the common CRP reference node.
  • the electrical voltage VPHV which is applied to the screen grid 24 is positive.
  • the electric current which flows through the positive output terminal of the power supply unit 12 towards the screen grid 24 is denoted IPHV, and called screen grid current.
  • the power supply unit 13, which is dedicated to the polarization of the acceleration grid 25 has a negative output terminal which is electrically connected to this acceleration grid 25, and a positive output terminal which is electrically connected to the common reference node CRP.
  • the electric current which flows through the negative output terminal of the power supply unit 13 coming from the acceleration grid 25 is denoted INHV, and called acceleration grid current.
  • the electrical voltage VNHV which is thus applied to the acceleration grid 25 is negative.
  • the power supply unit 11, which is dedicated to powering the plasma enclosure 20, has a positive output terminal which is electrically connected to the anode 21, and a negative output terminal which is connected to the common CRP reference node.
  • the electric current which flows through the positive output terminal of the power supply unit 11 towards the anode 21 is denoted Id and called plasma discharge current.
  • the cathode 22 is electrically connected to the common reference node CRP.
  • the electrical power for generating the plasma which is supplied by the power supply unit 11 to the plasma enclosure 20, through the anode 21 and the cathode 22, is equal to the product of the value of the discharge current Id by the value of an electrical voltage Vd of the anode 21, determined relative to the common reference node CRP. This plasma generation power can be determined internally to the power supply unit 11.
  • the grid ion thruster 2 further comprises a neutralizer 27, denoted NEUTR., whose function is to emit electrons towards the outside of the thruster 2 in order to neutralize the ions which are emitted to produce the thrust.
  • this neutralizer 27 is electrically powered by several dedicated power units which are integrated into the power supply assembly 1, but not shown in the figures.
  • a dedicated electrical connection connects the neutralizer 27 to the common reference node CRP to conduct to this node a neutralizer return current which is denoted INEUTR.
  • the neutralizer 27 thus determines the electrical potential of the common reference node CRP.
  • the beam current denoted beam
  • beam IPHV - INHV - IPHV_EBS
  • WHERE IPHV_EBS is an additional current which is supplied by the power supply unit 12 to the screen grid 14 , without participating in the thrust which is produced because it is consumed by the back-circulation of electrons from the neutralizer 27 to the screen grid 14.
  • the beam beam current is the electric current which corresponds to the beam of ions which are emitted by the thruster 2 towards the outside of the space vehicle 100.
  • the beam beam current is substantially equal to the difference between the screen grid current and the acceleration grid current ⁇ beam * IPHV - INHV.
  • the grid ion thruster 2 is of the radiofrequency discharge type designated by RIT for “Radiofrequency Ion Thruster”. It also includes a plasma enclosure 20, but this is provided with a coil 26 which surrounds a side wall of this enclosure to generate a radio frequency electromagnetic field inside the plasma enclosure 20.
  • the radio frequency electromagnetic field produces the ionization of the gas which is introduced into the plasma enclosure 20, and which constitutes the ion source.
  • the coil 26 is supplied with radio frequency current, denoted IRF, by a generator 3, denoted RFG for “radiofrequency generator”, which can also be integrated into the electrical power supply assembly 1.
  • This RFG generator 3 is itself powered by a dedicated power supply unit of the electrical power supply assembly 1, designated by the reference 14 and called RF ionization stage driver, or “RF ionization stage driver” in English .
  • This power supply unit 14 is denoted RF-driver in [Fig. 1 b] and replaces the power supply unit 11 of [Fig. 1a] in the power supply assembly 1. Electric power generation of plasma in such a case of RIT thruster is calculated from the value of the radio frequency current IRF and the value of the electrical output voltage VRF of the generator RFG 3.
  • the electrical power supply assembly 1 for the two types of thrusters GIT and RIT, further comprises a variation module 15, denoted VAR., to control the power supply unit 12, in order to vary the voltage positive electrical VPHV which is produced by it. It also includes measurement and recording modules, which are generally designated by the reference 16, in order to measure and record the values of the acceleration gate current INHV. Finally, a controller 17, denoted CTRL and internal to the electrical power supply assembly 1, controls the executions of a perveance test process, as now described.
  • the perveance test method of the present invention is executed when the space vehicle 100 is in flight in extraterrestrial space, from ongoing operation of the propeller 2, GIT or RIT, electrically powered by the assembly 1.
  • This operation is controlled by the controller 17 by imposing several output values of the electrical supply assembly 1, including those of the positive electrical voltages VPHV and negative VNHV.
  • These output values of the electrical power supply assembly 1 which are thus produced participate in determining the thrust operating point of the thruster 2.
  • Each thrust operating point which is available for the thruster 2 is identified, in order to distinguish it other thrust operating points in the case where several are possible.
  • the thrust operating point also includes the setting by the controller 17 of an output value of the power supply unit 11 or 14, depending on the GIT or RIT type of the propeller 2.
  • this output value is that of the plasma generation power which is supplied by the power supply unit 11 to the plasma enclosure 20.
  • Two operating modes are possible alternatively: beam current which is constant, or at plasma generation power which is constant.
  • a servo device is associated with the power supply unit 11, which is adapted to vary in real time the plasma generation power so as to maintain the constant beam current during the current operation of the thruster. 2.
  • This servo device can include a module 18a which is arranged to measure the IPHV current which is transmitted by the power supply unit 12 to the screen grid 24, and a module 18b which is adapted to control the electrical power which is supplied at output by the power supply unit 11.
  • the module 18a transmits to the module 18b the value of the current IPHV, at the same time as the value of the current INHV which returns from the acceleration grid 25 to the power supply unit 13 is also transmitted to the module 18b by the measurement and recording module 16.
  • the operating mode of the thruster 2 for which the beam current is constant is obtained by activating the BCC servo device, and the operating mode for which the plasma generation power is constant, is obtained by deactivating the BCC servo device.
  • the BCC servo device still includes the module 18b, but arranged to control the electrical power which is supplied by the power supply unit 14 to the RFG generator 3.
  • the current measurement modules 16 and 18a are arranged for the RIT case as for the GIT case, respectively at the outputs of the power supply units 12 and 13.
  • the plasma generation power which is supplied by the RFG generator 3 at coil 26 is adjusted in real time to keep the beam current constant.
  • the coil 26 is powered from the power supply unit 14, via the RFG generator 3, with a plasma generation power which is kept constant.
  • the controller 17 commands to keep the negative electrical voltage constant.
  • VNHV which is applied to the acceleration grid 25, and to vary, via the module 15, the positive electrical voltage VPHV which is applied to the screen grid 24.
  • the module 16 measures and records the value of the acceleration gate current INHV.
  • the perveance test is preferably carried out automatically by the power supply assembly 1, in accordance with programming of its controller 17.
  • FIG. 2a] and [Fig. 2b] illustrate two possible procedures for such a perveance test.
  • the horizontal axis of the diagrams in these figures marks the time, denoted t
  • the left vertical axis marks the values of the positive electrical voltage VPHV which are successively controlled by the controller 17
  • the right vertical axis marks the values of the acceleration gate current INHV which are measured by the module 16 for the commanded values of the voltage VPHV, as test results.
  • the test can start from a scan limit value VPHV_ SUP which is greater than the value of the positive electrical voltage VPHV which corresponds to the thrust operating point in use for the thruster 2, then the electrical voltage positive VPHV is gradually reduced during the test from this VPHV_ SUP value.
  • This reduction in the voltage VPHV is carried out by successive descending steps, with a decrement AVPHV and an individual step duration At which are selected to establish a compromise between the duration of the test and its precision.
  • the end of the sweep of the values of the positive electrical voltage VPHV can be determined in two alternative ways: either by another scanning limit value VpHvjnf which is lower than the value of the positive electrical voltage VPHV which corresponds to the thrust operating point in use for the thruster 2, or by a maximum limit relating to the acceleration grid current INHV which is measured. Indeed, in order not to degrade the thruster 2, the acceleration grid current INHV must remain less than a fraction of the beam beam current, for example less than 0.03125-Ibeam.
  • the acceleration gate current INHV begins by gradually decreasing, reaching a minimum value lNHv_min, then increases, first slowly and then more rapidly while the positive electrical voltage HPVV continues to be reduced with a reduction speed which is kept constant.
  • the variation curve of the acceleration gate current INHV thus has the following two characteristics: the minimum value lNHv_min of the acceleration gate current INHV which is obtained for the value VpHv_min of the positive electrical voltage VPHV, and the rapid change of slope in the curve of the values of the acceleration gate current INHV, occurring at the value VpHv_change of the positive electrical voltage VPHV.
  • VpHv_change which is associated with the rapid change in slope in the curve of the values of the acceleration gate current INHV, has been called threshold value of the positive electrical voltage in the general part of the present description.
  • the value VpHv_change or preferably the value of the difference VpHv_min - VpHv_change, constitutes a characterization of the state of erosion of the grids 24 and 25, mainly of the acceleration grid 25.
  • FIG. 2a corresponds to a progress of the perveance test for which the progressive reduction of the positive electrical voltage VPHV is stopped when the acceleration gate current INHV reaches the maximum limit set for this current, that is to say 0, 03125- beam in the example considered.
  • Such a sequence provides the value VpHv_change.
  • FIG. 2b corresponds to an alternative course of the perveance test for which the progressive reduction of the positive electrical voltage VPHV is stopped when this voltage VPHV reaches the scanning limit VpHvjnf.
  • the scanning limit VpHvjnf is greater than the value of the positive electrical voltage VPHV for which the acceleration gate current INHV would have reached its fixed maximum limit.
  • the results of the perveance test that is to say, the value of the negative electrical voltage VNHV for which it was performed, and the successive associated values of the positive electrical voltage VPHV and the gate current d INHV acceleration, can be used on board the space vehicle 100 or transmitted to a terrestrial station under the control of an on-board computer of the space vehicle 100, designated by the reference 110 and denoted OBC for “on-board computer” in English in [Fig. 1 a] and [Fig. 1b].
  • FIG. 3a]-[Fig. 3c] schematically illustrate different perveance situations for the exit of ions from the plasma enclosure 20.
  • Each of these figures is a section of the outlet opening of the plasma enclosure 20, with a hole in the grid screen 24 and, opposite it, a hole in the acceleration grid 25.
  • the hole in the acceleration grid 25 has an opening surface which is more smaller than that of the hole in the screen grid 24.
  • the positive electrical voltage VPHV which is applied to the screen grid 24 determines the shape of a plasma sheath which is contained in the enclosure 20, at the level of the hole in this grid screen 24.
  • This plasma sheath is designated by the reference PI_Sh, for “plasma shealth” in English. The situation which is shown by [Fig.
  • the ions which cross this opening then have trajectories which tighten gently and pass through the opening the hole in the acceleration grid 25 without hitting the latter, or by intercepting it at a minimum.
  • the perveance situation of [Fig. 3b] is optimal by producing an erosion of the acceleration grid 25 which is minimal, and corresponds to the minimum value lNHv_min of the acceleration grid current INHV.
  • a first possible use of the results of the perveance test consists of updating the thrust operating point of the thruster 2.
  • the updated thrust operating point has the value of the negative electrical voltage VNHV for which the test was carried out, and a value close to VpHv_min is attributed to the positive electrical voltage VPHV.
  • the updated value for the positive electrical voltage VPHV can take into account a predetermined safety margin, so that this value of VPHV for the updated thrust operating point is sufficiently far from the threshold value VpHv_change. This results in a possible margin of difference between the VPHV value used for updating the thrust operating point and the VpHv_min value. In this way, the erosion of the acceleration grid 25 is reduced for the future operation of the thruster 2 according to this thrust operating point.
  • Such an update can be carried out either automatically on board the space vehicle 100, by the controller 17, or controlled remotely by an operator after the test results have been transmitted to him. The operation of the thruster 2 can then be continued after the perveance test in accordance with the updated thrust operating point.
  • a second possible use of the results of the perveance test consists of monitoring the evolution of the aging of the propellant 2.
  • the value VpHv_change corresponds to the effectiveness limit of the screen grid 2 in controlling the quantity of ions which leave the plasma enclosure 20. Due to the aging of the propellant 2, the VpHv_change values which are obtained by perveance tests carried out on different dates increase with the duration of use of the propellant 2, reducing the value of the difference VpHv_min - VpHv_change.
  • the curve of these difference values Vp H v_min - Vp H v_change as a function of the time of use of the thruster makes it possible to predict its aging, and possibly to preferentially adopt operating points which cause slower aging of the thruster.
  • the positive electrical voltage VPHV is varied between two predetermined limit values VPHV_SU P and VpHvjnf of the sweep, in the increasing direction or in the decreasing direction, while checking that the acceleration gate current INHV remains constantly lower than the maximum limit set, for example lower than 0.03125-beam.

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Abstract

Un procédé de test d'un propulseur ionique à grilles (2) est exécuté à bord d'un véhicule spatial (100), pendant que ledit véhicule spatial est en poussée dans l'espace extraterrestre. Le procédé de test est du type test de pervéance, et permet de mettre à jour un point de fonctionnement de poussée du propulseur ainsi que de surveiller un vieillissement dudit propulseur, notamment un vieillissement par érosion d'une grille d'accélération (25) qui est disposée en sortie d'enceinte à plasma (20).

Description

Description
Titre : TEST EN VOL D’UN PROPULSEUR IONIQUE A GRILLES
Domaine technique
[0001] La présente description concerne un procédé de test en vol d’un propulseur ionique à grilles, ainsi qu’un ensemble d’alimentation électrique pour propulseur ionique à grilles qui est adapté pour un tel test.
Technique antérieure
[0002] Des propulseurs ioniques à grilles sont utilisés pour des véhicules spatiaux tels que des satellites ou des sondes spatiales bien que leur utilisation soit encore à ce jour moins courante que celle de propulseurs ioniques à effet Hall. Ces propulseurs ioniques à grilles peuvent être du type à décharge continue, désigné par l’acronyme GIT pour «Gridded-lon Thruster» en anglais et aussi appelé type Kaufman, ou bien du type RIT pour «Radiofrequency Ion Thruster». Ces propulseurs ioniques à grilles, RIT ou GIT, comprennent chacun au moins :
- une enceinte à plasma ;
- une grille d’écran, qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma ; et
- une grille d’accélération, qui est parallèle à la grille d’écran et située d’un côté de cette grille d’écran opposé à l’enceinte à plasma.
Lors d’un fonctionnement d’un tel propulseur, des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma traversent la grille d’écran puis la grille d’accélération. Pour cela, un ensemble d’alimentation électrique, qui est couramment désigné par PPU pour «Power Processing Unit» en anglais, est aussi à bord du véhicule spatial et agencé pour, lors du fonctionnement du propulseur, fournir simultanément au moins une tension électrique positive à la grille d’écran et une tension électrique négative à la grille d’accélération, ces tensions électriques positive et négative étant déterminées par rapport à un nœud commun de référence de l’ensemble d’alimentation électrique, qui est couramment désigné par CRP pour «Cathode Return Potential» en anglais, ou parfois NRP pour «Neutralizer Return Potential» en anglais. [0003] La compréhension et l’amélioration progressive des propulseurs ioniques à grilles nécessitent de connaître les phénomènes d’usure et le vieillissement qui les affectent progressivement lors de leur utilisation à bord des véhicules spatiaux. Pour cela, des mesures et des tests sont nécessaires, à réaliser à bord des véhicules spatiaux, afin de caractériser l’état d’usure et de vieillissement de chaque propulseur ionique à grilles tout au long de son utilisation en mission. En effet, les tests réalisés sur Terre ne sont pas suffisamment représentatifs des conditions environnementales auxquelles chaque propulseur est soumis dans l’espace, et il est nécessaire de recueillir des résultats de mesures tout au long de son utilisation en mission. De tels tests et mesures ont notamment les buts suivants :
- compléter la connaissance générale des propulseurs ioniques à grilles, notamment concernant leur vieillissement en conditions d’environnement spatial ;
- prévoir l’usure et/ou le vieillissement à venir d’un propulseur ionique à grilles qui est en mission à bord d’un véhicule spatial, notamment pour évaluer la durée de vie de ce propulseur ; et
- caractériser l’état d’usure et/ou de vieillissement d’un propulseur ionique à grilles qui est en mission à bord d’un véhicule spatial, afin d’optimiser le point de fonctionnement selon lequel ce propulseur est utilisé, ou pour réaliser un compromis entre vitesse d’usure et intensité de la force de poussée qui est à produire par le propulseur.
[0004] L’érosion de la grille d’accélération d’un propulseur ionique à grilles est l’une des principales causes de son vieillissement, qui limite sa durée de vie. Cette érosion produit un élargissement progressif des trous de la grille d’accélération, et est causée par le bombardement des ions qui proviennent de l’enceinte à plasma et dont une partie heurte la grille d’accélération. Pour une valeur fixée de la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération, l’état d’érosion de cette grille est révélé notamment par une modification de la limite de rétro-circulation des électrons générés par un neutraliseur du propulseur.
[0005] Le document US 6,964,396 décrit de réaliser un test de type EBS, pour «Electron Back-Streaming» en anglais ou mesure de rétro-circulation d’électrons, à bord d’un véhicule spatial qui est dans l’espace extraterrestre. Lors d’un tel test EBS, la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération est progressivement diminuée en valeur absolue, c’est-à-dire que cette tension électrique est variée à partir de valeurs très négatives vers des valeurs moins négatives. Simultanément, une boucle de contrôle de courant de faisceau, désignée par BCC pour «Beam Current Control» en anglais, maintient constante une différence entre un courant électrique qui est fourni à la grille d’écran et un courant électrique qui provient de la grille d’accélération, en asservissant une puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma du propulseur. Cette puissance électrique de génération de plasma est alors mesurée pour chaque valeur de la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération. Un tel test EBS permet de déterminer une valeur à utiliser pour la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération, dont la valeur absolue est minimale pour maximiser la poussée produite à valeur donnée de puissance électrique qui est fournie à la grille d’écran, tout en réduisant un échauffement de l’enceinte à plasma et en sécurisant le fonctionnement du propulseur.
Problème technique
[0006] A partir de cette situation, un but de la présente invention est de proposer un autre test à exécuter pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre, pour caractériser l’état d’un propulseur ionique à grilles de ce véhicule spatial, notamment l’état d’érosion de la grille d’accélération de ce propulseur.
[0007] Un autre but de l’invention est de fournir de nouvelles informations pour gérer l’exploitation d’un propulseur ionique à grilles qui est embarqué à bord d’un véhicule spatial, en particulier de telles informations qui sont relatives au fonctionnement et à la durée de vie du propulseur.
Résumé de l’invention
[0008] Pour atteindre l’un au moins de ces buts ou un autre, un premier aspect de l’invention propose un nouveau procédé de test d’un propulseur ionique à grilles à bord d’un véhicule spatial, tel qu’un satellite, une sonde spatiale, etc., ce procédé de test étant exécuté pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre. Le propulseur comprend au moins les composants qui ont été rappelés précédemment : l’enceinte à plasma, la grille d’écran et la grille d’accélération, cette dernière étant d’un côté de la grille d’écran qui est opposé à l’enceinte à plasma de sorte que, lors d’un fonctionnement du propulseur, des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma traversent la grille d’écran puis la grille d’accélération. En particulier, le propulseur auquel est appliqué le procédé de test de l’invention peut être d’un des types suivants : propulseur ionique à grilles et à décharge continue, tel que connu sous la désignation GIT ou aussi dit type Kaufman, ou propulseur ionique à grilles et à décharge radiofréquence, tel que connu sous la désignation RIT. Possiblement, le propulseur auquel est appliqué le procédé de test de l’invention peut comprendre au moins une grille supplémentaire, en plus de la grille d’écran et de la grille d’accélération. Une telle troisième grille est couramment appelée grille de décélération.
[0009] Un ensemble d’alimentation électrique est aussi à bord du véhicule spatial et agencé pour, lors du fonctionnement du propulseur et notamment lors d’une exécution du procédé de test de l’invention, fournir simultanément au moins une tension électrique positive à la grille d’écran et une tension électrique négative à la grille d’accélération, ces tensions électriques étant déterminées par rapport au nœud commun de référence de l’ensemble d’alimentation électrique. Le procédé comprend une étape de poussée du propulseur, elle-même comprenant un réglage de l’ensemble d’alimentation électrique à un point de fonctionnement prédéterminé de poussée avec des valeurs prédéterminées de la tension électrique positive (VPHV) et de la tension électrique négative (VNHV) et avec une puissance électrique d’alimentation prédéterminée.
[0010] Le procédé de l’invention comprend ensuite les étapes suivantes :
/1/ figer la valeur de la tension électrique négative correspondant au point de fonctionnement prédéterminé de poussée du propulseur ;
121 fournir deux valeurs de limites de balayage pour la tension électrique positive, qui sont respectivement supérieure et inférieure à la valeur de cette tension électrique positive au point de fonctionnement prédéterminé de poussée, ou bien fournir une valeur de limite de début de balayage pour la tension électrique positive qui est supérieure à la valeur de cette tension électrique positive au point de fonctionnement prédéterminé de poussée, et fournir une limite maximale pour un courant électrique qui circule de la grille d’accélération vers l’ensemble d’alimentation électrique, appelé courant de grille d’accélération ; et
/3/ faire varier la tension électrique positive selon un sens de variation qui est constant entre les valeurs de limites de balayage fournies à l’étape 121, en vérifiant que le courant de grille d’accélération reste inférieur à la limite maximale fournie, ou bien diminuer la tension électrique positive à partir de la valeur de limite de début de balayage jusqu’à ce que le courant de grille d’accélération atteigne la limite maximale fournie, et pour chaque valeur produite de la tension électrique positive, mesurer le courant de grille d’accélération et enregistrer au moins un résultat de mesure dudit courant de grille d’accélération avec la valeur correspondante de la tension électrique positive.
[0011] La limite maximale qui est fournie à l’étape 121 pour le courant de grille d’accélération peut dépendre du courant de faisceau qui sort du propulseur. Notamment, elle peut être égale à l’intensité de ce courant de faisceau multipliée par un coefficient constant. De façon générale dans la présente description, le courant de faisceau qui sort du propulseur est égal à une différence entre un courant électrique qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran et le courant de grille d’accélération, à laquelle peut être soustrait, de façon supplémentaire, un courant de rétro-circulation d’électrons qui sont émis par un neutraliseur du propulseur puis collectés par la grille d’écran. Pour la plupart des mises en œuvre de l’invention, la limite maximale fournie à l’étape 121 pour le courant de grille d’accélération peut être comprise entre 0,5% et 5% de la valeur du courant de faisceau. Par exemple, elle peut être sensiblement égale à 3,125% de la valeur du courant de faisceau.
[0012] Le procédé de test proposé par l’invention est du type test de pervéance. Il permet d’identifier la valeur de la tension électrique positive qui est appliquée à la grille d’écran, pour laquelle le courant de grille d’accélération est minimal, c’est-à-dire pour lequel une quantité minimale d’ions qui sont issus de l’enceinte à plasma heurte la grille d’accélération. Cette valeur de la tension électrique positive qui minimise le courant de grille d’accélération correspond à un fonctionnement du propulseur qui réduit l’érosion de sa grille d’accélération. La durée de vie du propulseur peut ensuite être augmentée en adoptant ce fonctionnement pour la poussée, ou bien sa durée de vie peut être gérée si d’autres contraintes de mission imposent d’utiliser un point de fonctionnement pour la poussée du propulseur qui ne correspond pas au minimum du courant de grille d’accélération. [0013] L’intervalle de variation de la tension électrique positive qui est mis en œuvre à l’étape /3/, en étant limité du côté des plus faibles valeurs de cette tension électrique positive soit par une des valeurs de limites de balayage fournies à l’étape 121, soit parce que la limite maximale pour le courant de grille d’accélération est atteinte, dépend de la quantité d’informations qui est désirée sur le propulseur.
[0014] Un avantage du procédé de l’invention est qu’il permet d’effectuer régulièrement des mesures pendant la poussée du propulseur, pour détecter l’état d’érosion de ses grilles, et déterminer si son point de fonctionnement prédéterminé de poussée nécessite d’être corrigé. La force de poussée qui est produite par le propulseur n’est pas interrompue par l’exécution du procédé de test de l’invention.
[0015] Un autre avantage du procédé de l’invention est qu’il permet d’ajuster le fonctionnement du propulseur selon son état de vieillissement, sans endommager le propulseur, d’une façon qui est particulièrement sûre et robuste pour pouvoir être exécuté automatiquement et dans un environnement spatial.
[0016] Encore un autre avantage du procédé de l’invention est qu’il permet de tester le véhicule spatial en vol, et de télétransmettre de multiples paramètres de fonctionnement du propulseur pour en comprendre le comportement en conditions opérationnelles.
[0017] La présente invention permet donc d’améliorer la compréhension de l’évolution des caractéristiques, notamment électriques, thermiques ou liées aux matériaux, d’un propulseur ionique à grilles qui est utilisé à bord d’un véhicule spatial durant toute la durée de vie de ce véhicule spatial. Elle fournit en effet des mesures de certaines caractéristiques du propulseur durant la mission du véhicule spatial.
[0018] Enfin, encore un autre avantage de l’invention réside dans la précision supérieure des tests et mesures qui sont réalisés pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre, par rapport à des tests et mesures réalisés sur Terre. En effet, de nombreuses caractéristiques du propulseur ont des valeurs très différentes sur Terre en comparaison de leurs valeurs effectives dans l’espace extraterrestre, notamment à cause du manque de représentativité des paramètres d’environnement, e.g. pression, étroitesse des chambres à vide, etc., qui sont utilisés sur Terre pour simuler le vide spatial. Ainsi, le procédé de test de l’invention procure une connaissance plus juste du comportement des propulseurs ioniques à grilles dans l’espace extraterrestre tout au long de leur exploitation. Cette connaissance permet notamment de mieux ajuster les paramètres électriques d’un propulseur ionique à grilles, i.e. courants et tensions électriques, et aussi fluidiques, i.e. débits et pressions des gaz qui sont utilisés dans ce propulseur. Un tel ajustement qui est amélioré permet à son tour une exploitation optimisée des grilles du propulseur, notamment en minimisant leur érosion.
[0019] Avantageusement, la tension électrique positive peut être variée à l’étape /3Z automatiquement par l’ensemble d’alimentation électrique, conformément à une programmation de cet ensemble d’alimentation électrique.
[0020] Possiblement, et afin que des résultats d’exécution du procédé de test de l’invention puissent être étudiés et/ou exploités sur Terre, le procédé peut comprendre en outre de transmettre à partir du véhicule spatial à une station qui est située sur Terre, certains au moins des résultats de mesure et valeurs enregistrés à l’étape /3/. Une telle transmission peut être incluse dans une procédure de télémétrie qui est utilisée pour le véhicule spatial.
[0021] Dans certaines mises en œuvre de l’invention, notamment celles dans le but de réduire l’érosion de la grille d’accélération, le procédé peut comprendre en outre l’étape suivante :
Z4Z déterminer une valeur minimale du courant de grille d’accélération parmi les résultats de mesures enregistrés à l’étape /3Z pour ce courant de grille d’accélération, ainsi que les valeurs correspondantes respectives de la tension électrique positive et de la tension électrique négative.
[0022] Lorsque l’étape Z4Z est exécutée, le procédé peut aussi comprendre en outre de :
- mettre à jour le point de fonctionnement de poussée du propulseur conformément aux valeurs respectives de la tension électrique positive et de la tension électrique négative qui correspondent à la valeur minimale du courant de grille d’accélération, telles que déterminées à l’étape Z4Z, possiblement avec une marge d’écart prédéterminée entre la valeur de la tension électrique positive qui a été déterminée pour la valeur minimale du courant de grille d’accélération et la valeur de la tension électrique positive du point de fonctionnement de poussée mis à jour ; puis - activer un nouveau fonctionnement du propulseur qui est conforme au point de fonctionnement de poussée mis à jour.
Une telle mise à jour et activation du point de fonctionnement de poussée du propulseur peut être commandée à distance à partir de la station qui est située sur Terre, ou exécutée automatiquement à bord du véhicule spatial.
[0023] Aussi lorsque l’étape /4/ est exécutée, et lorsque la tension électrique positive a été diminuée à l’étape /3/ à partir de la valeur de limite de début de balayage jusqu’à ce que le courant de grille d’accélération atteigne la limite maximale fournie, le procédé peut comprendre en outre les étapes suivantes :
/5/ déterminer une valeur de seuil pour la tension électrique positive qui correspond à un coude dans une courbe des valeurs mesurées du courant de grille d’accélération en fonction des valeurs de la tension électrique positive, du côté des valeurs les plus faibles de cette tension électrique positive ; et
/6/ calculer une différence entre la valeur de la tension électrique positive qui correspond à la valeur minimale du courant de grille d’accélération, telle qu’elle a été déterminée à l’étape /4/, et la valeur de seuil déterminée à l’étape /5/ pour la tension électrique positive.
Le résultat de différence calculé à l’étape /6/ est une mesure de l’état d’érosion de la grille d’accélération, et constitue donc une mesure du vieillissement du propulseur. La séquence des étapes /1/ à /6/ peut être répétée plusieurs fois, chaque fois à un instant différent pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre, puis une nouvelle valeur est déterminée pour la différence entre la valeur de la tension électrique positive qui correspond à la valeur minimale du courant de grille d’accélération, et la valeur de seuil de cette tension électrique positive, par extrapolation des valeurs de différence calculées à chaque exécution de la séquence des étapes /1 / à /6/. En effet, ces valeurs de différence calculées à chaque exécution de la séquence des étapes /1/ à /6/ caractérisent un profil d’érosion de la grille d’accélération, en fonction du temps d’exploitation du propulseur, et ce profil temporel peut être prolongé par extrapolation pour fournir une prévision de la valeur de différence qui est relative à une date future.
[0024] L’ensemble d’alimentation électrique peut comprendre un dispositif d’asservissement d’une puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma par cet ensemble d’alimentation électrique, ce dispositif d’asservissement étant conçu pour maintenir constante une valeur de différence entre le courant électrique qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran et le courant de grille d’accélération. Un tel dispositif d’asservissement correspond à la boucle de contrôle du courant de faisceau, ou BCC pour «Beam Current Control» en anglais. Alors, dans des premières mises en œuvre possibles du procédé de test de l’invention, l’étape /3/ peut être exécutée pendant que la valeur de la différence entre le courant électrique qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran et le courant de grille d’accélération est maintenue constante par le dispositif d’asservissement. Cette valeur de différence est égale au courant de faisceau en l’absence de courant supplémentaire dit de rétro-circulation.
[0025] Alternativement, dans d’autres mises en œuvre possibles du procédé de test de l’invention, l’étape /3/ peut être exécutée pendant que la puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma par l’ensemble d’alimentation électrique est maintenue constante. Pour cela, et s’il est présent, le dispositif d’asservissement de la puissance électrique de génération de plasma est maintenu désactivé pendant que l’étape /3/ est exécutée. La valeur de la différence entre le courant électrique qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran et le courant de grille d’accélération n’est alors plus constante, à cause du profil adopté par le courant de grille d’accélération sous l’effet de la variation de la tension électrique positive qui est fournie à la grille d’écran.
[0026] Un deuxième aspect de l’invention propose un ensemble d’alimentation électrique pour propulseur ionique à grilles, le propulseur comprenant : une enceinte à plasma, une grille d’écran qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma, et une grille d’accélération qui est parallèle à la grille d’écran et située d’un côté de celle-ci qui est opposé à l’enceinte à plasma, l’ensemble d’alimentation électrique comprenant :
- le nœud commun de référence ;
- une unité d’alimentation électrique positive, qui est destinée à être connectée à la grille d’écran du propulseur pour fournir à cette grille d’écran, lors du fonctionnement du propulseur, une tension électrique positive par rapport au nœud commun de référence ;
- une unité d’alimentation électrique négative, qui est destinée à être connectée à la grille d’accélération du propulseur pour fournir à cette grille d’accélération, lors du fonctionnement du propulseur, une tension électrique négative par rapport au nœud commun de référence ;
- un module de variation, qui est agencé pour varier, de préférence automatiquement, la tension électrique positive fournie par l’unité d’alimentation électrique positive ;
- des modules de mesure et d’enregistrement, agencés pour mesurer et enregistrer des valeurs du courant de grille d’accélération ; et
- un contrôleur, qui est configuré pour activer le module de variation et les modules de mesure et d’enregistrement, de sorte que des valeurs variables soient produites successivement pour la tension électrique positive alors que la tension électrique négative est gardée constante, et qu’une valeur du courant de grille d’accélération soit mesurée et enregistrée pour au moins une valeur fournie de la tension électrique positive, lorsque l’ensemble d’alimentation électrique est connecté au propulseur pour permettre un fonctionnement de ce propulseur.
Un tel ensemble d’alimentation électrique est adapté pour exécuter un procédé de test qui est conforme au premier aspect de l’invention.
[0027] Chacun des modules de variation, de mesure et d’enregistrement de l’ensemble d’alimentation électrique peut être du type logiciel ou programme enregistré, désigné par «software» en anglais, ou bien du type matériel, désigné par «hardware».
[0028] Possiblement, l’ensemble d’alimentation électrique peut comprendre en outre :
- un dispositif d’asservissement de la puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma, conçu pour maintenir le courant de faisceau constant, et tel que désigné par boucle de contrôle du courant de faisceau, ou BCC.
[0029] Un troisième aspect de l’invention propose un système de propulsion à plasma qui comprend :
- le propulseur ionique à grilles ; et
- un ensemble d’alimentation électrique qui est conforme au deuxième aspect de l’invention, et qui est connecté au propulseur pour produire un fonctionnement de ce dernier. [0030] Enfin, un quatrième aspect de l’invention propose un véhicule spatial qui comprend un système de propulsion à plasma conforme au troisième aspect.
Brève description des figures
[0031] 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 :
[0032] [Fig. 1 a] montre, de façon schématique et simplifiée, un véhicule spatial qui est équipé d’un propulseur ionique à grilles de type GIT, et à bord duquel le procédé de test de l’invention peut être utilisé ;
[0033] [Fig. 1 b] correspond à [Fig. 1 a] pour un propulseur ionique à grilles de type RIT ;
[0034] [Fig. 2a] est un exemple de diagramme de présentation de résultats qui sont obtenus par le procédé de test de l’invention, selon un premier déroulement possible du procédé ;
[0035] [Fig. 2b] correspond à [Fig. 2a] pour un second déroulement possible du procédé ;
[0036] [Fig. 3a] illustre une situation de sur-pervéance ;
[0037] [Fig. 3b] illustre une situation optimale de pervéance ; et
[0038] [Fig. 3c] illustre une situation de sous-pervéance.
Description détaillée de l’invention
[0039] 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.
[0040] Dans [Fig. 1 a] et [Fig. 1 b], la référence 100 désigne un véhicule spatial, quel que soit le type de ce véhicule, par exemple un satellite ou une sonde spatiale. A l’intérieur de ce véhicule 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 véhicule 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 ionique à grilles 2. L’ensemble d’alimentation électrique 1 et le propulseur ionique à grilles 2 qui sont représentés dans chacune de ces deux figures sont associés l’un avec l’autre pour que le propulseur 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, alors que le véhicule spatial 100 est dans l’espace extraterrestre. D’une façon usuelle, l’ensemble d’alimentation électrique 1 est connecté entre un bus de puissance électrique et une masse électrique (non-représentés) du véhicule spatial 100, alors que les différents composants du propulseur 2 sont alimentés en courants et tensions électriques par l’intermédiaire de l’ensemble d’alimentation électrique 1. Lors d’un fonctionnement de chacun des propulseurs ioniques à grilles de [Fig. 1a] et [Fig. 1 b], la force de poussée qui est produite par ce propulseur et appliquée au véhicule spatial 100 résulte de la production, par le propulseur ionique à grilles, d’un faisceau d’ions qui est noté ions sur les figures.
[0041] Pour raison de clarté de la présente description, les composants du système de propulsion à plasma 10 qui sont montrés dans [Fig. 1 a] et [Fig. 1 b] sont limités à ceux concernés par l’invention. En particulier, chacun des propulseurs ioniques à grilles 2 de [Fig. 1 a] et [Fig. 1 b] comprend une ou plusieurs unités d’alimentation électrique de neutraliseur, ainsi qu’un système de gestion de gaz, qui ne sont pas représentés, et l’ensemble d’alimentation électrique 1 comprend des unités d’alimentation additionnelles et des interfaces correspondantes, qui ne sont pas représentées non plus.
[0042] Pour le véhicule spatial 100 de [Fig. 1 a], le propulseur ionique à grilles 2 est du type à décharge continue désigné par GIT pour «Gridded Ion Thruster», ou dit de type Kaufman. Il comprend une enceinte à plasma 20, qui est munie d’une anode 21 et d’une cathode 22. L’anode 21 peut être située autour d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma 20, par laquelle les ions sont destinés à sortir lors du fonctionnement du propulseur
2. La cathode 22 peut être située au niveau du fond de l’enceinte à plasma 20, à l’opposé de son ouverture de sortie. De façon connue, l’enceinte à plasma 20 est munie d’un électroaimant 23, couramment appelé «magnet», qui participe à confiner le plasma à l’intérieur de l’enceinte 20. Pour produire le plasma dans l’enceinte 20, et constituer ainsi une source des ions qui sont éjectés vers l’extérieur du véhicule 100, une décharge électrique continue est créée dans l’enceinte 20 entre l’anode 21 et la cathode 22, en même temps qu’un gaz ionisable y est introduit.
[0043] Le propulseur ionique à grilles 2 comprend en outre au moins deux grilles conductrices électriquement, qui sont disposées parallèlement et à distance l’une de l’autre devant l’ouverture de sortie de l’enceinte à plasma 20. La première grille, appelée grille d’écran et désignée par la référence 24 a pour fonctions principales de contrôler la quantité d’ions qui sortent de l’enceinte à plasma 20 et de participer à accélérer les ions qui sortent de l’enceinte à plasma 20. Pour cela, la grille d’écran 24 est portée à une tension électrique positive qui est notée VPHV. La seconde grille, appelée grille d’accélération et désignée par la référence 25, contribue à accélérer les ions qui sortent de l’enceinte à plasma 20, en coopération avec la grille d’écran 24, et crée une barrière de potentiel électrique entre la grille d’écran et le neutraliseur 27 décrit plus loin, pour des électrons émis par ce dernier. Pour cela, la grille d’accélération 25 est portée à une tension électrique négative qui est notée VNHV. La grille d’écran 24 est intermédiaire entre l’ouverture de sortie de l’enceinte à plasma 20 et la grille d’accélération 25. Possiblement, le propulseur 2 peut comprendre au moins une troisième grille additionnelle. Une telle troisième grille, dite grille de décélération, peut être connectée électriquement à la masse électrique du véhicule spatial 100.
[0044] L’ensemble d’alimentation électrique 1 comprend une première unité d’alimentation qui est dédiée à l’alimentation de l’enceinte à plasma 20, désignée par la référence 11 et notée DC-plasma, une deuxième unité d’alimentation qui est dédiée à la polarisation de la grille d’écran 24, désignée par la référence 12 et notée PHV pour «positive high voltage» en anglais, et une troisième unité d’alimentation qui est dédiée à la polarisation de la grille d’accélération 25, désignée par la référence 13 et notée NHV pour «negative high voltage». Dans la partie générale de la présente description, l’unité d’alimentation 12 a été appelée unité d’alimentation électrique positive, et l’unité d’alimentation 13 a été appelée unité d’alimentation électrique négative. L’ensemble d’alimentation électrique 1 comporte un nœud commun de référence qui est communément désigné par CRP pour «Cathode Return Potential» en anglais, ou parfois NRP pour «Neutralizer Return Potential» en anglais. Ce nœud commun de référence CRP est lui- même connecté électriquement à la masse électrique du véhicule spatial 100 par un système conducteur de charges 19, parfois appelé «bleed resistor» en anglais. Les tensions électriques positive VPHV et négative VNHV sont définies par rapport à ce nœud commun de référence CRP. Pour cela, l’unité d’alimentation 12, qui est dédiée à la polarisation de la grille d’écran 24, possède une borne de sortie positive qui est connectée électriquement à cette grille d’écran 24, et une borne de sortie négative qui est connectée électriquement au nœud commun de référence CRP. Ainsi, la tension électrique VPHV qui est appliquée à la grille d’écran 24 est positive. Le courant électrique qui circule par la borne de sortie positive de l’unité d’alimentation 12 en direction de la grille d’écran 24 est noté IPHV, et appelé courant de grille d’écran. De façon similaire mais en inversant la polarité, l’unité d’alimentation 13, qui est dédiée à la polarisation de la grille d’accélération 25, possède une borne de sortie négative qui est connectée électriquement à cette grille d’accélération 25, et une borne de sortie positive qui est connectée électriquement au nœud commun de référence CRP. Le courant électrique qui circule par la borne de sortie négative de l’unité d’alimentation 13 en provenance de la grille d’accélération 25 est noté INHV, et appelé courant de grille d’accélération. La tension électrique VNHV qui est appliquée ainsi à la grille d’accélération 25 est négative.
[0045] L’unité d’alimentation 11 , qui est dédiée à l’alimentation de l’enceinte à plasma 20, possède une borne de sortie positive qui est connectée électriquement à l’anode 21 , et une borne de sortie négative qui est connectée au nœud commun de référence CRP. Le courant électrique qui circule par la borne de sortie positive de l’unité d’alimentation 11 en direction de l’anode 21 est noté Id et appelé courant de décharge de plasma. La cathode 22 est connectée électriquement au nœud commun de référence CRP. La puissance électrique de génération du plasma, qui est fournie par l’unité d’alimentation 11 à l’enceinte à plasma 20, à travers l’anode 21 et la cathode 22, est égale au produit de la valeur du courant de décharge Id par la valeur d’une tension électrique Vd de l’anode 21 , déterminée par rapport au nœud commun de référence CRP. Cette puissance de génération de plasma peut être déterminée de façon interne à l’unité d’alimentation 11 .
[0046] Le propulseur ionique à grilles 2 comprend en outre un neutraliseur 27, noté NEUTR., dont la fonction est d’émettre des électrons vers l’extérieur du propulseur 2 afin de neutraliser les ions qui sont émis pour produire la poussée. De façon connue, ce neutraliseur 27 est alimenté électriquement par plusieurs unités d’alimentation dédiées qui sont intégrées dans l’ensemble d’alimentation électrique 1 , mais sans être représentées dans les figures. Une connexion électrique dédiée relie le neutraliseur 27 au nœud commun de référence CRP pour conduire à ce nœud un courant de retour de neutraliseur qui est noté INEUTR. Le neutraliseur 27 détermine ainsi le potentiel électrique du nœud commun de référence CRP. De façon générale, le courant de faisceau, noté beam, est donné par la formule : beam = IPHV - INHV - IPHV_EBS, OÙ IPHV_EBS est un courant supplémentaire qui est fourni par l’unité d’alimentation 12 à la grille d’écran 14, sans participer à la poussée qui est produite parce qu’il est consommé par la rétro-circulation d’électrons à partir du neutraliseur 27 jusqu’à la grille d’écran 14. Le courant de faisceau beam est le courant électrique qui correspond au faisceau des ions qui sont émis par le propulseur 2 vers l’extérieur du véhicule spatial 100. Lors d’un fonctionnement nominal du propulseur 2, c’est-à-dire lors d’un fonctionnement pour lequel la rétro-circulation d’électrons est très faible et négligeable, le courant de faisceau beam est sensiblement égal à la différence entre le courant de grille d’écran et le courant de grille d’accélération ■ beam * IPHV - INHV.
[0047] Les autres références qui sont indiquées dans [Fig. 1 a], et qui seront reprises éventuellement dans [Fig. 1 b], seront décrites ultérieurement.
[0048] Pour le véhicule spatial 100 de [Fig. 1 b], le propulseur ionique à grilles 2 est du type à décharge radiofréquence désigné par RIT pour «Radiofrequency Ion Thruster». Il comprend encore une enceinte à plasma 20, mais celle-ci est munie d’une bobine 26 qui entoure une paroi latérale de cette enceinte pour générer un champ électromagnétique radiofréquence à l’intérieur de l’enceinte à plasma 20. Le champ électromagnétique radiofréquence produit l’ionisation du gaz qui est introduit dans l’enceinte à plasma 20, et qui constitue la source d’ions. Pour un tel mode de génération de plasma, la bobine 26 est alimentée en courant radiofréquence, noté IRF, par un générateur 3, noté RFG pour «radiofrequency generator», qui peut aussi être intégré dans l’ensemble d’alimentation électrique 1. Ce générateur RFG 3 est lui-même alimenté par une unité d’alimentation dédiée de l’ensemble d’alimentation électrique 1 , désignée par la référence 14 et appelée pilote d’étage d’ionisation RF, ou «RF ionization stage driver» en anglais. Cette unité d’alimentation 14 est notée RF-driver dans [Fig. 1 b] et remplace l’unité d’alimentation 11 de [Fig. 1a] dans l’ensemble d’alimentation électrique 1 . La puissance électrique de génération de plasma dans un tel cas de propulseur RIT est calculée à partir de la valeur du courant radiofréquence IRF et de la valeur de la tension électrique de sortie VRF du générateur RFG 3.
[0049] La disposition de la grille d’écran 24 et de la grille d’accélération 25, et leurs fonctions respectives avec leurs unités d’alimentation dédiées 12 et 13, telles que décrites plus haut en référence à [Fig. 1 a], s’appliquent identiquement au propulseur ionique à grilles de type RIT de [Fig. 1 b].
[0050] L’ensemble d’alimentation électrique 1 , pour les deux types de propulseurs GIT et RIT, comprend en outre un module de variation 15, noté VAR., pour contrôler l’unité d’alimentation 12, afin de varier la tension électrique positive VPHV qui est produite par celle- ci. Il comprend encore des modules de mesure et d’enregistrement, qui sont désignés globalement par la référence 16, afin de mesurer et d’enregistrer les valeurs du courant de grille d’accélération INHV. Enfin, un contrôleur 17, noté CTRL et interne à l’ensemble d’alimentation électrique 1 , commande des exécutions d’un procédé de test de pervéance, tel que décrit maintenant.
[0051] Le procédé de test de pervéance de la présente invention est exécuté lorsque le véhicule spatial 100 est en vol dans l’espace extraterrestre, à partir d’un fonctionnement en cours du propulseur 2, GIT ou RIT, alimenté électriquement par l’ensemble 1. Ce fonctionnement est contrôlé par le contrôleur 17 en imposant plusieurs valeurs de sortie de l’ensemble d’alimentation électrique 1 , dont celles des tensions électriques positive VPHV et négative VNHV. Ces valeurs de sortie de l’ensemble d’alimentation électrique 1 qui sont ainsi produites participent à déterminer le point de fonctionnement de poussée du propulseur 2. Chaque point de fonctionnement de poussée qui est disponible pour le propulseur 2 est identifié, afin de le distinguer d’autres points de fonctionnement de poussée dans le cas ou plusieurs sont possibles.
[0052] Le point de fonctionnement de poussée comprend aussi la fixation par le contrôleur 17, d’une valeur de sortie de l’unité d’alimentation 11 ou 14, en fonction du type GIT ou RIT du propulseur 2. Pour le cas GIT de [Fig. 1 a], cette valeur de sortie est celle de la puissance de génération de plasma qui est fournie par l’unité d’alimentation 11 à l’enceinte à plasma 20. Deux modes de fonctionnement sont possibles alternativement : à courant de faisceau beam qui est constant, ou bien à puissance de génération de plasma qui est constante. Pour cela, un dispositif d’asservissement est associé à l’unité d’alimentation 11 , qui est adapté pour varier en temps réel la puissance de génération de plasma de façon à maintenir le courant de faisceau beam constant pendant le fonctionnement en cours du propulseur 2. Ce dispositif d’asservissement, appelé BCC pour «beam current control», peut comprendre un module 18a qui est agencé pour mesurer le courant IPHV qui est transmis par l’unité d’alimentation 12 à la grille d’écran 24, et un module 18b qui est adapté pour contrôler la puissance électrique qui est fournie en sortie par l’unité d’alimentation 11. Le module 18a transmet au module 18b la valeur du courant IPHV, en même temps que la valeur du courant INHV qui revient de la grille d’accélération 25 à l’unité d’alimentation 13 est aussi transmise au module 18b par le module de mesure et d’enregistrement 16. Le mode de fonctionnement du propulseur 2 pour lequel le courant de faisceau beam est constant, est obtenu en activant le dispositif d’asservissement BCC, et le mode de fonctionnement pour lequel la puissance de génération de plasma est constante, est obtenu en désactivant le dispositif d’asservissement BCC. Pour le cas RIT de [Fig. 1 b], le dispositif d’asservissement BCC comprend encore le module 18b, mais agencé pour contrôler la puissance électrique qui est fournie par l’unité d’alimentation 14 au générateur RFG 3. Les modules de mesure de courant 16 et 18a sont agencés pour le cas RIT comme pour le cas GIT, respectivement au niveau des sorties des unités d’alimentation 12 et 13. Lorsque le dispositif d’asservissement BCC est activé, pour le cas RIT, la puissance de génération de plasma qui est fournie par le générateur RFG 3 à la bobine 26 est ajustée en temps réel pour maintenir le courant de faisceau beam constant. Encore dans le cas RIT, lorsque le dispositif d’asservissement BCC est désactivé, la bobine 26 est alimentée à partir de l’unité d’alimentation 14, par l’intermédiaire du générateur RFG 3, avec une puissance de génération de plasma qui est maintenue constante.
[0053] A partir du point de fonctionnement de poussée qui est en cours d’utilisation pour le propulseur 2, qu’il soit GIT ou RIT, et pour exécuter le test de pervéance, le contrôleur 17 commande de maintenir constante la tension électrique négative VNHV qui est appliquée à la grille d’accélération 25, et de varier, par l’intermédiaire du module 15, la tension électrique positive VPHV qui est appliquée à la grille d’écran 24. Pour chaque valeur de la tension électrique positive VPHV qui est produite ainsi, le module 16 mesure et enregistre la valeur du courant de grille d’accélération INHV. Un tel test de pervéance peut être réalisé alternativement alors que le dispositif d’asservissement BCC est activé, ou bien désactivé, dans les deux cas GIT et RIT. Lorsqu’il est réalisé alors que le dispositif d’asservissement BCC est désactivé, il peut être nécessaire d’éteindre le propulseur 2 après la fin du test de pervéance, puis de le redémarrer une fois le dispositif d’asservissement BCC réactivé pour débuter une nouvelle durée de production de poussée. Le test de pervéance est de préférence réalisé automatiquement par l’ensemble d’alimentation électrique 1 , conformément à une programmation de son contrôleur 17.
[0054] [Fig. 2a] et [Fig. 2b] illustrent deux déroulements possibles d’un tel test de pervéance. L’axe horizontal des diagrammes de ces figures repère le temps, noté t, l’axe vertical de gauche repère les valeurs de la tension électrique positive VPHV qui sont commandées successivement par le contrôleur 17, et l’axe vertical de droite repère les valeurs du courant de grille d’accélération INHV qui sont mesurées par le module 16 pour les valeurs commandées de la tension VPHV, en tant que résultats du test. Le test peut débuter à partir d’une valeur de limite de balayage VPHV_SUP qui est supérieure à la valeur de la tension électrique positive VPHV qui correspond au point de fonctionnement de poussée en cours d’utilisation pour le propulseur 2, puis la tension électrique positive VPHV est progressivement réduite pendant le test à partir de cette valeur VPHV_SUP. Cette réduction de la tension VPHV est réalisée par marches descendantes successives, avec un décrément AVPHV et une durée individuelle de marche At qui sont sélectionnés pour établir un compromis entre la durée du test et sa précision. La fin du balayage des valeurs de la tension électrique positive VPHV peut être déterminée de deux manières alternatives : soit par une autre valeur de limite de balayage VpHvjnf qui est inférieure à la valeur de la tension électrique positive VPHV qui correspond au point de fonctionnement de poussée en cours d’utilisation pour le propulseur 2, soit par une limite maximale relative au courant de grille d’accélération INHV qui est mesuré. En effet, pour ne pas dégrader le propulseur 2, le courant de grille d’accélération INHV doit rester inférieur à une fraction du courant de faisceau beam, par exemple inférieur à 0,03125- Ibeam. Lors d’une telle variation descendante de la tension électrique positive VPHV, le courant de grille d’accélération INHV commence par décroître progressivement, atteindre une valeur minimale lNHv_min, puis croît, d’abord lentement et ensuite plus rapidement tandis que la tension électrique positive VPHV continue à être réduite avec une vitesse de réduction qui est maintenue constante. La courbe de variation du courant de grille d’accélération INHV présente ainsi les deux caractéristiques suivantes : la valeur minimale lNHv_min du courant de grille d’accélération INHV qui est obtenue pour la valeur VpHv_min de la tension électrique positive VPHV, et le changement rapide de pente dans la courbe des valeurs du courant de grille d’accélération INHV, se produisant à la valeur VpHv_change de la tension électrique positive VPHV. Cette dernière valeur VpHv_change, qui est associée au changement rapide de pente dans la courbe des valeurs du courant de grille d’accélération INHV, a été appelée valeur de seuil de la tension électrique positive dans la partie générale de la présente description. La valeur VpHv_change, ou de façon préférée la valeur de la différence VpHv_min - VpHv_change, constitue une caractérisation de l’état d’érosion des grilles 24 et 25, principalement de la grille d’accélération 25. [Fig. 2a] correspond à un déroulement du test de pervéance pour lequel la réduction progressive de la tension électrique positive VPHV est arrêtée lorsque le courant de grille d’accélération INHV atteint la limite maximale fixée pour ce courant, c’est-à-dire 0,03125- beam dans l’exemple considéré. Un tel déroulement procure la valeur VpHv_change. [Fig. 2b] correspond à un déroulement alternatif du test de pervéance pour lequel la réduction progressive de la tension électrique positive VPHV est arrêtée lorsque cette tension VPHV atteint la limite de balayage VpHvjnf. Dans ce dernier cas, la limite de balayage VpHvjnf est supérieure à la valeur de la tension électrique positive VPHV pour laquelle le courant de grille d’accélération INHV aurait atteint sa limite maximale fixée.
[0055] Les résultats du test de pervéance, c’est-à-dire, la valeur de la tension électrique négative VNHV pour laquelle il a été exécuté, et les valeurs associées successives de la tension électrique positive VPHV et du courant de grille d’accélération INHV, peuvent être utilisées à bord du véhicule spatial 100 ou bien transmises à une station terrestre sous contrôle d’un ordinateur de bord du véhicule spatial 100, désigné par la référence 110 et noté OBC pour «on-board computer» en anglais dans [Fig. 1 a] et [Fig. 1 b].
[0056] [Fig. 3a]-[Fig. 3c] illustrent schématiquement différentes situations de pervéance pour la sortie des ions à partir de l’enceinte à plasma 20. Chacune de ces figures est une coupe de l’ouverture de sortie de l’enceinte à plasma 20, avec un trou de la grille d’écran 24 et, en vis-à-vis de celui-ci, un trou de la grille d’accélération 25. Pour le cas illustré, le trou de la grille d’accélération 25 possède une surface d’ouverture qui est plus petite que celle du trou de la grille d’écran 24. La tension électrique positive VPHV qui est appliquée à la grille d’écran 24 détermine la forme d’une gaine du plasma qui est contenu dans l’enceinte 20, au niveau du trou de cette grille d’écran 24. Cette gaine du plasma est désignée par la référence PI_Sh, pour «plasma shealth» en anglais. La situation qui est montrée par [Fig. 3a] correspond à une sur-pervéance, pour laquelle la gaine du plasma PI_Sh est sensiblement plane dans l’ouverture du trou de la grille d’écran 24. Les ions qui traversent cette ouverture dans la grille d’écran 24 ont des trajectoires sensiblement parallèles, de sorte qu’une partie périphérique de ces ions heurte la grille d’accélération 25 sur les bords du trou de cette dernière, produisant une valeur significative pour le courant de grille d’accélération INHV. A cause de ce bombardement ionique, une telle situation de surpervéance provoque une érosion progressive de la grille d’accélération 25. A l’inverse, la situation qui est montrée par [Fig. 3c] correspond à une sous-pervéance, pour laquelle la gaine du plasma PI_Sh est trop concave dans l’ouverture du trou de la grille d’écran 24. Les ions qui traversent cette ouverture dans la grille d’écran 24 ont alors des trajectoires inclinées vers l’axe médian de l’ouverture, et d’autant plus inclinées que les ions traversent l’ouverture du trou à proximité de son bord périphérique. Alors une partie des ions qui provient de la périphérie du trou dans la grille d’écran 24 heurte encore les bords du trou de la grille d’accélération 25, maintenant après avoir croisé l’axe médian. Une valeur significative en résulte de nouveau pour le courant de grille d’accélération INHV. Une telle situation de sous-pervéance provoque donc aussi une érosion de la grille d’accélération 25. Enfin, [Fig. 3b] montre une situation intermédiaire, pour laquelle la gaine du plasma PI_Sh est légèrement concave dans l’ouverture du trou de la grille d’écran 24. Les ions qui traversent cette ouverture ont alors des trajectoires qui se resserrent doucement et passent à travers l’ouverture du trou de la grille d’accélération 25 sans heurter cette dernière, ou en l’interceptant a minima. La situation de pervéance de [Fig. 3b] est optimale en produisant une érosion de la grille d’accélération 25 qui est minimale, et correspond à la valeur minimale lNHv_min du courant de grille d’accélération INHV.
[0057] De nouveau en référence aux déroulements du test de pervéance illustrés par [Fig. 2a] et [Fig. 2b], la première partie de la réduction de la tension électrique positive, correspondant à VPHV plus grande que VpHv_min, correspond à des situations de sous- pervéance telles que montrées par [Fig. 3c], et la dernière partie de la réduction de la tension électrique positive, correspondant à VPHV plus petite que VpHv_min, correspond à des situations de sur-pervéance telles que montrées par [Fig. 3a]. La valeur VpHv_min produit la situation de pervéance optimale, telle que montrée par [Fig. 3b].
[0058] Une première utilisation possible des résultats du test de pervéance consiste à mettre à jour le point de fonctionnement de poussée du propulseur 2. Le point de fonctionnement de poussée mis à jour possède la valeur de la tension électrique négative VNHV pour laquelle le test a été réalisé, et une valeur proche de VpHv_min est attribuée à la tension électrique positive VPHV. La valeur mise à jour pour la tension électrique positive VPHV peut tenir compte d’une marge de sécurité prédéterminée, afin que cette valeur de VPHV pour le point de fonctionnement de poussée mis à jour soit suffisamment éloignée de la valeur de seuil VpHv_change. Il en résulte une possible marge d’écart entre la valeur de VPHV utilisée pour la mise à jour du point de fonctionnement de poussée et la valeur VpHv_min. De cette façon, l’érosion de la grille d’accélération 25 est réduite pour le fonctionnement futur du propulseur 2 selon ce point de fonctionnement de poussée. Une telle mise à jour peut être effectuée soit automatiquement à bord du véhicule spatial 100, par le contrôleur 17, ou bien commandée à distance par un opérateur après que les résultats du test lui ont été télétransmis. Le fonctionnement du propulseur 2 peut alors être poursuivi après le test de pervéance conformément au point de fonctionnement de poussée mis à jour.
[0059] Une seconde utilisation possible des résultats du test de pervéance consiste à surveiller l’évolution du vieillissement du propulseur 2. En effet, la valeur VpHv_change correspond à la limite d’efficacité de la grille d’écran 2 à contrôler la quantité des ions qui sortent de l’enceinte à plasma 20. A cause du vieillissement du propulseur 2, les valeurs VpHv_change qui sont obtenues par des tests de pervéance réalisés à des dates différentes augmentent avec la durée d’utilisation du propulseur 2, réduisant la valeur de la différence VpHv_min - VpHv_change. La courbe de ces valeurs de différence VpHv_min - VpHv_change en fonction du temps d’utilisation du propulseur permet de prévoir son vieillissement, et éventuellement d’adopter préférentiellement des points de fonctionnement qui provoquent un vieillissement plus lent du propulseur.
[0060] Par ailleurs, il est aussi possible de mettre en œuvre un test de pervéance qui est encore conforme à l’invention, mais qui est limité à un intervalle restreint de variation de la tension électrique positive VPHV autour de sa valeur pour le point de fonctionnement de poussée en cours d’utilisation. Un tel test est plus court, mais permet encore de déterminer la valeur VpHv_min et d’actualiser le point de fonctionnement de poussée en conséquence. Pour de telles mises en œuvre, la tension électrique positive VPHV est variée entre deux valeurs de limites prédéterminées VPHV_SUP et VpHvjnf du balayage, dans le sens croissant ou dans le sens décroissant, tout en vérifiant que le courant de grille d’accélération INHV reste constamment inférieur à la limite maximale fixée, par exemple inférieur à 0,03125- beam.
[0061] Il est entendu que l’invention peut être reproduite en modifiant des aspects secondaires des modes de mise en œuvre qui ont été décrits en détail ci-dessus, tout en conservant certains au moins des avantages cités. Notamment, toutes les valeurs numériques qui ont été citées ne l’ont été qu’à titre d’illustration, et peuvent être changées en fonction de l’application considérée.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de test d’un propulseur ionique à grilles (2) à bord d’un véhicule spatial (100), le procédé étant exécuté pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre, le propulseur comprenant au moins:
- une enceinte à plasma (20) ;
- une grille d’écran (24), qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma (20) ; et
- une grille d’accélération (25), qui est parallèle à la grille d’écran (24) et située d’un côté de ladite grille d’écran opposé à l’enceinte à plasma (20), de sorte que, lors d’un fonctionnement du propulseur (2), des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma (20) traversent la grille d’écran (24) puis la grille d’accélération (25), un ensemble d’alimentation électrique (1 ) étant aussi à bord du véhicule spatial (100) et agencé pour, lors du fonctionnement du propulseur (2), fournir simultanément au moins une tension électrique positive (VPHV) à la grille d’écran (24) et une tension électrique négative (VNHV) à la grille d’accélération (25), les tensions électriques positive et négative étant déterminées par rapport à un nœud commun de référence (CRP) de l’ensemble d’alimentation électrique, et le procédé comprenant une étape de poussée du propulseur (2), ladite étape de poussée comprenant un réglage de l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) à un point de fonctionnement prédéterminé de poussée avec des valeurs prédéterminées de la tension électrique positive (VPHV) et de la tension électrique négative (VNHV) et avec une puissance électrique d’alimentation prédéterminée, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend ensuite les étapes suivantes :
/1/ figer la valeur de la tension électrique négative (VNHV) correspondant au point de fonctionnement prédéterminé de poussée du propulseur (2) ;
121 fournir deux valeurs de limites de balayage pour la tension électrique positive (VPHV), qui sont respectivement supérieure et inférieure à la valeur de ladite tension électrique positive au point de fonctionnement prédéterminé de poussée, ou bien fournir une valeur de limite de début de balayage (VPHV_SUP) pour la tension électrique positive qui est supérieure à la valeur de ladite tension électrique positive au point de fonctionnement prédéterminé de poussée , et fournir une limite maximale pour un courant électrique qui circule de la grille d’accélération (25) vers l’ensemble d’alimentation électrique (1 ), appelé courant de grille d’accélération (INHV) ; et
/3/ faire varier la tension électrique positive (VPHV) selon un sens de variation qui est constant entre les valeurs de limites de balayage fournies à l’étape 121, en vérifiant que le courant de grille d’accélération (INHV) reste inférieur à la limite maximale fournie, ou bien diminuer la tension électrique positive à partir de la valeur de limite de début de balayage (VpHv_suP) jusqu’à ce que le courant de grille d’accélération atteigne la limite maximale fournie, et pour chaque valeur produite de la tension électrique positive, mesurer le courant de grille d’accélération et enregistrer au moins un résultat de mesure dudit courant de grille d’accélération avec la valeur correspondante de la tension électrique positive.
[Revendication 2] Procédé selon la revendication 1 , suivant lequel la tension électrique positive (VPHV) est variée à l’étape /3/ automatiquement par l’ensemble d’alimentation électrique (1 ), conformément à une programmation dudit ensemble d’alimentation électrique
[Revendication 3] Procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant en outre de transmettre à partir du véhicule spatial (100) à une station située sur Terre, certains au moins des résultats de mesure et valeurs enregistrés à l’étape /3/.
[Revendication 4] Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre l’étape suivante :
/4/ déterminer une valeur minimale (lNHv_min) du courant de grille d’accélération (INHV) parmi les résultats de mesure enregistrés à l’étape /3/ pour ledit courant de grille d’accélération, ainsi que les valeurs correspondantes respectives (VpHv_min, VNHV) de la tension électrique positive (VPHV) et de la tension électrique négative (VNHV).
[Revendication 5] Procédé selon la revendication 4, comprenant en outre de :
- mettre à jour le point de fonctionnement de poussée du propulseur (2) conformément aux valeurs respectives (VpHv_min, VNHV) de la tension électrique positive (VPHV) et de la tension électrique négative (VNHV) qui correspondent à la valeur minimale (lNHv_min) du courant de grille d’accélération (INHV), telles que déterminée à l’étape /4/, possiblement avec une marge d’écart prédéterminée entre la valeur de la tension électrique positive déterminée pour ladite valeur minimale du courant de grille d’accélération et la valeur de la tension électrique positive du point de fonctionnement de poussée mis à jour ; puis
- activer un nouveau fonctionnement du propulseur (2) qui est conforme au point de fonctionnement de poussée mis à jour.
[Revendication 6] Procédé selon la revendication 4 ou 5, suivant lequel la tension électrique positive (VPHV) est diminuée à l’étape 73/ à partir de la valeur de limite de début de balayage (VPHV_SUP) jusqu’à ce que le courant de grille d’accélération (INHV) atteigne la limite maximale fournie, et le procédé comprend en outre les étapes suivantes :
/5/ déterminer une valeur de seuil (VpHv_change) pour la tension électrique positive (VPHV) qui correspond à un coude dans une courbe des valeurs mesurées du courant de grille d’accélération (INHV) en fonction des valeurs de la tension électrique positive, du côté des valeurs les plus faibles de ladite tension électrique positive ; et
76/ calculer une différence entre la valeur (VpHv_min) de la tension électrique positive (VPHV) qui correspond à la valeur minimale (lNHv_min) du courant de grille d’accélération (INHV), telle que déterminée à l’étape 747, la valeur de seuil (VpHv_change) déterminée à l’étape 75/ pour ladite tension électrique positive.
[Revendication 7] Procédé selon la revendication 6, suivant lequel la séquence des étapes /1 / à 76/ est répétée plusieurs fois, chaque fois à un instant différent pendant que le véhicule spatial (100) est dans l’espace extraterrestre, puis une nouvelle valeur est déterminée pour la différence entre la valeur (VpHv_min) de la tension électrique positive (VPHV) qui correspond à la valeur minimale (lNHv_min) du courant de grille d’accélération (INHV) et la valeur de seuil (VpHv_change) de ladite tension électrique positive, par extrapolation des valeurs de différence calculées à chaque exécution de la séquence des étapes /1 / à 767.
[Revendication 8] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, suivant lequel l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) comprend un dispositif d’asservissement (18a, 18b) d’une puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma (20) par ledit ensemble d’alimentation électrique, ledit dispositif d’asservissement étant conçu pour maintenir constante une valeur de différence entre un courant électrique (IPHV) qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran (24) et le courant de grille d’accélération (INHV), et suivant lequel l’étape /3/ est exécutée pendant que la valeur de la différence entre le courant électrique (IPHV) qui circule de l’ensemble alimentation électrique (1 ) à la grille d’écran (24) et le courant de grille d’accélération (INHV) est maintenue constante par le dispositif d’asservissement (18a, 18b).
[Revendication 9] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, suivant lequel l’étape 73/ est exécutée pendant qu’une puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma (20) par l’ensemble d’alimentation électrique est maintenue constante.
[Revendication 10] Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, suivant lequel la limite maximale fournie à l’étape 121 pour le courant de grille d’accélération (INHV) est comprise entre 0,5% et 5% d’une valeur d’un courant de faisceau (beam) qui sort du propulseur (2).
[Revendication 11] Procédé selon la revendication 10, suivant lequel la limite maximale fournie à l’étape 121 pour le courant de grille d’accélération (INHV) est sensiblement égale à 3,125% de la valeur du courant de faisceau (beam).
[Revendication 12] Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, suivant lequel le propulseur (2) est d’un des types suivants : propulseur ionique à grilles et à décharge continue, ou propulseur ionique à grilles et à décharge radiofréquence.
[Revendication 13] Ensemble d’alimentation électrique (1 ) pour propulseur ionique à grilles (2), le propulseur comprenant : une enceinte à plasma (20), une grille d’écran (24) qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma, et une grille d’accélération (25) qui est parallèle à la grille d’écran et située d’un côté de ladite grille d’écran opposé à l’enceinte à plasma, l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) comprenant :
- un nœud commun de référence (CRP) ;
- une unité d’alimentation électrique positive (12), destinée à être connectée à la grille d’écran (24) du propulseur (2) pour fournir à ladite grille d’écran, lors d’un fonctionnement dudit propulseur, une tension électrique positive (VPHV) par rapport au nœud commun de référence (CRP) ;
- une unité d’alimentation électrique négative (13), destinée à être connectée à la grille d’accélération (25) du propulseur (2) pour fournir à ladite grille d’accélération, lors du fonctionnement dudit propulseur, une tension électrique négative (VNHV) par rapport au nœud commun de référence (CRP) ;
- un module de variation (15), agencé pour varier la tension électrique positive (VPHV) fournie par l’unité d’alimentation électrique positive (12) ; - des modules de mesure et d’enregistrement (16), agencés pour mesurer et enregistrer des valeurs d’un courant électrique qui circule de la grille d’accélération (25) vers l’ensemble d’alimentation électrique (1 ), appelé courant de grille d’accélération (INHV) ; et
- un contrôleur (17), configuré pour activer le module de variation (15) et les modules de mesure et d’enregistrement (16), de sorte que des valeurs variables soient produites successivement pour la tension électrique positive (VPHV) alors que la tension électrique négative (VNHV) est gardée constante, et qu’une valeur du courant de grille d’accélération (INHV) soit mesurée et enregistrée pour au moins une valeur fournie de la tension électrique positive, lorsque l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) est connecté au propulseur (2) pour permettre un fonctionnement dudit propulseur, l’ensemble d’alimentation électrique (1 ) étant adapté pour exécuter un procédé qui est conforme à l’une quelconque des revendications 1 à 12.
[Revendication 14] Système de propulsion à plasma (10) comprenant :
- un propulseur ionique à grilles (2), le propulseur comprenant : une enceinte à plasma (20), une grille d’écran (24) qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma, et une grille d’accélération (25) qui est parallèle à la grille d’écran et située d’un côté de ladite grille d’écran opposé à l’enceinte à plasma, de sorte que lors d’un fonctionnement dudit propulseur, des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma traversent la grille d’écran puis la grille d’accélération ; et
- un ensemble d’alimentation électrique (1 ) qui est conforme à la revendication 13, et qui est connecté au propulseur (2) pour produire un fonctionnement dudit propulseur. [Revendication 15] Véhicule spatial (100), comprenant un système de propulsion à plasma (10) qui est conforme à la revendication 14.
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