FR3138169A1 - POWER SUPPLY ASSEMBLY FOR SPACESHIP PLASMA THRUSTER - Google Patents
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Abstract
Un ensemble d’alimentation électrique (1) pour propulseur à plasma (2) de vaisseau spatial (100) permet de contrôler un courant de maintien (Ikeeper) qui est fourni à une électrode de maintien (22) du propulseur à plasma. L’ensemble d’alimentation électrique prend en compte une contribution à un courant de retour (Ibody) en provenance du propulseur à plasma, qui est constituée par un courant de fuite (Ileak) s’écoulant vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial. De cette façon, un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma peut être évité.Figure d’abrégé : Figure 1A power supply assembly (1) for a plasma thruster (2) of a spacecraft (100) controls a holding current (Ikeeper) which is supplied to a holding electrode (22) of the plasma thruster. The power supply assembly takes into account a contribution to a return current (Ibody) from the plasma thruster, which is constituted by a leakage current (Ileak) flowing to an electrical ground (102) of the vessel spatial. In this way, premature aging or degradation of the plasma thruster can be avoided. Abstract figure: Figure 1
Description
La présente description concerne un ensemble d’alimentation électrique pour propulseur à plasma de vaisseau spatial. Elle concerne aussi un système de propulsion à plasma et un vaisseau spatial qui incorporent cet ensemble d’alimentation électrique.The present description relates to a power supply assembly for a spacecraft plasma thruster. It also relates to a plasma propulsion system and a spacecraft which incorporate this electrical power assembly.
Elle s’applique à tous types de propulseurs à plasma, y compris des propulseurs ioniques à grilles, qu’ils soient à décharge continue et désignés par GIT pour «Gridded-Ion Thruster», ou à décharge radiofréquence et désignés par RIT pour «Radiofrequency-Ion Thruster», ainsi qu’à des propulseurs à effet Hall, désignés par HET pour «Hall Effect Thruster» en anglais.It applies to all types of plasma thrusters, including grid ion thrusters, whether they are continuous discharge and designated by GIT for “Gridded-Ion Thruster”, or radiofrequency discharge and designated by RIT for “Radiofrequency -Ion Thruster”, as well as Hall effect thrusters, designated by HET for “Hall Effect Thruster” in English.
Elle s’applique aussi à tous types de vaisseaux spatiaux, y compris des sondes spatiales et des satellites, quelles que soient les attitudes d’orbite de ces derniers.It also applies to all types of spacecraft, including space probes and satellites, regardless of the orbital attitudes of the latter.
Les propulseurs à plasma produisent la force de poussée qui constitue la propulsion du vaisseau spatial en émettant des ions avec une grande valeur d’énergie cinétique ionique. Pour cela, ils incorporent un système approprié d’émission des ions, qui génère un faisceau ionique vers l’extérieur du vaisseau spatial. Mais ils incorporent en outre un dispositif de neutralisation électrique de ce faisceau ionique, afin de réduire une charge électrostatique qui est portée par le vaisseau spatial et qui pourrait dégrader certains de ses dispositifs embarqués si cette charge électrostatique devenait trop importante par rapport au potentiel électrique de l’espace environnant. Un émetteur d’électrons qui est utilisé dans ce but de neutraliser le faisceau ionique comprend un neutraliseur lorsque le propulseur à plasma est d’un type ionique à grilles, GIT ou RIT, ou comprend une cathode creuse du propulseur à plasma lorsque celui-ci est du type à effet Hall.Plasma thrusters produce the thrust force that powers the spacecraft by emitting ions with a high value of ionic kinetic energy. To do this, they incorporate an appropriate ion emission system, which generates an ion beam towards the outside of the spacecraft. But they also incorporate a device for electrical neutralization of this ion beam, in order to reduce an electrostatic charge which is carried by the spacecraft and which could degrade certain of its on-board devices if this electrostatic charge becomes too great in relation to the electrical potential of the surrounding space. An electron emitter which is used for this purpose of neutralizing the ion beam comprises a neutralizer when the plasma thruster is of a gated ion type, GIT or RIT, or comprises a hollow cathode of the plasma thruster when the latter is of the Hall effect type.
De façon connue, chacun de ces dispositifs de neutralisation électrique comporte une électrode de maintien, ou «keeper» en anglais, qui est disposée au niveau d’une sortie de l’émetteur d’électrons. Cette électrode de maintien est alimentée avec un courant électrique qui est dédié et contrôlé, appelé courant de maintien et noté Ikeeper. Ce courant de maintien constitue alors une contribution à un courant de retour qui s’écoule à partir de l’émetteur d’électrons jusqu’à un point commun de retour, ou CRP pour «common reference potential» en anglais, aussi appelé NRP pour «Neutralizer Return Potential» ou «Cathode Return Potential» en fonction du type du propulseur à plasma. Ce courant de retour, noté Ibody, est la somme de plusieurs contributions. Une première contribution est le courant de contrôle de poussée, qui est délivré au système d’émission des ions et désigné par Ibeampour un propulseur ionique à grilles, GIT ou RIT, ou par Idpour un propulseur à effet Hall. Une deuxième contribution est le courant de maintien Ikeeperqui est délivré à l’électrode de maintien de l’émetteur d’électrons utilisé pour neutraliser le faisceau ionique. Les deux courants Ibeamou Idd’une part, et Ikeeperd’autre part, sont des paramètres qui déterminent le point de fonctionnement du propulseur à plasma. Leurs valeurs sont fournies par le fabricant de ce propulseur à plasma. Cependant, il peut apparaître qu’un réglage supplémentaire du fonctionnement du propulseur à plasma soit nécessaire, au-delà des valeurs de courants fournies par son fabricant, en fonction du type de mission auquel est destiné le propulseur à plasma, d’après des simulations ou des tests de mise en situation du vaisseau spatial qui est équipé du propulseur à plasma.In known manner, each of these electrical neutralization devices comprises a maintaining electrode, or “keeper” in English, which is arranged at an output of the electron emitter. This maintaining electrode is supplied with an electric current which is dedicated and controlled, called maintaining current and denoted I keeper . This holding current then constitutes a contribution to a return current which flows from the electron emitter to a common return point, or CRP for "common reference potential" in English, also called NRP for “Neutralizer Return Potential” or “Cathode Return Potential” depending on the type of plasma thruster. This return current, denoted I body , is the sum of several contributions. A first contribution is the thrust control current, which is delivered to the ion emission system and designated by I beam for a gated ion thruster, GIT or RIT, or by I d for a Hall effect thruster. A second contribution is the holding current I keeper which is delivered to the holding electrode of the electron emitter used to neutralize the ion beam. The two currents I beam or I d on the one hand, and I keeper on the other hand, are parameters which determine the operating point of the plasma thruster. Their values are provided by the manufacturer of this plasma thruster. However, it may appear that additional adjustment of the operation of the plasma thruster is necessary, beyond the current values provided by its manufacturer, depending on the type of mission for which the plasma thruster is intended, according to simulations. or field tests of the spacecraft which is equipped with the plasma thruster.
Certains propulseurs à plasma nécessitent que le courant de maintien soit généré pendant une courte durée au moment de l’allumage du propulseur à plasma, puis soit stoppé. D’autres propulseurs à plasma nécessitent que le courant de maintien soit maintenu pendant toute la durée d’une phase de propulsion, quelle que soit cette durée. La distinction entre ces deux besoins provient de l’intensité du courant de contrôle de poussée qui circule dans le neutraliseur ou dans la cathode creuse, selon le type du propulseur à plasma. Plus cette intensité est élevée, plus le propulseur à plasma est susceptible de fonctionner sans courant de maintien. A l’inverse, plus l’intensité du courant de contrôle de poussée qui circule dans le neutraliseur ou dans la cathode creuse est faible, plus le fonctionnement du propulseur à plasma est susceptible de nécessiter un courant de maintien qui soit suffisant. En général, il est souhaité que la somme de la valeur du courant de contrôle de poussée avec celle du courant de maintien ait un résultat sensiblement constant, quel que soit le point de fonctionnement sélectionné pour le propulseur à plasma. Ainsi, le fabricant du propulseur à plasma fournit une valeur à adopter pour le courant de maintien Ikeeperqui est différente pour chaque valeur prescrite du courant de contrôle de poussée Ibeamou Id. Des valeurs numériques typiques sont par exemple : entre 2,2 A (ampère) et 3,8 A pour le courant de contrôle de poussée, et entre 3,1 A et 4,6 A pour le courant de maintien.Some plasma thrusters require that the holding current be generated for a short time when the plasma thruster is ignited and then stopped. Other plasma thrusters require that the holding current be maintained for the duration of a propulsion phase, regardless of that duration. The distinction between these two requirements comes from the intensity of the thrust control current that flows through the neutralizer or hollow cathode, depending on the type of plasma thruster. The higher this intensity, the more likely the plasma thruster is to operate without holding current. Conversely, the lower the intensity of the thrust control current which circulates in the neutralizer or in the hollow cathode, the more the operation of the plasma thruster is likely to require a sufficient holding current. In general, it is desired that the sum of the value of the thrust control current with that of the holding current has a substantially constant result, regardless of the operating point selected for the plasma thruster. Thus, the manufacturer of the plasma thruster provides a value to adopt for the maintaining current I keeper which is different for each prescribed value of the thrust control current I beam or I d . Typical numerical values are for example: between 2.2 A (ampere) and 3.8 A for the thrust control current, and between 3.1 A and 4.6 A for the holding current.
Les consignes de fonctionnement d’un propulseur à plasma qui sont fournies par son fabricant au constructeur du vaisseau spatial dans lequel ce propulseur à plasma est utilisé comprennent en outre une valeur de consigne pour le courant de retour Ibodyqui revient du propulseur à plasma à partir de l’émetteur d’électrons, vers le point commun de retour CRP de son ensemble d’alimentation électrique. Une valeur pour ce courant de retour qui serait supérieure à la consigne correspondante du fabricant est susceptible de provoquer un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma, et notamment de son dispositif de neutralisation électrique. Or en pratique, on constate toutefois un vieillissement accentué du propulseur à plasma dans certains cas. Un but de la présente invention est alors d’améliorer encore la précision dans le pilotage du propulseur à plasma.The operating instructions for a plasma thruster which are provided by its manufacturer to the manufacturer of the spacecraft in which this plasma thruster is used further include a set value for the return current I body which returns from the plasma thruster to from the electron emitter, towards the common return point CRP of its power supply assembly. A value for this return current which would be greater than the manufacturer's corresponding setpoint is likely to cause premature aging or degradation of the plasma thruster, and in particular of its electrical neutralization device. However, in practice, we note, however, an accentuated aging of the plasma thruster in certain cases. An aim of the present invention is then to further improve the precision in controlling the plasma thruster.
A partir de cette situation, un but général de la présente invention est de préserver ou maximiser une durée de vie d’un propulseur à plasma qui est utilisé à bord d’un vaisseau spatial.From this situation, a general aim of the present invention is to preserve or maximize a lifespan of a plasma thruster which is used on board a spacecraft.
Plus précisément, l’invention a pour but de prévenir une usure prématurée ou une dégradation du propulseur à plasma.More precisely, the invention aims to prevent premature wear or degradation of the plasma thruster.
Pour atteindre l’un au moins de ces buts ou un autre, un premier aspect de l’invention propose un nouvel ensemble d’alimentation électrique pour propulseur à plasma de vaisseau spatial, adapté pour transformer une puissance électrique qui est reçue d’un bus de puissance du vaisseau spatial, en tensions et courants électriques qui sont fournis par cet ensemble d’alimentation électrique au propulseur à plasma, pour que ce dernier génère un faisceau d’ions lors d’un fonctionnement du propulseur à plasma. L’ensemble d’alimentation électrique comprend un point commun de retour pour collecter un courant de retour en provenance du propulseur à plasma pendant son fonctionnement. Le propulseur à plasma comprend un émetteur d’électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement, et une électrode de maintien qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons. Les courants électriques fournis par l’ensemble d’alimentation électrique comprennent au moins un courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien et qui constitue une contribution au courant de retour.To achieve at least one of these goals or another, a first aspect of the invention proposes a new electrical power supply assembly for a spacecraft plasma thruster, adapted to transform electrical power which is received from a bus power of the spacecraft, in electrical voltages and currents which are supplied by this electrical power supply assembly to the plasma thruster, so that the latter generates an ion beam during operation of the plasma thruster. The power supply assembly includes a common return point for collecting return current from the plasma thruster during operation. The plasma thruster includes an electron emitter which is for neutralizing the ion beam during operation, and a holding electrode which is provided at an output of electrons emitted from the electron emitter. The electrical currents supplied by the power supply assembly include at least one holding current which is supplied to the holding electrode and which constitutes a contribution to the return current.
Selon une première caractéristique de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique est adapté pour recevoir ou produire des évaluations successives du courant de retour ou d’un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour vers une masse électrique du vaisseau spatial. De telles évaluations du courant de retour ou du courant de fuite sont reçues par l’ensemble d’alimentation électrique lorsque les moyens d’obtention de ces évaluations sont externes à l’ensemble d’alimentation électrique. Toutefois, il est préférable que de tels moyens soient internes à l’ensemble d’alimentation électrique de sorte qu’il soit autonome pour évaluer le courant de retour ou le courant de fuite.According to a first characteristic of the invention, the electrical power supply assembly is adapted to receive or produce successive evaluations of the return current or of a leakage current which flows from the common return point towards a mass electrical of the spaceship. Such evaluations of the return current or the leakage current are received by the power supply assembly when the means for obtaining these evaluations are external to the power supply assembly. However, it is preferable for such means to be internal to the electrical power supply assembly so that it is autonomous in evaluating the return current or the leakage current.
Selon une seconde caractéristique de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique est agencé pour ajuster en temps réel pendant le fonctionnement, le courant de maintien en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, conformément à une valeur de consigne de courant.According to a second characteristic of the invention, the electrical power supply assembly is arranged to adjust in real time during operation, the holding current as a function of evaluations of the return current or the leakage current, in accordance with a value of current setpoint.
De façon générale, la valeur de consigne de courant qui est utilisée selon l’invention pour ajuster le courant de maintien en temps réel pendant le fonctionnement, peut être relative au courant de retour ou à une somme du courant de maintien et du courant de fuite.In general, the current setpoint value which is used according to the invention to adjust the holding current in real time during operation, can be relative to the return current or to a sum of the holding current and the leakage current. .
De façon générale aussi, la valeur de consigne de courant qui est utilisée selon l’invention peut être prescrite par le fabricant du propulseur à plasma. Elle peut varier conformément à plusieurs points de fonctionnement qui sont prévus par ce fabricant pour le propulseur à plasma. Dans différents modes de réalisation de l’invention, cette consigne de courant peut concerner soit le courant de retour, soit un courant partiel de retour qui est constitué par le courant de maintien et le courant de fuite. Dans ce dernier cas, la consigne pour le courant partiel de retour peut être obtenue en soustrayant à une consigne de courant de retour une consigne de courant de contrôle de poussée.Also generally, the current setpoint value which is used according to the invention can be prescribed by the manufacturer of the plasma thruster. It may vary in accordance with several operating points which are provided by this manufacturer for the plasma thruster. In different embodiments of the invention, this current setpoint can concern either the return current, or a partial return current which is constituted by the holding current and the leakage current. In the latter case, the setpoint for the partial return current can be obtained by subtracting from a return current setpoint a thrust control current setpoint.
Avantageusement, la présente invention permet d’éviter que le courant de retour, qui s’écoule de l’émetteur d’électrons du propulseur à plasma au point commun de retour de l’ensemble d’alimentation électrique du propulseur à plasma, n’excède la consigne prescrite par le fabricant de ce propulseur à plasma.Advantageously, the present invention makes it possible to prevent the return current, which flows from the electron emitter of the plasma thruster to the common return point of the electrical power supply assembly of the plasma thruster, from exceeds the setpoint prescribed by the manufacturer of this plasma thruster.
L’invention propose donc de remplacer l’utilisation d’une consigne de courant de maintien éventuellement fournie par le fabricant du propulseur à plasma par un ajustement du courant de maintien afin de respecter la consigne de courant de retour ou la consigne de courant partiel de retour.The invention therefore proposes to replace the use of a holding current setpoint possibly provided by the manufacturer of the plasma thruster by an adjustment of the holding current in order to respect the return current setpoint or the partial current setpoint of back.
La masse électrique du vaisseau spatial peut être constituée par le châssis de celui-ci. Le courant de retour circule à partir de l’émetteur d’électrons jusqu’au point commun de retour, et le courant de fuite circule à partir de ce point commun de retour vers la masse électrique du vaisseau spatial. Pour la plupart des modes de réalisation de l’invention, le courant de retour est un regroupement du courant de contrôle de poussée qui est fourni au système d’émission d’ions du propulseur à plasma, du courant de maintien et du courant de fuite.The electrical mass of the spacecraft can be constituted by its chassis. Return current flows from the electron emitter to the return common point, and leakage current flows from this return common point to the spacecraft's electrical ground. For most embodiments of the invention, the return current is a grouping of the thrust control current that is supplied to the ion emission system of the plasma thruster, the holding current, and the leakage current. .
L’inventeur a été constaté que le courant de fuite, noté Ileakdans la suite, résulte de variations d’une charge électrique que capte le vaisseau spatial en fonction de divers paramètres tels que la surface de ses panneaux solaires, leur orientation, la tension de bus des panneaux solaires, le flux ionique qui est émis par le propulseur à plasma, l’éclairement solaire, la distance d’éloignement par rapport au Soleil, etc. Ce courant de fuite constitue donc une contribution au courant de retour qui circule à partir de l’émetteur d’électrons vers le point commun de retour, en plus des contributions du courant de contrôle de poussée et du courant de maintien. Le courant de fuite s’écoule ensuite à travers un système conducteur de décharge dédié, à partir du point commun de retour vers la masse électrique du véhicule spatial. Par essence, le courant de fuite n’est pas contrôlé, ni prédictible avec une précision suffisante. Il peut être positif ou négatif. Selon un exemple non-limitatif, lorsque le courant de contrôle de poussée est de l’ordre de 2,2 A à 3,8 A et le courant de maintien de l’ordre de 3,1 A à 4,6 A, les inventeurs ont observé que le courant de fuite peut être de l’ordre 0,08 A à 0,1 A. Ainsi, sans la présente invention, le courant de fuite peut provoquer un dépassement ou une insuffisance du courant de retour total ou partiel par rapport à la consigne qui a été prescrite par le fabricant du moteur à plasma. La présente invention empêche donc qu’un tel dépassement ou qu’une telle insuffisance se produise, évitant ainsi qu’un vieillissement prématuré du propulseur à plasma se produise et préservant son bon fonctionnement. Grâce à l’invention, le courant de maintien peut être réduit ou augmenté par l’ensemble d’alimentation électrique, selon le signe et/ou les variations du courant de fuite.The inventor has noted that the leakage current, denoted I leak in the following, results from variations in an electrical charge that the spacecraft picks up as a function of various parameters such as the surface of its solar panels, their orientation, the bus voltage of the solar panels, the ionic flux which is emitted by the plasma thruster, the solar irradiance, the distance from the Sun, etc. This leakage current therefore constitutes a contribution to the return current which flows from the electron emitter towards the common return point, in addition to the contributions of the thrust control current and the holding current. The leakage current then flows through a dedicated discharge conductor system, from the common return point to the space vehicle's electrical ground. In essence, the leakage current is not controlled or predictable with sufficient precision. It can be positive or negative. According to a non-limiting example, when the thrust control current is of the order of 2.2 A to 3.8 A and the maintaining current of the order of 3.1 A to 4.6 A, the inventors have observed that the leakage current can be of the order of 0.08 A to 0.1 A. Thus, without the present invention, the leakage current can cause the total or partial return current to be exceeded or insufficient by compared to the setpoint which was prescribed by the manufacturer of the plasma motor. The present invention therefore prevents such overshooting or undershooting from occurring, thus preventing premature aging of the plasma thruster from occurring and preserving its proper operation. Thanks to the invention, the holding current can be reduced or increased by the power supply assembly, depending on the sign and/or variations of the leakage current.
De façon préférée, l’ensemble d’alimentation électrique peut être agencé pour ajuster le courant de maintien en temps réel pendant le fonctionnement selon une boucle à rétroaction qui comprend un soustracteur, une première entrée du soustracteur étant agencée pour recevoir la valeur de consigne de courant, et une seconde entrée du soustracteur étant agencée pour recevoir les évaluations du courant de retour ou pour recevoir une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite. L’ensemble d’alimentation électrique est alors configuré pour ajuster le courant de maintien en fonction d’un résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur.Preferably, the power supply assembly can be arranged to adjust the holding current in real time during operation according to a feedback loop which comprises a subtractor, a first input of the subtractor being arranged to receive the set value of current, and a second input of the subtractor being arranged to receive the feedback current evaluations or to receive a sum of a holding current measurement result and the leakage current evaluation. The power supply assembly is then configured to adjust the holding current based on a difference result which is output by the subtractor.
Dans des premiers modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend un système de mesure qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de fuite. Dans ce cas, chaque résultat de mesure du courant de fuite en constitue une évaluation. L’ensemble d’alimentation électrique peut alors comprendre en outre un sommateur qui est agencé pour recevoir sur deux entrées de ce sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma, le résultat de mesure du courant de fuite et le résultat de mesure du courant de maintien pour cet instant. Une sortie du sommateur est alors connectée à la seconde entrée du soustracteur.In first embodiments of the invention, the electrical power supply assembly comprises a measuring system which is arranged to deliver successive results of measuring the leakage current. In this case, each leakage current measurement result constitutes an evaluation. The electrical power supply assembly can then further comprise a summer which is arranged to receive on two inputs of this summer, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster, the current measurement result leakage and the holding current measurement result for this instant. An output of the adder is then connected to the second input of the subtractor.
Dans des deuxièmes modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend encore le système de mesure pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite. L’ensemble d’alimentation électrique peut alors comprendre en outre un sommateur qui est agencé pour recevoir sur trois entrées de ce sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma, le résultat de mesure du courant de fuite et le résultat de mesure du courant de maintien pour le même instant, et aussi une évaluation d’un courant de contrôle de poussée qui est fourni à cet instant par l’ensemble d’alimentation électrique au système d’émission d’ions du propulseur à plasma. La sortie du sommateur est de nouveau connectée à la seconde entrée du soustracteur.In second embodiments of the invention, the electrical power supply assembly further comprises the measurement system for delivering the successive results of measuring the leakage current. The electrical power supply assembly can then further comprise an adder which is arranged to receive on three inputs of this adder, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster, the current measurement result leakage and the holding current measurement result for the same time, and also an evaluation of a thrust control current which is supplied at this time by the power supply assembly to the ion emission system plasma thruster. The output of the adder is again connected to the second input of the subtractor.
Pour ces deux premiers modes de réalisation, le système de mesure qui est utilisé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite, peut être d’un type adapté pour réaliser des mesures de courant électrique.For these first two embodiments, the measuring system which is used to deliver the successive leakage current measurement results can be of a type adapted to carry out electric current measurements.
Alternativement, l’ensemble d’alimentation électrique peut comprendre en outre un système conducteur de décharge qui est destiné à connecter électriquement le point commun de retour à la masse électrique du vaisseau spatial. Dans ce cas, le système de mesure qui est utilisé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite, peut être d’un type adapté pour réaliser des mesures de tension électrique, et être agencé pour mesurer une tension électrique qui existe entre des bornes d’une partie au moins du système conducteur de décharge. L’ensemble d’alimentation électrique est alors configuré pour fournir chaque résultat de mesure du courant de fuite comme un résultat d’une division de la tension électrique mesurée entre les bornes de la partie du système conducteur de décharge par une valeur de résistance de cette partie du système conducteur de décharge. Avantageusement, l’ensemble d’alimentation électrique peut être autonome pour disposer de la valeur de résistance de la partie du système conducteur de décharge aux bornes de laquelle la tension électrique est mesurée.Alternatively, the power supply assembly may further include a discharge conductor system that is intended to electrically connect the return common point to the electrical ground of the spacecraft. In this case, the measuring system which is used to deliver the successive results of measuring the leakage current, can be of a type adapted to carry out measurements of electrical voltage, and be arranged to measure an electrical voltage which exists between terminals of at least part of the discharge conductive system. The power supply assembly is then configured to provide each leakage current measurement result as a result of dividing the electrical voltage measured across the terminals of the discharge conductive portion of the system by a resistance value of that part of the discharge conductive system. Advantageously, the electrical power supply assembly can be autonomous to have the resistance value of the part of the discharge conductive system at the terminals of which the electrical voltage is measured.
Dans des troisièmes modes de réalisation de l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique comprend un système de mesure qui est agencé pour délivrer des résultats successifs de mesure du courant de retour, chaque résultat de mesure du courant de retour constituant une évaluation de celui-ci. L’ensemble d’alimentation électrique est alors agencé pour transmettre ces résultats successifs de mesure du courant de retour à la seconde entrée du soustracteur lors du fonctionnement du propulseur à plasma.In third embodiments of the invention, the power supply assembly comprises a measuring system which is arranged to deliver successive results of measuring the return current, each result of measuring the return current constituting an evaluation of this one. The electrical power supply assembly is then arranged to transmit these successive results of measuring the return current to the second input of the subtractor during operation of the plasma thruster.
De façon généralement avantageuse pour l’invention, l’ensemble d’alimentation électrique peut être configuré pour ajuster le courant de maintien en fonction du résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur conformément à une fonction de transfert proportionnelle-intégrale qui est appliquée à ce résultat de différence.Generally advantageously for the invention, the power supply assembly can be configured to adjust the holding current according to the difference result which is output by the subtractor in accordance with a proportional-integral transfer function which is applied to this difference result.
Un second aspect de l’invention propose un système de propulsion à plasma pour vaisseau spatial, qui comprend :
- au moins un propulseur à plasma, ce propulseur à plasma comprenant un émetteur d’électrons et une électrode de maintien qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons ; et
- un ensemble d’alimentation électrique qui est conforme au premier aspect de l’invention.A second aspect of the invention proposes a plasma propulsion system for spacecraft, which comprises:
- at least one plasma thruster, this plasma thruster comprising an electron emitter and a holding electrode which is arranged at an output of the electrons emitted by the electron emitter; And
- a power supply assembly which conforms to the first aspect of the invention.
Ce système de propulsion à plasma est agencé de sorte que l’ensemble d’alimentation électrique fournisse à l’électrode de maintien du propulseur à plasma, pendant le fonctionnement de ce dernier, un courant de maintien qui est ajusté en temps réel en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, conformément à la valeur de consigne de courant.This plasma propulsion system is arranged so that the electrical power supply assembly supplies to the maintaining electrode of the plasma thruster, during the operation of the latter, a maintaining current which is adjusted in real time according to the evaluations of return current or leakage current, in accordance with the current setpoint.
Lorsque la boucle à rétroaction comprenant le soustracteur est utilisée, le courant de maintien qui est fourni par l’ensemble d’alimentation électrique à l’électrode de maintien peut être conforme au résultat de différence qui est délivré en sortie par le soustracteur.When the feedback loop including the subtractor is used, the holding current that is supplied by the power supply assembly to the holding electrode can conform to the difference result that is output by the subtractor.
Dans un tel système de propulsion à plasma conforme à l’invention, le propulseur à plasma peut être de l’un des types suivants :
- un propulseur ionique à grilles, à décharge continue ou à radiofréquence, dans lequel l’émetteur d’électrons comprend un canon à électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement du propulseur à plasma, et l’électrode de maintien est disposée au niveau d’une sortie d’électrons du canon à électrons ; ou
- un propulseur à effet Hall, dans lequel l’émetteur d’électrons est une cathode creuse neutralisante du propulseur à effet Hall, et l’électrode de maintien est disposée au niveau d’une ouverture de sortie de la cathode creuse.In such a plasma propulsion system according to the invention, the plasma propellant can be of one of the following types:
- an ion thruster with grids, continuous discharge or radio frequency, in which the electron emitter comprises an electron gun which is intended to neutralize the ion beam during operation of the plasma thruster, and the electrode holding is arranged at an electron outlet of the electron gun ; Or
- a Hall effect thruster, in which the electron emitter is a neutralizing hollow cathode of the Hall effect thruster, and the maintaining electrode is arranged at an output opening of the hollow cathode.
Un troisième aspect de l’invention propose un vaisseau spatial qui comprend un système de propulsion à plasma conforme au second aspect de l’invention.A third aspect of the invention provides a spacecraft that includes a plasma propulsion system conforming to the second aspect of the invention.
Enfin, un quatrième aspect de l’invention propose un procédé d’alimentation électrique d’un propulseur à plasma à bord d’un vaisseau spatial, ce procédé comprenant les étapes suivantes qui sont exécutées pendant un déplacement du vaisseau dans l’espace :
- fournir un courant de maintien à une électrode de maintien qui est disposée à une sortie d’électrons d’un émetteur d’électrons du propulseur à plasma ;
- collecter des évaluations successives d’un courant de retour qui s’écoule en provenance du propulseur à plasma vers un point commun de retour, ou d’un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour vers une masse électrique du vaisseau spatial ;
- collecter une valeur de consigne de courant ; et
- ajuster le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien en fonction des évaluations du courant de retour ou du courant de fuite, et conformément à la valeur de consigne de courant.Finally, a fourth aspect of the invention proposes a method of powering a plasma thruster on board a spacecraft, this method comprising the following steps which are executed while the vessel is moving in space:
- supply a holding current to a holding electrode which is arranged at an electron output of an electron emitter of the plasma thruster;
- collect successive evaluations of a return current which flows from the plasma thruster towards a common return point, or of a leakage current which flows from the common return point towards an electrical ground of the spaceship;
- collect a current setpoint value; And
- adjust the holding current which is supplied to the holding electrode according to the evaluations of the return current or the leakage current, and in accordance with the current setpoint value.
Dans certaines mises en œuvre du procédé de l’invention, le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien peut être ajusté de sorte que le courant de retour, ou une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien et de l’évaluation du courant de fuite, corresponde à la valeur de consigne de courant.In some implementations of the method of the invention, the holding current that is supplied to the holding electrode can be adjusted so that the return current, or a sum of a measurement result of the holding current and of the evaluation of the leakage current, corresponds to the current setpoint value.
Ainsi, le courant de maintien qui est fourni à l’électrode de maintien à un instant du fonctionnement du propulseur à plasma est ajusté en fonction d’évaluations ou de mesures qui ont été collectées pour le courant de maintien, et pour le courant de retour ou le courant de fuite.Thus, the holding current which is supplied to the holding electrode at a time of operation of the plasma thruster is adjusted according to evaluations or measurements which have been collected for the holding current, and for the return current or leakage current.
La valeur de consigne de courant peut être prescrite par un fabricant du propulseur à plasma. Elle est relative au courant de retour ou à la somme du courant de maintien et du courant de fuite, aussi appelée courant partiel de retour.The current setpoint may be prescribed by a manufacturer of the plasma thruster. It relates to the return current or the sum of the holding current and the leakage current, also called partial return current.
Un tel procédé peut être mis en œuvre en utilisant un ensemble d’alimentation électrique qui est conforme au premier aspect de l’invention, y compris les perfectionnements qui ont été cités. Cet ensemble d’alimentation électrique est embarqué à bord du vaisseau spatial et agencé pour fournir des tensions et courants électriques au propulseur à plasma, afin que ce dernier génère un faisceau d’ions de façon à appliquer une force de poussée voulue au vaisseau spatial.Such a method can be implemented using a power supply assembly which conforms to the first aspect of the invention, including the improvements which have been cited. This electrical power supply assembly is on board the spacecraft and arranged to supply electrical voltages and currents to the plasma thruster, so that the latter generates an ion beam so as to apply a desired thrust force to the spacecraft.
Le procédé de l’invention peut comprendre de soustraire l’évaluation du courant de retour, ou l’évaluation de la somme du courant de maintien et du courant de fuite, à la consigne de courant, puis d’utiliser un résultat de la soustraction pour ajuster le courant de maintien.The method of the invention may include subtracting the evaluation of the return current, or the evaluation of the sum of the holding current and the leakage current, from the current setpoint, then using a result of the subtraction to adjust the holding current.
Dans diverses mises en œuvre du procédé de l’invention, l’une des caractéristiques suivantes peut être reproduite, seule ou en combinaison de plusieurs d’entre elles :
- chaque évaluation du courant de fuite peut être obtenue par une mesure de ce courant de fuite ;
- chaque évaluation du courant de retour peut être obtenue par une mesure de ce courant de retour, ou en calculant une somme d’un résultat de mesure du courant de maintien avec un résultat de mesure du courant de fuite, et avec une évaluation d’un courant de contrôle de poussée qui est fourni au système d’émission d’ions du propulseur à plasma ;
- l’évaluation du courant de contrôle de poussée peut être formée par une valeur de consigne qui est utilisée pour ce courant de contrôle de poussée, notamment prescrite par le fabricant du propulseur à plasma, ou peut être obtenue par une mesure de ce courant de contrôle de poussée ; et
- le courant de maintien peut être ajusté en appliquant une fonction de transfert proportionnelle-intégrale au résultat de soustraction.In various implementations of the method of the invention, one of the following characteristics can be reproduced, alone or in combination of several of them:
- each evaluation of the leakage current can be obtained by measuring this leakage current;
- each evaluation of the return current can be obtained by measuring this return current, or by calculating a sum of a measurement result of the holding current with a measurement result of the leakage current, and with an evaluation of a thrust control current which is supplied to the ion emission system of the plasma thruster;
- the evaluation of the thrust control current can be formed by a set value which is used for this thrust control current, in particular prescribed by the manufacturer of the plasma thruster, or can be obtained by measuring this current of thrust control; And
- the holding current can be adjusted by applying a proportional-integral transfer function to the subtraction result.
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 :The characteristics and advantages of the present invention will appear more clearly in the detailed description below of non-limiting exemplary embodiments, with reference to the appended figures among which:
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.In these figures, all the elements are represented only symbolically, and identical references which are indicated in different figures designate identical elements or which have identical functions.
Dans
A l’intérieur du vaisseau spatial 100, la référence 10 désigne un système de propulsion à plasma, communément désigné par l’acronyme PPS pour «Plasma Propulsion Subsystem» en anglais. Ce système de propulsion à plasma 10, qui est parfois qualifié de sous-système par rapport au vaisseau spatial 100, comprend lui-même au moins un ensemble d’alimentation électrique 1, communément désigné par l’acronyme PPU pour «Power Processing Unit» en anglais, et au moins un propulseur à plasma 2. L’ensemble d’alimentation électrique 1 et le propulseur à plasma 2 qui sont représentés dans la figure sont associés l’un avec l’autre pour que le propulseur à plasma 2 soit alimenté en énergie électrique de façon appropriée par l’ensemble d’alimentation électrique 1, afin de produire la force de poussée qui est voulue à chaque instant de fonctionnement du propulseur à plasma. L’ensemble d’alimentation électrique 1 est connecté entre le bus de puissance électrique 101 et la masse électrique 102 du vaisseau spatial 100, alors que les différents composants du propulseur à plasma 2 sont alimentés en courants et tensions électriques par l’intermédiaire de l’ensemble d’alimentation électrique 1.Inside the spacecraft 100, the reference 10 designates a plasma propulsion system, commonly referred to by the acronym PPS for “Plasma Propulsion Subsystem” in English. This plasma propulsion system 10, which is sometimes referred to as a subsystem in relation to the spacecraft 100, itself comprises at least one electrical power supply assembly 1, commonly designated by the acronym PPU for “Power Processing Unit” in English, and at least one plasma thruster 2. The power supply assembly 1 and the plasma thruster 2 which are shown in the figure are associated with each other so that the plasma thruster 2 is powered in electrical energy appropriately by the electrical power supply assembly 1, in order to produce the thrust force which is desired at each instant of operation of the plasma thruster. The electrical power supply assembly 1 is connected between the electrical power bus 101 and the electrical mass 102 of the spacecraft 100, while the various components of the plasma thruster 2 are supplied with electrical currents and voltages via the power supply assembly 1.
Pour raison de clarté de la présente description, les composants du système de propulsion à plasma 10 qui sont montrés dans
Au sein de l’ensemble d’alimentation électrique 1, une interface 11 est dédiée pour alimenter électriquement le système 21 d’émission des ions, avec un courant qui est couramment noté Ibeamlorsque le propulseur à plasma 2 est du type ionique à grilles GIT ou RIT, ou noté Idpour désigner un courant de décharge lorsque le propulseur à plasma 2 est du type à effet Hall HET. Dans la suite, ce courant d’alimentation du système 21 d’émission des ions est appelé génériquement courant de contrôle de poussée, et noté Ibeam/Idou Ibeam;Id.Within the electrical power supply assembly 1, an interface 11 is dedicated to electrically powering the ion emission system 21, with a current which is commonly denoted I beam when the plasma thruster 2 is of the ionic grid type GIT or RIT, or denoted I d to designate a discharge current when the plasma thruster 2 is of the Hall effect type HET. In the following, this power supply current of the ion emission system 21 is generically called thrust control current, and denoted I beam /I d or I beam ;I d .
Aussi à l’intérieur de l’ensemble d’alimentation électrique 1, une interface 12, qui est distincte de l’interface 11, est dédiée pour alimenter l’électrode de maintien 22 avec un autre courant, qui est appelé courant de maintien et couramment noté Ikeeper.Also inside the power supply assembly 1, an interface 12, which is distinct from the interface 11, is dedicated to supplying the holding electrode 22 with another current, which is called holding current and commonly noted I keeper .
Alors, pendant un fonctionnement du système de propulsion à plasma 10, un courant de retour qui est noté Ibodycircule à partir de l’émetteur d’électrons 23 jusqu’à un point commun de retour qui est communément désignée par CRP, pour «Common Return Point» en anglais. Ce point commun de retour CRP est lui-même connecté électriquement à la masse électrique 102 du vaisseau spatial 100 par un système conducteur de décharge 103, parfois appelé «bleed conducting system» ou «bleed resistor» en anglais. Ileakdésigne alors un courant de fuite qui s’écoule à partir du point commun de retour CRP jusqu’à la masse électrique 102, à travers le système conducteur de décharge 103. Un système de mesure 104 peut être agencé au niveau du système conducteur de décharge 103, pour mesurer en temps réel le courant de fuite Ileak. Par exemple, le système de mesure 104 peut être un voltmètre qui est connecté aux bornes du système conducteur de décharge 103, et la valeur instantanée du courant de fuite Ileakpeut alors être calculée en divisant par la valeur ohmique connue du système conducteur de décharge 103 un résultat de mesure de tension qui est délivré par le voltmètre. De préférence, les systèmes 103 et 104 peuvent être intégrés dans l’ensemble d’alimentation électrique 1 pour permettre un fonctionnement de cet ensemble d’alimentation électrique qui soit autonome pour mesurer le courant de fuite Ileak.Then, during operation of the plasma propulsion system 10, a return current which is denoted I body flows from the electron emitter 23 to a common return point which is commonly designated by CRP, for " Common Return Point” in English. This common CRP return point is itself electrically connected to the electrical mass 102 of the spacecraft 100 by a discharge conductive system 103, sometimes called a “bleed conducting system” or “bleed resistor” in English. I leak then designates a leakage current which flows from the common return point CRP to the electrical mass 102, through the conductive discharge system 103. A measuring system 104 can be arranged at the level of the conductive system discharge 103, to measure in real time the leakage current I leak . For example, the measuring system 104 can be a voltmeter which is connected to the terminals of the discharge conductor system 103, and the instantaneous value of the leakage current I leak can then be calculated by dividing by the known ohmic value of the discharge conductor system 103 a voltage measurement result which is delivered by the voltmeter. Preferably, the systems 103 and 104 can be integrated into the power supply assembly 1 to allow operation of this power supply assembly which is autonomous for measuring the leakage current I leak .
Pour l’architecture et le fonctionnement qui viennent d’être décrits, l’interface 11 d’alimentation électrique du système 21 d’émission d’ions possède une première borne de sortie 11a qui est connectée au système 21 d’émission d’ions, pour délivrer à ce dernier le courant de contrôle de poussée Ibeam/Id. L’interface 11 possède aussi une seconde borne de sortie 11b qui est connectée au point commun de retour CRP pour récupérer de ce point le courant Ibeam/Id. De même l’interface 12 possède une première borne de sortie 12a qui est connectée à l’électrode de maintien 22 pour délivrer à cette dernière le courant de maintien Ikeeper. Elle possède aussi une seconde borne de sortie 12b qui est connectée au point commun de retour CRP pour récupérer de ce point le courant Ikeeper. Dans ces conditions, le courant de retour Ibodyest la somme du courant de contrôle de poussée Ibeam/Id, du courant de maintien Ikeeperet du courant de fuite Ileak. Autrement dit : Ibody= Ibeam+ Ikeeper+ Ileakpour un propulseur à plasma 2 de type GIT ou RIT, ou Ibody= Id+ Ikeeper+ Ileakpour un propulseur à plasma 2 du type HET.For the architecture and operation which have just been described, the electrical supply interface 11 of the ion emission system 21 has a first output terminal 11a which is connected to the ion emission system 21 , to deliver to the latter the thrust control current I beam /I d . The interface 11 also has a second output terminal 11b which is connected to the common return point CRP to recover the current I beam /I d from this point. Likewise, the interface 12 has a first output terminal 12a which is connected to the maintaining electrode 22 to deliver to the latter the maintaining current I keeper . It also has a second output terminal 12b which is connected to the common return point CRP to recover the current I keeper from this point. Under these conditions, the return current I body is the sum of the thrust control current I beam /I d , the holding current I keeper and the leakage current I leak . In other words: I body = I beam + I keeper + I leak for a plasma thruster 2 of the GIT or RIT type, or I body = I d + I keeper + I leak for a plasma thruster 2 of the HET type.
Les valeurs des deux courants Ibeam/Idet Ikeeperà adopter sont en général prescrites par le fabricant du propulseur à plasma 2, pour un ou plusieurs points de fonctionnement de celui-ci en fonction de la force de poussée qui est voulue. Par ailleurs, le fabricant fournit aussi une valeur de consigne de courant Iboby_max_critpour le courant de retour Ibo d y, ou bien une valeur de consigne de courant Iwarm_critpour la somme Ikeeper+ Ileakdu courant de maintien et du courant de fuite. Mais ces valeurs de consigne sont fournies en supposant dans les deux cas que le courant de fuite Ileakest nul ou négligeable. Or le courant de fuite Ileakdépend de nombreux paramètres externes au vaisseau spatial 100, et/ou de l’orientation et/ou de la position de ce vaisseau spatial dans l’espace, etc. A cause de cela, la valeur du courant de fuite Ileakest difficilement prévisible, en pouvant être positive ou négative. Le courant de fuite Ileakpeut alors causer des écarts significatifs entre la valeur réelle du courant de retour Ibo d yet la valeur de consigne Iboby_max_crit, ou bien entre la valeur réelle de la somme Ikeeper+ Ileaket la valeur de consigne Iwarm_crit. De tels écarts sont susceptibles de provoquer un vieillissement prématuré ou une dégradation du propulseur à plasma 2. Pour éviter un tel risque de vieillissement prématuré ou dégradation, l’invention qui est l’objet de la présente description propose d’ajouter une boucle d’asservissement à l’ensemble d’alimentation électrique 1, pour adapter en temps réel la valeur du courant de maintien Ikeeperafin d’assurer qu’à chaque instant du fonctionnement du propulseur à plasma 2 dans l’espace, c’est-à-dire quelle que soit la valeur instantanée du courant de fuite Ileak, la valeur instantanée du courant de retour Ibo d yreste sensiblement égale à la valeur de consigne Iboby_max_critqui est prescrite par le fabricant, ou bien afin d’assurer que la somme Ikeeper+ Ileakdu courant de maintien et du courant de fuite reste sensiblement égale à la valeur de consigne Iwarm _critqui est prescrite alternativement par le fabricant. Un circuit qui produit un tel asservissement peut notamment être incorporé dans l’interface 12 d’alimentation électrique de l’électrode de maintien 22. Dans la partie générale de la présente description, la somme Ikeeper+ Ileakdu courant de maintien et du courant de fuite a été appelée courant partiel de retour.The values of the two currents I beam /I d and I keeper to be adopted are generally prescribed by the manufacturer of the plasma thruster 2, for one or more operating points of the latter depending on the thrust force which is desired. Furthermore, the manufacturer also provides a current setpoint value I boby_max_crit for the return current I bo d y , or a current setpoint value I warm_crit for the sum I keeper + I leak of the holding current and the current leak. But these setpoint values are provided assuming in both cases that the leakage current I leak is zero or negligible. However, the leakage current I leak depends on numerous parameters external to the spacecraft 100, and/or the orientation and/or the position of this spacecraft in space, etc. Because of this, the value of the leakage current I leak is difficult to predict, being able to be positive or negative. The leakage current I leak can then cause significant differences between the real value of the return current I bo d y and the set value I boby_max_crit , or between the real value of the sum I keeper + I leak and the value of setpoint I warm _ crit . Such deviations are likely to cause premature aging or degradation of the plasma thruster 2. To avoid such a risk of premature aging or degradation, the invention which is the subject of the present description proposes to add a loop of servo-control of the electrical power supply assembly 1, to adapt in real time the value of the maintaining current I keeper in order to ensure that at each moment of operation of the plasma thruster 2 in space, i.e. i.e. whatever the instantaneous value of the leakage current I leak , the instantaneous value of the return current I bo d y remains substantially equal to the setpoint value I boby_max_crit which is prescribed by the manufacturer, or in order to ensure that the sum I keeper + I leak of the holding current and the leakage current remains substantially equal to the setpoint value I warm _crit which is prescribed alternately by the manufacturer. A circuit which produces such a control can in particular be incorporated in the electrical supply interface 12 of the maintaining electrode 22. In the general part of the present description, the sum I keeper + I leak of the maintaining current and the leakage current was called partial return current.
La valeur de consigne Iboby_max_critou Iwarm _crit, selon le cas, peut être fournie à un soustracteur 120 qui est utilisé dans les modes de réalisation décrits ci-dessous, par des moyens appropriés de récupération de consigne 111. Ces moyens de récupération de consigne 111 peuvent être des moyens de lecture et de sélection de valeurs de consigne qui ont été initialement enregistrées sur un support (non-représenté) embarqué à bord du vaisseau spatial 100, avant que ce dernier soit lancé dans l’espace. De préférence, ce support d’enregistrement et les moyens de récupération de consigne 111 peuvent être intégrés dans l’ensemble d’alimentation électrique 1, et sont activés par un ordinateur de bord du vaisseau spatial 100. Cet ordinateur de bord est désigné par la référence 110 dans
Le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par
Dans le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par
Le mode de réalisation de l’invention qui est illustré par
De façon générale, il peut être avantageux que le courant de maintien Ikeeperqui est délivré réellement à l’électrode de maintien 22 soit plus stable, avec des variations temporelles plus lentes. Pour cela, ce courant de maintien Ikeeperpeut être déterminé en appliquant en outre une fonction de transfert de type passe-bas, notamment de type proportionnel-intégral, aux écarts Δ, Δ’ ou Δ’’ qui sont transmis en sortie par le soustracteur 120 à des instants successifs du fonctionnement du propulseur à plasma 2, pour chacun des modes de réalisation de
Il est entendu que l’invention peut être reproduite en modifiant des aspects secondaires des modes de réalisation qui ont été décrits en détail ci-dessus, tout en conservant certains au moins des avantages cités. Notamment, certains des composants utilisés dans ces modes de réalisation peuvent être remplacés par d’autres aux fonctions équivalentes ou qui produisent des combinaisons équivalentes de fonctions. Par ailleurs, une partie ou tous les composants utilisés pour ajuster le courant de maintien selon l’invention peuvent avantageusement être incorporés dans l’interface d’alimentation de l’électrode de maintien, afin d’obtenir un fonctionnement autonome de cette interface. Enfin, le système de propulsion à plasma peut incorporer un nombre quelconque de propulseurs, avec les interfaces d’alimentation électrique associées. Eventuellement, des propulseurs à plasma qui sont séparés peuvent partager une même interface d’alimentation électrique tout en utilisant l’invention pour cette interface et ces propulseurs.It is understood that the invention can be reproduced by modifying secondary aspects of the embodiments which have been described in detail above, while retaining at least some of the advantages cited. In particular, some of the components used in these embodiments can be replaced by others with equivalent functions or which produce equivalent combinations of functions. Furthermore, part or all of the components used to adjust the holding current according to the invention can advantageously be incorporated into the power supply interface of the holding electrode, in order to obtain autonomous operation of this interface. Finally, the plasma propulsion system can incorporate any number of thrusters, with associated electrical power interfaces. Optionally, plasma thrusters which are separated can share the same electrical power interface while using the invention for this interface and these thrusters.
Claims (16)
le propulseur à plasma (2) comprenant un émetteur d’électrons (23) qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement, et une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons, les courants électriques fournis par l’ensemble d’alimentation électrique (1) comprenant au moins un courant de maintien (Ikeeper) qui est fourni à l’électrode de maintien et qui constitue une contribution au courant de retour (Ibody),
l’ensemble d’alimentation électrique (1) étant caractérisé en ce qu’il est adapté pour recevoir ou produire des évaluations successives du courant de retour (Ibody) ou d’un courant de fuite (Ileak) qui s’écoule à partir du point commun de retour (CRP) vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial (100),
et en ce que l’ensemble d’alimentation électrique (1) est agencé pour ajuster en temps réel pendant le fonctionnement, le courant de maintien (Ikeeper) en fonction des évaluations du courant de retour (Ibody) ou du courant de fuite (Ileak), et conformément à une valeur de consigne de courant (Ibody_max_crit; Iwarm_crit).Electrical power supply assembly (1) for a plasma thruster (2) of a spacecraft (100), adapted to transform electrical power which is received from a power bus (101) of the spacecraft, into electrical voltages and currents which are supplied by said power supply assembly to the plasma thruster so that said plasma thruster generates a beam of ions during operation of the plasma thruster, the power supply assembly comprising a common return point (CRP ) to collect a return current (I body ) coming from the plasma thruster during said operation,
the plasma thruster (2) comprising an electron emitter (23) which is intended to neutralize the ion beam during operation, and a holding electrode (22) which is arranged at an exit of the electrons emitted by the electron emitter, the electric currents supplied by the power supply assembly (1) comprising at least one holding current (I keeper ) which is supplied to the holding electrode and which constitutes a contribution to the return current ( I body ),
the electrical power supply assembly (1) being characterized in that it is adapted to receive or produce successive evaluations of the return current (I body ) or of a leakage current (I leak ) which flows at from the common return point (CRP) towards an electrical mass (102) of the spacecraft (100),
and in that the electrical power supply assembly (1) is arranged to adjust in real time during operation, the holding current (I keeper ) as a function of evaluations of the return current (I body ) or the leakage current (I leak ), and in accordance with a current setpoint value (I body_max_crit ; I warm_crit ).
l’ensemble d’alimentation électrique (1) comprenant en outre un sommateur (121) agencé pour recevoir sur deux entrées dudit sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma (2), le résultat de mesure du courant de fuite (Ileak) et le résultat de mesure du courant de maintien (Ikeeper) pour ledit instant,
et une sortie du sommateur (121) étant connectée à la seconde entrée du soustracteur (120).Electrical power supply assembly (1) according to claim 3, comprising a measuring system (104) which is arranged to deliver successive leakage current measurement results (I leak ), each leakage current measurement result constituting a evaluation of said leakage current,
the electrical power supply assembly (1) further comprising an adder (121) arranged to receive on two inputs of said adder, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster (2), the result measuring the leakage current (I leak ) and the result of measuring the holding current (I keeper ) for said instant,
and an output of the adder (121) being connected to the second input of the subtractor (120).
l’ensemble d’alimentation électrique (1) comprenant en outre un sommateur (121’) agencé pour recevoir sur trois entrées dudit sommateur, à chacun d’une série d’instants successifs pendant le fonctionnement du propulseur à plasma (2), le résultat de mesure du courant de fuite (Ileak) et le résultat de mesure du courant de maintien (Ikeeper) pour ledit instant, et aussi une évaluation d’un courant de contrôle de poussée (Ibeam; Id) qui est fourni audit instant par l’ensemble d’alimentation électrique à un système d’émission d’ions (21) du propulseur à plasma (2),
et une sortie du sommateur (121’) étant connectée à la seconde entrée du soustracteur (120).Electrical power supply assembly (1) according to claim 3, comprising a measuring system (104) which is arranged to deliver successive leakage current measurement results (I leak ), each leakage current measurement result constituting a evaluation of said leakage current,
the electrical power supply assembly (1) further comprising a summer (121') arranged to receive on three inputs of said summer, at each of a series of successive instants during the operation of the plasma thruster (2), the measurement result of the leakage current (I leak ) and the measurement result of the holding current (I keeper ) for said instant, and also an evaluation of a thrust control current (I beam ; I d ) which is provided at said instant by the electrical supply assembly to an ion emission system (21) of the plasma thruster (2),
and an output of the adder (121') being connected to the second input of the subtractor (120).
et dans lequel le système de mesure (104) qui est agencé pour délivrer les résultats successifs de mesure du courant de fuite (Ileak), est d’un type adapté pour réaliser des mesures de tension électrique, et est agencé pour mesurer une tension électrique qui existe entre des bornes d’une partie au moins du système conducteur de décharge (103),
et l’ensemble d’alimentation électrique (1) est configuré pour fournir chaque résultat de mesure du courant de fuite (Ileak) comme un résultat d’une division de la tension électrique mesurée entre les bornes de la partie du système conducteur de décharge (103) par une valeur de résistance de ladite partie du système conducteur de décharge.A power supply assembly (1) according to claim 4 or 5, further comprising a discharge conductive system (103) which is for electrically connecting the common return point (CRP) to the electrical ground (102) of the spacecraft (100),
and in which the measuring system (104) which is arranged to deliver the successive results of measuring the leakage current (I leak ), is of a type adapted to carry out measurements of electrical voltage, and is arranged to measure a voltage electrical which exists between terminals of at least part of the discharge conductive system (103),
and the power supply assembly (1) is configured to provide each leakage current measurement result (I leak ) as a result of a division of the electrical voltage measured between the terminals of the discharge conductive part of the system (103) by a resistance value of said part of the discharge conductive system.
et dans lequel l’ensemble d’alimentation électrique (1) est agencé pour transmettre les résultats successifs de mesure du courant de retour (Ibody) à la seconde entrée du soustracteur (120) lors du fonctionnement du propulseur à plasma (2).Electrical power supply assembly (1) according to claim 3, comprising a measuring system (123) arranged to deliver successive results of measuring the return current (I body ), each result of measuring the return current constituting an evaluation of said return current,
and in which the electrical power supply assembly (1) is arranged to transmit the successive results of measuring the return current (I body ) to the second input of the subtractor (120) during operation of the plasma thruster (2).
- au moins un propulseur à plasma (2), ledit propulseur à plasma comprenant un émetteur d’électrons (23) et une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie des électrons émis par l’émetteur d’électrons ; et
- un ensemble d’alimentation électrique (1) qui est conforme à l’une quelconque des revendications précédentes,
le système de propulsion à plasma (10) étant agencé de sorte que l’ensemble d’alimentation électrique (1) fournisse à l’électrode de maintien (22) du propulseur à plasma (2), pendant un fonctionnement dudit propulseur à plasma, un courant de maintien (Ikeeper) qui est ajusté en temps réel en fonction des évaluations du courant de retour (Ibody) ou du courant de fuite (Ileak), conformément à la valeur de consigne de courant (Ibody_max_crit; Iwarm_crit).Plasma propulsion system (10) for spacecraft (100), comprising:
- at least one plasma thruster (2), said plasma thruster comprising an electron emitter (23) and a holding electrode (22) which is arranged at an output of the electrons emitted by the electron emitter; And
- a power supply assembly (1) which conforms to any one of the preceding claims,
the plasma propulsion system (10) being arranged so that the electrical power supply assembly (1) supplies the maintaining electrode (22) of the plasma thruster (2), during operation of said plasma thruster, a holding current (I keeper ) which is adjusted in real time according to the evaluations of the return current (I body ) or the leakage current (I leak ), in accordance with the current setpoint value (I body_max_crit ; I warm_crit ).
- un propulseur ionique à grilles, à décharge continue ou à radiofréquence, dans lequel l’émetteur d’électrons (23) comprend un canon à électrons qui est destiné à neutraliser le faisceau d’ions lors du fonctionnement du propulseur à plasma, et l’électrode de maintien (22) est disposée au niveau d’une sortie d’électrons du canon à électrons ; ou
- un propulseur à effet Hall, dans lequel l’émetteur d’électrons (23) est une cathode creuse neutralisante du propulseur à effet Hall, et l’électrode de maintien (22) est disposée au niveau d’une ouverture de sortie de la cathode creuse.Plasma propulsion system (10) according to claim 10, wherein the plasma propellant (2) is of one of the following types:
- a gated, continuous discharge or radio frequency ion thruster, in which the electron emitter (23) comprises an electron gun which is intended to neutralize the ion beam during operation of the plasma thruster, and the holding electrode (22) is provided at an electron outlet of the electron gun ; Or
- a Hall effect thruster, in which the electron emitter (23) is a hollow cathode neutralizing the Hall effect thruster, and the holding electrode (22) is arranged at an outlet opening of the hollow cathode.
- fournir un courant de maintien (Ikeeper) à une électrode de maintien (22) qui est disposée à une sortie d’électrons d’un émetteur d’électrons (23) du propulseur à plasma (2) ;
- collecter des évaluations successives d’un courant de retour (Ibody) qui s’écoule en provenance du propulseur à plasma (2) vers un point commun de retour (CRP), ou d’un courant de fuite (Ileak) qui s’écoule à partir du point commun de retour (CRP) vers une masse électrique (102) du vaisseau spatial (100) ;
- collecter une valeur de consigne de courant (Ibody_max_crit; Iwarm_crit) ; et
- ajuster le courant de maintien (Ikeeper) qui est fourni à l’électrode de maintien (22) en fonction des évaluations du courant de retour (Ibody) ou du courant de fuite (Ileak), et conformément à la valeur de consigne de courant (Ibody_max_crit; Iwarm_crit).Method of powering a plasma thruster (2) on board a spacecraft (100), comprising the following steps which are executed while the spacecraft is moving in space:
- supply a maintaining current (I keeper ) to a maintaining electrode (22) which is arranged at an electron output of an electron emitter (23) of the plasma thruster (2);
- collect successive evaluations of a return current (I body ) which flows from the plasma thruster (2) towards a common return point (CRP), or of a leakage current (I leak ) which flows from the common return point (CRP) to an electrical ground (102) of the spacecraft (100);
- collect a current setpoint value (I body_max_crit ; I warm_crit ); And
- adjust the maintaining current (I keeper ) which is supplied to the maintaining electrode (22) according to the evaluations of the return current (I body ) or the leakage current (I leak ), and in accordance with the value of current setpoint (I body_max_crit ; I warm_crit ).
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- 2023-06-19 EP EP23738832.7A patent/EP4384707A1/en active Pending
- 2023-06-19 WO PCT/FR2023/050895 patent/WO2024023409A1/en unknown
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Also Published As
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