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Title:
PROCESS FOR CONTROLLING A HALL EFFECT ELECTRIC THRUSTER
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2018/007542
Kind Code:
A1
Abstract:
The invention relates to a process for controlling a Hall effect electric thruster (1), said Hall effect electric thruster comprising a discharge channel (2), an anode (40), a cathode (50), a system (10) for injecting propulsion gas into the discharge channel (2), and a magnetic circuit for generating a magnetic field in said discharge channel. The control process comprises a step (100) of activating the thruster comprising: - a phase (110) of heating the cathode (50) up to a threshold temperature Ts from which the start-up of the thruster (1) is likely to occur, - a propulsion phase (120). During the propulsion phase, the heating of the cathode (50) is stopped. The process comprises, between two successive activation steps (100), a transition step (200), in which the heating of the cathode (50) is re-ignited and the cathode (50) is kept at a temperature which is at least greater than a predefined minimum temperature Tmin. The transition step extends over the entire duration which separates two successive activation steps.

Inventors:
BROTONS, Cyril (C/O Service TSPPR/ propriété intellectue lle 31 rue des Cosmonautes ZI du Palays, Toulouse Cedex 4, 31402, FR)
SCREMIN, Guillaume (C/O Service TSPPR/ propriété intellectue lle 31 rue des Cosmonautes ZI du Palays, Toulouse Cedex 4, 31402, FR)
Application Number:
EP2017/066974
Publication Date:
January 11, 2018
Filing Date:
July 06, 2017
Export Citation:
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Assignee:
AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS (31 rue des Cosmonautes ZI du Palays, Toulouse cedex 4, 31402, FR)
International Classes:
F03H1/00
Foreign References:
US6031334A2000-02-29
FR2959534A12011-11-04
JP3430789B22003-07-28
Other References:
None
Attorney, Agent or Firm:
IPSIDE (6 Impasse Michel Labrousse, TOULOUSE, 31100, FR)
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Claims:
REVENDICATIONS

1. Procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall (1 ), ledit propulseur électrique à effet Hall comportant un canal de décharge (2), une anode (40), une cathode (50), un système d'injection (10) de gaz propulsif dans le canal de décharge (2), et un circuit magnétique pour générer un champ magnétique dans ledit canal de décharge,

ledit procédé de contrôle comportant une étape d'activation (100) du propulseur électrique à effet Hall (1 ) comportant :

- une phase (1 10) de chauffage de la cathode (50) jusqu'à une température seuil Ts à partir de laquelle le démarrage du propulseur électrique à effet Hall (1 ) est susceptible de se produire,

- une phase (120) de propulsion,

caractérisé en ce que, pendant la phase de propulsion (120), le chauffage de la cathode (50) est arrêté, et en ce que le procédé comporte, entre deux étapes d'activation (100) successives, une étape de transition (200) dans laquelle le chauffage de la cathode (50) est rallumé et la cathode (50) est maintenue à une température au moins supérieure à une température minimum Tmir, prédéfinie, l'étape de transition s'étendant sur toute la durée séparant deux étapes d'activation successives.

2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel, pendant l'étape de transition (200), la température de la cathode (50) est comprise entre 200°C et une température d'émissivité Te de la cathode (50).

3. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel, pendant l'étape de transition (200), la température de la cathode (50) est maintenue constante.

4. Procédé selon la revendication 3 dans lequel, pendant l'étape de transition (200), la température de la cathode (50) est équivalente à la température d'émissivité de ladite cathode.

5. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2 dans lequel, pendant l'étape de transition (200), la température de la cathode (50) est décroissante par palier.

6. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel le chauffage de la cathode (50) pendant la phase de chauffage (1 10) et l'étape de transition (200) est réalisé au moyen d'une même unité d'alimentation électrique.

7. Satellite comportant au moins un propulseur électrique à effet Hall (1 ) contrôlé par un procédé conforme à l'une des revendications 1 à 6.

8. Satellite suivant la revendication 7 comportant une unité d'alimentation électrique commune pour l'anode (40) et la cathode (50).

9. Satellite suivant la revendication 7 comportant des unités d'alimentation électriques distinctes pour l'anode (40) et la cathode (50).

Description:
Procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall

Domaine de l'invention

La présente invention appartient au domaine de la propulsion spatiale. Plus particulièrement, la présente invention concerne un propulseur électrique à effet Hall.

La présente invention porte sur un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall.

Etat de la technique

Dans le domaine de la propulsion spatiale, les propulseurs électriques sont de plus en plus utilisés, notamment pour la commande d'orientation et orbite d'engins spatiaux, plus spécifiquement de satellites. En effet, les différents types de propulseurs électriques disponibles offrent une impulsion spécifique généralement plus élevée que les propulseurs chimiques, permettant de réduire la consommation de fluide propulseur pour les mêmes manœuvres, avec en conséquence une augmentation de la durée de vie et/ou de la charge utile des satellites.

Parmi les différent types de propulseurs électriques, il existe notamment trois catégories : les propulseurs dits thermoélectriques, dans lesquels le fluide propulseur est chauffé électriquement avant son expansion dans une tuyère propulsive, les propulseurs dits électromagnétiques, dans lesquels le fluide propulseur est ionisé et accéléré par la force de Lorentz (ou force électromagnétique), et ceux dits électrostatiques, dans lesquels le fluide propulseur est ionisé et directement accéléré par un champ électrique. Les propulseurs dits à effet Hall appartiennent à cette catégorie.

A titre de rappel, la structure d'un propulseur à effet Hall est décrite brièvement.

Le propulseur à effet Hall 1 , comme illustré figure 1 , comporte un canal annulaire, dit canal de décharge 2, délimité par une paroi interne 3 et une paroi externe 4, concentriques autour d'un axe central X. La paroi interne 3 délimite un noyau central 5. Le terme « interne » désigne une partie plus proche de l'axe central X, le terme « externe » une partie plus éloignée de l'axe central X.

Les parois interne 3 et externe 4 sont préférentiellement en matière céramique.

Le canal de décharge 2 présente une extrémité aval 22 ouverte et une extrémité amont 21 fermée.

Le canal de décharge 2 présente aussi, à son extrémité amont 21 , un système d'injection 10 de gaz propulsif dans le canal de décharge 2.

Le gaz propulsif peut être du xénon, qui présente les avantages d'un poids moléculaire élevé et un potentiel d'ionisation comparativement bas.

Les termes « amont » et « aval », dans le présent contexte, sont définis par rapport au sens de circulation normal du gaz propulsif dans la direction définie par l'axe central X du canal de décharge.

Le propulseur électrique à effet Hall 1 comporte aussi un circuit magnétique. Ce circuit magnétique comprend :

- un premier bobinage magnétique, dit bobinage magnétique périphérique 20, disposé autour de la paroi externe 4,

- un second bobinage magnétique, dit bobinage magnétique central 30, disposé de manière concentrique dans le noyau central 5, à proximité de la paroi interne 3.

Le bobinage magnétique central 30 et le bobinage magnétique périphérique 20 sont configurés pour générer un champ magnétique radial dans le canal de décharge 2, dont l'intensité est maximale vers l'extrémité aval

22 dudit canal de décharge.

Chaque bobinage magnétique, central 30 et périphérique 20, est réalisé à partir d'un enroulement de fil conducteur.

Le propulseur électrique à effet Hall 1 comporte un circuit électrique 60 comprenant une anode 40 située à l'extrémité amont 21 du canal de décharge

2, une cathode 50 située en aval de l'extrémité aval 22 ouverte du canal de décharge 2, et une source de tension électrique 61 entre l'anode 40 et la cathode 50.

Un dispositif de chauffage 51 est situé à proximité de la cathode 50, soit autour, soit en contact direct avec la cathode, en fonction des types de cathodes utilisées. La dénomination « système cathode » sera utilisée dans la suite de la description pour désigner cet ensemble combiné du dispositif de chauffage 51 et de la cathode 50.

La source de tension électrique est disposée dans une unité d'alimentation électrique, dite PPU, classique en elle-même.

Les performances actuelles du propulseur électrique à effet Hall sont principalement limitées par les contraintes d'utilisation du système cathode. Les cathodes utilisées sont des matériaux thermo-émissifs et ont donc besoin d'être chauffées suffisamment pour émettre des électrons.

Une première limitation réside dans les contraintes temporelles et de température imposées par l'utilisation de la cathode, lors et entre des manœuvres. Deux phases critiques sont à prendre en compte lors de l'utilisation du système cathode : une phase de chauffage et une phase de refroidissement. Ces deux phases ont des durées variables en fonction des contraintes, des types de cathodes et de dispositifs de chauffage utilisés ainsi que de l'espacement temporel entre les manœuvres.

D'une part, une phase de chauffage de la cathode, de l'ordre de 2 à 4 minutes, est nécessaire avant une phase de propulsion.

D'autre part, après la phase de propulsion, une fois le propulseur éteint, une phase de refroidissement de la cathode peut être nécessaire avant de relancer une nouvelle manœuvre avec de nouvelles phases de chauffage puis de propulsion, afin de ne pas fragiliser le système cathode. La durée de cette phase de refroidissement est variable en fonction du matériau utilisé pour la cathode ainsi que du type et de l'agencement du dispositif de chauffage. Certains types de système cathode fonctionnent en régime thermique non stabilisé pendant la phase de chauffage et nécessitent une phase de refroidissement de la cathode, d'une durée de l'ordre de 25 minutes. D'autres types de système cathode fonctionnent en régime thermique stabilisé pendant la phase de chauffage et peuvent être rallumés presque immédiatement après une manœuvre. Ces systèmes cathode sont donc plutôt contraints par le temps de chauffage au démarrage ou entre des manœuvres, que par le temps de refroidissement nécessaire.

Quel que soit le type de système cathode utilisé, le cumul des temps d'attente imposé par ces deux phases de chauffage et de refroidissement reste une limitation à laquelle il faut remédier.

Une deuxième limitation porte sur le nombre limité de cycles ON-OFF

(montée en température - baisse en température) des systèmes cathode, qui varie généralement entre 1000 et 10000.

Ces contraintes restreignent le champ d'application de ces propulseurs électriques à effet Hall. Ainsi, l'une des rares applications possibles de ce type de propulseurs correspond au contrôle nord/sud des satellites géostationnaires, où la durée entre deux manœuvres est de l'ordre de 24 heures, très largement supérieure à la durée de la phase de refroidissement de la cathode.

Actuellement, il s'avère très contraignant d'utiliser ce type de propulseurs pour certaines missions, notamment les missions en orbite terrestre basse (« Low Earth Orbit » ou LEO), avec des orbites de courtes durées, où les manœuvres sont répétées de manière rapprochée, parfois espacées d'une durée inférieure à 25 minutes.

Exposé de l'invention La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des limitations des solutions de l'art antérieur, notamment à celles exposées ci- avant, en proposant une solution simple et économique qui permet d'ouvrir le champ d'application des propulseurs électriques.

A cet effet, l'invention concerne un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall, ledit propulseur électrique à effet Hall comportant un canal de décharge, une anode, une cathode, un système d'injection de gaz propulsif dans le canal de décharge, et un circuit magnétique pour générer un champ magnétique dans ledit canal de décharge.

Ledit procédé de contrôle comporte une étape d'activation du propulseur électrique à effet Hall comportant :

- une phase de chauffage de la cathode jusqu'à une température seuil T s à partir de laquelle le démarrage du propulseur électrique à effet Hall est susceptible de se produire,

- une phase de propulsion.

Pendant la phase de propulsion, le chauffage de la cathode est arrêté. Le procédé comporte, entre deux étapes d'activation successives, une étape de transition dans laquelle le chauffage de la cathode est rallumé et la cathode est maintenue à une température au moins supérieure à une température minimum T min prédéfinie.

L'étape de transition est consécutive à l'étape d'activation. L'étape de transition s'étend sur toute la durée séparant deux étapes d'activation successives.

La cathode est avantageusement chauffée au moyen d'un dispositif de chauffage disposé à proximité de ladite cathode, formant un système cathode.

Le procédé de contrôle permet avantageusement de maintenir en température la cathode. Ce maintien en température permet d'une part de s'affranchir de la durée de refroidissement de la cathode et d'autre part d'augmenter la capacité de cycles de la cathode.

Ce maintien en température permet également de raccourcir la durée de la phase de chauffage de l'étape d'activation ultérieure.

Un tel procédé de contrôle permet également avantageusement de réutiliser les systèmes cathode existantes, qui sont déjà qualifiées pour les applications spatiales. Il n'est ainsi pas nécessaire de concevoir un nouveau type de système cathode ayant une durée de refroidissement plus courte et/ou acceptant plus de cycles, et qui devra être qualifié pour les applications spatiales. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, pendant l'étape de transition, la température de la cathode est comprise entre 200°C et une température d'émissivité T e de la cathode.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, pendant l'étape de transition, la température de la cathode est maintenue constante. Dans des exemples particuliers de mise en œuvre, la température de la cathode est équivalente à la température d'émissivité de ladite cathode. Le maintien de la cathode à sa température d'émissivité contribue avantageusement à la neutralisation d'un satellite équipé du propulseur électrique à effet Hall.

Dans des exemples particuliers de mise en œuvre, pendant l'étape de transition, la température de la cathode est décroissante par palier. Cette décroissance progressive de la température de la cathode permet avantageusement de réduire la consommation électrique du propulseur électrique à effet Hall.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le chauffage de la cathode pendant la phase de chauffage et l'étape de transition est réalisé au moyen d'une même unité d'alimentation électrique.

L'invention est également relative à un satellite comportant un propulseur électrique à effet Hall contrôlé par un procédé conforme à au moins l'un des modes de mise en œuvre. L'étape d'activation permet de réaliser la manœuvre du satellite. Ainsi, la température de la cathode est avantageusement toujours maintenue à une température au moins supérieure à une température minimum T mir , prédéfinie entre deux manœuvres successives.

Un tel satellite peut ainsi être avantageusement utilisé dans d'autres périmètres d'application, par exemple en orbite basse ou géostationnaire.

Un tel satellite présente un gain en masse non négligeable par rapport à un satellite équipé d'un propulseur chimique. Il permet également d'augmenter la charge utile à son bord.

Dans des exemples particuliers de réalisation, une unité d'alimentation électrique est commune à l'anode et au système cathode.

Dans d'autres exemples particuliers de réalisation, l'anode et le système cathode sont alimentées par des unités d'alimentation électriques distinctes.

Présentation des figures L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description ci-après, donnée à titre d'exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures ci-après qui représentent :

Figure 1 , déjà décrite, une vue en coupe partielle et en perspective d'un propulseur électrique à effet Hall selon l'invention, illustrant sa structure générale,

Figure 2, une représentation schématique d'un diagramme électrique d'alimentation d'un dispositif de chauffage d'une cathode,

Figure 3, un diagramme illustrant un premier mode de mise en œuvre d'un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall,

Figure 4, un diagramme illustrant un deuxième mode de mise en œuvre d'un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall,

Figure 5, un exemple de représentation schématique des étapes d'un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall.

Dans ces figures, des références identiques d'une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l'échelle, sauf mention contraires.

Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention

La présente invention porte sur un procédé de contrôle d'un propulseur électrique à effet Hall 1 , illustré figure 5.

La structure générale d'un propulseur électrique à effet Hall 1 est préférentiellement identique à celle décrite en référence à la figure 1 .

Le propulseur électrique à effet Hall est prévu pour équiper un satellite destiné à être mis à poste, pour les besoins de sa mission, par exemple sur une orbite GEO ou une orbite terrestre basse (« Low Earth Orbit » ou LEO).

Les opérations de manœuvre du satellite sont réalisées via ledit propulseur électrique à effet Hall.

Le procédé de contrôle du propulseur électrique à effet Hall 1 comporte en premier lieu une étape d'activation 100 du propulseur. Cette étape d'activation 100 est destinée à la réalisation d'une manœuvre spécifique souhaitée pour le satellite. L'étape d'activation 100 comporte une phase de chauffage 1 10 de la cathode 50 suivie d'une phase de propulsion 120.

Durant la phase de chauffage 1 10, la cathode 50 est chauffée jusqu'à une température seuil T s prédéfinie.

La cathode 50 est par exemple chauffée au moyen d'un dispositif de chauffage 51 disposé à proximité de la cathode 50, formant un système cathode.

Dans un exemple de réalisation, le dispositif de chauffage 51 est situé autour de la cathode 50 mais sans contact direct.

Dans un autre exemple de réalisation, le dispositif de chauffage 51 est situé au contact direct de la cathode 50.

Une source de courant 52 alimente le dispositif de chauffage 51 .

La source de courant 52 est disposée dans une unité d'alimentation électrique, dite PPU, classique en elle-même.

Dans une forme de mise en œuvre, comme illustrée sur la figure 2, l'unité d'alimentation électrique est spécifique à l'alimentation de la cathode 50. Une unité d'alimentation électrique distincte permet l'alimentation électrique de l'anode 40.

Dans une autre forme de mise en œuvre, une unité d'alimentation électrique commune alimente la cathode 50 et l'anode 40.

La cathode 50 est chauffée jusqu'à ce qu'elle atteigne une température seuil T s correspondant à la température nécessaire à partir de laquelle le démarrage du propulseur électrique à effet Hall 1 est susceptible de se produire.

La température seuil T s correspond ainsi à la température minimum qui permet l'émission par la cathode 50 d'une quantité d'électrons nécessaire à l'établissement dans le canal de décharge 2 d'un courant de décharge suffisant pour ioniser des atomes du gaz neutre dans le canal de décharge. L'établissement de ce courant de décharge entraîne naturellement le démarrage du propulseur électrique à effet Hall 1 .

En général, l'atteinte de cette température seuil T s est suffisante pour établissement de ce courant de décharge. La température seuil T s dépend du matériau constituant la cathode. En effet, le démarrage du propulseur électrique à effet Hall se produit typiquement lorsqu'un flux d'électrons est émis par la cathode. Or la densité d'électrons émise par unité de surface de la cathode, sous une tension électrique donnée, est fonction du matériau constituant la cathode, de sa température et de la géométrie de cette cathode.

Dans un exemple de mise en œuvre, lorsque le matériau de la cathode est en héxaborure de lanthane (LaB6), la température seuil T s est de l'ordre de 1 600 °C.

Dans un autre exemple de mise en œuvre, lorsque le matériau de la cathode est en oxyde de baryum (BaO), la température seuil T s est de l'ordre de 1200°C.

En pratique, la température de la cathode n'est pas mesurée pendant la phase de chauffage 1 10. On considère que la température seuil T s est atteinte après une durée prédéfinie de chauffage.

Cette durée prédéfinie est fonction de la mission, du type de propulseur électrique, du matériau de la cathode et du type de système cathode. Une phase d'étalonnage du propulseur électrique, réalisée en amont de la mission, permet d'établir une courbe d'étalonnage permettant d'associer à une durée de chauffage, une température de la cathode 50.

Ainsi, au moyen de la courbe d'étalonnage, il est possible de déduire la durée de chauffage nécessaire à l'obtention de la température seuil T s .

En parallèle du chauffage de la cathode, ou après le chauffage de celle-ci, une tension électrique est établie entre la cathode 50 et l'anode 40.

Lorsque la température seuil T s est atteinte, la phase de propulsion

120 à proprement parler, également dénommée phase de poussée, est amorcée.

La cathode 50 émet des électrons au voisinage de l'extrémité aval 22 du canal de décharge 2. Les électrons émis par la cathode se dirigent, dans le canal de décharge, vers le système d'injection 10 sous l'influence du champ électrique généré par la différence de potentiel entre la cathode 50 et l'anode 40, et se retrouvent en grande partie piégés par le champ magnétique B au voisinage de l'extrémité aval 22 du canal de décharge 2.

Les électrons sont ainsi amenés à décrire des trajectoires circonférentielles dans le canal de décharge 2, au niveau de son extrémité aval 22 ouverte. Du gaz propulsif est injecté dans le canal de décharge 2 à travers le système d'injection 10. Ces électrons ionisent alors via des chocs les atomes de gaz propulsif circulant de l'amont vers l'aval dans le canal de décharge 2, créant ainsi des ions. De plus, ces électrons créent un champ électrique E axial, qui accélère ces ions depuis l'anode 40 vers Textrémité aval 22, de telle sorte que ces ions sont éjectés à grande vitesse du canal de décharge 2 par son extrémité aval, ce qui engendre une poussée sensiblement alignée avec l'axe central X.

Durant cette phase de propulsion 120, de préférence peu de temps après avoir atteint la température seuil T s , lorsque le propulseur électrique à effet Hall a démarré, le chauffage de la cathode 50 est interrompu.

En effet, lorsque le courant de décharge est établi, un phénomène d'auto-entretien de la température de l'émetteur de la cathode s'établit. Le plasma créé dans la cathode maintient celle-ci en température, la cathode reste ainsi chaude, et il n'apparait plus nécessaire de continuer à la chauffer.

Dans l'exemple de mise en œuvre où le matériau de la cathode 50 est en héxaborure de lanthane, la température dans la cathode, sans chauffage, s'établit typiquement à 1 600°C pendant la phase de propulsion.

L'interruption du chauffage de la cathode 50 peut être par exemple obtenue par coupure de l'alimentation en courant du dispositif de chauffage 51 .

Dans un mode de mise en œuvre, lorsque le propulseur électrique à effet Hall a démarré, le chauffage de la cathode reste allumé quelques secondes puis est interrompu.

Lorsque la manœuvre du satellite est terminée, à la fin de la phase de propulsion 120, le propulseur électrique à effet Hall 1 est arrêté.

L'arrêt du propulseur électrique à effet Hall 1 peut être par exemple obtenu par une coupure de l'alimentation en tension de l'anode.

Entre deux étapes d'activation 100, c'est-à-dire entre deux manœuvres successives du satellite, le procédé de contrôle comporte une étape de transition 200.

Cette étape de transition 200 a pour but de maintenir la cathode 50 à une température prédéfinie entre deux phases d'activation 100 successives.

Ainsi, lors de l'étape de transition 200, le chauffage de la cathode 50 est rallumé et porté à une température au moins supérieure à une température minimum T mi n prédéfinie.

Le maintien de cette température minimum T mir , est assuré pendant toute la durée de l'étape de transition 200.

Il est bien clair que l'étape de transition commence à la fin d'une étape d'activation et se termine au début de l'étape d'activation suivante, comme l'illustrent les figures 3 et 4. En d'autres termes, l'étape de transition commence à la fin de la phase de propulsion d'une étape d'activation et se termine au début de la phase de chauffage de la cathode de l'étape d'activation suivante. Il n'y a aucune autre étape, autre que l'étape de transition, entre deux étapes d'activation successives. Le procédé de contrôle comporte uniquement l'étape de transition entre deux étapes d'activation successives.

Le maintien en température dans la cathode 50 permet avantageusement d'empêcher son refroidissement trop important et permet par conséquent de réduire la durée entre deux étapes d'activation 100, donc entre deux manœuvres. Ce maintien en température permet également de raccourcir la durée de la phase de chauffage 1 10 de l'étape d'activation 100, lorsqu'une nouvelle manœuvre de satellite est déclenchée.

La cathode est maintenue en température indépendamment de la connaissance des futures manœuvres.

Cette étape de transition 200 peut ainsi durer quelques minutes jusqu'à plusieurs jours ou mois, suivant l'application souhaitée. Un tel procédé permet de s'affranchir des contraintes de cumul des temps d'attente imposés par les phases de chauffage et/ou de refroidissement de certains systèmes cathode tout en augmentant la durée de cycles de la cathode. Un tel procédé de contrôle permet par conséquent d'utiliser à présent le propulseur électrique à effet Hall dans de nombreuses applications, telle que par exemple :

- le positionnement fin dans une orbite, - l'évitement de collisions,

- la limitation ou le contrôle des perturbations d'attitude,

- le contrôle d'attitude et/ou du moment angulaire satellite sans mécanisme de pointage,

- la limitation des contraintes temporelles dans la propagation/détermination orbitale en permettant un préavis court, voir nul, pour une phase de propulsion (par exemple : la détermination précise d'un nœud ascendant en temps réel).

Un tel procédé de contrôle permet avantageusement d'améliorer la réactivité du propulseur électrique entre deux étapes d'activations successives, donc entre deux manœuvres du satellite, et ce quelque soit la durée séparant deux étapes d'activation successives.

Le choix de la température de la cathode pendant la phase de transition est préférentiellement fonction de la durée séparant deux étapes d'activation 100.

Lorsque la durée séparant deux étapes d'activation 100 est importante, une température trop élevée de la cathode 50 entraînerait une consommation électrique non négligeable et accélérerait son vieillissement. Par durée importante, on considère une durée supérieure à 1 jour.

Lorsque la durée séparant deux étapes d'activation 100 est courte, une température trop basse de la cathode 50 n'offre pas assez de gain en vitesse de rallumage de la cathode. Par durée courte, on considère une durée inférieure à 30 minutes.

Quelque soit la durée séparant deux étapes d'activation 100, la température de la cathode 50 pendant l'étape de transition ne doit pas descendre en dessous d'une température minimum T mm , qui est de l'ordre de 200°C.

Dans un exemple préféré de mise en œuvre, la cathode est maintenue à une température comprise entre 200°C et la température d'émissivité T e de la cathode 50.

Pour rappel, la température d'émissivité T e d'une cathode correspond à la température à partir de laquelle ladite cathode commence à émettre un flux significatif d'électrons. Par l'expression « flux significatif » on entend l'émission d'un flux d'électrons au moins supérieur à 10% de celui émis à la température seuil T s . Comparativement et à titre d'exemple, si la densité de courant pendant une phase de propulsion (température seuil T s ) est comprise entre 10-15 A/cm 2 , alors à la température d'émissivité T e la densité de courant correspondante est de l'ordre de 1 A/ cm 2 .

Cette température d'émissivité dépend du matériau constituant la cathode.

Dans l'exemple de mise en œuvre où le matériau de la cathode est en héxaborure de lanthane, la température d'émissivité T e dans la cathode est de l'ordre de 1400°C.

Dans l'exemple de mise en œuvre où le matériau de la cathode est en oxyde de baryum, la température d'émissivité T e dans la cathode est sensiblement de l'ordre de 1000°C.

Selon un premier mode de mise en œuvre de cette étape de transition, la température de la cathode 50 est maintenue constante et continue pendant la durée de l'étape de transition 200.

Dans un exemple préféré de mise en œuvre, comme illustré sur la figure 3, la température de la cathode 50 est maintenue à la température d'émissivité T e de la cathode 50.

Le maintien de la cathode 50 à sa température d'émissivité T e permet avantageusement, outre le fait de réduire la durée de la phase de chauffage 1 10 ultérieure, de contribuer à la neutralisation du satellite.

Selon un deuxième mode de mise en œuvre de cette étape de transition 200, la température de la cathode 50 évolue par palier, préférentiellement de manière décroissante.

Ce deuxième mode de mise en œuvre est particulièrement intéressant lorsque les étapes d'activation 100 sont espacées dans le temps.

Cette décroissance progressive de la température de la cathode 50 au cours de l'étape de transition permet avantageusement de minimiser la consommation électrique et l'impact sur le vieillissement de ladite cathode. Dans un exemple de ce deuxième mode de mise en œuvre, illustré sur la figure 4, la cathode 50 est maintenue :

- à un premier palier de température pendant une première durée, puis

- à un deuxième palier de température, inférieur à la température du premier palier, pendant une deuxième durée, puis

- à un troisième palier de température, inférieure à la température du deuxième palier, pendant une troisième durée.

Les paliers peuvent être séparés par une phase intermédiaire de descente en température.

Dans l'exemple de la figure 4, la température du premier palier est égale à la température d'émissivité de la cathode.

Dans un autre exemple (non illustré) de ce deuxième mode de mise en œuvre de l'étape de transition 200, la température de la cathode 50 est décroissante par palier, puis à nouveau croissante par palier. Un tel mode de mise en œuvre est particulièrement intéressant lorsque l'on souhaite anticiper une future manœuvre. Le procédé de contrôle permet ainsi d'augmenter progressivement la température de la cathode 50 en avance de phase afin de limiter la durée de la phase de chauffage 1 10 lors de l'étape ultérieure d'activation 100.

Dans ce deuxième mode de mise en œuvre, la source de courant 52, alimentant le dispositif de chauffage 51 de la cathode 50, est avantageusement configurée pour générer différents niveaux d'intensité de courant, chaque niveau d'intensité de courant correspondant à un palier de température.

En utilisant la connaissance des précédentes manœuvres et un algorithme d'apprentissage, il est possible de définir un ensemble de paliers de température. Un palier de température étant défini par une température à laquelle on maintient la cathode pendant une certaine durée, il est possible de définir un ensemble de paliers qui sont espacés en température d'une valeur variant selon la statistique des poussées requises pendant les missions et les phases de la mission (montée vers l'orbite GEO, maintien à poste, manœuvres, changement d'orbite,...). Suite à l'étape de transition 200, lorsqu'une nouvelle manœuvre est requise, une nouvelle étape d'activation 100 est déclenchée, avec ses phases successives de chauffage 1 10 et de propulsion 120.

La cathode 50 est ainsi à nouveau chauffée jusqu'à atteindre la température seuil T s .

Préférentiellement, la durée de chauffage nécessaire à l'obtention de la température seuil T s est obtenue au moyen de la courbe d'étalonnage préalablement réalisée qui permet d'établir une relation entre durée de chauffage et température. Si la température de maintien de la cathode 50 pendant l'étape de transition 200 est proche de la température seuil T s , la durée de chauffage sera courte, comme illustré sur les figures 3 et 4.

La présente invention ne se limite pas aux formes de réalisation préférées décrites ci-dessus à titres d'exemples non limitatifs et aux variantes évoquées. Elle concerne également les variantes de réalisation à la portée de l'homme du métier. Entre autres, l'invention se place dans le cas d'un propulseur à effet Hall. Rien n'exclut de considérer d'autres types de propulseurs électriques, dès lors qu'ils utilisent une technologie à grille.

La description ci-avant illustre clairement que par ses différentes caractéristiques et leurs avantages, la présente invention atteint les objectifs qu'elle s'était fixés. En particulier, elle propose un procédé simple et fiable permettant le contrôle du propulseur électrique à effet Hall. Ce procédé présente l'avantage d'ouvrir le champ des applications possibles pour ce type de propulseur.




 
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