劉 磊，張慶祥，王 立，薛玉雄，楊生勝，安 恒

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京100094；2.蘭州物理研究所 真空低溫技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州730000）

0 引言

電推進(jìn)器具有比沖高、壽命長(zhǎng)、控制精度高和能重復(fù)啟動(dòng)等優(yōu)點(diǎn)，在衛(wèi)星姿態(tài)控制、位置保持、軌道轉(zhuǎn)移和深空探測(cè)等任務(wù)中具有廣闊的應(yīng)用前景。美國(guó)、歐空局、俄羅斯和日本等航天大國(guó)或機(jī)構(gòu)都在加強(qiáng)電推進(jìn)技術(shù)的研究工作[1-3]。根據(jù)加速工質(zhì)方式的不同，電推進(jìn)可分為電熱式、靜電式和電磁式3種。

圖1所示的是離子推進(jìn)器和霍爾推進(jìn)器，是當(dāng)前被廣泛應(yīng)用的兩種。離子推進(jìn)器（如圖1(a)所示）是采用熱電子碰撞的方式將推進(jìn)劑（汞或氙）電離，電離氣體中的離子在電場(chǎng)作用下被加速噴出以產(chǎn)生推力。離子推進(jìn)器在輸入功率為幾kW的范圍內(nèi)具有很好的工作特性，被廣泛用于深空探測(cè)和衛(wèi)星姿態(tài)保持，例如美國(guó)NASA的“深空一號(hào)”（Deep Space 1）探測(cè)器采用離子推進(jìn)器作為主推進(jìn)器[4]?；魻柾七M(jìn)器（如圖1(b)）是利用霍爾效應(yīng)使電子和離子分離，被磁場(chǎng)束縛的電子用來(lái)電離工質(zhì)產(chǎn)生離子，離子在電場(chǎng)加速下噴出以產(chǎn)生推力。2002年，歐洲發(fā)射的SMART-1月球探測(cè)器以霍爾推進(jìn)器作為主推進(jìn)系統(tǒng)[5]。

圖1 離子推進(jìn)器和霍爾推進(jìn)器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of ion thruster and Hall thruster

電推進(jìn)器工作時(shí)會(huì)在航天器周圍局部空間內(nèi)產(chǎn)生人工羽流環(huán)境。羽流對(duì)航天器會(huì)產(chǎn)生多種危害，如：撞擊和污染航天器表面，造成功能表面性能退化；引起太陽(yáng)電池陣性能退化與功率損失；干擾有效載荷的探測(cè)；改變航天器表面電荷分布；影響衛(wèi)星通信等。因此，有必要通過(guò)地面試驗(yàn)、飛行驗(yàn)證和軟件仿真等技術(shù)手段，深入了解電推進(jìn)羽流與航天器之間的相互作用，對(duì)羽流效應(yīng)風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行評(píng)估，進(jìn)而采取相應(yīng)的防護(hù)措施，以確保電推進(jìn)器在航天任務(wù)中成功應(yīng)用。

1 電推進(jìn)羽流對(duì)航天器的影響機(jī)理

電推進(jìn)羽流會(huì)對(duì)航天器造成影響，甚至危及空間任務(wù)順利完成。電推進(jìn)羽流對(duì)航天器的作用機(jī)理很復(fù)雜，本文主要關(guān)注3個(gè)和羽流相關(guān)的問(wèn)題。

1.1 交換電荷離子效應(yīng)

羽流中含有高能量的帶電粒子和未電離的中性氣體成分，這些粒子間存在各種相互作用，包括電荷交換、碰撞激發(fā)與電離、復(fù)合作用等。其中電荷交換[6]是一個(gè)重要的作用過(guò)程，羽流中高能的離子與中性粒子發(fā)生電荷交換，生成了能量較高的中性粒子和低能離子。這些低能離子會(huì)在航天器表面形成“返流”，從而改變了表面電荷分布狀況。

進(jìn)行電荷交換后的離子會(huì)引發(fā)航天器表面濺射與污染沉積（如圖2所示），濺射會(huì)導(dǎo)致材料（如航天器熱控涂層）性能退化，濺射物與羽流中的粒子會(huì)形成沉積污染物，對(duì)敏感器、太陽(yáng)電池陣等產(chǎn)生影響。通信衛(wèi)星典型壽命周期為15 a，在長(zhǎng)時(shí)間累積作用下，這種效應(yīng)對(duì)航天器的影響程度需要進(jìn)一步研究。

圖2 交換電荷離子與航天器表面相互作用Fig.2 Interaction between charge-exchange ion and spacecraft

通常情況下，羽流中帶電粒子的特征參數(shù)沿噴射方向有明顯變化。當(dāng)羽流接觸到航天器不同區(qū)域的導(dǎo)電部件時(shí)，羽流起到“短路”作用，即為不同電位的帶電體架起電流通路（如圖3）。類似的，“返流”低能離子被吸引回航天器主體結(jié)構(gòu)時(shí)也會(huì)引發(fā)這種現(xiàn)象。還有一種情況，當(dāng)航天器某個(gè)部組件（如太陽(yáng)電池陣）與羽流接觸，而另一個(gè)部組件與交換電荷離子接觸時(shí)，兩個(gè)存在電位差的部組件將構(gòu)成大尺度的電流回路，從而產(chǎn)生電磁干擾。

圖3 電推進(jìn)羽流形成電流回路Fig.3 Short circuit current induced by plume

1.2 太陽(yáng)電池陣功率損失

在研究太陽(yáng)電池陣與電推進(jìn)羽流相互作用時(shí)，可將羽流看作一種稠密的等離子體，電池陣將從中吸收電荷，形成寄生電流損失。GEO上的等離子體是高溫度而低密度的環(huán)境，一般在通信衛(wèi)星上產(chǎn)生的寄生電流很小，可以忽略不計(jì)。但是，如果衛(wèi)星采用了高壓太陽(yáng)陣和電推進(jìn)器，則羽流與電池陣相互作用產(chǎn)生的寄生電流可達(dá)mA量級(jí)，這個(gè)影響就不能不考慮了。洛克希德·馬丁公司對(duì)多顆地球同步軌道衛(wèi)星的電位監(jiān)測(cè)顯示[7]：當(dāng)電推進(jìn)器工作時(shí)，羽流可以有效降低航天器帶電水平。但衛(wèi)星電荷釋放并不是一個(gè)瞬態(tài)過(guò)程，通常要耗費(fèi)幾十s時(shí)間。在此期間，負(fù)偏置的太陽(yáng)電池陣將被浸沒(méi)在高密度的羽流等離子體環(huán)境中，從而產(chǎn)生寄生電流。通常情況下，寄生電流的測(cè)量很復(fù)雜，除了等離子體的影響之外，特別在GEO環(huán)境下還需要考慮二次電子發(fā)射、光電子發(fā)射等因素。

研究表明，損失功率的大小與等離子體特征參數(shù)、電池陣電壓及其幾何構(gòu)型密切相關(guān)。寄生電流效應(yīng)將改變太陽(yáng)電池陣的有效工作點(diǎn)，并降低有效輸出功率。

1.3 電磁信號(hào)傳輸干擾

地面試驗(yàn)已經(jīng)證實(shí)：電推進(jìn)羽流環(huán)境會(huì)對(duì)電磁信號(hào)傳輸產(chǎn)生不良影響（如圖 4），特別是引起電磁信號(hào)的衰減和散射。早在20世紀(jì)90年代，俄羅斯學(xué)者曾經(jīng)提出了羽流干擾衛(wèi)星通信的問(wèn)題，并利用網(wǎng)絡(luò)分析儀進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)量；日本、美國(guó)等也陸續(xù)開展了相關(guān)領(lǐng)域的數(shù)值分析和試驗(yàn)研究。

圖4 電推進(jìn)羽流干擾通信信號(hào)Fig.4 Communication impact by the plume

電推進(jìn)羽流對(duì)電磁波的干擾包括靜態(tài)干擾和動(dòng)態(tài)干擾。所謂靜態(tài)干擾是指因羽流干擾而引起電磁波發(fā)生幅度衰減（即增益降低）、相位變化和消偏振等現(xiàn)象；所謂動(dòng)態(tài)干擾是指等離子體與電磁波相互作用產(chǎn)生離散的虛假調(diào)制信號(hào)。

航天器設(shè)計(jì)人員需要確保羽流對(duì)信號(hào)的干擾被控制在容許的范圍內(nèi)。當(dāng)前，對(duì)信號(hào)干擾水平的控制要求[8-9]包括：由羽流引起的相位誤差被控制在幾度的量級(jí)內(nèi)；不允許出現(xiàn)電磁波消偏振（或波偏振面旋轉(zhuǎn)）現(xiàn)象；電磁波幅度不允許出現(xiàn)明顯衰減。而對(duì)離散的奇異調(diào)制信號(hào)的量化要求尚在討論中。

2 電推進(jìn)羽流對(duì)航天器影響的國(guó)外研究進(jìn)展

評(píng)估電推進(jìn)羽流對(duì)航天器的影響是一項(xiàng)復(fù)雜的工程。在軌飛行應(yīng)用之前，需要通過(guò)地面模擬試驗(yàn)、在軌飛行驗(yàn)證和仿真分析等評(píng)價(jià)，以滿足電推進(jìn)系統(tǒng)與航天器的相容性和可靠性等要求。

2.1 地面模擬試驗(yàn)技術(shù)

地面模擬試驗(yàn)一般在真空室內(nèi)進(jìn)行。為了模擬真實(shí)的空間等離子體環(huán)境，真空室本底氣壓需控制在1.33×10-4Pa以下。模擬羽流等離子體參數(shù)包括羽流粒子成分、等離子體密度/溫度、中性氣體溫度、離子速度等。等離子體參數(shù)診斷方法可以分為介入式和非介入式兩種。

常見(jiàn)的介入式診斷包括 Langmuir探針、Faraday探針、遲滯電位分析儀等。Langmuir探針實(shí)際上是一根金屬裸絲，除工作端點(diǎn)部分外，其他部分進(jìn)行絕緣處理。探針需要施加一個(gè)相對(duì)于等離子體偏置的電壓，并與某參考電極構(gòu)成回路。探針?biāo)┘拥钠秒妷号c回路電流構(gòu)成探針?lè)?安特性曲線，再依照某些理論假設(shè)對(duì)曲線進(jìn)行處理，可獲得探針附近的局域等離子體參數(shù)。類似的，F(xiàn)araday探針用于診斷羽流離子通量。電極一般采用金屬鉬或其他低濺射率的材料，在其表面施加一個(gè)負(fù)偏置電壓使探針工作在伏-安特性曲線的離子飽和區(qū)，此時(shí)收集的電流即為離子電流。另外，遲滯電位分析儀也可以看作是經(jīng)過(guò)能量濾波的Faraday探針，通過(guò)一系列的偏置柵網(wǎng)來(lái)阻擋某些能量段的離子。

非介入式診斷方法包括微波干涉法、發(fā)射光譜法、激光誘導(dǎo)熒光法等。與介入式測(cè)量方法相比，其優(yōu)勢(shì)在于診斷設(shè)備對(duì)羽流等離子體的干擾較小甚至是無(wú)干擾的。如激光誘導(dǎo)熒光法是一種離子、原子速度測(cè)量的常用技術(shù)，利用激光激發(fā)離子（如氙離子）產(chǎn)生某一光學(xué)躍遷過(guò)程并發(fā)出熒光，通過(guò)收集激發(fā)態(tài)熒光可以計(jì)算局域離子速度。微波干涉法常用來(lái)測(cè)量等離子體電子密度，利用電子對(duì)電磁波產(chǎn)生相位移動(dòng)獲得微波入射方向上的平均電子密度，再通過(guò)阿貝爾變化可以獲得密度的空間分布。所謂發(fā)射光譜法就是利用發(fā)射光譜儀收集羽流等離子體的譜線，通過(guò)對(duì)線狀譜的分析，可以獲得羽流成分和相對(duì)含量，譜線的展寬可用于計(jì)算電子密度，再利用碰撞輻射模型和譜線的相對(duì)強(qiáng)度計(jì)算等離子體電子溫度。

但是，需要特別注意的是真空室器壁產(chǎn)生的二次電子會(huì)影響羽流和磁場(chǎng)的構(gòu)型，同時(shí)真空室內(nèi)的中性壓強(qiáng)也是干擾羽流診斷的重要因素。因而，地面試驗(yàn)并不能完全反映實(shí)際空間中電推進(jìn)羽流與航天器作用的情況。

2.2 在軌飛行驗(yàn)證技術(shù)

由于地面試驗(yàn)存在的諸多不足，飛行試驗(yàn)就成為必不可少的技術(shù)途徑。美國(guó)、歐洲等紛紛開展衛(wèi)星搭載電推進(jìn)器并配備在軌診斷設(shè)備的方法來(lái)研究羽流與航天器相互作用。例如，法國(guó)的STENTOR通信衛(wèi)星[10]配備了4臺(tái)等離子體推進(jìn)器PPS-1350和SPT-100（如圖5(a)、(b)），用于南北位置保持。

圖5 PPS-1350電推進(jìn)器和SPT-100電推進(jìn)器Fig.5 Electric thrusters of PPS-1350 and SPT-100

為了開展電推進(jìn)系統(tǒng)GEO的飛行試驗(yàn)，該衛(wèi)星配置了等離子體診斷包（PDP，如圖6所示），其中包括遲滯電位分析儀、Langmuir探針等診斷設(shè)備，用來(lái)測(cè)量粒子能量分布函數(shù)、等離子體密度、電子溫度、等離子體電位和離子通量等參數(shù)。同時(shí)，對(duì)羽流的長(zhǎng)期監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)可以用來(lái)分析電推進(jìn)器在不同工作點(diǎn)時(shí)的性能。

圖6 PDP系統(tǒng)布局示意圖Fig.6 Layout of PDP system

另外，在衛(wèi)星南側(cè)的太陽(yáng)電池板上還搭載了2臺(tái)石英晶體微量天平，分別用金屬銀和二氧化硅薄膜來(lái)測(cè)量氙離子在其上的濺射與沉積率。獲得的飛行數(shù)據(jù)用來(lái)檢驗(yàn)羽流模型和相互作用模型的正確性，這些真實(shí)數(shù)據(jù)也可為衛(wèi)星電推進(jìn)器設(shè)計(jì)和在軌管理提供支持。

2.3 軟件仿真工具

考慮到地面模擬試驗(yàn)的局限性和飛行試驗(yàn)的高昂成本，建立羽流仿真模型與開展仿真分析計(jì)算已成為一種有潛力的發(fā)展方向。早在20世紀(jì)90年代起，歐、美國(guó)家就開展了羽流研究相關(guān)軟件工具的開發(fā)工作。

羽流與航天器相互作用仿真分析常用的算法為PIC-MCC方法（如圖7）。該方法利用有限數(shù)目的分子來(lái)代替羽流中的真實(shí)粒子，追蹤每個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)分子在電磁場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)情況，記錄它們的位置變化和速度變化，而電荷密度和電流密度可以由統(tǒng)計(jì)平均獲得。粒子碰撞過(guò)程采用直接蒙特卡羅方法，利用碰撞截面計(jì)算碰撞后分子速度和能量的改變。

圖7 PIC-MCC方法的計(jì)算流程Fig.7 Flow chart of PIC-MCC process

美國(guó)NASA開發(fā)的NASCAP-2K仿真軟件作為NASCAP/GEO的后續(xù)版本，被廣泛地應(yīng)用于地球同步軌道航天器表面帶電研究。在空間環(huán)境及效應(yīng)（SEE）計(jì)劃支持下，科學(xué)應(yīng)用國(guó)際公司（Science Applications International Corporation，SAIC）開發(fā)了一套交互式仿真計(jì)算軟件——電推進(jìn)相互作用代碼[11]（Electric Propulsion Interactions Code，EPIC），作為NASCAP-2K軟件的組成部分。該軟件包含有航天器三維建模、航天器表面與電推進(jìn)羽流相互作用評(píng)估等功能。EPIC用一個(gè)統(tǒng)一的交互界面集成了多種外部計(jì)算工具，例如利用流體方法模塊可以計(jì)算電推進(jìn)羽流的二維擴(kuò)散分布，再利用PIC模塊計(jì)算交換電荷分布等。

作為電推進(jìn)羽流專用分析軟件工具，EPIC的輸入條件包括航天器幾何結(jié)構(gòu)和表面材料、推進(jìn)器位置和羽流參數(shù)、仿真對(duì)象參數(shù)（比如濺射系數(shù)、軌道參數(shù)、推進(jìn)器工作時(shí)間等）?？梢垣@得的結(jié)果包括：空間中電推進(jìn)羽流輪廓線，航天器表面相互作用（如表面腐蝕、加熱等），沿表面一維分布圖（如太陽(yáng)電池陣腐蝕深度隨電池陣與推進(jìn)器之間距離的分布關(guān)系）等。

EPIC開發(fā)人員還與噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室合作，將“深空一號(hào)”離子推進(jìn)器的飛行試驗(yàn)結(jié)果與EPIC仿真結(jié)果進(jìn)行比對(duì)，數(shù)據(jù)吻合良好。飛行試驗(yàn)與仿真計(jì)算結(jié)果均證實(shí)了推進(jìn)器交換電荷等離子體在空間的密度遠(yuǎn)小于真空室模擬試驗(yàn)測(cè)得的密度。

法國(guó)阿爾卡特宇航公司早在1994年就開始致力于羽流與航天器表面相互作用的研究工作。隨著研究的不斷深入，該公司通過(guò)國(guó)際合作開發(fā)了一系列仿真預(yù)示軟件[12]。這些軟件都是基于理論方法和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)而開發(fā)的，并經(jīng)歷了飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正，能夠用來(lái)評(píng)估羽流對(duì)航天器的影響。其主要功能包括計(jì)算航天器動(dòng)力學(xué)效應(yīng)、航天器局域范圍內(nèi)的粒子密度、濺射與誘導(dǎo)污染效應(yīng)、等離子體對(duì)通信信號(hào)干擾作用等。

其他有關(guān)的軟件工具還有“等離子體推進(jìn)器相互作用”（Interaction Spacecraft Propulsion，ISP）軟件和“人工等離子體環(huán)境靜電充電”（Electro Static Charging in Artificial Plasma Environment，ESCAPE）軟件。ISP是課題組與俄羅斯莫斯科飛行研究所合作開發(fā)的軟件，用于評(píng)估電推進(jìn)羽流效應(yīng)。ESCAPE是課題組與莫斯科應(yīng)用力學(xué)與電動(dòng)力學(xué)研究所合作開發(fā)的軟件，用于計(jì)算GEO電推進(jìn)等離子體引起的表面電荷和航天器電位變化，其主要輸入條件除了航天器的幾何結(jié)構(gòu)、表面材料性質(zhì)、GEO環(huán)境參數(shù)等之外，還有推進(jìn)器位置、羽流的方向、粒子的角度和速度以及電流密度分布。輸出結(jié)果包括：表面電位和表面單位電場(chǎng)隨時(shí)間的變化，表面單位電流（各種粒子流）密度隨時(shí)間的變化，表面電位和電場(chǎng)強(qiáng)度的三維顯示，電推進(jìn)發(fā)射的電子和離子軌跡等。

3 結(jié)論及建議

美國(guó)、歐空局、俄羅斯和日本等航天大國(guó)或機(jī)構(gòu)的經(jīng)驗(yàn)表明：了解電推進(jìn)羽流與航天器相互作用的機(jī)理，并對(duì)其帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)程度進(jìn)行全面評(píng)估，是確保電推進(jìn)器在航天任務(wù)中成功應(yīng)用的前提條件。國(guó)外除了開展地面模擬試驗(yàn)之外，還開展了大量的空間飛行試驗(yàn)，如洛克希德·馬丁公司在商用衛(wèi)星上搭載了表面電位監(jiān)測(cè)儀等監(jiān)測(cè)設(shè)備，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)電推進(jìn)器工作對(duì)衛(wèi)星表面電位的影響。同時(shí)，開發(fā)了相應(yīng)的軟件仿真工具，為衛(wèi)星設(shè)計(jì)者進(jìn)行電推進(jìn)器設(shè)計(jì)和布局并控制航天器羽流效應(yīng)風(fēng)險(xiǎn)提供了支持?？紤]到目前研究現(xiàn)狀，國(guó)內(nèi)急需開展以下兩方面的研究工作：

1）配合地面模擬試驗(yàn)和空間飛行試驗(yàn)，建立電推進(jìn)羽流與航天器相互作用仿真分析軟件

根據(jù)美國(guó)NASA、法國(guó)阿爾卡特宇航公司的研發(fā)經(jīng)驗(yàn)，仿真軟件開發(fā)過(guò)程中可以廣泛地通過(guò)國(guó)內(nèi)、國(guó)際合作，充分利用空間物理和等離子體材料領(lǐng)域的研究成果（如PIC/MCC模型）或利用歐空局的“航天器等離子體相互作用軟件”（Spacecraft Plasma Interaction Software，SPIS）開發(fā)羽流與航天器相互作用分析工具。同時(shí)，還應(yīng)利用衛(wèi)星搭載飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)不斷修正和完善計(jì)算模型，使其更加準(zhǔn)確和方便。

2）開展電推進(jìn)系統(tǒng)的空間環(huán)境適應(yīng)性研究

需要特別指出的是，電推進(jìn)器的應(yīng)用除了要考慮電推進(jìn)羽流與航天器的相容性之外，還需要關(guān)注電推進(jìn)系統(tǒng)本身的空間環(huán)境適應(yīng)能力。對(duì)SMART-1航天器在軌發(fā)生多次異常關(guān)機(jī)事件進(jìn)行故障分析，結(jié)果表明：異常是由電源處理模塊（Power Processing Unit，PPU）中光電耦合器件的單粒子瞬時(shí)效應(yīng)（Single Event Transient，SET）引起的。洛克希德·馬丁公司 Dave Chennette于 2006年3月4日在美國(guó)國(guó)會(huì)作書面報(bào)告時(shí)明確指出，電推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)于高能電子環(huán)境引起的輻射效應(yīng)非常敏感，因此，在發(fā)生高能電子增強(qiáng)事件期間禁止使用電推進(jìn)手段執(zhí)行位置保持的操作。這表明，還需要結(jié)合電推進(jìn)系統(tǒng)自身的功能特點(diǎn)開展空間環(huán)境適應(yīng)性的研究工作，以確保其在空間環(huán)境下運(yùn)行的可靠性。

（References）

[1]Pencil E J.Recent electric propulsion development activities for NASA science mission[C]// IEEE Aerospace Conference, 2009

[2]Dudzinski L A, Pencil E J.Electric propulsion requirements and mission analysis under NASA’s in-space propulsion technology project[C]//30thInternational Electric Propulsion Conference, 2007

[3]Kimiya Komurasaki, Hitoshi Kuninaka.Overview of electric propulsion activities in Japan, AIAA 2007-5166[R]

[4]Rayman M D, Varghese P.Results from the Deep Space 1 technology validation mission[J].Acta Astronautica,2000, 47： 475-487

[5]Markelov G, Gengembre E.Modeling of plasma flow around SMART-1 spacecraft[J].IEEE Transactions on Plasma Science, 2006, 34(5)

[6]Tajmar M.Electric propulsion plasma simulations and influence on spacecraft charging[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2002, 39(6)

[7]Likar J J.Interaction of charged spacecraft with electric propulsion plume： on orbit data and ground test results[J].IEEE Transactions on Nuclear Science, 2006, 53(6)

[8]Dickens J C.Communications impact of Hall effect plasma thrusters[D].UMI Dissertation Services, 1995

[9]Hallock G, Wiley J .Analysis of microwave communication signal degradation induced by thruster plumes[C]//40thJoint Propulsion Conference and Exhibit, 2004

[10]Capacci M, Matticari G, Noci G, et al.An electric propulsion diagnostic package for the characterization of the plasma thruster/ spacecraft interactions on STENTOR satellite, AIAA 99-2277[R]

[11]Mikellides I, Kuharski R, Mandell M, et al.Assessment of spacecraft systems integration use the electric propulsion interactions code(EPIC), AIAA 2002-3667[R]

[12]Sylvie Brosse, Sebastien Clerc, Veronique Perrin.Numerical simulations developed at Alcatel Alenia Space for electric propulsion effects on satellite[C]//The 29thInternational Electric Propulsion Conference, 2005-10