(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
超電導コイルと、
前記超電導コイルを励磁させる励磁装置と、
前記超電導コイルと前記励磁装置とを電気的に接続させる電流リードと、
前記超電導コイルを宇宙機のバス部に支持させる支持構造部と、
前記超電導コイルと前記電流リードと前記支持構造とのうち少なくともいずれかに熱的に接続され放射冷却面を有する複数段の熱シールド板と、
前記バス部に設けられたサンシールドと、を備え、
前記熱シールド板は、底面を有する円筒形状または多角形筒形状に形成され、その軸芯は前記超電導コイルの軸芯の略延長線上に配置されたことを特徴とする宇宙用超電導磁石装置。
【請求項２】
前記超電導コイルは、高温超電導線で構成された高温超電導コイルであることを特徴とする請求項１に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項３】
前記高温超電導線は、金属基板上に中間層および酸化物超電導層が形成されたテープ形状の高温超電導線であることを特徴とする請求項２に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項４】
前記超電導コイルに対し並列に接続された永久電流スイッチを備えたことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項５】
前記熱シールド板は、４段から６段のいずれかの段数であることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項６】
前記超電導コイルは、前記超電導コイルに熱的に接続された前記熱シールド板によって包囲されたことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項７】
前記熱シールド板のそれぞれの段は、前記サンシールドから離れるほど周長が小さくなることを特徴とする請求項１に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項８】
前記超電導コイルが発生させる磁場から前記バス部を磁気的に遮蔽させる磁気シールド用超電導コイルを備えたことを特徴とする請求項１から７に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項９】
前記超電導コイルおよび前記磁気シールド用超電導コイルは、同じ前記熱シールド板に包囲されたことを特徴とする請求項８に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１０】
前記磁気シールド用超電導コイルは、前記超電導コイルに対し直列に接続されたことを特徴とする請求項８または９に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１１】
前記励磁装置は、前記電流リードに電気的に接続された熱電素子を備えたことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１２】
前記熱電素子の高温側電極に熱的に接続された受熱板と、
前記熱電素子の低温側電極に熱的に接続された放熱板と、を備えたことを特徴とする請求項１１に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１３】
前記宇宙機は、太陽電池によって電力を得る電源系を備え、
前記励磁装置は、前記電源系に電気的に接続された入力端と前記電流リードに電気的に接続された出力端とを有する直流変換器を備えたことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１４】
前記直流変換器は、前記超電導コイルの励磁電流を制御することを特徴とする請求項１３に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１５】
前記励磁装置は、前記電流リードに電気的に接続された第二太陽電池を備えることを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１６】
前記励磁装置は、前記第二太陽電池に電気的に接続された入力端と前記電流リードに電気的に接続された出力端を有し前記超電導コイルに供給される電力を制御する電源回路を備えることを特徴とする請求項１５に記載の宇宙用超電導磁石装置。
【請求項１７】
請求項１から１６のいずれか１項に記載の宇宙用超電導磁石装置と、
前記宇宙用超電導磁石装置が発生させた磁場の磁気圏を拡大させるプラズマ発生装置と、を備えたことを特徴とする宇宙用推進装置。
ことを特徴とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙機に搭載される宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星などの宇宙機の推進装置として、磁気プラズマセイル（Ｍａｇｎｅｔｏｐｌａｓｍａ  Ｓａｉｌ、ＭＰＳ）の開発が進められている。
【０００３】
この磁気プラズマセイルは、強い磁場中にプラズマジェットを噴射して磁場を遠くまで運び磁気圏を拡大させ、この磁気圏と太陽風プラズマとの相互作用で推進力を得る（例えば、非特許文献１参照）。磁気プラズマセイルは、イオンエンジンに比べ推進力が大きく宇宙機を高速で飛翔させることが可能なことから、外惑星や深宇宙探査機への応用が期待される。
【０００４】
そして、磁気プラズマセイルに必要な強い磁場を得るために超電導コイルを用いることが考えられる。超電導コイルによって磁場を得るためには、超電導コイルを超電導転移温度以下に冷却する必要がある。超電導コイルの冷却には、一般に液体ヘリウムや小型冷凍機が用いられる。宇宙空間で超電導コイルを用いた例にＡＳＴＲＯＭＡＧ計画（例えば、非特許文献２参照）があり、超電導コイルを液体ヘリウムによって冷却する例がある。他方、宇宙用の小型冷凍機としてスターリングサイクルを利用したスターリング冷凍機が開発されている（例えば、非特許文献３参照）。
【０００５】
また、宇宙空間への放射冷却を利用して超電導コイルを冷却する方法が知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００６】
さらに、宇宙空間で低温を得る冷却方式として放射冷却器が知られている（例えば、非特許文献４参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２００８−９１９２３号公報
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】船木一幸、山川宏、「磁気プラズマセイルの研究と深宇宙探査への挑戦」、プラズマ・核融合学会誌、社団法人プラズマ・核融合学会、２００７、第８３巻、第３号、ｐ．２８１‐２８４
【非特許文献２】信貴豊一郎・平井章監修、岡田東一編、「低温工学ハンドブック」、内田老鶴圃新社、１９８２、ｐ．９３０
【非特許文献３】信貴豊一郎・平井章監修、岡田東一編、「低温工学ハンドブック」、内田老鶴圃新社、１９８２、ｐ．９３２−９３４
【非特許文献４】信貴豊一郎・平井章監修、岡田東一編、「低温工学ハンドブック」、内田老鶴圃新社、１９８２、ｐ．９３１−９３２
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
超電導コイルの冷却に液体ヘリウムを用いた場合には、熱交換にともなう温度上昇と気化によって液体ヘリウムが消耗し枯渇してしまえば超電導コイルを超電導転移温度以下の温度に保つことが困難になる。
【００１０】
他方、宇宙用の小型冷凍機は、深宇宙探査で求められる長期間の運転（一般に１０年以上）に信頼性の観点から課題がある。また、深宇宙探査においては太陽から離れるほど太陽電池の出力が低下するので、宇宙用の小型冷凍機を継続的に運転するために必要な電力を確保することが困難になる。さらに、宇宙機が深宇宙探査に向かった後は、宇宙用の小型冷凍機を保守することが不可能になる。
【００１１】
一方、放射冷却を利用して低温を得る従来の放射冷却器の場合は、長期間の寿命を確保することが可能であり、冷凍機のように運転のための大量の電力（約４０Ｗ、非特許文献３参照）を消費することもない。この場合に得られる低温は、約７０Ｋ〜１００Ｋ（非特許文献４参照）であり、例えば、液体窒素温度以上で転移するような高温超電導コイルを運転できる。しかしながら、高温超電導コイルは液体窒素温度以上で使用すると電流密度が低いため、磁気プラズマセイルに必要とされる磁場を発生させるためには、高温超電導コイルを大きくするか、超電導転移温度よりもさらに低温に冷却する必要がある。地上から宇宙空間に宇宙機を輸送するロケットなどの輸送手段は、輸送可能な質量（打ち上げ能力）に制限がある。このため、高温超電導コイルが大きくなり質量が重くなれば、宇宙機への超電導コイルの応用は困難になる。高温超電導コイルの軽量化を図りつつ強い磁場を得るためには、約２０Ｋの低温を得る必要がある。
【００１２】
そこで、本発明は、超電導コイルを超電導転移温度以下の十分な温度域まで冷却可能であるとともに長期間の寿命を容易に確保することが可能な宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を提案する。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
前記の課題を解決するため本発明に係る宇宙用超電導磁石装置は、超電導コイルと、前記超電導コイルを励磁させる励磁装置と、前記超電導コイルと前記励磁装置とを電気的に接続させる電流リードと、前記超電導コイルを宇宙機のバス部に支持させる支持構造部と、前記超電導コイルと前記電流リードと前記支持構造とのうち少なくともいずれかに熱的に接続されるとともに放射冷却面を有する複数段の熱シールド板と、前記バス部に設けられたサンシールドと、を備え、前記熱シールド板は、底面を有する円筒形状または多角形筒形状に形成され、その軸芯は前記超電導コイルの軸芯の略延長線上に配置されたことを特徴とする。
【００１４】
また、本発明に係る宇宙用推進装置は、超電導コイルと、前記超電導コイルを励磁させる励磁装置と、前記超電導コイルと前記励磁装置とを電気的に接続させる電流リードと、前記超電導コイルを宇宙機のバス部に支持させる支持構造部と、前記超電導コイルと前記電流リードと前記支持構造とのうち少なくともいずれかに熱的に接続されるとともに放射冷却面を有する複数段の熱シールド板と、前記バス部に設けられたサンシールドと、を備え、前記熱シールド板は、底面を有する円筒形状または多角形筒形状に形成され、その軸芯は前記超電導コイルの軸芯の略延長線上に配置された宇宙用超電導磁石装置と、前記宇宙用超電導磁石装置が発生させた磁場の磁気圏を拡大させるプラズマ発生装置と、を備えた
【発明の効果】
【００１５】
本発明によれば、超電導コイルを超電導転移温度以下の十分な温度域まで冷却可能であるとともに長期間の寿命を容易に確保することが可能な宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を提案できる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を備えた宇宙機を示した概略的な構成図。
【図２】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置を示した部分的な断面図。
【図３】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の熱シールド板を示した斜視図。
【図４】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の熱シールド板を示した斜視図。
【図５】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を備えた宇宙機を示した概略的な構成図。
【図６】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面における温度と単位面積当たりの放射冷却量との関係を例示した図。
【図７】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数と熱侵入量との関係を例示した図。
【図８】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数とその合計面積との関係を例示した図。
【図９】本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数と質量との関係を例示した図。
【図１０】本発明の第２実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【図１１】本発明の第３実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【図１２】本発明の第４実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【図１３】本発明の第５実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【図１４】本発明の第６実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【図１５】本発明の第６実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の実施形態について図１から図１５を参照して説明する。
【００１８】
［第１の実施形態］
本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置について、図１から図９を参照して説明する。
【００１９】
図１は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を備えた宇宙機を示した概略的な構成図である。なお、図１は、宇宙機１の飛行状態を概略的に示した図である。
【００２０】
図１に示すように、宇宙機１は、例えば、深宇宙探査に用いられる宇宙機である。宇宙機１は、バスモジュール３（バス部）と、バスモジュール３に設けられた宇宙用推進装置４と、を備える。宇宙用推進装置４は、宇宙用超電導磁石装置５と、プラズマジェット噴射装置６（プラズマ発生装置）と、を備えた磁気プラズマセイルである。
【００２１】
バスモジュール３は、主構造体（図示省略）、姿勢制御系（図示省略）、太陽電池８を有する電源系９、テレメトリ・コマンド・レンジング系（図示省略）および推進系（図示省略）を有する宇宙機バス系（図示省略）と、主構造体に設けられた観測機器（図示省略）を有する搭載系（図示省略）と、を備える。なお、宇宙用推進装置４は、バスモジュール３の推進系の一部を構成する。
【００２２】
宇宙用超電導磁石装置５は、バスモジュール３に設けられた超電導コイル支持構造部１１（支持構造部）と、超電導コイル支持構造部１１に支持された超電導コイル１２と、バスモジュール３に設けられ超電導コイル１２を励磁させる励磁装置１３と、超電導コイル１２と励磁装置１３とを電気的に接続させる電流リード１４と、超電導コイル支持構造部１１と超電導コイル１２と電流リード１４とのうち少なくともいずれかに熱的に接続されるとともに放射冷却面１６を有する複数段の熱シールド板１７と、バスモジュール３に設けられたサンシールド１９と、を備える。
【００２３】
超電導コイル支持構造部１１は、超電導コイル１２をバスモジュール３の主構造に支持するトラス状またはラーメン状の構造物である。超電導コイル支持構造部１１は、ロケットなどの輸送手段によって宇宙空間Ｓに運搬される宇宙機１の打ち上げ環境において、超電導コイル１２を支持するのに十分な強度および剛性を有する。
【００２４】
超電導コイル１２は、テープ状の金属基板（図示省略）と、金属基板上に形成された中間層（図示省略）と、中間層上に形成された酸化物超電導層（図示省略）と、を有するテープ形状のイットリウム系高温超電導線をコイル状に巻回させて筒状に形成された高温超電導コイルである。超電導コイル１２は、超電導転移温度が高い（液体窒素温度以上）。また、超電導コイル１２は、機械的強度に優れ高い許容応力を有し宇宙機１に搭載する上で重要な軽量化が容易に可能となる。超電導コイル１２の軸芯（図１中、一点鎖線ｃ）は、宇宙機１の長手軸方向に沿わせて配置される。
【００２５】
それぞれの熱シールド板１７は、宇宙機１の長手方向軸に向かって整列させて配置される。ここで、熱シールド板１７は、バスモジュール３から遠方に配置されるものから１段目、２段目、……、の順にバスモジュール３に近づく。
【００２６】
また、熱シールド板１７は、宇宙機１の飛行状態において宇宙空間Ｓに臨む面を放射冷却面１６として黒色に塗装される。また、熱シールド板１７は、超電導コイル１２に熱的に接続されたもの（熱シールド板２１）と、超電導コイル支持構造部１１および電流リード１４の少なくとも一方に熱的に接続されたもの（熱シールド板２２）とがある。それぞれの熱シールド板１７は、超電導コイル１２に設けられた熱シールド板支持部材（図示省略）によって支持される。
【００２７】
さらに、熱シールド板１７は、筒状の超電導コイル１２の軸芯（図１中、一点鎖線ｃ）の略延長線上に配置された軸芯（図１中、一点鎖線ｃ）と少なくとも一方の底面とを有する中空円筒形状または中空多角形筒形状に形成される。
【００２８】
サンシールド１９は、宇宙機１の飛行姿勢において超電導コイル支持構造部１１、超電導コイル１２、電流リード１４および熱シールド板１７を太陽Ｓｕｎの輻射熱Ｈから遮る。
【００２９】
ここで、熱シールド板１７の各段は、サンシールド１９から離れて位置されるものほど外径寸法が小さく、特に筒形状の側面部の周長が小さく形成される。これによって、サンシールド１９は、姿勢制御の誤差等によって太陽Ｓｕｎに対する宇宙機１の姿勢が傾いた場合にも熱シールド板１７をその影の部分に納め、サンシールド１９から離れた場所に位置された熱シールド板１７を太陽Ｓｕｎの輻射熱Ｈから確実に遮ることができる。
【００３０】
図２は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置を示した部分的な断面図である。
【００３１】
図２に示すように、宇宙用超電導磁石装置５の超電導コイル１２は、トラス状またはラーメン状の構造物である超電導コイル支持構造部１１によってバスモジュール３に保持される。
【００３２】
超電導コイル１２に熱的に接続された熱シールド板２１は、超電導コイル１２を包囲するように形成される。また、熱シールド板２１は、宇宙空間を臨む外側面２１ａおよび外底面２１ｂに放射冷却面１６としての黒色塗装が施され、その他の内側面２１ｃ、内底面２１ｄ、２１ｅおよびバスモジュール３を臨む外底面２１ｆを鏡面または多層断熱材（Ｍｕｌｔｉ  Ｌａｙｅｒ  Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ、ＭＬＩ）で構成される。熱シールド板２１は、超電導コイル１２から宇宙空間に向けて効率的に熱を放射するとともに、２段目の熱シールド板２２の内底面２２ｃから輻射（放射）によって超電導コイル１２に侵入する熱を低減させる。
【００３３】
また、熱シールド板２１は、アルミニウム合金を用いて構成される。これによって、熱シールド板２１は、宇宙線が超電導コイル１２に直接当ることを防ぐ。
【００３４】
超電導コイル支持構造部１１および電流リード１４の少なくとも一方に熱的に接続された熱シールド板２２は、一方の底面が開口された有底筒状に形成される。また、熱シールド板２２の底面部２３は、超電導コイル支持構造部１１が挿通された支持構造用貫通口２３ａおよび電流リード１４が挿通された電流リード用貫通口２３ｂを有する。
【００３５】
超電導コイル支持構造部１１と熱シールド板２２との間は、超電導コイル支持構造部１１の梁部材２５または節点部材２６と支持構造用貫通口２３ａ周囲の底面部２３との間に設けられた支持材熱アンカ２８を介して熱的に接続される。
【００３６】
電流リード１４と熱シールド板２２との間は、電流リード１４の途中部分と電流リード用貫通口２３ｂ周囲の底面部２３との間に設けられた電流リード熱アンカ２９を介して熱的に接続される。これによって、熱シールド板２２は、超電導コイル支持構造部１１または電流リード１４から伝導によって超電導コイル１２に侵入する熱を低減させる。
【００３７】
熱シールド板２２は、宇宙空間を臨む外側面２２ａに放射冷却面１６としての黒色塗装が施され、その他の内側面２２ｂ、内底面２２ｃおよびバスモジュール３を臨む外底面２２ｄを鏡面または多層断熱材（ＭＬＩ）で構成される。これによって、熱シールド板２２は、高温側の熱シールド板２２（バスモジュール３に近い側に位置された熱シールド板２２）から輻射（放射）によって超電導コイル１２に侵入する熱を低減させる。
【００３８】
図３および図４は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の熱シールド板を示した斜視図である。
【００３９】
図３に示すように、宇宙用超電導磁石装置５の超電導コイル１２の軸芯（図３中、一点鎖線ｃ）は、宇宙機１の長手軸方向に沿わせて配置される。
【００４０】
他方、図４に示すように、宇宙用超電導磁石装置５の超電導コイル１２の軸芯（図４中、一点鎖線ｃ）は、宇宙機１の長手軸交差方向に沿わせて配置させることもできる。
【００４１】
宇宙機１は、磁気プラズマセイルに必要な磁場を発生させる超電導コイル１２を、その飛行姿勢において図３または図４のように配置させることが考えられる。なお、図３のように、超電導コイル１２の軸芯を宇宙機１の長手軸方向に沿わせて配置させたほうが輸送手段に対する搭載容積や打ち上げ環境に対する耐性上は有利になる。
【００４２】
図５は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を備えた宇宙機を示した概略的な構成図である。
【００４３】
図５に示すように、宇宙機１の宇宙用推進装置４は、宇宙用超電導磁石装置５の超電導コイル１２が形成した磁場Ｓ１（図５中、実線Ｓ１）に対しプラズマジェット噴射装置６からプラズマ（図５中、破線Ｐ）を噴射することによって、宇宙機１の周囲に拡大した磁気圏Ｓ２（図５中、実線Ｓ２）を展開する。宇宙機１は、磁気圏Ｓ２に太陽風プラズマを受け、これらの相互作用によって推進力を得る。
【００４４】
このように構成された宇宙用超電導磁石装置５の超電導コイル１２の温度は、放射冷却量と、熱侵入量との均衡によって決まる。
【００４５】
先ず、放射冷却量は、宇宙用超電導磁石装置５から宇宙空間への熱の放射であり、熱シールド板１７の放射冷却面１６の温度と輻射率とから決まる。
【００４６】
図６は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面における温度と単位面積当たりの放射冷却量との関係を例示した図である。
【００４７】
図６に示すように、放射冷却面１６における単位面積当たりの放射冷却量は、放射冷却面１６の温度を底とする４乗の関係にある。黒色塗装された放射冷却面１６の輻射率εを約０．８２とした場合、超電導コイル１２の目標冷却温度を２０Ｋとすれば、放射冷却面１６における単位面積当たりの放射冷却量は７．４ｍＷ／ｍ２となる。
【００４８】
ここで、放射冷却面１６の面積は、宇宙機１を宇宙空間に輸送する輸送手段であるロケットの搭載容積に制限される。例えば、４Ｓ型フェアリングを備えたＨ−ＩＩＡロケットの場合、直径４ｍ×高さ１０ｍ程度までの宇宙機１が搭載可能である。このことから、放射冷却面１６の面積は、最大１００ｍ２程度となる。しかしながら、宇宙機１に搭載される他の装置の配置との兼ね合いから宇宙機１の全体を放射冷却面１６にすることはできず、宇宙機１のバスモジュール３の外形寸法を考慮に入れると放射冷却面１６の面積は３０ｍ２以下とすることが望ましい。この場合の放射冷却面１６の放射冷却量は、約０．２Ｗ（３０ｍ２×７．４ｍＷ／ｍ２）となる。
【００４９】
なお、超電導コイル１２に熱的に接続された熱シールド板２１は、超電導コイル１２を包囲するように外側面２１ａおよび外底面２１ｂに放射冷却面１６を有する。これは、図６に示すように、放射冷却面１６の温度が低いほど放射冷却面１６の単位面積当たりの放射冷却量が小さくなるため、放射冷却面１６の総面積を広げ放射冷却量を大きくするためである。
【００５０】
他方、熱侵入量は、高温部からの輻射熱と、超電導コイル支持構造部１１および電流リード１４からの伝導熱とがある。輻射による熱侵入量は、超電導コイル１２の大きさ（外形寸法）に依存する。伝導による超電導コイル支持構造部１１からの熱侵入量は超電導コイル１２の質量に依存し、伝導による電流リード１４からの熱侵入量は超電導コイル１２の通電電流に依存する。
【００５１】
したがって、熱侵入量の評価は超電導コイル１２の設計を要する。
【００５２】
ここで、１０６Ａの起磁力を有し、Ｈ−ＩＩＡロケットに搭載し打ち上げ可能な超電導コイル１２と熱シールド板１７とを設計した。
【００５３】
具体的には、設計条件として高温部としてのバスモジュール３の温度を３００Ｋとし、熱シールド板１７の段数をパラメータとして超電導コイル１２の目標冷却温度（２０Ｋ）への熱侵入量を計算した。
【００５４】
図７は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数と熱侵入量との関係を例示した図である。
【００５５】
図８は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数とその合計面積との関係を例示した図である。
【００５６】
図７に示すように、熱シールド板１７の段数が増加するほど超電導コイル１２の目標冷却温度（２０Ｋ）への熱侵入量は減少する。このとき、図８に示すように、熱シールド板１７の段数が増加するほど放射冷却面１６の合計面積も減少する。そして、熱シールド板１７が３段以上であれば、熱侵入量は０．２Ｗよりも小さくなる。なお、熱侵入量の減少の効果は、熱シールド板１７の段数が４段程度までが顕著である。放射冷却面１６の合計面積の減少の効果も同様である。
【００５７】
したがって、超電導コイル１２の目標冷却温度（２０Ｋ）における放射冷却面１６の放射冷却量が０．２Ｗ以下であることから放射冷却量と熱侵入量との均衡を考えると、宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４は、超電導コイル１２を２０Ｋ以下に冷却するために３段の熱シールド板１７が必要であり、４段以上の熱シールド板１７を備えることがより好ましい。
【００５８】
ここで、熱侵入量の低減は、放射冷却面１６の面積を低減させることになり、熱シールド板１７の質量の低減が図られる。他方、熱シールド板１７の段数の増加は、熱シールド板１７の質量を増加させる。
【００５９】
そこで、熱シールド板１７の段数と質量との関係を検討した。
【００６０】
図９は、本発明の第１実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置の放射冷却面（熱シールド板）の段数と質量との関係を例示した図である。
【００６１】
図９に示すように、熱シールド板１７は、４段から６段に構成することによって質量を小さく抑えることができる。
【００６２】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４は、磁気プラズマセイルに必要な磁場を発生させる超電導コイル１２を熱シールド板１７の放射冷却によって冷却する。これによって、宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４は、冷凍機などの駆動部材を有する冷却装置のような保守を必要としない。
【００６３】
［第２の実施形態］
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の第２実施形態について、図１０を参照して説明する。
【００６４】
図１０は、本発明の第２実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図である。
【００６５】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５Ａおよび宇宙用推進装置４Ａにおいて第１実施形態の宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４と同じ構成には同一の符号を付し、重複する説明は省略する。
【００６６】
図１０に示すように、宇宙機１Ａの宇宙用超電導磁石装置５Ａおよび宇宙用推進装置４Ａは、電流リード１４に接続された永久電流スイッチ３１を備える。
【００６７】
永久電流スイッチ３１は、超電導コイル１２に対して並列に配置され電流リード１４に接続される。永久電流スイッチ３１は、無誘導に巻かれたコイルで構成され、常電導状態においてオフ（高抵抗状態）になり、超電導状態でオン（抵抗が略０Ωの状態）になる。励磁装置１３から超電導コイル１２に電力を供給しコイル電流を増加させるときは、永久電流スイッチ３１をオフにし、超電導コイル１２のコイル電流が所要の電流値になったとき、永久電流スイッチ３１をオンにする。これによって、宇宙用超電導磁石装置５Ａは、超電導コイル１２を一旦励磁した後に励磁装置１３からの電力の供給を遮断させても超電導コイル１２の磁場が維持され、磁場の発生に掛かる消費電力を低減できる。
【００６８】
なお、励磁された後の超電導コイル１２のコイル電流は徐々に減衰する。このため、宇宙用超電導磁石装置５Ａおよび宇宙用推進装置４Ａは、定期的に永久電流スイッチ３１をオフにし励磁装置１３からの電力の供給を再開させる必要はあるものの、超電導コイル１２の励磁に要する平均的な消費電力を大幅に低減できる。
【００６９】
［第３の実施形態］
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の第３実施形態について、図１１を参照して説明する。
【００７０】
図１１は、本発明の第３実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図である。
【００７１】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５Ｂおよび宇宙用推進装置４Ｂにおいて第１実施形態の宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４と同じ構成には同一の符号を付し、重複する説明は省略する。
【００７２】
図１１に示すように、宇宙機１Ｂの宇宙用超電導磁石装置５Ｂおよび宇宙用推進装置４Ｂは、電流リード１４に接続された励磁装置１３Ｂを備える。
【００７３】
励磁装置１３Ｂは、宇宙機１Ｂの機軸方向視においてサンシールド１９よりも機軸交差方向の外方に配置される。すなわち、励磁装置１３Ｂは、宇宙機１Ｂの飛行姿勢においてサンシールド１９の影に入らない。
【００７４】
また、励磁装置１３Ｂは、電流リード１４に電気的に接続された熱電素子３３と、熱電素子３３の高温側電極に熱的に接続された受熱板３４と、熱電素子３３の低温側電極に熱的に接続された放熱板３５と、を備える。
【００７５】
受熱板３４は、宇宙機１Ｂの飛行姿勢において太陽の輻射熱に曝される受熱面３４ａを有する。
【００７６】
放熱板３５は、宇宙機１Ｂの飛行姿勢において受熱板３４の影に配置され宇宙空間に熱を放射する放射冷却面３５ａを有する。
【００７７】
熱電素子３３は、高温側電極と低温側電極との温度差により熱起電力を発生させ電流リード１４を介して超電導コイル１２に電流を生じさせる。
【００７８】
したがって、宇宙用超電導磁石装置５Ｂおよび宇宙用推進装置４Ｂは、熱電素子３３が発生させる熱起電力によって超電導コイル１２を励磁させることが可能であり、宇宙機１Ｂのバスモジュール３から供給される電力を必要とせず、宇宙機１Ｂの全体としての消費電力を低減できる。
【００７９】
［第４の実施形態］
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の第４実施形態について、図１２を参照して説明する。
【００８０】
図１２は、本発明の第４実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図である。
【００８１】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５Ｃおよび宇宙用推進装置４Ｃにおいて第１実施形態の宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４と同じ構成には同一の符号を付し、重複する説明は省略する。
【００８２】
図１２に示すように、宇宙機１Ｃの宇宙用超電導磁石装置５Ｃおよび宇宙用推進装置４Ｃは、超電導コイル支持構造部１１に支持された磁気シールド用超電導コイル３７と、磁気シールド用超電導コイル３７に設けられた斥力支持構造部３８と、斥力支持構造部３８に支持された超電導コイル１２と、を備える。
【００８３】
磁気シールド用超電導コイル３７は、超電導コイル１２とともに熱シールド板２１内に収容され熱シールド板１７によって超電導転移温度以下に冷却される。これによって、宇宙用超電導磁石装置５Ｃおよび宇宙用推進装置４Ｃは、磁気シールド用超電導コイル３７が発生させる磁場によって超電導コイル１２が発生させる磁場からバスモジュール３を磁気的に遮蔽し保護する。
【００８４】
また、磁気シールド用超電導コイル３７は、超電導コイル１２に対して直列に接続される。これによって、宇宙用超電導磁石装置５Ｃおよび宇宙用推進装置４Ｃは、超電導コイル１２および磁気シールド用超電導コイル３７を共通の励磁装置１３によって励磁させることが可能であり、それぞれの超電導コイル毎に励磁装置を設ける場合に比べて小型化、軽量化が可能となる。
【００８５】
斥力支持構造部３８は、超電導コイル支持構造部１１と同様なトラス状またはラーメン状の構造物である。宇宙用超電導磁石装置５Ｃおよび宇宙用推進装置４Ｃは、超電導コイル１２および磁気シールド用超電導コイル３７を共通の熱シールド板２１内に収容し、それぞれの超電導コイルに働く斥力を斥力支持構造部３８で直接的に保持するため、斥力の保持に関連する構造物を容易に構成できる。
【００８６】
［第５の実施形態］
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の第５実施形態について、図１３を参照して説明する。
【００８７】
図１３は、本発明の第５実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図である。
【００８８】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５Ｄおよび宇宙用推進装置４Ｄにおいて第１実施形態の宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４と同じ構成には同一の符号を付し、重複する説明は省略する。
【００８９】
図１３に示すように、宇宙機１Ｄの宇宙用超電導磁石装置５Ｄおよび宇宙用推進装置４Ｄは、電源系９に電気的に接続された励磁装置１３Ｄを備える。
【００９０】
電源系９は、バスモジュール３の主構造またはサンシールド１９に支持された太陽電池８と、太陽電池８に電気的に接続された電源制御装置４２と、電源制御装置４２に電気的に接続され宇宙機１Ｄに搭載された各装置に電力を送る電源バスライン４３と、を備える。
【００９１】
電源制御装置４２は、太陽電池８の出力を適宜の共通電圧に変換し電源バスライン４３を介して宇宙機１Ｄに搭載された各装置に電力を供給する。
【００９２】
励磁装置１３Ｄは、直流変換器４５を備える。励磁装置１３Ｄは、電源バスライン４３から送られる電力を直流変換器４５によって超電導コイル１２を励磁させるのに適切な電圧に変換し供給する。直流変換器４５は、バスモジュール３の電源バスライン４３に電気的に接続された入力端と、電流リード１４に電気的に接続された出力端と、を備える。
【００９３】
宇宙用超電導磁石装置５Ｄおよび宇宙用推進装置４Ｄは、超電導コイル１２を励磁させる電力を宇宙機１Ｄの電源系９から取り出すことで、宇宙機１Ｄの電源系統を各装置間で共有化させることが可能であり、宇宙機１Ｄの電力利用効率を高めることができる。また、宇宙用超電導磁石装置５Ｄおよび宇宙用推進装置４Ｄは、超電導コイル１２に独立させて接続された直流変換器４５を備えており、超電導コイル１２に供給される電圧、電流を自由に設定、制御することが可能であり超電導コイル１２の運転の自由度を向上できる。
【００９４】
［第６の実施形態］
本発明に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置の第６実施形態について、図１４および図１５を参照して説明する。
【００９５】
図１４および図１５は、本発明の第６実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置および宇宙用推進装置を示した概略的な構成図である。
【００９６】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５Ｅおよび宇宙用推進装置４Ｅにおいて第１実施形態の宇宙用超電導磁石装置５および宇宙用推進装置４と同じ構成には同一の符号を付し、重複する説明は省略する。
【００９７】
図１４に示すように、宇宙機１Ｅの宇宙用超電導磁石装置５Ｅおよび宇宙用推進装置４Ｅは、励磁装置１３Ｅを備える。
【００９８】
励磁装置１３Ｅは、電流リード１４に電気的に接続された超電導コイル励磁用太陽電池４７（第２太陽電池）を備える。超電導コイル励磁用太陽電池４７は、バスモジュール３の主構造体またはサンシールド１９に設けられる。また、超電導コイル励磁用太陽電池４７は、並列に接続された複数の太陽電池セル（図示省略）、または直列に接続させた太陽電池セル列をさらに並列に接続させた複数の太陽電池セルを備える。
【００９９】
一般に、バスモジュール３の太陽電池８は、太陽電池セルを多数直列に接続した太陽電池モジュール（図示省略）を有し、さらに多数の太陽電池モジュールを直列および並列に接続することによって所要の出力（数十Ｖ、数Ａ）を得る。一方、超電導コイル１２を励磁させるために必要な電圧、電流は、数Ｖ、数十Ａから数百Ａである。したがって、バスモジュール３の電源系から超電導コイル１２の励磁に必要な電力を供給するためには第５の実施形態のような直流変換器４５が必要となる。
【０１００】
そこで、本実施形態は、励磁装置１３Ｅを適宜の数量の太陽電池セルを直列または並列に接続した超電導コイル励磁用太陽電池４７によって、超電導コイル１２の励磁に必要な電力を得る。宇宙用超電導磁石装置５Ｅおよび宇宙用推進装置４Ｅは、超電導コイル１２を超電導コイル励磁用太陽電池４７に直接接続することによって、直流変換器４５を必要とせず、宇宙機１Ｅをさらに小型化、軽量化することが可能となり、電源回路の損失も低減させることができる。
【０１０１】
また、図１５に示すように、励磁装置１３Ｅは、励磁制御装置４８（電源回路）を備えることもできる。励磁制御装置４８は、超電導コイル励磁用太陽電池４７に電気的に接続された入力端と、超電導コイル１２に電気的に接続された出力端と、を備える。また、励磁制御装置４８は、半導体で構成されたスイッチング素子を用いて構成される。
【０１０２】
本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ、５Ｅおよび宇宙用推進装置４、４Ａ、４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ、４Ｅは、複数段の熱シールド板１７から熱を放射することによって、超電導コイル１２を超電導転移温度よりも相当に低温な状態に冷却できる。具体的には、超電導コイル１２を約２０Ｋまで冷却することが可能である。そして、このときの宇宙用超電導磁石装置５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ、５Ｅおよび宇宙用推進装置４、４Ａ、４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ、４Ｅの質量や容積は、現存するロケットなどの輸送手段によって地上から宇宙空間に運搬可能な範囲に構成できる。
【０１０３】
また、本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ、５Ｅおよび宇宙用推進装置４、４Ａ、４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ、４Ｅは、複数段の熱シールド板１７によって超電導コイル１２を冷却することによって、冷凍機のように運転のための大量の電力（約４０Ｗ、非特許文献３参照）を消費しない。
【０１０４】
さらに、本実施形態に係る宇宙用超電導磁石装置５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ、５Ｅおよび宇宙用推進装置４、４Ａ、４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ、４Ｅは、従来の放射冷却器によって得られる低温（約７０Ｋ〜１００Ｋ、非特許文献４参照）よりも極めて低い温度を得ることが可能であり、超電導コイル１２の質量を抑えつつ強力な磁場を得ることができる。
【０１０５】
したがって、本発明によれば、超電導コイル１２を超電導転移温度（ほぼ液体窒素温度）以下の十分な温度域（約２０Ｋ）まで冷却可能であるとともに長期間の寿命を容易に確保することが可能である。
【符号の説明】
【０１０６】
１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ、１Ｄ、１Ｅ  宇宙機
３  バスモジュール
４、４Ａ、４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ、４Ｅ  宇宙用推進装置
５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ、５Ｅ  宇宙用超電導磁石装置
６  プラズマジェット噴射装置
８  太陽電池
１１  超電導コイル支持構造部
１２  超電導コイル
１３、１３Ｂ、１３Ｄ、１３Ｅ  励磁装置
１４  電流リード
１６  放射冷却面
１７  熱シールド板
１９  サンシールド
２１  熱シールド板
２１ａ  外側面
２１ｂ  外底面
２１ｃ  内側面
２１ｄ、２１ｅ  内底面
２１ｆ  外底面
２２  熱シールド板
２２ａ  外側面
２２ｂ  内側面
２２ｃ  内底面
２２ｄ  外底面
２３  底面部
２３ａ  支持構造用貫通口
２３ｂ  電流リード用貫通口
２５  梁部材
２６  節点部材
２８  支持材熱アンカ
２９  電流リード熱アンカ
３１  永久電流スイッチ
３３  熱電素子
３４  受熱板
３４ａ  受熱面
３５  放熱板
３５ａ  放射冷却面
３７  磁気シールド用超電導コイル
３８  斥力支持構造部
４１  電源系
４２  電源制御装置
４３  電源バスライン
４５  直流変換器
４７  超電導コイル励磁用太陽電池
４８  励磁制御装置
【図１】
0005417643.tif 000002
【図２】
0005417643.tif 000003
【図３】
0005417643.tif 000004
【図４】
0005417643.tif 000005
【図５】
0005417643.tif 000006
【図６】
0005417643.tif 000007
【図７】
0005417643.tif 000008
【図８】
0005417643.tif 000009
【図９】
0005417643.tif 000010
【図１０】
0005417643.tif 000011
【図１１】
0005417643.tif 000012
【図１２】
0005417643.tif 000013
【図１３】
0005417643.tif 000014
【図１４】
0005417643.tif 000015
【図１５】
0005417643.tif 000016