第1章
1.1

序論

研究背景

宇宙へ，遠くの惑星への好奇心・探究心から世界中で宇宙開発が進められている．
その中でも人工衛星は，私たちの生活に欠かせないものであり，宇宙を身近に感じることができるものであるといっても過言ではない．人工衛星は通信や気象観測などをはじめとして，天文観測や宇宙開発に至るまで，その目的に応じて多くの種類があり，幅広い分野のミッションにおいて大きな役割を果たしている．
通信衛星や気象衛星などの人工衛星は，打ち上げ後，軌道上に静止して通信や観測を行うことが本来の役割であるが，大気や太陽風の微小な抵抗などによって，軌道からズレてしまうことがあり，このズレを補正しないと正確な通信・観測が不可能となり，衛星としての役割を果たせなくなる．そこで，人工衛星にはズレを補正するための軌道維持・姿勢制御用のエンジンが搭載されている．
このエンジンの多くは化学推進エンジンである．
しかし，最近では「燃費のよいエンジンを搭載して，観測機器の重量を多くしたい」という考えから，電気推進エンジンが多くの人工衛星に搭載されるようになった[1]．実用化されるようになったのは 1990 年代に入ってからだが，その起源は古く 1900 年には具体的な概念が考案されていた．当時は太陽電池で得られる電力が電気推進エンジンを動かすためには不十分であると考えられ，実用化に至っていなかった．電気推進エンジンとは，電気のエネルギーを推進剤（燃料）に投入して推進エネルギーに変換するものである[2]．
ロケットエンジンの性能を表す指標である比推力 Isp をそれぞれのエンジンで比較したものを図 1−1[2]に示す．

1

図 1−1

各種推進機の推力密度と比推力の関係

比推力とは 1 kg の推進剤で 1 N の力を何秒出せるかを表したもので，数字の大きいほど燃費がよく，少ない推進剤で同じ加速を得ることができるエンジンであるといえるため，数 1000 秒クラスの比推力をもつ電気推進エンジンはより燃費のよいエンジンであり，衛星として使用できる耐用年数も延ばすことができると考えられる．しかし，推力が小さく，加速に長時間を要するため地上からの打ち上げには使用することができないが，宇宙での推進システムとしては，
化学推進エンジンに取って代わる有力なエンジンであるといえる．電気推進エンジンは人工衛星の軌道維持・姿勢制御用エンジンとして使用されてはいるが，大きな推力を必要とする軌道離脱の際は化学推進エンジンを使用しており，人工衛星には化学推進・電気推進両方のエンジンが搭載されているのが現状である．また，最近では電気推進エンジンを惑星探査のための探査機として使用する 開 発 も 進 め ら れ て い る ． NASA に よ っ て 開 発 さ れ た 惑 星 間 探 査 機
Deep-Space-1 は世界で初めてイオンエンジンを姿勢制御ではなく，主推進機として搭載した宇宙機である．また，日本では宇宙科学研究本部の小惑星探査機
MUSES-C「はやぶさ」にマイクロ波放電型イオンエンジンが主推進機として搭載されている[2]．今後は電気推進エンジンを搭載した惑星探査機がますます増えるに違いない．

2

1.2

研究目的

本研究室では，電気推進エンジンのひとつである「マイクロ波放電型イオンエンジン」について研究開発を行っている．マイクロ波放電型イオンエンジン
は，宇宙科学研究本部（ISAS，宇宙航空研究開発機構：JAXA 所属）によって開発された小惑星探査機 MUSES-C「はやぶさ」の主推進機として搭載され，2005 年 9 月 12 日に小惑星イトカワに到着した．このことからマイクロ波放電型イオンエンジンの性能は充分に実証されたことになる．
しかし，図 1−2[4]に示されるような「はやぶさ」に搭載されているマイクロ波放電型イオンエンジンは，マイクロ波が同軸ケーブル・アンテナ・円形導波管を介して主放電室に導かれ，磁石表面近傍の極めて強い磁場の中で電子サイ
クロトロン共鳴によるマイクロ波放電が起き，プラズマが生成される[5]（図 1−3 参照）ために，プラズマが放電室内の磁石表面近傍（放電室壁近傍）で生成され，中央部では生成されない．したがって，マイクロ波を導波管で導入する場合，プラズマが放電室壁近傍でのみ局所的に生成され，その領域で生成されたプラズマからイオンを引き出そうとすると，引き出し電極に悪影響を及ぼし，寿命予測が大変困難となる．

図 1−2「はやぶさ」EM スラスタヘッドの概略図3図 1−3「はやぶさ」プラズマ密度分布（径方向）

この問題点を解決するためには，放電室内全体でプラズマを均一に生成することが必要である[6]．そこで，本研究室では，アンテナによってマイクロ波を導入する方法を提案し，研究開発を行っている．アンテナによってマイクロ波を導入することで，磁石が形成する磁気チューブ内の ECR 領域に直接マイクロ波を投入することが可能であると考えられる．また，放電室中央部でプラズマを生成も可能であるため放電室内全体で均一にプラズマを生成することができると考えられる．そこで提案されたのが図 1−4 のような「マルチモノポールア
ンテナシステム」である[7]．

4図 1−4

マルチモノポールアンテナ概略図

このシステムを使用して，イオンの引き出し実験を行った[7]．その結果を表1−1 に示し，同表に「はやぶさ」の性能も示す．推進剤 Xe，流量 2.45 sccm，
マイクロ波電力 32 W，ビーム加速電圧 1000 V の実験条件でイオン引き出し実験を行った場合のプラズマ発光写真を図 1−5 に示す．
表 1−1

イオンエンジン性能評価

一覧

Multi-Monopole

HAYABUSA

Propellant Gas

Ar

Xe

Xe

Microwave Frequency [GHz]

2.45

2.45

4.25

Microwave Power

[W]

32

32

32

[sccm]

2.45

2.45

2.55

Acceleration Voltage [V]

1000

1000

1500

Decceleration Voltage [V]

−300

−300

−500

55

90

140

587

356

216

34

57

83

0.015

0.043

0.089

Gas Flow Rate

Ion Beam Current
Ion Production Cost

[mA]
[eV/ion]

Propellant Utilization Efficiency [%]2

Thrust Density [mN/cm ]5

図 1−5 より，放電室中央部でのプラズマ発光がみられ，プラズマが放電室全体で生成され，プラズマ生成領域が拡大されたことが確認できる．しかし，表1−1 から，「はやぶさ」の推力密度と比較して，マルチモノポールアンテナの推力密度は小さい．この原因としては，マイクロ波の周波数が「はやぶさ」の4.25 GHz と比較して，本研究室で使用したのは 2.45 GHz であり，周波数に違いがあることから，カットオフという物理制約を受けて周波数の小さい本研究室のイオンエンジンにおけるプラズマ密度が小さくなっていることが考えられる．また，アンテナによるマイクロ波の伝送がディバイダーの空間内でのマイクロ波の授受および放電室内での放射の際に効率的に行われていないことが考えられる．
図 1−5 のプラズマ発光写真のように，内側のアンテナ近傍の発光が外側のアンテナ近傍の発光と比較して強くなっており，これはマイクロ波の伝送効率に差が生じていると考えられるが明らかでない．したがって，アンテナ形状が性能に大きく影響することが考えられるので，マイクロ波を効率的に伝送することができるアンテナを設計する必要がある．
本研究では，アンテナ形状（長さ，本数など）が性能に及ぼす影響を調査し，高密度かつ均一で大面積のプラズマを生成できるアンテナの設計指針を得る．
また，得られたアンテナ設計指針をもとに製作したアンテナが放電室内でどのようなプラズマを生成しているかを推定するために，グリッド出口近傍におけるイオンビームのプロファイル計測を行い，さらなるアンテナ設計指針を得る．
したがって，本研究の目的は，高密度かつ均一で大面積のプラズマを生成できるアンテナの設計指針を得ることである．

図 1−5

プラズマ発光写真（正面図）

6

第2章

電気推進エンジン[2]ここでは，まず電気推進について述べ，その後イオンスラスタの作動原理および特徴などを述べる．

2.1

電気推進とは化学推進が燃料と酸化剤を燃やして得た単位時間当りのエンタルピー上昇を推進パワーに変換するという内燃機関とすると，電気推進は電気のパワー（電力）を推進剤に与えることで推進パワーに変換するという一種の外燃機関である．電気推進の推力は得られる電力に見合ったものであり，地上からの打ち上げ時の化学推進が発生するような大きな推力はでない．また，放電を介した推力発生機構のため大気中ではなく，真空の宇宙空間で使用するものである．

2.2

電気推進の歴史

電気推進の概念は古く，最初にロケット推進としての具体的なイメージを記述したのは放電管の中で高速イオンが加速されて飛び交うのを発見した R. H.
Goddard である．
一方，ロシアでは 1895 年に著書「宇宙旅行とロケットについて」のなかで有名なロケット方程式を導出した K. E. Tsiolkowskii はロケットエンジンの排気速度がその性能上いかに重要なパラメータであるかを指摘していた．
また，ドイツでは H. Oberth が 1957 年に著書「人類宇宙へ」で電気推進を取り上げている．
その後，H. Radd は 1945 年の論文で電気推進が推進剤の大幅な節約につながることを発表し，「イオンロケット」という言葉を初めて使用した．1952 年イ
オンロケットの詳細な物理が L. Spitzer, Jr.によって記述された．1953 年 E.
Sanger はその有名な著書「光子ロケットの理論」において電気推進を化学推進と光子ロケットの中間に位置づけている．E. Stuhlinger は 1954 年にイオンロケ
ットのさまざまな構成要素について記述するとともに，そのなかで電気推進にとって重要な設計パラメータを研究した．
さらに，アメリカやロシアを中心に多くの研究所で電気推進の研究は進めら

7

れ，1960 年代に入ると日本でも東京大学航空研究所を中心にイオンエンジンの研究が始まった．1964 年には NASA が宇宙でのイオンエンジン飛翔実験が行い，1987 年にはロシアも宇宙実験を行った．日本では 1981 年に東大付属宇宙航空研究所によって開発されたアンモニア MPD（Magneto-Plasma-Dynamic）スラス
タが人工衛星 MS-T4「たんせい」に搭載され，宇宙実験を行った．

2.3

電気推進の特徴と種類

化学反応によらない，いわゆる非化学推進のなかで，電気推進はすでに実用化が始まり，急速に人工衛星・宇宙機に搭載されつつある[1]．電気推進は，太陽光エネルギーや原子力エネルギーを一旦電気エネルギーに変換した後，アーク放電などにより，推進剤を加熱・電離させ，さまざまな形で推進剤を加速し，その反作用によって推力を発生させる．
図 2−1 は SEPS
（Solar Electric Propulsion
System）と呼ぶ，太陽光をエネルギーとする電気推進システムの概念図である．

図 2−1

電気推進システムの概念図

8電気推進は，低推力で打ち上げなど瞬発力を要求される場合には不向きであるが，ロケットエンジンの燃費を表す指標である比推力が化学推進と比較して2-10 倍またはそれ以上に大きいため，推進剤の消費量を低減でき，ペイロード
重量の増加や化学推進では達成できないような宇宙ミッションが可能となる．
特に，必要な速度増分ΔV が 5 km/sec.を越えるようなミッションでは化学推進のペイロード比は極端に劣化するため電気推進のような高比推力のロケットエ
ンジンが必須となってくる（図 2−2 参照）．このような特徴から，電気推進は
人工衛星の姿勢制御（主に南北制御）用や惑星探査機のエンジンとして使用される．また，大量輸送または大規模宇宙構造物などの輸送にも活躍が期待され
ている．

図 2−2

ミッションΔV をパラメータとしたときのペイロード比と比推力

電気推進は，推力発生機構の違いにより，静電加速型のものと，電熱・電磁加速型のものがある．前者の代表的なものにイオンスラスタがあり，後者を代表するものとして，アークジェットスラスタと MPD スラスタがある．

9

2.4

イオンスラスタの作動原理と構造

イオンスラスタは，アーク放電やマイクロ波放電等で推進剤を加熱・電離させてプラズマを生成し，2 枚ないし 3 枚から構成される多孔状の電極に1000-2000 V の電圧を印加してイオンを加速するという静電加速型の推進装置である．図 2−3 にイオンスラスタの概念図を示す．イオンスラスタの物理過程
はプラズマ生成部，イオンビーム引き出し部，イオンビーム中和部の 3 つに大別することができる．

図 2−3

イオンスラスタの概念図

イオンエンジンはさらにプラズマ生成方式の違いから，
①

直流放電型

②

高周波誘導放電型③

マイクロ波放電型④

接触電離型などに分類することができる．このなかで最も開発が進んでいて飛翔実績が多いのが①の直流放電型であり，推進剤に熱陰極（ホローカソード：中空陰極）を使用した熱電子放出により電子を放出および衝突させることによってプラズ

10マを生成するものである．③は本研究室で研究開発を行っているマイクロ波放電型で，静磁場中の電子にマイクロ波の交流電場が電子を加速し，エネルギーを共鳴的に増大させる電子サイクロトロン共鳴（ECR）によってエネルギーを吸収した電子が推進剤に衝突することによってプラズマを生成するものである[8]．

イオンビーム引き出し部は，プラズマ生成部で発生した正イオンを静電界によって加速することによって行われる．引き出し部は，プラズマに接するスク
リーン電極と 1 mm 程度の短い間隔で平行に置かれる加速（アクセル）電極および減速（ディセル）電極で構成される．場合によっては，減速電極を用いな
い 2 枚電極システムで構成されることもある．各電極には内径 1-3 mm 程度の孔が多数開けられ，その開口率（孔の総面積が占める割合）は，スクリーン電
極で約 70 %，加速電極で約 25 %，減速電極で 50-70 %である．図 2−4 に 2 枚電極の場合の 1 組の孔から引き出され，イオンビームになる過程を示す．
また，軸方向の電位分布の概略を図 2−5 に示す．イオンビームの下流領域には中和器から放出された電子やイオンとスラスタから漏出した中性粒子との電離反応で生じた電子が存在し，ビームプラズマと呼ばれるイオンビームとそれを取り囲
むようにプラズマが存在した状態が形成されている．これらの電子が引き出し部を通ってプラズマ生成部へ逆流しないように，負の電位領域を形成している．
この役割を果たすのが加速電極である．電極材料として，モリブデン（Mo）が使用されることが多いが，最近では耐スパッタ性の観点から，カーボン・カー
ボン複合材が使用されはじめた．

図 2−4

イオンビームの引き出し（2 枚電極の場合）

11

図 2−5

イオンビーム引き出し軸方向電位分布

イオンビームの中和はイオンスラスタ本体より外側に配置された中和器によって行われる．イオンスラスタが正イオンのみを噴出すればスラスタやそれを使用する宇宙機は負に帯電するため，イオンは再び引き戻されることになり，推力発生は不可能となる．このため，噴出したイオンと同数の電子を放出する必要があるが，その電流量は中和器やビームプラズマの電位のわずかな高低の変化によって，自動的かつ自然に行われ，とくに積極的な制御を必要としない．
中和器の役割は電子の放出である．

2.5

イオンスラスタの推進性能

イオンスラスタの推進性能を評価するための定義式を以下に記述する．条件
として，多価電離をしないスラスタの場合，また，中性粒子の推力への寄与がない場合を考える．
①

推進剤利用効率ηu：
推進剤として供給される粒子のうち，イオンビームとして排出される粒
子の割合

ηu =

mi J bem&

12（2.5.1）②

イオン生成コストεc：単位[W/A，eV/ion]
ビームとなるイオン 1 個当り生成に要するエネルギー

εc =

③

Pd
Jb

（2.5.2）推力 F：単位[N]F = m& i v b = γ T J b

γ T = cos θ b

2 miV be

{1 + (α 2 )}1+α（2.5.3）（2.5.4）

ここで，θb は発散角，αは 2 価イオン存在比である．
θb＝10 度，α＝0.15 のとき，γT＝0.94 となる．
④

推進効率ηt：イオンスラスタに供給される電力はビーム加速とプラズマ生成に消費さ
れる場合

ηt =

γ T2 (F 2 2m& )Pb + Pdγ T2η uγ T2η u==1 + (ε c Vb ) 1 + (2eε c mi g 2 )(η u I sp )2（2.5.5）上式の推進効率ηt と比推力 Isp の関係を図 2−6 に示す．推進効率低下が顕著になるときの比推力は，mi によることから，一般にキセノンよりアルゴンの方が高い．ここで，mi はイオン質量，Jb はビーム電流，e は電気素量， m& は推進剤の質量流量，Pd はプラズマ生成に要する電力，vb はイオンのビーム速度，Vb はビーム加速電圧である．

図 2−6 推進効率と比推力の関係

13

2.6

空間電荷制限電流則

図 2−7 に示されるように，電位 V＝V0 の平板 A と電位 V＝0 の平板 B が距離l だけ離れて置かれている場合を考える．また，荷電粒子間の衝突はなく，磁場もないものとする．

図 2−7 空間電荷制限電流の概念図

正電荷 e，質量 mi の正イオンが平板 A から初速度 v＝0 で放出された場合，
位置 x での速度はv( x ) =2e(V0 − V )mi（2.6.1）となる．真空誘電率をε0 とすると，荷電粒子の密度 n と空間電位 V の関係は
以下の一次元ポワソン方程式によって記述される．
d 2V
e
=− n
2
ε0
dx

（2.6.2）イオン電流の連続の式
j = env
をポワソン方程式に代入すると
d 2V
j
j
=−
=−−
2
ε 0v
ε0
dx

mi
2e(V0 − V )（2.6.3）4 j ⎡ mi (V0 − V ) ⎤⎛ dV ⎞ ⎛ dV ⎞
⎜
⎟ −⎜
⎟ =
⎢
⎥
2e
⎝ dx ⎠ ⎝ dx ⎠ 0 ε 0 ⎣⎦（2.6.4）なる関係が得られ，これを積分すると
2

2

14

12

平板 A における電界⎛ dV ⎞
E 0 = −⎜⎟⎝ dx ⎠ 0（2.6.5）で E0＝0 のとき，式（2.6.4）は，⎛ j ⎞ ⎡ m (V − V )⎤dV
= 2⎜⎜ ⎟⎟ ⎢ i 0
⎥
dx
2e
⎦
⎝ε0 ⎠ ⎣
12

14

（2.6.6）となり，x＝l で V＝0 の関係を用いて積分すると4ε ⎛ 2e ⎞j = 0 ⎜⎜ ⎟⎟9 ⎝ mi ⎠

12

V03 2
l2

（2.6.7）が得られる．これは Child-Langmuir の式と呼ばれる．

E0 について，イオンの初速度は 0 としているので，E0 が負の場合にはイオンは放出されない．したがって，
0 ≤ E0 ≤V0l（2.6.8）となる．電流密度 j を上げていくと E0 の値は小さくなり，極限は E0＝0 であり，このときの電流を空間電荷制限電流という．
イオンスラスタのイオンビーム電流が空間電荷制限電流にある場合，イオン
スラスタの発生推力は最大値をとることになり，以下のように求められる．ス
クリーン電極の孔の内径を D とし，その 1 つの孔から発生する推力 f は，式（2.6.7）から
jmi v b πD 2 8ε 0 ⎛ V0 ⎞ πD 2•=
f = m& i v b =⎜ ⎟ •4
9 ⎝ l ⎠
4e2

（2.6.9）電極のアスペクト比 a＝D／l を用いて上式を変形すると
f =2πε 0 2 2
V0 a
9

15

（2.6.10）

となる．スクリーン電極の孔の数を N とすると，イオンスラスタの推力 F は，
F = fN =2πε 0 2 2
V0 a N
9（2.6.11）となる．比推力が最初に与えられているとすると V0 はほぼ決まった値となり，またアスペクト比 a もビーム発散の関係から最適な値をとることになり，ほぼ一定値とみることができる．N に関しては，スクリーン電極の口径が与えられている場合，孔の径を小さくすれば増やすことは可能であるが，アスペクト比の関係から，電極間隔を狭くする必要がある．しかしながら，電極間隔を狭くすることは，工作精度，組立精度などの問題に加えて，電極の熱膨張による撓
みなどの影響も考慮する必要があり，限界があるといえる．したがって，式（2.6.11）より，推力を大きくするためには，口径を大きくして N を増加させる以外にはない．このようにイオンスラスタには空間電荷制限電流則からくる
推力密度の制限があり，その限界値は，他の電気推進と比較して極めて低くな
っている．

16

第3章
3.1

マイクロ波放電型イオンエンジン

直流放電型イオンエンジン

ここでは，マイクロ波放電型イオンエンジンとの比較のために，イオンエン
ジンのなかで最も開発が進んでいて，飛翔実績の多い直流放電型イオンエンジンの特徴について述べる．

図 3−1 直流放電型イオンエンジンの概略図

図 3−1 に直流放電型イオンエンジンの構成図を示す．直流放電型イオンエン
ジンでは推力を担うイオンおよび中和用電子を生成するのに，固体電極からの電子放出を必須としており，低電力でこれを得るために炭酸バリウムを主成分とする化学物質を含侵させた陰極を 1000 K 程度に加熱して使用する．常温の保管状態においてさえ，この陰極が大気に触れると空気中の酸素や水分により性能劣化を起こす．また同様に推進剤に含まれる微量の不純物に対しても性能が損なわれる．これを作動させるために専用のキーパ電源とヒータ電源が必要となるために直流放電型イオンエンジンにはスクリーン電極，加速電極，放電，主陰極用キーパ，主陰極用ヒータ，中和器用キーパ，中和器用ヒータの 7 つの17

電源を必要とする．
①

エンジンの耐久性は熱陰極の寿命に大きく左右される．

②

エンジン作動，熱陰極の予熱のための電源が 7 つ必要である．

上記の特徴から，直流放電型イオンエンジンでは陰極の品質管理や寿命管理，作動させるための関連部品が煩雑・複雑であるために取り扱いが極めて難しく，推進機としての高い性能や有用性を損なわせている[8]．

図 3−2 マイクロ波放電型イオンエンジンの概略図

3.2

マイクロ波放電型イオンエンジンの特長

図 3−2 にマイクロ波放電型イオンエンジンの構成図を示す．マイクロ波放電型イオンエンジンは無電極でイオンや電子を生成することを最大の特長として
おり，電極の損耗はないので耐久性のあるシステムが期待できる．また同時に衛星の地上作業の際，大気暴露を最小とするような複雑な手順を省略し，さらに宇宙運用ではマイクロ波投入により即座にプラズマを点火することができる．
したがって，マイクロ波放電型イオンエンジンは直流放電型イオンエンジンと18

比較して，①

放電用電極を必要としないことによる長寿命化と構造の簡素化が可能である．

②

マイクロ波がその電力を伝送する際に基準電位を必要とせず，DC 絶縁が容易に行えることから単一マイクロ波電源による，互いに電位の異なるイオン源および中和器で同時のプラズマ生成が可能である．

③

ヒータを使用しないので予備加熱が不要となり，迅速なプラズマ点火が可能である．

④

ホローカソードを完全撤廃したことにより，推進剤中に含まれる酸素など不純物に侵されることなく，また大気暴露に時間制限がない．

などの利点がある[8]．

3.3
3.3.1

マイクロ波放電型イオンエンジンのプラズマ生成
電子サイクロトロン共鳴

マイクロ波放電型イオンエンジンは，投入されたマイクロ波が電子サイクロ
トロン共鳴（Electron Cyclotron Resonance：ECR）による放電を起こし，プラズ
マを生成する．したがって，マイクロ波放電型イオンエンジンの作動原理を理解するうえで非常に重要な電子サイクロトロン共鳴について述べる．
静磁場がある場合，荷電粒子にはローレンツ力が加わるので，運動方程式はmdv+ mνv = e( E + v × B )dt（3.3.1）で表される．
式（3.3.1）の右辺より，荷電粒子は磁場中でローレンツ力を受ける．このローレンツ力のために磁力線の周りを回転する運動を行う．図 3−3 に示すように，
磁力線に垂直な平面内で速さ v の電子を考えると，遠心力とローレンツ力の平
衡の式は，

v2
me
= evB
r

19

（3.3.2）

である．ここで r は円軌道の半径であり，ラーマー半径と呼ばれる．これより，
r=

me v
eB

（3.3.3）となる．電子は磁力線に対して右回りの円運動を行い，その回転の角速度は，

ω ce =

v eB
=
r me

（3.3.4）となる．これがサイクロトロン角周波数である．磁力線方向には，ローレンツ
力は働かないので，磁力線方向に有限な速度方向があれば，それが保存される
ので，電子は磁力線に対して右回りの螺旋運動を行う．
ここで空間的に一様な高周波電場の周波数が電子サイクロトロン周波数に一致した場合，高周波電場が電子に与える影響について考える．
図 3−4 に示すように，電場が右回り円偏波成分をもっていたとすると，電子はそのラーマー運動中，高周波電場によって連続的に加速され，高周波電場から効率的にエネルギーを受けることができる．これが電子サイクロトロン共鳴（Electron Cyclotron Resonance：ECR）現象である[9]．

図 3−3 電子のラーマー運動

20

図 3−4 電子サイクロトロン共鳴

3.3.2

永久磁石を使用したプラズマ生成

マイクロ波放電型イオンエンジンにおいて，磁場は永久磁石によって得ている．そこに右回り円偏波成分をもつマイクロ波を入射する．マイクロ波の交流
電場はその周波数と電子のサイクロトロン周波数の一致する磁場強度の箇所（ECR 領域）にて電子を連続的に加速され，マイクロ波の交流電場から効率的にエネルギーを受ける．加速された高エネルギー電子は磁石列によって構成される磁束チューブに閉じ込められ，往復運動する．さらに，永久磁石の磁場の強さは不均一であるため，∇B×B ドリフトを起こし，電子は磁石列に沿って移動していく．このような運動をしながら，電子は ECR 領域を複数回通過して，原子分子を電離するに十分なエネルギーを得て，プラズマを生成する．
効率的に ECR 放電を起こし，イオンを生成するためには，①

磁束管両端に電子加速のための ECR 磁場が発生していること②

高速電子をミラー磁場閉じ込めするために ECR 領域を十分に上回る磁
場強度が磁石表面にあること③

原子分子との衝突確率を高めるために磁束管に沿った電子飛行経路が長いこと④∇B×B ドリフトのために磁場トラックが無限軌道を構成すること

21

などが条件としてあげられる[8]．ECR 放電のプラズマ生成機構は図 3−5 のようにモデル化される．

図 3−5 ECR 放電プラズマ生成機構

22

第4章
4.1

アンテナ式マイクロ波放電型イオンエンジン

アンテナを使用する意義

小惑星探査機「はやぶさ」に搭載されているマイクロ波放電型イオンエンジ
ンにおいて，マイクロ波は同軸ケーブル，アンテナから円形導波管に導入され，円錐状の主放電室へ伝搬する．その伝搬されたマイクロ波は主放電室のテーパ
面（放電室壁）に 2 列のリング状永久磁石列間の磁気チューブ内の ECR 領域でプラズマを生成する[8] ために，プラズマが放電室内の磁石表面近傍（放電室壁近傍）で生成され，中央部では生成されない．したがって，マイクロ波を導波管で導入する場合，プラズマが放電室壁近傍でのみ局所的に生成され，その領域で生成されたプラズマからイオンを引き出そうとすると，引き出し電極に悪影響を及ぼし，寿命予測が大変困難となる．
この問題点を解決するためには，放電室内全体でプラズマを均一に生成することが必要である[6]．しかし，マイクロ波の伝搬に導波管を使用するマイクロ波
放電型イオンエンジンでは限界があると考えられる．
そこで，本研究室では新しいマイクロ波の伝送方法を検討し，アンテナによる伝送を提案している．アンテナによってマイクロ波を伝送することで，①

放電室全体でプラズマを生成することができる．

②

ECR 領域に直接マイクロ波を伝搬することが可能となるので，プラズマ密度の増加が見込める．

などの利点があると考えられる．したがって，本研究室ではアンテナ式マイク
ロ波放電型イオンエンジンの研究開発を行い，高密度かつ均一で大面積のプラズマ生成を目指している[6]．

4.2

スロットアンテナ式マイクロ波放電型イオンエンジン[6]まず，本研究室ではスロットアンテナ式のマイクロ波放電型イオンエンジン
において研究を行った．スロットアンテナを使用することで，マイクロ波を放電室内の広範囲に伝搬することができるので，プラズマを広範囲で生成できることを期待した．図 4−1 にスロットアンテナ式マイクロ波放電型イオンエンジ

23

ンの概略図を示す．
スロットアンテナとは，アンテナ工学の分野において，矩形の導波管の壁面に開けられ，レーダー用アンテナとして使用される一般的なアンテナであり，また，プラズマ工学の分野においても，材料プロセス用のプラズマ生成に使用されている．

図 4−1 スロットアンテナ式の概略図
プラズマ生成部である放電室直径は 105.3 mm で，静磁場はサマリウム・コ
バルト（Sm-Co）永久磁石を複数個使用することで形成される．イオンビーム
引き出し部は，SUS 製のパンチングメタルを 2 枚使用し，開口率 46.2 %のスクリーン電極，開口率 16.7 %の加速（アクセル）電極で構成され，それぞれ＋800

V，−200 V を印加してイオン引き出し実験を行った．イオンビームを中和する
中和器は使用していない．使用したマイクロ波周波数は 2.45 GHz で，開けたス
リットの長さはマイクロ波の半波長である 61 mm であった．
結果として，推進剤流量 4 sccm のとき，マイクロ波電力 80 W，100 W，120 Wと変化させたところ，計測されたイオンビームの電流値はそれぞれ 28 mA，36

mA，40 mA であった．
「はやぶさ」ではマイクロ波電力 32 W でイオンビーム電流 140 mA であることから，大電力を投入したにも関わらず，イオンビーム電流が小さいという非
常に残念な結果となってしまった．プラズマ生成に大電力を必要とした原因と24

して，プラズマ生成が表面波によるものであったからであると考えられた．また，放電室の長さが 40 mm で，アンテナカバーの存在によって，それ以下の長さに調整することができず，スロット近傍のプラズマ生成領域と引き出し電極との距離が離れていたために，プラズマからイオンを引き出すことができなかったことも原因として考えられた．

4.3

マルチモノポールアンテナ式マイクロ波放電型イオンエンジン[7]

これまでの結果から，①

マイクロ波を放電室全体に伝搬する．

②

マイクロ波を ECR 領域へ直接伝搬させることによって，効率的なプラズ
マ生成を行う．

③

プラズマ生成領域と引き出し電極との距離の最適化を行う．

などが課題であることがわかった．そこで，本研究室では，「マルチモノポー
ルアンテナ式マイクロ波放電型イオンエンジン」を提案し，現在研究開発を行
っている．

4.3.1

マルチモノポールアンテナの特長

マルチモノポールアンテナは，豊田中央研究所の「車載用 BS 受信アンテナシステム」を参考に考案されたものである．このシステムは，ラジアルライン
アレーアンテナ（Radial line array antenna：RLAA）という，中心給電型で円形状という条件に適した薄型の平面アレーアンテナである．その構造を図 4−2に示す．RLAA ではラジアル導波路と呼ばれる 2 枚の金属円板が給電線路として使用されている．このラジアル導波路に挿入された給電ピンにより，ラジア
ル導波路の上部に配置されたアンテナ素子で受信された電波が，導波路内部へ導かれる．各アンテナ素子で受信された電波は導波路内部で合成され，導波路の底面中央に取り付けられた給電プローブから取り出される構造となっている．

25

図 4−2 ラジアルラインアレーアンテナの構造図

このシステムを参考にして，マルチモノポールアンテナ式マイクロ波放電型
イオンエンジンを製作した．マイクロ波は同軸ケーブルおよび同軸管を介して伝送され，エミッタアンテナによってディバイダーと呼ばれる空間に放射される．その放射されたマイクロ波を底面ヨークに中空絶縁設置された複数本のレ
シーバアンテナが受信・分配し，マイクロ波を放電室内へと伝送する構造となっている．以下にこのシステムの特長を述べる．
①

ディバイダーと呼ばれる空間は金属（Aℓ製）で囲まれているため，マイクロ波が伝搬する際のエネルギーの損失が極めて少ない．

②

アンテナの形状を容易に変形することが可能であり，マイクロ波を任意の場所へ伝搬することができる．

③

エミッタアンテナとレシーバアンテナは非接触の状態でマイクロ波の伝搬を行っており，マイクロ波電源とイオンエンジンとを絶縁する DC

Block の性質を兼ねている．
ディバイダー内でのエミッタアンテナおよびレシーバアンテナの長さはどちらもλ/4 である．ここで，λはマイクロ波の波長であり，本研究で使用したマ26

イクロ波の周波数は 2.45 GHz であるので，λは 122.4 mm となる．また，マルチモノポール式マイクロ波放電型イオンエンジンの正面図を図 4−3 に示す．放電室中央部に 1 本設置されたアンテナの放電室内でのアンテナ長さは約 60 mm（λ/2），それより外側には 2 本のアンテナが設置され，放電室内でのアンテナ長さは 2 本とも約 90 mm（3λ/4）である．

図 4−3 マルチモノポール式マイクロ波放電型イオンエンジンの正面図

4.3.2

マルチモノポール式マイクロ波放電型イオンエンジンの性能評価

上記のアンテナ体系において，まず，性能の放電室長依存性を調査し，得られた結果をもとにイオンビーム電流の計測を行った．さらに，プラズマパラメータをプローブ計測した．
放電室長依存性について，放電室長を 15，20，25，30，35 mm と変化させて性能評価を行ったところ 25 mm が最もよい性能を示した．したがって，放電室長を 25 mm に固定し，イオンビーム電流の計測およびプラズマパラメータのプ
ローブ計測を行った．
イオンビーム電流の計測では，推進剤 Xe，推進剤流量 2.20 sccm，マイクロ波電力 32 W，ビーム加速電圧 1000 V のとき，イオンビーム電流 90 mA を記録

27

し，推進剤利用効率 57 %，イオン生成コスト 356 W/A，推力 3.3 mN となった．
この性能は，「はやぶさ」に搭載されているマイクロ波放電型イオンエンジンの性能と比較してもそれほど見劣りするものではないが，最終目的である「推力密度（推力）の増加」を達成することはできていない．
プラズマパラメータのプローブ計測は，放電室内部引き出し電極近傍での計測を行った．その結果，放電室中央から半径方向約 1 cm でマイクロ波周波数

2.45 GHz のカットオフ密度 7.5×1011 cm−3 を越えた．また中心および半径方向
2 cm ではカットオフ密度に近い値を示し，放電室中央部で密度の濃いプラズマが生成されていることがわかった．カットオフ密度を越えた理由として，アンテナの表面の表皮効果であると考えられた．すなわち，アンテナ表面近傍でプラズマが生成されていることが示唆された．
以下に，結果をまとめると，①

マルチモノポール式マイクロ波放電型イオンエンジンの放電室長に最適値があり，それは 25 mm である．

②

推進剤 Xe，推進剤流量 2.20 sccm，マイクロ波電力 32 W，ビーム加速電圧 1000 V のとき，イオンビーム電流 90 mA を記録し，推進剤利用効率

57 %，イオン生成コスト 356 W/A，推力 3.3 mN となった．
③

放電室中央で濃い密度のプラズマが生成され，アンテナ表面近傍でプラズマが生成されていることが示唆された．

となり，アンテナの改良を行うことで性能の向上を期待できるスラスタである
ことが確認された．

28

第5章

実験装置および実験内容

本研究室で使用した実験装置は，主にマイクロ波伝送系，推進剤供給系，真空排気系，イオンエンジン本体から構成される．実験装置の構成図を図 5−1に示す．

図 5−1 実験装置構成図

5.1

マイクロ波伝送系

本研究で使用したマイクロ波電源の周波数は 2.45 GHz，最大出力 60 W である．この周波数は，電波法により工業的に定められたものであるため，この周
波数での電源が安価であることやさまざまな用途のための部品が揃っている．
「はやぶさ」に搭載されたマイクロ波電源の周波数は 4.25 GHz であるが，このような高周波数のマイクロ波と比較して，2.45 GHz のマイクロ波は伝送効率が高く，発振器の発振効率が実用化されているもので 30〜50 %と高いなどの利点をもつが，一般に 2.45 GHz の発振に用いられるマグネトロン管のマイクロ波電源の場合，低電力領域では発振が安定しないという特性をもつ．そのため，本研究では低電力領域で発信特性のよい，固体発信器と固体増幅器（Solid State

Power Amplifier：SSPA）を使用した．
マイクロ波伝送系のフローチャートを図 5−2 に示す．マイクロ波は発振器から発振された後，アッテネター（減衰器）を経て，アンプによって増幅される．

29

その後アイソレータ，方向性結合器を経て，特性インピーダンス 50 Ωの N 型
同軸ケーブルより出力される．真空容器内へは N 型真空用コネクタを使用し，真空容器内で N 型ケーブルからセミリジットケーブルへと変換され，SMA コ
ネクタを経てスラスタ部へ導入される．反射波はダミーロードにて熱として外部へ放出される．

図 5−2 マイクロ波伝送系フローチャート

5.2

推進剤供給系

本研究で使用した推進剤は Xe および Ar である．推進剤ボンベから 2 次圧力調整弁を通過した推進剤は，流量計および制御バルブを介して真空容器内に設置されたエンジン内の放電室へと供給される．この流量計の最大流量は 3 sccm
である．誤差が最大流量に対して 0.2 %であるから，実験における流量に対しておよそ 0.006 sccm の誤差がある．
ここで推進剤流量の単位について述べる．真空装置内に推進剤などの各種ガスを導入するときの流量の単位は sccm，ccm および slm が使用される．本研究において，推進剤流量を表す単位は[sccm]を使用する．

sccm とは，standard cc/min の略称であり，1 atm（大気圧 1013 hPa），0℃あ
るいは 25℃などの一定温度で規格化された ccm（ccm とは，cc(cm3)/min の略称であり，1 分間当たりに何 cc という流量を表すものである）である．気体の圧力が 1 気圧の場合は，表 5−1 のように換算できる．

30

表 5−1 流量換算表

sccm

sccm(＝ccm)

slm(＝Lm)

L/s

m3/h

m3/s

1

10−3

1.667×10−5

6×10−51.667×10−8

真空排気系

5.3

真空容器は SUS 製で直径 60 cm，長さ 100 cm の円筒型である．この真空容器には，9 つの円形フランジ，および 1 つの長方形フランジが取り付けられている．その中にエンジンを正面から観察できる円形ガラス窓フランジとエンジンを側面から観察できる長方形ガラス窓フランジが取り付けられている．
真空容器下面の 2 つのフランジにはエンジン上流側からターボ分子ポンプ，
クライオポンプが取り付けられている．ターボ分子ポンプには補助ポンプ用のロータリーポンプが接続されている．また，フランジとは別の位置からロータ
リーポンプとメカニカルブースターポンプが接続されており，真空容器の粗排気を行う．なお，全実験を通して，この真空容器は電気的に絶縁され基準電位となっている．
以下に各ポンプの排気性能（空気の場合）を示し，それぞれの特徴を述べる
[10]

．

①

ロータリーポンプ： 310 ℓ/sec

（2 台）

3

②

メカニカルブースターポンプ： 108 m /h③ターボ分子ポンプ： 300 ℓ/sec④

クライオポンプ：2000 ℓ/sec①ロータリーポンプ
ロータリーポンプ （Rotary Pump）は，回転する内部の板が気体をかき出すように排気する真空ポンプの一種である．超高真空を必要とするチャンバーの粗挽きや，背圧を維持するための補助ポンプとして使われる．到達真空度は 10−1 Pa （10−3 Torr） 程度である．油を密閉のために用いるが，この油が真空装置には大敵となるため，高真空を要求される装置と接続する場合はフィルタなどを挟む必要がある．使用すると油は徐々に減っていくため，定期的に油を交換する必要である．
31

②ターボ分子ポンプ
ターボ分子ポンプ（Turbo Molecular Pump：TMP）は真空ポンプの一種で，内部の金属製の羽根が空気分子を弾き飛ばすことにより排気する方式のもの．動作原理は，斜めに配置された羽根を高速回転させて気体分子を排気側へ押し出す．実際には羽根のたくさんある回転翼と固定翼を組み合わせて，逆流の防止と排気効率の向上を図っている．最高到達真空度は 10−7 Pa（10−10 Torr）程度である．その原理から，全ての気体に同じ排気速度を持っており，希ガスも真空に引くことができる．動作圧力に制限があるため，
普通はロータリーポンプを補助ポンプとして用いる．

③クライオポンプ
クライオポンプ（Cryopump）は，気体分子を極低温面に凝縮・吸着させて捕捉する気体ため込み式真空ポンプである．あらゆる気体に対しての大きな排気速度、10〜10−8 Pa と広い動作範囲，簡易に清浄な超高真空を得られるなどの優れた特長を持つ真空ポンプである．ポンプ内部に極低温面を作るために，ヘリウムガスを冷媒として用い，違う温度の極低温面を作る二段式の極低温冷凍機を用いるのが一般的である．

真空排気の手順として，まず，1 台の Rotary pump を使用して真空容器内を10 Torr まで粗挽きし，Turbo molecular pump の補助ポンプであるもう 1 台のRotary pump を使用して 2 Torr まで真空をひく．次に，Turbo molecular pump を使用して 2×10−4 Torr 以下になるまで真空を引く．最後に，Cryopump を使用して，10−5〜10−6 台まで真空を引く．到達圧力は Torr であり，推進剤 Xe を 2.20

sccm 流入時には 4.4×10−3 Pa であった．

32

5.4

イオンエンジン本体

ここでは，イオンエンジン本体をプラズマ生成部，イオンビーム引き出し部，
イオンビーム中和部の 3 つに別けて述べる．

5.4.1

プラズマ生成部

放電室の直径は 105.3 mm である．放電室壁は配管用炭素鋼鋼管（規格品）
で，放電室底面に設置する軟鉄製のヨーク，その上に直径 10 mm，高さ 5 mmのサマリウム・コバルト（Sm-Co）永久磁石を複数個設置することで磁気回路を形成する．磁石は同心円状に列を成して，隣り合う磁石列の磁極が反対になるように設置する．底面ヨークに絶縁設置されたアンテナは磁気回路で生成された ECR 領域の高さでループ状に曲げられ，ECR 領域と接触するように設置する（図 5−3 参照）．アンテナの材質はモリブデン（Mo）である．推進剤は放電室壁近くに設けられた 12 個の穴から供給される．また，放電室壁の外側には銅製のパイプが取り付けられており，それに水を流すことによってエンジンの水冷を行っている．

図 5−3 ECR 領域とアンテナの位置関係

33

5.4.2

イオンビーム引き出し部

本研究で使用した引き出し電極は，スクリーン電極，加速電極および減速電極から構成される．スクリーン電極はモリブデン製で，加速電極と減速電極は
宇宙科学研究所提供のカーボン・カーボン複合材である．引き出し電極のビー
ム口径は 105 mm で孔数は 857 個，また電極の間隔は 0.5 mm である．図 5−4に各電極写真を，表 5−2 に各電極の設計値を示す．

（a）スクリーン電極（b）カーボン・カーボン複合材

図 5−4 引き出し電極写真

表 5−2 引き出し電極の設計値
スクリーン電極

加速電極

減速電極

開口率

[%]

67

24

67

孔径

[mm]

3.0

1.8

3.0

厚さ

[mm]

0.5

0.8

0.5

5.4.3

イオンビーム中和部

本研究において，中和器は使用していない．これは，加速されたイオンが真空容器の壁面に衝突することで中和される原理を利用しているためである．

34

5.5

イオン引き出し実験

イオン引き出し実験の体系を図 5−5 に示す．イオンエンジン本体とスクリー
ン電極に＋1000 または＋1500 V，加速電極に−300 V を印加した．ポテンシャ
ルの差によって引き出されたイオンビームは電極用 DC 電源に流れる電流値をそれぞれ差し引くことによって算出した（Ib＝Is−Ia）．
なお，マイクロ波の反射電力はすべての実験を通して，入射電力の 5 %以下であった．本実験において，中和器は使用していない．

図 5−5 イオン引き出し実験の体系

これまでの実験結果から，マルチモノポールアンテナにおけるマイクロ波の伝搬が効率的に行われていないために，イオンビーム電流値が 90 mA と「はやぶさ」に搭載されているマイクロ波放電型イオンエンジンのそれと比較して，小さくなったことが考えられる．したがって，本研究ではアンテナ形状，つまりアンテナの長さ，本数などが性能に及ぼす影響を調査し，マルチモノポール
アンテナの最適な形状を設計するための指針を得ることを研究目的としている．
ここで，これまでのアンテナの長さの決定方法について述べる．モノポール
アンテナとは，電磁波の送受信に使用される基本的なアンテナのひとつである．
モノポールアンテナは，使用する電磁波の波長λの 1/4 の長さで効率よく電磁35波を受信または送信する．同軸線路内において電磁波は進行方向の電場と磁場が存在しない TEM 波で伝搬し，内導体と外導体の表面を電流が流れる．同軸セイントの内導体だけを残して，外導体を切断すると内導体の表面を流れていた電流によって電磁波が放射される．その際，内導体の長さが電磁波のλ/4 のときに内導体を流れる電流は先端でゼロとなる．すなわち，電場は最大となり，効率よく放射される[11],[12]．
したがって，ディバイダー内のエミッタアンテナおよびレシーバアンテナの長さはλ/４としている．また，放電室内でアンテナは ECR 領域の高さで曲げられ，磁石列間の ECR 領域に接触するようにループ状になっている．アンテナがループ状になっている部分の長さは外側のアンテナでは 3λ/4 でλ/4 の奇数倍となっている．しかし，内側のアンテナはλ/2 としている．これは，内側のアンテナはエミッタアンテナに近いので，マイクロ波の電場を強く受け，放電
室中央へのマイクロ波の集中が懸念されたためである．したがって，内側のアンテナは最も強く放射するλ/4 を避けて，λ/2 とした．

5.5.1

アンテナ長さの影響

これまで，放電室内において，アンテナがループ状になっている部分の長さは内側のアンテナではλ/2，外側のアンテナでは 3λ/4 としていた．ここでは，放電室内でのアンテナの長さが性能に及ぼす影響を調査するために，ある長さに設定されたアンテナを 1 本設置し，イオン引き出し実験を行い，イオンビー
ム電流を測定した．その結果を比較する．

5.5.2

アンテナ本数の影響

これまで，アンテナの本数は内側のアンテナが 1 本，外側のアンテナが 2 本の計 3 本のアンテナを設置していた．そこで，本数を変化させて設置して，イオン引き出し実験を行い，イオンビーム電流を測定した．その結果を比較する．

36

5.6

イオンビームのプロファイル計測

アンテナ形状が性能に及ぼす影響の調査結果をもとに，マルチモノポールア
ンテナを再設計する．そのアンテナがどのような状態のプラズマを生成しているかを調査するために，イオンビームのプロファイル計測を行った．計測に使用したイオンコレクターは融点が高く，スパッタリングしにくいタングステン（W）材を使用し，取り込む電流を少なくして，プラズマへの擾乱を減らし，相対的な分布の測定を目的とするので，直径 1 mm の円柱状プローブを使用した．
図 5−6 に示すように，このイオンコレクターは引き出し電極から下流 50 mm
離れた位置に設置し，引き出し電極の径方向±85 mm の範囲で稼動させて，イオン飽和電流の測定を行った．

図 5−6 イオンビームのプロファイル計測体系

37

第6章
6.1

実験結果および考察

アンテナ形状の影響

アンテナ形状の影響を調査するために，本研究ではアンテナ長さおよびアン
テナ本数について調査した．

6.1.1

アンテナ長さの影響

マルチモノポールアンテナシステムには同軸ケーブルと同軸管を介して伝送されてきたマイクロ波をディバイダーと呼ばれる空間に放射するエミッタアン
テナと，ディバイダー内でエミッタアンテナが放射したマイクロ波を受信・分配するレシーバアンテナがある．本研究ではレシーバアンテナの長さについて調査した．レシーバアンテナの長さを決定するとき，重要な長さは，ディバイ
ダー内での長さ，底面ヨーク内での長さおよび放電室内での長さと 3 つある．
本研究では，放電室内での長さに注目して，その長さによる影響を調査した．
このとき，ディバイダー内での長さおよび底面ヨーク内での長さは変化させず，その合計は 40 mm となっている．
放電室内でのアンテナ長さを調査するために，アンテナを 1 本設置し，図 6−1 に示すように，その長さを 20，40，50，190 と変化させてイオン引き出し実験を行い，イオンビーム電流を測定した．実験条件は推進剤 Xe，流量 2.20 sccm，
ビーム加速電圧 1000 V である．
図 6−2 にマイクロ波電力に対するイオンビーム電流値の依存性を示し，また，
表 6−1 にマイクロ波電力 32 W ときのアンテナ長さに対するイオンビーム電流
値を示す．

38

（a）20 mm（b）40 mm（c）50 mm（d）190 mm

図 6−1 イオンエンジン正面写真

図 6−2 マイクロ波電力に対するイオンビーム電流値39表 6−1 アンテナ長さに対するイオンビーム電流値の依存性
長さ

[mm]

20

30

40

50

190

Ib

[mA]

48

64

63

66

54

レシーバアンテナにおいて，放電室内でのアンテナ長さを調査したところ，
アンテナの長さには最適値が存在し，長さ 50 mm のときが最もよい性能を示した．

長さ 50 mm のアンテナを 3 本設置してイオン引き出し実験を行い，イオンビーム電流を測定した．この結果をこれまでのアンテナシステムの性能と比較した．これまでのアンテナシステムとは，アンテナ本数 3 本で放電室内における内側のアンテナ長さが 70 mm および外側のアンテナ長さが 100 mm である．このときの実験条件は推進剤 Xe，流量 2.45 sccm，マイクロ波電力 32 W，ビーム
加速電圧 1500 V である．
図 6−4 にマイクロ波電力に対するイオンビーム電流値の依存性を示す．

図 6−4 マイクロ波電力に対するイオンビーム電流値40これまでのアンテナシステムにおけるイオンビーム電流値は 84 mA であったのに対し，長さ 50 mm ではイオンビーム電流値 97 mA を記録した．このように，長さを 50 mm とすることで，イオンビーム電流値を増加させることに成功
した．

6.1.2

アンテナ本数の影響

アンテナ本数の影響を調査するために，アンテナ長さをすべて 50 mm として，
図 6−5 に示すように，アンテナ本数を 2 本，3 本，４本および 5 本と変化させてイオン引き出し実験を行い，イオンビーム電流を測定した．実験条件は推進剤 Xe，流量 2.45 sccm，マイクロ波電力 32 W，ビーム加速電圧 1500 V である．
図 6−6 にマイクロ波電力に対するイオンビーム電流値の依存性を示す．

（a）2 本（b）3 本（c）4 本（d）5 本

図 6−5 イオンエンジン正面写真

41

図 6−5 マイクロ波電力に対するイオンビーム電流値

図 6−5 に示すように，イオンビーム電流は 2 本で 60 mA，3 本で 97 mA，4本で 91 mA および 5 本で 91 mA を記録した．アンテナ本数が多いほどマイクロ波の伝送効率を向上させ，性能向上につながることを期待していたが，性能向上は達成されなかった．

4 本は内側のアンテナを設置していないために，放電室中央部でプラズマが生成されなかったことが性能向上につながらなかった原因であると考えられる．

5 本ではアンテナ本数が他と比較して多いためにアンテナ間で干渉しあい反射
電力が 3 本のときと比較して 2 倍近く大きくなったためマイクロ波のエネルギ
ーを効率よく伝送することができず，プラズマを効率的に生成することができなかったことが性能向上につながらなかったと原因であると考えられる．表 6−2 にマイクロ波電力 32 W のときの各本数での反射電力を示す．

表 6−2 各本数での反射電力（入射電力 32 W）
アンテナ本数2345

反射電力 [W]

2.36

0.11

0.15

0.24

42

6.2

イオンビームのプロファイル計測

ここでは，アンテナの本数が 5 本，長さが 3λ/4 のときの実験体系において，放電室内でどのような状態のプラズマが生成されているかを推定するために，
イオンコレクターによる引き出し電極出口近傍におけるイオンビームのプロフ
ァイル計測を行った．本来，プローブ計測を行う際は，プラズマに直接プローブを挿入して計測を行うが，プラズマに擾乱を与えることを避けるために，電極から引き出された後のイオンビームを計測した．
計測されたイオン飽和電流をイオンコレクターの単位表面積当りのイオンビーム電流密度として評価し，それぞれの電流密度分布を結果として示す．
ここで，図 6−6 に示すような実験体系を基本体系とする．この体系は放電室内でのアンテナ長さ 50 mm，アンテナ本数 5 本および磁石列は底面ヨークに 3列設置している．

（a）イオンエンジン正面図（b）アンテナ配置図

図 6−6 実験基本体系

6.2.1

推進剤流量による比較

推進剤流量による比較をするために，流量が 2.00，2.20，2.45 sccm のときのイオンビーム電流を測定した．その結果を図 6−7 に示す．流量の変化によるイオンビーム電流密度分布の大きな変化はみられなかった．流量が増加すると電43流密度分布が一様になった．
このとき，均一度は径方向±25 mm において，およそ 3 %であった．すなわ
ち，マルチモノポールアンテナシステムによって生成されたプラズマから引き出されたイオンビームはねらいどおり均一なビームであることが示された．

図 6−7 推進剤流量による比較

6.2.2

マイクロ波電力による比較

マイクロ波電力による比較をするために，マイクロ波電力が 16，18，32，40

W のときのイオンビーム電流を測定した．このときの推進剤流量 2.20 sccm である．結果を図 6−8 に示す．

32，40 W の高いマイクロ波電力においてはほぼ一様な分布となっているが，
16，18 W の低いマイクロ波電力においては一様な分布ではなく，内側のアンテ
ナと外側のアンテナの両方がある領域で大きくなっている．このことから，マイクロ波電力が大きいときはエネルギーの高い電子がアンテナ近傍だけでなく，
磁気チューブ内全体に存在するため，プラズマが磁気チューブ内全体で生成される．このため，一様な電流密度分布になっていると考えられる．また，マイクロ波電力が小さいときはエネルギーの高い電子がアンテナ近傍のみで存在し，

44

アンテナ近傍でプラズマが生成されるためアンテナ上での電流密度が大きくなっていると考えられる．
これを明らかにするために，発光分光計測を行った．図 6−9 に発光分光分布を示す．アンテナ近傍で発光強度が非常に強くなっていることから，アンテナ
近傍でプラズマが生成されていると考えられる．

図 6−8 マイクロ波電力による比較

図 6−9 発光分光分布456.2.3

アンテナ配置による比較

6.2.2 において，一様でない電流密度分布が得られた．これは，アンテナが影響していると考えられるが，明らかではない．この原因を明らかにするために，
図 6−6 のアンテナ配置を基本体系とし，内側のアンテナを基準に図 6−10 のよ
うに反時計回りに 90 度回転させて，その影響を調査した．その結果を図 6−11に示す．

90 度回転させた場合おいて，イオンビーム電流密度分布は内側のアンテナ上で最大となり，そのアンテナがループしている領域で大きくなっている．また，内側のアンテナに近い外側のアンテナ上で電流密度が急激に減少している．
これは，内側のアンテナに最も近い外側のアンテナは内側のアンテナとの干渉によってマイクロ波エネルギーの伝送量が少ないためであると考えられる．

（a）実験基本体系（b）＋90 度反時計回り

図 6−10 実験基本体系と＋90 度反時計回り

46

図 6−11 アンテナ配置による比較

47

第7章
7−1

結論

アンテナ形状の影響

アンテナの形状が性能に及ぼす影響を調査するために，アンテナの本数や長さを変えてイオン引き出し実験を行い，イオンビーム電流を測定し，その結果を比較した．
得られた結果は以下の通りである．
①

アンテナ長さについて，長さには最適値が存在し，本研究では放電室内におけるアンテナ長さが 50 mm であった．

②

アンテナ本数について，本数が多いほどマイクロ波の伝送効率が向上し，性能向上につながることを期待したが，本研究においてはことなる結果となり，アンテナ本数には最適値が存在することがわかった．本研究では 3 本であった．

③

長さ 50 mm のアンテナを 3 本設置したアンテナシステムにおいて，推進剤 Xe，流量 2.45 sccm，マイクロ波電力 32 W，ビーム加速電圧 1500 Vの実験条件において， イオンビーム電流 97 mA を記録した．これは，これまでで最もよい性能である．

7−2

イオンビームプロファイル計測

アンテナ形状の影響の調査結果をもとにアンテナシステムを設計し，それがどのような状態のプラズマを生成しているかを推定・調査するために引き出し
電極出口近傍のイオンビームのプロファイル計測を行った．
①

アンテナ上でイオンビーム電流密度が大きくなっていることから，アンテナ近傍でプラズマが生成されていることが示唆された．

②

電流密度分布が一様でなかったのは，各アンテナのエネルギー伝送量で説明できる．

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今後の課題
１．アンテナ形状の影響について，本研究においては放電室内でのアンテナ長
最もよい性能を示すことがわかった．
さ 50 mm，アンテナ本数 3 本のとき，しかし，長さにも本数にも最適値が存在することがわかったので，その最適値を決定する．
２．性能に影響を与えると予想されるパラメータのひとつとして，アンテナ挿入位置が考えられる．本研究において，各アンテナのマイクロ波のエネル
ギー伝送量に違いがあると予想されたので，アンテナ配置（挿入位置）による影響を調査することで各アンテナ間の関係が明らかになると考えられ
る．
３．プロファイル計測について，本研究ではプラズマへの擾乱を避けるために
引き出し電極から引き出された後のイオンビームのプロファイル計測を行った．これでは放電室内で生成されているプラズマの状態を推定したに過ぎない．今後はプラズマ中にプローブを直接挿入してプロファイル計測を行うことを目標とする．
４．本年度，数値解析によるマルチモノポールアンテナシステム体系でのモノ
ポールアンテナのマイクロ波解析が行われ，実験では解明が困難なアンテナシステムの最適化への根源となるコードの妥当性が証明された．したがって，実験と数値解析の双方からアンテナシステムの最適化を目指す．

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参考文献
[1]

竹ヶ原春善，「電気推進を中心とした衛星・探査機の推進システムの現状と将来展望」，日本航空宇宙学会誌，第 49 巻，第 569 号，2002[2] 栗木恭一，荒川義博，「電気推進ロケット入門」，東京大学出版会，2003[3] 國中均，「電気推進への宿題（後半）」，日本航空宇宙学会，Vol.53，2005[4] 船木一幸，「マイクロ波放電式イオンエンジン用耐久試験装置の開発」，
日本航空宇宙学会論文集，第 47 巻，第 550 号，1999[5] I. Funaki. et al.，「Plasma diagnostics and numerical modeling of a microwave
ion engine」，AIAA-98-3341，1998[6]

宮本尚使，「マイクロ波放電型イオンエンジンの開発研究」，九州大学
大学院総合理工学府修士論文，平成 13 年度[7] 三井謙太郎，「10 cm 級マイクロ波放電型イオンエンジンのモノポールア
ンテナによる高推力密度化」，九州大学大学院総合理工学府修士論文，平成 15 年度[8]

國中均，「無電極マイクロ波放電型イオンスラスタの研究・開発」，日
本航空宇宙学会誌，第 46 巻，第 530 号，1998[9] 高村秀一，「プラズマ理工学入門」，森北出版株式会社，1997[10] 堀越源一郎，「真空技術」，東京大学出版会，1986[11] 後藤尚久，「図説・アンテナ」，電子情報通信学会編，1995[12] 新井宏之，「新アンテナ工学」，総合電子出版社，1996

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