レーザ･電磁加速複合推進機の推進性能評価○佐々木勇介（東海大・院），佐々木堀澤公喜（東海大・院），武田秀之（東海大・工），木村啓仁（東海大・院）

逸郎（東京大学名誉教授）

Propulsive Performance Measurement of Laser-Electromagnetic Hybrid Thrusters
Yusuke Sasaki, Koki Sasaki, Akihito Takeda (Tokai University)
Hideyuki Horisawa (Tokai University), Itsuro Kimura (Professor emeritus, University of Tokyo)
Key Words : Laser ablation plasma, PPT, Laser-electromagnetic hybrid thrusters

Abstract
A fundamental study of a newly developed coaxial laser-electromagnetic hybrid thrusters was conducted, in which alaser-induced plasma was induced through laser beam irradiation onto a solid target and accelerated by electrical means
instead of direct acceleration only by using a laser beam. Plasma behaviors emitted from a thruster were observed with an
ICCD camera. In addition, from thrust measurement tests, it was shown that the maximum specific impulse was 2500sec
for the 8.65J case.
1. はじめに消するために，レーザを援用することにより固体推

近年，人工衛星の需要が高まる中，打ち上げ総重進剤を短時間でプラズマ化する，レーザ･電磁加速複量の軽量化，ミッションコストの削減を目的として合推進機を考案した 5-6)．本研究では，ICCD カメラ

小型人工衛星が注目を集めている．これまで，多くにより放電時のプラズマの挙動を観察し，さらに，の小型人工衛星には推進システムが搭載されていな捩り振り子式スラストスタンドによりインパルスビかった．しかしながら，将来的にはミッションに応ットを測定することで，推進性能評価を行った．

じて，これによる姿勢および軌道の制御性が必要な場合が生じてくる．質量が大幅に制限される小型衛2. 実験装置および方法星においては，推進装置として比較的高い比推力が2.1得られる電気推進機を用いるのが適していると考えられる．

レーザ･電磁加速複合推進機

Fig.1 に同軸型レーザ・電磁加速複合推進機の概略図を示す．この推進機の利点は，短パルスレーザを電気推進機の 1 つであるパルスプラズマスラスタ

Anode（Pulsed Plasma Thruster, PPT）は通常，テフロンを推進剤に用い，推進機自体が単純構造であることから，Insulator
Laser

装置の小型化･軽量化が容易で，小型衛星用の姿勢･軌道制御用推進機として注目されている 1-4)．この作動においては，電極間に配置した固体推進剤の表面近傍でイグナイタによりパルス放電を行い，推進剤を溶融･蒸発･プラズマ化し，放電電流とその自己誘起磁場との相互作用（Lorentz 力）による電磁加速に

PlasmaCathode & Propellant

Fig.1 Schematic of a coaxial laser-electromagnetic
hybrid thruster.

より推力を発生する．ここで，1 発のパルス放電によって，推進剤の相変化（溶融･蒸発･プラズマ化）ならびに電磁加速が同時になされる必要がある．しかしながら，パルス放電の開始から固体の相変化が完了するまでにはある程度の時間遅れがあり，一連の相変化および電磁加速を同時に有効に完了するのは困難である．その結果，パルス放電が完了した後も推進剤が放電室に残留することなどにより，推進剤利用効率が他の推進機よりも低くなることが問題とされている

1-4)．そこで，我々は，この時間遅れを解Fig.2 Photo of a coaxial laser-electromagnetic
hybrid thruster.

固体推進剤に照射しプラズマを生成するため，推進は再現性が高いため，各パルス放電作動毎にディレ剤に金属を含む様々な推進剤が利用可能な点である．

イジェネレータ（Stanford Research Systems 製,DS535，また，推進剤がレーザアブレーション加速と電磁的分解能：5psec）の遅延時間を変化させ，任意の時間加速，さらには気体力学的加速によって複合的に加におけるプラズマプルーム撮像を繰り返すことで，速されることである．

プラズマ挙動の時間変化が観察可能である．本実験

本研究では 2 種類のサイズの推進機について検討においては ICCD カメラのゲート幅を 10nsec としたした．各種の寸法を Table 1 に示す．Fig.2 に推進機ので，撮影の 1 フレームあたりの時間分解能は 10nsecⅡの写真を示す．陽極には6mm あるいは12mm のである．

銅管，陰極兼推進剤には3mm あるいは6mm のカーボンファイバーを用いた．また，陰極表面から陽極出口端までの距離，すなわちチャネル長は 3mm，あるいは 6mm で，絶縁材にはアルミナを用いた．

2.3

推進性能評価Fig.4 にインパルスビット測定に用いた捩り振り子式スラストスタンドを示す．Fig.5 に実験装置概略図を示す．振り子はアルミニウム製で，長さは 450mm，2.2ICCD カメラによる排気プルームの挙動観察

Fig.3 に実験装置概略図を示す．レーザには Nd:YAG レーザ（BMI，5022DNS10，波長：1064nm，パルス幅：10nsec，最大パルスエネルギ：1.4J/pulse）を使用した．発振したレーザはビームエキスパンダによりビーム径を約 2.5 倍に広げ，石英ガラス窓を通してチャンバ内に導入し，集光レンズ（f =100mm）で推進剤表面に集光した．そのとき発生するプラズマの振舞いを調べるために，ICCD カメラ（ANDERTECHNOLOGY 製，最短ゲート幅：2nsec）を用いて観察を行った．Fig.3 に示すように，ICCD カメラはフォトダイオードからの信号に同期させた．本現象

ThrusterⅠ
ThrusterⅡ

Table 1 Sizes of thrusters
Anode
CathodeChannel length
6mm
3mm
3mm
12mm
6mm
6mm
Fig.4 Photo of a thrust-stand.

DC Power Supply

Vacuum Chamber

Vacuum Chamber

Capacitor
Capacitor
Nd:YAG

Beam
ExpanderNd:YAG
ThrusterThruster

Photo diodeBeamExpanderMulti I/Q

Displacement
sensorICCD カメラ

Accessory
Oscilloscope
Delay Generator
PC

Fig.3 Schematic of experimental setup.

Fig.5 Schematic of experimental setup formeasurement of an impulse bit.

より任意の高さで固定し，スラストスタンドに完全非弾性衝突をさせた．次いで，錘の衝突でスラストスタンドに与えた任意のインパルスビットに対する(a) 0nsec(b) 20nsec

振り子の変位をプロットし，較正図を作成した．なお，較正は大気中で行った．
3. 結果および考察(c) 100nsec(d) 500nsec

3.1

排気プルームの挙動

Fig.6 に充電電圧 1000V，コンデンサ容量 4.3F の場合における ICCD カメラによるプルーム観察結果(e) 1100nsec(f) 1500nsec

を示す．また，比較のために作動時の放電電流波形を Fig.7 に示す．推進剤（陰極）の表面にレーザが照射された瞬間を 0nsec とした．20nsec あたりからレー(g) 1800nsec(h) 2500nsec

ザアブレーションプラズマが発生していることが確認できた．Fig.7 から 1500nsec において，放電電流がピーク値に達しており，一方，ICCD カメラの撮影画像ではこの時間付近でプルームの発光が強く，比較(i) 3000nsec(j) 3500nsec的収束している様子が見られた．2500～3500nsec では，放電電流は下降し，一方，プルームは拡散傾向にある．4500nsec 付近で放電電流は負のピーク値を(k) 4000nsec(l) 5000nsecとっており，このときのプルームも比較的収束している様子が見られる．その後，プルームの発光は弱まっていき，10000nsec でほぼ消滅しているのが確認できた． この傾向は，放電電流波形とほぼ一致して(m) 6000nsec(n) 10000nsec

Fig.6 ICCD images of a plasma plume from a thruster
for 1000V, 4.3μF, 2.16Jいるのがわかる．
3.2

推進性能評価本実験ではレーザエネルギ 266mJ で固定し，充電エネルギを 1.22～8.65J と変化させてインパルスビッ

6000
5000
4000
3000
2000
1000
0-1000-2000

トを測定した．各推進機における充電エネルギに対Current，A500V（0.54J）
1000V（2.16J）

するインパルスビット測定結果を Fig.8 に示す．いず1500V（4.87J）れの場合も，充電エネルギの増加に伴い，インパル

2000V（8.65J）

スビットも増加した．また，各エネルギにおいて，陽極径が大きい推進機Ⅱ（12mm）のインパルスビットが推進機Ⅰ（陽極径：6mm）の場合より約 2 倍大きいことがわかった．しかしながら，単位面積当

02468Time，µsec

1012Fig.7 Temporal variations of discharge current.
(Capacitor: 4.3F, charged voltage: 500V～2000V)

幅は 30mm である．この振り子はピボット（SDP/SI，S99FXS-018710，バネ定数：k=4.7×10-2Nm/rad）によって本体と接続されている．振り子の変位は，渦電流式非接触変位計（EMIC 製，測定範囲：1.0mm，分解能：0.5μm）で測定した．
スラストスタンドの較正は以下の手順で行った．
まず，糸で吊るした既知の錘（0.2159g）を電磁石にたりのインパルスビット（推力密度）で考えると，小径の推進機Ⅰが最大 2.3Nsec/m2 で，径が 2 倍の推進機Ⅱの 1.2Nsec/m2 と比較すると，約 2 倍大きいことがわかる．
Fig.9 に充電エネルギと運動量カップリング係数
Cm の関係を示す．運動量カップリング係数は，Cm＝[インパルスビット]／[充電エネルギ＋レーザエネルギ]より算出した．運動量カップリング係数は充電エネルギが小さい場合において最大値だった．
Fig.10 に充電エネルギと比推力の関係を示す．充電エネルギの増加に伴い，比推力は増加した．また，2つの推進機の比推力の値はほぼ同程度だった．

8.65J において比推力は約 2500sec となり，これと同Impulse bit, μNsec

150：推進機Ⅰ程度のエネルギレベルで作動させた一般的な PPT よ：推進機Ⅱりも高い値であった．従って，低エネルギ領域（1.22100～2.16J）では高エネルギ領域（2.16～8.65J）に比べて，高 Cm が得られ，一方，高エネルギ領域では低エネルギ領域に比べて高比推力作動が得られることが50確認された．
00246Charge energy,J810Fig.8 Plots of measured impulse bit for variousenergies charged to capacitors.
Coupling coefficient, μNsec/J

30：推進機Ⅰ：推進機Ⅱ
20104.

246Charge energy,J810Fig.9 Plots of measured momentum coupling coefficientfor various energies charged to capacitors.

を試作し，推進性能評価を行った．主たる結論は以下の通りである．
（1）

電気的エネルギの増加により推進性能が向上することが確認できた．

（2）

3000

Specific impulse, sec

まとめ
推進機のサイズを検討するために，2 種類の推進機

00推進機Ⅰ（6mm）の場合，充電エネルギ 8.65Jの作動において，インパルスビット 64Nsec，運動量カップリング係数 6.9Nsec/J，比推力20002500sec，推進効率 9.1%が得られた．
（3）

1000

推進機Ⅱ（12mm）の場合，充電エネルギ：推進機Ⅰ

8.65J の作動において，インパルスビット：推進機Ⅱ

140Nsec ， 運 動 量 カ ッ プ リ ン グ 係 数
15Nsec/J，比推力 2500sec，推進効率 19%が002

46Charge energy,J810得られた．
参考文献

Fig.10 Plots of measured specific impulse
for various energies charged to capacitors.

1. John, R.G., Physics of Electric Propulsion:
McGraw-Hill, 1968, pp.198-316.

30

Thrust efficiency, %Fig.11 に充電エネルギと推進効率の関係を示す．
推進機Ⅰの場合は充電エネルギの増加に伴い，推進効率も増加した．一方，推進機Ⅱの場合は低エネルギ領域（1.22～2.16J）では推進効率は減尐するが，高エネルギ領域（2.16～8.65J）では増加した．充電エネルギ 8.65J において推進機Ⅰの推進効率は 9%，推進機Ⅱでは 19%であり，いずれの場合もこれと同程度のエネルギレベルで作動させた一
般的な PPT よりも高い値が得られることが確認された．

2. Martinez-Sanchez, M., and Pollard, J. E., J.

：推進機Ⅰ

Propulsion and Power 14, pp.688-699 (1998).

：推進機Ⅱ20

3. Burton, R. L., and Turchi, P. J., J. Propulsion andPower 14, pp.716-699 (1998).
4. Micci, M. M., and Ketsdever, A. D. (ed.), 2000,

10pp.337-377.
5. Horisawa, H., Kawakami, M., et al., IEPC 2003-75

00246Charge energy,J8Fig.11 Plots of measured thrust efficiency
for various energies charged to capacitors.

10(2003).
6. Sasaki K., Takeda A., Horisawa H., et al.,Electromagnetic

Acceleration

Characteristics

Laser-Electric Hybrid Thrusters, ISBEP2005.

of