九州大学大学院総合理工学報告第35巻 第1号 1-5頁 平成25年9月

Engineering Sciences Reports, Kyushu University
Vol. 35, No. 1, pp. 1-5, SEP., 2013

E×B プローブを用いたイオンエンジンにおけるイオンビーム特性の測定
平野賢治*1，豊田裕司*1，木邊厚視*1，山本直嗣*1，中島秀紀*1
Measurement characteristics of the ion beam in the ion engine using the E × B probe
Kenji HIRANO, Yuji TOYODA, Atsushi KIBE, Naoji YAMAMOTO, and Hideki
NAKASHIMA
Graduate School of Engineering Sciences, Kyushu University
E-mail of corresponding author: k_hirano@aees.kyushu-u.ac.jp†(Received February 5, 2013, accepted February 6, 2013)
The abundance ratio of the doubly charged ions in an ion thruster plume was measured in order to estimate thethrust and validate a numerical simulation code for lifetime validation of ion thruster. An E×B probe was used for theestimation of the ratio of doubly charged ions to singly charged ions. The ratio of doubly charged ions to singly charged
ions is 0.04 at an incident microwave power of 8 W and a mass flow rate of 20 μg /s. The ratio is decreased withincrease in mass flow rate. This is because the increase in mass flow rate leads to the decrease in mean free path, andelectrons get less energy from the microwaves. The E×B probe can estimate the ion velocity and the average velocityof the accelerated ions is estimated as 3.7×104 m/s at a screen voltage of 1000 V, which is reasonable compared to thetheoretical value.
Key words: Ion thruster, microwave discharge, E×B probe, abundance ratio of doubly charged ions, ions velocity

1.諸言本研究室ではマイクロ波放電型小型イオンエンジン

近年，打ち上げコストや開発コストの低減や開発期の研究・開発を行ってきた(5)．マイクロ波放電型は直間の短縮などの利点を持つ小型人工衛星の開発が活発

流放電型に比べ，放電電極を使用しないため長寿命で(1)化している ．しかし，小型化により搭載できる燃料もあり，イオンエンジンの構造が簡素化できるといった限られるため，高性能な特に燃費のよい推進器が求め利点がある．本研究室では，マイクロ波投入電力 8 Wられている(2)．

その候補の 1 つにイオンエンジン(3)が挙げられる．

及び推進剤流量 20μg/s 以下で推力 0.5 mN を目標として研究・開発を行ってきた結果，推力 0.55 mN をマイ

イオンエンジンは，小惑星探査機「はやぶさ」などにクロ波投入電力 8 W、推進剤流量 20μg/s において達成搭載されており，実績が十分にある電気推進の一つでできた．イオンエンジンの推力 F の算出に当たり以下(4)ある ．イオンエンジンの特徴としては，化学推進に比の式を用いた．

べ推力では劣るが燃費が非常に良く，燃料の大幅な削

2𝑚𝑖 𝑉𝑏F = 𝛾𝑇 𝐼𝑏 √𝑒
1 + 𝛼⁄√2
𝛾𝑇 = 𝑐𝑜𝑠𝜃𝑏 ×1+𝛼𝐼2
α=𝐼1
ここで，γT は推力係数，α は二価イオン存在比、Ib は減が可能になる．そのため，宇宙機の重量の多くを占めている推進剤を大幅に削減できる．このため，衛星の小型化，低価格化に貢献できる．すなわち，このイオンエンジンを小型衛星に搭載可能なまでに小型化できれば，これまで大型衛星で行ってきたようなミッションが小型衛星でも可能になる． 例えば，衛星の軌道保持や姿勢制御，大気抵抗補正やフォーメーションフライト，自己廃棄など，様々なミッションが低コストで可能になる．
*1 先端エネルギー理工学専攻

イオンビーム電流[A]，mi はイオン質量[kg]，Vb は引出し電圧[V]，e は電気素量、θb はビーム発散角，I1 は一価イオンの電流値[A]，I2 は二価イオンの電流値[A]である．
現在，二価イオン存在比 α を 0.15 と仮定している．

E×B プローブを用いたイオンエンジンにおけるイオンビーム特性の測定

しかしながら、人工衛星の軌道を精密に制御するため

Table 1 Grid parametersには，正確な推力の算出が必要不可欠であり，また二Screen

Acceleration

Open area ratio [%]5116

そこで本研究の目的は磁場印加にコイルを用いた E

Hole diameter [mm]

1.20

0.70

×B プローブを製作し，これを用いて，本研究室で開Potential [V]1000-150

価イオン存在比は寿命にも大きく効いてくるため，これらのデータの取得が必要不可欠である．

発した小型イオンエンジンの二価イオン存在比を測定
Thickness [mm]0.30

プローブを用いると，理論的にイオンの速度が算出可

Hole pitch [mm]1.20能であるため，この実験と並行してイオン速度の計測

MaterialCarbon

Grid gap [mm]0.20

Number of holes

91

することである．これと並行して，今回開発した E×Bも行い，その妥当性を評価した．
2.実 験 装 置
2.1 イオンエンジン
本研究室で開発したイオンエンジンの断面図を

到達圧力は 2.5×10-3 Pa で，イオンエンジン作動時の圧Fig.1 に示す．放電室の内径は 21 mm で，外形は 50 mm

力は 3.3×10-3 Pa であった．推進剤にはキセノンとアル×50 mm×30 mm である．磁気回路は，サマリウムコゴンを用いている．

バルト(Sm-Co)磁石と放電室を前後から挟み込む軟鉄製のヨークからなる．磁場形状は Sm-Co 磁石の個数に2.2

E×B プローブ

よって変更することができ，放電室内部に ECR 層とそE×B プローブの概念図を Fig.2，製作した E×B プ

れを横切る磁気ミラーを形成させ，効率よくプラズマローブの写真を Fig.3 に示す．外観は 277 mm×97 mmを生成できるようにする．今回の実験では，マイクロ×82 mm である．
コリメータ部は 50 mm，偏向部 90 mm，波周波数を 2.45 GHz で実験を行い，同軸ケーブルを通自由飛行部 90 mm である．前後のコリメータ部の孔はしてマイクロ波をアンテナに伝送している．使用した

直径 0.4 mm，オリフィスプレートの孔は直径 1 mm でアンテナは，過去の研究により星形が最も性能が良いある．

ことが分かっており，星形アンテナを用いた．材質はE×B プローブは，速度の異なるイオンに電場と磁場モリブデンで，直径 9 mm の円に内接し，厚さは 1 mmをかけることにより分離して計測できる装置である．

である．グリッドはカーボン製で，グリッド間はアルコリメータ部は直径が 0.4 mm と小さな孔が 50 mm 離ミナの円柱を用いて絶縁している．Table 1 に実験で用れて設置されており、この 2 つの孔を通過する単一のいたグリッドのパラメータを示す．アースに対してスベクトルを持ったイオンビームのみが偏向部に入射さクリーングリッドとイオン源に 1000 V 印加する場合，れる。次に，イオンビームは電場と磁場がかかっていアクセルグリッドには-150 V を印加している．推進剤る偏向部を通過する．磁場は一定に保ち，電場は電極流量は，サーマルマスフローコントローラにて制御した．推進剤がキセノンの場合では，このマスフローコントローラの誤差は，5 μg/s において±0.5 μg/s であった．今回の実験は，直径 1 m，長さ 1.2 m のステンレ
ス製真空容器で行った．ロータリポンプ(排気速度 27L/s)とターボ分子ポンプ(排気速度 2230 L/s)により排気した．
Fig.2 Conceptual diagram of E×B probe

Fig.1 Cross-section of miniature ion thruster

Fig.3 Photo of E×B probe平成 25 年度 九州大学大学院総合理工学報告 第 35 巻 第 1 号

間に掛ける電圧を変えることで偏向部を通るイオンがしては，ローパスフィルターによりノイズが抑えられ受ける力を変化させる．磁場により受ける力と電場にた事と思われる．得られた結果より，二価イオン存在より受ける力が釣り合えばイオンは力を受けずに直進比を算出した．この実験条件では 0.15±0.05 であった。

する．つまり，この 2 つの力が釣り合う条件は誤差は、ばらつきによる標準偏差とノイズで評価した。
（1）

E=v×Bとなる．一価イオンと二価イオンは，同じ電位差で加3.2 投入電力依存性

速されると，二価イオンは一価イオンに比べ 2 倍のエ

今回の実験条件は全てマイクロ波周波数 2.45 GHzネルギーを有している。そのため、一価イオンと二価にて行った．実験条件は，マイクロ波投入電力を 6 W

イオンでは速度が大きく異なり、偏向部で受ける力が～16 W まで 2 W 間隔で変え，推進剤はキセノン，推異なる．Fig.2 のように一価イオンが直進しているとき

進剤流量は 20 μg/s，偏向部の磁場強度は 40 mT で行っは電場と磁場から受ける力が釣り合っている。しかし，

た．

二価イオンは一価に比べ速度が速いためローレンツ力

Fig.5 に二価イオン存在比のマイクロ波投入電力依すなわち右辺が大きくなり、力の釣合いが取れないた存性を示す．Fig.5 に見られるように，投入電力が増加

め曲がってしまう。その結果、直進した一価イオンはするとともに二価イオン存在比も増加することが分か

オリフィスプレートの孔を通過し、曲がった二価イオった．これは，投入電力の増加により，二価イオンにンはオリフィスプレートに衝突する。そして、一価イ電離することができるエネルギーを持った電子が増加オンのみがファラデーカップに入り，電流値を計測さしていることを意味する．しかし，6 W から 10 W まれる。このように、速度差を用いることで一価イオン

でと 12 W 以上では二価イオン存在比の増加率が違うと二価イオンを分離して測定している(6),(7)． 今回製作ことが分かる．すなわち，12 W 以上で，2 価電離が可した装置で得られる分解能を数値計算により求めたと能なエネルギーを持った電子が急激に増加しているこ

ころ電界強度では±77.8 V/m で，速度に換算すると±とを意味する．10 W から放電室内部のプラズマ密度に2000 m/s であった．

比例する引き出しイオンビーム電流が一定になってい本実験では，出力値が pA オーダーと非常に小さい．

ることを鑑みると，一価電離に要するエネルギーの総そのため，出力値を増幅させる目的に加え，ノイズ対量は閾値以上ではマイクロ波投入電力を増加させても策として，I-V 変換回路，増幅回路，ローパスフィル変わらず，投入されたエネルギーは電子の加速のみにター，絶縁アンプを組み込んだ．ローパスフィルター使われたため，結果として 12 W 以上で 2 価電離の増の遮断周波数は 16 Hz とし，電圧は偏向部の間にある加率が上昇したと考えられる．

電極に精密電源増幅器から電圧を印加し 0.1 Hz の三角波を掃引した．
3．結 果 と 考 察
3.1 実験結果
Fig.4 には実験結果の一例としてマイクロ波周波数
2.45 GHz、マイクロ波投入電力を 16 W，推進剤はキセノン，推進剤流量は 20 μg/s，偏向部の磁場強度が 40 mTにおける実験結果を示す．この結果より，非常にノイズが少ない信号が取得できた事が分かる．主な要因とFig.5 Dependence of incident microwave power on theabundance ratio of the doubly charged ions
3.2.2 推進剤流量依存性
次に，マイクロ波投入電力を 8 W に固定し，推進剤流量を 9.8 μg/s，19.5 μg/s，29.3 μg/s，39.1 μg/s に変化させ，推進剤流量が二価イオン存在比に及ぼす影響を調査した．この時の実験結果を Fig.6 に示す．Fig.6 に示されるように，推進剤流量が増加すると二価イオン存在比は減少することが分かった．これは推進剤流量

Fig.4 An example of output valueの増加に伴い，放電室内部の圧力は上昇し，平均自由E×B プローブを用いたイオンエンジンにおけるイオンビーム特性の測定行程が短くなる．今回用いたイオンエンジンでは，電らを比較すると、近似直線から求めた速度に比べて子は磁力線に沿って動き，磁気ミラー間を何度も往復1 点のみで求めた速度は，7 割ほど誤差が小さくなしているが，ECR 層を横切るときに効率よくエネルギっており，一次関数に近似して速度を求める手法のーをマイクロ波から吸収しているため，衝突間に ECR優位性が得られたと言える．しかし，近似直線から層を横切る回数の減少は電子の得られるエネルギーの求めた速度は理論値と一致していない．この原因と減少を意味する．そのため，高エネルギーの電子が減しては，偏向部の磁場が均一でないことやヒステリ

少し，結果として二価イオン存在比が減少したと考えシスの影響で測定した磁場強度が異なるなどの要られる．

因が考えられる．
次に，推進剤にアルゴンを用いた場合にイオンの速度を計測した．磁場強度は 80 mT～10 mT では 10mT 間隔で，-20 mT～-80 mT では 20 mT 間隔で計測を行った．マイクロ波投入電力は 13.5 W，推進剤流量は 18 μg/s として実験を行った．その結果を Fig.8に示す．キセノンの場合と同様に、80 mT のみで速度を求めると、56000 m/s であった。先ほどと同様に比較するため，計算式からアルゴンイオンの速度を算出した。すると、速度は約 70000 m/s であった．

Fig.6 Dependence of mass flow rate on abundance ratio of

これより、誤差を求めると約 20 %であった．次に，

the doubly charged ionsFig.8 に示す実験結果を一次関数として近似して速度を求めると約 65000 m/s であった．同様にして，3.3 イオンの速度計測測定値と計算値の誤差を求めると 7%の誤差であっ今回は磁場形成にコイルを用いているため，磁場強た．したがって，近似直線から求めた速度に比べ，度を自由に変更できる．そのため，様々な磁場強度で1 点のみで求めた速度は 7 割ほど誤差が小さくなっイオンのピークの位置を計測し，近似直線を引くことている．この結果より，一次関数に近似して速度をで速度を求めることができる．コイルに流す電流値は，求める手法の優位性が得られ，さらに様々な速度で実験前にガウスメータで磁場強度を計測し，校正を行測定可能であることが確認できた．っている．まず，推進剤にキセノンを用いた場合でのイオンの速度計測を行った．磁場強度は 80 mT～-80mT まで 20 mT 間隔で磁場強度と変更した．マイクロ波投入電力は 8 W，推進剤流量は 20 μg/s で実験を行った．80 mT から-80 mT までの実験結果を Fig.7 に示す．
まず，ある一点のみで速度を測定した場合の速度を測定した．80 mT のみで速度を求めると 42000 m/s であった。イオンエンジンから排出されるイオン速度は理論的に求め，測定値との精度を確認するため以下に示す式から算出した速度と比較した．
v=√

2𝑧𝑞∆𝑉𝑝𝑚𝑖z：イオンの価数

mi：イオンの質量q：電荷素量

ΔVp：スクリーングリッド電圧

Fig.7 Dependence of magnetic field strength on electricfield strength

この式から求めた結果，一価のキセノンイオンの速度は 38000 m/s であった．これらか，測定値と計算値との誤差を求めたところ，誤差は約 9.3％であった。次に、Fig.7 に示す実験結果を一次関数として近似して速度を求めた。一価イオンの速度は，約 37000m/s であり、計算値との誤差は 2.6 %であった。これ

Fig.8 Dependence of magnetic field strength on electricfield strength平成 25 年度 九州大学大学院総合理工学報告 第 35 巻 第 1 号

4.結論

今回，磁場形成にコイルを用いた E×B プローブを製作し，研究室で開発した小型イオンエンジンの二価イオン存在比を測定した．マイクロ波周波数は 2.45 GHz，マイクロ波投入電力は 8 W，推進剤がキセノン，推進剤流量は 20 μg/s のとき，二価イオン存在比は 0.04 であり，想定の四分の一であった．この値を用いて正確な推力を算出し直すと 0.57 mN であった．さらに，今回はイオンの速度計測も行った．一次関数に近似して求めた速度は，ある磁場強度 1 点のみで求めた速度よりも精度高く求めることができることが分かった．
偏向部の磁場を出来る限り均一にすることや磁気センサーを E×B プローブ内に設置し，実際に磁場を計測しながら速度を測定できるように改良することなどによりさらなる精度向上が期待できる．これらにより計測精度が向上したならば，イオンエンジンのみならず、他の推進器でも精度良く速度の測定が可能となり，様々な推進器の性能向上に貢献できる。
参
1)
2)

3)
4)

5)

考文

献

茂原正道，鳥山芳夫：“衛星設計入門”，培風館，2002
Mueller, J., “Thruster Options for Microspacecraft: A Review
and Evaluation of State-of-the Art and Emerging
Technologies,” Micropropulsion for Small Spacecraft, editedby Micci, M. M., and Ketsdever, A.. D., Progress inAstronautics and Aeronautics, Vol.187, AIAA, Reston, VA,
2000, pp. 45–137.
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，東京，2003
細田聡史，國中均：“イオンエンジンによる小惑星探査機「はやぶさ」の帰還運用”，プラズマ・核融合学会誌，
Vol.86，2010，pp282－292
近岡貴行，“小型衛星用イオンスラスタの開発”，九州大学修士論文，2006

6)

Casey C.Farnell, Daniel L.Brwn, Garret M.Willis, Richard
D.Branam and John D.Williams “Remote Diagnostic
Measurements of Hall Thruster Plumes” IEPC Paper
2009-031

7)

早川幸男，北村正治：“キセノンイオンエンジンの地上設備における運転と評価法“，航空宇宙技術研究所資料
TM-752，平成 12 年 10 月号，2000，pp. 1-21.