平成１９年度
九州大学大学院 総合理工学府
先端エネルギー理工学専攻

修 士 論 文論文名Ar を推進剤として用いるイオンエンジンの開発

氏

名

三好

誠

指導教員名

中島

秀紀

教授

目次
第一章

序論

1.1 電気推進・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・1
1.2 イオンエンジン・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・2
1.3 マイクロ波放電型イオンエンジン・・・・・・・・・・・・・・・・・・・3
1.4 原子力電源・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・3
1.5 推進剤・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・4
1.6 研究目的・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・5

第二章

探査機システム2.1 電力源 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・10
2.1.1 太陽電池 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・10
2.1.2 原子力電池・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・11
2.1.3 原子炉 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・12
2.2 エネルギー変換系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・12
2.2.1 熱電変換 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・12
2.2.2 スターリングエンジン ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・13
2.2.3 MHD 発電 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・14
2.3 駆動系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・15
2.3.1 イオンエンジン ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・15
2.3.2

MPD スラスタ ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・16

2.3.3 VASIMR ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・16
2.4 推進剤貯蔵系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・17
2.5 遮蔽体、廃熱系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・18

第三章

ミッション解析

3.1 推進剤の検討 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・26
3.2 軌道解析 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・27

第四章

原理

4.1 プラズマ生成部 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・31
4.2 マイクロ波伝送系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・33
4.3 イオンビーム抽出部 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・39
4.4 イオンビーム中和部 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・39
4.5 イオンスラスタの性能評価 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・39

第五章

実験

5.1 実験装置 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・43
5.1.1 真空排気系 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・44
5.1.2 イオンエンジン ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・44
2.3.3 VASIMR ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・46
5.2 実験結果 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・38
5.2.1 磁石間距離依存性 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・47
5.2.2 磁石列数変化依存性 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・50
5.2.3 放電室壁面磁石の配置位置による依存性 ・・・・・・・・・・・・・51

第六章 結論・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・57

謝辞・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・58

第一章
1.1

序論

電気推進機

日本の月・惑星探査の歴史は、1985 年 1 月、当時の旧文部省 宇宙科学研究所により打ち上げられた工学試験探査機「さきがけ（MS-T5）」から始まった。「さきがけ」は日本の探査機としては初めて太陽周回軌道の投入に成功した。その後 1990
年 1 月に打ち上げられた工学試験衛星「すいせい（PLANET-A）」による日本初の月面到達、1998 年 7 月に打ち上げられた（打ち上げ後、「のぞみ（PLANET-B）」
による火星近傍軌道への到達と、日本の宇宙探査技術は目覚しい進歩を遂げ、また多くの科学的成果をもたらした。
探査機をより遠方の天体へ到達させるためには、大きな速度増分（ ∆V ）が必要である。図 1.1 に各ミッションにおけるペイロード比1と比推力2の関係を示す。比推力はロケット推進における燃費を意味し、より高比推力であれば、同一の速度増分を得るために必要な推進剤の量の削減が可能となり、結果としてペイロードの増大が見込める。また、燃料を多く搭載することで、より遠方へ到達できる。
電気推進とは、太陽光エネルギーや原子力エネルギーから電力を得て、それを推進剤に与えることにより反力を得る外燃機関の一種である。電気推進は、電力を推力に変換することから、その推力は得られる電力に見合ったものである。現在宇宙での主たる電力発生機関である太陽電池パネルで得られる電力レベルが 1 kW 程度であることを考えれば、電気推進機は極めて低推力のロケット推進である。しかし、ロケット推進の燃費を意味する比推力が従来の化学推進の 2~10 倍以上と極めて大きい。そのため、長期の運用が求められる人工衛星の姿勢制御や軌道保持、軌
道間輸送に適している。また、図 1.1 のように、 ∆V が 5 km/s を超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推進機が必須となってくる[1-1]。よって電気推進は化学推進と比較して深宇宙探査ミッションに有利であり、40 年ほど前から開発が進められている。現在
エンジンが発生する推力。1kgf の推進剤で 1kgf の推力をど
単位時間あたり消費する推進剤重量
れだけの時間維持できるかを示す。時間の単位を持つ。
ロケットの燃えきり質量
2 ペイロード比＝。推進剤以外の質量が初期質量の何％ロケットの初期質量を占めているかを示す指標。
1比推力＝

1

使 用 さ れ て い る 代 表 的 な 電 気 推 進 機 は ア ー ク ジ ェ ッ ト ス ラ ス タ 、 MPD（Magnet-Plasma-Dynamic）スラスタ、ホールスラスタ、イオンエンジン等である。

1.2

イオンエンジン

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、電磁加速型のもの、電熱加速型のものがある。静電加速型の代表的なものにイオンエンジンがあり、電磁加速型を代表するものとして MPD(Magneto-Plasma-Dynamic)スラスタ、電熱加速型を代表するものとしてアークジェットスラスタがあげられる。
図 2.1 に各種推進機の推力密度(噴射口単位面積あたりの推力)と比推力の関係を示す。これら電気推進機はミッションによって使い分けがなされている。そのなかでも 1960 年代から研究開発が続けられたイオンエンジンはその完成度が高く、1990 年代半ばの姿勢制御用エンジンとしての実用化、2000 年代の小惑星探査主推
進用エンジンとしての実用化を経て現在に至っている 。
イオンエンジンは電気推進の中でも、高い比推力領域(103~105 s)で高い推進効率3(70~80%)が得られるという特徴がある。そのため速度増分 ∆V の大きなミッション
で長期にわたり作動させることでその優位性を発揮する。そのため惑星探査等深宇宙ミッションに適していると考えられる。
イオンエンジンは、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 1,000 V~8,000 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 1.3 にイオンエンジン概念図を示す。その原理は第四章において後述する。イオンエンジ
ンは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

イクロ波放電型に分類される。このなかで最も開発が進んでおり、作動実績が多いのが①の直流放電型である。直流放電型におけるプラズマの生成は、電子源である
熱陰極（ホローカソード：中空陰極）から放出される熱電子を加速させ、推進剤に衝突させることによって推進剤を電離させることで行われる。なかでも特筆すべき
1 / 2m& v 2。電気推進機に投入した電力 P がどれだけ推力発生の運動エP
ネルギーに変換されたかを示す。
3推進効率 ηt =2

成果を残しているのが 1999 年、アメリカで打ち上げられた惑星間探査機
DS1(Deep Space 1)である。DS1 に搭載されたイオンエンジンは直流放電型イオンエンジンでは最長の稼働時間 16,000 時間を達成している[1-2], [1-3]。

1.3マイクロ波放電型イオンエンジン

直型直流放電型イオンエンジンの推進性能は既にほぼ実用の域に達している。しかし、ホローカソードの使用にはヒーター用の電源、電子抽出のためのキーパー用電源が必要であり、これがシステム構成の複雑化を招いている。
他方、マイクロ波放電型イオンエンジンでは、プラズマ生成に電子の ECR（電子サイクロトロン共鳴）加熱を利用するため、無電極放電が可能となる。図 1.4 に直流放電型およびマイクロ波放電型イオンエンジン概略図を示す。マイクロ波放電型イオンエンジンの特徴として大きく以下の 3 つがあげられる[1-4]。
1) エンジン本体および中和器からホローカソードを撤廃できる。そのため、エン
ジンシステムの簡略化による長寿命化、および高信頼性を獲得できる。
2) プラズマ点火に特殊な手順や付加装置が不必要である。ホローカソードを撤廃した事により、推進剤供給器や各種電源の台数を減らす事も可能である。
日本では、ISAS(Institute of Space and Astronautical Science)/JAXA(Japan
Aerospace eXploration Agency)が小惑星サンプルリターンミッションにおける惑
星間航行の主推進としてマイクロ波放電型イオンエンジンを採用した。この計画は2003 年 5 月に実行され、探査機「はやぶさ」は 2 年の宇宙飛行の後、2005 年 11月に小惑星「ITOKAWA」への着陸に成功した。現在「はやぶさ」は 2010 年 6 月
地球帰還を目指し、航行中である[1-5]~[1-7]。上述のように、マイクロ波放電型イオ
ンエンジンの推進性能は実用レベルに達している。本研究においてもマイクロ波放電型イオンエンジンを採用している。

1.4

原子力電源

現在イオンエンジンの電源にはおもに太陽電池が用いてられている。そのため太陽から遠ざかるような外惑星を目的地とする深宇宙探査ミッションでは十分な電力の供給が困難となる場合がある。よってイオンエンジンをより深宇宙でのミッシ
ョンに対応させるためには、太陽からの距離に依存しない電源が必須になってくる。
3そこで、探査機に宇宙用原子炉を搭載し、原子力電源を使用して電気推進を駆動する方式, NEPS(Nuclear Electric Propulsion System)が候補として挙げられる[1-8]。
NEPS は太陽からの距離に依存しない大電力供給による高推力、高比推力化が可能であるため、深宇宙探査に有利であると考えられ、米国の JIMO（Jupiter Icy Moon
Orbiter)計画などで検討されてきた[1-9]。本論文第二章において、原子力電源を用いての電気推進機の運用を検討する。

1.5

推進剤

表 1.1 にイオンエンジンの推進剤の候補を示す。イオンエンジンの推進剤は、イ
オン生成コストの観点からは、イオン化エネルギーが低く推進効率の高い Hg, Csなどが有利である。しかし、Hg,や Cs は反応性の強い活性ガスであるため、探査機の劣化を促進してしまう。
よって現在、イオンエンジンの推進剤には、不活性ガスでありイオン化エネルギーが低いため推進効率の高い Xe が利用されている。しかし、Xe は、生産量が少なく単価が高いため、推進剤を大量に消費するミッションへの適用は困難であると考えられる。
Bi は Hg や Cs に挙げた欠点がなく、単価が Xe に比べて安く、さらにイオン化
エネルギーも低いため魅力的な推進剤であるため、将来イオンエンジンの新たな推進剤候補として検討される可能性があるが、常温で固体であるため、気化させるためのエネルギーが必要である点が課題として挙げられる。
また、希ガスである Kr, Ar も有望な候補である。Kr は Xe に次ぐ優れた性能を有しており、アメリカにおいても次世代の惑星探査機用イオンエンジンの推進剤として想定されている[1-10]。
Ar は特性自体は Xe や Kr に及ばないものの、大気中での存在率は約 1%と他のガスと比較して豊富に存在し、これに起因して価格も安価であるので、将来的にはXe に代わってイオンエンジンの推進剤の主力になる可能性が高いと考えられる[1-11], [1-12]。

4

1.6

研究目的

前述のように、現在イオンエンジンの推進剤としては主に Xe が利用されている。
しかし、深宇宙航行等の推進剤を大量に消費するミッションにおいてイオンエンジ
ンを議論するためには、推進剤の生産量や価格を考慮した上での推進剤の検討が必要となり、その際、推進剤に Xe を用いることが困難な場合も考えられる。
他方、Ar は、イオン化エネルギーこそ Xe と比較して不利であるが、安価で生産量も多いため、推進剤を大量に消費するミッションへの適用が容易であると考えられる。Ar はイオン質量が小さいため、推進剤に用いれば推進剤 Xe 使用時と比較して、同一のイオン加速電圧時にイオン排気速度が大きくなり、結果として高比推力が可能となる。また同一の比推力時では Xe 使用時と比較してイオン加速電圧が低く出来るため、加速電極のスパッタによる損耗を低減でき、長寿命化が可能となる。これらの特徴はイオンエンジンを長期間作動させる必要のある深宇宙ミッシ
ョンにおいて有利であると考えられる。また、原子炉電源を使用した場合、その大電力により、エネルギー変換効率への要求が低くなる。そのためイオン化エネルギ
ーの低い Ar の推進剤への適用が容易となると考えられる。
本研究では、第二章で原子力電源を用いての電気推進機の運用を検討し、第三章
で原子炉電源を用いたイオンエンジンのミッションとして木星航行ミッションの解析を行い、推進剤 Xe および Ar の比較検討を行う。さらに第四章でイオンエン
ジンの原理を説明し、第五章において推進剤に Ar を使用したイオンエンジンの性能を各体系で測定し、推進剤に Ar を用いたイオンエンジンの最適化方法を検討する。

5図 1.1 各ミッションにおけるペイロード比と比推力[1]

図 1.2 各種推進機の推力密度と比推力の関係[1]6図 1.3 イオンエンジン概念図

(b)

（a）

図 1.4 直流放電型およびマイクロ波放電型イオンエンジン概略図（a）

直流放電型イオンエンジン(b) マイクロ波放電型イオンエンジン

7表 1.1

イオンエンジンの推進剤の候補
イオン化

融点

沸点

気化熱

（Ｋ）

（Ｋ）

（J）

Xe 131.293

161.4

165.1

12.6361170.4

単価が高い

Kr 83.798

115.79

165.1

9.029

1350.8

Xe と Ar の中間的物性

Ar 39.948

83.8

87.3

6.447

1520.6

イオン質量が小さい

Bi 208.98

544.4

1837

151

703

沸点が高い

Hg 200.59

234.32 629.88

59.2991007.1

活性ガス

Cs

301.59

67.74

375.7

活性ガス

原子量

132.9

944

エネルギー

特徴

(kJ/mol）

8参考文献[1-1]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)7.
[1-2]Deep Space1 ホームページ(http:nmp.jpl.nasa.gov/ds1/tech/sep.html)[1-3]J. M. Sankovic., and J. W. Dunning, Jr., “An Overview of Current NASA Activities inElectric Propulsion Technology”, IEPC-99-003(1999)[1-4] 國中均, “電気推進への宿題(前半)”, 日本航空宇宙学会誌, 53,（2005）, pp.1-6.
[1-5]Kawaguchi, J., Uesugi, K, and Fujiwara, A., “The MUSES-C mission for the sample
and return-its technology development status and readiness-”, Acta Astronautica, Vol. 52,
2-6, 2003, pp., 117-123[1-6] A. Fujiwara, J. Kawaguchi, D. K. Yeomans, M. Abe, T. Mukai, T. Okada, J. Saito, H.
Yano, M. Yoshikawa, D. J. Scheeres, O. Barnouin-Jha, A. F. Cheng, H. Demura, R. W.
Gaskell, N. Hirata, H. Ikeda, T. Kominato, H. Miyamoto, A. M.. Nakamura,R.

Nakamura, S. Sasaki, and K. Uesugi, Science, 312, 1330 (2006).
[1-7]Funaki, I., Kuninaka, H., and Toki, K., “Plasma Characterization of a 10-cm Diameter
Microwave Discharge Ion Thruster ,” Journal of Propulsion and Power,Vol. 20, No. 4,
2004, pp. 718-726.
[1-8]M, S, El-Genk, editor, “A Critical Review of Space Nuclear Power andPower and Propulsion, 1984-1993,” American Institute of Physics Press, (1994)[1-9]Steven R. Oleson, “Electric Propulsion Technology Development for the Jupiter Icy
Moons Orbiter Project”, AIAA-2004-3449[1-10]Dunning, J. Jr., Hamley, J., Jankovsky, R., “An Overview of Electric Propulsion
Activies at NASA”, AIAA-2004-3328, 40th ALAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion
Conferrence ＆ Exhibit, (2004)[1-11]中村嘉宏，東久雄，北村正治，宮崎勝弘“希ガスを用いたイオン推進システム”，平成 57 年度宇宙輸送シンポジウム，(1982)[1-12]大川恭志，北村正治“大規模輸送を想定したイオンエンジンの推進剤選択”，平成 14 年度宇宙輸送シンポジウム,2003

9

第二章
2.1

木星航行探査機システム

電力源[2-1]~[2-4]電気推進は、電力を推力に変換する宇宙推進機である。そのため電気推進機を作動させるためには、電力を生成するエネルギー源が必要である。その候補としては
太陽電池、原子力電池、原子炉電源などが挙げられる。

2.1.1

太陽電池

地球軌道近傍における宇宙ミッションの場合、太陽電池が宇宙ミッションにおける最も一般的なエネルギー源である。光起電力効果を利用し、光エネルギーを直接電力に変換する電力機器である。図 2.1 に太陽電池の概念図を示す。一般的な太陽電池は、p 型と n 型の半導体を接合した構造を持つ。p 型と n 型の半導体を接合す
ると、接合部付近では伝導電子と正孔がお互いに拡散して結びつく拡散電流が生じる。その際、接合部付近では伝導電子と正孔が電荷を打ち消し合い、これらキャリ
アの少ない空乏層が形成される。また、拡散した電子と正孔をそれぞれ n 型半導体、
p 型半導体へ引き戻そうとする内蔵電場が生じる。平衡状態においては拡散電流とドリフト電流が釣り合った状態となる。ここで、光が pn 接合に照射されると光電効果により電子（光電子）が励起され、その跡には正孔が生じる。これにより伝導
電子、正孔が増加した結果内蔵電場が大きくなる。その結果ドリフト電流が増大し、拡散電流との平衡が保てなくなることにより光電子は n 型半導体に、正孔は p 型半導体に移動する。これにより生じた起電力を光起電力と呼び、太陽電池はこの光起電力により光エネルギーを直接電力に変換し起電力を生む機構である。
大気圏外の地球軌道上における太陽放射エネルギーの面積密度は 1.37 kW/m2 であり、太陽電池セルのエネルギー変換効率は宇宙環境における太陽電池素子の劣化による経年変化はあるものの、Multi Junction Cell 太陽電池においては 28％の変換効率が実現されている。
例えば、ISS（国際宇宙ステーション）に装備されている主太陽電池パネルは、１枚で長さ約 33 m、幅約 11ｍ（有効セル面積 210 m2）、重量は約 1.1 t で 32 kWの発電能力を持つ（150 W/m2、30 W/kg、5.2 kg/m2）。また、宇宙探査機においても、太陽電池は一般的な電力源である。電気推進機の電力源として太陽電池を搭載した探査機は、探査機はやぶさ、探査機ディープスペース 1 が挙げられ、それぞ10れ小惑星イトカワ、彗星 Borrelly への到達に成功している。しかしながら、太陽からソーラーパネルへ受け取れるエネルギーの密度は、太陽からの距離の 2 乗に比例して小さくなる。図 2.2 に探査機はやぶさの電力、推力の変移を示す。SCP Power
Generation は太陽電池パネルの発電能力、
Total Power は探査機の総電力消費量、
IES Power は推進機の電力消費量、Thrust は推進機が発生する推力を示す。はやぶさの発電能力は太陽から 1 AU の距離において 2.6 kW である。しかしながら太陽から遠ざかるほどにその発電能力は低下し、太陽から 1.3 AU を通過した Term3
において探査機の発電能力は 1.5 kW を下回り、さらに太陽から 1.7 AU の距離である遠日点を通過した Term5 において、その発電能力は 1.0 kW を下回った。そのため、推進機の消費電力を低下させる必要があり、結果として推進機は低推力運用となっている。このように太陽から遠ざかる深宇宙でのミッションにおいて太陽電池を電力源とした場合、十分な電力の供給が困難となり、ミッションの制約となる。したがって深宇宙探査ミッションには太陽からの距離に依存しない電力源が必要となってくる。

2.1.2

原子力電池

太陽からの距離に依存しない宇宙用エネルギー源は、これまで原子力電池が用いられてきた。原子力電池とは、アルファ崩壊を起こす核種であるプルトニウム 238やポロニウム 210 等の放射性核種の原子核崩壊の際に発生するエネルギーを熱として利用し、熱電変換素子により電力に変換する物理電池の一種である。原子力電池は、単位質量あたりが発生する熱エネルギーが小さく（酸化物の形態で使用されるプルトニウム 238 のα線による発熱量は 1 g 当たり 0.56 W）、また熱電素子の変換効率は余り高くない（10％以下）ため、単位質量あたりの発電量が比較的小さい。
例えば 2006 年 1 月に打ち上げられた冥王星探査機ニュー・ホライズンズに搭載された原子力電池は重量約 56 kg で 300 W の発電能力である。
しかしながら、プルトニウム 238 の半減期は 87 年と長いため、極めて長期間熱出力を供給できるという特徴がある。実際、1977 年 9 月および 1977 年 8 月に打ち上げられたボイジャー1 号およびボイジャー2 号には電力源として原子力電池が搭載され、現在も稼動中である。また、今後は原子力電池の出力低下にともない、全ての機器に電源を入れておくことが出来なくなるが、稼動を完全に停止するのは11

1 号、2 号ともに 2020 年以降の予定である。原子力電池は多くの作動実績があり、深宇宙探査ミッション用として有効な電力源の 1 つであると考えられる。しかし、単位質量あたりの発電量が小さいため、電気推進機を作動させるミッションにおいて制約となる場合が考えられる。

2.1.3

原子炉

原子力エネルギーを用いて大電力を供給するためには、原子炉を用いて発電する必要がある。原子力電池は、放射性核種が自然崩壊する過程で出る熱を電力に変換するものであるが、原子炉は核分裂反応を人為的に制御する機構がついたものであり、原子力電池とは大きく異なるものである。原子炉は、核分裂反応によって高いエネルギーを持った高速中性子を発生させる。高速中性子は、核燃料である U235とは核分裂反応が効率的に行えないので、通常は減速材を使って高速中性子を拡散によって減速して、熱中性子とする。その熱中性子が U235 と衝突し、核分裂反応を行う。こうして核分裂反応は連続して起き、その反応を制御し、反応により生じた熱を冷却材により取り出し、発電に利用する機構が原子炉である。
アメリカ航空宇宙局（NASA）では、電力源として 1 MWt, 100kWe の原子炉を搭載した探査機を木星系へ送るプロメテウスミッションや、電力源として
20~40MWt, 2.5MWe の原子炉を搭載し、電気推進機を使用した火星輸送ミッショ
ンなどの計画があった（現在 NASA はスペースシャトルの後継機の開発、ISS の完成、月面有人ミッションのための予算を優先したため、上記計画は予算削減され凍結されている）。宇宙での原子炉の利用は、その大電力供給により電気推進機を
高推力、高比推力で作動させる事が出来ることや、太陽からの距離に依存せず電力を供給できるので、深宇宙探査に有利である。また、月面や火星面において宇宙飛行士の装備や生命維持用の安定した電力供給や、その豊富な電力を用いて、現地の資源から水や燃料を製造することも可能となると考えられる。

2.2

エネルギー変換系[2-5]~[2-12]

2.2.1

熱電変換

原子炉から生成される熱エネルギーを電力として利用するためにはエネルギー変換器が必要である。通常の原子炉の場合、核分裂反応で発生する熱を使って水を12沸騰させ、その蒸気で蒸気タービンを回すことで発電機を回して発電する。しかし真空である宇宙空間での使用の場合は、気密を保って蒸気をタービンに送らなければならず、また蒸気を排出することなく再使用しなければならない。そのため地上用と比較してシステムが複雑かつ大型になり、その結果重量が増加するので好ましくない。したがって宇宙用のエネルギー変換では、これまで熱電変換を多く用いられてきた。1970 年代に NASA は、実験衛星に搭載した原子炉 SNAP−10Ａを熱電変換により運用した。図 2.3 に熱電変換の概念図を示す。熱電変換は 2 種類の異なる金属または半導体を接合して、両端に温度差を生じさせると起電力が生じるゼー
ベック効果を利用して発電する。しかし、熱電変換による発電は効率が低い。SNAP−10Ａの後継機である原子炉発電システム SP-100 を例にとると、プラント効率は4.3％ほどである。よって熱電変換では原子炉による大電力供給は難しい。

2.2.2 スターリングエンジン
そこで宇宙用原子炉のエネルギー変換システムとして考えられるのがスターリ
ングエンジンおよび MHD 発電機である。スターリングエンジンは、シリンダー内のガスを外部から加熱・冷却することにより膨張、圧縮させスターリングサイクル
によりピストンに運動エネルギーを与える外燃機関である。図 2.4 にスターリング
エンジンの原理を、図 2.5 にスターリングサイクル図を示す。スターリングサイク
ルは、図 2.4 に示すように同じ等温圧縮 1-2（冷却）、定容加熱 2-3、等温膨張 3-4（加熱）、および定容冷却 4-1 の組み合わせからなるサイクルである。ここで、4-1で放出される熱量を再生機により 2-3 の過程でそのまま損失なく加熱に利用できるものとすると、熱の授受は qH, qL のみ考えればよい。1-2 および 3-4 は等温であるので
q L = ART1 ln

P1v= ART1 ln 1
P2
v2

q H = ART3 ln⎡ kcal kJ ⎤⎢ kgf , kg ⎥⎣⎦⎡ kcal kJ ⎤⎢ kgf , kg ⎥
⎣
⎦

v4
v3

(2-1)

(2-2)

となる。ここで A は仕事の熱当量[kcal/kgfm], R は気体定数, T, P, v はそれぞれの添え字のサイクル点における絶対温度[K], 圧力[Pa], 比容積[m3/kg]をそれぞれ示す。ここで v1 v 2 = v 4 v3 であるから、作動流体 1kg あたりの仕事Ｌは
13

⎛
v
v ⎞
AL = q H − q L = AR⎜⎜ T3 ln 41 − T1 ln 1 ⎟⎟T1
v3
v2 ⎠
⎝
⎡ kcal kJ ⎤v
= AR(T3 − T1 )l ln 1 , ⎢, ⎥v2⎣ kgf kg ⎦(2-3)

となる。理論効率η th は

η th =qTAL= 1− L = 1− 1
qH
qH
T3

(2-4)

となり、理論上カルノーサイクルと同じ理論効率が得られる。そのため、熱エネル
ギーの運動エネルギーへの変換効率は現在考えられるサイクルでは最もカルノー
サイクルに近く、高効率なエネルギー変換が可能である、また温度差さえ存在すれば稼動できるため宇宙用原子炉にも適用しやすい、という特徴がある。スターリン
グエンジンは気体の熱膨張・熱収縮を利用するため、大きな仕事をさせるためには必要な気体の量は多くなり、結果としてピストン内へ高圧のガスを封入することになる。しかしながらスターリングエンジンは気体を気密に保ったままで膨張・収縮を行なわなければならず、気体を高圧に詰め込んで高レベルな気密を保ちながら、ピストンや出力軸を摩擦なく動かすようにすることは、非常に難しい技術となる。
[2-11]また、このような高度な設計が稼動部に要求されるため、宇宙用原子炉への適用へは稼動部の耐久性が課題として挙げられる。

2.2.3

MHD 発電他方、ＭＨＤ (Magneto-Hydro-Dynamics, 電磁流体力学）発電では，ファラデーの電磁誘導の法則に基づいて，電気伝導性を有する作動流体（プラズマや液体金属）を外部から磁界が印加された発電機流路内に流し、作動流体が磁界を横切ると
きに、流れ方向と印加磁界それぞれに垂直な方向に生じる起電力を利用して熱エネ
ルギーを電気エネルギーに変換する（図 2.6, 2.7）。MHD 発電方式では 55%ほどの熱効率が得られることが報告されている。熱エネルギーを機械的エネルギーに変換
した後，発電機で電気エネルギーを得るスターリングエンジンに対して 、MHD
発電は，タービンの回転という機械的エネルギーを介することなく、作動流体が発電機ダクト内を通過するだけで熱エネルギーを直接電気エネルギーに変換できる。
そのため可動部分を排除することが可能となり、タービン翼の熱機械的強度による
14

作動流体の温度の制限がなくなり、作動流体を高温にすることが可能である。宇宙空間では対流、伝導による機体の冷却はできないため、作動流体を冷却するのに放射伝熱を利用する。その際ステファン・ボルツマンの法則により、放射熱量は放射温度の４乗に比例する。従って、軽量で高効率発電の探査機を設計するためには、システム最高温度を高く設計する必要があり、上記の特徴は宇宙機へ搭載する発電機に適していると考えられる。しかしながら MHD 発電機は高温流体を流すパイプ
内の電極の劣化という課題がある。これは深宇宙探査機での運用を考えた場合、ミッションの制約となる可能性がある。しかしながら、Pt や SUS で覆った陽極,W-Cu
陰極を用いることにより 8000 時間にわたる連続運転の可能性が示されており[2-12]、
今後新たな電極の開発によりさらに長寿命化できると考えられる。

2.3駆動系 [2-1], [2-13]~[2-17]

原子力電源を使用して電気推進を駆動させる方式、NEPS（Nuclear Electric
Propulsion System）は太陽からの距離に依存しない大電力供給により、推進機を高推力、高比推力で運用できる。ここでは NEPS で駆動系として考えられる電気推進機のうち、イオンエンジン、MPD（Magneto-Plasma-Dynamic）スラスタ、
VASIMAR（Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket）について検討す
る。

2.3.1

イオンエンジン

イオンエンジンは、静電加速型の推進装置である。その原理は 4 章で後述する。
イオンスラスタは電気推進の中でも、高い比推力領域(103 ~105 s)で高い推進効率(70~80%)が得られるという特徴がある。そのため速度増分⊿V の大きなミッショ
ンで長期にわたり作動させることでその優位性を発揮する。よって高比推力の推進
で、時間をかけ多くのペイロードを深宇宙へ輸送するような大規模輸送ミッションなどに適している。他方、数万時間の作動により、引き出し電極がスパッタ損耗するという課題が残されており、これによる寿命制限がミッション期間の制約となることが考えられる。

15

2.3.2

MPD スラスタ

MPD スラスタは中心部の陰極とノズルを含む外側の陽極間に大電流のアーク放電を起こし推進剤を電離させプラズマを生成し、プラズマを電磁力学的加速させる
ことにより推力を得る電磁加速型の推進装置である。図 2.8 に MPD スラスタのプ
ラズマ加速機構を示す。MPD スラスタは、放電電流により周方向の磁場 Bθ を生じさせ、それを横切る半径方向電流 j r によって軸方向の電磁力 B θ × j r を発生させる（ブローイング力）。さらに周方向磁場 Bθ と軸方向の放電電流 j z によって半径方向の圧力が高まり、陰極面にかかる圧力の反力としてプラズマを加速させる（ポンピング力）。MPD スラスタは、アーク放電固有の陰極の電圧降下領域の存在（プラズマの加速に寄与しない電力消耗を生じる）、電極表面へのプラズマ流の衝突、激しいジュール加熱によるプラズマ温度の上昇などが電力の損失を生み出すため、その推進効率は 30%程度とイオンエンジンと比較して小さい。しかしながら図 1.2に示すように比推力 103~4×103 s の領域でイオンエンジンの 10 倍程度の推力密度が得られるため、イオンエンジンと比較して、同一推力時により小型、軽量の設計が可能となる。また、原子炉電源による豊富な電力が使用できると考えた場合、推進効率への要求は低くなることが考えられる。よって、MPD スラスタを用いることで、イオンエンジンでは成しえない高推力による短時間で大きな⊿Ｖが得られる
ミッションが可能となる。

2.3.3

VASIMR

VASIMR は推力と比推力を自由に制御できる電気推進機である。VASIMR の概念図を図 2-9 に示す。VASIMR はヘリコン波の励起による電界で電子を加熱しプ
ラズマを生成する。生成されたプラズマ中のイオンは，軸磁場中での ICRH（イオンサイクロトロン共鳴加熱）によって加熱され，下流部に形成した発散型磁気ノズルによって気体力学的加速され、宇宙空間に放出される。VASIMR はこうした機構によりに電力を推力に変換する電熱加速型の推進機である。VASIMR は Ad
Astra Rocket Company において研究開発が進められており、現在の推進効率は67%ほどである。VASIMR はプラズマ生成のためのヘリコン波への電力とプラズ
マ加熱のための ICRH への電力分配を制御することで、噴出されるイオンの密度と流速を独立に変化させることができる。これにより推力と比推力を自由に制御す16

ることが可能となる。そのため、比推力 3,000〜30,000ｓで作動でき、高推力、低比推力の領域から低推力、高比推力の領域まで幅広い作動範囲を持つ。これにより、探査機の初期加速期には高推力運用を行い、早期に大きな⊿V を得て、その後は高比推力運用により推進剤の消費を抑えるという運用が可能となり、推進剤の消費を抑えかつ、ミッション期間の短縮が可能となる。したがって VASIMR が実用化されれば、従来の電気推進機では実現できなかった、短期間で深宇宙へ多くのペイロードを輸送するようなミッションが可能となる。また、推力、比推力を最適化する
ことにより、目的天体まで惰性飛行期間のない飛行が可能となるため他の推進機と同一量のペイロードのミッションの場合、ミッション期間の大幅な短縮が可能となる。

2.4

推進剤貯蔵系 [2-18]~ [2-22]

電気推進用推進剤ガスの貯蔵については、現在最も実用化されているのは推進剤を高圧により超臨界状態にし、低容積、高密度状態でタンクに貯蔵する
Supercritical 貯蔵である。このとき、貯蔵タンクを球形と仮定したときにおける推進剤充填質量 M PP と貯蔵タンクの質量 M TANK の比であるタンク重量比は
M TANK 3βρ TANK RT
=
M PP
2σm

[2-5]

で表される。ここで、β は安全率、 ρTANK は貯蔵タンクの密度、 R は気体定数、T は貯蔵気体の温度、σ はタンク材の破壊応力、m は気体 1 mol あたりの質量である。
このように、タンク重量比は同一のタンク材、貯蔵設計温度の場合、貯蔵気体の分子量により決まる。そのため、推進剤種によっては重量比が増大する。例えばタン
ク材にチタン合金を使用した場合、タンク重量比は Xe において 0.15 ほどである。
この推進剤が Ar となった場合、Xe の分子量が 130 であるのに対し、Ar の分子量は 40 であるので、タンク重量比が 0.49 となる。よって推進剤 1,000kg を搭載すると仮定した場合、そのタンク質量は Xe と Ar において 150 kg および 490 kg となり大きな差が生じる。このように Supercritical 貯蔵では推進剤種によっては、重量面で大きな制約が生じる。
そこで、原子炉電源による豊富な電力が使用できると考えた場合、圧力タンクによる Supercritical 貯蔵ではなく推進剤を冷却し、液体状態で保存する Criogenic
17

貯蔵の適用が考えられる。通常 Criogenic 貯蔵の場合は、冷却装置が必要である。
しかしながら推進剤消費に伴う液体の気化熱をタンクの冷却に利用することが出来れば、新たに冷却装置を搭載することなく軽量な推進剤貯蔵系を設計することが可能となる。この場合タンク重量比は Xe と Ar でそれぞれ 0.05 および 0.12 ほどとなることが報告されている。これにより推進剤 1,000kg を搭載すると仮定した場合、そのタンク質量は Xe と Ar において 50 kg および 120 kg と Supercritical
貯蔵と比較して軽量となる。しかしながら、推進剤の気化熱をタンクの冷却に利用する場合、連続的な推進剤の消費が必要となる点が課題として挙げられる。例えば
放熱パネル温度を 400 ℃とし、放熱パネルから推進剤タンクまで熱伝導率λ=7.1
W/(m・K)長さ 1.5 m のチタン合金構造体で結ばれ、その熱を 5.0×10-2 m 厚、熱伝導率λ=0.03 W/(m・K)の断熱材で推進剤タンクと断熱する場合を考える。Xe とAr の 沸 点 を そ れ ぞ れ -110 ℃ お よ び -190 ℃ と す る と 、 熱 流 速 密 度 J は

J = −λgradT [W / m 2 ] で表されるので、Xe と Ar の熱流速密度 J はそれぞれ 270
W/m2, 310 W/m2 となる。このとき断熱材と熱源の接触面積が 0.1 m2 とすると、タンクに流入する熱量は Xe と Ar でそれぞれ 27 W, 31 W となる。この熱を推進剤の気化熱により冷却するならば、Xe と Ar の気化熱はそれぞれ 13 kJ/mol および 6.4
kJ/mol であるので、毎秒 Xe および Ar でそれぞれ 2.1×10-3 mol (=2.7×10-1 g), 4.8
×10-3 mol (=1.9×10-1 g)ほどの推進剤消費が必要となる。

2.5

遮蔽体、廃熱系

上記の電源系、駆動系のほかに探査機には、原子炉からの熱を宇宙空間に捨てる
廃熱系、および原子炉から発生する放射線を探査機の電子機器などから遮蔽する遮蔽体が必要である。
宇宙での放熱は放射熱伝達を利用するので、その放射する能力はステファン−ボルツマンの法則に従い、放射される熱エネルギーは、放熱温度の４乗と放熱面積の積に比例して増加する。ゆえに原子炉の熱出力の上昇に合わせて放熱を多くするためには放熱パネルを大きくするか、放熱温度を高く設計する必要がある。しかし放熱パネルを大きくすれば探査機質量が増大するし、放熱温度は電力変換系の効率に大きく影響を与えるため、放熱パネルのサイズ、放熱温度はミッションに合わせて最適化する必要がある。
18

また、遮蔽体も数 100kg は必要と考えられ、小型の探査機の場合、その質量も無視できないものとなる。
第三章では、推進剤 Xe および Ar を想定し、NEPS による木星航行をシミュレートして、推進剤について検討を行う。

空乏層

p型半導体

＋

＋

＋

＋

＋
＋

−

＋

＋

＋
＋

−’
＋

＋
＋

＋
正孔

−

ドリフト電流−’光

光電効果によりキャリア増加

＋
＋ −

−

n型半導体

−

−

＋

−’
−

＋
＋

−

＋

−

−

拡散電流

＋
−’

＋

−

−

＋

拡散電流とドリフト電流が釣り合う

−’

−
−

拡散電流
起電力

太陽電池の概念図

19

−
−’

＋

キャリア増加によりドリフト電流が増加し起電力発生

図 2.1

−
−’

ドリフト電流増加

正孔

電子

−

＋
＋

−’

＋

−

＋

−
−’

＋

＋

−’
−

＋

−

図 2.2 探査機はやぶさの電力、推力の変移[2-4]

熱エネルギー
高温側
Ｎ型

P型
正
孔

電
子

低温側
起電力

図 2.3 熱電変換概念図
20

加熱

冷却

図 2.4 スターリングエンジンの原理

図 2.5 スターリングサイクル

21

図 2.6 ＭＨＤ発電の原理

図 2.7 MHD 発電機(a)ファラデー型直線流路(b)ホール型ディスク流路22図 2.8 MPD スラスタの加速機構

図 2.9 VASIMR 概念図[2-14]

23参考文献[2-1]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)7.
[2-2]NASA（アメリカ航空宇宙局）ホームページ（http://www.nasa.gov/）[2-3] José M. Davis, Robert L. Cataldo, James F. Soeder, Michelle A. Manzo,
and Roshanak Hakimzadeh, “An Overview of Power Capability
Requirements for Exploration Missions,” 1st Space Exploration Conference the
Voyage of discovery, Feb. 2005, AIAA-2005-2786.
[2-4] Hitoshi Kuninaka, Kazutaka Nishiyama, Ikko Funaki, Tetsuya Yamada,
Yukio Shimizu, and Jun’ichiro Kawaguchi, “Powered Flight of Electron
Cyclotron Resonance Ion Engines
on Hayabusa Explorer,” JOURNAL OF PROPULSION AND POWER
Vol. 23, No. 3, May-June 2007.
[2-5]

安田秀志・滝塚貴和；“米国及びソ連の原子力ロケット”； JAERI‒Review

96-015, 1996
[2-6]

Le Chi Kien and Nobuhiro Harada; “Studies on Low Specific Mass

NFR/MHD Power Generation System for Space Applications”; Transactions of
the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences vol.49 №.164
page.109-116, 2006
[2-7]

Ron J. Litchford, Leo Bitteker, and Jonathan Jones; “Prospects for

Nuclear Electric Propulsion using Closed-Cycle Magnetohydrodynamic Energy
Conversion”; AIAA-2001-0961, 2001
[2-8]小林清：工業熱力学、理工学社（1980）[2-9] 椛島成治 ：MHD 発電の進展、プラズマ・核融合学会誌、第 73 巻第 1 号
1997 年 1 月、pp.9-pp18[2-10]Nob. Harada, Ron J. Litchford;“High Efficiency and Low Specific Mass
Closed Cycle MHD Single Power Generation System”; AJCPP-2005-22094,
2004[2-11]Yoshiyuki, K., web 科学工作館ホームページ“Original Model Stirling
Engines” (http://members.jcom.home.ne.jp/kobysh/stirling/stirlingIntro.html)[2-12] 奥野喜裕, 東京工業大学大学院総合理工学研究科奥野研究室ホームページ
24

(http://www.es.titech.ac.jp/okuno/mhd-e-j.html)[2-13] E. A. Bering, M. Brukardt, J. P. Squire, T. W. Glover, V. Jacobson,
and G. McCaskill, “Recent improvements in ionization costs and ion
cyclotron heating efficiency in theVASIMR engine,” in 44th Aerospace
Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV, Jan. 2006, AIAA-2006-766.
[2-14] F. R. Chang-Diaz, Sci. Am. 283, 72 (2000).
[2-15] F. R. Chang-Diaz, Trans. Fusion Technol. 35, 87 (1999).
[2-16] F. R. Chang-Diaz, Trans. Fusion Sci. Technol. 43, 3 (2003).
[2-17] J. P. Squire, F. R. Chang-D__az, T. W. Glover, V. T. Jacobson, D. G.
Chavers,
R. D. Bengtson, E. A. Bering, R. W. Bosell, R. H. Goulding, and M. Light,
Trans. Fusion Sci. Technol. 43, 111 (2003).
[2-18]Well, R. P, “Availability Considerations in the Selection of Inert
Propellants
for Ion Engines,” 21st International Electric Propulsion Conference,
AIAA-90-2589, 1990
[2-19] Well, R. P, “Propellant Storage Considerations for Electric Propulsion,”
22nd International Electric Propulsion Conference, AIAA-91-2589, 1991.
[2-20] 大川恭志，北村正治“大規模輸送を想定したイオンエンジンの推進剤選択”，平成 14 年度宇宙輸送シンポジウム,2003[2-21]荒川義博、國中均、中山宜典、西山和孝：イオンエンジンによる動力航行、コロナ社(2006)[2-22]W.H.Tam, M.J.Debreceni, M.S.Hersh, and C.D.Nye, “Low Cost Derivative
Tank for Spacecraft and Launch Vehicles, ”AIAA-99-2831, 1999

25

第三章
3.1

ミッション解析

推進剤の検討

現在イオンエンジンの推進剤としては Xe が利用されている。その理由は、（１）イオン質量が大きいほど高い推力電力比が得られる。
（２）電離電圧が低いため、イオン生成エネルギーが少ない。
（３）重い粒子は貯蔵タンクへの重点効率が高い。
（４）気体状態で宇宙器に付着せず、宇宙機を汚染することがない。
（５）毒性がない等の特徴を持つためである。
（１）に関しては、電気推進機の推力と比推力の関係
は

F=

2ηt P
gI SP

[3-1]

で表される（ ηt は推進効率, P は投入電力, g は重力加速度, I SP は比推力である。）。
式[3-1]より、一定電力時では推力と比推力は反比例の関係であることが分かる。よってミッションにより推力と比推力のどちらが重視されるかは異なってくるため、イオン質量が軽い推進剤を用い、イオンエンジンの高比推力で運用することが適しているミッションも考えられる。また（２）に関しては NEPS の適用により、（3）に関しては Cryogenic 貯蔵の適用により、その制限が低くなると考えられる。また、
木星航行ミッションのような大規模輸送にイオンエンジンを使用した場合、推進剤の消費量が膨大になることが予想される。したがって推進剤を大量に消費するミッ
ションでは、推進剤の生産量や価格を考慮した上での推進剤の検討が必要となる。
ここでは推進剤として Xe および Ar を比較、検討する。Ar は Xe と同じ希ガス類であるため、Xe と同様(4), (5)の特徴を持ち、また Xe と同様の機器構成での推進機の作動が可能である。その際(1)に関しては推力とのトレードオフにより高比推力となる。また(2)に関しては、エンジン寸法の大型化によって改善されることが報告されている[3-1][3-2]。
Xe および Ar は、主として空気の液化分留法により液化酸素および液化窒素生
産の副産物として製造されている。表 3.1 に大気組成を、表 3.2 に Xe および Arの世界年間生産量、生産可能量、および価格をそれぞれ示す。年間生産量および価格は推定値である。（Ar については 2001 年国内生産量の約 10 倍を参考値として26

記載した。）また年間生産可能量は、現状の酸素生産量に対して表 3.1 の大気組成の割合だけ生産可能（抽出効率 70%）として算出したものであり近い将来の生産可能量として上限に近い値であるといえる。表 3.1 に示すように、大気中での Xeと Ar の存在比は大きく異なり、そのため表 3.2 に示すように Xe と Ar の生産量および価格には大きな差がある。
次の項で、推進剤として Xe および Ar を想定したイオンエンジンを推進機とした NEPS による木星航行ミッションの軌道解析を行い、生産量および価格の面から推進剤を検討する。

3.2

軌道解析

軌道解析コード(EPS7)[3-3]を使用し、原子炉電気出力 200 kW, 推進機投入電力
20 kW, 探査機初期質量 15,000 kg を想定したときの軌道解析を行う。
まず、推進剤として Xe を想定し、推進効率 70%, 比推力 3,600 s として軌道解析を行った。図 3.1 に機動解析結果を示す。推進剤 Xe を使用した場合、1,000 日(そのうちスラスタ作動時間 6,600 時間)で、初期質量 15,000 kg 中約 2,100 kg のペイ
ロードを木星へ輸送することができる。このミッションの場合、推進剤消費量はおよそ 5300 kg となる。表 3.2 から、この量における推進剤の価格及び世界年間生産量との比は、それぞれ約 6 億 4000 万円および 17 %となる。したがって、このミッションの場合、Xe の適用は生産量、価格の面から困難となる可能性がある。
次に、推進材として Ar を想定し、推進効率 55 %, 比推力 5,000 s として軌道解析を行った。推進剤 Ar を使用した場合、1,500 日(そのうちスラスタ作動時間 17,000時間)で、初期質量 15,000 kg 中約 1,400 kg のペイロードを木星へ輸送することができる。このミッションの場合、推進剤消費量はおよそ 5900 kg となる。表 3.2から、この量における推進剤の価格及び世界年間生産量との比は、それぞれ約 300万円および 0.0002 %となる。したがってこのミッションの場合、推進剤として Xe
よりも Ar のほうが、生産量および価格の面から実現性が高いことが分かる。このことから、推進剤を大量消費するミッションにおいては、推進剤は Xe より Ar のほうが現実的であり、また、推進効率の低い Ar を推進剤として使用しても原子炉電源による豊富な電力が使用できる場合、木星航行ミッションは可能となることが分かる。
27

第五章では推進剤として Xe および Ar を使用してイオンエンジンを作動させ、その性能を評価し、推進剤に Ar を用いたイオンエンジンの最適化の指針を検討す
る。

表 3.1

大気組成（乾燥状態、海面上）
容量%

質量%

N2

78.09

75.53

O2

20.94

23.14

Ar

0.93

1.28

CO2

0.033

0.050

Ne

1.8×10-3

1.3×10-3

He

5.2×10-4

7.2×10-5Kr

1.1×10-4

3.3×10-4

H2

5.0×10-5

3.5×10-6

Xe

8.6×10-6

3.9×10-5

表 3.2

Xe および Ar の生産量と価格

年間生産量

年間生産可能量単価[t /year][t /year][円/kg]

Xe

32

160

120,000

Ar

3×106

5×106

500

28

探査機軌道（加速スラスト）

探査機軌道（減速スラスト）

木星軌道

地球軌道
図 3.1

探査機軌道
（加速スラスト）

木星軌道
図 3.2

2010/7/6

到着日

2013/4/2

電力

200 [kw]

比推力3,600 [s]スラスタ作動時間6,600 [h]航行時間1,000[day]初期質量15,000 [kg]

ペイロード質量2,079 [kg]

推進剤
消費量

5,345 [kg]

軌道解析結果（推進剤 Xe）

地球軌道

探査機軌道
（減速スラスト）

出発日

出発日

2017/12/16

到着日

2022/1/23

電力

200 [kw]

比推力5,000 [s]スラスタ作動時間

17,000 [h]

航行時間1,500[day]初期質量15,000 [kg]

ペイロード質量1,443 [kg]

推進剤
消費量

5,910 [kg]

軌道解析結果（推進剤 Ar）

29

参考文献
[3-1]中村嘉宏、東久雄、北村正治、宮崎勝弘：希ガスを用いたイオン推進シ
ステム、宇宙輸送シンポジウム（昭和 57 年度）、宇宙科学研究所、1982[3-2] 大川恭志、北村正治：大規模輸送を想定したイオンエンジンの推進剤選
択、宇宙輸送シンポジウム（平成 14 年度）、宇宙科学研究所、2003[3-3]中野正勝, “EPS7 について” , 東京都立航空工業高等専門学校航空工学科中野研究室ホームページ, http://aero.kouku-k.ac.jp/nakano/eps/manual_html.htm,

30

第四章
4.1

原理

プラズマ生成部本研究で使用するマイクロ波放電型イオンエンジンは、電子サイクロトロン共鳴（ECR）を利用してプラズマを生成する。ここでは本研究でのプラズマ生成方式
である ECR によるプラズマ生成の原理を述べる。
真空中におかれた電子は、外部から磁場を与えると，磁場をうち消す方向にローレンツ力によってサイクロトロン運動と呼ばれる回転運動を行う。外部磁場のもとでの電子の運動方程式は次式で表される。

medv= −ev × B
dt

(4-1)

ここで me は電子の質量、 v は速度ベクトル、 e は電荷量、 B は外部磁場である。このとき電子の回転半径 rc は

rc =

mev⊥
eB

(4-2)

で与えられ、ラーマ半径またはサイクロトロン半径という。電子の速度ベクトル v
は B に垂直な方向の速度成分と水平な方向の速度成分の和で表される。ここで v ⊥は電子の速度 v の、B に垂直な方向の速度成分の大きさである。粒子に働くローレ
ンツ力の寄与する速度は磁界に垂直な成分のみであり、磁界に平行な速度成分と Bとの外積は 0 となり、等速円運動となる。電子は反磁性体であるため、外部磁場の向きに対して、外部磁場を打ち消す方向に回転運動（サイクロトロン運動）を行う（図 4.1）。この回転運動の角速度をωc とすると、

ωc =

eB
me

(4-3)

と表され、サイクロトロン周波数という。
荷電粒子は電場 E によって加速され、特に電子は E と逆向きに加速される。従って、サイクロトロン運動をしている電子に対し、常に電子の軌道上における接線ベクトルとは逆方向のベクトル、つまり電子が常に加速する方向にサイクロトロン
周波数と同じ周波数の電界変動を与え続けると、電子は、電界からエネルギーをもらい続け、その運動エネルギーは、時間とともに単調に増大していく(図 4.1)。この現象を電子サイクロトロン共鳴(ECR)という。
マ イ ク ロ 波 の 電 場 の 周 波 数 ωrf が ， 電 子 の サ イ ク ロ ト ロ ン 周 波 数 と 等
し く な る 場 合 に ECR が 生 じ る 。通 常 マ イ ク ロ 波 放 電 型 イ オ ン エ ン ジ ンを 製 作 す る 際 は ，電 場 を 生 成 す る マ イ ク ロ 波 電 源 の 周 波 数 に よ り 、ECR

31

に 必 要 な 磁 束 密 度 Bref を 決 定 す る 。 算 出 式 は ，Bref =me ωrf
e

(4-4)

となる。
本研究では ECR に 必 要 な 磁 場 は 、永 久 磁 石 を 複 数 個 使 用 す る こ と に より得ている。電子は永久磁石により生成された磁力線に巻きつくように 運 動 し 、磁 気 ミ ラ ー 効 果 に よ り 磁 石 間 を 往 復 運 動 す る 。こ う し て ECR層を何度も通ることによって、中性粒子を電離させるためのエネルギ
ー を 効 率 よ く 得 る こ と が で き る (図 4.2) [4-1]。こ れ に よ り 生 じ た 高 エ ネ ル
ギー電子が、中性粒子に衝突することによって電離が行われ、プラズ
マ が 生 成 さ れ る 。 本研究は 2.45GHz および 4.2 のマイクロ波を使用した。
2.45GHz 周波数に対応する ECR 磁場は 0.0875 T である。

図 4.1

ECR の 原 理

32

図 4.2

4.2

磁 気 チ ュ ー ブ 内 の ECR 放 電 機 構

マイクロ波伝送系

図 4.3 に「はやぶさ」搭載のマイクロ波放電型イオンエンジン概念図を示す。
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同軸ケーブル・アン
テナ・円形導波管を介してマイクロ波を主放電室に伝播させる。そして、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[4-2][4-3]。そのためプラズマの生成分布が図 4.4 に示すよ
うに ECR 領域に局在化しており、プラズマの生成が均一でないことが報告されている[4-4]。そのため引き出し電極の損耗が不均一性となる。引き出し電極の損耗は、
イオンエンジンの寿命制限の主原因であるので、木星航行ミッションを達成するた
めにはこの課題を解決する必要がある。
導波管を用いて放電室内全域に高密度プラズマを生成させようとした場合、導波管前面にも高密度プラズマを生成しなければならない。しかし、導波管前面に高密度プラズマが生成されれば、マイクロ波がその領域のプラズマにより反射され、プラズマ生成のためのエネルギーが放電室全域に伝播されない状況となる。そのため、導波管を使用した場合、放電室内全域に均一、高密度なプラズマを生成することは不可能となる。

33

他方マイクロ波放電型小型中和器では、導波管は用いず、アンテナを用いてプラズマを生成している。マイクロ波放電型中和器の概念図を図 4.5 に示す。マイクロ波放電型中和器はマイクロ波を導入するＬ型アンテナ、磁気回路から構成される。
この中和器でのプラズマ計測の結果から、カットオフ密度を超えるプラズマの生成が示唆されている[4-5]。また、アンテナを用いることで導波管を排除することが可能となり、小型化、軽量化が可能となる。
現在 ISAS/JAXA において開発が進んでいる 20cm 級のマイクロ波放電型イオン
エンジンμ20 では、放電室中心にモノポールアンテナが配置され、同軸ケーブル、
モノポールアンテナを介してマイクロ波を放電室に供給する機構が採用されている。アンテナを直接放電室内に挿入するこの方法では、導波管方式と同等またはそれ以上の推進性能を発揮し、自己点火特性が優れていることが確認されている。μ
20 のエンジン断面図および正面図を図 4.6 に示す。アンテナが中心にあるため磁石列を放電室中心付近に配置した場合、その領域でのマイクロ波電力の吸収が盛んになり、他方放電室の外側では十分な電界強度を持ったマイクロ波が伝播して来な
くなる。そのため、放電室中心付近の磁石列を取り除いた図のような配置になっている。中心付近に磁石列がないためプラズマは中心付近では生成されないものとなってしまい、放電室内のプラズマの不均一性は改善されないままである[4-6]。
課題である均一、高密度なプラズマを生成するために当研究室では、アンテナを複数本用いて任意の場所にマイクロ波を直接伝送可能な「マルチモノポールアンテ
ナ型イオンエンジン」を新たに考案した[4-7]。このシステムは自動車搭載用 GPS ア
ンテナ及びμ10 の中和器を参考に製作している[4-8]~[4-10]。複数本のアンテナにマイクロ波を分配するためには分配器を用いて行うのが一般的であるが、本システム
においては、ラジアル導波路[4-8], [4-9]という金属壁で囲まれた空間を電磁波が伝播することにより、マイクロ波を分配する方法を取り入れている。
図 4.7 にマルチモノポールアンテナ型イオンスラスタの概念図を示す。同軸管により伝送されたマイクロ波はラジアル導波路型分配器内のエミッティングアンテ
ナによってラジアル導波路型分配器内に放射される。ラジアル導波路型分配器内に放射されたマイクロ波はレシービングアンテナと呼んでいる複数本のアンテナで受信する。このアンテナは放電室まで伸びており、各々のモノポールアンテナから放電室にマイクロ波を放射する。放電室内に放射されたマイクロ波は、放電室内磁
気回路によって形成された磁気チューブに捕らえられた電子を ECR 加熱する。これにより生じた高速電子が、中性粒子に衝突することによって電離が行 わ れ 、 プ ラ ズ マ が 生 成 さ れ る [4-11]。 こ の シ ス テ ム は 以 下 の よ う な 特
徴を持つ。
34

1)

同 軸 管 と ラ ジ ア ル 導波路型分配器を絶縁することにより、マイクロ波の分配およびスラスタとマイクロ波電源との絶縁が同時に可能となる。
そのため部品点数の削減ならびに省スペース化が可能となる。ただし、品質保証において、熱試験およびマイクロ波部品としての品質検証が難しいといった課題もある。

2)

アンテナを任意の場所に設置することが可能である。またアンテナの位
置、長さ、太さを変化させることにより、電力分配比をある程度制御することが出来る。また、導波路を用いないため、放電室内の任意の領域に磁気チューブを設置することが可能である。そのため、プラズマ生成
領域を任意に設計することが可能である。また、マイクロ波は金属壁に囲まれた領域を伝播し、また数値計算により、ラジアル導波路型分配器
内では定在波が存在していないことが報告されている８）そのため分配時の損失は少ないと考えられる。しかしながら、分配時の損失の定量的な検証が今後の課題として挙げられる。
マルチモノポールアンテナシステムを用いることにより、均一、高密度なプ

ラズマの生成が可能となる[4-12]ため、このシステムは深宇宙航行用イオンエンジ
ンに有望であると考えられる。よって本研究においてこのシステムを採用する。

図 4.3 「はやぶさ」搭載のマイクロ波放電型イオンエンジン

[4-3]

35

図 4.4 マイクロ波放電型イオンエンジンのプラズマの生成分布[4-2]

図 4.5 マイクロ波放電型中和器概念図

36

(a)

(b)

図 4.6 μ20 のエンジン断面図および正面図(a) 断面図、(b)正面図

図 4.7 マルチモノポールアンテナシステムを用いたマイクロ波放電型イオンエンジン

37

4.3

イオンビーム抽出部

イオンの抽出・加速はグリッドと呼ばれる 2 枚ないし 3 枚の多数の孔の空いた電極板に高電圧を印加して行う静電加速である。このようなシステムはイオンエンジンの典型的特徴のひとつである。グリッドは上流から screen grid, an acceleration
grid and a deceleration grid と称する(以下それぞれスクリーングリッド、アクセ
ルグリッド、ディセルグリッドと呼称する)。電極が 2 枚の場合は、ディセルグリ
ッドを省略する。設置したこの 3 枚のグリッドに、例えばスクリーングリッド電位、
アクセルグリッド電位、ディセルグリッド電位それぞれに 1500V、−300V、0V
といった電位を与える。それによりイオン源からスクリーングリッドの孔を介して引き出されたイオンは、スクリーングリッドとアクセルグリッドの間の電界によっていったん加速され、アクセルグリッドとディセルグリッド間の逆電位勾配によっていくぶん減速して噴射される。この逆電位勾配により、下流からの電子の侵入を阻止する。スクリーン･アクセルグリッド間の電位差に対応してイオン引出しが行
われ、スクリーン電圧に相当する運動エネルギーを得てイオンは排気される。効率的なイオン引出しのためにスクリーングリッドには大きな開口面積の孔を設ける
一方、アクセルグリッドにはイオン流の収束、下流電子の排斥と中性粒子の閉じ込めのため、小さな孔を用いる。アクセルグリッドの孔径をスクリーングリッドの孔径よりも小さくすることにより、スクリーン・アクセルグリッド間の等電位線形状が軸状に焦点を結ぶメニスカス状となる。これによって、イオン引出面積はスクリーングリッド孔面積よりも大きくなり、グリッド１孔当りから引き出し、加速されるスクリーン電流、すなわち推力を増大させる効果がある。アクセルグリッドは、
イオンの流れを収束させる。アクセルグリッド孔近傍のイオンビームが収束する領域では、空間電荷によって電位が上昇する。この電位が宇宙空間電位よりも高くなると下流の電子が逆流するため、アクセルグリッドには十分に大きな負電圧を加え、孔径を小さくしてこの領域の電位上昇を阻止する。ディセルグリッドは、グリッドシステム直下流の電位をイオンエンジンの電位に近づけるために設ける。これにより引き出しイオンおよび中和器からの電子の流れを収束すること、およびアクセル
グリッド面への低速イオン流入を阻止することができる。
静電加速部の長寿命化のために、グリッド材としてスパッタリング率が低いモリ
ブデンやチタンがよく用いられる。これら金属材料を使用する場合は熱膨張を起こ38

すため、あらかじめ変形を考慮して各グリッドは設計される。各加速孔からのイオ
ンビームをイオンエンジン中心軸に沿って平行に保つ設計は、たいへんに難しい。
他方、はやぶさ小惑星探査機搭載マイクロ波放電式イオンエンジンでは、スパッタ
リング率が低くかつ熱膨張率がほぼ 0 の炭素複合材を使用することによりグリッド間隔調整が不要の平板グリッドシステムを採用している[4-13]。当研究では、宇宙航空研究開発機構の國中研究室で使われた「はやぶさ」のグリッドシステムのラボ
ラトリーモデルと同一形状のモリブデン製のスクリーングリッド、アクセルグリッドを使用し、ディセルグリッドには ISAS 提供の「はやぶさ」のグリッドシステムのラボラトリーモデルである炭素複合材製グリッドを使用した。

4.4

イオンビーム中和部

イオンビーム中和部は、中和器と呼ばれる電子源からなる。中和器はプラズマ生
成部及びビーム抽出部とは独立してスラスタに取り付けられ、噴出された正イオンと同量の電子を放出することでイオンビームを中和する。宇宙空間での実利用においては電気回路の接地はできないため、中和器なしでイオンビームのみを噴出した
場合、推進機および宇宙機全体が瞬間的に負に帯電して、推進機及び宇宙機の動作に支障を来す。さらに噴出されたイオンが宇宙機の負電位により引き戻されるため、推力発生も不可能となる。したがって中和器はイオンスラスタの運転には必要不可
欠である。
4.5

イオンスラスタの性能評価

推進剤として供給される粒子の中で、イオンビームとして排出される粒子の割
合：推進剤利用効率 η u と、ビームとなるイオン 1 個あたり生成に要するエネルギ
ー：イオン生成コスト ε c (W/A)、および比推力 I sp はそれぞれmi J be × m&

(4-5)

εc =

Pd
Jb

(4-6)

I sp =

F
m& g

(4-7)

ηu =

39

で表される。ここで、mi ：イオン質量、 J b ：イオンビーム電流、e ：電気素量、m& ：
推進剤流量、 Pd ：プラズマ生成に要する電力、 F ：推力、 g ：地表面における重力加速度である。推力は平均排気速度を v~ とすると F = m& v~ で表す事ができるため、比推力はI sp =

v~
g

(4-8)

とできる。また中性粒子の推力への寄与が無いとすると、推力はF = γ ⋅ Jb

γ = cos θ b

2m i Ve{1 + (α / 2 )}
1+α

(4-9)

(4-10)となる。ただし、 V はグリッド印加(ビーム加速)電圧、 θ b は発散角、 α は 2 価イオン存在比であり、 θ b = 10° 、 α = 0.15 とすると γ = 0.94 となる。
イオンエンジンは、推進剤利用効率が高く、イオン生成コストが低いものが高性能である。本研究ではプラズマ生成電力、推進剤流量の変化によるイオンビーム電流値を測定することにより性能を評価する。

40

参考文献
[4-1]

國中均:“無電極マイクロ波放電型イオンエンジンの開発研究”,日本航空宇宙学会誌,第 49 巻第 530 号,(1998).

[4-2]

I. Funaki. et al., “Plasma diagnostics and numerical modeling of a microwave ion
engine”, AIAA-98-3341, 1998

[4-3]

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

[4-4]

Funaki, I., Kuninaka, H.,and Toki, K, “Plasma Characterization of a 10-cm
Diameter Microwave Discharge Ion Thruster”,

J. Propul. Power, 20, 2004

pp.718-726.
[4-5]

Takao, Y., Miyamoto, T., Kataharada, H., Nakashima, H., Masui, H., Kai, T., Ijiri,H., Mori, Y., and Yamamoto, N., “Development of Small-Scale Ion Thruster
Utilizing of Microwave Discharge Plasma”, proceedings of the 24th International
Symposium on Space Technology and Science, edited by J. Onodera, Japan
Society for Aeronautical and Space Science and Organizing Committee of the 24th
ISTS, 2004, pp.161-166[4-6]

西川和孝, “モノポールアンテナによるμ10 の作動特性”, 平成 18 年度宇宙輸送シンポジウム, 2007

[4-7]

Miyamoto, T., Mii, K., Nishijima, T., Ijiri, H., Takao, Y., and Nakashima, H.,“Development of a New Microwave Discharge Type Ion Engone”, Vacuum, 73,
2004, pp.391-396

[4-8]

柴田治,

斉藤作義,

羽石操,

ーアンテナの放射性能,：ラジアルラインマイクロストリップアレ

電子情報通信学会論文誌,

J76-B11,1993,

pp.20-27.
[4-9]

渡辺俊明, 小川勝, 原田知育, 西川訓利, ：戦車用 BS 受信アンテナシ
ステム, 豊田中央研究所 R＆D レビュー, 32, 1997, pp.23-33.

[4-10] 小野寺範義, 竹ヶ原春貴, 西山和孝, 船木一幸, 國中 均, “マイクロ波放電型中和器の電子放出機構 ”, 日本航空宇宙学会論文集 , Vol. 49, pp.27-31,

2001．
[4-11]

Kuninaka, H., and Satori, S., “Development and Demonstration of Cathodeless41Electron Cyclotron Resonance Ion Thruster”,

J. Propul. Power, 14, 1998

pp.1022-1026.
[4-12] 三好誠, 宗貞伸孝, 山本尚嗣, 梶村好宏, 中島秀紀, “アンテナを用いたマイクロ波放電型イオンエンジンの磁場依存性”, 第 47 回航空原動機・宇宙推進講演会, 2007, pp.1009-1013[4-13] 國中均, “イオンエンジンによる動力航行”, 3 章, コロナ社(2006)

42

第五章
5.1

実験

実験装置

本研究に使用した実験装置全体の概念図を図 5.1 で実験装置写真を図 5.2 で示す。
実験装置は主にマイクロ波電源系、推進剤供給系、真空排気系、高圧電源系、イオ
ンエンジン本体から構成される。

図 5.1 実験装置概念図

図 5.2 実験装置写真43

5.1.1 真空排気系
真空排気系として真空容器下面の 2 つのフランジからそれぞれクライオポンプ(排気速度：2000 l/s)とターボ分子ポンプ(520 l/s)が取り付けられており、ターボ分子ポンプの下流にはロータリーポンプ(310 l/m)を 2 台補助ポンプ用として設置している。ロータリーポンプは、回転する内部の板が気体を書き出すように排気する真空ポンプである。到達真空度は 10−1 Pa (10−3 Torr)程度である。ターボ分子ポンプ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真空ポンプである。到達真空度は 10−7 Pa （10−10 Torr）程度である。動作圧力に制限があるため、ロータリーポンプを補助ポンプとして用いる。
クライオポンプは気体分子を 14K 程度の極低温面に凝縮・吸着させて捕捉する気体ため込み式真空ポンプである。
まず、ロータリーポンプを使って真空容器内を 0.75 Torr 程度の真空にした後にターボ分子ポンプで真空引きを始める。その後 2.0×10-4 Torr 以下になるとクライオポンプを使用して 10-6Torr まで真空を引く。Xe 流量 2.45 sccm のガス供給時における到達圧力は 7.0×10-5Torr 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。本研究では流量調整にマスフローコントローラー（BROOKS 社製 5850S）を使用した。この流量計の最大流量はおよそ 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 6×10-3 sccm 程度の軽微な誤差がある。

5.1.2 イオンエンジン
本研究で製作したイオンエンジンの概略図を図 5.3 に示す。放電室は内径 105mm であり、放電室底面、側面は永久磁石により磁気回路が形成できるように軟鉄製である。図 5.4 に放電室正面写真を示す。放電室に永久磁石を並べ、磁石列を設置することで磁気回路を形成する。アンテナは磁石列間の磁気チューブ内の ECR
領域に沿うように設置する。
放電室の下部にはアルミで構成されたラジアル導波路が設置してある。ラジアル
導波路中心部にはエミッティングアンテナが設置してある。エミッティングアンテ
ナの長さは、30.6 mm である。これはアンテナ工学上、効率よく電磁波を送受信
44

することが出来る、電磁波の波長λの 1/4 の奇数倍(1 倍)の長さである。また、マルチモノポールアンテナも同様の理由により全長 90 mm(1/4λの 3 倍)とした[5-1]。
マルチモノポールアンテナは直径φ1.5mm のモリブデンを使用した。
イオンビーム引き出しに用いるグリッドは、MUSES-C の実験室モデルと同一形状の、スクリーングリッド、アクセルグリッド、ディクセルグリッドからなる構成である[5-2]。グリッド間距離は 0.5 mm であり、イオンビーム直径は 105 mm である。このグリッドの設計値を表 5.1 に示す。
なお、フィラメントを中和器として用いた場合（φ = 0.2 mm×100 mm, 2%
thoriated tungsten）と中和器を用いなかった場合に、ほぼ電流値の変化がなかったので、今回の実験では中和器は用いなかった。

図 5.3 イオンエンジン概略図

45

推進剤
供給口

図 5.4 放電室正面写真

表 4.1 グリッド設計値
Parameter

ScreenAccel.

Decel.

開孔率 [%]

67

24

67

孔直径 [mm]

3.0

1.8

3.0

印加電圧 [V]

1,500

- 300

0

グリッド厚さ mm]

0.5

0.8

0.5

材質

Mo

Mo

C/C

ピッチ [mm]3.50

グリッド間距離 mm]

0.5
857

引き出し孔数

46

5.2

実験結果

5.2.1 磁石間距離依存性
磁石間距離を変化させ、性能の磁石間距離依存性を調査した。図 5.4 に示す磁気回路での、推進剤 Xe と Ar によるイオンビーム引き出し実験で性能比較を行った。
なお便宜上、内側の磁気トラックを磁気トラック一周目、外側の磁気トラックを磁気トラックマ二周目と以下呼称する。マイクロ波周波数 2.45 GHz, 推進剤流量m& =2.28 sccm, 引き出し電圧 Vb＝1,500 V の条件での結果を図 5.5 に示す。

イオンビーム電流値は、どの投入電力時にも推進剤 Ar が Xe を下回り、投入電
力 Pi = 32 W において、イオンビーム電流値は推進剤 Xe と Ar においてそれぞれ
85 mA，64 mA となり、Ar は Xe と比較して約 24 %低下した。これは、Ar は Xeと比較して電離断面積が小さく中性粒子密度も低いので、電離により多くのマイク
ロ波電力が必要であるため、推進剤 Ar 使用時は Xe 使用時と比較して同一投入電
力時でのプラズマ生成量が減少したと考えられる。
100

イオンビーム電流 [mA]

90
80
70
60
50
40
30

Ar

20

Xe

10
0
0

図 5.5

10

20
30
投入電力 [W]4050

ビーム引き出し実験結果（磁気回路図 5.4）
m& =2.28 sccm, Vb＝1,500 V

次に、図 5.4 から磁石列を壁面に設置することにより磁石間距離を拡張し、プラ
ズマ生成領域を拡張した図 5.6 の磁気回路での、推進剤 Xe と Ar によるイオンビ
ーム引き出し実験で性能比較を行った。マイクロ波周波数 2.45 GHz, 推進剤流量m& =2.28 sccm, 引き出し電圧 Vb＝1,500 V の条件での結果を図 5.7 に示す。

投入電力 Pi = 24 W 以下ではイオンビーム電流値は、磁気回路図 5.4 と同様に推進47

剤 Ar が Xe を下回り、 Pi ＝21 W において、イオンビーム電流値は推進剤 Xe とAr においてそれぞれ 65 mA，55 mA となった。他方、投入電力 Pi = 24 W 以上ではイオンビーム電流値は、Ar を推進剤として用いたほうが上回り、Pi ＝21 W において、イオンビーム電流値は推進剤 Xe と Ar においてそれぞれ 55 mA，65 mA と
なった。

図 5.6

放電室内磁気回路

100

イオンビーム電流 [mA]

90
80
70
60
50
40
30

Ar

20

Xe

10
0
0

図 5.7

10

20
投入電力 [W]3040

ビーム引き出し実験結果（磁気回路図 5.6）
m& =2.28 sccm, Vb＝1,500 V

48

図 5.8 に推進剤流量 m& =2.05 sccm, 投入電力 Pi = 32 W, 引き出し電圧 Vb＝1,500
V の条件での推進剤 Xe および Ar のプラズマ発光写真を示す。推進剤 Ar では放電室全域に均一なプラズマ発光が確認できる。他方、推進剤 Xe では Ar と比較すると不均一であり、強いプラズマ発光は磁気トラック一周目でのみである。この理由として、Xe は Ar よりも質量が大きいため、放電室内の中性粒子密度が高く、さらに衝突断面積も大きいために、電子と中性粒子の衝突が頻繁になっていることに起因すると考えられる。
すなわち、過去の数値解析に示されている通り[5-3]、このタイプの放電室内において、電子は磁気チューブを往復運動している。そして電子は、その間の ECR 層において効率的にエネルギーを得て、得られたエネルギーは平均自由行程を移動した後に中性粒子と衝突し失われる。したがって、磁石間距離の拡張により、電子の磁気チューブ往復回数は減少するため電子の ECR を通過する回数が減少し、電子の平均エネルギーは減少する。また、本実験で使用したイオンエンジンは、図 5.4で示すように、放電室外側の推進剤供給口より推進剤が供給される。したがって、
磁気トラック 2 周目の領域では、推進剤中性粒子密度が内側の磁気トラック領域での密度より高くなり、それに伴い、電子と中性粒子との衝突頻度が増加するため平均自由行程が減少し、エネルギーを効率的に得られる ECR 層を通過する回数が減少する。
したがって推進剤 Xe の場合は、電子との衝突頻度が高いため、磁気トラック二周目において電子のエネルギーが減少し、その領域のプラズマ密度が減少したと考えられる。他方推進剤 Ar の場合は、X e よりも電離により多くのマイクロ波電力が必要であるため、Xe の場合と比較して低電力領域では電流値が低い。しかしながら、Ar は、Xe よりも電子との衝突頻度が小さいため、投入電力の増加に伴い磁気トラック二周目でも効率的にエネルギーが上昇すると考えられる。したがって、投入電力の増加に伴い、磁気トラック二周目を含む、放電室全域で電子のエネルギーが増加し、放電室全域でプラズマ生成量が増加する。よって高電力領域では、プラズマ生成領域が拡張されたことによる効果が強くなり、電流値が上昇したと考えられる。
これより、推進剤 Ar と Xe では最適な磁場配位が異なることが分かった。また、推進剤に Ar を使用する場合は、磁石間距離は推進剤 Xe を使用する場合と比較し49

て長くなることが分かった。

(a)
図 5.8

(b)
プラズマ発光写真（磁気回路図 5.6）

m& =2.05 sccm, Pi = 32 W, Vb＝1,500 V(a) Ar, (b) Xe

5.2.2 磁石列数変化依存性
次に、図 5.4 から磁石列を一周追加することにより、磁石間距離磁石間距離は図5.4 から変更せずにプラズマ生成領域を拡張した図 5.9 の磁気回路での、推進剤 Xeと Ar によるイオンビーム引き出し実験で比較を行った。なおここでは便宜上、放電室内側の磁気トラックから外側までの３つの磁気トラックを順に、磁気トラック
一周目、二周目、三周目と呼称する。なおアンテナは各磁気トラックに一本ずつ向けて配置した。
図 5.10 に、マイクロ波周波数 2.45 GHz, 推進剤流量 m& =2.28 sccm, 投入電力 Pi =32 W の条件でのプラズマ発光写真を示す。推進剤 Xe 使用時は、放電室全域に均一なプラズマ発光が確認できる。他方、推進剤 Ar 使用時のプラズマ発光は、磁気チューブ一周目および三周目が弱く、不均一である。これは、磁気トラック一周目
および三周目の領域において、アンテナと ECR 層との平均距離が、磁気トラック
二周目の領域と比較して長くなっているため、電子とマイクロ波のカップリングが悪化したためであると考えられる。Xe よりプラズマを生成しづらい Ar ではこれらの影響を強く受け、磁気トラック一周目および三周目の領域においてプラズマ密度が低下したものと考えられる。これより、推進剤に Ar を使用する場合は、推進剤 Xe 使
用時と比較して、ECR 層とアンテナの平均距離を短くする必要があることが分かった。
50

図 5.9磁気回路(a)
図 5.10(b)
プラズマ発光写真(磁気回路 5.13)
m& =2.3sccm, Pi = 24 W(a)Ar, Vb＝1,500 V, (b)Xe, Vb＝1,000 V

5.2.3 放電室壁面磁石の配置位置による依存性
放電室壁面磁石の配置を変化させ、性能の放電室壁面磁石の配置位置による依存性を調査した。図 5.11 に示す磁気回路において、サイドヨークに配置した磁石の距離を変化させ、イオンビーム引き出し実験で性能比較を行った。放電室便宜上、
グリッドと磁石の距離を l とする。なお、このアンテナ配置は推進剤 Xe 使用時において最適化を行った配置である。
51

推進剤 Xe, マイクロ波周波数 4.2GHz, 推進剤流量 m& =2.28 sccm, 引き出し電圧

Vb＝1,500 V の条件での結果を図 5.12 に示す。推進剤 Xe の場合、 l を変化させてもあまり電流値に変化は見られず、投入電力 Pi = 24 W 時において、イオンビーム
電流値は l = 5 mm, 10mm, 15 mm の体系においてそれぞれ 120 mA，120 mA, 114
mA となった。また、投入電力 Pi = 32 W 時において、イオンビーム電流値は l = 5 mm,
10mm, 15 mm の体系においてそれぞれ 136 mA，132 mA, 126 mA となり、惑星探査機はやぶさに搭載されたイオンエンジンμ10 のマイクロ波周波数 4.2GHz,
推進剤流量 m& =2.20 sccm, 引き出し電圧 Vb＝1,500 V, 投入電力 Pi = 30 W 時のイオ
ンビーム電流値 130 mA に匹敵する値が得られた。
次に、推進剤 Ar, マイクロ波周波数 4.2GHz, 推進剤 Ar, 推進剤流量 m& =2.8 sccm,
引き出し電圧 Vb＝1,500 V の条件での結果を図 5.13 に示す。推進剤 Ar の場合、 lを変化させることにより電流値は大きく変化し、投入電力 Pi = 24 W において、イ
オンビーム電流値は l = 10mm, 15 mm の体系においてそれぞれ 12 mA，48 mA となった。図 5.14 に図 5.13 のグラフに対応するプラズマ発光写真を示す。図 5.13
および図 5.14 から、 l = 10mm の体系では Pi = 28 W 以下の低電力領域では磁気トラック一周目の領域でしかプラズマが生成されておらず、磁気トラック二周目の領域にプラズマを生成するためには Pi = 40 W 以上のマイクロ波電力が必要であることが確認できる。
これは、 l が小さくなるに従って外側の磁気トラックの磁気チューブ間距離が長くなるため、その領域の電子の平均エネルギーが減少したためであると考えられる。
また、 l が小さくなるに従ってアンテナと壁面の磁石列が形成する ECR 層との平均距離が長くなった結果、図 5.9 の磁気回路での結果と同様に、電子とマイクロ波のカップリングが悪化したためであると考えられる。Xe よりプラズマを生成しづらい Ar
ではこれらの影響を強く受け、l =10 mm の場合は磁気トラック二周目でのプラズマ密度が低下したものと考えられる。

52

(a)

磁場強度[T]

グリッド

アンテナ

Sm-Co
永久磁石

ECR層
[0.15 T](b)
図 5.11

磁気回路(a) 正面写真, (b) 断面図

53

160

イオンビーム電流 [mA]

140
120
100
80
60

l =5 mm40

l= 10 mm20

l =15 mm00

図 5.121020
投入電力 [W]3040

ビーム引き出し実験結果（磁気回路図 5.9, 推進剤 Xe）
m& =2.28 sccm, Vb＝1,500 V

100

イオンビーム電流 [mA]

90
80
70
60
50
40
30
20

l =10mm10

l =15 mm010

図 5.132030
投入電力 [W]4050

ビーム引き出し実験結果（磁気回路図 5.9, 推進剤 Ar）
m& =2.80 sccm, Vb＝1,500 V

54

(a)

(b)

(c)
図 5.14

プラズマ発光写真（磁気回路図 5.9, 推進剤 Ar）
m& =2.80 sccm, Vb＝1,500 V(a) l = 10mm, Pi = 24 W, (b) l = 10mm, Pi = 40 W, (c) l = 15mm Pi = 32 W

55

参考文献
[5-1] 山本直嗣，新屋敷佳祐，和泉敬介，宮本尚使，井尻秀信，中島秀紀，“マイク
ロ波放電型イオンエンジンにおける推進性能に及ぼすアンテナの影響”，平成 16
年度宇宙輸送シンポジウム，pp.209-212.
[5-2] Funaki, I., Kuninaka, H., Toki, K., Shimizu, Y.,Nishiyama, K., andHoriuchi Y., “Verification Tests of Carbon-Carbon Composite Grids for
Microwave Discharge Ion Thruster”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 18
No. 1, 2002, pp. 169-175.
[5-3]Hirokazu

Masui,Naoji

Yamamoto,

Hideki

Makashima,

Ikkoh

Funaki,“Analysis of Plasma Behavior in Microwave Discharge Ion Engine”,
AJCPP Paper AJCPP-A2051, Jan. 2005.

56

第六章

結論

本研究では木原子炉電源を用いたイオンエンジンの運用を検討した。原子炉電源を用いたイオンエンジンのミッションとして木星航行ミッションの解析を行い、推進剤 Xe および Ar の比較検討を行った。また推進剤に Ar を使用したイオンエンジ
ンの性能を各体系で測定し、推進剤に Ar を用いたイオンエンジンの最適化方法を検討した。結論を以下に示す。

z

木星航行ミッションでは、イオンエンジンの推進剤として Xe を使用した場
合、世界年間生産量の 17%が必要となるため、実現困難である。よって木星
航行ミッションのように推進剤を大量に消費するミッションでは、高価で生産量の少ない Xe より安価で生産量の多い Ar を推進剤として用いるほうが実現可能性が高い。

z

推進効率、貯蔵性で Xe に劣る Ar をイオンエンジンの推進剤として用いた場合も、原子炉電源使用による豊富な電力が使用できる場合、木星航行ミッ
ションは可能となる。

z

平均自由行程の違いから、イオンエンジンの推進剤に Ar を使用する場合、Xe を使用する場合と比較して磁気チューブ間距離、すなわち磁石間距離を長く設計する必要がある。本研究においては推進剤 Ar 使用時に、磁石中心間距離約 28 mm のとき最も高いイオンビーム電流値が確認できた。

z

Ar は Xe よりイオン化しにくいため、イオンエンジンの推進剤に Ar を使用
する場合、アンテナからのマイクロ波と電子とのカップリングを向上させる
ため、Xe を使用する場合と比較してアンテナと ECR 領域との平均距離を短く設計する必要がある。推進剤 Xe の場合はアンテナは ECR 領域上方 2 mm程度の配置が適当であり、他方推進剤 Ar の場合はほぼ ECR 領域に接してる
配置が適当である。

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謝辞
宇宙推進システムという、私が子供のころから憧れていた分野に関する研究の機会を与えてくださった中島秀紀教授に感謝いたします。接点こそ少なかったものの、研究に対する姿勢、問題の捉え方を教えて頂いた渡辺幸信准教授に感謝いたします。
就職活動や研究において私が悩んでいるときに優しくところどころで声をかけてアドバイスしてくださった梶村好宏講師に感謝いたします。至らない私をいつも丁寧に指導してくださり、研究の行い方、実験や論文、その他あらゆる事でいつも私を導いてくださった山本直嗣助教に感謝いたします。聞くのではなく自分で考えるという事の大切さが分かりました。まだまだ未熟ですが社会に出てもがんばって精進いたします。有難うございました。グリッドの提供やマイクロ波電源の貸し出し等、本研究を支援いただいた宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部の國中均教授に感謝いたします。実験装置製作にあたり、無償で鉄材を提供してくださった有限会社ヨシテック様に感謝いたします。この 3 年間、何度も飛び込み依頼をしてしまったにもかかわらず、いつも装置の製作をしていただいた、エネルギー量子工学部
門工場の是永技官、蓮尾技官に感謝いたします。いつも明るく、研究に疲れた私を笑顔で癒してくださった岡安悦子秘書に感謝いたします。私の拙い英語で話しかけてもいつも気さくにわらいかけてくだった Dimitre N. Kadrev 氏および博士 1 年
叶氏に感謝いたします。英語に慣れ親しむことができました。豊富なコンピュータの知識でパソコンの基本的な使い方から応用まで教えていただいた博士 3 年林氏に感謝いたします。私の直属の先輩であり、同じ研究グループとして実験の苦楽を共にした OB の宗貞氏に感謝いたします。いつも私の実験を手伝ってくださった修士 1 年鶴氏と学部 4 年小谷氏に感謝いたします。私の研究の大きな助けとなりました。同期の金川氏、川渕氏、近藤氏、西嶋氏には、同学年として 3 年間一緒に貴重な大学院生活を送れたことを感謝いたします。つらくとも楽しい日々はあなた方のおかげでした。永田氏、七村氏、松田氏、本岡氏は、これから就職活動、修士論文に向けた研究と忙しくなると思いますが頑張ってください。アイルランドに留学している大宅氏は後二年間ありますが、来年、再来年と中島研究室を引っ張っていってください。学部 4 年の安部氏、林田氏は、絡む機会も少なかく、残念ですが、大学院に入学後もがんばって勉強し、優秀な成果を期待しています。最後にいつも私を影ながら支えてくれた家族の皆様に感謝いたします。
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