J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)５
８‐５９

小特集

電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望
Current Status and Prospects of Electric Rocket Propulsion Technology

１．はじめに
田原弘一
TAHARA Hirokazu
大阪工業大学（原稿受付：２
０
１
７年９月７日）１．
１ 宇宙大航海時代の到来（ロシアでの小惑星衝突への対応）．最終目標である，有人

世界中の人々を感動させ，日本の宇宙開発技術の高さを火星探査では，宇宙放射線の人体への影響を避けるため知らしめた，小惑星探査機「はやぶさ」の帰還（２０１０年６に，大推力の電気ロケットにより，短期間に火星到着をめ月）から４年，２０１４年１２月，「はやぶさ２」が HII-A ロケッ

ざす．さらに，水と氷がある，木星の惑星もターゲットでトによって打ち上げられた．
「はやぶさ」は太陽系形成のある．

起源を明らかにすべく小惑星「イトカワ」の物質を地球に

地球近傍の衛星の実利用では，大型静止衛星を静止軌道持ち帰ったが，「はやぶさ２」はさらに太陽系形成時の水に投入する場合，打ち上げロケットで運ばれる遷移軌道かや有機物（生命の 起 源！）を 調 査 す べ く「リ ュ ウグウ」

ら静止軌道に衛星を運ばなくてはならないので，そのため（「浦島太郎」物語の「竜宮」である！）という小惑星をめ

これまでは推進剤を大量に必要とする大推力化学推進を用ざして目下順調に飛行中である．小惑星への到着は２０１８いていたが，電気推進による高燃費の衛星輸送が実現され年，地球への帰還は２０２０年の予定である．まさに人類の英た．姿勢制御も電気推進で行い，「全電化衛星」の誕生で知が太陽系，我々人類の起源に迫ろうとしている．

ある．

「はやぶさ２」の往復飛行は「はやぶさ」と同様に，「電１．
２ 電気推進ロケットとは？

気推進ロケットエンジン」の一種である「マイクロ波放電
式イオンエンジン」により行われる．

電気推進ロケットエンジンは，主に太陽電池により太陽「宇宙は人類に残された最後のフロンティア」，有名な

光エネルギーを電気エネルギーに変換し，これを推進エネ

スタートレック のフレーズであるが，まさに宇宙大航海

ルギーに利用するロケットエンジンである［１‐６］．化学ロ

時代の幕開けである．諸外国においても同様の計画が立案

ケットエンジンに比べて，推進剤噴出速度が格段に大きいされ活発な議論が行われている．これらの大型プロジェク

ので，推進剤の使用量を節約でき，荷重量（ペイロード質

トはもちろんその膨大な予算規模から国際協力のもとに今量）を増やすことができる．すなわち，高比推力（比推力：後遂行されるものも多い．

推進剤単位重量当たりに得られる推力（推進剤噴出速度を

月基地建造計画では，国際宇宙ステーション（ISS）を足

標準重力加速度（9.8 m/s2）で割った値）），低加速度であがかりに，ISS から月まで大量の物資を電気ロケットによるという特徴を持つ．そのため，重力の影響の弱い宇宙空

り輸送し基地建造にあたる．一気にエネルギー問題を解決

間での長期ミッションに適しており，人工衛星の軌道保できる，1 GW級の太陽発電衛星建造計画では，地球低高度

持，姿勢制御への利用，深宇宙探査の主推進エンジンとし軌道から高高度軌道まで建造資材を輸送する．

て活躍している．

さらに，小惑星捕獲ミッションでは，小惑星帯まで電気

電気推進ロケットエンジンは加速機構の違いにより，ロケットにより動力航行し，小惑星捕獲後，月周辺の力学（１）電熱加速型（直流アークジェットスラスタなど，ジュー的安定点（各種引力が平衡したラグランジェポイント）へ

ル加熱で高温高圧プラズマガスを生成し噴き出す．
），（２）

輸送し，宇宙飛行士を小惑星に派遣し探査を行うことによ電磁加速型（電磁加速型パルスプラズマスラスタ，電磁加り，地球への小惑星衝突回避技術の獲得をめざしている

速プラズマ（Magneto-Plasma-Dynamics: MPD）スラスタ

1. Introduction
Osaka Institute of Technology, OSAKA, 535-8585, Japanauthor’s e-mail: hirokazu.tahara@oit.ac.jp

５８!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Special Topic Article

1. Introduction

H. Taharaなど，電磁石の原理，ローレンツ力でプラズマを加速噴出

推進エンジンの電力はどれくらいであろうか？全電化静止させる．），（３）静電加速型（イオンエンジン，ホールスラ

衛星（姿勢制御維持に従来の小型化学ロケットエンジンをスタなど，静電場でイオンを加速噴出させる．
）に分類さ

使わず，すべて電気推進エンジンで行う衛星）では 5 kW，れ，それぞれカバーできる比推力・推力領域が異なる．こ小惑星捕獲ミッションでは 10 kW，太陽発電衛星建造物資

こで，「スラスタ（thruster）」とは人工衛星や探査機など輸送では 25 kW，有人火星探査では 50 kW クラスが必要不の宇宙機で使用される推進システムのことを意味する．

可欠である．

宇宙用化学ロケットエンジンの場合，推進剤を多量に噴

１．
３ 太陽圏は全域，未来の人類生存圏出するため推力（推力密度）は大きいが，比推力は１００〜３００秒程度である．一方，電気推進エンジンの比推力は図１

想像してみよう．西暦２１１５年，宇宙大航海時代の到来かに示すように５００〜１００００秒であり，化学ロケットに比べてら１００年が経った．今，日本宇宙観光空港から大型ロケット

かなり高い．例えば，「はやぶさ」，「はやぶさ２」搭載イが飛び立ち，その乗組員はパイロット５名と民間人１００名

オ ン エ ン ジ ン は 電 力 400 W で，比 推 力３
０００秒，推 力である．途中，国際宇宙ステーションに寄港し，火星基地

8−12 mN である．化学ロケットエンジンはヒドラジンなに向かう乗客を降ろした後，月基地をめざす．宇宙ステー

ど化学推進剤自身が持つ内部エネルギーを燃焼発熱反応にションまでは地球の重力場を脱するために化学ロケットエ

より利用する内燃機関と考えられるが，電気推進エンジン

ンジンを用いるが，宇宙空間，惑星間航行には大電力電気

はあくまでエネルギーは外部から供給する外燃機関であり推進ロケットエンジンを利用する（図２）．超大型宇宙構

その作動領域は非常に広い．

造物である，太陽発電衛星のそばを通過し，エンジン噴射

宇宙用機器が地上の機器と異なる点は，一度宇宙におかにより宇宙船は徐々に加速し，速度を上げていく．宇宙船

れるとメンテナンスはほとんどできず，長期間（ミッショの窓から見る，地球，月，火星，（水と氷がある，木星の衛ンによっては１０年から半永久に），過酷な環境（低温・高星にも旅行！）本当に美しいことであろう．この感動，情温の熱サイクル，高真空，宇宙からの高エネルギー放射

景はもう決して夢物語ではない．

線・プラズマ照射など）の中で所定の性能を発揮しなけれ

本小特集では，まず第２章において電気推進ロケットエ

ばならないところにある．電気推進エンジンの場合も同様

ンジンを用いた宇宙ミッションの国内外の現状と今後につであり，数百から数万時間の安定作動が望まれ，さらに軽いて紹介する．その後，第３章では，将来ミッションに向量，かつ簡単なシステム構造が要求され，本質的に水冷はけた各加速方式の電気推進ロケットの課題と最新の研究成できない．

果を解説し，第４章では，電気推進ロケット技術の他分野

また，供給される電力も十分ではないことが多いので，への応用を紹介したい．また，プラズマ物理の観点から，

電気エネルギーから推進エネルギーへの変換効率，すなわ

非常に興味深い現象が多いが，更なる性能改善のために

ち推進効率はできる限り高くなければならない．将来の大は，プラズマ実験・理論研究者の参加が不可欠であり是非

型ミッションのために開発される，5−30 kW クラスの大ともお願いしたい．

電力電気推進の場合，排熱問題も非常に厄介である．例えば，電力 30 kW，推進効率５０％の電熱型エンジンでは，推参考文献

進エネルギーに変換できない15 kWを宇宙空間に排熱しな［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，２
０
０
３）
．
［２］田原弘一：プラズマ・核融合学会誌 77, 763 (2001).
［３］田原弘一：高温学会誌 31, 129 (2005).
［４］田原弘一：プラズマ・核融合学会誌 83, 265 (2007).
［５］田原弘一：電気学会誌 129, 735 (2009).
［６］田原弘一：電気学会誌 134, 289 (2014).

ければならない（電熱型電気推進エンジンを熱機関と考えると推進効率（エネルギー変換効率）は高いほうであるが）．人工衛星本体側にこの熱を輸送して排熱してもらう
わけにはいかず，一般には宇宙に直接むき出しになっているエンジン本体から輻射放熱しなければならない．この大量の熱を如何に効率良くコンパクトな構造で取り除くか，
非常に難しい．究極の最適熱設計が必要である．
それでは将来の大型ミッション遂行のために必要な電気

図２
図１

各ロケットエンジンの比推力と推力密度の関係．

５９

地球・月連絡船（左）と火 星・木 星 観 光 船（右）
（JAXA
提供）
．

J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)６
０‐６５

小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望

２．電気推進ロケットエンジンを用いたミッションの現状と今後
2. Current and Future Missions Using Electric Rocket Propulsion
西 山 和 孝，杵 淵 紀 世 志１）
NISHIYAMA Kazutaka and KINEFUCHI Kiyoshi１）
宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所，１）宇宙航空研究開発機構第一宇宙技術部門（原稿受付：２
０
１
７年１
１月２
７日）

電気推進は１９９０年代以降，欧米を中心に商用衛星および新宇宙探査における本格利用が始まり，わが国でも「はやぶさ」による小惑星探査を始め，技術試験衛星等に搭載され，利用範囲が拡大されてきた．本章ではまず運用中もしくはここ最近運用が終了した電気推進ミッションについて触れた上で，現在開発が進められている全電化衛星や新宇宙探査といった将来の電気推進ミッションについて解説する．
Keywords:
electric propulsion, space mission, hayabusa, ets, ion engine, hall thruster

２．
１ これまでの国内外の電気推進ミッション

た方式の電気推進から順次実用に供されるようになり，ロ

本章では電気推進を用いたミッションの現状と今後を紹

シアやアメリカでは早いものでは１９６０年代から実用衛星に介し，将来のミッションに適用される電気推進への要求を搭載されている．１９９０年代からはアメリカの商用静止衛星

まとめる．図１に国内外の電気推進の発展の経緯を示す．

で採用される電気推進の種類と数が一気に増加し，２０００年

電気推進は１９５０年代後半から理論的および実験的な研究が代からはロシア以外のヨーロッパでも商用化が急速に進ん活発化し，１９６０年代から１９９０年代にかけて様々な方式の宇でいる．わが国では１
９６０年代から電気推進の研究が開始

宙実験が各国により行われた．宇宙実験は観測ロケットのし，１９８０年代には MPD スラスタ，パルスプラズマスラス

弾道飛行による短時間のものから，衛星軌道における長期

タ，イオンエンジンの宇宙実験を着実に実施してきた．し間のものまで段階的に実施されてきた．宇宙実証が完了しかし，小惑星探査機「はやぶさ」で２００３年から２０１０年にか

図１

電気推進ロケットの宇宙作動の履歴．

Instiute of Space and Astronautical Science, JAXA, Sagamihara, KANAGAWA 252-5210, Japancorresponding author’s e-mail: nishiyama@ep.isas.jaxa.jp

６０!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Special Topic Article

2. Current and Future Missions Using Electric Rocket Propulsion

K. Nishiyama and K. Kinefuchi

けて実証して開拓した深宇宙探査分野以外においては，こ「はやぶさ」で問題の生じたイオン源１台の初期のプラれまでのところ本格的な実用には至っておらず，海外の商

ズマ点火不良と中和器３台の寿命不足に関しては，原因を用化の流れに対して遅れを取っているのが現状であり，こ推定した上で次のような対策が講じられている．イオン源の打開が求められている．

のマイクロ波供給ケーブルをより高信頼で実績豊富なものに置き換えたうえで，イオン源本体の点火性を左右する放２．
２ これまでの国内ミッション

電室の円筒導波管部分の長さと，導波管に挿入されるアン

２．
２．
１ はやぶさ２テナの長さの調整を入念に実施し点火性に余裕を持たせ「はやぶさ２」は約 600 kg の探査機であり，惑星間航行

た．中和器の長寿命化のために放電室内壁をプラズマからに対応すべく一部を高度化仕様［１］とした H-IIA ロケット

防護し，電子放出に必要な中和器とイオンビームとの電位

２６号 機 に て２
０１４年１２月３日 に 打 ち 上 げ ら れ た．小 惑 星

差を小さくするのに効果的な磁場の強化を行ったうえ，実「リュウグウ」の探査と，表面からサンプルを採取して地球使用環境を忠実に模擬して毎週一回の頻度のオンオフによに持ち帰ることが与えられたミッションである．２００３年５る高温・低温のサイクルを印加する（この点が「はやぶさ」

月９日に M-V ロケット５号機で打ち上げられ，マイクロ波での地上耐久試験からの改善点）耐久試験を２０１２年から開放電型イオンエンジン μ１０（ミュー・テン）を４台搭載し，始した．所定の軌道計画では「リュウグウ」との往復に必

これらによる小惑星イトカワとの往復飛行で２０１０年６月１３

要とされる１万時間の２倍の２万時間を打ち上げまでに無日に地球に帰還し，のちにサンプル採取の成功が確認され事に達成した．打ち上げ後も耐久試験を継続し，試験開始

た初代「はやぶさ」探査機の改良型が「はやぶさ２」であから５年後の２０１７年７月までに４万２千時間を経過している．イオンエンジンや探査機の不具合による危機を様々なる．ファイバースコープを用いて放電室内部を観察したと工夫で切り抜けた「はやぶさ」イオンエンジンの帰還運用

ころ特段の損傷は見られず，電子放出の性能指標である電については，以前の解説記事［２］を参照されたい．
「はや

圧にも特段の上昇は起きていない．イオン源の点火性向上

ぶさ」の７年間の宇宙運用で４台累計４万時間の稼働実績

や中和器長寿命化の不具合対応以外に，イオン源内のキセを重ね，２万５千時間の宇宙動力航行（２０１０年当時の世界

ノンガス噴射口の配置と流量配分の最適化とイオン加速用

最長記録）を達成した．「はやぶさ２」は「はやぶさ」の基のグリッド穴径や板厚の調整といった小さな設計変更によ本設計を踏襲しており，イオンエンジンシステムについて

り，発生可能な推力上限を従来の 8 mN から 10 mN に増強

もそれは同様である．しかしいくつかの点では改良がなさ

する性能向上のための改良策を採用している．これによれており，ここでは特にイオン源と中和器に関わる変更点

り，はやぶさ初号機よりも２割程度質量の増加した「はやについて概要を述べる．詳細は文献［３］を参照されたい．

ぶさ２」探査機に従来同様の加速度を与えることが可能となっている．図２にフライト用イオンエンジン４台のうち１台の単体試験中の様子を，図３には「はやぶさ２」と「はやぶさ」のイオンエンジン系搭載面側から見た外観を示す．
「はやぶさ２」は本章執筆時点で打ち上げから３年近くが経過しており，地球スイングバイ（２０１５/１２/３）やその前後のイオンエンジン運転も含めて順調に航行中である．
往路に予定されているイオンエンジン動力航行の７０００時間のうち４０００時間を２０１７年４月までに完了している．図４は最大３台までのスラスタを同時に作動させた合成推力ベク
トルの大きさの全履歴を示したものである．２０１８年１月か

図２ 「はやぶさ２」に搭載されたイオンスラスタ．

図３ 「はやぶさ２」と「はやぶさ」の外観．

図４ 「はやぶさ２」イオンエンジンの推力発生実績．

６１

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

らイオンエンジン運転を再開し，２０１８年６〜７月に小惑星

宇宙研究機関（ISRO）の極軌道ロケット PSLV C‐
２１を用い「リュウグウ」へ到着し，小惑星に１年半滞在ののち２０２０年て高度 660 km に打ち上げた．打ち上げ数日後から衛星は

１１〜１２月に地球帰還する計画である．

地上からの制御が不能となったため，電気推進の試験は実２．
２．
２ きく８号（技術試験衛星８型，ETS-VIII）

施できなかった．
東京大学／JAXA の超小型深宇宙探査機「PROCYON」「きく８号」は２
００６年１２月にH-IIAロケット１
１号機により打ち上げられた軌道上３トン級の大型静止衛星であり，通は H-IIA ロケット２
６号機相乗り小型副ペイロードとして，信需要の増大へ対応するために開発され，大型展開アンテ「はやぶさ２」とともに２
０１４年１２月３日に惑星間軌道に放ナなどが搭載された．
「きく８号」には 南 北 軌 道 制御用出された世界最小の深宇宙探査機である．
「PROCYON」（NSSK，North South Station Keeping）と し て，20 mNには100 kg以下サイズの宇宙機においては世界初の試みと級のカウフマン型キセノンイオンエンジンが採用された．

なる軌道遷移用イオンエンジンと姿勢制御用多軸コールド

このイオンエンジンは「きく６号（ETS-VI）［４］および」ガススラスタを統合したキセノンを推進剤とする小型推進「かけはし（COMETS）」にやはり NSSKを目的として搭載系が搭載された［６］．１２月５日から１
２月２８日までの初期運されたイオンエンジンをベースに改良を施したものであっ用の中でコールドガススラスタによる探査機の角運動量調

た．「きく６号」，「かけはし」いずれも静止化用のアポジ

整とイオンエンジンによる加速に成功したが，２
０１５年３月エンジンもしくはロケットの問題により静止化には至らな

１０日の運用終了数時間後にスクリーングリッドとアクセルかったため，イオンエンジンによる本格的な NSSK 運用はグリッド間の短絡と思われる事象が発生し加速できない状「きく８号」が日本初であった．

態となった．これにより，地球スイングバイと小惑星フラ「きく８号」ではイオンエ ン ジ ン は計４台（NA，NB，イバイを断念したが，その後，２０１５年１２月３日には探査機

SA，SB，N は衛星北面，S は南面搭載，A は主系，B は従との通信が途絶した．イオンスラスタは累計２２３時間の宇系を表す），電源装置は２台（１台は A 系を，もう１台は宙作動を達成しており，100 kg 以下の小型宇宙機におけるB 系を駆動）が搭載された．「きく８号」は静止化後，２００７

作動時間としては当時最長のものであったが，地球スイン

年４月より NSSK を含む定常運用を開始した．当初 A 系

グバイに必要とされる３０００時間以上の作動時間に比べると（NA/SA）での運用を行っていたが，NA が稀に放電消失

不十分であった．

を起こすことから，運用改善を目的に２００７年７月に B 系（NB/SB）への切り替えを行った．この際，SB の中和器の２．
３ 将来ミッション

放電点火が不安定になる事象が発生した．導電性異物の介

２．
３．
１ 全電化衛星ミッション

在による中和器キーパとグランド間の短絡が，中和器近傍

近年，全電化衛星が注目を集めている［７］．全電化衛星の温度変化により発生／解消を繰り返すことが原因と推測

では，従来の燃焼による化学反応エネルギーにより推力をされた．これを受け，NB/SA の組合せで運用を継続した発生する化学推進系を一切搭載せず，静止軌道上昇（Orbit

が，２００８年１月に A 系の電源装置の故障が発生した．原因

Raising，O/R），NSSK，ホ イ ー ル ア ン ロ ー デ ィ ン グ なは回路部品の偶発的な故障と判断された［５］．その後は B

ど，全てホールスラスタ，イオンエンジン等の電気推進に系に切り替え運用を継続したが，上記の通り SB の不安定よって実施し，大幅な搭載推薬量の削減を実現する．２０１２

事象により，軌道保持に十分な力積が発生できなかったた

年に Boeing が世界初の全電化静止衛星バス 702SP の受注

め，化学推進系により不足分を補う運用とした．しかしを発表し，２０１５年に Falcon9 ロケットにより打ち上げられ，

２００９年７月に B 系の電源装置も故障し，イオンエンジンシ

およそ半年をかけてイオンエンジンのみによる静止軌道へ

ステムは機能を喪失した．累積作動時間としては NB が最の上昇に成功した．これを受け，各国において全電化衛星

長で，有効寿命１５，６００時間に対して３，
７４８時間であった．そ開発に向けた動きが加速している．Airbus DS は欧州初のの後はバックアップの化学推進系により運用を継続

全電化衛星バス Eurostar-E3000EOR を受注，
２０１７年６月にし，２０１７年１月，約１０年に亘る運用を終了した．

Ariane5 ロケットにより打ち上げられたのち，ホールスラ

２．
２．
３ 超小型衛星ミッション
２０００年代以降，世界中で大学やベンチャー企業による超小型衛星開発が盛んに行われるようになり，電気推進ロ
ケットの搭載をめざす研究も急速に広がりを見せている．
日本でも小型衛星の打ち上げ手段や機会が，国内外の他の衛星・探査機との相乗りや国際宇宙ステーションからの放出などのように多様化していることを追い風として，複数の大学衛星での電気推進宇宙実証が始まっている．
大阪工業大学では，超小型人工衛星としては世界初となる電熱加速型パルスプラズマスラスタ（PPT）による動力
飛行と，高解像度カメラを使った淀川流域の環境観測をミッションに掲げ，超小型人工衛星「プロイテレス１号機」
図５の設計・開発を２００７年から行い，２０１２年９月９日にインド
６２

技術試験衛星９号機．

Special Topic Article

2. Current and Future Missions Using Electric Rocket Propulsion

K. Nishiyama and K. Kinefuchi

スタによる軌道上昇を４か月間の最短記録で完了していく．これを効率よく補償するために，20 mN 級のイオンエ

る．

ンジン１台が搭載される．本イオンエンジンは，前述の日本においても次期技術試験衛星として全電化衛星の検「きく８号」に搭載されたイオンエンジンを改善したもの

討が進められ［８］，JAXA において２
０１７年４月から「技術となっている．

試験衛星９号機（ETS-9）」プロジェクトがスタートした．

２．
３．
３ 宇宙探査ミッション「ETS-9」では２０２０年代に国際競争力ある衛星システムを

JAXA では「はやぶさ２」に続きイオンエンジンを搭載実現することを目的とし，打ち上げから運用を終了するまする深宇宙探査ミッションとして，深宇宙探査技術実証機

でのライフサイクル全体のコストを抑えるために，推進剤「DESTINY＋（Demonstration and Experiment of Spaceを大幅に低減可能な全電化衛星技術を採用することとしTechnology for Interplanetary voYage，Phaethon fLyby

た．図５に「ETS-9」の外観を示す．展開式のブームジンバ

and dUst Science）［１１］とソーラー電力セイル探査機［１２］」ル上に電気推進を搭載することで，電気推進が放出するプの二つのミッションについて，２０２０年代の打ち上げをめざ

ラズマの太陽電池等への影響を抑制するとともに，O/R，

して検討が進められている．

NSSK 双方を効率的に実施できる．

「DESTINY＋」は工学と理学の連携ミッションである．

搭載される電気推進はJAXA/IHIエアロスペースにて研工学ミッションは，宇宙工学を先導する航行・探査技術を究開発が進められてきた 6 kW 級ホールスラスタ［９］で，こ獲得して，次代の深宇宙ミッションの発展に資することでれまで日本で開発されてきた電気推進の中では最大電力とあり，以下の２点を目的とする．１）電気推進による宇宙航なる．ホールスラスタはイオンエンジンと比べ比推力は劣行技術を発展させ，電気推進の活用範囲を拓く．２）フライるものの推力電力比に優れるため，702SP では半年を要し

バイ探査技術を獲得し，小天体探査の機会を広げる．具体

た O/R 期間を３〜４ヵ月程度に短縮できる．さらに本ホー的には，「はやぶさ２」では単純化のために対応していな

ルスラスタでは海外では最大電力 4.5 kW 級が一般的なとかった重力天体周回中の電気推進運転機能を新たに持たころ，6 kW 級とすることで大推力化および海外との差別せ，全電化静止衛星同様にロケット打ち上げ直後の地球周化を図っている．全電化ミッションに対応するため，6 kW

回軌道上での軌道遷移能力を持たせる．そのために必要の最大電力で駆動する O/R モードの他，低電力の NSSK

な，様々な方向からの太陽光熱入力条件下で電気推進の発モードを有している．これらのモードに対応した耐久試験

熱を効率よく放熱するための先進的な熱制御技術や，地球は国内に新設する大型真空チャンバ設備［１０］にて実施予定

周回中に放射線帯を通過する際の劣化を考慮したうえで十である．本ホールスラスタは耐久試験を始めとする各種開分な電力を深宇宙到達時に確保できる軽量（100 W/kg 以

発試験を実施した後，「ETS-9」に搭載され２０２１年に H-IIA上）で高効率な薄膜太陽電池パドル技術が新規開発・宇宙ロケットの後継機である H3 ロケットにより打ち上げの予実証要素技術である．
「はやぶさ２」のイオンスラスタ

定である．

μ１０に耐熱性向上や軽量化などの改良を施したうえで，最２．
３．
２ 超低高度衛星ミッション

大同時運転台数を従来の３台から４台に高めることで，よJAXA は軌道高度にして 300 km より低い軌道を将来のり短期間での放射線帯脱出をめざす．電気推進による探査

地球観測などで利用するための研究を進めている．この軌機の総増速量は「はやぶ さ２」までの 2 km/s に 対して

道は「超低高度軌道」と呼ばれ，超低高度軌道を利用する

DESTINY＋では 4 km/s 以上であり，探査機の軽量化と電人工衛星は，地上に近い分，より地球を高い解像度で観測

気推進の長寿命化（運転時間が２万時間級）が一層要求さすることができ，将来の地球観測の利用をさらに拡大してれる．このような電気推進搭載宇宙機を小型で安価な固体

いくことが期待されている．JAXA ではこの超低高度軌道

ロケット「イプシロン」と組み合わせることにより，「はを利用する地球観測衛星である「超低高度衛星技術試験機

やぶさ２」に比べて半額程度の総開発費で深宇宙探査を実（SLATS:Super Low Altitude Test Satellite，つばめ）（図６」

施可能なプラットフォームを開発実証することが工学ミッ参照）を開発中で，２０１７年度に H-IIA ロケットにより打上ションの狙いである．理学ミッションでは，地球生命の前げの予定となっている．
この軌道を周回する人工衛星は，通常の軌道に比べ大きな大気の抵抗を受け続けるため，徐々に高度が低下してい図６

超低高度衛星技術試験機（SLATS，つばめ）
．

図７

６３

深宇宙探査技術実証機 DESTINY＋の想像図．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

機は２０２４年に打ち上げ，２０３６年に小惑星到着とする片道１２
年の軌道を検討している．エキストラサクセスとして小型着陸機が小惑星表面から離陸し，母船（ソーラー電力セイル）と再ドッキングを行い，採取したサンプルの一部が母船に受け渡され，母船は地球帰還軌道に乗ってサンプルを持ち帰るサンプルリターンを行う往復探査のプランも検討
中である．
２．
３．
４ 超小型衛星ミッション
図８ ソーラー電力セイル探査機の想像図（左：全体像，右：探査機本体イオンエンジン搭載面拡大）．

JAXA では，２０１６年１
２月から２０１７年１月にかけて，平成３０年 度 打 上 げ 予 定 の「GOSAT-2」/「Khalifasat」打 上 げ
H-IIA ロケットに相乗りする超小型衛星を公募し，１１件の駆物質の可能性がある地球外からの炭素や有機物の主要供応募の中から 50 kg 級３機と 1U 級（１辺 10 cm の立方体サ給源と考えられている地球飛来ダスト及びその母天体の実イズ）２機を２０１７年４月に選定している．このような大型態解明を目指し，惑星間空間航行中のダスト分析と「ふた衛星の相乗りによる小型・超小型衛星の有償・無償の打ちご座」流星群の母天体である小惑星フェイトンのフライバ

上げ機会は今後とも一定数が見込まれるため，大学やベンイ時の撮像観測とダスト分析を行う．図７に探査機システ

チャー企業による小型衛星開発の機運は高まる一方であム検討の一例を示す．イオンエンジンの搭載面は「はやぶる．小型衛星の中でも特に商用分野で電気推進に期待されさ２」とは異なり，ロケットとの結合面側（図７の底面側）る用途の一つは，多数の衛星でコンステレーション（大規＋と な る．「DESTINY 」は２０２２年 頃 の 打 ち 上 げ で模な編隊飛行）を構築・運用することである．また，役割

230×50,000 km の長楕円軌道に投入し，イオンエンジンでを終えた小型衛星を早期に大気圏突入するように自力で高徐々に高度を上昇させて２０２４年頃に月スイングバイで地球度低下させることは宇宙ゴミ（スペースデブリ）を増やさ

圏離脱，２０２６年頃に小惑星フライバイすることを目標に，ないために重要である．

プロジェクト準備段階の検討を実施中である．

大阪工業大学では２０１０年から「プロイテレス衛星２号

JAXA ではもう一つの深宇宙探査ミッションとして，機」の開発を行っており，多放電室型電熱加速パルスプラ

ソーラー電力セイル探査機による木星トロヤ群小惑星探査

ズマスラスタを搭載した 50 kg 級超小型衛星による世界初を計画中である．ソーラー電力セイル探査機とは，薄膜太の 50−100 km の軌道高度の変更の実証をめざしている

陽電池を多数搭載した大面積（2000 m２）のセイル膜面を有［１３］．この２号機は前述の「GOSAT-2」/「Khalifasat」のする探査機であり外惑星領域においてもイオンエンジンの相乗り衛星に採択されている．大阪工業大学では低電力シ駆動に必要な電力を供給することができる．このセイルはリンドリカル型ホールスラスタにより地球低軌道から月軌

ス ピ ン 安 定 の 探 査 機 な ら で は の も の で，前 述 の道までの動力航行が可能な超小型月探査機「プロイテレス＋「DESTINY 」で採用する三軸姿勢安定探査機用のものと３号機」の構想を掲げてスラスタの開発が行われているは異なる技術であり桁違いの軽量化（1 kW/kg）が可能で［１４］．同大学では「プロイテレス衛星４号機」として，２ある．イオンエンジンは「はやぶさ２」の μ１０をベースに，号機の技術を発展させて地球低軌道上に存在する大小さま

イオンビーム加速電圧を従来の５倍の 7500 V に高めるこ

ざまなデブリらデブリに対し電気推進の噴射流を照射し減とで，比推力を従来の２倍以上の７０００秒に高めた派生型の速・高度低下させる技術の実証もめざしている［１５］．

μ10HIsp（エイチアイエスピー）であり，推進剤のキセノン

東京大学では，「PROCYON」のような 50 kg 級衛星用搭載量を大幅に削減することを狙っている．木星トロヤ群

イオンエンジンとして従来通りのキセノンを適用しながら小惑星へのランデブーを行い，100 kg 程度の小型着陸機にスラスタおよびシステムの技術成熟度をあげるための研究

よって着陸，試料採取，その場分析を行う予定である．ラを行う一方で，10−20 kg 級キューブサットために水を推

ンデブーや小型着陸機の搭載が可能となるのは，ソーラー進剤としたイオンスラスタの研究を行っている［１６］．ま電力セイルによる大電力供給と高比推力イオンエンジンにた，東大と JAXA は２
０１６年から 6U サイズ，重量約 14 kg

よるものであり，日本独自の技術である．図８に現状のシの超小型深宇宙探査機「EQUULEUS」の開発を進めておステム検討状況を示す．太陽光の当たらない側にイオンエ

り，太陽−地球−月系における軌道操作技術の実証と姿勢

ンジン μ10HIsp が６台搭載される構想である．これらのう制御用に小型水レジストジェットスラスタが搭載される

ち，奇数番号のものと偶数番号のスラスタは逆方向のトル［１７］．この「EQUULEUS」は NASA が開発を進めている

クを探査機に与えることができるように傾斜させて搭載

次世代超大型ロケット SLS で２０２０年以降に打ち上げ予定でし，運転するスラスタを適宜切り替えることで探査機スピある．

ンレートの制御を行う．また，スピンの位相に同期して加

２．
４ まとめ

速電圧ひいては推力を微調整する機能を持たせることで，スピン軸方向の制御を行う．このように，イオンエンジン

本章では電気推進を用いたミッションの現状と今後を紹システムが姿勢制御システムと密接に連動する運用方法を介した．電気推進の用途が拡大するとともに要求は多様化採用することも新しい点である．ソーラー電力セイル探査している．短期間での軌道間輸送では１０００秒台が最適とさ
６４

Special Topic Article

2. Current and Future Missions Using Electric Rocket Propulsion

K. Nishiyama and K. Kinefuchi

Aerospace Sciences (EUCASS) (2011).
［２］細田聡史，國中 均：プラズマ・核融合学会誌 86, 282(2010).

れる比推力も，木星以遠の往復探査をめざす上では７０００秒程度が必要とされるなど，ミッション毎に電気推進の最適設計は異なる．電力規模においても数 W の超小型衛星から［３］K. Nishiyama et al., "Development and Testing of the Hayabusa 2 Ion Engine System," Transaction of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace
Technology Japan, Vol. 14 (2016), pp. Pb̲131-Pb̲140.
［４］梶原堅一，杵淵紀世志：宇宙輸送シンポジウム STEP2013-026 (2014).
［５］池田正文 他：宇宙科学技術連合講演会 1L19 (2009).
［６］小泉宏之：プラズマ・核融合学会誌 92, 501 (2016).
［７］杵淵紀世志：日本航空宇宙学会誌 65, 9 (2017).
［８］鳩岡恭志 他：日本航空宇宙学会誌 65, 10 (2017).
［９］田代洋輔 他：宇宙科学技術連合講演会 1I05 (2016).
［１０］杵淵紀世志 他：航空原動機・宇宙推進講演会 JSASS2017-0007 (2017).
［１１］西山和孝 他：宇宙科学技術連合講演会 1S15 (2017).
［１２］中条俊大 他：宇宙科学技術連合講演会 2G17 (2017).
［１３］八木隆太 他：宇宙科学技術連合講演会 1I14 (2017).
［１４］多川真登 他：宇宙科学技術連合講演会 1E07 (2017).
［１５］名田隆太 他：宇宙科学技術連合講演会 2K15 (2017).
［１６］小泉宏之 他：宇宙科学技術連合講演会 1E06 (2017).
［１７］浅川 純 他：宇宙科学技術連合講演会 1E05 (2017).

軌道間遷移を行う全電化衛星の数 kW までの広がりを見せており，電気推進系の技術革新には，電源系や熱制御系，姿勢制御系などを含む宇宙機システム全体の技術革新が伴わなければな ら ない 状 況 で あ る．地 球 と の 距 離 は高度300 km 未満から 7.1 天文単位（1.1×109 km）までと極めて広範囲である．いずれの場合にも，数千から数万時間の長寿命と高い信頼性，長期間運用の人的・コスト的負担軽減が共通する要求として挙げられる．このほかに，宇宙機や周辺機器に与える汚染・損耗や電磁干渉などの悪影響を減らしていくことが，今後の電気推進の応用範囲を拡大していく上では大変重要である．限られた飛翔機会であるから
こそ，将来ミッションに向けて，こうした情報を軌道上で取得するための電気推進周辺の環境計測技術の開発と搭載も地道に進めていく必要があるだろう．

参考文献［１］K. Kinefuchi et al., "Upper Stage Propulsion System Development for H-IIA Upgrade," European Conference for６５

J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)６
６‐７０

小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望

３．将来ミッションに向けた電気推進ロケットエンジンの現状と課題
3. Current Status and Issues of Electric Rocket Propulsion for Future Missions

３．
１ 電熱加速型推進機
3.1 Electrothermal Thrusters
田原弘一
TAHARA Hirokazu
大阪工業大学（原稿受付：２
０
１
７年９月７日）

本節では，直流アークジェットスラスタおよび電熱加速型パルスプラズマスラスタの研究開発状況について記述する．本節の前半では，直流アークジェットスラスタへのクリーン推進剤や水素の適用やその課題について言及する．また，後半においては超小型衛星への適用をめざした電熱加速型パルスプラズマスラスタの開発状況について説明する．
Keywords:
direct-current arcjet thruster, electrothermal pulsed plasma thruster, micro/nano-satelllite

３．
１．
１ 電熱加速型スラスタ

HAN 系推進剤には酸素原子が含まれており，電極である

電熱加速（Electrothermal Acceleration）は，多くの電気タングステンを酸化し融点を低下させ，電極の損耗が非常

推進機の主推進もしくは複合推進の加速機構に用いられるに大きい．アークジェットスラスタでは電極寿命がスラスが，ここでは最新の実機システムとして有望もしくは期待タとしての寿命となるため電極損耗の低減が必要である．

されているスラスタとして，直流アークジェットスラスタ

日常生活において水は必要不可欠である．地球上においと電熱加速型パルスプラズマスラスタの研究・開発状況をて水の確保は容易であるが，宇宙空間での水の確保は困難

述べる．

であり，水は大変貴重で入手するには地球からの供給に頼るしかない．しかし，一度に補給船に搭載できる量には限３．
１．
２ 直流アークジェットスラスタりがあるため，水の利用には制限があり，宇宙空間におけ

３．
１．
２．
１ クリーン推進剤の使用

る水の再利用は非常に重要である．そのため，国際宇宙ス

直流アークジェットスラスタは人工衛星の軌道制御・姿テーション（International Space Station: ISS）では乗組員

勢制御を行う二次推進系として実用化され，さらに月・地の汗や尿などの排水を回収し，再生水として再利用できる

球間軌道間輸送や惑星間輸送のための主推進機として期待

水再生システム（Water Recovery System: WRS）が搭載さされて開発が進められている．推進剤には一液，二液推進系と推進剤を共有できるヒドラジン（Hydrazine:N2H4）が主に使用されてきた．しかし，ヒドラジンは高毒性物質であるため安全管理が難しく，取り扱い時のコストおよび時間面に問題がある．この代替となるクリーンな推進剤の使
用 が 世 界 的 に 望 ま れ て お り，そ の 一 つ と し て HAN（Hydroxyl Ammonium Nitrate:NH3OHNO3）系推進剤が注目されている［１‐６］．HAN 系推進剤はヒドラジンを超える燃焼性能を持ち，さらに低毒性物質であり，取り扱いが非常に安全である．ヒドラジンと HAN 系推進剤の取扱時の様子を図１に示す．ヒドラジンの取り扱いは防御服であ（a）ヒドラジン

り，HAN のそれは普通の作業服で良い．しかしながら，

図１（b）HAN

DC アークジェットスラスタの推進剤の取り扱い．

Osaka Institute of Technology, OSAKA 535-8585, Japanauthor’s e-mail: hirokazu.tahara@oit.ac.jp

６６!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Special Topic Article

3.1 Electrothermal Thrusters

H. Tahara

れている．このシステムは排水を蒸留し再生水に変換し，タングステンの酸化反応，その後の剥離が著しいと予想さ水を確保するものである．現在，地球以外の惑星にも水がれる．陰極材料の損耗を徹底的に抑える必要がある．その存在することが明らかになってきており，今後の宇宙開発

一つの試みとして，陰極材質を窒化ジルコニウムに変更しが発展し，他の惑星・衛星で水を採取することが可能となたところ，損耗量を大きく減少させることができた．損耗

れば，様々な場面で水が使用できる．水を用いた電気推進

低下のメカニズムは，まだ不明確な部分が多いが，今後新たな電極材料の選定など必要不可欠である．

も期待できる［７‐９］．

３．
１．
２．
２ 大電力水素アークジェット

大阪工業大学では，図２に示す，HAN 系推進剤，及び水（水蒸気）推進剤用 0.5−3 kW 級アノード輻射冷却式アーク

月基地建造物資輸送，地球近傍における大型建造物物

ジェットスラスタを開発し（カーボン製のアノードは水冷

資・有人輸送，有人火星探査など，比較的短期のミッショ

せず，輻射冷却である（カソード部分のみは水冷していンに相応しい電気推進は，大推力のアークジェットであるる）），SHP１６３（HAN 系推進剤）分解 模 擬 ガ ス（N2,CO2,［１０］．特に，打ち上げ用大型化学ロケットエンジンの極低

H2O の混合ガス）とヒドラジン分解模擬ガスを推進剤に用

温推進剤・水素の併用が期待されている．大阪工業大学でいて推力測定を行った．図３（a）に示すようにプラズマ噴は，図６に示すように，推力 1−2 N，比推力８
００−１
０００秒，

射流は時間的に非常に安定であるが，図４に示す推力と投投入電力 5−30 kW，作動寿命５００−１０００時間の大電力水素入電力の関係より，ヒドラジン模擬分解ガスの推力が SHP

アークジェットスラスタの開発研究を行っている．開発の163 のそれより，同一の投入電力では大きいことがわかる．

キーポイントは，廃熱と電極損耗問題に尽きる．

SHP163 分解模擬ガスの場合，比推力２００秒，推進効率５％３．
１．
３ 電熱加速型パルスプラズマスラスタ

であり，ヒドラジンのそれに比べて半分以下である．分解
ガスの分子・原子量や電極損耗などが密接に関係してお近年，50 kg 程度の超小型衛星に小型スラスタを搭載すり，HAN 系ガスの使用ではそれらを考慮した最適電極形
状，作動条件を今後探索しなければならない．水を推進剤に用いた場合（図３（b））も同様であり，推進性能がヒドラジン模擬分解ガスに比べて低く，スラスタ本体の最適化が必要であると考えられる．
電極損耗，特に陰極損耗に関して，図５に示すように，
SHP163 分解模擬ガスを用いた場合（水推進剤の場合も同様），タングステン陰極では約１０分間の作動で陰極が極度に短くなり，最終的には放電が不安定になり作動停止した．一方，ヒドラジン模擬分解ガスの場合はほとんど損耗が観測されなかった．SHP１６３や水の場合，酸素原子による

図２

低電力 DC アークジェットスラスタの推力と投入電力の関係（推進剤：ヒドラジンと SHP163（HAN 系）の分解模擬
ガス）
．

図５

低電力 DC アークジェットスラスタの作動前後の陰極の様子（推進剤：ヒドラジンと SHP163（HAN 系）の分解模擬
ガス）．

輻射冷却式カーボン陽極を用いた低電力 DC アークジェッ
トスラスタの断面図と写真．

（a）HAN 系分解ガス
図３図４（b）水（水蒸気）

低電力 DC アークジェットスラスタの噴射プラズマ流の様子．

６７

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

versity of Southampton（UoS）），MPACS（Busek Co. Inc.）がある．これらの PPT の８割ほどを占めるのは，固体推進剤テフロンの供給機構が確立され，長時間作動および比較的高い比推力を誇る平行平板型の電極形状，いわゆる電磁加速型 PPT である．しかし，推力・電力比および推進効率等については１０−２０マイクロ Ns/W，1−13％ にとどまる．
超小型衛星の軌道遷移，動力飛行を達成させるには同軸型（a）作動中図６（b）作動停止直後の電極形状をもつ電熱加速型 PPT しかない．

輻射冷却式カーボン陽極を用いた大電力 DC アークジェッ
トの水素ガスによる作動（投入電力 6.62 kW，陽極表面温度 1,100 K）．

大阪工業大学では２００７年以降，電気推進機を搭載した超小 型 衛 星「プ ロ イ テ レ ス（Project of Osaka Institute ofTechnology Electric-Rocket-Engine onboard Small Space
Ship: PROITERES）」の開発を進めている．２
０１２年９月９

る件数および計画が年々増加している．東京大学や JAXA

日には電熱加速型 PPT を搭載した「プロイテレス衛星１号

は，２０１４年に過酸化水素を推進剤とする小型一液式化学燃機」がインド宇宙研究機関（Indian Space Research Organi-

料スラスタを搭載した「HODOYOSHI 衛星１‐３号機」の打

zation:ISRO）の PSLV ロケット C21 機により打ち上げられ上げに成功した．搭載された化学燃料スラスタの特徴とした［１１］．１号機は一辺が 290 mm の立方体，質量は 14.5 kgて発生させる推力は数百 mN と非常に大きいが，比推力がであり，メインミッションは 2.5 W 級 PPT の作動実証，そ数十‐百秒程度であることから衛星質量の内，推進剤質量の連続作動による投入軌道高度から 1 km の高度上昇でが 占 め る 割 合 が 大 き い と い う 問 題 が あ る．そ の 後，あった．現在，図８に示す，「プロイテレス衛星２号機」の「HODOYOSHI 衛星４号機」には化学燃料スラスタではな開発を行っており，世界初の 50−100 km の軌道遷移，長距

く，比推力が数百−千秒以上に達する，イオンエンジンを離動力航行をめざし，30 W 級電熱加速型 PPT システムを採用した．さらに，２０１４年１２月にはイオンエンジンとコー

最終製作中である．

ルドガススラスタを統合させた推進システムを採用した超「プロイテレス衛星２号機」に搭載する高推力および長小型深宇宙探査機「PROCYON」の打ち上げに成功し，小時間作動型 PPT システムの開発［１２‐１５］では，図９に示す型スラスタが深宇宙探査に応用可能であることを目指した．

ように，高インパルスビット発生可能な放電室形状の実験

小型電気推進の中ではパルスプラズマスラスタ（Pulsed
Plasma Thruster:PPT）は，図７に示すように，主に昇華性が優れた固体のポリテトラフルオロエチレン（Polytetrafluoroethylene:PTFE），通称テフロンを推進剤に採用しており，推進剤タンクやバルブ等が不要であり，電極間に推進剤を設け点火装置イグナイタのパルス放電により推進剤壁面を昇華・電離させプラズマを発生・噴射させる．電極形状は一般的に２種類ほど存在し，それぞれで発生させたプラズマの加速方法は異なる．並行平板型電磁加速型 PPT は電磁気的に，同軸型電熱加速型 PPT は気体
力学的に加速させ推力 を 得 る．PPT の 作 動 シ ー ケンス

図７

30 W 級電熱加速型パルスプラズマスラスタヘッドの断面図．

は，時間間隔を設定したイグニッション放電によりキャパシタに充電された初期エネルギーを数十マイクロ秒以下で主放電させ，その後キャパシタに再充電・放電となる．この一連の動作を連続的（繰り返しパルス作動）に行うことからイグニッション放電の時間間隔，パルス幅を可変する
ことで消費電力を変更させることが可能である．PPT は小型・軽量化に優れており，数十 W 以下でも作動が可能であり，超小型衛星に搭載するには最適な小型スラスタの一つである．
世 界 的 に は，２
０１３年 に 打 上 げ ら れ た Surrey Satellite
Technology Limited（SSTL）の 3 U サイズ（10 cm キュー
ブ サ イ ズ が 1 U で あ り，そ の３個 分 が 3 U）で あ る「STRaND-1」衛星に約 0.336 kgのPPTが搭載され宇宙作動
実績があり，これまで１５機以上の宇宙機に搭載された．現在，開発・販売されている PPT システムとして，PPTCUP
図８（Mars Space Ltd（MSL）・Clyde Space Ltd（CSL）
・Uni６８大阪工業大学プロイテレス衛星２号機の飛翔イメージ．

Special Topic Article

3.1 Electrothermal Thrusters

H. Tahara

ヘッドであり，放電室ヘッドはイグナイタをそれぞれ独立に持っており，どの放電室を作動させるかはイグナイタを選択することにより決めるシステムである．有限会社ハイ・サ ー ブ 社 製 パ ワ ー プ ロ セ シ ン グ ユ ニ ッ ト（Power
Processing Unit: PPU）を用いて，MDR-PPT ヘッドの作動実験を行った結果，図１３に示すように，放電室間の切り替
え実験は問題なく成功し，長時間作動を達成した．現在，
MDR-PPT ヘッドと PPU，キャパシタを含む MDR-PPTシステムを設計・開発し，その最終耐久試験中である．

３．
１．
４ 超小型衛星の動力飛行
３．
１．
３で述べたように，近年，ピギーバック方式（大型主衛星の余剰空間に小型衛星を相乗りさせる方式）により，超小型人工衛星の打ち上げが身近なものになった．また小
図９型化によって人工衛星の開発・製造期間の短縮，打ち上げ30 kW 級電熱加速型パルスプラズマスラスタのインパルス
ビット（発生力積）と放電室長さの関係．

コストの削減，超小型人工衛星による特殊ミッションの設
定などの観点から，企業や大学などの研究機関で超小型人と数値計算を併用した最適化により，放電室直径 4 mm，工衛星の研究開発が盛んに行われている．

長さ 50 mm と決定し，インパルスビット 2.47 mNs，マス

図１４に示す，大阪工業大学「プロイテレス衛星２号機」

ショット 738 μg，比推力 342 s，推進効率 13.1％ を得た．耐は，宇 宙 航 空 研 究 開 発 機 構（JAXA）
にて，「GOSAT-2」/

久実験を行った結果，図１０に示すように，１００，
０００ショット「Khalifasat」相乗り超小型衛星に採択され，２
０１８年度７月

以上の作動を確認し，トータルインパルス 100 Ns を達成し頃に種子島宇宙センターより H-IIA ロケットで打ち上げ予た．

定である．MDR-PPT の作動により，衛星進行方向にプラ

さらに，長時間作動型 PPT ヘッドとして，図１１，１２に示ズマを噴射することで，軌道を周回する衛星の速度を減速

す 多 放 電 室 型 PPT ヘ ッ ド（Multi-Discharge-Room type

させ，高度を降下させる軌道遷移（動力航行）させる［１６］．

PPT: MDR-PPT）を考案した．７個の放電室をもつ PPT「PROITERES 衛星２号機」では，姿勢制御用アクチュ
エータにリアクションホイールと磁気トルカを，姿勢制御用
センサに太陽センサを５台，ジャイロセンサを各軸に１つずつで計３台，地球センサを１台，磁気トルカを用いた制（a）スラスタヘッド全体

図１
２ プロイテレス衛星２号機搭載用 30 W 級多放電室型パルス
プラズマスラスタヘッド．

図１
０ 30 kW 級電熱加速型パルスプラズマスラスタにおけるイン
パルスビット（発生力積）のショット数依存性．

（a）
放電室２個の作動（a）試作機（放電室７個）（b）シングル放電室の構造（b）
スラスタシステムモックアップ

図１
３ 放電室２個を用いた作動実験とプロイテレス衛星２号機搭
載用 30 W 級多放電室型パルスプラズマスラスタシステム
モックアップ．

（b）真ん中の放電室にて作動

図１
１ 多放電室型電熱加速パルスプラズマスラスタヘッド．

６９

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018(2016).
［２］Y. Fukutome and H. Tahara, Space Propulsion 2016,
3124903 (2016).
［３］S. Shiraki and H. Tahara, AIAA Propulsion and Energy
Forum and Exposition, AIAA-2016-4700 (2016).
［４］下垣内勝也，田原弘一：第６０回宇宙科学技術連合講演会 3I16 (2016).
［５］三村岳史，田原弘一：平成２
８年度宇宙輸送シンポジウ
ム STEP-2016-001 (2017).
［６］奥田和宜，田原弘一：第５７回航空原動機・宇宙推進講
演会 1A18 (2017).
［７］野川雄一郎，田原弘一：第６０回宇宙科学技術連合講演会 3I17 (2016)［８］Y. Nogawa and H. Tahara, The 2016 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, R1-5 (2016).
［９］Y. Fukutome and H. Tahara, The 2016 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, R1-3
(2016).
［１０］F. Inoue and H. Tahara, Joint Conf.: 30th International
Symposium on Space Technology and Science (30thISTS), 34th International Electric Propulsion Conference(34th IEPC), 6th Nano-Satellite Symposium (6th NSAT),IEPC-2015-231/ISTS-2015-b-231 (2015).
［１１］T. Kamimura and H. Tahara, Joint Conf.: 30th International Symposium on Space Technology and Science (30th ISTS), 34th International Electric Propulsion Conference (34th IEPC), 6th Nano-Satellite Symposium (6thNSAT), IEPC-2015-209/ISTS-2015-b-209 (2015).
［１２］R. Fujita and H. Tahara, Frontier Applied Plasma Technology 8, 19 (2015).
［１３］R. Fujita and H. Tahara, AIAA Propulsion and Energy
2014, AIAA-2014-3610 (2014).
［１４］K. Kanaoka. and H. Tahara, AIAA Propulsion and Energy
Forum and Exposition, AIAA-2016-4844 (2016).
［１５］K. Kanaoka and H. Tahara, The 2016 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, R1-2 (2016).
［１６］山内 翼，田原弘一：第６０回宇宙科学技術連合講演会 2
G01 (2016).

図１
４ 大阪工業大学プロイテレス衛星２号機（質量 50 kg，サイズ
一辺 500 mm 立方体）の内部構造．

御を行うため地磁気の磁束密度測定用に磁気センサを１台搭載する．長距離の軌道高度変更を可能にする MDR-PPT
システムは，質量 5.32 kg，サイズ 232×226×158 mm とな
る．通信機は!西無線研究所によって超小型衛星用に開発さ れ た 無 線 機 を 用 い る．オ ン ボ ー ド コ ン ピ ュ ー タ（On-Board Computer: OBC）には Linux を組み込み ARM
プロセッサを搭載した Raspberry Pi model B＋を採用する．
電源装置システムには，バッテリーに Panasonic 社製エネ
ループプロを，太陽電池に AZUR SPACE 社製のGaAsセルを採用する．構体にはハニカムアルミプレートを主構造として用いる．
「プロイテレス衛星２号機」の動力飛行が実証されれば，デブリ処理，地球観測など，超小型衛星でありながら，その活躍の場が大いに広がると期待される．

参考文献［１］S. Shiraki and H. Tahara, 8th Asian Joint Conference on
Propulsion and Power (AJCPP 2016), AJCPP2016-116

７０

J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)７
１‐７５

小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望

３．将来ミッションに向けた電気推進ロケットエンジンの現状と課題
3. Current Status and Issues of Electric Rocket Propulsion for Future Missions

３．
２ 静電加速型推進機
3.2 Electrostatic Thrusters
山 本 直 嗣，渡 邊 裕 樹１）
YAMAMOTO Naoji and WATANABE Hiroki１）
九州大学大学院総合理工学府エネルギー科学部門，１）首都大学東京大学院システムデザイン研究科（原稿受付：２
０
１
７年８月４日）

本節においては，静電加速型推進機の将来ミッションに向けた推進機の課題と最近の研究成果に関して解説します．静電加速型推進機は「はやぶさ」の主推進であるイオンエンジンに代表される静電場によりイオンを加速し，その反作用で推力を得るタイプの推進機です．推力が小さい電気推進においては必要不可欠な耐久性の向上に関して，「マグネチックシールディング」という技術革新があり，大幅な長寿命化が望めることになったり，
わずか５０㎏の衛星に小型イオンエンジンが搭載されるなど，現在でも進化し続けています．
Keywords:
electrostatic thrusters, ion engine, field emission electric propulsion, electrospray thruster, Hall thruster.

３．
２．
１ 静電加速方式

い必然的に表面積と体積の比は増加するため性能は低下す

静電加速方式にはイオンエンジン［１‐５］や Field emission

るが，それをいかに下げ止められるかを克服すると共に，

electric propulsion（FEEP）［６‐１０］，またホールスラスタ

利用できる電力や空間の制限が厳しい小型衛星において，［１１‐１６］などがある．加速方式は名前の通り，静電界によ

燃料用のタンクや電源も含めたシステム全体の小型化・省り，イオンを加速し，その反作用により推力を得る．それ

電力化が求められるため，トータルでのトレードオフをしぞれ の 原 理 な ど の 詳 細は，第１章 お よ び過 去 の 小 特 集ながらのシステム設計が求められている［２４］．

（２００１年［１７］，２００６年［１８］）および電気推進ロケット入門

また，現在のイオンエンジンおよびホールスラスタの推［１９］に譲りたい．

進剤としては希ガスであるキセノンが用いられている［２５，２６］．しかしながらキセノンは大気中に 86 ppb とわず

３．
２．
２ 将来ミッションに向けた推進機の課題

かにしか存在しないため，精製コストが高く，年間の精製

将来ミッションに向けた推進機の課題として，長時間作

量も限られている［２７］．太陽光発電衛星の建設や火星探査

動を余儀なくされる電気推進機において，常に求められてには膨大な燃料を必要とするため，代替推進剤の探求が求いる耐久性の向上は言わずもがな，近年のトレンドである

められており，昔からアルゴンやクリプトンの可能性が検

小型化・大型化，さらには低コスト化に向けた代替推進剤

討されてきている［２８，２９］．

の探求，またこれまでブラックボックスとしてきた異常輸

電気推進機の内部物理に関してはまだまだブラックボッ

送や真空設備の影響等が挙げられる．もちろん他にも様々クスとなっていることがたくさんある．一つは電子の異常な課題があり，それらに対して多くの研究者が解決に向け

輸送である
［１５，
３０，
３１］．ホールスラスタはイオンを排出て研究を行っている．

し，その反作用で推力を得るエンジンであるため，電子は第２章にも述べているとおり，宇宙機は現在，より小さ推力に寄与しない．そのため電子電流は消費電力を増大さいものとより大きいものへの流れがあり，それに伴い推進せるだけである．ホールスラスタにおいて，磁場を印加し機も小型化と大型化が求められている．特に小型衛星の急て電子電流を抑制しているが，ホールパラメータがある臨

速な普及に伴い，小型衛星の機能を高度化できる小型推進

界値を超えると，磁力線を横切って移動する電子の輸送は機の開発が必須となってきている［２０‐２３］．小型衛星用の

古典拡散理論では説明できなくなる．異常輸送を引き起こ推進機開発において，単なる小型化ではなく，小型化に伴す要因として，ドリフト不安定性などのプラズマ揺動に起Department of Advanced Energy Engineering Science, Kyushu University, Kasuga, FUKUOKA 816-8580, Japancorresponding author’s e-mail: yamamoto@aees.kyushu-u.ac.jp

７１!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018a）

因す る 異 常 輸 送［３２］や，壁 面 と の 衝 突 に よ る 衝 突 輸 送［３３］，様々な仮説が提案されているが，現在でも未解明のままである．また，ホールスラスタの外部の希薄な中性粒
子密度領域においても，電子の輸送が理論値よりも大きく，うまく説明できない．イオン音波不安定性［３４］や３次元的な磁力線形状［３５］で説明出来ないかと研究が続けられている．
もう一つのブラックボックスとして，真空設備の影響が挙げられる．地上試験における推力は宇宙空間で作動させた時の推力とは違い，しかも地上試験における推力は設備の真空度のみならず，試験された設備のポンプ配置などによって変わることが知られている．これは排出したイオンが真空設備の壁面で再結合して中性粒子として反射して推b）

進機に戻ってくることが一因であると言われているが，定量的な説明をするまでには至っていない．各国とも真摯に
この問題に取り組んでいるが，開発コストとも直結するためあまりオープンな議論とはなっておらず，日本においても非常に危惧されている点である．

３．
２．
３ 最近の研究成果
大 型 化 に 関 し て は 衛 星 の 大 型 化 に 伴 い，ス ラ ス タも5 kW 級の実用化が推し進められている［３６‐３８］．このクラスのホールスラスタシステムは，２００３年度から三菱電機が凖天頂衛星用推進機として開発を行ってきた［３９］．残念ながら凖天頂衛星には搭載されなかったが，ここで得られた

図１

電源の小型・高性能化の技術は次期技術試験衛星用の推進システムの開発に活かされている．また，この開発を通しての知見や機器はJAXAと９大学のオールジャパン体制で

RAIJIN プロジェクトで開発された 5 kW 級アノードレイ
ヤー型ホールスラスタの a）外観および b）作動の様子．円環状の放電室外径が 94 mm と従来のマグネティックレイ
ヤー型ホールスラスタに比べ，小型で大出力を達成可能．

開 発 が す す め ら れ た"Robust Anode-layer Intelligent
thruster for Japanese IN-space propulsion system（RAIJIN）
プロジェクトにおいても生かされている［３８］．RAIJIN プ
ロジェクトで開発されたアノードレイヤー型ホールスラス
タ（図１）は，性能面において，諸外国と対抗できるものとなった．すなわち，投入電力当たりの推力である推力電力比は 80 mN/kW を達成するとともに，幅広い作動点において電力から推進力へのエネルギー変換効率が５０％を超えるなどである．また，本プロジェクトにおいては，スラス
タの開発のみならず，大電力電気推進を用いたミッション
解析やインテリジェンス電源などの開発も行い，様々な成図２ 「ほどよし４号」に搭載された小型イオンエンジンの作動の様子．イオン源（下部の発光）の直径は 2 cm 程度となっており，小型化にしている．なお，上部の４つの発光はイオンを中和するための電子を放出するための中和器の発光である．

果を上げている［４０］．
一方，アメリカなどでは，将来のミッション要求に応えるべく，更なる大型の 100 kW 級のホールスラスタの開発が進められている［４１］．
超小型衛星用の推進機として，各国の研究期間が小型のる．

イオンエンジンの開発を進めている中，小型イオンエンジ

代替燃料に関しては，アルゴンでの性能向上に関する研ン（図２）を搭載した「ほどよし４号」が世界に先駆けて究が昔から進められている．しかしながら満足な性能はで２０１４年６月２０日打ち上げられ現在も高度 600 km の周回軌

ず，キセノンやクリプトンなどの他の希ガスとの混合ガス

道を回り続けている［４２］．また超小型小惑星探査機「プロによる性能向上の研究も行われている［５０］．また，システキオン」にも搭載され，宇宙実証がされた［４３］．これに続ム的にコンパクトになることや火星での推進剤の補給を考けられるように，小型のホールスラスタ［４４‐４６］やアーク

えて，二酸化炭素での検討も行われている．実際に二酸化ジェット［４７］，イオン 液 体 を 燃 料 としたフィールドエミッ

炭素でのホールスラスタの性能はエネルギーの変換効率がション推進機［４８，４９］の開発が各研究機関で進められてい

２５％を達成している．また，常温で固体である炭化物のア７２

Special Topic Article

3.2 Electrostatic Thrusters

N. Yamamoto and H. Watanabe

ダマンタン（C10H16）［５１］やヨウ素［５２］は昇華するため有力候補であり，電離エネルギーの低いマグネシウム［５３］，
ビスマス［５４］などの金属も候補として検討されている．ヨ
ウ素およびビスマスに関しては，キセノンとほぼ同等の性能を示しており，マグネシウムや二酸化炭素はキセノンと比較して劣る性能を示している．
耐久性の向上に関しての取り組みとして，様々な研究成果が上がってきている．一つのアプローチとしては，より耐久性のある材料の採用である．イオンエンジンにおいて，「はやぶさ」［５５］において有意性を示したカーボン系の採用の流れを引き継ぎ，研究開発が進められた結果とし
図４て，イオンを引き出すための電極や電子を引き出すためのホローカソードの部材に熱分解黒鉛（Pyrolytic graphite）［５６，５７］が採用される流れが広まっている．

JAXAが開発中の技術試験衛星９号機用6 kW級ホールスラ
スタの作動の様子（JAXA 提供）．イオンを生成・中和する
ための電子を放出するホローカソードが円環状放電室の中心に設置されている．

JAXA が開発を進めているマイクロ波放電型イオンエン
ジンにおいても，「はやぶさ」で寿命律速となったイオン料であるホウ素の密度および速度を計測し［６７］，ほぼリアを 中 和 す る た め の 電 子 源［５８］の 寿 命 延 長 に 取 り 組

ルタイムでの損耗量の算出に成功すると共にその結果を基

み，３５０００時間以上の寿命達成を確認している［５９］．これに壁面材料を変形させるという模擬寿命試験も行っているは，中和器の故障原因解明のための研究の過程で，キセノ［６８］．

ンの２価イオンによるスパッタが原因であることがわかり

ホールスラスタにおける近年の最もホットな話題は［６０］，その対策の一環として中和器内部の圧力を上げたこ

Magnetic shielding である［６９‐７２］．これは BPT-4000 Hallとや印加する磁場を強くしたこと，磁場回路を形成する

thruster の寿命計測中に６０００時間を超えると壁面が損耗さ

ヨークのコーティングなどにより達成できた．中和器もマれない事が確認された［６９］．すなわち電子源や電源によ

イクロ波放電型だけではなく，RF 放電型の電子源も開発

り，寿命は制限されるが，イオンを排出するホールスラスが進められている［６１］．

タ本体の寿命はイオンエンジンの３０，
０００時間と同等になり

数値解析ツールの整備も急速に進んでいる．過去の小特得ることが示された．様々な研究・開発機関が物理の解明

集［６２］で取り上げられたように，イオンエンジンの開発にに取り組むと共に，様々なサイズのスラスタへの適用が拡おいて寿命認定試験を数値解析で行い［６３］，実時間作動にがっている［７３］．

よる耐久試験の回数を減らす試みが続けられている．また

異常輸送に関しては，かなり簡略化した条件下ではある

中和器においても数値解析ツールの開発が進み，中和器内が粒子法を用いた数値解析により周方向の揺動が陽極への部の物理メカニズムの解明（図３）に貢献している［６４］．

電子の異常輸送を引き起こすことが示唆されたことから研同様にホールスラスタにおいても，数値解析による寿命予究が始まり［３２］，計算機の性能向上に伴い有用な計測結果

測［６５］や性能予測［６６］が進んでいる．またこれらの数値解も報告されだした［７４，７５］．また，炭酸ガスレーザーによる

析コードは設計ツールとして技術試験衛星９号機用のホートムソン散乱などを用いた揺動計測［７６］や LIF 計測を通し

ルスラスタ開発（図４）に実際に使われている［３８］．

た電子の移動度［７７］が報告されている．

また耐久性を光学計測により評価し，それを実機の開発

真空設備の影響に関しては，真空度と推進性能の関係やに還元する方法も取り組まれている．コロラド州立大学や電離真空計を用いた真空容器内の中性粒子密度分布計測がミシガン大学はキャビティリングダウン法（Cavity ring-

行われている［７８，７９］が，近年の傾向として，性能評価時にdown spectroscopy）法を用いてホールスラスタの壁面材

推進機近傍の中性粒子密度計測が標準となってきている［８０］．また，中性粒子密度計測に関しては，電離真空計の計測だけではなく，２光子吸収レーザー誘起蛍光法等を使っての計測［８１，８２］が試みられている．また流れ場の可視化に光ファイバーを用いた計測（図５）［８３，８４］や LIF［８５］を用いたり，密度計測にレーリー散乱を用いた計測［８６］も検討されている．

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図３

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７３

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

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［４２］H. Koizumi et al., Engineering Model of the Miniature

（a）

（b）

（c）

図５

光ファイバを用いた真空チャンバー内の動圧計測．a）
は計測器の概要，b）
は推進剤ガスをポンプ順方向に排出した場
合，c）
は推進剤ガスをポンプ逆方向に排出した場合の動圧ベクトルを示す．垂直懸架した光ファイバ上端に設置したLED の光を下端側カメラで撮像することにより水平方向の希薄流動圧を計 測 す る し く み で あ る．光 フ ァ イ バ 長 約
60 mm において 0.01 mPa 程度の計測精度があり，DSMC
による数値解析結果と定性的に一致していることが確かめられている．（現在，垂直方向計測およびイオン流排除計
測にも取り組んでいる）［５］J.S. Sovey et al., J. Propul. Power 17, 517 (2001).
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７４

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3.2 Electrostatic Thrusters

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７５

J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)７
６‐８０

小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望

３．将来ミッションに向けた電気推進ロケットエンジンの現状と課題
3. Current Status and Issues of Electric Rocket Propulsion for Future Missions３．
３ 電磁加速型推進機
3.3 Electromagnetic Thrusters
安藤晃，高 橋 和 貴

ANDO Akira and TAKAHASHI Kazunori
東北大学大学院工学研究科電気エネルギーシステム専攻（原稿受付：２
０
１
７年１
１月２
６日）

本節では，MPD スラスタとヘリコンスラスタの研究開発状況に関して，外部磁場印加の効果や磁気ノズル中の電磁加速に注目して記述する．初めに両者の方式のプラズマ理工学的な視点から見た特徴について言及し，その後プラズマ加速機構・推力発生機構について論ずる．最後に磁気ノズルを用いた場合の最大の課題であるプラズマ離脱現象に関しても言及する．
Keywords:
MPD thruster, helicon thruster, magnetic nozzle, plasma acceleration, current distribution, plasma momentum

３．
３．
１ はじめにに電子と結合しイオンへのエネルギー輸送は起こりにくい

電気推進機による軌道間輸送や有人惑星探査では大電力ため（#!!#"），電子のエネルギーが推力発生源であり，電気推進機の開発が重要であり［１‐３］，その有力候補とし最終的にイオンエネルギーへと変換される必要がある．筆て kW〜MW にわたる広範な電力領域で動作可能な MPD

者らはこれらの動作パラメータ領域が大きく異なるスラス（Magneto-plasma-Dynamic）スラスタの研究開発が長年にタ（プラズマ発生源）を用いて，複雑な加速機構を生み出

わたり進められてきた．推進機動作の安定性を確保するたす磁気ノズル学理の理解へ向けて室内実験を中心として進めにもその長寿命化は必須課題であり，自己誘起加速型のめており，それらの成果について述べる．

MPD スラスタに外部磁場を印加することで電極への負荷

本記事の最後では，磁気ノズルを用いた推進機の最大のを抑制する方式や，外部磁場印加に伴って重畳された磁気課題である磁力線からのプラズマ離脱現象に関しても言及

ノズルによるプラズマ加速現象の活用が進められている

する．読者の大半がプラズマ理工学分野の方々であること［４‐８］．本節では初めに，外部磁場重畳型の MPD スラスタを考慮し，磁気ノズル推進機中のプラズマ物理現象に重点に関して，外部磁場印加による効果に注目しながら解説すを置いて執筆したことを申し添える．

る．また長寿命化の手法として，VASIMR［９］，ヘリコンス
ラスタ［１０］，Heat［１１］などの無電極型の電気推進機がこれ

３．
３．
２ MPD（Magneto-Plasma-Dynamic）スラスタ

までに提案されており，プラズマに暴露される電極が無い

MPD スラスタの加速機構の概略を図１に示す．MPDことから，飛躍的な長寿命化が期待される．磁気ノズルを

スラスタは，同軸上に配置された電極間に大電流放電を行用いた無電極推進機の推力直接計測は，２０１１年にヘリコン

う事によって放電電流の径方向成分（"と自己誘起磁場の#）スラスタを用いて報告されており［１２，１３］，磁気ノズルに周 方 向 成 分（!"）が 生 じ，軸 方 向 の ロ ー レ ン ツ 力

よる推力発生が実証されている［１０］．本記事後半では，磁気ノズルを用いたヘリコンプラズマスラスタの推力発生機
構に関して言及する．
高いプラズマ密度に起因して衝突や衝撃波形成によりプラズマが熱化する MPD スラスタでは，イオン温度が電子温度とほぼ同程度かイオン温度が高く（#"!#!），主にイ
オンエネルギーが推力源であると考えられる．一方でヘリ
図１

コンスラスタでは，プラズマ生成のための高周波電力は主MPD スラスタの放電電流と自己誘起磁場による fz と fr．

Department of Electrical Engineering, Tohoku University, Sendai, MIYAGI 980-8579, Japancorresponding author’s e-mail: akira@ecei.tohoku.ac.jp

７６!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Special Topic Article

3.3 Electromagnetic Thrusters

A. Ando and K. Takahashi%/##."!#力によってプラズマを高速に加速し排出するこ高速プラズマ流の生成や推進性能に関する研究を行ってきとで推進力を得る．また同時に軸方向電流成分 #/と !#た．放電電圧 100−200 V，電流 1−2 MA，放電時間約 1 msの間に生じる %.##/"!# 力により中心部に向かった電磁の パ ル ス 放 電 で プ ラ ズ マ 密 度 1019〜1021 m−3，電 離 度

力（ピンチ力）が生じるため，陰極前面でのプラズマ圧を0.5〜0.8，イオン温度 5〜100 eV，電子温度 1〜10 eV，流速高め，空力的に軸方向へプラズマを押し出す効果も寄与し10〜50 km/sec 程度の高速プラズマ流が準定常的に生成可

ている．

能である
［１６‐２０］．この推進機に外部磁場用コイルを設置
し，放電部への磁場 !/)と出口前面にラバール型磁場 !/,自己誘起磁場のみによる MPD スラスタの推力は次式のように表される［１］．

を印加し，それぞれの磁場強度を変え，図３（b）に示すよ
うな種々の形状での印加磁場効果を調べている．発生した!#"&"&'% #,-! ("!#$
#
&
"
$
$．
)

推力の測定は，振り子型推力測定装置を用いて MPD スラ
スタから噴出したプラズマ流を受ける力を測定した［２０］．

ここで &は全放電電流である．こ(，&)は陽極と陰極半径，#

動作ガスとしてヘリウムと水素を用い MPD スラスタへのように MPD スラスタの推力は放電電流の２乗に比例し発散型磁場 !/)のみを印加した場合，図４に示すように放て増大する特徴を持ち，電気推進機としての高比推力も達電電流の増加に伴い推力が増加するが，印加した外部磁場成可能で，電流値増加とともに凍結流損失（推進剤の電離強度の増加に伴った推力増加が観測されている．

に使われるエネルギー）の割合が減り推進効率も高くなる

さらに，図３（b）に示すように発散型磁場 !/)だけでなくなど kW〜MW 級の大電力動作に適した推進機である．一

MPD 前面にラバール型磁場 !/,を重畳することでその性能方で，ある臨界電流値を超えると放電の不安定性や局所的を向上させる試みも行っている．図５は，出口近傍で HeII

な電流集中が生じ，陰極損耗などを引き起こしたり，他のラインを用いた分光計測を行い，イオン流速と温度計測を推進機に比べて推力効率が低いといった課題もある．また行った結果を示す．ラバール型磁場印加によりスロート部

大電力での動作を行うためのパルス運転や耐久度にも課題（$#100 mm）の上流ではイオン温度，密度の急激な上昇があり本格的な実用段階には至っていない．これらの課題と，下流部では流速の上昇とイオン温度の減少が観測さを解決する方法として，外部磁場印加による性能改善が検れ，また推力や推進効率の増加も観測されている［２０］．

討されてきた．

ラバールノズル前後の密度温度変化は通常の固体ラバー

外部磁場印加型 MPD スラスタは，永久磁石や外部磁場

ルノズルを通過する１次元流モデルで説明されるが，イオ

コイルを用いて MPD 放電部に軸方向磁場を印加する．低ンのホールパラメータが小さく十分磁化されていない一方

電流放電時でも強磁場を印加することで電磁力を高められる点や，図２に示すようなスワール加速やホール加速といった加速効果が期待される［１４，
１５］．円筒形状の同軸電極間には径方向電流 #.が流れ，軸方向磁場!/との間に生じる%."!/力によりプラズマは回転流（スワール）とな# ##る．回転流となったプラズマが固体ノズルや発散型磁気ノズル配位中に入射すると，角運動量保存則及び回転運動エ

図２

ネルギーと軸方向運動エネルギーとのエネルギー保存則を満たすように回転エネルギーが軸方向エネルギーへと変換

軸方向磁場印加に伴い生じる（a）
スワール加速 f #，（b）ホール電流 j #とホール加速 fz.

され，プラズマの軸方向への加速力となる（スワール加速）．さらに，電子のラーマー半径が電極間隔より小さくて電子のホールパラメータが十分大きく（%*$），一方*$!
＜１），あるで，イオンのホールパラメータが小さい（%+$+いはラーマー半径が電極間より大きい時，電子のみが周方向回転しプラズマ内に周方向にホール電流が流れる．発散型磁場配位においては径方向磁場成分 !.があるため，この
周方向電流との間に生じる %/###"!.力により軸方向加速

図３ （a）MPD スラスタの概略図と外部磁場印加用コイル配置
図，及び（b）
印加する磁場配位．カソード先端が Z＝0．

（ホール加速）が期待される．さらに周方向の電流成分はプラズマの反磁性電流も含めた効果も考慮する必要がある．
MPD スラスタへの軸磁場印加に関する研究は数多く行われており，推力の増加や回転流によって陰極損耗の低減など性能改善につながる結果が得られている．さらに，磁場印加に伴って生じる磁気ノズル部でのエネルギー変換や加速機構など今後の大電力推進機開発にとり有用な研究課
題となっている．

図４

東北大学では図３（a）に示すようなMPDスラスタを用い
７７

推進剤を（a）
He および（b）
H2 とした場合の，推力計測結果．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

ぞれのコンポーネントを独立にスラストバランスに接続することで，（##，#$，#!）の分解計測が可能となる．なお
全コンポーネントを接続すれば，それらの和である総推力が計測できる．推力はプラズマ運動量から求めることが可能であるが，密度，温度，流体速度，その空間分布を計測し，積分値をとる必要があるため，絶対値をプラズマ計測
より同定するのは困難である．推力計測は運動量の絶対値
計測に他ならず，物理学的な視点からも有用な情報をもたらす．
ヘリコンプラズマに磁気ノズルを印加すると，図８に示すような無電流ダブルレイヤーや両極性電場などの自発的な電位降下が生じ，静電的なイオン加速が起こることが報
図５ （a）
ラバール型磁場を印加した際の流速とイオン温度の軸方向分布，（b）
推力の放電電流依存と（c）
推進効率の磁場強度依存．

告されている［２３‐２５］．電子エネルギー分布関数の計測にで電子は磁化されており，ラバール型の磁気ノズル形状に沿ったプラズマ流が形成された効果と考えられる．
MPD スラスタで生成されたプラズマ内部にどのような電磁力が働いているかを調べるため，プラズマ中に流れる電流分布と磁場分布を直接計測し，実際に作用している電磁力（ "［２０］．３次元の磁場変化を計!! 力）を評価した

図６ （a）
発散型磁場と（b）
ラバール型磁場を印加した際の電磁力（Fz，Fr）の空間分布．

測できる磁気プローブを製作し，MPD スラスタ出口近傍での磁場変化から電流分布や電磁力評価を行った．図６にその一例を示す．発散型磁場配位やラバール型配位ともに高密度プラズマ流の内圧とバランスする内向きの電磁力が強く働いていることがわかる．
外部磁場印加型 MPD スラスタの出口部でのプラズマにどのような電磁力が働いているのかを明らかにすることは，将来の大出力 MPD スラスタ開発研究にとって必要不可欠なものである．さらに，磁気ノズル内での周方向電流や回転現象や加速機構についても未解明な点もあり，今後も MPD スラスタの最適な動作条件を見出すためにシミュ
レーションとの比較も行いながら外部磁場形状や強度の最

図７

ヘリコンスラスタ概略図と，各スラスタ構成要素に加わる
反力．

図８

ダブルレイヤー形成時の電位構造，電子，イオンのエネル
ギー分布関数計測結果．

適化を進める必要がある．

３．
３．
３ ヘリコンスラスタ
ヘリコンスラスタの概略図を図７へ示す．プラズマ生成部である絶縁管，高周波アンテナ，ヘリコン放電および磁気ノズルの役割を果たす外部磁場から構成され，絶縁管内部で生成された高密度プラズマが磁力線に沿って排出され，磁気ノズルによる加速を経て放出することで推力を発生する．推力はシステムから放出される運動量に等しく，
その反力が推進機の壁面（図７中 ##，#$）や磁力線（#!）に加わることで推力が発生する．詳細は参考文献［２２，２３］を参照頂きたいが，電子とイオンの二流体方程式において
電子慣性項とイオン圧力を無視して求めることが出来，##は上流の終端版に加わる電子圧力，#$は壁面へ損失する軸方向のイオン運動量，#! は磁気ノズル中の径方向磁場 !"と周方向の電子反磁性ドリフト電流 $!によるローレンツ力
である．
推力の反力がスラスタを構成するコンポーネント（終端板，径方向内壁，磁力線）に加わることを考えると，それ
７８Special Topic Article

3.3 Electromagnetic Thrusters

A. Ando and K. Takahashi

よれば，電位降下を乗り越える電子によって加速されたイオンが中和され，常に正負電荷が等しいフラックスで排出される［２６，２７］．ここでは電子が電位降下を乗り越える際に減速されるため，電子エネルギーがポテンシャルエネル
ギーへと変換され，最終的にイオン加速エネルギーへと変換される．すなわち，静電的な加速により電子エネルギーがイオンエネルギーへと変換される．自発的な電位降下による加速の場合には，電子とイオンの軸方向運動量の総和は変化しないため，この加速プロセス自体はプラズマへと運動量を与えず，推力増加には寄与しないと考えられる［２８］．結果として推力はプラズマ生成部における電子圧
力，すなわち $*で与えられる［２９］．
プラズマ源の内壁へイオンが損失する際，径方向電場を持つシースによって径方向に加速され，最終的に壁面へと到達する．イオンが損失前に有していた軸方向運動量が壁面へと損失し，推力の発生・損失を引き起こしうる．多くのモデルでは，径方向境界では運動量の径方向成分の損失のみを考慮し，軸方向運動量の損失は無視できると仮定される［３０‐３２］．しかしプラズマ源内部に軸方向電場が発生

図９ （a）Tw の損失機構，TB 発生機構の物理描像．
●，■）
および Tw（△，〇，□）の分解計測結果．
（b）
T（▲，
s
（c）
TB および全推力 Ttotal の分解計測結果．

し，径方向へ損失するイオンの軸方向運動量が増加した場
合には，この損失が無視できなくなる（図９（a）中左側）．
筆者らの実験では，ガス種を変えてプラズマ密度が上昇し委ねる．

た際（Kr，Xe）に，中性粒子枯渇によりプラズマ源内部に軸方向の密度勾配・電位勾配が形成され，この損失が顕著

ヘリコンスラスタに関しては，推力評価からの歴史が浅になることが観測されており（図９（b））［３３］，大電力化

く，十分な性能向上に関する研究開発が進展していない．

の際にはよりこの効果が顕著になると予想される［３４］．

現在のところ，２
０１５年に発表された推力が，高周波電力

上記の $*，$, に関連する諸現象を経てプラズマが磁気

1 kW において 18 mN が観測されており，高周波電力を 5ノズルに排出された後は，磁気ノズルによる自発的な推力

kW まで増強した際に最大 60 mNが得られている［３７］．ま発生が起こり得る．前述のように，電子とイオンの二流体た電磁石による消費電力抑制の方式として永久磁石を用い方程式よりプラズマの軸方向運動量を導出すると，$! のた磁気ノズル形成も進められてきた［３８‐４０］．しかしホー項を求めることが出来，磁化モデルにおいて $! は次式のルスラスタやイオンエンジンに比べると性能が低いのは明ように表される．

らかであり，推力増強へ向けた開発を推進する必要があ
る．また搭載する高周波アンプの dc-rf 変換効率，熱対策，&&!' !
$! "!!
%%.
%
!( !
'

軽量化等多くの技術的課題を有しているため，物理研究と"#同様に，実用化を念頭に置いた研究開発を進める必要があ

これは半径方向磁場 !)と周方向電流（電子反磁性ドリフト

る．これらの技術課題は地上産業におけるプラズマ利用装電流）によ る ロ ー レ ン ツ 力 を，磁 気 ノ ズ ル 全 体（体 積置とも共通点が多く，特に小型化・高効率化という観点で%"#）で 積 分 し た も の で あ り，流 体 の 加 速 に 寄 与 す るは小型半導体ファブであるミニマルファブのプラズマ装置（図９（a）右側）．この反力が磁力線に加わるため，磁気ノ開発（スパッタリング，エッチング等）と共通課題が多い

ズルによって発生する推力は磁力線を形成する電磁石またため［４１，
４２］，早急な開発の進展が期待される．

は永久磁石へと伝達する．したがって，電磁石または永久３．
３．
４ 磁気ノズルの変形現象

磁石のみをスラストバランスへと接続することで，磁気ノズルによって発生する推力を独立分解計測することが可能

磁気ノズルを用いたスラスタの最大の物理課題として，となる［２１］．図９（c）は計測された総推力 $+(+$'と磁気ノズ「プラズマディタッチメント」の問題がある．磁気ノズルを

ルによる推力増加分 $! であるが，総推力の半分以上を磁形成する磁力線は，閉ループ構造を形成しいずれ推進機へ気ノズルによる効果が担っているこ と が 示 さ れ ていると戻ってくるため，宇宙空間で推力を発生するためには，［３５］．ここで電子反磁性ドリフト電流は，径方向の電子圧

磁気ノズルによる加速過程の後に，プラズマを磁気ノズル

力勾配によって駆動されることに留意すると，$! の発生より離脱し排出する必要がある．室内実験で観測されていは電子の径方向圧力が軸方向の運動量へと変換されている

るように，質量の大きいイオンに関してはラーマ半径が大ことに相当する．これはロケットの燃料加速等に用いられきく，その運動に対して電場が支配的となるため，磁力線る固体ノズルで起こる物理描像と等価であることが，１次から離脱することが可能である［４３‐４７］．一方で質量の小元モデルで解析的に示されている［３６］．詳細は参考文献に

さい電子に関しては磁化条件が維持されているケースが多７９

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018［９］B.W. Longmier et al., J. Propul. Power, 27, 915 (2011).
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［１
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く，磁力線に沿った運動が支配的となるため，その離脱過程と条件の理解・制御が今後重要な課題となる．
Arefiev and Breizman らの解析では，プラズマ流速がアル フ ェ ン 速 度 を 超 え る（ア ル フ ェ ン マ ッ ハ 数"$ !###$ $"）場合には，プラズマが磁力線を引き伸ばす
ため，外部から印加した磁力線からのプラズマ離脱が可能であると考えられている［４８］．これは太陽風や地磁気周辺で起きている磁力線の変形現象と類似しており，磁力線凍結の原理に他ならない．一方で，前述のように磁気ノズル
中で自発電流による推力の増加が起こるためには反磁性電流が必要であり［２１］，これは磁気ノズルをより発散させる
方向の電流であるため，磁力線の伸長現象とは相反する．
これまでの磁気ノズル実験で観測されたプラズマ誘起磁場
は反磁性効果を示しており
［２１，
２２，
２７，
３５，
４９‐５１］，磁力線の伸長が起こる条件を室内実験で模索する必要がある．
大電力ヘリコンスラスタを用いた最近の実験で，磁気ノズルの下流域にて磁力線が伸長する現象が観測されてきている［５２］．詳細な実験データの説明は参考文献に委ねるが，推進機出口近傍ではこれまでと同様に反磁性磁場が観測され（%!%"!），その下流域では軸方向磁場が増加する（%!%$!）ことが示され，この遷移が "$ "!
!
#で起こることが示されている．これまで予想されていた "$ $"よりも上流域でこの遷移が起こることが示され，参考文献［５２］では理想 MHD 方程式を用いた定性的な解析も行われている．現在の実験ではプラズマ誘起磁場は外部磁場の数％であるためプラズマ流に対する影響は顕著に観測されていな
いため，今後より広範なパラメータ領域での室内実験へと展開し，プラズマディタッチメントの理解と制御へ向けた研究が期待される．

３．
３．
５ まとめ
本節では，筆者らが研究開発を行っている外部磁場重畳型の MPD スラスタとヘリコンスラスタに関して，その加速機構，推力発生機構に関する研究開発状況に関して述べた．一見単純な構造である磁気ノズル中では，プラズマ生
成部のパラメータの違い，外部放電電流の有無，印加磁場強度や構造（発散磁場やラバール型磁場）に起因して，種々の加速過程と推力発生機構が起こり得る．これらを体系的に理解する物理研究と，推進性能向上や周辺機器（電源，熱対策，制御性）も含めた工学研究の両立が今後必要
である．

参考文献
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８０

J. Plasma Fusion Res. Vol.94, No.2 (2018)８
１‐８４

小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望

４．電気推進ロケットエンジン技術の他分野への応用
4. Applications of Electric Rocket Propulsion Technology to Other Fields
桃沢愛

MOMOZAWA Ai
東京都市大学工学部 医用工学科（原稿受付：２
０
１
７年８月３
１日）

電気推進はプラズマを高速排気し，その反力で推進力を得るプラズマ機器であるが，排気されるプラズマ流に注目することにより，他分野への適用も可能である．本章では，その代表例として非移行性アークにより形成される超高温のプラズマジェットを熱源とするプラズマ溶射を用いた皮膜作製法および，宇宙往還機の熱防御シ
ステム（TPS）開発を目的とした再突入環境の模擬を可能にするアーク加熱風洞について取り上げる．
Keywords:
plasma spray, low power arc-jet, gas tunnel type plasma system, Al2O3 and ZrO2, surface modification,arc- heated plasma wind tunnel, re-entry, tps, dynamic oxidization

４．
１ はじめににつれ，ノズル直径が小さくなり，最終的には一定となる

電気推進はプラズマを高速排気し，その反力で推進力をコンバージェント−ストレートノズルを使用する．大気プ得るプラズマ機器であるが，排気されるプラズマ流に注目

ラズマ溶射でもプラズマジェットが超音速になる場合にすることにより，他分野への適用も可能である．国内の電は，作動流体が下流に進むにつれ，ノズル直径が小さくな

気推進の研究者は，プラズマ溶射の研究者らとともにプラり，スロート部を持った後，直径が大きくなるラバルノズ

ズマ溶射によるファインセラミックを含めた機能性材料のルを使用する．

作製技術の研究開発や，高エンタルピー風洞による高温材

本節は，低出力 DC アーク溶射及びガストンネル型プラ料の評価技術の研究開発を行ってきた．本章では，第３章

ズマ溶射について紹介する．

で説明したアークジェットスラスタと同様の技術であるプ

４．
２．
１ 大気プラズマ溶射

ラズマ溶射を用いたアルミナやジルコニアの皮膜生成の手

低出力 DC アーク溶射は，プラズマジェット放電出力が法について説明するとともに，移行性アークにより形成さ1 kW 級の溶射装置であり，設備コストを抑えられることれる超高温のプラズマジェットを熱源とするプラズマ溶射が特長である．図１に低出力大気プラズマ溶射装置を示を用いた皮膜作製法および，宇宙往還機の熱防御システム

す．この装置は，プラズマトーチ，原料粉末供給系，直流（TPS）材料の評価のための高アーク加熱風洞の概要と材電源により構成されており，市販の大気プラズマ溶射装置

料評価手法について説明する．

に準じた構成になる．プラズマトーチはスロート直径

４．
２ プラズマ溶射
プラズマ溶射は，非移行性アークにより形成される超高温のプラズマジェットを熱源とする溶射法であり，溶射用
プラズマトーチの基本的構造は，アークジェット推進機と同様である．この溶射法は減圧溶射法を除き開放大気下で行われるため，溶射装置以外の付帯設備が集塵機のみで良い場合が多く，設備コストや維持コストを低く抑えることができる．使用原料は粉末原料を使用するドライプロセスであるため，高融点金属やセラミックス被膜の形成が容易である．また，安定した品質の被膜形成が可能であるため，広範囲に実用化がすすめられている［１］．大気溶射の場合にはほとんどの場合がプラズマジェットは亜音速流のまま
図１

下流に放出されるため，ノズルには作動流体が下流に進む

プラズマ溶射装置概略図．

Department of Medical Engineering, Faculty of Engineering, Tokyo City University, TOKYO 158-8557, Japanauthor’s e-mail: momozawa@tcu.ac.jp

８１!2018 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

6 mm の 銅 製 ノ ズ ル，２％ThO2 タ ン グ ス テ ン 製 陰 極

れる．このとき，トーチノズル径は 20 mm である．この溶（!2.4 mm）および陰極ホルダより構成され，電極間距離は

射法は高融点材料の溶射において威力を発揮し，従来の溶3 mm に固定されている．原料粉末供給ポートは放電室先射装置に比べ，高品質な溶射被膜の作製が可能である．

端に取り付けられており，噴流が引き起こす負圧により粉図５に（a）ガストンネル型溶射および（b）従来型溶射に末および液相前駆体を吸引し，プラズマジェット中に投入

よるアルミナ（Al2O3）被膜の断面の微細構造を示す（入力する構造となっている．電極損耗は作動ガスの Ar に N2

45 kW，溶射距離 65−100 mm）．ガストンネル型溶射によ混合させることで抑制でき，プラズマ溶射の安定作動が可る被膜は従来型の物に比べ非常にち密である．また，ビッ能である．基材はブラスト処理を行ったものを使用する．

カース硬度にも優れ，ガストンネル型溶射によって作製し一 例 と し て，図２に SUS３０４基 板 に（a）ア ル ミ ナ

たアルミナ被膜は，焼成アルミナと同等の !#!1200 を示（PRAXAIR Al-1010-HP）および（b）チタニア（anatase）粉した［５］．

末を表１の成膜条件で溶射した場合の被膜の微細構造観察

同様にジルコニア（ZrO2）皮膜の作製も可能であり，こ結果を示す［２，３］．チタニア膜はラメラ構造を持ち，実用にれを応用したアルミナ，ジルコニアの傾斜機能膜等，高機耐えうる強度が期待できる．また，原料粉末の代わりに液能膜の作製が可能である．

相前駆体を用いての溶射も可能である．
４．
２．
２ ガストンネル型プラズマ溶射
ガストンネル型プラズマは，大気圧定常の高エネルギー密度を持つプラズマジェットを用いた溶射法であり，セラ
ミックスプラズマ溶射，材料の窒化等の表面改質，ナノ材
料・機能材料の開発等への適用が可能である［４］．図３にガストンネル型プラズマジェットの概略を示す．ボルテッ
クスチャンバー中で作動ガスは高速の過流となり，低圧力のガストンネルを中心軸に沿って流れを形成する．これによりプラズマ生成が容易となり，かつ周辺の高圧のガス壁がプラズマを拘束して安定化する．ガスプトンネル型プラ
ズマジェット形状は従来型のプラズマジェットと比べて長く，安定である．また，トーチ出口中心温度は 15000 K で，エネルギー密度 105 W/cm2，熱効率も８０％と従来型よりも大幅に高くなる．
図４にガストンネル型プラズマ溶射装置のトーチの概略
図３

図を示す．被膜は溶射距離："に置かれた基板上に形成さ

図２

ガストンネルプラズマトーチ概略図．

図４

ガストンネルプラズマ溶射概略図 L: Spraying distance．

図５

アルミナ被膜の加工法による比較（a）
ガストンネルプラズ
マ溶射法（b）
従来の溶射法．

プラズマ溶射法による被膜の微細構造（a）
Al2O（b）
TiB2．
3
表１

Working gas (Flow rate)
Spray distance
Discharge Current
Deposition time

プラズマ溶射条件．
Ar (0.5 l/min.)/N2 (0.5-2.5 l/min.)
50−70 mm (Al2O3),
50−100 mm (TiO2)
50 A, 20 V
30 s

８２

Special Topic Article

4. Applications of Electric Rocket Propulsion Technology to Other Fields

４．
３ 再突入環境模擬としてのアーク加熱風洞

A. Momozawa

欠点である．特に酸素を含むガスを用いると，熱的な損耗

アークジェットのもう一つの応用例として，再突入模擬だけでなく電極の酸化による損耗が顕著になり，高融点材

試験装置としてのアーク加熱風洞を取り上げる．宇宙往還料では長時間の運転が不可能な上，損耗した電極が気流を機は再突入時，空力加熱による高温気流および原子状酸素

汚染してしまう．Ar-O2 雰囲気中での酸化による電極の損による激しい酸化（動的酸化）に曝される．その厳しい環

耗は，カソードは窒化ジルコニウム，アノードには Cu-Cr

境から機体を守る熱 防 御 シ ス テ ム（Thermal Protection

コーティングを施した銅を用いることで大幅に抑制するこ

System，TPS）の開発が行われている．TPS 開発のためにとに成功した．

は再突入模擬環境下での動的酸化試験が不可欠であるが，

４．
３．
２．
１ 窒化ジルコニウムカソード

アーク加熱風洞がその突入模擬試験装置としての役割を果

酸化によるカソードの損耗を低減するため，高融点の窒

たす．アーク加熱風洞のプラズマトーチもアークジェット

化物，酸化物を生成するジルコニウムが有効である．また，のそれと同じ 構 造を 持 ち，電 極 間 の ア ー ク 放 電 による窒化ジルコニウムはさらに高融点で，仕事関数が低いため

ジュール加熱で加熱・電離させたプラズマをノズルで空力より大電流での作動が可能である．窒化方法はいくつか方的に膨張・加速させ，高エンタルピーの気流を作り出す．

法があるが，最も簡便な方法としてマイクロ波放電管を用

アークジェットが作動ガスに還元性の高いヒドラジンを用いた窒化である．実験条件は，窒素ガス流量は 4.0 slm，投いる一方，アーク加熱風洞はその使用目的上空気や酸素な入電力は 500 W，処理時間は 30 min である［６］．

ど反応ガスを用いることが特徴であり，またそれによって

４．
３．
２．
２ 純銅アノードの Cu-Cr コーティング
アノードの損耗の抑制のために，アノードに用いる銅表電極の損耗の対策が必要となる．
アーク加熱風洞には幾つか方式が存在するが，構造の頑面を，より融点が高く耐酸化性のよい Cr を混合した Cu-

強さ，長時間作動，メンテナンスの容易さ，小電力での安Cr 粉末でコーティングしたアノードを用いた．コーティン

定作動の観点から，コンストリクタ型アーク加熱風洞がよグには減圧プラズマ溶射法を用いた．その結果，酸素ガス

く用いられている．これはコンストリクタと呼ばれる円筒での作動による損耗をこれまでの 1/100 オーダーまで抑制部分の両端にある電極に，電圧をかけて放電させる方式ですることができた［７］．

ある．本節は実験室レベルで運用可能な 1 kW 級アーク加４．
３．
３ レーザー加熱システム
再突入環境下のサンプル表面温度を適した温度に制御す

熱風洞について取り上げる．
４．
３．
１ Ar-O2 予混合型アーク加熱風洞るために，CW 半導体レーザーを用いて，材料表面温度を

コンストリクタ型アーク加熱風洞の概念図を図６に，基アーク風洞とは独立に制御するシステムを構築した．図７

本性能を表２に示す［６］．この装置はアノード（陽極）とにレーザー加熱システムの光学系概略図を示す．レーザー

カソード（陰極）間に電圧を印加し，アーク放電を発生すはマルチモードファイバーを通して出力される．またファることで作動ガスを加熱する．アーク柱はコンストリクタ

イバー出口でコリメータによって直径 5〜6 mm 程度の平部（アノード中心のスロート部）を通るか付着する．作動

行光にし，石英窓を通してチャンバー内へ導かれる．さらガスは酸素と放電しやすいアルゴンを混合したものを用いにチャンバー内ではミラーに反射された後，レーザーがサる．放電により加熱されたガスはノズル部で膨張し，超音ンプル表面にすべて照射されるようレンズによって集光さ

速気流となる．

れている［８］．

４．
３．
２ 電極の改良

４．
３．
４ 計測

コンストリクタ型アーク加熱風洞の場合，電極が作動ガ

酸化実験中，酸素が十分解離していることを確かめるたスに直接接触することによる電極損耗の問題生じることがめ，クロスビーム吸収飽和分光法により淀み点の併進温度を診断する．サンプルの表面温度は発光スペクトルをプランクの法則でフィッティングすることにより計測できる
［９］．

図６

コンストリクタ型アーク加熱風洞概略図．

表２

アーク風洞基本性能．

最大電力（kW）
設計マッハ数
比エンタルピー（MJ/kg）
ノズル出口径（mm）
チャンバー圧（Pa）

1.8
2.0
3.0
30
20

図７

８３

レーザー加熱概略図．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.94, No.2 February 2018

表３

４．
３．
５ TPS 加熱試験
TPS として現在盛んに研究開発が行われているのが SiC

動的酸化加熱試験条件．

アーク投入電力
レーザー出力 酸素分圧 表面温度 試験時間
ガス流量［slm］［kW］!!
［W（A）］（Po）
!"
［Pa］
［s］
"［
# K］ #sAr
O2 （淀み点温度［K］）

や ZrB2-SiC を 代 表 と す る 超 高 温 耐 熱 セ ラ ミ ッ ク ス（UHTC: Ultra High Temperature Ceramics）である．SiC
は，高温・低酸素分圧下で起こる Active 酸化と低温・高酸
素分圧下で起こるPassive酸化の２種類の酸化挙動を持つ．

4.0

0.1

1.2
（6150）

4.0

0.3

1.2
（5650）

4.0

0.6

1.8
（5970）

SiCのTPS材料としての使用にはSiO2 がSiC表面に堆積し，酸化反応を抑制する Passive 酸化環境下である必要がある
ため，Active 酸化から Passive 酸化へ遷移する境界（A/P
遷移境界）を検証が重要となる．
表３の条件で SiC の動的酸化加熱試験結果を図８に示70（40）
100（60）125（70）50（30）
85（50）
130（80）100（60）150（100）

148

430

800

1610
1770
1950
1620
1710
2030
1760
2210

100
600
100
300

す．損耗率の小さい条件では，サンプル表面に O が多く存在していたため，SiO2 が表面に生成される Passive 酸化が起き，一方で損耗率の大きい条件では，表面に C が多く存在しているため SiC のまま損耗が進む Active 酸化が起きたと考えられる［１０］．

４．
４ まとめ
本章では，電気推進ロケットエンジン技術の他分野への応用として，低出力大気プラズマ溶射及びガストンネルプ
ラズマ溶射といったプラズマ溶射法と宇宙往還機再突入模
擬試験装置の２種類について説明した．
各装置の最近の動向では大気プラズマ溶射では，出発原

図８

料に微粒子を用い，ナノ構造制御が可能なプロセスになり

サンプル表面温度−よどみ点酸素分圧による SiC 損耗率の比較．

つつある．但し，微粒子は単独では凝集が起こるため，溶［３］安藤康高：to be published in プラズマ応用科学 25 (2017).
［４］小林 明：プラズマ応用科学 21, 75 (2013).
［５］A. Kobayashi, Front. Appli. Plasma Technol. 5 (2012).
［６］佐野宗一郎：東京大学大学院工学系研究科航空宇宙工学専攻修士論文．
［７］A. Momozawa, Vacuum 85, 591 (2010).
［８］照月大悟：プラズマ応用科学 20, 97 (2012).
［９］伊藤 彦：プラズマ応用科学 18, 97 (2010).
［１０］横手寛大：東京大学大学院新領域創成科学研究科，基盤科学研究系先端エネルギー工学専攻修士論文．

媒に溶かしサスペンジョンにした状態でプラズマジェットに供給する必要がある．
アーク加熱風洞においては，材料加熱温度を再突入環境に近づけるための大出力化，および長時間の実験に向けて，さらなる電極を中心とした開発が求められる．

参考文献［１］安藤康高：プラズマ応用科学 16, 39 (2008).
［２］Y. Ando, Vacuum 136, 203 (2017).

８４

!!
た

はら

ひろ

小特集執筆者紹介

かず

わた

田 原 弘 一

やま

かず

あん

たか

どう

あきら

安 藤

晃

たか
き

よ

なお

かず

のり

東北大学 大学院工学研究科 電気エネル
ギーシステム専攻准教授．博士（工学）．主にヘリコンプラズマを用いた電気推進開発と磁気ノズル加速に関する実験を行っている．最近はミニマルファブ装置開発やスパッタリング装置開発も行っている．晴れた日に，庭で家族（妻，息子１人，娘１人）と遊ぶ何気ないことに，幸せを感じている．

宇宙航空研究開発機構（JAXA）
・技術試験衛星９号 機 プ ロ ジ ェ ク ト・主 任 研 究 開 発
員．２
００
３年東京大学大学院・修士，同年からJAXA．２００
９年 東 京 大 学 大 学 院・博 士（工
学）
．２
０
１
５年プリンストン大学客員研究員．これまで H２A ロ
ケット等の極低温推進系を中心に，固体ロケット噴煙中プラズマによる電波干渉，プラズマアクチュエータ，ホールスラス
タ等電気推進系の研究開発を担当．専門は宇宙推進工学．
もとはし

高 橋 和 貴し杵 淵 紀 世 志

やまき東北大学 大学院工学研究科 電気エネル
ギーシステム専攻教授．理学博士（京都大）．
ジャイロトロン研究から NBI の負イオン源
開発を経てプラズマ流に関する研究を行っている．電気系のなかで航空宇宙関係の話をしていると，周りから浮いているのが悩み．ここ１
０年ほど高校生相手の「科学者の卵養成講座」活動も行っている．最近は外国語教育に精通してきたけど誰か興味のある方ご連絡ください．

宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所・宇宙飛翔工学研究系・准教授．１
９９
８年東京大学
大学院・博士（工学）．２００１年宇宙科学研究所
助 手，２００
６年 よ り 現 職．専 門 は 電 気 推 進 工学．小惑星探査機「はやぶさ」「はやぶさ２」のイオンエンジンの開発と宇宙運用を担当してきた．現在はイオンエンジンを用いた将来ミッションを複数提案中．趣味は温泉に入ること．
ふちひろ

首都大学東京システムデザイン学部助教．２
０
１
２年首都大学東京大学院システムデザ
イン研究科博士後期課程修了．博士（工学）．
宇宙航空研究開発 機 構 情 報・計 算 工 学 セ ン
ター招聘研究員を経て，２０
１
４年より現職．研究分野は宇宙推進工学，特にイオンエンジンおよびホールスラスタをはじめとした電気推進機の性能および信頼性向上に関する研究を進めている．１年前から本誌編集委員としてお世話になっており，日々勉強の毎日です．

西 山 和 孝きねなべ渡 邊 裕 樹大阪工業大学工学部教授．１
９８
８年大阪大学大
学院基礎工学研究科物理系専攻博士後期課程修了，大阪大学基礎工学部助手，１
９
９
４年大阪大
学基礎工学部助教授，１９９
７年大阪大学大学院
基礎工学研究科助教授，２００
７年より現職．この間２
０
０
０年アメリ
カ合衆国マサチューセッツ工科大学客員助教授．各種の電気推進ロケットエンジンの開発研究，電気ロケットを搭載した
小型人工衛星の開発に従事．小さいころ，お恥ずかしい話であるが，アニメ「宇宙戦艦ヤマト」にあこがれ宇宙をめざした．今も変わらず授業では学生に宇宙のロマンを熱く語って
いる．
にし

""

もも

じ

ざわ

あい

桃 沢

愛

東京都市大学工学部医用工学科准教授．東京大学工学部航空宇宙工学科，東京大学大学院
新領域創成科学研究科先端エネルギー工学専
攻，ドイツ・アーヘン工科大学（Dr.-Ing.），東京都市大学工学部機械工学科を経て２０
１
３年より現職．研究分
野は航空宇宙工学，セラミック材料工学，バイオマテリアル．

山 本 直 嗣
九州大学大学院総合理工学研究院エネルギー
科学部門・教授．２００
４年東京大学大学院博士（工学）．主な研究分野は次世代ロケットエン
ジンの研究開発および電気推進機内部の物理現象の解明のための診断技術の研究．娘のおままごとが日々
グレードアップしていくので，それに追いつくのに必死な毎日です．

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