平成 30 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
ドラッグフリー衛星への搭載を目指した
100 N 級超小型イオンエンジンの開発

氏

名

池田 凌

指導教員名

山本 直嗣 教授
森田

太智 助教

目次
第 1 章 序論 ................................................................................................................... 1
1.1 研究背景および目的.......................................................................................... 1
第 2 章 イオンエンジンの作動原理 ........................................................................... 4
2.1 イオンエンジンの作動原理.............................................................................. 4
2.2 性能目標.............................................................................................................. 6
第 3 章 JIEDI ツールを用いたグリッド設計 ............................................................ 9
3.1 JIEDI tool ............................................................................................................ 93.2
3.3

計算体系・計算条件........................................................................................ 10
計算結果............................................................................................................ 12

第 4 章 100 N 級イオンエンジンの性能測定 ...................................................... 17
4.1 製作した 100 N 級イオンエンジン ............................................................. 17
4.2 実験体系............................................................................................................ 19
4.2.1

真空排気系 ................................................................................................ 19

4.2.2 マイクロ波送電系 ...................................................................................... 20
4.2.3 イオンビーム電流測定系 .......................................................................... 21
4.3

実験結果............................................................................................................ 224.4

推進性能............................................................................................................ 27

第 5 章 CNT-FEC の設置条件がイオンエンジンの中和に及ぼす影響............... 30
5.1 研究背景及び目的............................................................................................ 30
5.2 CNT-FEC の作動原理 ..................................................................................... 31
5.3 実験装置及び実験方法.................................................................................... 32
5.3.1

真空排気系 ................................................................................................ 32

5.3.2

イオン源および電子源 ............................................................................ 33

5.4

実験方法............................................................................................................ 34

5.4.1

CNT-FEC とイオン源の相対位置に関する実験方法 .......................... 34

5.4.2

イオンビームプロファイル測定実験の実験方法 ................................ 375.5

実験結果及び考察............................................................................................ 39

5.5.1

CNT-FEC 単体性能試験結果 .................................................................. 39

5.5.2

CNT-FEC とイオン源の同時作動の実験結果 ...................................... 41

5.5.3

CNT-FEC の相対位置の変化による中和性能測定実験結果 .............. 42

5.5.4

CNT-FEC とイオン源の相対角度の変化による中和性能測定実験

結果 ................................................................................................................................. 43
5.5.5
第6章

イオンビームプロファイル測定結果 .................................................... 45

結論 ................................................................................................................. 48

参考文献 ......................................................................................................................... 49
謝辞 ................................................................................................................................. 51

第 1 章 序論
1.1 研究背景および目的2014 年 12 月 3 日に種子島宇宙センターから小惑星探査機「はやぶさ 2」が2018 年 6 月 27 日に目的の小惑星「リュウグウ」に到着した 1)．限られた探査機のサイズで地球から約 2 億 8 千万 km 離れた小惑星探査には，限られた燃費の良いエンジンが必要になり，「はやぶさプロジェクト」には電気推進機の一種であるイ
オンエンジンが採用されている．
電気推進機は，探査機に取り付けられた太陽電池等で得られた電気エネルギー
で推進剤をプラズマ化させこれを加速噴射し，その反力で推力を得る推進機である．これは，推進剤の化学反応から推力を得る化学推進に比べ推力は著しく小さいものの，推進機の燃費を表す比推力は非常に高いといった特徴を持つ 2)．
「はやぶさ」では，イオンエンジンを使用し世界で初めて地球重力圏外にある
天体のサンプルリターンに成功したが，アメリカの「OSIRIS-REx」によるサンプ
ルリターン 3)や中国の月面探査機「嫦娥 4 号」など世界各国での宇宙開発は激化している．日本が宇宙開発で他国をリードする技術の一つとして，ドラッグフリ
ー衛星が挙げられる．ドラッグフリー衛星とは太陽光の輻射圧やダストによる外乱(Drag)に抗して，重力のみで決まる軌道を運動することができる衛星のことを表す 4)．現在，日本では国立天文台や京都大学を中心にドラッグフリー衛星を利用したプロジェクトとして DECi-hertz Interferometer Gravitational wave Observatory(DECIGO)が検討されている 5)．このプロジェクトの目的は重力波から，電磁波による観測では得ることの出来ない天体現象の重要な情報を得ることである．
DECIGO プロジェクトは地上の干渉計や NASA と ESA の共同計画である Laser
Interferometer Space Antenna(LISA)6)の検出可能帯域外の 0.1 – 10 Hz の検出を期待している．このようにドラッグフリー衛星はレーザー干渉，電波方探，立体視，長焦点距離の望遠鏡の実現など様々な用途が見込まれており，日本が宇宙開発において他国をリードするためには必要不可欠な技術である．

1

上述した DECIGO 計画では 1000 km 離れた 3 基のドラッグフリー衛星が想定されている．そして，その衛星に取り付けられた推進機を用いて衛星間の相対位置を厳密に維持しなければならない．これを実現するためには刻々を変化する抗力に合わせて推力を制御できる推進機が必要である．要求性能として 3 年間の運用を想定した 1000 Ns のトータルインパルス，0.1 – 100 N の推力，0.1 N/Hz1/2 という低い推力ノイズが求められる 5)．これらの要求を満たす推進機として，Fieldemission electric propulsion(FEEP)などがあるが 7)，計測機器を汚さないイオンエン
ジン 8)も有力な推進システムである．
ドラッグフリー衛星の推進システムに求められる要求性能のひとつに 3 桁にも及ぶ広い推力可変範囲がある．従来のイオンスラスタにおいて，推力を変化させる方法としては，ガスの流量やイオンビーム引き出し電極間の電圧を変更し，推力を変更してきた．しかし，これらの方法では 4 倍程度の範囲内でしか推力を変更することができず 9, 10)，要求されている 3 桁の推力可変範囲を達成することは困難である．
そこで著者らは 3 桁にも亘るスロットリングレンジを達成するためにイオンビームの引き出し原理に着目した．イオンエンジンにおいて，イオンの加速はグリッド間に印加された電界によって行われる．このグリッド間に印加する電界のON/OFF を高速で切り替えることによりイオンビームの排出と停止を高速で繰り返すことが可能だと考えた．グリッド間の電界の ON/OFF を変更するにはスクリーングリッドもしくはアクセルグリッドに印加する電圧を制御する必要がある．
本研究ではアクセルグリッドに印加する電圧を制御することにより電極間の電界を制御する．この理由として，アクセル電流はスクリーン電流よりも小さく，また変更するための電荷量も少ないため応答がいいためである．本システムのイオ
ンスラスタは電流密度等イオンの引き出し条件は最適動作点から変更しないため，寿命やイオンビームの拡がりに与える影響も小さい．エネルギー変換効率や推進剤利用効率の低下は避けられないが，他のワイドスロットリングレンジエン
ジンにはない，高度な制御性やクリーンな排出ガスなどの特徴をもつワイドスロ
ットリングレンジのイオンエンジンの需要は高いと考えられる．

2

飯島ら 11)によってイオンビームの排出と停止の時間の割合である duty 比を制御することにより，イオンビーム電流すなわち推力が制御できることが確認できた．
しかし，これまでに用いたイオンエンジンは 1 mN 級のイオンエンジンであり，100 N での作動では性能が低下し，動作も不安定になるなどの問題点が確認された．そこで 100 N 級に最適化したイオン源(イオンエンジン)を設計，製作，評価するとともに，電子源との噛み合わせ試験を行い，システムとしての評価を行うことが本研究の目的である．

3

第2章

イオンエンジンの作動原理

2.1 イオンエンジンの作動原理
イオンエンジンの作動原理の概略図を図 2.1-1 に示す．イオンエンジンは主にプラズマ生成部，イオン加速(静電加速)部，イオンビームの中和部の 3 部分で構成されている．イオンエンジンは主にイオン生成部において推進剤を電離させ，静電加速部において 2 枚ないし 3 枚のグリッドを用いてイオンのみを加速し，下流にて電子源から放出される電子によって電気的中性なプラズマジェットとして噴射し，その反力によって推進力を得る推進機である 12)．以下に各領域の説明をする．

① プラズマ生成
イオンエンジンにおいてプラズマ生成はイオン源が担う．プラズマ生成の方法に違いはあるがプラズマの生成は次の過程を踏む．まず(1)電子を生成・加速して電離能力を持った高エネルギー1 次電子にする．(2)損失させないように閉じ込める．(3)中性粒子に衝突させて推進剤を電離させる．(4)静電加速部に供給する．
プラズマ生成の方法には，直流放電式イオン源，高周波放電式イオン源，マイ
クロ波放電式イオン源などに分類される 12)．本研究では無電極プラズマ生成が特徴で小惑星探査機「はやぶさ」にも採用された ECR 型マイクロ波放電式イオン源の方式のイオンエンジンについて取り扱う．

② イオン加速(静電加速)部
静電加速部は 2 枚ないし 3 枚の多孔電極(グリッド)から構成されており，一般的にグリッドシステムと呼ばれる．上流(放電室側)から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ばれる．それぞれのグリッドの間隔は 1mm 以下のものがほとんどで，この近接設置した 3 枚のグリッドに，スクリーン
4

電源やアクセル電源から，1 kV,−150 V,

0 V といった電位を与え，図 2.1-2 に示

すような空間電位を形成する．この電位差を利用してイオン源からスクリーング
リッドの孔を通じイオンが引き出される．スクリーングリッドの孔を通過したイ
オンはスクリーン-アクセル間の電界によって加速され，アクセル-ディセル間の逆電位勾配によってわずかに減速し噴射される．アクセル-ディセル間の逆電位勾配は下流からの電子の侵入を阻止する役割もある．

③ 中和部
中和部の主な役割はイオン源からグリッドを介し加速噴射されたイオン電流に等価な電子電流を空間に噴射し，イオンエンジンの電気的中性を維持することである．イオンエンジンがイオンのみを噴射すればイオンエンジン含め宇宙機全体が負に帯電するため，噴射したイオンが再び引き戻され推力発生は不可能になる．このため噴射したイオンと同数の電子を放出する必要があるが，その電流量
は中和器やビームプラズマの電位のわずかな高低の変化によって，自動的かつ自然に行われ，特に積極的な制御を必要としない．

プラズマ生成 イオン加速

イオンビーム中和

推進剤

マイクロ波

電子放出＆中和

図 2.1-1

イオンエンジンの作動概略図

5

中性子
イオン
電子

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

イオン源内
プラズマ
イオン
引き出し面

Ion beam (Ib)

スクリーン
電源

Vs

アクセル
電源

Is

Ib

図 2.1-2

イオンビーム引き出しの流れ

2.2 性能目標
本研究で開発するイオンエンジンの目標性能および開発を行うにあたり想定したイオンエンジンの作動条件を表 2.2-1 に示す．
イオンエンジンはイオンビーム電流や加速電圧，マイクロ波電力，推進剤流量から推進性能を算出できる．式(2-1)から式(2-5)に，イオンエンジンの性能を示す
主なパラメータの説明とその定義式を示す．

6

・推力 F推進機の推力を示す値．イオンエンジンにおいてはイオンビームの加速噴射により発生する．

2miVbeF  m i vb  J b

[N]

(2-1)

・比推力 Isp
単位時間あたりに消費する推進剤の重量あたりの推力．推進機の燃費に当たる．

I sp 

F u

mi
g

2eVb
mi

[sec]

(2-2)

・推進効率t
投入した電力がどれだけの推力発生の運動エネルギーに変換されたかを表すもの

1 m
 vb 2
F2
2
t 

P
P
2m

(2-3)

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

mi J bem(2-4)

・イオン生成コストc
ビームとなるイオン個当たり生成に要するエネルギー

c 

Pd
Jb

7

[W/A]

(2-5)

 推進剤(Xe)の質量流量[kg/s]， はイオンの速度[m/s]，Jb はビーム電流
ここで m[A]，mi は Xe イオンの質量[kg]，Vb はビーム加速電圧[V]，g は重力加速度[m/s2]，Pd はプラズマ生成に要する電力[W]である．これらの定義式と目標推力から算出した本研究の目標推進性能を表 2.2-2 に示す．

表 2.2-1

目標とするイオンエンジンの作動条件

Microwave power

2W

Mass flow rate

0.05 sccm

Ion beam current

3 mA

Thrust100 N

Throttling range

0.1 N – 100 N

Screen voltage

1000 V

Accel. voltage-150 V

Decel. Voltage

0V

表 2.2-2

目標とするイオンエンジンの推進性能
TargetMicrowave power, W

2

Ion beam current, mA

3

Ion beam production cost, W/A

667

Propellant utilization, %83.2

Thrust, N

100

Thrust efficiency, %50.5

Isp, sec

3238

8

第3章

JIEDI ツールを用いたグリッド設計

3.1 JIEDI tool
イオンエンジンにおいて各グリッドの材質，孔径，厚さ，印加電圧，グリッド間距離は，各々が独立して決められるものではない．それぞれグリッドシステム
において考慮すべき事象や用途によって試行錯誤しながら決定していく必要がある．そのため，普遍的なグリッドシステムの設計方法はないことを念頭に置く．

12)

しかし，グリッドシステムの形状や印加電圧の設計を実地試験のみに頼ることは効率的ではない．そこで本研究では JAXA Ion Engine Development
Initiatives(JIEDI)ツールを使用し，グリッドシステムの設計を行った．JIEDI ツー
ルは多孔からなるイオンエンジンの静電加速部の一孔に着目し，そこで引き起こされるグリッド損耗とイオン加速系の寿命評価を目的として開発されたツールである．
JIEDI ツールは特定の時刻における電位，イオンビームの流れ，グリッド電流，損耗率などを計算することができる．これらの計算は主に JIEDI ツールの中の OPTJ と呼ばれるプログラムを使用している．図 3.1-2 に JIEDI ツールのフロー
チャートを示す(13．

Sc.

Ac.

lg ta

ld td

De.

le

ts
30°

rs

ra

図 3.1-1

y

x

rd

z
OPTJ の計算領域

9

OPTJ 開始

データ読込

電荷交換，弾性散乱イオン，
中性粒子追跡による損耗率評価

中性粒子密度計算
グリッド損耗粒子追跡による再堆積率評価ポアソン方程式の求解(ICCG法)
電子密度はボルツマンの方程式

正味損耗率出力
主流イオンビーム軌道計算，
イオン電荷密度計算

終了

No
収束判定

Yes

図 3.1-2

OPTJ のフローチャート

3.2 計算体系・計算条件
JIEDI ツールにて計算するパラメータの範囲を表 3.2-1 に示す．これらのパラメ
ータの範囲はこれまで開発されてきたイオンエンジン及び本研究で開発するイオ
ンエンジンの性能に基づき決定した．グリッドの材料にはスパッタリング率が低く，熱膨張率がほぼゼロ，熱伝導率が良いなどの特徴を持つ炭素複合材を使用する．開発を行う放電室内の中性粒子密度は不明であり，中性ガスの閉じ込めと孔の数の関係を調べる目的で孔数の異なる 2 種類のグリッドシステムの設計を行う．OPTJ における計算条件は表 3.2-2 に示す条件である．

10

表 3.2-1

計算パラメータの範囲

Number of holes

18, 37

Screen hole diameter, mm

1.2

Screen – Accel. gap, mm

0.2 – 1.0 (0.1 mm 刻み)

Accel. – Decel. Gap, mm

1, 1.5

Accel. diameter, mm

0.4 – 1.0 (0.1 mm 刻み)

Decel. Diameter, mm

0.5, 0.8, 1.0, 1.2, 1.5

表 3.2-2 OPTJ における計算条件
Parameter

Value

Propellant

Xenon

Grid material

Carbon – carbon composite

Grid voltage (Sc., Ac., De.)

1000 V, -150 V, 0 V

Ion beam current per hole

0.167 mA/hole, 0.081 mA/hole

Discharge voltage

30 V

Doubly charged ion fraction

3 eV

Grid surface temperature

350 K

Electron temperature

3 eV

Propellant utilization efficiency

0.833

Sticking factor

0.78

Sputtering model

Williams

11

3.3 計算結果
JIEDI ツールは比推力や各グリッドのイオンの衝突など様々な値を結果として出力する．JIEDI ツールでは計算条件において目標のイオンビーム電流を孔数で除した値を一孔あたりの電流値として計算するため，今回の設計ではイオンエン
ジンの静電加速部における損失 Ia(アクセル電流)を減らすこと着目した．
イオンエンジンにおいて最終的に加速噴射され推力を担う成分を Ib(イオンビー
ム電流)は，イオン源から静電加速部に供給され加速されるイオン成分 Is および Iaと Ib=Is− Ia の関係がある．つまり Ia を小さくすることでロスのないビームの引き出しが可能になる．
そこで，本研究における JIEDI ツールを用いたグリッド設計において，Is に対する Ia の割合で各パラメータの評価を行う．また，中野ら(14 によると， ON/OFF制御においてイオンビームの引き出しが OFF から ON に変化する際，定常状態になるまでにイオンが各グリッドに衝突することが報告されている．そこで，ドラッグフリー衛星への搭載を想定し，イオンビームの発散角でも評価を行う．
図 3.3-1 にアクセルグリッドの孔径を表 3.2-1 の範囲で変化させたときのビーム
発散角を示す．また，図 3.3-2 にアクセルグリッドの孔径を表 3.2-1 の範囲で変化させたときの Ia/Is を示す．
本研究では各パラメータを表 3.2-1 の範囲で各々計算したため，本稿では代表してアクセルグリッドの孔の大きさの影響を示す．
図 3.3-1 からアクセルグリッド孔径を変化させたときのイオンビーム発散角は孔数により傾向が異なることが分かった．また，各孔数においてアクセルグリッドの大きさが変わるとイオンビーム発散角が大きく変化することはないという結果になった．図 3.3-2 からアクセルグリッドの孔径が大きくなるとスクリーン電流に対するアクセル電流も小さくなりある一定のアクセルグリッド孔径になるとほぼゼロで一定になる．Ia(アクセル電流)は電荷交換イオン電流，弾性散乱イオン電流，直接衝突イオン電流を含んでおり，グリッドのスパッタリングに大きく影響する直接散乱イオン Iai が 0 になるパラメータを本研究では採用する．ビーム発散

12

角と Ia / Is が低いパラメータ(孔数 18 で 0.8 mm，孔数 37 で 0.6 mm)が本研究に最も適したパラメータだと考える．他のパラメータも同様に解析を行った．
JIEDI ツールにてグリッドパラメータの設計を行った結果を表 3.3-1 から表 3.3-3に示す．表 3.3-3 のパラメータは，On-Off 制御を用いたイオンエンジンに関する共同研究者の東京都立産業技術高等専門学校の中野正勝准教授が同様の目標性能で計算した結果である．本研究ではこの表 3.3-3 のパラメータのグリッドも同様に製作し，性能評価を行う．また表 3.3-1 と表 3.3-2 のときのパラメータのときのイ
オンビーム軌道を図 3.3-3 および図 3.3-4 に示す．図 3.3-3 および図 3.3-4 はどちらもビームがグリッドに衝突せずに引き出されていることが確認できた．今回のグリッド形状の最適化では主に前述の方法でパラメータを決定したが，イオンビー
ム軌道を確認したときに，明確なグリッド衝突が見られたときはイオンの引き出しの整合性を表す NP/H(規格化パービアンス)(式 3-1)を計算し，イオン電流が各グリッドに衝突しないパラメータの調整を行った．ここで Ih は 1 孔あたりのスクリーン電流，Vs は電位差，ds はグリッドの静電加速長さ，Ds はスクリーングリッド
孔直径である．

Ih
ph

3

Vs 2
p hn 

2
 Ds 
 Ds 




d
d
s


 s 

13

(3-1)

Beam divergence angle, deg

14
12
10

18 (0.167 mA/hole)
37 (0.081 mA/hole)

8
6
4
2
0
0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1.0

1.1

Accel. hole diameter, mm
図 3.3-1

アクセルグリッド孔径とビーム発散角の計算結果

1.0
18 (0.167 mA/hole)
37 (0.081 mA/hole)

Ia / Is

0.8

0.6

0.4

0.2

0.0

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1.0

Accel. hole diameter, mm
図 3.3-2

アクセルグリッド孔径と Ia/Is の関係

14

表 3.3-1

イオンエンジンパラメータ(Type1)

Parameter

ScreenAccel.

Decel.

Hole diameter, mm

1.2

0.8

1.0

Potentail, V

1000

-150

0

Thickness, mm

0.3

Hole pitch

3.5

Material

Poco graphite

Grid gap

0.4

0.5

Number of holes18

表 3.3-2

イオンエンジンパラメータ(Type2)

Parameter

ScreenAccel.

Decel.

Hole diameter, mm

1.2

0.7

1.0

Potentail, V

1000

-150

0

Thickness, mm

0.3

Hole pitch

2.5

Material

Poco graphite

Grid gap

0.8

0.5

Number of holes37

表 3.3-3イオンエンジンパラメータ(Type3)

Parameter

ScreenAccel.

Decel.

Hole diameter, mm

1.2

0.7

0.7

Potentail, V

1000

-150

0

Thickness, mm

0.3

0.6

0.3

Hole pitch

2.5

Material

Poco graphite

Grid gap

1.0

0.3

Number of holes

37
15

上流

Screen Accel. Decel.

下流

図 3.3-3 Type1 のイオンビーム軌道

上流

ScreenAccel. Decel.

図 3.3-4 Type2 のイオンビーム軌道

16

下流

第4章

100 N 級イオンエンジンの性能測定

4.1 製作した 100 N 級イオンエンジン
本研究にて開発した超小型マイクロ波放電式イオンエンジンを図 4.1-1 に，イオンエンジンの断面概略図を図 4.1-2 示す．放電室は高さ 19 mm，内径 24 mm の円筒形で軟鉄製である．放電室内部にはサマリウムコバルト(Sm-Co)製磁石を配置している．放電室内部上流側にはリング型(8 mm× 3.0 mm×3.0 mm)のサマリウ
ムコバルト磁石を設置し，放電室内部下流側にはセグメント型(r 9 mm×R 12 mm
×2 mm×90 deg)を 4 個設置している．なお，リング型は高さ方向に磁化しており，セグメント型は外径が S 極，内径が N 極に磁化されている．サマリウムコバ
ルトは高い磁気特性を持ち限界使用温度も約 350 度と高温での使用にも適している．
アンテナはモリブデン(Mo)製で，SMA コネクタ(female)に固定している．アンテナの画像を図 4.1-3 に示す．アンテナ形状は過去の研究により推進効率がよい 9
mm の星型アンテナを用いた 15)．
グリッドは Poco graphite 製で，第 3 章の計算結果に基に決定したパラメータで製作した．3 枚のグリッドの下流側にある等方性カーボン製のリング型取付部材とボロンナイトライド(BN)製絶縁部材によって各グリッド間隔の調整および絶縁性を維持している．イオンエンジンで一番大きい部分はmm である．本研究ではグリッドの固定にチタン製のねじを使用した．イオンエンジンは各グリッド間を絶縁する必要があり，セラミックスのねじおよびワッシャーで固定する方法がある．しかし，本研究で製作したスラスタは，実際の衛星打ち上げにおける振動や衝撃を想定しチタン製のねじを使用し，取付部材および各グリッド間隔に対応した BN 製インシュレータ(4 個×3)にて電気的絶縁性を維持する方法を採用した．

17

図 4.1-1

イオンエンジンの写真

Sm-Co magnet
Soft iron27.5 mm

16.2 mm

Grid

CarbonBoron Nitride

Discharge chamber

Gas inlet
Microwave
Insulator

24 mmAntenna
Insulator

図 4.1-2

イオンエンジンの断面図18

 9 mm

Gas inlet

図 4.1-3

放電室内部の写真(Sm-Co 磁石および Mo 製 9 mm の星型アンテナ)

4.2 実験体系
第 4 章で述べるイオンエンジンの性能測定は以下の実験装置を用いた．実験装置は主に真空排気系，マイクロ波送電系，イオンエンジン本体から構成されている．今回の性能測定実験では中和器は設置していない．また各グリッドに印加する電圧はスクリーン電圧 600 V, 800 V, 1000 V，アクセル電圧−150 V，ディセル電
圧 0 V(チャンバー，GND と同電位)とした．また推進剤流量は 0.05 sccm，0.1
sccm，0.15 sccm の 3 パターンにて測定を行った．

4.2.1

真空排気系

本実験で使用した真空チャンバーを図 4.2.1 に示す．真空容器は SUS 製で，直径 30 cm，高さ 27 cm の円筒形である．この真空容器は本研究ではすべて電気的にアースされ，基準電位となっている．表 4.1-1 にこの真空容器で使用した真空排気装置を示す．ドライ真空ポンプは粗排気用，ターボ分子ポンプは高真空用でありこの 2 種類のポンプを排気に使用した．この真空チャンバーにおいて到達圧力
10− 5 Pa オーダーを実現できていることが確認できた．本実験における真空度は推進剤流量最大 0.15 sccm(14.8 g/s)で 1.32×10−3 Pa であった．
推進剤には純度 99.995 %のキセノンガスを使用した．流量はサーマルマスフロ
ーコントローラーにて調整を行った．
19

図 4.2.1

イオンエンジンの測定に使用した真空チャンバー

表 4.1-1

使用したポンプのスペック

真空ポンプ

メーカー

型番

排気量

ドライ真空ポンプ樫山工業

NeoDry 15E

250 l/min

ターボ分子ポンプ

VarianTurbo-V 550

550 l/sec (at N2)

4.2.2 マイクロ波送電系
本研究では周波数 2.45 GHz のマイクロ波を使用した．一般的に 2.45 GHz の発信に用いられるマグネトロン管のマイクロ波ジェネレータでは低電力領域での発振が不安定である．そこで，マイクロ波ジェネレータより発振されたマイクロ波をアンプによって増幅している．マイクロ波電力はスラスタに発振されるまで各種ケーブルやコネクタ等を経由するため，実際のマイクロ波のアンプが出力する値と異なる場合がある．そのため，パワーメーターを使用し，イオンエンジンに発振されているマイクロ波の電力を測定し，マイクロ波のアンプの出力値と較正
している．

20

4.2.3 イオンビーム電流測定系
本研究で製作したイオンエンジンの性能測定において，イオンビーム電流量から各推進性能を見積もった．イオンビーム電流測定の概略図を図 4.2.3-1 に示す．
イオンビーム電流はスクリーン電流からアクセル電流，ディセル電流を引いた値である．スクリーン電流はスクリーン電源からスクリーングリッドに向かう電流を正とし，アクセル電流とディセル電流は各グリッドから各電源に向かう電流を正とした．電流の測定にはスクリーン，アクセルともに I-V 変換回路を用いた．測定手順は，推進剤とマイクロ波により放電室内にプラズマを点火させ，測定条件に推進剤流量および引き出し電圧を調整する．その後較正したマイクロ波
電力を変化させながらマイクロ波電力とイオンビーム電流量の関係を調査した．
イオンビームは以下の式より算出した．

Ib  I s  I a  I d(4-1)

測定データはデータロガーにより対象のマイクロ波電力のときのイオンビーム
電流 20 点の平均値であり．測定は各条件で 3 回ずつ行った．図 4.2.3-2 にイオンビーム引き出し時のイオンエンジンの画像を示す．
Vacuum chamber

Sc. grid Ac. grid De. grid

Coaxial cable

Ion beam

Microwave
generator
DC blockIs1000 V, 800 V, 600 V−150 V

A

A

Ia

A

図 4.2.3-1 イオンビーム引き出し実験の概略図

21Id

図 4.2.3-2イオンエンジン作動中の画像

4.3 実験結果
図 4.3-1 に本研究で製作した 3 パターンのグリッドのマイクロ波投入電力とイオ は 0.05 sccm であり，
ンビーム電流の関係を示す．図 4.3-1 において推進剤流量 m
加速電圧 Vb は 1000 V である．
すべてのグリッドにおいてマイクロ波電力を大きくすればするほど，イオンビーム電流量は増加したことがわかる．各グリッドパラメータのときの引き出しイ
オンビーム電流量の違いは低推進剤流量のときはほぼ見られなかった．マイクロ波を 3 W 以上投入すると，Type1 よりも Type2, 3 のほうが，イオンビーム電流量が大きくなった．Type2 と Type3 はほぼ同じ電流量を表していたが，Type3 において 4 W, 5 W でややイオンビーム電流が増加した．これはマイクロ波のアンプが 4
W, 5 W 付近で不安定であり，パワーメーターで較正した出力値とわずかにずれた
値を 4 W，5 W としたためだと考えられる．いずれのグリッドにおいても目標作
動条件のマイクロ波電力 2 W，推進剤流量 0.05 sccm でイオンビーム電流を達成することはできず，目標作動条件においてイオンビーム電流は Type1=0.56 mA，Type2=0.68 mA，Type3=0.62 mA であり，目標の 3 mA に対し約 20 %程度しか達成することができなかった．
22

3.0
Type1
Type2
Type3

Ion beam current, mA

2.5
2.0
1.5
1.0
0.5
0.0

0

2

4

6

8

10

12

Incident microwave power, W
図 4.3-1 各グリッドとイオンビーム電流量の関係

 =0.05 sccm, Vb =1000 Vm
図 4.3-2 にイオンビーム電流の推進剤流量依存性を示す．図 4.3-2 は表 3.3-2 のType2 のグリッドで，加速電圧 Vb は 1000 V である．図 4.3-1 と同様に推進剤流量を大きくするとイオンビーム電流は大きくなる．しかし，マイクロ波が 8 W 以上になると推進剤流量 0.1 sccm，0.15 sccm ともにピークダウンしていることが分かった．本研究で製作したイオンエンジンにおいては，推進剤流量が大きいと放電
室内の中性粒子との衝突が頻繁になり過ぎて，電離エネルギー以下の電離に寄与しない電子が多く，性能が悪くなったと考えられる．
4.1 でも述べたが，本研究では強度に不安のあるセラミック製のねじを使用せず，チタン製のねじに変更し他の部品で電気的絶縁性を維持している．このチタン製のねじが 4 本×3 枚グリッドで 12 本使用されており，それぞれの支持ねじの近接ねじは異なる電圧が印加されている．異なる電圧とねじの先鋭形状により電圧を印加するほど異常放電が増加したと考えられる．

23

Ion beam current, mA

3.0
2.5
2.0
1.5
m=0.05 sccm
m=0.1 sccm
m=0.15 sccm

1.0
0.5
0

2

4

6

8

10

12

Incident microwave power, W
図 4.3-2 推進剤流量とイオンビーム電流量の関係
Type2, Vb =1000 V

次に図 4.3-3 にイオンビーム電流の加速電圧依存性を示す．図 4.3-3 は表 3.3-3に示すグリッド Type3 の結果である．加速電圧も推進剤流量およびグリッドパラ
メータと同様に低マイクロ波電力のときは，ビーム電流の違いは高マイクロ波電力に比べ小さい．また，600 V，800 V はマイクロ波電力 6 W–12 W ではほぼビー
ム電流は一定になっている．加速電圧が大きくなると，その分イオンが運動エネ
ルギーを得てイオンビーム電流が増加する．イオンビーム電流量を増加させるためには，空間電荷正減速を考慮し高い電圧を印加する必要がある．ビーム電流が目標値を達成できていない原因のひとつとして単純にプラズマの密度が薄い，もしくは空間電荷制限速から決まるビームの放出面であるシース形状が張り出していないことが考えられる．加速電圧の増加に伴いイオンビーム電流量が増加するとイオンエンジンにて以上放電の頻度が高くなるという問題点が生じた．各グリッドやイオン源間の絶縁はきちんと取れているが，加速電圧の増加に伴うエンジ24

ンの異常放電の頻度増大に関して，これはイオンエンジンの形状や使用部品に影響があると考えられる．

Ion beam current, mA

2.5

2.0

1.5

1.0
600 V
800 V
1000 V

0.5
2

4

6

8

10

12

Incident microwave power, W
図 4.3-3 加速電圧とイオンビーム電流量の関係

 =0.15 sccm
Type3, m

図 4.3-1 から図 4.3-3 で分かるように本研究で開発を目指すイオンエンジンの性能は達成できなかったため，アンテナおよび磁場形状に着目し改良に取り組んだ．アンテナを 9 mm の星型から  5 mm の円盤型アンテナに変更し，星型の同様の性能測定を行った．図 4.3-4 に使用した円盤型アンテナの画像を示す．材質は星型と同様でモリブデン製である．
また星型アンテナでは放電室の表面から 3 mm の位置(図 4.3-5 の x)にセグメン
ト型の磁石を設置していたが，性能が不十分であったため，ECR 層の形状変化に
より性能測定を行った．図 4.3-6 に星型アンテナと円盤型アンテナのイオンビーム
電流量を示す．図 4.3-6 より，円盤型アンテナの方がイオンビーム電流が増加し25

た．これは円盤型の方が表面積，側面積が小さいためだと考えられる．本研究における電子の加熱過程において，星型では磁気チューブを往復している電子がアンテナ表面で再結合してしまいアンテナ表面でエネルギー損失が発生したためビーム電流が低下したと考えられる．マイクロ波放電を用いたプラズマ推進機において，低推進剤流量ではアンテナが形成する電場の強度が電離に与える影響が大きいことが過去の研究 16)で報告されており，そのためイオンビーム電流が低かったと考えられる．したがって，本研究で取り扱う低推進剤流量のイオンエンジン
では磁気チューブを遮る表面積が小さく，円周で等しく電子を加熱する円盤型のがカップリングがいい結果になった．また，x で示す磁石の位置に関し，3 mm から 5 mm 上流側に変更したことによる性能向上は確認されなかった．今後の性能向上に向けて数値解析と並行して磁石の位置，磁場強度，磁石の配置など実験と数値解析を並行しながら最適値を見つける必要があると考えられる．

5 mm

図 4.3-4

円盤型アンテナ

Discharge chamber
Gas inletx

Microwave
Insulator

Antenna
図 4.3-5

磁場形状の変更位置
26

Ion beam current, mA

4.0
Star, x=3 mm
Star, x=5 mm
Disk, x=3 mm
Disk, x=5 mm

3.5
3.0
2.5
2.0
1.5
1.0
0.5
0.0

0

2

4

6

8

10

12

Incident microwave power, W
図 4.3-6 アンテナ形状とイオンビーム電流量の関係
Type2, Vb =1000 V

4.4 推進性能
図 4.4-1 にイオンエンジンの性能測定結果から算出した推力を示す．図 4.4-2 には目標の作動条件であるマイクロ波電力 2 W と推進剤流量 0.05 sccm を含めた条件における推力を示す．図 4.4-2 より，目標の 2W で 100 N を達成することはできなかった．円盤型アンテナにおいて，マイクロ波電力 2 W と推進剤流量 0.05
sccm における最大推力として 66 N という値を得た．100 N オーダーに乗せるには少なくとも 4 W 以上のマイクロ波投入電力が必要になることが分かった．算出に用いた式は 2 価イオンやビームの発散を考慮していないため，実際の推力は算出式より小さくなることが考えられる．正確な推力測定を求めるにはスラスト
スタンドなどを用いた直接推力計測などが必要になる．

27

200
Star, x=3 mm
Star, x=5 mm
Star, x=3 mm
Star, x=5 mm

Thrust, μN

150

100

50

0

0

2

4

6

8

10

12

Incident microwave power, W
図 4.4-1

イオンエンジンのマイクロ波電力と推力の関係

 =0.05 sccm, Vb =1000 Vm

本研究において開発したイオンエンジンの代表性能を目標性能と比較したもの
を表 4.4-1 に示す．本研究では推力で換算すると目標推力に対し最高で 66 %の達成度になった．性能向上の見通しとして磁場形状の解析により最適化を行うことがまず挙げられる．また，JIEDI ツールを用いて設計したグリッドに関してはこれまで様々な研究機関で開発されたイオンエンジンと比較し，グリッドのピッチと開口率の改良を行うことで目標性能を達成することができると考えられる．目
標の 100 N は達成することができなかったが，従来の 11)1 mN 級のイオンエンジンで不安定であった低推進剤流量および低マイクロ波投入電力におけるプラズマ
点火とビーム引き出しは十分達成することができたと言えるであろう．
加速電圧が大きくなると発生する異常放電に関しては，システムにエンジンを組み込むことを考えると解決しなければならない課題である．まずは，異常放電28

がどの部分で発生しているのかをエンジンを様々な方向や条件から観察し調査する必要がある．
本研究において開発したイオンエンジンは破損しやすい炭素複合材のグリッドが剥き出しの状態であり，取扱に注意する必要がある．必要であればイオン源な
どの形状改良やイオン源と組み合わせるカバーのようなものも別途製作する必要があると考えられる．

表 4.4-1

目標性能と代表性能のスラスタ性能比較
Experiment

TargetMicrowave power, W22Mass flow rate, sccm

0.05

0.05

Ion beam current, mA

1.26

3

Ion beam production cost, W/A

1587

667

Propellant utilization, %

34.9

83.2

Thrust, N

66

157

Thrust efficiency, %

12.1

44.8

Isp, sec

1360

3238

29

第5章

CNT-FEC の設置条件がイオンエンジ

ンの中和に及ぼす影響
5.1 研究背景及び目的
宇宙機器において電子を放出する役割の電子源(Cathode)は第 2 章で述べたイ
オンエンジンやその他ホールスラスタなど電気推進機におけるイオンビームの中
和や推進機の帯電防止などである．電子源に関する技術はこれまで様々な研究が行われてきた．現在，電子源の新しい技術として電界放出型電子源の研究が進められている．電界放出型電子源(Field Emission Cathode)は金属や半導体表面に高電界を印加して，物質内の電子が放出される「電界電子放出現象」を利用した電子放出装置である．簡易構造，低消費電力，作動ガスが不要といった特徴があり，衛星や宇宙システムを小型・軽量化するための中和器としてホローカソード，マ
イクロ波放電型カソードに代わる電子源として研究が進められている 17)．
宇宙航空研究開発機構(JAXA)では，デブリ除去を目的とした HTV 搭載導電性テザー実証実験(Kounotori Integrated Tether Experiment)が行われ，デブリ除去シス
テムを小型・軽量化できる電界放出型電子源が使用された．またこの実証実験では，低真空領域での耐久性が高いカーボンナノチューブ(Carbon NanoTube)を利用したタイプの電子源が用いられた 18)．このように電子源は，KITE のような衛星の帯電防止のための電子放出や電気推進機における中和器の役割など宇宙機器において必要不可欠なデバイスである．作動ガス不要な電子源としてマイクロ波中和器もあるが，本研究で取り扱う 100 N レベルのイオン源に対しては中和電流の大きさが噛み合っていない．作動ガスが不要かつ 100 N のイオン源の中和にも対応できる電界放出型電子源はドラッグフリー衛星や小型衛星との相性がいい．
ここで，宇宙空間では軌道上の衛星姿勢を考慮する必要があり，電子源の配置に制約がある可能性も存在する．しかし，電界放出型電子源を電気推進機の中和器として使用する際の設置条件が中和に及ぼす影響に関する測定は行われておらず，実際の中和現象を理解する上では重要な課題として考えられる．
30

本研究では，イオンエンジンにおけるイオン源と電子源の距離および角度の変化が中和に及ぼす影響を測定した．

5.2 CNT-FEC の作動原理
本研究ではカーボンナノチューブ(Carbon NanoTubes:CNT)をエミッタ材料として用いた電界放出型電子源を使用する．本研究で使用した CNT-FEC の画像を図に示す．CNT-FEC は主にエミッション電極とゲート電極で構成される．この両電極間に電位差を発生させエミッタ材料表面の電界が 109~1011 V/m オーダーに達した
ときに電界電子放出が行われる．これは電子に対するポテンシャル障壁が高電界によって薄くなり，電子の波動性によって電子がポテンシャル障壁を通り抜けることが可能となるためである．これをトンネル効果と呼び，この現象を利用して電子放出が行われる．この電界放出によって得られる電流は Fowler-Nordheim の式(5-1)によって表される．

J2 8 2me 3 
e3 f eexp －
2 


8h
3
heF
E



(5-1)

ここで e は電気素量，h はプランク定数，me は電子質量，  は仕事関数，Fe は先端の表面電界である．エミッタ先端が放物面であるときE

FE  E(5-2)

2V
rtip ln( 4 d / rtip )(5-3)と表される．このとき  は電解増倍係数，E は電極間電界，rtip はエミッタ先端の曲率半径，d は電極間距離，V は電極間電位差である．
31

Electrons

Gate

Emitter
図 5.2-1 CNT-FEC の概略図

5.3 実験装置及び実験方法
5.3.1

真空排気系

第 5 章に関する実験は独立行政法人宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所「スペースサイエンスチャンバー」を使用して行った．スペースサイエンスチャンバーの外観を図 5.3.1 に示す．真空チャンバーは直径 2.5 m，長さ約 5 m の SUS 製円
筒状真空容器である．排気にはメカニカルブースターポンプ 1 台とロータリーポ
ンプ 2 台で粗挽きを行った後，ターボ分子ポンプ 1 台とクライオポンプ 2 台を用いて高真空まで排気する．到達圧力は 5.96×10-5 Pa であった．また，キセノンガ
ス流入時(Xe ガス 14.8 g/s)に 1.35×10-4 Pa であった．

図 5.3.1

スペースサイエンスチャンバーの外観
32

5.3.2

イオン源および電子源

本研究では，第 4 章までに開発したイオンエンジンを使用した．イオンエンジ
ンの詳細については第 4 章に述べてある．グリッドのパラメータは表 3.3-2 のType2 のグリッドを使用した．なお，アンテナは図 4.1-3 の 9 mm の星型アンテナを使用した．本実験ではイオンエンジンにシールドを設置し実験を行った．シー
ルドをつける理由としては，正の高電位にバイアスされたイオン源本体が外表面を電気的に露出していると，周囲から電子を引き寄せ電力損失になるためである．そこで電気的接地されたシールドカバーをかけることにより電場または磁場を遮蔽する必要があるためシールドを設置している．
CNT-FEC は図 5.3.2 に示す独立行政法人宇宙航空研究開発機構の 88 mm× 88
mm の CNT-FEC を使用した．この CNT-FEC はゲート電圧 400 V–500 V で最大20 mA の電子を引き出すことができる．

t=3 mm

88 mm

88 mm

図 5.3.2 本研究で使用した CNT-FEC

33

5.4 実験方法
5.4.1

CNT-FEC とイオン源の相対位置に関する実験方法

本実験のスペースサイエンスチャンバー内の画像を図 5.4.1-1 に示す．本実験においてイオン源(イオンエンジン)と電子源(CNT-FEC)の距離は，イオン源の中心と電界放出型電子源の中心の距離を示す．イオン源と電界放出型電子源の中心の高さは定盤から 210.5 mm の高さに設置した．本実験では電界放出型電子源を 3D プ
リンターで製作したタフレジン製の回転部材に固定し，それをトラバース及びス
テッピングモータにて位置および角度を制御する．距離に関しては，110 mm –300 mm の範囲で電界放出型電子源が移動する．角度に関しては，イオン源(シールド表面)と電界放出型電子源の表面が平行な状態を 0 度とし，5 度刻みで+100
度，−100 度まで回転する．なお，電界放出型電子源がイオン源側に傾く角度を正とし電界放出型電子源の表面の中心を回転軸中心とした．位置移動ならびに角度回転の実験概略図をそれぞれ図 5.4.1-2 と図 5.4.1-3 に示す．
また，本実験における回路の概略図を図 5.4.1-4 に示す．イオンエンジンに関して，本研究ではスクリーン電圧を 1000 V，アクセル電圧を−150 V，ディセル電圧
を 0 V としている．また，特に断らない場合マイクロ波電力は 6 W，推進剤流量(Xe)は 0.15 sccm(14.8 g/s)としている．測定電流は電流プローブおよび I-V 変換回路を用いて測定した．電圧は差動プローブにて測定を行った．系の中和を評価するためにイオンエンジンのシステム全体は真空チャンバーから電気的に絶縁されている，つまり電子源はチャンバー内で電気的に浮いている状態である．後に説明する電子源とグランドの電位差 VCG は差動プローブにて測定した．
本研究で確認する項目は主に CNT-FEC がイオン源のイオンビームを中和できているか，また電子源の相対位置変化による VCG の変化を測定する．CNT-FEC がイ
オンビームを中和できているかはイオン源からのビーム電流と CNT-FEC からのエミッション電流で判断する．イオンビーム電流とエミッション電流が等価であれば中和に成功したと言える．また，イオンビーム電流は以下の式(5-4)で表される．

34

Ib  I s  I a  I decel.  I shield(5-4)

ここで， I decel. はディセルグリッドから流れてくる電流， I shield はイオンエン
ジンに取り付けたシールドから流れてくる電流を示す．本実験においてイオンエ
ンジンとシールドは電気的に絶縁されている．
エミッション電流(中和電流)は以下の式(5-5)で表される．

I Emission  I Emitter  IGate(5-5)

VCG は CNT-FEC(Cathode)のグランド(Ground)の電位差であり，宇宙空間では宇宙プラズマに対する衛星(電子源)の電位である．この電位差が衛星(電子源)へのイオンの流入を引き起こし，帯電や故障の原因につながるため，VCG は中和において重要なパラメータである．なお，本研究において以後 VCG は絶対値が小さい方，つまり負に深い方を VCG が低い，負に浅い方を VCG が高いと呼ぶ．

イオン源

電界放出型電子源

210.5 mm

電界放出型電子源

図 5.4.1-1

真空チャンバー内のセットアップ

35

FEC

210.5 mmIon Engine Head

Traverse0

図 5.4.1-2

110 mm

300 mmFEC の移動に関する実験の概略図

Ion Engine Head

210.5 mm

FEC

上面図
+100度

Traverse0

図 5.4.1-3

150 mm 200 mm 250 mm

FEC の移動に関する実験の概略図

36

-100度

Vacuum chamber
Targetelectrons

ions
ShieldMicrowave
discharge
ion engine

CNT-FEC

Mass flow
controller

DC BlockV

Microwave
source0-500 V

図 5.4.1-4

5.4.2-150 V

1000 V

イオンエンジンと CNT-FEC の作動回路概略図

イオンビームプロファイル測定実験の実験方法

CNT – FEC とイオンエンジンの噛み合わせにおいて，CNT – FEC の有無がイオ
ンビームの収束に与える影響を調査するためにイオンビームのプロファイル計測を行った．イオン源のみだとイオンビームを周囲に撒き散らす形で噴射するが，電子源による中和ができているとイオンビームが収束する．逆に中和が出来ていないと，イオンビーム中のイオン同士の反発でビームが発散する．この現象を確認するために CNT-FEC の有無およびエミッション電流の供給能力の変化がビームの発散に与える影響を調査することがプロファイル測定の目的である．
真空容器はスペースサイエンスチャンバーを使用し，チャンバー内の 3 次元トラバース装置にイオンコレクタを取り付けてイオンビームのプロファイル計測を行った．
イオンコレクタの外観を図 5.4.2-1 に示す．イオンコレクタは 50 mm×50 mm のカーボン製であり中心に直径 9 mm の円状の捕集用コレクタが取り付けられてい37

る．コレクタにはイオンの捕集および電子の追い返しを行うために−30 V の電圧を印加した．
チャンバー内の XYZ 座標は図 5.4.2-2 に，本実験のセットアップにおける XYZ
座標を図 5.4.2-3 に示す．イオンコレクタの作動範囲はイオン源のシールドの中心を原点とし，本実験ではビーム下流方向(X 方向)500 mm の位置で測定を行う．Z
方向に関してはイオン源のシールド表面の中心(原点)である．イオンコレクタがY 方向の +50 cm から−75 cm まで 5 cm 刻みで移動する．各点にはイオンコレクタ
が 3 秒滞在し，イオンコレクタによりイオンビームの測定を行い 5 cm 移動を繰り返し行う．イオンコレクタで検出される電流値はA オーダーで非常に小さいため，I-V 変換回路を用いてノイズの影響を小さくし，測定を行った．

50 mm

 9 mm50 mm

図 5.4.2-1

イオンコレクタの外観

X

図 5.4.2-2

ZY

真空チャンバー内の 3 次元トラバース

38

Z
イオン源
電界放出型電子源

YX

図 5.4.2-3

本実験のセットアップにおける XYZ 座標

5.5 実験結果及び考察
5.5.1

CNT-FEC 単体性能試験結果

イオンエンジンと CNT-FEC の噛み合わせ試験の前に CNT-FEC の単体性能試験
結果を図 5.5.1-1 に示す．このとき，イオン源は作動させずにイオン源の推進剤のXe ガスも流していない状態である．図 5.5.1-1 より，ゲート電圧が 150 V 付近になるとエミッタ電流，ゲート電流の引き出しが確認できた．この単体性能試験では，ゲート電圧 215 V でエミッタ電流 1.7 mA を確認できた．
次に Xe ガスを投入した状態での CNT-FEC の性能確認を行った．その結果を図5.5.1-2 に示す．Xe ガスは 0.2 sccm であり，イオン源は作動させていない．図5.5.1-2 より Xe 雰囲気下，ガス投入による真空容器内の圧力が上昇しても電子が引き出されることが確認できた．このとき，ゲート電圧 260 V でエミッタ電流 5mA を確認できた．

39

2.0
Emitter current
Gate current

Current, mA

1.5

1.0

0.5

0.0

0

50

100

150

200

250

Gate voltage, V
図 5.5.1-1

CNT-FEC の単体性能実験結果

6
Emitter current
Gate current

Current, mA

5
4
3
2
1
0

0

100

200

300

400

Time, sec
図 5.5.1-2

Xe ガスを投入したときの CNT-FEC 単体性能実験結果
40

5.5.2

CNT-FEC とイオン源の同時作動の実験結果

CNT-FEC とイオン源の同時作動実験の結果を図 5.5.2-1 に示す．イオン源の作
動条件はマイクロ波投入電力 8 W，推進剤流量 0.2 sccm である．図 5.5.2-1 からゲート電圧を操作せずにイオン源と CNT-FEC を定常運転させた場合，きちんとビー
ム電流と等価なエミッション電流が引き出されていた．しかし，ゲート電圧を大きくし，引き出し電流を大きくする，すなわちエミッション電流を大きくするとそれに追随してイオンビームも大きくなった．図 5.5.2-2 もゲート電圧を変化させたときのイオンビーム電流，エミッション電流の変化を示したものである．こちらも同様にゲート電圧，イオンビーム電流，エミッション電流が連動していた．
イオン源と作動条件は変更しておらず基本的にほぼ一定の値を示すが，本実験ではゲート電圧とともにイオンビーム電流，エミッション電流が増加した．これは電子が増えてイオンエンジンの電子がねじ部分に入ったためだと考えられる．電子源の供給能力が増え，電子がある一定のエネルギーを超えてイオンエンジンのシールド内部に入っているためイオンビーム電流もエミッション電流増加に伴い増えたと考えられる．
5340
Ion beam current
Emission current
Gate voltage

335

3
330
2
325

1

0

0

50

100

150

320
200

Time, sec
図 5.5.2-1

イオン源と CNT-FEC の同時作動実験結果(a)41Gate voltage, V

Current, mA

4

10

Current, mA

8

340

320
6
300

4

280

2

0
130

Gate voltage, V

Ion beam curent
Emission current
Gate voltage

140

150

160

170

180

190

260
200

Time, sec
図 5.5.2-2

5.5.3
験結果

イオン源と CNT-FEC の同時作動実験結果(b)CNT-FEC の相対位置の変化による中和性能測定実図 5.5.3-1 に CNT-FEC の相対位置を変化させたときの VCG の変化を示す．このときイオンビーム電流は 1.911 mA でエミッション電流は 1.911 mA を確認できた．本実験では 110 mm – 300 mm の範囲の測定を行う予定だったが，測定機器の設定ミスにより一部記録できなかった．図 5.5.3-1 よりイオン源との距離が大きくなればなるほど VCG が低くなることが分かった．そのため，衛星においてイオン源に対する自由度として距離を大きくしすぎると VCG が大きくなり周辺のイオンやエネルギーの高い中性ガスの流入が引き起こる可能性がある．より詳しく VCGについて調べるためには周辺プラズマ諸量の計測などが必要であると考えられ
る．

42

0

VCG, V

-5

-10

-15

-20

0

50

100

150

200

250

300

350

Position, mm
図 5.5.3-1

CNT-FEC の位置を変化させたときの VCG の変化

5.5.4 CNT-FEC とイオン源の相対角度の変化による中和
性能測定実験結果
図 5.5.4-1 に CNT-FEC の相対位置を変化させたときの VCG の変化を示す．
本実験において．ゲート電圧は 238 V であった．その他の条件は先に述べた実験と同じである．この実験においてイオンビームとエミッション電流の値は表5.5.4 に示すとおりであった．
図 5.5.4-1 から CNT-FEC をイオン源から離れていく方向に向ければ向けるほど
VCG は低くなることが分かった．イオン源との距離がいずれにおいてもエミッション電流は引き出されているため CNT-FEC の特徴としてどの方向を向いていても電子は放出されていることが確認できた．しかし，FEC が負の方向になると VCGが短絡してしまうことがあった．短絡しているデータは図 5.5.4-1 から省いている．したがって，CNT-FEC の自由度としては，どの角度に設置してもエミッショ
43

ン電流は確認できるが，正の方向すなわちプルーム・ビーム側に傾けないと VCG
が大きくなる可能性がある．表 5.5.4 ではイオンビーム電流とエミッション電流が不一致になっているが，これは本実験がもっとも異常放電が起きた実験であり，0点の調整には注意していたが，不安定なデータとなりずれてしまったと考えられ
る．

表 5.5.4

CNT-FEC の回転時のイオンビーム電流とエミッション電流

Distance between ion source and cathodeIon beam current

Emission current

150 mm2.17 mA

2.19 mA

200 mm2.18 mA

1.85 mA

250 mm2.13 mA

2.91 mA

0

VCG, V-10-20
150 mm
200 mm
250 mm

-30

-40

-50

-100

-50

0

50

100

Angle, deg
図 5.5.4-1

CNT-FEC の角度を変化させたときの VCG の変化

44

5.5.5

イオンビームプロファイル測定結果

イオンビームプロファイルは様々な条件で計測を行った．表 5.5.5-1 と表 5.5.5-2に実験条件をまとめ，図に実験結果を示す．プロファイル計測はイオン源-CNTFEC 間距離を 200 mm，150 mm の 2 パターン測定した．
図 5.5.5-1, 2 より，CNT-FEC を作動させずにイオン源のみの場合，イオンが撒き散らされプロファイルの山が平たくなっているが，CNT-FEC と同時作動させることによりイオンビームが収束されていることが分かった．これによりイオンビームのプロファイルからも CNT-FEC を用いたイオンエンジンの中和に成功したと言える．ここで，本実験におけるイオン源と電子源のそれぞれの電流を表 5.5.5-1と表 5.5.5-2 に記載してある．本実験でも使用した 100 N 級のイオンエンジンは今回の実験条件における性能はイオンビーム電流 2.0 mA である．しかし，ゲート電圧を大きくし，エミッション電流を大きくした状態ではエミッション電流に追随してイオンビーム電流も大きくなっていた．これは明らかに通常のイオンビー
ム電流ではないと考えられる．これらの原因として考えられるのは，高速イオンと低速中性粒子の電荷交換により発生した低速イオンに起因する電流が計測されており，通常では計測されないようなイオンビーム電流になったと考えられる，
CNT-FEC からのエミッション電流を増やすと電子過多の状態になり CEX の影響がプロファイルにも影響したと考えられる．この現象を詳細に理解するためには周辺プラズマ諸量やターゲット設置による計測が必要であると考えられる．

表 5.5.5-1 プロファイル測定実験条件(イオン源–電子源間距離 200 mm)
条件

Ib, mAIE, mA

Test condition A

イオン源のみ1.62-

Test condition B

イオン源+FEC

1.51

1.50

Test condition C

イオン源+FEC(ゲート電圧 up)

3.51

3.11

Test condition D

イオン源+FEC(ゲート電圧 down)

1.51

3.34

Test condition E

イオン源+FEC(ゲート電圧 up)

6.14

5.82

45

表 5.5.5-2 プロファイル測定実験条件(イオン源–電子源間距離 150 mm)
条件

Ib, mAIE, mA

Test condition F

イオン源のみ1.19-

Test condition G

イオン源+FEC(ゲート電圧 up)

2.17

2.14

Test condition H

イオン源+FEC

1.23

2.63

Current density, μA/cm2

3
A
B
C
D
E

2

1

0

-80

-60

-40

-20

0

20

40

60

Position, cm
図 5.5.5-1 イオンビームプロファイル(イオン源–電子源間距離 200 mm)

46Current density, μA/cm2

2.0
F
G
H

1.5

1.0

0.5

0.0

-80

-60

-40

-20

0

20

40

60

Position, cm
図 5.5.5-2 イオンビームプロファイル(イオン源–電子源間距離 150 mm)

47

第6章

結論

1) ドラッグフリー衛星への搭載を目指した 100 N 級超小型イオンエンジンの開発に取り組んだ．JIEDI tool を使用しグリッド形状の最適化を行い，100 N 級を目指したイオンエンジンを開発することができた．
2) 目標推力 100 N のイオンエンジンの性能は推力で 66 N を達成することができた．また，代表的な推進性能としてイオン生成コスト 1587 W/A，推進剤利用効率 34.9 %，推力 66 N，推進効率 22 %を得た．
3) 目標性能達成ためには，今後アンテナ形状および磁場形状の最適化，グリッドのパターン改良が必要であると考えられる．また，異常放電抑制のための原因究明と対策も必要である．
4) 電界放出型電子源とイオンエンジンの噛み合わせ試験を行った．カーボンナ
ノチューブをエミッタ材料とした電界放出型電子源によるイオンエンジンの中和に成功した．イオン源と電子源の相対位置による中和性能の測定を行った．この結果は衛星の自由度設計の向上に貢献できると考えられる．

48

参考文献
1) 小惑星探査機「はやぶさ 2」の小惑星 Ryugu 到着について，JAXA プレスリリース，http://www.jaxa.jp/press/2018/06/20180627_hayabusa2_j.html
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コロナ社，2006，pp.3-5．
3) NASA：OSIRIS-Rex Asteroid Sample Return Mission，NASA PRESS，20164) 川村静児：重力波検出用衛星干渉計，光学

最新の衛星用光学技術，2006，

35 巻 9 号．
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DECIGO Spece gravitational-wave telescope，低推力・連続加速を用いた宇宙ミッションに関する研究論文集，pp.87，2008．
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Budgets，LISA-MSE-BR-0001，2009．
7) 中山宜典，小栗崇督，岩崎純一，船木一幸，堀澤秀之：電界放出型電気推進
FEEP スラスタの試作，平成 21 年度宇宙輸送シンポジウム，STEP-2009-48，
2010．
8) 泉雄大．小泉宏之，國中均，松井信，山極芳樹：小型マイクロ波放電式イオンスラスタのドラッグフリー作動における推力制御，平成 24 年度宇宙輸送シンポジウム，STEP-2009-48，2010．
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U.S.: Space Electric Rocket Test Ⅰ to Deep Space Ⅰ, Journal of Propulsion andPower, Vol. 17, No.3,pp.517-526, 2001.
10) Kuninaka, H., Nishiyama, K., Funaki, I., Yamada, T., Shimizu, Y., Kawaguchi, J., :Powered Flight of Electron Cyclotron Resonance Ion Engine on Hayabusa Explorer,
Journal of Propulsion and Power, Vol.23 No.3, pp.544-551, 2007.
11) 飯島健介：ON/OFF 制御による推力可変イオンスラスタの開発，九州大学修士
論文，20174912) 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飛行，
コロナ社，2006，pp.10.
13) 中野正勝，梶村好宏，船木一幸：JIEDI-1 ツールの開発(イオンエンジングリッ
ド損耗評価コードの改良)，イオン加速グリッド耐久認定用数値解析
JIEDI(JAXA Ion Engine Development Initiatives)，201014) 中野正勝，山本直嗣，船木一幸，大川恭志：On-Off 制御時のイオンビームの過渡シミュレーション，平成 28 年度宇宙輸送シンポジウム，STEP-2016-0034,
201715) Yamamoto, N., Masui, H., Kataharada, H., Nakashima, H., and Takao, Y. : Antenna
Configuration Effects on Thrust Performance of Miniature Microwave Discharge Ion
Engine, Jounal of Propulsion and Power Technical Note 22, pp.925-928, 2006.
16) 牛尾康一：マイクロ波放電式小型プラズマスラスタに関する研究，九州大学
博士論文，201917) Ohkawa, Y., Kitamura, S., Kawamoto, S., Iseki, Y., Hashimoto, K., Noda, E. : Anexperimental study on carbon nanotube cathodes for electrodynamic thther propulsion,
Acta Astronautica, Vol. 61, Issues 11-12, pp.989-994, 2007.
18) 島田温子，井本伸，大川恭志，松本康司，田川雅人，山極芳樹：カーボンナ
ノチューブ電界放出カソードにおける原子状酸素対策の有効性評価，第 58 回
宇宙科学技術連合講演会講演集，3J13, 2014.

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謝辞
九州大学大学院総合理工学研究院

山本直嗣教授には，本研究を進めるに際して御指導，御教授いただき，修士課程にて研究を進めるに際して素晴らしい環境を整えていただきました．先生のご配慮により，学会への参加や外部実験などた
くさんの貴重な体験をさせていただき，充実した学生生活，研究生活を過ごすことができました．心より御礼を申し上げます．
九州大学大学院総合理工学研究院

森田太智助教には本研究に対して多くの貴重なご意見をいただきました．ありがとうございました．
本研究は一部，独立行政法人宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所の実験設備
ならびに製品を提供していただきました．また，共同研究者の東京都立産業技術
高専 中野正勝准教授，独立行政法人宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所

船木一幸様，大川恭志様には本研究に対して多くの貴重なご意見をいただきました．ここに厚く御礼申し上げます．
また研究室秘書の大内田映子事務補佐員および馬渡隆子前事務補佐員には研究生活に関する様々なサポートをしていただきました．心より御礼を申し上げます．
本研究を行うにあたり，先進宇宙ロケット工学研究室（山本研究室）に在籍された方々や友人にも研究生活や私生活でご協力いただきました．厚く御礼申し上げます．
最後に，大学院生活のみならずこれまでの学生生活を支えてもらい，いつも温かく見守ってくれた家族に深く感謝いたします．ありがとうございました．

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