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小型レーザプラズマ推進機
Small-Sized Laser Plasma Thrusters
堀澤 秀之*
Hideyuki Horisawa*東海大学工学部航空宇宙学科
Key Words: Laser Plasma Thruster, Micropropulsion, Laser Plasma Acceleration

１．はじめに置の小型化により，レーザを推進装置の一部に組み込近年，マイクロ衛星，ナノ衛星，さらにはピコ衛星

むシステムについても検討されるようになってきた．などの超小型人工衛星が注目を集めている．特に，推MIT の Gonzales 等はこれを OLAT（On-Board Laser

進装置など各種要素技術については，精密加工技術のAblation Thruster）と呼び，既存の各種推進機に対して進歩に伴い，各種デバイスの小型化が可能になった背推定推進特性を比較し，第 1 図のように示している 25)．

景と，これらのさらなる小型化への挑戦という側面も図に示すように，その主たる特徴は，高い比推力が達あいまって，各国で開発が進められている．各種要素成可能であることと，推力レベルを小さくできることの小型化は，打上げ総重量の軽量化，すなわちミッシである．本稿では，このような特徴を持つ小型レーザョン・コストの削減につながる．この場合の小型化と推進機について取り上げ，代表的ないくつかの例につは，単にサイズを縮小して軽量化することのみならず，いて解説する．

システム全体を低電力化することも含んでいる

1-4)．これまで，多くの小型衛星には推進システムが搭載されていなかった．しかしながら，将来的にはミッションに応じて，これによる姿勢および軌道の高い制御性が必要な場合が生じてくる．
質量が大幅に制限される超小型衛星においては，推進装置として比較的高い比推力が得られる電気推進を用いるのが適当である 2)．これまで，消費電力が 100 W程度以下の超小型推進（micropropulsion）システムについて，イオン推進機 5-8)，FEEP9,10)，PPT11,12)，レジスト
ジェット 13-17)，アークジェット 18-23)など，様々な電気推進装置に関連する研究が各国で進められている．
小型レーザ推進機は，このような状況と，一方で，Specific impulse, secレーザ装置の大幅な高出力化，高効率化および小型化に伴い，高比推力，推力制御性，小型・軽量などの利点から近年注目が高まり，種々の基礎研究が進められている 24-35)．レーザ推進の関連研究は，誕生した当初の概念がそうであったように，地上ベース（あるいは衛星ベース）で飛翔体の外部からレーザを投入する場合が主として検討されてきた．これに対して近年の装第1図

オンボード・レーザアブレーション推進機（On-Board Laser Ablation Thruster, OLAT）の推進特性 25)

2
ラズマ単位質量当りの投入エネルギ（比エネルギ）は，２．レーザアブレーションによるインパルス生成 24)

Q* = W/∆m で表される．また，小型レーザ推進機では，主としてレーザを固体ター

m∆v = ∆m vE ・・・・・・・・・・・・ゲット（推進剤）表面に照射することでプラズマを生成し（レーザアブレーション），このときターゲット表(2)とすると，面に作用する反力を推力として利用する．ここで生成

Cm Q* = vE = g Isp ・・・・・・・・・・・ (3)されるプラズマは，多くの場合，ターゲット表面に比較的垂直にかつ収束して噴出する傾向にある．従って，生成後のプラズマを偏向あるいは加速するための特別な付加機構（例えばノズルや加速電極など）が必要なと表される（g：重力加速度，Isp：比推力）24)．
さらに，エネルギ変換効率（ηAB = [噴出プラスマの運動エネルギ]／[レーザエネルギ]）は，いことが特徴である．そのため，基本的な装置構成は，レーザ，ターゲット（推進剤），光学系，および電源からなり，非常に単純である．
真空中でレーザを固体材料表面に照射したときに発生するインパルスについては，各種レーザおよびターゲットについて，これまで数多く調べられている 24,26,27)．
その結果，照射したレーザにより最大インパルスが得られるフルエンス（エネルギ密度）の最小（最適）値

2ηAB = ∆m vE2 /W = Cm2 Q* = gCm Isp = Cm vE ・・ (4)で与えられる 24)．ηAB は物理的にηAB ≦ 1 なので，すなわち，高い Cm を得る場合には vE が小さくなり，逆に，高い vE を得るときは，Cm が小さくなることを意味する．
これまでの研究で，標準的な材料については，Cm = 10～ 100 N/MW 程度であることが報告されている 24,26,27)．

は，プラズマ生成が観測されるフルエンスのしきい値程度（以上）であることが知られている．第 2 図は，この最適フルエンスΦとパルス幅τの相関関係を，各種レーザ（波長領域：UV（紫外）から IR（赤外），パルス幅：300 psec～2 msec）を各種材料に照射した場合についてプロットしたものである 24,26,27)．図中の塗りつぶした領域は，フルエンスとパルス幅が，Φ = A τB（A =2.38 x 104，B = 0.45）のプロットで表されることを示している．これらのプロットでは，レーザエネルギのターゲット材料内部への熱拡散の影響が無視されている．
すなわち，熱拡散率をκとすると，レーザ照射に伴う光軸方向の熱影響層の深さは，xth = (κ τ)1/2 で与えられ，レーザのスポット径を ds とすると，xth / ds<< 1 が仮定されている．第 1 表に，パルス幅 τ = 100 µsec の場合の各種材料に対する xth / ds を示す 24)．これらの結果から，パルス幅が比較的長いレーザを用いる場合には，推進第2図照射レーザの最小フルエンス（各種材料に各種レーザを照射時にプラズマ生成が観測され最大カップリング係数が得られるフルエンスの最小値）とパルス幅との相関関係24)剤として熱拡散率の小さい材料を用いるのが望ましく，一方，パルス幅が短い場合には，幅広い材料を選択できることがわかる．
パルスエネルギ W のレーザ照射により飛翔体に誘起される運動量カップリング係数 Cm は，質量 m の宇宙機の速度増分を∆v（あるいは出力 P の CW レーザについては推力 F）とすると，

Cm = m∆v/W = F/P ・・・・・・・・・・ (1)で表される．また，レーザアブレーションで噴出するプラズマの質量を∆m，平均速度を vE とすると，噴出プ

第 1 表 各種材料に対する照射レーザの熱影響深さ（レーザパルス幅 100µsec，スポット径 ds = 5µm）24)
Material
PMMA
Polyvinylchloride
SilicaNylon
Carbon phenolic
Tungsten carbide
Aluminum
CopperGraphite

xth [µm]
1.1
3.1
9.2
29405088110130

xth/ds
0.22
0.62
1.7
5.6
8.0
9.9
1.72125

3Photonics Associates の Phipps 等は 2W 程度の小型高効率（約 50%）半導体レーザによりテープ状の固体推進剤をアブレーションすることで推力を得る推進機を提案し，マイクロ・レーザプラズマ推進機（Micro LaserPlasma Thruster，µLPT）と名付けた 24,26-29)．第 3 図にその概略を示す．図に示すように，テープ・ターゲットにレーザを照射しプラズマを噴射する方法として， R（反射）モード（Reflective mode）と T（透過）モード（Transmission mode）の 2 種類について検討した．R モードでは，推進剤となるテープ・ターゲット表面に集光レーザを斜めに照射し，表面に垂直な方向にプラズマを噴射することで，その反力を推力として得ている．
一方，T モードでは，透明フィルム層と推進剤層の 2層からなるテープ・ターゲットを用いている．透明フィルムを透過して推進剤にレーザを照射し加熱することで，照射面の裏面に垂直にプラズマを噴射し推力を発生する．R モードに比べ，推進剤が光学系側に飛散しないため汚染が低減できる．
この推進機は，半導体レーザの電気的なスイッチングにより，パルスあるいは連続作動が可能である．また，ターゲット上のパワー密度を任意に調整可能なことから，ミッションの要求に応じた推力，比推力の制第3図御が可能である．推進剤としては 160 種を超える様々マイクロ・レーザプラズマ推進機な材料が試され，その中でも，高エネルギ材料（例え（µLPT）の概略図24,26-29)

ば火薬など）の有効性が確認され，高いインパルスを発生可能であることが報告されている 24)．
1 W の半導体レーザを用いた場合において，比推力200～500 sec，運動量カップリング係数 50～100 N/MWの範囲で制御可能という結果を得ている．また，推進性能はレーザ照射条件にも依存し，R モードの場合の方が，T モードに比べて，比推力が 50 %高く，かつ，カップリング係数が約 2 倍大きくなる結果を得ている24)．

３．２

マイ ク ロ チ ップ レ ー ザ 推進 機 （ Microchip

Laser Thruster，MLT）25,30)
MIT の Gonzales 等は，小型で高繰り返しパルスを
第4図

マイクロチップレーザ推進機（MLT）の概略図

25,30)

発生可能なマイクロチップレーザを用いた推進機（マイクロチップレーザ推進機，Microchip Laser Thruster，MLT）を提案した 25,30)．マイクロチップレーザは 1994

３．各種小型レーザ推進機
３．１

マイクロ・レーザプラズマ推進機（Micro Laser

Plasma Thruster，µLPT）24,26-29)

年に MIT で発明された固体レーザで，共振器長 1~12mm，断面 1~2 mm 角程度と非常に小型である．これを数 W 程度の半導体レーザで励起することで電気的なスイッチングなしで（受動 Q スイッチにより），パルス
幅 200 ～ 300 psec，エネルギ 15 ～ 250 µJ/pulse 程度のビームを高繰り返し（1～70 kHz）で発振する．比4応用したレーザ加速プラズマ推進機を提案した 32-35)．

較的ピークパワーの高いビーム（~ サブ・メガワット）

高強度レーザを用いた各種小型粒子加速器は，近年のの発振が可能である．第 4 図に MLT の概略図を示す．

レーザの高出力化に伴い，著しく進歩している 32-34,36-44)．

前節に紹介した Phipps 等の場合，照射レーザのパル

中でも第 5 図に示すような高強度レーザを厚さ 100 µm

ス幅が比較的長い（数ミリ～サブミリ秒）ことから，程度以下のフィルム状ターゲット（Mylar フィルム，Al，ターゲットへの伝熱損失を抑制しアブレーション領域

Cu，Ag フォイルなど）に照射する方法は，レーザ・固をレーザ照射部に局限するために，ターゲットが低熱体の非線型相互作用により，裏面から高速イオンビー拡散率の材料に限られた．また，レーザ照射時のフルムを同一方向にしかも高効率で生成可能なことが最近エンスを増大させるために，焦点のスポット径をできになって確認され，その加速システムの単純さおよび24)．これに対して，マ加速距離の短さ（＜ターゲット厚）などから多くの注る限り小さくする必要があった

イクロチップレーザのような短パルス・高ピークパワ目を集めている．

ーのレーザを用いる場合，推進剤として金属なども含む様々な材料が使用可能となる．さらに，高ピークパワー・レーザの場合，レーザ照射によりアブレーショ

LaserIrradiation

ンされるプルームは，クーロン爆発の寄与により，ターゲット表面に対して比較的垂直にしかも収束した形

Intense Laser
ex. 1015 W(1023 W/cm2)で生成される傾向にある 31-34)．
Gonzales 等はレーザ波長 1064 nm，パルスエネルギ
10 µJ/pulse，繰り返し周波数 10 kHz のマイクロチッ

Relativistic
Plasma Beam

ex. Exhaust
speed: 0.87c

TargetNonlinear Interaction⇒ Strong Electric Field

プレーザを用いたシステムを試作し（推進システム全質量 455 g，最大入力 6.5 W），アルミターゲットを用第5図いることで，推力範囲 0.5 nN～5 µN，比推力 4900 sec

高強度レーザと固体ターゲットの非線型相互作用による電子・イオンの加速過程.

を達成した 25,30)．しかしながら，半導体レーザのみを用いるシステムに比べてレーザのエネルギ変換効率が1 桁低いため，投入電力に対するレーザ平均出力が 1桁小さいことが欠点とされている．
４．

特に，核融合点火源への利用に向けた基礎研究が進められている 37-44)．これらの各国の開発状況を第 2 表に示す．表には，生成されたイオン（主としてプロトレーザ加速プラズマ推進機

東海大学の堀澤，ミシガン大学の Kammash 等は，近年の進歩が著しい小型レーザ粒子加速器を推進機にン）のエネルギから見積った速度 uion/c（c は光速）および比推力 Isp を追加してある 32-34)．これらの結果から，イオンの速度が光速に近づくにつれて，比推力が著し

第 2 表 各国における高強度レーザを用いたプラズマ加速器の開発状況（λL:レーザ波長，EL: パルスエネルギ，τL: パルス幅，PL: レーザピークパワー，IL: レーザ強度，Eion: 加速イオンエネルギ，Nion: 加速イオン数，uion: 加速イオン
速度，c: 光速，Isp: 比推力）
λL
[µm]

EL
[J]

RAL,37) U.K.

1.053

30RAL,39) U.K.

1.053

30RAL,42) U.K.

1.0535040)

USA

1.053

< 1kLLNL,43) USA

1.000–44)

USA

1.000–

LLNL,38) a USA

0.400–

Osaka U.,41) a JPN

1.000–

Laboratory

LLNL,

LLNL,

τL

Ions
Eion
Nion
(Target)[MeV]/pulse[psec]
Proton4.2
1.8 ~ 42 x 1018––(Mylar disk)(1.3)bProton12~11019––(CH disk)(1 ~ )
Proton18
0.9 ~ 1.2
5 x 1019
1012–(Al foil)(2 ~ )
Proton0.45~ 1015
6 x 1020
50–(Metal foil)
Proton55
0.5, 5~ 1015
3 x 1020
3 x 1013(Plastic CH)(10 ~)
Proton (CH58
0.5~ 1015
3 x 1020
2 x 1013polymer)(10 ~)
Proton29
3 x 1013
0.01 ~ 0.2~ 1015
1018 ~ 1022
(Al, CH foil)
Proton~ 10000.018~ 1015
1.6 x 1022–
(Plasma slab)
abc
results from PIC simulation,
average value,estimated value
PL
[W]

IL
[W/cm2 ]Eion/EL(uion/c)cIsp c[Msec]

0.1

0.094

2.899

–

0.158

4.910

(0.06) b

0.193

6.022

–

0.317

10.12

0.06

0.327

10.63

0.12

0.336

10.92

0.2

0.243

7.667

–

0.875

55.29

5く増大することがわかる 32-34)．これまでの実験結果か

参 考 文 献ら得られた最大イオンエネルギは 58 MeV で，これは速1) Myers, R.M., Oleson, S.R., Curren, F.M., andSchneider, S.J., “Small Satellite Propulsion Options,” AIAAPaper 94-2997, June 1994.
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度にして光速の約 33 %に相当し，比推力に換算すると約 10 Msec となる 32-34)．また，理論的には既存のレーザ装置で光速の約 87 %の相対論的イオンビームが生成可能であることが示唆されている 41)．

Laser

第6図

レーザ加速プラズマ推進機（Laser-acceleratedplasma propulsion system, LAPPS）を搭載した恒星間飛行ロケット（原子力発電（Reactor：原子炉，T：タービン，G：発電機）でレーザを駆動）35)

ミシガン大学の Kammash は，同様の推進システムを搭載したロケット（第 6 図）を想定し（電源 1 MW，乾燥質量 5,000 kg，比推力 3 x 106 sec，推力 0.03 N），恒星間飛行の一例として，Oort cloud（10,000 AU）へのフライバイ・ミッションについて考察した 35)．その結果，既存の要素技術では，700 年もかかり，何世代にもわたる長期観測が必要となるが，推力を 25 N 程度に増大させる技術が確立されれば，26 年という一観測者が観測可能な時間内でミッションを実現できることを示した
35)

．

５．まとめ
小型レーザ推進機は，レーザ装置の大幅な高出力化，高効率化および小型化に伴い，高比推力，推力制御性，小型・軽量などの利点から，特に最近になって注目が高まり，各国で種々の基礎研究が進められるようになった．しかしながら，レーザと固体材料との相互作用については，特に，光学物性あるいは高エネルギ物理の側面から様々な研究が行われているが，未解明の点が数多い．今後のレーザ推進機の発展は，現在まで著しく発展してきたレーザ装置および各種要素技術の進歩に依存することはいうまでもないが，これに加えて，レーザ・固体相互作用という物理現象そのもののさらなる解明という点にも強く依存している．

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