B10 矩形型レーザ・電磁加速複合推進機の加速機構○山田修（東海大・院）, 真島悠樹（東海大・院）,後藤智輝（東海大・学）, 堀澤秀之（東海大・工）船木一幸(JAXA)
Department of Aeronautical and Astronautical Engineering, Tokai University
Hiratsuka, Kanagawa, 259-1292, Japan

Keywords: Laser Ablation Plasma, PPT, Laser-Electromagnetic Hybrid Thrusters
Abstract.
Experimental investigation of impulse-bit and propellant consumption rate, or mass shot, per single pulse
discharge was conducted to characterize the thrust performance of the rectangular laser-electromagnetic
hybrid acceleration thruster with various propellant materials. From the result, alumna propellant showedsignificantly superior performance. The largest values of the measured impulse-bit, specific impulse andthrust efficiency were 49 μNsec, 6,200 sec and 22%, respectively.

1. はじめに
近年，目覚しいレーザ技術の進歩により装置の小Focus mirror
Laser
Anode型・高効率化が進み，それに伴いオンボード型レーザ推進の開発が急速に進められている．レーザ推進のDC
PowerJ
Propellant
B

利点は比推力の高さと単純な推進システムで，推力の細密制御性を保ったまま小型化が実現可能である．
本研究ではこの推進システムを電磁加速と組み合わCapacitors

Cathode図1.

FPlasma

推進システム概略図

せ，レーザ・電磁加速複合推進機として 更なる推進性能向上に向けて研究を進めている．この推進方式
はレーザを固体表面に集光することで発生するレー

図 1 にレーザ・電磁加速複合推進機の模式図 をザアブレーションプラズマに，放電によって発生する示す．固体推進剤と 2 枚の加速電極，キャパシタと電ローレンツ力を用いて電磁的に加速排出することで推源装置，そしてレーザ装置及び光学系と非常に単純力を得る．様々な固体物質を推進剤として利用できるな構成となっている．図 2 には実験で使用した推進機ことから，貯蔵タンクや配管，バルブなどを省くことがヘッドの写真を示す．この推進機の作動原理は，まず可能でシステムの小型単純化がはかれる．また，種々レーザ照射により発生したプラズマが拡散し，電極間の相の推進剤に対してプラズマ化が可能である．

を導通する．次にあらかじめキャパシタに充電された

レーザアブレーションプラズマの特徴は，固体から電荷が電極間を移動することで主放電が発生し，自直接生成されるために数十 km/sec の高初速と指向性己誘起磁場が発生する．プラズマ中では放電によっを持つことなどが挙げられる．このプラズマを電磁気て加熱膨張と電離が進み，さらに電場と磁場の相互的加速に用いることで更なる比推力の向上が期待で作用によって加速され，後方に排出される．

きる．

Alumina Propellant

図Cu-Electrodes3.

推 力 測 定 装 置 の 模 式 図

DC Power Supply
Capacitor
4.3F

Beam Expanderpivots
図

2. 推進機ヘッド

Focus

Nd:YAG

Current
Lens Monitor

Trigger
SignalICCD
camera

本研究では，矩形型レーザ・電磁加速複合推進機のプラズマ加速特性について，イオン速度計測な

Oscilloscope

Delay Generator

Trigger
Signalらびにプラズマ挙動の高速度観察などによって検討した．
PC

2. 実験装置及び方法
2.1.

図 4. ICCD カメラの撮影装置図

推進性能評価推進性能を評価するため，推力測定実験，及びマスショット測定実験を行い，その結果から比推力，推DC

VacuumPowerchamber

進効率を算出して比較した．推力測定については本

Focus

推進機がパルス作動であるため，1 パルスで発生する

Lens

Capacitor

推力の時間積分であるインパルスビット(Ibit)を測定した．実験装置の模式図を図 3 に示す．捩り振り子式のスラストスタンドの下端に推進機を固定した．レーザをFaradayThruster

照射して推力を発生させることでスタンドが力を受けCupheadて変位が生じ，これを変位計で計測した．実験前後に錘を用いてスタンドのキャリブレーションを行
Vacuum ChamberF

Nd:YAG

Thruster

Oscillo

SignalscopePC

図 5. イオン電流測定実験模式図

FlexuralCapacitor
4.3

Trigger

い，実験で得た変位のデータと比較してインパルスビ
Displacement
Sensorットを算出した．スラストスタンドは全長 450 mm のアル
ミ 製 で ， 支 点 に は 捩 り バ ネ (SDP/SI, 4.7 x 10^-2Nm/rad)を，変位測定には渦電流式非接触変位計Oscilloscope(EMIC, 503-F, NPA-010, 最大レンジ: 1 mm, 最小分解 能 : 0.5 m) を 用 い た ． レ ー ザ は Q ス イ ッ チ
Nd:YAG レーザ(BMI, 5022DNS10, wavelength: =1,064 nm, pulse energy: 266 mJ/pulse, pulse width: 10nsec)を用い，焦点距離 100mm のレンズを用いて固体推進剤表面に集光する．また，真空チャンバの真空度は 10-5Torr とした．また，推進機の加速度チャネル

電極高さの影響は，チャネル長が 10 mm 一定の場の長さと高さを変化させて推進性能を計測し，最適な合と，50 mm 一定の場合とを比較する．10 mm の場合，サイズについて検討した．検討した加速チャネルのサ

電極高 3, 5, 10 mm の中で 5 mm の時が一番インパル

イズを表 1 に示す．

ビットが大きく，一方 50 mm の場合，電極高 10 mm の2.2.

時が有利であった．

プラズマ加速特性評価

ファラデーカップを用いたイオン電流計測実験の模式図を図 5 に示す．ファラデーカップはグリッドが 3 枚で，最前列の１枚目をフロート，2 枚目をグランド，3 枚目を-150 V，コレクタを-10 V として実験を行った．トリ
ガ入力はレーザ照射の散乱光をフォトダイオードで観測することで取得した．推進機からファラデーカップま次に加速チャネルサイズの変化による比推力の変化を図 9 に示す．図より，全ての場合において，充電電圧が増加すれば比推力も増加することが分かる．
加速チャネルが 10×50 の場合において，充電エネルギ 8.6J のとき最も高い比推力 7200 sec が得られ，このときの推進効率は 22％であった．

での距離を飛行するイオンの平均速度を算出する．
推進機・ファラデーカップ間の距離は 210 mm とし，充50

電エネルギを変化させた各場合における流入イオンる時刻とみなした．

Ibit [ Nsec]

電流の時間履歴をオシロスコープで記録した．なお，
イオンの平均到達時間は，イオン電流がピーク値をと3x10mm
5x10mm
5x50mm10x50mm403x50mm
5x30mm10x10mm3020
1000.02.0

表 1. 比較した加速チャネルサイズ

4.0

6.0

8.0

10.0

Charge enargy [J]Electrode height

Channel length

Width

図 8．充電エネルギとインパルスビットの関係図

3.0mm

10, 50mm

5.0mm（レーザエネルギ：266mJ/pulse）

5.0mm

10, 30, 50mm

5.0mm

10.0mm10, 50mm

5.0mm

9000

3x10mm
5x10mm
5x50mm10x50mm

8000
7000

3. 実験結果及び考察
3.1. 加速チャネルサイズが推進性能に及ぼす影響
図 8 に推進機の加速チャネル変化によるインパルスビットの変化を示す．いずれの場合においても，充Isp [sec]6000

3x50mm
5x30mm10x10mm

5000
4000
3000
2000
1000
00.0

2.0

4.0

6.0

8.0

Charge enargy [J]電エネルギが増大することによりインパルスビットが増

図 9．充電エネルギと比推力の関係図

加していることが分かる．電極高さが 5 mm の各場合

（レーザエネルギ：266mJ/pulse）（高さ×長さ＝5×10, 5×30, 5×50 mm）で比較すると，加速チャネル長が最も長い 5×50 mm の場合が最も高いインパルスビットを示している．

10.0

果を示す．比較をしやすくするため，充電エネ
ルギが 0 J の場合のみ縦軸方向に 5 倍に拡大して表示している．充電エネルギが 0 J のときはイオン電流のピーク値をとる時間が 8 sec であったのに対し，充電エネルギ 1.4 J のときは 5sec へと手前に移動した．流入電子排除の不確実性や放電ノイズによる波形の乱れなどの影響が大きいため概算ではあるが，これらの結果からイオンの平均飛行速度を算出すると，充電エネルギ 0 J で 25 km/sec，5.8 J で 42 km/sec であ
図 10100~300 V におけるイオン電流の変化った．このことから電磁加速によってイオン速度が増加しているといえる．また 1.45 J からさらに充電エネルギが上昇するにつれ，イオン電流がピークをとる時間は短縮されず，一方でピーク値が上昇していく傾向が見られた．すなわ
ち，ファラデーカップへの流入イオンが増加しているといえる．

3.3. ICCD カメラによるプラズマ挙動観察
図 12 に各充電電圧の場合における放電電流の時間変化と典型的なプラズマ画像を示す．図 13 には，ICCD カメラで撮影したプラズマ挙動を示す．図より，

図 11 高電圧作動時のイオン電流時間履歴

レーザ照射後，推進剤表面に小さなスポットが誘起され，500 nsec までは充電電圧に関わらず同一であっ3.2. ファラデーカップを用いたイオン電流計測
図 10 はキャパシタに印加する充電エネルギを0.02 から 0.19 J まで変化させ（印加電圧 100~300 V）ファラデーカップ流入イオン電流を計測した結果である．図より，100 V から 200 V まで充電電圧が上昇する
につれピーク値が減尐していき，300 V まで上昇させるとピーク値の増加と左方向に移動していくという傾向が見られた．100 V の充電電圧では，ピーク値が 8sec 付近であるためイオンがほとんど加速されていないといえる．充電電圧を 200 V へ増大する過程で，150～180 V 付近から徐々にイオン電流の増大がみられるようになった．

図 11 により高い充電電圧作動におけるファラデーカップへの流入イオン電流を測定した結た．放電電流波形から，放電電流は 1000～1500 nsecで最大値をとっている．一方，プラズマの発光は 500nsec 以降から顕著になり，放電電流の増大に伴い，発光も強くなっていることが分かる．

２）ファラデーカップにより計測したイオン飛行速度の概算値は充電エネルギ 0 J で 25 km/sec，5.8 J で 42km/sec で，電磁気的な加速によってプラズマの速度が上昇していることが確認できた．
３）ICCD カメラによるプラズマ挙動の観察を行い，プラズマの発光強度および挙動が放電電流の大きさに依存していることが確認された．今回の実験では ICCD
カメラによるプラズマ速度の見積もりには至らなかったが，今後は継続して実験方法の改良を重ね，速度計
図 12.放電電流特性測を試みる．

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図 13.プラズマの挙動

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4. まとめ
矩形型レーザ・電磁加速複合推進機の加速特性

2001.
8. Horisawa, H., et al., Fundamental Study on Laser

について検討し，以下の結論を得た．

Plasma Accelerator for Propulsion Applications,１）様々な加速チャネルサイズを比較検討した結果，Vacuum, Vol.65 (No.3-4), pp.389-396, 2002.

比較的大きい場合に推進性能が向上した．

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