解説

プラズマを利用した宇宙推進機
大 塩 裕 哉
Yuya OHSHIO

理工学部機械システム工学科

助教

Assistant Professor, Department of Mechanical and Systems Engineering

あります．1 つは高度維持です．地球近傍を周回す

1．はじめにる衛星では，周りは完全な真空ではなく，極少量の2019 年 4 月に機械システム工学科に助教として大気抵抗により減速し落下してしまいます．そこ着任した大塩裕哉です．宇宙機用のプラズマを利用で，推進機を用いて高度を維持する必要がありました推進機を研究対象としています．2010 年 6 月

す．2 つ目ははやぶさなどで使用されたように，別に地球に帰還した小惑星探査機はやぶさや 2014 年の軌道へ宇宙機を移動させるために用いられます．に打ち上げられ今年小惑星リュウグウに着陸を成功

3 つ目は姿勢制御です．何も制御をしないと宇宙機させたはやぶさ 2 は皆さんも 1 度は名前を聞いたこは，外力を受けて回転を始めてしまいます．姿勢制1, 2）とがあるのではないでしょうか．これらの宇宙御手法はいくつかありますが，宇宙機に取り付けた機には，小惑星へ行くためのイオンエンジンと呼ば推進機が発生する力を利用して制御するのもその 13）れるプラズマロケットが搭載されています ．このつです．このように，宇宙に打ち上げられた後にもプラズマを利用したロケットは電気推進と呼ばれて推進機は様々な用途に利用されており，宇宙開発におり，近年各国の衛星への搭載が進められていまおいて必要不可欠な構成要素であるといえます．

す．本稿では，宇宙用電気推進の紹介とその課題を解決するための私が研究対象としている先端推進の2.2紹介をします．

一般に，推進機の性能は発生する力（＝推力）と燃費（＝比推力）によって評価されます．推力は，2．宇宙用推進
2.1

宇宙用推進機の性能そのまま推進機が生み出すことができる力を表し，宇宙用推進の用途基本的には大きい方が性能は高いといわれます．し宇宙開発で推進機と聞くと，H-IIA ロケットなどかし，地上から打ち上げるロケットや飛行機などとのような地上から宇宙へと打ち上げるロケットをイは少し異なる特性を持っています．もし力が不十分メージする人が多いと思います．しかし，推進機はな場合，ロケットや飛行機は飛ぶことができませ

宇宙空間に行った後も様々な用途に利用されていまん．飛ぶためには重力に打ち勝つ必要があるからです．図 1 に示すようにその用途は大きく分けて 3 つす．つまり，最低限必要な力が存在します．しか― １１ ―

図1

宇宙用推進機の利用用途

し，宇宙空間は無重力状態かつ空気抵抗もほぼゼロ給することができません．つまり，最初に持っていと考えて構いません．そのため，小さな力でも宇宙る燃料のみで目的地へ行かなければいけません．そ空間を移動することが可能となります．また，宇宙のため，比推力の低い推進機では，燃料以外のミッ機は決まった軌道を慣性飛行しているので，仮に力ションに必要な装置（＝ペイロード）を少なくしなが発生しなくても常に移動しています．実際に，人ければいけなくなります．

類が製作した物体の中でも最も遠方へ行ったボイジ
ャーと呼ばれる宇宙機は，スラスタを搭載していま2.3

化学推進と電気推進せん ．では，推力は何のために必要かというと，ロケット推進は，化学推進と電気推進の 2 つに大前節でも述べた軌道遷移を例にすると速度を変化さきく分けることができます．化学推進は，化学反応せ別の軌道へ宇宙機を遷移させる際に必要になりまを利用して，高温高圧のガスを発生させノズル等です．そして，大きな推力ほど素早く速度を変えるこ加速排気することで推力を得る推進機です．化学推とができます．推力の大きさは，速度を変化させる

進は，前述の H-IIA ロケットなどでも利用されてのに要する時間を決める評価パラメータといえまおり，非常に大きな推力を発生させられるのが特徴

す．となっています．一方で，比推力はそれほど高くす

4）

もう一つの性能は，比推力です．比推力はある燃ることはできず，最も効率のよい液体水素と液体酸料をある力で何秒間出し続けられるのかという意味素を用いたタイプでも 450 秒程度です5）．宇宙空間を持ち，単位は秒です．この比推力が高いほど，同では，ヒドラジンなどがよく使われますが，その比じ燃料でも長い時間力を発生し続けられるので，燃推力は 200 秒程度で，サイズによりますが推力は費がいいことに対応します．この比推力も，地上と100 N 以上出すことも可能です6）．

宇宙では少し違う意味を持ちます．例えば，車ではもう 1 つのロケット推進が，電気推進です．電気

燃料がなくなったらガソリンスタンドで補給すれば推進は，推進剤ガスを電気のエネルギーで電離・加また走ることができます．しかし，宇宙空間では補速させることで推力を得ます．電気推進は非常に燃― １２ ―

図2

化学推進と電気推進費がいいのが特徴で，比推力は小惑星探査機はやぶさで用いられたイオンエンジンの場合 3,400 秒と化学推進に比べ 1 桁高くすることができます6）．最も比推力が高い電気推進では 10,000 秒を超えるものも存在します7）．一方で，推力は化学推進に比べ小さく，小惑星探査機はやぶさで用いられたイオンエンジンでは 10 mN 程度です．これは，1 g の物体にかかる重力の大きさと同程度です．つまり，1 円玉

図3を手の上に乗せて感じる力と同程度の推力ではやぶ

代表的な電気推進とミッションさは飛行していることになります．
前節で，述べたように宇宙空間では推力は速度を表的なものはイオンエンジンとホールスラスタで変化させるのに要する時間を決めるパラメータです．各国で開発されている，またはすでに搭載されす．そのため，電気推進は化学推進に比べ非常に長た代表的な電気推進とミッションをまとめたものをい時間をかけないと所定の速度に変化できないこと

図 3 に 示 し ま す．ホ ー ル ス ラ ス タ は，比 推 力 がになります．しかし，衛星の質量はロケットの打ち1,500-2,000 秒程度，イオンエンジンは 3,000 秒以上上げ能力で制限されてしまいますので，燃費性能がと種類により特性が異なります．また，電気推進の高いことはペイロードを多く持っていくことができ推力は電力により決まります．100 mN 級の推力をることに相当します．仮に，はやぶさを化学推進の出すためには数 kW 級の電力が必要になりま す．

みで実現しようとすると，図 2 に示すように機体質

現在，電気推進の推力を高くするために，kW 超級量の大半を燃料にしないと成り立ちません．そのたの大電力電気推進の開発が活発に進められており，め，観測機器などのペイロードを十分持っていくた

日本でも JAXA において 6 kW 級のホールスラスタ

めに，たとえ時間がかかったとしても燃費の高い電の開発が進められています8）．ミッションとして気推進を使用する必要がある場面が宇宙開発には多は，はやぶさなどの小惑星探査機は，深宇宙探査とく存在します．

いう地球軌道以外の探査に該当します．一方で，地球近傍の軌道を回る衛星にも高度維持などの用途で2.4

代表的な電気推進とミッション電気推進が採用されています．しかし，これまでのはやぶさに代表されるように，すでに電気推進は衛星は用途によって化学推進との組み合わせで利用宇宙機への搭載が進められています．その中でも代されてきました．近年，すべて電気推進を利用する― １３ ―

全電化衛星が開発されてきました．全電化衛星は，アメリカのボーイングが 2015 年に世界に先駆けて702 SP という全電化衛星を打ち上げ，ヨーロッパなどでも開発が進められています9）．日本も現在ETS-9 という全電化工学実証衛星を開発中で，2021年度に打ち上げ予定となっています10）．さらに，今後の軌道間輸送や更なる深宇宙探査では，より大推力・高比推力・長寿命の電気推進が必要になっていきます．このように電気推進の用途は広がってきて

図4いる一方，電気推進に対する要求性能が高まっていを行うことが最大の課題となっています．

ます．

筆者らの研究グループでは，MPD スラスタの電3．先端推進3.1

自己誘起磁場型 MPD スラスタ

磁流体シミュレーションと熱解析を行い，熱的に耐大電力電気推進：MPD スラスタ

えられる陰極と陽極のサイズと形状を明らかにしま

電気推進は推力が低いためにミッション時間は長した11）．また，計算で設計したスラスタと同形状のくなってしまいます．しかし，例えば将来有人ミッスラスタを製作し，実験的に推進性能を取得していションとして火星へ行く場合などでは，宇宙飛行士ます12）．加えて，熱的耐久性を実験的に調査するたの負担を減らすためにミッション時間を短くしなけめに，電極表面温度の計測手法を確立しました．こればなりません．そこで，電気推進の大推力化を目の計測法により，高密度プラズマ環境かつ，3000℃指した研究が進められています．図 3 に示したよう以上の温度環境の電極表面の 2 次元温度分布計測にに電気推進は電力が大きくなるほど，高い推力を得世界で初めて成功しました13）．現在，最適な動作条ることができます．しかし，イオンエンジンやホー件や熱入力特性などの調査を進めています．

ルスラスタなどでは，原理的に大電力化は困難であり，複数台を搭載しても 100 kW 程度が限界です．

3.2

長寿命電気推進：無電極 RF スラスタ

そこで，更なる大電力に適応した電気推進として電小惑星探査機はやぶさは，様々なトラブルがあり

磁流体 力 学 ス ラ ス タ（Magnetoplasmadynamic ス ラましたが，地球に帰還しミッションを終えるのに 7スタ：MPD スラスタ）があります．このスラスタ

年間かかりました．その間，常にイオンエンジンをは，1 MW 級での動作が可能であり，小型のスラス動作していたわけではないですが，電気推進は年単タで高い推力を発生可能であるため，大電力用の電位の動作が要求されます．また，全電化衛星用では気推進の有力候補の 1 つです．MPD スラスタは，運用時間は 10 年以上となるものもあります．しか陽極と陰極の間のアーク放電によりプラズマを生成し，宇宙空間では途中で修理を行うことは基本的にします．この放電時の電流が誘起する磁場と電流と不可能ですので，長い期間無故障で動作することがのローレンツ力によりプラズマを加速させ推力を発要求されます．既存の電気推進では一般に，プラズ生します．（図 4）MPD スラスタは水素を推進材とマの生成や加速のために電極が必要となります．こして用いた時，100 N, 10000 秒近い性能を得ることの電極は，プラズマと接触することで損耗してしまも可能です．しかし，MPD スラスタは，100 kW-1

い，一定以上の損耗で破損してしまいます．また，MW もの大電力で動作し，その半分程度が熱としこの電極の損耗は性能の劣化にもつながり，様々なて放出されます．そのため，熱的に耐えられる設計対策が考えられていますが，根本的な解決にはいた― １４ ―

3.3

セイル推進：磁気プラズマセイル

これまでに紹介してきた電気推進は，推進剤を噴射した反力を推力としたロケット推進です．このロケット推進とは，異なる推進原理で推力を得る手法
としてセイル推進があります．セイル推進は，ヨッ
トのように宇宙で帆を貼り，地上の風の代わりにな
図5

無電極 RF スラスタ

るものを受け止めることで推力を得る推進システムです．太陽の光を受けて進むソーラーセイルが最もっていません．この問題を解決するためにプラズマ

有 名 だ と 思 い ま す．ソ ー ラ ー セ イ ル は，す で にと電極を直接接触させない，無電極電気推進が提案

IKAROS により宇宙実証が行われました．しかし，されました．典型的な無電極電気推進は，高周波放ソーラーセイルは，推力を大きくするために薄膜の電でプラズマを生成し，磁場をノズルとして用いる帆を大きく広げる必要がります．そのため，大きな無電極 RF ス ラ ス タ で す．
（図 5）無 電 極 RF ス ラ

帆になるほど技術的に難しくなるという課題があり

スタでは，プラズマは放電管の壁面以外とは接しなます．そこで，Zubrin らが提案したのが，帆の展いため，電極の損耗が発生せず原理的に寿命の制限開が不要な磁気セイルと呼ばれる新しいセイル推進はありません．将来的に，更なる長寿命が要求され手法です16）．磁気セイルは，太陽から流れてくる超るミッションなどで用いるスラスタの候補として注

音速のプラズマ流：太陽風を宇宙機に搭載したコイ目されています．しかしながら，無電極 RF スラス

ルの作る磁場で受け止めることで推力を発生する推タは，既存の有電極型の電気推進に比べ性能が低い進システムです．
（図 6（a））しかし，磁気セイルのが課題となっています．そのため，各国で性能改で十分な推力を得るためには数十 km 以上の巨大な善に向けた研究が進められています．

コイルが必要となることが明らかになりました．そ

筆者らは，高周波放電部の磁場形状に着目し，磁こで，Winglee らは宇宙機からプラズマを噴射する場に大きな勾配をつけることで推力が大きく改善すことで磁場の帆を拡大させ，小さなコイルで大きな14）ることを明らかにしました ．また，この磁場分布帆を作る手法を提案しました17）．この推進システムと高周波アンテナの位置関係も性能に関係するパラが磁気プラズマセイルと呼ばれています．この磁気メータであり，最適なアンテナ位置の提案を行い，プラズマセイルは，これまでの推進機の不可能であ

元のスラスタに比べ推力を 4 倍まで上げることに成った高比推力と大推力を両立可能であることから注功しました．しかしながら，推進性能は未だ既存の目を集めました．日本でも，JAXA を中心に磁気プ電気推進より低いのが現状です．推進性能の向上のラズマセイルの研究グループが立ち上げられ活発なためには，無電極でのプラズマ生成の効率化とプラ研究が行われました．しかし，そもそも磁気セイルズマ加速の効率化の両方が必要となります．そこや磁気プラズマセイルで本当に推力が発生し，プラで，磁場を用いたノズルに代わる無電極の新しいプズマ噴射で推力が増加するのかという推進原理につラズマ加速手法として進行磁場を用いた手法を提案

いて論争が続けられていました．

し研究を進めています15）．これは，下流方向へ伝わ

筆者は，主に地上実験において，磁気プラズマセる磁場の波を生成し，プラズマを波の方向へと加速イルの原理検証を担当していました．直径 2 m，長する手法です．これまでに，進行磁場によりプラズさ 3 m の大型の真空チャンバー内に太陽風プラズマが加速されることの確認をしましたが，動作条件マ流を模擬することで，宇宙環境を再現した装置をの最適化や物理現象の理解が課題となっています．

製作しました．この装置の内部に宇宙機を模擬した― １５ ―4．おわりに本記事では，筆者の研究分野である宇宙機用の推進システム，特に電気推進の紹介と現在研究が進められている先端推進について簡単ですが紹介しました．より詳細について知りたい方は，参考文献などをご参照ください．宇宙探査では探査内容が，通信衛星などでは通信技術が宇宙ミッションの目的であり，推進機はあくまでも目的を達成する道具といえます．しかし，推進機がなければ現在の宇宙開発は成り立たないほど重要なものです．また，宇宙空間を自由に飛ぶためには推進機の技術革新が必要不可
欠です．特に，電気推進はその特性から将来の宇宙開発の発展の鍵となるものだと思っています．これからの宇宙開発の一助になれるよう研究を進めていきたいと思います．

参考文献
１）萩野慎二．小惑星探査機「はやぶさ」の開発と成果．
NEC 技報，2011, 64, vol.1, pp.130-138.
２）M. Yoshikawa, S. I. Watanabe, Y. Tsuda, and H. Kuninaka, Hayabusa 2-The Next Asteroid Sample Return Mission of Japan. Transactions of The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 2014, 12, Tk_29-Tk_33.

図6３）國中均，堀内康男，西山和孝，船木一幸，清水幸夫，

磁気セイルと磁気プラズマセイル

山田哲哉，「はやぶさ」搭載マイクロ波放電型イオンエコイルを設置し，初めて推力が発生することが実証されました18）．また，小型プラズマ源を用いた実験により，プラズマ噴射による磁場の帆の拡大と推力の増加も実験的に実証され，磁気プラズマセイルの19）原理に関する論争に終止符を打ちました ．しかしながら，現在磁気プラズマセイルの推進性能は，深宇宙探査用として十分ではないことから，推進性能の改善の研究が進められています．その 1 つとしン ジ ン．日 本 航 空 宇 宙 学 会 誌，2005, 53，第 618 号，pp.203-210.
４）R. L. Heacock, the Voyager spacecraft, Proceedings ofthe Institution of Mechanical Engineers, 1980, 194, vol.1,pp.211-224.
５）前村孝志，後藤智彦，秋山勝彦．H-2 A ロケットの新技 術 と 初 号 機 打 上 げ 結 果，三 菱 重 工 技 報，2002, 39,vol.1, pp.2-7.
６）斎藤紀男，2 次推進系．計測と制御，1984, 23, vol.1,pp.123-128.て，コイルを搭載した複数衛星による磁気プラズマ

７）H. Hayashi, Y. Nakayama, M. Usui, H. Koizumi, S. Ho-

セイルが提案され研究が進められています20）．まsoda, Y. Shimizu, and H. Kuninaka, Experimental Demon-

た，磁気プラズマセイルを宇宙からの宇宙線などの高エネルギー粒子を防ぐ磁気シールドして使うことなど，他の用途への応用も進められています．

stration of Microwave Discharge Ion Engine with 10,000sec Isp, Transactions of The Japan Society for Aeronauticaland Space Sciences, 2009. 7, Tb_1-Tb_4.
８）Y. Hamada, J. Bak, R. Kawashima, H. Koizumi, K.

― １６ ―

Komurasaki, N. Yamamoto, and et al, Hall thruster develop-

tenna and magnetic cusp for thrust performance of RF

ment for Japanese space propulsion programs, 2017, Trans-plasma thruster. International Journal of Space Science andactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 60, vol.5, pp.320-326.

Engineering, 2018, 5, vol.1, pp.43-60.
１５）小笠原世亜，大塩裕哉，西田浩之，進行波磁場加速９）Boeing : World’s First All-Electric Propulsion Satelliteを用いた無電極 RF プラズマスラスタの実験的研究，

Begins Operations, https : //boeing.mediaroom.com/2015-09-

第 49 期

10-Boeing-World-s-First-All-Electric-Propulsion-Satellite-

04.

Begins-Operations（accessed 27 June 2019）．

定時社員総会および年会講演会，2018, 1 C１６）R. M. Zubrin, and D. G. Andrews, Magnetic sails and in-１０）鳩岡恭志，佐野伊彦，工藤伸夫，久本泰慶，深津敦，
技術試験衛星 9 号機によるオール電化衛星の開発．日

terplanetary travel, Journal of Spacecraft and Rockets, 1998,
28, vol.2, pp.197-203.
１７）R. M. Winglee, J. Slough, T. Ziemba, and A. Goodson,

本航空宇宙学会誌，2017, 65, vol.10, pp.309-313.
１１） S. TAUCHI, A. KAWASAKI, M. NAKANE, K.

Mini-magnetospheric plasma propulsion : Tapping the en-KUBOTA, and I. FUNAKI, The Effect of Anode Configu-ergy of the solar wind for spacecraft propulsion, Journal ofration on Hydrogen MPD Thruster Performance : A Nu-

Geophysical Research : Space Physics, 2000, 105, A 9,

merical Study. Transactions of the Japan Society for Aero-pp.21067-21077.

nautical and Space Sciences, 2018, 16, vol.3, pp.274-279.

１８）上野一磨，大塩裕哉，船木一幸，山川宏，堀澤秀之，

１２）S. Tauchi, Y. Oshio, A. Kawasaki, K. Kubota, and I. Fu-磁気セイルの推力特性に関する実験研究，日本航空宇naki, Analysis of Thrust Performance and Cathode Phenomena on a Megawatt-Class MPD Thruster. Proceedings ofAIAA Scitech 2019 Forum, 2019, AIAA 2019-1241.

宙学会論文集，2011, 59，第 692 巻，pp.229-235.
１９）Y. Oshio, K. Ueno, I. Funaki, and H. Yamakawa, Thrust
Measurement of Magnetoplasma Sail in Laboratory Experi-

１３）田内思担，大塩裕哉，船木一幸．MW 級自己誘起磁場型 MPD スラスタの電極特性に関する実験的研究，平成 29 年度宇宙科学に関する室内実験 シ ン ポ ジ ウ ム，
2018.

ment, Transactions of the Japan Society for Aeronauticaland Space Sciences, 2014, 12, pp. Pb_45-Pb_51.
２０）Y. Murayama, K. Ueno, Y. Oshio, H. Horisawa, and I.
Funaki, Preliminary results of magnetic field measurements１４）Y. Oshio, T. Shimada, and H. Nishida, Experimental investigation of optimal positional relation between RF an-on multi-coil magnetic sail in laboratory experiment. Vacuum, 2018, Available online 16 May 2018.

― １７ ―