J. Plasma Fusion Res. Vol.92, No.7 (2016)５
０１‐５１３

プロジェクトレビュー

超小型深宇宙探査機 PROCYON 推進系：
開発から宇宙運用までの道のりと教訓
Small Propulsion System on the Micro-Space Probe, PROCYON:
Stories and Lessons Learned from the Development to the In-Flight Operation
小泉宏之
KOIZUMI Hiroyuki
東京大学大学院新領域創成科学研究科（原稿受付日：２
０
１
６年３月２
４日）

超小型深宇宙探査機 PROCYON 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，２０１４年１２月３日に惑星間軌道に放出された世界最小の深宇宙探査機である．PROCYON には軌道遷移用スラスタと姿勢制御用多軸スラスタを統合した小型推進系が搭載され，100 kg 以下サイズの宇宙機においては世界初の試みである．軌道遷移用のイオンスラスタはプラズマを利用することで効率的な推進を実現し，姿勢制御用のコールドガススラスタ
は簡易な構造と明快な物理に基づく確実な推進系を実現している．さらに，PROCYON およびその推進系の開発
は，小型宇宙機の特長を活かし，１年３ヶ月という宇宙機としては異例の短期間で実施された．本稿では，この超小型推進系 I-COUPS の開発から初期運用までの経緯と結果を，工程の中で得られた多くの教訓と共に記す．
Keywords:
Microthruster, ion thruster, small satellite, plasma, space probe

１．はじめにいる．

２０００年代初頭に登場した小型宇宙機の流れは，実証の時

これら小型衛星の商用利用や PROCYON が先導する超代を 経 て２０１０年 代 の 現 在，実用 の 時 代 に 入 り つ つ あ る

小型深宇宙探査機のミッションには推進系が不可欠であ［１，２］．特に，小型宇宙機を利用した数多のスタートアップ

る．しかしながら，小型宇宙機が実利用フェーズへと至る

企業の登場やそこへの大規模投資は目を見張るものがあ

一方，多くは推進系を搭載していない状況が続いていた．

る．この流れにおいて，これまで低軌道が舞台であった小数少ない搭載例はあるが，いずれも数 10 m/sクラスの速度型宇宙機を，地球圏の外，深宇宙探査にも活用しようとい成分を供給するスラスタに限られている．特に，プラズマう方向は当然の結果と言える．NASA は火星探査機 In-を利用することにより排気速度を高め，推進剤の大幅な削

Sight と共に 6U キューブサット MarCo を［３］，大型打ち上減が可能な電気推進は［７］，小型宇宙機への適用が有望でげロケットの実証機 SLS‐１と共に複数の 6U キューブサッ

ある．実際，小型推進系の必要性は早い段階から認識されトを打ち上げる予定である［４］．両者とも，現時点におい盛んに研究開発が実施されてきたが［８］，実用に足る小型ては２０１８年以降の打ち上げが予定されている．

推進機の数は少ない状況にあった．ようやく２０１０年代に入この流れに先立ち，２０１３年，東京大学は超小型深宇宙探り，小型衛星技術の向上と，これまでの推進系研究の成果

査機 PROCYON（プロキオン）［５］の開発を JAXA と共に開が実を結びはじめ，小型推進機の実証が増加してきた段階

始した［６］．PROCYON は一辺約 50 cm 直方体および質量である．

67 kg のサイズを有し，小型宇宙機による深宇宙探査といPROCYON に搭載した 推 進 系 は，小 型 推 進 系 の 実 用

う新領域を開拓することを目的とする．このサイズの独立

フェーズの幕開けという点と，２つのスラスタを統合した

した宇宙機における深宇宙探査はこれまでに例がなく，新しい推進系という点の２つの特長を持つ．PROCYONPROCYON は最初の超小型深宇宙探査機である．ノミナル

における推進系は，第一に深宇宙における姿勢制御，第二ミッションは，各種の超小型深宇宙探査機バス技術の実証に地球スイングバイのための軌道遷移，そして，第三に小であり，深宇宙探査に必須の通信，電力，熱，姿勢，そし

惑星接近時の短時間軌道修正という役割を持つ．特に，第て推進系が含まれている．さらに，アドバンスドミッショ

一の姿勢制御（角運動量の放出）ができなければ，探査機ンとして地球スイングバイを利用した小惑星探査，およびは数週間で制御不能となる．PROCYON は推進系なしではサイエンスミッションとして地球ジオコロナ撮像が含まれて成立しない探査機である．これらの推進能力を提供するたThe University of Tokyo, TOKYO 113-8656, Japanauthor’s e-mail: koizumi@al.t.u-tokyo.ac.jp

５０１!2016 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016

めに，PROCYON の推進系は，軌道遷移用の超小型イオン発を実施することを目論んでいた．しかし，当初予定ではスラスタと姿勢制御および短時間大推力用のコールドガス

２０１３年打ち上げ／運用であった「ほどよし４号」の打ち上

スラスタを搭載し［９］，I-COUPS（Ion thruster and COld-

げが２０
１４年までずれ込んでしまった．このため，２０１３年１０

gas thruster Unified Propulsion System）と名付けられた．

月から２０１４年３月までは，MIPS-FM（FM：フライトモデ

リソースの限られた小型宇宙機において，２種類のスラスル）と I-COUPS-STM（STM：熱構造モデル）の開発／試

タ搭載を可能としたのは，イオンスラスタとコールドガス

験 が 重 複，２０１４年４月 か ら９月 ま で I-COUPS-FM 開 発，

スラスタの両者で単一の高圧ガス（キセノン）系を共有しPROCYON の JAXA 引き渡しから打ち上げまでの１
０‐１１月た点である．これにより，小型推進系において最も質量／に MIPS 運用，そして１２月からの I-COUPS 運用と息をつく

体積を要するガス系乾燥質量の削減を達成し，大きな ΔV

まもない連続開発となった．

を担う主推進機および多軸の姿勢制御用スラスタの RCS

２．
２ PROCYON の提案
PROCYON は「小型宇宙機（100 kg 以下）による初めて（Reaction Control System）の両者を提供するフルセット推の深宇宙探査」が最大の特長であるが，開発スタートから進系を実現している．
本稿では，この統合小型推進系 I-COUPS に関して，スラ

打ち上げまで１年３ヶ月という超短期開発も類をみない特スタの物理や性能ではなく，その開発と初期運用までの過長である．H-IIA ロケット２
６号機相乗り公募小型副ペイ

程と結果を記す．スラスタの研究成果，システムの詳細，

ロードの打上げ機会公募の開始が２０１３年４月であり，正式

そして宇宙実作動の結果は，多くの会議や雑誌において発な決定は２０１３年９月，打ち上げは２０１４年１２月である．開発

表されるが，開発経緯に関して詳細を記す機会は多くはな期間と同様に，公募から提案までの期間も著しく短かった．

い．しかしながら，実験装置を構築できなければ新しい実

この短期間における提案およびその後の開発を可能とし験ができないのと同様に，実際の推進系が開発できなけれたのは，探査機本体／システムと推進系のそれぞれを担当

ば，折角の研究成果を宇宙で活かすこともできない．特に，する研究室間に日頃の連携があったことが大きい．実際，

小型宇宙機は大学／スタートアップ企業／小規模組織自身

教員間での情報交換および研究室間での勉強会は，プロによる開発が期待される領域である．大規模メーカーが技

ジェクト以前から存在していた．このため，小型衛星シス

術を有してきた従来の大型宇宙機とは状況が異なる．小型

テムからの需要および小型推進系の能力に関して，プロ推進系 I-COUPS は，探査機 PROCYON 同様，多くの はジェクト前から両者互いに大まかな把握ができていた．そじめてを有する試みである．推進系の開発経緯を詳細にして，このような事前交流は，同じ専攻（建物）内に両者記すことにより，開発の一例および得られた教訓を残し，が居るという地の利の影響が大きい．また，開発開始後の今後の小型推進系の発展の礎としたい．

意思疎通にも大いに役立ったと認識している．
２．
３ I-COUPS の提案

２．成り立ちと概要

I-COUPS の要はイオンスラスタとコールドガススラス

２．
１ MIPS 開発

タによるキセノン推進剤の共有である．このようなガス共

小型推進系 I-COUPS のベースは，小型イオン推進システ

有システムは，小型宇宙機および小型推進系に重要なもの

ム MIPS（Miniature Ion Propulsion System）
である［１０，
１１］．

として，PROCYON 以前より構想にあった．発想の源をた

MIPS は，低電力化に成功したマイクロ波放電式の小型イ

どれば，はやぶさ１号の復旧運用における中和器からの生オンスラスタに対して，適合するサブコンポーネントを開ガス噴射による姿勢制御などである．ただ，コールドガス

発し，イオンスラスタを用いた小型推進システムとして仕スラスタは全ての推進系の中でもっとも性能の低いスラス

上げたものである．この開発は小型衛星「ほどよし４号」

タである．通常の宇宙機においては，このような緊急事態［１２‐１４］への搭載のため，東京大学と次世代宇宙システム

でもなければ，重宝されることはない．しかし，小型推進技術研究組合によって実 施 さ れ た．「ほ ど よ し４号」は系においてはガス制御系の乾燥質量がネックとなるため，

MIPS を搭載し２０１４年６月に打ち上げられ［１５］，同１０月に

ガス系の共有は低性能という欠点を上回る利点となった．

イオンスラスタの初作動を達成した．

I-COUPS 開発は様々な検討からスタートしたが，開発自MIPS の開発は，小型イオンスラスタ［１６］への長寿命化体とともに重要視したのが，用語の整理とスラスタの固有および小型化のための改良と，サブコンポーネントの開発

名称の提案である．多人数でとりかかるプロジェクトにおからなる．サブコンポーネントは，小型の電源（高電圧電

いて用語整理が重要であることは自明である．本開発でも源とマイクロ波電源），小型のガス供給系，そして小型の全構成と名前（略称含む）付を早い段階で実施したことは，制御器からなる．これらサブコンポーネントの開発は，その後の開発に有意であった．一方，スラスタの固有名称

COTS（商用品の利用）を基本として，かつ推進系開発のは，一般的な推進系との区別という利便性の他に，推進系

経験がない企業と共に実施された．この開発には多大な時チームの雰囲気を盛り上げる意味がある．愛着が湧いてい間／労 力 を 要 し，こ の サ ブ コ ン ポ ー ネ ント 開 発 こ そ がるほど開発が進むに違いない．ただし，中身を適切に表す

MIPS 開発のメインである．

頭字語であり，かつ英語圏で良い響きを持つ語を見つける

I-COUPS は MIPS の発展型にあたるが，実際には MIPSのは容易ではなかった．しかし，そこは学生に頑張ってもと I-COUPS は並行開発の様相となった．当初の計画では，

らい，多数の候補の中から最終的に I-COUPS と名をつけ

MIPS 開発および宇宙運用の結果を活かし，I-COUPS の開た．coup（クー）はフランス語の「打つこと」を語源に持５０２

Project Review

Small Propulsion System on Micro-Space Probe, PROCYON: Stories and Lessons Learned from the Development to the In-Flight Operation

H. Koizumi

つ英語で，
「一撃」
「大成功」といった意味を有し，coups（クーズ）はその複数形である．小型宇宙機にとって革新的な推進系としての意味を込めることができた．なお，他にも，ECUPS，MECUPS，IGUPS，ICEPUS，MUCHEPSなどの案があった．何の略称であったかはご想像にお任せしたい．
２．
４ I-COUPS の概要
I-COUPS は，次の４ユニットから構成される：イオンス
ラスタユニット（Ion Thruster Unit: ITU）
，コールドガス
スラスタユニット（Cold-gas Thruster Unit: CTU）
，電源ユニット（Power Processing Unit: PPU）
，推進剤供給ユニット（Gas Management Unit: GMU）
，ならびに I-COUPS 制御
ユニット（I-COUPS Control Unit: ICU）
．制御器である ICU
が 探 査 機 メ イ ン コ ン ピ ュ ー タ OBC（On Board Computer）とのインターフェースとなり，全てのスイッチおよびバルブの On/Off を制御し，電流・電圧・温度等の全てのテレメトリを管理する．ガスを制御するGMUは，イオン
スラスタおよびコールドガススラスタの両者にガスを供給する．コールドガススラスタユニット CTU は，CTU のバ
ルブ全てを集約するバルブターミナル，８本の 1/16 インチ
SUS 配管，そして８基のスラスタからなる．ITU のイオン
スラスタは，MIPS-FM で使用されたものと同型である．イ
オンスラスタを作動させるための電源である PPU は，高電圧電源（High Voltage Power Supply: HVP）およびマイクロ波電源（Microwave Power Supply: MPS）からなる．

図１

I-COUPS ガス系統図．

図２

I-COUPS の質量分配．

I-COUPS が MIPS と異なる点は，マイクロ波の出力を増加させた点，CTU を付加した点，そしてインテグレーション方式を採用した点である．マイクロ波の出力は，高い推力要求のためであり，MIPS の 1.0 W から I-COUPS で 1.4 W
へ増加させた（消費電力が増えたのみで外観上の変化はない）．I-COUPS のガス系統 図 を図１に 示 す．高 圧 レギュ
レータの下流からガス配管を分岐させることで CTU が付加している．MIPS においては，全てのガス系統およびコ
ンポは２層構造のデッキに集約しモジュール化を実現した．しかし，I-COUPSで加わったCTUの配管は探査機全体に張り巡らされるため，完全なモジュール化は困難である．さらに，PROCYON では全体の質量制限が極めて厳しかったため，探査機構体に各コンポーネントおよび配管を直接取り付けるインテグレーション方式を採用した．これにより，モジュール化のための構造部材を減らし，全体質
量の軽量化が可能となった．具体的な質量打ち合わけを図２に示す．I-COUPS は，MIPS に対して推進 剤 質 量をニットは付随していない．STM の目的は振動環境への適1.5 kg 増加させ CTU を付加したにも関わらず，全質量は合性確認であり，構造が MIPS から大きく変わるものと新

MIPS の 8.1 kg に対し［１１］，I-COUPS の 全 質 量 は 10.0 kg

規 品 が 対 象 で あ る．す な わ ち，STM に お い て，GMU，に納めることができた．

CTU，ICU のみが開発され，ITU および PPU はダミーマス（質量を合わせた金属塊）が使用された．BBM および STM

３．BBM/STM 開発および試験

いずれのモデルにおいてもイオンスラスタに関するユニッ３．
１ I-COUPS-BBM/STM の概要

ト（ITU および PPU）はない．したがって，並行開発と超短期間の開発の中で，FM（フライトモデル）に先立なった「ほどよし４号」搭載の MIPS の FM が，実施的にち，２つのモデル BBM（ブレッドモードモデル）およびI-COUPS-ITU/PPU の EM（エンジニアリングモデル）で

STM（熱構造モデル）の開発を実施した．BBM の目的はあった．

コールドガススラスタの推力測定であり，CTU 以外のユ
５０３

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016３．
２ コールドガススラスタ BBM 性能測定の反応までの時間へも，有意な変化を与えなかった．
３．
３ I-COUPS-STM 振動試験

コールドガススラスタ BBM の目的は，推力および流量の測定の他に，実機におけるレギュレータからスラスタまI-COUPS-STM 振動試験の目的は，新規部品（MIPS 開発

での配管長さおよび曲げ回数の影響を調べることであっにおいて試験されていない部品）の検証である．これに該た．実機の配管は２０‐110 cm 長の 1/16 インチ SUS チューブ

当する部品は，CTU，CTU のために基板が追加 されたであり，BBM ではこれを模擬する複数のチューブを用意

ICU，そして構体直接取り付けによる配管配置変更およびした．

タンクサイズの変更を有する GMU である．I-COUPS では

コールドガススラスタの推力測定には，研究室内でホーコールドガスス ラ ス タ と し て も ガ ス を 消 費 す る た め，

ルスラスタ（電気推進の１つ）用に開発された零変位式のMIPS の 1.1 L タンクよりも約２倍の 2.0 L タンクを使用しスラストスタンド［１７］を使用した．本コールドガススラス

た．最終的にこのタンクには2.5 kgのキセノンを搭載した．

タの推力は約 20 mN であり，本スタンドの測定範囲と合致

他方，イオンスラスタに関わる ITU および PPU は全てダしていた．なお，このスタンドは２軸推力測定が可能であ

ミーマス（形状と質量だけ合わせた金属塊）が使用された．

るが，試験時間の制限により，ここでは１軸推力測定のみ

なお，高圧ガスタンクは FM と同等品が使用されたが，内を実施した．性能測定子時の配置を図３に示す．作動は全部への高圧キセノンガス充填は実施しなかった（充填費用て真空チェンバー内で行った．

が高額であるため）．しかし，タンク全体の質量は高圧ガ

コールドガススラスタの流量測定には，電子天秤とサブス充填を模擬する必要がある．キセノンの密度は，温度

タンクを用いた．配管の容積よりも十分に大きいサブタン

２５℃，圧力 7.02 MPa において 1250 kg/m3 である．水に砂

クを真空チェンバー外部に設置する．スラスタの上流圧を糖および食塩を大量に溶かすことで，密度を同一値に調整決めるレギュレータをサブタンクの下流に配置する．スラ

した液体（砂糖塩水）を高圧ガスタンクに充填した．

スタ作動中はサブタンクへのガス供給は行わない．スラス

振動試験における焦点は，コールドガススラスタの配管

タの作動により，サブタンクと配管内のガスのみが消費さ

固定方法および高圧ガスタンクの固定方法の検証であっれ，その量を電子天秤により直接測定する．この方法は，た．コールドガススラスタ自体は金属片に穴（ノズル）がイオンスラスタ研究において流量制御器の較正を行うため空いただけのものであり，振動に対する懸念は一切ない．

に確立したものである．なお，オリジナルはドイツのギー

ガス配管に使用した1/16インチSUS管も，配管自体には何セン大学の電気推進研究室を見学した際に知ったものであの懸念はなかった．しかし，探査機内を配管が最大 110 cm

る．

に渡り這いまわるため，ある程度の長さ毎に配管の固定が測定の結果，上流圧 220 kPa において推力 22.0 mN，質量必要となった．ここで，固定部材にネジという一般的な固流量92.4 mg/sを得た．配管の長さおよび曲げ回数は，測定定方法を選択すると，容易に配管全質量よりも固定具が重精度の範囲内において推力に有意な変化をもたらさなかっ

くなってしまう．1/16 インチ配管の長所である軽量性を損た．また，両者は，バルブ開放からスラスタ直前の圧力計

なうのは避けたかった（加えてシステムからは厳しい軽量化要求がある）．また，高圧ガスタンクの固定に関しては，
MIPS において既に確立されていたが，I-COUPS ではタン
クは２倍以上の質量を有するため，固定方法の再検証が必要であった．
コールドガススラスタの配管の固定は，探査機構体へのカプトンテープ貼付け，1/16 インチ管設置，アルミカバーのエポキシ樹脂接着という構造で決着がついた．固定具の写真を図４（a）に示す．カプトンテープは，再貼付け時の構
体表面へのダメージを避けるために使用した．管はこの上に接着で固定される．アルミカバーは接着面積を増やすために使用されている．STM 試験では，再貼付けの容易性か
ら接着剤としてシリコーンゴム（RTV）も試験されたが，加振中に多数が剥がれ落ちる結果となったため，エポキシ系接着剤を採用した．また，FM では，図４（b）に示す
ように，配管の両端付近のみにネジ止め固定具を導入した．
高圧タンクの固定方法では，組立の難易度と締め付け不足によるタンクの回転が問題となった（振動試験時にタンクが回転してしまった）．これは市販品タンクには固定用の取り付け穴がなく，挟み込む固定であるための難しさである．最終的に FM では，SUS 薄板ベルトを用いてタンク

図３

コールドガススラスタ BBM における性能測定試験．

を固定具に巻きつけ，その固定具を探査機本体に取り付け
５０４

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H. Koizumi

システム組立に先立つ推進系単体組立（２０１３年１２月）において，高圧配管部に明らからな溶接不具合が見つかった（スヌープの泡が吹き飛び確認できないほどの激しい漏れ）．当然，溶接業者に差し戻すべきところだったが，衛星への組付期限まで数日しかないことと，STM では 8 MPaの高圧に耐える必要はないこと（レギュレータの作動を確保する 0.5 MPa でよい）から，とりあえずの接着剤と自己融着テープによる応急処置で対処した．ところが，探査機
パネル構体納品の遅れから，STM 振動試験は当初予定より３ヶ月遅れた２０１４年３月実施となった．これは不具合対処にとっては恵みの雨となり得るのだが，実際の延長は１（a）
図４月から３月まで逐次的／連続的な引き伸ばしとなったた（b）

め，各コンポは常時スタンバイでの待機を余儀なくされ，

コールドガススラスタ 1/16 インチ配管の固定方法．

推進系も応急処置状態のまま振動試験を迎えることとなっる方法を採用した．ベルトの締め付け強度はネジにより調た．しかし，振動試験の後半３月１９日にこの応急処置部か節可能であり，歪みゲージにより定量的に管理する．ベル

ら漏れが発生し，以降の気密試験ができなくなるというおト締め付け作業と探査機本体への組付作業を分離すること

粗末な結果となった．この不備は，実績のある業者によるにより，組立性の向上と定量的な締め付け度評価が可能と溶接を過信した点（長年の研究における溶接依頼では一度なった．STM と FM におけるタンク固定方法の違いを，後も不備がなかった）と，納期を優先して半端な対応を許し

述 の STM 挟み込 み 方 法 と と も に 図５に 示 す．た だ し，てしまった点が原因である．FM では高圧部溶接箇所の非STM 振動試験を受けての設計変更となった上，高圧ガス

破壊検査（浸透深傷試験と X 線試験）と耐圧気密試験が導タンクの固定は I-COUPS における最重量物であるため，入された（これは別途，安全審査上で必須となったが）．

FM 固定方法は，単体での振動試験における検証（２０１４年

システム組立における最大の障害は，1/16 インチ SUS

６月実施）の上で，探査機 FM に適用した．

配管の曲げ加工および取り回し（ルーティング）の３．
４ STM システム組立および振動試験のトラブル

目の悪さ であったと言える．1/16 インチ SUS 配管は 1/4

見た

推 進 系 を 含 む PROCYON-STM の 組 立（シ ス テ ム 組

配管に比べれば各段に曲げ易い．しかし，多数の機器が混立）および振動試験は，打ち上げまで９ヶ月を切った２０１４

みあった探査機内部における３次元曲げ加工は予想を超え

年３月８日から２１日にかけて実施され，想像以上に過酷なて困難であった．コールドガススラスタシステムの配管をものとなった．外部で実施する実験／試験は，不慣れな環

図６に示す．銅線を用いての事前の加工練習を経ていたも境と明確な時間制限のために困難を伴うのが常である．加のの，曲げの試行錯誤を繰り返した結果，配管の 見た目

えて，我々の研究室にとって初となる衛星組立作業およびは悪くなっていった．さらに，余った配管を経路中で巻き振動試験，年度末という時期（修士２年生が不在で主力は取る設計が修士１年生），就職活動との並行作業と，さらに厳しい条

はフランジ溶接であり長さ調整ができない）．この配管の件がそろってしまった．連日連夜，９時から２２時の作業が長さおよび曲げ回数が性能に影響を与えないことは先の続いたこの期間は，著者自身の研究歴の中でも群を抜く厳BBM 試験で実証されおり，配管の 見た目の悪さ は本質しさであり，学生にとってはさらなるものであったに違い的には問題ない．ただ，極めて丁寧に作成されてきた他コ

見た目の悪さに拍車をかけた（配管の両端ない．多くのトラブルが生じながらも何とか組立および振動試験を切り抜けることができたのは，彼らの奮闘の賜である．ここでは STM のシステム組立から振動試験において生じた代表的なトラブルを記す．

図５

図６

高圧ガスタンクの固定方法；（a）
STM における挟み込み固定，（b）
FM におけるベルト固定．

５０５

コールドガススラスタシステム．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016

ンポと比べ，この配管の見た目の悪さき出すこととした．

は突出しておりI-COUPS の中和器は，イオン源と同一のプラズマ源に電苦情が寄せられた．確かに，お世辞にも 美しい 配管とは子放出オリフィスを装着している．中和器全体に負電位を言えなかった（実用上は支障ないはずであるが）．
この点を反省し，FM では１）
配管仮組み専用の探査機

印加することでプラズマから電子が外部に放出される．こモックアップの作成，２）ネジ式固定具の導入，３）チュー

れまでの研究において，電子放出オリフィスの形状が電子ブ一端への O リング同軸シール導入を採用した．モック

放出効率に大きな影響を与えることがわかっておいた．しアップは樹脂製であるが FM と同一構造実物大であり，スかし，プラズマ源内およびオリフィス近傍において，電子

ラスタおよび配管用のネジ穴も再現されている．そこには 100 mT 程度の強磁場にトラップされており，どのようFM スラスタおよびバルブをセットして，まわりに障害物な輸送過程を経て電子が外部に放出されているかは明らかがない状態で最善の曲げ作業を実施した．モックアップかになっておらず，これまで実験により最適なオリフィス形

ら FM 構体への移設は多少の曲げ修正だけで可能であるた状を選定してきた．この点に関しては，実験と並行して，め，STM に比べ容易にそして各段に 美しく ルーティン

鷹尾らと共同で数値計算を用いた解明を進めている［１８］．

グが完了した．

そして，この研究の中で提案された新しいオリフィス形状

システム組立におけるもう１つの問題が，高圧ガスタン

４パターンを，I-COUPS 作動試験に導入しもっとも電子放クの固定作業であった．高圧ガスタンク STM は，探査機中出能力が高いオリフィスを選定することとした．これは中心部のパネルに，固定具を用いて縦向きに挟み込んで固定

和器オリフィスの交換が容易であるために実現できたものされた（図５（a）参照）．高圧ガスタ ン ク は CFRP/GFRPである．試験の詳細は参考文献を参照されたい［１９］．

製であり，基本形状は円筒＋半球であるが，最外皮に塗ら

４．
３ イオン源／中和器流量分配決定な形状となっている．このイオン源と中和器への流量分配はオリフィス（分配オリ

隙間を埋めるためにシリコーンシートを挟み込む．この方フィス）を用いて受動制御を行う．この分配オリフィスの法は強度としての問題はなかったが，取り付け性に難点がサイズは実験的に決める必要がある．これは，オリフィスあった．高圧ガスタンクの質量は，ドライマス 1.20 kg と推以外の流量経路のコンダクタンスが無視できない大きさで進剤（STM ではダミー）2.50 kg の合計 3.70 kg である．こあり，分子流と流体の中間領域であり予測が難しいことにの重量タンクの保持／位置合わせ，固定具の保持／位置合起因する．分配オリフィスは，直径 5.0 mm の円板に直径

わせ，パネル裏側からのネジ止めを，小さな探査機に対し50 μm ほどの孔を複数設けたものであり，孔の数によって２人ないし３人で実施していく作業は困難を極めた．結果

コンダクタンスを調整する．

れた樹脂層のためにいびつとして，シリコーンシートを挟み込めない箇所が生じ，加これまでの研究から，イオン源と中和器の流 量比は

振中に最外皮樹脂層が固定具金属と接触し，異音の発生

１００：４０程度が目安であった．I-COUPS では，事前の中和（加振中に恐ろしい音がする）および外皮の損耗につな器オリフィス試験によって中和器性能が上昇したため（同がった．さらに，５月に実施された振動試験の追試では，

一の電子電流がより少ない流量で供給できる），中和器流

急なスケジュールにより担当外の者が固定を実施した結量の比率を下げることができた．しかし，具体的にどこま

果，振動試験中に高圧タンクが１
８０度回転するという事態で下げられるかは試験なしではわからない．一般に，中和が生じた．

器流量を下げていくと，比推力が向上し同時に中和器電圧が上昇する．中和器電圧が高くなりすぎると，中和器の寿４．I-COUPS-FM 開発／試験

命に影響を与える［２０］．このため，中和器電圧を 30 V 以

４．
１ I-COUPS 開発概要

下に抑えるという条件の下で，可能な限り比推力が高くな

２０１４年４月からは（STM の追試が残る中），FM 開発がるようにオリフィスを選定した．
４．
４ イオンビーム中心測定

始まりI-COUPSの目玉であるイオンスラスタFMの製造／試験もスタートした．イオンスラスタの開発は組立，中和I-COUPS はジンバル機構を有しておらず，イオンスラス

器オリフィス形状決定，イオン源／中和器流量分配決定，

タ推力軸と探査機重心のずれは必ずトルクを生み出す．こ

イオンビーム中心測定，I-COUPS 単体環境試験と分かれてのトルクは一時的には探査機のリアクションホイールによっいる．以上の項目を実スケジュール上では４月末から７月て吸収されるが，最終的にはコールドガススラスタによっ

末の３ヶ月の間に実施した．ここでは代表的な試験と開発て外部に放出されなければいけない．つまり，推力軸と重中に生じた主なトラブルを記す．

心のずれは，実効的なイオンスラスタ比推力の低下と等価

４．
２ 中和器オリフィス試験である．したがって，イオンスラスタの初期取り付け位置／

イオンスラスタのイオン放出と同時に，探査機電位（宇方向はミッションにとって極めて重要である．イオンスラ

宙空間に対する電位）を保つために電子を放出する中和器

スタのグリッドアライメントのずれにより，イオンビーム

は，推力を生成するイオン源と同等に重要な機器である．

方向はイオンスラスタの機械的軸とは必ず差がでる．

その性能を向上させること（電子を放出するための流量，

推力軸と重心のずれを最小とするため，FM に対しイオ

電力を減らすこと）は，推進システムとの性能を向上させ

ンビーム測定を実施し，その結果を反映してイオンスラス

ることと等価である．I-COUPS-ITU-FM では，作動試験に

タの取り付け角度を最終調整する方法をとった．取り付けおいて最適なオリフィスを選定し，中和器性能を最大限引角度の調整は，イオンスラスタは探査機に固定するアルミ
５０６

Project Review

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H. Koizumi

製ブラケットの調整（製造）によって実施した．すなわち，試験とは，振動試験および温度サイクル試験のみ意味す

イオンビーム測定結果より調整角度を決定し（２０１４年７月

る．大型品の振動試験は九州工業大学の超小型衛星試験セ

８日），ブラケットの設計を確定し（７月１４日），製造しンターにおいて，小型品の振動試験および全ての温度試験（１０日間），実機に搭載した（７月２５日）．ビーム測定は複は，探査機を取りまとめている東京大学

数回試行し，その平均値を用いた．さらに，後述の振動試

究室の装置を利用した．なお，環境試験に熱真空試験を含験あるいは実際の打ち上げ振動においてグリッドアライメ

めていない．大半の機器が ITU 作動試験により長時間に渡ントがずれる可能性も否定できない．この懸念を払拭する

り高真空環境にさらされるため，真空中での健全性確認のために，振動試験の前後においてビーム測定を実施し，有ための熱真空試験は不要とした（最終的には探査機組み込

意な差が生じなかったことを確認した．イオンビーム測定

み後の熱真空試験がある）．

中須賀・船瀬研

結果の詳細さらに宇宙運用結果との比較は，参考文献［２１］振動試験の最終目的は，３軸それぞれでの規定強度・時に記されている．ここでは測定されたイオンビーム分布の間の加振である．一般に，初めから最大強度・時間を試す

例をのみを図７に記す．

ことはせず，数段階にわけて徐々に加振強度をあげる．ま４．
５ 単体環境試験

た，通常，加振タイプはランダム振動とサイン振動に別れ

I-COUPS は，探査機構体にインテグレートされた構造でる．したがって，たとえば，各３段階の強度で進めた場

あり，全ユニット統合環境試験を行うことが難しい（衛星合，３軸×３段階×２種類と１８回の試験が必要となる．こ自体を模擬する構体が必要となる）．さらに，ユニット毎の各加振毎に，機器の健全性確認を実施する．I-COUPSに納品時期が異なったため「ITU，ICU，MPS，高圧タンクの場合，大気中で可能な試験は少なく，外観検査と圧力値を除く GMU」，HVPS，CTU バルブ，高圧加圧レギュレーによるリーク発生有無の確認であった．しかし，これだけタ，高圧タンクと複数回にわけて実施した．ここでの環境

では機械的な微妙な変化（ネジの緩みなど）は発見できな
い．確認の主力は，モーダルサーベイと呼ばれる微小加振による周波数応答のチェックである．対象物の各場所には３軸加速度センサが取り付けられ，加振前後において周波数応答に変化がないことを確認しながら試験を進めた．九
州工業大学において実施された I-COUPS 単体振動試験の様子を図８に，このときの周波数応答の例を図９に示す．
ここで描かれる応答は，ITU プレートに対して垂直方向のランダム加振前後でのモーダルサーベイの結果である（加速度も ITU プレート垂直方向）．周波数 540 Hz 付近に大きなピークがあり，これがプレートの固有振動数に相当する．例えば，プレート締結ネジに緩みがあればこのピークが低周波側にシフトする．振動工学，制御工学，フーリエ図７

イオンビーム測定；スラスタより 30 cm 下流におけるイオ
ン飽和電流密度分布（単位は任意）．

図８

I-COUPS 単体振動試験；本試験では，ITU，ICU，MPS，GMU（高圧タンク除く）を試験した．

図９

５０７

I-COUPS 振動試験におけるモーダルサーベイ結果；ITU
面に垂直加振時の同方向加速度．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016４．
７ イオンスラスタ開発中のトラブル

解析等の学問をダイレクトに使う試験は大変に興味深かった（学生実験の教材にはぴったりだと感じた）．

イオンスラスタ開発中の最大のトラブルは，HVPS（高しかし，スケジュールは，常時かつ非常に余裕がなかっ電圧電源）の２回の故障である．一度目は，HPVS 納入直たため，学生たちが振動試験を楽しむ余裕は皆無であった

後の標準作動試験における 1.5 kV 系の故障，二度目は熱真

かも し れ な い．表１に FM 単 体 の 振 動 試 験 の 履 歴 を 記

空試験時の作動における中和器用電圧系の故障である．結す．７月中旬にほとんどの FM の環境試験が集中し，過密

果的にどちらも真空度が原因と推測している．一度目は，

スケジュールとなった（さらに，この合間に ITU 作動試験

他コンポよりも遅れて納品された HVPS に対し，
「これまが入った）．特に，九州での試験は，１−２日を要する配送での作動試験と同時間の真空引き」の後に試験を実施した

時間を省くため，ほぼ全てが新幹線での人力運搬移動となために，HPVS 内部で放電が生じたと推測している．十分り（半日で移動可能）人的負担は増大した．さらに，回数なアウトガス放出のため，長時間の真空放置を実施すべきをこなす程に各人の技量が上がるため，効率化のためにはであった．二度目は，システム熱真空試験における放電多

特定の人物に依頼が集中する．このような非線形効果はプ発によるものである．熱真空試験チェンバーの圧力計は，ロジェクトの各所に現れていた．I-COUPS-STM およびシュラウド外部に設置され，シュラウド内部の圧力は不明

MIPS-FM おいて様々なトラブルを出し尽くしていたためであった．シュラウド内部とポンプ間のコンダクタンスのに，FM の試験自体に大きな問題は生じなかったのが唯一

初期見積の精度が低く，シュラウド内部圧力が想定よりもの救いであった．

高かったものと判断している．この２つの故障とその対応

４．
６ ITU 標準作動試験（修理）により，過密なスケジュールがさらに過密となって

環境試験前後等においてイオンスラスタの健全性を確認しまった．

するため，標準作動試験と呼ばれるルーティンを導入し他にも，突入電流対策のために提案された改修案によた．約１時間程度にわたり，ある流量範囲を掃引し，そのる，FET 素子の故障，耐プロトン照射耐性向上のための区間における推進性能を取得する．毎回の ITU 作動試験に

DC コンバータの変更など多数のトラブルがあった．イオ

おいて，同じ運転を行うことによって，不慮の故障／異常ンスラスタ本体の作動に大きなトラブルがなかったことがの発見を行う．これは宇宙運用が開始してからも，健全性救いであった．

を確認するためのデータとなるため大変重要なものであ

また，FM 開発時に部分的に STM コンポを使用したこと

る．流量分配試験が終了した段階で標準作動試験を規定

が系を複雑化させ，ケアレスミスによる故障や作業の負担し，以降，作動を行う度にこの試験を実施した．標準作動を増加させた．しかし，部分的な STM の使用はスケジュー

試験において取得されたデータ例を図１０に示す．

ルを成立させるため不可避であった．したがって，これは一方，宇宙作動を経た後日の教訓は，標準作動試験とし

STM 開発時より尾を引いているもので，一度，負サイクルにて異 な る 温 度 条件 を 実 施 す べ き で あ っ た こ と で あ る．

入ると脱出が厳しいこと痛感した．単純に余裕をもった予

I-COUPS の標準作動試験は全て水冷プレート上で実施さ定を組むだけでは解決せず，難しい課題だと認識している．

れ，温度環境は一定温度に統一されていた（プレート温度
が１５℃程度）．しかし，宇宙作動において温度が地上と異なる場合に（通常，異なる），スラスタ健全性の確認が難しくなる．本開発においても，地上試験においてチラーを導入して温度制御を行う計画はあったが，スケジュール上，
導入が間に合わなかった．現在，この温度制御は地上試験として必須の機能であったと認識している．

表１

I-COUPS-FM 環境試験スケジュール．

日時
内容
６月１
０−１
１日 振動
７月８−９日 振動

場所
対象
九工大 高圧タンク
九工大 I-COUPS 単体

７月１
５−１
８日
７月１
６日
７月２
２日
７月２
４日
７月２
４日

温度
振動
振動
振動
温度

東大
東大
九工大
東大
東大

９月４日
９月５日
９月５日

振動
温度
温度

東大
東大
東大

I-COUPS 単体
レギュレータCTU バルブ
改修後 HVPSCTU バルブ，
改修後 HVPSICU 基板
ICU 基板
ICU 基板担当
河原，小泉
浅川，笠木，
小泉
柳沼
笠木
笠木，浅川
河原
柳沼
笠木
柳沼
柳沼

図１
０ ITU 標準作動試験．

５０８

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５．システム開発／試験

ンは理想気体とはかけ離れた挙動を示すため，計算には

５．
１ 探査機への組み込み

データベース［２２］の値を使う必要がある．

２０１４年７月末に I-COUPS の探査機組み込み作業を実施

耐圧試験は各コンポーネントに対し，仕様だけでなく実した．組み込みは，CTU 配管，高圧ガス系配管部，マイク際の耐圧を確認するために必要であった．耐圧試験に要求

ロ波電源，CTU バルブ，高電圧電源，高圧タンク，制御器，される圧力は最高圧力（MEOP）の 1.5 倍であり，５分間以ITU の順序で実施した．STM において多くの知見／修正

上 の 負 荷 が 必 要 で あ る．一 次 系 お よ び 二 次 系 に 対 しを得たおかげで，順調に作業が進み２日間で組み込みが完

16.2 MPaおよび0.52 MPaのヘリウムを印加した．ヘリウム了した．特に，１）高圧ガスタンクの締め付けと探査機組の利用は後述の気密試験のためである．圧力の注入には，み込みを分離改良した点，２）コールドガススラスタの配

一次系および二次系それぞれのドレインバルブを用いた．

管曲げ作業を探査機モックアップ上で事前に実施した点

耐圧試験以降，ガス系には一切の変更が加えることができが，組み込みを大幅に改善した．

ない（変更すれば再度試験が必要）．このため，耐圧試験

また，全ての部品の質量を，組み込み直前に測定したこは，全てのガス系を探査機本体へ組み込み，本体上でのスとは，後々，役に立った．少なくない部品が設計時／納品

ラスタ作動試験を完了し，配管および継手の固着が終了し時に対し変更を加えられた．このため設計時／納品時の質た後に実施した．また，一次系の耐圧試験では，過負荷を量だけを加算しても，正確な合計質量が得られないケース避けるために，吐出圧（二次圧）の精密制御が可能な専用が多い．また，ネジ，ハーネス，テープ，接着剤の質量もの高圧調圧弁を使用した．

合わせると無視できないものである．計測忘れへの対策も

上記の耐圧試験と同時に気密試験を行い，実際には耐圧含めて，組付直前の質量把握が，後々の正確な質量配分の気密試験を実施した．気密試験は，打ち上げ許可のためで把握に役立った．

はなく，ミッション要求から実施した．ヘリウムリーク

５．
２ 耐圧気密試験と安全審査

ディテクタを用いて，全ての継手部におけるリーク量を測

小型副ペイロードの打ち上げにあたり，推進系内におい定し問題がないことを確認した．なお，I-COUPS の推進剤て最大の課題となったのが高圧ガス系の安全性確保であであるキセノンに対し，打ち上げ許可に必要な気密性は，る．高圧ガス系は，JAXA により規定されるハザード候補

酸素濃度低下に伴う窒息を防ぐものである．I-COUPS の場の１つである「圧力システムの破裂，爆発」に該当する．規合，仮に，フェアリング内の作業時において，搭載キセノ定される条件を満たさなければ，打ち上げに至ることがでン全量が漏れた場合であっても窒息の危険性がないことをきな い．こ の 条 件 と は，最 悪 条 件 に お ける 圧 力 に 対 し確認した．すなわち，主衛星を除いたフェアリング内体積て，１）全てのコンポーネントが規定の耐圧力を有するこに搭載キセノン全量が充満した場合に，酸素濃度が規定値と，２）規定される耐圧試験を実施すること，そして，３）（18 vol％の低濃度安全限界）以下に達しないことを確認し二故障下の状態においても制御不能な破壊を生じさせない

た．

こと，の３点を確保するものである．

高圧ガス系コンポーネントの二故障時の安全保証のた

はじめに規定すべきものはガス系に要求される耐圧力でめ，高圧レギュレータ下流にラプチャーディスクを２台搭ある．これは最悪条件における最高圧力（MEOP: Maxi-

載した．ラプチャーディスクは規定の圧力への到達時に，

mum Expected Operation Temperature）と 安 全 係 数 に板が破裂してガスを放出する安全装置である．高圧ガス系

よって決まる．最悪条件と安全係数は，射場およびロケッの要である調圧弁が吹き抜け故障を発生した場合，二次系

ト飛行中のそれぞれにおいて別途規定される．ガス系に対に一次系の圧力が負荷される．しかし，二次系コンポーネ

しての最悪条件は最高温度条件と等しく，射場では３０℃，

ントは，一次系最高圧力×安全係数の耐圧仕様を満たさ

飛行中では５０℃（これはロケットから提示される環境条件

ず，制御不能な破壊にいたる可能性がある．ラプチャーと探査機の熱解析から，システム側で算出した値）である．

ディスクの設置により，この状況においても安全なガス放安全係数は，射場と飛行中それぞれにおいて引張強度に対出を行う．ラプチャーディスクの設定圧力は 2.0 MPa であし 2.50 および 1.25 が要求される．以上の最高圧力とその時り，この値は同ロットの複数製品に対し破裂試験を行うこに必要な安全係数を乗じた値を表２にまとめる．結果，一とで確認されている．また，ラプチャーディスクの破裂を次系（高圧ガス部）の耐圧力として，19.5 MPa が要求され，確実にするため，二次系コンポーネントには 2.0 MPa に対全てのガス系コンポーネントは，この耐圧力を満たすもの

し，規定の安全係数を乗じた耐圧が要求される（表２）．

を選定した．なお，4 MPa 以上の高圧環境下では，キセノ
表２
ガス系区分
ケース
最高温度／℃
最高温度時圧力／MPa
安全係数
要求耐圧力／MPa

ガス系に要求される耐圧力．

一次系
射場
飛行中
30
50
7.8
10.8
2.5
1.25
19.5
13.5

５０９

二次系
射場
飛行中
30
50
0.30
0.35
2.5
1.25
0.75
0.43

二次系（故障時）
射場
飛行中
調圧弁吹抜時
2.0
2.0
2.5
1.25
5.0
2.5

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016

５．
３ I-COUPS/PROCYON 統合試験

上のイオンビーム電流が増加する．電子放出を促す中和器

I-COUPS/PROCYON 開発の大きな特徴は，イオンスラ

電源はイオンビーム電流と連動しているたが，この違いをスタを搭載した探査機を丸ごと真空チェンバーに入れて，区別できない．このため，中和器電源は見かけのビーム電イオンスラスタの作動試験を行った点である．さらに，こ流増加に対応して電子電流を増やし，これがさらに電子逆れを２ヶ月という短期間のうちに，探査機本体の熱真空試

流を増加させた．最終的に中和器電圧が最大値にかかり運験および振動試験を挟みながら，３回実施した．この試験

転が停止した．当初の設計では，問題となる隙間は存在しによって，宇宙作動に不可欠な修正項目を見出し，システていなかったが，最終的に，イオンスラスタ推力軸を探査

ム環境試験後における健全性を確認し，探査機を送り出す

機重心に合わせるために，設置プレートを傾けたために大ことができた．電気的な機器であるイオンスラスタは，宇きな隙間が生じてしまった．この問題は，プレート用の専宙機との電気的な干渉の可能性が否定しきれない．深宇宙用の小型 MLI（Multi-Layer Insulation）を用意し，探査機において初めてイオンスラスタを実用化したNASAのDS1

MLI と重ね合わせることにより解決した．

の開発では，直径 4 m の真空チェンバーに探査機を丸ごと第二回目の統合試験においては，イオンスラスタの定常

いれて試験を実施したと聞いている．I-COUPS では，大学作動には成功したが，探査機全システムのシャットダウン

内の装置を用いて，このようなを短期間のが問題となった．これは探査機にチェンバー外部からバス

うちに複数回実施できたことは，小型宇宙機・小型推進機

電圧を供給するラインの抵抗によるバス電圧降下を見逃し開発のメリットを端的に表すものと言える．統合試験の様ており，想定以上にバス電圧が低下したことに起因してい子を図１１に示す．

た．この状態においてイオンスラスタの作動電流に瞬時的丸ごと試験

第一回目の統合試験において，イオンスラスタプルーム

な変動が加わると，システムの UVC（Under Voltage Con-からの電子逆流の問題が明らかとなった．イオンスラスタtrol）機能が作動しシステムシャットダウンが発生する．

の加速後，数十秒から数分の作動の間に，スクリーン電流

さらに，この低バス電圧環境では，スラスタ系の電気的が急激な上昇を始め最大値に達し作動が止まるという現象

ラッチスイッチの解除も問題となった．これらは，地上試が幾度となく繰り返された．これは，イオンスラスタ設置

験系の不備であるため，ラインの修正と高めのバス電圧作

プレートと探査機壁面の隙間から，プルーム領域に存在す

動により解決した．ただ，微小放電による瞬時的な電圧変る電子が逆流することが原因であった．これにより見かけ動が電気的ラッチを外す可能性があることは，実運用に活かすことができた．
第三回目の統合試験においては，イオンスラスタ自体は問題なく作動し，環境試験後の健全性を確認することができた．しかし，イオンスラスタの制御器において，着火から加速を自動で実施するソフトウェアにバグが見つかった．直前に並行開発を実施していた「ほどよし４号」用イ
オンスラスタにおいて全く同じソフトウェアを使用していたことと，全体スケジュールの遅れによりソフトウェア試
験を先延ばしにしたことが仇となった（バグの要因は，古いバージョンのソフトウェアを導入したヒューマンエラー
である）．ソフトウェアの修正にはコンポーネントの取り外しが必要であり，この時点においては実施不可能であった．このため，探査機 OBC にコマンド送信／異常検知機能を応用して，同様の自動加速機能を持たせることで解決した．実は，この対策は後日の宇宙運用において怪我の巧妙となった．軌道上にて発覚した別の不具合／異常事態への対応は，この OBC 機能がなければ不可欠であったのである．実績の少ないコンポを多用する小型宇宙機において，システムの柔軟性が重要であることを強く学ぶこととなった．
これら三回に渡る統合試験なしでは，I-COUPS イオンス
ラスタの宇宙作動は達成できなかったと言ってよく，大変に価値の高い試験であった．しかし，今後さらに効率的に小型探査機／小型衛星の開発を行うためには，次の３項目が必須であることを教訓として得た：１）探査機の温度制
御，２）クリーンな真空環境，３）搬入性の向上．今回，温度制御（放熱機構）ができなかったために，スラスタ作動
時間の制限および宇宙運用を模擬した運転ができなかっ

図１
１ I-COUPS/PROCYON 統合試験の様子．

た．宇宙作動の健全性を確実にするために，地上での作動
５１０

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H. Koizumi

試験は広範囲の温度条件で実施することが必要である．さらに，本チェンバーは油拡散ポンプを用いており，コンタ
ミの観点からも長期間の真空設置／作動試験に制限があった．３）PROCYON は小型探査機と言えど，作業者が手持ちできるレベルのものではない．搬入性の悪さによって統合試験の実施頻度を落とすことがあってはいけない．

６．初期運用I-COUPS を 搭 載 し た PROCYON は２
０１４年１２月３日 に，「はやぶさ２」と共に無事に深宇宙へ解き放たれた．打ち上
げ数時間後から，探査機の初期運用が開始され，打ち上げ翌々日の１２月５日から I-COUPS の初期運用が開始された．
最重要の確認項目は，多大な労力をはらった高圧ガス系の健全性である．幸いに全てのテレメトリデータは，最終状態から変化がなく無事に健全性を確認した．その後，全てのコールドガススラスタの作動を確認し，はじめての角運
動量調整を実施した．イオンスラスタ系の作業は，探査機システムの健全性確認および高電圧電源からのアウトガス
放出を待って１２月１５日から開始した．流量制御器，マイク
ロ波電源，高電圧電源，プラズマ着火と確認を進め，２０１４
年１２月２８日に初めてのイオンスラスタ加速を実施した．この日，累計４０分の作動を無事に成功させた．

図１
２ イオンスラスタの初作動時（２
０
１
４年１
２月２
８日）のイオン
ビーム電流履歴とドップラーシフトデータ．

軌道上における宇宙機は，摩擦のない振子のようなもの
で，推進系の一挙一動を即座に反映し大変に面白い．イオ
ンスラスタによる並進加速は，電波のドップラーシフトと献を参照いただきたい［２３，２４］．

なって表れ，わずかな重心ずれによるトルクもリアクショ

最終的に，I-COUPS イオンスラスタは累計２２３時間の宇ンホイールの回転数となって表れる．もちろんコールドガ

宙作動に成功した．100 kg 以下の小型宇宙機におけるイオ

ススラスタによる回転制御は，盛大なホイール回転数の変ンスラスタの作動時間としては，２０１６年３月時点において化を生む．地上で苦心して開発する推力測定スタンドの超最長のものであり，小型探査機による深宇宙探査の実現に高性能版のようなものである（もちろん宇宙機の開発の方向けた実証作動という目的は達成された．しかし，PRO-がスタンドよりもはるかに苦労が多いが）．図１２はイオン

CYON の地球スイングバイに必要であった作動時間はスラスタ初作動時のビーム電流履歴とドップラーシフト

３０００時間を超えるものであり，その目標には到達できなデータである．ドップラーシフトから得られた探査機の視かった．さらに，イオンスラスタ本来の姿としては，一万線方向加速度より推力が 366 μN と得られた．さらに，この時間級の作動が不可欠であるため，今後の更なる開発が必間の探査機の角速度変化量が約 2 μNm であり，重心ずれが要である．

5 mm 程度であると推定できた．このような微小トルクの

７．おわりに

地上における直接測定は大変な困難を伴うものである．な

統合型超小型推進系 I-COUPS は，１年３ヶ月という超短お，多くの作動から実施した最終的な重心と推力ずれの値

期開発にも関わらず，厳しい安全審査と全ての環境試験を

は参考文献［２０］に詳細が記載されている．
順調な初期作動の一方で，軌道上においていくつかの不乗り越えて打ち上げに到達し，軌道上での作動に成功し具合／異常が発覚／発生した：１）イオンスラスタバルブ

た．深宇宙における小型宇宙機の RCS および電気推進の実のリーク，２）流量制御ソフトの異常作動，３）
スラスタ制用は世界初めてのものである．また，地球軌道を含めた全御器のフリーズ，４）中和器電圧の地上試験との差異．１）ての小型宇宙機の中においても，電気推進の搭載は「ほどに関しては，推進剤の損失量が増えるものの致命的とはな

よし４号」につづき２例目であり，RCS＋電気推進の組合

らず，プラズマ着 火方 式 を 変 更 す る の み で 対 処 ができせは世界初である．I-COUPS は，宇宙作動を果たした小型

た．２）および３）に関して，原因となるソフト上のバグは推進系史上もっとも高機能な推進系であり，大きなマイル

早い段階で見つかった．２）は，コールドガススラスタとのストーンとなった．

併用を避けることが一時的な対処策となり，イオンスラス

一方，多くの成功と共に，開発時のスケジュール遅れ，

タの初期運用はこれで乗り切った．しかし，２）の恒久的対不具合発生から運用後の様々なトラブル等，多くの失敗そ策，さらに３）および４）の対策には２ヶ月の時間を要し，して反省点があった．開発から運用を含めた約２年半は，最終的に全ての問題への対処策が見つかったのは２月後半成功も失敗もつめ込まれた極度に濃縮された期間であっである．紙面の都合もあり，以降の運用に関しては参考文

た．その中で多くの教訓を得たが，ここでは技術的な諸々５１１

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.92, No.7 July 2016の点は置いて，もっとも大きなものとして次の３点を挙げる．

宇宙機の目的はミッションの達成であり，ミッションの・推進性能以外の指標の重要性

成否は開発が半分／運用が半分を担う．実際，PROCYON

・地上試験と冗長性の重要性

における開発は大変な苦労の連続であったが，運用はそれ・運用の重要性を遥かに上回る苦行であった（本記事では紙面と時間の都

開発から運用までを経験した上で，小型推進機研究を見合により運用までを記せなかったのは残念である）．しかると，現在，研究で使用されている指標は甚だ不十分と見し，世間を見ていると開発から打ち上げまでが華々しく取える．端的に言えば，小型宇宙機のための装置として小型り上げられる割に，運用に対する注目が低いように感じ

推進機を評価できておらず，推進性能を追求してばかりいる．「アポロ１３」や「はやぶさ」のように運用が脚光を浴びる．これが研究と実用の間に大きな溝をつくり，たとえ良ることもあるが，素晴らしいい研究を実施しても実用は稀有という悲しい状況の一旦でし，打ち上げてお終いという流れが多い気がしてならなあると思う．具体的に必要な指標の例をあげれば，温度依い．特に，小型宇宙機は従来の大型機に比べればどうして

存性，電力特性，寿命評価，振動耐性，真空度依存性，安も完成度が低い．PROCYON においても開発の未熟さを運

全性，取り扱い性，そして価格などである．広範な温度環用でカバーした側面があったが，これはどの小型宇宙機で境下でも同一の性能を出す推進機，電力消費量を自由に変もあてはまると思う．運用は開発と双璧をなして重要であえられる推進機，年単位の作動を経ても性能が変わらない

るが，運用の知見／技術の蓄積は，開発に比べてはるかに

推進機，脆弱な部品を持たず振動破壊の懸念がない推進浅い．また，運用の知見／技術は良い開発を行うためにも機，広範な周囲圧力において同一の性能を出す推進機，空必須である．自動車に乗ったことがない／運転したことが輸が可能なほど安全な推進機，スイッチ１つで作動開始／

ない人が良い自動車を作れるとは思えない．飛行機などは停止する推進機など，とにかく安い推進機，これらはいず

誰しもが運転経験をもつわけではないが，どう考えても操れも魅力的な推進機になりうる．推進性能が重要であるこ者からのフィードバックなくして良い開発は不可能であとは間違いないが，あくまで数ある指標の１つに過ぎなる．運用の知見を蓄積し，運用の経験を増やし，運用の技

い．もちろん，全ての指標を含めた統一的評価を行う目的

術を向上させることは，小型推進系だけでなく小型宇宙機

関数を設定することは容易ではない．しかし，そもそも宇にとって重要と考える．

ものづくり

で衛星を開発宙機／ミッション毎に要求が違うのであるから，ある目的

以上，I-COUPS の開発と運用では，目玉であるイオンス関数を使って各種推進機を一列に並べることは意味が薄ラスタ，そしてその核であるプラズマ以外の箇所に力を注い．重要な点は，ある推進系が有する様々な指標を把握すいできた．しかし，結局，最後に推進系を悩ませたのはプることである．I-COUPS の開発／運用は，これらの指標をラズマであったことは皮肉である．温度，時間，そして未把握し／未知の指標に対処することだったと言っても良知の不具合に対して，プラズマの挙動を完全に読みきれず

い．研究段階からそのような視点を持っていれば，よりよ

イオンスラスタは作動停止に至った．今更であるが，日常い推進系を実現できたであろうと考えている．

的感覚とはかけ離れたプラズマの難しさを再認識させられ宇宙機は周囲環境など多くの点で地上装置と異なるが，最大の点は後戻りができない

た．そして，このプラズマの難しさは，電気推進を宇宙機点であると思う（ハッブの中でも特別に異質なものに仕上げている．そもそも宇宙

ルや ISS など稀有な例外はあるが）．これは誰しも知って機は相当な複合装置である．その基本は電子制御機器であいることであ る が，研 究 段 階 で の 認 識 が 薄 い と 感じる

るが，通信では高周波を使い，電源では熱処理を行い，展（PROCYON 前の自分を含め）．特に，宇宙機運用における開部やホイールでは機械を駆動させ，化学推進部ではガス

故障／操作ミスは，容易に全損を引き起こし決して後戻りを使い，そして，ミッション部では高電圧を利用することができないものである．勝手知ったる実験室とは大きく状もある．しかし，宇宙機の中にあって，電子制御，高周波，況が異なる．もし自家用車なり家電なりが，故障は決して

熱，機械駆動，ガス，高電圧，これら全てを取り扱う系は修理できず操作ミスが永久故障につながるとしたら，装置

電気推進だけである（通常の電気推進はジンバル機構を有の作り方から使い方まで全く変わるだろう（そんな装置はする）．そこに，プラズマが加わるのであるから，数あるコ

売れないが）．もちろん従来の宇宙機開発はこの点を十分

ンポーネントの中でも完全な異端児となる．この特殊さはに認識し，信頼性と冗長性を柱として今日までの成功を築

他系との連携を容易に阻害する．連携が重要な宇宙機開いた．しかし，安価，短期間，多頻度をめざす小型宇宙機

発／運用の中で，電気推進に通じた者の層の薄さは有益なにおいて，同じ方法が最適とは思えない．PROCYON の開意見の損失に繋がる．小型電気推進を，宇宙機の装置とし発から運用を経て痛感したことは，地上試験と柔軟設計のて真に適用していくためには，プラズマへの理解を極め，重要性である．統合試験がなければイオンスラスタは宇宙

他系との親和を極めることが鍵であろう．

で１時間も動かなかったし，OBC の柔軟性がなければ定常謝作動は実現できなかった．小型宇宙機の「サイズ」は地上辞

試験のハードルを大きく下げ，小型ゆえの「手軽さ」は性

本推進系の核となった小型イオンスラスタの研究は，平能低下との引き換えの柔軟性向上という選択肢を許容す

成２２−２４年度科学研究補助金（若手研究（A），課題番号

る．小型宇宙機が重きを置くべきは地上試験と柔軟性であ２２６８６０８０）および平成２５‐２８年度科学研究費金（基盤研究ると考えている．

（B），課題番号２
５２８９３０４）による継続的な補助を受けて行
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Project Review

Small Propulsion System on Micro-Space Probe, PROCYON: Stories and Lessons Learned from the Development to the In-Flight Operation

H. Koizumi［８］M.M. Micci and A.D. Ketsdever, Micropropulsion for SmallSpacecraft (AIAA, Washington, D.C., 2000).
［９］H. Koizumi et al., Small Satellite Conference, SSC14-VI6 (2014).
［１０］H. Koizumi et al., Transactions of the Japan Society for
Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan 12, (2014) No. ists29.
［１１］H. Koizumi et al., Space Propulsion 2014, No. 2980890(2014).
［１２］S. Nakasuka, The 3rd Aerospace Innovation Workshop,
University of Tokyo, Japan, 2011.
［１３］S. Nakasuka, 8th IAA Symposium on Small Satellites for
Earth Observation, 2011.
［１
４］中 須 賀 真 一：電 子 情 報 通 信 学 会 技 術 研 究 報 告．
SANE，宇宙・航行エレクトロニクス 110, 201 (2010).
［１５］間瀬一郎 他：第５８回宇宙科学技術連合講演会，講演
番号：1K10 (2014).
［１６］H. Koizumi and H. Kuninaka, J. Propulsion Power 26, 601(2010).
［１７］N. Nagao et al., Rev. Sci. Instrum. 78, 115108 (2007).
［１８］Y. Takao et al., Plasma Sources Sci. Technol. 23, 064004(2014)［１９］笠木友介 他：第５８回宇宙科学技術連合講演会，3J03(2014).

われたものであり，ここに感謝の意を示します．
超小型探査機 PROCYON の開発・運用に関係された全ての皆様に感謝の意を示します．宇宙機における推進系
は，電源，熱／構造，姿勢，OBC，通信，軌道計画／決定，
地上系，そして動機となるミッションと，数多の系があってはじめて成立し，いずれか１つでも欠ければここまで到達できませんでした．小型推進系の役割を最後まで完遂できなかった点は痛恨の極みでしかありません．粛々と研鑽を積み，さらなる推進系の発展をもって皆様の尽力に報いたいと思います．
最後に，２０１３年９月の開発開始から今日までの２年半にわたり，推進系の開発・運用に力を注いでくれた研究室の学生達に最大限の感謝の意を示します．開発と運用の両者を成し遂げてくれた河原大樹君，柳沼和也君，浅川純君，開発を主導してくれた笠木友介君，稲垣匡志君，運用を支えてくれた中川悠一君，中村友祐君，松隈俊大君，小島隼
一君，倉重宏康君，立ち上げの柱となってくれた直井太郎
君，林知之君．初の深宇宙作動，初のフルセット推進系という小型推進系にとっての大きなマイルストーンは，君らの働きによって築かれたものです．

参考文献

［２
０］W. Ohmichi and H. Kuninaka, J. Propulsion Power 30,［１］E. Buchen, Small Satellite Conference, SSC14-I-3 (2014).
［２］E. Buchen, Small Satellite Conference, SSC15-VII-7 (2015).
［３］A. Klesh and J. Krajewski, Small Satellite Conference,
SSC15-III-3 (2015).
［４］M. Tsay et al., Small Satellite Conference, SSC15-XI-1,(2015).

1368 (2014).
［２１］柳沼和也 他：日本航空宇宙学会論文集 64, 131 (2016) .
［２
２］J.A. Manion et al., NIST Chemical Kinetics Database,
NIST Standard Reference Database 17, Version 7.0 (Web
Version), Release 1.6.8, Data version 2015.12, National Institute of Standards and Technology, Gaithersburg,
Maryland, 20899-8320.
Web address: http://kinetics.nist.gov/［２３］H. Koizumi et al., Transactions of JSASS, 日本航空宇宙学会（to be printed ）．
［２４］小泉宏之 他：第５９回宇宙科学技術連合講演会，1G11(2015).

［５］R. Funase et al., Small Satellite Conference, SSC14-VI-3( 2014).
［６］船瀬 龍，川勝康弘：第５８回宇宙科学技術連合講演会，
講演番号：2H12 (2014)［７］栗木恭一，荒川義博：電気推進ロケット入門（東京大学
出版会，２
０
０
３）
．

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