J. Plasma Fusion Res. Vol.86, No.5 (2010)２
８２‐２９２

解説

イオンエンジンによる小惑星探査機「はやぶさ」の帰還運用
細 田 聡 史，國 中均

宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所（原稿受付：２
０１
０年２月１日）小惑星探査機「はやぶさ」は小惑星イトカワにタッチダウンした後，SF 顔負けの幾多のトラブルを乗り越え，遙か３億キロの彼方から地球をめざして帰還中である．「はやぶさ」には日本独自のマイクロ波放電型イオ
ンエンジンが搭載されており，探査機の機能が喪失する中で高いロバストネスを生かして稼働を続けている．特に「イトカワ」からの帰路運用では，本来の目的である軌道速度および方向の変更だけでなく，ホイールの故障により失われた姿勢制御までもサポートしており，探査機の舵を日々地球方向に向けて切り続けている．本稿では，マイクロ波放電型イオンエンジンのプラズマ生成技術や宇宙機との相互作用を，「はやぶさ」の実際の帰還運用におけるイオンエンジン運用の観点から解説し，その重要性・信頼性の高さを示すところである．
Keywords:
ion engine, microwave discharge, powered flight, HAYABUSA

１．はじめに能な興味深い事象も観測された．

小惑星探査機「はやぶさ」は，世界で初めての惑星圏天

本解説では，主に「はやぶさ」の帰路運用に焦点を当て，体からの試料採取と地球への回収技術の習得，および深宇「はやぶさ」の状態と不具合対策，「はやぶさ」に搭載され宙探査に必須となる工学技術の実証を目的として，２００３年たマイクロ波放電型イオンエンジンにおける物理現象，イ

５月９日１３時２９分２５秒，鹿児島宇宙空間観測所（現・内之オンエンジンとプラズマとの相互作用について解説する．

浦宇宙空間観測所）から M-V ロケット５号機によって打ち

なお，これまでにも本誌で電気推進機や「はやぶさ」に関上げられた．

する解説記事が掲載されている［１‐４］，また電気推進やイ「はやぶさ」のめざす工学技術検証は，以下のようなもオンエンジンの教科書も出版されている［５，６］．こちらものである．

あわせて参照されたい．

１．イオンエンジンを主推進機関として惑星間を航行す
ること．また低推力の連続加速とスィングバイの併

２．はやぶさの概要

用 に よ る 加 速 操 作（EPΔVEGA: Electric Propelled２．
１ 小惑星探査機「はやぶさ」の諸元

Delta-V Earth Gravity Assist）技術を習得すること．

まず，「はやぶさ」の外観を示す．図１に「はやぶさ」の２．光学情報を用いた自律的な航法と誘導で，目標天体

構造を示す．図中に示した XYZ の各軸は衛星設計時に定に接近・着陸を行うこと．

義されたもので，以降の説明にもこの軸を用いる．たとえ

３．微小重力下の天体表面のサンプルを採取すること．

ば太陽電池やハイゲインアンテナのついた面は＋Z 面，イ

４．サンプルを収めたカプセルを，惑星間飛行軌道からオンエンジンのついた面は＋X 面と表現される．図１の写

直接大気に再突入させ，地表でサンプルを回収する

真中の「はやぶさ」は宇宙科学研究所の本館１階ロビーにこと．

展示されている「はやぶさ」の実物大モデルである．「は特に，イオンエンジンによる深宇宙動力航行と地球スイン

やぶさ」は，M-V ロケットをランチャーとして使用し，火グバイ航法を組み合わせた軌道変換という世界初の試みを

星以遠までの往復飛行を実現するため，探査機の構造重量

成功裡に達成し，打ち上げから２年半後の２００５年９月には 370 kg，液化キセノン 66 kg と化学燃料 64 kg を含めてもは，小惑星イトカワへのランデブーを果たした．
「はやぶ

わずか 510 kg の小型軽量の宇宙機である．「はやぶさ」のさ」は２０１０年２月現在，地球へ帰還するための運用が続け

構体の寸法は，イオンエンジンに正対して幅 1 m×奥行きられているが，その道のりは幾多のトラブルに遭遇し，こ1.6 m×高さ 1.1 m で，打ち上げ後に２翼６枚の太陽電池パ

れらを辛うじてくぐり抜けている．その際，主推進機としドルと小惑星からのサンプル採取のためのサンプラーホーて搭載したイオンエンジンが喪失した様々な機能を補ってンを展開すると幅 6 m×奥行き 4.2 m×高さ 2.8 m（ハイゲおりイオンエンジンシステムの高い重要性，信頼性，ロバ

インアンテナを含む）に達する．太陽電池パドルは片翼1.3 m

ストネスが示された．また地上試験では計測・検証が不可

×4.2 m の大きさで，その向きは宇宙機の構体に固定され

The Homeward Journey of Asteroid Explorer ”Hayabusa” Powered by the Ion Engines
HOSODA Satoshi and KUNINAKA Hitoshi

２８２

corresponding author’s e-mail: hosoda@ep.isas.jaxa.jp!2010 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Commentary

The Homeward Journey of Asteroid Explorer "Hayabusa" Powered by the Ion Engines

S. Hosoda and H. Kuninaka

離脱を果たし，世界で初めて月・地球以外の天体表面から離陸した宇宙機となった．しかし，方法を模索しながらの３億 km 離れた小惑星へのタッチダウンという大仕事は，「はやぶさ」に甚大なダメージを与えていた．試練と忍耐の
帰路運用の始まりである．ここからは帰路運用の状況について述べていく．
実は「はやぶさ」はイトカワへの往路でも様々なトラブルに遭遇している．
「はやぶさ」が打ち上げからこれまでに経験したことを表１にまとめた．
打ち上げ後，イオンエンジンを宇宙で使うための準備作
業がまず行われた．イオンエンジンは 0℃ で数週間の真空暴露の後，ヒーターと太陽輻射により 50℃ のベーキングが２日間行われた［８］．その後，加速電極間での異常な放電を
図１

さらに減らすため，＋X 面パネル全体を２
４時間 40℃ でベー

小惑星探査機「はやぶさ」の外観．

キングした．この結果，吸着ガスによる加速電極間での異ている（多くの地球周回衛星は，姿勢を地球側に固定した常な放電は減少し，イオンエンジンの３台運転が可能とまま太陽電池パドルのみを太陽を追尾するためのパドル駆なった．その後，地球スイングバイによる加速＆軌道面変動機構を有する）．太陽電池は軽量化のために，高効率の更をめざしてイオンエンジンによる動力航行を続けていた

３重接合セルを採用しており，両翼の太陽電池パドルで発が，打ち上げ半年後の１１月に太陽フレアの直撃を受けた．

生できる電力は１天文単位（＝約 1.5 億 km：地球と太陽の強度 X２８という観測史上最大の太陽フレアは高フルエンス

平均距離に相当）で 2.6 kW，太陽から最も離れた 1.7天文単の高エネルギー粒子や X 線を放出し，多くの宇宙機にも深位でも 1 kW の発電能力を有する．また宇宙機の２次電池

刻な被害をもたらした．データ中継衛星の「こだま」は姿としては，世界初となる大容量リチウムイオン電池（定格勢センサに異常が発生し，セーフホールドモードに移行さ

容量 13.2 Ah）を採用し，セーフホールド時や地球スイングせられた［９］．また，観測衛星の「みどり!」はこのフレア

バイ時の食運用，タッチダウン時などの電力源とした［７］．

を引き金として全損故障に発展したと報告されている

次に「はやぶさ」の姿勢制御について述べる．
「はやぶ

［１０，
１１］
．はやぶさも例外ではなく，太陽電池の一部が劣化

さ」は惑星間では日本で初めての３軸姿勢制御を採用してし電力が低下したと推測されている．打ち上げから１年いる（火星をめざした探査機「のぞみ」は探査機をスピン後，地球スイングバイを行い，イトカワにランデブーする

させて姿勢を安定させた．
）．この目的は，（１）イオンエン

ための軌道に入った．イトカワの軌道はほぼ地球−火星軌

ジンの推力方向の維持，および（２）アンテナや観測機器が道間にあるため，イトカワに近づくにつれ太陽距離が増加

すべて宇宙機構体に固定されているため，必要に応じて効した．これに伴って，太陽電池の発電量が低下するため，率良く姿勢を変更するため，である．３軸姿勢制御の実現

計画的にイオンエンジンの消費電力を絞った．消費電力はのために，X，Y，Z の３軸にそれぞれリアクションホイー

運転台数の変更のほか，イオンビームの電流を絞ることでル（RW: Reaction Wheel）を取り付け，外乱トルクに対し細かく調整できる．

て対応するホイールが発生するトルクで打ち消すことで姿イトカワへのタッチダウン直前，姿勢制御用のリアク

勢を安定するものである（ゼロモーメンタム制御）．イオ

ションホイールが２機（X 軸，Y 軸）壊れるトラブルに見ンエンジンは宇宙機の＋X 面に配置されている．４セット

舞われたが，このときは残ったホイールと宇宙機側面に１２のイオンエンジンがジンバルプレートと呼ばれる板の上に個取り付けてある化学推進機（RCS: Reaction Control Sys-搭載されている．ジンバルプレートは上下左右に数度傾けtem）を併用して対応した．しかしその後，タッチダウンのることができる．それぞれのイオンエンジンの推力軸は，ダメージにより宇宙機内部で化学燃料の漏洩が発生し，基本的に宇宙機の重心を貫くように取り付けられている

RCS による姿勢制御が不可能と な っ た．ま た「は や ぶ

が，このジンバルプレートを傾けることにより，外乱となさ」はスピン状態になっており，さらにスピンが低下してる太陽輻射圧トルクや推力の重心オフセットを調整するこ

制御不能になりつつあった．復旧のためにはスピンアップとが可能である．このジンバルや燃料タンク，電源などをが必要だが，宇宙機からのテレメトリーが取れないため，含めたイオンエンジンシステムのシステム重量は 59 kg，探査機やイオンエンジンの状態がわからず，イオンジェッ

燃料を含めると125 kgであり，衛星重量の実に25％にあた

トを噴射は危険と判断し，中和器をガスジェットとして使る（ただし太陽電池パドル，バッテリーは含まない．）イオ

う案が提示された．前述のように，イオンエンジンのイオンエンジンシステムに関しては次章で詳細に述べる．

ン源の推力軸は宇宙機の重心を通っており，ジンバルを傾

２．
２ はやぶさの運用と遭遇したトラブル

けてもほとんどトルクを発生できないが，中和器のノズル

２００３年５月に打ち上げられた「はやぶさ」は地球スイン

は イ オ ン 源 の 軸 に 対 し て４５度 傾 い て お り，微 弱 な 力

グバイを成功裡に遂行し，２００５年の９月１２日にイトカワと（２０μN）ながらも大きなモーメントアーム（1 m）を取れる

ランデブー，同年１１月２６日にはイトカワへの軟着陸および［１３］．図２にトルク発生の模式図示す．このキセノンガス
２８３Journal of Plasma and Fusion Research Vol.86, No.5 May 2010

表１

「はやぶさ」の運用履歴．

時期

イベント，運用

２
０
０
３年５月
２
０
０
３年５月末

打ち上げ
イオンエンジン点火チェック，ベーキング
イオンエンジンによる動力航行開始

２
０
０
３年７月
２
０
０
３年１
０月，１
１月

不具合

観測史上最大級（X２８）の太陽フレ
アにより発電電力低下

往
路 ２
０
０
４年２月
近日点通過（0.86 天文単位）
運
２
０
０
４
年４月〜６月イオンエンジン停止，地球スイング
用バイ，イオンエンジン再点火
２
０
０
５年２月
遠日点通過（1.7 天文単位）

２００
５年８月，１
０月

２
０
０
５年９月
２
０
０
５年１
１月２
０日
２
０
０
５
年
１
１
月
２
６日
イ
ト
〃
カ
ワ

対策

太陽距離増加による発電量低下のため，イオンエンジンの台数を変化（３→２→１台＆スロットリング）
リアクションホイール（X 軸，
Y 軸） 残りのホイール（Z 軸）と化学推進
故障によるバイアスモーメンタム姿勢制御に切り替え

イトカワにランデブー（ゲートポジ
ション到達），科学観測開始
イトカワ 第１回タッチダウン
イトカワ 第２回タッチダウン
化学燃料配管故障．燃料漏洩により ベーキングによる探査機内部の凍結燃
スピンダウン
料の排出中和器ノズルからの Xe ガス
ジェットによるスピンアップ
ガス噴出により臨界ニューテーション角 救出運用開始
を越えるコーニング運動及び 高速スピン
（姿勢喪失）
，通信途絶

２
０
０
５年１
２月８日

２
０
０
６年１月２
６日

「はやぶさ」が太陽捕捉．通信復旧 バッテリー故障，化学推進使用不 帰還スケジュールを変更．
２
０
０
７年から
（テレメトリーは受信できず），
1 bit 能，高速スピン状態に陥り３軸制御 ２０１０年帰還へキセノンガスジェット噴通信により状態診断
への復旧困難射によるスピン低減とリオリ開始

２
０
０
６年２月末

地球指向．テレメトリー受信（通信確保）
イオンエンジンによるスピン低減
太陽輻射圧を利用した受動的太陽追尾制御を開始
バイパス回路を用いたバッテリー（７セル）の再充電開始バッテリーによるカプセルの蓋締め完了
三軸制御方法確立，イオンエンジン
による動力航行開始
第１期イオンエンジン加速完了．ホ
イール・エンジン停止
遠日点通過（1.6 天文単位）
近日点通過（0.95 天文単位）
第２期イオンエンジン加速開始．

救
０
０
６年５月
出 ２
運
〃
用
２
０
０
６年７月
２
０
０
７年１月
２
０
０
７年４月
２
０
０
７年１
０月
２
０
０
８年２月
２
０
０
８年１
１月
２
０
０
９年２月
０
０
９年４月
復 ２
路
運
用
２
０
０
９年８月

イオンエンジン D の中和器劣化（中 イオンエンジン C による加速に切り和器電圧の増加）
替え．ただし，エンジンの機能低下により低推力作動制限あり
姿勢系でSEU発生，セーフホールド 遠日点での電力不足による IES 停止に強制移行
スケジュールを前倒しして，そのま
まスピンモードに入れる．

２
０
０
９年９月
２
０
０
９年９月末
２
０
０
９年１
１月

遠日点通過（１．６天文単位）
イオンエンジン再点火

２
０
１
０年３月

軌道が地球リムに到達．イオンエン
ジンによる増速完了
軌道微調整

予 ２
０
１
０年４月〜
定
２
０
１
０年６月

スピンのまま第２期イオンエンジン点火まで無制御で太陽追尾に成功

軌道計画上の推力が不足．イオンエ イオンエンジンAの中和器とイオン
ンジン D への切り替えるが，中和器 エンジン B のイオン源を組み合わせた作動（クロス運転）
により機能復旧．
劣化により加速不可．

化学燃料に代わってイオンエンジ
ンによる調整化学燃料に代わってイオンエンジ
ンによる調整カプセルのリエントリー，「はやぶ
さ」消滅

２８４

Commentary

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S. Hosoda and H. Kuninaka

ジェット（XeGJ）により，「はやぶさ」はスピンアップにを解消するために，本来は外乱である太陽輻射圧をトルク成功した．しかし，その後大量の燃料漏洩とそれによる姿

源として利用した姿勢制御方法を確立した．図４に概略を

勢喪失が発生し，地上から一旦「はやぶさ」を見失った．そ示す．XeGJ を短時間噴射することによって Y 軸にトルクの後交信が回復するが，「はやぶさ」はバッテリーが故障を発生させると，ジャイロ効果により「はやぶさ」の Z 軸がし，さらに高速スピン状態に陥っていたため，まずは XeGJ

X軸周りに倒れる（図３の左）．これにより，＋Z面が受ける

でスピンダウンと姿勢変更を行った．これによってテレメ

太陽輻射圧の圧力中心は宇宙機の重心から外れ（図４のトリーが回復し，探査機やエンジンの状態がわかるように左），推進機では発生できない X 軸まわりのトルクが発生し，なったため，イオンエンジンをトルク源としたスピンダウ

Z 軸が太陽を自動的に追尾するように倒れていく（図４のンに切り替えた．これにより発生するトルクは 8 mN×0.01

右）．これはソーラーセイル技術の宇宙検証であり，いわm＝80 μN であり，キセノン消費を 1/20 に抑えることがでば，太陽帆船「はやぶさ」が誕生した瞬間でもある．

きたため，帰路の キセ ノ ン 枯 渇 す る 心 配 が な く なった

後に，イオンエンジンを作動させると，X 軸周りの予期［１２］．

せぬトルクが発生していることがわかった．この原因につ３ヶ月に及ぶ懸命のレスキュー運用により「はやぶさ」

いては４章で説明するが，エンジン自体の磁場によるイオは徐々に軌道離脱の準備を進めてきたが，イトカワの軌道

ンビームの旋回（スワール）や，ビーム太陽電池への衝突

を離脱し，地球へ向かってイオンエンジンで加速するためなどが原因と推測されている．しかし，太陽輻射圧トルクには３軸制御を確立しなければならない．しかし２つのホとイオンエンジンの発生するわずか数 μN・m のトルクを拮

イールと RCS を失った「はやぶさ」は，X 軸に積極的にト抗させることで姿勢制御を可能にしている．

ルクを発生できず Y 軸周りの姿勢変更ができない状態で

太陽輻射圧トルク，キセノンガスジェット，イオンエンジンあった（図３参照）．このまま放置すると「はやぶさ」の太によって，３軸制御復旧を果たした「はやぶさ」は，地球帰還

陽電池面は太陽を追尾できず，最終的に太陽電池に光が当を３年延ばした新たな軌道計画を作り，帰路についた．こたらなくなってしまう．それはバッテリーが 故 障 した「はやのように，臨機応変な運用にフレキシブルに対応できるのぶさ」にとっては宇宙機機能の全損を意味している．これ

は，イオンエンジンによる低推力・連続加速の大きなメ

図２

図４

キセノンガスジェットおよびイオンエンジン噴射によるス
ピンダウン．

図３

太陽輻射圧トルクを利用した Y 軸周りの姿勢制御方法（X 軸へのトルク発生方法）．

故障後の「はやぶさ」の姿勢制御．

２８５

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.86, No.5 May 2010

リットである．他方，化学燃料による軌道変換はタイミン度を得られるため，同じ宇宙ミッションに対して必要な時グがシビアであり，最適なタイミングを１日でも逃せば必間は増加するが推進剤の節約という恩恵を得られる．この要な燃料が激増し，計画が成立しなくなる可能性がある．

推進機の燃費の指標として良く用いられるのが「比推力その後なんとか軌道計画どおりの軌道変更を続けていた（Specific Impulse）」というもので "('と略され，次式のように示される．

が，２００９年４月，１万４千時間以上という最長作動実績を挙げていたイオンエンジン D の中和器がついに劣化の兆候

!
(
"
$ "
(
'#
*
'
& &

を示した．この劣化とは中和器電圧の上昇のことで，この電圧がある閾値を越えると，中和器の内部は自身で生成し（１）たイオンからのスパッタリングにより激しい損耗を受け，*は単位時間あたりに消費する推ここで，!は推力（$），'

ついには放出されるイオンと中和電子のバランスが崩壊す

進剤の重量（kg/s），("は推進剤の排気速度（m/s）および

る．これについての詳細は３章，４章で述べる．これを回&は重力加速度（＝9.8 m/s2）である．比推力の次元は秒で避するため，推力や点火の確実性はやや劣るが，比較的作表され，その意味は「単位重量の推進剤で単位推力を発生

動時間の短いイオンエンジン C に切り替えた（この時点させ続けられる秒数」であり，排気速度に対して比例関係

で，イオンエンジン B の中和器電圧は既に閾値に迫っていとなる．図５に様々な推進機の推力と比推力のマップを示たため使用しなかった．
）．その後も，5 mN 以下の低い推す．
有名なツィオルコフスキーのロケット方程式（式（２））

力ながら推力を発生し続け，懸案のエンジンの休止およびによれば，ロケットの軌道変更能力は，再点火にも成功した．しかし，イオンエンジンの運転もあと半年となった２００９年１１月，軌道計画上でより高い推力が#!%"("%& $##必要となったため，温存していたイオンエンジン D の再点火を試みたが，プラズマは点火するもののイオンの加速が（２）できない状態に陥った．このとき，イオンエンジン D の中と表される．ここで，#$，##，!% はそれぞれロケットや和器電圧が異常に高い値を示しており，この中和器が完全宇宙機の初期質量，エンジン噴射後の質量および軌道変換に劣化してしまったことが判明した．復旧運用で，イオン量の大きさを表す．式２を推進剤消費量 #''"#$!##をエンジン A と B についても単体での起動を試みたがすべて用いて変形すると，失敗に終わり，地球帰還が危ぶまれる事態となった．しか!%#''"#$#!!")'!!
"$("

し，「こんなこともあろうかと」回路中に追加したバイパ
スダイオードと，それぞれの中和器が個別の電源を持って（３）いたことが功を奏し，イオンエンジン B のイオン源とイオとなり，特定の !% に対して高い排気速度，すなわち高い

ンエンジン A の中和器を組み合わせた作動モード（我々は比推力を持つ推進機は燃料消費を指数関数的に抑えられる「クロス運転」と呼んでいる）で加速を開始し，窮地を脱しことを意味しており，イオンエンジンはまさにこの高比推た．イオンエンジン A はイオン源の不具合により，数時間力化を達成するために開発されてきた．

しか作動させていなかったため，中和器はほぼ新品のまま

イオンエンジンの構造について説明する．構造図は次節であったことも僥倖であった．このクロス運転の詳細と，の図６を参照されたい．イオン源の放電室内で，磁場に閉

クロス運転時の宇宙機電位とイオンエンジンシステムの電じ込められた１次電子との衝突によって生成されたプラズ

位の関係は４章で説明する．
このように，まさに帰還が危ぶまれるほどの状態の探査
機をイオンエンジンが多くの機能を補いつつ，その舵を着実に地球に向けて切り続けており，マイクロ波放電型イオ
ンエンジンの重要性・信頼性の高さを世界に大いに示すことができた．次章ではイオンエンジンの物理について詳細に解説する．

３．イオンエンジンの基礎
３．
１ 電気推進機の有用性とイオンエンジンの分類
これまで述べてきたように「はやぶさ」をイトカワとのランデブー軌道に投入した主推進機は，従来の化学推進機
でなく電気推進機の一種であるイオンエンジンである．電気推進は太陽光などの電力源から供給される電力を利用し，化学エネルギーに頼ることなく推進剤を高速で噴射するシステムである．特に，イオンエンジンはプラズマ化した推進剤を静電力によって高速に加速する推進機であり，
図５

他の電気推進機と較べて低推力であるが，より高い噴射速
２８６

様々な推進システムの推力密度と比推力分布．

Commentary

The Homeward Journey of Asteroid Explorer "Hayabusa" Powered by the Ion Engines

S. Hosoda and H. Kuninakaの開発は１９８０年代から始められ，１９８９年に１号機（Y-I）が完成する．その後改良が重ねられ，２００１年には !"!において，推進剤利用効率にして４倍，イオン生成コストにして1/10 もの性能向上と２万時間の耐久性を達成した．
「はやぶさ」のワーキンググループが発足したのが１９９４年であることを鑑みると，「５年，１０年先のニーズを読んだものづくり」の非常に良い例であると言えよう．
マイクロ波放電型イオンエンジンのシステム全体図を図６に示す．プラズマ源を正に，加速電極と中和器を負にバイアスするための３つの個別の電源が接続されている．
図６

マイクロ波放電式イオンエンジンのシステム図．

プラズマ源と中和器の電源を１つの電源で置換されることが多いが，「はやぶさ」のイオンエンジンシステムでは中マは，イオン源端の開口部から抽出される．開口部にはイ

和器のヘルスモニタや宇宙機電位の固定のために個別の電オンを加速する静電場が電極によって生成されており，加源を置き，それぞれの電源のリターンラインを宇宙機構体

速されたイオンは中和器から提供される電子によって中和に接続している．中和器電源の役割と宇宙機電位との相関され，高速で彼方へと飛び去っていく．イオンエンジンにについは３．
２．
３節と４章でそれぞれ詳細に解説する．プラは，イオン源のプラズマ生成方法によってカウフマン型，ズマを生成するためのエネルギー源であるマイクロ波は，

リングカスプ型，RF 型そして ECR 型の４種類に大別されアンプによって増幅された後に２つに分配され，それぞれる．カウフマン型，リングカスプ型は放電質内部の電子放絶縁器（DCブロック）を介してイオン源と中和器に導入さ出陰極と陽極によって直流放電を起こし，壁面に配置した

れる．推進剤であるキセノンは，タンクから流量制御系と永久磁石によって電子を閉じ込めている．カウフマン型と絶縁器（ガスアイソレータ）を介して，同じくイオン源とリングカスプ型ではこの磁場配置が異なる．最も早く宇宙中和器に供給される．ここで，マイクロ波系と推進剤供給作動に成功したのはカウフマン型であり，現在は三菱電機

系にそれぞれ絶縁器が挿入されているのは，イオン源がや英国 QinetiQ 社で製造されている．リングカスプ型のイ＋1.5 kV に，中和器が−10 V〜−50 V に DC バイアスされオンエンジンは世界で最も多く搭載されており，米国の深る必要があり，絶縁器がないとマイクロ波アンプと短絡し宇宙探査機 DeepSpace1，Dawn の主推進機である NSTARたり，推進剤の配管内でガス放電を起こしたりして，電圧や，L3 社が商用衛星に使用しているXIPSシリーズがある．

が印加できなくなるためである．DC ブロックとガスアイ

NSTAR エンジンはイオンエンジン単体での最高作動時間

ソレータは，このイオンエンジンのために共にインハウス（１６０００時間）の記録を持つ．XIPS シリーズはすでに７０台以開発された物である．DC ブロックは電気回路的にはコン

上が静止衛星に搭載されている．このような圧倒的な宇宙

デンサである．ただし，同軸ケーブル程度の寸法内で，実績がある直流放電型イオンエンジンであるが，放電室内

3 kV の絶縁耐圧を保ちつつ，4.2 GHz の高周波で 40 W 程度で発生したイオンが高い放電電圧によって陰極をスパッタのマイクロ波を低損失で通過させなければならない．この

リング浸食し，発生した金属粉が電極短絡を誘発するなど

ため，試行錯誤の後に宇宙環境での使用に耐える DC ブの故障モードが存在する．また電子発生源となる陰極も，ロックの開発に成功した．ガスアイソレータは配管中に金単純なフィラメントからホローカソードなどの耐久性に優属メッシュを挿入した部品で，3 kV の絶縁耐圧を保ちつれたものに変わったが，温度サイクルなどによるホローカ

つ，適当なコンダクタンスを満たせるよう設計されている．

ソードのヒーターの断線や，ゴミの付着による放電電極の「はやぶさ」のイオンエンジンシステムでは，イオン源，短絡などの場合，システムの全損故障へと発展する危険性

中和器，マイクロ波系を１セットして，合計４セットが搭がある．これらの問題に対して，ECR 型や RF 型の「無電載されている．ビーム引き出しと中和のための３種類の電極プラズマ生成」は大きなアドバンテージを持つ．無電極

源は３セット搭載されており，対になるイオンエンジンと放電によって生成されたプラズマは放電質壁面との電位差の接続を選択できる．よって，４機のイオンエンジンのうが小さく，スパッタリングが発生しない．また１次電子のち，３機を常用，１機をバックアップとして，宇宙機の電発 生 源 も 必 要 と し な い．RF 型 の イ オ ン エ ン ジ ン は 独

力に余裕があれば３台までの同時運転が可能である．ガス

EADS Astrium 社の RIT１０が静止衛星の Artemis に搭載さ系については，それぞれにバルブが挿入されているもの

れ，２機で７５００時間・台の作動実績を得ており，今後が期の，エンジン個別に流量を設定することはできない仕様と待される．以降，はやぶさに搭載されたマイクロ波放電型なっている．

イオンエンジン「!"!」について詳細に述べる．

「はやぶさ」のイオンエンジンシステムの設計戦略は「シ３．
２ マイクロ波放電型イオンエンジン

ンプル，ロバスト」である．イオンエンジンのオペレー

マイクロ波放電型イオンエンジン「!"!」は JAXA 宇宙

ションは，推進剤を流し，スイッチを順に入れていくだけ

科学研究所の電気推進工学部門にて研究開発され，そしてであり，イオンビームの電流と中和器からの電子電流を等世界で唯一の実用化された ECR 放電型イオンエンジンでしく保つ制御以外は行わない．推力は推進剤の流量のみにある．宇宙科学研究所のマイクロ波放電型イオンエンジン

よってコントロールされ，マイクロ波アンプや加速電源に
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Journal of Plasma and Fusion Research Vol.86, No.5 May 2010

よるフィードバック制御は（基本的に）行わないオープン

が，次に述べる「グリッドシステムによるビーム引き出し」

ループなシステムである．この設計により，新品から１万においてデメリットがある．

時間後の性能低下した状態においても点火が可能で，のべプラズマ生成部の磁場は電子の加速だけでなく，生成さ４万時間近くも宇宙作動実績を積み上げられた．さらに後れたイオンを壁面で損失させないようグリッドまで移送す

述する宇宙機の故障後の特殊な運用にも耐えたことが，こる役割も担っている．0.1 Tの磁界内では低速のイオンは半の設計戦略が正しかったことを示していると言えよう．

径数 mm のサイクロトロン運動をするため，磁場を横切る

ここからはマイクロ波放電型イオンエンジンでのプラズ運動が制限される．最終的に磁場がグリッドを貫く配置でマの振る舞いについて，上流側から順にイオン源，グリッ

あれば，イオンは磁場に添って効率的に移送されることにドシステム，中和器についてそれぞれ解説する．

なる．

３．
２．
１ プラズマ生成部（イオン源）

３．
２．
２ グリッドシステムによるビーム引き出し

図７にイオンエンジン内部の構造図を示す．プラズマをグリッドシステムはイオン源で生成したイオンを静電的生成するエネルギー源となるマイクロ波が図の左側のアンに加速噴射して推力を発生させる多孔状の電極の集合であテナを介してイオン源内に放射される．マイクロ波の周波

る．図１０にグリッドシステムの電位構造とイオンの軌跡の数は 4.2 GHz であり，このマイクロ波が導波管を通ってプ

概略図を示す．!"!では上流側からスクリーングリッド，

ラズマ生成部に伝播する．プラズマの点火では生成部内にアクセルグリッド，ディセルグリッドと命名された３枚の偶発的に存在する電子が火種となる．プラズマ生成部には電極によってグリッドシステムが構成される．それぞれの強力な永久磁石が配置してあり，この磁石が作る磁束密度

グリッドの厚みは 1 mm 程度で，2〜3 mm 程度の孔が数百!
，（T）に対応する電子サイクロトロン周波数 #（Hz）$個開けられている．グリッド同士の間隙は 0.3〜0.5 mm 程

#$!

"
!
"#%
#

（４）

と等しい周波数のマイクロ波が入射されると，電子サイク
ロ ト ロ ン 共 鳴 吸 収 過 程（ECR : Electron Cyclotron Resonance）によって電子が選択的に加速される．4.2 GHz に相当する ECR 磁場強度は 0.15 T である．加速過程にある電子は磁石間に形成された弓状の磁束管内に捕捉されて往復運動を繰り返す．往復運動する電子は磁石と平行方向にドリフト運動しながら，ECR 領域を通過するたびに加速を繰り返す．この様子を図８に示す．図７のように，プラズマ生
成部を１周するように磁気回路が形成されており，この近傍でプラズマが盛んに生成される．このため，周方向には
比較的均一であるが，半径方向には密度分布を持ったプラズマとなる．図９に作動中のイオンエンジンを正面から見た写真を示す．ドーナツ状の発光が見て取れる．この不均

図８

一性はビーム電流を最大にするために敢えて採用された

図７

イオンエンジンの構造．イオン生成部，イオン加速部（グリッド）および中和部から成る．

図９

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プラズマ生成部における ECR 電子加熱機構．

作動中の μ 10 の発光の様子．図下の輝点は中和器のプラズ
マジェット．

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図１
０ グリッドシステムの電位構造とイオンの軌跡．

度であり，これらの寸法はビームの収束性を可能な限り良くするように設計されている．スクリーングリッドはイオ
ン源 と 同 電 位で，1.5 kV 程 度 の 正 電 位 が バ イ ア ス さ れる．アクセルグリッドには 320 V の負電位がバイアスされ，スクリーンとアクセルの間に発生した電場によりイオンが引き出される．ディセルグリッドは宇宙機グランド電位となっており，ディセルとアクセルの間は，スクリーン−ア

図１
１ プラズマ状態とビームの軌道の関係．

クセル間とは逆の電界がつくられ，この電界が下流からの電子の逆流を防ぐ．この電子の存在理由については次節の推力が低下する．よってグリッド損耗の観点からはより均中和器の説明で後述する．この領域はイオンビームの空間

一なプラズマ生成が望まれる．

電荷のため，電位が上がりやすい．よってアクセルグリッ

グリッド損耗を少しでも減らすため，「!"!」システム

ドの電位は十分に負に沈める必要がある．表２にグリッド

では，よりスパッタ率の低いカーボン・カーボン複合材をシステムの諸元をまとめる．アクセルグリッドの孔径が最初めて採用した．一般的には，イオンエンジンの電極にはも小さいのは，ビームを収束する目的の他に，まだ電離しモリブデンなどの金属が使われることが多いが，320 eVていないキセノン原子をプラズマ生成部内に追い返す「仕のキセノンイオンに対するカーボン・カーボン複合材（炭切り」の 役 割 も 兼 ね る．グ リ ッ ド の 静 電加 速 部 の 長 さ素の繊維を炭素の充填材で固めたもの）のスパッタ率は，（図１１中の!#）はプラズマの温度や密度，電極間の電位差にモリブデンのそれの半分に抑えられる．

依存し，密度が適当である時は収束したビームがとなる．

３．
２．
３ 中和器

少ない密度では !#が増大し，シース面が顕著な凹型とな中和器の仕事は，大別して（１）イオン源から引き出される．このシース面から引き出されたイオンは中心軸乗で交たイオンビームの電荷と等量の負電荷を放出し，宇宙機の差し，アクセルグリッドに直撃する．逆に高い密度では，電気的中性を維持することと，（２）噴射したイオンを中性!#は減少してシース面は凸型となる．ビームは発散し，や化して安定なプラズマ状態として宇宙空間に滞在させるこ

はりアクセルグリッドに衝突する．この様子を図１１に模式との２つである．すなわち，加速されたイオンビームは何的に示した．これに加え，ビームが発散するとその分だけもしなければ宇宙機の負帯電かイオンの空間電荷による電位上昇によって，電極あるいは宇宙機に引き戻され，推力

表２
グリッド

グリッドシステムの諸元一覧．

を発生することができない．
電子放出源としては，近年ホローカソードが多く用いら

印加電圧（V） 厚み（mm） 孔の直径（mm） 間隙（mm）

スクリーン

+1500

0.95

3

アクセル

−320

1

1.8

れている．ホローカソードはオリフィスのついた金属の筒と外部の引き出し電極から成る．金属の筒にガスを導入し0.32てヒーターで加熱することで，筒の内部に溶接された低仕
0.5

ディセル

0

1

事関数の電極から熱電子が放出される．この熱電子が外部2.8の電極（キーパー電極と呼ばれる）で加速され，途中のガ
２８９

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.86, No.5 May 2010セノンガスジェットを可能にした．）．

スと電離衝突することで，加速部内で電気的な中性が保たれるため，空間電荷制限電流によってリミットのかかる熱

前述したように，「!"!」システムでは宇宙機のグラン

電子量以上の電子引き出しが可能となる．このようなプラドに接続された専用の負電源を介して中和器から電子を引

ズマを伴った状態をプルームモードと呼ぶ．フィラメント

き出している．これは，中和器電圧（＝イオンビームとののように単純に熱電子だけを放出しているわけではないこ

接触電圧）をモニタすることで，中和器の性能をリアルタとに注目して欲しい．ヒーター作動時のホローカソードのイムに評価する目的がある．性能が良い状態では，低い中作動温度は 800℃ 以上にもなり，ヒーターが寿命要素とな和器電圧でも効率的に電子を生成し，イオンビームに供給

る．また低仕事関数を達成するために塗布する活性剤は大できるが，内部の劣化やマイクロ波電力の低下などで徐々

気暴露により性能を失うため，打ち上げ前の管理に慎重をに性能が低下すると，電子を引き出すのにより高い電圧が要する．これらの問題を克服するためにマイクロ波型中和必要となる．さらに，閾値を越えた中和器電圧では，中和器が開発された．図１２にマイクロ波型中和器の概略図を示

器内壁に飛び込むイオンによりスパッタが発生する．ス

す．マイクロ波型の中和器もホローカソード同様，放電プ

パッタ率は電圧に対して指数的に増加することから，高いラズマを伴うプルームモードで作動する．ただし，中和器

電圧での運転は中和器の急激な劣化を招く．キセノンイオ

内部の一次電子はイオン源同様に ECR 加熱によるプラズンが中和器内壁の材料であるモリブデンをスパッタするエ

マから供給される．中和器本体は専用の電源によって負にネルギーの閾値は 50 V であるため，「はやぶさ」ではこれバイアスされており，生成されたプラズマから電子が外部を監視項目とした．

に向かって引き出され，オリフィス近辺でさらに電離衝突

４．プラズマと宇宙機の相互作用，イオンエンジ
ン運用上の問題点を起こして電子を増加させる．開発初期の実験によると，放電室内から引き出される電子電流は全中和電流の 1/3 程度である［１３］．放電室内部のプラズマ密度は，測定の結果

この章では，２・３章で触れたイオンエンジンのプラズ

6×1017 m−3 程度であり，4.25 GHz におけるカットオフ密

マと宇宙機との相互作用やイオンエンジン運用上の問題と度（2×1017 m−3）を越える overdense プラズマが生成されなる事などを説明する．

ている．一方イオンは引き出された電子の代わりに壁面に前述したように，グリッドの浸食は寿命要素の一つであ

入射し，電流ループのカウンターパートを担う．壁に衝突る．電位の関係で，浸食を受けるのは負電位のアクセルグ

したイオンは再結合して再度プラズマの材料として利用さリッドとディセルグリッドであるが，アクセルグリッドのれる．この結果，0.2〜0.5 sccm（standard cubic centimeter

損耗による孔の広がりは，中性粒子の閉じ込め性能の低下

per minute：標準状態における１分あたりの体積流量）とと，孔の中央部の空間電位の上昇を引き起こす．空間電位

いう低流量での作動が可能である．

がマイナス数 V まで上昇すれば，中和器から放出された電また中和器から放出された電子のイオンビームへの輸送

子がイオン源内部に逆流する．イオンと電子の移動度の違についても，中和器オリフィスから出るプラズマジェット

いから，イオン源内部からイオンを引き出すよりも電子ががイオンビームと接触することで電子の通り道を作り，イ

イオン源内に進入する方が容易であるため，この逆流電子

オンビームへの到達を容易にしている．仮に電子だけを放によるイオン源−電源−中和器の電流ループができてしま出した場合，空間電荷により中和器の近傍で電子の移動がい，イオンを引き出せなくなってしまう．また極端な損耗阻害され，電子を加速させるための引き出し電圧が増加しはグリッドの機械的な破壊を引き起こし，電極間の短絡にて電力も増加するため不利である．イオンビームと中和器発展する．このアクセルグリッドの損耗は，ビームの直撃は近いほど好ましいため，「!"!」システムの中和器ではの他に電荷交換衝突によって発生した低速イオンによるスビームの直撃を避けつつビームにできるだけ近づけられる

パッタリングによって発生する．これはアクセルグリッド

よう，４５度の角度でグリッド脇に配置した（これが幸いキから僅かに漏れ出した低速の中性キセノン原子が，加速中のキセノンイオンと衝突し，互いの電荷のみを交換して発生するイオンで，アクセルグリッドの電圧分，即ち 320 eV
でアクセルグリッドに衝突する．真空チェンバによる地上試験では，宇宙空間よりも真空度が悪いため，この効果はより顕著になる．このようにグリッドは非常にクリティカ
ルな部分であるため，グリッドの開発には数値計算をはじめとして，十分な検討がなされているが，最終的には耐久試験による実時間の暴露試験を行わざるを得ないのが現状である．ただし，「!"!」の地上試験では２万時間以上の作動後でも極端な損耗は見られず，上記のような電子逆流が起こる心配はない．これもカーボン・カーボン複合材という新素材の積極的な利用によってもたらされた産物である．
次に中和不良とクロス運転時のプラズマ干渉について述

図１
２ マイクロ波型中和器の概略図．

べる．「中和不良」とは，イオン源から放出したイオン電
２９０Commentary

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図１
３ イオンエンジンの作動状態と宇宙機電位の相関（左図：通常の状態，中央図：中和不良時の状態，右図：クロス運転時の状態）．

流に対して等しい電子電流が得られない状態のことを指す．２章の最後に述べた，イオンエンジン B，D の中和器が劣化した状態がそれである．中和不良になると宇宙機の電位は大きく変化し，様々な好ましくない事象が発生する．
宇宙機の電位の模式図を図１３に示す．通常は，図１３の左側
は通常の状態の電位構造である．電源のグランドは宇宙機構体に接続され，これが周辺のプラズマの電位と等しくなる．このプラズマの電位に対して，イオンビームと中和電子がそれぞれ加速されて電流ループが閉じる．前章で述べたように，中和電流はイオンビームと等しくなるように定電流制御され，その電流を引き出すのに必要な中和器電圧が自動的に調整される．しかし，劣化が進み電源の出力できる電圧レンジを越えると，イオン電流と中和電流のバラ
ンスは崩れる．宇宙機は宇宙空間に浮かべられた導体であ

図１４ 中和不良発生時のテレメトリ例．０分あたりで高電圧を印加．

るので，電気的にはコンデンサとみなされる．宇宙機の無限遠方に対する静電容量は pF とか nF のオーダであること

れはまさに，バーチャルアノードが形成されている証拠でから，わずか数 mA の電流の不一致でも宇宙機の電位は瞬ある．

間的にイオンビームと等しい‐1.5 kV まで沈み込む（図１３

最終的に，この状態からクロス運転で加速を開始した．

中央）．その際，keV のエネルギーを持つイオンビームはそのときの電位構造を図１３の右図に示す．クロス運転は，

ディセルから数 mm の距離ではね返り，アクセル・ディセ（１）それぞれのエンジンと中和器に個別に電源が取り付け

ルグリッドへの過電流，グリッドや宇宙機の表面の激しいられていたことと，（２）電源と並列にバイパスダイオード

損耗などを引き起こす．この状態を，陽極がビームをはねが挿入されていたことにより実現した．もちろん，中和器返しているように見えることから「バーチャルアノード」

電源の定電流制御が任意のスクリーン電源をリファレンスと呼んでいる．

として選択できれば申し分なかったが，厳しい重量条件の

図１４に「はやぶさ」イオンエンジン D の点火不能時のテために，軽量でパッシブなバイパスダイオードの挿入といレメトリーデータを示す．マイクロ波によるプラズマ点火

う次善の策を採用した．中和器 A の電源はイオン源 A のプには既に成功しているが，スクリーン電極への高圧電源をラズマが点火していないため，強制的に 0 A の定電流制御

オンした瞬間にイオンビーム電流が一瞬だけ流れてすぐ止に固定されてしまう．このままでは中和電流は流せない

まっているのが見て取れる．しかし，中和器電圧は開放電が，中和器電源と並列に挿入されているバイパスダイオー

圧の 100 V 近くまで上昇しているにも関わらず，中和器電ドのおかげで電流ループが閉じる．中和器 A の電位は宇宙

流はほとんど流れていない．さらにアクセルグリッドに 30機と等しいので，電子の引き出しのために，宇宙機全体がmA もの過電流（通常は 0.3 mA 以下）が流れており，異常負に沈んで電子を引き出している．この宇宙機電位は自動を検視した機上の制御器が電源をオフしたため，次の瞬間で調整されるが，この電位を知る術は乏しい．図１３の右図には中和器を除くすべての電源がリセットされている．こからわかるように，宇宙機電位が負に沈んだ分だけ，イオ
２９１Journal of Plasma and Fusion Research Vol.86, No.5 May 2010ンの加速される電位差も低下し，結果として推力が低下する．この推力は「はやぶさ」のドップラーモニタによって実測されており，ビーム電流とスクリーン電圧によって求められる推力との差を見れば，理論上は電位の沈み込み分が計算できる．しかしながら，このドップラーモニタによる推力計算は 誤 差が 大 き く，宇 宙 機 電 位 に 換 算 しても100 V 単位の誤差を含むため，詳細な電位の解析は不可能である．中和器電圧はそのまま中和器のヘルスモニターであるため，現在は中和器 A がどの程度健全であるのかわからず，手探りの運用が続けられている．

図１
５ イオン源からの漏れ磁界によるビームの旋回（スワール）．

最後に，マイクロ波放電型イオンエンジンが作るスワー
ルトルクについて説明する．マイクロ波放電型イオンエン

電型イオンエンジンのシリーズも続々開発中であり，イオ

ジンはグリッド近傍にプラズマ生成部が存在するため，プンエンジンのトップランナーとして途切れることなくノウ

ラズマ維持のための永久磁石の作る磁場が加速部以遠にまハウの蓄積を続けていきたい．

で到達する．模式図を図１５に示す．イオンビームはローレ

２０１０年２月現在，「はやぶさ」との地球との距離は３千

ンツ力により曲げられ，結果としてイオンビームは旋回す

万 km まで迫っている．「はやぶさ」との交信時間も数分るように放出される．このトルクは数 !N・m と非常に小になり，運用していてもいよいよ近さを実感できている．

さく，地上実験での測定系では測れないレベルであり，往太陽の向こう側で，電力不足でヒーターの設定を細かく見

路の健全な状態の「はやぶさ」は，この擾乱をホイールや直していた日々が遠い昔に感じる．イオンエンジンに科せ

RCS という強力なアクチュエータで押さえ込んでいたた

られた増速も，あとわずか数十 m/sである．しかしながら，め，その存在に気づかなかった．
「はやぶさ」の４機のイ「はやぶさ」の状態はいまだ楽観できる状態ではない．Z

オンエンジンの磁場配置は全て等しいため，作動させた台軸のリアクションホイールの寿命やイオンエンジンの故数分だけスワールトルクは増加する．このようなトルク

障，リエントリーカプセル部品の経年変化など，リエント

は，イオンエンジンと同じく利用されるホールスラスタでリーと言う一瞬のタイミングのロスも許されない「待ったも発生している筈である．簡単な対処案としてはペアとななし」の運用に突入するには不安要素の方が多い．しかし，るエンジン同士の磁場配置を逆にすることが挙げられる

ミッションの成功のため人事を尽くす所存である．今後，が，外部の磁場同士の干渉により，中和器の動作に影響が新たなトラブルが起こらなければ，「はやぶさ」は地球近出る可能性がある．

傍で再突入用カプセルを放出し，衛星構体とカプセルが共に地球大気に突入する予定である．この解説が掲載される

５．まとめと今後の展望

頃，南の空に二筋の流れ星が輝き無事にカプセルが回収さ「はやぶさ」は現在も動力航行を続けている．予想されれることを祈る．

る軌道も日々地球に近づきつつあり，帰還までの日数もあと半年を切った（２０１０年１月時点）．「はやぶさ」に搭載さ参考文献れた，日本独自のマイクロ波放電型イオンエンジン「!"!」［１］川口淳一郎：プラズマ・核融合学会誌 82, 215 (2006).
［２］國中 均：プラズマ・核融合学会誌 82, 300 (2006).
［３］山田哲哉，安部隆士：プラズマ・核融合学会誌 82, 368(2006).
［４］田原弘一：プラズマ・核融合学会誌 83, 265 (2007).
［５］荒川義博，國中 均ほか：イオンエンジンによる動力
航行（宇宙工学シリーズ８，コロナ社，２００６）．
［６］栗木恭一，荒川義博：電気推進ロケット入門（東京大学
出版，２
０
０
３）
［７］曽根理嗣ほか：電気化学および工業物理化学 75, 950(2007).
［８］國中 均ほか：日本航空宇宙学会論文集 52, 129 (2004).
［９］五家建夫ほか：太陽地球環境情報サービス「臨時」ユー
ザーズフォーラム講演集（２
０
０
３）
．
［１
０］H. Maejima et al., Proceedings of 2nd International Energy Conversion Engineering Conference (2004).
［１１］細田聡史ほか：日本航空宇宙学会論文集 54, 427 (2006).
［１２］白川健一ほか：第１６回アストロダイナミクスシンポジ
ウム講演後刷り集 pp.195 (2006).
［１３］小 野 寺 範 義 ほ か：日 本 航 空 宇 宙 学 会 論 文 集 49, 27(2001).

は深宇宙探査機の主推進機としてだけでなく，失われた姿
勢制御機能も補いつつ，着実に宇宙作動実績を重ねている．また昨年冬のトラブルでは，故障した２つのエンジン
をリンクさせた新しい複合形態で運転を再開させた．これは複数のエンジンセットに個別の電源を持ち，かつ地上実
験では再現できない状態（別のエンジンの中和）も想定して作られた「!"!」システムのロバストネスと高い信頼性のなせる技である．
「!"!」システムの高い宇宙実績が認められ，小型の静止衛星の南北制御推進機として国内外に商用展開することになったことも記憶に新しい．はやぶさに搭載された「!"!」は，単体の作動時間では世界一を米国に譲るものの，１つのシステムとしての積算作動時間は４万時間・台に迫り，世界一の座を奪取した．とはいえ，中和器は地上で２万時間近い耐久性を確認しながら，宇宙では１万時間足らずで性能が低下してしまい，このシステムの寿命を律速してしまっている．現在，本研究室ではこの宇宙空間特有の中和器の劣化モードの特定と中和器のさらなる改良に関する取り組みを開始した．またマイクロ波放２９２Commentary

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し細 田 聡 史１９
７
３年生まれ．２
００
３年東京大学大学院工学系研究科博士課程修了［博士（工学）］．九
州工業大学を経て，現在は宇宙航空研究開発機構（JAXA）
・宇宙科学研究所で研究員としてイオンエンジン開発と「はやぶさ」運用に従事．専
門は非化学推進，プラズマ工学，宇宙機帯電，宇宙機器の研究開発など．

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さと

なか

ひとし

國 中

くに

均

昭和６
３年東京大学大学院工学系研究科博士課程修了，工学博士．現在，宇宙航空研究開発機構・宇宙科学研究所・宇宙輸送工学
研究系・教授，及び月惑星探査プログラム
グループ・探査機システム研究開発グループ・リーダー．

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だ!!!!!!!!!!!!!!

ほそ!!!!!!!!!!!!

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S. Hosoda and H. Kuninaka!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

■はやぶさ，地球へ！〜帰還カウントダウン〜
小惑星探査機「はやぶさ」は，２０１０年６月に計画中の地球帰還に向け航行を続けています．２０１０年３月２７日
１５時１７分（日本時間）にイオンエンジンによる第２期軌道修正を終了し，地球の中心から約２万 km の位置を通過する軌道への誘導に成功しました．現在，「はやぶさ」は地球再突入へ向けた軌道修正マヌーバ（TCM: Trajectory Correction Maneuver）の段階にあります．
２０１０年５月４日１１時５７分（日本時間），TCM-1 までが正常に終了されたことを確認しました．この運用により，豪州上空を通過する時刻を調整しました．なお，５月４日の「はやぶさ」と地球との距離は約１６６０万 kmで，探査機の状態は良好です．
「はやぶさ」搭載カプセルの地球帰還に関しては，４月１６日に着陸想定地を管轄する豪州政府から着陸許可を得ました．カプセルの再突入の日時は，現在の計算によると，２０１０年６月１３日，日本時間２３時頃（協定世界時１４時頃），着陸場所は豪州ウーメラ立入制限区域の予定です．
「はやぶさ」関連の情報は，特設サイト【はやぶさ，地球へ！〜帰還カウントダウン〜】（サイト URL http://hayabusa.jaxa.jp/）にて随時発信しております．皆様のアクセスをお待ちしております．
（宇宙航空研究開発機構

JAXA）

図の説明：今後の TCM 計画（右上）と各 TCM 後の地球近傍における「はやぶさ」通過軌道の変化予想図．各図の説明については右上の図を参照．

２９３