イオンエンジン

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ジェット推進研究所(JPL)のキセノンイオンエンジン

イオンエンジン (Ion engine) は、電気推進とよばれる方式を採用したロケットエンジンの一種であり、マイクロ波を使って生成したプラズマ状イオンを静電場で加速・噴射することで、推力を得るロケットエンジンである。イオン推進イオンロケットイオンスラスタなどともいう。最大推力は小さいが、比較的少ない燃料で長時間動作させられる特徴をもち、打ち上げられた後の人工衛星宇宙探査機の軌道制御に用いられることが多い。

以前は実証試験として搭載される例が多かったが、近年では、従来のヒドラジン系推進器に替わる標準装備となりつつある。比推力化学ロケットよりも格段に高いため、静止衛星の長寿命化に貢献している。

推進原理[編集]

イオン推進の概念図

陽イオン源で推進剤を陽イオン化して電界の中に放出すると、正の電荷をもつ陽イオンは負電極にむかって加速運動を始める。このとき機体は陽イオンが得た運動量総和と同じ大きさで逆向きの運動量を得る(すなわち、イオンの加速の反作用により機体が加速する)。イオン源の反対側にある負電極はグリッド状(グリッド電極)になっているため、加速された陽イオンのほとんどは負電極に衝突せず通過していく。その後通過した陽イオンは、再び負電極や機体に引き戻されないように、電子を放出する陰イオン源(中和器)により電気的に中性にした上で外部に放出される。陽・陰イオン源と電極は機体の各部位の電位を維持するために電気的に接続されている。

推進剤のイオン化手法や電極の構成には後述のように複数の方式があるが、陽イオンを加速することで推力を得ることがイオンエンジンの特徴である。つまり、キセノンガスにマイクロ波を当てることによって 電離し、キセノンイオンに電圧をかける(静電気を当てて加速させる)ことによって加速・放出し推力にしている。

なお、推進剤としてはキセノンを用いる場合が多い。他にリチウムビスマスを用いる形式もある。→参照:ロケットエンジンの推進剤。また、高度数百km以下の低軌道を周回する衛星においては、希薄に存在する大気を吸気して、これを推進剤として利用する事が構想されている。

静電荷電粒子推進器[編集]

電極静電荷電粒子推進器[編集]

静電荷電粒子推進器の仕組み

静電荷電粒子推進器は推進剤としてアルゴン、キセノン、クリプトンなどのプラズマになりやすい元素を使用する。加熱されたフィラメントの陰極からの電子でガスをイオン化する。この方式は電子の損失が大きい。 加速したイオンビームをそのままにしておくと、宇宙機側がイオンと逆の電荷に帯電し、ビームが戻ってきて推進できなくなる。それを防ぐため、イオンビームを噴射した後逆電荷を噴出してビームを電気的中性のプラズマに中和する[1]

電極型静電推進器の研究 (past/present)
  • NASA Solar electric propulsion Technology Application Readiness (NSTAR)
  • NASA’s Evolutionary Xenon Thruster (NEXT)
  • Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS)
  • High Power Electric Propulsion (HiPEP)
  • Dual-Stage 4-Grid (DS4G)[2] [3]


ホール効果推進器 (ホールスラスタ)[編集]

ホール効果推進器の概念図

ホール効果推進器 (ホールスラスタ) は荷電粒子を筒状の陽極とマイナスに帯電したプラズマとの間で加速する。推進剤の塊は陽極から注入されイオン化される。比較的高い比推力を持ち、比較的低い電力でも大きな (イオンエンジンに比べて) 推力密度を発揮する。ただし、特有の推力ノイズを持つ [4]

電界放射式電気推進 (FEEP)[編集]

電界放射式電気推進 (FEEP:Field Emission Electric Propulsion) は液体の金属イオンを加速して推力を得る単純なシステムである。セシウムを短い隙間から流して加速環に導く。セシウムとインジウムが原子量が大きいので使用される。イオン化傾向が小さく、融点が低いからである[5][6]

応答性がよく制御性に優れ、推力ノイズが少ないという利点を持つ。イオンエンジンと同様に中和器が必要となる。

セシウムを推進剤とする二次元スリット構造タイプと、インジウムを推進剤とする三次元プラグ構造のものがある。

また、FEEPと同様の構造で、(電離していない) 金属粒子を直接噴射するコロイドスラスタというものが存在する。

電磁荷電粒子推進器[編集]

パルス誘導推進器 (PIT)[編集]

パルス誘導推進器 (PIT) はパルスを連続的に出す事で推進力を得るものである。メガワット級の出力を出す事が出来る。アンモニアガスが通常使用される。コイルから発生する磁場で荷電流子を集束させて噴射する。ローレンツ力を用いる [7]

磁場プラズマ力学 (MPD) / リチウムローレンツ力加速器 (LiLFA)[編集]

磁場プラズマ力学推進器 (MPD) プラズマ化したリチウムイオンをローレンツ力で加速する(LiLFA) [8] [9]

比推力可変型プラズマ推進機(VASIMR)[編集]

比推力可変型プラズマ推進機 (VASIMR) DCアークジェットよりもはるかに高いプラズマ温度を達成することが可能である。電熱加速のシステムとも、電磁加速のシステムであるともいえる。

無電極プラズマ推進器[編集]

無電極プラズマ推進器英語版は2つの特徴がある。電極の消耗がないことと出力を加減できることである。電極が消耗する要因はイオンにさらされるからである。電極の寿命が事実上イオンエンジンの寿命と言っても過言ではない。中性のガスは電磁波によってイオン化され、別の電磁波によって加速される。イオン化と加速の分離は出力を加減することを可能にした[10]

特徴[編集]

イオンロケットは化学ロケットの10倍以上の比推力を誇り、また非常に高い速度差が実現可能である反面、その加速に要する時間は非常に長い。これはイオンは軽量であり、推力密度が低いためである。また、イオンが高速でグリッド電極に衝突するため、長期間にわたる運用ではグリッド電極の侵食が問題になる。

応用[編集]

イオンエンジンは推力密度が低いことや真空中でしか作動できないため、地球からの打ち上げに使うことはできない。その反面、少ない推進剤で長時間作動させる事により大きな速度変化を与えることが可能であるため、静止衛星の、軌道上の位置ずれ制御や、惑星間飛行、小惑星彗星探査などの用途には最も適している。実際に使用された例として以下のようなものが挙げられる。

SERT I (NASA)
電気推進器試験衛星。イオンエンジンの動作テスト。8cm径Cs使用エンジンと10cm径Hg使用エンジンをテスト。1964年7月20日打ち上げ。
SERT II (NASA)
電気推進器試験衛星。イオンエンジンの動作テスト。15cm径Hg使用エンジンをテスト。1970年2月3日打ち上げ。
きく4号 (ETS-III) (NASDA)
技術試験衛星。2mN級イオンエンジンの動作テストを実施、1982年(昭和57年)9月3日打ち上げ。
きく6号 (ETS-VI) (NASDA)
技術試験衛星。南北制御用25mN級イオンエンジンXIESを搭載。アポジモーターの不調で静止軌道投入を断念。動作試験を行う。1994年(平成6年)8月28日打ち上げ。
かけはし (COMETS) (NASDA)
通信放送技術衛星。南北制御用25mN級イオンエンジンXIESを搭載。第2段ロケットの不具合により静止軌道投入を断念。動作試験を行う。1998年(平成10年)2月21日打ち上げ。
イオンエンジンを作動させているDeep Space 1の想像図
Deep Space 1 (NASA)
技術試験探査機。主推進器としてNSTARを1機搭載。小惑星 (9969) ブライユボレリー彗星に接近。1998年10月24日打ち上げ。
ARTEMIS (ESA)
光通信実証衛星。南北制御用にRITA-10UK-T5を2機ずつ搭載。アリアン5の不具合によって半分以下の高度に投入されたが、主推進機として転用することで静止軌道まで達した。2001年7月12日打ち上げ。
はやぶさ (MUSES-C) (ISAS/JAXA)
工学実験探査機。主推進器として、イオン源・中和器共にマイクロ波放電式を採用した8mN級イオンエンジンμ10を4機搭載。小惑星 (1998SF36) イトカワに到達。2003年(平成15年)5月9日打ち上げ。2010年(平成22年)6月13日地球に帰還。
SMART-1 (ESA)
月探査用の技術試験衛星。68mN級ホールスラスタPPS-1350を主推進器として搭載し、月軌道までイオンエンジンで航行。2003年9月27日打ち上げ。
きく8号 (ETS-VIII) (JAXA)
技術試験衛星。南北制御用25mN級イオンエンジンXIESを搭載、2006年(平成18年)12月18日打ち上げ。
Dawn (NASA)
小惑星探査機。小惑星ベスタ準惑星ケレスの探査を予定。主推進器としてNSTARを3機搭載。2007年9月27日打ち上げ。
GOCE (ESA)
地球重力場観測衛星。低高度における空気抵抗相殺の為の主推進機としてUK-T5を2機搭載。2009年3月17日打ち上げ。
LISA パスファインダー (ESA)
技術試験衛星。別名SMART-2 2013年打ち上げ予定。欧製FEEPと米製コロイドスラスタを搭載し宇宙重力波望遠鏡の試験を行う予定。
ベピ・コロンボ (ESA & JAXA)
水星探査機。水星軌道までの主推進器として採用予定。

その他、1997年8月に打ち上げられたPAS-5以降、商用通信衛星でもイオンエンジンを装備する衛星が出てきており、HS-601HP(現在のBoeing-601HP)衛星バス、Boeing-702衛星バスでXIPS (xenon ion propulsion system) が使われている[11]

脚注・参考文献[編集]

  1. ^ Innovative Engines”. 2007年11月19日閲覧。
  2. ^ “ESA and ANU make space propulsion breakthrough” (プレスリリース), ESA, (2006年1月11日), http://www.esa.int/esaCP/SEMOSTG23IE_index_0.html 2007年6月29日閲覧。 
  3. ^ ANU Space Plasma, Power & Propulsion Group (SP3) (2006年12月6日). “ANU and ESA make space propulsion breakthrough”. DS4G Web Story. The Australian National University. 2007年6月30日閲覧。
  4. ^ Oleson, S. R., & Sankovic, J. M.. “Advanced Hall Electric Propulsion for Future In-Space Transportation”. 2007年11月21日閲覧。
  5. ^ Marcuccio, S.. “The FEEP Principle”. 2007年11月21日閲覧。
  6. ^ Colleen Marrese-Reading, Jay Polk, Juergen Mueller, Al Owens. “In-FEEP Thruster Ion Beam Neutralization with Thermionic and Field Emission Cathodes”. 2007年11月21日閲覧。
  7. ^ Pavlos G. Mikellides. “Pulsed Inductive Thruster (PIT): Modeling and Validation Using the MACH2 Code”. 2007年11月21日閲覧。
  8. ^ K. Sankaran, L. Cassady, A.D. Kodys and E.Y. Choueiri. “A Survey of Propulsion Options for Cargo and Piloted Missions to Mars”. 2007年11月21日閲覧。
  9. ^ Michael R. LaPointe and Pavlos G. Mikellides. “High Power MPD Thruster Development at the NASA Glenn Research Center”. 2007年11月21日閲覧。
  10. ^ Gregory D. Emsellem. “Development of a High Power Electrodeless Thruster”. 2007年11月21日閲覧。
  11. ^ http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/factsheets/xips/xips.html

関連項目[編集]