パルスプラズマスラスタ

パルスプラズマスラスタ（ PPT ）は、プラズマジェットエンジンとも呼ばれ、電気推進の一種である^[1]。PPTは一般に、電気推進の最も単純な形式と見なされており、1964年から2つのソビエト探査機であるゾンド2号とゾンド3号で飛行した最初の電気推進形式であった^[1]。PPTは通常、豊富に利用可能な太陽エネルギーからの余剰電力で宇宙機に搭載される。

操作[編集]

ほとんどのPPTは、推進剤に固体材料（通常はポリテトラフルオロエチレン (PTFE) ）を使用するが、液体または気体の推進剤を使用するものはほとんどない。 PPT動作の最初の段階では、燃料内で電弧が発生し、燃料のアブレーションと昇華を引き起こします。このアークによって生成された熱により、結果として生じるガスがプラズマに変わり、それによって帯電したガス雲が作成される。アブレーションの力により、プラズマは2つの帯電したプレート（アノードとカソード）の間を低速で進む。プラズマが帯電しているため、燃料は2つのプレート間の回路を効果的に完成させ、プラズマに電流を流すことができる。この電子の流れは強力な電磁場を生成し、それがプラズマにローレンツ力を及ぼし、プラズマをPPT排気から高速で加速する^[1]。その動作はレールガンに似ている。パルスは、燃料の各バーストに続いてプレートを再充電するために必要な時間、および各アーク間の時間のために発生する。パルスの周波数は通常非常に高いため、ほぼ連続的で滑らかな推力を生成する。推力が非常に低い間、PPTは長期間連続して動作することができ、大きな最終速度を生み出す。

各パルスで使用されるエネルギーはコンデンサに蓄えられる^[1]。各コンデンサの放電間の時間を変えることにより、PPTの推力と消費電力を変えることができ、システムの多様な使用を可能にする^[2]。

化学的推進力との比較[編集]

宇宙船の速度の変化の方程式は、次のようにロケット方程式( ツィオルコフスキーの公式 )によって与えられる。

\Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}

\Delta v\

はdelta-vです-車両の速度の最大変化（外力が作用しない場合）、

v_{\text{e}}

は実効排気速度（

v_{\text{e}}=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}

)

I_{\text{sp}}

は比推力

g_{0}

は標準重力

\ln

は自然対数、

m_{0}

は推進剤を含む初期の総質量

m_{1}

は最終的な総質量

PPTは、化学推進エンジンよりもはるかに高い排気速度を持つが、燃料流量ははるかに小さい。上記のツィオルコフスキー方程式から、これは推進された航空機の比例してより高い最終速度をもたらす。 PPTの排気速度は数十km / sの範囲に収まるが、従来の化学推進力は2〜4.5 km / sの範囲の熱運動速度を生成する。この低い熱速度のために、化学推進ユニットは、より高い車両速度で指数関数的に効果が低くなり、PPTなどの電気宇宙船推進の使用を必要とする。したがって、PPTなどの電気推進システムを使用して20〜70 km / s の範囲の高い惑星間速度を生成できる。

2000年に飛行したNASAの研究PPTは13.7km / sの排気速度を達成した。推力は860 µN、消費電力は70W^[1]。

長所と短所[編集]

PPTは、（他の電気宇宙船推進技術と比較して）本質的に単純な設計であるため、非常に堅牢である。電気推進システムとして、PPTは、従来の化学ロケットと比較して燃料消費量が削減され、発射質量が削減され、したがって発射コストが削減されるだけでなく、高い比推力が性能を向上させるという利点がある^[1]。

しかし、後半期のアブレーションと推進剤から宇宙船の他の部分への急速な熱伝達によって引き起こされるエネルギー損失のために、推進効率（排気の運動エネルギー/使用される総エネルギー）は、約10％と他の形態の電気推進と比較して非常に低い。

用途[編集]

PPTは、質量が100未満の比較的小型の宇宙船での使用に最適です。 kg（特にCubeSats ）は、姿勢制御、ステーションキーピング、軌道離脱操作、深宇宙探査などの役割に使用される。 PPTを使用すると、PPTの固有の単純さと比較的低コストの性質により、複雑さやコストを大幅に増やすことなく、これらの小型衛星ミッションの寿命を2倍にすることができる^[3]。

PPTの最初の使用は、1964年11月30日のソビエトゾンド2 宇宙探査機である。

PPTは、地球観測衛星1号の飛行実験として、2000年11月にNASAによって飛行された。スラスタは、宇宙船でロール制御を実行する能力を実証し、パルスプラズマからの電磁干渉が他の宇宙船システムに影響を与えないことを実証した^[1]。パルスプラズマスラスタは、ホール効果イオンスラスタなどの他の形式の電気推進とは対照的に、PPTに関連する比較的単純で低コストであるため、大学が電気推進の実験を開始するために使用する研究の手段でもある^[2]。

参考文献[編集]

^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g “NASA Glenn Research Center PPT”. National Aeronautics & Space Administration (NASA). 2013年7月5日閲覧。
^ ^a ^b P. Shaw (2011年9月30日). “Pulsed Plasma Thrusters for Small Satellites”. Doctoral Thesis - University of Surrey. 2020年6月27日閲覧。
^ “Plasma thrusters could double the lifetime of mini satellites”. The Engineer. 2020年6月27日閲覧。

外部リンク[編集]

“Design of a High-energy, Two-stage Pulsed Plasma Thruster”. Princeton University. 2020年6月27日閲覧。
“EO1 Pulsed Plasma Thruster”. Goddard Space Flight Center. 2011年7月16日時点のオリジナルよりアーカイブ。2020年6月27日閲覧。
Ephraim Chen. “Gas-Fed Pulsed Plasma Thrusters: From Sparks to Laser Initiation”. Princeton University. 2020年6月27日閲覧。
Michael Bretti. “AIS-gPPT3-1C Single-Channel Gridded Pulsed Plasma Thruster”. Applied Ion Systems. 2020年6月27日閲覧。

[NASAPPT-1] ^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g “NASA Glenn Research Center PPT”. National Aeronautics & Space Administration (NASA). 2013年7月5日閲覧。

[SURREY_UNI-2] P. Shaw (2011年9月30日). “Pulsed Plasma Thrusters for Small Satellites”. Doctoral Thesis - University of Surrey. 2020年6月27日閲覧。

[THE_ENGINEER-3] “Plasma thrusters could double the lifetime of mini satellites”. The Engineer. 2020年6月27日閲覧。

[1]

[2]

[3]