電気推進機の基本特性と物理的課題
東大・工・航空宇宙
荒川義博
電気推進の概念
Solar Cell
Sun
Payload
Thrust
Exhaust Jet
Propellant
& Engine
太陽電気推進
原子力電気推進
比推力
推進効率
推力電力比
F
v
=
I sp =
m& g g
2
2
1 m& v
F
ηt =
=
2 P
2m& P
F 2ηt
P
=
gI sp
電気推進
の
基本性能
電気推進の種類
１）空力加速 ・・アークジェットスラスタ
２）電磁加速 ・・MPD(Magneto Plasma Dynamic)
スラスタ
・・PPT(Pulsed Plasma Thruster)
３）静電加速 ・・イオンエンジン（スラスタ）
４）複合加速 ・・ホールスラスタ
アークジェットスラスタ
ＭａｇｎｅｔｏＰｌａｓｍａＤｙｎａｍｉｃ（ＭＰＤ）の推進原理
イオンエンジンの原理
ホールスラスタの原理
ホールスラスタの外観
電気推進の特徴
１）
２）
３）
４）
高比推力
低推力
長時間作動
エネルギー源搭載
５） 軽量
６） 高効率
代表的な電気推進機の推進性能
1
Ion engine
Thrust efficiency
0.8
Arc jet
0.6
Hall & M PD
0.4
0.2
0
1000
2000
3000
4000
Specific impulse, sec
5000
Hall thruster
磁界
作動ガス
イオン
+
陽極
加速チャンネル
電界
陰極
電子
ホールスラスタ
magnetic pole
guard ring
Hollow anode
Coil
0
1
2
3[cm]
Outer diameter: 62mm,72mm
Inner diameter: 48mm
1kW class Hall thruster
真空チャンバ
Back pressure: 7.8×10-3Pa
放電振動特性 振動の様子
8
Ion current
Discharge current
Discharge current, A
7
6
5
4
3
2
1
0
13µs
0
50
100
Time, µs
150
200
Discharge oscillation
Discharge current, A
12
10
8
6
4
2
0
300,000 fps
exposure time 1 µ S
0
10
20
30
Time, µs
40
50
Discharge oscillation
Discharge current, A
12
10
8
6
4
2
0
300,000 fps
exposure time 1 µ S
0
10
20
30
Time, µs
40
50
Extend stable operational range
10
0.5
Estimated thrust efficiency
Divergent
Parallel
Convergent
∆
1
0.1
Anode layer type
0.01
0.01
.
m = 1.36mg/s
Vd= 300V
0.015
0.02
0.025
0.4
m = 1.36mg/s
. d= 300V
V
0.3
0.2
0.1
0
0.01
0.03
Divergent
Parallel
Convergent
0.015
Br , T
0.02
Br ,T
Propellant
(a)Divergent
Propellant
(b) Parallel
Propellant
(c) Convergent
0.025
0.03
Teflon-PPT
LP-PPT
Ignitor
Cathode
(Copper)
30 mm
Injector
Sidewalls
(silica glass)
Anode
(Copper)
50 mm
Insulator (silica glass)
LP-PPT
Ignitor
Sidewalls
(silica glass)
Injector
Electrodes
Capacitor
(3 µF)
Thrust Efficiency vs. Input Energy
Specific Impulse vs. Input Energy
Firing of LP-PPT
Lens diaphragm: open
Capacitor stored
energy : 13.5 J
Voltage : 3 kV
Mass shot : 3 µg
Lens diaphragm: close
Streak photographs
LP-PPT放電写真
Teflon-PPT放電写真
レーザー推進の原理
２KWレーザースラスタの外観
レーザージェットの様子
LSP高速度写真
非化学推進の適用マトリックス
ミッション
大型
小型
軌道
離脱
OTV
デブリ
処理
アークジェット
○
○
○
◎
○
イオンエンジン
◎
○
○
○
推進機
衛星系
○
MPDスラスタ
ホールスラスタ
◎
PPT
○
太陽熱推進
○
○
◎
◎
◎
月・惑 火星
星探査 （有人）
◎
◎
◎
◎
○
○
○
◎
○
○
原子力推進
◎
テザー推進
◎
○
◎
レーザー推進
○
◎
◎
○
電気推進機の物理的課題
１）電気推進機の設計には推進性能や耐久性を
予測・評価できる比例則の確立が必要である。
２）MPD，ホールスラスタやPPTには放電不安定
現象の問題や電極材料との干渉問題，相変化
を伴う現象など物理的課題も多く残っており，
これらの現象の解明と物理モデルの構築が必
要である。