國中 均

プラズマ生成に直流放電を利用する従来式電気ロケットは、放電電極損耗という劣化要素を含み、長寿命・高信頼を必須とする宇宙機械において重大な問題を抱えていた。これをマイクロ波放電による無電極化にて根本的に解決し、日本独自のシステムとしてマイクロ波放電式イオンエンジンが開発された。「はやぶさ」小惑星探査機は、2003年５月から2年余を掛けて、太陽距離0.86天文単位から1.7天文単位に至る広範な宇宙を走破して、目的天体「いとかわ」とのランデブーに成功した。この間、主推進装置である４台のマイクロ波放電式イオンエンジンは、22kgの推進剤キセノンを消費して、総増速量1,400m/s、延べ作動時間25,800時間という世界一級の成果を挙げた。慣性（弾道）飛行していたこれまでの「人工惑星」「人工衛星」とは異なり、高性能推進機関を搭載する宇宙機は、動力航行する能力を持ち、「宇宙船」に分類されるべき新しい技術である。

２００３年５月９日１３時２９分に鹿児島宇宙空間観測所からＭ−Ｖ５号機により打ち上げられた「ＭＵＳＥＳ−Ｃ」は正確に深宇宙軌道に投入され、「はやぶさ」と命名された。着想から１５年の歳月をかけて小惑星探査機１）の主推進としてマイクロ波放電式イオンエンジン「μ１０」は宇宙生まれ（Space-borne）となった。その後、数週間の真空暴露を経て、１ヶ月に及ぶ試運転を実施し、７月には巡航運転を開始して、１日当たり数ｍ／ｓの定常加速がなされている。規模の小さい科学衛星には電力や重量の観点から電気推進の搭載はおよそ不可能と思われていたが、イオンエンジンだけでなく衛星およびロケット全般技術の革新、深宇宙探査へのニーズに支えられてようやく実現した。本論文で述べるマイクロ波放電式イオンエンジン「μ１０」は他のイオンエンジンとは異なる独自の着想のもと、宇宙科学研究所電気推進工学部門が研究開発を進めてきたものである。打ち上げ直前地上作業から初期運用に至る経緯と飛翔の報告を行う。

宇宙開発の黎明期には、宇宙空間に到達するまでの機械振動環境に耐え且つ宇宙環境における繰返し熱サイクルに生き残ることが技術的に精いっぱいであった。この技術的障害が一度克服されると、宇宙そのもの自体を観測したり無重力や真空・大気圏外環境を利用したりと、宇宙環境に対して受動的宇宙システムが実利応用されるに至る。そしてそれはさらに進んで、宇宙環境に積極的に関わり合いを持つ能動的宇宙システムへと変貌を遂げる。宇宙機から有形無形の事物を展開、放出、噴射すると、様々に相互作用を引き起こす。これを予測評価し対策を講ずることは途方もない作業に思える。イオンエンジンに代表される電気推進は宇宙技術として新参であり、既存宇宙システムや宇宙環境と甚だしく相互作用を引き起こすため、その特性と影響伝搬の評価・安全基準の設定・検証のための新技術の確立に多大な労力を必要とする。こうした努力は電気推進を既存宇宙技術に適合させ、宇宙応用を図るために必須な生みの苦しみであろう。本稿では、電気推進の概要とこれに関わるプラズマ干渉現象の発生例を列挙した後、宇宙科学研究所が開発した小惑星探査機MUSES-C「はやぶさ」主推進マイクロ波放電式イオンエンジン「μ10」に関する評価方法を中心に記述を進める。最新の宇宙ミッションとその主推進である電気推進機を例に、宇宙機と電気推進プルームの干渉評価技術の現状と問題点を明らかにしていきたい。

Noise and oscillatory behavior of a plasma column produced in front of the microwave discharge neutralizer developed for MUSES-C mission were experimentally investigated. Radiated electric field emissions were measured following to MIL-STD-461 E. The average noise level exceeded the narrowband specification by 30 dBμV/m at frequencies less than 5 MHz. Noise in electron emission current was also measured by using a current probe and a spectrum analyzer, and was compared with the noise of a hollow cathode. The microwave discharge neutralizer generates a broadband noise and oscillations which have a fundamental frequency of about 160 kHz and are accompanied by its harmonics up to the 5th. Considering the dependence on the diameter of the plasma column, they are probably the radial oscillation modes of ion acoustic waves. Although the hollow cathode shows nearly the same noise level at frequencies less than 1 MHz, intense oscillation exists in the 1-10 MHz range, which is generated by the keeper plasma.

Low power DC arcjets (300W-class) for optical studies of the interior discharge region were developed, combining a slit type or a hole type constrictors (width or diameter: 0.8, 0.3mm) with a two-dimensional nozzle. Following experimental results were obtained. (1) In the occurrence of the unstable low-voltage mode, the anode attachment position of arc column moves upstream, and the cathode spot deviates from the tip of the electrode to the side surface of it. (2) Onen of the causes of the occurrence of the low voltage mode is the aerodynamic instability of arc columu. (3) Two types of anode attachment were noticed, spot type and diffusive type; the former is observed in the neighborhood of constrictor exit, and the latter, in the downstream low-pressure region. (4) In the inlet region of the constrictor, some electrons seem to be drawn radially and flow into the constrictor wall.

A microwave neutralizer was developed in Institute of Space and Astronautical Science. Plasma properties in the discharge chamber of the neutralizer were measured using Langmuir probe and a microwave connector called bias-T. A dense plasma over the cut off density of 2.2×10¹¹cm^-3 was observed at the electron extraction orifice. To investigate the endurance problem, an erosion rate was measured using three types of microwave neutralizer, changing the magnetic field strength and chamber length as parameters.

Operation of an ion engine in space requires an electron source to maintain the spacecraft's electrical neutrality. To neutralize exhausted ions, a low-power, compact microwave electron source was developed. An 18-mm-diameter noncavity-type discharge chamber consisting of an L-shaped antenna and a magnetic circuit was developed, and electron emission current of 100 mA was obtained at the power level of 10 W, maintaining the mass flow rate of xenon at 0.5 sccm.