WO2011108060A1 - ホールスラスタ及び宇宙航行体及び推進方法 - Google Patents

ホールスラスタ及び宇宙航行体及び推進方法 Download PDF

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敏之 尾崎
公也 小紫
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三菱電機株式会社
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    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/405—Ion or plasma engines

Definitions

  • the present invention relates to a hall thruster, a spacecraft, and a propulsion method.
  • the present invention particularly relates to a Hall thruster in which discharge vibration is suppressed.
  • Patent Documents 1 to 11 As a kind of electric propulsion device used for orbit control and attitude control of spacecraft such as artificial satellites and space probes, Hall thrusters that generate thrust using plasma are known (Patent Documents 1 to 11). reference).
  • JP 2008-88931 A JP 2007-257842 A JP 2007-250316 A JP 2007-177639 A Japanese Patent Laid-Open No. 2007-120424 JP 2007-23914 A JP 2006-136057 A JP 2006-136056 A JP 2006-125236 A JP 2005-282403 A Japanese Patent Laid-Open No. 5-240143
  • a Hall thruster (see Non-Patent Documents 1 to 3) is an electric propulsion device that maintains a potential gradient by confining electrons by a magnetic field and ionizes and accelerates a propellant. Propulsion efficiency is high at a specific thrust of 1,000 to 3,000 s (seconds), and because it is not restricted by the space charge limited current law, it has a higher thrust density than an ion thruster, and realizes a small and lightweight propulsion system. . These features are attracting attention as thrusters suitable for near-Earth missions such as satellite attitude control and transition between orbits.
  • the anode layer type hall thruster (see Non-Patent Document 4) generally achieves a higher thrust density than the current mainstream magnetic layer type, and the discharge chamber is short and the loss of ions to the wall surface is generally low. It is said that it has the advantage of less wear (see Non-Patent Documents 5 and 6), and is expected to enhance the usefulness of the hole thruster.
  • the anode layer type has a problem that the discharge current vibrates greatly in the range of 10 to 100 kHz (kilohertz) in most operating parameter regions, and has a problem that a high load is applied to the power source and the circuit. Therefore, reducing the anode layer type discharge current oscillation is a big problem in the development of the Hall thruster.
  • Non-Patent Documents 7 to 13 So far, many studies have been conducted for the elucidation of the discharge current oscillation phenomenon and establishment of a reduction method (see Non-Patent Documents 7 to 13). This is because, in the anode layer type, the relationship between vibration and wall wear is not quantitatively clarified in the magnetic layer type for the above reason. In recent years, for example, a guideline has been obtained that vibration can be reduced by reducing the discharge chamber outlet area (see Non-Patent Document 7). Further, it has been reported that the magnetic layer type is reduced in vibration by preheating the propellant before supplying the discharge chamber (see Non-Patent Document 8). Recently, it has been reported that the magnitude of discharge current vibration increases with time due to wall wear due to long-time operation (see Non-Patent Document 3).
  • Non-Patent Document 9 Attempts have also been made to analyze vibration focusing on ion behavior.
  • the use of a hollow anode is the most representative example of the vibration reduction measure, but even when this is used, the vibration is still small. The operating area is narrow and has not been put into practical use.
  • An object of the present invention is, for example, to expand the area width of the operating parameter for reducing the discharge current oscillation of the Hall thruster.
  • the Hall thruster is: An accelerating channel that forms an annular discharge space, ionizes the propellant flowing into the discharge space to generate ions, and accelerates and releases the generated ions; An anode penetrating into the discharge space of the acceleration channel; A plurality of holes arranged in a circumferential direction are provided, and propellants having different amounts according to the positions of the holes are supplied from the plurality of holes to the discharge space of the acceleration channel through the anode.
  • a distributor that adjusts the difference between the flow rate of the propellant in the region where the propellant is high and the flow rate of the propellant in the region where the flow rate of the propellant is low within a range of 5 to 15%.
  • propellants having different amounts depending on the positions of the holes from the plurality of holes provided in the distributor of the hole thruster according to the positions of the holes are disposed in the discharge space of the acceleration channel in the circumferential direction. Are supplied to the discharge space of the acceleration channel so that a plurality of regions differing between adjacent regions are generated. At this time, the flow rate of the propellant in the region where the flow rate of the propellant is high and the flow rate of the propellant in the region where the flow rate of the propellant is small relative to the flow rate of the propellant in the discharge space of the acceleration channel. The difference from the flow rate is adjusted within a range of 5 to 15%. This reduces the discharge current oscillation of the Hall thruster.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the hole thruster according to the first embodiment. 3 is a perspective view of a four-divided diffusion chamber of the hall thruster according to Embodiment 1.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the hole thruster according to the first embodiment. 3 is a perspective view of a four-divided diffusion chamber of the hall thruster according to Embodiment 1.
  • 1 is a schematic diagram of an electric circuit using a Hall thruster according to a first embodiment.
  • FIG. 6 is a table showing maximum efficiency point performance satisfying ⁇ ⁇ 0.2 in each flow rate difference of the Hall thruster according to Embodiment 1, and a magnetic flux density width in a ⁇ ⁇ 0.2 region including the point. It is a table
  • 3 is a conceptual diagram of a potential gradient caused by a circumferential density difference of the Hall thruster according to Embodiment 1.
  • 6 is a cross-sectional view of a hole thruster according to Embodiment 2.
  • FIG. 6 is a perspective view of a diffusion chamber of a hall thruster according to Embodiment 2.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a hole thruster according to Embodiment 3.
  • Embodiment 1 FIG.
  • symbols used in the description of the present embodiment will be described.
  • the flow rate difference between the high density region and the low density region is expressed as m dif
  • the anode total propellant flow rate is expressed as m tot .
  • FIGS. 1 and 2 show changes in operating characteristics with respect to the magnetic flux density B of an anode layer type hall thruster to which vibration countermeasures are taken by a hollow anode.
  • FIG. 1 is a graph showing changes in discharge current I d (unit: A (ampere)) and vibration magnitude ⁇ of an anode layer type Hall thruster with respect to magnetic flux density B (unit: mT (millitesla)).
  • the anode total propellant flow rate m tot is 2.73 mg / s (milligram per second)
  • the discharge voltage V d is 250 V (volts)
  • the width of the hollow anode is 3 mm (millimeters).
  • the magnitude ⁇ of vibration and the propulsion efficiency ⁇ t are defined by the following equations.
  • the magnitude of vibration ⁇ at the operating point is usually about 0.2 (see Non-Patent Documents 14 and 15). Since it can be determined that the load on the power supply or the like is not problematic, in this embodiment, ⁇ ⁇ 0.2 is set as a condition necessary for practical use of the anode layer type. Also, when this is satisfied, the vibration is said to be small. In the regions (I) and (III) of FIG.
  • the propellant was supplied to the acceleration channel at different flow rates depending on the circumferential position.
  • the vibration reduction effect caused by the non-uniform propellant flow rate in the circumferential direction was discovered in a research on thrust vector control by the flow rate difference between the left and right channels (see Non-Patent Document 16).
  • this technique was applied to the anode layer type, and an attempt was made to expand the operating region with small vibration.
  • FIG. 3 shows a cross-sectional view of the anode layer type hall thruster 10 used in this experiment.
  • the Hall thruster 10 according to the present embodiment includes an acceleration channel 12 that forms an annular discharge space 11, an anode 14 that penetrates the discharge space 11 of the acceleration channel 12, and a plate-like distributor 37.
  • the acceleration channel 12 ionizes the propellant flowing into the discharge space 11 to generate ions, and accelerates and releases the generated ions. By this operation, a thrust F is obtained.
  • the acceleration channel 12 used in this experiment has an inner diameter of 48 mm, an outer diameter of 62 mm, and a length of 3 mm.
  • the wall surface is a guard ring 15 made of SUS304 maintained at a cathode potential.
  • a distributor 37 provided with a plurality of holes 13 is disposed upstream of the anode 14.
  • the plurality of holes 13 provided in the distributor 37 are arranged in the circumferential direction.
  • the anode 14 has an outer annular wall 38 and an inner annular wall 39 that stand from the plate surface of the distributor 37 and are opposed to each other with a gap.
  • the gap between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39 forms an annular space 40 that communicates with the discharge space 11 of the acceleration channel 12.
  • a hollow anode having a thickness of 1 mm and a width of 3 mm which is considered to have the most excellent vibration reduction effect from the past research (see Non-Patent Document 17), was used as the anode 14.
  • the distributor 37 supplies the propellant having a different amount depending on the position of the hole 13 from the plurality of holes 13 through the anode 14 to the discharge space 11 of the acceleration channel 12, thereby causing the acceleration channel 12 to move in the circumferential direction.
  • a plurality of regions in the discharge space 11 where the flow rate of the propellant is different between adjacent regions are generated.
  • the distributor 37 is accelerated with respect to the flow rate m tot propellant in the discharge space 11 of the channel 12, propellant flow is large the flow rate is small in the area of the propellant flow m A and the propellant in the region
  • the difference m dif from the propellant flow rate m B is adjusted to a constant ratio. This ratio is preferably in the range of 5 to 15%, and most preferably 10%, from the experimental results described below.
  • the Hall thruster 10 further includes an iron internal magnetic pole 16 disposed in the center, and an iron external magnetic pole disposed outside the same plane as the internal magnetic pole 16. 17, an iron bottom wall 18, an iron core 19, an iron side wall 20, and a solenoid coil 21. These parts constitute a magnetic circuit.
  • Each component may be made of a highly permeable material other than iron.
  • the internal magnetic pole 16 has a disc ring shape and is supported by a columnar iron core 19 arranged upright in the out-of-plane direction of the internal magnetic pole 16.
  • the internal magnetic pole 16 and the bottom wall 18 are connected by an iron core 19.
  • the external magnetic pole 17 has a disk ring shape, and is supported by a side wall 20 that is erected in an out-of-plane direction of the external magnetic pole 17 and arranged in an annular shape.
  • the external magnetic pole 17 and the bottom wall 18 are connected by a side wall 20. That is, the inner magnetic pole 16 and the outer magnetic pole 17 and the bottom wall 18 are supported by the iron core 19 and the side wall 20 in a birdcage shape.
  • the radial magnetic field B r of the acceleration channel 12 is applied by a solenoid coil 21 wound around the iron core 19 of the Hall thruster 10 central axis.
  • a magnetic field of up to 80 mT can be applied by flowing a current of 6 A through the solenoid coil 21.
  • the inside of the iron core 19 and the side surface of the hall thruster 10 were water-cooled. Cooling portions 22 and 23 for flowing water are provided inside the iron core 19 and the outer periphery of the side wall 20. Note that a cooling liquid other than water may flow through the cooling units 22 and 23.
  • the Hall thruster 10 is further provided with a pressurizing chamber 24 divided into a plurality of sections each corresponding to the plurality of regions in the circumferential direction, and a propellant. And a propellant injection unit 25 for injecting into the pressure chamber 24.
  • the Hall thruster 10 used in this experiment is configured such that four regions are generated as a plurality of regions different in the circumferential direction in the discharge space 11 of the acceleration channel 12 between regions where the flow rate of the propellant is adjacent.
  • FIG. 4 is a perspective view of a four-divided diffusion chamber inside the pressurizing chamber 24. Each diffusion chamber corresponds to each of the plurality of sections. As shown in FIG.
  • the pressurizing chamber 24 has ports 26a and 26b into which a propellant is injected for each diffusion chamber.
  • the propellant injection part 25 is provided for each of the ports 26a and 26b and has a plurality of tubular parts connected to the ports 26a and 26b.
  • Propellant is supplied to each tubular part of the propellant injection part 25 from a tank (not shown) through a plurality of flow rate regulators (not shown) provided for each tubular part of the propellant injection part 25.
  • Xe (xenon) gas having a purity of 99.999% was used as the propellant.
  • the propellant is injected into the ports 26 a and 26 b of the pressurizing chamber 24 for each diffusion chamber after the injection amount is adjusted for each diffusion chamber of the pressurizing chamber 24 by the propellant injection unit 25.
  • the propellant injected into the ports 26a and 26b of the pressurizing chamber 24 for each diffusion chamber is from the holes 13 penetrating through the anode 14 into the region corresponding to each diffusion chamber among the plurality of holes 13 provided in the distributor 37. It is supplied to the discharge space 11 of the acceleration channel 12. That is, the propellant is supplied from four ports 26 a and 26 b provided on the back surface of the Hall thruster 10, and reaches the acceleration channel 12 through the diffusion chamber and the anode 14.
  • partition plates 27 and 28 with intervals of 90 ° were provided inside the diffusion chamber and the anode 14.
  • the pressurizing chamber 24 is equally divided into four sections in the circumferential direction by the partition plate 27.
  • each of the four holes 13 is formed between the two partition plates 28, and these holes 13 are evenly arranged in the circumferential direction.
  • the anode 14 is erected from the plate surface of the distributor 37 between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39 and is formed between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39.
  • a plurality of partition plates 28 that divide the space 40 into a plurality of sections corresponding to the plurality of regions described above in the circumferential direction one by one are provided.
  • the annular space 40 between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39 of the anode 14 is divided into four sections by a partition plate 28 (partition wall), thereby corresponding to each section.
  • a diversion channel 41 is formed.
  • Each branch flow path 41 of the anode 14 and each diffusion chamber of the pressurizing chamber 24 communicate with each other and are connected to the corresponding ports 26a and 26b.
  • the partition plate 28 in the anode 14 is 10 mm upstream from the tip of the anode 14 (about three times the length of the acceleration channel 12 and 3 of the length of the shunt flow channel 41 so as not to disturb internal discharge (see Non-Patent Document 10). Up to about 1 / min) position. That is, the height of the partition plate 28 from the bottom of the anode 14 is made lower than the height from the bottom of the anode 14 to the opening surface of the anode 14 (the opening side end surface of the outer annular wall 38 and the opening side end surface of the inner annular wall 39). ing. In the vicinity of the opening surface of the anode 14, a space that is not separated by the partition plate 28 is provided between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39. Thereby, the diversion flow path 41 merges at the merge part 42.
  • a plurality of holes 13 are formed in the distributor 37 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the propellant whose flow rate is controlled is supplied to each branch flow path 41 of the anode 14 through the hole 13 of the distributor 37.
  • the propellant that has passed through each branch flow path 41 is supplied to the discharge space 11 of the acceleration channel 12 while maintaining the flow rate ratio.
  • the upper half is a cross-section of the portion with the port 26a along the line AA in FIG. 4 (the portion with the port 26b), with the center line represented by the one-dot chain line in the middle of the hall thruster 10.
  • the lower half shows the cross section of the portion where the partition plates 27 and 28 are taken along line BB in FIG.
  • the same amount of propellant is supplied to the diagonal ports 26a and 26b, and the ports 26a and 26b in FIG.
  • the amount of propellant supplied is adjusted by controlling the flow rate regulator and the like. Therefore, the propellant injection part 25 is connected to the ports 26a arranged in the first and third diffusion chambers in the circumferential direction with respect to the injection amount of the propellant into all the ports 26a, 26b of the pressurizing chamber 24.
  • the difference between the injection amount of the propellant and the injection amount of the propellant into the port 26b disposed in the second and fourth diffusion chambers in the circumferential direction is adjusted to the above-described constant ratio.
  • the distributor 37 to the flow rate m tot of the propellant in the discharge space 11 of the acceleration channel 12, 2nd 1st and flow m A and the circumferential direction of the third propellant in the region in the circumferential direction And the difference m dif from the propellant flow rate m B in the fourth region can be adjusted to the aforementioned constant ratio. That is, the propellant whose injection amount is adjusted as described above is supplied from the plurality of holes 13 of the distributor 37 to the discharge space 11 of the acceleration channel 12 through the anode 14, so that the flow rate m is equal to the flow rate m tot .
  • the difference m dif between A and the flow rate m B is adjusted to the above-mentioned constant ratio.
  • a hollow cathode HC252 manufactured by Veeco-Ion Tech was used as the electron source.
  • Xe gas was used as the working gas and was supplied at a flow rate of 0.27 mg / s.
  • the vacuum pumping system consists of one oil diffusion pump (pumping speed 37000 L / s (liters per second)), one mechanical booster pump (pumping speed 10,000 m 3 / h (cubic meters per hour)), and a rotary pump (pumping speed 15000 L / min (liters). Per minute)) consists of two units. Throughout this experiment, the chamber internal pressure was maintained at 5.1 ⁇ 10 ⁇ 3 Pa (pascal) or less.
  • FIG. 5 shows a schematic diagram of an electric circuit.
  • a cathode 30 for supplying electrons to the acceleration channel 12 of the Hall thruster 10 is installed in the vicinity of the ion output end of the Hall thruster 10.
  • a heater power supply 31 having a voltage / current of 16 V / 10 A and a keeper power supply 32 having a voltage / current of 600 V / 2 A were connected to the cathode 30.
  • the heater power supply 31 is installed to heat the cathode 30, and the keeper power supply 32 is installed to stabilize the flow of electrons from the cathode 30.
  • a coil power supply 33 having a voltage / current of 16 V / 30 A was connected to the solenoid coil 21 of the hall thruster 10.
  • a main discharge power source 34 having a voltage / current of 400 V / 8 A was connected to the anode 14 of the Hall thruster 10.
  • the discharge current I d is an oscilloscope (sampling rate 20MS / s (mega samples per second), the frequency characteristic 8 MHz (megahertz)) between the positive electrode of the anode 14 and the main discharge power supply 34 was measured using a.
  • a copper ion collector 35 of 500 ⁇ 500 mm installed about 250 mm downstream of the outlet of the hall thruster 10 was used.
  • An ion collector power source 36 having a voltage / current of 70 V / 5 A was connected to the ion collector 35.
  • the ion collector 35 was held at ⁇ 20 V with respect to the potential of the vacuum chamber 29.
  • the current I g flowing to the guard rings 15 of the Hall thruster 10 was measured between the anode of the Hall thruster 10 body and the main discharge power supply 34.
  • Measured thrust F was a double pendulum thrust stand (see Non-Patent Document 16) developed at the University of Tokyo. By measuring the displacement between these two pendulums having an inner pendulum on which the Hall thruster 10 and sensor object are placed and an outer pendulum on which an LED (light emitting diode) displacement sensor is placed and receiving substantially the same plume radiant heat, the thermal drift of the measured value Reduce errors. Further, in order to reduce the influence of the change in heat input to the outer pendulum caused by the displacement of the inner pendulum and the non-linear behavior of the wiring and piping of the Hall thruster 10, a J ⁇ B controller is configured by the inner pendulum and the chamber fixed system. Control was performed so that the inter-displacement was zero. The current value flowing through the J ⁇ B controller was controlled using LabVIEW (registered trademark). The conversion factor between the control current and the thrust was calculated by thrust calibration using four 2 g (gram) ( ⁇ 5 mg (milligram)) precision weights.
  • FIG. 6 shows changes in the magnitude of vibration ⁇ with respect to m dif / m tot .
  • FIG. 6 is a graph showing changes in the vibration magnitude ⁇ of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • B unit: mT
  • m dif / m tot increases, vibration was reduced from the high magnetic field side.
  • the m dif / m tot is smaller the range of m dif / m tot ⁇ 0.3, the magnitude of the vibration of the high magnetic field delta is greatly reduced, the area that satisfies delta ⁇ 0.2 is expanded to the high magnetic field side.
  • FIG. 7 shows the change in propulsion efficiency ⁇ t with respect to m dif / m tot .
  • FIG. 7 is a graph showing a change in the propulsion efficiency ⁇ t of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • Propulsion efficiency ⁇ t decreased with m dif / m tot .
  • m dif / m tot 1.0 in which a large vibration reduction effect in which ⁇ ⁇ 0.2 is satisfied in the entire magnetic flux density region
  • the maximum propulsion efficiency ⁇ t is 0.18
  • FIG. 8 and 9 show changes in the discharge current I d and the thrust F with respect to m dif / m tot .
  • FIG. 8 is a graph showing changes in the discharge current I d (unit: A) of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • FIG. 9 is a graph showing changes in the thrust F (unit: mN) of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • the discharge current I d increased greatly with m dif / m tot , but no significant fluctuation was observed with respect to the thrust F.
  • the main cause of the reduction in propulsion efficiency ⁇ t was an increase in power consumption due to an increase in discharge current I d .
  • FIG. 10 is a graph showing changes in the propellant utilization efficiency ⁇ u of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • FIG. 11 is a graph showing a change in current I g (unit: A) flowing through the guard ring 15 of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • the propellant utilization efficiency ⁇ u tends to increase with increasing m dif / m tot , although there are some fluctuations .
  • the ionization collision frequency ⁇ en between the propellant and the electrons is proportional to the electron number density n n and the neutral particle number density ne , so that the propellant utilization efficiency ⁇ u, A in the high density region increases. This is probably because the propellant utilization efficiency ⁇ u, B in the low density region decreases and the propellant utilization efficiency ⁇ u as an average increases.
  • the loss of ions to the guard ring 15 increases due to the increase in m dif / m tot .
  • FIG. 12 is a graph showing the relationship between the propulsion efficiency ⁇ t of the hall thruster 10 and the magnitude of vibration ⁇ .
  • a new parameter m dif / m tot is introduced in this embodiment.
  • a trade-off in a region where vibration is smaller is possible.
  • FIG. 13 shows the performance of the maximum efficiency point satisfying ⁇ ⁇ 0.2 at each flow rate difference of m dif / m tot ⁇ 0.2 and the magnetic flux density width in the ⁇ ⁇ 0.2 region including that point. Delta ⁇ 0.2 area width it can be seen that expanding the trade-off between thrust efficiency eta t.
  • FIG. 14 shows the performance of a typical thruster.
  • FIG. 15 shows the change of the electron current I e flowing into the acceleration channel 12 with respect to m dif / m tot .
  • the electron current I e flowing into the acceleration channel 12 greatly increases with m dif / m tot , which can be said to be the cause of the increase in the discharge current I d described above. Two factors are seen in the increase of the electron current Ie .
  • the first factor is the expansion of the low magnetic field in the abnormal diffusion region. From FIG. 11, the point at which the electron mobility in the axial direction transitions from classical diffusion proportional to 1 / B 2 to anomalous diffusion proportional to 1 / B (see Non-Patent Documents 7, 20, and 21) is m dif / m tot. It can be seen that the electron current Ie is increased in the region where classical diffusion is observed, as it moves toward the low magnetic field side as the value increases. In the anode layer type in which the interaction between the electrons and the wall surface is small, it is considered that the abnormal diffusion is caused by the circumferential density fluctuation of 1 to 100 MHz. Since this embodiment generates a steady circumferential density difference, it is considered that this fluctuation is easily induced even in a low magnetic field.
  • the second factor is an increase in the offset electron current I 0 that does not depend on the magnetic flux density B.
  • FIG. 15 is a graph showing a change in the electron current Ie flowing into the acceleration channel 12 of the Hall thruster 10 with respect to the magnetic flux density B (unit: mT).
  • the offset electron current I 0 shown in FIG. 15 is a value obtained by fitting the electron current I e in the abnormal diffusion region with c / B + I 0 (c is a non-magnetic flux density dependent coefficient), and the offset electron current I 0 is m dif / It can be seen that it greatly increases with m tot .
  • the increase in the offset electron current I 0 can be explained as follows (see Non-Patent Document 22).
  • FIG. 16 is a conceptual diagram of the potential gradient caused by the circumferential density difference of the Hall thruster 10.
  • the third and fourth terms of the expression (3) are terms that cause a normal + ⁇ -direction hole current.
  • v e ⁇ , A ⁇ ve ⁇ , B a circumferential potential difference as shown in FIG. 16 is generated, and an electric field E ⁇ in the + ⁇ direction is induced in the high density region and an electric field E ⁇ in the ⁇ direction is induced in the low density region. It is thought.
  • the circumferential electric field E ⁇ increases the axial flow velocity of electrons in the high density region and decreases in the low density region due to E ⁇ B drift with the orthogonal radial magnetic field Br .
  • the electron current Ie which is the circumferential integral value of the flux
  • the circumferential electric field E ⁇ increases with m dif / m tot .
  • the coefficients of the first, second and third and fourth terms in the equation (3) are proportional to 1 / B 2 and 1 / B, respectively, the circumferential electric field E ⁇ is approximately proportional to the magnetic flux density B.
  • FIG. 17 shows that the magnitude ⁇ of the vibration becomes smaller as m dif / m tot increases and transitions to abnormal diffusion even with the same electron current I e (see Non-Patent Document 9).
  • the propulsion efficiency is somewhat sacrificed, but a method (propulsion method) that greatly expands the operating region with small vibration is obtained. Moreover, it is expected that the efficiency exceeding 39% obtained this time can be achieved by optimizing the channel shape.
  • This embodiment is expected to greatly contribute to the practical application of the anode layer type. That is, by mounting the hall thruster 10 according to the present embodiment on a space navigation body such as an artificial satellite or a space probe, it is possible to provide a space navigation body on which a small and lightweight propulsion system is mounted.
  • the flow rate of the propellant flow rate is high in the propellant in the region flow m A and the propellant flow rate is small in the area of the propellant
  • the difference m dif from m B is preferably adjusted within a range of 5 to 15%, and most preferably adjusted to 10%.
  • the overall discharge vibration is suppressed by making the circumferential density distribution of the propellant gas in the acceleration channel 12 of the Hall thruster 10 nonuniform.
  • movement of the hall thruster 10 and long life is acquired.
  • the Hall thruster 10 is a magnetic layer type, the effect of reducing the discharge current oscillation of the Hall thruster 10 can be obtained as in the present embodiment. Therefore, this embodiment can be applied to both the anode layer type and the magnetic layer type.
  • the acceleration channel 12 is equally divided into four in the circumferential direction, and the propellant gas flow rates in the first region, the third region, the second region, and the fourth region are set to 5 to 15. % Difference.
  • a method of making the neutral particle density in the acceleration channel 12 non-uniform in the circumferential direction a method of dividing the pressurizing chamber 24 into four diffusion chambers and adjusting the amount of propellant supplied to each diffusion chamber is adopted. Yes. Note that the number of divisions of the region may be two or more, and the difference in the propellant gas flow rate between the adjacent regions may be 5 to 15%.
  • the mechanism of discharge vibration of 10 to 100 kHz is called “ionizing vibration” and exists in various plasma phenomena and devices. Since the velocity of the propellant particles flowing into the ionization region and the velocity of the ions flowing out from the ionization region are greatly different, a vibration phenomenon accompanied by a depletion phenomenon of the propellant particles occurs depending on the relationship between the flow velocity and the ionization velocity.
  • the discharge vibration mechanism is called breathing mode vibration because the ionization region moves back and forth in the thrust axis direction and can be expressed by a one-dimensional flow model in the axial direction.
  • the nonlinear dispersion equation obtained using the one-dimensional flow model is analyzed, and a condition in which no vibration of any frequency can grow (that is, the imaginary component of the complex frequency becomes negative) is obtained, as shown in FIG. It is possible to reproduce the measurement results.
  • the vibration of the discharge current I d in the region of FIG. 1 (I) and (III) is suppressed to 20% or less. In the region (I), since the discharge current I d is too large and the propulsion efficiency ⁇ t is low, it is desirable to operate the Hall thruster in the region (III).
  • L is the ionization region length
  • V e is the electron velocity
  • N is the number density
  • S is the channel cross-sectional area
  • ⁇ is the ionization rate.
  • the subscript 0 indicates the propellant inlet side in the channel, and 1 indicates the propellant outlet side.
  • Discharge stability is a function of electron mobility (velocity) and ionization rate. Under conditions where the “electron velocity in the anode direction” exceeds the “average rate of electron formation in the ionization region,” any frequency oscillation can occur. (4) represents that it attenuate
  • the condition of equation (4) is satisfied somewhere. There, the vibrations of any frequency are attenuated, and they act dissipatively and viscously on the surrounding ionizing vibrations, so that vibrations of excellent frequency as a whole are not induced and maintained. Even if the magnetic flux density B and the operating conditions change, the vibration attenuation region exists at some position in the circumferential direction, so that the discharge current oscillation is suppressed.
  • the discharge current Id increases.
  • the relationship between the density disturbance in the circumferential direction and the abnormal diffusion of electrons has already been clarified by numerical calculations. If “the discharge oscillation is suppressed by the increase of the discharge current I d (electron mobility), the propulsion efficiency ⁇ t and the discharge stability are in a trade-off relationship”, the inside of the acceleration channel 12 of the Hall thruster 10
  • the method of making the circumferential density distribution of the propellant gas non-uniform in is a discharge stabilization method that is not attractive as a propulsion device.
  • discharge vibration can be suppressed with a small change in electron mobility under a condition where the flow rate difference is small, and high-efficiency and stable discharge can be realized. That is, the present embodiment is based on the fact that it has been proved that “discharge vibration is not suppressed by an increase in electron mobility”.
  • the Hall thruster 10 used in the above-described experiment is configured such that four regions are generated as a plurality of regions different in the circumferential direction in the discharge space 11 of the acceleration channel 12 between regions where the flow rate of the propellant is adjacent.
  • the plurality of regions are desirably 2n (n is an integer satisfying n ⁇ 2) regions.
  • the distributor 37 is in the circumferential direction with the flow rate m A (or m B ) of the propellant in the odd-numbered region in the circumferential direction with respect to the flow rate m tot of the propellant in the discharge space 11 of the acceleration channel 12.
  • the difference m dif from the flow rate m B (or m A ) of the propellant in the even-numbered region is adjusted to the above-described constant ratio.
  • an example of the configuration for that purpose will be described.
  • the pressurizing chamber 24 is divided into 2n sections corresponding to the 2n areas one by one in the circumferential direction. Therefore, 2n diffusion chambers similar to those shown in FIG. 4 are provided in the pressurizing chamber 24. At this time, it is desirable that the pressurizing chamber 24 is equally divided in the circumferential direction by a partition plate or the like similar to that shown in FIG.
  • the pressurizing chamber 24 has, for example, one port into which a propellant is injected for each diffusion chamber. The propellant is injected into each port of the pressurizing chamber 24 after the injection amount is adjusted for each diffusion chamber by the propellant injection unit 25.
  • the propellant injection part 25 injects the propellant into the ports arranged in the odd-numbered diffusion chambers in the circumferential direction with respect to the injection amount of the propellant into all the 2n ports of the pressurizing chamber 24.
  • the difference between the amount and the amount of propellant injected into the ports arranged in the even-numbered diffusion chambers in the circumferential direction is adjusted to the above-mentioned constant ratio.
  • the propellant injected into the port of the pressurizing chamber 24 for each diffusion chamber is discharged by the distributor 37 from the hole 13 penetrating through the anode 14 into the region corresponding to each diffusion chamber among the plurality of holes 13. It is supplied to the space 11.
  • 2n holes 13 are formed by 2n partition plates and the like, and these holes 13 are evenly arranged in the circumferential direction.
  • Embodiment 2 the difference between the present embodiment and the first embodiment will be mainly described.
  • the propellant whose flow rate is adjusted by the flow rate controller is supplied from the hole 13 of the distributor 37.
  • the flow rate of the propellant may be adjusted not by the flow rate controller but by the distributor 37 itself.
  • holes 13 having different conductances are formed in the distributor 37 so that the flow rate of the propellant is adjusted by the distributor 37 itself.
  • FIG. 18 is a cross-sectional view of the anode layer type hall thruster 10 according to the present embodiment.
  • the diffusion chamber of the pressurizing chamber 24 is divided into four and each flow rate is adjusted by a flow rate controller.
  • a method is used to adjust the amount of propellant supplied to the diffusion chamber in a non-uniform manner.
  • the propellant whose supply amount is adjusted unevenly is supplied from each diffusion chamber of the pressurizing chamber 24 to the anode 14 through the plurality of holes 13 of the distributor 37, and passes through the anode 14 to accelerate the acceleration channel 12.
  • a method of arranging the holes 13a and 13b having different conductances by changing the diameters of the holes 13a and 13b of the distributor 37 provided upstream of the anode 14 is employed. adopt. Thereby, it is possible to make a difference in the circumferential direction with respect to the flow rate from the holes 13a and 13b of the distributor 37 connected to the branch flow path 41 of the anode 14 (that is, communicated).
  • the depth of the holes 13a and 13b or both the diameter and depth of the holes 13a and 13b can be changed to change the hole 13a.
  • 13b may have a difference in conductance.
  • the conductance of a hole is proportional to the cross-sectional area of the hole and inversely proportional to the depth of the hole.
  • the Hall thruster 10 has four regions as a plurality of regions in which the flow rate of the propellant is different between regions adjacent to the discharge space 11 of the acceleration channel 12 in the circumferential direction. It may be configured to occur, or may be configured to generate a number of regions other than four.
  • the plurality of regions are desirably 2n (n is an integer satisfying n ⁇ 2) regions.
  • the distributor 37 has a propellant flow rate m A (in the odd-numbered region in the circumferential direction with respect to the propellant flow rate m tot in the discharge space 11 of the acceleration channel 12.
  • the difference m dif between m B ) and the flow rate m B (or m A ) of the propellant in the even-numbered region in the circumferential direction is adjusted to the above-described constant ratio.
  • the plurality of holes 13a and 13b of the distributor 37 have different shapes depending on the positions of the holes 13a and 13b. For example, at least one of the diameter and the length varies depending on the positions of the holes 13a and 13b.
  • the plurality of holes 13a and 13b of the distributor 37 have an even-numbered region in the circumferential direction and a conductance of the hole 13a penetrating through the odd-numbered region in the circumferential direction with respect to the conductance of all the holes 13a and 13b. It is formed so that the difference from the conductance of the hole 13b penetrating through is a constant ratio. As in the first embodiment, this ratio is preferably in the range of 5 to 15%, and most preferably 10%.
  • the resulting m dif / m tot becomes the above ratio. Also good.
  • FIG. 19 is a perspective view of the diffusion chamber inside the pressurizing chamber 24.
  • the pressurizing chamber 24 only needs to have one annular diffusion chamber inside and only one port 26 into which the propellant is injected.
  • the propellant injection part 25 is provided corresponding to one port 26 and only needs to have one tubular part connected to the port 26.
  • the propellant is injected into the port 26 of the pressurizing chamber 24 after the injection amount is adjusted by the propellant injection unit 25.
  • FIG. 18 shows a cross section taken along the line CC of FIG.
  • the partition plate 27 as shown in FIG. 4 is not necessary, but the anode 14 may be provided with a plurality of partition plates 28 as shown in FIG. desirable.
  • these partition plates 28 are erected from the plate surface of the distributor 37 between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39 of the anode 14, and between the outer annular wall 38 and the inner annular wall 39.
  • the formed annular space 40 is divided into a plurality of sections corresponding to the plurality of regions described above in the circumferential direction one by one.
  • the height of the partition plate 28 be lower than the height from the upstream end of the anode 14 to the opening surface of the anode 14.
  • the anode 14 is not limited to the shape shown in FIG.
  • an example of such a configuration will be described.
  • the anode 14 is a ring having a convex cross section and is hollow inside, and a plurality of holes are formed in an annular shape along each side surface on the inner side surface and the outer side surface of the ring.
  • a distributor 37 is configured by providing a ring plate for propellant distribution having a large number of holes on the circumference.
  • the hole of the anode 14 and the hole of the ring plate communicate with each other to form the plurality of holes 13a and 13b.
  • the bottom of the acceleration channel 12 is in contact with the downstream side of the ring plate (that is, the upper surface side of the ring plate).
  • a pressurizing chamber 24 having a ring-shaped groove (that is, a diffusion chamber) is in contact with the upstream side of the ring plate (that is, the bottom surface side of the ring plate).
  • the pressurizing chamber 24 has a port 26 at least at one position on the bottom surface of the groove. There may be a plurality of ports 26, but only one port as shown in FIG.
  • the groove of the pressurizing chamber 24 constitutes a flow path that distributes the propellant flowing from the port 26 to each hole of the ring plate (that is, each of the plurality of holes 13a and 13b of the distributor 37). The propellant is injected into the port 26 of the pressurizing chamber 24 from the propellant injection unit 25 as in the first embodiment.
  • Embodiment 3 The difference between the present embodiment and the second embodiment will be mainly described with reference to FIG.
  • FIG. 20 is a cross-sectional view of the anode layer type hall thruster 10 according to the present embodiment.
  • the second embodiment as a method for making the neutral particle density in the acceleration channel 12 of the hole thruster 10 uneven in the circumferential direction, holes having different conductances are obtained by changing the diameters and depths of the holes 13a and 13b of the distributor 37. A method of arranging 13a and 13b is adopted.
  • a method is adopted in which the holes 13a and 13b are arranged with the density distribution of the holes 13a and 13b of the distributor 37 provided upstream of the anode 14 being sparse and dense. To do.
  • the number distribution of the holes 13 a and 13 b of the distributor 37 provided upstream of the anode 14 is not limited to the radial direction of the hole thruster 10, but may be different in the circumferential direction of the hole thruster 10.
  • the Hall thruster 10 has four regions as a plurality of regions in which the flow rate of the propellant is different between regions adjacent to the discharge space 11 of the acceleration channel 12 in the circumferential direction. It may be configured to occur, or may be configured to generate a number of regions other than four.
  • the plurality of regions are desirably 2n (n is an integer satisfying n ⁇ 2) regions.
  • the distributor 37 has a propellant flow rate m A (in the odd-numbered region in the circumferential direction with respect to the propellant flow rate m tot in the discharge space 11 of the acceleration channel 12.
  • the difference m dif between m B ) and the flow rate m B (or m A ) of the propellant in the even-numbered region in the circumferential direction is adjusted to the above-described constant ratio.
  • the plurality of holes 13a and 13b of the distributor 37 have different densities depending on the positions of the holes 13a and 13b.
  • the conductances of all the holes 13a and 13b are the same.
  • all the holes 13a and 13b have the same shape.
  • the plurality of holes 13a and 13b of the distributor 37 are the number of holes 13a penetrating the odd-numbered areas in the circumferential direction and the even-numbered areas in the circumferential direction with respect to the number of all the holes 13a and 13b. It is formed so that the difference from the number of holes 13b penetrating therethrough is a constant ratio. As in the first embodiment, this ratio is preferably in the range of 5 to 15%, and most preferably 10%.
  • m dif / m tot becomes the above ratio. Also good.
  • m dif / m tot results in the above ratio. You may do it.
  • the pressurizing chamber 24 only needs to have one annular diffusion chamber inside and only one port 26 into which the propellant is injected.
  • the propellant injection part 25 is provided corresponding to one port 26 and only needs to have one tubular part connected to the port 26.
  • the propellant is injected into the port 26 of the pressurizing chamber 24 after the injection amount is adjusted by the propellant injection unit 25.
  • FIG. 20 shows a cross section taken along the line CC of FIG.
  • the partition plate 27 as shown in FIG. 4 is not necessary.
  • the anode 14 has a plurality of partitions as shown in FIG. It is desirable to provide a partition plate 28. Similar to the second embodiment, it is desirable that the height of the partition plate 28 be lower than the height from the upstream end of the anode 14 to the opening surface of the anode 14.
  • the anode 14 is not limited to the shape shown in FIG. An example of such a configuration is as described in the description of the second embodiment.

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Abstract

　ホールスラスタ１０にて、加速チャネル１２は、環状の放電空間１１内に流入する推進剤を電離させてイオンを生成し、生成したイオンを加速させて放出する。ディストリビュータ３７は、周方向に配列された複数の孔１３から、加速チャネル１２の放電空間１１に貫通するアノード１４を介して、孔１３の位置に応じて量の異なる推進剤を加速チャネル１２の放電空間１１に供給することにより、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域を生じさせる。このとき、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量に対して、推進剤の流量が多い領域内の推進剤の流量と推進剤の流量が少ない領域内の推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節する。これによって、ホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する作動パラメータの領域幅が拡大する。

Description

ホールスラスタ及び宇宙航行体及び推進方法
　本発明は、ホールスラスタ及び宇宙航行体及び推進方法に関するものである。本発明は、特に、放電振動を抑制したホールスラスタに関するものである。
　人工衛星や宇宙探査機等の宇宙航行体の軌道制御や姿勢制御に使用される電気推進機の一種として、プラズマを利用して推力を発生するホールスラスタが知られている（特許文献１～１１参照）。
特開２００８－８８９３１号公報 特開２００７－２５７８４２号公報 特開２００７－２５０３１６号公報 特開２００７－１７７６３９号公報 特開２００７－１２０４２４号公報 特開２００７－２３９１４号公報 特開２００６－１３６０５７号公報 特開２００６－１３６０５６号公報 特開２００６－１２５２３６号公報 特開２００５－２８２４０３号公報 特開平５－２４０１４３号公報
Ｚｈｕｒｉｎ，　Ｖ．　Ｖ．，　Ｋａｕｆｍａｎ，　Ｈ．　Ｒ．　ａｎｄ　Ｒｏｂｉｎｓｏｎ，　Ｒ．　Ｓ．：　Ｐｈｙｓｉｃｓ　ｏｆ　ｃｌｏｓｅｄ　ｄｒｉｆｔ　ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　Ｐｌａｓｍａ　Ｓｏｕｒｃｅｓ　Ｓｃｉｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，　８　（１９９９），　Ｒ１－Ｒ２０ 荒川義博，　小紫公也，　平川美晴：　ホール推進機，　日本航空宇宙学会論文集，　４６　（１９９８），　ｐｐ．　１４６－１５３ Ｔａｈａｒａ，　Ｈ．：　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ａｎｄ　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ｏｆ　Ｈａｌｌ－Ｅｆｆｅｃｔ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ　ａｔ　Ｏｓａｋａ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，　ＡＩＡＡ　Ｐａｐｅｒ　２００８－５０８６，　２００８ Ｃｈｏｕｅｉｒｉ，　Ｅ．　Ｙ．：　Ｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌ　Ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ｔｈｅ　Ｔｗｏ　Ｈａｌｌ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒ　Ｖａｒｉａｎｔｓ，　Ｐｈｙｓｉｃｓ　ｏｆ　Ｐｌａｓｍａｓ，　８　（２００１），　ｐｐ．　５０２５－５０３３ Ｇａｒｎｅｒ，　Ｃ．　Ｅ．，　Ｂｒｏｐｈｙ，　Ｊ．　Ｒ．，　Ｐｏｌｋ，　Ｊ．　Ｅ．，　Ｓｅｍｅｎｋｉｎ，　Ｓ．，　Ｇａｒｋｕｓｈａ，　Ｖ．，　Ｔｖｅｒｄｏｋｈｌｅｂｏｖ，　Ｓ．　ａｎｄ　Ｍａｒｒｅｓｅ，　Ｃ．：　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｒｕｓｓｉａｎ　Ａｎｏｄｅ　Ｌａｙｅｒ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　ＡＩＡＡ　Ｐａｐｅｒ　９４－３０１０，　１９９４ Ｓｅｍｅｎｋｉｎ，　Ａ．，　Ｋｏｃｈｅｒｇｉｎ，　Ａ．，　Ｇａｒｋｕｓｈａ，　Ｖ．，　Ｃｈｉｓｌｏｖ，　Ｇ．　ａｎｄ　Ｒｕｓａｋｏｖ，　Ａ．：　ＲＨＥＴＴ／ＥＰＤＭ　Ｆｌｉｇｈｔ　Ａｎｏｄｅ　Ｌａｙｅｒ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒ　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ，　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　９７－１０６，　１９９７ Ｙａｍａｍｏｔｏ，　Ｎ．，　Ｋｏｍｕｒａｓａｋｉ，　Ｋ．　ａｎｄ　Ａｒａｋａｗａ，　Ｙ．：　Ｄｉｓｃｈａｒｇｅ　Ｃｕｒｒｅｎｔ　Ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ　ｉｎ　Ｈａｌｌ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ　ａｎｄ　Ｐｏｗｅｒ，　２１　（２００５），　ｐｐ．　８７０－８７６ 古川剛，　宮坂武志，　藤原俊隆：　ホールスラスタの低周波振動制御に及ぼす推進剤予熱効果実験，　日本航空宇宙学会論文集，　５０　（２００２），　ｐｐ．　３２５－３２９ Ｎｅｊｏｈ，　Ｙ．，　Ｍａｒｕｋｏ，　Ｙ．，　Ｙａｍａｍｕｒａ，　Ｙ．，　ａｎｄ　Ｔａｈａｒａ，　Ｈ．：　Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｉｏｎ　Ｃｕｒｒｅｎｔ　Ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ　ａｎｄ　Ｅｒｏｓｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　Ｗａｌｌ　ｗｉｔｈ　Ｃｒｏｓｓ－ｆｉｅｌｄ　Ｉｏｎ　Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ　ｉｎ　Ｈａｌｌ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　ＩＳＴＳ　Ｐａｐｅｒ　２００９－ｂ－１３，　２００９ 横田茂，　安井伸輔，　熊倉賢，　小紫公也，　荒川義博：　アノードレイヤ型ホールスラスタ内部のシース構造と放電電流の数値解析，　日本航空宇宙学会論文集，　５４　（２００６），　ｐｐ．　３９－４４ Ｂｏｅｕｆ，　Ｊ．　Ｐ．　ａｎｄ　Ｇａｒｒｉｇｕｅｓ，　Ｌ．：　Ｌｏｗ　ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ　ｉｎ　ａ　ｓｔａｔｉｏｎａｒｙ　ｐｌａｓｍａ　ｔｈｒｕｓｔｅｒ，　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ａｐｐｌｉｅｄ　Ｐｈｙｓｉｃｓ，　８４　（１９９８），　ｐｐ．　３５４１－３５５４ Ｃｈｏｕｅｉｒｉ，　Ｅ．　Ｙ．：　Ｐｌａｓｍａ　ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ　ｉｎ　Ｈａｌｌ　ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　Ｐｈｙｓｉｃｓ　ｏｆ　Ｐｌａｓｍａｓ，　８　（２００１），　ｐｐ．　１４１１－１４２６ Ｆｉｆｅ，　Ｊ．　Ｍ．，　Ｍａｒｔｉｎｅｚ，　Ｓ．　Ｍ．　ａｎｄ　Ｓｚａｂｏ，　Ｊ．：　Ａ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ｌｏｗ－ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｄｉｓｃｈａｒｇｅ　ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ　ｉｎ　Ｈａｌｌ　ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　ＡＩＡＡ　Ｐａｐｅｒ　９７－３０５２，　１９９７ Ｍａｒｃｈａｎｄｉｓｅ，　Ｆ．　Ｒ．，　Ｂｉｒｏｎ，　Ｊ．，　Ｇａｍｂｏｎ，　Ｍ．，　Ｃｏｒｎｕ，　Ｎ．，　Ｄａｒｎｏｎ，　Ｆ．　ａｎｄ　Ｅｓｔｕｂｌｉｅｒ，　Ｄ．：　Ｔｈｅ　ＰＰＳ　１３５０　ｑｕａｌｉｆｉｃａｔｉｏｎ　ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ　７５００ｈ　ｏｎ　ｇｒｏｕｎｄ，　ａｂｏｕｔ　５０００ｈ　ｉｎ　ｆｌｉｇｈｔ，　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　２００５－２０９，　２００５ Ｔａｍｉｄａ，　Ｔ．，　Ｎａｋａｇａｗａ，　Ｔ．，　Ｓｕｇａ，　Ｉ．，　Ｏｓｕｇａ，　Ｈ．，　Ｏｚａｋｉ，　Ｔ．　ａｎｄ　Ｍａｔｓｕｉ，　Ｋ．：　Ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　ｓｅｔｓ　ｆｏｒ　ｌｏｗ－ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ－ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ－ｆｒｅｅ　ｏｐｅｒａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｈａｌｌ　ｔｈｒｕｓｔｅｒ，　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ａｐｐｌｉｅｄ　Ｐｈｙｓｉｃｓ，　１０２　（２００７），　ｐｐ．　０４３３０４－１－６ Ｎａｇａｏ，　Ｎ．，　Ｙｏｋｏｔａ，　Ｓ．，　Ｋｏｍｕｒａｓａｋｉ，　Ｋ．　ａｎｄ　Ａｒａｋａｗａ，　Ｙ．：　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ｏｆ　ａ　ｔｗｏ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ　ｄｕａｌ　ｐｅｎｄｕｌｕｍ　ｔｈｒｕｓｔ　ｓｔａｎｄ　ｆｏｒ　Ｈａｌｌ　ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ，　Ｒｅｖｉｅｗ　ｏｆ　Ｓｃｉｅｎｔｉｆｉｃ　Ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ，　７８　（２００７），　ｐｐ．　１１５１０８－１－４ Ｙａｍａｍｏｔｏ，　Ｎ．，　Ｋｏｍｕｒａｓａｋｉ，　Ｋ．　ａｎｄ　Ａｒａｋａｗａ，　Ｙ．：　Ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｓｔａｂｌｅ　Ｏｐｅｒａｔｉｏｎ　ｉｎ　ａ　Ｈａｌｌ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒ，"　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　２００３－０８６，　２００３ Ｋｉｍ，　Ｖ．，　Ｐｏｐｏｖ，　Ｇ．，　Ａｒｋｈｉｐｏｖ，　Ｂ．，　Ｍｕｒａｓｈｋｏ，　Ｖ．，　Ｇｏｒｓｈｋｏｖ，　Ｏ．，　Ｋｏｒｏｔｅｙｅｖ，　Ａ．，　Ｇａｒｋｕｓｈａ，　Ｖ．，　Ｓｅｍｅｎｋｉｎ，　Ａ．　ａｎｄ　Ｔｖｅｒｄｏｋｈｌｅｂｏｖ，　Ｓ．：　Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ　Ａｃｔｉｖｉｔｙ　ｉｎ　Ｒｕｓｓｉａ，　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　２００１－００５，　２００１ Ｓｅｍｅｎｋｉｎ，　Ａ．　Ｖ．，　Ｔｖｅｒｄｏｋｈｌｅｂｏｖ，　Ｓ．　Ｏ．，　Ｇａｒｋｕｓｈａ，　Ｖ．　Ｉ．，　Ｋｏｃｈｅｒｇｉｎ，　Ａ．　Ｖ．，　Ｃｈｉｓｌｏｖ，　Ｇ．　Ｏ．，　Ｓｈｕｍｋｉｎ，　Ｂ．　Ｖ．，　Ｓｏｌｏｄｕｋｈｉｎ，　Ａ．　Ｖ．　ａｎｄ　Ｚａｋｈａｒｅｎｋｏｖ，　Ｌ．　Ｅ．：　Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　Ｅｎｖｅｌｏｐｅｓ　ｏｆ　Ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ　ｗｉｔｈ　Ａｎｏｄｅ　Ｌａｙｅｒ，　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　２００１－０１３，　２００１ Ｍｅｅｚａｎ，　Ｎ．　Ｂ．，　Ｈａｒｇｕｓ，　Ｊｒ．，　Ｗ．　Ａ．　ａｎｄ　Ｃａｐｐｅｌｌｉ，　Ｍ．　Ａ．：　Ａｎｏｍａｌｏｕｓ　ｅｌｅｃｔｒｏｎ　ｍｏｂｉｌｉｔｙ　ｉｎ　ａ　ｃｏａｘｉａｌ　Ｈａｌｌ　ｄｉｓｃｈａｒｇｅ　ｐｌａｓｍａ，　Ｐｈｙｓｉｃａｌ　Ｒｅｖｉｅｗ　Ｅ，　６３　（２００１），　ｐｐ．　０２６４１０－１－７ 平川美晴，　荒川義博：　粒子モデルを用いた電気推進機プラズマのシミュレーション，　日本航空宇宙学会論文集，　４５　（１９９７），　ｐｐ．　４４４－４５２ Ｂａｒａｎｏｖ，　Ｖ．，　Ｎａｚａｒｅｎｋｏ，　Ｙ．　ａｎｄ　Ｐｅｔｒｏｓｏｖ，　Ｖ．：　Ａｚｉｍｕｔｈａｌ　Ｎｏｎ－　ｕｎｉｆｏｒｍｉｔｉｅｓ　ｉｎ　Ａｃｃｅｌｅｒａｔｏｒｓ　ｗｉｔｈ　Ｃｌｏｓｅｄ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎ　Ｄｒｉｆｔ，　ＩＥＰＣ　Ｐａｐｅｒ　２００１－０１８，　２００１
　ホールスラスタ（非特許文献１～３参照）は、磁場による電子の閉じ込めによって電位勾配を保持し、推進剤の電離と加速を行う電気推進機である。比推力１，０００～３，０００ｓ（秒）において推進効率が高く、また、空間電荷制限電流則による制約を受けないためイオンスラスタに比べ高推力密度であり、小型・軽量な推進システムを実現する。これらの特長から、人工衛星の姿勢制御や軌道間遷移等、地球近傍ミッションに適したスラスタとして注目されている。その中でもアノードレイヤ型ホールスラスタ（非特許文献４参照）は、現在主流のマグネティックレイヤ型に比べ、より高い推力密度を実現し、また、放電室が短くイオンの壁面への損失が少ないため一般に壁面損耗が少ないといった利点をもつと言われ（非特許文献５，６参照）、ホールスラスタの有用性を高めるものと期待されている。しかしアノードレイヤ型には、ほとんどの作動パラメータ領域において放電電流が１０～１００ｋＨｚ（キロヘルツ）で大きく振動し、電源や回路への高負荷をかけるという問題があるため、未だ実用化に至っていない。そのため、アノードレイヤ型の放電電流振動を低減することはホールスラスタ開発における大きな課題である。
　これまで、この放電電流振動現象の解明及び低減法確立に向けて多くの研究が行われてきた（非特許文献７～１３参照）。アノードレイヤ型では上記理由により、マグネティックレイヤ型では振動と壁面損耗の関係が定量的に明らかにされていないためである。近年では、例えば、放電室出口面積の減少により振動の低減が実現可能との指針が得られている（非特許文献７参照）。また、マグネティックレイヤ型について、推進剤を放電室供給以前に予熱しておくことで振動が低減することが報告されている（非特許文献８参照）。最近では、長時間作動による壁面損耗によって、放電電流振動の大きさが時間とともに増大すると報告されている（非特許文献３参照）。また、イオンの振舞いに着目した振動解析の試みもなされている（非特許文献９参照）。アノードレイヤ型の場合に限れば、ホローアノードの使用（非特許文献６，７，１０参照）はその振動低減対策の最も代表的な例であるが、これを用いた場合にも依然として振動の小さな作動領域は狭く、実用化には至っていない。
　本発明は、例えば、ホールスラスタの放電電流振動を低減する作動パラメータの領域幅を拡大することを目的とする。
　本発明の一の態様に係るホールスラスタは、
　環状の放電空間を形成し、前記放電空間内に流入する推進剤を電離させてイオンを生成し、生成したイオンを加速させて放出する加速チャネルと、
　前記加速チャネルの放電空間に貫通するアノードと、
　周方向に配列された複数の孔を有し、前記複数の孔から、前記アノードを介して、孔の位置に応じて量の異なる推進剤を前記加速チャネルの放電空間に供給することにより、周方向で前記加速チャネルの放電空間に前記推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域を生じさせ、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、前記推進剤の流量が多い領域内の前記推進剤の流量と前記推進剤の流量が少ない領域内の前記推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節するディストリビュータとを備えることを特徴とする。
　本発明の一の態様では、ホールスラスタのディストリビュータに設けられた複数の孔から、アノードを介して、孔の位置に応じて量の異なる推進剤が、周方向で加速チャネルの放電空間に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域が生じるように、前記加速チャネルの放電空間に供給される。このとき、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、前記推進剤の流量が多い領域内の前記推進剤の流量と前記推進剤の流量が少ない領域内の前記推進剤の流量との差が５～１５％の範囲内に調節される。これによって、前記ホールスラスタの放電電流振動が低減する。
磁束密度Ｂに対するアノードレイヤ型の作動特性（放電電流Ｉｄ及び振動の大きさΔ）変化（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ，幅３ｍｍホローアノード）を示すグラフである。 磁束密度Ｂに対するアノードレイヤ型の作動特性（推進効率ηｔ及び推力Ｆ）変化（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ，幅３ｍｍホローアノード）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの断面図である。 実施の形態１に係るホールスラスタの４分割拡散室の斜視図である。 実施の形態１に係るホールスラスタを使用した電気回路の概略図である。 実施の形態１に係るホールスラスタの振動の大きさΔ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの推進効率ηｔ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの放電電流Ｉｄ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの推力Ｆ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの推進剤利用効率ηｕ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタのガードリング電流Ｉｇ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの推進効率ηｔと振動の大きさΔの関係（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの各流量差におけるΔ＜０．２を満たす最大効率点性能とその点を含むΔ＜０．２領域の磁束密度幅を示す表である。 代表的なマグネティックレイヤ型（Ｍ）およびアノードレイヤ型（Ａ）の性能を示す表である。 実施の形態１に係るホールスラスタの電子電流Ｉｅ（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態１に係るホールスラスタの周方向密度差がもたらす電位勾配の概念図である。 実施の形態１に係るホールスラスタの電子電流Ｉｅと振動の大きさΔの関係（ｍｔｏｔ＝２．７３ｍｇ／ｓ，Ｖｄ＝２５０Ｖ）を示すグラフである。 実施の形態２に係るホールスラスタの断面図である。 実施の形態２に係るホールスラスタの拡散室の斜視図である。 実施の形態３に係るホールスラスタの断面図である。
　以下、本発明の実施の形態について、図を用いて説明する。
　実施の形態１．
　以下、本実施の形態の説明に使用する記号を説明する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　なお、文中では、高密度領域と低密度領域の流量差をｍｄｉｆ、アノード総推進剤流量をｍｔｏｔと表記する。
　アノードレイヤ型ホールスラスタの放電特性は作動パラメータ（磁束密度Ｂ、推進剤流量ｍｔｏｔ、放電電圧Ｖｄ）の中でも特に磁束密度Ｂに大きく依存する（非特許文献７，１０～１２参照）。図１及び図２はホローアノードによる振動対策が施されたアノードレイヤ型ホールスラスタの磁束密度Ｂに対する作動特性変化を示している。図１は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ（ミリテスラ））に対するアノードレイヤ型ホールスラスタの放電電流Ｉｄ（単位：Ａ（アンペア））及び振動の大きさΔの変化を示すグラフである。図２は、磁束密度Ｂに対するアノードレイヤ型ホールスラスタの推進効率ηｔ及び推力Ｆ（単位：ｍＮ（ミリニュートン））の変化を示すグラフである。アノード総推進剤流量ｍｔｏｔは２．７３ｍｇ／ｓ（ミリグラム毎秒）、放電電圧Ｖｄは２５０Ｖ（ボルト）、ホローアノードの幅は３ｍｍ（ミリメートル）である。ここで、振動の大きさΔ及び推進効率ηｔは次式で定義される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　実用化されているマグネティックレイヤ型では通常、作動点における振動の大きさΔが０．２程度であり（非特許文献１４，１５参照）、少なくともこれ以下の大きさの振動であれば実機搭載上電源等への負荷は問題ない程度のものであると判断できるため、本実施の形態ではΔ＜０．２をアノードレイヤ型の実用化に必要な条件とする。また、これを満たすとき、振動が小さいと呼ぶ。図１の領域（Ｉ）及び（ＩＩＩ）においてΔ＜０．２が満たされるが、領域（Ｉ）では放電電流Ｉｄが非常に大きいため推進効率ηｔが低く、領域（ＩＩＩ）では推進効率ηｔは高いが、作動特性が磁束密度Ｂに対して敏感に変化し、安定な領域の磁束密度幅も４４～４８ｍＴと狭い。
　本実施の形態では、新たな振動低減法として、推進剤を加速チャネルに周方向位置によって異なる流量で供給した。周方向に非一様な推進剤流量がもたらす振動低減効果は、チャネル左右の流量差による推力ベクトル制御の研究（非特許文献１６参照）において発見された。ここでは、この手法をアノードレイヤ型に適応し、振動の小さな作動領域の拡大を試みた。
　以下、本実施の形態の実験で使用した実験装置について説明する。
　まず、図３及び図４を用いて、本実施の形態に係るホールスラスタ１０について説明する。
　図３に本実験で使用したアノードレイヤ型ホールスラスタ１０の断面図を示す。図３に示すように、本実施の形態に係るホールスラスタ１０は、環状の放電空間１１を形成する加速チャネル１２と、加速チャネル１２の放電空間１１に貫通するアノード１４と、板状のディストリビュータ３７とを備える。
　加速チャネル１２は、放電空間１１内に流入する推進剤を電離させてイオンを生成し、生成したイオンを加速させて放出する。この動作により、推力Ｆが得られる。本実験で使用した加速チャネル１２は内径４８ｍｍ、外径６２ｍｍ、長さ３ｍｍであり、壁面はカソード電位に保たれたＳＵＳ３０４製のガードリング１５である。アノード１４の上流には、複数の孔１３が設けられたディストリビュータ３７が配置される。ディストリビュータ３７に設けられた複数の孔１３は、周方向に配列されている。アノード１４は、ディストリビュータ３７の板面から立設し、間隙を空けて対向配置された外側環状壁３８及び内側環状壁３９を有する。外側環状壁３８及び内側環状壁３９間の間隙は、加速チャネル１２の放電空間１１に連通する環状空間４０を形成する。本実験では、アノード１４には、過去の研究（非特許文献１７参照）より最も優れた振動低減効果をもつとされる厚み１ｍｍ、幅３ｍｍのホローアノードを使用した。ディストリビュータ３７は、上記複数の孔１３から、アノード１４を介して、孔１３の位置に応じて量の異なる推進剤を加速チャネル１２の放電空間１１に供給することにより、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域を生じさせる。このとき、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、推進剤の流量が多い領域内の推進剤の流量ｍＡと推進剤の流量が少ない領域内の推進剤の流量ｍＢとの差ｍｄｉｆを一定の比率に調節する。この比率は、後述する実験結果から、５～１５％の範囲内であることが望ましく、１０％であることが最も望ましい。
　図３に示すように、本実施の形態に係るホールスラスタ１０は、さらに、中央に配置される鉄製の内部磁気ポール１６、内部磁気ポール１６と同一面の外側に配置される鉄製の外部磁気ポール１７、鉄製の底壁１８、鉄心１９、鉄製の側壁２０、及び、ソレノイドコイル２１を備える。これらの部品は磁気回路を構成している。なお、各部品は、鉄以外の高透磁性材料から作られていてもよい。
　内部磁気ポール１６は円板リング形状をなし、内部磁気ポール１６の面外方向に立設して配置された円柱状の鉄心１９によって支持される。内部磁気ポール１６と底壁１８は鉄心１９によって接続される。外部磁気ポール１７は円板リング形状をなし、外部磁気ポール１７の面外方向に立設して環状に配置された側壁２０によって支持される。外部磁気ポール１７と底壁１８は側壁２０によって接続される。即ち、内部磁気ポール１６及び外部磁気ポール１７と底壁１８とは、鉄心１９及び側壁２０によって鳥かご状に支持される。
　本実験では、加速チャネル１２内の半径方向磁場Ｂｒはホールスラスタ１０中心軸の鉄心１９に巻かれたソレノイドコイル２１により印加された。ソレノイドコイル２１に６Ａの電流を流すことによって、最大８０ｍＴの磁場を印加可能である。ソレノイドコイル２１の発熱及びアノード１４への熱入力からホールスラスタ１０の過熱を防ぐため、鉄心１９内部及びホールスラスタ１０側面を水冷した。鉄心１９内部及び側壁２０外周には、水を流すための冷却部２２，２３が設けられている。なお、冷却部２２，２３には、水以外の冷却液を流してもよい。
　図３に示すように、本実施の形態に係るホールスラスタ１０は、さらに、周方向で上記複数の領域に１つずつ対応する複数の区間に区切られた与圧室２４と、推進剤を与圧室２４に注入する推進剤注入部２５とを備える。本実験で使用したホールスラスタ１０は、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域として４個の領域が生じるように構成されている。図４に与圧室２４内部の４分割拡散室の斜視図を示す。各拡散室が上記複数の区間の各々に相当する。図４に示すように、与圧室２４は、拡散室ごとに推進剤が注入されるポート２６ａ，２６ｂを有する。推進剤注入部２５は、ポート２６ａ，２６ｂごとに設けられ、ポート２６ａ，２６ｂのそれぞれに接続される複数の管状部を有する。推進剤注入部２５の各管状部には、図示しない１つのタンクから、推進剤注入部２５の管状部ごとに設けられた、図示しない複数の流量調整器を経て、推進剤が供給される。
　本実験では、推進剤には純度９９．９９９％のＸｅ（キセノン）ガスを使用した。推進剤は、推進剤注入部２５によって、与圧室２４の拡散室ごとに注入量が調節された上で拡散室ごとに与圧室２４のポート２６ａ，２６ｂに注入される。拡散室ごとに与圧室２４のポート２６ａ，２６ｂに注入された推進剤は、ディストリビュータ３７に設けられた複数の孔１３のうち、アノード１４を通じて各拡散室に対応する領域に貫通する孔１３から加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。即ち、推進剤はホールスラスタ１０の背面に設けられた４箇所のポート２６ａ，２６ｂから供給され、拡散室、アノード１４を経て加速チャネル１２へ至る。
　加速チャネル１２への推進剤供給を周方向に非一様な流量で行うため、拡散室及びアノード１４内部に９０°間隔の仕切り板２７，２８を設けた。
　よって、与圧室２４は、仕切り板２７によって、周方向で均等に４つの区間に区切られている。
　アノード１４の上流に設けられたディストリビュータ３７では、各２枚の仕切り板２８の間に４つの孔１３の各々が形成され、これらの孔１３は周方向に均等に配列されている。例えば、ディストリビュータ３７に環状の孔を設けておき、この孔の４箇所に仕切り板２８をピン留めして、この孔を４つに分割することで、上記４つの孔１３を形成することができる。
　このように、本実施の形態において、アノード１４は、外側環状壁３８及び内側環状壁３９間でディストリビュータ３７の板面から立設し、外側環状壁３８及び内側環状壁３９間に形成された環状空間４０を、周方向で前述した複数の領域に１つずつ対応する複数の区間に区切る複数の仕切り板２８を有する。
　本実験で使用したホールスラスタ１０では、アノード１４の外側環状壁３８と内側環状壁３９の間の環状空間４０が仕切り板２８（隔壁）によって４つの区間に区切られることで、各区間に対応した分流流路４１がそれぞれ形成されている。アノード１４の各分流流路４１と与圧室２４の各拡散室は、それぞれ連通して、それぞれの対応するポート２６ａ，２６ｂに繋がっている。
　アノード１４内部の仕切り板２８は、内部放電（非特許文献１０参照）を妨げないようにアノード１４先端から上流１０ｍｍ（加速チャネル１２の長さの３倍程度、分流流路４１の長さの３分の１程度）位置までとした。即ち、アノード１４底部からの仕切り板２８の高さを、アノード１４底部からアノード１４の開口面（外側環状壁３８の開口側端面及び内側環状壁３９の開口側端面）までの高さよりも低くしている。そして、アノード１４の開口面付近で、外側環状壁３８及び内側環状壁３９間に、仕切り板２８で隔てられていない空間を設けている。これにより、分流流路４１が合流部４２で合流するようにしている。
　上記のように、本実施の形態では、ディストリビュータ３７に、周方向に均等な間隔で孔１３が複数個開けられている。ディストリビュータ３７の孔１３を介して、流量を制御された推進剤が、アノード１４の各分流流路４１に供給される。各分流流路４１を通った推進剤は、流量比を保ったまま、加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。
　なお、図３において、ホールスラスタ１０の真ん中に一点鎖線で表した中心線を境に、上半分は図４のＡ－Ａ線に沿ったポート２６ａがある部分の断面（ポート２６ｂがある部分の断面も同様となる）を、下半分は図４のＢ－Ｂ線に沿った仕切り板２７，２８がある部分の断面を示している。
　本実験では、推力ベクトルを偏向させない条件で測定を行うため、対角線上のポート２６ａ，２６ｂには同流量の推進剤を供給し、図４のポート２６ａ，２６ｂを２台の流量制御器（前述した流量調整器等を制御して推進剤の供給量を調整する）により制御した。よって、推進剤注入部２５は、与圧室２４の全てのポート２６ａ，２６ｂへの推進剤の注入量に対して、周方向で１番目及び３番目の拡散室に配置されたポート２６ａへの推進剤の注入量と周方向で２番目及び４番目の拡散室に配置されたポート２６ｂへの推進剤の注入量との差を前述した一定の比率に調節する。これにより、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、周方向で１番目及び３番目の領域内の推進剤の流量ｍＡと周方向で２番目及び４番目の領域内の推進剤の流量ｍＢとの差ｍｄｉｆを前述した一定の比率に調節することができる。即ち、上記のように注入量が調節された推進剤がディストリビュータ３７の複数の孔１３からアノード１４を介して加速チャネル１２の放電空間１１に供給されることで、流量ｍｔｏｔに対して流量ｍＡと流量ｍＢとの差ｍｄｉｆが前述した一定の比率に調節される。
　電子源にはＶｅｅｃｏ－Ｉｏｎ・Ｔｅｃｈ社製ホローカソードＨＣ２５２を使用した。作動ガスにはＸｅガスを用い、流量０．２７ｍｇ／ｓで供給した。
　次に、図５を用いて、測定系設備について説明する。
　直径２．０ｍ（メートル）、長さ３．０ｍのステンレス製円筒型真空チャンバ２９を使用した。真空排気系は、油拡散ポンプ（排気速度３７０００Ｌ／ｓ（リットル毎秒））１台及びメカニカルブースタポンプ（排気速度１００００ｍ３／ｈ（立方メートル毎時））１台、ロータリポンプ（排気速度１５０００Ｌ／ｍｉｎ（リットル毎分））２台により構成される。本実験を通して、チャンバ内圧は５．１×１０－３Ｐａ（パスカル）以下に保たれた。
　図５に電気回路の概略図を示す。ホールスラスタ１０のイオン出力端の近傍には、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２へ電子を供給するカソード３０が設置された。カソード３０には電圧／電流が１６Ｖ／１０Ａのヒータ電源３１及び電圧／電流が６００Ｖ／２Ａのキーパ電源３２が接続された。ヒータ電源３１はカソード３０の加熱、キーパ電源３２はカソード３０からの電子の流れを安定させるために設置されるものである。ホールスラスタ１０のソレノイドコイル２１には電圧／電流が１６Ｖ／３０Ａのコイル電源３３が接続された。ホールスラスタ１０のアノード１４には電圧／電流が４００Ｖ／８Ａの主放電電源３４が接続された。放電電流Ｉｄはアノード１４と主放電電源３４の正極との間でオシロスコープ（サンプリングレート２０ＭＳ／ｓ（メガサンプル毎秒）、周波数特性８ＭＨｚ（メガヘルツ））を用いて測定した。ビーム電流Ｉｂの測定にはホールスラスタ１０の出口下流約２５０ｍｍに設置された５００×５００ｍｍの銅製イオンコレクタ３５を使用した。イオンコレクタ３５には電圧／電流が７０Ｖ／５Ａのイオンコレクタ電源３６が接続された。電子の流入を避けるためイオンコレクタ３５は真空チャンバ２９電位に対し－２０Ｖに保持された。また、ホールスラスタ１０のガードリング１５へ流れる電流Ｉｇはホールスラスタ１０本体と主放電電源３４の負極との間で測定された。
　推力Ｆの測定には東京大学で開発された２重振り子式スラストスタンド（非特許文献１６参照）を使用した。ホールスラスタ１０及びセンサ対象物を載せる内側振り子とＬＥＤ（発光ダイオード）変位センサを載せる外側振り子を有し、略等しいプルーム輻射熱を受けるこれら２つの振り子間変位を計測することにより、測定値の熱ドリフト誤差を低減する。さらに、内側振り子の変位がもたらす外側振り子への熱入力の変化及びホールスラスタ１０の配線・配管の非線形挙動の影響を減らすため、内側振り子とチャンバ固定系でＪ×Ｂ制御器を構成し、振り子間変位が０になるように制御した。Ｊ×Ｂ制御器に流す電流値はＬａｂＶＩＥＷ（登録商標）を用いて制御した。制御電流と推力の変換係数は４つの２ｇ（グラム）（±５ｍｇ（ミリグラム））精密分銅を用いた推力較正により算出した。
　以下、実験概要について説明する。
　アノード１４総推進剤流量ｍｔｏｔ及び放電電圧Ｖｄをそれぞれ２．７３ｍｇ／ｓ、２５０Ｖに固定し、規格化流量差ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ（＝（ｍＡ－ｍＢ）／（ｍＡ＋ｍＢ））を０．０から１．０まで変化させて放電電流Ｉｄ及び推力Ｆの測定を行い、振動の大きさΔ及び推進効率ηｔを算出した。また、ビーム電流Ｉｂ及びガードリング１５へ流れる電流Ｉｇを測定し、電子電流Ｉｅ（＝Ｉｄ－Ｉｂ－Ｉｇ）を算出した。
　以下、実験結果について説明する。
　まず、振動低減効果について説明する。
　図６にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔに対する振動の大きさΔの変化を示す。図６は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の振動の大きさΔの変化を示すグラフである。ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔの増加とともに高磁場側から振動が低減された。ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ≦０．３のｍｄｉｆ／ｍｔｏｔが小さい範囲では、高磁場の振動の大きさΔが大きく減少し、Δ＜０．２を満たす領域が高磁場側に拡大した。ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔがより大きくなると、振動の小さな領域は低磁場側へ広がり、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝１．０では全磁束密度領域でΔ＜０．２が満たされた。
　次に、推進効率について説明する。
　図７にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔに対する推進効率ηｔの変化を示す。図７は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の推進効率ηｔの変化を示すグラフである。推進効率ηｔはｍｄｉｆ／ｍｔｏｔとともに減少した。全磁束密度領域においてΔ＜０．２が満たされるという大きな振動低減効果が得られていたｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝１．０では最大推進効率ηｔは０．１８となり、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．０のΔ＜０．２を満たす最大ηｔ＝０．４５に対し大きく低下した。図８及び図９にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔに対する放電電流Ｉｄ及び推力Ｆの変化を示す。図８は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の放電電流Ｉｄ（単位：Ａ）の変化を示すグラフである。図９は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の推力Ｆ（単位：ｍＮ）の変化を示すグラフである。放電電流Ｉｄはｍｄｉｆ／ｍｔｏｔとともに大きく増加したが、推力Ｆに関しては大きな変動は見られなかった。推進効率ηｔ低下の主な原因は放電電流Ｉｄの増加による消費電力の増大であった。
　図１０は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の推進剤利用効率ηｕの変化を示すグラフである。図１１は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０のガードリング１５へ流れる電流Ｉｇ（単位：Ａ）の変化を示すグラフである。図１０に示す通り、推進剤利用効率ηｕはｍｄｉｆ／ｍｔｏｔの増加とともに、多少の前後はあるが、増加する傾向にある。これは、推進剤と電子間の電離衝突周波数νｅｎが電子数密度ｎｎと中性粒子数密度ｎｅに比例するため、高密度領域での推進剤利用効率ηｕ，Ａは増加する一方、低密度領域での推進剤利用効率ηｕ，Ｂは低下し、その平均としての推進剤利用効率ηｕは増加するためであると考えられる。一方で、図１１に示す通り、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔの増加によりガードリング１５へのイオンの損失も増加する。これは、電離量が大きくなりホールスラスタ１０内イオン数密度が増加するため、及び、周方向電場Ｅθの存在によって電離したイオンが周方向に流れるためであると考えられる。イオンはガードリング１５との衝突による再結合後、より下流の低電位の領域において再電離することとなり、エネルギー効率等の低下を招き、推進剤利用効率ηｕの増加の効果を相殺してしまうため、推力Ｆに変動がなくなるものであると考えられる。
　このように、本実施の形態では推進効率ηｔの低下と引き換えに振動低減効果が得られた訳であるが、推進効率ηｔと振動の大きさΔの関係をまとめると図１２のようになる。図１２は、ホールスラスタ１０の推進効率ηｔと振動の大きさΔの関係を示すグラフである。従来の推進効率ηｔと振動の大きさΔの関係はｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．０の線で表されるが、これに対して新たなパラメータｍｄｉｆ／ｍｔｏｔを導入した本実施の形態では、両端矢印の線で示されるように、より振動の小さな領域でのトレードオフが可能となった。即ち、同じ推進効率ηｔに対しても振動の小さな作動点を選択できるようになった。図１３にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ≦０．２の各流量差におけるΔ＜０．２を満たす最大効率点の性能とその点を含むΔ＜０．２領域の磁束密度幅を示す。Δ＜０．２領域幅も推進効率ηｔとのトレードオフによって拡大することが分かる。ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．０のとき、Δ＜０．２を満たす作動領域幅は４４～４８ｍＴであるが、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．１のときには４２～６４ｍＴと大幅に拡大している。
　次に、性能を比較する。
　図１４は代表的なスラスタの性能を示している。スラスタ名の数字はマグネティックレイヤ型（Ｍ）においてはチャネル外径、アノードレイヤ型（Ａ）においてはチャネル平均径を表している。単位はｍｍである。本実施の形態で得られた性能と代表的なマグネティックレイヤ型の性能を比較すると、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．１の性能（図１３参照）は使用したホールスラスタ１０（チャネル外径６２ｍｍ）と同サイズのマグネティックレイヤ型と略同等の性能であることが分かる。即ち、本実施の形態を用いて振動の小さな領域を４２～６４ｍＴと拡大した場合、アノードレイヤ型としては推進効率ηｔが低くなるが、マグネティックレイヤ型とは略同等の推進効率ηｔを維持することが可能と言える。このことから、本実施の形態を用いることにより、アノードレイヤ型の壁面損耗が少ない特長を生かし、長寿命なホールスラスタを実現できる可能性が示唆される。また、使用したホールスラスタ１０とチャネル平均径の等しいアノードレイヤ型Ｄ－５５ではｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．０においてηｔ＝０．６０が達成されている。これは本実験におけるｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．０の最大ηｔ＝０．４５に比べ０．１５高く、今後の改善により、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．１において０．３９よりも高い推進効率ηｔを実現できる可能性を示す。
　次に、電子電流について説明する。
　図１５に加速チャネル１２へ流入する電子電流Ｉｅのｍｄｉｆ／ｍｔｏｔに対する変化を示す。加速チャネル１２へ流入する電子電流Ｉｅはｍｄｉｆ／ｍｔｏｔとともに大きく増加しており、前述した放電電流Ｉｄ増加の原因と言える。この電子電流Ｉｅの増加には２つの要因が見られる。
　第１の要因は、異常拡散領域の低磁場拡大である。図１１より、電子の軸方向移動度が１／Ｂ２に比例する古典拡散から１／Ｂに比例する異常拡散（非特許文献７，２０，２１参照）へ遷移する点がｍｄｉｆ／ｍｔｏｔの増加とともに低磁場側へ移動する様子が見られ、これが古典拡散であった領域の電子電流Ｉｅを増加させていることが分かる。電子と壁面の相互作用が小さいアノードレイヤ型では、異常拡散は１～１００ＭＨｚの周方向密度揺動に起因して生じるものと考えられる。本実施の形態は定常の周方向密度差を発生させるため、この揺動が低磁場においても誘起されやすくなったと考えられる。
　第２の要因は、磁束密度Ｂに依存しないオフセット電子電流Ｉ０の増加である。図１５は、磁束密度Ｂ（単位：ｍＴ）に対するホールスラスタ１０の加速チャネル１２へ流入する電子電流Ｉｅの変化を示すグラフである。図１５に示すオフセット電子電流Ｉ０は異常拡散領域の電子電流Ｉｅをｃ／Ｂ＋Ｉ０（ｃは非磁束密度依存係数）によりフィッティングしたときの値であり、オフセット電子電流Ｉ０がｍｄｉｆ／ｍｔｏｔとともに大きく増加していることが分かる。このオフセット電子電流Ｉ０の増加は次のように説明できる（非特許文献２２参照）。図１６のように周方向に密度の異なる領域が存在する場合を考える。ホールスラスタ１０では直交した軸方向電場Ｅｚと半径方向磁場Ｂｒにより電子が＋θ方向にＥ×Ｂドリフトしてホール電流を発生させる。このホール電流密度は軸方向の電子電流密度に比べ極めて大きいため、ｎｅ，Ａ＞ｎｅ，Ｂのとき、周方向電子流速はｖｅθ，Ａ＜ｖｅθ，Ｂとならなければならない。ここで周方向電子流速ｖｅθは下式で与えられる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　図１６は、ホールスラスタ１０の周方向密度差がもたらす電位勾配の概念図である。（３）式の第３，４項は通常の＋θ方向ホール電流をもたらす項である。ｖｅθ，Ａ＜ｖｅθ，Ｂを満たすため、図１６のような周方向電位差が発生し、高密度領域において＋θ方向の電場Ｅθ、低密度領域において－θ方向の電場Ｅθが誘起されると考えられる。この周方向電場Ｅθは直交する半径方向磁場ＢｒとのＥ×Ｂドリフトによって、電子の軸方向流速を高密度領域において増加、低密度領域において減少させる。結果として、流束の周方向積分値である電子電流Ｉｅは増加することとなる。ここで、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔの増加はｖｅθ，Ａ／ｖｅθ，Ｂを増加させるため、周方向電場Ｅθはｍｄｉｆ／ｍｔｏｔとともに増加する。また、（３）式の第１，２項と第３，４項の係数がそれぞれ１／Ｂ２、１／Ｂに比例することから、周方向電場Ｅθはおよそ磁束密度Ｂに比例して増加する。周方向電場Ｅθによる電子軸方向流速の変化量はＥθ／Ｂで表されるため、この電子電流Ｉｅの増加は非磁束密度依存項Ｉ０として現れる。
　以上２つの要因によって、周方向流量差は電子電流Ｉｅを増加させ、推進効率ηｔの低下を招いている。しかし、異常拡散領域の拡大が振動の小さな領域の拡大と略一致すること、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２へ流入する電子電流Ｉｅ（単位：Ａ）と振動の大きさΔの関係を示す図１７から電子電流Ｉｅの増加に伴って振動の大きさΔが減少する様子が見られることから、電子電流Ｉｅの増加が振動低減につながっているものと考えられる（非特許文献７参照）。また、図１７より、同じ電子電流Ｉｅでもｍｄｉｆ／ｍｔｏｔが増加し異常拡散に遷移するほど振動の大きさΔが小さいことが分かる（非特許文献９参照）。
　本実施の形態では、より良い電子電流Ｉｅと振動の大きさΔのトレードオフ関係をもつ異常拡散領域が拡大することにより、小さな推進効率ηｔ低下で大きな振動低減効果が得られているものと考えられる。
　以上説明したように、本実験では、放電電流振動を低減する新しい方法として、加速チャネル１２への推進剤供給を周方向に非一様な流量で行い、以下の結果を得た。
１．周方向流量差の増加に伴って、高磁場側から振動が大きく低減された。
２．電子電流Ｉｅの増加により最大推進効率ηｔは低下したが、チャネル径の近いマグネティックレイヤ型とは略同等の推進効率３９％を維持し、４２～６４ｍＴと広い範囲でΔ＜０．２を満たす作動が達成された。
　これらの結果から、推進効率はやや犠牲になるが、振動の小さな作動領域を大幅に拡大する手法（推進方法）が得られたと言える。また、チャネル形状最適化等により、今回得られた３９％を超える効率も達成可能と予想される。本実施の形態はアノードレイヤ型の実用化に大いに貢献するものと期待される。即ち、本実施の形態に係るホールスラスタ１０を人工衛星や宇宙探査機等の宇宙航行体に搭載することで、小型・軽量な推進システムを実装した宇宙航行体を提供することが可能となる。
　上記実験の結果から、０．０５≦ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ≦０．１５のとき、実用化に十分な広さの作動パラメータ領域幅でホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られると考えられる。特に、図１２や図１３から分かるように、ｍｄｉｆ／ｍｔｏｔ＝０．１のときには、４２～６４ｍＴと広い作動パラメータ領域幅でホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られ、かつ、十分な推進効率ηｔが維持できる。したがって、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、推進剤の流量が多い領域内の推進剤の流量ｍＡと推進剤の流量が少ない領域内の推進剤の流量ｍＢとの差ｍｄｉｆが５～１５％の範囲内で調節されることが望ましく、１０％に調節されることが最も望ましい。
　以上説明したように、本実施の形態では、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２内における推進剤ガスの円周方向密度分布を不均一とすることで、全体的な放電振動の抑制を図っている。これにより、ホールスラスタ１０の安定作動、長寿命化の効果が得られる。ホールスラスタ１０が、マグネティックレイヤ型であっても、本実施の形態と同様に、ホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られる。したがって、本実施の形態は、アノードレイヤ型及びマグネティックレイヤ型のいずれにも適用可能なものである。
　具体的には、本実施の形態では、加速チャネル１２を周方向に均等に４分割し、第１領域及び第３領域と、第２領域及び第４領域との推進剤ガス流量に５～１５％の差を付けている。加速チャネル１２内の中性粒子密度を周方向に不均一にする手法として、与圧室２４を４つの拡散室に分割し、各拡散室への推進剤供給量を調整する手法を採用している。なお、領域の分割数は２分割以上であればよく、隣り合う領域の推進剤ガス流量差が５～１５％の差であればよい。
　以下、従来のホールスラスタの放電振動発生のメカニズムについて説明する。
　１０～１００ｋＨｚの放電振動のメカニズムは「電離振動」と呼ばれ、様々なプラズマ現象・装置に存在する。電離領域に流入する推進剤粒子の速度とそこから流出するイオンの速度が大きく異なるため、流速と電離速度の関係によっては、推進剤粒子の枯渇現象を伴う振動現象が生じる。
　以下、狭い磁束密度Ｂの範囲で安定するメカニズムについて説明する。
　放電振動メカニズムは、推力軸方向に電離領域が行き来するため、呼吸モード振動とも呼ばれ、軸方向の１次元流れモデルによって表現が可能である。１次元流れモデルを用いて得られた非線形分散方程式を解析し、いかなる周波数の振動も成長できない（即ち、複素振動数の虚数成分が負になる）条件を求めて、図１に示したような測定結果を再現することが可能である。前述したように、図１の領域（Ｉ）と（ＩＩＩ）で放電電流Ｉｄの振動が２０％以下に抑えられている。領域（Ｉ）は放電電流Ｉｄが大きすぎ推進効率ηｔが低いので、ホールスラスタを領域（ＩＩＩ）で作動させることが望ましい。
　非特許文献７に示されたモデルでの安定条件は以下の通りである。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
　（４）式において、Ｌは電離領域長、Ｖｅは電子速度、Ｎは数密度、Ｓはチャネル断面積、γは電離率を示す。添字の０はチャネル内の推進剤入口側、１は推進剤出口側を示す。
　放電安定性は電子の移動度（速度）と電離速度の関数であり、「アノード方向への電子の速度」が「電離領域での電子の平均生成率」を上回る条件では、いかなる周波数の振動も減衰することを（４）式は表している。
　以下、本実施の形態により、安定作動する磁束密度範囲が広がるメカニズムについて説明する。
　チャネル幅を推力軸方向に変化させる等の放電安定化方法が提案されているが、軸方向１次元で考える限り安定な作動領域を拡大するのは困難であった。本実施の形態の本質は、発想を転換して円周方向の分布に注目したところである。
　円周方向に推進剤の密度の高低を与えると、どこかで（４）式の条件が満たされる。そこではどの周波数の振動も減衰し、さらに周囲の電離振動に対しても散逸的、粘性的に作用し、全体として卓越した周波数の振動が誘起、維持されることがない。磁束密度Ｂや作動条件が変化しても、円周方向のどこかの位置で振動減衰領域が存在することにより、放電電流振動が抑制される。
　以下、高効率と安定放電を両立するメカニズムについて説明する。
　周方向に密度勾配が存在する場合、軸方向の電子移動度が高まり、結果として放電電流Ｉｄが増加する。なお、周方向の密度擾乱と電子の異常拡散の関係は既に数値計算等で明らかにされている。仮に「放電電流Ｉｄ（電子移動度）の増加によって放電振動が抑制されるため、推進効率ηｔと放電安定性はトレードオフの関係にある」とすれば、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２内における推進剤ガスの円周方向密度分布を不均一とする手法は、推進機として魅力に欠ける放電安定化方法である。しかし本実施の形態では、流量差が小さい条件で、電子移動度の変化が小さいまま放電振動の抑制が可能で、高効率で安定な放電を実現できることが実験により見出された。即ち、本実施の形態は、「電子移動度の増加によって放電振動が抑制されるわけではない」ことが実証されたことを根拠としている。
　なお、上記実験で使用したホールスラスタ１０は、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域として４個の領域が生じるように構成されているが、４個以外の数の領域が生じるように構成されていてもよい。推力ベクトルを偏向させないためには、上記複数の領域が２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であることが望ましい。この場合、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、周方向で奇数番目の領域内の推進剤の流量ｍＡ（又はｍＢ）と周方向で偶数番目の領域内の推進剤の流量ｍＢ（又はｍＡ）との差ｍｄｉｆを前述した一定の比率に調節する。以下、そのための構成の一例を説明する。
　与圧室２４は、周方向で上記２ｎ個の領域に１つずつ対応する２ｎ個の区間に区切られる。よって、与圧室２４内部には、図４に示したのと同様の拡散室が２ｎ個設けられる。このとき、与圧室２４は、図４に示したのと同様の仕切り板等によって、周方向で均等に分割されていることが望ましい。与圧室２４は、拡散室ごとに、推進剤が注入されるポートを例えば１つずつ有する。推進剤は、推進剤注入部２５によって、拡散室ごとに注入量が調節された上で与圧室２４の各ポートに注入される。このとき、推進剤注入部２５は、与圧室２４の２ｎ個のポート全てへの推進剤の注入量に対して、周方向で奇数番目の拡散室に配置されたポートへの推進剤の注入量と周方向で偶数番目の拡散室に配置されたポートへの推進剤の注入量との差を前述した一定の比率に調節する。拡散室ごとに与圧室２４のポートに注入された推進剤は、ディストリビュータ３７によって、複数の孔１３のうち、アノード１４を通じて各拡散室に対応する領域に貫通する孔１３から加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。例えば、ディストリビュータ３７では、２ｎ枚の仕切り板等によって２ｎ個の孔１３が形成され、これらの孔１３は周方向に均等に配列される。
　上記のような構成によっても、実用化に十分な広さの作動パラメータ領域幅でホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られると考えられる。
　実施の形態２．
　図１８及び図１９を用いて、本実施の形態について、主に実施の形態１との差異を説明する。
　実施の形態１では、流量制御器で流量の調整された推進剤が、ディストリビュータ３７の孔１３から供給されるが、推進剤の流量は、流量制御器ではなくディストリビュータ３７自体で調整されてもよい。本実施の形態では、ディストリビュータ３７自体で推進剤の流量が調整されるように、ディストリビュータ３７にコンダクタンスの異なる孔１３が開けられる。
　図１８に本実施の形態に係るアノードレイヤ型ホールスラスタ１０の断面図を示す。実施の形態１では、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２内の中性粒子密度を周方向に不均一にする手法として、与圧室２４の拡散室を４分割し、流量制御器による流量調整によって各拡散室への推進剤供給量を不均一に調整する手法を採用している。この手法では、供給量が不均一に調整された推進剤が、与圧室２４の各拡散室からディストリビュータ３７の複数の孔１３を介してアノード１４に供給され、アノード１４を通って加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。これに対し、本実施の形態では、図１８に示すように、アノード１４の上流に設けられたディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂの径を変えることでコンダクタンスの異なる孔１３ａ，１３ｂを配置する手法を採用する。これにより、アノード１４の分流流路４１に繋がった（即ち、連通した）ディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂからの流量について、周方向に差を付けることができる。なお、アノード１４の上流に設けられたディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂの径以外にも、孔１３ａ，１３ｂの深さ、あるいは、孔１３ａ，１３ｂの径及び深さの両方を変えることで孔１３ａ，１３ｂのコンダクタンスに差を付けてもよい。一般に、孔のコンダクタンスは、孔の断面積に比例し、孔の深さに反比例する。
　実施の形態１と同様に、本実施の形態に係るホールスラスタ１０は、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域として４個の領域が生じるように構成されていてもよいし、４個以外の数の領域が生じるように構成されていてもよい。推力ベクトルを偏向させないためには、上記複数の領域が２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であることが望ましい。この場合、実施の形態１と同様に、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、周方向で奇数番目の領域内の推進剤の流量ｍＡ（又はｍＢ）と周方向で偶数番目の領域内の推進剤の流量ｍＢ（又はｍＡ）との差ｍｄｉｆを前述した一定の比率に調節する。以下、そのための構成の一例を説明する。
　ディストリビュータ３７の複数の孔１３ａ，１３ｂは、孔１３ａ，１３ｂの位置によって形状が異なる。例えば、孔１３ａ，１３ｂの位置によって径及び長さの少なくともいずれかが異なる。具体的には、ディストリビュータ３７の複数の孔１３ａ，１３ｂは、全ての孔１３ａ，１３ｂのコンダクタンスに対して、周方向で奇数番目の領域に貫通する孔１３ａのコンダクタンスと周方向で偶数番目の領域に貫通する孔１３ｂのコンダクタンスとの差が一定の比率となるように形成されている。実施の形態１と同様に、この比率は、５～１５％の範囲内であることが望ましく、１０％であることが最も望ましい。なお、孔１３ａ，１３ｂのコンダクタンスに差を付けるだけでなく、孔１３ａ，１３ｂへの推進剤の供給量に差を付けることで、結果的にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔが上記比率となるようにしてもよい。
　図１９に与圧室２４内部の拡散室の斜視図を示す。本実施の形態では、図１９に示すように、与圧室２４を周方向で複数の区間に区切る必要がない。よって、与圧室２４は、内部に環状の拡散室を１つのみ有し、推進剤が注入されるポート２６も１つのみ有していればよい。同様に、推進剤注入部２５は、１つのポート２６に対応して設けられ、このポート２６に接続される管状部を１つのみ有していればよい。実施の形態１と同様に、推進剤は、推進剤注入部２５によって、注入量が調節された上で与圧室２４のポート２６に注入される。与圧室２４のポート２６に注入された推進剤は、ディストリビュータ３７によって、複数の孔１３ａ，１３ｂの各々からアノード１４を介して加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。なお、図１８は、図１９のＣ－Ｃ線に沿った断面を示している。
　図１９に示すように、本実施の形態では、図４に示したような仕切り板２７は不要であるが、アノード１４には、図３に示したような複数の仕切り板２８を設けることが望ましい。実施の形態１と同様に、これらの仕切り板２８は、アノード１４の外側環状壁３８及び内側環状壁３９間でディストリビュータ３７の板面から立設し、外側環状壁３８及び内側環状壁３９間に形成された環状空間４０を、周方向で前述した複数の領域に１つずつ対応する複数の区間に区切るものである。仕切り板２８を設けることで、上記複数の領域のそれぞれにおける推進剤の流量を効率的に調節できる。実施の形態１と同様に、仕切り板２８の高さは、アノード１４の上流端からアノード１４の開口面までの高さよりも低くすることが望ましい。ここで、アノード１４は、図１８に示した形状に限らず、例えば断面凸状に形成してもよい。以下、そのような構成の一例を説明する。
　アノード１４は、断面が凸状のリングで内部は空洞であり、そのリングの内側側面及び外側側面には、各側面に沿って環状に複数の孔が開けられる。アノード１４の上流側には、例えば、円周上に多数の孔の開いた推進剤分配用のリングプレートを設けてディストリビュータ３７を構成する。アノード１４の孔とリングプレートの孔とは互いに連通して上記複数の孔１３ａ，１３ｂを形成する。リングプレートの下流側（即ち、リングプレートの上面側）には加速チャネル１２の底部が接する。リングプレートの上流側（即ち、リングプレートの底面側）には、リング状の溝（即ち、拡散室）を有した与圧室２４が接する。与圧室２４は、溝の底面の少なくとも１箇所にポート２６を有する。ポート２６は、複数あってもよいが、図１９に示したように１つあればよい。与圧室２４の溝は、ポート２６から流入する推進剤を、リングプレートの各孔（即ち、ディストリビュータ３７の複数の孔１３ａ，１３ｂの各々）に分配する流路を構成する。与圧室２４のポート２６には、実施の形態１と同様に、推進剤注入部２５から推進剤が注入される。
　上記のような構成によっても、実施の形態１と同様に、実用化に十分な広さの作動パラメータ領域幅でホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られると考えられる。ホールスラスタ１０が、マグネティックレイヤ型であっても、本実施の形態と同様に、ホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られる。したがって、本実施の形態は、アノードレイヤ型及びマグネティックレイヤ型のいずれにも適用可能なものである。
　実施の形態３．
　図２０を用いて、本実施の形態について、主に実施の形態２との差異を説明する。
　図２０に本実施の形態に係るアノードレイヤ型ホールスラスタ１０の断面図を示す。実施の形態２では、ホールスラスタ１０の加速チャネル１２内の中性粒子密度を周方向に不均一にする手法として、ディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂの径や深さを変えることでコンダクタンスの異なる孔１３ａ，１３ｂを配置する手法を採用している。これに対し、本実施の形態では、図２０に示すように、アノード１４の上流に設けられたディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂの数分布に疎密を付けて孔１３ａ，１３ｂを配置する手法を採用する。これにより、アノード１４の分流流路４１に繋がった（即ち、連通した）ディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂからの流量について、周方向に差を付けることができる。なお、アノード１４の上流に設けられたディストリビュータ３７の孔１３ａ，１３ｂの数分布は、ホールスラスタ１０の径方向に限らず、ホールスラスタ１０の周方向に差を付けてもよい。
　実施の形態１と同様に、本実施の形態に係るホールスラスタ１０は、周方向で加速チャネル１２の放電空間１１に推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域として４個の領域が生じるように構成されていてもよいし、４個以外の数の領域が生じるように構成されていてもよい。推力ベクトルを偏向させないためには、上記複数の領域が２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であることが望ましい。この場合、実施の形態１と同様に、ディストリビュータ３７は、加速チャネル１２の放電空間１１内の推進剤の流量ｍｔｏｔに対して、周方向で奇数番目の領域内の推進剤の流量ｍＡ（又はｍＢ）と周方向で偶数番目の領域内の推進剤の流量ｍＢ（又はｍＡ）との差ｍｄｉｆを前述した一定の比率に調節する。以下、そのための構成の一例を説明する。
　ディストリビュータ３７の複数の孔１３ａ，１３ｂは、孔１３ａ，１３ｂの位置によって密度が異なる。なお、全ての孔１３ａ，１３ｂのコンダクタンスは同じものとする。例えば、全ての孔１３ａ，１３ｂの形状は同じものとする。具体的には、ディストリビュータ３７の複数の孔１３ａ，１３ｂは、全ての孔１３ａ，１３ｂの数に対して、周方向で奇数番目の領域に貫通する孔１３ａの数と周方向で偶数番目の領域に貫通する孔１３ｂの数との差が一定の比率となるように形成されている。実施の形態１と同様に、この比率は、５～１５％の範囲内であることが望ましく、１０％であることが最も望ましい。なお、孔１３ａ，１３ｂの密度に差を付けるだけでなく、孔１３ａ，１３ｂへの推進剤の供給量に差を付けることで、結果的にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔが上記比率となるようにしてもよい。また、孔１３ａ，１３ｂの密度に差を付けるだけでなく、実施の形態２のように、孔１３ａ，１３ｂのコンダクタンスに差を付けることで、結果的にｍｄｉｆ／ｍｔｏｔが上記比率となるようにしてもよい。
　本実施の形態では、実施の形態２と同様、図１９に示すように、与圧室２４を周方向で複数の区間に区切る必要がない。よって、与圧室２４は、内部に環状の拡散室を１つのみ有し、推進剤が注入されるポート２６も１つのみ有していればよい。同様に、推進剤注入部２５は、１つのポート２６に対応して設けられ、このポート２６に接続される管状部を１つのみ有していればよい。実施の形態２と同様に、推進剤は、推進剤注入部２５によって、注入量が調節された上で与圧室２４のポート２６に注入される。与圧室２４のポート２６に注入された推進剤は、ディストリビュータ３７によって、複数の孔１３ａ，１３ｂの各々からアノード１４を介して加速チャネル１２の放電空間１１に供給される。なお、図２０は、図１９のＣ－Ｃ線に沿った断面を示している。
　図１９に示すように、本実施の形態では、図４に示したような仕切り板２７は不要であるが、実施の形態２と同様に、アノード１４には、図３に示したような複数の仕切り板２８を設けることが望ましい。実施の形態２と同様に、仕切り板２８の高さは、アノード１４の上流端からアノード１４の開口面までの高さよりも低くすることが望ましい。ここで、アノード１４は、図２０に示した形状に限らず、例えば断面凸状に形成してもよい。そのような構成の一例については、実施の形態２の説明で述べた通りである。
　上記のような構成によっても、実施の形態１と同様に、実用化に十分な広さの作動パラメータ領域幅でホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られると考えられる。ホールスラスタ１０が、マグネティックレイヤ型であっても、本実施の形態と同様に、ホールスラスタ１０の放電電流振動を低減する効果が得られる。したがって、本実施の形態は、アノードレイヤ型及びマグネティックレイヤ型のいずれにも適用可能なものである。
　以上、本発明の実施の形態について説明したが、これらのうち、２つ以上の実施の形態を組み合わせて実施しても構わない。あるいは、これらのうち、１つの実施の形態を部分的に実施しても構わない。あるいは、これらのうち、２つ以上の実施の形態を部分的に組み合わせて実施しても構わない。
　１０　ホールスラスタ、１１　放電空間、１２　加速チャネル、１３，１３ａ，１３ｂ　孔、１４　アノード、１５　ガードリング、１６　内部磁気ポール、１７　外部磁気ポール、１８　底壁、１９　鉄心、２０　側壁、２１　ソレノイドコイル、２２，２３　冷却部、２４　与圧室、２５　推進剤注入部、２６，２６ａ，２６ｂ　ポート、２７，２８　仕切り板、２９　真空チャンバ、３０　カソード、３１　ヒータ電源、３２　キーパ電源、３３　コイル電源、３４　主放電電源、３５　イオンコレクタ、３６　イオンコレクタ電源、３７　ディストリビュータ、３８　外側環状壁、３９　内側環状壁、４０　環状空間、４１　分流流路、４２　合流部。

Claims (15)

  1. 　環状の放電空間を形成し、前記放電空間内に流入する推進剤を電離させてイオンを生成し、生成したイオンを加速させて放出する加速チャネルと、
    　前記加速チャネルの放電空間に貫通するアノードと、
    　周方向に配列された複数の孔を有し、前記複数の孔から、前記アノードを介して、孔の位置に応じて量の異なる推進剤を前記加速チャネルの放電空間に供給することにより、周方向で前記加速チャネルの放電空間に前記推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域を生じさせ、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、前記推進剤の流量が多い領域内の前記推進剤の流量と前記推進剤の流量が少ない領域内の前記推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節するディストリビュータとを備えることを特徴とするホールスラスタ。
  2. 　前記複数の領域は、２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であり、
    　前記ディストリビュータは、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、周方向で奇数番目の領域内の前記推進剤の流量と周方向で偶数番目の領域内の前記推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節することを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  3. 　前記複数の領域は、４個の領域であり、
    　前記ディストリビュータは、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、周方向で１番目及び３番目の領域内の前記推進剤の流量と周方向で２番目及び４番目の領域内の前記推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節することを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  4. 　前記ホールスラスタは、さらに、
    　周方向で前記複数の領域に１つずつ対応する複数の区間に区切られた与圧室であって、区間ごとに前記推進剤が注入されるポートを有する与圧室と、
    　前記推進剤を前記与圧室のポートに注入する推進剤注入部であって、前記与圧室の区間ごとに前記推進剤の注入量を調節する推進剤注入部とを備え、
    　前記ディストリビュータは、前記与圧室の区間ごとに前記与圧室のポートに注入された推進剤を、前記複数の孔のうち、前記アノードを通じて前記与圧室の各区間に対応する領域に貫通する孔から前記加速チャネルの放電空間に供給することを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  5. 　前記与圧室の複数の区間は、２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の区間であり、
    　前記推進剤注入部は、前記与圧室の全てのポートへの前記推進剤の注入量に対して、周方向で前記与圧室の奇数番目の区間に配置されたポートへの前記推進剤の注入量と周方向で前記与圧室の偶数番目の区間に配置されたポートへの前記推進剤の注入量との差を５～１５％の範囲内に調節することを特徴とする請求項４に記載のホールスラスタ。
  6. 　前記与圧室は、周方向で均等に前記複数の区間に区切られていることを特徴とする請求項４に記載のホールスラスタ。
  7. 　前記ディストリビュータの複数の孔は、孔の位置によって形状が異なることを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  8. 　前記ディストリビュータの複数の孔は、孔の位置によって径及び長さの少なくともいずれかが異なることを特徴とする請求項７に記載のホールスラスタ。
  9. 　前記複数の領域は、２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であり、
    　前記ディストリビュータの複数の孔は、全ての孔のコンダクタンスに対して、周方向で奇数番目の領域に貫通する孔のコンダクタンスと周方向で偶数番目の領域に貫通する孔のコンダクタンスとの差が５～１５％の範囲内となるように形成されていることを特徴とする請求項７に記載のホールスラスタ。
  10. 　前記ディストリビュータの複数の孔は、孔の位置によって密度が異なることを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  11. 　前記複数の領域は、２ｎ（ｎはｎ≧２となる整数）個の領域であり、
    　前記ディストリビュータの複数の孔は、全ての孔の数に対して、周方向で奇数番目の領域に貫通する孔の数と周方向で偶数番目の領域に貫通する孔の数との差が５～１５％の範囲内となるように配列されていることを特徴とする請求項１０に記載のホールスラスタ。
  12. 　前記アノードは、前記ディストリビュータから立設し、前記加速チャネルの放電空間に連通する環状空間を形成する間隙を空けて対向配置された外側環状壁及び内側環状壁と、前記外側環状壁及び前記内側環状壁間で前記ディストリビュータから立設し、前記環状空間を、周方向で前記複数の領域に１つずつ対応する複数の区間に区切る複数の仕切り板とを有することを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  13. 　前記ディストリビュータは、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、前記推進剤の流量が多い領域内の前記推進剤の流量と前記推進剤の流量が少ない領域内の前記推進剤の流量との差を１０％に調節することを特徴とする請求項１に記載のホールスラスタ。
  14. 　請求項１に記載のホールスラスタを搭載したことを特徴とする宇宙航行体。
  15. 　環状の放電空間を形成する加速チャネルが、前記放電空間内に流入する推進剤を電離させてイオンを生成し、生成したイオンを加速させて放出し、
    　周方向に配列された複数の孔を有するディストリビュータが、前記複数の孔から、前記加速チャネルの放電空間に貫通するアノードを介して、孔の位置に応じて量の異なる推進剤を前記加速チャネルの放電空間に供給することにより、周方向で前記加速チャネルの放電空間に前記推進剤の流量が隣り合う領域間で異なる複数の領域を生じさせ、前記加速チャネルの放電空間内の前記推進剤の流量に対して、前記推進剤の流量が多い領域内の前記推進剤の流量と前記推進剤の流量が少ない領域内の前記推進剤の流量との差を５～１５％の範囲内に調節することを特徴とする推進方法。
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