WO2019224948A1 - 飛行時間型質量分析装置 - Google Patents

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WO2019224948A1
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mass spectrometer
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朋也 工藤
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株式会社島津製作所
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Definitions

  • the present invention relates to a time-of-flight mass spectrometer.
  • TOFMS time-of-flight mass spectrometer
  • a constant kinetic energy is applied to ions to be analyzed, and the ions are introduced into a flight space formed in a flight tube and fly in the flight space.
  • the time required for each ion to fly a certain distance is measured, and the mass-to-charge ratio (m / z) of each ion is calculated based on the flight time. Therefore, when the flight tube expands or contracts due to a temperature change, the flight distance of ions changes, and the flight time also fluctuates, causing an error in the measurement value of the mass to charge ratio.
  • an ion source such as an electrospray ionization source (ESI) using a heated gas is used.
  • capillaries and orifices which are vacuum partitions for introducing ions generated by the ion source into the vacuum, are often heated for the purpose of promoting solvent removal.
  • the ion source and the capillary and orifice of the vacuum partition are heat sources. The heat generated in such a heat source is transmitted through the flight tube through a structure that forms an ion path from the heat source to the flight tube.
  • the heat generation state of the ion source and the heating capillary varies depending on operating conditions such as temperature conditions set according to the measurement conditions.
  • the temperature change propagates through the heat transfer path to the flight tube through the device casing, causing a change in the temperature of the flight tube.
  • This temperature change is conducted to the flight tube through a support member that supports the flight tube in the vacuum chamber, so even if the flight tube is placed in the thermostat, the temperature change of the flight tube due to the change in the ambient temperature of the device is completely eliminated.
  • the expansion and contraction of the flight tube cannot be completely prevented.
  • various power sources that can serve as heat sources are arranged in the device casing, and some power sources are often directly connected to the vacuum chamber.
  • the heat from the power source propagates through the structure that forms the path from the power source to the flight tube, and is transmitted to the flight tube.
  • the amount of heat generated by the power supply varies depending on operating conditions such as analysis conditions. For this reason, simply installing the flight tube in the thermostatic chamber does not completely prevent the temperature change of the flight tube due to the change in the heat generation amount of the power supply, and it is not possible to completely prevent the flight tube from expanding and contracting. there were.
  • a time-of-flight mass spectrometer includes an ion introduction part, a vacuum chamber connected to the ion introduction part, a support member provided inside the vacuum chamber, and an outer surface.
  • a temperature tube provided in the vicinity of a connection portion between the flight tube supported by the support member and provided inside the vacuum chamber, the support member of the vacuum chamber, and the connection portion And a temperature control unit that controls the temperature control unit based on the measurement result of the temperature sensor.
  • the plurality of support members are provided, and the temperature sensor and the temperature control unit are the plurality of support members of the vacuum chamber.
  • the plurality of support members are arranged on a plane perpendicular to the longitudinal direction of the flight tube or in the vicinity of the plane. Preferably it is.
  • the outer surface of the vacuum chamber is located at a position separated from the temperature sensor at least in the longitudinal direction of the flight tube. It is preferable that the temperature control unit controls the second temperature control unit based on a measurement result of the second temperature sensor.
  • the outer surface of the vacuum chamber is separated from the second temperature sensor at least in the longitudinal direction of the flight tube. It is preferable to have a third temperature sensor and a third temperature adjustment unit at a position, and the temperature control unit controls the third temperature adjustment unit based on a measurement result of the third temperature sensor. .
  • radiation is applied to the inner wall surface of the vacuum chamber that faces the flight tube. It is preferable that the rate improvement process is performed.
  • the ion introduction part has a contact part with an apparatus housing, and the ion introduction part is at least one of the contact parts. It is preferable that the unit is in thermal contact with the apparatus housing via the high thermal conductivity member.
  • the ion introduction part has a contact part with an apparatus housing, and the ion introduction part It is preferable that at least a part of the contact portion is in thermal contact with the apparatus housing via a highly heat conductive member.
  • the contact portion is a plurality of locations having different distances from the flight tube, and the plurality of high heat conduction members are It is preferable that the distance from the flight tube is provided in a contact portion far from the contact portion.
  • the vacuum chamber has a second contact portion that contacts the apparatus housing, It is preferable that the vacuum chamber is in thermal contact with the apparatus housing via a low thermal conductive member in at least a part of the second contact portion.
  • the vacuum chamber has a second contact portion that contacts an apparatus housing, and the vacuum chamber is the second It is preferable that at least a part of the contact portion is in thermal contact with the apparatus housing via the low thermal conductive member.
  • the vacuum chamber has a second contact portion that comes into contact with an apparatus housing, and the vacuum chamber is the second It is preferable that at least a part of the contact portion is in thermal contact with the apparatus housing via the low thermal conductive member.
  • the vacuum chamber has a second contact portion that contacts an apparatus housing, and the vacuum chamber is the second It is preferable that at least a part of the contact portion is in thermal contact with the apparatus housing via the low thermal conductive member.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating a configuration of a time-of-flight mass spectrometer according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic view showing the vicinity of a support member that supports a flight tube in the time-of-flight mass spectrometer of one embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic diagram illustrating a modification of the second temperature adjustment unit.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram showing a configuration of a time-of-flight mass spectrometer 100 according to the present embodiment.
  • the time-of-flight mass spectrometer 100 includes an ion introduction unit 1, a vacuum chamber 15 connected to the ion introduction unit 1, and a flight tube 21 provided inside the vacuum chamber 15.
  • An ionization chamber 2 in the ion introduction unit 1 is provided with an ESI spray 3 for performing electrospray ionization (ESI) as an ion source, and when a sample liquid containing an analysis target component is supplied to the ESI spray 3, When the sample liquid is electrostatically sprayed from the ESI spray 3, ions derived from the sample in the sample liquid are generated.
  • ESI electrospray ionization
  • the ionization method is not limited to this. However, regardless of which ionization method is employed, the ion source is a heat source, and its temperature varies depending on the operating state.
  • the generated ions pass through the heating capillary 4, are converged by the ion guide 5, and reach the octopole ion guide 7 through the skimmer 6.
  • the ions focused by the ion guide 7 are introduced into the quadrupole mass filter 8, and only ions having a specific mass-to-charge ratio corresponding to the voltage applied to the quadrupole mass filter 8 are included in the quadrupole mass filter 8. Go through.
  • the ions are introduced into the collision cell 10 as precursor ions, and the precursor ions are dissociated by collision with the CID gas supplied from the outside into the collision cell 10 to generate various product ions.
  • the multipole ion guide 11 in the collision cell 10 functions as a kind of linear ion trap together with the entrance lens electrode 9a and the exit lens electrode 9b, and the generated product ions are temporarily accumulated.
  • the accumulated ions are discharged from the collision cell 10 at a predetermined timing, guided by the ion transport optical system 12, and introduced into the vacuum chamber 15 connected to the ion introduction unit 1.
  • a vacuum pump is connected to the ion introduction unit 1 and the vacuum chamber 15, and the inside thereof is kept in a reduced pressure state.
  • support members 22 a and 22 b that are insulating and have high vibration absorption performance 22 a and 22 b are collectively referred to as the support member 22
  • the flight tube 21 having a substantially rectangular tube shape or a substantially cylindrical shape is supported by the support member 22 at least a part of its outer surface, and is supported by the vacuum chamber 15 via the support member 22.
  • the orthogonal acceleration part 16 and the ion detector 20 are being fixed with respect to this flight tube 21 via the support member which is not shown in figure, respectively.
  • a reflector 19 made up of a number of annular or rectangular reflecting electrodes is arranged.
  • a reflectron type flight space FA is provided in which ions are folded back by a reflected electric field formed by the reflector.
  • the flight tube 21 is made of metal such as stainless steel, and a predetermined DC voltage is applied to the flight tube 21. Further, different direct current voltages are applied to the plurality of reflective electrodes constituting the reflector with reference to the voltage applied to the flight tube 21. As a result, a reflected electric field is formed in the reflector, and the other flight space FA becomes a high vacuum with no electric field and no magnetic field.
  • the ions that travel in the + X direction and are introduced into the orthogonal acceleration unit 16 are accelerated in the ⁇ Z direction by forming a predetermined electric field between the extrusion electrode 17 and the extraction electrode 18 at a predetermined timing.
  • the ions ejected from the orthogonal acceleration unit 16 first fly freely in the flight space FA, and then are folded back in the + Z direction by the reflected electric field formed by the reflector 19. Freely fly again to reach the ion detector 20.
  • the velocity of ions in the flight space depends on the mass-to-charge ratio of the ions.
  • ions having different mass-to-charge ratios introduced into the flight space FA substantially simultaneously are separated according to the mass-to-charge ratio during flight and reach the ion detector 20 with a time difference.
  • a detection signal from the ion detector 20 is input to a signal processing unit (not shown), and a time spectrum of each ion is converted into a mass-to-charge ratio, thereby creating a mass spectrum and performing mass analysis.
  • the flight tube 21 When the flight tube 21 expands due to heat, the flight distance changes, which causes an error in the measurement value of the mass to charge ratio. Therefore, in the TOFMS of the present embodiment, the flight tube 21 is provided inside the vacuum chamber 15 via the support member 22, and in the vicinity of the connection portion with the support member 22 of the vacuum chamber 15, the temperature control portions H 1 a and H 1 b are provided. Is provided. More specifically, as shown in FIG. 1, support members 22 a and 22 b that support the flight tube 21 are provided inside the vacuum chamber 15, and the support member 22 includes the orthogonal acceleration unit 16 and the flight tube 21. The side close to the ion detector 20 is partially held.
  • temperature sensors T ⁇ b> 1 a and T ⁇ b> 1 b are provided in the vicinity of the connection portion to which the support member 22 is connected.
  • the temperatures of the vacuum chamber 15 and the support members 22a and 22b in the vicinity of the connection part are measured by the temperature sensors T1a and T1b, and the temperature measurement results are sent to the temperature control unit 30 as the temperature measurement signal S1a and the temperature measurement signal S1b.
  • Temperature control parts H1a and H1b such as electric heaters are provided in the vicinity of the connection part to which the support member 22 is connected in the vacuum chamber 15, and the temperature control signals C1a and C1b from the temperature control part 30 are provided. Based on this, the temperature of the connection portion to which the support member 22 is connected is controlled to a predetermined temperature of, for example, 35 ° C. or more and 50 ° C. or less.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the vacuum chamber 15, the flight tube 21, and the support member 22 in the XY plane in FIG.
  • Support members 22a to 22d are provided at four locations on the four corners of the inner surface of the vacuum chamber 15 having a quadrangular cross-sectional shape in the XY plane, respectively.
  • the flight tube 21 is supported.
  • the plurality of support members 22a and 22b are disposed on or in the vicinity of a plane (XY plane in FIG. 1) orthogonal to the longitudinal direction (Z direction in FIG. 1) of the flight tube 21. ing.
  • the plurality of support members 22a and 22b can be held while preventing deformation.
  • Temperature sensors T1a to T1d and temperature control portions H1a to H1d are provided on the outer surface of the vacuum chamber 15 and in the vicinity of the connection portion where the support members 22a to 22d and the vacuum chamber 15 are connected.
  • the temperature measurement results by the temperature sensors T1c and T1d, which are omitted in FIG. 1, are also sent to the temperature control unit 30, and the temperature control unit 30 sends temperature control signals to the temperature control units H1c and H1d.
  • the temperature sensors T1a to T1d may be combined or any one of them may be referred to as a temperature sensor T1.
  • the temperature control units H1a to H1d may be combined or any one of them may be referred to as a temperature control unit H1.
  • the attachment positions of the support members 22a to 22d are not limited to the four corners of the XY cross section of the vacuum chamber 15 as shown in FIG. 2, but can be any other position such as four places, six places, and five places. Any number may be provided.
  • the support member 22 may be a continuous member surrounding the flight tube 21. Even in this case, a plurality of temperature sensors T1 and temperature control portions H1 may be arranged in the vicinity of the connection portion between the continuous support member 22 and the vacuum chamber 15 in the same manner as described above. Or only one each of the temperature sensor T1 and the temperature control part H1 can also be arrange
  • the temperature distribution in the XY plane in FIG. 1 of the vacuum chamber 15 and the flight tube 21 can be made more uniform.
  • the side close to the ion introduction unit 1 is likely to be subjected to heat fluctuation from the ion introduction unit 1, and thus temperature fluctuation is likely to occur.
  • temperature non-uniformity caused by being close to or far from the ion introduction part 1 can also be measured and corrected.
  • the temperature control unit 30 independently controls the temperature control units H1a to H1d based on the measurement results of the temperature sensors T1a to T1d.
  • the control of the temperature control units H1a to H1d applies some weight to the measurement results of the other temperature sensors T1a to T1d while applying the maximum weight to the measurement results of the temperature sensors T1a to T1d closest to each. It may be controlled.
  • the temperature control units H1a to H1d can be controlled using representative values such as an average value and a median value of the measurement results of the temperature sensors T1a to T1d.
  • the support member 22 When the support member 22 is separated into a plurality of pieces as in the example of FIG. It is preferable. However, in the two connection portions arranged relatively close to each other, the two support members 22 that are the objects of measurement and temperature control are close to each other, and therefore, the temperature sensor T1 and the temperature adjustment unit to be arranged. At least one of the two H1s can be omitted. Therefore, the number of temperature sensors T1 and temperature control parts H1 may be smaller than the number of support members 22, respectively.
  • the installation positions of the temperature sensor T1 and the temperature control part H1 are preferably within 100 mm as the distance from the connection part between the support member 22 and the vacuum chamber 15 (the closest distance between them). If the installation position of the temperature sensor T1 is more than 100 mm away from the connection part, it is difficult to accurately measure the temperature of the connection part and the support member 22, and the temperature change may occur in the flight tube 21.
  • the installation position of the temperature control part H1 is more than 100 mm away from the connection part, it is difficult to accurately control the temperature of the connection part and the support member 22, and a temperature change may occur in the flight tube 21. There is.
  • the installation positions of the temperature sensor T1 and the temperature adjustment unit H1 are within 60 mm from the connection portion with the support member 22 of the vacuum chamber 15, preferable.
  • the support member 22 is made of, for example, PEEK (polyetheretherketone) resin having excellent insulation and high mechanical stability. It is preferable. Moreover, it is preferable that the flight tube 21 is manufactured with a highly rigid stainless steel, and the vacuum chamber 15 is manufactured with a metal such as stainless steel or lightweight aluminum.
  • the temperature sensors T1a and T1b for example, a thermistor or a resistance temperature sensor such as a platinum alloy is used.
  • temperature control part H1a, H1b the member which can be heated and cooled, such as a Peltier element, can also be used besides the above-mentioned electric heater.
  • the power supply units 40a and 40b for applying a voltage to the in-vacuum electrodes are connected to the ion introduction unit 1 and the vacuum chamber (TOF unit) 15, respectively.
  • the power supply units 40a and 40b are also collectively referred to as the power supply unit 40.
  • the power source unit 40 includes a DC power source that applies a DC voltage, an RF power source that applies an AC voltage, a pulser substrate that is a switching substrate for applying a pulse voltage to the extrusion electrode 17 and the extraction electrode 18, and a detector 20.
  • the temperature of the support member 22 is maintained at a constant temperature by the above-described configuration. Therefore, even if the temperature of the ion introduction unit 1, the temperature of the vacuum chamber 15, and the ambient temperature of the apparatus fluctuate, flight It is possible to prevent the temperature of the tube 21 from fluctuating. Thereby, expansion and contraction of the flight tube 21 can be prevented, and a time-of-flight mass spectrometer with high measurement accuracy can be realized.
  • the contact portions 13a and 13b can also be formed of a high thermal conductivity member by contacting with the device casing 14. That is, by forming the contact portions 13a and 13b with a member having high thermal conductivity such as a metal such as aluminum, the heat of the ion source (ESI spray) 3 in the ionization chamber 2 side is dissipated to the apparatus housing 14. And the inflow of heat into the flight tube 21 can be further suppressed.
  • the contact portion 13a on the side far from the flight tube that is, on the side close to the ionization chamber 2
  • the contact portion 13b on the side close to the flight tube 21, that is, on the side far from the ionization chamber 2 is preferably formed of a member having a low thermal conductivity (for example, PEEK resin) instead of a high thermal conductivity member.
  • the ion introduction part 1 and the vacuum chamber 15 are configured to improve the mechanical strength of the entire apparatus by being connected to the apparatus housing 14 by a plurality of connection parts 13.
  • the connecting portion located near the heat source with respect to the vacuum chamber 15 in which the flight tube 21 is contained has a high heat conductivity.
  • a connection portion located at a position far from the heat source (that is, a position close to the vacuum chamber 15) with respect to the vacuum chamber 15 is desired mechanical strength.
  • the temperature stability of the flight tube can be improved while ensuring the above.
  • the device housing 14 is a housing that supports at least a part of the ion introduction part 1 and the vacuum chamber 15, and is preferably made of metal in view of mechanical strength, EMC (Electro Magnetic Compatibility), and heat conduction.
  • EMC Electro Magnetic Compatibility
  • heat conduction By the way, even when the contact portions 13a and 13b are not formed of a high heat conductive member, that is, even when the heat of the ion introduction portion 1 is not actively dissipated to the device housing 14, the temperature of the vacuum chamber 15 remains around the device. Fluctuates due to temperature fluctuations. Therefore, the contact portion 13c of the device housing 14 with the vacuum chamber 15 is preferably formed of a member (for example, PEEK resin) whose thermal conductivity is lower than that of the above-described high thermal conductivity member.
  • the thermal resistance between the vacuum chamber 15 and the casing 14 increases, and even if the temperature of the vacuum chamber 15 fluctuates due to fluctuations in the temperature around the apparatus or the heat from the ion introduction unit 1, the influence is exerted on the vacuum chamber 15. Propagation is difficult, and temperature fluctuations in the flight tube can be suppressed.
  • a temperature sensor and a temperature control unit can be further provided on the outer surface of the vacuum chamber 15 in addition to the temperature sensor T1 and the temperature control unit H1.
  • the second temperature sensors T2a, T2b and the second temperature adjustment unit H2a on the outer surface of the vacuum chamber 15 corresponding to the middle position of the flight tube 21 in the Z direction, H2b can be provided.
  • the third temperature sensors T3a, T3b and the third temperature adjustment units H3a, H3b can be provided on the outer surface of the vacuum chamber 15 corresponding to the position near the lower end in the Z direction of the flight tube 21.
  • the second temperature sensors T2a and T2b are preferably provided in the vicinity of the second temperature control units H2a and H2b, respectively.
  • the third temperature sensors T3a and T3b are preferably provided in the vicinity of the third temperature adjustment units H3a and H3b, respectively.
  • the temperature sensors T2a and T2b may be combined or one of them may be referred to as the temperature sensor T2.
  • the temperature control parts H2a and H2b may be combined or one of them may be referred to as the temperature control part H2.
  • the temperature sensors T3a and T3b may be combined or one of them may be referred to as a temperature sensor T3.
  • the temperature control parts H3a and H3b may be combined or one of them may be referred to as the temperature control part H3.
  • the second temperature sensors T2a and T2b, the second temperature control units H2a and H2b, the third temperature sensors T3a and T3b, and the third temperature control units H3a and H3b It is provided at a position separated from the sensor T1 at least in the longitudinal direction of the flight tube 21.
  • the temperatures measured by the second temperature sensors T2a, T2b and the third temperature sensors T3a, T3b are sent to the temperature control unit 30 as temperature measurement signals S2a, S2b, S3a, S3b.
  • the temperature control unit 30 sends temperature control signals C2a, C2b, C3a, and C3b to the second temperature control units H2a and H2b and the third temperature control units H3a and H3b, and the vacuum chamber 15 in which each temperature sensor is installed.
  • Each part is controlled so as to have a predetermined temperature of 35 ° C. or more and 50 ° C. or less, for example.
  • the number of the second temperature sensor T2, the second temperature adjustment unit H2, the third temperature sensor T3, and the third temperature adjustment unit H3 is not limited to the two shown in FIG. Alternatively, it may be an arbitrary number such as one. Moreover, each temperature sensor and each temperature control part do not need to respond
  • the temperature control unit 30 Based on the measurement results of the temperature sensor T1, the second temperature sensor T2, and the third temperature sensor T3, the temperature control unit 30 performs the temperature adjustment unit H1, the second temperature adjustment unit H2, and the third temperature adjustment.
  • the part H3 is controlled so that each part of the vacuum chamber 15 in which each temperature control part is installed has a predetermined temperature.
  • the inner wall surface of the vacuum chamber 15 can be subjected to a surface treatment process that increases the radiation rate.
  • aluminum is used as the material of the vacuum chamber 15, and the coating layer 15 s by black nickel plating is formed on the inner wall surface of the vacuum chamber 15 made of aluminum at least in the range facing the flight tube 21. be able to.
  • black nickel plating is one of the platings generally used for the purpose of antireflection and decoration, and its processing cost is relatively low.
  • the coating layer 15s is formed by black nickel plating, the surface becomes black and the emissivity is improved.
  • the emissivity can be increased by about 10 times by forming the coating layer 15s by black nickel plating on the inner wall surface of the vacuum chamber 15 made of aluminum.
  • the thermal resistance in the path of radiant heat transfer between the vacuum chamber 15 and the flight tube 21 is greatly reduced as compared with the conventional case (when the coating layer 15s is not formed by black nickel plating), and the temperature of the flight tube 21 is reduced. Stability can be improved.
  • the treatment of the inner wall surface of the vacuum chamber 15 may be normal nickel plating, or a coating layer formed by alumite processing.
  • a coating layer capable of improving the emissivity may be formed on the surface by a carbon coating forming process, a ceramic spraying process, a plating process, a coating or coating process, a spraying process, or the like.
  • the surface of the vacuum chamber 15 itself may be chemically or physically scraped to form irregularities.
  • a thin plate or thin foil of another material having a higher emissivity than the material of the vacuum chamber 15 may be attached to the inner wall surface of the vacuum chamber 15.
  • a stainless steel thin plate may be attached to the inner wall surface of the vacuum chamber 15 made of aluminum as described above. Also by this, since the emissivity of the inner wall surface of the vacuum chamber 15 becomes high, the same effect as the said Example can be achieved.
  • the time-of-flight mass spectrometer of one embodiment includes an ion introduction unit 1, a vacuum chamber 15 connected to the ion introduction unit 1, a support member 22 provided inside the vacuum chamber 15, and an outer surface. Is connected to the flight tube 21 provided inside the vacuum chamber 15 and the temperature sensor T1 provided in the vicinity of the connection portion between the support member 22 of the vacuum chamber 15 and the connection. And a temperature control unit 30 that controls the temperature control unit H1 based on the measurement result of the temperature sensor T1.
  • the plurality of support members 22 are further provided, and the temperature sensor T1 and the temperature adjustment unit H1 are included in the plurality of connection portions with the plurality of support members 22 of the vacuum chamber 15.
  • the temperature sensor T1 and the temperature adjustment unit H1 are included in the plurality of connection portions with the plurality of support members 22 of the vacuum chamber 15.
  • the second temperature sensor T2 and the second temperature adjustment unit H2 are further provided on the outer surface of the vacuum chamber 15 at a position separated from the temperature sensor T1 at least in the longitudinal direction of the flight tube 21.
  • the temperature control unit 30 is configured to control the second temperature adjustment unit H2 based on the measurement result of the second temperature sensor T2, thereby further preventing temperature fluctuation of the flight tube 21 and further measuring.
  • a highly accurate time-of-flight mass spectrometer can be realized.
  • the structure which controls the 1st temperature control part H1 or the 2nd temperature control part H2 may be taken.
  • the third temperature sensor T3 and the third temperature control are further provided on the outer surface of the vacuum chamber 15 at a position separated from the second temperature sensor T2 at least in the longitudinal direction of the flight tube 21.
  • the temperature control unit 30 has a configuration that controls the third temperature adjustment unit H3 based on the measurement result of the third temperature T3 sensor, thereby further preventing temperature fluctuation of the flight tube 21.
  • a time-of-flight mass spectrometer with higher measurement accuracy can be realized.
  • the first temperature control unit H1, the second temperature control unit H2, or the first temperature control unit H1, the second temperature sensor T2, or the third temperature sensor T3 based on the measurement results of a plurality of sensors.
  • a configuration in which any one of the three temperature control units H3 is controlled may be employed.
  • the flight tube 21 is configured such that the inner wall surface of the vacuum chamber 15 and the inner wall surface facing the flight tube 21 is subjected to a radiation rate improving process.
  • a time-of-flight mass spectrometer with higher measurement accuracy can be realized.
  • the time for stabilizing the temperature of the flight tube can be shortened, the time until the measurement can be started when the apparatus is activated can be shortened, and a time-of-flight mass spectrometer with high measurement efficiency can be realized.
  • the ion introduction unit 1 further includes contact portions 13a and 13b with the apparatus housing 14, and the ion introduction unit 1 has high heat in at least a part of the contact portions 13a and 13b.
  • the heat conducted from the ion introduction unit 1 to the flight tube 21 can be reduced, and the temperature fluctuation of the flight tube 21 is further increased. Can be prevented.
  • the contact portions 13a and 13b are a plurality of locations having different distances from the flight tube 21, and the high thermal conductivity member 13a is a flight tube of the plurality of contact portions 13a and 13b.
  • the vacuum chamber 15 further includes the second contact portion 13c with the device housing 14, and the vacuum chamber 15 is placed in the device housing via the low heat conductive member 13c.
  • the present invention is not limited to the contents of the above embodiment.
  • Other embodiments conceivable within the scope of the technical idea of the present invention are also included in the scope of the present invention.
  • the above embodiment is an orthogonal acceleration type reflectron type TOFMS, it does not need to be an orthogonal acceleration type.
  • it is generated from a sample by a configuration in which ions ejected from an ion trap are introduced into a flight space or a MALD1 ion source.
  • stimulates the performed ion and throws it into flight space may be sufficient.
  • a linear TOFMS may be used instead of the reflectron type.
  • SYMBOLS 100 Time-of-flight mass spectrometer, 1 ... Ion introduction part, 2 ... Ionization chamber, 3 ... ESI spray, 4 ... Heating capillary, 5, 7, 11 ... Ion guide, 6 ... Skimmer, 8 ... Quadrupole mass filter 9a ... Entrance lens electrode, 9b ... Exit lens electrode, 10 ... Collision cell, 12 ... Ion transport optical system, 13a, 13b ... Contact part, 13c ... Second contact part, 14 ... Housing, 15 ... Vacuum chamber ( TOF part), 16 ... orthogonal acceleration part, 17 ... extrusion electrode, 18 ... extraction electrode, FA ... flight space, FP ... flight path, 19 ...
  • Temperature control unit H1a, H1b, H1c, H1d ... Temperature control unit, H2a, H2b ... Second temperature control unit, H3a, H3b ... Third temperature control unit, T1a, T1b, T1c, T1d ... Temperature Capacitors, T2a, T2b ... second temperature sensor, T3a, T3b ... third temperature sensor, 40 ... power supply unit

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Abstract

飛行時間型質量分析装置は、イオン導入部と、イオン導入部に接続されている真空チャンバと、真空チャンバの内部に設けられた支持部材と、外面の一部が支持部材に支持され、真空チャンバの内部に設けられているフライトチューブと、真空チャンバの支持部材との接続部の近傍に設けられている温度センサと、接続部の近傍に設けられている温調部と、温度センサの計測結果に基づいて温調部を制御する温度制御部と、を備える。

Description

飛行時間型質量分析装置
　本発明は飛行時間型質量分析装置に関する。
　飛行時間型質量分析装置（以下、ＴＯＦＭＳと称すことがある）では、分析対象のイオンに一定の運動エネルギを付与し、フライトチューブ内に形成される飛行空間に導入して該飛行空間中を飛行させる。そして、各イオンが一定の距離を飛行するのに要する時間を測定し、その飛行時間に基づいて各イオンの質量電荷比（ｍ／ｚ）を算出する。そのため、フライトチューブが温度変化により膨張または収縮するとイオンの飛行距離が変化し、飛行時間も変動して質量電荷比の測定値に誤差をもたらす。
　フライトのチューブの温度変動による膨張、収縮に起因する測定誤差を回避して高い測定精度を達成するために、フライトチューブを恒温槽内に設置するなどの提案がなされている（特許文献１参照）。
日本国特開２０１２－６４４３７号公報
　飛行時間型質量分析装置には、加熱ガスを使用したエレクトロスプレーイオン化源（ＥＳＩ）等のイオン源が使用される。また、該イオン源で生成されたイオンを真空内に導入するための真空隔壁であるキャピラリやオリフィスも、脱溶媒の促進を目的として加熱されていることが多い。この場合、イオン源や真空隔壁のキャピラリやオリフィスは熱源となる。このような熱源で生じた熱は、該熱源からフライトチューブまでのイオン経路を構成する構造物を伝導して、フライトチューブ伝わる。イオン源や加熱キャピラリの発熱状態は、測定条件に応じて設定される温度条件等の動作条件により変動する。このため、フライトチューブを恒温槽内に設置しただけでは、イオン源や加熱キャピラリの温度変化に伴うフライトチューブの温度変化を完全には防止できず、フライトチューブの膨張および収縮を完全には防止できないという課題があった。
　また、装置周囲温度が変化すると、その温度変化は、装置筐体を介したフライトチューブまでの伝熱経路を伝搬してフライトチューブの温度変化を引き起こす。この温度変化は、フライトチューブを真空チャンバに支持する支持部材等を通じてフライトチューブに伝導するため、仮にフライトチューブを恒温槽内に配置したとしても、装置周囲温度変化に伴うフライトチューブの温度変化を完全には防止できず、フライトチューブの膨張および収縮を完全には防止できないという課題があった。
　また、飛行時間型質量分析装置には、装置筐体内に熱源となり得る種々の電源が配置されており、一部電源は真空チャンバに直接接続されていることも多い。電源由来の熱は該電源からフライトチューブまでの経路を構成する構造物を伝搬して、フライトチューブに伝わる。電源の発熱量は、分析条件などの動作条件により変動する。このため、フライトチューブを恒温槽内に設置しただけでは、電源の発熱量変化に伴うフライトチューブの温度変化を完全には防止できず、フライトチューブの膨張および収縮を完全には防止できないという課題があった。
　本発明の第１の態様によると、飛行時間型質量分析装置は、イオン導入部と、前記イオン導入部に接続されている真空チャンバと、前記真空チャンバの内部に設けられた支持部材と、外面の一部が前記支持部材に支持され、前記真空チャンバの内部に設けられているフライトチューブと、前記真空チャンバの前記支持部材との接続部の近傍に設けられている温度センサと、前記接続部の近傍に設けられている温調部と、前記温度センサの計測結果に基づいて前記温調部を制御する温度制御部と、を備える。
　本発明の第２の態様によると、第１の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記支持部材を複数有し、前記温度センサおよび前記温調部は、前記真空チャンバの複数の前記支持部材との複数の前記接続部のうちの複数個所の近傍に設けられていることが好ましい。
　本発明の第３の態様によると、第２の態様の飛行時間型質量分析装置において、複数の前記支持部材は、前記フライトチューブの長手方向に直交する平面上または前記平面の近傍に配置されていることが好ましい。
　本発明の第４の態様によると、第３の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバの外面であって、前記温度センサから少なくとも前記フライトチューブの長手方向に離れた位置に、第２の温度センサおよび第２の温調部を有し、前記温度制御部は、前記第２の温度センサの計測結果に基づいて前記第２の温調部を制御することが好ましい。
　本発明の第５の態様によると、第４の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバの外面であって、前記第２の温度センサから少なくとも前記フライトチューブの前記長手方向に離れた位置に、第３の温度センサおよび第３の温調部を有し、前記温度制御部は、前記第３の温度センサの計測結果に基づいて前記第３の温調部を制御することが好ましい。
　本発明の第６の態様によると、第１から第５までのいずれかの態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバの内壁面であって前記フライトチューブに対面する内壁面に、輻射率向上処理が施されていることが好ましい。
　本発明の第７の態様によると、第６の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記イオン導入部は装置筐体との接触部を有するとともに、前記イオン導入部は前記接触部の少なくとも一部において、高熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明の第８の態様によると、第１から第５までのいずれかの態様の飛行時間型質量分析装置において、前記イオン導入部は装置筐体との接触部を有するとともに、前記イオン導入部は前記接触部の少なくとも一部において、高熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明の第９の態様によると、第８の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記接触部は、前記フライトチューブからの距離が相互に異なる複数個所であり、前記高熱伝導部材は、複数の前記接触部のうちの前記フライトチューブからの距離が遠い接触部に設けられていることが好ましい。
　本発明の第１０の態様によると、第１から第５までのいずれかの態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明の第１１の態様によると、第６の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明の第１２の態様によると、第７の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明の第１３の態様によると、第８の態様の飛行時間型質量分析装置において、前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触していることが好ましい。
　本発明によれば、フライトチューブの温度変化および温度変化による膨張および収縮を防止し、測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
図１は、一実施形態の飛行時間型質量分析装置の構成を示す概略図である。 図２は、一実施形態の飛行時間型質量分析装置においてフライトチューブを支持する支持部材の近傍を示す概略図である。 図３は、第２の温調部の変形例を示す概略図である。
（飛行時間型質量分析装置の一実施形態）
　図１は、本実施形態の飛行時間型質量分析装置１００の構成を示す概念図である。飛行時間型質量分析装置１００は、イオン導入部１と、イオン導入部１に接続されている真空チャンバと１５と、真空チャンバ１５の内部に設けられているフライトチューブ２１とを備える。
　イオン導入部１内のイオン化室２には、イオン源としてのエレクトロスプレイイオン化（ＥＳＩ）を行うためのＥＳＩスプレー３が設けられ、分析対象成分を含む試料液がＥＳＩスプレー３に供給されると、ＥＳＩスプレー３から試料液が静電噴霧されることで該試料液中の試料由来のイオンが生成される。なお、イオン化法はこれに限るものではない。ただし、いずれのイオン化法を採用しても、イオン源は熱源であり、かつ動作状態によってその温度は変動する。
　生成された各種イオンは加熱キャピラリ４を通過し、イオンガイド５により収束されてスキマー６を通じて、オクタポール型のイオンガイド７に至る。イオンガイド７により収束されたイオンは四重極マスフィルタ８に導入され、四重極マスフィルタ８に印加されている電圧に応じた特定の質量電荷比を有するイオンのみが四重極マスフィルタ８を通り抜ける。このイオンはプリカーサイオンとしてコリジョンセル１０に導入され、コリジョンセル１０内に外部から供給されるＣＩＤガスとの衝突によってプリカーサイオンは解離し、各種のプロダクトイオンが生成される。
　コリジョンセル１０内の多重極型のイオンガイド１１は、入口レンズ電極９ａ及び出口レンズ電極９ｂと共に一種のリニアイオントラップとして機能し、生成されたプロダクトイオンは一時的に蓄積される。そして、蓄積されたイオンは所定のタイミングでコリジョンセル１０から排出され、イオン輸送光学系１２により案内され、イオン導入部１と接続されている真空チャンバ１５内に導入される。
　不図示であるが、イオン導入部１および真空チャンバ１５には、真空ポンプが接続されており、それらの内部は減圧状態に保たれている。
　真空チャンバ１５の内部には、絶縁性で且つ振動吸収性能の高い支持部材２２ａ，２２ｂ（２２ａ，２２ｂを併せて、支持部材２２と呼ぶ）が設けられている。そして、略角筒形状または略円筒形状のフライトチューブ２１は、その外側面の少なくとも一部が支持部材２２に支持され、支持部材２２を介して真空チャンバ１５に支持されている。
　また、図示しない支持部材を介して、このフライトチューブ２１に対し直交加速部１６及びイオン検出器２０がそれぞれ固定されている。フライトチューブ２１の内部の下側には、多数の円環状又は矩形環状の反射電極から成るリフレクタ１９が配置されている。これにより、フライトチューブ２１の内部には、このリフレクタにより形成される反射電場でイオンが折り返されるリフレクトロン型の飛行空間ＦＡが設けられている。
　フライトチューブ２１はステンレス等の金属製であり、所定の直流電圧がフライトチューブ２１に印加される。また、リフレクタを構成する複数の反射電極には、フライトチューブ２１に印加される電圧を基準としてそれぞれ異なる直流電圧が印加される。これによりリフレクタ中には反射電場が形成され、それ以外の飛行空間ＦＡは無電場および無磁場で且つ高真空となる。
　＋Ｘ方向に進行して直交加速部１６に導入されたイオンは、所定のタイミングで押出電極１７および引出電極１８間に所定の電場が形成されることにより－Ｚ方向に加速されることで飛行を開始する。直交加速部１６から射出されたイオンは、破線の飛行経路ＦＰに示すとおり、まず飛行空間ＦＡ中を自由飛行した後、リフレクタ１９により形成される反射電場で＋Ｚ方向に折り返され、飛行空間ＦＡ中を再び自由飛行してイオン検出器２０に到達する。飛行空間中のイオンの速度は該イオンの質量電荷比に依存する。そのため、略同時に飛行空間ＦＡに導入された異なる質量電荷比を有するイオンは、飛行する間に質量電荷比に応じて分離され、時間差を有してイオン検出器２０に到達する。イオン検出器２０による検出信号は図示しない信号処理部に入力され、各イオンの飛行時間が質量電荷比に換算されることでマススペクトルが作成され、質量分析がなされる。
　フライトチューブ２１が熱によって膨張すると、飛行距離が変化するために質量電荷比の測定値の誤差の原因となる。そこで、本実施例のＴＯＦＭＳでは、フライトチューブ２１は支持部材２２を介して真空チャンバ１５の内部に設けられ、真空チャンバ１５の支持部材２２との接続部の近傍には、温調部Ｈ１ａ、Ｈ１ｂが設けられている。
　より具体的には、図１に示したとおり、真空チャンバ１５の内部にはフライトチューブ２１を支持する支持部材２２ａ，２２ｂが設けられており、支持部材２２はフライトチューブ２１の直交加速部１６およびイオン検出器２０に近い側を、部分的に保持している。
　真空チャンバ１５のうち、支持部材２２が接続されている接続部の近傍には、温度センサＴ１ａ、Ｔ１ｂが設けられている。接続部の近傍の真空チャンバ１５および支持部材２２ａ、２２ｂの温度は、温度センサＴ１ａ、Ｔ１ｂにより計測され、温度計測結果は温度計測信号Ｓ１ａおよび温度計測信号Ｓ１ｂとして温度制御部３０に送られる。
　真空チャンバ１５のうち、支持部材２２が接続されている接続部の近傍には、電気ヒータ等の温調部Ｈ１ａ、Ｈ１ｂが設けられており、温度制御部３０からの温度制御信号Ｃ１ａ、Ｃ１ｂに基づいて、支持部材２２が接続されている接続部の温度を、例えば３５℃以上、５０℃以下の所定の温度に制御する。
　図２は、支持部材２２が設けられた部分における、真空チャンバ１５、フライトチューブ２１および支持部材２２の、図１中のＸＹ面内での断面図を表す。
　ＸＹ面内において四角形状の断面形状を持つ真空チャンバ１５の内面の四隅の４箇所に、それぞれ支持部材２２ａ～２２ｄが設けられ、支持部材２２ａ～２２ｄにより、ＸＹ面内において四角形状の断面形状を持つフライトチューブ２１が支持されている。換言すれば、複数の支持部材２２ａ，２２ｂは、フライトチューブ２１の長手方向（図１中のＺ方向）に直交する平面（図１中のＸＹ平面）の上、またはこの平面の近傍に配置されている。このように、複数の支持部材２２ａ，２２ｂをフライトチューブ２１の長手方向について概ね同一の位置に配置することにより、フライトチューブ２１を、変形を防止しつつ保持することができる。
　真空チャンバ１５の外側の面であって、支持部材２２ａ～２２ｄと真空チャンバ１５が接続する接続部の近傍には、それぞれ温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄ、および温調部Ｈ１ａ～Ｈ１ｄが設けられている。図１では省略されている温度センサＴ１ｃ、Ｔ１ｄによる温度計測結果も温度制御部３０に送られ、温度制御部３０は温調部Ｈ１ｃ、Ｈ１ｄに対して、温度制御信号を送る。
　以下、温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄを合わせて、またはその中のいずれか１つを、温度センサＴ１と呼ぶことがある。また、温調部Ｈ１ａ～Ｈ１ｄを合わせて、またはその中のいずれか１つを、温調部Ｈ１と呼ぶことがある。
　支持部材２２ａ～２２ｄの取り付け位置は、図２に示したように真空チャンバ１５のＸＹ断面の四隅に限られるものではなく、他の４箇所あるいは、６箇所、５箇所等の任意の位置に、任意の数が設けられていてもよい。
　あるいは、支持部材２２は、フライトチューブ２１を取り囲む連続した部材であってもよい。この場合であっても、温度センサＴ１および温調部Ｈ１は、連続した支持部材２２と真空チャンバ１５との接続部の近傍に、上記と同様に複数個配置することもできる。あるいは、温度センサＴ１および温調部Ｈ１をそれぞれ１つのみ配置することもできる。
　温度センサＴ１および温調部Ｈ１を複数配置することにより、真空チャンバ１５およびフライトチューブ２１の図１中のＸＹ平面内の温度分布を一層均一にできる。例えば、真空チャンバ１５、フライトチューブ２１および支持部材２２のうち、イオン導入部１に近い側は、イオン導入部１からの熱の変動を受け易く、従って温度変動が生じ易い。しかし、温度センサＴ１および温調部Ｈ１を複数配置することにより、イオン導入部１に近い、または遠いことにより生じる温度の不均一性も、これを測定して補正することができる。
　この場合、温度制御部３０は、温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄの計測結果により、温調部Ｈ１ａ～Ｈ１ｄをそれぞれ独立して制御することが好ましい。
　あるいは、温調部Ｈ１ａ～Ｈ１ｄの制御は、それぞれに最も近い温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄの計測結果に最大の重みを掛けつつ、他の温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄの計測結果についてもある程度の重みを掛けて制御するものであっても良い。
　なお、複数の温度センサＴ１ａ～Ｔ１ｄの計測結果の平均値や中央値等の代表値を用いて、複数の温調部Ｈ１ａ～Ｈ１ｄの制御を行うこともできる。
　図２の例の様に支持部材２２が複数に分離している場合には、温度センサＴ１および温調部Ｈ１は、それぞれが真空チャンバ１５と接合する複数の接続部のすべてに設けられていることが好ましい。
　ただし、比較的近接して配置される２つの接続部においては、それぞれの計測対象および温度制御対象である２つの支持部材２２が相互に近いことから、配置されるべき温度センサＴ１および温調部Ｈ１の各２個のうちの少なくとも１個を省略することもできる。従って、温度センサＴ１および温調部Ｈ１の数は、それぞれ、支持部材２２の数よりも少なくても良い。
　温度センサＴ１および温調部Ｈ１の設置位置は、それぞれの支持部材２２と真空チャンバ１５との接続部からの間隔（両者の最近接距離）として１００ｍｍ以内であることが望ましい。
　温度センサＴ１の設置位置が上記の接続部から１００ｍｍよりも離れると、接続部および支持部材２２の温度を正確に測ることが難しくなり、フライトチューブ２１に温度変化が生じてしまう恐れがある。
　また、温調部Ｈ１の設置位置が上記の接続部から１００ｍｍよりも離れると、接続部および支持部材２２の温度を正確に制御することが難しくなり、フライトチューブ２１に温度変化が生じてしまう恐れがある。
　なお、より高精度にフライトチューブ２１の温度を制御するには、温度センサＴ１および温調部Ｈ１の設置位置は、真空チャンバ１５の支持部材２２との接続部から６０ｍｍ以内であることが、さらに好ましい。
　フライトチューブ２１のほぼ全体には、数ｋＶの高電圧が印加されるので、支持部材２２は、例えば、絶縁性に優れかつ機械的な安定性の高いＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂で製造することが好ましい。
　また、フライトチューブ２１は剛性の高いステンレスで製造され、真空チャンバ１５はステンレスまたは軽量なアルミニウム等の金属で製造されることが好ましい。
　温度センサＴ１ａ、Ｔ１ｂとしては、一例として、サーミスタや、白金合金等の抵抗温度センサを使用する。また、温調部Ｈ１ａ、Ｈ１ｂとしては、上述の電気ヒータ以外に、ペルチェ素子等の加熱および冷却が可能な部材を使用することもできる。
　イオン導入部１および真空チャンバ（ＴＯＦ部）１５には、それぞれ真空内電極に電圧印加するための電源部４０ａ、４０ｂが接続されている。なお、電源部４０ａ、４０ｂを、まとめて電源部４０とも呼ぶ。電源部４０は、直流電圧を印加するＤＣ電源や、交流電圧を印加するＲＦ電源や、押出電極１７および引出電極１８にパルス電圧を印加するためのスイッチング基板であるパルサー基板や、検出器２０からの電気信号をデジタル化するためのデジタイザ基板などを含む。これらは熱源であり、動作条件によって発熱量が変化し、イオン導入部１やＴＯＦチャンバ１５の温度が変動する。
　本実施例のＴＯＦＭＳでは、上述の構成により支持部材２２の温度が一定温度に保たれるので、イオン導入部１の温度や真空チャンバ１５の温度や装置周囲温度が変動しても、それによりフライトチューブ２１の温度が変動することを防止できる。これにより、フライトチューブ２１の伸縮を防止でき、測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
　熱源であるイオン導入部１や加熱キャピラリ４からフライトチューブ２１への熱の流入をさらに抑えるために、図１に示したように、イオン導入部１の少なくとも一部を、接触部１３ａ、１３ｂにおいて装置筐体１４と接触させ、接触部１３ａ、１３ｂを高熱伝導部材で形成することもできる。すなわち、接触部１３ａ、１３ｂをアルミニウム等の金属の様に熱伝導率が高い部材で形成することにより、イオン化室２側内のイオン源（ＥＳＩスプレー）３の熱を装置筐体１４に放熱することができ、フライトチューブ２１への熱の流入をさらに抑えることができる。
　さらに、図１に示したように、イオン導入部１や加熱キャピラリ４が、フライトチューブ２１からの距離が相互に異なる複数個所の接触部１３ａ、１３ｂで装置筐体１４と接触している場合には、前記フライトチューブからの距離が遠い側、すなわちイオン化室２に近い側の接触部１３ａに、高熱伝導部材を設けることが好ましい。この場合には、フライトチューブ２１に近い側、すなわちイオン化室２から遠い側の接触部１３ｂは、高熱伝導部材ではなく、熱伝導率の低い部材（例えば、ＰＥＥＫ樹脂）で形成することが好ましい。
　一般に、イオン導入部１および真空チャンバ１５は複数の接続部１３により装置筐体１４に接続することで装置全体の機械的強度を向上させるように構成される。本実施例のＴＯＦＭＳのように、その複数の接続部１３の中で、フライトチューブ２１が内包された真空チャンバ１５に対して熱源に近い位置にある接続部を相対的に熱伝導率が高い高熱伝導部材とし、該真空チャンバ１５に対して熱源に遠い位置（すなわち真空チャンバ１５に近い位置）にある接続部を相対的に熱伝導率が低い熱伝導部材とすることで、所望の機械的強度を担保しつつ、フライトチューブの温度安定性を向上させることができる。
　装置筐体１４は、イオン導入部１や真空チャンバ１５の少なくとも一部を支持する筐体であり、機械的強度やＥＭＣ（Electro Magnetic Compatibility）や熱伝導の点から金属製であることが好ましい。ところで、接触部１３ａ、１３ｂを高熱伝導部材で形成しない場合、すなわち、イオン導入部１の熱を装置筐体１４に積極的に放熱しない場合であっても、真空チャンバ１５の温度は、装置周囲の温度の変動により変動する。そこで、装置筐体１４の真空チャンバ１５との接触部１３ｃは、熱伝導度が上述の高熱伝導部材よりも低い部材（例えば、ＰＥＥＫ樹脂）で形成されていることが好ましい。これにより、真空チャンバ１５と筐体１４との熱抵抗が大きくなり、装置周囲の温度の変動やイオン導入部１からの熱により真空チャンバ１５の温度が変動してもその影響が真空チャンバ１５に伝搬しづらくなり、フライトチューブの温度変動を抑制できる。
　フライトチューブ２１をより高精度に温調するために、真空チャンバ１５の外側面には、上述の温度センサＴ１および温調部Ｈ１以外に、さらに温度センサおよび温調部を設けることもできる。
　一例として、図１に示したように、フライトチューブ２１のＺ方向の中程の位置に対応する真空チャンバ１５の外側面に、第２の温度センサＴ２ａ、Ｔ２ｂおよび第２の温調部Ｈ２ａ、Ｈ２ｂを設けることができる。同様に、フライトチューブ２１のＺ方向の下端近傍位置に対応する真空チャンバ１５の外側面に、第３の温度センサＴ３ａ、Ｔ３ｂおよび第３の温調部Ｈ３ａ、Ｈ３ｂを設けることができる。
　第２の温度センサＴ２ａ、Ｔ２ｂは、それぞれ第２の温調部Ｈ２ａ、Ｈ２ｂの近傍に設けることが好ましい。同じく、第３の温度センサＴ３ａ、Ｔ３ｂは、それぞれ第３の温調部Ｈ３ａ、Ｈ３ｂの近傍に設けることが好ましい。
　以下、温度センサＴ２ａ、Ｔ２ｂを合わせて、またはその一方を温度センサＴ２と呼ぶことがある。また、温調部Ｈ２ａ、Ｈ２ｂを合わせて、またはその一方を温調部Ｈ２と呼ぶことがある。
　同様に、温度センサＴ３ａ、Ｔ３ｂを合わせて、またはその一方を温度センサＴ３と呼ぶことがある。また、温調部Ｈ３ａ、Ｈ３ｂを合わせて、またはその一方を温調部Ｈ３と呼ぶことがある。
　なお、これらの例では、第２の温度センサＴ２ａ、Ｔ２ｂ、第２の温調部Ｈ２ａ、Ｈ２ｂ、第３の温度センサＴ３ａ、Ｔ３ｂ、および第３の温調部Ｈ３ａ、Ｈ３ｂは、上述の温度センサＴ１から少なくともフライトチューブ２１の長手方向に離れた位置に、設けられている。
　第２の温度センサＴ２ａ、Ｔ２ｂおよび第３の温度センサＴ３ａ、Ｔ３ｂが測定した温度は、温度計測信号Ｓ２ａ、Ｓ２ｂ、Ｓ３ａ、Ｓ３ｂとして温度制御部３０に送られる。温度制御部３０は、温度制御信号Ｃ２ａ、Ｃ２ｂ、Ｃ３ａ、Ｃ３ｂを、第２の温調部Ｈ２ａ、Ｈ２ｂおよび第３の温調部Ｈ３ａ、Ｈ３ｂに送り、各温度センサが設置された真空チャンバ１５の各部が、例えば上述の３５℃以上、５０℃以下の所定の温度となるように制御する。
　第２の温度センサＴ２、第２の温調部Ｈ２、第３の温度センサＴ３、第３の温調部Ｈ３の個数も、図１に示した２個に限らず、４個、６個、あるいは１個等の任意の個数であっても良い。また、各温度センサと各温調部は、１対１に対応していなくても良い。
　また、第２の温調部Ｈ２、あるいは第３の温調部Ｈ３の少なくとも一方は、図３に示すように、真空チャンバ１５の外周を取り巻く連続的な温調部Ｈ２０とすることもできる。
　温度制御部３０は、温度センサＴ１、第２の温度センサＴ２、および第３の温度センサＴ３の計測結果に基づいて、温調部Ｈ１、第２の温調部Ｈ２、および第３の温調部Ｈ３を、各温調部の設置された真空チャンバ１５の各部が、それぞれ所定の温度となるように制御する。
　真空チャンバ１５内は高真空に維持されているため、真空チャンバ１５からフライトチューブ２１への熱の伝達は、主に、支持部材２２による熱伝導か、真空チャンバ１５からフライトチューブ２１への輻射伝熱に限られる。従って、真空チャンバ１５を温度制御した結果としてフライトチューブ２１を高精度に温度制御するためには、真空チャンバ１５からフライトチューブ２１への輻射伝熱の効率を向上させることが好ましい。
　この輻射伝熱の効率が高くなるように、真空チャンバ１５の内壁面には輻射率が高まるような表面処理加工を施すことができる。具体的には、真空チャンバ１５の材料としてはアルミニウムが用いられ、そのアルミニウム製の真空チャンバ１５の内壁面の少なくともフライトチューブ２１に対面する範囲に、黒ニッケルメッキ加工処理による被膜層１５ｓを形成することができる。
　よく知られているように黒ニッケルメッキは反射防止や装飾を目的としてごく一般に利用されているメッキの一つであり、比較的、加工コストが安価である。黒ニッケルメッキによる被膜層１５ｓを形成すると、表面が黒色になり輻射率が向上する。本発明者の実験によれば、アルミニウム製の真空チャンバ１５の内壁面に黒ニッケルメッキによる被膜層１５ｓを形成することで、輻射率を１０倍程度高められることが確認されている。これにより、真空チャンバ１５とフライトチューブ２１との間の輻射伝熱の経路における熱抵抗を従来（黒ニッケルメッキによる被膜層１５ｓを形成しない場合）に比べて大幅に低下させ、フライトチューブ２１の温度安定性を向上させることができる。
　なお、真空チャンバ１５の内壁面の処理は、通常のニッケルメッキでもよく、アルマイト加工処理による被膜層を形成してもよい。或いは、カーボン被膜形成処理やセラミック溶射処理、さらにはそれ以外のメッキ加工処理、塗装又は塗布加工処理、溶射処理などによって表面に輻射率の改善が可能な被膜層を形成してもよい。
　また、真空チャンバ１５の材料とは異なる材料から成る被膜層を形成するのではなく、真空チャンバ１５そのものの表面を化学的に又は物理的に削ることで凹凸を形成するようにしてもよい。
　あるいは、真空チャンバ１５の内壁面に、その真空チャンバ１５の材料に比べて輻射率が高い別の材料の薄板又は薄箔を貼り付けてもよい。具体的には、上述したようなアルミニウム製である真空チャンバ１５の内壁面にステンレス製の薄板を貼り付ければよい。これによっても、真空チャンバ１５の内壁面の輻射率が高くなるため、上記実施例と同様の効果を達成することができる。
　上述の一実施の形態によれば、次の作用効果が得られる。
（１）一実施形態の飛行時間型質量分析装置は、イオン導入部１と、イオン導入部１に接続されている真空チャンバ１５と、真空チャンバ１５の内部に設けられた支持部材２２と、外面の一部が支持部材２２に支持され、真空チャンバ１５の内部に設けられているフライトチューブ２１と、真空チャンバ１５の支持部材２２との接続部の近傍に設けられている温度センサＴ１と、接続部の近傍に設けられている温調部Ｈ１と、温度センサＴ１の計測結果に基づいて温調部Ｈ１を制御する温度制御部３０と、を備えている。
　この構成により、イオン導入部１の温度や真空チャンバ１５の温度や装置周囲温度や電源部４０の発熱量が変動しても、フライトチューブ２１の温度の変動を防止することができ、これにより、フライトチューブ２１の温度変化による膨張および収縮を防止し、測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
（２）上述の一実施の形態において、さらに、支持部材２２を複数有し、温度センサＴ１および温調部Ｈ１を、真空チャンバ１５の複数の支持部材２２との複数の接続部のうちの複数個所の近傍に設ける構成とすることにより、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止し、さらに測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
（３）（２）において、さらに複数の支持部材２２は、フライトチューブ２１の長手方向に直交する平面上または前記平面の近傍に配置される構成とすることにより、フライトチューブ２１の変動を一層防止し、一層測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
（４）（３）において、さらに真空チャンバ１５の外面であって、温度センサＴ１から少なくともフライトチューブ２１の長手方向に離れた位置に、第２の温度センサＴ２および第２の温調部Ｈ２を有し、温度制御部３０は、第２の温度センサＴ２の計測結果に基づいて第２の温調部Ｈ２を制御する構成とすることにより、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止し、一層測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。なお、第２の温度センサＴ２と第１の温度センサＴ１の両方の計測結果に基づいて、第１の温調部Ｈ１または第２の温調部Ｈ２を制御する構成をとっても良い。
（５）（４）において、さらに真空チャンバ１５の外面であって、第２の温度センサＴ２から少なくともフライトチューブ２１の長手方向に離れた位置に、第３の温度センサＴ３および第３の温調部Ｈ３を有し、温度制御部３０は、第３の温度Ｔ３センサの計測結果に基づいて第３の温調部Ｈ３を制御する構成とすることで、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止し、一層測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。なお、第１の温度センサＴ１、第２の温度センサＴ２、第３の温度センサＴ３のうちの複数センサの計測結果に基づいて第１の温調部Ｈ１、第２の温調部Ｈ２または第３の温調部Ｈ３のいずれかを制御する構成をとっても良い。
（６）上述の一実施の形態において、さらに、真空チャンバ１５の内壁面であってフライトチューブ２１に対面する内壁面に、輻射率向上処理が施されている構成とすることで、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止し、一層測定精度の高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。さらに、フライトチューブの温度安定化時間を短縮し、装置起動時に測定を開始できるまでの時間を短縮し、測定効率が高い飛行時間型質量分析装置を実現できる。
（７）上述の一実施の形態において、さらに、イオン導入部１は装置筐体１４との接触部１３ａ，１３ｂを有するとともに、イオン導入部１は接触部１３ａ，１３ｂの少なくとも一部において、高熱伝導部材１３ａ，１３ｂを介して装置筐体１４と熱接触している構成とすることで、イオン導入部１からフライトチューブ２１に伝導する熱を減らすことができ、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止できる。
（８）（７）において、さらに、接触部１３ａ，１３ｂは、フライトチューブ２１からの距離が相互に異なる複数個所であり、高熱伝導部材１３ａは、複数の接触部１３ａ，１３ｂのうちのフライトチューブ２１からの距離が遠い接触部１３ａに設けられている構成とすることで、イオン導入部１からフライトチューブ２１に伝導する熱を減らすことができ、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止できる。
（９）上述の（１）から（８）において、さらに、真空チャンバ１５は装置筐体１４との第２の接触部１３ｃを有すると共に、真空チャンバ１５は低熱伝導部材１３ｃを介して装置筐体１４と熱接触している構成とすることで、装置筐体１４からフライトチューブ２１に伝導する熱を減らすことができ、フライトチューブ２１の温度変動を一層防止できる。
　本発明は上記実施形態の内容に限定されるものではない。本発明の技術的思想の範囲内で考えられるその他の態様も本発明の範囲内に含まれる。
　例えば、上記実施例は直交加速式のリフレクトロン型ＴＯＦＭＳであるが、直交加速式である必要はなく、例えばイオントラップから射出したイオンを飛行空間に投入する構成やＭＡＬＤｌイオン源などにより試料から生成したイオンを加速して飛行空間に投入する構成であってもよい。また、リフレクトロン型でなくリニア型のＴＯＦＭＳでもよい。
１００…飛行時間型質量分析装置、１…イオン導入部、２…イオン化室、３…ＥＳＩスプレー、４…加熱キャピラリ、５，７，１１…イオンガイド、６…スキマー、８…四重極マスフィルタ、９ａ…入口レンズ電極、９ｂ…出口レンズ電極、１０…コリジョンセル、１２…イオン輸送光学系、１３ａ、１３ｂ…接触部、１３ｃ…第２の接触部、１４…筐体、１５…真空チャンバ（ＴＯＦ部）、１６…直交加速部、１７…押出電極、１８…引出電極、ＦＡ…飛行空間、ＦＰ…飛行経路、１９…リフレクタ、２０…イオン検出器、２１…フライトチューブ、２２…支持部材、３０…温度制御部、Ｈ１ａ，Ｈ１ｂ，Ｈ１ｃ，Ｈ１ｄ…温調部、Ｈ２ａ，Ｈ２ｂ…第２の温調部、Ｈ３ａ，Ｈ３ｂ…第３の温調部、Ｔ１ａ，Ｔ１ｂ，Ｔ１ｃ，Ｔ１ｄ…温度センサ、Ｔ２ａ，Ｔ２ｂ…第２の温度センサ、Ｔ３ａ，Ｔ３ｂ…第３の温度センサ、４０…電源部
 

Claims (13)

  1. 　イオン導入部と、
    　前記イオン導入部に接続されている真空チャンバと、
    　前記真空チャンバの内部に設けられた支持部材と、
    　外面の一部が前記支持部材に支持され、前記真空チャンバの内部に設けられているフライトチューブと、
    　前記真空チャンバの前記支持部材との接続部の近傍に設けられている温度センサと、
    　前記接続部の近傍に設けられている温調部と、
    　前記温度センサの計測結果に基づいて前記温調部を制御する温度制御部と、を備える飛行時間型質量分析装置。
  2. 　請求項１に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記支持部材を複数有し、
    　前記温度センサおよび前記温調部は、前記真空チャンバの複数の前記支持部材との複数の前記接続部のうちの複数個所の近傍に設けられている飛行時間型質量分析装置。
  3. 　請求項２に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　複数の前記支持部材は、前記フライトチューブの長手方向に直交する平面上または前記平面の近傍に配置されている飛行時間型質量分析装置。
  4. 　請求項３に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバの外面であって、前記温度センサから少なくとも前記フライトチューブの長手方向に離れた位置に、第２の温度センサおよび第２の温調部を有し、
    　前記温度制御部は、前記第２の温度センサの計測結果に基づいて前記第２の温調部を制御する、飛行時間型質量分析装置。
  5. 　請求項４に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバの外面であって、前記第２の温度センサから少なくとも前記フライトチューブの前記長手方向に離れた位置に、第３の温度センサおよび第３の温調部を有し、
    　前記温度制御部は、前記第３の温度センサの計測結果に基づいて前記第３の温調部を制御する、飛行時間型質量分析装置。
  6. 　請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバの内壁面であって前記フライトチューブに対面する内壁面に、輻射率向上処理が施されている、飛行時間型質量分析装置。
  7. 　請求項６に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記イオン導入部は装置筐体との接触部を有するとともに、前記イオン導入部は前記接触部の少なくとも一部において、高熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
  8. 　請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記イオン導入部は装置筐体との接触部を有するとともに、前記イオン導入部は前記接触部の少なくとも一部において、高熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
  9. 　請求項８に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記接触部は、前記フライトチューブからの距離が相互に異なる複数個所であり、
    　前記高熱伝導部材は、複数の前記接触部のうちの前記フライトチューブからの距離が遠い接触部に設けられている飛行時間型質量分析装置。
  10. 　請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
  11. 　請求項６に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
  12. 　請求項７に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
  13. 　請求項８に記載の飛行時間型質量分析装置において、
    　前記真空チャンバは、装置筐体と接触する第２の接触部を有するとともに，前記真空チャンバは前記第２の接触部の少なくとも一部において、低熱伝導部材を介して装置筐体と熱接触している飛行時間型質量分析装置。
     
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