WO2020166155A1 - 電子源及び電子源ユニット - Google Patents

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electrons
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恭志 大川
河本　聡美
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国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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Definitions

  • the present invention relates to an electron source and an electron source unit attached to one end of a tether, for example.
  • electron emission sources are needed for various purposes.
  • a neutralizer for neutralizing an ion beam of electric propulsion such as an ion engine and a Hall thruster
  • an electron source for a propulsion system called an electrodynamic tether an electron source for preventing abnormal charge of a spacecraft.
  • electrodynamic tether (hereinafter referred to as "EDT") is a long conductive wire (tether) in low earth orbit, and a current is passed through it to extend the earth's magnetic field and current.
  • EDT electrodynamic tether
  • J ⁇ B force electromagnetic force
  • the self-induced electromotive force can be used for current driving, and thus the EDT is a propulsion system that requires neither electric power nor fuel in principle.
  • This EDT is considered to be particularly useful as an orbital descending means for discarding space debris (space debris) that often exists in low earth orbit (see Patent Document 1).
  • the electron source When mounted on a spacecraft, it is desirable that the electron source is a system that is as simple and low-power as possible.
  • a field emission electron source that only applies a voltage between electrodes is suitable for a spacecraft electron source.
  • a CNT electron source that uses carbon nanotubes (hereinafter referred to as “CNT”) as an electronic material can be driven at low voltage due to the electric field concentration effect brought about by the nanoscale shape, and can be applied to EDT. Including, it is expected as an electron source for space.
  • CNT carbon nanotubes
  • a CNT electron source is composed of a CNT emitter that emits electrons, a gate electrode for extracting the electrons, a mask that covers the upper portion of the CNT emitter, and an insulating spacer that holds electrical insulation between the electrodes (Patent Document 1). 2).
  • AO atomic oxygen
  • the chemical/physical reaction between CNT and AO deteriorates the electron emission performance of the CNT electron source.
  • the drive voltage required to obtain the same electron emission current increases due to the influence of AO.
  • AO collides with an object flying in a low earth orbit at a speed of about 8 km/s, which is close to the orbital speed. Therefore, when the CNT electron source is mounted on the front side of the flying object, the CNT is damaged. The performance deterioration of the electron source is remarkable (see Non-Patent Document 2).
  • Non-Patent Document 3 when using a CNT electron source in low earth orbit, it has been proposed that the electron emission surface should not face the front side and that a shield plate should be used (see Non-Patent Document 3). It has been confirmed by the above-mentioned simulation experiments (see Non-Patent Document 2) and experiments conducted in low earth orbit (see Non-Patent Document 3) that a certain degree of life can be ensured.
  • the performance deterioration progresses although it is gentle. This is believed to be due to the adsorption of oxygen on the CNTs.
  • the mission period may be one year or longer, and the increase in drive voltage due to long-term operation may result in increased power consumption and system This causes problems such as an increase in mass and further damage to the electron source due to electrical breakdown, which greatly affects the establishment of the system. Therefore, it has been considered difficult to use the CNT electron source for a long period of time in an orbit having a particularly high AO concentration.
  • Each of the above means is effective on the ground, but it is difficult to add a heater, an ion source, an electron gun, etc. to a spacecraft because it causes an increase in system weight, system complexity, and power consumption. Is. Moreover, it is unclear whether these methods are effective in suppressing the performance deterioration of the CNT electron source due to AO peculiar to low earth orbit.
  • an object of the present invention is to provide an electron source and an electron source unit that are lightweight and have a simple configuration, and that can suppress characteristic deterioration or restore characteristics without increasing power consumption. To provide.
  • the inventors of the present invention have found that when the CNT electron source is irradiated with AO, the characteristics are deteriorated, but if electrons are emitted during that time, the characteristics are hardly deteriorated.
  • the present invention has been made based on such findings.
  • an electron source includes a nanocarbon material, an emitter for emitting electrons, a gate electrode for extracting electrons from the emitter, and an electron by the gate electrode. And an irradiation unit that emits and irradiates the emitter.
  • the present invention adopts a configuration in which the emitter is irradiated with electrons by using the constituent elements originally included in the electron source. As a result, it is lightweight and has a simple structure, and it is possible to suppress the characteristic deterioration or restore the characteristic without increasing the power consumption.
  • the irradiation unit originally switches a connection destination of a gate power source for supplying power to the gate electrode from the gate electrode to the emitter, and grounds the emitter. It has a switching unit for disconnecting.
  • the space around the spacecraft is filled with plasma, so by setting the CNT emitter to a positive potential, electrons are attracted from the low orbit plasma to the CNT emitter and collide with them to desorb oxygen attached to the CNT. Let This allows the CNT emitter to be cleaned. In this case, there is no need to mount a new electron gun or the like, and since the power supply that is originally mounted for voltage application to the gate electrode can be used, problems such as weight increase and system complication do not occur. This method is particularly effective to be performed after the launch and before the first use of the electron source on the orbit. By first removing the adsorbed material accumulated on the CNT emitter, it is possible to prevent the initial large characteristic deterioration.
  • the electron emission surface of the CNT electron source is arranged so as to be parallel to the AO flow. From FIG. 1, when electron irradiation is not performed, the gate voltage required for electron emission increases (curve shifts to the right) as the AO irradiation amount increases, whereas when electron irradiation is performed, Almost no change in characteristics has occurred. From this result, it was confirmed that electron irradiation to the CNT emitter suppresses deterioration of electron emission characteristics caused by AO.
  • the AO fluence of 1 ⁇ 10 20 /cm 2 irradiated in this experiment corresponds to several years in an orbit at an altitude of 800 km, for example, and is a sufficient AO irradiation amount from the viewpoint of space debris removal application.
  • a CNT electron source is a CNT emitter for emitting electrons, a gate electrode for extracting electrons from the CNT emitter, and irradiation for emitting electrons by the gate electrode and irradiating the emitter.
  • the irradiation unit has a connection unit that electrically connects the tether and the CNT emitter.
  • the CNT electron source assuming that the CNT electron source is used for EDT, the self-induced electromotive force generated by the tether is used. Space debris is concentrated in orbits with a large orbital inclination angle (for example, 98 degrees) among the low earth orbits.
  • FIG. 2 is an example of a potential change of the debris removal satellite when the EDT orbits a high inclination angle orbit. While the debris removal satellite is negative for space plasma, the CNT electron source operates normally to emit electrons to outer space, but the potential is high while the debris removal satellite is positive for space plasma.
  • the electron source was not able to emit electrons into outer space, and thus was thought to be a waste of time for the mission during this time. However, the above time is not wasted from the viewpoint of suppressing the characteristic deterioration due to the electron irradiation to the CNT emitter. Since the CNT electron source according to one embodiment of the present invention has the connecting portion that electrically connects the tether and the CNT emitter, the electrons in the space plasma are kept while the debris removal satellite is positive with respect to outer space. Flows into the CNT emitter without permission, and a cleaning action occurs in which oxygen adsorbed on the CNT is desorbed.
  • the CNT electron source can be operated at a low voltage (that is, low power) for a long period of time as compared with the case where the electron emission is simply continued in the low orbit environment. At this time, it is important to maintain the electrical connection between the CNT emitter and the tether.
  • the CNT electron source according to an aspect of the present invention enables long-term use of the CNT electron source in a low earth orbit environment, which has been considered difficult until now.
  • the adsorbed substances accumulated in the CNT during storage on the ground or at launch, and also due to the subsequent AO exposure environment Can be eliminated, and the initial characteristic deterioration can be significantly suppressed.
  • the characteristic deterioration of the CNT electron source drive voltage rise
  • the voltage level of the electron source drive voltage can be lowered.
  • the electron source can be extended in life without requiring an additional device or the like by having the connection portion that electrically connects the tether and the CNT emitter. Therefore, the feasibility of the space debris removal system using EDT can be increased.
  • FIG. 3 is a diagram showing the configuration of the EDT.
  • the EDT 1 has a tether 2 and a CNT electron source 3 connected to one end of the tether 2.
  • the debris 4 is attached to the other end of the tether 2.
  • the EDT 1 typically extends a conductive tether (wire) 2 having a length of a kilometer class on an orbit, and a current is made to flow from the CNT electron source 3 to the electromagnetic tether (wire) by interference with the earth's magnetic field ( (J ⁇ B force) is generated and the force is used as a driving force.
  • the EDT1 has a great merit that it can obtain propulsion without using fuel. In the case of orbital descent, the self-induced electromotive force causes a potential difference for driving the current, which is particularly advantageous.
  • FIG. 4 is a schematic sectional view showing the structure of the CNT electron source 3.
  • the CNT electron source 3 is a field emission type electron source using CNT as an electron emitter material, a CNT emitter 32 is formed on a substrate 31, and a gate electrode 33 is arranged facing the CNT emitter 32.
  • the gate electrode 33 has a gap for emitting electrons emitted from the CNT emitter 32 to the outside.
  • Reference numeral 34 is a shield member.
  • the CNT electron source 3 can emit electrons only by grounding the CNT emitter 32 to the satellite ground and applying a positive potential to the gate electrode 33. Therefore, the structure is simple, and further, the electric field at the CNT tip of the CNT emitter 32. Due to the concentration effect, the drive voltage (gate voltage) can be reduced.
  • the CNT electron source 3 has a mask 35 formed on the surface of the CNT emitter 32.
  • the mask 35 is formed so as to face the region other than the gap of the gate electrode 33.
  • the mask 35 is for focusing the electron beam in the gap between the gate electrodes 33 to reduce the loss current flowing into the gate electrodes 33. Details of the technique relating to the mask 35 are described in Patent Document 2, and the description of Patent Document 2 is within the scope of the disclosure of the present specification.
  • FIG. 5 is a circuit diagram showing a circuit configuration of the CNT electron source 3 according to the first embodiment of the present invention.
  • the CNT electron source 3 has a circuit configuration that allows the CNT emitter 32 to have a positive potential with respect to outer space. Normally, the CNT electron source has a high voltage power supply (gate power supply) for applying a voltage to the gate electrode.
  • the CNT electron source 3 serves as an irradiation unit that irradiates the CNT emitter 32 with electrons, and serves as a switching unit that switches the connection destination of the gate power supply 36 from the gate electrode 33 to the CNT emitter 32 and disconnects the ground G to the CNT emitter 32.
  • the control unit 38 controls switching of the gate power supply connection switching relay 37a and the CNT emitter ground switching relay 37b in order to switch between the normal mode and the cleaning mode.
  • the control unit 38 may have a timer and control switching of the gate power supply connection switching relay 37a and the CNT emitter grounding switching relay 37b based on a predetermined schedule, or alternatively, the adsorbed substances of the CNT emitter 32 to the CNT may be controlled.
  • a means for estimating the accumulated amount may be provided, and switching of the gate power supply connection switching relay 37a and the CNT emitter grounding switching relay 37b may be controlled based on the estimation result.
  • the voltage rise width of the gate power supply 36 in the normal mode may be monitored. When the amount of the adsorbed substance accumulated in the CNTs increases, the voltage to be applied to the gate power supply 36 for electron emission increases. Therefore, when the increase range of the voltage becomes large, the normal mode is switched to the cleaning mode. To do.
  • the CNT electron source 3 shown in FIG. 5 has a circuit configuration that allows the CNT emitter 32 to have a positive potential with respect to outer space by using the gate power supply 36, but as shown in FIG.
  • a power supply 39 for positive biasing the CNT emitter for adding a positive potential to the outer space is added, and a normal electron emission operation is performed in place of the gate power supply connection switching relay 37a and the CNT emitter ground switching relay 37b as a switching unit.
  • a circuit configuration having a relay 37c for passing a current of time may be adopted. It has a power supply connection switching relay 37a for gates and a grounded CNT emitter switching relay 37b. In the relay 37c shown in FIG.
  • the solid line shows the state in which the grounding to the CNT emitter 32 is disconnected and the power source 39 is connected to the CNT emitter 32 (cleaning mode), and the dotted line grounds the CNT emitter 32, and the normal electron emission operation. It shows a state (normal mode) in which an electric current is passed.
  • FIG. 7 is a circuit diagram showing a circuit configuration of the CNT electron source unit 30 according to the second embodiment of the present invention.
  • This CNT electron source unit 30 is equipped with two or more CNT electron sources 3 having the circuit configuration according to the first embodiment, assuming that the cleaning effect is insufficient with only electrons in space plasma.
  • a plurality of one CNT electron sources 3 irradiates the other CNT electron source 3 with electrons, and the other CNT electron source 3 emits electrons to one CNT electron source 3 to generate CNTs.
  • the device configuration is such that the emitters 32 can be mutually cleaned.
  • the upper CNT electron source 3 is performing a normal electron emission operation, and the electrons flow into the lower CNT electron source 3 in which the CNT emitter 32 is biased to a positive potential, and the lower CNT electron is The CNT emitter 32 of the source 3 is shown being cleaned.
  • the control unit 38 alternately switches one CNT electron source 3 and the other CNT electron source 3 between the normal mode and the cleaning mode at a predetermined timing.
  • the mode switching may be performed according to the amount of the adsorbed substance accumulated in the CNT by the same means as in the first embodiment.
  • the CNT electron source unit 30 when the CNT electron source is used in a place where space plasma is rare, such as in a low earth orbit, high orbit such as geostationary orbit, or deep space, it is emitted from the adsorbed gas during ground storage or from itself. It is also effective in eliminating the influence of outgas. Since there is a high possibility that a plurality of electron sources will be mounted from the viewpoint of ensuring redundancy, the CNT electron source unit 30 according to the second embodiment can be realized by effectively utilizing the plurality of configurations.
  • the CNT electron source unit 30 shown in FIG. 7 is equipped with two CNT electron sources 3 shown in FIG. 6, but may be three or more, and CNT electron sources having other configurations. For example, a plurality of CNT electron sources 3 shown in FIG. 5 may be mounted.
  • FIG. 8 is a circuit showing a circuit configuration of the CNT electron source 3 according to the third embodiment of the present invention.
  • the CNT electron source 3 has, as an irradiation section, a connection section 40 that electrically connects one end of the tether 2 and the CNT emitter 32, and the tether 2 is used when the CNT electron source is used as the electron emission source of the EDT 1.
  • the CNT emitter 32 is irradiated with electrons in the space plasma without using an external power source, etc. To clean. As shown in FIG.
  • the induced electromotive force generated by the tether 2 reverses in positive and negative depending on the time zone, so that the potential of the CNT emitter 32 automatically changes with respect to the space plasma. It can be positive or negative. When it becomes negative, it becomes the normal mode, and when it becomes positive, it becomes the cleaning mode.
  • the present invention can be variously modified.
  • the application of the positive potential to the CNT emitter 32 in the first embodiment or the second embodiment may be pulsed alternately with the normal electron emission operation. It is considered that this makes it possible to more effectively suppress the characteristic deterioration of the CNT electron source 3.
  • the positive potential applied voltage to the CNT emitter 32 in the first embodiment may be variable to control the balance of the cleaning effect and the power consumption at each stage of the mission.
  • the present invention can be applied to a case where a nanocarbon material other than CNT, such as graphene, carbon nanofiber, or carbon nanocoil, is used for the emitter. , Produces the same effect.
  • the CNT electron source 3 is mounted on one end of the tether 2 in the third embodiment described above, the CNT electron source 3 is mounted on both ends of the tether 2 instead of one end, and the potential difference between the space plasma and the CNT emitter 32 is increased. In either case, the state in which the CNT electron source 3 on one end emits electrons and the CNT electron source 3 on the other end emits electrons is periodically repeated to effectively generate a propulsive force and generate a CNT electron source. 3 can also have a long life.
  • the CNT electron source 3 according to the present invention is mounted on the EDT.
  • the CNT electron source is used as a neutralizer for electric propulsion such as an ion engine
  • space plasma is diluted.
  • the present invention can be applied even when the user is in a different place. In such a case, a positive potential is applied to the CNT emitter to attract electrons from the discharge chamber plasma of the ion engine or the like to the CNT emitter to clean the CNT emitter.
  • the electron source according to the present invention is not the one for the space, but when the CNT electron source is used in a device such as an X-ray source for the ground, various light sources, and a display, as shown in the second embodiment.
  • a device such as an X-ray source for the ground, various light sources, and a display, as shown in the second embodiment.
  • EDT 2 Tether 3: CNT electron source 30: CNT electron source unit 31: Substrate 32: CNT emitter 33: Gate electrode 34: Shield member 35: Mask 36: Gate power supply 37a: Gate power connection switching relay 37b: CNT emitter ground Switching relay 37c: Relay 39: Power supply 40: Connection part

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Abstract

【課題】軽量かつ構成が簡単で、さらに消費電力の増加を招くことなく、特性劣化を抑制あるいは特性を回復することができる電子源を提供すること。 【解決手段】ＣＮＴ電子源は、電子を放出するためのＣＮＴエミッタ（３２）と、ＣＮＴエミッタ（３２）より電子を引き出すためのゲート電極（３３）と、ゲート電極（３３）から電子を放出させてＣＮＴエミッタに照射するためのゲート用電源接続切替リレー（３７ａ）及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー（３７ｂ）とを有する。

Description

電子源及び電子源ユニット
　本発明は、例えばテザーの一端に付けられる電子源及び電子源ユニットに関する。
　宇宙では、様々な用途で電子放出源が必要である。例えば、イオンエンジンやホールスラスタ等の電気推進のイオンビームを中和するための中和器や、エレクトロダイナミックテザーと呼ばれる推進系用の電子源、さらに、宇宙機の異常帯電を防ぐための電子源、様々な科学実験のための電子源、などである。
　この中で、エレクトロダイナミックテザー（Electrodynamic Tether：以下、「ＥＤＴ」と呼ぶ。）とは、地球低軌道において長い導電性のワイヤ（テザー）を伸ばしてそこに電流を流すことにより、地球磁場と電流との干渉で生じた電磁気力（Ｊ×Ｂ力）を推進力として利用する推進システムである（非特許文献１参照）。特に軌道を降下させる場合には、自己誘導起電力を電流駆動に利用できるため、ＥＤＴは、原理的には電力も燃料も不要な推進系となる。　
　このＥＤＴは、地球低軌道に多く存在するスペースデブリ（宇宙ごみ）を投棄するための軌道降下手段として特に有用であると考えられている（特許文献１参照）。
　このテザーに、ある程度の大きな電流を流すためには、その一端に電子源を付けて、宇宙空間に対して電子を放出する必要がある。
　宇宙機への搭載にあたって、電子源はなるべく簡素で低電力なシステムであることが望ましく、その点で、電極間に電圧を印加するだけの電界放出型の電子源は、宇宙機電子源に適している。特に、カーボンナノチューブ（Carbon Nanotube：以下、「ＣＮＴ」と呼ぶ。）を電子材料として使うＣＮＴ電子源は、ナノスケールの形状がもたらす電界集中効果により、低電圧駆動が可能であり、ＥＤＴへの応用も含めて、宇宙用の電子源として期待されている。ＣＮＴ電子源は、電子を放出するＣＮＴエミッタと、その電子を引き出すためのゲート電極、その上部を覆うマスク、さらに、各電極間の電気的絶縁を保持する絶縁スペーサ、により構成される（特許文献２参照）。
　スペースデブリの増加が特に問題となっているのは地球低軌道であるが、そこには原子状酸素（Atomic Oxygen：以下、「ＡＯ」と呼ぶ。）が多く存在する。そのため、ＣＮＴとＡＯとの化学／物理反応により、ＣＮＴ電子源の電子放射性能が劣化することが分かっている。具体的には、同じ電子エミッション電流を得るために必要な駆動電圧がＡＯの影響によって上昇する。地球低軌道を飛行する物体には、軌道速度に近い８ｋｍ／ｓ程度の速度でＡＯが衝突するため、ＣＮＴ電子源が飛行物体の正面側に搭載されている場合には、ＣＮＴの損傷に伴う電子源の性能劣化が顕著である（非特許文献２参照）。
　このため、地球低軌道でＣＮＴ電子源を使う場合には、電子放出面が正面側を向かないように配慮することや遮蔽板を用いることが提案されており（非特許文献３参照）、これにより、ある程度の寿命が確保されることが、これまでの模擬実験（非特許文献２参照）や、地球低軌道で実施した実験（非特許文献３参照）により確認されている。
　しかし、このように高エネルギーＡＯを直接当たらないようにＣＮＴ電子源を配置した場合でも緩やかではあるが性能劣化（駆動電圧上昇）は進む。これは、ＣＮＴへの酸素の吸着に起因するものと考えられている。地球低軌道のスペースデブリ除去を想定した場合、１年以上のミッション期間となる可能性があり、長期間動作による駆動電圧の上昇は、搭載する電圧源の高電圧化による消費電力の増加やシステム質量の増大、さらに電気的絶縁破壊による電子源の損傷等の問題を発生させることになり、システムの成立に大きな影響を与える。このため、特にＡＯ濃度が高い軌道でのＣＮＴ電子源の長期間の使用は困難であると考えられてきた。　
　地上の真空チャンバ内あるいはデバイス内でＣＮＴ電子源を使用する際にも、類似の問題がある。例えば、真空チャンバを閉じて真空引きをした直後の電子源作動時に、大気暴露時の酸素や水分がＣＮＴに残留（吸着）することにより、ＣＮＴにダメージを与えることが分かっており、このことが、短期的／長期的な特性劣化を招く。
　このような問題を解決するために、ＣＮＴに吸着された物質を脱離させる方法はこれまでにも考えられている。例えば、ヒータを利用してのベーキング（加熱）（例えば特許文献３）や、イオン源を利用してのイオン照射（例えば特許文献４）、あるいは電子銃を利用してｋｅＶ以上の高エネルギー電子照射する方法（特許文献５）などである。
特開２００７－１３１１２４号公報 特開２００７－１０９５１４号公報 特開２００４－０４７２５４号公報 特開２００７－１７２８６２号公報 米国特許公開２００２－０１４２６９８号公報
http://www.kenkai.jaxa.jp/research/debris/deb-edt.html Atsuko SHIMADA et al,. 'Effect of Atomic Oxygen Irradiation on Field Emission Cathodes in Low Earth Orbit' TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN 2014 Volume 12 Issue ists29 Pages Pb_59-Pb_64. Yasushi Ohkawa et al,. 'Operation of a Carbon Nanotube Field-Emission Cathode in Low Earth Orbit'  Conference: 2018 31st International Vacuum Nanoelectronics Conference (IVNC).  Kyoto Japan, July 2018.
　上記の各手段は、地上で有効であるが、ヒータやイオン源、電子銃などを追加で宇宙機に搭載することは、システム重量の増加やシステムの複雑化、消費電力の増加を招くため困難である。また、これらの方法が、地球低軌道に特有のＡＯによるＣＮＴ電子源の性能劣化抑制に有効かどうかは不明である。
　以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、軽量かつ構成が簡単で、さらに消費電力の増加を招くことなく、特性劣化を抑制あるいは特性を回復することができる電子源及び電子源ユニットを提供することにある。
　本発明者らは、ＣＮＴ電子源にＡＯ照射すると特性の劣化が進むが、その間に電子放射すると特性の劣化がほとんどみられないという知見を得た。本発明は、かかる知見に基づきなされたものである。
　すなわち、上記目的を達成するため、本発明に係る電子源は、ナノカーボン材料を含み、電子を放出するためのエミッタと、前記エミッタより電子を引き出すためのゲート電極と、前記ゲート電極により電子を放出させて前記エミッタに照射する照射部と、を具備する。
　ＣＮＴ等のナノカーボン材料からなるエミッタに活性な酸素が吸着している状態でエミッタより電子放出を開始するとＣＮＴ等を損傷させることになるが、本発明では、エミッタに電子を照射することにより、エミッタに吸着した酸素が離脱されるため、ＣＮＴ等の損傷が抑えられ、エミッタの特性の劣化が進まなくなる。また、本発明では、もともと電子源が有する構成要素を使って、エミッタへ電子を照射する構成を採用している。これにより、軽量かつ構成が簡単で、さらに消費電力の増加を招くことなく、特性劣化を抑制あるいは特性を回復することができる。
　本発明の一形態に係る電子源では、前記照射部は、本来は前記ゲート電極に電源を供給するためのゲート用電源の接続先を前記ゲート電極から前記エミッタに切り替えると共に、前記エミッタへの接地を切り離す切替部を有する。
　本発明の一形態に係る電子源では、前記照射部は、本来は前記ゲート電極に電源を供給するためのゲート用電源と、前記エミッタに正電位のバイアスを印加するためのバイアス印加用電源と、前記ゲート用電源の接続先を接地から前記バイアス印加用電源に切り替える切替部とを有する。
　本発明に係る電子源ユニットは、上記構成の電子源を少なくとも２つ有し、一方の前記電子源から放射された電子を他方の前記電子源の前記エミッタに照射するモードと、他方の前記電子源から放射された電子を一方の前記電子源の前記エミッタに照射するモードとを有する。
　本発明の一形態に係る電子源では、前記照射部は、テザーと前記エミッタとを電気的に接続する接続部を有する。
　本発明によれば、軽量かつ構成が簡単で、さらに消費電力の増加を招くことなく、特性劣化を抑制あるいは特性を回復することができる。
ＣＮＴ電子源に対してＡＯを軌道上での衝突速度相当のエネルギーで照射し、その照射量の各段階で電流電圧特性を取得した実験結果である。 高傾斜角軌道をＥＤＴが周回する場合のデブリ除去衛星の電位変化を数値シミュレーションした結果の一例である。 ＥＤＴの構成を示す図である。 ＣＮＴ電子源の構成を示す概略的断面図である。 本発明の第１の実施形態に係るＣＮＴ電子源の回路構成を示す回路図である。 本発明の第１の実施形態に係るＣＮＴ電子源の他の回路構成を示す回路図である。 本発明の第２の実施形態に係るＣＮＴ電子源ユニットの回路構成を示す回路図である。 本発明の第３の実施形態に係るＣＮＴ電子源の回路構成を示す回路である。
　本発明の一形態に係る電子源は、電子を放出するためのＣＮＴエミッタと、前記ＣＮＴエミッタより電子を引き出すためのゲート電極と、前記ゲート電極により電子を放出させて前記エミッタに照射する照射部とを有し、本来は前記ゲート電極に電源を供給するためのゲート用電源の接続先を前記ゲート電極から前記ＣＮＴエミッタに切り替えると共に、前記ＣＮＴエミッタへの接地を切り離す切替部を有する。　
　本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源では、通常は宇宙プラズマと同程度の電位あるいは負電位となっているＣＮＴ電子源のＣＮＴエミッタに、積極的に正電位を印加する。地球低軌道では、宇宙機の周辺はプラズマで満たされているため、ＣＮＴエミッタを正電位とすることにより、低軌道プラズマからＣＮＴエミッタに電子を引きつけて衝突させ、ＣＮＴに付着した酸素を脱離させる。これにより、ＣＮＴエミッタをクリーニングすることができる。この場合、新たな電子銃等を搭載する必要はなく、また、電源はゲート電極への電圧印加用にもともと搭載しているものを使えるため、重量増加やシステム複雑化といった問題は生じない。この方法は、特に、打ち上げ後に軌道上で最初に当該電子源を使用する前に実施することが有効である。ＣＮＴエミッタ上に蓄積された吸着物質をはじめに除去することにより、初期の大きな特性劣化を防ぐことができる。　
　このように、ＣＮＴエミッタに電子を照射することで、ＡＯによるＣＮＴ電子源の特性劣化を抑制できることを、本発明者らは地上でのＡＯ照射実験により確認した。図１は、ＣＮＴ電子源に対してＡＯを軌道上での衝突速度相当のエネルギーで照射し、その照射量の各段階で電流電圧特性を取得した結果である。（ａ）がＡＯ照射後にそのまま電流電圧特性を取得した結果、（ｂ）はＡＯ照射後に一度電子照射をしてから電流電圧特性を取得した結果である。この実験では、ＣＮＴ電子源の電子放出面は、ＡＯの流れに対して平行になるように配置している。図１より、電子照射を行っていない場合は、ＡＯ照射量が増えるにつれて、電子放射に必要なゲート電圧が上昇（カーブが右側にシフト）しているのに対し、電子照射をした場合は、特性の変化がほとんど生じていない。この結果から、ＣＮＴエミッタへの電子照射が、ＡＯによって生じる電子放射特性の劣化を抑制することが確認された。この実験で照射したｌ×１０２０／ｃｍ２というＡＯフルエンスは、例えば高度８００ｋｍの軌道では数年間分に相当する量となるため、スペースデブリ除去応用という観点で十分なＡＯ照射量である。
　本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源は、電子を放出するためのＣＮＴエミッタと、前記ＣＮＴエミッタより電子を引き出すためのゲート電極と、前記ゲート電極により電子を放出させて前記エミッタに照射する照射部とを有し、前記照射部は、テザーと前記ＣＮＴエミッタとを電気的に接続する接続部を有する。　
　本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源では、ＥＤＴにＣＮＴ電子源を使う場合を想定し、テザーが発生させる自己誘導起電力を利用する。スペースデブリは、地球低軌道の中でも特に、軌道傾斜角が大きい軌道（例えば９８度など）に集中している。これらのスペースデブリにＥＤＴを取り付けて軌道周回する場合には、軌道周回中にテザー運動に対する地磁場の正負方向が逆転するため、テザーに沿って発生する自己誘導起電力の向きが軌道周回中に反転する。これは、宇宙プラズマに対するデブリ除去衛星の電位（つまりＣＮＴエミッタの電位）が周回軌道中に正になったり負になったりすることを意味する。図２は、高傾斜角軌道をＥＤＴが周回する場合のデブリ除去衛星の電位変化の一例である。宇宙プラズマに対してデブリ除去衛星が負の間は、ＣＮＴ電子源は宇宙空間に対して電子放射する正常の動作をするが、宇宙プラズマに対してデブリ除去衛星が正となる間は、電位が逆転しているため、当該電子源は宇宙空間に電子放射することはできず、したがって、この間は、ミッションにとって無駄な時間になると考えられていた。　
　しかし、上述のＣＮＴエミッタへの電子照射による特性劣化抑制という観点でみると、上記の時間は無駄にはならない。本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源では、テザーとＣＮＴエミッタとを電気的に接続する接続部を有することから、宇宙空間に対してデブリ除去衛星が正となる間は、宇宙プラズマ中の電子が勝手にＣＮＴエミッタに流入し、ＣＮＴに吸着された酸素を脱離させるというクリーニング作用が生じる。そして、電位関係が逆転した後は、ＣＮＴエミッタがクリーニングされた状態で当該ＣＮＴエミッタより電子放出が開始されるため、特性劣化を最小限に抑えられることとなる。これにより、低軌道環境中で単純に電子放出を続ける場合よりも、長期間にわたって、低電圧（つまり低電力）でＣＮＴ電子源を作動させられると考えられる。このとき、ＣＮＴエミッタとテザーとの電気的接続を維持しておくことが重要である。
　本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源では、これまで難しいと考えられてきた、地球低軌道環境でのＣＮＴ電子源の長期間の利用が可能となる。　
　特に、軌道上で初めてＣＮＴ電子源を動かす前に、上述の宇宙プラズマを使った電子照射をすることで、地上保管時や打ち上げ時、さらにはその後のＡＯ暴露環境によりＣＮＴに蓄積された吸着物質を排除することができ、初期の特性劣化を大幅に抑制できる。　
　また、ＣＮＴ電子源の特性劣化（駆動電圧上昇）をほぼ抑制できるため、電子源駆動電圧の電圧レベルを下げることが可能となる。これにより、軽量で消費電力の小さい電源を使用することができ、さらに、高電圧に起因する電気的絶縁破壊の発生を防ぐことができるため、システム成立性を高めることができる。　
　上記の各点は、ＣＮＴ電子源の応用先に関わりなく効果を発揮する。　
　また、本発明の一形態に係るＣＮＴ電子源では、テザーとＣＮＴエミッタとを電気的に接続する接続部を有することで、追加の装置等を必要とせずに、当該電子源を長寿命化できるため、ＥＤＴを利用したスペースデブリ除去システムの実現可能性を高められる。
　以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。　
　＜ＥＤＴ及びＣＮＴ電子源の構成＞　
　まず、本発明に係るＣＮＴ電子源が取り付けられるＥＤＴを説明する。　
　図３はＥＤＴの構成を示す図である。ＥＤＴ１は、テザー２と、テザー２の一端に接続されたＣＮＴ電子源３とを有する。デブリ４は、テザー２の他端に取り付けられる。　
　ＥＤＴ１は、典型的には、キロメータ級の長さの導電性のテザー（ワイヤ）２を軌道上で伸ばし、そこにＣＮＴ電子源３より電流を流すことで、地球磁場との干渉によって電磁気力（Ｊ×Ｂ力）を発生させて、その力を推進力として利用する。ＥＤＴ１は、燃料を使わずに推進力が得られるという大きなメリットがある。軌道降下する場合には、自己誘導起電力により、電流を駆動するための電位差も発生するため、特に有利である。
　図４はＣＮＴ電子源３の構成を示す概略的断面図である。ＣＮＴ電子源３は、電子エミッタ材料としてＣＮＴを使った電界放出型電子源であり、基板３１上にＣＮＴエミッタ３２が形成され、ＣＮＴエミッタ３２と対向してゲート電極３３が配置されている。ゲート電極３３は、ＣＮＴエミッタ３２から放出された電子を外部に放出するための隙間を有する。符号３４はシールド部材である。　
　ＣＮＴ電子源３は、衛星グランドにＣＮＴエミッタ３２を接地し、ゲート電極３３に正電位を印加するだけで電子を放出できるので、構造が簡素であり、さらに、ＣＮＴエミッタ３２のＣＮＴ先端での電界集中効果により、駆動電圧（ゲート電圧）の低減が可能である。　
　このＣＮＴ電子源３は、ＣＮＴエミッタ３２の表面にマスク３５を形成している。マスク３５は、ゲート電極３３の隙間以外の領域に対向して形成されている。マスク３５は、ゲート電極３３の隙間に電子ビームを集束させて、ゲート電極３３に流入するロス電流を減らすためにある。マスク３５に関する技術の詳細は特許文献２に記載されており、特許文献２の記載は本明細書の開示の範囲である。
　＜第１の実施形態＞　
　図５は、本発明の第１の実施形態に係るＣＮＴ電子源３の回路構成を示す回路図である。　
　このＣＮＴ電子源３は、ＣＮＴエミッタ３２を宇宙空間に対して正電位にできるような回路構成を持つ。通常、ＣＮＴ電子源はゲート電極への電圧印加用に高電圧電源（ゲート用電源）を有している。このＣＮＴ電子源３は、ＣＮＴエミッタ３２に電子を照射する照射部として、ゲート用電源３６の接続先をゲート電極３３からＣＮＴエミッタ３２に切り替えると共に、ＣＮＴエミッタ３２への接地Ｇを切り離す切替部としてゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂを有する。図５に示すゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂにおいて、実線はＣＮＴエミッタ３２への接地を切り離し、ゲート用電源３６をＣＮＴエミッタ３２に接続した状態（クリーニングモード）を示し、点線はＣＮＴエミッタ３２を接地し、ゲート用電源３６をＣＮＴエミッタ３２に接続した状態（通常モード）を示している。制御部３８は、通常モードとクリーニングモードとを切替るためにゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂの切替えを制御する。制御部３８は、タイマーを有し、所定のスケジュールに基づきゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂの切替えを制御してもよく、あるいは、ＣＮＴエミッタ３２のＣＮＴへの吸着物質の蓄積量を推定する手段を有し、推定結果に基づきゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂの切替えを制御してもよい。ＣＮＴへの吸着物質の蓄積量を推定する手段としては、通常モード時のゲート用電源３６の電圧上昇幅をモニタすれば良い。ＣＮＴへの吸着物質の蓄積量が増えると、電子放出のためにゲート用電源３６に印加すべき電圧が上昇するため、前記電圧の上昇幅が大きくなったときに、通常モードからクリーニングモードに移行する。
　図５に示したＣＮＴ電子源３はゲート用電源３６を使ってＣＮＴエミッタ３２を宇宙空間に対して正電位にできるような回路構成を有していたが、図６に示すようにＣＮＴエミッタ３２を宇宙空間に対して正電位にするためのＣＮＴエミッタ正バイアス用の電源３９を追加すると共に、切替部としてゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂに代えて通常の電子放出動作時の電流を流すためのリレー３７ｃを有する回路構成としてもよい。ゲート用電源接続切替リレー３７ａ及びＣＮＴエミッタ接地切替リレー３７ｂを有する。図５に示すリレー３７ｃにおいて、実線はＣＮＴエミッタ３２への接地を切り離し、電源３９をＣＮＴエミッタ３２に接続した状態（クリーニングモード）を示し、点線はＣＮＴエミッタ３２を接地し、通常の電子放出動作時の電流を流す状態（通常モード）を示している。
　＜第２の実施形態＞　
　図７は、本発明の第２の実施形態に係るＣＮＴ電子源ユニット３０の回路構成を示す回路図である。　
　このＣＮＴ電子源ユニット３０は、宇宙プラズマ中の電子だけではクリーニング効果が不十分な場合を想定して、第１の実施形態に係る回路構成を持つＣＮＴ電子源３を２台以上搭載し、ひとつあるいは複数の一方のＣＮＴ電子源３から、他方のＣＮＴ電子源３に対して電子を照射し、また、他方のＣＮＴ電子源３から、一方のＣＮＴ電子源３に対して電子を放射し、ＣＮＴエミッタ３２を相互にクリーニングできるような機器構成としている。この図７は、上のＣＮＴ電子源３が通常の電子放出動作をしていて、ＣＮＴエミッタ３２が正電位にバイアスされた下のＣＮＴ電子源３に、その電子が流入し、下のＣＮＴ電子源３のＣＮＴエミッタ３２がクリーニングされている状態を示している。例えば、制御部３８は、所定のタイミングで、一方のＣＮＴ電子源３と他方のＣＮＴ電子源３とを交互に通常モードとクリーニングモードとに切替える。あるいは、第１の実施形態と同様の手段により、ＣＮＴへの吸着物質の蓄積量に応じてモード切替を行っても良い。
　このケースは、地球低軌道の、例えば静止軌道のような高い軌道や深宇宙など、宇宙プラズマが希薄な場所でＣＮＴ電子源を使用する際に、地上保管時の吸着ガスや自身から放出されるアウトガス等の影響を排除するためにも有効である。　
　もともと、冗長性確保等の観点で、複数の電子源を搭載する可能性が高いため、その複数構成を有効に活用して、この第２の実施形態に係るＣＮＴ電子源ユニット３０を実現できる。　
　なお、図７に示したＣＮＴ電子源ユニット３０は、図６に示したＣＮＴ電子源３を２台搭載しているが、３台以上であってもよく、また、他の構成のＣＮＴ電子源、例えば図５に示したＣＮＴ電子源３を複数搭載してもよい。
　＜第３の実施形態＞
　図８は、本発明の第３の実施形態に係るＣＮＴ電子源３の回路構成を示す回路である。　
　このＣＮＴ電子源３は、照射部として、テザー２の一端とＣＮＴエミッタ３２とを電気的に接続する接続部４０を有し、ＥＤＴ１の電子放出源としてＣＮＴ電子源を利用する際に、テザー２が生み出す自己誘導起電力が磁場との相対関係により反転して宇宙機が正帯電するタイミングに、ＣＮＴエミッタ３２に宇宙プラズマ中の電子を、外部電源等を使わずに照射してＣＮＴエミッタ３２をクリーニングする。図２に示したとおり、高軌道傾斜角軌道の場合、テザー２が発生する誘導起電力は、時間帯によって正負が逆転するため、ＣＮＴエミッタ３２の電位は自動的に、宇宙プラズマに対して、正になったり、負になったりする。そして、負になったときは通常モード、正になったときはクリーニングモードとなる。
　＜変形例＞　
　本発明は、様々な変形が可能である。　
　例えば、第１の実施形態あるいは第２の実施形態でのＣＮＴエミッタ３２への正電位の印加を、通常の電子放出動作と交互にパルス的に動作させてもよい。これにより、ＣＮＴ電子源３の特性劣化抑制がより効果的になると考えられる。
　第１の実施形態におけるＣＮＴエミッタ３２への正電位印加電圧を可変として、クリーニング効果と消費電力等のバランスをミッションの各段階で制御してもよい。
　上記の実施形態では、エミッタがＣＮＴからなるＣＮＴエミッタ３２を例示したが、エミッタにＣＮＴ以外のナノカーボン材料、例えばグラフェンやカーボンナノファイバー、カーボンナノコイル等を用いた場合にも本発明を適用でき、同様の効果を奏する。
　上記の第３の実施形態では、テザー２の片端にＣＮＴ電子源３を搭載していたが、テザー２の片端ではなく両端にＣＮＴ電子源３を搭載し、宇宙プラズマとＣＮＴエミッタ３２との電位差が反転するどちらの場合でも、片端のＣＮＴ電子源３を電子放出、もう一端のＣＮＴ電子源３をエミッタクリーニング、という状態を周期的に繰り返すことで、有効に推進力を発生しつつＣＮＴ電子源３も長寿命化することができる。
　上記の実施形態では、ＥＤＴに本発明に係るＣＮＴ電子源３を搭載する例を示したが、イオンエンジン等の電気推進の中和器としてＣＮＴ電子源を使う場合であって、宇宙プラズマが希薄な場所にいる場合にも本発明を適用できる。そのような場合に、ＣＮＴエミッタに正電位を印加して、イオンエンジン等の放電室プラズマからＣＮＴエミッタに電子を呼び込んでＣＮＴエミッタをクリーニングする。
　本発明に係る電子源は、宇宙用ではなく、地上用のＸ線源や各種光源、ディスプレイ等のデバイスの中でＣＮＴ電子源を使用する場合に、上記の第２の実施形態で示したように複数のＣＮＴ電子源を配置して互いに電子照射ができるようにすることで、機器を長寿命化することができる。
１　　　　　：ＥＤＴ
２　　　　　：テザー
３　　　　　：ＣＮＴ電子源
３０　　　　：ＣＮＴ電子源ユニット
３１　　　　：基板
３２　　　　：ＣＮＴエミッタ
３３　　　　：ゲート電極
３４　　　　：シールド部材
３５　　　　：マスク
３６　　　　：ゲート用電源
３７ａ　　　：ゲート用電源接続切替リレー
３７ｂ　　　：ＣＮＴエミッタ接地切替リレー
３７ｃ　　　：リレー
３９　　　　：電源
４０　　　　：接続部

Claims (5)

  1. 　ナノカーボン材料を含み、電子を放出するためのエミッタと、
    　前記エミッタより電子を引き出すためのゲート電極と、
    　前記ゲート電極によって電子を放出させて前記エミッタに照射する照射部と
    　を具備する電子源。
  2. 　前記照射部は、ゲート用電源の接続先を前記ゲート電極から前記エミッタに切り替えると共に、前記エミッタへの接地を切り離す切替部を有する請求項１に記載の電子源。
  3. 　前記照射部は、前記エミッタに正電位のバイアスを印加するためのバイアス印加用電源と、ゲート用電源の接続先を接地から前記バイアス印加用電源に切り替える切替部とを有する請求項１に記載の電子源。
  4. 　前記照射部は、テザーと前記エミッタとを電気的に接続する接続部を有する請求項１に記載の電子源。
  5. 　請求項１～３のいずれか一項に記載の電子源を少なくとも２つ有し、
    　一方の前記電子源から放射された電子を他方の前記電子源の前記エミッタに照射するモードと、他方の前記電子源から放射された電子を一方の前記電子源の前記エミッタに照射するモードとを有する
    　電子源ユニット。
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