JP2009085206A - Charged particle emission device and ion engine - Google Patents
Charged particle emission device and ion engine Download PDFInfo
- Publication number
- JP2009085206A JP2009085206A JP2008012224A JP2008012224A JP2009085206A JP 2009085206 A JP2009085206 A JP 2009085206A JP 2008012224 A JP2008012224 A JP 2008012224A JP 2008012224 A JP2008012224 A JP 2008012224A JP 2009085206 A JP2009085206 A JP 2009085206A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- discharge
- ion
- plasma
- charged particle
- plasma generation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Description
本発明は、イオン化された推進剤や電子のような荷電粒子を放出する荷電粒子放出装置および前記荷電粒子放出装置を使用したイオンエンジンに関し、特に、高周波電圧による電磁誘導を利用してプラズマを発生させることにより荷電粒子を発生させて放出する荷電粒子放出装置およびイオンエンジンに関する。 The present invention relates to a charged particle emission device that emits charged particles such as ionized propellants and electrons, and an ion engine that uses the charged particle emission device, and more particularly, generates plasma using electromagnetic induction by a high-frequency voltage. The present invention relates to a charged particle emission device and an ion engine that generate and emit charged particles.
宇宙空間において、宇宙船や宇宙構造物には、推進や姿勢制御、軌道の制御等を行うために、推進器が搭載されている。前記推進器として、燃焼等の化学反応を利用して推力を得るもの（いわゆる化学推進ロケット）の他に、プラズマによりイオン化された推進剤を放出することで推力を得るイオンエンジンが知られている。
前記イオンエンジンは、推進剤としてのＸｅ（キセノン）やＡｒ（アルゴン）をプラズマ中に供給して電離させ、イオン化し、グリッド電極で所定の方向にイオン流として放出することで、イオンが得た運動量の逆向きの力が反作用として宇宙船等に作用することで推力を得ている。前記イオンエンジンでは、イオン化された推進剤を放出するだけでは、宇宙船が帯電して推力が得られなくなるため、中和器により、イオン流を電気的に中和している。
前記イオンエンジンにおいて、プラズマを生成するための技術として、下記の特許文献記載の技術が知られている。
In space, a spacecraft or space structure is equipped with a propulsion unit for propulsion, attitude control, orbit control, and the like. As the propulsion device, an ion engine that obtains thrust by releasing a propellant ionized by plasma is known in addition to a device that obtains thrust using a chemical reaction such as combustion (so-called chemical propulsion rocket). .
In the ion engine, Xe (xenon) or Ar (argon) as a propellant is supplied into the plasma to be ionized, ionized, and discharged as an ion stream in a predetermined direction by the grid electrode, thereby obtaining ions. Thrust is obtained by the force acting in the opposite direction of the momentum acting on the spacecraft as a reaction. In the ion engine, just by releasing the ionized propellant, the spacecraft is charged and no thrust can be obtained. Therefore, the ion flow is electrically neutralized by the neutralizer.
As a technique for generating plasma in the ion engine, techniques described in the following patent documents are known.
特許文献１（特開２０００−１６１２０１号公報）には、熱電子放出が容易な材料製の陰極等で構成されるカソードインサート（１３）とヒータ（２１）とを有するホローカソード（９）を備えたイオンエンジンにおいて、グロー放電や熱電子放出により電子を放出させて、推進剤としてのＸｅガスを電離させ、発生した電離プラズマから新たな二次電子を引き出すことで、電離プラズマを生成、維持する技術が記載されている。
同様の技術は、特許文献２（特開２００１−２４８５４１号公報）や特許文献３（特開平１１−８２２８６号公報）にも記載されている。
Patent Document 1 (Japanese Patent Laid-Open No. 2000-161201) includes a hollow cathode (9) having a cathode insert (13) composed of a cathode made of a material that easily emits thermoelectrons and a heater (21). In an ion engine, electrons are emitted by glow discharge or thermionic emission, ionizing Xe gas as a propellant, and extracting and generating new secondary electrons from the generated ionized plasma. The technology is described.
A similar technique is also described in Patent Document 2 (Japanese Patent Laid-Open No. 2001-248541) and Patent Document 3 (Japanese Patent Laid-Open No. 11-82286).
特許文献４（特開２００３−３０１７６８号公報）や特許文献５（米国特許第５１９８７１８号明細書）には、イオンエンジンの中和器（ニュートラライザー）のような電子源において、チェンバーを巻くように配置されたコイルに高周波（ＲＦ：Radio Frequency）電流を流して、高周波の交番磁界を発生させ、交番磁界によって、プラズマを維持するＲＦ式イオンエンジンが記載されている。なお、特許文献４では、プラズマを発生（点火）させるための一次電子を得るための方法として、電極間に電源装置を接続して、高周波電界を印加して容量性高周波放電（冷アーク放電）により、電子を発生させている。なお、現在実用化されているＲＦ式のイオンエンジンでは、電子を発生させるために、前記特許文献１〜３記載の技術と同様に、ホローカソードを使用している。
非特許文献１には、放電室内に２．４５ＧＨｚ程度以上のマイクロ波を導入することで、生成プラズマ中をマイクロ波が伝搬し、電子を共鳴的に加速してガスをイオン化し、イオンを放出するマイクロ波放電式のイオンエンジンが記載されている。
In Patent Document 4 (Japanese Patent Laid-Open No. 2003-301768) and Patent Document 5 (US Pat. No. 5,198718), a chamber is wound around an electron source such as a neutralizer of an ion engine. An RF ion engine is described in which a high frequency (RF) current is passed through a coil disposed to generate a high frequency alternating magnetic field, and the plasma is maintained by the alternating magnetic field. In Patent Document 4, as a method for obtaining primary electrons for generating (igniting) plasma, a capacitive high-frequency discharge (cold arc discharge) is performed by connecting a power supply device between electrodes and applying a high-frequency electric field. As a result, electrons are generated. The RF ion engine currently in practical use uses a hollow cathode in the same manner as the techniques described in Patent Documents 1 to 3 to generate electrons.
In Non-Patent Document 1, by introducing a microwave of about 2.45 GHz or more into the discharge chamber, the microwave propagates in the generated plasma, and electrons are resonantly accelerated to ionize the gas and release the ions. A microwave discharge ion engine is described.
前記ホローカソードを使用する従来のイオンエンジンでは、プラズマを安定して生成することができ、大きな出力が得られるが、Ｂａ（バリウム）やＳｒ（ストロンチウム）等が使用されることが多いホローカソードが酸化、劣化しやすい問題がある。すなわち、例え推進剤が十分に残っていたとしても、ホローカソードが劣化して寿命になると、装置全体が寿命になるという問題がある。また、ホローカソードが酸化し易いため、宇宙空間に運ぶ前の地上において、酸化を防止するために、窒素ガスでパージされた空間で保管する必要があり、管理が面倒であるという問題がある。さらに、ホローカソードを宇宙空間で使用しようとする場合、宇宙空間において使用開始前に、ある程度の期間（例えば、１ヶ月くらい）吸蔵したガスを放出させる作業も必要になるという問題がある。 In the conventional ion engine using the hollow cathode, plasma can be stably generated and a large output can be obtained. However, a hollow cathode in which Ba (barium) or Sr (strontium) is often used is used. There is a problem of being easily oxidized and deteriorated. In other words, even if a sufficient amount of the propellant remains, there is a problem that if the hollow cathode deteriorates and reaches the end of its life, the entire apparatus reaches the end of its life. Further, since the hollow cathode is easily oxidized, it is necessary to store it in a space purged with nitrogen gas in order to prevent oxidation on the ground before being transported to outer space, and there is a problem that management is troublesome. Furthermore, when trying to use the hollow cathode in outer space, there is a problem that it is necessary to discharge the stored gas for a certain period (for example, about one month) before the start of use in outer space.
マイクロ波放電式のイオンエンジンでは、無電極で構成することができ、ホローカソードを使用する場合に比べて寿命が飛躍的に長くなるが、放出される荷電粒子の数が少ないという問題がある。例えば、中和器で比較した場合、中和器から放出（出力）される電子が、ホローカソードの場合は、１０Ａ程度であるのに対し、マイクロ波放電式のイオンエンジンでは１０ｍＡオーダで、多くても１００ｍＡ程度であるという問題がある。
ＲＦ式のイオンエンジンでは、マイクロ波放電式の場合と同様に、発生したプラズマを維持する構成としては無電極で構成することができるが、プラズマを生成するための一次電子を得るためにホローカソードを使用する場合、ホローカソードの寿命や管理の複雑さ等の問題が発生する。また、容量性高周波放電を採用する場合、アーク放電のための電極を配置したり、放電のための電源装置が必要となり、部品点数が多くなり、故障が発生しやすくなったり、構成の複雑化、コスト高になる問題がある。
The microwave discharge type ion engine can be configured with no electrode, and the lifetime is drastically increased as compared with the case of using a hollow cathode, but there is a problem that the number of discharged charged particles is small. For example, when compared with a neutralizer, the electrons emitted (output) from the neutralizer are about 10 A in the case of a hollow cathode, whereas in a microwave discharge ion engine, the electrons are on the order of 10 mA. However, there is a problem that it is about 100 mA.
In the RF type ion engine, as in the case of the microwave discharge type, the generated plasma can be configured without electrodes, but a hollow cathode is used to obtain primary electrons for generating plasma. However, problems such as the lifetime of the hollow cathode and the complexity of management occur. In addition, when capacitive high-frequency discharge is adopted, an electrode for arc discharge is required, or a power supply device for discharge is required, which increases the number of parts, easily causes failure, and complicates the configuration. There is a problem of high costs.
本発明は、前述の事情に鑑み、高性能で、安定してプラズマを発生させ且つ長寿命の荷電粒子放出装置を提供することを第１の技術的課題とする。 In view of the above-described circumstances, a first technical problem of the present invention is to provide a charged particle emission device that can generate plasma stably and has a long lifetime.
前記技術的課題を解決するために、請求項１記載の発明の荷電粒子放出装置は、
内部に形成されたプラズマ生成空間と、プラズマ生成空間で発生した荷電粒子を外部に放出する放出口と、を有するチェンバーと、
前記チェンバーの外周に配置され、通電時に、前記プラズマ生成空間にプラズマ生成用の誘導磁界を発生させる誘導磁界発生コイルと、
前記誘導磁界発生コイルに高周波電流を供給する高周波電源装置と、
前記チェンバー内部に、プラズマ発生用のガスを供給するガス供給源と、
前記チェンバー内部に対向して配置された一対の放電端部を有し、前記プラズマ生成空間内に配置されて、前記誘導磁界による電磁誘導で誘導電流が流れて、前記放電端部間で放電を発生させることでプラズマ生成用の電子を供給する放電電極と、
を備えたことを特徴とする。
In order to solve the technical problem, the charged particle emission device of the invention according to claim 1 comprises:
A chamber having a plasma generation space formed inside, and an emission port for discharging charged particles generated in the plasma generation space to the outside;
An induction magnetic field generating coil that is disposed on the outer periphery of the chamber and generates an induction magnetic field for plasma generation in the plasma generation space when energized;
A high frequency power supply for supplying a high frequency current to the induction magnetic field generating coil;
A gas supply source for supplying a gas for generating plasma into the chamber;
A pair of discharge end portions disposed opposite to each other inside the chamber; disposed in the plasma generation space; induced current flows by electromagnetic induction by the induced magnetic field; and discharge is generated between the discharge end portions. A discharge electrode for supplying plasma generating electrons by generating,
It is provided with.
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の荷電粒子放出装置において、
前記チェンバー内部に配置され、前記プラズマ生成空間で発生したイオンが接触して吸収するイオンコレクタと、
荷電粒子としての電子を放出する前記放出口と、
前記イオンコレクタと一体形成された前記放電電極と、
を備えたことを特徴とする。
The invention according to claim 2 is the charged particle emission device according to claim 1,
An ion collector disposed inside the chamber and absorbed by contact with ions generated in the plasma generation space;
The emission port for emitting electrons as charged particles;
The discharge electrode integrally formed with the ion collector;
It is provided with.
請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載の荷電粒子放出装置において、
円筒状の前記チェンバーと、
前記円筒状のチェンバーの内周面に沿って配置され、前記円筒の軸方向から見た場合にＣ字形状の前記放電電極と、
を備えたことを特徴とする。
The invention according to claim 3 is the charged particle emission device according to claim 1 or 2,
A cylindrical chamber;
Disposed along the inner peripheral surface of the cylindrical chamber, the C-shaped discharge electrode when viewed from the axial direction of the cylinder,
It is provided with.
請求項４に記載の発明は、請求項１ないし３のいずれかに記載の荷電粒子放出装置において、
荷電粒子としての前記電子を放出する電子放出装置とすることを特徴とする。
According to a fourth aspect of the present invention, in the charged particle emission device according to any one of the first to third aspects,
An electron emission device that emits the electrons as charged particles is used.
前記技術的課題を解決するために、請求項５に記載の発明のイオンエンジンは、
前記荷電粒子としてのイオン化されたガスを放出する請求項１に記載の荷電粒子放出装置により構成されたイオン放出装置と、
前記荷電粒子としての電子を放出し、前記イオン放出装置から放出されたイオン化されたガスを電気的に中和する請求項１ないし４のいずれかに記載の荷電粒子放出装置により構成された中和器と、
を備えたことを特徴とする。
In order to solve the technical problem, the ion engine of the invention according to claim 5 is:
An ion emission device constituted by the charged particle emission device according to claim 1, which discharges an ionized gas as the charged particles;
The neutralization comprised by the charged particle emission apparatus in any one of Claim 1 thru | or 4 which discharge | releases the electron as said charged particle and electrically neutralizes the ionized gas discharge | released from the said ion emission apparatus. And
It is provided with.
前記技術的課題を解決するために、請求項６に記載の発明のイオンエンジンは、
気体状の推進剤が導入される推進剤導入部と、導入された推進剤のプラズマを生成する推進剤プラズマ生成空間と、前記推進剤プラズマ生成空間を囲む磁性材料により構成された陽極壁と、前記陽極壁に形成され且つ前記推進剤プラズマ生成空間で発生したイオン化されたガスを外部に放出するイオン放出口と、前記陽極壁に支持され且つ前記推進剤プラズマ生成空間内にプラズマを閉じこめるための磁場を発生させる磁界発生部材と、を有する陽極部と、
前記陽極部内の前記推進剤プラズマ生成空間内に、荷電粒子としてのプラズマ生成用の電子を供給する請求項１ないし４のいずれかに記載の荷電粒子放出装置により構成された陰極部と、
を備えたことを特徴とする。
In order to solve the technical problem, an ion engine of an invention according to claim 6 comprises:
A propellant introduction section into which a gaseous propellant is introduced, a propellant plasma generation space for generating plasma of the introduced propellant, and an anode wall made of a magnetic material surrounding the propellant plasma generation space; An ion emission port for discharging ionized gas formed in the anode wall and generated in the propellant plasma generation space to the outside; and for supporting the plasma in the propellant plasma generation space supported by the anode wall An anode portion having a magnetic field generating member for generating a magnetic field;
The cathode part constituted by the charged particle emission device according to any one of claims 1 to 4, wherein electrons for generating plasma as charged particles are supplied into the propellant plasma generation space in the anode part.
It is provided with.
請求項７に記載の発明は、請求項６に記載のイオンエンジンにおいて、
前記荷電粒子としての電子を放出し、前記イオン放出口から放出されるイオン化されたガスを電気的に中和する請求項１ないし４のいずれかに記載の荷電粒子放出装置により構成された中和器、
を備えたことを特徴とする。
The invention according to claim 7 is the ion engine according to claim 6,
The neutralization comprised by the charged particle discharge | release apparatus in any one of Claim 1 thru | or 4 which discharge | releases the electron as said charged particle and electrically neutralizes the ionized gas discharge | released from the said ion discharge port. vessel,
It is provided with.
請求項１に記載の発明によれば、電磁誘導により放電を発生させる放電電極を設けることで、安定してプラズマを発生させることができ、加熱が必要で寿命の短いホローカソードを使用する場合に比べて長寿命化することができる。また、マイクロ波放電式の場合に比べて、高性能化することができる。
請求項２に記載の発明によれば、放電電極がイオンコレクタと一体化されているので、部品点数を少なくすることができ、低コスト化、小型化することができる。
請求項３に記載の発明によれば、Ｃ字形状の放電電極により、電磁誘導で誘導電流が流れ、放電端部で放電することができ、放電用の電源装置等を設ける従来の場合に比べて、シンプルな構成とすることができる。
According to the first aspect of the present invention, when a discharge cathode that generates discharge by electromagnetic induction is provided, plasma can be stably generated, and when a hollow cathode that requires heating and has a short life is used. Compared with this, the life can be extended. In addition, the performance can be improved as compared with the microwave discharge type.
According to the second aspect of the invention, since the discharge electrode is integrated with the ion collector, the number of parts can be reduced, and the cost and size can be reduced.
According to the third aspect of the present invention, the C-shaped discharge electrode allows an induced current to flow by electromagnetic induction and discharge at the discharge end, compared to the conventional case where a power supply device for discharge is provided. And a simple configuration.
請求項４に記載の発明によれば、電子を放出する電子放出器により、イオンエンジンの中和器としたり、閉じた電気回路を構成したりすることができる。
請求項５に記載の発明によれば、電磁誘導により放電を発生させる放電電極を設けることで、安定してプラズマが発生するイオンエンジンを提供でき、加熱が必要で寿命の短いホローカソードを使用する場合に比べて、イオンエンジンを長寿命化することができる。また、マイクロ波放電式の場合に比べて、高性能化されたイオンエンジンを実現することができる。
According to the fourth aspect of the present invention, the electron emitter that emits electrons can be used as a neutralizer of an ion engine or a closed electric circuit can be configured.
According to the invention described in claim 5, by providing a discharge electrode that generates discharge by electromagnetic induction, an ion engine that stably generates plasma can be provided, and a hollow cathode that requires heating and has a short life is used. Compared to the case, the life of the ion engine can be extended. In addition, an ion engine with higher performance can be realized as compared with the case of the microwave discharge type.
請求項６に記載の発明によれば、推進剤プラズマ生成空間内にプラズマを閉じこめるための磁場が発生するため、効率的且つ一様なプラズマを安定して発生させるイオンエンジンを提供できると共に、加熱が必要で寿命の短いホローカソードを使用する場合に比べて、イオンエンジンを長寿命化することができる。また、マイクロ波放電式の場合に比べて、高性能化されたイオンエンジンを実現することができる。
請求項７に記載の発明によれば、中和器にホローカソードを使用する場合に比べて、イオンエンジン全体として長寿命化することができる。
According to the invention described in claim 6, since the magnetic field for confining the plasma is generated in the propellant plasma generation space, it is possible to provide an ion engine capable of stably generating an efficient and uniform plasma and heating. Therefore, the life of the ion engine can be extended as compared with the case where a hollow cathode having a short life is required. In addition, an ion engine with higher performance can be realized as compared with the case of the microwave discharge type.
According to the seventh aspect of the present invention, the life of the entire ion engine can be extended as compared with the case where a hollow cathode is used for the neutralizer.
次に図面を参照しながら、本発明の実施の形態を説明するが、本発明は以下の実施の形態に限定されるものではない。 Next, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. However, the present invention is not limited to the following embodiments.
図１は本発明の実施例１のイオン推進システムの全体説明図である。
図１において、本発明の実施例１の宇宙推進システムの一例としてのイオン推進システムＳでは、宇宙空間に配置された宇宙構造物の一例としての人工衛星１を有する。人工衛星１は、太陽電池パネル２を支持する人工衛星本体３を有する。前記人工衛星本体３には、イオンエンジン４が設けられている。
FIG. 1 is an overall explanatory view of an ion propulsion system according to a first embodiment of the present invention.
In FIG. 1, an ion propulsion system S as an example of the space propulsion system according to the first embodiment of the present invention includes an artificial satellite 1 as an example of a space structure arranged in outer space. The artificial satellite 1 has an artificial satellite body 3 that supports a solar battery panel 2. The artificial satellite body 3 is provided with an ion engine 4.
図２は本発明の実施例１のイオンエンジンの要部説明図であり、図２Ａは全体説明図、図２Ｂは図２ＡのＩＩＢ部分の拡大説明図である。
図２Ａにおいて、前記イオンエンジン４は、エンジン部（イオン放出装置、荷電粒子放出装置）４ａと、中和器（電子放出装置、荷電粒子放出装置）４ｂとを有する。エンジン部４ａは、推進剤の一例としてのキセノンが収容された推進用キセノンタンク（ガス供給源）１１と、キセノンタンク１１に接続された推進用チェンバー１２とを有する。実施例１の推進用チェンバー１２は、円筒状の絶縁材料（例えば、ガラスやアルミナ等）により構成されており、内部にプラズマ生成空間１２ａが形成されている。前記推進用チェンバー１２は、一端側にはキセノンタンク１１からキセノンが供給される供給路１２ｂが形成され、他端側には荷電粒子の一例としてのイオンが放出される放出口１２ｃが形成されている。
前記放出口１２ｃには、網状（グリッド状）の電極により構成されたスクリーン電極１３が配置されており、スクリーン電極１３の外側には、グリッド状の電極により構成された加速電極１４が配置されている。実施例１では、前記スクリーン電極１３には、スクリーン電源装置１３ａにより＋１０００Ｖ程度の高電圧（スクリーン電圧）が印加されている。前記加速電極１４には、加速電源装置１４ａにより−５００Ｖ程度の高電圧（加速電圧）が印加されている。
前記推進用チェンバー１２の外周には、推進用チェンバー１２に巻付くように配置された誘導磁界発生コイル１６が配置されており、前記誘導磁界発生コイル１６には推進用高周波電源装置１７により、高周波（ＲＦ）の交流電流が供給される。
2A and 2B are explanatory views of main parts of the ion engine according to the first embodiment of the present invention, FIG. 2A is an overall explanatory view, and FIG. 2B is an enlarged explanatory view of a IIB portion of FIG. 2A.
In FIG. 2A, the ion engine 4 includes an engine unit (ion emission device, charged particle emission device) 4a and a neutralizer (electron emission device, charged particle emission device) 4b. The engine unit 4 a includes a propulsion xenon tank (gas supply source) 11 in which xenon as an example of a propellant is accommodated, and a propulsion chamber 12 connected to the xenon tank 11. The propulsion chamber 12 of the first embodiment is made of a cylindrical insulating material (for example, glass or alumina), and has a plasma generation space 12a formed therein. The propulsion chamber 12 has a supply path 12b through which xenon is supplied from the xenon tank 11 at one end side, and an outlet 12c from which ions as an example of charged particles are released at the other end side. Yes.
A screen electrode 13 made up of a net-like (grid-like) electrode is arranged at the discharge port 12c, and an acceleration electrode 14 made up of a grid-like electrode is arranged outside the screen electrode 13. Yes. In Example 1, a high voltage (screen voltage) of about +1000 V is applied to the screen electrode 13 by the screen power supply device 13a. A high voltage (acceleration voltage) of about −500 V is applied to the acceleration electrode 14 by the acceleration power supply device 14a.
An induction magnetic field generating coil 16 is arranged on the outer periphery of the propulsion chamber 12 so as to be wound around the propulsion chamber 12. The induction magnetic field generating coil 16 is subjected to high frequency by a high frequency power supply device 17 for propulsion. (RF) alternating current is supplied.
図３は本発明の実施例１の中和器の要部説明図であり、図３Ａは全体説明図、図３Ｂは図３ＡのIIIＢ−IIIＢ線端面図、図３Ｃは放電電極の展開説明図である。
図２、図３において、前記中和器４ｂは、プラズマ発生剤の一例としてのキセノンが収容された中和用キセノンタンク（ガス供給源）２１と、前記中和用キセノンタンク２１に接続された中和用チェンバー２２とを有する。実施例１の中和用チェンバー２２は、円筒状の絶縁材料（例えば、ガラスやアルミナ等）により構成されており、内部に中和用のプラズマ生成空間２２ａが形成されている。前記中和用チェンバー２２は、一端側には中和用キセノンタンク２１からキセノンが供給される供給路２２ｂが形成されている。
前記中和用チェンバー２２の他端側には、中央部に小径の電子放出口２３ａが形成されたオリフィス板２３が支持されている。実施例１のオリフィス板２３は、mica（雲母）により構成されている。
3A and 3B are explanatory views of a main part of the neutralizer according to the first embodiment of the present invention, FIG. 3A is an overall explanatory view, FIG. 3B is an end view taken along line IIIB-IIIB in FIG. 3A, and FIG. It is.
2 and 3, the neutralizer 4b is connected to a neutralization xenon tank (gas supply source) 21 containing xenon as an example of a plasma generating agent, and the neutralization xenon tank 21. And a neutralization chamber 22. The neutralization chamber 22 of the first embodiment is made of a cylindrical insulating material (for example, glass or alumina), and a neutralization plasma generation space 22a is formed therein. The neutralization chamber 22 has a supply passage 22b at one end side through which xenon is supplied from the neutralization xenon tank 21.
On the other end side of the neutralization chamber 22, an orifice plate 23 having a small-diameter electron emission port 23a formed at the center is supported. The orifice plate 23 of Example 1 is made of mica (mica).
図２、図３Ａ、図３Ｂにおいて、前記中和用チェンバー２２の内部には、断面円形の中和用チェンバー２２の内壁面に沿うように、Ｃ字形状の放電電極２４（図３Ｂ参照）が支持されている。図３Ｂ、図３Ｃにおいて、実施例１の放電電極２４は、板状のＳＵＳ（Stainless Used Steel）をＣ字形に湾曲させて構成されており、板状の放電電極２４の両端に形成された尖端部（放電端部）２４ａ、２４ｂが、Ｃ字形に湾曲された状態で対向して配置されている。図２において、実施例１の放電電極２４は、プラズマ生成空間２２ａで発生したイオンを吸収するためのイオンコレクタを兼ねている。なお、前記放電電極２４は、基準電位（地上でのアースに相当）として、衛星１の機体に接続されており、前記スクリーン電源装置１３ａおよび加速電源装置１４ａも、基準電位としての衛星１の機体に電気的に接続されている。このように衛星１の機体に接続することにより、イオンエンジン４全体の電位や内部のプラズマの電位ができる限りふらつかないようにすることができる。
前記中和用チェンバー２２の外周には、中和用チェンバー２２に巻付くように配置された誘導磁界発生コイル２６が配置されており、前記誘導磁界発生コイル２６には中和用高周波電源装置２７により、高周波（ＲＦ）の交流電流が供給される。
2, 3 </ b> A, and 3 </ b> B, a C-shaped discharge electrode 24 (see FIG. 3B) is disposed in the neutralization chamber 22 along the inner wall surface of the neutralization chamber 22 having a circular cross section. It is supported. 3B and 3C, the discharge electrode 24 of Example 1 is configured by bending a plate-like SUS (Stainless Used Steel) into a C-shape, and the tip formed at both ends of the plate-like discharge electrode 24. The portions (discharge end portions) 24a and 24b are arranged to face each other while being curved in a C shape. In FIG. 2, the discharge electrode 24 of Example 1 also serves as an ion collector for absorbing ions generated in the plasma generation space 22a. The discharge electrode 24 is connected to the fuselage of the satellite 1 as a reference potential (corresponding to ground on the ground), and the screen power supply device 13a and the acceleration power supply device 14a are also used as the reference potential. Is electrically connected. By connecting to the airframe of the satellite 1 in this way, the potential of the entire ion engine 4 and the potential of the internal plasma can be prevented from fluctuating as much as possible.
An induction magnetic field generating coil 26 is disposed on the outer periphery of the neutralizing chamber 22 so as to be wound around the neutralizing chamber 22. The induction magnetic field generating coil 26 includes a high frequency power supply device 27 for neutralization. Thus, a high frequency (RF) alternating current is supplied.
（実施例１の作用）
前記構成を備えた実施例１のイオン推進システムＳでは、推進を行う場合、キセノンタンク１１，２１からキセノンが供給された状態で、高周波電源装置１７，２７に高周波電流が供給される。前記高周波電源装置１７，２７からの電流供給に伴って、電磁誘導により、チェンバー１２，２２内に高周波の交番磁界が発生する。
図３において、中和器４ｂでは、高周波の交番磁界による電磁誘導により、放電電極２４に誘導電流（いわゆる渦電流）が流れる。前記誘導電流により、放電電極２４の尖端部２４ａ，２４ｂ間には、電位差が発生し、放電が発生する。放電により供給された電子により、チェンバー２２のキセノンが励起／電離され、プラズマ状態となり、キセノンイオン（荷電粒子）と二次電子（荷電粒子）とが発生する（Ｘｅ＋ｅ−→Ｘｅ＋＋２ｅ−）。発生したイオンや電子は高周波の交番磁界によりチェンバー２２内で加速されて、連鎖的に衝突を繰り返し、雪崩的に二次電子を発生させ、プラズマが維持される。中和器４ｂでは、チェンバー２２内で発生したイオンがイオンコレクタとしての放電電極２４に吸収されると共に、電子が電子放出口２３ａから放出される。
(Operation of Example 1)
In the ion propulsion system S of the first embodiment having the above-described configuration, when propulsion is performed, a high frequency current is supplied to the high frequency power supply devices 17 and 27 in a state where xenon is supplied from the xenon tanks 11 and 21. Along with the current supply from the high frequency power supply devices 17 and 27, a high frequency alternating magnetic field is generated in the chambers 12 and 22 by electromagnetic induction.
In FIG. 3, in the neutralizer 4b, an induced current (so-called eddy current) flows through the discharge electrode 24 by electromagnetic induction by a high-frequency alternating magnetic field. Due to the induced current, a potential difference is generated between the tip portions 24a and 24b of the discharge electrode 24, and a discharge is generated. The xenon in the chamber 22 is excited / ionized by the electrons supplied by the discharge and enters a plasma state to generate xenon ions (charged particles) and secondary electrons (charged particles) (Xe + e − → Xe + + 2e − ). The generated ions and electrons are accelerated in the chamber 22 by a high-frequency alternating magnetic field, repeatedly collide in a chain, generate secondary electrons in an avalanche, and maintain the plasma. In the neutralizer 4b, ions generated in the chamber 22 are absorbed by the discharge electrode 24 as an ion collector, and electrons are emitted from the electron emission port 23a.
放出された電子は、その一部がエンジン部４ａのチェンバー１２に導入されるように構成されており、導入された電子によりチェンバー１２内でもプラズマが発生し、交番磁界により維持される。チェンバー１２内で発生したキセノンイオンや電子は、スクリーン電極１３に印加されたスクリーン電圧より、電子は回収されて流れ、イオンは通過する。スクリーン電極１３を通過したイオンは、加速電極１４の加速電極により加速されて、高速のイオン流となってエンジン部４ａから放出される（引き出される）。前記イオン流には、引き出されたイオンの量と同等の電子が、イオンの正電荷が作る電界に引張られて自動的に中和器４ｂから供給されることで電気的に中和される。電気的に中和されたイオン／電子流は、外部に放出され、人工衛星１は推力を得る。 A part of the emitted electrons is introduced into the chamber 12 of the engine unit 4a, and plasma is generated in the chamber 12 by the introduced electrons and is maintained by an alternating magnetic field. Xenon ions and electrons generated in the chamber 12 are collected and flow from the screen voltage applied to the screen electrode 13, and the ions pass therethrough. The ions that have passed through the screen electrode 13 are accelerated by the accelerating electrode of the accelerating electrode 14 and discharged (drawn) from the engine unit 4a as a high-speed ion flow. In the ion flow, electrons equivalent to the amount of extracted ions are neutralized electrically by being pulled from the electric field created by the positive charge of the ions and automatically supplied from the neutralizer 4b. The electrically neutralized ion / electron stream is emitted to the outside, and the artificial satellite 1 obtains thrust.
（第１実験例）
（実験例１）
図４は本発明の実施例１のイオン推進システムにおける実験例１の実験条件の説明図である。
次に、実施例１のイオン推進システムＳにおける効果を検証するために実験を行った。
図４において、実験例１では、中和器４ｂの放電電極２４の尖端部２４ａ，２４ｂの両端に発生する電圧（電位差）を測定するために、尖端部２４ａの近傍に１ＭΩの第１抵抗３１の一端側を直列に接続し、尖端部２４ｂに１ｋΩの第２抵抗３２の一端側を直列に接続した。そして、前記第１抵抗３１の他端側と第２抵抗３２の他端側とを直列に接続し、第２抵抗３２の両端部に電圧計３３を並列に接続した。
この状態で、前記中和用高周波電源装置２７に周波数１３．５６ＭＨｚの高周波電流を印加した時に電圧計３３で計測される周波数成分を測定した。実験結果を図５に示す。
(First Experiment Example)
(Experimental example 1)
FIG. 4 is an explanatory diagram of the experimental conditions of Experimental Example 1 in the ion propulsion system of Example 1 of the present invention.
Next, an experiment was performed to verify the effect of the ion propulsion system S of Example 1.
In FIG. 4, in Experimental Example 1, in order to measure the voltage (potential difference) generated at both ends of the tip portions 24a and 24b of the discharge electrode 24 of the neutralizer 4b, a first resistance 31 of 1 MΩ is provided in the vicinity of the tip portion 24a. One end side of the second resistor 32 of 1 kΩ is connected in series to the tip 24b. The other end side of the first resistor 31 and the other end side of the second resistor 32 were connected in series, and a voltmeter 33 was connected in parallel to both ends of the second resistor 32.
In this state, when a high frequency current having a frequency of 13.56 MHz was applied to the neutralizing high frequency power supply device 27, the frequency component measured by the voltmeter 33 was measured. The experimental results are shown in FIG.
図５は実験例１の実験結果の説明図であり、横軸に周波数成分をとり、縦軸に振幅を取ったグラフである。
図５において、電圧計３３では、入力電流の周波数１３．５６ＭＨｚと同様の約１３．７ＭＨｚに周波数成分のピークを有する電圧が測定され、中和用高周波電源装置２７により入力された電圧による電磁誘導で発生した電流が流れることが確認された。
FIG. 5 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 1, and is a graph with the frequency component on the horizontal axis and the amplitude on the vertical axis.
In FIG. 5, the voltmeter 33 measures a voltage having a frequency component peak at about 13.7 MHz, which is the same as the frequency of the input current of 13.56 MHz, and electromagnetic induction by the voltage input by the high-frequency power supply device 27 for neutralization. It was confirmed that the current generated in
（実験例２）
図６は実験例で使用した放電電極の説明図であり、図６Ａは電極形状の第１例の説明図、図６Ｂは電極形状の第２例の説明図、図６Ｃは電極形状の第３例の説明図である。
実験例２では、実験例１と同様の構成を使用して、高周波電源装置２７による入力電力を変化させた場合に、出力電圧がどのように変化するかを検証した。なお、実験例２では、実施例１と異なり、図６Ａに示すように、平行に配置された複数の帯状のイオンコレクタ部４１と、前記イオンコレクタ部４１に直交する方向に延びてイオンコレクタ部４１どうしを一体的に連結する放電電流誘導部４２とを有する放電電極４０を使用し、放電電流誘導部４２の両端部に尖端部４２ａ，４２ｂが形成されている。
入力電力を１０Ｗ、２０Ｗ、３０Ｗ、４０Ｗとした時の電圧計３３で計測された電圧を図７に示す。
(Experimental example 2)
FIG. 6 is an explanatory diagram of the discharge electrode used in the experimental example, FIG. 6A is an explanatory diagram of the first example of the electrode shape, FIG. 6B is an explanatory diagram of the second example of the electrode shape, and FIG. It is explanatory drawing of an example.
In Experimental Example 2, using the same configuration as in Experimental Example 1, it was verified how the output voltage changes when the input power from the high frequency power supply device 27 is changed. In Experimental Example 2, unlike Example 1, as shown in FIG. 6A, a plurality of strip-shaped ion collector parts 41 arranged in parallel and an ion collector part extending in a direction orthogonal to the ion collector part 41 A discharge electrode 40 having a discharge current induction portion 42 that integrally connects 41 to each other is used, and tip portions 42 a and 42 b are formed at both ends of the discharge current induction portion 42.
FIG. 7 shows voltages measured by the voltmeter 33 when the input power is 10 W, 20 W, 30 W, and 40 W.
図７は実験例２の実験結果の説明図であり、横軸に時間をとり、縦軸に電極の尖端部間の電圧（相対値）をとったグラフである。
図７において、実験例２では、入力電圧を大きくすると、尖端部４２ａ，４２ｂ間に発生する電圧が大きくなっていくことがわかった。すなわち、入力電圧の制御により、尖端部４２ａ，４２ｂに発生する電圧を制御でき、放電を制御できる。
FIG. 7 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 2, in which time is plotted on the horizontal axis and the voltage (relative value) between the tip portions of the electrodes is plotted on the vertical axis.
In FIG. 7, it was found that in Experiment 2 the voltage generated between the tip portions 42a and 42b increases as the input voltage is increased. That is, by controlling the input voltage, the voltage generated at the tip portions 42a and 42b can be controlled, and the discharge can be controlled.
（実験例３）
実験例３では、実験例１と同様の構成を使用して、電極形状を変化させた場合に、発生する出力電圧がどのように変化するかを検証した。実験例３−１では、実験例２と同一形状の電極４０を使用した。
実験例３−２では、実施例１と同一形状で且つ電極の幅が４０ｍｍの電極２４を使用した。
実験例３−３では、図６Ｃに示すように、平板状のイオンコレクタ部４６と、イオンコレクタ部４６の一端側および他端側から外方に突出する尖端部４７ａ，４７ｂとを有する電極４５を使用した。なお、実験例３−１および３−３では、実験例３−２の電極の幅に対応する幅は、共に４０ｍｍに設定されている。
実験例３−４では、実験例３−２において幅を１０ｍｍにしたものを使用し、実験例３−５では実験例３−２において幅を１６ｍｍにしたものを使用した。
入力電力を２０Ｗとした場合の実験結果を図８に示す。
(Experimental example 3)
In Experimental Example 3, using the same configuration as in Experimental Example 1, it was verified how the generated output voltage changes when the electrode shape is changed. In Experimental Example 3-1, the electrode 40 having the same shape as in Experimental Example 2 was used.
In Experimental Example 3-2, an electrode 24 having the same shape as in Example 1 and an electrode width of 40 mm was used.
In Experimental Example 3-3, as shown in FIG. 6C, an electrode 45 having a flat plate-like ion collector portion 46 and pointed portions 47 a and 47 b protruding outward from one end side and the other end side of the ion collector portion 46. It was used. In Experimental Examples 3-1 and 3-3, the width corresponding to the electrode width in Experimental Example 3-2 is both set to 40 mm.
In Experimental Example 3-4, an experiment having a width of 10 mm in Experimental Example 3-2 was used, and in Experimental Example 3-5, an experiment having a width of 16 mm in Experimental Example 3-2 was used.
The experimental results when the input power is 20 W are shown in FIG.
図８は実験例３の実験結果の説明図であり，横軸に時間をとり、縦軸に電極の尖端部間の電圧（相対値）をとったグラフである。
図８において、実験例３では、形状により放電電圧が変化することが確認され、実験例３−３の形状の場合が最も放電電圧が大きくなることが確認された。
FIG. 8 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 3, in which time is plotted on the horizontal axis and the voltage (relative value) between the tip portions of the electrodes is plotted on the vertical axis.
In FIG. 8, it was confirmed in Experiment 3 that the discharge voltage changes depending on the shape, and it was confirmed that the discharge voltage was the largest in the case of the shape of Experiment 3-3.
（実験例４）
実験例４では、放電電極によるプラズマの生成性能（点火性能）について検証を行った。実験は、実験例３で最も結果の良かった実験例３−３の形状のものを使用し、尖端部４７ａ，４７ｂの間の間隔を１．０ｍｍとし、電子放出口２３ａを半径１．０ｍｍの丸孔形状とした。そして、入力電力を１０Ｗ、１５Ｗ、２０Ｗ、２５Ｗ、３０Ｗ、４０Ｗ、６０Ｗとし、各入力電力において、キセノンガスの流量を０．１ｓｃｃｍ（Standard CC/Min：Standard Cubic Centimeter per Minute）刻みであげていき、点火（放電）が発生したときの流量を測定した。なお、実験例４では、各入力電力における実験を３回ずつ行った。
実験結果を図９に示す。
(Experimental example 4)
In Experimental Example 4, the plasma generation performance (ignition performance) by the discharge electrode was verified. The experiment uses the shape of Experiment Example 3-3, which has the best result in Experiment Example 3. The distance between the tip portions 47a and 47b is 1.0 mm, and the electron emission port 23a has a radius of 1.0 mm. Round hole shape. The input power is 10 W, 15 W, 20 W, 25 W, 30 W, 40 W, 60 W, and the flow rate of xenon gas is increased by 0.1 sccm (Standard CC / Min: Standard Cubic Centimeter per Minute) at each input power. The flow rate when ignition (discharge) occurred was measured. In Experimental Example 4, the experiment at each input power was performed three times.
The experimental results are shown in FIG.
図９は実験例４の実験結果の説明図であり、横軸にガスの流量をとり、縦軸に入力電力を取ったグラフである。
図９において、３０Ｗ〜６０Ｗでは、ガスの流量が１．０ｓｃｃｍ程度で点火し、２０Ｗでは１．５ｓｃｃｍ程度で点火することがわかった。そして、１５Ｗでは２．０〜２．５ｓｃｃｍ、１０Ｗでは３．５ｓｃｃｍ程度であり、入力電力が小さいと点火性能が悪く、ある程度の入力電力（２０Ｗ以上）になると点火性能が変化しない（安定する）ことがわかった。
FIG. 9 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 4, in which the horizontal axis represents the gas flow rate and the vertical axis represents the input power.
In FIG. 9, it was found that the gas was ignited at a gas flow rate of about 1.0 sccm at 30 W to 60 W, and was ignited at about 1.5 sccm at 20 W. And at 15 W, it is about 2.0 to 2.5 sccm, and at 10 W, it is about 3.5 sccm. When the input power is small, the ignition performance is bad. I understood it.
（実験例５）
図１０は実験例５の実験条件の説明図である。
実験例５では、放出される電子の量、すなわち、中和器の定常性能を検証する実験を行った。図１０において、実験例５では、実験例４の構成の中和器を使用して、中和器４ｂの電子放出口２３ａに対向する位置に５０ｍｍの間隔をあけて平板状のターゲット電極５１を配置した。前記ターゲット電極５１には、電子を電気的に吸引するために直流電源５２により直流の引き出し電圧が印加されており、電流計５３によりターゲット電極５１に流れるターゲット電流ＩＴを測定する。また、前記イオンコレクタには、電流計５４が接続されており、イオンコレクタ電流ＩＩ／Ｃを測定する。なお、実験例５は、真空環境下で行った。
前記実験装置において、入力電力を１０Ｗ、２０Ｗ、４０Ｗ、８０Ｗとし、引き出し電圧を２０Ｖ、４０Ｖ、６０Ｖ、８０Ｖ、１００Ｖとして、実験を行った。実験結果を図１１に示す。
(Experimental example 5)
FIG. 10 is an explanatory diagram of the experimental conditions of Experimental Example 5.
In Experimental Example 5, an experiment was conducted to verify the amount of electrons emitted, that is, the steady performance of the neutralizer. In FIG. 10, in the experimental example 5, the neutral target having the configuration of the experimental example 4 is used, and the flat target electrode 51 is formed at a position facing the electron emission port 23a of the neutralizer 4b with a space of 50 mm. Arranged. Wherein the target electrode 51, electrons are DC extraction voltage is applied by the DC power supply 52 to electrically attracted to, measuring the target current I T flowing through the ammeter 53 to the target electrode 51. Further, an ammeter 54 is connected to the ion collector, and the ion collector current I I / C is measured. In addition, Experimental Example 5 was performed in a vacuum environment.
In the experimental apparatus, the experiment was performed with input powers of 10 W, 20 W, 40 W, and 80 W and extraction voltages of 20 V, 40 V, 60 V, 80 V, and 100 V. The experimental results are shown in FIG.
図１１は実験例５の実験結果の説明図であり、横軸にターゲット電極の引き出し電圧をとり、縦軸に電流値を取ったグラフである。
図１１において、引き出し電圧を上昇させることで、放出され、引き出し電圧に吸引される電子の量に比例するターゲット電流ＩＴが上昇すると共に、放出された電子の総電荷量に相当する電荷のイオンが回収されることに連動するイオンコレクタ電流ＩＩ／Ｃも同様に上昇することがわかる。また、図１１において、入力電圧が２０Ｖから４０Ｖに変化すると、ターゲット電流ＩＴが著しく上昇し、抽出された電子による電流が急激に増大する遷移点が存在すること（言い換えると、大電流モードと小電流モードが存在するということ）、および引き出し電圧増加時と減少時でヒステリシスが存在することが確認された。なお、このヒステリシスの原因は現時点では不明であるが、ヒステリシス内の面積は電圧×電流で電力（エネルギ）に対応するため、引き出し電圧の増加／減少に伴う電子電流の持つエネルギが関係しているのではないかと推測される。
FIG. 11 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 5, in which the horizontal axis represents the extraction voltage of the target electrode and the vertical axis represents the current value.
11, by increasing the extraction voltage, released, the target current I T is increased in proportion to the amount of electrons drawn into extraction voltage, the charge corresponding to the total charge quantity of the emitted electrons ions It can be seen that the ion collector current I I / C, which is linked to the recovery of the gas, similarly rises. Further, in FIG. 11, when the input voltage is changed from 20V to 40V, the target current IT is remarkably increased, and there exists a transition point where the current due to the extracted electrons rapidly increases (in other words, in the large current mode). It was confirmed that there was a hysteresis when the extraction voltage increased and decreased. The cause of this hysteresis is unknown at this time, but the area in the hysteresis corresponds to power (energy) in terms of voltage x current, so the energy of the electron current associated with the increase / decrease of the extraction voltage is related. It is guessed that.
（実験例６）
実験例６は、実験例５と同様の構成を使用して、放出される電子の量について検証する実験を行った。実験例６では、引き出し電圧を４０Ｖに固定し、入力電力を実験例５と同様に変化させた。そして、使用するキセノンガスの流量を０．３ｓｃｃｍ、０．５ｓｃｃｍ、１ｓｃｃｍ、２ｓｃｃｍ、３ｓｃｃｍとし、放出される電子の量に対応するターゲット電流ＩＴを測定した。
実験結果を図１２に示す。
(Experimental example 6)
In Experimental Example 6, an experiment for verifying the amount of emitted electrons was performed using the same configuration as in Experimental Example 5. In Experimental Example 6, the extraction voltage was fixed at 40 V, and the input power was changed in the same manner as in Experimental Example 5. Then, 0.3 sccm and the flow rate of the xenon gas to be used, and 0.5 sccm, 1 sccm, 2 sccm, and 3 sccm, was measured target current I T corresponding to the amount of emitted electrons.
The experimental results are shown in FIG.
図１２は実験例６の実験結果の説明図であり、横軸に入力電力をとり、縦軸にターゲット電流を取ったグラフである。
図１２において、入力電力が大きくなるにつれてターゲット電流ＩＴが大きくなると共に、流量が多くなるにつれてターゲット電流が大きくなることが確認された。特に、２ｓｃｃｍや３ｓｃｃｍでは、１０００ｍＡを越える電流も検出されており、エンジン部４ａから放出されるイオン流を中和する性能が高いことがわかる。すなわち、全体としての推力を大きくすることができる。
FIG. 12 is an explanatory diagram of the experimental results of Experimental Example 6, in which the horizontal axis represents input power and the vertical axis represents target current.
12, the target current I T as the input power increases increases, the target current as the flow rate is often larger was confirmed. In particular, at 2 sccm and 3 sccm, a current exceeding 1000 mA is detected, indicating that the performance of neutralizing the ion flow emitted from the engine unit 4a is high. That is, the thrust as a whole can be increased.
したがって、前記構成を備えた実施例１のイオン推進システムＳでは、寿命の短いホローカソードのような部材を使用せず、無電極でプラズマの発生および維持ができ、キセノンガスが無くなるまでイオン推進可能とすることができる。また、１０ｍＡ〜１００ｍＡ程度のターゲット電流しか得られなかった従来のマイクロ波放電式のイオンエンジンに比べて、大きなターゲット電流すなわち、電子を放出することができ、高推力、高性能のイオンエンジンを実現することができる。さらに、電磁誘導により放電する放電電極を設けるというシンプルな構成で放電を発生させることができるため、放電のためのホローカソードや別個の電源を設ける必要が無く、管理が容易で、故障が少ないイオンエンジンを提供することができる。すなわち、従来実現されていなかった、すべてがＲＦ型のイオンエンジンを実現することができる。さらに、放電電極をイオンコレクタと兼用、一体化、共通化することができ、部品点数を減らすことができ、コストや重量増加も防止すれることができる。 Therefore, the ion propulsion system S of the first embodiment having the above-described configuration can generate and maintain plasma without electrodes without using a member such as a hollow cathode having a short life, and can perform ion propulsion until the xenon gas is eliminated It can be. Compared with the conventional microwave discharge type ion engine that can only obtain a target current of about 10 mA to 100 mA, a large target current, that is, electrons can be emitted, realizing a high thrust and high performance ion engine. can do. Furthermore, since discharge can be generated with a simple configuration of providing a discharge electrode that discharges by electromagnetic induction, there is no need to provide a hollow cathode for discharge or a separate power source, and the ions are easy to manage and have few failures. An engine can be provided. That is, it is possible to realize an all-RF type ion engine that has not been realized in the past. Furthermore, the discharge electrode can also be used, integrated and shared with the ion collector, the number of parts can be reduced, and an increase in cost and weight can be prevented.
図１３は実施例２の宇宙推進システムの説明図である。
次に、本発明の実施例２の説明を行うが、実施例１と同様の構成については、同一の符号を付し、詳細な説明は省略する。本発明の実施例２は、以下の点で実施例１と相違するが、その他の点では同様に構成されている。
図１３において、本発明の実施例２の宇宙推進システムの一例としてのテザー推進システムＳ′では、宇宙構造物としての人工衛星６１を有する。前記人工衛星６１は、人工衛星本体６２と人工衛星本体に支持された太陽電池パネル６３とを有する。前記人工衛星本体６２には、実施例１の中和器４ｂと同様に構成され、電子を電子放出口６４から放出する図示しない電子放出装置が内蔵されている。
前記人工衛星本体６２の下方には、宇宙空間の電子を吸収可能なコレクタ電極６６が配置されており、前記コレクタ電極６６は導電性のテザー６７により人工衛星本体６２に機械的且つ電気的に接続されている。
FIG. 13 is an explanatory diagram of the space propulsion system of the second embodiment.
Next, the second embodiment of the present invention will be described. The same reference numerals are given to the same components as those in the first embodiment, and the detailed description will be omitted. The second embodiment of the present invention is different from the first embodiment in the following points, but is configured similarly in other points.
In FIG. 13, the tether propulsion system S ′ as an example of the space propulsion system according to the second embodiment of the present invention includes an artificial satellite 61 as a space structure. The artificial satellite 61 has an artificial satellite body 62 and a solar battery panel 63 supported by the artificial satellite body. The artificial satellite body 62 has a built-in electron emission device (not shown) that is configured in the same manner as the neutralizer 4 b of the first embodiment and emits electrons from the electron emission port 64.
A collector electrode 66 capable of absorbing space electrons is disposed below the artificial satellite body 62, and the collector electrode 66 is mechanically and electrically connected to the artificial satellite body 62 by a conductive tether 67. Has been.
（実施例２の作用）
前記構成を備えた実施例２のテザー推進システムＳ′では、人工衛星６１において、コレクタ電極６６で宇宙空間の電子を吸収し、テザー６７を電流が流れて、電子放出装置により電子放出口６４から宇宙空間へ電子が放出されることにより、全体として閉じた電気回路が構成される。したがって、地球の地磁気を横切る様に移動する人工衛星６１では、地磁気（磁界）と、テザー６７に流れる電流とにより、人工衛星６１には力（電磁力、ローレンツ力）が作用し、推進力が得られ、軌道の変更等が可能となる。
(Operation of Example 2)
In the tether propulsion system S ′ of the second embodiment having the above-described configuration, in the artificial satellite 61, electrons in outer space are absorbed by the collector electrode 66, current flows through the tether 67, and the electron emission device 64 releases the electron from the electron emission port 64. As a result of electrons being emitted into outer space, a closed electric circuit is formed as a whole. Therefore, in the artificial satellite 61 that moves across the earth's geomagnetism, force (electromagnetic force, Lorentz force) acts on the artificial satellite 61 due to the geomagnetism (magnetic field) and the current flowing through the tether 67, and the propulsive force is increased. As a result, the trajectory can be changed.
図１４は実施例３のイオンエンジンの説明図である。
次に、本発明の実施例３の説明を行うが、実施例１と同様の構成については、同一の符号を付し、詳細な説明は省略する。本発明の実施例３は、以下の点で実施例１と相違するが、その他の点では同様に構成されている。
図１４において、本発明の実施例３の宇宙推進システムの一例としてのイオン推進システムＳでは、人工衛星１で使用されるイオンエンジン４′は、実施例１のＲＦ型のエンジン部４ａに替えて、カスプ磁場型のエンジン部４ａ′を有する。実施例３のエンジン部４ａ′は、陽極部の一例としての推進チェンバー７１と、推進チェンバー７１の後端部に支持された陰極部の一例としてのプラズマ発生用電子源７２とを有する。
FIG. 14 is an explanatory diagram of an ion engine according to the third embodiment.
Next, the third embodiment of the present invention will be described. The same reference numerals are given to the same components as those in the first embodiment, and the detailed description will be omitted. The third embodiment of the present invention differs from the first embodiment in the following points, but is otherwise configured in the same manner.
14, in the ion propulsion system S as an example of the space propulsion system according to the third embodiment of the present invention, the ion engine 4 ′ used in the artificial satellite 1 is replaced with the RF type engine unit 4a according to the first embodiment. And a cusp magnetic field type engine section 4a '. The engine unit 4a ′ according to the third embodiment includes a propulsion chamber 71 as an example of an anode unit, and a plasma generating electron source 72 as an example of a cathode unit supported on the rear end of the propulsion chamber 71.
なお、実施例３では、前記陰極部７２は、実施例１の中和器４ｂと同様に、荷電粒子の一例としての電子を発生させる荷電粒子放出装置の一例としての電子放出装置により構成されている。なお、実施例３の陰極部７２には、ガス供給源の一例としてのキセノンタンク７３からキセノンが供給され、高周波電源装置２７′により発生する誘導電界により放電電極２４′で放電が発生し、キセノンがプラズマ化されて、発生した電子が推進チェンバー７１に放出される。 In the third embodiment, the cathode portion 72 is configured by an electron emission device as an example of a charged particle emission device that generates electrons as an example of charged particles, similarly to the neutralizer 4b of the first embodiment. Yes. Note that xenon is supplied to the cathode portion 72 of the third embodiment from a xenon tank 73 as an example of a gas supply source, and a discharge is generated in the discharge electrode 24 ′ by an induction electric field generated by the high frequency power supply device 27 ′. Is converted into plasma, and the generated electrons are emitted to the propulsion chamber 71.
前記推進チェンバー７１は、円筒状の円筒壁７１ａと、前記円筒壁７１ａの後部に一体的に形成された円板状の後端壁７１ｂと、前記円筒壁７１ａの前側に形成されたイオン放出口７１ｃとを有する。前記後端壁７１ｂには、前記陰極部７２からの電子が導入される電子導入口７１ｄと、前記電子導入口７１ｄの近傍に形成されて、キセノンタンク７３から推進剤としてのＸｅガスが導入される推進剤導入口７１ｅと、が形成されている。
前記イオン放出口７１ｃには、実施例１と同様に、網目状のスクリーン電極７４および加速電極７６とからなる電極部材７４＋７６が配置されており、各電極７４、７６には、それぞれスクリーン電源装置１３ａおよび加速電源装置１４ａにより電圧が印加されている。
前記円筒壁７１ａ、後端壁７１ｂおよび電極部材７４＋７６により囲まれた円筒状の空間により、推進剤プラズマ生成空間７７が構成されている。
The propulsion chamber 71 includes a cylindrical cylindrical wall 71a, a disc-shaped rear end wall 71b formed integrally with the rear portion of the cylindrical wall 71a, and an ion emission port formed on the front side of the cylindrical wall 71a. 71c. The rear end wall 71b is formed with an electron introduction port 71d into which electrons from the cathode portion 72 are introduced, and in the vicinity of the electron introduction port 71d, and Xe gas as a propellant is introduced from the xenon tank 73. And a propellant introduction port 71e.
Similarly to the first embodiment, electrode members 74 + 76 each having a mesh-like screen electrode 74 and an acceleration electrode 76 are disposed at the ion emission port 71c. Each of the electrodes 74 and 76 has a screen power supply device 13a. A voltage is applied by the acceleration power supply device 14a.
A propellant plasma generation space 77 is configured by a cylindrical space surrounded by the cylindrical wall 71a, the rear end wall 71b, and the electrode members 74 + 76.
実施例３では、前記円筒壁７１ａおよび後端壁７１ｂにより、陽極壁７１ａ＋７１ｂが構成されており、前記陽極壁７１ａ＋７１ｂは、例えば鉄（Ｆｅ）のような磁性材料により構成されている。
前記陽極壁７１ａ＋７１ｂの内壁には、磁場発生部材の一例としての永久磁石７８が複数配置されていると共に、前記永久磁石７８は隣り合う永久磁石７８の磁極とは逆極性の磁極になるように配置されている。したがって、前記複数の永久磁石７８により、図１４に二点鎖線で示すように従来公知のカスプ型の磁場が推進剤プラズマ生成空間７７内部に形成される。
図１４において、前記陽極壁７１ａ＋７１ｂと、陰極部７２の放電電極２４′との間には、放電電源８１が電気的に接続されている。
In Example 3, the cylindrical wall 71a and the rear end wall 71b constitute an anode wall 71a + 71b, and the anode wall 71a + 71b is made of a magnetic material such as iron (Fe).
A plurality of permanent magnets 78 as an example of a magnetic field generating member are arranged on the inner wall of the anode walls 71a + 71b, and the permanent magnets 78 are arranged so as to have a polarity opposite to that of the adjacent permanent magnet 78. Has been. Therefore, a conventionally known cusp-type magnetic field is formed in the propellant plasma generation space 77 by the plurality of permanent magnets 78 as shown by a two-dot chain line in FIG.
In FIG. 14, a discharge power source 81 is electrically connected between the anode walls 71a + 71b and the discharge electrode 24 'of the cathode portion 72.
（実施例３の作用）
前記構成を備えた実施例３のイオンエンジン４′では、エンジン部４ａ′の内部にカスプ型の磁場が形成され、推進剤プラズマ生成空間７７に、陰極部７２からの電子と、推進剤導入口７１ｅからのキセノンとが供給される。前記陰極部７２からの電子は、カスプ磁場により電磁力（ローレンツ力）を受けて、陽極壁７１ａ＋７１ｂに近づくことが困難となり、推進剤プラズマ生成空間７７の内部に閉じこめられると共に、推進剤プラズマ生成空間７７の広い領域に一様に存在する。したがって、推進剤プラズマ生成空間７７で、電子とキセノンが効率的に衝突し、プラズマを効率的且つ一様に安定して発生させることができる。
(Operation of Example 3)
In the ion engine 4 ′ of the third embodiment having the above-described configuration, a cusp-type magnetic field is formed inside the engine part 4a ′, and electrons from the cathode part 72 and a propellant inlet are formed in the propellant plasma generation space 77. Xenon from 71e is supplied. Electrons from the cathode portion 72 are subjected to electromagnetic force (Lorentz force) by the cusp magnetic field, making it difficult to approach the anode walls 71a + 71b, and being confined in the propellant plasma generation space 77, and the propellant plasma generation space. It exists uniformly in 77 wide areas. Therefore, electrons and xenon collide efficiently in the propellant plasma generation space 77, and plasma can be generated efficiently, uniformly and stably.
（実験例７）
図１５は実験例７の実験結果の説明図である。
図１５において、実施例３のイオンエンジン４′と、陽極部は実施例３と同様のカスプ型磁場の陽極部を使用し且つ陰極部（電子源）として従来公知のホローカソードを使用した比較例との性能の比較を行った。
実験条件は、放電電源８１の放電電圧（Discharge Voltage）を共に３２．０［Ｖ］、スクリーン電極７４のスクリーン電圧（Screen Voltage）を共に１０００［Ｖ］、加速電極７６の加速電圧（Accel Voltage）を共に−５００［Ｖ］とした。また、放電電流（Discharge Current）を実施例３のイオンエンジンでは２．２［Ａ］、ホローカソードの場合は５．７［Ａ］とした。さらに、Ｍｍｐｆ：Ｍｍｃを共に、６．０［sccm］：２．０［sccm］とした。なお、Ｍｍｐｆは、Main Propellant Feed Mass Flow Rate：主推進剤供給流量率であり、陽極部に供給される推進剤の単位時間当りの流量である。また、Ｍｍｃは、Main Cathode Mass Flow Rate：主陰極供給流量率であり、陰極部に供給される電子発生用のプラズマを生成するためのキセノンの単位時間当りの流量である。
(Experimental example 7)
FIG. 15 is an explanatory diagram of an experimental result of Experimental Example 7.
In FIG. 15, an ion engine 4 'of Example 3 and a comparative example using a cusp-type magnetic field anode part similar to that of Example 3 as the anode part and a conventionally known hollow cathode as the cathode part (electron source). The performance was compared.
The experimental conditions were 32.0 [V] for both the discharge voltage (Discharge Voltage) of the discharge power supply 81, 1000 [V] for both the screen voltage (Screen Voltage) of the screen electrode 74, and the acceleration voltage (Accel Voltage) of the acceleration electrode 76. Both were set to −500 [V]. The discharge current was set to 2.2 [A] for the ion engine of Example 3 and 5.7 [A] for the hollow cathode. Furthermore, both Mmpf: Mmc were set to 6.0 [sccm]: 2.0 [sccm]. Mmpf is the main propellant feed mass flow rate: the flow rate per unit time of the propellant supplied to the anode part. Mmc is a main cathode mass flow rate, which is a flow rate per unit time of xenon for generating electron generation plasma supplied to the cathode portion.
図１５において、前記実験条件で実験を行って、イオンエンジン４′から外部に放出されたイオンビームの電流値（Beam Current）は、実施例３では２５３［ｍＡ］であり、比較例では３９７［ｍＡ］であった。
また、推力（Thrust）は、実施例３では１３．２［ｍＮ］であり、比較例では２０．８［ｍＮ］であった。
さらに、比推力（Specific impulse）は、実施例３では１７２０［ｓ］であり、比較例では２７０３［ｓ］であった。
In FIG. 15, the experiment was performed under the experimental conditions, and the current value (Beam Current) of the ion beam emitted from the ion engine 4 ′ to the outside was 253 [mA] in Example 3, and 397 [mA] in the comparative example. mA].
The thrust (Thrust) was 13.2 [mN] in Example 3, and 20.8 [mN] in the comparative example.
Furthermore, the specific impulse was 1720 [s] in Example 3 and 2703 [s] in the comparative example.
また、推進剤使用効率（Propellant utilization efficiency）は、実施例３では４４．０［％］であり、比較例では６９．１［％］であった。
さらに、イオン生成コスト（Ion production cost）は、実施例３では７３２［Ｗ／Ａ］であり、比較例では４６５［Ｗ／Ａ］であった。
また、総電力消費（Total power consumption）は、実施例３では０．４４［ｋＷ］であり、比較例では０．５９［ｋＷ］であった。
さらに、推力対電力比（Thrust to power ratio）は、実施例３では２９．９［ｍＮ／ｋＷ］であり、比較例では３５．３［ｍＮ／ｋＷ］であった。
The propellant utilization efficiency was 44.0 [%] in Example 3 and 69.1 [%] in the comparative example.
Further, the ion production cost was 732 [W / A] in Example 3, and 465 [W / A] in the comparative example.
The total power consumption was 0.44 [kW] in Example 3 and 0.59 [kW] in the comparative example.
Further, the thrust to power ratio was 29.9 [mN / kW] in Example 3, and 35.3 [mN / kW] in the comparative example.
よって、実験例７より、実施例３に記載のイオンエンジン４′は、従来使用されているホローカソードを使用した場合に比べて、性能で若干及ばないところがあるが、各数値はマイクロ波式の場合のように１０倍以上（１オーダー以上）異なるといった差はなく、同オーダー程度の性能があることが確認された。すなわち、現時点でも使用するのに十分な推力が得られ、従来のホローカソードのものに対して代替使用可能であることが確認された。特に、実施例３のイオンエンジン４′は、ホローカソードのものに比べて寿命や取り扱いやすさの面においては大きなメリットがあり、実施例３のイオンエンジン４′の性能を最適化することで、ホローカソードを使用したイオンエンジンの性能と同等以上とすることができる可能性も確認された。 Therefore, from Experimental Example 7, the ion engine 4 ′ described in Example 3 has a performance that is slightly less than that of a conventionally used hollow cathode, but each numerical value is a microwave type. There was no difference of 10 times or more (one order or more) as in the case, and it was confirmed that the performance was about the same order. That is, it was confirmed that sufficient thrust was obtained for use at the present time, and that it could be used in place of the conventional hollow cathode. In particular, the ion engine 4 'of the third embodiment has a great merit in terms of lifetime and ease of handling compared to the hollow cathode, and by optimizing the performance of the ion engine 4' of the third embodiment, The possibility that the performance of the ion engine using a hollow cathode could be equal to or better than that was also confirmed.
図１６はイオンエンジンのエンジン部の等価回路の説明図であり、図１６Ａは実験例７の比較例の等価回路の説明図、図１６Ｂは実施例３のエンジン部の等価回路の説明図である。
図１６Ａにおいて、比較例のホローカソードを使用するイオンエンジンでは、必要な電源は、スクリーン電源装置１３ａ、加速電源装置１３ｂ、陽極壁への電圧印加用の電源０１、ホローカソードＨＣの熱電子放出用のヒータ加熱用電源０２、ホローカソードＨＣの放電用陽極電源０３、中和器用の電源（中和器がホローカソード型の場合、電源は２個以上）となっている。よって、必要な電源は６個以上となっていた。
これに対して、図１６Ｂにおいて、実施例３のエンジン部４ａ′では、必要な電源装置が、スクリーン電源装置１３ａ、加速電源装置１４ａ、放電電源装置８１、陰極部７２の高周波電源装置２７′と、中和器４ｂの中和用高周波電源装置２７となっており、構成上、陰極部７２の高周波電源装置２７′と中和器４ｂの中和用高周波電源装置２７とは共通化できる。すなわち、実施例３の構成では、必要な電源は４個に減らすことができ、構成の簡素化、低コスト化ができる。
FIG. 16 is an explanatory diagram of an equivalent circuit of an engine unit of an ion engine, FIG. 16A is an explanatory diagram of an equivalent circuit of a comparative example of Experimental Example 7, and FIG. 16B is an explanatory diagram of an equivalent circuit of an engine unit of Example 3. .
In FIG. 16A, in the ion engine using the hollow cathode of the comparative example, the necessary power sources are the screen power source device 13a, the acceleration power source device 13b, the power source 01 for applying voltage to the anode wall, and for thermionic emission of the hollow cathode HC. The heater heating power source 02, the hollow cathode HC discharge anode power source 03, and the neutralizer power source (if the neutralizer is a hollow cathode type, there are two or more power sources). Therefore, 6 or more power supplies are necessary.
In contrast, in FIG. 16B, in the engine unit 4a ′ of the third embodiment, the necessary power supply devices are the screen power supply device 13a, the acceleration power supply device 14a, the discharge power supply device 81, and the high frequency power supply device 27 ′ of the cathode portion 72. The high-frequency power supply device 27 for neutralization of the neutralizer 4b is configured, and the high-frequency power supply device 27 'for the cathode 72 and the high-frequency power supply device 27 for neutralization of the neutralizer 4b can be made common in configuration. That is, in the configuration of the third embodiment, the number of necessary power supplies can be reduced to four, and the configuration can be simplified and the cost can be reduced.
したがって、実施例３のイオンエンジン４′は、カスプ型の磁場により効率的且つ一様なプラズマを安定して生成することができると共に、ホローカソードを使用しないため、管理が容易で、寿命を長くすることができる。
なお、実施例３のイオンエンジン４′では、高周波電源装置２７′による誘導磁場が磁性材料製の陽極壁７１ａ＋７１ｂに漏れ、カスプ型の磁場が乱される恐れがあったが、実験の結果、十分な性能が発揮されており、磁場の乱れは少なかったものと推察される。よって、陰極部７２と陽極部７１との間に、例えば、磁気シールドを配置することで、磁場の漏れを少なくすることが期待でき、イオンエンジン４′の性能が向上することが期待される。
Therefore, the ion engine 4 'according to the third embodiment can stably generate an efficient and uniform plasma by the cusp-type magnetic field and does not use a hollow cathode. Therefore, the ion engine 4' is easy to manage and has a long life. can do.
In the ion engine 4 'of the third embodiment, the induction magnetic field generated by the high frequency power supply device 27' leaks to the anode wall 71a + 71b made of a magnetic material, and the cusp-type magnetic field may be disturbed. It is speculated that there was little disturbance in the magnetic field. Therefore, for example, by arranging a magnetic shield between the cathode portion 72 and the anode portion 71, it can be expected that the leakage of the magnetic field is reduced, and the performance of the ion engine 4 'is expected to be improved.
(変更例)
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明は、前記実施例に限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された本発明の要旨の範囲内で、種々の変更を行うことが可能である。本発明の変更例（Ｈ01）〜（Ｈ06）を下記に例示する。
（Ｈ01）前記実施例において、放電電極に、イオンコレクタとしての機能を兼用する場合を例示したが、これに限定されず、イオンコレクタを別体に構成することも可能である。
(Example of change)
As mentioned above, although the Example of this invention was explained in full detail, this invention is not limited to the said Example, A various change is performed within the range of the summary of this invention described in the claim. It is possible. Modification examples (H01) to (H06) of the present invention are exemplified below.
(H01) In the above-described embodiment, the case where the discharge electrode also functions as an ion collector has been exemplified. However, the present invention is not limited to this, and the ion collector can be configured separately.
（Ｈ02）前記実施例において、荷電粒子放出器の一例としての電子を放出する中和器を例示したが、これに限定されず、荷電粒子としてのイオンを放出するエンジン部にも適用することも可能である。すなわち、エンジン部のチェンバー内に放電電極を配置して、プラズマを点火する放電を発生させることも可能である。したがって、エンジン部４ａのプラズマの点火を行うために中和器４ｂの電子を使用したが、中和器４ｂの電子は、電気的な中和のみに使用することも可能である。
（Ｈ03）前記実施例において、プラズマ発生用のガスとして、推進剤としてのキセノンを例示したが、これに限定されず、アルゴン等の従来公知の任意のプラズマ発生用のガスを使用可能である。
（Ｈ04）前記実施例において、宇宙構造物としての人工衛星を例示したが、このようなイオン推進システムに限定されず、荷電粒子放出器をホールスラスタ（Hall thruster）の電子源に適用可能で、宇宙船や宇宙ステーション等の推進や、姿勢制御、軌道変更、高度変更等に使用できる。また、人工衛星等の宇宙構造物の帯電の緩和や制御用プラズマ源等としても使用できる。
(H02) In the above embodiment, a neutralizer that emits electrons as an example of a charged particle emitter is illustrated, but the present invention is not limited to this, and it can also be applied to an engine unit that emits ions as charged particles. Is possible. That is, it is also possible to generate a discharge that ignites plasma by disposing a discharge electrode in the chamber of the engine unit. Therefore, the electrons of the neutralizer 4b are used to ignite the plasma of the engine unit 4a, but the electrons of the neutralizer 4b can be used only for electrical neutralization.
(H03) In the above embodiment, xenon as the propellant is exemplified as the gas for generating plasma, but the present invention is not limited to this, and any conventionally known gas for generating plasma such as argon can be used.
(H04) In the above embodiment, a satellite as a space structure is exemplified, but the present invention is not limited to such an ion propulsion system, and a charged particle emitter can be applied to an electron source of a Hall thruster. It can be used for spacecraft and space station propulsion, attitude control, orbit change, altitude change, etc. Further, it can be used as a plasma source for relaxing charging or controlling a space structure such as an artificial satellite.
（Ｈ05）前記実施例３において、磁場発生部材の一例としての永久磁石を例示したが、電磁石を使用することも可能である。また、カスプ型の磁場は、実施例３の図１４に例示した磁場に限定されず、従来公知の任意の磁場形状のカスプ型磁場を採用可能である。また、カスプ型の磁場であることが望ましいが、他の磁場、例えば、従来公知の電子衝突型（カウフマン型）の磁場を採用することも可能である。
（Ｈ06）前記実施例において、スクリーン電極と加速電極とを有する電極部材を例示したが、この構成に限定されず、加速電極のさらに外側に減速電極（印加電圧は、例えば、アース（０Ｖ））を配置することも可能である。
(H05) Although the permanent magnet as an example of the magnetic field generating member is illustrated in the third embodiment, an electromagnet can be used. Further, the cusp-type magnetic field is not limited to the magnetic field illustrated in FIG. 14 of the third embodiment, and a conventionally known cusp-type magnetic field having an arbitrary magnetic field shape can be employed. Moreover, although it is desirable that it is a cusp type magnetic field, it is also possible to employ | adopt another magnetic field, for example, a conventionally well-known electron collision type (Kaufmann type) magnetic field.
(H06) In the above embodiment, the electrode member having the screen electrode and the acceleration electrode is exemplified. However, the present invention is not limited to this configuration. The deceleration electrode is further provided outside the acceleration electrode (the applied voltage is, for example, ground (0 V)). Can also be arranged.
４ａ，４ａ′…イオン放出装置、
４ｂ…荷電粒子放出装置，電子放出装置，中和器、
２１，７３…ガス供給源、
２２，７１…チェンバー、
２２ａ，７７…プラズマ生成空間、
２３ａ，６４，７１ｃ…放出口、
２４，２４′…放電電極，イオンコレクタ、
２４ａ，２４ｂ…放電端部、
２６…誘導磁界発生コイル、
２７，２７′…高周波電源装置。
4a, 4a '... ion emission device,
4b ... charged particle emission device, electron emission device, neutralizer,
21, 73 ... gas supply source,
22, 71 ... chamber,
22a, 77 ... Plasma generation space,
23a, 64, 71c ... discharge port,
24, 24 '... discharge electrode, ion collector,
24a, 24b ... discharge ends,
26 ... induction magnetic field generating coil,
27, 27 '... high frequency power supply device.
Claims (7)
前記チェンバーの外周に配置され、通電時に、前記プラズマ生成空間にプラズマ生成用の誘導磁界を発生させる誘導磁界発生コイルと、
前記誘導磁界発生コイルに高周波電流を供給する高周波電源装置と、
前記チェンバー内部に、プラズマ発生用のガスを供給するガス供給源と、
前記チェンバー内部に対向して配置された一対の放電端部を有し、前記プラズマ生成空間内に配置されて、前記誘導磁界による電磁誘導で誘導電流が流れて、前記放電端部間で放電を発生させることでプラズマ生成用の電子を供給する放電電極と、
を備えたことを特徴とする荷電粒子放出装置。 A chamber having a plasma generation space formed inside, and an emission port for discharging charged particles generated in the plasma generation space to the outside;
An induction magnetic field generating coil that is disposed on the outer periphery of the chamber and generates an induction magnetic field for plasma generation in the plasma generation space when energized;
A high frequency power supply for supplying a high frequency current to the induction magnetic field generating coil;
A gas supply source for supplying a gas for generating plasma into the chamber;
A pair of discharge end portions disposed opposite to each other inside the chamber; disposed in the plasma generation space; induced current flows by electromagnetic induction by the induced magnetic field; and discharge is generated between the discharge end portions. A discharge electrode for supplying plasma generating electrons by generating,
A charged particle emission device comprising:
荷電粒子としての電子を放出する前記放出口と、
前記イオンコレクタと一体形成された前記放電電極と、
を備えたことを特徴とする請求項１に記載の荷電粒子放出装置。 An ion collector disposed inside the chamber and absorbed by contact with ions generated in the plasma generation space;
The emission port for emitting electrons as charged particles;
The discharge electrode integrally formed with the ion collector;
The charged particle emission device according to claim 1, further comprising:
前記円筒状のチェンバーの内周面に沿って配置され、前記円筒の軸方向から見た場合にＣ字形状の前記放電電極と、
を備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の荷電粒子放出装置。 A cylindrical chamber;
Disposed along the inner peripheral surface of the cylindrical chamber, the C-shaped discharge electrode when viewed from the axial direction of the cylinder,
The charged particle emission device according to claim 1, further comprising:
前記荷電粒子としての電子を放出し、前記イオン放出装置から放出されたイオン化されたガスを電気的に中和する請求項１ないし４のいずれかに記載の荷電粒子放出装置により構成された中和器と、
を備えたことを特徴とするイオンエンジン。 An ion emission device constituted by the charged particle emission device according to claim 1, which discharges an ionized gas as the charged particles;
The neutralization comprised by the charged particle emission apparatus in any one of Claim 1 thru | or 4 which discharge | releases the electron as said charged particle and electrically neutralizes the ionized gas discharge | released from the said ion emission apparatus. And
An ion engine characterized by comprising
前記陽極部内の前記推進剤プラズマ生成空間内に、荷電粒子としてのプラズマ生成用の電子を供給する請求項１ないし４のいずれかに記載の荷電粒子放出装置により構成された陰極部と、
を備えたことを特徴とするイオンエンジン。 A propellant introduction section into which a gaseous propellant is introduced, a propellant plasma generation space for generating plasma of the introduced propellant, and an anode wall made of a magnetic material surrounding the propellant plasma generation space; An ion emission port for discharging ionized gas formed in the anode wall and generated in the propellant plasma generation space to the outside; and for supporting the plasma in the propellant plasma generation space supported by the anode wall An anode portion having a magnetic field generating member for generating a magnetic field;
The cathode part constituted by the charged particle emission device according to any one of claims 1 to 4, wherein electrons for generating plasma as charged particles are supplied into the propellant plasma generation space in the anode part.
An ion engine characterized by comprising
を備えたことを特徴とする請求項６に記載のイオンエンジン。 The neutralization comprised by the charged particle discharge | release apparatus in any one of Claim 1 thru | or 4 which discharge | releases the electron as said charged particle and electrically neutralizes the ionized gas discharge | released from the said ion discharge port. vessel,
The ion engine according to claim 6, further comprising:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2008012224A JP4925132B2 (en) | 2007-09-13 | 2008-01-23 | Charged particle emission device and ion engine |
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2007237967 | 2007-09-13 | ||
| JP2007237967 | 2007-09-13 | ||
| JP2008012224A JP4925132B2 (en) | 2007-09-13 | 2008-01-23 | Charged particle emission device and ion engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2009085206A true JP2009085206A (en) | 2009-04-23 |
| JP4925132B2 JP4925132B2 (en) | 2012-04-25 |
Family
ID=40658912
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2008012224A Expired - Fee Related JP4925132B2 (en) | 2007-09-13 | 2008-01-23 | Charged particle emission device and ion engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4925132B2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010151161A3 (en) * | 2009-06-22 | 2011-08-11 | Alexandre Tiago Baptista De Alves Martins | Propulsion system using the antigravity force of the vacuum and applications |
| JP2012508840A (en) * | 2008-11-19 | 2012-04-12 | アストリウム・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | Ion drive for spacecraft |
| JP2015145675A (en) * | 2015-03-10 | 2015-08-13 | 瑞穗 新谷 | Ufo flight device based on flight principle of ufo |
| KR101871951B1 (en) * | 2017-05-23 | 2018-06-27 | 경북대학교 산학협력단 | Plasma thruster, satellite device including the same, and plasma thrusting method |
| JP2018163832A (en) * | 2017-03-27 | 2018-10-18 | 株式会社昭和真空 | Electron beam generator and collector electrode |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6467659B2 (en) | 2014-05-23 | 2019-02-13 | 三菱重工業株式会社 | MPD thruster for accelerating electrodeless plasma, and method for accelerating electrodeless plasma using MPD thruster |
| JP6318447B2 (en) | 2014-05-23 | 2018-05-09 | 三菱重工業株式会社 | Plasma acceleration apparatus and plasma acceleration method |
| JP6583684B2 (en) | 2016-01-08 | 2019-10-02 | 三菱重工業株式会社 | Plasma acceleration apparatus and plasma acceleration method |
Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3173248A (en) * | 1960-11-07 | 1965-03-16 | Litton Systems Inc | Ionization and plasma acceleration apparatus |
| JPS5315797A (en) * | 1976-07-28 | 1978-02-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Ionizer |
| JPS63248978A (en) * | 1987-04-02 | 1988-10-17 | Natl Aerospace Lab | Cusp magnetic field type ion engine |
| US4838021A (en) * | 1987-12-11 | 1989-06-13 | Hughes Aircraft Company | Electrostatic ion thruster with improved thrust modulation |
| JPH02109236A (en) * | 1988-10-18 | 1990-04-20 | Nissin Electric Co Ltd | Ion source equipment |
| JPH0479141A (en) * | 1990-07-20 | 1992-03-12 | Sharp Corp | Ion injection apparatus |
| US5107170A (en) * | 1988-10-18 | 1992-04-21 | Nissin Electric Co., Ltd. | Ion source having auxillary ion chamber |
| US5198718A (en) * | 1989-03-06 | 1993-03-30 | Nordiko Limited | Filamentless ion source for thin film processing and surface modification |
| JPH07169428A (en) * | 1994-10-19 | 1995-07-04 | Nissin Electric Co Ltd | Ion source device |
| JPH1182286A (en) * | 1997-07-09 | 1999-03-26 | Hughes Electron Corp | Electrostatic propulsion system and method thereof |
| JP2000161201A (en) * | 1998-11-27 | 2000-06-13 | Natl Aerospace Lab | Ion engine |
| JP2001248541A (en) * | 2000-02-02 | 2001-09-14 | Boeing Co:The | Ion thruster having hollow cathode structure provided with sealed heater |
| JP2003301768A (en) * | 2002-04-09 | 2003-10-24 | Astrium Gmbh | High-frequency electron source, in particular neutralizer |
| US20040139916A1 (en) * | 2002-09-10 | 2004-07-22 | Ulvac Inc. | Matching box, vacuum apparatus using the same, and vacuum processing method |
| JP2005251658A (en) * | 2004-03-08 | 2005-09-15 | Ulvac Japan Ltd | Plasma generating device and vacuum device using it |
| US20060075739A1 (en) * | 2004-10-07 | 2006-04-13 | Wiseman Steven L | Ion engine grid arcing protection circuit |
| JP2007242368A (en) * | 2006-03-07 | 2007-09-20 | Shincron:Kk | Neutralizer, and film forming device equipped with this |
-
2008
- 2008-01-23 JP JP2008012224A patent/JP4925132B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3173248A (en) * | 1960-11-07 | 1965-03-16 | Litton Systems Inc | Ionization and plasma acceleration apparatus |
| JPS5315797A (en) * | 1976-07-28 | 1978-02-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Ionizer |
| US4104875A (en) * | 1976-07-28 | 1978-08-08 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh | Ion prime mover |
| JPS63248978A (en) * | 1987-04-02 | 1988-10-17 | Natl Aerospace Lab | Cusp magnetic field type ion engine |
| US4838021A (en) * | 1987-12-11 | 1989-06-13 | Hughes Aircraft Company | Electrostatic ion thruster with improved thrust modulation |
| US5107170A (en) * | 1988-10-18 | 1992-04-21 | Nissin Electric Co., Ltd. | Ion source having auxillary ion chamber |
| JPH02109236A (en) * | 1988-10-18 | 1990-04-20 | Nissin Electric Co Ltd | Ion source equipment |
| US5198718A (en) * | 1989-03-06 | 1993-03-30 | Nordiko Limited | Filamentless ion source for thin film processing and surface modification |
| JPH0479141A (en) * | 1990-07-20 | 1992-03-12 | Sharp Corp | Ion injection apparatus |
| JPH07169428A (en) * | 1994-10-19 | 1995-07-04 | Nissin Electric Co Ltd | Ion source device |
| JPH1182286A (en) * | 1997-07-09 | 1999-03-26 | Hughes Electron Corp | Electrostatic propulsion system and method thereof |
| JP2000161201A (en) * | 1998-11-27 | 2000-06-13 | Natl Aerospace Lab | Ion engine |
| JP2001248541A (en) * | 2000-02-02 | 2001-09-14 | Boeing Co:The | Ion thruster having hollow cathode structure provided with sealed heater |
| JP2003301768A (en) * | 2002-04-09 | 2003-10-24 | Astrium Gmbh | High-frequency electron source, in particular neutralizer |
| US20040139916A1 (en) * | 2002-09-10 | 2004-07-22 | Ulvac Inc. | Matching box, vacuum apparatus using the same, and vacuum processing method |
| JP2005251658A (en) * | 2004-03-08 | 2005-09-15 | Ulvac Japan Ltd | Plasma generating device and vacuum device using it |
| US20060075739A1 (en) * | 2004-10-07 | 2006-04-13 | Wiseman Steven L | Ion engine grid arcing protection circuit |
| JP2007242368A (en) * | 2006-03-07 | 2007-09-20 | Shincron:Kk | Neutralizer, and film forming device equipped with this |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012508840A (en) * | 2008-11-19 | 2012-04-12 | アストリウム・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | Ion drive for spacecraft |
| US9060412B2 (en) | 2008-11-19 | 2015-06-16 | Astrium Gmbh | Ion drive for a spacecraft |
| WO2010151161A3 (en) * | 2009-06-22 | 2011-08-11 | Alexandre Tiago Baptista De Alves Martins | Propulsion system using the antigravity force of the vacuum and applications |
| JP2015145675A (en) * | 2015-03-10 | 2015-08-13 | 瑞穗 新谷 | Ufo flight device based on flight principle of ufo |
| JP2018163832A (en) * | 2017-03-27 | 2018-10-18 | 株式会社昭和真空 | Electron beam generator and collector electrode |
| KR101871951B1 (en) * | 2017-05-23 | 2018-06-27 | 경북대학교 산학협력단 | Plasma thruster, satellite device including the same, and plasma thrusting method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4925132B2 (en) | 2012-04-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4925132B2 (en) | Charged particle emission device and ion engine | |
| US7294969B2 (en) | Two-stage hall effect plasma accelerator including plasma source driven by high-frequency discharge | |
| KR102635775B1 (en) | Grid ion thruster with integrated solid propellant | |
| US10172227B2 (en) | Plasma accelerator with modulated thrust | |
| US5241244A (en) | Cyclotron resonance ion engine | |
| US4800281A (en) | Compact penning-discharge plasma source | |
| US11781536B2 (en) | Ignition process for narrow channel hall thruster | |
| US8786192B2 (en) | Plasma generator and method for controlling a plasma generator | |
| Goebel | Analytical discharge model for RF ion thrusters | |
| Chesta et al. | Stability of a magnetized Hall plasma discharge | |
| Morishita et al. | Effect of nozzle magnetic field on microwave discharge cathode performance | |
| Morishita et al. | Application of a microwave cathode to a 200-W Hall thruster with comparison to a hollow cathode | |
| US8635850B1 (en) | Ion electric propulsion unit | |
| US9856862B2 (en) | Hybrid electric propulsion for spacecraft | |
| Liu et al. | Investigation of the start transient in a Hall thruster | |
| Smirnov et al. | Controlling the plasma flow in the miniaturized cylindrical Hall thruster | |
| JP2017123310A (en) | Plasma acceleration apparatus and plasma acceleration method | |
| Li et al. | Effects of cathode operating parameters on the ignition voltage threshold of Hall thrusters | |
| US20240117797A1 (en) | Self-neutralizing air-breathing plasma thruster | |
| Chen | Analysis of energy balance in a helicon coupled to an inertial electrostatic confinement device | |
| Turan et al. | Experimental investigation of the effects of cathode current on HK40 Hall thruster operation | |
| RU2776324C1 (en) | Ramjet relativistic engine | |
| Takao et al. | Development of ECR microwave discharge ion thruster | |
| Gott | The development and analysis of a heaterless, insertless, microplasma-based hollow cathode | |
| Tsuji et al. | Performance Enhancement of Microwave Discharge Cathode by External Gas Injection System |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20101026 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20120131 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20120131 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20120201 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150217 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4925132 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |