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STEP-2018-011 
30J 級同軸型パルスプラズマスラスタの性能評価 
Performance Evaluation of 30J Coaxial Pulsed Plasma Thruster 
○助野 悠・藤田 亮太・榎本 光佑・徳永 萌乃・田原 弘一（大阪工業大学） 
・脇園 尭（ハイ・サーブ） 
○Yuu Sukeno・Ryota Fujita・Kosuke Enomoto・Moeno Tokunaga・Hirokazu（Osaka Institute of Technology） 
・Takasi Wakizono（High-Serve Ltd.） 
Abstract 
In the Project of Osaka Institute of Technology Electric-Rocket-Engine onboard Small Space Ship (PROITERES), a pulsed plasma thruster (PPT) for mounting the PROPERTIES-2 nano-satellite had been developed. The PPT adopted straight nozzle as the cathode nozzle shape of the thruster to use more propellant (Polytetrafluoroethylene：PTFE). In this research, we changed to divergent nozzle which can obtain higher thrust than straight nozzle and measured impulse bit (𝐼𝑏𝑖𝑡). Furthermore, the nozzle length of the straight nozzle was changed and the impulse bit was similarly measured. As a result, the nozzle length of 10 mm achieved the highest impulse bit of 2.9 mNs and half angle 10 deg. achieved the lowest falling rate of 𝐼𝑏𝑖𝑡．  
𝐼𝑏𝑖𝑡: インパルスビット 
𝐼𝑡: トータルインパルス 
𝐼𝑙: インパルスビット低下率 
ηt,: 推進効率 
1. 研究背景 
 近年，ピギーバック方式などの試みにより，小型人工衛星の打ち上げが身近になってきている．また，小型化による人工衛星の開発・製造期間の短縮，打ち上げコストの削減，複数の衛星を用いたフォーメーションフライトなどの特異ミッションなどの観点から，企業や大学等の研究機関で超小型人工衛星の研究開発が盛んに行われている．大阪工業大学では 2007 年に電気推進ロケットエンジン搭載小型スペースシッププロジェクト「プロイテレス」（Project of Osaka Institute of Technology Electric-Rocket-Engine onboard Small Space Ship：PROITERES）を立ち上げた．2012 年に電気推進ロケットエンジンのパルスプラズマスラスタ（Pulsed Plasma Thruster：PPT）を搭載したプロイテレス衛星 1 号機の打ち上げに成功した．1 号機のメインミッションは，PPT の宇宙作動実証，1 km の軌道高度の変更（動力飛行）であり，必要な総力積は5 Ns であった．現在は 1 号機同様，PPT を搭載したプロイテレス衛星 2 号機の研究開発を行っている．2 号機のメインミッションは複数の同軸型 PPT（Single-PPT: S-PPT）を持つMDR-PPT（Multi Discharge Room-PPT）を用いた 50 -100 kmの軌道遷移である．しかし，長時間作動を可能とするために開発した MDR-PPT のノズル形状は最適化されていない．そこで，ノズル形状の変更を行い，S-PPT のトータルインパルスを高めることでスラスタ個数の削減により，MDR-PPT の軽量化できると考えた．そこで，本研究ではインパルスビットの向上を目指し，ノズル形状の変更を行った． 
本稿では，S-PPT での 10 万 shots 連続作動及びインパルス
ビット測定実験結果について報告する．さらに，ノズルに半頂角 10deg. ,20deg.を設け，𝐼𝑏𝑖𝑡測定するノズル形状変更実験とノズル長を 14mm から 0mm,10mm,20mm に変更し，𝐼𝑏𝑖𝑡測定するノズル長変更実験について報告する．  
2.  プロイテレス衛星 2 号機 
 プロイテレス衛星 1 号機の次世代機であるプロイテレス衛星 2 号機について説明する．2 号機のメインミッションは
先述した通り，PPT を用いた軌道遷移である．この動力飛行は PPT の作動により，衛星進行方向にプラズマを噴射する
ことで，軌道を周回する衛星の速度を減速させ，高度を降下させる軌道遷移である．軌道遷移のイメージを図 1 に示す．
プロイテレス衛星 2 号機のフライトモデルを図 2，諸元を表1 に示す 1)． 
図 1 軌道遷移のイメージ 
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図 2 プロイテレス衛星 2 号機 FM 
表 1 プロイテレス衛星 2 号機の諸元 
Mass, kg 47.7 
Dimensions, mm 498 x 496 x 462 
Electrical power, W 60 
3. PPT の概要 
パルスプラズマスラスタは主に固体の四フッ化エチレン
（Polytetrafluoroethylene：PTFE）を推進剤に用いるパルス作動型の電気推進ロケットエンジンである． 
 近年，超小型人工衛星の開発が活発化しており，それらに搭載する推進機として PPT が注目されている．PPT が注目
されている理由を以下に示す．  
1) 部品点数が少ないため信頼性が高く，打ち上げ時などの
振動や衝撃に強い． 
2) 固体推進剤を用いるためタンク，バルブ等の駆動部，制御
機器が不要であるため，小型かつ軽量化が可能． 
3) パルス推進であるため，ON・OFF 回路でのデジタル制御
PPT には，加速原理の違いから電熱加速型 PPT と電磁加
速型 PPT の 2 種類が存在する．これまでに小型人工衛星用推進機として電磁加速型 PPT が多く開発されてきた．しか
し，電磁加速型 PPT は，他の推進機において推力にあたるインパルスビット（1 shot あたりに発生する力積）が微小で
あるため，衛星の姿勢制御，位置制御には適しているが，軌道高度の変更には大幅なインパルスビットの向上が必要と
なる．電熱加速型 PPT と電磁加速型 PPT を比較すると，電熱加速型 PPT は電磁加速型 PPT よりも比推力は劣るが，高
い推力-電力比を有する．そこで本学では電磁加速型 PPT よりも高インパルスビットが期待できる電熱加速型 PPT の開
発を行っている．電熱加速型 PPT の概略図を図 3 に示す． 
図 3 電熱加速型 PPT の概略図 
 電熱加速型 PPT はコンデンサに主放電のエネルギ源が充電されており，イグナイタによるイグニッション放電により
少量の推進剤を昇華・プラズマ化し主放電を誘発する．主放電のジュール加熱および輻射により放電室壁面の推進剤が
昇華・プラズマ化される．昇華・プラズマ化された推進剤は，高エンタルピ気体の膨張による気体力学的加速を受け，ノズ
ルを通して加速される．この加速されたプラズマの反作用を利用して推力を得ている 2)． 
4. 実験装置 
 本研究で使用した実験装置の概略図を図 4 に示す．真空排気系は，真空チャンバと 2 台のロータリーポンプ，その内の
1 台に直列接続されたターボ分子ポンプから構成されている．PPT が作動中の真空度は 0.03 Pa 以下である．真空チャ
ンバ内には，微小インパルス測定用垂直振り子型スラストスタンドがあり，それは支持台に固定された 2 本のニードルで
支えられ，それらを結ぶ軸周りに回転する．キャパシタは，インダクタンスおよび抵抗を低減させるために真空チャン
バ内に設置した．キャパシタ以外の電源系は真空チャンバ外に設置されており，これらは電流導入端子により真空チャン
バ内の PPT に接続されている 3)．   
図 4 垂直振り子型スラストスタンドの概略図 
Discharge circuit 
Capacitor 
Discharge room 
Plasma 
Anode 
Propellant(PTFE) 
Cathode 
Ignitor 
Counter weight
Vacuum chamber
Ignition circuit
DC power supply
Capacitor bankThrust stand
PPT headGap sensor
Electromagnetic damper
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5. 10 万 shots 連続作動実験 
 先行研究より，MDR-PPT に搭載する S-PPT を用いて，10 万 shots 連続作動及びインパルスビット測定実験を行っ
た．実験用 S-PPT の写真を図 5，仕様を表 2 に示す．  
図 5 実験用 S-PPT 
表 2 S-PPT の仕様 
Discharge channel length, mm 50 
Discharge channel diameter, mm 4 
Nozzle diameter, mm 20 
Nozzle length, mm 14 
Input voltage, kV 1,800 
Energy, J 31.59 
Ignition voltage, V 3,000 
測定したインパルスビットとショット数の関係を図 6 に，
トータルインパルス，インパルスビット低下率，推進効率を表 3 に示す．実験の結果，ショットを繰り返す毎にインパルスビットが緩やかに低下していることを確認した．100,000ショットの時点でインパルスビットが初期値よりも約 77%低下した．これは推進剤の昇華により放電室直径が広がり，放電室内の圧力が低下したためだと考えられる．このグラフから得られた近似式を作動回数で積分することによって，トータルインパルス約 92 Ns を算出した．よって，放電室を 7つ設けた MDR-PPT ではトータルインパルスが約 644 Ns となる 4)． 
            
図 6 𝐼𝑏𝑖𝑡と shot の関係 
表 3 S-PPT インパルスビット測定実験結果 
Lowering rate of Impulse bit, % 77 
Total impulse, Ns 92 
6. ノズル形状変更実験 
 プロイテレス衛星 2 号機では開発の手順を削減するため
に S-PPT のノズルにはストレートノズルを採用している．本実験では，よりインパルスビットを向上できるノズルを
調べるために，半頂角10 deg.，20 deg.  の拡大ノズルを用いて，インパルスビット測定を行った．本実験に使用した
PPT の写真を図 7，仕様を表 4 に示す． 
(a)PPT の外観図 (b)PPT の概略図 
図 7 PPT 
表 4 PPT（半頂角10 deg. ，20 deg.）の仕様 
Discharge channel length, mm 50 
Discharge channel diameter, mm 4 
Nozzle diameter, mm 20 
Nozzle length, mm 14 
Half angle of nozzle, deg. 10/20 
S-PPT，半頂角10 deg.，20 deg.におけるインパルスビット
とショット数の関係を図 8，トータルインパルス，インパルスビット低下率，推進効率を表 5 に示す．実験の結果，ノズルを拡大ノズルに変更した場合においても作動回数が増加するにつれてインパルスビットが低下しているが，そのインパルスビット低下率はストレートノズルよりも抑えられている．1 万 shots までのトータルインパルスでは若干拡大ノズルの方が低い値を示しているが，作動開始から 2,000 shots付近まではストレートノズルが最も高い値を示しており，それ以降半頂角 10 deg. , 20 deg.においては 9,000 shots 付近までほとんど同じ値を示している．しかし， 9,000 shots 付近から半頂角 10 deg.がストレートノズルよりも高い値を示している．この理由として，2,000 shots付近までは半頂角10 deg.，20 deg.共にノズルの影響をあまり受けておらず，ノズルの影響を受けているストレートノズルよりも低い値を示しており，作動回数が増え放電室径が拡大することでノズルの影響を受け始めたと考えられる．そのため，1 万 shots までのトータルインパルスでは若干拡大ノズルの方が低い値を示しているが，10 万 shots まで作動させた場合，特に半頂角 10deg.においてストレートノズルよりも高い値を示すことが期待できる． 
020000 40000 60000 80000 100000
Shot number, shots
Impulse bit, µNs
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図 8 各半頂角における𝐼𝑏𝑖𝑡と shot の関係 
表 5 ノズル形状変更実験結果 
Half angle of nozzle, deg. It, Ns ηt, % 𝐼𝑙, % 
S-PPT(0) 17.3 9.7 45 
10 16.9 9.1 30 
20 16.2 8.4 37 
7. ノズル長変更実験 
 ノズル長さによる PPT の性能を比較するためにノズル長0，10，20 mm のノズルを用いて，インパルスビット測定を
行った．ノズル 0mm を除いたノズル内径は全て 20 mm とし真鍮を用いた．構造としては S-PPT と同様である．PPT の外
観を図 9，仕様を表 6 に示す．  
（a）0mm （b）10，20 mm 
図 9 PPT の外観図 
表 6 PPT の仕様 
Discharge channel length, mm 50 
Discharge channel diameter, mm 4 
Nozzle diameter, mm 20 
Nozzle length, mm 0/10/20 
S-PPT，ノズル長 0，10，20 mm におけるインパルスビッ
トとショット数の関係を図 10，トータルインパルス，インパルスビット低下率，推進効率を表 7 に示す． 
図 10 各ノズル長における𝐼𝑏𝑖𝑡と shot の関係 
図 11 より，各ノズル長において作動回数の増加と共にイ
ンパルスビットが低下しており，一般的な PPT と同様の傾向を示していることが分かる．しかし，初期のインパルスビットと実験終了時のインパルスビットの差を比較したインパルスビット低下率を見ると，0，14，20 mm においては40 %台を示しているものの 10 mm のみ 38 %と低い．また，ノズル長 10 mm までトータルインパルスは大きくなっているがそれ以降は低下傾向にあることが分かる．これは，ノズル長 10 mm まではノズルの摩擦よりもノズルの効果が大きく，プリュームが加速されているためだと考えられる．ノズル長 14 mm 以降でも同様にノズルの効果により加速されるものの，ノズルの摩擦の影響が大きいためにプリューム速度が落ちたと考えられる． 
8. まとめ 
・ノズル形状変更実験 1)  PPT 作動初期のノズル半頂角を 10 deg. , 20 deg.を用い
たにも関わらずストレートノズルよりも低いインパルスビットを示した（0 deg.: 約 2,500 μNs，10 deg.及び 20°: 
約 2,200 μNs）． 
2)  作動回数 9,000shots 周辺で半頂角 10 deg.においてスト
レートノズルのインパルスビットよりも高くなり始めた． 
3)  最小径が放電室径よりも非常に大きい拡大ノズルを使
用していたために作動初期では拡大ノズルの影響をあま
り受けておらず，作動を増す毎に放電室径が拡大し，9,000shots あたりで徐々にその影響を受け始めたと考えら
表 7 ノズル長変更実験結果 
Nozzle length, mm It, Ns ηt, % 𝐼𝑙, % 
S-PPT(0) 8.8 2.5 43 
10 22 16 38 
14 17 9.7 45 
20 14 6.4 42 
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4)  半頂角 10 deg.において最小インパルスビット低下率
30 %を達成した． 
5)  拡大ノズルを使用し長時間作動させることでインパル
スビット低下率が抑制され，ストレートノズルを用いた
場合よりも高いトータルインパルスを期待できることがわかった． 
・ノズル長変更実験 1)  ノズル長 10 mm において最大インパルスビット約
2,900 μNs，最大トータルインパルス 22 Ns を達成した． 
2)  ノズル長 10 mm においてインパルスビット低下率が
45 %から 38 %へと抑制された． 
3)  ノズル長 14 mm 以降でノズルの加速効果よりもノズル
壁面による損失が上回りインパルスビットが低下傾向にあることがわかった． 
1) 岡原勇人, 榎本光佑, 隆宝洸貴, 小野航平, 森川直樹, 藤
田亮太, 田原弘一, 高田恭子（大阪工業大学）, 脇園堯（ハイ・サーブ）：「大阪工業大学・超小型人工衛星プロイテレス 2 号機搭載用電熱加速型パルスプラズマロケットエンジンシステムの開発」, 電気学会 プラズマ/パルスパワー/放電合同研究会, PST-17-039, PPT-17-039, ED-17-059, 2017 年 5 月, 京都工芸繊維大学（京都府京都市）. 
2) 栗木恭一，荒川義博：「電気推進ロケット入門」，東京
大学出版会，2003, pp.157-180. 
3) 小野航平, 森川直樹, 榎本光佑, 藤田亮太, 田原弘一, 高
田恭子（大阪工業大学）, 脇園尭（ハイサーブ）：「大阪工業大学プロイテレス衛星 2 号機動力航行用多放電室型電熱加速パルスプラズマスラスタシステムの研究開発」, 第 61 回宇宙科学技術連合講演会, 1E13, 2017 年9 月, 朱鷺メッセ（新潟県新潟市）. 
4) 森川 直樹, 隆宝 洸貴, 小野 航平, 榎本 光佑, 金岡 啓
太, 藤田 亮太, 田原 弘一, 高田 恭子 (大阪工業大学), 脇園 尭 (ハイサーブ)：「超小型人工衛星搭載用大電力電熱加速型パルスプラズマスラスタシステムの研究開発」, 第 57 回航空原動機・宇宙推進講演会, 1A09, 2017年 3 月, 沖縄県市町村自治会館（沖縄県那覇市）. 
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