著者

國中 均 西山 和孝 清水 幸夫 都木 恭一郎 川口 淳一郎 上杉 邦憲

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.602, pp.129-134, 2004 (Released:2004-05-20)

参考文献数

11

被引用文献数

5 6

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The microwave discharge ion engine generates plasmas of the main ion source as well as the neutralizer using 4GHz microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. MUSES-C “HAYABUSA” spacecraft installing four microwave discharge ion engines was launched into deep space by M-V rocket on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward an asteroid. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/kW thrust power ratio. At the beginning of December 2003 the accumulated operational time exceeded 7,000 hours and units.

著者

國中 均 西山 和孝 清水 幸夫 都木 恭ー郎

出版者

一般社団法人日本物理学会

雑誌

日本物理学会講演概要集 (ISSN:13428349)

巻号頁・発行日

vol.59, no.1, 2004-03-03

著者

林 寛 碓井 美由紀 中山 宜典 清水 幸夫 西山 和孝 國中 均

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.55, no.647, pp.604-611, 2007 (Released:2007-12-27)

参考文献数

21

被引用文献数

1

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An ion engine with 10,000sec-class high specific impulse is expected as primary propulsion for interplanetary space mission with extremely high delta-V, and needs high voltage for ion acceleration over 10kV. The microwave discharge ion source without solid electrodes can supply sophisticated technologies and simple composition on electrical isolation for such a high voltage. New electro-static grid made of carbon-carbon composite material was fabricated based on the numerical simulation of “igx” code. The “μ10HIsp” ion engine combining the ECR ion source, microwave discharge neutralizer, DC blocks, propellant isolators, carbon-carbon composite grid and so on generated successfully a plasma beam with 10,000sec specific impulse using 15kV acceleration voltage.

著者

國中 均

出版者

社団法人プラズマ・核融合学会

雑誌

プラズマ・核融合学会誌 (ISSN:09187928)

巻号頁・発行日

vol.82, no.5, pp.300-305, 2006-05-25

被引用文献数

2

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プラズマ生成に直流放電を利用する従来式電気ロケットは,放電電極損耗という劣化要素を含み,長寿命・高信頼を必須とする宇宙機械において重大な問題を抱えていた.これをマイクロ波放電による無電極化にて根本的に解決し,日本独自のシステムとしてマイクロ波放電式イオンエンジンが開発された.「はやぶさ」小惑星探査機は,2003年5月から2年余を掛けて,太陽距離0.86天文単位から1.7天文単位に至る広範な宇宙を走破して,目的天体「いとかわ」とのランデブーに成功した.この間,主推進装置である4台のマイクロ波放電式イオンエンジンは,22kgの推進剤キセノンを消費して,総増速量1,400m/s,延べ作動時間25,800時間という世界一級の成果を挙げた.慣性(弾道)飛行していたこれまでの「人工惑星」「人工衛星」とは異なり,高性能推進機関を搭載する宇宙機は,動力航行する能力を持ち,「宇宙船」に分類されるべき新しい技術である.

著者

國中 均

出版者

日本惑星科学会

雑誌

遊・星・人 : 日本惑星科学会誌 (ISSN:0918273X)

巻号頁・発行日

vol.22, no.2, pp.109-112, 2013-06-25

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宇宙工学は,宇宙への往来の実現を目指し,技術を切磋琢磨してきた.その成果の端的な例は,「はやぶさ」にて実現された地球〜小惑星間往復航行(2003年〜2010年)である.それにより,科学や技術分野を越えて,より大きな世界観を得ることができた.次の新しい知見を得るために,科学的な意義はもちろんのこと,「宇宙を自在に往来する独自能力の維持発展」と「人類の活動領域の宇宙への拡大」という宇宙工学・宇宙探査に跨る目標を担い,「はやぶさ2」小惑星探査ミッションが開発中である.

著者

伊勢 俊之 月崎 竜童 都甲 浩芳 小泉 宏之 國中 均

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.62, no.6, pp.212-218, 2014 (Released:2015-08-20)

参考文献数

12

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The microwave ion thruster μ10's ion beam current saturated at a large mass flow rate when propellant gas was injected from a waveguide inlet and it was improved by additional propellant inlets to a discharge chamber. In order to understand the mechanism of these phenomena, it is important to measure distributions of the microwave electric field inside the discharge chamber, which is directly related to plasma production. In this study, we applied an electro-optic (EO) probe to measuring the microwave electric field. The probe contains no metal and can be accessed in the discharge chamber with less disruption to the microwave distribution. We measured electric-field profiles along the centerline and in the ECR area of μ10 with the EO probe. Consequently, this paper revealed that when the propellant was injected from the waveguide inlet, microwave was reflected in the waveguide at large mass flow rate, which disturbed a propagation of microwave to the ECR area. It also revealed that when the propellant was injected from the discharge chamber inlet, the mass flow rate where the microwave reflection occurred shifted to larger rate, which resulted in the increase of the beam current.

著者

國中 均

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.53, no.613, pp.52-56, 2005-02-05 (Released:2019-04-17)

参考文献数

19

著者

西山 一平 月崎 竜童 細田 聡史 西山 和孝 國中 均 Nishiyama Ippei Tsukizaki Ryudo Hosoda Satoshi Nishiyama Kazutaka Kuninaka Hitoshi

出版者

宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)

雑誌

平成26年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2014

巻号頁・発行日

2015

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平成26年度宇宙輸送シンポジウム(2015年1月15日-16日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県

著者

碓井 美由紀 國中 均 Usui Miyuki Kuninaka Hitoshi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: イオン加速グリッド耐久認定用数値解析JIEDI(JAXA Ion Engine Development Initiatives)ツールの研究開発ワークショップ 2006年度報告書 = JAXA Special Publication: Annual Report of Workshop on Research and Development of JIEDI (JAXA Ion Engine Development Initiatives) Tool for Numerical Evaluation of Ion Engine Grid Lifetime, FY2006 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

no.6, pp.28-31, 2007-03-30

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イオンエンジンの寿命を制限する要素にはイオン加速グリッドの損耗がある。その耐久認定には、実時間で数万時間級の耐久試験を行うという現状がある。しかし、今後のイオンエンジンを用いたミッションにおいて、耐久性の向上化、長寿命の要求などの進展により、このような長時間試験は現実的ではない。そのため、今後は実時間試験は数千時間級にし、数値寿命予測と合わせた耐久認定方法が提案されている。本研究では、実際に2万時間耐久試験を行ったイオン加速グリッドの損耗形状測定を行い、断面形状特性、周方向角度に対する半径特性について報告をする。資料番号: AA0063329004レポート番号: JAXA-SP-06-019

著者

國中 均 西山 和孝 清水 幸夫 都木 恭一郎 川口 淳一郎 上杉 邦憲

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 = Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.602, pp.129-134, 2004-03-05

被引用文献数

4 6

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The microwave discharge ion engine generates plasmas of the main ion source as well as the neutralizer using 4GHz microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. MUSES-C "HAYABUSA" spacecraft installing four microwave discharge ion engines was launched into deep space by M-V rocket on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward an asteroid. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/kW thrust power ratio. At the beginning of December 2003 the accumulated operational time exceeded 7,000 hours and units.

著者

桑野 寛久 國中 均 中島 秀紀

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.55, no.639, pp.188-194, 2007 (Released:2007-05-10)

参考文献数

10

被引用文献数

2 2

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Microwave discharge Hall thruster can be operated by two operating modes. The first one is “no microwave launching” mode, thus having the thruster operating as single-stage type. The other mode is “microwave launching” mode, thus having the thruster operating as double-stage type. In order to examine the influence of microwave launching mode upon the plasma condition inside the acceleration channel, as well as the relationships between thruster perform­ance and acceleration channel length, single-probe measurements and ion beam energy diagnostics in the plume were carried out. Single-probe measurements revealed the existence of dense plasma and high electron temperature region in the acceleration channel upstream due to the heating of the electrons by microwave. The variation in the discharge current characteristic due to the difference in acceleration channel length was not significant. As for discharge current, double-stage operation always results in a lower value compared to the value at the single-stage operation. Ion beam current was always higher at double-stage operation compared to the value at single-stage operation. Voltage utilization efficiency has improved as the channel length became short with microwave launching.

著者

川口 淳一郎 國中 均 吉川 真

出版者

日本鉱物科学会

雑誌

日本鉱物科学会年会講演要旨集

巻号頁・発行日

vol.2010, pp.62-62, 2010

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小惑星探査ミッション「はやぶさ」は世界初の小惑星サンプルリターンミッションである。2003年5月に打ち上げられ、2005年9月に小惑星イトカワに到着、そしてイトカワの観測を行った後、その表面からの物質採取を試みた。その後、燃料漏れなどの大きなトラブルがあり、地球帰還は3年遅れの2010年6月となった。いくつかのトラブルを抱えながらも、カプセルを地球に帰還させることに成功した「はやぶさ」は、太陽系天体往復探査の第一歩を踏み出したことになる。今後、「はやぶさ」の経験を生かして、より確実な技術開発へと進んでいくことになろう。一方、「はやぶさ」が探査したイトカワは、その大きさが500mほどしかない小さな天体で、このような天体の探査も世界初の試みである。現時点(2010年7月)では、イトカワの物質が採取されたかどうかは分かっていないが、イトカワについても多くの科学的成果を挙げている。

著者

山川 宏 小川 博之 藤田 和央 野中 聡 澤井 秀次郎 國中 均 船木 一幸 大津 広敬 中山 宜典

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.603, pp.148-152, 2004 (Released:2004-05-31)

参考文献数

4

被引用文献数

5 6

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A magneto-plasma sail produces the propulsive force due to the interaction between the artificial magnetic field around a spacecraft inflated by the plasma and the solar wind erupted from the Sun. The inflation of the magnetic field by the plasma was proposed by a group of the University of Washington and the basic research has just started. This paper summarizes the characteristics of the magneto plasma sail by comparing with the other low-thrust propulsion systems, and investigates its potential application to near future planetary missions. Finally, an engineering satellite to demonstrate the magneto-plasma sail is proposed as a first step.

著者

國中 均 高橋 慶治

出版者

一般社団法人電子情報通信学会

雑誌

電子情報通信学会技術研究報告. PE, 電子通信用電源技術

巻号頁・発行日

vol.94, no.149, pp.39-46, 1994-07-18

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宇宙科学研究所は、再使用型宇宙実験プラットフォーム「スペース・フライヤー・ユニット(SFU)」を用いた高電圧ソーラーアレイ実験を開発し、1995年2月より宇宙実験に供する。本実験は大電力光発電のための高電圧送電の技術を宇宙環境で検証することを目的としている。4つの太陽電池モジュールの直並列切り替え機能を実証し、さらに最大260Vの高電圧により誘導される電離層プラズマ干渉を計測する。宇宙実験の概要とプラズマ干渉に関するこれまでの基礎研究について紹介する。

著者

細田 聡史 國中 均

出版者

社団法人プラズマ・核融合学会

雑誌

プラズマ・核融合学会誌 (ISSN:09187928)

巻号頁・発行日

vol.86, no.5, pp.282-293, 2010-05-25

被引用文献数

8

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小惑星探査機「はやぶさ」は小惑星イトカワにタッチダウンした後,SF顔負けの幾多のトラブルを乗り越え,遙か3億キロの彼方から地球をめざして帰還中である.「はやぶさ」には日本独自のマイクロ波放電型イオンエンジンが搭載されており,探査機の機能が喪失する中で高いロバストネスを生かして稼働を続けている.特に「イトカワ」からの帰路運用では,本来の目的である軌道速度および方向の変更だけでなく,ホイールの故障により失われた姿勢制御までもサポートしており,探査機の舵を日々地球方向に向けて切り続けている.本稿では,マイクロ波放電型イオンエンジンのプラズマ生成技術や宇宙機との相互作用を,「はやぶさ」の実際の帰還運用におけるイオンエンジン運用の観点から解説し,その重要性・信頼性の高さを示すところである.