「小型衛星用の推進機」 

　

　人工衛星や宇宙探査機にはスラスタが必要となる。 その用途は様々であり、その用途に応じた様々なスラスタの研究開発が進められている。　 たとえば、ホイールのアンローディングやフォーメーションフライトのための微調整、デブリにならないための軌道離脱、静止軌道上での南北及び東西制御、 また軌道変更や低高度衛星であれば大気による抵抗補償、深宇宙探査のためのメインエンジン等々が挙げられる。 これを全部をカバーできる推進機はこれまでの所なく、それぞれ適材適所で仕事をすべく研究開発が続けられている。たとえば２液式スラスタは推力が非常に大きいが、比推力が小さいため、大気抵抗の補償や南北制御には向かないが、短時間の軌道変更には最適である。逆にイオンエンジンは比推力が大きいが推力が小さいため、軌道変更や軌道離脱には時間がかかる。

　これらのスラスタのうち、実機に搭載されたもしくは搭載可能なものも多い。平行平板型のＰＰＴしかり、 大阪工業大学が打ち上げる衛星「PROITERES」には 同大学が開発したＰＰＴを搭載予定であり、東京都立産業技術高等専門学校の小型衛星「輝汐（KISEKI)」にはレーザー着火スラスタが搭載された。

　　
　 イオンエンジン コールドガスジェット1 2液式スラスタ アークジェット マイクロ波励起プラズマスラスタ
推力 1 mN 5 mN 1.5 N 8.6 mN 0.5 mN
比推力 4,000 sec 30 sec 150 sec 78 sec 290 sec
消費電力 30 W --- 　 6.5  W 6 W
作動ガス キセノン キセノン DME/H2O2 N2 He
　主用途 南北制御・深宇宙探査・抵抗補償・軌道離脱 姿勢制御・軌道変更 軌道変更・軌道離脱・ホイールのアンロード 軌道変更 軌道変更
　実用化 △ ◎ △ △ △

　
　 ＰＰＴ（平行平板） ＰＰＴ（同軸） レーザー着火スラスタ2 ＦＥＥＰ エレクトロスプレースラスタ3
力積 ３０ µNs 420 µNs 60 mNs 150 µN 5.6 µN
比推力 1100 sec 500 sec 100 sec 2500-4500 sec 3500 sec
消費電力  6 W 10 W 　1 W 6 W 0.12 W
作動ガス テフロン テフロン B/KNO3  セシウム ionic liquid EMI-BF4
主用途　 姿勢制御・軌道修正 姿勢制御・軌道修正 姿勢制御 フォーメーションフライト・姿勢制御 姿勢制御・
実用化 ◎ ◎ ◎ ◎ △

　

1第48回宇宙科学技術講演会1C17 μ-LabSatII のシステム設計

2M. Nakano, et al., "Laser Ignition Microthruster Experiments on KKS-1," TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, Vol. 8 (2010) No. ists27 pp.Pb_7-Pb_11

3Robert S. Legge Jr. at. al, "Fabrication and Characterization of Porous Metal Emitters for Electrospray Thrusters,"IEPC-2007-145.

実用化レベル

◎: 実機搭載実績有りもしくは可能

○: 開発終了間近

△:開発段階

×:構想段階

　

　

　

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