1. 3行でわかる／読む前に知っておくこと／シリーズの中での位置

• 電気推進は「小さな力で、少ない推進剤」の推進方式です。電気のエネルギーで推進剤を加速して噴き出します。たとえば速度を3 km/s 変えるのに、比推力300 s の化学推進では衛星の質量の約64 ％が推進剤ですが、比推力1,500 s なら約18 ％、3,000 s なら約10 ％で済みます 本稿の計算
• 推力は電力で決まり、小さくなります。NASA の報告は、電気推進の推力電力比は一般に75 mN／kW 未満で、500 W を使える小型衛星でも推力は38 mN 以下だと述べます。そのため、数百〜数千時間動かし続けます 事実［参考資料1］
• 材料の話は「削れ・付着・熱」に集約されます。イオンエンジンのグリッド、ホールスラスタの放電室の壁、陰極の含浸材は、イオンや高温にさらされながら数万時間を持たせる部品です。寿命試験では、51,184 時間・918 kg のキセノンまで動かした例があります 事実［参考資料8］

2. なぜ電気推進か：比推力とロケット方程式

推進剤を後ろへ噴き出すと、その反動で前へ進みます。このときの力が推力で、NASA Glenn の解説は「推力は、噴き出す質量の流量に噴き出す速さをかけたもの」と整理しています 事実［参考資料2］。同じ解説は、比推力 Isp を「推力を、推進剤の重さの流量で割ったもの」と定義し、単位は秒（s）になります。排気の速さを重力加速度 g0 で割った値と同じ意味です 事実［参考資料2］。つまり比推力は「推進剤をどれだけ有効に使えるか」という燃費の指標で、大きいほど少ない推進剤で済みます。

では、比推力が高いと何が得られるのでしょうか。速度を変えるのに必要な推進剤の量は、理想ロケット方程式で計算できます 事実［参考資料3］。推進剤が最初の質量に占める割合は、1 − exp（−Δv／(g0 × Isp)）です。g0 は 9.80665 m／s² です 事実［参考資料4］。

図のとおり、Δv ＝ 3 km/s なら推進剤は約64 ％（Isp 300 s）、約18 ％（1,500 s）、約10 ％（3,000 s）と減ります。Δv ＝ 6 km/s なら約87 ％、約33 ％、約18 ％です 本稿の計算。化学推進は大きな力を短時間出す方式で、NASA の表では、小型衛星向けの機器の比推力は約40〜310 s の範囲です。電気推進は、方式によって約20〜3,200 s の範囲にあります 事実［参考資料1］。

3. 推力は小さい：力を決めるのは電力

電気推進では、使える電力が推力を決めます。電気から運動エネルギーに変えるときの効率を η とすると、排気のエネルギー（½ × 流量 × 排気速度²）が η × 電力 P になり、推力 F ＝ 流量 × 排気速度ですから、F ＝ 2ηP／(g0 × Isp) となります 本稿の計算。つまり、同じ電力なら比推力を上げるほど推力は下がります。

NASA の表4-10 から、推力・比推力・電力がそろっているキセノン使用のホールスラスタ15機種を選んで計算すると、推力電力比は約45〜66 mN／kW、総合効率に直すと約0.27〜0.52 でした。グリッド式イオンの BIT-3（ヨウ素）は約14 mN／kW（効率約0.14）です 本稿の計算。NASA の報告が述べる「一般に75 mN／kW 未満」と矛盾しない値です 事実［参考資料1］。

4. 電気推進の種類の地図

NASA の報告は、電気推進を、推進剤の加速のしかたで電熱式・静電式・電磁式の3つに分けます 事実［参考資料1］。小型衛星向けの機器の推力と比推力の範囲を、NASA の表4-1 から地図にしました。

すべて 事実（NASA の報告 ［参考資料1］ の記述を整理した。表の並べ方は 本稿の計算）。飛行例は、同報告に書かれた主なもの。

5. グリッド式イオンエンジン：グリッドの「削れ」

グリッド式イオンエンジンは、プラズマ放電で気体の推進剤（キセノンなど）をイオンにし、2枚の格子（イオン光学系）に電圧をかけて、イオンを後方へ加速します。放電の方式は2通りで、内部の陰極から電子をぶつける直流方式と、陰極のない高周波・マイクロ波方式があります。高い電圧で動かし、ビームの電気を中性に保つ外部の陰極（中和器）が要ります。比推力は高くできますが、推力の密度は空間電荷効果（同じ電気を帯びたイオンが反発し合うこと）で限られます 事実［参考資料1］。

元のSVG・数値・出典を確認する

元SVGの説明：概念図（ベクター作図）。グリッド式イオン（左）とホールスラスタ（右）の断面を単純化した図と、材料が効く場所。部品の名称と注意点は NASA の報告 ［参考資料1］ による。陰極の材料は NASA Glenn の検査報告 ［参考資料10］、炭素系グリッドは NASA の報告 ［参考資料11］ による。

グリッドは、イオンに削られながら、すき間を保つ部品

NASA の報告によれば、グリッドの間は通常1 mm 未満で、この狭いすき間のおかげで強い電場と推力が出ます。そのかわり、異物がすき間をまたぐと短絡します。また、グリッドの間や後ろで生まれた電荷交換イオン（途中で電子を受け取って性質が変わったイオン）がグリッドに当たって、少しずつ削ります。時間がたつと、グリッドの構造が壊れる、電子が逆流する、削れた導電性の材料がたまって短絡する、といった故障につながります 事実［参考資料1］。

NASA の Deep Space 1 の予備エンジンは、30,352 時間の長時間試験（1998年10月開始、2003年6月26日に自主的に終了）にかけられました 事実［参考資料6］。試験後の分析では、次のことが報告されています 事実［参考資料7］。

• 加速グリッドの穴が広がり、グリッドのすき間が狭くなったことで、26,000 時間で、全出力時に電子の逆流を防げなくなった
• 加速グリッドには、網目の部分を貫く穴状の侵食（ピット）ができ、中央付近では溝が厚さの45 ％に達した
• 加速グリッドから削れて飛んだ材料がスクリーングリッドの下流側に付着したが、はがれ落ちる（剥離してフレークになる）ことはなかった

NASA Glenn の次世代エンジン NEXT の長時間試験は、2005年6月から2014年2月まで続き、51,184 時間、キセノン918 kg、総インパルス35.5 MN·s に達して、自主的に終了しました 事実［参考資料8］。試験後の検査では、グリッドの摩耗が詳しく測られました 事実［参考資料9］。

NEXT の検査で目立つのは、次の点です 事実［参考資料9］。

• グリッド間のすき間の変化は、中央で−4 ％、平均で−7 ％でした。発表資料は、NSTAR の試験の−30 ％と比べ、「すき間を安定させる工夫は大きく成功した」と述べます
• 加速グリッドの質量は、実測で29.5 g 減り、堆積物の質量（12.4 g）を補正して、侵食による減少は約42 g と推定されています（NSTAR の試験では33.7 g）。スクリーングリッドの最小の厚さは、試験前の86 ％でした
• 削れた材料と炭素の堆積が見つかりました。炭素は、逆スパッタ（はね返り）で付いたものと推定されています。グリッドの穴の径は堆積で平均2.2 ％小さくなりました
• 加速グリッドの穴の下流側の径は、堆積を除いて24〜33 ％広がり、最小の穴径は約5〜7 ％広がりました

炭素系のグリッドという選択肢

グリッドの材料はモリブデンが従来の基準で、NASA の論文は、炭素系の材料を、モリブデンに対する相対で比べています 事実［参考資料11］。NASA Glenn の報告は、「炭素系の材料は、モリブデンに比べて、スパッタ侵食への耐性がほぼ一桁よい」と述べます。炭素・炭素複合材（炭素繊維を炭素で固めたもの）や熱分解炭素のグリッドが、複数のプログラムで試されました 事実［参考資料11］。NASA JPL の報告は、30 cm の炭素・炭素のグリッドが振動試験に損傷なく合格したと述べると同時に、15 cm 以上の大きさのグリッドでは、振動試験に通るかどうかを含めて多くの問題に出合ってきた、とも記しています 事実［参考資料12］。

6. ホールスラスタ：放電室の壁と磁気シールド

NASA の報告は、ホールスラスタを、飛行した台数でみると最も成功した電気推進だと述べます。1971年にソ連が SPT-60 を飛ばしたのが最初で、その後2018年までに300機超が飛びました。ソ連以外で初めて飛んだのは、2003年の ESA の SMART-1 に載ったフランスの PPS-1350 です。2019年からは、Starlink の120機と OneWeb の6機がそれぞれホールスラスタを使い、飛行機数が一気に増えました。NASA の報告は、2026年4月までに SpaceX が11,500機超の Starlink を打ち上げたと記しています 事実［参考資料1］。

しくみは、環状の放電室の奥に電極（陽極）を置き、軸方向の電場と、半径方向の磁場をかけるものです。電場と磁場が直交するため、電子は回りながらゆっくり進み、その電子がキセノンなどの中性の推進剤にぶつかって電離させます。できたイオンは電場で加速されて後方へ出ます。電子は、陰極から供給され、ビームの電気も中性にします。ホールスラスタは、グリッド式より比推力は低いものの、推力電力比が高く、設計が単純で、効率もよいので、多くの任務でバランスのよい選択肢になります 事実［参考資料1］。

壁が削れて、寿命を決める

NASA の報告は、従来型のホールスラスタの寿命は、主に放電室の壁の侵食で、磁気シールド型は、主に磁極のカバーの侵食で決まると述べます。性能も、侵食や汚染で寿命の間に変わりうると述べます 事実［参考資料1］。放電室の壁には、窒化ホウ素（BN）のセラミックが使われてきました 事実［参考資料13］。

NASA JPL は、磁気シールドという磁場の配置を示しました。壁の近くの磁場を工夫して、プラズマが壁にぶつかるのを減らし、BN の壁の侵食を大きく減らして、寿命を桁で延ばせることを示したと述べています 事実［参考資料13］。さらに、壁を守れるようになったため、絶縁体の壁を導体に替えることもできました。6 kW の H6 で BN のリングを黒鉛に替えても、スラスタの効率は60 ％を超え、BN の基準構成との差は2 ％以内でした。黒鉛の壁は温度が大きく下がり、セラミックの壁よりも、打ち上げの荷重に耐える製作が簡単で安く、放射で熱を逃がしやすいので、より大きな出力に向くと同じ報告は述べます 事実［参考資料13］。

7. 陰極と推進剤：材料の選び方

中空陰極：多孔質のタングステンに、バリウムを含ませる

グリッド式でもホール式でも、電子を出す陰極が要ります。NASA Glenn の NEXT の検査報告は、陰極のインサート（電子を出す部品）を、多孔質のタングステンの母材に、バリウム・酸素・アルミニウム・カルシウムを主な成分とする含浸物を入れたものとして調べています。電子顕微鏡や X 線回折を使って、含浸物の分布、エッチングされた領域の厚さ、放出面の形状と相を観察しました 事実［参考資料10］。想定していた故障の一つは「インサートのバリウムの枯渇」で、陰極が高温になりすぎたり、点火できなくなったりします 事実［参考資料10］。この検査では、未使用のインサートと長時間試験のインサートで、含浸物の面積比が不確かさの範囲内で同じで、タングステンの母材と含浸物の微細構造に大きな変化は見られませんでした 事実［参考資料10］。

NASA の報告は、陰極の寿命は推進剤の純度と、打ち上げ前の大気や湿気への露出に敏感だと述べ、供給系の清浄さ、ベーキング、高純度の推進剤が重要だとします。ヒーターのない陰極（ヒーターレス陰極）も進んでおり、JPL の MaSMi の試験では、2万5千回の点火を行うヒーターレス陰極の実証があります 事実［参考資料1］。

推進剤：何を噴き出すか

電気推進の「燃料」も、材料との相性の問題です。NASA の報告は次のように整理します 事実［参考資料1］。

• キセノン：ホール式が飛行で主に使ってきた推進剤。分子量が大きく、電離のエネルギーが低く、扱いやすい
• クリプトン・アルゴン：Starlink がクリプトンを使い、第2世代ではアルゴンも使う。キセノンより効率は下がり、貯蔵の条件も難しいが、ずっと安い。数千機の規模では、価格と供給が理由になると述べられる
• ヨウ素：キセノンの3倍の貯蔵密度で、固体のまま蒸気圧が低い。ただし強い酸化剤で、長時間にスラスタや衛星へ及ぼす影響はほとんどわかっていない。2020年11月に打ち上げられた Beihangkongshi-1 が、ヨウ素推進の最初の軌道実証で、90分の噴射2回で高度を700 m 変えた。BIT-3 を載せた LunaH-Map は、推進系が動かず、タンクのバルブが閉じたまま固着したとチームは結論づけた（原因にヨウ素が関わるかは書かれていない）
• 水：電熱式（抵抗加熱）の推進剤。Bradford、Pale Blue、Aurora の機器が使う
• PTFE・金属：パルスプラズマは PTFE を削って使う。真空アークはモリブデンなどの金属を使う。エレクトロスプレーはイオン液体やインジウム・ガリウムを使う

8. どれだけ動いたか：飛行の実績と寿命試験

電気推進の評価で最も大事なのは「何時間、どれだけの推進剤を使って動いたか」です。NASA の資料から、数字の取れる例を並べます。

• Dawn（飛行）：NASA JPL が開発したイオン推進系で、1,218 kg の探査機を2007年に打ち上げ、ベスタとセレスを訪れました。2016年6月時点で、推進系は48,454 時間以上動き、キセノンを約401 kg 使い、速度を11.0 km/s 以上変えました。これは搭載の推進系として記録だと述べられています 事実［参考資料5］
• NEXT の長時間試験（地上）：51,184 時間、キセノン918 kg、35.5 MN·s 事実［参考資料8］
• JPL の MaSMi（地上）：磁気シールドの小型ホールスラスタ。7,205 時間の摩耗試験でキセノンを100 kg 以上使い、総インパルスは約1.55 MN·s でした。同じ試験機で8,187 時間・1.73 MN·s まで延長する計画が NASA の表に書かれています 事実［参考資料1］
• BHT-600（地上）：NASA Glenn で7,000 時間の試験を行い、キセノンを70 kg 使ったところで終了しました 事実［参考資料1］
• SPT-70（地上）：実験で3,100 時間の寿命、約450 kN·s が示されています 事実［参考資料1］
• GOCE（飛行）：ESA の重力衛星（質量1,000 kg）が、高度220〜260 km で、2基のグリッド式イオン（T5）によって空気抵抗を打ち消し続け、2013年10月にキセノンが尽きるまで運転しました 事実［参考資料1］
• Hayabusa（飛行）：JAXA の探査機（質量510 kg、2003年5月9日に打ち上げ）は、2004年5月に、イオンエンジンの加速による地球スイングバイを行いました。イオンエンジンの性能の実証が目的の一つでした。論文の題名からは、マイクロ波放電式のイオンエンジンだったことがわかります 事実［参考資料18］［参考資料16］［参考資料17］。Hayabusa2 の拡張ミッションは、イオンエンジンの燃料のキセノンが約半分残っているのを使うと、JAXA は述べています 事実［参考資料19］
• OneWeb（飛行）：BHT-350 を載せた80機が2022年12月〜2023年1月に打ち上げられ、2023年8月時点で100基超が運転中、すべて正常と報告されています 事実［参考資料1］

うまくいかなかった例もあります。LunaH-Map は BIT-3 が動かず、ミッションが2023年末に終わりました 事実［参考資料1］。UWE-4 は、4基のスラスタのうち3基で異常が出ました 事実［参考資料1］。

9. 衛星への影響：熱とプルーム

スラスタは、衛星のすぐ隣で高温の機器として動き、プラズマを噴き出します。衛星の材料は、この「隣人」の影響を受けます。

元のSVG・数値・出典を確認する

元SVGの説明：概念図（ベクター作図）。スラスタが衛星に及ぼす影響。熱の回り込みとプルームの影響は、NASA の報告 ［参考資料1］ と、SPT-100 の試験片の試験の要旨 ［参考資料15］ による。

• 熱：ホールスラスタの熱は、大半が表面から直接放射されますが、取り付け部、配管、配線から衛星へも回り込みます。アンビポーラやパルス式のように効率が低いと、熱の負荷も大きくなります 事実［参考資料1］。本体の熱の設計は「宇宙機の熱制御」編を参照してください
• プルーム（排気のプラズマ）：ホールスラスタのプルームのイオンは、広い角度でも表面を削ったり汚染したりします。地上の測定は、広い角度では実際より小さく出ることがあります 事実［参考資料1］
• 試験片の例：NASA は、SPT-100 のプルームに試験片を50時間さらしました。最も強い領域ではスラスタに向いた試験片の材料が正味で減り、周辺では付着が見られ、光学特性が変わりました。コリメーター（絞り）の中の試料の変化は、不確かさの範囲内でした 事実［参考資料15］
• エレクトロスプレー：推進剤が導電性で、付着すると短絡を起こしたり、太陽電池などを汚したりします。プルームシールドで守ることが多いです 事実［参考資料1］

10. 限界と、確認できなかったこと

• この記事の中心：NASA の小型衛星向けの報告（180 kg 以下の衛星の機器）と、NASA の技術報告書に基づく。大型の静止衛星用の大電力ホールスラスタ、核電気推進、磁気プラズマ推進は、一次資料を確認していないので扱わない
• 推進剤の価格と供給：市場の見積もりは使わない方針なので、キセノンの価格の数字は示さない
• 要旨のみ確認した文献：図6〜8で使った多くの NTRS の報告は要旨のみ確認した（参考資料に明記）。NEXT の検査の発表資料とインサートの報告は本文を確認した
• Hayabusa の数字：イオンエンジンの運転時間・推進剤量・性能の数字は、JAXA の公式ページと NASA の要旨からは確認できなかった。IEEE の論文は題名と書誌のみ確認し、本文は未確認
• グリッドの材料：各エンジンのグリッドの材料（モリブデンか炭素系か）は、資料から確認できなかったものは書かない
• 計算：推進剤の割合、推力電力比、日数は、簡単な式による説明用の値で、実在の衛星の予測ではない
• 標準の本文：ECSS の標準の要求の本文は確認していない。ISO の電気推進の標準は、確認した範囲では発行済みのものを見つけていない
• ASTM：ASTM のサイトは開いていない

11. 評価・標準の読み方

電気推進の評価は、「地上の真空チャンバーで測った性能」と「飛行での実績」と「材料の摩耗の検査」を組み合わせて行います。物差しは、(1) 推力と比推力と効率（公称の運転条件での値）、(2) 総インパルスと推進剤の通過量（kg）、(3) 寿命試験の運転時間と、試験後の摩耗の測定、(4) 点火回数などの繰り返し、(5) プルームが他の表面に及ぼす影響、(6) 開発の成熟度、の6つです。いずれも試験設備の条件で値が変わります。

この表の並べ方は 本稿の計算（本稿の整理）。標準の番号・題名・状態は、ECSS と ISO の公式ページで確認した（確認日 2026年10月17日）。ISO の本文は有料のため、題名と範囲にとどめた。ASTM のサイトは開いていない。

読むときの注意（素材技術者へ）

• 「公称値」と「全範囲」は別：NASA の表は、各機器の公称の運転条件の値だけを載せており、全範囲は参考文献を見るよう求めています
• 地上の試験と飛行は別：設備の背圧やプルームの測定の角度で、地上の値が飛行からずれることがあります
• 検証されていない数字がある：NASA の表は、「特に発表されていない限り、データが独立に検証されたと考えない」と注意書きを付けています
• 標準は発行済みかを確認：ISO/DTR 26097 のように策定中のものは、要求として使えません

12. 用語集

13. 参考資料

1. NASA（Small Spacecraft Systems Virtual Institute） "State-of-the-Art of Small Spacecraft Technology" 第4章 In-Space Propulsion（2026年版。表4-1、4-9、4-10、4-11を含む。確認日 2026年10月17日） — nasa.gov/smallsat-institute/sst-soa/in-space-propulsion/
2. NASA Glenn Research Center "Specific Impulse"（推力、全推力、比推力 Isp ＝ Veq／g0 の定義。確認日 2026年10月17日） — grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/specimp.html
3. NASA Glenn Research Center "Ideal Rocket Equation"（理想ロケット方程式。確認日 2026年10月17日） — www1.grc.nasa.gov/beginners-guide-to-aeronautics/ideal-rocket-equation/
4. NIST "standard acceleration of gravity"（9.806 65 m／s²、厳密値。CODATA 2022。確認日 2026年10月17日） — physics.nist.gov/cgi-bin/cuu/Value?gn
5. Garner C. E., Rayman M. D.（NASA JPL） "In-flight Operation of the Dawn Ion Propulsion System Through the Low Altitude Mapping Orbit at Ceres"（2016年。要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20190025608
6. Sengupta A., Brophy J. R., Goodfellow K. D.（NASA JPL） "Status of the extended life test of the Deep Space 1 flight spare ion engine after 30,352 hours of operation"（要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20060043359
7. Anderson J. R., Sengupta A., Brophy J. R.（NASA JPL） "Post-Test Analysis of the Deep Space One Spare Flight Thruster Ion Optics"（要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20110013157
8. Shastry R., Herman D. A., Soulas G. C., Patterson M. J.（NASA Glenn） "End-of-Test Performance and Wear Characterization of NASA's Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) Long-Duration Test"（2014年。要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20140016766
9. Soulas G. C., Shastry R.（NASA Glenn） "Post-Test Inspection of NASA's Evolutionary Xenon Thruster Long Duration Test Hardware: Ion Optics"（2016年7月25日の発表資料。全文を確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20170002704
10. Mackey J., Shastry R., Soulas G.（NASA Glenn） "Characterization of the NEXT Hollow Cathode Inserts After Long-Duration Testing"（本文を確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20170009085
11. Haag T., Patterson M., Rawlin V., Soulas G.（NASA Glenn） "Carbon-Based Ion Optics Development at NASA GRC"（2002年。要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20020061976
12. Snyder J. S., Brophy J. R.（NASA JPL） "Performance Characterization and Vibration Testing of 30-cm Carbon-Carbon Ion Optics"（要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20070022514
13. Goebel D. M., Hofer R. R., Mikellides I. G., Katz I., Polk J. E., Dotson B.（NASA JPL） "Conducting Wall Hall Thrusters"（2013年。要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20150007838
14. Mikellides I. G., Ortega A. L.（NASA JPL） "Assessment of Pole Erosion in a Magnetically Shielded Hall Thruster"（2014年。要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/20160008257
15. Pencil E. J.（NASA Lewis） "Preliminary far-field plume sputtering characterization of the Stationary Plasma Thruster (SPT-100)"（要旨のみ確認） — ntrs.nasa.gov/citations/19940020293
16. Abell P. A.（NASA） "The Hayabusa Spacecraft Sample Return Mission"（要旨のみ確認。2003年5月9日打ち上げ、イオンエンジンの性能実証が目的の一つ） — ntrs.nasa.gov/citations/20100033487
17. Kuninaka H., Nishiyama K., Funaki I., Shimizu Y., Yamada T., Kawaguchi J. "Assessment of Plasma Interactions and Flight Status of the HAYABUSA Asteroid Explorer Propelled by Microwave Discharge Ion Engines", IEEE Transactions on Plasma Science, 34(5), 2125-2132（2006年。題名と書誌のみ確認。本文は未確認） — doi.org/10.1109/TPS.2006.876513
18. JAXA 宇宙科学研究所（ISAS） "HAYABUSA"（質量510 kg、M-V-5での打ち上げ、2004年5月のイオンエンジンによる地球スイングバイ。確認日 2026年10月17日） — isas.jaxa.jp/en/missions/spacecraft/past/hayabusa.html
19. JAXA 宇宙科学研究所（ISAS） "Hayabusa2"（拡張ミッションがイオンエンジンの燃料キセノンの残り（約半分）を使うこと。確認日 2026年10月17日） — isas.jaxa.jp/en/missions/spacecraft/current/hayabusa2.html
20. ECSS ECSS-E-ST-35C Rev.1 "Propulsion general requirements"（2009年3月6日。確認日 2026年10月17日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-35c-rev-1-propulsion-general-requirements/
21. ECSS ECSS-E-ST-35-01C "Liquid and electric propulsion for spacecraft"（2008年11月15日。確認日 2026年10月17日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-35-01c-liquid-and-electric-propulsion-for-spacecraft/
22. ISO ISO/DTR 26097 "Space systems — Micro-cathode arc propulsion module for CubeSats"（草案の技術報告。状態は「策定中」、段階50.00。確認日 2026年10月17日） — iso.org/standard/92605.html

14. 主張と出典の対応表

最終更新：2026年10月17日／出典は一次資料（NASA の小型衛星技術の報告、NASA の技術報告書、NASA Glenn、NIST、JAXA、ECSS と ISO の公式ページ、査読論文の書誌）に限っています。推進剤の割合、推力電力比、日数は本稿が説明のために計算した値で、実在の衛星を予測するものではありません。 大型のホールスラスタ、推進剤の価格、各エンジンのグリッドの材料、Hayabusa のイオンエンジンの数字、標準の本文の要求は確認できなかったため、記載していません。