地震先⾏現象検知による確率地震発⽣予測実証CubeSat- 第11回気象⽂化⼤賞；地震先⾏電離圏変動現象検知のためのCubeSatのエンジニアリング・モデル製作：衛星バス・サブシステムの統合 -PreludePREcursory eLectric fieldobservation cUbeSat
DEmonstrator＜技術的なブレークスルー、アピールポイント＞
・D領域電⼦密度上昇に起因するVLF 帯電磁波強度減少現象の解明のために特化した超⼩型衛星搭載⽤ハイブリット型電場・プラズマセンサーを開発．
・地震のみならず⾃然災害減災・予測への利⽤ができるなどの利点があり，宇宙からの地球電磁気的な観測で⾃然災害予測の分野を発展させ，宇宙産業の成⻑が期待できる．
＜軌道上での実証内容＞
・短期地震予測技術に必要な電離圏で発⽣する地震先⾏現象（夜間VLF波電磁波強度減少現象）の検知から確率的短期地震発⽣予測を準リアルタイムで⾏い，宇宙から短期地震予測の実証実験をおこなう．

実証テーマ概要ー地震に先⾏する電離圏電⼦密度変動ー
先行現象の事例と先行研究の衛星地震の先行現象は様々であり，地震発生前の地震活動の変化や地殻変動，地下水ラドン濃度上昇といった現象が発見されているが短期間(数日～数時間)での予測に至るだけの科学的根拠は未だ無い．
1980年代より地震先行電離圏変動現象の存在が指摘される．
2004年ー2010年フランスCNESにより同現象を検証するDEMETER衛星が運用された．
夜間にVLF帯1.7kHz帯電磁波の信号強度が減少
マグニチュード5以上の地震に対して，① 信号強度が4～6dB(3σ以上の)程度減少，➁ 4時間前～地震時・震央から500km以内で発生．地震発生前における電離圏D領域における電子密度が20～30％上昇したことが電磁波強度変動に起因している可能性がある．

2018年より中国・イタリアによる同現象を検証するCSES衛星が運用されている．

CSES

DEMETER仏,130 kg,2004～2010

中国・イタリア,730 kg,2018～

本提案衛星は地震先行電離圏変動現象のメカニズム解明のために，擾乱の少ない日陰時に観測を行う．

実証テーマ概要ー提案プロジェクト概要ー
DEMETERの先行研究で有望な地震先行VLF波帯電磁波強度減少現象の検証を行うCubeSat
衛星を開発する．DEMETERやCSESとは異なり多種多様な観測をせず，目的とする現象に機能を特化する．
観測原理は，電磁波強度減少の起因とみられる電離圏D領域の電子密度上昇を近隣雷の電波やVLF波帯航行用電波を受信することで検知する．現象の判定の高精度化のために全電子数（TEC）観測や衛星周辺のプラズマ計測も行う．

実証テーマ概要ー6UキューブサットPreludeー
仕様項⽬

仕様

投⼊軌道

太陽同期準回帰軌道

衛星⾼度５００〜７００km

打ち上げ⽅式

ピギーバック⽅式

⼨法100mm×226.3mm×366mm

質量約10kg

通信帯域

アップリンク：S‐band
ダウンリンク：S‐band

ミッション期間

2年間+α

電場・プラズマハイブリッドセンサユニット

伸展ブーム

電場・プラズマハイブリッドセンサ

電子放出機

実証テーマ概要ー実証ステップー

実証テーマ概要ー計測⽅法ー
日陰時に地心指向制御を維持しVLF帯電磁波観測，GNSS受信機による全電子数の観測，プラズマ計測を実施．電磁波計測では，統計的評価につながるSurvey，発生機構解明および先行変動検知の高精度化につながるBurstの2モードで計測を行う．
夜間常時観測（Burstデータ）
本衛星の観測は日陰判定を衛星内部で行い，日陰判定時のみサンプリング周波数40kHzで取得する．
データ量は，１日当たり3.76GBとなるため，観測生データは地上局が地震時間を指定してダウンリンクする方式を採用する．地震発生直前と非地震発生時のデータを比較する為に，地上局から前後１軌道分の生データを要求する．
そのため3日以上の保存ができるメモリであり，ドライブレコーダーのように書き換えが容易な設計を採用する．
日照時解析（Surveyデータ）
夜間常時観測したデータは，日照判定時に衛星オンボード上でFFT解析を行う．
周波数分解能は1024点，データのサンプリング周期は1Hzとする．
プラズマ計測衛星周囲のプラズマ状態（電子密度・電子温度，イオン密度・イオン温度）を観測する．
電離圏全電子数観測（TEC（Total Electron Content））
GNSSのL1/L2波長の位相差を観測する．
位相差からGNSSとPrelude衛星間の電離圏全電子数を観測する．

実証テーマ概要ーデータ取得フローー
VLF波帯電磁波計測では，次のようなデータ取得を行う．

衛星内部処理
日陰時
常時観測

日照時
観測データ解析(FFT解析)バンドパスフィルタ
読み出し

Burstデータ(観測生データ)
伸展ブーム先端にある各電極の電位差から求まる電場

近隣雷

航行用電波

観測・解析データ保存
Survey（常時）Burst（オンデマンド）
地震時刻
Burstデータ要求（オンデマンド）

コマンド
アップリンク

データ
ダウンリンク

地上解析
Surveyデータ(解析データ)
BurstデータをFFT解析，周波数毎の電場強度

エンジニアリングモデルの製作（バス・サブシステム統合）
 各種設計解析（電⼒・構造・熱・内外通信データ・ミッション）
VLF電磁波，プラズ
マパラメータ，TEC，
衛星位置・状態の観測機設計
観測ノイズを制限す
る衛星構造設計
展開型ヒンジの開発

ミッションデータの時間・空間的情報圧縮

 エンジニアリングモデル（電⼒・データ処理・構造）の製作・サブシステム試験
プローブ・太陽電池パネル保持開放機構（HRM）試験

EMサブシステム間の通信試験

EM基板の設計・製作

エンジニアリングモデルの製作（物理システム図）
バスシステムの設計は過去の衛星のシステム構造と技術を極力用いる方針．
伸展ブームはOrigami-Sat1の技術を踏襲．
電場・プラズマ計測センサは（仏）DEMETERの技術を踏襲し小型化．

エンジニアリングモデルの製作（基板設計・製造）
EM基板ver1の修正箇所を検証するための基板を作成・検証．
ADC基板に電源を投入する際に用いるコンバーターの回路修正 (基板①)
GPSに電源を投入するコンバーターの回路修正 (基板②)Deploymentスイッチとinhibitスイッチ箇所の回路修正 (基板③)バッテリー基板のスタック方法の変更 (基板④)

基板①

基板②

基板③

基板④

EM基板ver2(最終版)設計中
EM基板ver1を改良し, EM基板ver2を作成
右図は現在作成しているCDH - COM基板のボード図

CDH ‐ COM基板のボード図

エンジニアリングモデルの製作（ソフトウェア設計・実装）
衛星の各サブシステムの単体動作検証用のプログラムを作成・検証を確認．
また，運用シーケンスのに沿った統合用ソフトウェアを作成・検証を確認．

EPS基板
バッテリ基板CDH基板の電源ON

EPS基板の電源ON

CDH/COM基板
インヒビット基板

統合用コード統合時概要図初期シーケンスにあるバスシステムの電源投入統合コードを作成・確認．現在，各サブシステムの電源投入後の初期動作確認を行なっている．

エンジニアリングモデルの製作（構造設計）
6U構体と構体支柱，伸展プローブの保持パネル，保持展開機構，内部機器の固定ジグを設計
モックアップを作成し，組み立て手順，ハーネスの取り回し，太陽セルの配置を確認
プローブ保持パネル

6U構体フレーム・⽀柱の設計

プ

リアクションホイール
ボックス
Star&Sunカメラジグ

モックアップ作成と組み⽴て⼿順・ハーネスの取り回し確認

Sunカメラ保持展開機構計

Starカメラ

Generative DesignによるStar&Sunカメラジグの設計

バスユニットNadir&ブーム
カメラジグ

太陽電池セルの配置検討

エンジニアリングモデルの製作（構造解析）
衛星筐体強度が，打ち上げ時の要求を満たしているのかを確認．解析結果を以下に示す．

静荷重解析結果（最大応力=49.5MPa)

固有値解析結果（モード数=1,固有振動数=580Hz)

固有値解析では，本衛星筐体の固有振動数が打上げ条件の120Hz以上であることを確認．
静荷重解析では，衛星にかかるであろう最大荷重を負荷した際に，最大荷重を耐えうる構造であるかを確認．最大応力は49.5MPaであり, 安全余裕MSを十分満たす結果である．
𝑀𝑆
ただし, 𝜎𝜎𝜎15.80

0：許容応力[MPa], 𝜎：フォンミーゼス応力[MPa] とし, 安全率を1.5としている.

エンジニアリングモデルの製作（熱解析#1）
本衛星を軌道上で運用する際，各機器の温度が動作温度範囲内であることを節点解析にて確認．以下に解析結果を示す．
節点解析の解析条件
最悪高温時：太陽からの熱入力が最も高く、搭載機器の内部発熱が最も高い時
最悪低温時：太陽からの熱入力が最も低く、搭載機器の内部発熱が最も低い時

最悪低温時

最悪高温時

筐体の熱変動

筐体の熱変動

バス機器の熱変動

バス機器の熱変動

エンジニアリングモデルの製作（熱解析#2）
最悪低温時

ミッション機器の熱変動

ミッション機器の熱変動

解析結果

今後の解析
過去に行われていたThermalDesktopの有限要素法による熱解析モデルに設計変更分のモデル、モデル化未完了のモデルを追加し解析を回す．

節点12345678910111213141516

機器名x Panel– x Panely Panel– y Panelz Panel– z Panelz Expansion Panel– z Expansion Panely Structure Panel– y Structure Panel
RW,STTADC,CDH/COM unit
EPS unit
MISSION1MISSION2MISSION3

許容温度範囲 [°C]
– 150 ~ 150– 150 ~ 150– 150 ~ 150– 150 ~ 150– 40 ~ 85– 40 ~ 85– 150 ~ 150– 150 ~ 150– 20 ~ 60– 20 ~ 60– 10 ~ 60– 20 ~ 60
10 ~ 45–40 ~ 125
–40 ~ 125
–40 ~ 125

高温最悪条件 [°C]-22~34-22~34-12~20-12~20-12~15-12~15-12~19-12~19-12~20-12~20-3~20
15~47
11~25
3~18
6~17
2~17

低温最悪条件 [°C]-24~19-24~19-17~14-17~14-17~8-17~8-17~13-17~13-17~14-17~14-11~10
4~18
2~16-6~8-3~6-7~7エンジニアリングモデルの製作（電⼒解析）
最大消費電力本衛星において最大となる消費電力は地上局と通信し，ミッションデータを取得する時である．この際の消費電力は以下の表になる．
機器

動作時間 [s]発電電力
本衛星は太陽パネルを以下の枚数搭載している．

1 軌道当たりの消費電力 [W]ミッション系

2114 (夜間時)

0.859

軸

セル枚数

通信機（受信）4440 (定常時)

2.085

X軸

121320 (地上局通信時)

1.982

GNSS

5670

1.300

Y軸

36

通信系基板

5670

0.185

Z軸

24

コマンドデータ処理系基板

5670

0.331合計

72

電源系基板

5670

3.527

姿勢制御系

5670

1.746

-12.01

通信機（受信+送信）

合計

最小消費電力本衛星における最小となる消費電力は地上局と通信を行わず，衛星が省電力モードになっているときである．この際の消費電力は以下の表のようになる．
機器
ミッション系

動作時間 [s]1 軌道当たりの消費電力 [W]005760 (定常時)

2.705

00

GNSS

5670

1.300

通信系基板

5670

0.185

コマンドデータ処理系基板

5670

0.331

電源系基板

5670

3.527

姿勢制御系

5670

1.546

-9.595

通信機（受信）通信機（受信+送信）

合計

このことにより，本衛星において軌道上での発電電力は太陽指向制御することによって，1軌道当たり13.89 [W]となる．
余剰電力
最大消費時
13.89 - 12.01 = 1.880 [W]
最小消費時
13.89 - 4.295 = 4.295 [W]消費に対して発電が十分あることを確認．

エンジニアリングモデルの製作（姿勢解析#1）

太陽

三つの姿勢モード．
①：地心指向制御
日陰時にミッションデータをセンシングするためにリアクションホイールと磁気トルカを用いて地心方向に姿勢制御精度±37[deg]で姿勢制御を行う．
②：太陽指向制御
日照時は電力確保のために発電電力が最大となるy面を太陽方向に指向させる．
③：地上局指向制御
日照・日陰に関係なく地上局とのパスが近づいたタ
イミングで衛星+z面を地上局に追従させる．日陰時はミッションデータをセンシングしながら地上局との通信を行うため，姿勢要求である地心方向に対して±37[deg]を満たしながら地上局指向制御を行う．

エンジニアリングモデルの製作（姿勢解析#2）
地上局指向制御開始

地心指向制御開始

地上局指向制御（上：姿勢角，下：姿勢角偏差）搭載する姿勢制御ユニットで姿勢制御誤差を±2deg以内に抑えることを確認．

太陽指向制御開始

地心指向制御開始

太陽指向制御(上：姿勢角，下：太陽方向)
搭載する姿勢制御ユニットで太陽方向に姿勢制御することを確認．

エンジニアリングモデルの製作（軌道解析）
軌道条件：高度560±15km（太陽同期軌道， 2024年7月に軌道投入と仮定）
衛星の質量：10kg
衛星の寸法：100mm×226.3mm×366mm
質量面積比：0.00710279 m2/kg（面積は平均断面積として衛星表面積の1/4で算出）解析ソフト：Debris Assessment Software

打ち上げから約12年後に再突入するため，JAXAのデブリ発生防止設計標準の軌道寿命25年以内に則っており，かつ十分なミッション期間を確保できることを確認．

エンジニアリングモデルの製作（通信解析#1）
衛星取得データ
取得するミッションデータおよびハウスキーピングデータのデータ量をまとめた表を示す．
衛星のダウンリンク速度が2 [Mbps]主局（川崎重工業(株)），平均通信時間600[sec]，1日4 [pass]のため，取得するミッションデータおよびハウスキーピングデータをダウンリンク可能なことを確認．
名称

種別

データ量

合計データ量備考

VLF電場強度データ（Survey Mode)

MIS

96.14 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

VLF電場強度データ（Burst Mode)MIS

Max:22.4 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]
Min:13.44 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

ラングミュアプローブ
データ

MIS

Max:19. 8 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]
Min:10.04 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

全電⼦数データ(TEC)

MIS

0.94[𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

姿勢+時刻データ

MIS

Mode1
Max :995.8 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/day]
Min：99.58 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/day]

Mode1
Max :995.8 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/day]
Min：99.58 [K𝐵𝑦𝑡𝑒/day]

Mode2
1.68 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

Mode2 :
1.68 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

Mode1：クォータニオン，緯度・経度，⾼度，時刻
Mode2：クォータニオン，⾓速度，地磁気，スターセンサ，太陽セン
サ,⾼度,緯度・経度，時刻*サンプリング周波数：1Hz

FFT解析済みデータ，分解能は複数準備
Nighttime
97.10 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/𝑑𝑎𝑦]

⽣データ，分解能は複数準備

Additional Burst
67.2 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/events]

VLFプローブで取得

GNSSのTECデータ

撮影データ

MIS

4 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/picture]

4 [Mbyte]

ブーム展開⽤・広報⽤写真

ハウスキーピング
データ群

HK①：99 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]②：47 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]③：145 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]④：10.63 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/day]⑤：11.20 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/cycle]①：99 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]②：47 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]③：145 [𝐵𝑦𝑡𝑒/packet]④：10.63 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/day]⑤：11.20 [𝑀𝐵𝑦𝑡𝑒/pass]①リアルタイムHK（通常），②リ
アルタイムHK（省電⼒：<Vbat7.0V），③リアルタイムHK（詳細），④1⽇分（通常），⑤軌
道１周分（初期・動作確認⽤）*MISはミッション，HKはハウスキーピングデータ

エンジニアリングモデルの製作（通信解析#2）
本衛星の主局を株式会社川崎重工とし，回線計算を行った結果を以下の表に示す．
回線マージンが3以上あることを確認．
電波法規則に則り，許容仰角ELが5 [deg]の場合，電力束密度PFD-154[dBW/4kHz/m2]以下であることを確認．
回線計算表(KHI)
変調方式

BPSK

受信G/T
600 受信アンテナポインティング損失

G/T[dB/K]

13

LAPRX[dB]

0

軌道高度

H[km]

エレベーション角度

θEL[deg]

5 アンテナ開口径

DA [m]

3.70

可視限界角度θ[deg]

19.012 受信アンテナ利得

GARX[dBi]

34.32

最大伝播路長R[km]

LFRX[dB]

1

電波の伝播速度c[km/s]300000 システム雑音温度（東北大実測値）

TS[dBK]

23.979ボルツマン係数k[W/Hz･K]

1.38E-23 受信C/N0 （受信電力/雑音電力）

C/N0[dBHz]

79.171

送信周波数f[MHz]2285 地上局内伝送損失

LG[dB]

0

電波波長

λ[km]

0.000131291 地上局処理時損失

L0[dB]

1

送信機出力

PTX[dBW]

0 要求C/N0

送信アンテナ利得（等方性アンテナ基準）

GATX[dBi]

7 ビットレート

BR[dBHz]

送信給電損失（送信フィーダ損失）

LFTX[dB]

1 要求Eb/N0(Viterbi復号)(Eb/N0)req[dB]

送信アンテナポインティング損失

LAPt[dB]

0 ビット誤り率

BER

実行放射電圧EIRPPE[dBm]36 変調損失

Lm[dB]

0偏波損失

LP[dB]

0 その他損失[dB]

0

大気吸収損失LA[dB]

0 受信C/N （受信電力/雑音電力）

C/N0[dB]

79.17

降雨損失

LRA[dB]

0 要求C/N（復調損失込み）(C/N0)req[dB]67.41

電離層吸収損失

Lion [dB]

0 回線マージン

M

11.76

伝播損失Lpr[dB]2281.533 受信給電損失

168.254 PFD

67.41

dBW/4kHz/m2

63.01
4.4
0.00001-157.43

エンジニアリングモデルの製作（ミッション機器#1）
電場・プラズマ計測センサ
衛星構造から片側1.5mの伸展し，10秒のうち9.5秒に電場計測，0.5秒でプラズマデータを取得する．DEMETER衛星の回路図を基に小型化しEMの制作中．
Φ40㎜
質量：80 g

電場・プラズマハイブリットセンサ外観
ブロックダイアグラム
エミッター(電子放出機)
衛星の電位を保つため，プラズマ計測時に衛星筐体に溜まった電子を放出する装置．（仏）LATMOS（大気環境宇宙観測研究所）によってBBMが完成．
Φ60 mm
高さ：18 mm
質量：60 g

底面：放出口ブロックダイアグラム

電子放出機（エミッタ）外観エンジニアリングモデルの製作（ミッション機器#2）
DEMETER衛星の回路図を基にpreludeのプローブに載せる基板の作成を行った．

エンジニアリングモデルの製作（ミッション機器#3）
ブーム伸展装置（ケーブル巻き取り機構付き）
電場・プラズマハイブリッドセンサ（プローブ）を衛星筐体から二方向に1.5m伸展させる機構．
伸展ブームはOrigami-Sat1の技術を踏襲し， (株)ウェルリサーチによってEM制作中．

エンジニアリングモデルの製作（ミッション機器#4）
ブーム伸展装置（ケーブル巻き取り機構付き）
電場・プラズマハイブリッドセンサ（プローブ）を衛星筐体から二方向に1.5m伸展させる機構．
伸展ブームはOrigami-Sat1の技術を踏襲し， (株)ウェルリサーチによってEM制作中．

ブームを直接挟まない機構にし，ブートストラップ部を上から抑える機構に設計．
横から抑えることで3軸を保持し，上から抑えることで回転の3軸を保持
ブーム自体を直接抑えないことで，観測部分の長さを確保エンジニアリングモデルの製作（バス・サブシステム統合試験）
統合試験ではバス・サブシステムを統合し，運用シーケンスに沿った動作確認を実施．統合時の外観図をを以下に示す．

GNSS受信機

COM/CDH基板

Cube ADCSRW

EPS/バッテリ基板
Star Sensor
インヒビット基板

Sun Sensor
Nadir Sensor
バス・サブシステム統合概要図

現在，エンジニアリングモデルの修正基板を使用したバス・サブシステムのハード統合検証を行なっている最中である．

全体スケジュール
本衛星の開発・安全審査スケジュール
本提案の設計開発は，以下のようにエンジニアリングモデル（EM）からフライトモデル（PFM）への過程を経て完了とする．
EM 開発
EM開発は試験を含めて2022/7～2までに衛星バス機器の環境試験に適合，安全設計標準に準じていること（ロケット輸送中の筐体の堅牢度や電源投下防止，電波の誤発信防止）を確認．
2022年度内にミッション機器のEM/FM相当品の開発・試験を完了する．
PFM開発
ミッション機器のPFM衛星バスとの統合を行い，EM試験同様の構造・熱に関する試験を行う．
通信のエンドツーエンド試験を行い安全審査および開発アクションアイテムの最終チェックを行う．
課題
電場漏れ対策：太陽電池セルから発生する電場を遮蔽する必要がある．（導電性カバーガラス）
ミッションセンサの動作試験：ドローンに搭載し高度5kmの電場を計測する計画（2022年12月予定）

現在，⾰新的技術実証衛星4号機の公募に応募中．