第 14 回衛星設計コンテスト

設計の部

小型宇宙天文台『完全星覇』
衛星設計解析書
大阪府立大学
古川琢也
本田 徹

小泉拓郎

工学部

福西瑛司

航空宇宙工学科

久保良介

吉村一幸

波々伯部広隆

江藤 力

山口智宏
和田貴行

§1.ミッション部

1. ミッション概要① 『実写版天球儀ソフト』

1.1. ミッションの目的と手段② 『実写版プラネタリウム』

本衛星の目的は『小型宇宙天文台の実現』であ③ 『どこでも管制室』

る（図 1-1）。
①は全天の実写データを備えた、ソフトウェア『実写版天球儀ソフト』を製作するというものである。このソフトは 6 等星までが観測できる“眼視モード”と 12 等星以上が観測できる“望遠鏡モード”の 2 種類を備える。さらにズーム機能を搭載することにより天球のある部分を拡大して表示することが可能となる。この他、星座絵・星図等を表示する機能が搭載される。
図 1-1『完全星覇』外観

このソフトは実写で隈なく全天を観測できる
ことが、非常に重要である。地上でも同じものを

宇宙からの天体観測といえば、まずハッブル宇

作ることが可能に感じられるが、均質な画像で全宙望遠鏡が連想されると思われるが、ハッブルを

天を短い期間に撮影することは実際には困難ではじめとする数ある宇宙望遠鏡は科学者の学術ある。

的利用のための大型衛星である。一方で、地上の天文台に関しては、学術的利用を目的とした巨大②は①を製作する際に得られる、実写データをな天文台も存在するが、一般の人々を対象とした利用することで、プロジェクタタイプのプラネタ

小型の天文台も数多く存在する。これらの一般開リウムに上映するというものである。

放された天文台は多くの天文ファンや子供の教また、①のソフトウェアとプロジェクタを揃え育に利用されている。

ることで、簡易のプラネタリウムとすることも可

以上をふまえると、宇宙望遠鏡の中にもこのよ能である。

うな天文ファンを喜ばせ、子供の教育に利用されるものが存在すべきである。そこで、我々は本衛③はインターネット・アマチュア無線を介して、星を利用し以下の方法でこれを実現する。

地球上のあらゆる場所から、様々な人が衛星と通1信を行うというものである。特に重要な点は、アる方が機能・価格・時間という観点からも優れて

マチュア無線を用い、誰もが衛星の運用を行えるいると判断できる。これらをふまえて『ミッショということである。さらに、搭載したカメラを用

ン機器は民生品の多用』をコンセプトとして機器

い自由に天体観測を行うことができる。このようの選定を行う。ただし、宇宙環境に特有の放射線に『どこでも管制室』は設備さえあれば、個人でやアウトガス等に対応するために改造や試験は衛星の運用の一部を体験することができ、また、必要となる。

学校での教育活動の一環として、衛星が身近に感じられる機会を提供できる。

2.2. ミッション機器概要
ミッション機器の構成を図 2-1に示す。

1.2. ミッションの概要
本衛星はミッション期間を 2 年とし、高度光

712[km]の太陽同期準回帰軌道（回帰日数 : 8 日）

望遠鏡

CCD

を周回する。この軌道は太陽の影響が毎周回同じであるので、周期的に日陰側で天体撮影が可能と※注
CCU:中央制御ユニット
MCU:ミッション機器制御ユニット

なり、光学的にも迷光の影響を避け、撮影時に

MCU

CCU へ

CCD を熱的に一定の条件に揃える事ができる利
図 2-1 ミッション機器の構成点がある。さらに、太陽の影響が毎周回同じであるので、様々な解析が容易となり解析期間が短くでき、コストを下げるなどの利点もある。

2.3. 光学系設計

星景撮影は、太陽の強い日差しを受けない日陰

光学系を設計するにあたりいくつか留意すべ時に行われ、ある 1 つの方向の画像（以降パネルき点がある。

と呼ぶ）を得てから次の撮影に入るまで、早くてまず、主に星景写真を撮影するので、明るい光

も地球を 3 周回するとする。これは、日陰時に撮学系とする必要がある。これにより、露光時間の影を行う際、バッテリの電力を大量に消費するた短縮を計る。また星景写真は背景の大半を黒色でめ、撮影後は充電期間が必要となるからである。

占めるので、ノイズの少ない CCD を選ぶ。

全天の分割撮影にはミッション期間の半分を次に、製作するソフトウェアにズーム機能をつ費やすとする。日陰時にある 1 つのパネルを撮影けるため、全天をできる限り多くの数に分割撮影する際、6 等星以下が写る微小時間の露光と、12し、CCD の画素数も最大限多くする。こうする

等星以上が写る 2 秒程度の露光で各 4 枚以上撮影ことで、多少のズームをしても画像がモザイク状する。

になることを防ぐ。
さらに、ミッション期間内に分割撮影を終える

2. ミッション機器の概要

ことのできる、分割枚数と画角を選ぶ必要がある。
この画角は、望遠鏡の焦点距離と CCD チップの2.1. 機器の選定について

大きさの 2 つに依存する。そこで、両者の関係か
ら、大まかな焦点距離と CCD サイズを見積もり、可視光の星景撮影は多くの天文ファンによっ機器の選定を行う。

て行われており、様々な機器が市場に出回り充実している。このようなことを考慮すると、独自開この際、隣り合うパネルを少し重ねて撮影する

発の宇宙用機器を用いるよりも、民生品を流用す

ことと、運用にゆとりを持たすことを考慮して、
2

4 周回に 1 パネルの撮影ができるものとし見積も生品の天体望遠鏡を利用するのではなく、カメラる。また、全天の分割撮影には 2 年間あるミッシ用レンズを利用することになる。
これらをふまえて、選定された機器を次節以降

ョン期間の半分を費やすものとする。
1 年間に地球を約 5000 周回するので、撮影枚で示す。

数が約 1200 枚となる。ここで、図 2-2 のような半径Rの天球を考えると、1 パネルで撮影できる

2.4. 望遠鏡

面積ΔSは ΔS = 4πR / 1200 である。CCDの形
2望遠鏡としてのレンズには、一眼レフ用交換レ状を正方形とすると、1 回の撮影でこの面積ΔS

ンズ（望遠）を用いる。選定されたレンズの外観を得るためには、5.9×5.9[deg]の画角が必要となを 図 2-5、仕様を 表 2-1 に示す。

る。よって、図 2-3 の位置関係から、焦点距離fとCCDの一辺の長さδはδ = f × 2 tan(5.9 deg/ 2)を満たす。これをグラフに示すと 図 2-4 のよう
になる。
図 2-5

一眼レフ用交換レンズ（望遠）
表 2-1

図 2-2

天球と撮影面積レンズ
CCD

PENTAX
FA★300mmF2.8ED[IF]300
2.8 ～ 32
7／10
8.2
32
123
245
2500／約 3500

このレンズの改造すべき箇所は、樹脂で形成さδ

れているケーシングである。これを取り去りアル

5.9°

ミ製とすることで、アウトガスのレンズへの付着

f

図 2-3

望遠レンズの仕様

メーカー
型番
焦点距離 [mm]F値
レンズ構成 [群／枚]
画角 [deg]
最大絞り
最大径 [mm]
全長 [mm]
重量(改造前 / 後) [g]を防ぐ。そして、レンズはアルミ製のケーシング

主レンズと CCD の配置

内部にピントが∞となるようにすべて固定する。
また、フード部分もアルミ製として取り付けておく。より優れた遮光の手段としてバッフルが考えられるが、大きさの制約のためフードを採用した。
これら、アルミ製のケーシング、フードの内部は低反射の黒色塗装を施す。
また、これらの他に、絞りとカメラマウントに
一部改造を施して用いる。絞りは地球など明るい

図 2-4

対象を撮影する時の減光の手段となる。減光の手

焦点距離 f と CCD サイズδ段として ND フィルター等の挿入機構も考えられ

CCD の一辺の長さは 10～40[mm]が民生品とるが、大きなスペースが必要となるので小型衛星して妥当な大きさである。そのため、焦点距離はには適していない。

100～400[mm]程度となる。よって望遠鏡は、民3である。これらを組み立てた様子を 図 2-7 に示

2.5. 冷却 CCD カメラ

す。

まずノイズの少ない CCD が必要となるため、冷却 CCD を用いることを前提とする。冷却 CCDにはモノクロとカラータイプが存在する。ここではまず使用するタイプを考察する。ミッションの目的からカラー写真が得られることが望ましい。
そのため、モノクロ CCD を用いフィルターワー
クによりカラー化する方法か、カラーCCD を用

図 2-7いる方法を採用する必要がある。前者はより細か

CCC の構成な画像が得られる利点があるが、多くの時間を費
CCD チップ

やす欠点もある。よって、撮影時間の短縮のため

CCDチップの仕様を 表 2-2 に示す。このCCD

カラーCCD を用いることにする。

のサイズは一般に 35mm判CCDと呼ばれ、焦点距以上を踏まえて、選定した冷却CCDカメラユニ

離 300[mm]のレンズと組み合わせることで、対角ットがBITRAN製のBS-43C（図 2-6）で8.2[deg]の画角が得られる。これは、一般に星空ある。

を楽しむための双眼鏡で得られる視野に近いも
のである。
表 2-2

図 2-6

CCD チップの仕様

メーカー
型番
画素数
ピクセル数
ピクセルサイズ [μm]チップサイズ [mm]量子効率
暗電流倍増温度 [℃]

冷却 CCD カメラユニット "BS-43C"

この製品の大きな特徴は、制御プログラムが公開されていることである。そのため、プログラム

KODAK
KAI-11000CM
1100 万画素
4008×2672
9×937.25×25.70
図 2-8 に示す
7

開発のみで、独自の機能をもたすことも可能となる。また、アンチブルーミング機能（§1-3.3 参照）が搭載されていることも特徴である。衛星に搭載する都合上このユニットをまず、CCD部分と制御部分に分ける改造を行う。そして、前者を冷却CCDコンポーネント（CCC）、後者をミッショ
ン機器制御ユニット（MCU）と定義する。
図 2-8

2.5.1. CCC
CCC の構成要素は¾

CCD チップ

¾

フィルター

¾

ペルチェ素子¾

CCC ケース¾

ヒートパイプ¾

銅板

KAI-11000CM の量子効率フィルター
図 2-8 を見ると分かるように、用いるCCDは波長が 700[nm]以上の赤外域でも高い量子効率で感光してしまう。これでは、本衛星の目的である
可視光による観測が妨げられる恐れがある。そのため、可視光のみを通すフィルターを用いる。その仕様を 表 2-3、フィルターの透過率を 図 2-9
4

に示す。
表 2-3

UV-IR フィルターの仕様

メーカー
品番
サイズ（口径／厚み）[mm]

ヒートパイプ

SBIG
STLIR
50／5

ヒートパイプとは液体の蒸発と凝縮の潜熱を利用した閉ループの熱伝導デバイスで、小さな温度差で大量の熱量を輸送することができる。この素子で CCC ケースと衛星上部の放熱板を繋ぐことにより、ペルチェ素子からの排熱を宇宙空間へ効率よく逃がすことが可能となる。また、放熱板
表面には OSR が用いられており、たとえ、太陽側へ放熱板が向いてしまっても、CCD に過度な熱が加わることはない。

図 2-9フィルターの透過率

ペルチェ素子銅板

ペルチェ素子とは板状の素子で、片面を冷却し、銅板は、図 2-7 に示すようにCCDチップとペル

もう一方の面から放熱する機能を有する電熱素

チェ素子の間に位置する 。CCDチップとペルチ子である。BS-43Cにもペルチェ素子が搭載され

ェ素子の面積はほぼ等しいが、形状が若干異なる。

ているが、冷却性能が劣るため、他社のペルチェ

そこで、この銅板をはさむことにより、CCDチッ素子を用いる。このペルチェ素子の作用で、撮影

プ背面を均等に冷却する。

中はCCDを-35～-25[℃]に冷却する。表 2-4 にペルチェ素子の仕様を示す。
表 2-4

2.5.2. MCU

ペルチェ素子の仕様

メーカー
型番
大きさ [mm]
最大温度差 [℃] ※最大電流 [A]最大電圧 [V]ミッション機器制御ユニット（MCU）は、㈱フジタカ
FPH1-12704M
30×30×3.6
68.0
3.9
15.7

BS-43Cの制御部分をアルミ製のケースに入れる等、対策を施し利用する。MCUの仕様を 表 2-5に示す。MCUでは主にCCDの制御と得られた画像の形式の変換を行う。このほか、ペルチェ素子※

放熱側が 27[℃]の時の電流、電圧の制御機能、絞りの制御機能も組み込む。またCCDとの間に過電流検出器を取り付け、

CCC ケース

シングルイベントラッチアップ対策を行う。

CCC ケースとは CCC 全体を一体化させるアルミ製の分厚い円筒状のケースのことである。これ

アンチブルーミング機能には、CCD を放射線から守る働きと、ペルチェ素子からの排熱を受け取る熱的な緩衝材としてCCD は 1 画素に蓄積できる電荷量をこえるよの働きがある。放射線対策として特に、太陽側をうな光子の入力があった際、ある方向に輝線が延厚さ 20[mm]のアルミ板としている。

びてしまうブルーミングという現象が起こる。観また、上面は精密な削り出しにより、PENTAX

賞用画像にこのブルーミングが発生しているとの K マウントが取り付けられるようにする。レン

大変見苦しいものとなる。そこで許容電荷量を超ズと CCC との結合に K マウントを用いる理由は、える前に入射光を遮断することでブルーミング

カメラ用マウントは取り付けが簡単な上、光軸のを防ぐことができる。この機能をアンチブルーミ

ズレ・取り付けのガタが非常に少ないことである。

ング機能という。

さらに、このマウントの他、ネジ等による補助的
ビニング機能な固定も併用する。
5

複数の画素を 1 つの画素とみなす機能。これにていく方法をとる。また天球上の位置を示す際により 1 ピクセルとみなせる面積が増加し感度が向は黄道座標系を用い、各パネルは黄経・黄緯方向上する。しかし、モノクロ画像となり、解像度はに並べることにする。

低下する。
表 2-5
メーカー
型番
A/D 変換アンチブルーミング機能
16Bit 画像転送速度
ビニング機能シャッター速度(USB 使用)
通信コネクタ
画像データ出力形式
大きさ [mm]
重量 [g]（改造後）

MCU の仕様
BITRAN
BS-43C
16bit / 8bitあり
17.5 [秒]4×4 / 8×8 / 16×16 / 32×32 /XY 任意も可
0.1 秒から 1 時間まで
（0.1 秒刻み）
USB1.1
BMP / JPEG / GIF / RAW / TIFF
/ テキスト / バイナリ
50×70×100
1000

図 3-2

黄道座標系

3.1.1. ポインティング精度あるパネルを撮影する際、所望の方向と実際の

3. ミッション運用

衛星の方向が微小だがずれてしまう。これはポインティング精度に起因する問題である。この対策

3.1. 全天の分割撮影として、隣り合うパネルを少しずつ重ねて撮影を衛星が地球を数周回する間に1パネルを撮影し、行う。以下では、この重ねる量を考察する。

全天の分割撮影を行う。また、最短で3周回する

本衛星のポインティング精度は姿勢制御系の間に1パネルを撮影することが可能である。撮影要求から 0.1[deg]である。これに安全率 1.5 をとする方向は常に太陽と反対を向いて地球の公転って、指向方向の最大誤差をδθ = 0.15 [deg]と面から上下90°の方向とする（図 3-1）。これを2する。よって、パネル長さはカメラの画角から各年間続けることにより約1500分割された全天の辺δθずつ除いたものとなる。まず画角α、βはα ≡ 4.58 − 0.15 × 2 = 4.28[deg]黄緯方向に β ≡ 6.86 − 0.15 × 2 = 6.56[deg]黄経方向に写真を得る。ただし、全天の分割撮影のみを続けた場合、1年間で終わらせることも可能である。

となる。さらにパネルの各辺の長さは半径 R の球に内接するので、黄経方向に

a = 2 R sin

黄緯方向に

b = 2 R sin

α
2

β
2

となる。しかしこの時、図 3-3 のように、x軸、y軸回りのズレδa、δbしか考えられていない。
図 3-1

撮影方向（分割撮影時）

δaδb

分割撮影は、全天をより多くの数に分割するほど、より緻密な撮影が行える。よってできるだけ

δθ

R

x

効率のよい全天の分割法が必要となる。

R

全天の分割を考える際、カメラの画角を用いる

yと色々と困難がある。そのため半径Rの天球を考δθ

え、それに内接する長方形のパネルを、張り詰め
6図 3-3x 軸、ｙ軸回りの変化量

暗い天体も撮影するため、約 2 秒間の露光が必要

そこで、z 軸（光軸）回りのズレを考える。

となる。そのため露光中に衛星が他の方向へ向いてしまうと、点に写るべき星像が線状となってしasin δθ
2

まう。得られる画像は地上でコンポジット処理（§1-3.3 参照）をするので、ある程度は許容さ

δW
δH

a
2

b
2

れるが、このようなことが生じないように高精度acos δθ
2

δθ

の姿勢安定度を要求する。星像が点と見えるためには、CCDチップ上で、星像のブレを 0.05[mm]bsin δθ
2以内に抑える必要がある。よって、望遠鏡の焦点bcos δθ
2
図 3-4

距離が 300[mm]であることを考慮すると、必要な姿勢安定度が 0.01[deg/2sec]となる。

z 軸回りの変化量

図 3-4 より、

3.1.3. 全天の分割法

a
2

b
2

δH = cos δθ + sin δθ −a
2

パネルを簡単に効率よく張り詰める方法とし

β⎫⎧ α= R ⎨sin (cos δθ − 1) + sin sin δθ ⎬2⎭
⎩ 2
≈ Rδθ sinて、図 3-5のように黄道に平行な面で均等に区切られた部分にパネルをそれと平行にかつ、黄経方

β向に1周ずつ張り詰めていく方法がある。ここで、

2黄道と平行に区切られた領域で、黄道を含む部分

a
2

b
2

を0段として黄道北極に向かうにつれて、1段目、b2

δW = sin δθ + − cos δθ

2段目、…n段目と呼ぶことにする。また、黄道北β⎫⎧ a= R ⎨sin sin δθ + sin (1 − cos δθ )⎬2⎭⎩ 2≈ Rδθ sin

極を単に北極、黄道南極を南極、さらに、これらを結ぶ直線を極軸と呼ぶことにする。

a2

また、 δa ≈ Rδθ 、 δb ≈ Rδθ であるので、x・y軸回りと z 軸回りのずれる量の比は、

δWα= sin ≈ 4[%]
2
δa
δH
β
= sin ≈ 6[%]
2
δb
図 3-5

これより、z 軸回りのズレは、安全率 1.5 に含まパネルの並べ方

この方法では、黄緯が高いときほど、黄経方向

れているとし、以下では考えない。

に 1 周分張り詰めるパネル枚数は少なくなっていく。そのため、n段目とn+1 段目に張り詰められ

3.1.2. 姿勢安定度るパネル枚数が異なり、図 3-6 のように中心（衛本衛星のミッションでは 12 等星以上の非常に星の位置）から見ると、全天の写真には隙間があ7で、n+1 段目の南側の黄緯座標を、図 3-8 左側のいてしまう。

図で示している角度dφだけ下げたところに配置
すれば、図 3-8 右側の図の様に、中心から見たときの隙間を無くすことができる。

図 3-6

パネル間の隙間

そこで、この点を考慮した全天の分割法を以下
図 3-8

に示す。

n+1 段目との隙間を無くす方法

まず、図 3-7 に示すように、n段パネルと外接
次に、n 段目と n+1 段目に生じる隙間 dφが最球の北側の接点Tn,uの黄緯座標をφ n,u 、 南側の接点Tn,lの黄緯座標をφn,lとし、極軸からTn,lまでの大で、どの程度の大きさになるかを考える。

距離をrn、黄道面からTn,lまでの距離をhnと定義す

図 3-9は図 3-8の左側の図を北極側から見た、黄る。

道面と水平な断面である。 n段目とn+1段目のパネルに生じる隙間が最大となるのは、図 3-9のよ
うに、n+1段目のあるパネルの辺の垂直二等分線
上でn段目のパネルが天球と交わる場合である。

図 3-7

文字の定義（黄道面と垂直な断面）

図 3-6 の隙間を無くす方法として、帰納的な方法をとる。これは 0 からn段目までが隙間なく配図 3-9

隙間が最大となる時置されていた時、n+1 段目のパネルの南側の点（黄道面と平行な断面）

Tn+1,lをTn,uよりも下げた位置に配置することで、そこで、この垂直二等分線を通り、黄道面に垂隙間をなくすというものである。この様子を 図

直な断面を考える。黄道面からhn+1だけ北側の平3-8 に示す。図 3-8 左側は黄道面と垂直な断面で行な断面である図 3-9に示すように新たに、距離見たもので、n段目のパネルの南側の角が、球とln+1を定義する。

接している状態を表している。また、n段目パネ

図 3-8でrn+1 を独立な変数とみなすと、φ n+1,lルの角の上にn+1 段目パネルの角が常に位置するを南側に下げることは、rn+1を大きくすることにわけではないので、この断面ではn+1 段目パネル

等しく、これにともない、ln+1、hn+1も変化する。

は球に接していない。n段目まで隙間なくパネル

よって、rn+1を変化させていくことでdφmaxつまりが敷き詰められているとき、n+1 段目の南側の黄n段目とn+1段目のパネルに生じる隙間の最大値

緯座標をとりあえず、φn,uとして並べたものが左も小さくなる。このようにして、隙間がなくなる側の図で、このままだと中心から見たときに、nrn+1を求める。

段目とn+1 段目の間に隙間ができてしまう。そこ

図 3-8、図 3-9の幾何学的関係から、
8

⎛a⎞
2
rn +1 − ⎜ ⎟⎝2⎠

l n +1 =2dθ n +1 =hn2+1 + rn2+1 = R 2

360°
N n +1となる。

隙間がなくなる時、dφmax = 0なので、rn+1を求める際、パネル枚数Nが実数と※注

h n +1 = l n +1 tan φ n ,u

して扱われている。しかし、実数としてが成り立つ。これら3つの式をrn+1について整理す扱っている時に生じる最大の隙間を無ると、くすようにrn+1が計算されているため、最後にNを切り上げることで、現実には

2

rn +1 =⎛a⎞R 2 cos 2 φ n ,u + ⎜ ⎟ sin 2 φ n ,u⎝2⎠

隙間が計算過程よりも小さくなり、問題はない。

が求まり、n+1段目の黄緯方向の位置φn+1が次の最後に、0段目をパネルの中心が黄道面を通り、ように決まる。

かつ黄道面に関して北側と南側が対称となるよrR

φn +1,l = cos −1 n +1

うに定めた時のパネル枚数を表 3-1に示す。この時全天の分割枚数は1577枚となり、3周回に1回の

φn +1,u = φn +1,l + β

撮影を2年間続けた時の総撮影回数3500の半分以次に、n+1段目に張り詰めるパネル枚数Nn+1を下であることが分かる。これは、光学系設計を行求める。ここで、1つのパネルの極軸を中心とすったときの前提条件『全天の分割撮影はミッショ

る黄経方向のパネル間隔dθn+1を定義する。さらン期間の半分を費やす』を満たしている。

に、図 3-10のようにパネル長さaが切り取る円弧の円周角をdθ’n+1と定義する。
段
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14

rn+1
a
dθ n′+1

図 3-10黄経方向の分割

（黄道面と平行な断面）
図 3-10より、dθ’ n+1は次式で求まる。

dθ n′+1 = 2 sin −1

a
2rn+1

表 3-1

各段のパネル枚数

枚数
85
84
83
81
78
74
69
62
56
48
40
31
22
13
5

φｌ[deg]
-3.28
3.28
9.83
16.38
22.92
29.46
35.99
42.51
49.03
55.53
62.01
68.47
74.88
81.18
86.89

φu[deg]
3.28
9.84
16.39
22.94
29.48
36.02
42.55
49.07
55.59
62.09
68.57
75.03
81.44
87.74
93.45

しかし、このdθ’ n+1をそのまま黄経方向のパネ
ル間隔dθn+1とすることは出来ない。それはパネ

3.2. どこでも管制室

ル枚数N n+1が自然数であることが考慮されてい『どこでも管制室』とはアマチュア無線を用い、ないためである。そこで、パネル枚数Nn+1は切り上げを表す ⎡ ⎤ を用いて、あらゆる場所であらゆる人に衛星の運用を直接⎡ 360 ° ⎤N n +1 = ⎢⎥⎢ d θ n′ +1 ⎥体験する機会を与えるシステムである。アマチュ
ア無線は世界中で多くの人に利用されているため、それらの設備が『どこでも管制室』に利用可と表す。よって、dθn+1は、9能であり、また設備を新設することも比較的簡単の衛星運用の流れを紹介する。先に、ソフトの機である。具体的な内容を次節に示す。

能を 図 3-12 に示す。
ソフトは、前節で述べたコマンド送信に関わる機能の他、運用希望時間の予約申請、および得ら

3.2.1. 『どこでも管制室』の全体像れたテレメトリ、画像データの閲覧機能を有する。

『どこでも管制室』の目的は、多くの人に、衛具体的な流れは以下の通りである。

星の運用と天体観測を体験できる機会を提供することである。具体的には、インターネット及び専用のソフトウェアを用いることで一般の人で① 『どこでも管制室』の利用を希望する者はソも制限付きのテレメトリ/コマンドの送受信を行

フトの予約モードを用い、事前に希望する日

うことを可能にする。特に、学校で『どこでも管時を予約申請する。
② 予約が成立すれば、その日時に、ソフトと A制室』の実演ができることは本衛星の大きな魅力の一つである。

バンドアンテナとをリンクさせた状態にし、

図 3-11 のようなシステムを構築し『どこでも管再度ソフトのコマンド送信モードで接続する。
③ その時の衛星の位置・可能な撮影条件などの制室』を実現する。

データを MCR から取得し、観測方向・撮影
条件設定画面に移行する。
④ その画面で、自由に観測条件を設定し、その内容を MCR にアップロードする。
⑤ MCR でコマンドを自動生成し、LCR に暗号化されたコマンドパックとして送信する。
⑥ このコマンドパックを、通信可能なタイミン
グにソフトを用いて受信待機中の衛星に送信する。
⑦ 衛星が一連の撮影作業を行う。
⑧ 衛星が S バンド局の通信可能範囲に入ると、MCR は画像の受信を始める。
図 3-11⑨ LCR は、得られた画像を MCR からダウンロ『どこでも管制室』の全体像

ードし、一連の『どこでも管制室』を終了する。

ここで、S バンドを介して衛星の運用・管理をすべて行う設備が『メイン管制室（MCR）』、アマ①から⑨までの一連の流れの他、追加機能として、チュアバンド（以下 A バンドと記す）を介して制

このソフトを A バンドアンテナとリンクさせて限付きの運用を行える設備を『リミテッド管制室

おくことで、本衛星が通信可能範囲であればテレ（LCR）』と定義する。データ量の大きい画像デメトリを自動で受信できるようになっており、得ータは S バンドを用いて MCR で受信する。LCRられたテレメトリを、MCR へもアップロードすではコマンドの送信後、テレメトリのみ直接受信る。但し、コマンド同様このテレメトリも限定的し、画像データはインターネット経由で MCR のなものであり、得られるデータは衛星の姿勢や位サーバーからダウンロードする形式をとる。

置など、瞬間的な状態に関するものに限る。
ソフト上では得られたデータから、衛星の姿勢や位置はグラフィックを用いて視覚的に見るこ

3.2.2. リミテッド管制室での運用とができる。たとえ衛星が可視範囲外に移動して次に、より詳しいリミテッド管制室（LCR）で10

も、予想される姿勢・位置情報を表示するようにし続けている。このデータベースに接続する（ソする。この機能により、撮影などを行う際の様子

フトを使用）ことで、過去の衛星の情報・撮影画を楽しむことができる。

像から、最新の運用状況までを入手・閲覧できる。
特に重要な機能として、グラフィックを用い衛星がコマンドを受けてから、撮影を終えるまでの、衛星の周回の様子を視覚的にモニタリングできることがあげられる。
ここからは、運用上のアイデアとなるが、インターネットを用い撮影対象などの投票を行い、人
気ある対象に関しては定期的にその撮影を実現させる。この時、事前に日時等を公表しておくこ

図 3-12とで、衛星直下にある LCR にテレメトリの受信・

コマンド送信までの手順

アップロードに参加してもらい、それを共有する
ソフトを用いてこのような一連の手順を踏む

ことで、アマチュア無線設備のない人々でも、ソことで、多数の LCR が同時にコマンドを送信す

フトのモニタリング機能により、リアルタイムにる事態や、悪意のあるコマンドが送信される事態

撮影を楽しむことが可能となる。

を回避する。さらに、コマンド送信から画像を得

このような運用により、より多くの人が少しでるまでには、短くて約 10 分、最長でも 90 分の待も衛星の運営に参加していることを実感し、宇宙

ち時間となるように、予約が行われるようにし、をより身近に感じる機会をつくることを目指す。

衛星に無駄な時間ができないように配慮する。
3.2.4. 後期運用
本衛星のメインミッションは星景の撮影であ3.2.3. 『どこでモニタ』の利用法
さらにフリーソフトウェア『どこでモニタ』にるが、より明るい対象である地球や月を撮影できより実現される内容を追記しておく。重要である

るように望遠鏡に絞りを内蔵している。そこで、のは本ソフトが前節の様に実際に衛星を運用す

全天の分割撮影が終了次第、衛星の後期運用としる時以外にも使えることである。

て、明るい対象の撮影を始める。後期運用では、通信可能地域にあるすべての LCR は、本ソフ『どこでも管制室』を主に行い、地球・星景のどトを用いることで、定期的に送信されているテレ

ちらでも希望するものを撮影できるようにする。

メトリの受信が可能となる。ここでいう、テレメ

ここで、本衛星の優れた光学系で地表を撮影した

トリとは特に位置･姿勢データを指し、これを用場合の性能を 表 3-2 に示しておく。
表 3-2

いてリアルタイムの衛星の状態をグラフィック

地表撮影時の性能

撮影範囲 [km]空間分解能 [m]としてモニタリングできる。そして、このデータ
を多くのユーザーで共有できるよう、インターネ

85×57
21.4

ットを介して MCR へのアップロードも行える。

3.3. 地上におけるデータ処理

ここまでは LCR に関して記していたが、LCRのような環境を所有していない人でも、インター

全天分割撮影のためのある 1 パネルを撮影する

ネットにさえ接続できれば本ソフトのモニタリ

際には、6 等星までを写す微少時間の露光と、12ング機能が利用できる。MCR では S バンドによ等星以上を写す 2 秒間の露光を少なくとも各 4 回る、画像・テレメトリのデータ及び、LCR からアずつ行う。得られた画像は RAW 形式で地上に送ップロードされる姿勢・位置データを保管・更新信する。そして、すべてのパネル画像が均質にな
11

とする全天の分割画像から減算処理を行うことるように現像を行う。
同じパネルを同条件で複数回撮影する理由は、で、周辺減光の少ない画像が得られる。

これらの複数枚の画像を地上で、コンポジット処理（注1）を行うことでより滑らかで明暗がくっきりとした画像へと加工するためである。
この他、画像処理としてダークフレーム減算処理（注2）とフラットフィールド処理（注3）を行
図 3-13

うことでより画面全体を均質なものにすることができる。これらの処理を行うために、打ち上げ

ダークフレーム（左）とフラットフィールド（右）の例

前に、フラットフィールドと色々な条件における3.4. 運用計画

ダークフレームの撮影を済ませておく必要があ

まず、撮影回数の割り当てについて考える。ミる。
これらの画像処理が終わったパネルごとの写ッション期間の 2 年間に撮影可能な最大回数は約

真は既定の形状にトリミングした後、天球儀ソフ

3500 回である。そのうち、全天分割撮影には約

トの各部分に割り当てる。

1600 回必要である。また、キルナ局・増田 1 局

以上で述べた、地上におけるデータ処理と分割からの衛星の可視範囲を示すと 図 3-14 のように撮影は平行して行い、またソフト開発も同時に行なるので、『どこでも管制室』は少なくとも 3 周う。

回に 1 度は実施可能である。

（注1）コンポジット処理とは複数枚の写真の星像位置合わせを行った後、加算平均することである。この時、コンポジット枚数を増やすことで、よりよい画質を得られる。
（注2）ダークフレームとは暗電流ノイズのみが写った写真（図 3-13）のことである。ダークフ
レームを得るためにはCCDに光が当たらない状態（蓋をする等）にし、撮影を行えばよい。また、
図 3-14

ダークフレームに現れるノイズはCCD温度、露光S バンドアンテナからの仰角

時間、CCDの劣化に依存し、これらの環境がほぼ同じであると、現れるノイズもほぼ同じとなる。

よって、『どこでも管制室』は任意に実施回数を選ぶことができる。ここでは、初期設定・メン

このダークフレームを目的の全天の分割画像かテナンス等のその他の時間以外、すべてを『どこら減算処理をすることで、ノイズの少ない画像がでも管制室』に当てるとして、その割り当てを 図得られる。

3-15 に示す。図 3-15 の割り当てでは単純計算で（注3）フラットフィールドとは望遠鏡に依存す『どこでも管制室』は 1 日当り約 3 回行われるこる周辺減光を写し出した写真（図 3-13）のことである。レンズの先端に半透明の白色板をおき、とになる。

一様な光線状態の下で撮影することで得られる。
得られたフラットフィールドにダークフレーム
減算処理を施すことで高画質なものとなる。この
図 3-15ようにして得られた、フラットフィールドを目的
12

運用時間の割り当て

また打ち上げからの運用の計画を図 3-16に示
全天の分割撮影は、日陰側に月が位置する時をす。

考慮して、月の光の影響がないパネルを撮影する
ように運用計画を立てる。
地球や月等の明るい対象の撮影は絞りが必要
20

全天の分割撮影終了

図 3-1621

地球・月などの撮影開始

3『どこでも管制室』開始

1

全天の分割撮影開始

撮影条件の決定
各機器の動作チェック

衛星の打ち上げ0

運用期間[月]となるが、可動部である絞りは宇宙空間において信頼性に欠ける。そのため、メインミッションの
全天分割撮影を終えた後に、先に述べたような明るい対象の撮影を始めることにする。

4. バスシステムへの要求

運用計画

ミッション系から各系への要求を
表 4-1 にまとめる。

打ち上げ後、各部の機器が正常に動作すること

表 4-1

を確認し、撮影条件を決める作業に入る。この場
合、決定すべき撮影条件は主に、露光時間である。
ただし、CCDの冷却温度によるノイズの違いも確
認する。

熱系

露光時間は地上試験によりある程度決定しておくが、宇宙空間では光度が若干変わるので、「撮
露光時間は次の2つである。

姿勢系
構造系
電力系

・6等星以下の恒星が写る露光時間

通信系

・少なくとも12等星の恒星が写る露光時間

データ系

影条件の決定」ではそれを修正する。求めるべき各系への要求

要求する系

内容

許容
温度
範囲
[℃]

CCD（撮影時）-35～-25CCD-50～70望遠鏡-10～40MCU-10～40姿勢安定度
0.01[deg / 2sec]
光学系に与える振動を最小にする
3 周回に 1 パネルの撮影を可能とする
1 日当り 40 枚以上の画像を下ろせる
市販のアマチュア無線機器で LCR を構成可能
40 枚以上の画像を保存できる

このようにして得られた撮影条件を、全天の分
割撮影のすべてに適用し、画質の均一化を図る。

§2.バス部
1. バスシステムの概要
1.1. 衛星を構成する系
本節では、ミッションの目標を達成するため、本衛星は、ミッション系、構造系、熱系、姿勢制御系、電力系、通信系、データ処理系から構成

また、衛星を維持するために必要なバスシステム

される。図 1-1 に、システムブロック図を示す。

の概要について述べる。
13

図 1-1

システムブロック図＜太陽電池パネル＞

1.2. 衛星の基本形状

太陽電池パネルサイズは、パネル展開前に衛星＜衛星基本形状＞の側面に保持でき、さらにヒンジ等の展開機構を

衛星基本形状は、衛星内部のスペースをより大考慮した最大サイズの 470×380×7[mm]とする。

きく確保できる直方体とする。

図 1-2（b）に太陽電池パネルのサイズを示す。

太陽電池搭載方式は、発生電力がより大きく得

パネル展開したときの角度は、Z 軸に対して垂られるパネル展開方式とし、太陽電池パネルは、直とする。

電力収支の関係から 4 枚にする。図 1-2 に、太陽電池パネルの展開前と展開後の外観図を示す。
＜衛星本体外形サイズ＞
規定包絡域を最大限利用した大きさかつ、外部搭載機器（結合リング、アンテナ）、展開式太陽電池パネルのスペースを確保するため、衛星本体のサイズは、470×470×400[mm]の直方体とする。
図 1-2(a)に衛星本体外形サイズを示す。
＜衛星固定座標系＞
図 1-2(a)に示すように、衛星固定座標の座標軸(a) 太陽電池パネル展開前を直方体型の本体表面パネルに直交するようにとる。原点は正方形型の－Zパネル(下面)表面の中
心とする。

14

環境に対する耐性
地上、打ち上げ時、軌道上での機械的、熱的、放射線に対する耐性を有すること。
ロケットからのインターフェース
ロケットからのインターフェース条件を満足
すること。
剛性要求
(b) 太陽電池パネル展開後
図 1-2

本衛星の打ち上げ形態はH-ⅡAによるピギーバ
ック形態のため、小型衛星用H-ⅡAユーザーズマ

衛星基本形状ニュアルに規定してある剛性要求を適用する。衛星分離部を固定した状態での剛性要求(第１次固1.3. 軌道有振動数)を 表 2-1 に示す。

本衛星の軌道は、太陽同期準回帰軌道を採用す

表 2-1

る。理由としては、SOHLA-1(JAXA、大阪府立第一次固有振動数[Hz]

大学が技術支援をして東大阪宇宙開発共同組合

剛性要求
機軸方向

機軸直交方向100 以上50 以上が開発を進めている小型衛星)の採用している軌
機器取付けに関する配置要求

道と同様の軌道であるために、実績と解析データ

システム/サブシステムの機能を満足する搭載が豊富にあることと、太陽との位置関係が一定で機器の配置であること。

あり、昼夜の時間も一定であるので電力を確保しやすく、ミッション計画もたてやすいことがあげ

2.2. 構造設計

られる。また、本ミッションでは、使用するレンズに見合ったバッフルを取り付けることができ

2.2.1. 構造様式ないため、レンズに太陽光が入射しない日陰時に

本衛星の構造様式は、図 2-1 に示すパネル 4 枚撮影する必要がある。この軌道では、日陰時からを組み合わせた井桁型パネル構造とする。この構展望できる星空が 1 年で 1 周することから太陽同造様式にした理由を以下に示す。

期準回帰軌道が本ミッションにおいて適当であ・ パネルを組み合わせることによって、衛星のると考える。

剛性が高まるため。

また、昼夜の時間の比率と撮影枚数の関係及び、回帰軌道の関係から軌道高度は 712[km]とする。

・ 機器搭載面積が大きいため。
・ 長細い形状の光学系機器を配置するスペース
が、井桁中央部にあるため。

2. 構造系
2.1. 構造系への要求
構造系への要求を以下に示す。
基本機能
本衛星の基本構造を形成し、すべてのミッショ
ン期間を通じて搭載機器を安全に保持すること。
15

図 2-1

井桁型パネル構造

2.2.2. 構体構成要素

配置方針

本衛星の構体材料には、比剛性が高いハニカム

・ 搭載機器間と、パネルと機器の間は、基本的に 30[mm]のスペースを確保する。

パネル(スキン：Al7075、コア：Al1/8-5052-0.01)を用いる。表 2-2 にハニカムパネルのパネル厚さ

・ 搭載機器を取り外す際に、他の機器を取り外すことのないようにする。

を示す。
表 2-2

ハニカムパネルのパネル厚さ

・ 衛星全体の質量バランスを考慮する。

パネル

・ 井桁中央部は、ペルチェ素子から発生する熱

厚さ

構造パネル
（上面を除く）スキン[mm]

上下各 1

コア[mm]

8

構造パネル
（上面）

スキン[mm]

上下各 0.5

太陽電池パネルコア[mm]

6

スキン[mm]

上下各 0.5

コア[mm]

6の影響を避けるため、基本的に機器を搭載しない。
・ リアクションホイールは、ホイール回転時に発生する振動が光学系機器に影響を及ぼさないようにするため、井桁を構成する内部のパネルには搭載しない。

2.2.3. 搭載機器配置
以下に示す配置方針のもと、3 次元モデルを用いて、搭載機器の配置を行う。図 2-2 に搭載機器配置を示す。
（図中の搭載機器の略語については、
付録 表 10-1

搭載機器管理表に示す）

図 2-2 搭載機器配置
ヒートパイプの配置
ペルチェ素子から生じる熱を放熱面（望遠鏡開口側）へ輸送するために用いるヒートパイプの配置を 図 2-3(a)に示す。また、図 2-3(b) に示すよ
うに、固定具を用いてヒートパイプを固定する。
(a)ヒートパイプの配置
図 2-3
16

(b)ヒートパイプの固定

ヒートパイプの配置

表 2-42.3. 構造解析
構造数学モデルを構築し、固有振動解析と静荷固有振動解析の結果
機軸方向
145 [Hz]

一次固有振動数

機軸直交方向
56 [Hz]

重解析を行う。また、3 次元モデルより衛星の質
量特性を求める。
2.3.1. 構造数学モデル
構造解析ソフト NASTRAN を用いて、構造数学モデルを構築した。作業の効率化のため、モデルを以下に示す構築方針で簡略化した。
構造数学モデルの構築方針(b) 機軸直交方向一次モード（a）機軸方向一次モード

・ 500g 未満の搭載機器は、省略する。

図 2-5

振動モード

・ 搭載機器は質点とする。
・ 構造パネルは、表 2-2 に示すハニカムパネル

2.3.3. 静荷重解析

を平板同定してモデル化する。

構造数学モデルを用いて、以下に示す設計荷重による静荷重解析を行う。

図 2-4 に構造数学モデルの外観図、表 2-3 にモデルプロパティを示す。

設計荷重
小型衛星用H-ⅡAユーザーズマニュアルに規定してあるH-ⅡA打ち上げ時の準静的加速度に、安全率 1.5 を掛けて、その値を設計荷重とした。設計荷重を 表 2-5 に示す。
表 2-5
設計荷重

図 2-4

設計荷重

機軸方向

機軸直交方向

9G

7.5G

構造数学モデル外観図
解析結果

表 2-3

表 2-5 に示す設計荷重が機軸方向、機軸直交方向

構造数学モデルプロパティ

項目
節点数
要素数
要素特性数

数値
約 1100 個
約 1200 個
17 個に衛星全体にかかる場合、衛星に発生する最大応力σを求め、それから安全余裕MSを以下の式よ
り求める。
MS =

2.3.2. 固有振動解析

σ cr
−1
σ

固有振動解析の結果として、表 2-4 に第一次固ここで σ cr は、衛星パネル材料の許容応力で、有振動数、図 2-5 に各軸方向の一次振動モードのそ の 値 は 、 Al7075 の 疲 労 破 壊 限 度 で あ る

図を示す。これより、本衛星の剛性は、表 2-4 に103[MPa]とする。
解析結果として、表 2-6 に衛星に発生する最大示す剛性要求を満足することが分った。

応力と安全余裕を示す。表 2-6 より、安全余裕は
17

0 以上であることが分かり、打ち上げ時に衛星に2.4.2. 展開方法と展開機構かかる荷重に耐えることがわかった。
表 2-6
最大発生応力[MPa]
安全余裕 MS

前節を考慮し、パネル展開を 図 2-6 に示す流強度解析結果
機軸方向

機軸直交方向

17.1

16.0

5.02

5.72

れで行う。

2.3.4. 質量特性解析

パネルリリース

ヒータによるテグス焼き切り

パネル展開

トルク付ヒンジ／コイルバネ

パネルのロックスプリングを用いたラッチ機構

3 次元モデルより、質量特性として質量、重心
位置、慣性能率、慣性乗積を求める。結果を 表 2-7に示す。ただし、座標系は、衛星固定座標系を用

図 2-6

いる。
表 2-7

質量特性解析結果

項目
質量[kg]
重心位置[mm]
慣性モーメント[kg m2]
慣性乗積[kg m2]

記号
m
XG
YG
ZG
IXX
IYY
IZZ
IXY
IXZ
IZX

パネル展開の流れ

このパネル展開方法を実現するために必要な、

値
47.1-0.7767.686
169.981
1.263
1.279
1.627
-1.425×10-2
1.901×10-2-9.420×10-3

展開機構の構成要素と、その役割を 表 2-8 に示す。また、パネル展開機構の結合部を 図 2-7 に
示す。
表 2-8

2.4. 太陽電池パネル展開機構

パネル展開機構の構成要素と役割

構成要素

役割

テグス

展開前のパネル固定

ヒータ

パネルのリリース

トルク付ヒンジ

パネルの結合ゆっくりとした展開

2.4.1. 要求事項

コイルばね

パネル展開

太陽電池パネル展開機構には展開前・展開後にラッチ機構

展開後のパネル固定

パネルが固定されていること、そして確実に展開が行えることが求められる。さらに、機体寸法・機構の単純さと確実性を考えてテグスを使用

重量の制限により、省スペースで単純な機構であするが、テグスを焼き切ることでアウトガスが発ることが求められる。また、姿勢制御を考慮し、生してしまう。この対策として、テグスは光学機

ゆっくりとパネルが展開することが望まれる。

器から離れたところで焼き切ることにする。

大型の衛星では展開に火薬を用いる場合があるが、本衛星は小型衛星であるため火薬を使用す
ると衛星に悪影響を及ぼすことが考えられる。
これらのことをふまえ、パネル展開機構の要求事項を以下に示す。
① 機体、パネルに外的な損傷を与えない② 確実なパネル固定(展開前・展開後)③ 確実なリリース・展開
図 2-7④ 単純な機構⑤ ゆっくりと展開する

18

パネル展開機構（結合部）

3.3. 解析モデル

3. 熱系

構造系が配置検討したものを参考に”Thermal
Desktop”を用いて、熱解析モデルを作成する。

3.1. 目的
熱設計の目的は、熱的に過酷な宇宙環境から衛3.3.1. コンポーネント星の搭載機器を保護し、これらが正常に動作し続簡略化のため搭載するコンポーネントは、温度

ける温度環境を維持することである。

条件が厳しいもの、発生熱量が大きいものを抜粋

基本的には受動熱制御方式を適用する。なぜな

してモデル化する。これらのコンポーネントは同

ら本衛星は小型衛星で、電力的に厳しい環境にお量の熱容量を持つアルミニウムの直方体としてかれるためである。

モデル化する。下の 表 3-2 にモデル化したコン
ポーネントを示す。CCDは直接モデル化せずにそ3.2. 要求条件

れを囲う金属(CCCケース)をモデル化する。この際、CCCケースの許容温度範囲をペルチェ素子の3.2.1. ミッション、サブシステム要求
最も熱的な要求が厳しいものはミッション機

特性表より求める。具体的には冷却時のCCDの許器のCCD素子である。CCDの許容温度範囲は他

容温度範囲-35～-25 [℃]に、ペルチェ素子で発生のコンポーネントと比べて非常に低い。この温度

可能な温度差だけ足したものとする。これよりミ差を作り出すために前述（§1-2.5.1 参照）のペルッション遂行時のCCCケースの許容温度範囲がチェ素子を使用する。しかしペルチェ素子は大電-10～10 [℃]と求まる。

力を消費する。これによりペルチェ素子が設置さ

表 3-2

れるCCCケースには大きな熱量が与えられる。こ機器
Ni-MH バッテリ
中央制御ユニット
電力制御ユニットの熱を効率良く外に逃がすためにヒートパイプ
を使用し，放熱面である構体上面から逃がすこと

コンポーネント(1 個当たり)リアクションホイールにする．

ミッション機器制御ユニット

CCC ケース

姿勢制御の精度を向上させるために衛星の慣

機器発熱量[W]
10
5.5
4.5
4
5
10（注 2）

注 1：ミッション遂行時 ／ 注 2：発熱はペルチェ素子による。

性乗積が小さいことが望まれる。そのために、バ

3.3.2. 熱制御素子

ッテリ等の重量物が筐体の外側に配置され、外部熱制御面として構体上面、側面、太陽電池パネ

環境の影響を受けやすくなっている。

ルの裏面の表面特性を様々に変更させた。そして

また、本衛星は太陽電池パネルが展開式となっコンポーネントの温度が許容範囲に収まるようているため、太陽電池パネルは熱的には独立に近にした。筐体内部は熱が偏らないように黒色塗装

い環境におかれる。

で統一した。検討した熱制御素子を 表 3-3 に示す。αは太陽光吸収率を示し、εは赤外放射率を3.2.2. 外部熱環境示す。

外部熱環境として太陽放射，アルベド，地球赤外放射を考慮する。それらの値を 表 3-1 に示す。
表 3-1

許容温度範囲 [℃]
5～25-15～55-15～50-20～70-10～40-10～10( 注 1)

表 3-3
名称
OSR
白色塗装
黒色塗装
アロジン処理アルミニウム表面

外部熱環境

太陽光強度 [W/㎡]
アルベド係数地球赤外放射 [W/㎡]

1364
0.30
237

19

熱制御素子
α
0.08
0.21
0.95
0.17
0.38

ε
0.80
0.80
0.86
0.05
0.04

カプトンテープ
ブラックカプトン

0.30
0.85

0.64
0.78

実験機器制御ユニット

7

15

CCC ケース-8

3

試行錯誤の末、構体側面にはカプトンテープを

これらの結果は十分に時間が経過したあとの採用した。太陽電池パネルの裏面には経済性を考温度である。これによりモデル化したコンポーネ慮し黒色塗装を採用した。太陽電池パネルの裏面

ントが許容温度範囲内に収まっていることが分はアルベドの影響は小さいのでεの大きなもの

かる。

を採用した．ヒートパイプの接続される構体上面

CCDの温度はペルチェ素子の特性表とCCCケ

は放熱板としての機能を持たせるため、高い放熱ースの温度から求めた。ペルチェ素子によって性能が要求される．よって、構体上面には OSR

25℃の温度差が作りだされるとし、これを 図 3-2を採用した。OSR は高価であるが，劣化が小さく，に示す。この図によりCCDの温度が許容温度範囲

放熱性能が良い。

に入っていることが分かる。

3.3.3. ヒートパイプ
今回、ペルチェ素子の発熱を効率的に外へ逃がすためヒートパイプを使用する。ヒートパイプは作動流体が代替フロンのものを採用する．最大熱輸送量を考慮に入れ、φ10[mm]のものを 4 本使用するものとする。ヒートパイプは CCC ケースと構体上面パネルを接続する。
作成した熱解析モデルを 図 3-1 に示す。

図 3-2

CCD 温度変化

4. 姿勢制御系
4.1. ミッションからの姿勢要求
図 3-1

本ミッションにおける姿勢に対する要求は以

熱解析モデル

下のとおりである。

3.4.

解析結果

・ 姿勢安定度

解析結果を 表 3-4 にまとめる。

0.01[deg/2sec]

・ ポインティング精度を可能な限り高精度
にする。

表 3-4
名称

解析結果
解析結果

[℃]

※ 姿勢安定度とは慣性空間上に衛星を固定さ

最低温度

最高温度

太陽電池パネル-60

59

Ni-MH バッテリ

10

23

※ ポインティング精度とは指向精度のことであり、指定した方向に向けたときの精度であ中央制御ユニット

723

電力制御ユニット

15

32

7

40

0

15

リアクションホイール(lower)
リアクションホイール(side)

せる場合の精度である。

る。

20

4.2. 姿勢制御方式
4.3.3. 搭載太陽センサの選定

本衛星のミッションでは、高精度の姿勢精度を

太陽センサは初期姿勢捕捉時に主に使用する

満足する必要があり、またミッション時には姿勢
を慣性空間上に固定する必要がある。これらより、

ことと、ソーラーパネルの発生電力からも太陽方向は捕捉できるので多少精度が悪くても良い。よ姿勢制御方式として高精度の制御が可能な 3 軸制って、粗太陽センサを採用する。また、本衛星に御のゼロモーメンタム方式を採用する。

独自性を持たせるため、SOHLA-1 に搭載予定のFSS(Fudai Sun Sensor)を搭載することにする。

4.3. 姿勢センサ構成

FSS は 2006 年 9 月現在、府大においてフライト

本衛星では 表 4-1 の姿勢センサを用いて姿勢モデルを開発中である。また、検出機構としては
2 ストリング方式を採用している。

を決定する。
表 4-1
名前
スターセンサ
ジャイロ
太陽センサ
磁気センサ

4.3.4. 搭載磁気センサの選定

姿勢センサの個数
個数
2
3
1
1

主な使用目的ミッション時ミッション時ミッション時以外
ミッション時以外

地球からの地磁場を検出し、地球中心座標を検出する。ミッション時には使用しないので多少精度が悪くても良い。
4.3.5. 搭載センサ一覧
以上より、搭載するセンサは 表 4-2 とした。

ここで、主にミッション時に使用するスターセンサとジャイロに関しては以下のことが要求さ

表 4-2

れる。
名前

・ 高精度制御が可能
・ 搭載可能サイズである・ 軽量である

メーカー名

機器名
Star Sensor
Type VST-41M
GG1320
AN Digital
Laser Gyro

スターセンサVECTRONIC

ジャイロ

Honeywell

太陽センサ

大阪府立大学（SOHLA-1 に搭載予定）

Fudai Sun
Sensor

磁気センサ

明星電気

FMS

・ 省電力である
4.3.1. 搭載スターセンサの選定

搭載センサの一覧

慣性座標系のクォータニオンを検出するためにスターセンサ（STS）を搭載する。STS はロー

各機器のスペック

ル軸回りの精度が悪いため 2 個を直交させ配置す

図 4-1～図 4-3 に各センサの外観図を示す。また、る。バッフルに関しては最初から搭載されている

表 4-3～表 4-6 に、各センサのスペックを示す。

ものを選定する。これらを基に搭載可能サイズの中で一番精度の高いものを選定する。
4.3.2. 搭載ジャイロの選定
ジャイロには機械式とレーザー式があるが、レーザージャイロのファイバオプティカルジャイ

図 4-1

ロ（FOG)が一般に小型軽量で高精度であるのでFOG を搭載する。
21

Star Sensor Type VST-41M

表 4-3

Star Sensor Type VST-41M

4.4. 外乱トルクの見積もり

のスペック
項目
精度 (x,y / z 軸) [arcsec]
更新周期[Hz]
視野[deg]

今回の衛星ではアームなどを使用しないので、仕様
18 / 122
4～8
14 × 14

衛星にかかる外力として考慮に入れる項目は以下の(ア)～(エ)の 4 つとし、1 周回の間に衛星にかかる外力トルクを概算した。これらの理論式は以下のものを使用した。
(ア) 重力傾斜トルク Mg
3μ | I - I | θz yR' 3
μ：地球重力定数 (3.98613 × 10 5 [km 3 /s 2 ])Mg =R'：軌道高度＋地球半径 （ 712 + 6378[km] ）θ：オイラー角 (1[deg] )I : z軸回りの慣性モーメン ト(1.627[kgm 2 ]）ｚ
I : y軸回りの慣性モーメン ト(1.279[kgm 2 ]）y

図 4-2 GG1320 AN Digital Laser Gyro
表 4-4

GG1320 AN Digital Laser Gyro(イ) 太陽放射圧トルク Msp

のスペック
項目
種類
バイアス安定性[deg/hour]
ランダム誤差[deg/hour]

M sp = PAL(1 + q)cos(i)仕様
FOG
0.00350.0035

P : 輻射圧（ 4.617 × 10 -6 [N/m 2 ]）A : 表面積（ 0.47 × 0.38 × 4＋0.47 × 0.47[m 2 ]）L：圧力中心と質量中心 間距離 (0.2[m])q：表面反射率 (0.6)
i：太陽入射角(0[deg]）(ウ) 地磁気トルク Mm
M m = DB × 10 -7
D : 地磁気ダイポール･モーメント(1000[pole・cm])
B：地磁場ベクトル[gauss]
2M
B= 3
r
M：(8 × 10 25 [emu])

図 4-3

FSS（BBM）

r：cmで表した地球中心と衛星間距離((712 + 6378) × 10 5 [cm])

表 4-5

FSS

項目
計測精度(目標) [deg](エ) 空力トルク Ma
仕様
1

Ma =

∑ F∑ LF = 0.5( ρCd AV2 )ρ：大気密度 ( 1.11166 × 10-9 [kg/m3 ])

表 4-6
項目
バイアス精度
直線性
周波数応答

磁気センサ

C：空力係数(2.5)
d仕様
0.5%以下0.0075%以下
500Hz 以上(-3dB)

A：表面積（0.47 × 0.38 × 4＋0.47 × 0.47[m 2 ]）V：衛星速度 (7504.8[m/s])
L : 重心から各面までのモーメント腕長(0.2[m])22

（ア）～（エ）の結果を 表 4-7 に示す。

・ 質量要求を満たす
・ サイズの要求を満たす

表 4-7

・ 姿勢要求を満たす

外乱の結果

項目
Mg[Nm]
Msp[Nm]Mm[Nm]
Ma[Nm]
合計[Nm]
Hw[Nms]値
2.038×10-5
5.182×10-7
4.489×10-5
1.949×10-6
6.774×10-5
0.4024これらの条件をもとに、表 4-9 の機器を搭載することに決定した。また、リアクションホイールの外観図を 図 4-4 に、スペックを 表 4-10 に示
す。
表 4-9

4.5. 搭載アクチュエータ
本衛星では 表 4-8 に示すアクチュエータを用いて姿勢制御を行う。
表 4-8

搭載機器

名前

メーカー名

機器名

磁気トルカ

大阪府立大学

F-MTQ

リアクション
ホイール

VECTRONIC

Reaction Wheel
Type RW- 01

アクチュエータの個数

名前
リアクションホイール
磁気トルカ

個数
4
3

ここで、磁気トルカ(MTQ)はリアクションホイールのアンローディングに使用する。また、リア
クションホイールは通常 3 個を使用し、残りの 1個は故障が生じた場合の冗長系とする。

図 4-4

Reaction Wheel

Type RW- 01

表 4-10

Reaction Wheel

Type RW- 01のスペック

搭載ホイールのサイジング

項目
慣性モーメント[kgm2]
最大回転数[rpm]最大発生トルク[Nm]最大蓄積角運動量[Nms]

表 4-7 より外乱トルクが全て同方向に作用する
最悪ケースを想定した場合、1 周回で蓄積される
角運動量はHw＝0.4024 [Nms]と算出できる。ここで、リアクションホイールの作動は最低でも 1仕様
2.12×10-3
5000
20×10-3
1

MTQ のサイジング

周回に 1 回は行うので、搭載されるリアクション
ホイールは 1 周回分の外力を打ち消すことができ

MTQ の動作原理

る角運動量が要求される。これより、マージンをMTQ の構造は高等磁率材料にコイルを巻

約 2 倍にとった場合のリアクションホイールの必く、有芯ソレノイドである。コイルに電流を要な最大蓄積角運動量はHw＝0.1[Nms] 以上と流しそれによって生じた磁場と、地球磁場とする。ここで、搭載リアクションホイールの選定の干渉による磁気トルクによりアンローデ

基準は以下のものとする。

ィングを行う。
衛星が投入される軌道高度(712[km])の地・ 必要角運動量：0.1[Nms] 以上

球磁場は既知であるので、外乱の大きさを見・ 消費電力を満たす

積もることで必要な磁気モーメントを求め
23

ものと見なし、ミッション系への要求を以下のることができる。

ものとする。

ここで、1 周回で蓄積する最大の外乱トル
クは 6.774×10-5[Nｍ]であるので、これをア・ ポインティング精度：0.1 [deg]ンローディングすることを考える。このとき

表 4-11の条件を以下に示す。

MTQ のスペック項目
質量 [kg]
寸法 [mm]
消費電力 [W]
使用電流 I[A]
コアの実効透磁率 μeff
コアの初期透磁率 μa
コアの長さ Lcore[m]コアの直径 Dcore[m]ワイヤの長さ Lcoil[m]ワイヤの直径 Dcoil[m]ワイヤの材質
コアの材質
巻き数 n[回]発生トルク M[A ㎡]

・MTQ は 2 秒で 1 回駆動(1 秒起動し 1 秒待機する)・最大駆動回数を 100 回とする
上の条件より、アンローディング時間は長くとも 5 分以内となる。
これより、MTQ のトルクは Mmax＝338.7 [A ㎡]
なので、これを 100 回の駆動でアンローディングを行えばよい。よって M＝338.7/100≒3.387 [A㎡]と決定できる。
ここで、安全率を少しとり、M＝3.5[A ㎡]する。

仕様
1.5
200×70×35
2
0.4
36.73
10000
0.18
0.02
37.7
0.0003
銅45 パーマロイ
758
3.5

MTQ の性能要求4.7. モード解析

MTQ の発生する磁気モーメントは以下の式で与えられる。
M = BV

姿勢系のモードを以下に示す。また 表 4-12 に１μ0

各モードの使用機器を、図 4-5 には各モードの移(3 - 1)

行について示す。

ここで、コアの実効透磁率は⎛ 1ln(L core /D core ) ⎞⎟+⎜ μ a (L /D )2 ⎟
core
core
⎝
⎠

μ eff = ⎜スタンバイモード

軌道投入時や不具合のために中央制御ユニッ-1(3 - 2)ト（CCU）の電源が落ちたときのモードで、初期モードへ移行する。CCU を復帰させるためのモ

また、磁束密度 B は
B = μ 0 ⋅ μ eff ⋅ n ⋅ I ⋅ Lcore −1ードなので姿勢系の各機器の電源は OFF になっている。

(3 - 3)

初期モード

以上を用いてスペックを 表 4-11 のように決定

CCU の電源が回復または起動した後に、FSSした。

で太陽方向を検知し、衛星を太陽方向に向け電力を確保するモード。
パネル展開前なら、まずリアクションホイール

4.6. ミッションへの要求を用いて衛星にスピンを与え安定させ、その後に過去の衛星を参考にするとポインティング

パネル展開を行う。

精度は 0.05deg 程度まで実現可能である。ここ

待機モード

で、マージンを 2 倍にとり実現可能なポインテ

本衛星の運用に必要な十分の電力を確保した

ィング精度を 0.1deg とする。本衛星に搭載予

ときや、撮影などのミッションを行っていないと定のセンサは高精度であるのでこれを満たす

きの定常モード。ここから、撮影モードなどのミ
24

ディング

ッションモードに移行していく。特に大きなポイ
ンティング精度は必要としていないのでスターセンサは使用しない。
セーフモード姿勢制御を行うにあたってどこかに不具合が生じたときに移行するモード。衛星の Z 軸方向にスピンを与え姿勢制御を行い、最低限の電力を確保する。また、FSS と FMS の姿勢データのみを入手し、地上にて対策を練る。
撮影モード

全天撮影を行うときのモード。消費電力の大きいスターセンサを 2 個使用し本衛星の最大のポインティング精度で星を捉えるモード。
図 4-5

どこでもモード『どこでも管制室』時のモード。設定された時

各モードの移行について

5. 電力系

間内に使用者からのコマンドを受け取り特定の5.1. 電力系の構成

方向を撮影するモード。使用方法の不備で本衛星が危機に陥ったときにセーフモードに移行し、運本衛星の電力系のシステムブロック図を 図営者が問題を解決する。

5-1 に示す。また、本章で使用する記号の意味と後期運用モード

パラメータについて 表 5-1 に示す。

主に地球を撮影するのが目的のモード。地球方

太陽電池パネル（SAP）で発生された電力は、向を向くので上面のスターセンサは使用できな

電 力 制 御 ユ ニ ッ ト （ PCU ） 内 の Switchingい。

regulator を通り日照時には、各電力利用機器（負補正モード荷）へ電力を供給しつつ、余剰電力をバッテリへ

姿勢系、光学系のアライメントのズレを計算し、それを補正するモード。補正を定期的に行うことな電力を供給する。

で高精度の姿勢制御を目指す。

太陽電池セルは、4 面の展開パネルと、下面パアンローディングモード

ネルに貼り付けられる。太陽電池セルの概要を 表

MTQ を用いてリアクションホイールのトルク

5-2 に示す。

を抜くためのモード。これを行うことによってリバッテリは、日陰時に各負荷へ電力を供給する

アクションホイールのリセットをする。
表 4-12
モード名
スタンバ
イ
初期
待機
セーフ
撮影
どこでも
後期運用
補正
アンロー

充電する。日陰時には、バッテリより負荷へ必要ために必要である。特に、本衛星でのミッション

各姿勢モードにおける使用機器

STS FOG FSS FMS

RW

MTQ

0

0

0

0

0

0

0
0
0
2
2
2
任意
0

3
3
0
3
3
3
任意
3

1
0
1
0
0
0
任意
0

0
1
1
1
1
1
任意
1

3
3
1
3
3
3
任意
3

0
0
0
0
0
0
任意
3

は日陰時に最大電力を使用するため、高い性能がバッテリに要求される。バッテリの概要を 表 5-2に示す。
PCU の主な役割は 3 つある。太陽電池セルの動作電圧を変化させる「スウィッチング機能」、
CCU から各機器の ON-OFF コマンドを受信し，それに応じた機器を ON-OFF する「ディスクリ
ートコマンド機能」、そして BUS 電圧を二次電圧25に下げる「直流電圧変換機能」である。
電力の一部は BUS 電圧のまま供給され、それ表 5-2

以外は PCU 内の DC/DC converter により二次電

電力系機器の概要

項目
値
SHARP
メーカー
GaAs
種類
太陽電池セル枚数
184 枚 （23 直列×8 並列）
36.3×76.2
サイズ[mm]
約 26
発電効率 [%]
メーカー
Panasonic
種類
Ni-MH
バッテリセルバッテリ
24 直列×１並列数
8.2
容量 [Ah]
電圧 [V]
28.8～36.5

圧に落として供給される。
電力制御方式は、Peak Power Tracking 制御（PPT 制御）を採用する。太陽電池セルは、温度などの要因により、最適動作電圧が変動する。
Switching regulator により太陽電池セルの動作

電圧を刻々と変化させながら最適動作電圧で発電を行う方法を PPT 制御という。また、中央制
御ユニット（CCU）から、設定する動作電圧が送られる。最近では、JAXA 開発の 50kg 級小型高機能衛星「μ-LabSat」でこの制御方式が採用さ5.2. 電力系への要求れている。小型衛星でも PPT 制御により効率的

5.2.1. システム要求に発電することで比較的大きい電力が得られる。

システム要求を 表 5-3 に示す。ただし、φとは太陽電池パネルへの太陽光入射角度のことである（図 5-2 に定義する）。また、発電時φ＝0（±10）[deg]のときをノミナルと定義する。
表 5-3

図 5-1
表 5-1
記号

P
Pc
PBAT
ηsw
ηppt
ηBAT
Xrad
Xradv
Vd
Ve
Td
Te
C
DOD

項目
軌道
太陽入射角φ（発電時）[deg]
高度[km]
太陽電池
取り付け方法
パネル面積[mm]電力システムブロック図

電力系記号の意味と機器のパラメータ定義
標準発生電力 [W]
平均消費電力 [W]
バッテリ充電電力 [W]
スイッチング効率
PPT 追尾効率
バッテリ充電効率
SA 動作電力劣化率（2 年）
SA 動作電圧劣化率（2 年）
日照時バッテリ電圧 [V]
日陰時バッテリ電圧 [V]
日照時間 [hour]
日陰時間 [hour]
バッテリ容量 [Ah]Depth of Discharge（バッテリ放電深度） [%]システム要求

値
161
－
－
0.85
0.9
0.9
0.05
0.016
36.5
28.8
1.06
0.59
8.2

姿勢制御
運用期間

要求
太陽同期準回帰軌道0（最高）±10（ワースト）
712
パネル展開式
470×380
3 軸制御（ゼロモーメンタム方式）

最低 2 年

5.2.2. 各系からの要求
3 周で電力収支が成立することが要求されている。また、各系からの電力要求を付録の 表 10-1に示す。さらに、ミッションの運用計画概要を 表
5-4 に示す。ただし、電力解析の条件は最も厳しくなる場合を想定している。電力解析の都合上、
1 サイクルを撮影の行う周回からはじめている－（電力系サイクル）。

26

周回
miti
om 系
姿勢
系
通信
系

ミッション運用計画

1(夜)

1(昼)

2(夜)

2(昼)

3(夜)

3(昼)

撮影

Pel

Pel

Pel

Pel

Pel

定常

定常

定常

STRX
HTRX
on

SRX
HTRX
on

STRX
HTRX
on

定常
SRX
HTRX
on

姿勢変
更 ※1
SRX
HTRX
on

BUS電圧[V]

表 5-4

姿勢変
更 ※2
SRX
HTRX
on

30
25
20
15
10
5
0
0

10

注）Pel：ペルチェ素子 ON 他のミッション機器 OFF
SRX：S バンド受信機／

STRX：S バンド送受信機

図 5-3

20
30
40
最大出力電流[A]50

BUS 電圧と最大電流の関係※1 撮影方向からノミナル姿勢に変更※2 ノミナル姿勢から撮影方向に変更

5.4. 発生電力解析
太陽電池セルは、温度により発生電力が変化する。これは、温度により太陽電池セルの電圧‐電流特性が変化するためである。本衛星の電力制御
では PPT 制御を採用しており、各温度において

図 5-2

最適動作電圧を追尾する。発生電力の計算は、最太陽入射角φの定義

適電圧値と電流値の温度特性を、温度に対して線形に近似する方法を用いる。

5.3. BUS 電圧
BUS 電圧が低いと、太陽電池セル、バッテリの5.4.1. 太陽電池セル貼り付け検討

直列数は少なくてすむため、小型衛星では設計の太陽電池セルの貼り付け方法を検討する。表幅が広がる。しかし、本衛星は特にミッション時

5-3 の要求より、パネルサイズの最大値は 470×に大電力を使用するため、BUS 電圧が小さいと流380[mm]である。また、太陽電池セルは、パネルれる電流が大きくなり、ハーネス損失、バッテリ

サイズ変更、バスバー取り付け、ハーネス取りま

内部抵抗の増加を促す。よって、無理のない電流

わし、パネル展開機構用のスペースなどを考慮し、で運用できるように BUS 電圧を設定する必要が外縁と適度に間隔をあけて配置する。

ある。

ただし、§2-5.4.3 節で決まる太陽電池セル枚数

運用時の電力消費が最大になるのは、撮影ミッより、パネル 4 面だけでは収まらない結果が出たション時（1 周目・夜）である。このとき、消費ため、加えて衛星構体下面パネルにも貼り付ける。

電力は最大約 81[W]必要である。この場合、最大太陽電池セル貼り付けパターンの検討結果をの電流がバッテリから流れる。最大電流値とBUS

図 5-4 に示す。

電圧の関係を 図 5-3 に示す。図より、BUS電圧
は 20～40[V]の範囲内にする。また、各機器のコンポーネントの動作電圧を BUS 電圧以下にする
ように要求を出す。

図 5-4
27

太陽電池セル貼り付けパターン

5.4.2. 太陽電池セル直列数の決定

6560に蓄積するには太陽電池からの電圧がバッテリ55の電圧より高い必要がある。本衛星利用の Ni-MH

50

電圧[Ｖ]

太陽電池パネルで発生させた電力をバッテリ

バッテリ充電時の電圧は 36.0～36.5[V]である。

45

高いほうの値 36.5[V]よりも、常に発生電圧は高40い必要がある。

35

SA の発生電圧 VSA は、バッテリ電圧 VBAT につ

直列数24
直列数23
直列数22
直列数21
直列数20
要求電圧

30
-30

-15

0

15

いて、以下の条件を満たす。

V SA ≥ V BAT + V LOSS = 38.0

・・・(1)

図 5-5

30
温度[℃]

45

60

75

直列数と発生電圧の関係(VLOSS は PCU での電圧減少で約 1.5[V]である)

直列数による VSA の値は以下の式で示せる。

5.4.3. 発生電力の計算

V SA = Vmp × 直列数 ・・・（2）数式（4）に、発生電力を導く式を示す。

(

P = (1 − X rad )(a × 23 ) × Vmp + α v ΔTSA

セル電圧は太陽電池セル温度に依存し、太陽電

(

)

)

・・・（4）

池セル温度 TSA と太陽電池セル最適動作電圧 Vmp

× I mp + α I ΔTSA × cos φの関係式を次式に示す。

a はストリング並列数を示す。23 は、太陽電池

(

)

（3）
V mp = (1 − X radV ) V&mp + α v Δ T SA ・・・

セルの直列数である。

．
ただし、Vmp はセル特性基準温度 25[℃]の値でまた、各係数は 1 年のうち、太陽入射エネルギ

あり、αV は Vmp の温度特性である。

ーが最小になる７月、セル特性基準温度 25[℃]のV&mp＝2.3[V] 、 α V＝ − 6.5 × 10 -3 [V]、値で、以下の通りとする。

である。この範囲で常に要求電圧を満たすことが⎫⎧V mp = 2 .3[V ]⎪⎪−3⎪α v = − 6 .5 × 10 [V ]⎪⎬⎨⎪⎪ I mp = 0 .45[ A ]⎪α = 0 .2 × 10 − 4 [ A ] ⎪⎭⎩ I
熱解析の結果より、パネルの最高温度は 59[℃]

確認できるのは、直列数 20 以上のときである。

であるので、 ΔTSA = 35 [℃]、また日照時の充電中

必要発生電力、セルの配置との関係より直列数をに太陽入射角φの振れ幅が最大 10[deg]より、φ23 に決定する。直列数 23 のとき、バッテリ電圧＝ 10[deg]のときの最悪条件で発生電力を計算すと太陽電池発生電圧の差は最低でも約 7[V]あり、る。太陽電池セル直列数が 23 のとき、発生電力

たとえセルが単体で故障しても充電が可能であはストリング並列数による。

Δ TSA＝25[ ℃ ]からの温度差
これらの結果を使って、図 5-5 に直列数と発生電力の関係を示す。熱系の太陽電池パネルの解析結
果 表 3-4 より、パネルの温度範囲は-60～59[℃]る。ただし、セルがオープンになった場合にもス§2-5.6 節電力収支解析の結果、ストリング並

トリング全部がオープンにならないようにセル

列数 8 の時、電力収支を満たす。ストリング並列を接続する。

数a=8 のとき、太陽電池セルの総枚数は 184 枚で、このときの発生電力、 P = 161 [W ] である。これ
を、標準発生電力とする。

5.5. バッテリの設計
バッテリの設計は、出力電圧、寿命、出力電流、重量が、要求を満たすようにバッテリセルを選定
28

し、組み合わせなければならない。
図 5-6 に示す特性より、寿命 2 年（充放電 11000
サイクル）を満たす条件は、 Ni-MH の場合、DOD＜40％である。

バッテリ電圧は入出力電流（充放電特性）、DOD、温度特性により変化する。とりわけ、充電時と放電時ではバッテリ電圧には著しい違いがある。図5-7、図 5-8 を参照。日照時と日陰時にはバッテ

図 5-6

リ電圧の差が大きく、充電時にバッテリ電圧が高DOD 対許容放電回数

く、放電時に低い傾向がある。両者の比が大きいと、DODが増加することが後述する数式（7）よりわかる。
本衛星では、メモリ効果が少なく、「μ-LabSat」など小型衛星での実績もある Ni-MH バッテリを選択する。バッテリセルは、スクリーニングを行った民生用の Ni-MH を使用する。
バッテリ搭載可能スペースと BUS 電圧の関係
より、バッテリセル直列数は 24（12 本 1 セット

図 5-7

充電温度とバッテリ電圧

図 5-8

放電温度とバッテリ電圧× 2 ） と す る 。 バ ッ テ リ セ ル は 、 Panasonic 製
HHR900Dを使用する。詳細データを 表 5-5 に示す。この電池は、高容量であり、要求されたDOD以内に収めることができ、さらにミッション中に使用する消費電流の変化によるバッテリ電圧変化にも強い。
図 5-7、図 5-8 より、充放電時のバッテリ電圧を見積もる。
熱解析結果（表 3-4）より、日陰時の平均バッ
テリ温度を 10[℃]、日照時の平均バッテリ温度を5.6. 電力収支解析

23[℃]と仮定する。このとき、バッテリセル直列

衛星の日陰時に必要な電力はすべてバッテリ

数 24 よ り、 バ ッ テリ電 圧 は それぞ れ 日 陰 時

より供給されなければならない。そのために、日28.8[V]、日照時 36.5[V]となる。

照時のバッテリへの充電電流量と日陰時の放電
表 5-5

電流量の関係が等しくなる必要がある。このためPanasonic HHR900D 性能表(セル 1 個)
容量
[mAh]

使用温度範囲
[℃]
大きさ
[mm]
重量[g]

の解析が電力収支解析である。

1.2

公称電圧[V]
平均 (参考値)

9000

定格 (min)

8250

充電時

0～30

放電時

-10
～65

直径

33

総高

61

5.6.1. 電力収支解析の前提条件

電力収支解析の前提条件を 表 5-6 に示す。
また、ミッション系からの要求として、電力系
は地球周りの公転 3 周を 1 サイクルとして電力収支を成立させる必要がある。

170

29

電力収支解析の前提条件

電力収支解析の前提条件
高度[km]
700
周回時間[h]1.647
日照時間[h]1.059
日陰時間[h]0.589
日陰時の割合[%]35.7
日照時の割合[%]64.3
1 年間周回数[回]5317.3
リアクションホイール
0.05
最大電力での使用時間[h]通信時間[h]0.1
標準発電量[W]161
バッテリ容量[Ah]8.2
BUS 電圧（日照時）[V]36.5
BUS 電圧（日陰時）[V]
28.8
負荷への伝送効率η Line
0.9

図 5-9

5.6.3. 電力収支解析結果

電力収支が最も厳しくなる条件は撮影時である。この条件における電力収支解析の結果、図5-10 を得た。

日陰時に撮影ミッションを行う周回では、DOD
は最大約 22%まで落ち込み、3%電力収支を下回

5.6.2. 電力収支の計算方法

る。その後の 1 周につき約 2%充電量が放電量を上回り、3 周回目でバッテリは満充電となる。

（日陰時）

DOD は 3 周以内で 0%に戻り、電力系は 3 周を

日陰時の放電電流量 Be を計算する。添え字 e1 サイクルとするミッション運用に耐えられる。

は日陰時を表す。

Be =

昼・夜の定義と DOD 計算点

ＤＯＤ

PceTe
η LineVe

25

・・・
（5）

平均発生電力180

平均消費電力

160

20

140
120

DOD[％]

15（日照時）
日照時の充電電流量 Bd を計算する。添え字 d
は日照時を表す。

(η η P − Pcd )Tdη BAT
B = SW PPT
d

Vd

60
40

・・・（6）

01-5

・・・（7）

2

3

時間[ｈ]

図 5-10を計算する。

⎞
1⎛⎜ ∑ Be − ∑ Bd ⎟
⎟
⎜
C⎝
⎠

80

5
0

数式（5）
（6）より、バッテリの放電深度 DOD

DOD =

100

10

電力[Ｗ]

表 5-6

4

5

20
0

電力収支解析結果（撮影時）

6. 通信系
本衛星がミッションを達成するためには、大量

表 5-3 システム要求、表 5-4 ミッション運用の画像データを S バンド通信系により確実に地上計画、表 5-6 電力収支解析の前提条件、および局に送信しなくてはならない。また、『どこでも数式（7）を用いてDODの値を、昼夜の境界点（図管制室』を実現するためにはアマチュアバンド

5-9 に定義）において計算する。

（以下 A バンドと記す）通信系が欠かせない存在である。これらの点から通信系の役割は大変重要になってくる。この章では本衛星のミッションが通信系において実現可能であることを確認する。
30

6.1. 通信系の役割

通信時間を長く確保することができる。以上の点をふまえてダウンリンクには国内の増田 1 局と、S バンド通信系の役割を以下に示す。

（1） 本衛星から地上局へのミッションデータ、
テレメトリのダウンリンク

高緯度に位置するキルナ局を合わせて使用する。
アップリンクは、適宜、キルナ局か増田 1 局より行う。

（2） 地上局から本衛星へのコマンドのアップ

本衛星が通信で使用する地上局の位置を以下

リンク

に示す。

A バンド通信系の役割を以下に示す。

1)キルナ局（1） 本衛星から LCR へのテレメトリのダウン

北緯 67 度 52 分 59 秒 東経 21 度 3 分 38 秒

リンク2)増田 1 局（2） LCR から本衛星へのコマンドのアップリ

北緯 30 度 33 分 7 秒

ンク

東経 131 度 1 分 2 秒

6.3.2. 通信可能時間の検討

6.2. 通信系への要求

本衛星の軌道は太陽同期準回帰軌道(高度S バンド通信系への要求は以下の通りである。

712[km]軌道傾斜角 98.4[deg])で回帰日数が 8 日

ダウンリンクするデータはミッションデータ

である。さらに、キルナ局、増田 1 局の通信可能とテレメトリである。そのうちミッションデータ

な仰角をともに 5～90[deg]とし、軌道計算を行う。

は宇宙空間で撮影された写真のデータである。

キルナ局、増田 1 局での 8 日間の通信可能時間

ミッション系からの要求より、1 日に撮影されの計算結果を 表 6-1 に示す。

る写真 40 枚のデータを 1 日で衛星から地上に送表 6-1

信する必要がある。写真 1 枚のデータ量は 22MB

キルナ局[sec]
増田１局[sec]
合計[sec]である。つまり 1 日に 880MB のデータを地上に送信することとなる。

8 日間の通信時間
44520
16570
61090

補足：増田 1 局と本衛星間の 1 パスの通信におテレメトリのデータ量はミッションデータのける通信可能時間は連続 360 秒が最短である。

量に比べとても小さいので考慮にいれない事とする。よって 1 日に地上に送信するデータの量は6.3.3. ダウンリンクの伝送レート

880MB である。

軌道は太陽同期準回帰軌道で回帰日数は 8 日でA バンド通信系への要求は、市販のアマチュアあるため、S バンド通信系は 8 日間を１サイクル

無線用機器を地上局に用いることができるようとして解析する。

に、衛星側の送受信機の性能を保証することであ§2-6.2 節より、Sバンド通信系における 1 サイる。

クルで、ダウンリンクするミッションデータ量は、880 × 8 = 7040[MB]である。

6.3. S バンド通信系の設計

本衛星Sバンド局の通信可能時間は 表 6-1 より
約 61090 秒 で あ る の で 、 伝 送 レ ー ト は 最 低

6.3.1. 地上局の検討

通信は本衛星と地上局の 1 対 1 直接通信で行う。

920kbps、余裕をみて 950kbpsとする。この伝送

本衛星のダウンリンクするデータ量は 1 日あた

レートで 1 日平均 40 枚の写真のデータを送信することができる。

り 880MB と大きい。そのため通信時間をできる

またこのとき、1 パスで 2～3 枚の写真データをだけ稼がなくてはならない。本衛星の軌道は太陽送信することができる。

同期準回帰軌道なので、高緯度にある地上局ほど31

6.3.4. アップリンクの伝送レート

伝送レートを 200bps とする。
1 パスで送信できる最低のデータ量は前述(§2-6.3.2 参照)の 1 パスの最短通信可能時間より、
200×360.0 = 72000[bit] = 9[KB]である。この時、アップリンクできるデータ量は十分である。
注）RX:受信機

図 6-1

6.3.5. 通信方式検討

本衛星で用いる搬送周波数帯は宇宙運用で使TX:送信機SCPL:S バンドカプラ

S バンド通信機器構成

6.4. S バンド通信系回線計算

われる S バンドを使用し、ダウンリン

表 6-3 に本衛星－地上局(キルナ局、増田 1 局)間

ク:2220MHz、アップリンク:2045MHz とする。

の通信についての回線計算結果を示す。

ダウンリンクにおいてテレメトリのデータ量
はミッションデータの量と比べて小さいため、ミ

表 6-3 より回線マージンは 3[dB]以上である。さッションデータとテレメトリをまとめて同じ回

らに、PFD制限内におさまる。よってSバンド通線で伝送する。これらのデータの量は大きいので、し、実現可能である。

変 調 方 式 には 伝 送 効 率、 周 波 数 利用 率 の 高 い

表 6-3

QPSK を採用する。

アップリンクにおいては送信データ量が小さ
いが、確実なデータ送信が要求されるため、干渉に強い残留搬送波方式の 1 つである位相変調方式(PM)を採用する。

以上の結果より、確保する 2 つの本衛星－地上局間における通信回線を 表 6-2 にまとめる。
表 6-2

通信回線（S バンド）

周波数[MHz]
伝送レート[kbps]
通信距離[km]
変調方式

信系は本衛星のミッションにおける要求を満た

Down link
2220
950
712～2563
QPSK

Up link2045
0.2
712～2563
PM

6.3.6. 機器構成検討

本衛星の姿勢制御は、日陰時には撮影のため、日照時には電力確保のために行われ、通信のために行うことは難しい。ゆえにアンテナは姿勢変更

回線計算表(S バンド)

項目単位
Down link Up link
アンテナ間距離
km
2563
2563
搬送周波数
MHz
2220
2045
波長
m
0.14
0.15
仰角
5
5
deg
送信EIRP
dBW
-1.6
64.0
送信機出力
dB
-1.5
送
信
給電損失
dB
3.0
側 送信アンテナ利得
dBi
3.0
ポインティング損失
dB
0.1
電力分配損失dB
0.00.0
通自由空間損失
dB
167.5
166.8
信
偏波損失
dB
0.0
0.0
空
大気吸収損失
dB
0.4
0.4
間
降雨損失
dB
0.0
0.0
dB
21.5
-22.9
受信G/T
ポインティング損失
dB
0.1
0.1
dBi
45.4
3.0
受 受信アンテナ利得
信
給電損失
dB
1.0
3.0
側 システム雑音温度
22.8
22.8
dBK
受信C/No
dBHz
80.6
102.5
総合C/No
dBHz
80.6
102.5
要求Eb/NodB
9.6
9.6
ハードウェア劣化量
dB
2.5
2.5
符号化利得
dB
0.0
0.0
ビットレート
dBHz
59.8
23.0
変調損失
dB
4.0
4.0
要求C/No
dBHz
75.9
39.1
回線マージンdB
4.6
63.4
PFD (仰角５[deg]） dBW/4kHz/m2 -161.5
2
PFD (仰角90[deg]） dBW/4kHz/m-214.6-6.5. A バンド通信系の設計を必要としない無指向性にする。アンテナには小型で、構造上有利なパッチアンテナを使用する。
また冗長性をもたせるために、Sバンド送受信機

6.5.1. A バンド通信系の諸元

衛星側、地上局側の通信系使用機器を 表 6-4(STRX)を 2 つ搭載する。Sバンド送受信機の切りに示す。地上局側の機器については一般に市販さ替えを行うスイッチはSバンドダイプレクサ

れている製品から選んだものである。

(SDIP)に内蔵する。図 6-1 に通信機器構成を示す。

通信搭載機器の一覧は付録 表 10-1 を参照とする。
32

表 6-4

A バンド通信系使用機器

衛星側
アンテナ
SOHLA-1搭載アンテナ
受信機
西無線製 RXE145M-101A
送信機
西無線製 TXE430MFM-211A
地上局側
受信用アンテナRadix 八木アンテナ RY-430M12/W
送信用アンテナRadix 八木アンテナ RY-144M3
送受信機
アイコム製 IC-910D

6.5.2. 搭載する A バンド通信系機器
Aバンド通信系の、衛星搭載機器構成を 図 6-2
注）HTRX:A バンド送受信機
TNC:ターミナルノードコントローラ

に示す。

図 6-2

6.6. A バンド通信系回線計算

A バンド通信機器構成

A バンド通信系は、特に地上局の位置を特定

7. データ処理系

せず、1 パスの通信のみ解析する。
表 6-5 に本衛星－地上局 (LCR)間の通信につい7.1. データ処理系の概要ての回線計算結果を示す。
表 6-5 より回線マージンは 3[dB]以上である。ま

本衛星の中央制御ユニット(CCU)は、1 台の統た受信電力はダウンリンクにおいて-120[dBm]、

合計算機により、テレメトリ/コマンド処理、姿勢

アップリンクにおいては-117[dBm]となり、それ

制御処理、電力制御処理、ミッションデータの記

ぞれの受信機の感度で、受信可能である。つまり録等、本衛星に関わる情報の大部分を処理する。

Aバンド通信系においてミッションは実現可能で予期せぬ原因によって計算機の処理が停止しある。また、地上局側を市販のアマチュア無線機

た場合のために、常にプロセッサの動作状況を監器で実現するという要求を満たす。

視し、一定時間以上処理が停止した場合には再起
動を行う。

表 6-5

送
信
側
通
信
空
間

受
信
側

回線計算表(A バンド)項目
アンテナ間距離
搬送周波数
波長
仰角
送信EIRP
送信機出力
給電損失
送信アンテナ利得
ポインティング損失
電力分配損失自由空間損失偏波損失
大気吸収損失降雨損失
受信G/T
ポインティング損失
受信アンテナ利得
給電損失システム雑音温度
受信C/No
総合C/No
要求Eb/No
ハードウェア劣化量
符号化利得
ビットレート
変調損失
要求C/No
回線マージン

単位 Down link Up link
km
1252
1252
MHz
435
145
m
0.69
2.07
30
30
deg
dBW
8.8
15.2
dBW
4.8
7.0
dB
1.0
0.3
dBi
5.0
9.0
dB
0.0
0.5
dB
0.0
0.0
dB
147.2
137.6
dB
3.0
3.0
dB
0.4
0.4
dB
0.0
0.0
dB
-1.5
-16.0
dB
0.5
0.0
dBi
18.3
5.0
dB
0.3
1.0
dBK
19.0
20.0
dBHz
85.3
86.8
dBHz
85.3
86.8
dB
9.6
9.6
dB
2.5
2.5
dB
0.0
0.0
dBHz
30.8
30.8
dB
3.5
3.5
dBHz
46.4
46.4
dB
38.9
40.4

7.2. 要求
他系からの要求を以下に示す。
電源系
・ 日照時に PPT 制御演算を行うこと。
ミッション系
・ 1100 万画素、各画素 16bit の画像を 1 サイ
クル(3 周)で 8 枚保存できること。
・ ミッションデータの送信ができない状況でも撮像を続けるために、1 日(5 サイクル計
40 枚 880MB)の画像を保管できること。

7.3. データ処理系の機能(1) HK テレメトリ処理/保存機能

テレメトリを収集し、定常運用 1 サイクル(3 周)
毎に 1 つのファイルにまとめ、送信可能な状態にする。
33

7.4. 機器の選定(2) ミッションデータ処理/保存機能

7.4.1. 計算機

ミッション機器のテレメトリおよび、ミッショ

計算機には、開発期間の短縮、および開発費のンデータの処理/保存を行う。

削減を見込んで民生品を用いる。設計は、計算機

ミ ッ シ ョン デ ー タ の画 像 を 圧 縮す る 場 合 はとインターフェース部を一体化し易いことから

MCU で処理されるので、CCU で画像の処理を行

サイズが統一されている PC/104 規格に準じて行

うことはない。

う。
計算機の主要部分には、十分な計算能力が得ら(3) コマンド処理/自動化機能

れ、浮動小数点演算が可能である SH-4 を採用す

地上局から送られてきたコマンドをデコードる。

し、適切なタイミングで各機器に送信する。

計算機の RAM の容量を 32MB にする。これは、本衛星が地上局の可視範囲内かどうかによら撮影画像 1 枚を一時的に RAM 上に保存できるサ

ず、ミッションを行うので、ストアードコマンドイズである。また、RAM は三重多数決冗長とす

処理が不可欠であり、コマンドに従ってスケジュることにより、放射線によるエラーが起きた場合ールを組み、GPS から得た時間を基準に各機器にに、本衛星がクリティカルな事態に陥ることを回

コマンドを送信する。

避する。この機能により、例えば一時的に衛星が制御不能の状態に陥り、太陽光がレンズに直接入(4) 姿勢制御演算機能

射するようなリスクを低減することができる。

ミッション時の姿勢制御演算および、磁気トル

さらに、ソフトウェア保存側にも放射線対策とカによるリアクションホイールの角運動量アンして、搭載ソフトウェアのコピーを衛星側に保存

ローディングに関する演算を行う。

する。そして、撮影前の昼に自己チェックを行い、異常があった場合はその部分を置換する機能を(5) 電力状態監視機能持たせる。

バッテリ電圧、バッテリ放電深度等を監視し、衛星が電力的に危険であると判断された場合に7.4.2. 記録装置

本衛星では、駆動部を持ち気密が必要である

は、衛星の生存に不必要な機器の電源を切る。

HDD を避け、CF 型フラッシュメモリを用いることにする。
(6) PPT 制御演算機能

フラッシュメモリの上書きは、撮影枚数の関係

PCU から送られた電流値から PPT 制御に必要から、ミッション期間中に約 3200 回行われる。

な演算を行い、値を PCU に渡す。

これは一般的なフラッシュメモリの書き換え可
能回数(10~100 万回)の 1/30 以下であり、十分で(7) プログラム書き換え機能ある。

必要に応じて、外部 CF メモリに保存されていフラッシュメモリにはミッションデータの他、るプログラムをオンボード FlashROM に書き込

テレメトリおよびコマンドが保存される。このデむ。

ータ量は非常に大きく、三重多数決は現実的でないため行わず、データの種類に応じてソフトウェ(8) 各機器とのインターフェース機能

ア的に放射線対策を行う。

各機器との I/F 機能を有する。

データの種類別対策を以下に示す。

34

(1)

ミッションデータ
表 7-1

コンポジット処理を行うことでノイズがある
程度軽減され、また、SEU による画像データのビット反転は衛星システムにクリティカルな影響

データ処理系
電力系
通信系
姿勢系
搭載・
環境維持系
ミッション系を与えないため特に放射線対策は行わない。
(2)

テレメトリ

ビット反転による衛星システムへの影響は無いものの、正確なデータが地上に送られるほうが望ましい。

テレメトリ項目数一覧

PA
AA
Bi(PB/AB)SD[byte] [byte]
[bit]
5
0
0
0
1
0
1
0
0
0
2
3
0
5
7
11

計

17

0

0

9

0
23

0
5

1
11

2
25

よって、データに誤り訂正符号を付加して、ソフトウェアで監視することにより、放射線対策と

8. 放射線対策する。

宇宙空間では人工衛星は厳しい放射線環境に(3)さらされるため、衛星に搭載する機器には放射線コマンド

対 策 を 施 す必 要 が あ る。 そ こ で 、本 衛 星 で は

本衛星は原則的にストアードコマンドによって動作するため、コマンドの重要性は非常に高く、

CCU・MCU に対して放射線対策を行う。

場合によってはビット反転が致命的となる可能性がある。

8.1. トータルドーズ対策

よって、テレメトリと同様の誤り訂正符号付加
本衛星のミッションにおいて、トータルドーズに加えて、同一のコマンドデータをメモリ上の複による影響を受ける重要な部分は CCD である。

数の場所に保存し、誤り訂正と同時に同一性をチ

そこで、CCD の太陽側を厚さ 20[mm]のアルミでェックする。異なっていた場合には、他の複数の防御する。

データと比較し、ソフトウェア的に多数決を実現

本衛星は、高度 712[km]の太陽同期準回帰軌道する。これを、放射線対策とする。

を採用しているので、このシールド厚でのトータ
ルドーズは、常に太陽活動極大期下にあると仮定

7.4.3. 機器の性能しても約 3[ Gy[Si]/year]まで軽減される。

データ処理系の主要な性能を以下に示す。

それに加えて、望遠鏡のレンズが 10 枚あるた

(1) 搭載プロセッサ

・CPU

め、CCD に対するトータルドーズはある程度軽：32bit (動作周波数 240MHz)

減されると考えられる。

(2) メモリ・RAM

この線量をうけても衛星が正常に動作するか：32MB(三重多数決冗長)を厳密に保障するためには、実際に試験をする必(3) 記録装置

要がある。

・FlashROM ：16MB

次節 8.1.1 にトータルドーズ試験の概要を示す。

・外部 CF メモリ：1GB

8.1.1. トータルドーズ試験の概要

7.5. テレメトリ概要

運用高度、軌道、シールド厚から運用期間中にテレメトリ項目数の大まかな内訳を 表 7-1 に受ける線量を求め、その線量を照射する。線源にはγ線を用いる。

示す。
35

線量は太陽活動極大期の値を採用する。それに面積と LETth を求め、得られた飽和反転断面積よ加え、地上での試験の制約から線量率は宇宙の条りデバイスサイズ、LETth より臨界電荷量をそれ件より大きくなるので、回復効果の面でも条件はぞれ求める。
数値計算でこれらの値を処理することによっ

厳しい値になる。

て、SEU 発生確率を求める。

安全率の面からもこの条件で試験を行い、照射後、劣化の影響をみてトータルドーズに対する耐性を評価する。

SEL

次に SEL 試験について述べる。

試験には府大にある放射線施設を利用し、コバ
ルト 60 を用いる。

フルエンス、照射時間、SEL 発生回数を測定し、数値計算でこれらの値を処理することによって、SEL の発生確率を求める。この際、システムが暴

8.2. シングルイベント対策

走した場合のためのリセット回路を組み、重粒子

次に、シングルイベントは、発生する半導体部を当て、過剰電流が流れた際にリセットし、正常品、発生機構、引き起こされる現象により SEU、に動作するかを確かめる。

SEL、SEB、SEGR に区別される。

まず、SEU （Single Event Upset）に関して、これらの試験によってシングルイベント発生

ビット反転によるエラーが発生する可能性があ確率を見積もることができ、SEU、SEL それぞるので、CCU のメモリ部分に三重多数決を採用

れに対して対策を施すことで回避できるかを判

する。

断する。

次に、SEL(Single Event Latchup)に関しては、
システムが異常な電流を検知したときにリセッ

9. 参考文献

トする自動シャットダウン機構を CCU、MCU において採用する。MCU では、過電流検出器によ[1] 茂 原 正 道 鳥 山 芳 夫 “ 衛 星 設 計 入 門 ” 倍 風って CCD に過剰電流が流れるのを防ぐ。

館,2002

ま た 、 SEB (Single Event Burn Out) 、SEGR(Single Event Gate Rupture)に関しては、それぞれ cold standby、hot standby という対策[2] 冨田信之“宇宙システム入門”倍風館,1994[3] 飯田尚志編著“衛星通信”Ohmsha[4] 日本宇宙フォーラム“衛星設計コンテスト技があるが、これらは同じ構成のシステムが 2 系統

術資料”2003

必要となってくるため、設計上の制約から、対策[5] 天文年鑑編集委員会“天文年鑑 2006” 誠文は行わないことにする。

堂新光社

シングルイベントに関しても、耐性を厳密に保[6] “月刊 天文ガイド” 誠文堂新光社

障するためには実際に試験を行う必要がある。次[7] フィッシャー／デュルベック“ハッブル宇宙節 8.2.1 にシングルイベント試験の概要を示す。

望遠鏡” シュプリンガー・フェアラーク東京株式会社

8.2.1. シングルイベント試験の概要
SEU

まず、SEU 試験についての概要を述べる。
異なった LET を持つ重粒子イオンを照射し、各LET に対する反転断面積を求める。

得られた LET-反転断面積グラフより飽和反転3610. 付録
表 10-1
機械的I/F

搭載機器管理表

電気的I/F
熱的I/F
定常消費 最大消費 動作
動作温度範囲[℃]
電力[W] 電力[W] 電圧[V]
Min
Max
5.1
5.5
5
-15
55
4.5
5
-15
50

名称

略称

個数

中央制御ユニット
電力制御ユニット

ＣＣＵ
ＰＣＵ

1
1

質量
[ｋｇ]
2.5
1

Ni-MHバッテリ

ＢＡＴ

2

4

240×90×60

-

-

-

5

25

太陽電池セルＳＡ

0.448

36.3×76.2(一枚）

-

-

-90

90

Sバンド送受信機

ＳＴＲＸ

2

2

115×150×45

-

BUS

-15

50

SOHLA-１搭載機器参考Sバンドダイプレクサ
Sバンドカプラ
Sバンドアンテナ
アマチュアバンド送受信機
アマチュアバンドアンテナ
スターセンサ

ＳＤＩＰ
ＳＣＰＬ
ＳＡＮＴ
ＨＴＲＸ
ＨANT
ＳＴＳ

1
1
2
1
2
2

0.35
0.23
0.18
2.2

115×75×25
75×95×20
直径80×10
170×115×91
17×78×50
80×100×180-

4.0(送信）1.3(受信）1.3
9.1
5

Ni-MH(Panasoic製HHR900D）
24直列×１並列 容量：9Ah 電圧：29～37V
GaAS（SHARP製） 一枚あたり2.8g 184枚

BUS
7
5

-15
-15
-35
-20

50
50
50
65

リアクションホイール

ＲＷ

4

7.2

115×115×80

4

25

5

-20

70

SOHLA-１搭載機器参考
SOHLA-１搭載機器参考
SOHLA-１搭載機器参考
SOHLA-１搭載機器参考
SOHLA-１搭載機器
VECTRONIC Aerospace製
定常時：RWの使用は3個
VECTRONIC Aerospace製

磁気トルカ
ＭＴＱ
府大太陽センサ
ＦＳＳ
磁気センサ
ＦＭＳ
磁気センサ処理部
ＦＭＳＥ
ファイバオプティカルジャイロ
ＦＯＧ
GPS受信機ＧＰＳＲ
GPSアンテナ
ＧＰＳＡ
GPSコンバイナ
ＧＣＮＶ
構体パネル(＋太陽電池パネル パネル展開機構
ヒータ
ヒートパイプCW、ハーネス
望遠レンズ
冷却CCDコンポーネント
ＣＣＣ
ミッション機器制御ユニット
ＭＣＵ

3
1
1
1
3
1
2
1
2
4
1
1
1

1.5
0.4
0.05
0.12
0.45
0.22
0.03
0.23
11
1
2

200×70×35
80×150×40
40×40×30
80×90×70
直径87×4550×70×40
50×45×15
120×75×50
直径10×300
最大直径120×245
100×100×77
50×70×100

1.5
-

0.84
1
0.5
1
2.2
1.8
0.5
5
18
12.5
5

5
5
5
5
5
5
5
BUS
BUS
12
12

-20
-15
-20
-20

50
50
50
50

55
50
50
-

-20
-35
-15
-

-10
-50
-10

40
70
40

4
3.5
1.1
1

寸法[mm]
150×200×130

37

備考

SOHLA-１搭載機器
SOHLA-１搭載機器
SOHLA-１搭載機器
Honeywell製 GG1320 AN Digital Laser Gyro
SOHLA-１搭載機器
SOHLA-１搭載機器
SOHLA-１搭載機器
必要時のみ
PENTAX FA★300を改造
BITRAN製 BS-43Cを改造
BITRAN製 BS-43Cを改造