にこれらの宇宙線は太陽活動や、地磁気の影響を受ける。
これは宇宙線が荷電粒⼦子であるためである。  
太陽活動  
   太陽活動の周期は11 年である。実は、地球に降り注ぐ宇宙線の量はこの周期と同じ周期で変化することが分かっている。太陽活動が活発なときは、太陽活動による宇宙線の量は減少し、反対に太陽活動が活発でないときは宇宙線の量は増加する(figure.1 参照)。  これは太陽活動が活発であるときは太陽の磁場が発達するため、地球⽅方向に向かってやってくる宇宙線が遮られるためである(figure.2  参照)。  

  ミッション部  

1.1 はじめに     1990 年以前、⼈人⼯工衛星は⼤大学という機関で開発できるような代物ではなかった。しかし、イギリスやアメリカの⼤大学の⼩小型衛星の打ち上げを筆頭に⼩小型衛星という概念が広く認知されるようになり、⽇日本の⼤大学でも多くの⼈人々の尽⼒力により、学⽣生が⼩小型衛星の基礎を学ぶことは勿論、⼿手掛ける事が出来る仕組みが整った。より安価に開発、製作し⼩小型⼈人⼯工衛星をロケットの相乗りなどで打ち上げることが現実的に出来るようになり、様々な⼩小型衛星が多くの分野に渡る役割を果たしてきた。  
   私が今回設計を提案する宇宙線雲観測衛星(Cosmic  rays  Cloud  Satellite)とは全球宇宙線強度観測を⽬目的とした衛星である。衛星に搭載された宇宙線観測の検出器を⽤用いて、地球全体の陽⼦子、電⼦子を識別し強度を計測する、
従来の宇宙線観測衛星(SERVIS-‑1)で観測が⾏行われたエネ
ルギー範囲(0.5〜～10[MeV])からさらに範囲を広げ低エネ
ルギーから⾼高エネルギー(数百MeV まで)の宇宙線を観測することをミッションとする。しかし、これはあくまでFlux(強度)のみの観測であり、エネルギー分解能は求めないこととする(確率分布を作成することは可能)。検出器の内容については後に詳しく説明する。  

1.2 研究の背景  figure1  .  太陽活動周期[4]  1.2-‑1 銀河宇宙線(GCR)     まず観測する銀河宇宙線(GCR  :  galactic  cosmic  ray、今後特に指⽰示が無ければ宇宙線と呼ぶ)について説明する。
地球に到来している宇宙線の⼤大部分は、天の川銀河内の超新星残骸から発⽣生した⾼高エネルギーの荷電粒⼦子で、⼀一次宇宙線のほとんどがH 原⼦子から放出された陽⼦子、他に
電⼦子、重粒⼦子、アルファ粒⼦子がある。地球に到達するまで  
  
  
  
  

figure  2.  地球を取り巻く宇宙放射線環境の概略図    

  

1  

  

フォーブッシュ現象     地球に到来する宇宙線の量を変化させる要因に太陽活動が関係しているフォーブッシュ現象がある。これは地球に到来する宇宙線が、ある⽇日急激に減少し、数⽇日かけて徐々に回復する現象で、この現象は1937  年にスコット・
フォーブッシュによって発⾒見された。この現象は 1 年に数回程度しか起こらない為、この現象を観測する為には連続的に⻑⾧長期観測を⾏行う必要がある。  
地球磁場       さらに地球の場所によって地球磁場の強度が異なっているため、宇宙線の強度には場所依存性がある。主に、地磁気が地表に向かう⾼高緯度付近に⼊入射する宇宙線の量は多い。特殊な例を挙げると、ブラジル付近は⽐比較的地球磁場が弱く、⼊入射する宇宙線の量が多いことで知られている(South  Atlantic  Anomaly  ,SAA)  figure.4 参照。これらの場所的の条件を考慮した宇宙線が雲形成に及ぼす影響については未だ検討されていない。  

figure3.  地球磁場の概略図[9]    figure5.  IceCube 実験から得られた宇宙線強度の違いによる異⽅方性の確認[13]     以下に地上で観測されている宇宙線のエネルギースペ
クトルを⽰示す。今回観測を⾏行う⾼高度は400km である。宇宙線は地球の磁場効果を受け、⼤大気を通過するまでにエネルギーを失う、この⾼高度、磁場に対して宇宙線のエネル
ギー限界をcut  of  rigidity という。これはおおよそ⾒見積もって 400km の⾼高度では 1GeV の宇宙線が限界であるとしている。      figure4.  陽⼦子の強度分布(CALET)⾼高度400km[26]     さらに銀河宇宙線には強度による異⽅方性があるということが最近の研究によって分かってきた。この異⽅方性を理解することで今まで我々が観測することの出来なかった天体などが発⾒見されるかもしれない。今回の衛星はこ
こまでのエネルギーを測ることは出来ないが、将来的に測ることが可能になるようにまずはFlux を計測することから始め、⼩小型衛星での技術確⽴立を⾏行っていきたい。  

    figure6.  宇宙線のエネルギースペクトル[1]  1.2-‑2 雲・エアロゾル
     次にエアロゾルについて説明する。エアロゾルとは「気体の媒質中に固体または液体が分散しているコロイド系」のことであり、エアロゾル粒⼦子とは「気体とその気体中に浮遊する固体もしくは液体の粒⼦子」である。  
   エアロゾル粒⼦子は雲核として働くため、雲の光学的特性や寿命を変化させる。個々のエアロゾルの光学特性は現時点で分かっていることは少なく、粒⼦子がどのように2  分布しているのか、さらに量を定量的に測るということもされていない。地球全体としてのこれらの効果(放射強制⼒力=  ある要因が地球の放射エネルギー収⽀支に対して与える影響をW/m2の単位で表したもの)は推定の枠を超えていない(figure7  参照)。  エアロゾルの効果は負の放射強制⼒力を⽰示し、冷却化に寄与すると考えられる。以下に⽰示した要因の中でも雲とエアロゾルの効果に関してはエラー
バーが⼤大きく、これらの要因についての理解が低いことが⽰示されている。気候変動モデルにおいては、雲とエアロ
ゾルの効果に対する理解の低さや情報の不⾜足が、⼤大きな
予測の不確定性につながっていると考えられる。  
figure8.  宇宙線の電離作⽤用によって⽣生じるイオンによる雲核の⽣生成過程[11]       figure7.  気候変動をもたらす主な駆動要因の、1750 年を基準とした 2011 年における放射強制⼒力の推定値と要因ごとに集計された不確実性[10]  figure  9.  フォーブッシュ現象による宇宙線とエアロゾル
   エアロゾルには⾃自然、⼈人為由来のもの(硫⻩黄化合物や窒の相関[5]  素化合物粒⼦子、炭素化  合物粒⼦子(OCや元素状粒⼦子(EC))、
宇宙線とエアロゾルの関係  ⾃自然起源の⼟土壌粒⼦子や⽕火⼭山噴出物)と海洋由来のもの(海   霧箱というものをご存知だろうか、霧箱は⽔水などで飽
塩粒⼦子、硫酸塩粒⼦子)が存在する。地球上のエアロゾルの和状態の箱の中に宇宙線のような荷電粒⼦子が⼊入射すると発⽣生量は、海塩粒⼦子が年間  3,340Tg(  1012  g)とエアロゾ
電離作⽤用を起こし、空気中の⽔水分が⽔水滴となり、宇宙線のル成分の中で最も⼤大きく、   鉱物粒⼦子発⽣生量は年間  ⾶飛跡を⽬目視で観測することが出来るものである。これと2,150Tg と⾃自然起源、
⼈人為起源を含めて海塩粒⼦子に次いで同じ原理で宇宙線は⼤大気中の物質と反応して(電離させ⼆二番⽬目に⼤大きい。しかしながらfigure8 のデータには海洋て)⼤大気中にイオンを⽣生じさせる。荷電粒⼦子は物質中に⼊入エアロゾルについては考慮されていない。論⽂文の筆者もると物質中の原⼦子と電磁相互作⽤用をすることによりエネ
⾔言及しないと述べている、果たしてそれでよいのだろう
ルギーを失う。このエネルギー損失はほとんど物質中のか。  
分⼦子に束縛された電⼦子をイオン化することに⽤用いられる。
   海洋エアロゾル観測は観測所を設置することが難しい
ここでのイオン化は、物質(⼤大気)中で束縛された電⼦子が物ことからあまり観測されていない。さらに現在の地球の質中に⼊入ってきた荷電粒⼦子から相互作⽤用によりエネルギ
エアロゾルを観測している衛星の技術では、海洋エアロ
ーを受け取り、  束縛から解き放たれて運動することであゾル分布を測定してはいるが、⼗十分な精度を持っていなる。このエネルギー損失は  Bethe-‑Bloch  の式によって記い。しかし、次期衛星で精度の⾼高いエアロゾル、雲観測を述される  
⾏行う予定のものがいる。  
  
3  

  

  
•  
A  :  標的の質量数(g/mol)  •    :  アボガドロ定数  (原⼦子数/mol)    •  δ  :  密度効果(数パーセントの補正項)  •  ρ  :  標的物質の密度  (g/cm3)  •  Z  :  標的の原⼦子番号  (電⼦子数/原⼦子数)     宇宙線(荷電粒⼦子)は密度の⼤大きい物質中ではエネルギ
ー損失は⼤大きくなる。そのため密度の⼤大きい物質中では宇宙線の⾶飛程距離は短くなることがわかる。  
   これらの計算から宇宙からやってくる宇宙線が⼤大気中の分⼦子を⼗十分に電離するエネルギーを持っていれば、⼤大気中のイオンの量は増加する。ちなみに⼤大気中を通過す
る間に宇宙線は1g/cm2あたり約2  MeV のエネルギーを物質との相互作⽤用によって損失している。  

Figure11.  宇宙線が雲形成に与える影響メカニズム  1.2-‑3   宇宙線と雲     このように宇宙線は地球上の気候に何らかの影響を与えているのではないかと推測できるが、その結論はまだ出ていない。  
   宇宙線と雲の関係について 1997 年に Henrik  Svensmarkという宇宙物理学者がある⼀一つの説を導き出した。⼤大気⾼高度 3.2km 以下において宇宙線の量(the  record  of  monthly  variations  in  cosmic-‑ray  counts  at  the  Huancayo   station) と 雲 の 覆 度 率 (the   International  Satellite  Cloud  Climatology    Project,ISCCP)には相関があるため、宇宙線は雲形成に相関があるほどの影響を与えているという主張である。以下の figure14 に⽰示すのがその相関を⽰示したグラフである。
  figure10.  ⼤大気の構造『基礎気象学』図1.2     さらにこの⼤大気中のイオンから⽣生じたエアロゾルも宇宙線の量と相関があるという結果が地上観測のエアロゾ
ルと宇宙線のデータから導かれた(参照)。  
   ⼤大気中でつくられたイオンがエアロゾルの成⻑⾧長を促す
ことで雲量の変化をもたらし、地球気候の変動に影響を与え得ると考えられている。さらに宇宙線がどのように⼤大気中のイオンに影響を与えるのかどうかについて、室内実験も⾏行われているしかし、この実験では完全に移りゆく⼤大気の状態を再現できているとはいえない、よって
イオン⽣生成の理論値と観測地に誤差が⽣生じている。これは宇宙線とイオンの関係が⼤大きな不定性を孕んでいるということを⽰示している。  

    figure12.⽉月間雲の覆度(⾼高度3.2  km 以下)と宇宙線変化量  [2]     しかし、3.2km 以上の⾼高度になるとこの相関は⾒見られない。むしろ逆相関となっている箇所さえある(以下に⽰示
すfigure15)。  
  

4  

     

  
figure13  .⽉月間雲の覆度(⾼高度 middle  :  3.2-‑6.5km、high  :  6.5km 以上)と宇宙線変化量[2]     これらの結果は現在の雲形成理論に様々な論争を引き起こしている。実際のところ宇宙線が雲形成に寄与しているかどうかはっきりと分かっていない。  
   この衛星では今後の宇宙気候学だけでなく地球科学や気候学など様々な分野に我々の衛星の観測データが利⽤用できると考え、衛星のミッションを設定した。衛星の具体なミッションについて以下に述べる。  

1.3   ミッション内容     ミッションの内容を簡単に述べる。  
•  低⾼高度極軌道での観測による宇宙線 Flux 全球マップの作成(太陽極⼩小期と太陽極⼤大期)  •  フォーブッシュ現象のデータ取得  •  衛星⽤用機器の宇宙での放射性耐久・技術試験(今回MPPC の性能評価を⾏行う)     以上には衛星単体で⾏行うミッションについて述べたが、最終的に宇宙線と雲、エアロゾルが明らかな相関をもつのかという結論を出したい。このミッションを解決するには、他の衛星のデータと連携を取る必要が⽣生じる。私はその衛星が2018 年打ち上げ予定の雲・エアロゾル観測衛星 EarthCARE であると考えている。つまり、CCS ⼩小型
衛星はEarthCARE の補助衛星という⽴立場をとる。  

  

5  

  
figure14  .  EarthCARE 搭載装置CPR およびATLID の同時観測による雲の鉛直断⾯面の観測イメージ[14]  EarthCARE の観測対象は以下の通りである。  
•  エアロゾルの分布および特性  •  エアロゾル層の発⽣生状況と、それらにお     ける消散係数および境界層⾼高度の鉛直プロファイル  •  
⼈人為起源・⾃自然起源の吸収性、および⾮非吸収性エアロゾルの有無  •  雲の分布および特性  •  雲の重なりを含めた鉛直分布における境界⾼高度（雲頂・雲底⾼高度）Height  resolved  fractional  cloud  cover  and  cloud  overlap.  
•  雲の対流運動や氷晶の沈降を推定するための鉛直速度  
・  観測⾼高度  :  〜～12/16/20  km  ・  観測分解能  :  鉛直 500m(100m 毎サンプル)、⽔水平  500m  

2.   得られる成果     最初に、宇宙線雲観測衛星(CCS)のミッションを説明するために宇宙線と雲の関係について多くの内容を説明したが、これは最終的に宇宙線と雲、エアロゾルの定量的な観測を⾏行う必要性を認識してもらうためである。  
   このCCS⼩小型衛星のミッションは以下の宇宙線に関する問題を解決する。  
•  EarthCARE 衛星の雲・エアロゾルデータと宇宙線 Flux データのマッチングによる、宇宙線が雲形成に与える影響の定量的な観測。  
•  宇宙線による雲⽣生成仮説の検証。  
   地球に⼊入射する宇宙線のほとんどは陽⼦子である。我々の宇宙線観測衛星はこれらの全球におけるFlux を観測する。全球で宇宙線観測を⾏行うことによって宇宙線Flux の
場所依存性が明らかになる。そして宇宙線がエアロゾルの種類ごとに雲形成に及ぼす影響を考察し、宇宙線が地球環境に与え得る影響についての確かな結論を得る。  

   エアロゾルの正確な地球上での分布は今まで得られていなかった。宇宙線の全球分布のデータとこれらのデー
タを突き合せることにより、場所的にも時間的にも宇宙線が地球の気候にどのように影響を与えているのかということが初めて定量的に分かる。  
   さらに、⼩小型衛星はそれぞれの機能・性能の⾯面で制約を受けるが、開発期間が短く、低コストであるという利点を活かし、⼤大型衛星(ここでは EarthCARE)の補完的役割の早期実現が期待できると考えられ、実現できるミッショ
ンの可能性も広がる。
この宇宙線観雲測衛星(CCS)は2 回に時期を分けて打ち上げることを計画している。これは地球に到来する宇宙線の量が太陽活動に影響を受けることから、太陽活動極⼤大期と極⼩小期の両⽅方の宇宙線のデー
タを得るためである。太陽周期11 年間をずっと衛星で観測するのは、運⽤用のコスト⾯面でも負担が⼤大きい。しかし、⼩小型衛星であれば低コストで効率良くデータを収集することが出来る。  

figure15.    太陽活動周期予想[6]  表1.    宇宙線雲観測衛星概要  に、今回は今まで観測されていなかったエアロゾルの詳細なデータと照らし合わせることで、地球の気候メカニ
ズムを宇宙線観測の⾯面から解明する⼀一歩となるかもしれない。   

4   ミッション部の構成  4.1-‑1 ミッション部     放射線検出器にはGM 計数管、シンチレーション検出器、電離箱、⽐比例計数管、半導体検出器など様々な種類のものがあり、それぞれ⻑⾧長所、短所特徴がある。本衛星では各種放射線検出器のうち、シンチレーション検出器を⽤用いる。
さらに以下に本衛星で放射線観測に⽤用いる主に3つの検出器を説明する。  

4.1-‑2 プラスチックシンチレーター     プラスチックシンチレーターは、プラスチックのベースに有機シンチレーターを混ぜ込んだものである。この中を荷電粒⼦子(陽⼦子、μ±粒⼦子、π±中間⼦子、  電⼦子、陽電
⼦子など電荷をもつ素粒⼦子)が通過するとシンチレーション
光を発⽣生する。べースの種類には、ポリスチレン、ポリビ
ニルトルエン、ポリフェニルベンゼンなどがある。  
   また、多くの場合シンチレーターの他に POPOP などの波⻑⾧長変換材も混ぜられている。波⻑⾧長変換材があることによって、通常反射条件を満たさずファイバーの外に出ていく光を波⻑⾧長変換材が吸収し、等⽅方的に再発光することにより全反射の条件を満たすもののみを伝搬させることが出来る。  
   プラスチックシンチレーターの利点  •  低コスト  
•  製造、加⼯工が容易  •  無機結晶のシンチレーターと⽐比べ、⼤大型のものを簡単に安価につくることができる(必要な分光検出器の数を減らせる)  •  シンチレーション光の発光速度が速い     プラスチックシンチレーターの⽋欠点  •  無機シンチレーターと⽐比べてエネルギー分解能がやや劣る。(同様のエネルギー分解能を求めようとすると、鉄、鉛などとサンドイッチ構造にする必要がある。      3.   主張・独創性・社会的効果     この宇宙線雲観測衛星を打ち上げたことにより、現在の宇宙線と雲の関係の仮説に終⽌止符を打つことが出来ると考えられる。  
   今まで、宇宙線を観測した衛星は多くあるが、地球観測
分野と融合させた宇宙線観測衛星は他にあまり無い。更
  

  
6  

  

figure16.  プラスチックシンチレーター  4.1-‑3 カロリーメーター     カロリーメーターは⼊入射粒⼦子のエネルギーを測定する役割を担う。⾶飛跡検出器(今回はシンチレーションファイ
バーブロック)と合わせることで粒⼦子の種類を識別できる。
本来は⼊入射した粒⼦子全体のエネルギーだけでなく個々の粒⼦子のエネルギーを分解できる優れたエネルギー分解能が要求されるが今回は要求しない。また、  空間分解能も優れていることが望ましい。  
   本衛星ではプラスチックシンチレーションファイバーの周りに(Pb  :  鉛)を囲う構造にし、ファイバーのみの吸収率を⽤用いてカロリーメーターを⽤用いる。  

4.1-‑4 シンチレーションファイバー(宇宙線
到来⽅方向・⼊入射位置・粒⼦子識別)     シンチレーションファイバーとは光ファイバーのコア部をプラスチック系、ガラス系、有機液体系シンチレータ
ー材で置換し、シンチレーターと光ファイバーの両⽅方の特性を兼ね備えた放射線イメージセンサーである。プラ
スチックシンチレーターと同様に、この中を荷電粒⼦子(陽⼦子、μ±粒⼦子、π±中間⼦子、  電⼦子、陽電⼦子など電荷をもつ素粒⼦子)が通過するとシンチレーション光を発⽣生する。
発⽣生したシンチレーション光をファイバー内で全反射を⾏行うことによって、情報を損なうことなく遠⽅方まで伝送することが出来る。  
   シンチレーションファイバーの種類には、光信号が通過するコア材にアクリル、コア材を覆うクラッド材にフッ素樹脂を⽤用いた光ファイバーは⽯石英系の光ファイバーに⽐比べ安価で、曲げに強く折れにくいという特徴がある。
また、他のファイバーと異なり⼤大⼝口径で、ファイ  バー径が 1mm、コア径が 0.98mm  のものが主流で、端⾯面の多少の汚れや傷、光軸のずれがあっても伝送が可能で、安く作ることができ、加⼯工に⾼高度な技能を要しない。  
   ⼀一つのファイバーがカバーする⾯面積は⼩小さいため、それを多数並べ 1 枚のシート状にしたものをシンチレーシ
ョンファイバーシートという。さらにシンチレーション
シートをいくつか重ねて固まりにしたのをシンチレーシ  ョンファイバーブロックという(figure20 参照)。今回はシンチレーションファイバーを交互に格⼦子状に並べ、2 ⽅方向の読み取りを可能にする。このシンチレーションファイ
バーブロックは⼤大学に⼯工作施設が存在する為、⾃自ら作成する予定である。荷電粒⼦子の通過した⾶飛跡がファイバーの端で光として連なって⾒見え、この光の情報から⾶飛跡の⼊入射⽅方向、粒⼦子識別、エネルギー分解を⾏行う。  

    figure17.  シンチレーションファイバーブロック     MPPC については次に詳しく説明するが、MPPC は蛍光時定数の⻑⾧長い(300-‑1000nsec)シンチレーターと同時に⽤用いる場合はダークノイズの影響が深刻となる。MPPCのような素⼦子と同程度に速いプラスチックシンチレータ
ーが適していると考えられる。  
   本衛星では株式会社クラレ(kuraray)のプラスチックシ
ンチレーションファイバー(PSF)SCSF-‑78 を⽤用いる。これは実際に放射線計測、ダークマターの検出素材として  も⽤用いられている。  
   今回 PFS の Multi-‑Cladding(M)を⽤用いたのは Multi-‑
Cladding(M)の⽅方が Single  Cladding(M)よりも発光効率が良いためである。減光時間は同じである。さらに直径が0.2  mm と⼀一番⼩小さいものを⽤用いたのは、ファイバーの直径が⼩小さいものの⽅方が、⾶飛跡の⾓角度分解能が良くなり、⾶飛跡の粒⼦子識別を⾏行う際にも⾶飛跡の細かな情報を得ることが出来るため、有利であるためである。  
   このファイバーの宇宙線のエネルギーに対する光量の対応の詳細は実際にMPPCで検出して試験を⾏行い評価する必要がある。  

    figure21.  プラスチックシンチレーションファイバー[21]  MPPC  (Multi-‑Pixel  Photon  Counter)  (光電⼦子増倍)  
  
  
  
  
  
表2.  プラスチックシンチレーションファイバーの緒⾔言[21]  

7  

-‑

. .

) S

表4.  浜松フォトニクスの精密計測⽤用  MPPC  S13360-‑2050VE  (TSV タイプ)製品データ[19]  



c

F

C5

1 02/



/ 9 ))



22
78



5 22

5
^

P

32
34

(

h
h



  

)

)
2V

7  

7
7

03 3 13

225

2

7  

2

7  

7
7

7  

25
7

7

P
T

(
7

5

+
))
-‑

y

   MPPC は浜松フォトニクス社が開発を⾏行い、複数のガ
イガーモードアバランシェ・フォトダイオー(APD)のピクセルから成る新型の光検出器で、現在も多くの研究機関
で研究開発が⾏行われている。以下にMPPC と他の光検出器の⽐比較を⽰示す。MPPC に⾄至った理由は宇宙環境で使⽤用された実績が無いという事実を除けば性能は他の光検出器よりも条件がかなり良いと判断したためである。  
表.3  MPPC と他の光検出器の⽐比較(オレンジで⽰示しているのは利点)  CR^a

4.1-‑5  MPPC  

8

c
c
  

+ 4
  DD
h e   D
   B T

V

7
7  

V

7  

M

  
MPPC の⻑⾧長所  •  
低電圧で動作可能  (~∼  70V)  •  ⼩小型、軽量  •  磁場の影響を受けない  •  優れたフォトンカウンティング能⼒力  •  ⾼高いGain が得られる(105~∼106)  MPPC の短所  ・⼤大光量に対して信号は⾮非線形性     MPPC は70V 前後の印加電圧でPMT(光電⼦子増倍管  :  Photon  Multiplier  Tube)に匹敵する100 万倍の増幅機能を持つ。  
   今回衛星に搭載する予定のMPPCは浜松フォトニクス
の精密計測⽤用 MPPC  S13360-‑2050VE  (TSV タイプ)・2  mm×2mm である。これは⾼高エネルギー検出、および微弱光検出器に⽤用いられている実績がある。  

  figure22.   浜松フォトニクスの精密計測⽤用 MPPC  S13360-‑2050VE  (TSV タイプ)[19]  
  
8  

k

++

t :F   t :   mM
S
s p  EDp   ED
734p0p   
ng

dM


x

2

(
hM t
)(
.

/(

(
+

:   C
6=   C

((

5P

6

-‑R

r 1   r F   
rVt
o: F   D %

+) +
1 )
+

Gain  
   ここでGainとはアバランシェ増幅による信号の増幅率のことである。  
Q  =  eG  …①  Gain  :  G  •  出⼒力信号の電荷量  :  Q  •  素電荷  1.6  ×  10-‑19  C  :  e  ガイガーモードにおいて 1 ピクセルで増幅される電荷は②式で表される。  
Q  =  C(Vbias  ‒–  V0)  …②  •  ピクセルの電気容量  :  C  •  逆バイアス電圧  :  Vbias  •  ブレイクダウン電圧  :  V0  
よってGain は③式で表される。  
G  =  (Vbias  ‒–  V0)  …③  光⼦子検出効率(Photon  Detection  Efficiency:PDE)  光⼦子検出効率とは、単⼀一講師の⼊入射に対してそれを検出する確率にことである。光⼦子の⼊入射時に発⽣生した電⼦子全てが検出できるレベルのパルスになる訳ではない。バイ
アス電圧を⾼高くするほど光⼦子検出効率は⾼高くなる。  
光⼦子検出効率  =  量⼦子効率×アバランシェ効率×開⼝口率  …④  •  量⼦子効率 QE  :  光⼦子の⼊入射による正孔と電⼦子の対⽣生成が起こる確率。波⻑⾧長依存性を持ち、値はおおよそ0.5~∼0.8 である。  
•  アバランシェ効率εGeiger  :  アバランシェ増幅が起こる確率。バイアス電圧依存性を持ち、値はおおよそ0.6~∼0.8 である。  
•  開⼝口率εpixel  :  ピクセルサイズに対する受光⾯面のサイズの割合。ピクセルごとを絶縁する物質の部分が光  に対して不感領域となる。⼀一般的に、ピクセル数が多くなるほどこの絶  縁部分の⾯面積が増え、
εpixel は⼩小さくなる。典型的には εpixel の値は0.3~∼0.7 である。  
MPPC の温度依存性     MPPC は半導体素⼦子であるため、少なからず温度の影響を受ける。  
・光⼦子検出効率の温度依存性     光⼦子の⼊入射は離散的な事象より、ポアソン分布が適⽤用され、以下の式で表される。  

   MPPC の信号出⼒力には従来の光検出器と同様に時間の揺らぎが存在する。⼆二つの光⼦子がある時間差を持って異なるピクセルに⼊入射した場合、この揺らぎ以下の時間差
は⾒見分けることが出来ない。これを⾒見分けることの出来る最⼩小の時間差が時間分解能である。時間分解能はMPPC の製品によって異なる。しかし、MPPC は⽐比較的
⾼高い時間分解能を持っており100psec 程度である。ちな
みに従来のPMT が時間分解能250psec である。  
クロストークレート     MPPC にはピクセルごとのクロストークが存在する。
クロストークレートとは 1 つのピクセルがガイガー放電
したとき、それによって別のピクセルもガイガー放電してしまう現象である。  
   この原因はガイガー放電の際にフォトンが放出され、それを別のピクセルが検出しガイガー放電を起こすことである。このように 1 つのピクセルがガイガー放電した
ときにクロストークを起こす確率をクロストークレートと定義する。この数値はおおよそ0  ~∼  0.3 である。  
アフターパルス     MPPC の1 つのピクセルがガイガー放電したときにピクセル内に電⼦子-‑ホール対が残留し、ガイガー放電が終了
した後にもう⼀一度同じピクセルがガイガー放電を起こす現象である。アフターパルスはクロストークと違ってガ  イガー放電が終了してからではないと起こらないため最初のパルスとオーバーラップして⾒見えることは無く、また最初のパルスと次のパルスとの時間差は 100ns  ~∼  μs  のオーダーである。  

  •  λ:  ⼊入射する平均光⼦子数  •  k  :  実際に⼊入射する光⼦子数    (光⼦子検出効率  :  f  =  100%のとき)     現実的にf が100%でないとき、k  個の光⼦子が検出される確率は、実際にはk+i 個の光⼦子が⼊入射し、i 個の光⼦子が検出されなかった事象を考慮する必要がある。i 個の光⼦子が検出されずにk 個の光⼦子だけ検出される確率Pi は次式で表される。この式はf  =  100%でも成り⽴立つ。  

以上の 2 式より光⼦子検出効率が f の場合に k 個の光⼦子が検出される確率は次式で表される。  

ダイナミックレンジ     MPPC の全ピクセル数に対して⼊入射光⼦子数が多くなると、⼀一つのピクセルに⼆二つ以上の光⼦子が⼊入射することがある。各ピクセルは⼊入射光⼦子数によらず出⼒力信号の⼤大きさは⼀一定なので、光⼦子検出の線形性が低下することになる。応答があるピクセル数は次式で表される  Nfired  :  信号を出したピクセル数  Ntotal  :  全ピクセル数  Nphoton  :  ⼊入射光⼦子数  
時間分解能      figure23.  MPPC の内部回路  

  

  
  
figure24.  MPPCによるフォトカウンティングのイメージ  検出器の全体像  9     以下に、ISS でプラスチックシンチレーションファイバ
ーと PMT を⽤用いて宇宙線を観測している SEDA-‑AP の検出結果を以下に⽰示す。本衛星の検出器も同じ構造をしており、このようなデータが得られると考えている。  

4.1-‑6 本衛星の検出器     これらの検出器を組み合わせることで⼀一次宇宙線の⾶飛跡を3 次元的に捉え、粒⼦子の識別、カウントを⾏行い、エネルギーを測定することが出来る。具体的に宇宙線検出器に求められる性能を以下に⽰示す。  
・陽⼦子、電⼦子の識別  ・エネルギー範囲(200[MeV]以下cut)  ・陽⼦子のFlux 観測     これらの性能および信頼性の評価は今後検出器を開発していく中で詳細な試験を⾏行い、原理的に確⽴立を⾏行い、確認していく必要があると考えられる。  
   まず、陽⼦子と電⼦子の識別であるが、これらの電離損失の違いを利⽤用して、電⼦子と陽⼦子の識別が可能である。電⼦子の質量は陽⼦子の約2000 分の1 であり、このような電⼦子の電離損失は約  2MeV/cm  である。これは陽⼦子の電離損失に⽐比べ⼩小さいため、電⼦子によるシンチレータ(ファイバー)の発光は陽⼦子に⽐比べ暗くなる。この数倍程度の光⼦子数の違いを有意に検出することが粒⼦子識別を⾏行う為に求められるが、優れた光⼦子計数能⼒力を持つMPPC であれば可能で
ある。  

  
figure27.  SEDA-‑AP  による中性⼦子観測結果(中性⼦子の反応を利⽤用してる)[36]  ライトガイド     シンチレーターで発光した光を全反射により PMT(光電⼦子増倍管)に導くためのもの。ライトガイドはガラスま
たはアクリル樹脂で作られることが多い。⼀一般的に全反射の法則から、PMT への出⼒力⾯面から覗いてシンチレータ
ーからの⼊入⼒力⾯面がすべて⾒見えるものが良いと考えた。  
   今回はシンチレーションファイバーから得られる光を
MPPC に接続し、ライドガイドの⼊入り⼝口から集光した光をMPPC の受光⾯面に⼊入射させ、読み取らせたい。よってライトガイドを選択するにあたって条件としては主に遮光できるものがよいと考えられる。このシンチレーショ
ンファイバーとのつなぎが精密に⾏行えないと、シンチレーション光を検出する効率が悪くなるため、慎重に試験を⾏行って最適化する必要がある。  
   しかし、現段階でMPPC とライトガイドの接続を考えたところ、MPPC とファイバーの直径サイズが同じであるため無理にライトガイドを使⽤用する必要性が無いと考えられる。よって今回はライトガイドを⽤用いずにファイバーとMPPC を接続する⽅方法を考える。  
ファイバーの位置合わせ     MPPC の受光⾯面とファイバーの位置を光量のロスが最も少ない位置でセットする必要がある。さらにファイバ
ーの径の⼤大きさとMPPCの受光⾯面の⼤大きさを対応させる必要がある。  
   今回はファイバーを直接MPPCに接続する⽅方式を採⽤用した。ファイバーハウジングとMPPC ハウジングを⽤用いて以下の図のようにファイバーとMPPCを接続する⽅方法
は様々な研究機関で設計、開発が⾏行われており、プラスチ
ック製のハウジングが作成されている。衛星に搭載する検出器では同じ製品では都合悪いが、使⽤用するMPPC とファイバーの⼤大きさに合わせて新たに作成することは⽐比較的容易であると考える。この接続⽅方法についてはファ  figure25.  検出器の断⾯面図(ファイバー直径 6mm ⾯面:ピンク⾊色)ファイバーは直交しているため緑の部分はファイバーの横⾯面  

figure.26  検出器の全体図  
  

  

  

10  

イバーからの光損失及び接合具合について多くを作成す
る前に試作品で検討する必要性がある。  

宇宙線検出範囲     本衛星の⾼高度は 400km を設定している。ISS ⾼高度(約400  km)の放射線データは、計測データが少なく、継続的なデータ蓄積により、放射線帯モデルへの貢献が期  待される。       よって検出器の⼤大きさが決まれば、宇宙線の⼊入射⾓角度から検出器範囲が決定する。重量が許す限り、検出器のカ
ロリーメーター部に物質量を割きたい。今回は仮に検出器のサイズをA、B、C  とすると、宇宙線検出範囲を以下に計算した。  
宇宙線観測可能な最⼤大⾓角は⾓角から⾓角のθより、観測出来る範囲を地球上に投影すると観測出来る宇宙線の最⼤大⾓角
度はA・B ⾯面で  、B・C ⾯面で  である。この⾓角度から地上まで外装すると、宇宙線観測範囲が求まる。今回検出器の⼤大きさは(宇宙線を観測可能なファイバーブロックのみ)
縦10.2  cm、横10cm、⾼高さ10.2  cm である。400km  +  10.2cm は近似して400km とする。よって最⼤大宇宙線検出範囲外装距離x  [km]は単純計算で                                  x  =  400km  という値が求まる。しかし、実際宇宙線は⾶飛程距離が⻑⾧長いほどエネルギーを損失しやすくなるため、単純な外装だ
けではなく、エネルギー損失も考慮する必要がある。さらにこの仮定は宇宙線が検出器を通り過ぎた後も直線に進むと仮定している。  

  figure28.  ファイバーとMPPC の接続概念図  エネルギー分解能     今回宇宙線測定にプラスチックシンチレーションファ
イバーを⽤用いるが、⼀一般に宇宙線のエネルギー損失は通り抜けた物質の厚さに⽐比例すると考えられ、それを⽰示したグラフを以下に⽰示す。以下の計算結果に基づいてエネ
ルギー分解能は10〜～200  eV と⽰示しているが、今回の検出器の⽬目的は Flux を求めることであり、⾼高度にもよるが1GeV 以下のエネルギーを持つ陽⼦子は地磁気効果によってカットされてしまうと考えられる。エネルギー分解能の必要はほとんどないが、地球の場所によっては地磁気効果の低い箇所(極や南⼤大⻄西洋異常帯)もあるため、最低保持エネルギーとして200MeV 以下のものはカットすることが出来る。  
   このグラフは前述で説明したBethe-‑Bloch の式を⽤用いて計算を⾏行った。  

    figure29.  荷電粒⼦子の物質中での⾶飛程[22]  ⾓角度分解能     今回検出器は地球⽅方向に対して反対の⽅方向から検出された宇宙線のみを限定して検出するトリガーをかける為、
特に⾓角度分解能に関しては詳しくは⾔言及しないことにす
る。  
  

11  

  
figure30.  宇宙線検出範囲と⾼高度     さらに後の解析⼿手法として、宇宙線の検出範囲を緯度、経度でグリッドを指定する⽅方法をとる。⾼高度400km の球殻を何千かのGrid に分割し、データから緯度・経度を基に粒⼦子情報を振り分け、各Grid ごとにFlux をリスト化することでより簡単にFlux を図⽰示できる(CALET 装置解析参照)。このデータと雲、エアロゾルのデータをマッチングさせる。  

4.1-‑6 宇宙線検出器処理装置     本衛星の検出器の処理装置について述べる。  

Discriminator     ⼊入⼒力信号が設定した閾値を超えた時にパルスを出⼒力する装置。  
チャージアンプ     検出器のMPPCの出⼒力は電荷パルスである。
MPPC全体の出⼒力は各ピクセルの出⼒力パルスを重ね合わせたものになるので、パルスの⾼高さ(電荷量)からMPPCが検出したフォトン数を⾒見積もることができる。(チャージアンプを⽤用いてMPPC からの出⼒力電荷量を計測することによって、特定期間に検出したフォトン数の分布を⾒見積もる。)  A/D 変換器     検出器から得られたアナログ電気信号をデジタ
ル量に数値化するために必要なものである。MPPC 出⼒力
データはアナログデータであるため、データを記
録、送信するためにデジタルデータに変換する。
今回
MPPCは全部で289個使⽤用しているためチャンネル数が289 個以上必要である。⽤用いる A/D 変換器は ANALOG  DEVICE のAD9214 である。  
表4.  A/D 変換器AD9214  
7

5
6

312
0  
)

(

.

                         figure31.  シンチレーション検出器の回路  •  Bias  Voltage  Supply  :  回路が光検出器の動作に必要な電圧をかける(今回はMPPCより70V程度)  •  宇宙線が⼊入射したシンチレーターがエネルギーに応じた数にシンチレーション光⼦子を放出し、検出器がその光⼦子に応じた信号を出⼒力する。  
•  アンプによって光検出器のからの信号をDiscriminator が扱える程度(数百 mV〜～数 V)まで増幅する。  
•  Discriminator は閾値を超えた電圧の信号のときのみパルス信号を出⼒力する。  
  Bias  Voltage  Supply の回路     Bias  Voltage  Supply 回路では太陽光パネルから得られた電⼒力から 70〜～80V 程度の電圧を作り出す必要がある。
  データ量  
   データ量に関しては以下に⾒見積もった。通常運⽤用モードでは宇宙線検出器で計測された放射線⾶飛跡の内、ある
閾値以上の信号を残したチャンネルのみをデータとして取得する(具体的には地球と反対⽅方向からの陽⼦子、ファイバー層のヒット数が⼀一定数以上、今回は 4 層を閾値としている)。取得したデータで保存する内容は、信号強度が閾値を越えたチャンネルのみ信号強度  (パルスハイト)である(SEDA-‑AP およびChubuSat 参照[24])。パルスハイ
トは  1  チャンネル当たり1bitと考えて⼗十分であるとした。
CALET(ISS搭載宇宙線検出器)によると⾼高度400kmの宇宙線Flux は局所的に多いところで7×103、少ないところ
で1×10^2 である。今回は平均的なFlux 値からマージンをとって Flux 値  =  1×103 を⽤用いてデータ⾒見積もりを⾏行った。  
・1  byte/ph  ・1  event に50  ph のデータを取得すると仮定する。  
・⾼高度 400km における宇宙線の Flux(count/cm2・sec)
を1×103とする・  ・周期  93 分  50kbyte/sec  ×92  ×60  sec=    276Mbyte/周期  1 ⽇日あたりデータ量は  50kbyte×86400  sec=  4.32  Gbyte     さらにこれらのデータを可逆圧縮するためデータ量は
  60%まで圧縮できる。  
4.32×0.6  =  2.592  [GB]  圧縮は前のデータと現在のデータの差分をとり、その差分のみを伝送するため回線状態が悪くデータの⽋欠落が発⽣生すると地上で正確に再⽣生できなくなるという⽋欠点がある。  
   全てのデータを送ることができないと判断した場合は、     トリガー条件をより厳しくすることで通常運⽤用モードか           ら省エネ運⽤用モードに変更することを考えており、デー
タ量を減らすことは可能である。省エネ運⽤用モードでは宇宙線のFlux(count/sec)のみを計測する。および、陸上には宇宙線の観測地は⼗十分にあると考えられるので海上のみの宇宙線に限定してデータ取得を⾏行うということも考えられる。  

バス部  5   本衛星について     衛星の形状を以下figure36 に⽰示す。  
12  figure32.  本衛星の形状  5.1-‑1   質量     衛星の全質量の内訳を以下表7 に⽰示す。  
表5.  宇宙線雲観測衛星(CCS)の質量内訳  

  

13  

5.1-‑2   機能  6.2 本衛星の運⽤用軌道       本衛星の軌道は今回⾼高度 400km、軌道傾斜⾓角  93 度の低⾼高度円軌道(極軌道)にすることに決定した。軌道傾斜⾓角が90 度に近い軌道を極軌道という。この軌道は衛星が軌道を周回する間地球が⾃自転しているために、数⽇日間で地球をまんべんなく観測できるという利点がある。  
・極軌道であり、ほぼ地球の全球を観測する事が出来る  ・観測する宇宙線強度の⾼高度条件を⼀一定に保てる     今回 STK(Satellite  Tool  Kits)というソフトを⽤用いて衛星の軌道を計算した。以下に本衛星の軌道要素を⽰示す。  
表7.  衛星の運⽤用軌道  本衛星の軌道要素       軌道種類  

円軌道(極軌道)  

軌道半径  

6771  km  離⼼心率  

7.33E-‑17  軌道傾斜⾓角  93  deg  6.1  EarthCARE 衛星運⽤用軌道  昇交点⾚赤経  115  deg     本衛星は EarthCARE 運⽤用軌道近傍を運⽤用軌道とした
いと考えている。これは宇宙線観測データと雲・エアロゾ
ル観測データをマッチングさせる際に、時間幅をできるだけ⼩小さくするためである。⼤大体、エアロゾルは⼤大気の⾼高度、⾵風の状態にもよるが、⼤大気残留時間は１〜～７⽇日であると考えられている。よってこの時間幅をカバー出来る軌
道、周期で運⽤用を⾏行いたいと考え軌道を設計した。  
EarthCARE の運⽤用軌道  表6.  EarthCARE の運⽤用軌道内容  昇交点経度  

90.83  deg  近地点引数  

0deg  

平均近点離⾓角  0.046  deg    真近店離⾓角  0.046  deg  周期    93  min  ⽇日照時間/周期  62  min  OrbitEpoch  2018 年9 ⽉月1 ⽇日03:00  降交点地⽅方時(平均太陽)  13:30  

figure33.  本衛星のシステム    6   運⽤用軌道     さらに軌道を設計するにあたって衛星に関する⽇日照時
間も同様に求めた、以下の図に⾚赤線で⽰示している部分が衛星に太陽が当たっている部分で、⻘青⾊色の部分が⽇日陰の部分である。  

  figure34.  STK を⽤用いた軌道シミュレーション(3D  ver.)      以下の内容に関して、EarthCARE は現在開発が⾏行われているため、変更する可能性がある。よって今回本衛星を製作するにあたって現時点で記載されている軌道を⽤用いて軌道設計を⾏行った。  
  

14  

figure35.  CCS 衛星(⾚赤・⻘青線)・earthCARE 衛星(緑線)  -‑  2018/09/1(1 ⽇日の運⽤用軌道)2D  ver.    

  6.2-‑1 ⼤大気抵抗    figure36.  衛星の運⽤用寿命     以上に本衛星の軌道内容を記載したが、軌道設計の⽅方法としてもう⼀一つ⼿手段がある。それはEarthCARE と同じ軌道に投⼊入することである。例えば、A-‑Train 軌道という複数の衛星が投⼊入されている軌道がある。これはA-‑Trainに参加することで、他の様々な異なる機能を備えた衛星がほぼ同時にデータを観測でき、それらのデータを組み合わせることが出来るという利点がある。現在、5 機の衛星が列⾞車のように連なり、毎⽇日午後1時30分頃（地⽅方時。
地球の昼側の場合）に上空を⾶飛⾏行している。しかし、この⽅方法は衛星に推進剤、⾼高度な軌道制御が求められ、⼩小型衛星が⾏行うミッションにしてはやや難易度が⾼高く、ほかの衛星に影響を与える可能性があり、また運⽤用期間が 1 年程の短期間であることから今回は採⽤用しなかった。さらに取得する宇宙線のデータが⾼高度によって変化するので別の部分でデータマッチングが難解になる。よってEarthCARE の軌道とは異なる軌道を採⽤用している。  

さらに衛星の寿命を以下に⽰示す。   ⼈人⼯工衛星に地球の上層⼤大気に含まれる原⼦子や分⼦子が衝突することによって受ける抵抗⼒力(⼤大気抵抗)は、低軌道を周回する衛星にとっては表⾯面⼒力の中では最も⼤大きな影響を及ぼす摂動である。
⼤大気抵抗による加速度は、⾼高度 400km の⼤大気抵抗係数
Cd を2.2 とする。  

6.2-‑2 太陽光の輻射圧  
これは衛星の形状、質量、姿勢、表⾯面の材質  (  反射率  )  に依存する。さらには、  表  ⾯面の材質が宇宙線等の影響で経年劣化するため、反射率も時間と共に変化する。よって、
太陽輻射圧は正確に加速度を計算することが難しい摂動である。ここでは太陽光の輻射圧Cr は1.0 とする。  
LADC スペースデブリ低減ガイドラインによると⾼高度
2000km 以下で運⽤用する衛星は運⽤用終了後25  ~∼  50 年程度の間に落下するように求めている。⾼高度400km 程度であれば⾃自然に空気抵抗などの要因によってこの条件を満たしている。よって本衛星はこの条件を満たしていると考えられる。Jacchia  1970(⾼高度90~∼2500km 対応)のモデ
ルを⽤用いて以下に衛星が運⽤用を開始してから⼤大気圏に落下するまで⾼高度および時間を計算した。以下に図を⽰示す。
これによって本衛星はミッション期間内で問題なく軌道上で運⽤用できること、および運⽤用終了後の安全性が⽰示せた。  

6.3   衛星システム     ロケットから分離後は初期運⽤用を⾏行う。この初期運⽤用とは衛星に搭載された分離検知機器によってロケットからの分離が確認されたのちに、まず姿勢制御系の各種機器に電源を⼊入れ、衛星の姿勢を制御する。その後、衛星の電⼒力を確保するために最初の何周期かは電⼒力確保、および検出器の試験運⽤用を⾏行う。  
   正常に運⽤用できることが確認され次第、ミッションを⾏行うための運⽤用体制に⼊入る。  

7   機体系  7.1 構造材料  本衛星の本体は  400  ×  450  ×  450mm  の直⽅方体形状で、構造様式はパネル構造とする。パネルには軽量で
強度の⾼高いハニカムサンドイッチパネルを使⽤用する。
  

15  

スキン材およびハニカムコアにはアルミニウム合⾦金を⽤用いる。衛星内部には内部に機器を配置しやすいように井桁型の仕切りを設ける、これは強度を⾼高める役割も持つ。
さらに井桁構造には内部機器をデブリから防護する役割もある外壁と内壁で 2 重壁になり、1 ⾯面の壁で防護するより⼩小さい板厚で 同等の防護が 可能で ある。
これらの仕切りにもハニカムサンドイッチパネル
を⽤用いることにした、以下に⽤用いるパネルの詳細を⽰示す。
Al  合⾦金  A2024-‑T3は超ジュラルミンと呼ばれている材料
でA2017 より強度が⾼高く、切削加⼯工性が良いため採⽤用した。  

                                          衛星基本形状(パネル展開前)    figure38.  衛星基本形状(パネル展開後)  7.2 太陽電池パネル展開機構    figure37.  井桁型構造    表8.  ハニカムサンドイッチパネルの諸元  
A

C

L
L

T

9L

/
L

FT

9L

T

(

9L

R

C
CP
C

9L
  

T  

) )
( 2
) )

5
/

L

( 2

5
/

L

3664

5

) )

5
/

(
( 2
( 2

) )

-‑.10
(

-‑.10

表9.  ハニカムサンドイッチパネルの物性値  
M

.

0

.

   本衛星では、太陽電池パドルのパネル⾯面を太陽に向けることで効率よく電⼒力供給を得られるように展開機構を取り⼊入れる。衛星本体の⾯面の提要電池パネルの他に4 枚の展開式パネルを使⽤用する。展開にはテグ
ス(ナイロン線),  ヒータ(電熱線)、スプリング、ヒンジ、ラッチ機構から構成される。  
   パネルを展開する前はパネルの端を衛星本体の側⾯面の端にスプリングをつけたヒンジで⽌止め、かんぬきビンでパネルを固定しておく。  
3664
   パネルを展開する際、ぬきピンの固定⽤用に張ら()()
れているテグスを衛星からの電源⼊入⼒力後、発熱した電熱線で焼切りピンがはずれて解放されたパネ()()
ルをバネヒンジによって軸周りに回転させ 90deg で(()
ラッチ機構を⽤用いて固定する。今回⽤用いるパネル
展開機構の概念図を以下に⽰示す。  
) (
  
()
()
(
()
表10.  太陽電池パネル展開機構  
  )
(
  
  

  

)

  

)

15 63 2
A 1-‑742

  

  
  

9 G
L

  

A 1/7421/742

  81/742    figure39.太陽電池パネル展開機構    7.3 内部機器配置     本衛星の内部機器の配置を以下に⽰示す。搭載機
器間とパネルと機器の間は基本的に 20[mm]のスペースを確保した。さらに機器間の距離に最⼩小で10mm の余
  

16  

裕を持たせた。衛星の重⼼心が中⼼心にくるように最も重量のある検出器を中央に配置させた。リアク
ションホイールは、ホイール回転時に発⽣生する振動が検出器に影響を及ぼさないようにするため、井桁を構成する内部のパネルには搭載していない。  
表11.  搭載機器の場所条件    (後ろ)  
figure40.  内部機器の配置    7.4 構造解析     衛星がロケットの打ち上げ時に発⽣生する振動による共振及び準静的加速度荷重に影響を受ける。よって
それらの衝撃に耐えるように衛星を設計する必要がある。
よってここではその解析内容について⽰示す。  
表12.  設計要求  (5(構造番号)  
  

12H
1
)

  

6
(

+.
) +.

G
G

)

(
-‑ (/

+.  

0(

-‑ (/

+.  

  

7.4-‑1 固有振動解析     ロケットの打ち上げ時を想定して本衛星の固有振動
数解析を⾏行う。  
  7.4-‑2 静荷重解析     打ち上げの際、衛星には機軸⽅方向には最⼤大 6[G]、機軸直交⽅方向には5[G]かかる。
この値に安全係数1.5を掛け、機軸⽅方向に9[G]、機軸直交⽅方向に7.5[G]の荷重を設計荷重として、衛星全体この荷重をかけ解析を⾏行った。このときの応⼒力  分布図を以下のfigure に⽰示す。  
(前)  
  

  

  

17  

8.1 太陽輻射     単位⾯面積、単位時間あたりの地球周辺での太陽輻射エネルギーS[W/m^2]は以下の式で表される。  
S[W/m2]  =  1353  ×  (1  +  0.0340−－  0.0325)  よってSは近地点で1399[W/m2],遠地点で 1309[W/m2]となる。  
衛星表⾯面への太陽光⼊入射エネルギーQs は以下の式で⽰示せる。  Qs  =  SAμ[W]        =  1353  ×2.9×1.05/2.9  =  1421  S:太陽輻射エネルギ̶—[W/m2]    A:衛星表⾯面積  [m2]  =  2.9  μ:太陽⼊入射係数  =  実⾏行⼊入射表⾯面積/A  =  1.05/2.9  =  0.36    (メッシュ  :  ノード1220333、要素652938)  8.2 アルベド        アルベドの放射エネルギーQa はアルベド係数a と太陽からの放射エネルギーES によって次のように表される。太陽光が⼤大気によって散乱することや、地球表⾯面から反射されることによって⽣生じる。緯度や地形といった地理的要因や季節や雲といった⼤大気要因によっても左右される。よってここではアルベド係数 a は平均
値0.30 を⽤用いる。     a  =  0.30  +  (0.30,  -‑0.15)  このとき衛星の表⾯面A[m2]に⼊入射するアルベド Qa  は以下の式で表される。  
Qa  =  a×S×A×F  [W/m2]        =  0.3  ×1421×2.9×0.686  =  848  F:地球と衛星表⾯面との形態係数(形態係数とは、ある⾯面から放射される拡散放射が別の⾯面に⼊入射する割合を⽰示
す。)  衛星と地球をそれぞ   れ球と仮定した場合の形態
係数は以下の様になる。  
F  =  0.5[1-‑(1-‑Re2/(Re+H)2)0.5]                    Re:地球の半径(6331  km)    
H:軌道⾼高度(400  km)  よってF  =  0.5[1-‑(1-‑63312/(6331+400)2)0.5]  =  0.686    Figure42.  静荷重解析結果     最⼤大応⼒力は4.584[MPa]  となった。表9 より、ハニカ
ムサンドイッチパネルのス キ ン 材 の 圧 縮 耐 ⼒力 は  268[MPa]  であるから、安全余裕  MSを計算すると以下の通りになる。  
MS  =  許容応⼒力/発⽣生応⼒力−－1  =  268/4.854  -‑1  =  54.21  ≥0  よって安全余裕を満たしていることがわかる。  

8   熱制御系     宇宙空間は 2.7K であるため、宇宙機は⽇日照中と地球の陰に⼊入る⽇日陰中とでは、外部との熱収⽀支が⼤大きく異なり、宇宙環境で衛星の温度変化は+100℃から-‑100℃にまでなる。かなりの温度差が⽣生じ、搭載機器にとっては⼤大変厳しい環境となる。搭載機器は正常に機能する温度範囲があり、衛星の熱制御系の⽬目的は運⽤用中にこの温度範囲の環境を保つことである。  
   衛星が運⽤用中に影響を受ける主な外部熱⼊入⼒力は以下の3 つである。  
1.  
太陽輻射  
2.  
地球アルベド  3.  
地球の⾚赤外放射      8.3 地球の⾚赤外放射  地球⾚赤外放射 Se は雲や地球の表⾯面で反射されるものであり、季節によって変動する。よって衛星の熱設計では、地球全体の平均値234[W/m2]を⽤用いる。  
Se  =  234  +  (+24,  -‑94)  [W/m2]  衛星の表⾯面に⼊入射する地球⾚赤外放射Qeは次のように計算される  Qe  =  Se×A×F        =  234×2.9×0.686  =  466  F  :  地球と衛星表⾯面との形態係数  18  8.4 熱設計    εi,εi:⾯面  Ai,Aj  の放射率  Fij:⾯面  Ai,Aj  間の放射形態係数    Ai:⾯面  i  から⾯面  j  へ放射する⾯面積  [m2]    放射形態係数  Fij  は次式によって定義される。  

   宇宙空間は無重⼒力のため対流による熱制御の⽅方法はとれない。よって機器のケースを伝わせる熱伝導、または宇宙機表⾯面をコーティング、断熱材を配置して熱放射/吸収特性を変えるなどの⽅方法がある。  

8.4-‑1 節点解析法     本解析では、衛星を節点に分割したモデルを使⽤用する。
宇宙空間も1 つの節点として含める。  

  θi:⾯面  Ai,Aj  を結ぶ線分と⾯面 Ai の法線ベクトルのなす⾓角  [rad]  r:⾯面  Ai,Aj  を結ぶ線分の距離  [m]  表13.  搭載機器配置および正常動作温度範囲    figure43.節点解析法モデル     まず衛星の定常温度分布を求める。それぞれの要素は
熱的に均⼀一と仮定している。要素を節点で代表する。全
節点が n 個のとき、i 番⽬目の節点における熱平衡⽅方程式
は以下の式で表される。  

  mi:節点i の質量  [kg]  Cpi:節点i の⽐比熱  [J/kg/K]  Ti,Tj:節点i,j の温度  [K]  Qi:節点 i への熱⼊入⼒力(節点 i への外部熱⼊入⼒力と内部発熱の和)  [W]  Kij:節点i,j 間の伝導熱伝達係数  [W/K]    Rij:節点  i,j  間の放射係数  [m2]    σ:ステファン・ボルツマン係数  [W/T4/m2]    
節点i,j 間におけるKij は次式によって表される。  

    8.5 放熱⾯面材料     衛星の放熱⾯面材料としてよく使われるのは銀蒸着テフ
ロンOSR(Optical  Solar  Reflector)である。他にも性能の良い断熱材もあるが、本衛星の運⽤用期間は 1 年と短く、この放熱⾯面材料は扱いも容易なため今回はこれを⽤用いることにする。  
   放熱⾯面は熱⼊入⼒力が⼩小さい場所を選択して、太陽光パネルを展開した後の側⾯面を採⽤用した。  

8.6 断熱⾯面材料    Aij:節点i,j 間の接触⾯面積  [m2]    hi,hj:節点 i,j の接触伝熱係数  [K/m2/W]  (要素の材料や
表⾯面状態及び⾯面間圧⼒力によって値が変動するが真空中の構造材、締結部における接触伝熱係数は  50~∼800  [W/m2/K])  d:節点  i,j  間の断熱材厚さ  [m]    λ:断熱材の熱伝導率  [W/m/K]    ⾯面  Ai,Aj  間の放射係数  Rij  は次式によって表される。  
  今回は輻射率が⼤大きい機器内部は⿊黒⾊色ペイントをする。さらにMLI（Multi-‑layer  Insulati）を⽤用いて断熱を⾏行う。MLI は⾦金属（アルミ等）を蒸着した樹脂フ
ィルムとスペーサを交互に 10〜～30 層程度積層させた断熱材で真空環境において極めて優れた断熱性能を持ち、宇宙機器に搭載されている実績もあることから採⽤用した。  

8.7 温度センサ     今回衛星バス部およびミッション部の熱制御を⾏行うにあたって、正常な温度制御を⾏行えているかどうかを判断
19  するために温度センサを搭載する。今回⽤用いるのはTE 新製品:  IH-‑492  シリーズ温度センサである。  

figure43.温度センサ[38]  表14.  温度センサ諸元      8.9 最後に     宇宙線検出器に関して、熱設計が重要になのはMPPCである。MPPC は半導体素⼦子であるため温度と光検出効率の関係を無視することができない。よって本⼤大学の真空チェンバーの中で本番検出器を⼩小型にしたものを⽤用いて検出器の温度試験、評価を⾏行うことも考えている。  

     さらにシャントを搭載し太陽光パネルで得られた消費しきれない電⼒力を消費する。本衛星では新⽇日本無線の可変シャントレギュレータNJM431S/NJM432S を⽤用いる。これは電流をシャントしバス電圧が常に⼀一定になるように制御する。  
表16.  
可変シャントレギュレータNJM431S/NJM432S[35]  9   電源系     本衛星は⾼高度 400  km 上空を軌道として地球を周回するため、太陽の光が当たっている時間(⽇日照時間)と太陽の光が当たらない時間が存在する。よって衛星が⽇日陰の条
件のときには搭載しているバッテリに蓄えた電⼒力で、機器を運⽤用させる BUS 電圧が低いと太陽電池セル、バッテリの直列数は少なくてすむため、⼩小型衛星では設計の幅が広がる。しかし、本衛星ではミッション時に⼤大電⼒力を使⽤用するため BUS  電圧が⼩小さいと流れる
電流が⼤大きくなり、ハーネス損失、バッテリ  内部
抵抗の増加を促す。よって、負担の少ない電流で
運⽤用できるように  BUS  電圧を 25V 設定し、各系で降圧する。  
表15.  本衛星の消費電⼒力  

  

    

9.1 バッテリ     まずバッテリを選定する、実際にどれくらいの電⼒力が得られるのだろうか。バッテリ容量のサイジングに当たっては,各消  費電⼒力に+5[%]  のマージンをとって計算する。本衛星に搭載するバッテリはリチウムイオン電池を⽤用いる。これは⼈人⼯工衛星で主に使⽤用されているNi-‑Cd 電池、Ni-‑MH 電池(公称電圧1.2V、質量エネ
ルギー密度  20  ~∼  45Wh/kg)に⽐比べ軽量(衛星の軽量化)であるためである。ちなみにリチウムイオン電池には、必ず安全保護回路  (セーフティユニット=SU)が必要である。
本衛星では Panasonic 製のリチウムイオン電池
NCA103450 を使⽤用する。  
  

20  

  
figure44.  Panasonic 製のリチウムイオン電池[34]  表16.  Panasonic 製のリチ  ウムイオン電池    9.2 太陽光電池セル     太陽光が常に当たっている訳ではないため、全体の半分の⾯面が常に発電を⾏行っていると考え簡単に得られる電⼒力を計算する。しかし、衛星の位置は刻⼀一刻と移り変わるため、その時々の衛星情報を加味しながら、最悪条件で得られる電⼒力を計算する必要がある。  
   今回⽤用いる太陽光パネルはトリプルジャンクション
GaAs 太陽電池セル(株式会社プラネット)である。これを選定した理由としてはまず⼈人⼯工衛星に搭載された実績があるということ、および真空試験、熱試験も幅広く⾏行っており汎⽤用性が⾼高いと考えた。  
  9.1-‑1 バッテリのサイジング     本衛星のバス電圧を  Vd  =  25[V]  とするとバッテリの直列数は次のようになる。  
直列数=  バス電圧/公称電圧  =  25/3.6  =6.9<7[列]     さらに、このバッテリでのDOD を求める。本衛星の運⽤用期間を1 年とすると運⽤用終了まで11315 回の⾷食を受けることになる。  
DOD(放電深度)  =  負荷電⼒力×放電時間/バッテリ容量×
バッテリ平均放電電圧  Cr  =  PeTe/CdNVdn  …⑴  N=  PeTe/CrCdVdn  C  r  :  バッテリ容量  [  A  h  ]    Pe  :平均⾷食時供給電⼒力[W]  Te  :最⼤大⾷食時間[h]  Cd  :許容バッテリ DOD  (60%とする)  N  :バッテリの並列数  [列]  Vd  :バッテリ平均放電電圧(バス電圧)  25  [V]  n  :バッテリから負荷への電⼒力伝達効率  (0.9 とする)  N  =  1.31<  2  よって並列数は2 列必要である。  
   以上より並列 2 列、直列に 7 本の電池、冗⻑⾧長性をとって合計 10 本の  リチウムイオン電池を使⽤用する。MPPCにかける電圧  70[V]  については  PICO  ELEC-‑  TRONICS  社のDC-‑DC コンバータ(series  SM)を⽤用いてバス電圧
25[V]を昇圧して確保する。  
表17.  コンバータ(series  SM)[36]      figure45.   太陽光電池セルはトリプルジャンクション
GaAs 太陽電池セル(株式会社プラネット)  表18.  太陽光電池セル製品内容  


42 40
68
A
3/
B
9 4.
B
4

%) (44

(
(
44
%

2,350
434

  
   本衛星は⾮非安定バス⽅方式をとる(Xe  =  Xd  =  0.9)  Psa  =  (PeTe/Xe  +  PmTm/Xe  +  PdTd/Xd)/Td  Pe  :  ⾷食時消費電⼒力  78.85[W]  Pm  :  ミッション時増加電⼒力  0[W]    Pd    :⽇日照時電⼒力  78.85[W]  Te  :  ⾷食時間  0.52[h]  Tm  :  ミッション時間  常時[h]  Td  :  ⽇日照時間  1.03[h]  Xe  :  バッテリ‐負荷の電⼒力伝達効率  0.9  Xd  :  太陽電池アレイ‐負荷の電⼒力伝達効率  0.9     よって本衛星の太陽光電池セルで発電する必要がある
電⼒力は(EOL 時)、  21  Psa  =  (78.85×0.52/0.9  +  0  +  78.85×1.03/0.9)  =  135.8  [W]  ちなみに太陽電池の変換効率は温度と経過年数によって変化する。本衛星の運⽤用期間は 1 年としている。運⽤用中の温度を 70℃とすると今回使⽤用する太陽電池セルは28℃時の発電⼒力を⽰示しているので、以下に温度の影響を⾒見積もった。  
温度の影響(etemp)  =  1  +  (70  -‑28)×0.002  =  0.916  よって温度の影響および放射線の劣化も考慮した必要ア
レイ発電量(BOL)を⾒見積もったものを以下に⽰示す。  
PBOL  =  Psa  /  Rcosθ×etemp  =  135.8  /  0.95  ×  cos(π/4)  ×  0.916  =  221[W]  R  :  放射線の劣化率  θ:太陽光⼊入射率  45[deg]  全セル⾯面積は以下のようになる。  
全セル⾯面積  =  PBOL/太陽光強度×セル効率                        =  221/1350×0.28                        =  0.585[m^2]  Psun:⼊入射太陽エネルギー(1350[W/m2])    Ecell:太陽電池セル効率(0.28)    
セル1 枚の⼨寸法が39.8mm×60.4mm なのでセル総数は次のようになる。  
セル総数  =  全セル⾯面積/セル⾯面積                                =  0.585/0.0398×0.0604                                =  243(マージンをとって250 とする)  従って太陽電池アレイの質量は次のようになる。  
アレイ質量  =  840[g/m2]×0.643[m2]  =  540.12  [g]  セルのパッキング能率を 95%とするとアレイ⾯面積は以下のようになる。  
アレイ⾯面積  =  全セル⾯面積/セルパッキング能⼒力                                            =  0.585/0.95                                              =  0.616  アレイ電圧はバッテリが充電できるように  バッテ
リ電圧より⾼高くなければならないよってセル電圧をバッテリ電圧の  10%  (25×1.1  =  27.5  V)増しに設定した。
セル直列数は次のようになる。  
セル直列数  =  アレイ電圧/セル電圧                        =  27.5/2.35                        =  11.7  <12  セル総数が250 枚より、
セル並列数は250/12  =  20.8  <21
枚とな  

  

22  

10   通信系  10.1 通信系への要求  •  本衛星から地上局へのミッションデータおよび衛星⾃自⾝身のテレメトリ(時刻、位置、姿勢⾓角、⾓角速
度、トルク、加速度、温度、電源電圧)のダウンリン
ク  •  地上局から本衛星へのコマンド(時刻、姿勢⾓角、運⽤用モード指⽰示)のアップリンク  ミッション系  ミッション系からの要求より 1 ⽇日で取得される宇宙線のデータを  1  ⽇日で衛星から地上にダウンリンクする必要がある。1 ⽇日のミッションデータ量と可視時間(昭和基地)の計算結果を以下に⽰示す。ダウンリンクでは 1 ⽇日の可視時
間の90%で送信完了とするマージンをとる。  
2.592  [GB]のデータを送信するのでマージンをとり 2.7  [GB]としてビットレートを計算した(以下に⽰示す)。  
2.7×10^3/(3312×0.9)  =  0.905  Mbps(マージンをとって1Mbps)  ⼩小型衛星では 1Mbps 以上の購読データレートの伝送系
を地上との間に構成することは難しい。理由としては周波数を S バンド以上に上げる必要性や送信電⼒力を⼤大きくする、衛星上のアンテナに指向性を持たせる必要があるなどの対策が必要であるためである。
しかし近年の研究では超⼩小型衛星「ほどよし   4   号」がX帯348Mbps通信システムの軌道上実証を⾏行うなど、
⼩小型衛星でも⾼高速データ通信を⾏行うことが可能となってきている。  表19.  ミッションデータ量・可視時間(昭和基地)  
.

3 9/

(

M

  .742 6 8 /)M

  .742 6 8 /)M

  .742 6 8 /(M .742 3 9/
G
B

.

3 9/
. 167/     昭和基地からの可視時間の計算にあたり設定した仰⾓角
は最⼩小⾓角を規定の最⼩小値 5[deg]と最⼤大値を 85[deg]に設定した。
最⼩小値を  5[deg]にした理由は、昭和基地の地
上局は南極に建設されており、周辺は電波を遮断する建物、物体などが⽐比較的少ないためである。  
   また、万が⼀一ダウンリンクができない、
失敗してしまった状況に備えて衛星  内に蓄積できるデータ量はダウンリンクの速度を考慮すると、4  GB(1.5 ⽇日分のデータ量)が妥当であると⾒見積もった。このデータ量1 ⽇日全体の可視時間の 80%でダウンリンクを⾏行うとすると 1.5
⽇日分の可視時間で完了する。よってこのデータ量にマージンを持たせて4.8GB のミッションデータをメモリーに蓄積出来るようにする。  
バス系     バス系からのデータ通信の要求は HK データのダウンリンクと地上局からのコマンドのアップリンクである。  
   HK  データのダウンリンクは 1 ⽇日で全てのデータを送信する構成にする。これにマージンをとり 1 ⽇日の可視時間の 80%で送信が完了するとする。5.53[MB]  のデータを送信するのでマージンを取り、5.6[MB]  としてビットレートを求めた結果を以下に⽰示す。  
5.6/1167×0.8  =600  [kbps]     コマンドデータのアップリンクでは   1   回の通過で受信を⾏行うので,   マージンをとり   1   回の平均の可視時間の 80%で受信が完了するとして計算した。アップリンクするデータ量はマージンを取り  1 回の通信が100[kB]としてビットレートを求めた。  
100/1167×0.8  =  0.1  [kbps]  表 20.  HD データ量・可視時間(福井⼯工業⼤大学あらわキャンパス)  B G/.

QPSK(Qaudriphase  Phase-‑Shift-‑Keyed)⽅方式が有利であることからこれを⽤用いる。  

10.3 通信機の選定     本衛星に搭載する通信機を以下に述べる。  

10.3-‑1 アンテナ    衛星側は規定のために送信出⼒力を極⼒力抑えなければならない。さらに姿勢喪失の際も通信ができる
ように指向性の強いアンテナは使⽤用しない。したがって,衛星側に搭載するS 帯のアンテナは、過去の⼩小型
衛星への搭載実績から  Surrey  Satellite  Technology  社  製  の  S-‑BandPatch  Antenna  を⽤用いる。  

  figure46.  S-‑BandPatch  Antenna    表21.  S-‑BandPatch  Antenna  0 GAHM HM GG  15 MM C  
H

HHA

AG AL

()

H

G AL F5L

R F 85. 1AG FA
A) R 5) DL

CD 3 FA

7.5$years$LEO$Orbit$(<$800Km)$ $

LA

U

U

HCA

23T

AL

AH LA LAHCAH S RAAM CH

  衛星側に搭載する X 帯のアンテナは、Antenna  Development  Corporation 社  製  の  Medium  11  dBGain  X-‑band  Antennas を⽤用いる。  

  /953 81 60

B

AH S

GA, 5 H G F ACL( (2LGM H FF R M

LH HC H AL

1LA

  /953 81 60/

H

4 A GA  /953 81 60/953 41 0

AM AF

GP L

5

GG

<

-‑ +

H

G

41 0

+ R+ R

AL 3 H F HC :

)

)

41 0
/72890)  10.2 通信回線構成    figure47.  Medium  11  dBGain  X-‑band  Antennas  [31]  表22.  Medium  11  dBGain  X-‑band  Antennas の製品内容     本衛星の通信回線には１対１直接通信を⽤用いる。これは衛星の軌道により通信時間が１回あたり約6分程度で、１⽇日に 2 箇所の地上局合わせて１2 回(74 分間)の通信を⾏行うことが出来ること、およびこの⽅方式を選択することで近年の地球局の性能向上によって衛星側の負担が少な
くなることが利点であると考えた。  
   さらに搬送波⻑⾧長波数は本衛星のミッションデータ量が他の⼩小型衛星と⽐比べてやや⼤大きいため混雑している S バ
ンドではなくX バンド(7〜～９GHz 帯)を⽤用いる。変調⽅方式に関してミッションデータ伝送は情報量が多く、⾼高速データ伝送が求められるため位相シフトキーイング⽅方式を⽤用いる。さらに電⼒力および周波数利⽤用効率の⾯面で
  

0C

F CGF

  

1 5GM 3<F DCFA

H G

4<

) A<

A  

< C< CGF
GFF

G

35.:
H <
2<CF

)

) FG CF<D:<:

H D < G74-‑ 1)+ 4CFC <D  

A < < CGF G<

C<D H GDD MC BG

. FG CF<D

地上局のアンテナを指向性が強く利得の⾼高いパラボラアンテナを⽤用いるためアンテナ利得を補うこ
23  

4<

<D

A
(

C <

  

とが出来る。パラボラアンテナの利得[G]は次式より求まる。  
[G]  =  10log{(πD/λ)2η}  D  :  開⼝口⾯面直径[m]    η  :開⼝口⾯面効率[%](60%とする)   λ  :  使⽤用する電波の波⻑⾧長[m]    10.4 地上局の選定     本衛星が⽤用いる地上局を⼆二箇所設定した。ミッション
データを昭和基地にダウンリンクし、ＨＫデータのダウ
ンリンク、およびそれに対するコマンドデータの送信は
全て福井⼯工業⼤大学あらわキャンパスの１０m パラボラア
ンテナを⽤用いて⾏行うことにする。  
使⽤用する昭和基地について，オーロラ観測衛星「あけぼの」などのミッションデータ量が多い衛星のダウンリンクに使⽤用されている実績がある。これは極地上空を多く通過する軌道で運⽤用を⾏行う場合、⾼高緯度に地上局を設置する
ことで１⽇日あたりのダウンリンク数を多く確保することが出来るという利点がある。本衛星も同様にミッション
データが多く、極域を通過する円軌道で運⽤用を⾏行うため
この⽅方法を採⽤用した。さらに昭和基地を地上局とする衛星は少ないため都合がよい。  
表26.昭和基地内容  昭和基地

10.3-‑2X-‑band 送信機・S-‑band 受信機     S 帯の送信機には CLYDE  SPACE 社製の CUBESAT  X-‑BAND  TX を搭載する。この送信機はX バンド(8GHz)に対応しており、近年キューブッサットや⼩小型衛星が企
業や⼤大学で活発に開発が⾏行われてきたことから需要の声が挙がり開発が⾏行われたもので、⼩小型、低電⼒力消費が利点である。放射線環境、耐久試験も⾏行われており衛星に搭載さ れ た 実 績 も あ る (ex.   TRL   9,   since   GOMX-‑3,  ESA/Gomspace  (October  2015))。さらにS-‑Band 受信
機 OPTC27-‑SRX-‑XX はこの送信機とセットでデザインされているため採⽤用した。  

アンテナ直径[m ]11

アンテナ利得[dB i]

45.31

ビーム幅[deg]
    figure48.  左)EWC  27  HDR-‑TM  X  Band  Transmitter/  右)  OPTC27-‑SRX-‑XX 搭載  [29]  表23.  EWC  27  HDR-‑TM  X  Band  Transmitter の製品内容  AU HW FC C TC
DRU  ) Q + 7PH KI
QPHKIWTCD
5K F FC C TC   5T SW P TCPI
6   6CTOQPK T L KQP
F2  3QP Q W K FC C

. (+ . +QFKPI(QPU TCKPPI

  福井⼯工業⼤大学の地上局について、この地上局では L、S、X 帯の3 つの周波数帯で同時受信が可能であり、BPSK、QPSK など基本的な変調⽅方式に対応している。信号を分岐しているので、複数の衛星計画に参加可能という特徴がある。信号の受信は仰⾓角 2 度以上で可能、仰⾓角 5 度以
上でAuto  Track 機能によるより正確な追尾が可能、X 帯
では最⼤大仰⾓角15 度となっている。  
表27.  福井⼯工業⼤大学の地上局内容  -‑RQ PQOKC I P TC QTU -‑ CPF ))QFW C KQP
>5 QW RW RQ
F2O  

5K

T F

5

KD

8

T

1F CP F H C WT U
5QT B >5 QW RWRQ T B  
5QT (B >5 QW RWRQ T B  

6KI

)

))

HHK K PKRQ

F2 U RT COR KHK T-‑

R TC KPI OR TC WT  R TC KPI 9KH KO KP
TDK
CTU  
4KO PUKQPU

)+

+
(

/

CUU

/, (, OO((+ MI  表24.    OPTC27-‑SRX-‑XX の製品内容  2C 8

63 3 3

C  

5F 3

  

6 3

  

8
/

/

0/ -‑ )

1

5
(

3 6
C  

  

KP QR KQP
figure49.  昭和基地多⽬目的衛星アンテナ[27]  AR Q

6 U R QPHKIWTCD

0+D   WP WTKPI TC

3

  
24  

項目

性能

アンテナ直径10.26 m鏡面精度0.51 m m

周波数帯

Ｌ帯 : 1.67 - 1.7 G H z (パラボラ１次焦点)Ｓ帯 : 2.2 - 2.3 G H z (パラボラ１次焦点)
Ｘ帯： 8.0 - 8.5 G H z (カセグレン焦点)

偏波

Ｌ/S 帯：R H 、LH の切り替え方式
X 帯：R H のみ

ビーム幅

L/S 帯： ±0.8度
X 帯： ±0.25度

システムG /T (受信感度)

L帯 ： 16.8 dB /K
S 帯 ： 22.0 dB /K
X 帯 ： 34.4 dB /K

受信機、対応可能な変調方式

L/S 帯 ： 1.67-1.72, 2.2-2.3 G H z受信機,
B P S K /Q P S K /P M /FM 対応
X 帯 ： 720M H z IF, B P S K /Q P S K 対応

アンテナ駆動速度

方位角 ： 14度/秒
仰 角 ： ６度/秒

アンテナ制御パソコンより制御。
2 line elem entsの登録による自動制御。

  10.5 回線設計  1.  
送信  EIRP  等価等⽅方放射電⼒力(EIRP)  PE[dBW]は次式より与えられる．
  PE  dBW  =  PTX  −－  LFTX  +  GATX  −－  LAPTX  …⑴  PTX：送信機の出⼒力電⼒力[dBW]  LFTX：送信機と送信アンテナを接続する給電系の損失[dB]  GATX：送信アンテナの最⼤大放射⽅方向の絶対利得[dBi]  LAPTX：送信アンテナのポインティング損失[dB]  2.  
受信  G/T  受信  G/T  [dB/K]は次式で与えられる．  
G/T  [dB/K]  =  GARX  −－  LFRX  −－  LAPRX  ‒–  TS  …⑵  GARX：受信アンテナの最⼤大放射⽅方向の絶対利得[dBi]  LFRX：受信アンテナと受信機を接続する給電系の損失[dB]  LAPRX：受信アンテナのポインティング損失[dB]  Ts：システム雑⾳音温度[dBK]  ただし、
システム雑⾳音温度TS[dBK]は次式で与えられる．
  TSdBK  =  10log  {(TA⁄L  +  TF(  1  −－  1⁄L)  +  TE)}  …⑶  L  =  10LFRX/10  (給電損失の真数)    TA：アンテナ雑⾳音温度[K]  TF ：給電線雑⾳音温度[K]( 通常、予測温度上限の313[K](40℃)を⽤用いる)  TE  ：受信機雑⾳音温度[K]  3.  
電⼒力分配損失  今回は中継回線を使⽤用しないため考慮しない。  
4.  
⾃自由空間損失(free  space  loss)  ⾃自由空間損失Ld  [dB]は次式で与えられる．  
Ld  dB  =  10log  (4πd⁄λ)2  =  32.45  +  20log(f)  +  20log(d)  …⑷  d：送受信アンテナの距離[km]  λ：波⻑⾧長[km]  
  

25  

f  :  搬送波周波数[MHz]  5.  
偏波損失(Lp  :  polarization  coupling  loss)  偏波には直線偏波、円偏波、楕円偏波の3 種類がある。このうち到来信号波と受信偏波の組み合わせで偏波損失
LP[dB]を設定する。  
1.  
円-‑直線(または，直線―円)の場合  LP[dB]  =  3.0  …⑸  2.  
直線-‑直線の場合  LP[dB]  =  10log(1/cos2θ)  …⑹  
θ  :  受信アンテナの編波⽅方向と到来信号波の編波⽅方向のずれ⾓角  
3.  
楕円-‑楕円の場合  LP   [dB]   =   10log((R12+1)(R22+1)(R1R2+1)2   cos2  θ+(R1+R2)2sin2θ)…⑺  R1：受信アンテナの楕円偏波率  R2：到来信号波の楕円偏波率  θ：受信アンテナの偏波の⻑⾧長軸と到来信号波の偏波の⻑⾧長軸とのずれ⾓角  R1 とR2 は楕円の⻑⾧長軸と短軸の⽐比である。  
本衛星では直線-‑円偏波で偏波損失の計算を⾏行う。  
6.  
降⾬雨損失  降⾬雨損失 LRA[dB]は搬送波周波数が⾼高くなればなるほど、その影響が顕著になり  X  バンドで1~∼2[dB]、Ku  バンドで  6~∼9[dB]、Ka  バンドで 20~∼30[dB]に達する場合もある。降⾬雨損失LRA[dB]は次式で与えられる。  
LRA  =  γR(hRA  ‒–  hAN/sin  e)  …⑺  γR：特性減衰[dB/km]  hRA：⾬雨雲の⾼高度[km]  hAN：アンテナの⾼高度[km]  e：地上局の仰⾓角[deg]  7.  
⼤大気吸収損失  ⼤大気吸収損失LA[dB]は次式で与えられる。  
LA  dB  =  γ0r0  +  γwrw  …⑻  γ0、γw：酸素および⽔水蒸気の吸収係数[dB/km]  (γ0 は  0．006，γw は  0．007  である。)  r0，rw：酸素および⽔水蒸気の等価通路法⻑⾧長[km]  衛星を⾒見込む迎⾓角  El[deg]  と酸素，⽔水蒸気の分布⾼高度  （それぞれ  4[km]，2[km]）  により次式から算出する。  
r0  =4/(sinEl)  …⑼    rw  =2/(sinEl)  …(10)  通信に使⽤用できる仰⾓角は，地球局側の送信規定から仰⾓角  El[deg]を昭和基地、福井⼯工業⼤大学共に5[deg]として計算を⾏行った。  
8.  
受信𝐂/𝐍𝟎  
受信C/N0[dBHz]は次式で与えられる。  

C⁄N0  =  PE  −－  LPS  −－  Ld  −－  LF  −－  LA  −－  LRA  −－  LV  +G/T  +  228.6  …(11)  PE  ：受信局の  EIRP[dBW]  LPS：電⼒力分配損失[dB]  Ld  ：  ⾃自由空間損失[dB]  LF：  偏波損失[dB]  LA  :  ⼤大気吸収損失[dB]  LRA：降⾬雨損失[dB]  LV：各種損失[dB]  G⁄T：システム雑⾳音温度に対する受信アンテナ利得⽐比[dB/K]  9.  
要求Eb/N0  要求 Cb/N0 はコマンドやテレメトリデータとして広く使われているPCM(Plus  Code  Modulation)デー
タの要求データ品質から認定した。
今回はNRZ-‑Mを⽤用いる。要求でーた品質としては、ビット誤り率(BER  :  Bit  Error  Rate)が基準となり、コマンドデータに対しては1×10^-‑6 を、テレメトリデータに対しては1×10^-‑5 が⼀一般的に⽤用いられている。以下に理論的なビット誤り率と要求Eb/N0 の関係を⽰示す。     表28.  ビット誤り率とS/N との関係  ./0  ./0  -‑

+/

1

+

.

+

.

+/

1

+

.

+

.

C⁄N0rec：受信C⁄N0[dB]  C⁄N0req：要求C⁄N0[dB]  コマンドデータのアップリンクのマージンMup  dB  は次の通りである。  
Mup  [dB]  =  168.92  ‒–  51.05  =  117.87    [dB]    >10    よって回線マージンは  10[dB]以上確保できることが確認できた。     次に福井⼯工業⼤大学での HK  データのダウンリンクの回線マージンを以下に⽰示す。  
M  HKdown  [dB]  =  89.80  ‒–  46.55  =  43.25dB  >  10  dB    よって回線マージンは  10[dB]以上確保できることが確認できた。     次に昭和基地でのミッションデータのダウンリンクの回線マージンを以下に⽰示す。  
Mmidown[dB]  =  110.9  ‒–  46.55  =  64.36  dB  >  10dB  よって回線マージンは  10[dB]以上確保できることが確認できた。．  
   今回、本衛星は⾼高度400km という低⾼高度軌道を採⽤用しているために⾃自由空間損失 dB がかなり⼩小さくなったことから回線マージンに⼗十分な余裕ができていると考えられる。  

10.5-‑2 電⼒力束密度(PFD)  10.   ハードウェア劣化量     復調系ハードウェアの劣化量や、伝送特性に伴う波形歪みによる劣化量というものが存在する。⼀一般的に2.0〜～
2.5dB の復調損失をハードウェア劣化量として今回は⽤用いた。  
11.   要求𝐂/𝐍𝟎  
要求C/N0[dBHz]は次式で与えられる。  
C⁄N0  =  Lm  +  (Eb⁄N0)req  −－  Gc  +  L  +  BR  …(12)  Lm：変調損失[dB]  (Eb⁄N0)req  ：所要のBER を得るための最⼩小E0⁄N0[dB]  Gc：符号化利得[dB]  L  ：ハードウェア損失[dB]  
BR：ビットレート[dBHz]     10.5-‑1 回線マージン     回線が成⽴立する条件として回線マージンを設定する。
回線マージンは取りうる最悪のケースにおいて 1[dB]以上確保する必要がある。さらに他のシステムの⼲干渉劣化に対するマージンも考慮した上で、今回はアップリンク
で  10[dB]以上、ダウンリンクで  10[dB]以上取れれば良いとする。回線マージン  M[dB]は次式により与えられる。
  M  dB  =  C⁄N0rec  −－  C⁄N0req  …(13)  
  

26  

電⼒力束密度  PFD(Power  Flux  Density)とは、地表⾯面に放射される単位⾯面積当たりの電波の強度を意味する。衛星  から送出される電波が地上の無線システムに影響を与えないように、電波の強度は規定された値以下に抑えなければならない。この許容値として，地表⾯面での電⼒力束密度の最⼤大値が国際電気通信条約付属無線通信規則で規定されている。また、最⼤大電⼒力密度の制限は周波数帯及び地球局仰⾓角(EL)をパラメータにして規定されている。以下に  X バンドの電⼒力束密度制限を⽰示す。  
  0  deg  ≤  EL  ≤  5  deg  ⇒  PFD  ≤  −－  150  [  dBW/m2]  …  (14)    5  deg  ≤  EL  ≤    25  deg  ⇒  PFD  ≤    −－150  +  0.5(δ-‑5)  [dBW/m2]  …  (15)  25  deg  ≤  EL  ≤  90  deg  ⇒  PFD  ≤  −－  140  [  dBW/m2]  …  (16)  
本衛星では福井⼯工業⼤大学基地と昭和基地を地上局として使⽤用することを想定している。
仰⾓角  ELはどちらも5[deg]であることから、この不等式に当てはまるかどうかを制限  値である最⼤大  PFD  を求め確認した(以下に計算結果を⽰示す)。  
8kHz 帯域幅での電⼒力の最⼤大値P8kHz の算出  P8kHz  [W]  =  P/fX×  8  Hz  [W]  …(17)  P:送信電⼒力[W]  fX:送信ビットレート[bps]  電束密度(PFD)の算出  PFD   8kHz   [dBW/m^2/8kHz]   =   10log(P8kHz   ×  gTX)/(4πd^2×10^6)  …  (18s)  P8kHz  :  8kHz 帯域での電⼒力の最⼤大値  [W]  gTX  :  送信アンテナ利得(給電損失を含む)でGTX の真数  GTX  :  送信アンテナ利得(給電損失を含む)  [dB]  d  :  衛星と地上との距離  [km]     以上より福井⼯工業⼤大学 PFD  =  -‑134  <-‑150、昭和基地
PFD  =  -‑134<-‑150より規定のパラメータ内に収まることがわかった。  
表29.  回線計算表  回搭載する   CPU   として⼩小型で消費電⼒力が少ないという点と⼩小型衛星を対象に設計されているという点からシマフジ電機の  SEMC5701B  を使⽤用することにした。また、CF のコネクタもあるため記憶容量の増設も可能である、
よって⼤大量のデータを記録する本衛星の仕様に適していると考えられる。  

  figure50.  CPU(シマフジ電機SEMC5701B)製品内容  表30.  CPU(シマフジ電機SEMC5701B)製品内容       11.2 本衛星のテレメトリ  表31.  HK データ量  
3
)

1

)

S

  

  
6
6
4

  

(

b 2

S
S

11 データ処理系(C&DH(Command  &  

1
8

1

8

1
e

Data  Handling)   系)  G

11.1  C&DH   系への要求    本衛星において C&DH 系では以下の機能が要求され
る。  
1.  
コマンド信号の⼊入⼒力、解読、分配  2.  
⾃自⽴立化コマンド機能(衛星のテレメトリーデ
ータを監視し、異常が発⽣生した場合には⾃自動的に安全な状態に移⾏行させる)  3.  
  HK データの収集、多重化、記録、出⼒力  4.  
ミッションデータ記録、再⽣生機能  5.  
データ圧縮機能     本衛星は太陽極⼤大期と極⼩小期の 2 回に分けて運⽤用を⾏行
うことを最終ミッションとしている。よって本衛星の設計は今回限りではなく、次の世代の宇宙線観測衛星の制作も⾒見越して設計を⾏行う必要があると考えた。よって今
  

2

H3

R

2

3

2

2

P

  

11.3 メモリー(データレコーダー)     今回の衛星で必要なメモリー容量は4.8GB のミッショ
ンデータ量を蓄積出来るメモリーが必要である。これにHK データも蓄積することを考えればさらに 5.0GB のデータ容量を持ったメモリーが必要になると考えられる。
しかし SEMC5701B  には 16Mbyte  のフラッシュメモ  リしかないため8G のCF を搭載することで記憶容量を増やす。今回採⽤用したのは宇宙⽤用耐放射線(H-‑core 及び
TTMR を⽤用いた)のある ATI 社の 8GB の NAND フラッ
シュメモリーである。  
表32.  NAND  CF  
27  

I
0 .

F

35
/ 2

)(

0 1

S> E

I M

0

0

M

U

PS  :  太陽輻射圧定数(4.617×10-‑6  [N/m2])    
AS  :  太陽光が当たる表⾯面⾯面積  (1[m2])  LS  :  太陽輻射による圧⼒力中⼼心と質量中⼼心距離  (0.2  [m])  i  :  太陽光⼊入射⾓角(45  deg)    q  :  反射係数(q=0.6)  TSP   =   4.617×10−－6   ×1×0.2×(1+0.6)cos(45)  ≅1.045×10-‑6  [Nm]  

08  
7

V L

2

  

11.4 放射線対策  トータルドーズ効果(TID)     トータルドーズ効果とは⼊入射した全放射線の累積による恒久的な損傷である。対策としては⽐比重の⼤大
きい物質(放射線シールド)で宇宙放射線を遮蔽することによって搭載機器に与える劣化影響を軽減できる。今回は仕様する機器の周りにアルミ板を搭載し、放射線を遮断する対策をとる。  
シングルイベント現象     シングルイベント現象とは 1  個の⾼高エネルギ-‑の陽⼦子や重イオン粒⼦子の⼊入射により発⽣生する電⼦子部品の動作不良のことである。南⼤大⻄西洋異常(SAA)などで起こることが多く、重粒⼦子などエネルギーの⼤大きな放射線の影響を受けるため遮蔽は殆ど不可能である。耐性のある機器を選択する必要がある。  

12.1-‑3 地球磁場トルク     地球磁気トルクの最⼤大値は次の式で表される。  
T  =  10-‑7D(2M/r3)  D  :  衛星の残留磁気ダイポールモーメント  2000(pole・cm)  B  :  地球磁場  M  :  磁気モーメント  (8×1025[emu])  r  ：  地球中⼼心と衛星間距離(6771  ×105  cm)  T   =   10-‑7×2000×(2×8×10^25/(6771×10^5)3   =  1.031×10-‑4  12.1-‑4 空⼒力トルク     空⼒力トルクは以下のように表される。  
Ta  =  Fa・La  …⑷  F  =  1/2ρCdAV2  …⑸  La   :   重⼼心から⾯面の中⼼心までのモーメント腕 ⻑⾧長(=1×10−－2[m]と仮定する)  ρ:⾼高度  400km  での⼤大気密度  (  =  0.50  ×  10−－11[kg/m3]))  A  :  空気抵抗となる最⼤大表⾯面積(  =  1[m2])  V  :  衛星速度(  =  7.00×103[m/s])  Cd  :  抗⼒力係数(  =  2.2)  F  =  1/2×0.5×10-‑11×2.2×1×(7×103)2  =  2.695×10-‑10  よって空⼒力トルクは   Ta   =   2.718×10-‑14×1×10-‑2   =  2.718×10-‑6  [Nm]  となる.  
   計算した 4 つの最⼤大外乱トルクとこれらの最⼤大外
乱トルクが全て同じ⽅方向にかかったとき、合計の最⼤大外乱トルクは次のようになる。外乱トルクの中で地磁気トルクの寄与が⼀一番⼤大きい。  
表33.  外乱トルク  12 姿勢・軌道制御系  12.1 外乱トルク     外乱トルク姿勢制御系のサイジングを⾏行うにあたり、本衛星の運⽤用に影響を与えると予想される以下の 4 つの外乱トルクについて評価を⾏行う。  
・  重⼒力傾斜トルク    ・太陽輻射圧トルク    ・  地球磁場トルク    ・  空⼒力トルク  12.1-‑1 重⼒力傾斜トルク  重⼒力傾斜トルク Tg[N・m]の最⼤大値は以下の式で⽰示される。  
Tg  =  (3μ/R3)|Iz  ‒–Iy|θ  …⑴  μ:  地球重⼒力定数(3.99×104  [km3/s2])    
R  :  軌道半径(地球半径RE+⾼高度h[km]  =  6771  km)    θ:   Z 軸の地⼼心⽅方向ベクトルからのずれ⾓角 (   90deg  =1.5708rad)  検出器を地球⽅方向に向けるため  IZ、
IY  :  慣性モーメント(IZ  1.3001  [kgm2]、
IY  1.066[kgm2])  よって今回最⼤大の重⼒力傾斜トルクはTg  =  3×3.99×10^-‑4  /  67713  ×  |1.3001-‑1.066|×1.5708  =  1.41×10-‑7  [Nm]  となる。  

453
8 453

453
7453
6 4532

.
.
.

  

1

  

1

-‑

  

1

-‑

  

1

  

1

-‑0
-‑

  

12.2 姿勢安定⽅方式     衛星の姿勢安定⽅方式は3 つに分類される。  

12.1-‑2 太陽輻射圧トルク     太陽輻射圧トルクの最⼤大値は次式で表される。  
TS  =  PSASLS(1  +  q)cos(i)     …⑵  
  

.

.

1.  
重⼒力傾斜安定  ⽅方式(衛星が受ける外乱トルクの中で重  ⼒力傾斜トルクがもっとも⼤大きいことが必要
28  である。重⼒力傾斜⽅方式は完全に受動⽅方式なので搭載する機器や電⼒力の節約にはなるが  姿勢精度が荒いことが⽋欠点。)  2.  
スピン安定⽅方式(スピンから⽣生まれるジャ
イロ効果  により安定性と指向精度が容易に得られる、信頼度も⾼高い。しかし、ミッション搭載機器も回転するため機能⾯面で⾃自由度がないことが⽋欠  点とな
る.  
3.  
3 軸安定⽅方式  (現在の衛星で最もよく⽤用いら
れており、姿勢  運動は安定し精度は良い。  しかし搭載機器構成が複雑  なため、制御をするのが難しいという⽋欠点がある。)  12.3-‑1 磁気センサ     本衛星で⽤用いる磁気センサを以下に⽰示す。本衛星ではJAXA 様⼩小型実証衛星(SDS-‑4)に搭載実績のある[明星電気株式会社]の磁気センサを⽤用いる。  
磁気センサは地球の磁場ベクトルの 3 成分を計測し、既存の理論値に計測した磁場を照会することで、衛星の姿
勢を決定する。磁気センサは衛星に搭載されている様々な電⼦子機器が作動している間は磁気が発⽣生するため、その影響が誤差につながる。これを解消するためにあらか
じめ、電⼦子機器のノイズを除去するローパスフィルタや抵抗の値を変えるという⼿手順を踏む必要がある。電⼦子機器由来の磁気ノイズは検出器開発にあわせて、評価し対策を講じる。  
磁気センサ製品内容    •  リングコア型フラックスゲート⽅方式により、安定・⾼高精度な計測特性  •  単⼀一電源による動作  •  アナログ電圧出⼒力  •  ⼩小型、軽量、省電⼒力     本衛星は地球に到来する⼀一次宇宙線を観測する必要がある。衛星に搭載された宇宙線検出器はは常に地球指向である⽅方が地球に⼊入射する⼀一次宇宙線の⽔水平分解能を増加することが出来る。よって重⼒力傾斜安定⽅方式で運⽤用させることを考えた、しかし重⼒力傾斜トルクよりも地磁気
トルクの影響が⼤大きい。今回のミッションの内容を考慮したところ通信を 1 周期の中で 2 回⾏行うなど頻繁に姿勢制御の精度を求められる。さらに搭載機器の電⼒力供給を考えると、三軸制御を⾏行っても⼗十分な電⼒力供給が出来るということが分かった。よって本衛星では三軸制御のゼ
ロ・モーメンタム⽅方式を採⽤用する。この姿勢⽅方式は衛星の3 軸(縦・横・⾼高さ)それぞれに衛星の姿勢誤差を計測する
センサやジャイロを設置し、姿勢の乱れに応じて、リアク
ションホイールを回転させその反作⽤用で姿勢の乱れを吸収することで姿勢を安定させる⽅方式である(アンローディ
ングに磁気トルカ使⽤用)。  

•  磁場の3 成分強度を計測し、アナログ電圧信号で出⼒力する。    

  Figure52.  磁気センサ[明星電気株式会社]  表34.  衛星搭載磁気センサ[明星電気株式会社]製品情報  1

12.3 センサの選定  4 5

1 + -‑     そして姿勢制御を⾏行うためにも衛星がどの⽅方向を向いているのかという姿勢情報が必要である。この情報を与えてくれるのが姿勢決定センサと呼ばれる機器である。
姿勢決定センサには何か対象を計測するもの、⾃自分⾃自⾝身の運動を計測するもの、位置を計測するものの 3 種類に分かれる。⼩小型衛星に搭載が容易な姿勢計測法は以下の4つが実績もあり適当であると考えられる。  
•  磁気センサ  →  地球磁場⽅方向の⼤大きさの計測  •  太陽センサ  →  衛星からみた太陽⽅方向の計測  •  ジャイロ  →  衛星の機体座標系からみた⾓角速度成分の計測  •  GPS  →  衛星の位置決定  

  

6

0
2

2

-‑
  

30

3

  

12.3-‑2 太陽センサ     打ち上げ後に太陽の⽅方向から衛星の姿勢を決定できるように、太陽センサによって太陽の⽅方向を素早く捕捉する必要がある。今回本衛星に搭載するのはAEROASTRO  社の  Coarse  Sun  Sensor である。太陽センサに対する要求としては視野が広くより多くの機会
で太陽を捉えることが出来るもの、⼩小型であることが望ましいという点である。  

29  

W

6

G U
R W

-‑.

C

0

66

66

66

  

12.4 アクチュエータ選定  

2

+

  

12.3-‑3 ジャイロ     本衛星の姿勢を検出するため  3  軸ジャイロを⽤用いる。
また⼩小型衛星に搭載できる機器の数は限られているため姿勢検出には冗⻑⾧長系をあまり確保できない。
よって、少しでも信頼性が⾼高く、⼩小型かつ軽量、精度の良い物を採⽤用したい。今回はジャイロには  SYSTRON  DONNER  社の  QRS116  を3 個搭載する。  

  figure54.  ジャイロ(QRS116)  [32]  表36.  ジャイロ(QRS116)  3-‑./ 1.
00

21

K

e
AD

2
  

g
-‑

86

3

4

768

c

c

11

-‑./ 1.

.
   53

0
9

21

WTi

m

-‑.
657

R
k

  
figure53.太陽センサ  AEROASTRO  社  表35.  太陽センサ  AEROASTRO  社  

6
6 21

4

/

   そして、姿勢決定を⾏行った後には衛星が望ましい向きに検出器を向けることが出来るように能動的に姿勢制御
を⾏行う必要がある。本衛星では姿勢制御にリアクション
ホイールと磁気トルカを⽤用いる。これらに対する性能要求として外乱トルク(最⼤大値)よりも⼤大きいトルクを出すことができればよい。  

12.4-‑1 リアクションホイール     観測⾼高度である⾼高度400km において、外乱トルクが全て同じ⽅方向に作⽤用するケースを想定した場合 1 周(93=5580sec)で蓄積される最⼤大⾓角運動量Hs は以下のようになる。  H  =  5580×1.07  ×10^-‑4  =  0.597  よって最⼤大⾓角運動量は  H=0.597[Nms]  となる.  
最⼤大⾓角運動量の値よりも⼤大きな⾓角運動量を有するものを選定する。  今回は VECTRONIC  Aerospacesya の RW-‑VRW1 で
1[Nm]  ⾓角運動量容量をもったリアクションホイールを搭載する。    

+
5

  

  

12.3-‑4GPS     本衛星のミッションでは EathCARE とのデータマ
ッチングの際にデータを取得した時の衛星の位置を正確に計測する事が重要であるため   GPS   を搭載する。今回は⼩小型で軽量のもの、⼩小型衛星搭載の実績があり、放射性対戦があるスペー  スリンク社の  IGPS-‑2 を採⽤用した、製品内容を以下に⽰示す。       figure56.リアクションホイール  表38.  リアクションホイールの緒⾔言    figure55.  ⼩小型衛星⽤用GPS 受信機IGPS-‑2[33]  表37.  ⼩小型衛星⽤用GPS 受信機IGPS-‑2         リアクションホイールの回転数には限界がある。限界に達する前にリアクションホイールに溜まった⾓角運  
動量を外部に排出しなければならない、
これをアンロ  30  ーディングという。今回アンローディングをする
ための機器として磁気トルカを使⽤用する。  

14 衛星の運⽤用・データ取得⼿手順  12.4-‑2 磁気トルカ     以上に記載  磁気トルカはコイルに電流を流し電磁⽯石をつくり、地球
磁場との作⽤用で磁気モーメントを発⽣生させる。このトル
クを発⽣生させることによって衛星を向けたい⽅方向に制御する。3 次元空間で任意の⽅方向に衛星を向けようとすると3 本の磁気トルカが必要である。  
磁気トルカの⻑⾧長所  •  
⼩小型衛星搭載実績あり、信頼性が⾼高い  •  燃料機構不要、太陽電池からの電⼒力で動作可能  •  
低コストで⼩小型化が可能  磁気トルカの短所  •  クイックな動きが出来ない  •  地磁気を利⽤用しているため、地球近傍でしか使えない(本衛星は地球近傍を周回するため問題ではない)     本衛星は⾼高度400km を運⽤用軌道としており、この⾼高度における地球磁場の⼤大きさは5.15×10^-‑5[T]である。
1周(5880sec)する間にリアクションホイールに蓄積されるトルクが 0.597[Nm]より、アンローディングするために必要な発⽣生磁気モーメントは  H  =5880D1  ×B  D1  =  0.597/(5.15  ×10^-‑5)×5880  =  1.97  D1  :  磁気トルカダイポールモーメント[Am^2]  よって今回は以下の磁気トルカが、他の磁気トルカと⽐比べ性能が良く、消費電⼒力に差がないこと、⼗十分にD1 を満たしていることから採⽤用した。  

15.   具体的な実現⽅方法  製作する範囲、費⽤用    製作する範囲  :  宇宙線検出器(読み出し部を含める)  
費⽤用  :  開発、試験、材料費含め1 億円  16.   開発・製造・打ち上げスケジュール     本衛星の開発スケジュールを以下に⽰示す。
まず本衛星は概念設計を  2016 年度内に終える予定である。具体的にはプロジェクト、資⾦金・設備的問題の解決の⾒見通しをつける。  
   2017年は本衛星のミッション部である宇宙線検出器を作製、性能を評価し、衛星本体・搭載機器作製にも取り組む。  
   2018年には衛星全体の振動、熱、真空での動作など様々な環境試験を⾏行い、さらに⻑⾧長期運⽤用試験を⾏行う。これから3 年間で打ち上げに⾄至るまでの準備を整える。  

figure58.  宇宙線雲衛星開発計画  謝辞       figure57.  磁気トルカ[明星電気株式会社]  表39.  磁気トルカ[明星電気株式会社]  65

   この⼩小型⼈人⼯工衛星設計解析書を作成するにあたってご指導頂いた神⼾戸⼤大学の⻘青⽊木茂樹教授、伊藤教授、蛯名教授、
博⼠士課程後期 2 年⽔水⾕谷深志さん、宇宙線・素粒⼦子研究室の皆様、名古屋⼤大学院の河原さん、神⼾戸⼤大学宇宙研究会ア
カツキの⼤大島さん、ロゴをデザインして下さった吉本晏都⼦子さん本当にありがとうございました。沢⼭山の⽅方々の協⼒力のおかげで、何もかもが⼿手探りの状態ながらここま
でやってくることが出来ました。まだまだ⾄至らないとこ
ろはありますが、これからもどうぞよろしくお願い致し
ます。  

-‑+

9
A
32

-‑-‑+

0

1

  

0

  

13 地上システムとの関連     地上で観測されている宇宙線のデータ(⽇日本に限らず、
世界宇宙線観測網があるため)と連携をとりたいと考えて
いる。  
  

31  

  

[22]  荷電粒⼦子の物質中でのエネルギー損失と⾶飛程/東京
⼯工業⼤大学  理学部  物理学科  柴⽥田研究室  岡村  勇介/  平成
21 年2 ⽉月27  [23]  【  R&D  of  MPPC  】  the   basic   performance   of   MPPC,   and   the   plastic  packages  /  S.Gomi,  T.Nakaya,  M.Yokoyama,  M.Taguchi,  (Kyoto  University)    T.Nakadaira,  K.Yoshimura,  (KEK)  for  KEK-‑DTP  photon  sensor  group/  Dec.7.2006    Hamamatsu  [24]  Solar  Neutron  Spectrometer  (SNS)  for  Solar  Flare  Science/   Group   E/   Hiroaki   Kawahara,   Sosuke  Noda,Yuki  Hayashi,  Yasunori  Babazaki,  Tam  Dao/2015  Nagoya  University  [26]  Refer:ISS 軌道上CALET テレメトリデータ模擬  早⼤大先進理⼯工   早⼤大理⼯工研 A   早⼤大重点領域 B    神奈川⼤大⼯工C,    JAXAD,  東⼤大宇宙線研E  下村健太,  ⿃鳥居祥⼆二 A,  浅岡陽⼀一 A,  ⼩小澤俊介 B,  笠原克昌
A,  神尾泰樹,  仁井⽥田多絵,  Holger  MotzA,  ⼒力⽯石和樹,  ⽥田村忠久C,  上野史郎D,  清⽔水雄輝D,  冨⽥田洋D,  ⾚赤池陽⽔水E,  他CALET チーム  JPS2014 年次⼤大会@東海⼤大学  [27]  ⼤大学共同利⽤用機関法⼈人  情報・システム研究機構  国
⽴立 極 地 研 究 所    南 極 観 測 の ホ ー ム ペ ー ジ
http://www.nipr.ac.jp/jare/now/20160217-‑18.html  [28]衛星設計⼊入⾨門-‑衛星設計コンテスト実⾏行委員会監修/
茂原正道・⿃鳥⼭山芳夫   共編/2002 年6 ⽉月13 ⽇日/  培⾵風館  [29]Syrlinks-‑SPACE,DEFENSE&SECURITY  http://www.syrlinks.com/en/products/cubesats/hdr-‑
x-‑band-‑transmitter.html   CCSDS   COMMUNICATION  PRODUCTS  X  &  S  Band  for  Cube  &  NanoSatellites  SSC14-‑P4-‑10  ESA:  D.Evans,  CNES:  J.-‑L.Issler,  TU-‑Graz:  O.Koudelka,  Syrlinks:  G.Guillois  [30]  荷電粒⼦子位置測定⽤用検出器の開発  /   ⼤大阪⼤大学⼤大学院  理学研究科物理学専攻  ⼭山中卓研究室  前期博⼠士課程  2  年/渡邊  誠/  2015 年 2 ⽉月/⼤大阪⼤大学理学研究科物理学専攻  修⼠士論⽂文  [31]  Antenna  Development  Corporation151  S.  Walnut  St.,   Suite   B-‑6,   Las   Cruces,   NM   88001/  http://www.antdevco.com  [32]  SYSTRON  DONNER社
HP  /  http://www.systron.com/inertial-‑sensors/single-‑axis-‑
gyroscope/qrs116  [33]   ス ペ ー ス リ ン ク 社 HP/  http://members.jcom.home.ne.jp/socrate/products3.ht
ml  [34]  
Panasonic  HP  /  https://industrial.panasonic.com/jp/products/batteries/secondary-‑batteries/lithium-‑ion#quicktabs-‑
line_̲up_̲page_̲tab=1  [35] 新 ⽇日 本 無 線 株 式 会 社    /  http://www.njr.co.jp/products/semicon/products/NJM
431S.html  [36]  PICO  
Electronics,  Inc.  
/  http://www.picoelectronics.com/node/13270  [37]   国際宇宙ステーション「きぼう」船外プラッ
トフォーム搭載  宇宙環境計測ミッション装置(SEDA-‑
AP)/  五家建夫・東京都市⼤大学  [38]
http://www.te.com/jpn-‑ja/about-‑te/news-‑
center/ih492series.html  参考⽂文献  
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システム研究開発機構  /⾦金井  宏、濱  ⼀一守、伊地智  幸⼀一、
秋⼭山  雅胤    [4]  太陽活動が地球気候に及ぼす影響-‑銀河宇宙線によるエアロゾル⽣生成-‑/増⽥田公明/Earozoru  Kenkyu,  27(3),264-‑
268(2012)  [5]  Cosmic  ray  decreases  affect  atmospheric  aerosols  and  clouds/  Henrik  Svensmark,1  Torsten  Bondo,1  and  Jacob   Svensmark1/   GEOPHYSICAL   RESEARCH  LETTERS,  VOL.36,L15101,doi:10.1029/2009GL038429,  2009  
[6]http://solarscience.msfc.nasa.gov/predict.shtml/  phase   of   cycle   24   we   now   give   99%   weight   to   the  amplitude   from   curve-‑fitting   technique   of   Hathaway,  Wilson,  and  Reichmann  Solar  Physics    151,  177  (1994)  [7]  J.  Almeida  et  al.,  Nature  502,  359  (2013)..  
[8]  JISCARD  /  国⽴立研究開発法⼈人  量⼦子科学技術研究開発
機構   放射線医学総合研究所   航路線量計算システム
http://www.jiscard.jp/information/01.shtml  [9]宇宙放射線/⻄西村純ら/共⽴立出版  [10]  ＩＰＣＣ第５次報告書  第１作業部会  政策決定者向け要約  ⽇日本語訳/p.12  [11]  宇宙線と雲核⽣生成及び地球環境との  関連性についての研究  /名古屋⼤大学⼤大学院  理学研究科  素粒⼦子宇宙物
理学専攻  太陽地 環境研究所  宇宙線研究室/  修⼠士  1  年/  伊澤雄貴    [12]Cosmic  ray  decreases  affect  atmospheric  aerosols  and  clouds  /  Henrik  Svensmark,1  Torsten  Bondo,1  and  Jacob   Svensmark/   GEOPHYSICAL   RESEARCH  LETTERS,  VOL.  
36,  L15101,  doi:10.1029/2009GL038429,  2009    [13]   ANISOTROPY   IN   COSMIC-‑RAY   ARRIVAL  DIRECTIONS   IN   THE   SOUTHERN   HEMISPHERE  BASED   ON   SIX   YEARS   OF   DATA   FROM   THE  ICECUBE   DETECTOR   /IceCube   Collaboration/Draft  version  June  3,  2016/Preprint  typeset  using  LATEX  style  emulateapj  v.  05/12/14    [14]  
http://www.eorc.jaxa.jp/EARTHCARE/index_̲j.html  [15]  ⼤大⾯面積  MPPC  array  を⽤用いた放射線検出器の最前線/早稲⽥田⼤大学理⼯工学術院総合研究所・先進理⼯工学研究科  ⽚片  岡  淳  [16]   光 フ ァ イ バ ー を ⽤用 い た 放 射 線 検 出 技 術/2005/11/14/WIRED  JAPAN  Co.Ltd  [17]  MPPC  による⼤大型プラスチックシンチレータの光量測定/⼩小須⽥田創/平成25 年1 ⽉月30 ⽇日  [18]Si/APD、MPCC/浜松フォトニクス  https://www.hamamatsu.com/resources/pdf/ssd/03_̲
handbook.pdf  [19]浜松フォトニクス/  Cat.  No.  KAPD0004J04  Mar.  
2016  
[20]⼈人⼯工衛星をつくる-‑設計から打ち上げまで-‑/宮崎康⾏行/平成23 年11 ⽉月30 ⽇日/オーム社  
[21]
株
式
会
社
ク
ラ
レ
http://www.kuraray.co.jp/products/plastic/psf.html    32