第 24 回衛星設計コンテスト 設計の部 衛星設計解析書
全天周宇宙映像収集衛星「Sachika」
山﨑竜輔

伊東健一

小山田朱里

吉谷遼

荒木信乃

山本匡養

吉岡誠

小川卓馬

前川雄音

て低予算で実現可能であり、また取得したデー
タは天文愛好家が楽しめるだけでなく、これまで多くのアマチュアが行ってきたように一般への天文普及活動にも大きく貢献することができるものであり、その意義は大きい。

1．プロジェクト概要
1.1.

中西伶奈

プロジェクト目的

本衛星は世界初となる、プラネタリウムドー
ムでの投影などに用いるドームマスター形式での宇宙からの地球の画像取得を目的とし、全周魚眼レンズと高解像度カメラを搭載した 8U サ
イズ CUBESAT である。地球を一定間隔で連続撮影し、一連の画像データから地球全体やオーロラなどの現象をダイナミックに表現する全天周形式のタイムラプス映像を作成することを目的とする。衛星から得られた画像を元に地上で処理を行い作成した映像は、プラネタリウムにおける番組や web コンテンツなど、幅広いメディアを通して発信し、天文普及活動に役立てる。
また、本プロジェクトでは、当団体初の実衛星としての打ち上げを目指したプロジェクトとして、制作・運用ノウハウを習得することも目的としている。

1.3.

得られる成果1.3.1.
初の宇宙からの全天周形式映像
長方形フォーマットで宇宙から地球を撮影した高解像度の画像・映像は、すでに NASA やJAXA などの、ISS からの映像にその例がある。
一方本衛星では、全周魚眼カメラを用いた連続撮影を行うことで、初となる宇宙からの全天周形式の映像を生成する。
これを例えばプラネタリウムドームに投影した場合、宇宙空間から地球を眺めるような映像となる。なお、視野の中央に地球が映るように撮影してしまうと、ドームへの投影時に観客から見て真上に投影されることになってしまう。
今回はその用途から、観客から見て前方に見えるよう、撮影時の進行方向に対する俯角を設定した。

図 1-1 運用中の衛星の予想図

1.2.

プロジェクト意義

図 1-2 プラネタリウムへの投影イメージ図

1.3.2.
プロジェクトの背景
これまで、全天周形式の映像は見る機会が限られていたが、近年では VR 映像、360°映像を視聴可能なウェブサービスの普及によりその機会が急激に増えてきている。また、プラネタ
リウムにおいても、プロジェクターによるデジタル投影での全天周番組の上映が一般化している。ドーム全面に映像を投影することで高画質の映像が視野いっぱいに広がり、自分がその場にいるかのような体験をすることができる。

オーロラは、流星と同様に地球の大気中で起こる現象ではあるが、これまで天文写真家等が多くの写真を撮影してきた。またそれらの写真や映像は、テレビ等のメディアでもたびたび特集を組まれてきた。これらのメディアが天文普及において担ってきた役割は大きい。また天文分野は、歴史的にアマチュアが活躍してきた分野の一つである。しかし一方で、人工衛星の天文分野での活用は、基本的に国家規模のプロジ
ェクトによる天文衛星に限られており、アマチ
ュアが利用することはほとんど無かった。本衛
星は、そういったこれまでの天文衛星と比較し
1

②

各種コストを抑える設計
まず、実衛星の打ち上げにおいては、その開発・運用の確保が問題となる。また、本団体では実衛星の制作・運用を行ったことがなく、かなりの負担となることが考えられる。また、学生団体による人工衛星のプロジェクトでは、プロジェクトメンバーの卒業による引き継ぎや後継者の不足、指導者の異動、さらに外部からの支援が打ち切られるなどの理由により、実現が困難になるケースが考えられる。そこで、本衛星では開発から打上げまでを速やかに行うことを目指す。
上述した打上げ実現性確保の観点から、可能な限り人的・時間的・技術的・金銭的コストをミッション意義が損なわれない範囲で抑え、また打上げ機会の多い衛星とする必要がある。手軽に打上げられる人工衛星としては、1~3U サイズの CUBESAT が一般的である。しかし本プロ
ジェクトでは、高解像度なデータの取得と転送を必要としており、このサイズでは要求される各種性能を満たすことができない。一方、サイズを大型化していくと、システムが煩雑になり開発が長期化する。また、学生団体での開発を考慮すると、これまで衛星打ち上げ経験の無い
当団体では、可能な限りシンプルな衛星とすることが求められる。
従って、本衛星ではその目的をドームマスタ
ー形式画像・映像の取得に特化し、また構体のサイズに関しては打上げ機会を確保しやすく、開発費用が抑えられる CUBE 規格の中で、比較的搭載機器に余裕のある 8U の CUBESAT サイズを選定した。
1.4.2.
フェイルセーフ思想を盛り込んだ設計
本衛星は、実衛星としての打ち上げを前提とした計画を行っている。したがって、上述したように、ミッションが要求する性能を損なわない範囲で、可能な限りシンプルな構成として人的・時間的・金銭的コストを抑え、また打ち上げ機会が多く、衛星設計上費用対効果の高い高度・軌道を選択するなど、実現性を高める工夫を行った。一方でレンズカバーの開閉機構やピント駆動モータ、CDH 等、ミッション実施において重要な機能には、故障しても撮影が継続できるよう、フェイルセーフの考え方を盛り込んだ設計とした。

オーロラ発生頻度観測
1.3.3.
本衛星では、オーロラ発生時に連続撮影を行うため、毎周回オーロラが発生しているかどうかを判定するための画像を撮影する。これを撮
影ミッション期間中継続的に行うため、オーロ
ラの発生頻度のデータとしても活用できる可能性がある。
1.3.4.
地上での全天周映像の制作
ダウンリンクした複数枚の画像は、地上において Starpixel による圧縮データから、取り扱いやすい JPEG 形式に変換したのち、JPEG シーケ
ンス形式として Adobe After Effects に取り込んで映像化する。一般的に映像はフレームレートが高いほど滑らかなものになるが、タイムラプ
ス映像（いわばコマ撮り）を制作する本プロジ
ェクトではフレームレートを上げると映像が短時間になってしまう上、そもそも高フレームレートの映像を再生できるプラネタリウムなどが少ないため、24fps の映像を作成することを目標
として撮影計画を策定している。24fps は一般的な映画のフレームレートと同様であり質としては問題ないと思われるが、映像作品としてのクオリティを求める観点からは、必要に応じて
Twixtor などでフレーム補間を行い、30fps の動画にすることも検討する。
なお、画像は魚眼レンズで撮影されたものであるため、ドームマスター形式においては特に大きな変換作業を要しないが、プラネタリウム
以外にも公開する場合などは RE:LENS を利用して適切な形式に変更する。

1.4.

プロジェクトの独創性

1.4.1.
実衛星としての実現性を高める設計
本プロジェクトは、実衛星としての打ち上げを目標としたプロジェクトである。したがって、
以下に述べるような実現性を前提とした設計を行った。
① 打ち上げ機会の確保
国内では、JAXA の相乗り副衛星などの公募を利用して打ち上げることになる。従って、相乗りとして機会の多い軌道を選択した。しかし一方で、これは回数が少ないたるため、機会が限られてしまう。そこで本プロジェクトでは、海外の自費での衛星打ち上げも考慮し、
CUBESAT 規格に則った衛星を設計する。
2

撮影データの利用可能性の高さ
1.4.3.
衛星開発においては、開発段階から制作、打上げ・運用まで、多額の費用が発生する。そこで本衛星では 1.4.1 で述べたように、できるだけ開発費用を抑える設計を行った。しかし一方で、意義のあるミッションを行うため性能に対する要求がある以上、開発コストの削減にも限界がある。
そこで開発費用の調達が必要となるが、本プ
ロジェクトで得られるデータは、ソフト的な活用が見込まれるため、用途が多岐に及び、資金獲得も比較的容易に行えると思われる。
例えば、プラネタリウム番組制作会社等のスポンサーの獲得または映像素材の売り込み、或いは高画質の全天周宇宙映像ソフトとしての販売なども可能である。また、その目的が天文などを専門としない一般人にも分かりやすいため、
クラウドファンディングや、使用する部品を販売する企業などからのスポンサー支援者の募集なども費用確保手段の一つとして考えられるであろう。

2. ミッション系
2.1.

ミッション系諸元

2.2.

ミッション機器の選定

ミッション機器の選定にあたっては、ミッシ
ョンの目的を念頭に最適な機器選定を行う。
2.2.1.
レンズ
魚眼レンズは、多くの衛星で採用されてきたとはいえず、従って衛星搭載専用の製品がある
わけではない。専用レンズを新たに設計すると製作費・製作時間が膨大になることが予想されるため、既存の民生品で小型のものを用いることとする。
ドーム投影に必要な画質を確保するため、一般的な業務用途に利用される最低限のサイズである”APS-C”の撮像素子に対応したものがよい。
また、本節で後述するようにピント駆動モータ
及び絞りを制御する必要があるが、キヤノン社の EF マウントは、その制御方法が解明されている。
（具体的な制御方法は 2.3.1 で後述）検討の結果、一眼レフカメラ用交換レンズのメーカーである SIGMA 社の「4.5mm F2.8 EX DC
CIRCULAR FISHEYE HSM」を採用した。諸元と外観を表 2-1 と図 2-2 に示す。選定事由は、
イメージサークル(撮像素子に映る写野全体のサイズ)が APS-C サイズに近く、比較的小型のレンズが本製品以外に存在しないこと、EF マウ
ント対応のものが用意されていることである。
表 2-1

プロジェクト概要で述べた成果を得るため、
具体的なミッション機器等の諸元を決定する。
図 2-1 はミッション系機器の模式図である。本
衛星のねらいはすべて魚眼レンズによる撮影に関するものであるため、魚眼レンズとカメラを一組搭載する。

機器名称
メーカー

寸法[mm]
質量[kg]
画角[deg]
焦点距離[mm]
開放 F 値
最小絞り

図 2-2

一眼レフカメラ交換レンズの諸元

4.5mm F2.8 EX DC CIRCULARFISHEYE HSM (ｷﾔﾉﾝ用)
SIGMA
φ76.2✕77.8
0.47
180
4.5
2.8
22

一眼レフカメラ交換レンズの外観（SIGMA サイトより）

図 2-1

本レンズを使用するにあたり、宇宙環境に合わせた改造を行う。なお、具体的な対策については、11.2 のアウトガス対策の節で後述する。
レンズの焦点位置や絞りは、電子接点を利用しミッション系機器模式図

3

ダイナミックレンジ
インタフェース
A/D コンバータ
レンズマウント
電圧[V]
電流[A]
消費電力[W]
サイズ[mm]
質量[kg]
保存周囲温度[℃]
動作周囲温度[℃]て衛星運用中の温度変化でピントが変化した場
合や被写体の明るさが変わる場合に対応できるようにしておく。これについては、2.3.1 で詳述する。
2.2.2.
カメラ
カメラは、レンズのイメージサークルより大きな撮像素子サイズでなければならない。また、地球の夜側など暗い対象を撮影することを考え
ると S/N 比のよいものが望ましい。そこで、地上でも商業向けの撮影に十分耐えるとされる、
APS-C サイズ前後のものを検討対象とした。
撮像素子解像度を決定する。ドームマスター
形式の撮影では、撮影データは円形に記録されるため、用いる画像は正方形になる。1 辺あた
り の ピ ク セ ル 量 に よ り 2K(2048px 角 ) 、
4K(4096px 角)、8K(8192px 角)などのサイズに分類される。
プラネタリウム施設をドームシアターの例として検証したところ、国内のごく一部で 4K 投影が、世界に数カ所では 8K 投影が行われているが、現在の主流は 2K 投影であった。さらに、ドーム投影では素材に対しスライス処理や歪曲修正などを実施する事が多く、いたずらに素材の解像度のみを向上させても画質向上には寄与しない。また、短辺が 4K 以上のカメラは現時
点では数が少なく高価であり、小型衛星のミッションには適さない。
以上を踏まえて選定したカメラは、浜松ホトニクス社の科学計測用 CMOS ボード型カメラ「C11440-52U」である(主要諸元を表 2-2 に、外観を図 2-3 に掲載する)。本製品は撮像素子のサイズが 13.312 mm 角であり、レンズのイメージ
サークルに近く解像度の無駄が少ない。ボード型であることから衛星搭載機器としての組み込みも容易と思われる。同カメラは低ノイズを謳っており、暗所での撮影性能も期待できる。また、同社の製品に宇宙環境での利用実績がある
こと、国内のメーカーであり使用にあたってサポートが受けやすいことも選定に至った理由として挙げられる。以降、略称として CAM と呼
称する。
表 2-2

図 2-1

CMOS カメラの外観（浜松ホトニクスサイトより）ところで、天体撮影を行うカメラは常温よりも低温に冷却する場合があるが、システムの複雑化を招いてしまい小型の衛星では取り扱いが難しい。そこで、主に受動的な熱制御で動作温度範囲に抑えることにする。
2.2.3.
その他のミッションに関係する機器
レンズ側の一眼レフカメラ用マウントと、
CAM 側の C マウントを繋ぐアダプタを購入または製作する。既成品の諸元を参考にサイズを想定すると表 2-3 のようになる。
表 2-3

一眼レフ/C マウントアダプタ諸元

直径[mm] 約 60
全長[mm] 約 30
質量[kg]
約 0.1
また、カメラの制御、レンズの絞り制御、画像の取り込みや圧縮など、ミッション機器の制御を行うためミッション機器専用の計算機(MDP)を設置する。詳細については C&DH 系が設計を担当する。

2.3.

ミッション機器の性能及び要求の検討

1.2 で選定した機器を用いた具体的なミッシ
ョン部分の検討を行う。
2.3.1.
レンズのピント及び絞り制御の検討
本衛星で採用しているレンズは、EF マウントのレンズを使用している。How to Move CanonEF Lenses によると、当該マウントではシリア
ル・ペリフェラル・インタフェースプロトコル

CMOS カメラの諸元

機器名称
メーカー
有効画素数
素子サイズ[mm]露光時間18000:1 typ.
USB 3.0
16 bitC マウント121
990✕90✕40.8
0.22-10/+50
0/+40

C11440-52U
浜松ホトニクス
2048✕2048
13.312✕13.312
1 ms ~ 30 s

4によって通信を行っており、電子接点は、それぞれ以下のピンアサインとなっている。

上のときに地球の迫力が感じられ、感動的であった。つまり、図 5-1 より衛星高度は1000 [km]以下であることが必要となった。
2.3.3.
オーロラの明るさの検討
非常に明るく、露光時間の短縮や絞りを絞る、ISO 感度を低く設定することで簡単に露出を調整しやすい昼間の地球に対して、夜間の地球、
特に夜景と比して明るくないオーロラの撮影においては撮影設定が非常に厳しくなる。ここでは、オーロラ撮影時の撮影設定を検討する。
写真撮影時の F 値と露光時間、ISO 感度の設定が露出決定に関わってくる。まず F 値は焦点距離によって左右されるが、地球から見たオー
ロラ、宇宙から見たオーロラは無限遠に近いため、有効 F 値はほぼ同じと考えることができる。
地上で撮影されたオーロラの撮影設定を確認す
ると、EV 値が-3EV 程度であった。ここで、露光時間を 1/10sec と仮定する。
EV 値と ISO 感度、露光時間、F 値の関係は、

図 2-2 EF マウントのピンアサイン（How to Move Canon EF Lenses より）

VBAT: レンズ駆動用の 6V 電源
P-GND: レンズ駆動用のグランド
VDD: デジタル回路用の 5.5V 電源
DCL: カメラからレンズへの通信線
DLC: レンズからカメラへの通信線
CLK: クロック
D-GND: デジタル回路用のグランド
引用先では、実際に Arduino による制御に成功しており、レンズのピント及び絞りについて制御可能であると考えられる。
2.3.2.
軌道高度要求の検討
本衛星の目的を達成するには、 適切な大きさの地球像を撮影する必要がある。全天カメラで地球を含めた画像を撮影した時の、全天球に占める地球像の面積比率は(2.1)式で表され、地球像の比率は高度に依存する。
𝑆𝑆𝑝𝑝 =

𝑅𝑅 2
�
ℎ+𝑅𝑅

1−�1−�
2

× 100

ISO = 2(2 log2 𝐹𝐹−log2 𝑇𝑇−𝐸𝐸𝑣𝑣) × 100(2.2)

ISO: ISO 感度
𝐹𝐹: F 値𝑇𝑇: 露光時間 [sec]𝐸𝐸𝑣𝑣 : Ev 値で表されるから、ISO 感度を 62720 程度に設定することで撮影が可能であると見積もられる。

2.3.4.
詳細な撮影設定算出の方法
前項では、簡易的な撮影設定の算出を行った。
しかし実際の衛星製作に際して、宇宙空間での撮影設定を地上にて再現・検証するのは困難であるため、コンピュータ・グラフィックス（CG）
上で衛星・地球・太陽といった物体や光源を配置し、衛星からの撮影環境を再現した上で、CG向けの GI レンダラである V-Ray を利用し、光学的なシミュレーションを行う。
レンダラとは CG のポリゴン情報を画像化す
るソフトウェアであり、そのうちグローバル・
イルミネーション（GI、大域照明）に対応しているものは GI レンダラと呼ばれる。GI レンダ
ラは光の反射などを現実の物理現象に即して計算することが可能で、映画産業や建築パースなどの分野では幅広く使用されている。
V-Ray では Physical Camera とよばれる機能により、物理的なカメラの絞り・シャッタースピ
ード・ISO 感度などをほぼ正確に再現すること(2.1)

ただし、 𝑆𝑆𝑝𝑝 ∶ 全天球に占める地球像の面積の比率[%] 𝑅𝑅 : 地球半径[m]、𝐻𝐻 : 衛星高度[m] である。また、この関係をグラフで図示したところ、次の図 5-1 のようになった。

Sp(%)

40
30
20
10
0

500 1000 1500 2000 2500 3000h/km

図 2-3 全天に占める地球面積の割合

プラネタリウムで実際に観望してよりよい地
球像の大きさを調査したところ、𝑆𝑆𝑝𝑝 が 25 % 以

5が可能である。なお、V-Ray は単なるレンダラ
であり、物体や光源などを配置する機能を持たないため、それらは CG ソフトウェアの Maya
上で実施する。
なお、宇宙からの撮影に関して先行している
企業や団体などから設定値算出に関するノウハウが得られるようであれば、併せてそちらも利用する。
2.3.5.
投影に適した撮影姿勢の検討
地球の画像の撮影にあたっては、ドームでの投影を考慮した撮影姿勢で撮影を行う必要がある。
衛星の進行方向に対するカメラの仰角とドー
ム投影時の地球が占める高さの角度(=𝜑𝜑)の関係、
衛星の進行方向に対するカメラの向きのなす角とドーム投影時の水平面（プラネタリウムドー
ムにおける地平線）に対する地球の裾角（= 𝜔𝜔）の関係はそれぞれ、
𝜑𝜑 = sin−1𝜔𝜔 = 2 sin−1
𝜃𝜃:

R

R+H

− 𝜃𝜃

�R2 − (R + H)2 sin2 𝜃𝜃(R + H) cos 𝜃𝜃(2.3)

図 2-4 ドーム投影における角度のイメージ図

これを元に、𝜃𝜃の値に対する𝜑𝜑と𝜔𝜔の値の変化はおおよそ図 2-5 のようになる。

(2.4)

衛星の進行方向に対するカメラの向きのズレ[deg] (地心方向と逆向きを正とした)

𝜑𝜑: 投影時の地球頂点に対する仰角 [deg]図 2-5𝜔𝜔: 投影時の水平面に対する地球の裾角 [deg]𝜽𝜽に応じた𝝋𝝋と𝝎𝝎の関係

ドームにおける投影時、水平式や傾斜式などのドームの形状にもよるが、45°～80°程度の高さに目線が来るのが観客にとって見やすく、好ましい。今回は地球の端を観客が最も見る目線と想定した。また、ωができるだけ大きい方が、迫力のある映像になる。これらの条件から、今回の撮影ミッション時、カメラを進行方向に

R: 地球半径 6400 [km]H: 衛星高度 600[km]と概算できる。

むけることとした。この際の𝜑𝜑と𝜔𝜔の値は、それぞれ(2.3)式と(2.4)式より
𝜑𝜑 = 66.1 deg
𝜔𝜔 = 132.2 degとなる。
2.3.6.
連続撮影における構図の差の検討
本ミッションでの連続撮影時、何秒間隔で撮影するかを検討するにあたって 1 秒にどれくらい撮影視野内の地表面が動いていくかを求めて
6

おくことで参考にする。魚眼レンズの画角は180 deg であり、本衛星ではそれを 2048 px 角の撮像素子で記録する。ここから、1 px の 1 辺あ
たり
180

2048

= 8.79 × 10−2 deg

0.166
0.1

𝐺𝐺𝐺𝐺

(2.5)

2 tan−1である。
2.3.7.
姿勢系への要求の検討
写真を撮影する際、鮮明な画像を得るにあたって、露光中のカメラのブレを最小限に抑える必要がある。
本衛星からの撮影においては、衛星視点から
地表面が動くことによるブレ、また姿勢制御精度によるブレの影響が考えられる。従って姿勢系への要求においては、許容できる露光中のブ
レに、衛星視点から地表面が動くことによるブレの影響を考慮することが必要になる。
はじめに、許容できる露光中の撮影角度の誤差を検討する。撮影角度の許容誤差 [deg]と撮像素子上での許容誤差 [mm]の関係は、
𝑥𝑥

𝑦𝑦

(2.7)

𝜃𝜃: 撮影角度の許容誤差 [deg]𝑥𝑥: 撮影素子上での許容誤差 [µm]8.79 × 10−2 ×

𝑦𝑦: レンズの焦点距離 [µm]と表される。
今 回 使 用 す る レ ン ズ の 焦 点 距 離 は 4.5 ×
102 [µm]であり、撮像素子上での許容誤差を
13 [µm] と す る と 、 撮 影 角 度 の 許 容 誤 差 は0.166 [deg]と求まる。今回使用する C11440-52Uの一画素の大きさは、6.5 [µm] × 6.5 [µm]である
が、ローパスフィルターや RGB フィルターで分解 能 が 低 下 す る こ と を 考 慮 し 、 13 [µm] ×
13 [µm]を基準にした。
シャッタースピードを0.1 [sec]とすると、= 0.0126 rad/sec

(2.9)

𝑣𝑣

2ℎ

となる。従って衛星視点から地表面が動くことによるブレは 0.722 deg/sec と求まる。
従って、姿勢系の指向安定度は、
1.66 − 0.722 ≒ 0.94 deg/sec (2.10)と求まる。
なお、本計算は最悪値であるため、実際には同精度で制御を行った場合、より長い露光時間を確保できる可能性が高い。また、撮影角度の許容誤差に関しても天体写真向けを想定した計算を元に厳密な設定で検討を行っており、特にオーロラの撮影について、オーロラは星などと比べて境界の鮮明な対象ではないため、撮影した画像の実用上、より少ない制御精度で十分と考えられる。従って、指向安定度に関しては、1deg を要求とする。
一方で、魚眼レンズという大変視野の広いカメラを採用したため姿勢決定に関しては、構図に大きな問題の出ない絶対指向制御精度 5 deg
を要求とする。
2.3.8.
本衛星の分解能の検討
本衛星のカメラの地表に対する分解能を見積もる。本衛星のミッションは地球観測ではないが、地表やその近傍で発生する現象は被写体として重要である。(2.1)式の結果を rad 単位にして、高度 600 km を乗ずれば分解能は求まる。

(2.6)

𝜃𝜃 = tan−1 � � [deg](2.8)

より、露光中は誤差 1.66 deg/sec 内に収めることが必要となる。
続いて、前項で求めた(2.2)の速度を衛星視点
からの角速度に換算すると、程度の角度の範囲が写るとわかる。
地球を画角に入れて撮影する場合を考える。
姿勢軌道制御系の章で述べるとおり、本衛星の高度は 600 km である。この時の対地速度𝑣𝑣は、地心重力定数を𝐺𝐺𝐺𝐺𝐸𝐸 、地球半径𝑅𝑅、衛星高度 Hとすると、
𝑣𝑣 = �𝑅𝑅+𝐻𝐻𝐸𝐸= 1.66 deg/sec

𝜋𝜋

180

× 600 = 0.92 km(2.11)
これが本衛星の分解能であり、オーロラなど
広い面積で起きる現象を捉えることができると期待される。

2.4.

オーロラの発生検知方法について

本衛星では、オーロラの発生検知を実際に定期的に極地域を撮影することで行う。
撮影ミッション中の姿勢はおおよそ変わらな
いため、撮影視野内の地球や極地域の位置は毎周回ほぼ同じ位置となる。これより、極地域が7

とで判断する．この際オーロラ発生帯（緯度65°～75°付近）が取得画像に占める面積が大きくなる必要がある．取得した画像からオーロ
ラ発生帯が大きく写る撮影緯度を決定する。
また解析処理の C&DH 系への負担を軽くするために、撮影した画像内においてオーロラが出現しているピクセル位置を絞り込む。
これにより、衛星が解析処理を行うべき画像
ピクセル数を減らし、C&DH 系への負担を減らす。
2.5.3.
定常運用
初期運用段階終了から衛星の運用期間である
2 年後までの間、所定のミッション運用を含む
定常運用を実施する。ミッションは主に二つに分かれている。
(i) 撮影ミッション１（以下、ミッション１）
 内容
タイムラプス動画用の連続した地球の撮影
 撮影内容撮影対象とする都市は東京やロンドンなど、
地球上の主要都市を予定している。
1 周回で撮影対象都市を撮影してから地球を
390deg 分周回するまでの間連続撮影を行う。
撮影した画像は衛星に搭載した 3 つの ROMのうち、ROM1 に記録する。ROM1 に記録した
画像はミッション 2 の撮影を行っていない時間
帯にダウンリンクを行う。また、ROM1 に前回の撮影データが残っている間はミッション 1 の新たな撮影は行わない。ダウンリンクした画像
は地上で処理を行い全天周動画としてプラネタ
リウムで公開する。撮影対象となる都市は全 10都市である。1 年目の運用で 5 都市の撮影を行い、2 年目に残りの 5 都市の撮影を行う。
 撮影枚数および間隔について
撮影枚数は 1 回の撮影で 1257 枚、撮影間隔は5sec とする。このときのカメラの連続稼働時間
は 6288.75sec となる。
撮影枚数に関する詳細は後述する。
(ii) 撮影ミッション２（以下、ミッション２）
 内容
地球極付近におけるオーロラを主体としたタイムラプス用画像の連続撮影
 撮影内容ミッション 2 の撮影アルゴリズムを別紙に示す。
オーロラの発生する緯度 65°から反対側の写っていると想定される箇所のピクセルのデー
タを参照し、RGB 別のヒストグラムから、オーロラの発生を検知する。オーロラが発生していなければ極地域は暗く映るため、発生の検知が可能となる。
なお、処理軽減のため、全ピクセルの値を読み出すことはせず範囲内から適当な数のデータをサンプリングし、判断する。
実際に設定するしきい値やサンプリング数については、初期運用にて決定を行う。

2.5.

運用計画

本衛星の運用計画を以下に示す。運用段階には、打上げ段階、初期運用段階、定常運用段階がある。このうちミッションの大部分は定常運
用段階中に行う。
2.5.1.
打上げ段階
打上げ段階は、ロケット打上げから衛星分離までをいう。この期間衛星はコールドローンチ
を保ち、分離を検知し次第初期運用に移行する。
2.5.2.
初期運用段階(i)
内容
温度変化のピント調節機能に対する影響を調査し，本運用におけるピント調節を確実なものにする。また本運運用においてオーロラの出現
状況を画像解析によって判断するが、その画像をいつ取得するのが最適であるかを決定するた
めに撮影および取得した画像の解析を行う。
(ii)
撮影内容
1 周回につき 36 枚の撮影を 10 deg おき、
161.25sec おきに行う。この時衛星の姿勢は進行方向（地球の接線方向）から 30 deg 地球側に向ける。36 枚の画像は撮影終了後の 24 時間以内にダウンリンクを行い、地上で解析を行う。
1 周回ごとに撮影を行う緯度 1 deg ごとに同様の撮影、解析を行う。 同様の作業を全 10 回行
うことで 1 deg 置きに計 360 枚の画像を取得することになる。
(iii)
解析内容
取得した画像から温度変化（太陽光の当たり方）とピント調節機能の関係性を解析するレン
ズ温度とピント調節機能の関係性を詳細に調査することで本運用におけるピント調節を確実なものにする。
本運用では地球極付近でオーロラが発生しているか否かを衛星がヒストグラムを解析するこ8

またミッション 2 の撮影中にはダウンリンク
を行わないことから秋から春にかけての期間はキルナのアンテナをダウンリンクに使用することができない。
以上のことから 1 年間にダウンリンク可能な
写真の枚数を計算すると以下のようになる。
和歌山:3000*10^6/8/2.4/10^6=156.25 枚/日
キルナ:7800*10^6/8/2.4/10^6=406.3 枚/日
年間:156.25*365+406.3*90=93,598 枚/年
画像のダウンリンクは以下に示す優先順位に従い順番に行う。
第一優先:オーロラ判定用の画像
第二優先:ミッション 1 連続撮影データ
第三優先:ミッション 2 連続撮影データ

緯度 65°までの地球表面を連続撮影する。撮影
開始の緯度は初期運用のデータから決定する。
また、ヒストグラム解析が正常に行われているかを確認するために、判定用の画像もダウンリンクし地上で解析を行う。仮に異常が認められた場合は解析プログラムを修正する。
撮影したデータのうち、判定用の画像は ROM1に、連続撮影の画像は ROM2 に保存する。 保
存した撮影データは撮影していない時間帯にダウンリンクを行う。
ダウンリンクが終了しないうちに衛星が極地域に再度侵入し、オーロラの発生が検知された場
合には画像のダウンリンクをいったん保留し，
オーロラの撮影を行う。
この時得られた撮影データも同様に ROM1 とROM2 に保存する。
ダウンリンクが間に合わず ROM2 の容量が不十分になった場合には、優先してダウンリンクした判定用の画像を解析し、明るいオーロラが写っていないと予想される画像を消去、上書きする。
 撮影枚数および間隔について
撮影間隔は 5.375sec とし、極地域を完全に通過するまで連続撮影を継続する。このときのカメラの最大連続稼働時間は 806.25sec/周回となる。
連続撮影開始から 270sec おきに撮影された画
像はオーロラの出現判定用の画像とする。
 季節の変化による撮影回数の変化について
オーロラが観測できるのは北極および南極のうち、夜になっている極である。よって季節によって 1 周回における撮影位置、回数が変化する。
具体的には南極が極夜、北極が白夜となる夏（日本基準）では南極側でのみ撮影を行い北極側では撮影を行わない。逆に冬（同じく日本基準．以下同様）では北極側でのみ撮影を行う。
また春分および秋分付近では北極南極の両側で夜となることから撮影も両側で行う。この撮影頻度の変更は地上から制御を行う。
2.5.4. ダウンリンクの仕様
通信系の試算より衛星の通信速度は最低 1Mbps が保証されている。C&DH 系および姿勢系、電源系との兼ね合いから撮影中にはダウン
リンク通信は行わない。

2.6.

各ミッションの撮影枚数の決定

2.6.1.
ミッション 1
タイムラプス動画として配信する関係から撮影間隔が広がりすぎると動画としての完成度が確保できないため、撮影間隔から決定した。
YouTube にて公開されている ISS からのライブ映像、また 1.3.9 における検討を参考にし、5 sec
おきに撮影すれば十分な完成度のタイムラプス
動画が作成できると判断し、撮影間隔は 5 sec、合計撮影枚数は 1257 枚とした。
2.6.2.
ミッション 2
ミッション 2 では撮影頻度が多くなることが予想されるため、ダウンリンク可能容量（年間）と ROM の容量から計算を行った。
ミッション 2 で最低限撮影しなければならな
い判断用の画像は 1 回の極通過あたり 3 枚、年間の撮影枚数は、3 枚/周回×15 周回/日×365 日
×1.5（春と秋では両極で撮影する）=24637.5≒
24638 枚となる。衛星の年間のダウンリンク可
能容量は 93,598 枚/年=224GB であり，ミッショ
ン 1 で 1257 枚×5 回=6258 枚をダウンリンクするため，ミッション 2 で撮影できる枚数は年間で 93,598-6258=87,340 枚である． 1 周回における連続撮影枚数（判断用を除く）を x 枚とすると、次のように x の条件を求めることができる．
5×1257+80 日×2（南極および北極）×5 周回（オーロラの撮影できる最大周回数/日）×x 枚/
周回×0.5+24,638≦93,598
x≦167.5
こ れ よ り x を 150 と す る と 撮 影 間 隔 は5.375sec となり、タイムラプス動画用としても
9

熱制
御系

十分な撮影枚数だとわかる。なおオーロラは極地域の夜の時間帯に発生することから、最大でおよそ 8 時間発生するとした。この 8 時間は衛星の 5 周回分に相当する。よってオーロラの撮影できる最大周回数/日は 5 周回/日とした。
以上よりミッション 2 の撮影枚数は 1 周回あたり 150 枚、撮影間隔は 5.375sec とした。

2.7.

通信系

サクセスレベル以上の運用計画や、本衛星が当団体初の衛星ミッション提案であることを踏まえて、本ミッションのサクセスレベルを以下の様に設定する。
ミニマムサクセス：軌道上で地上局との正常な通信に成功し、搭載したカメラを用いて画像を一枚以上撮影・地上にダウンリンクする。
フルサクセス：ミッション系が期待した画角・画質で、ミッション 1 の映像を 5 本以上、ミッション 2 の映像を 1 本以上取得し、地上にダウンリンクする。
エクストラサクセス：ミッション 2 も含めた全てのミッションを達成する。２年間の継続観測を行い、その期間内で撮影した画像のうち、地上で必要と判断したデータをすべてダウンリン
クする。

2.8.

ミッション系からバス系への要求

C&DH
系

3. バス部概要
設計した衛星の主な諸元を以下の表 3-1 に示す。また、バスシステムの接続図を別紙に示す。
表 3-1

名称
構体系

姿勢
軌道
制御系

電源系

衛星主要諸元

名称
質量

構
造

構体形状

ミッション機器形状

ミッション系がバス系各系統に要求する事項
を表 2-4 にまとめる。
表 2-4

CAM 保存温度範囲 -10/+50 ℃
CAM 動作温度範囲 0/+40 ℃
LENS 保存・動作温度範囲 -10/+45 ℃
撮影ミッション 2 で撮影したオーロラ
判断用の画像（1 周回につき最大 6 枚、
1 日で最大 90 枚）は遅くとも当日中にダウンリンクできること
1 ヶ月に最低でも 4500 枚の画像をダウンリンクすること
ミッション機器の制御・画像の取り込
みや圧縮処理を行うこと
ミッションで取得した画像をダウン
リンクまでの間保存できること

主要ミッション機器

バス機器各系統への要求一覧

要求内容
ミッション系で使用するカメラ・魚眼
レンズ等を搭載できること
魚眼カメラの視野(180 deg)に他の構造物が写り込まないこと
衛星高度 1000km 以下
地球上の多くの地域の上空を通過できること
極地域上空を毎周回通過すること
撮影時、 絶対指向制御精度 5deg
指向安定度を 1deg/sec
CAM 電力 9 W / 電圧 12 V
LENS VBAT 電力 1 W/電圧 6V
VDD 電力 1W/電圧 5V
以上の機器を撮影計画に応じた頻度で使用できること
衛星分離まではコールドローンチを
保つこと

機能

高度
傾斜角
種類
周期
姿勢制御方式
電力制御方式
変調方
式
データ送信
周波数
帯
運用
軌道

10

全天周宇宙映像収集
衛星 sachika
約 8kg
約 20 cm×約 20 cm×
約 22 cm(8U・突起物除く)
井桁構造
約 9 cm×約 9 cm×約
15 cm
（ｶﾒﾗ＋ﾏｳﾝﾄ＋ﾚﾝｽﾞ）
魚眼レンズ・高解像度
カメラ
魚眼レンズ・高解像度
カメラを用いた、地球・星空のタイムラプ
ス用画像撮影（撮影条件に応じた複数の撮影モードを用意する）
取得した画像データの保存・圧縮・送信
600 km
60 度
太陽同期軌道96.75 分三軸姿勢制御方式
非安定化バス方式
QPSK
S バンド

変調方
式
テレメトリ
周波数
帯
変調方
式
テレコマン
ド
周波数
帯
設計運用期間QPSKを用いた。各種機器は図 4-3 ~ 4-7 のように配置した。
アンテナについてはポール収納部分を固定しているテグスを、軌道投入後に熱したニクロム
線で焼き切って展開させるという方法を取る。
尚、座標系は右手系に従い、衛星進行方向側のレンズ配置面を+x 面と定義した。このとき、座標原点を構体の幾何中心とした。また、構体の諸元を表 4-1 に示す。
このとき計装系の質量配分は 0.1 kg とした。
また、ハーネスは残留磁気トルクを打ち消すよ
うに配置する。

S バンド
FM
P バンド
2年

4. 構体系
4.1.

構体サイズの選定理由

表 4.1 衛星構造等の諸元
構造

構体サイズは 8 U（2 U×2 U×2 U）とした（衛星分離部は含まない）。カメラのサイズが 90 mm
×90 mm×40.8 mm であり、かつカメラ・マウン
ト・レンズの x 軸方向の合計長さが 150.6 mm であるため，ミッション要求を元に 8U に決定し
た．

4.2.

形状等

立方体，井桁構造
質量8.194 kg

形状

200 mm×200 mm×186 mm

固定方式

クランプバンド方式

構造

構体の構造は以下の図に示すように 200 mm×200 mm×186 mm の直方体と井桁構造の組み合わせである。井桁構造は、本衛星のミッション
機器であるカメラ・マウント・レンズをブラケットで固定し井桁構造の中心部分に配置することで、熱・強度・放射性耐性の観点から確実に機器を保護するために採用した。
レンズの放射線による劣化を軽減するために、
アルミニウム板のレンズカバーを取り付けた。
レンズカバーの開いた様子を図 4-1、4-2 に示す。
レンズカバーの板厚は、2 年間のミッション期
間でのレンズガラスの劣化を軽減するため、10mm に設定した。固定にはバネ蝶番・DC モータ
を用い、ミッション時以外は電源を on にしたモータがカバーを押さえつけ、ミッション時にはモータの電源が off になりバネ蝶番の力でカバーが開くというフェイルセーフ設計を採用した。
DC モータには SpaceX 社のミッションで真空中においても使用実績があり比較的安価な maxon
ブラシレス EC モータシリーズ 283826 を採用した。
部材の固定にはアルミアングル・M3 ねじ・M3
ナットを用いて設計・解析を行った。設計にはCAD ソフト（Solid Works, Inventor Professional）

図 4-1

開いたレンズカバーを真横から見た様子

図 4-2

開いたレンズカバーの様子

図 4-3

11

外観図 1

図 4-7
図 4-4

外観図 2

4.3.

機器配置図 3

使用材質

使用する材質と圧縮強度、引張強度を以下の表
4-2 に示す。
前節でも述べたように、ミッション機器を保護するために外壁には軽量で強度の高いアルミ
材を、内部の井桁構造部分には CFRP（炭素繊
維強化プラスチック）を採用した。
表 4-2

使用材質と機械特性・密度

引張強度[MPa]

曲げ強度
[MPa]

密度
[kg/mm3]

260.0

215.0

2.68E-06

1568

1274

1.4989アルミ合金
5052-H34
（外壁）

図 4-5

CFRP
高強度繊維
（PAN 系)

機器配置図 1

4.4.

解析結果

以下に各解析結果を示す。いずれの場合においても安全率を 1.5 として解析を行った。
4.4.1. 振動解析
衛星への 1 次モードでの固有振動数の要求
値・解析結果は以下の表 4-3 のようになった。
表 4-3 固有振動値解析結果
図 4-6

機器配置図 2固有振動数[Hz]

要求値[Hz]

機軸方向146.02 以上

120

機軸直交方向

146.0260

解析により、機軸直交方向の振動数が求められた。このとき、機軸方向の振動数は機軸直交方向のそれよりも大きくなるため、各軸方向においてそれぞれ要求値を満たす。
よって衛星の固有振動値は要求値を満たすことが確認できた。
12

強度解析
打ち上げ時の準静的加速度条件は以下の表 4-4の値で与えられる。
表 4-4 打ち上げ時の準静的加速度

4.4.2.

機軸方向[G]

5. 姿勢軌道系

5.1.1.

+5.0/-6.0±5.0

機軸直交方向[G]下であることが必要である。また、本衛星において高度 600 km とした理由として、以下の 3 点が挙げられる。
①軌道の寿命を抑えることができる。

2.5
2.0

機軸直交方向[G]②地磁気が強いため、アンローディングが容易。

次に、ランダム加速度 Grms については実効値
7.8 G から、打ち上げ時における 3σレベルでは23.4 G となる。
ここで各加速度を以下の表 4-6 に示す。

③打ち上げ頻度が高く、ピギーバックの機会を得られる可能性が高い。
5.1.2.
軌道選定
衛星の軌道は極軌道や太陽非同期軌道など様々である。本衛星はミッションがオーロラ観測を主にしているため極地方を通過するように、
また、超小型衛星であるので熱設計・電力シス
テムが無理のない規模で行えるように太陽光の入射方向が一定となる太陽同期軌道を選定した。
さらに、衛星側面（±X 面以外）に太陽電池を設置すること、放熱面（-Y 面）に太陽光が当たらないようにすることを考えて昇交点赤経を80 deg とした。
これらのことを考慮して軌道設計ソフト
STK11(Satellite Tool Kit 11)を使用してシミュレーションを行ったところ、表 5-1 で示したような軌道要素となった。また、STK11 による緯度
経度の時間変化を図 5-2、図 5-3 に示す。

表 4-6 H-2A ロケットの正弦波加速度・ランダム加速度
加速度の種類加速度[G]

準静的加速度 Gquasi-static

6.0

正弦波加速度 Go-p

2.5

ランダム加速度 Grms

23.4

総加速度 Gtota

31.9

準静的加速度、正弦波加速度、ランダム加速度を足し合わせた最悪加速度での解析の結果は以下の表 4-7 のようになった。
表 4-7 最大応力σmax と安全率 MS
σmax[MPa]

降伏応力[MPa]

安全余裕 MS

1.57

13.0

4.51

したがって、安全余裕 MS が正の値となったので打ち上げ時の最悪加速度条件下でも構体の強度が十分であることが確認できた。

4.5.

高度選定

ミッション系の要求より、衛星高度は1000 km 以

打ち上げ時の正弦波加速度 Go-p は以下の表 4-5の値で与えられる。
表 4-5 打ち上げ時の正弦波加速度
機軸方向[G]

軌道

5.1.

表 5-1 軌道要素

重心位置

衛星の重心位置は各軸において以下の表 4-8のようになった。
表 4-8 重心位置の解析結果

要素

単位

値

離心率

-

0

昇交点赤経

deg

80

近地点引数

deg

0(円軌道のため)

軸方向

重心位置 [mm]x+9.147軌道傾斜角

deg97.3756y+1.108平均近点角

z+2.283deg

0(円軌道のため)

平均運動

回/日

14.874-

2018

HH:MM:SS

AUG.1
00:00:00

エポック西
暦
エポック時
間

13

ことを選定理由とした。また、補足するまでの時間を短縮するために FOV が比較的大きい先端技術研究所(ATI)の Cubesat 用超小型太陽センサを選定した。太陽センサの諸元、外観は以下
で示す。
表 5-2

項目
質量
寸法
FOV
精度
電圧
電力
使用温度範囲図 5-2 緯度の時間変化

図 5-3

5.2.

経度の時間変化

太陽センサ諸元値
533×11×6
±60
<0.5
3.3
0.017
-25~+50

単位
g
mm
deg
deg
V
W
℃

図 5-3 太陽センサ（ATI 先端科学技術書 HP より引用）

姿勢制御

磁気センサ(GAS)
磁気センサは磁気トルカでのアンローディン
グ時において地磁気を計測すること、さらに姿
勢推定・制御する際に利用することが主な選定理由となった。また、このことから高精度な
Honneywell 社の HMR2300 を選定した。この磁気センサの諸元・外観は以下のとおりである。
(2)

5.2.1.
姿勢制御方式の設計概要
地球を回る衛星には衛星を回転させるような要因が多くある。従って、そのトルクをうまく吸収・利用して衛星の姿勢を保持していく必要がある。ましてや本衛星は一定の時間地球を撮
影するミッションがあるため、この姿勢維持は重要な要素である。また、ミッションから姿勢制御系の要求として姿勢決定精度は 5 deg、姿勢安定精度は 1.0 deg/s と高精度なものであり、なおかつ本衛星の大きさがおよそ 20 cm 四方とかなり小さいことから、ゼロモーメンタム三軸安定方式を姿勢安定方式として採用する。また、アクチュエータとしてはミッションを考慮してRW と磁気トルカを用いる。
機体固定軸については構体同様に進行方向をX 軸、地心方向を Z 軸とし、右手座標系で Y 軸を定めた。
5.2.2.
センサ構成
本衛星は画像を取得するため、高い姿勢精度が要求される。この精度を満たすジャイロセンサを選定した。また、磁気センサと地球センサ、
太陽センサを以下のように選定した。
(1) 太陽センサ(SUS)
太陽センサは初期姿勢補足などで姿勢が大きく乱れた際直ちに太陽を補足し姿勢を決定する

表 5-3

項目
質量
寸法
電圧
消費電流
動作温度
磁気測定範囲図 5-4

磁気センサ諸元値
9875×30×71527-40~+85±6.7 × 10−9

単位
g
mm
V
mA
℃
T

磁気センサ（Honeywell 社 HP より引用）(3) ジャイロセンサ(AVS)
本衛星においてジャイロセンサは姿勢推定で重要な役割を果たす。また、高精度を要求される観測モードでもその役割は変わらないため、
高 精 度 な SYSTRON DONNER 社 の14示す赤外線センサは「民生品赤外線センサを利用した小型衛星向け地球線センサの 1 年間運用結果」
（著：立原裕司、高井元、香河英史他）の成果をもとに選定した。

QRS116-0100-100 を選定した。ジャイロセンサの諸元・外観は以下で示す。
表 5-4

項目
質量
寸法
計測範囲
精度
温度範囲
入力電圧
電流
消費電力

図 5-5

ジャイロセンサ諸元

値60
φ37.85×16.38
±100
0.004
-40m+80
±5
20
0.1

単位
g
mm
deg/s
deg/s
℃
V
mA
W

表 5-6

項目
質量
寸法
分解能
電圧
消費電力

値
138
40×40×55
5
5
0.2

単位
g
mm
deg
V
W

ジャイロセンサ（Systron 社 HP より引用）(4) GPS センサ
GPS センサは本衛星の位置情報を取得するために必要不可欠である。本衛星では実衛星「れいめい」でも搭載され、動作が実証されたスペースリンク社の IGPS-1 を GPS センサとして選定した。GPS センサの諸元と外観は以下に示す。
表 5-5

項目
質量
寸法
位置精度
速度精度
動作温度
電圧
消費電力

図 5-6

赤外線センサ諸元

GPS センサ諸元値
240
90×70×107±15-20~+60
5
1

単位
g
mm
m
m
℃
V
W

図 5-7

赤外線センサ（民生品赤外線センサを利用した小型衛星向け
地球センサの 1 年間運用結果より）

5.2.3.
外乱トルク
衛星の姿勢制御に関わってくる主な環境外乱は以下の 4 つである。
( i ) 重力傾斜トルク：衛星の各質点における重力の勾配により生ずるトルク( ii ) 大気抵抗トルク：衛星が軌道上を運動するにあたって大気抵抗により発生する力( iii ) 太陽輻射トルク：太陽輻射、つまり太陽光子が衛星に衝突することで発生するトルク( iv ) 残留磁気トルク：衛星の一部が何らかの原因により磁化している際にその磁場と地磁場が干渉することで発生するトルク
ただ( iv )の残留磁気トルクについては、搭載機器の配線を衛星全体の残留磁気モーメン
トが微小となるよう工夫するため、主要外
乱トルクとしては考慮しないこととする。
ここで、衛星の慣性モーメントを表 5-7 に示す。
表 5-7 慣性モーメント

GPS センサ（スペースリンク社 HP より）(5) 地球センサ
地球センサは太陽センサと異なり食時間でも機能することが主な選定理由となったが、かな
り高価でありコスト的に難しいため、民生品の赤外線センサをもって代用した。また、以下に
15

𝐼𝐼𝑥𝑥𝑥𝑥 [kg𝑚𝑚2]
0.0782
𝐼𝐼𝑦𝑦𝑦𝑦 [kg𝑚𝑚2]
𝐼𝐼𝑧𝑧𝑧𝑧 [kg𝑚𝑚2]-

𝐼𝐼𝑥𝑥𝑥𝑥 [kg𝑚𝑚2]
9.67 × 10−4
𝐼𝐼𝑦𝑦𝑦𝑦 [kg𝑚𝑚2]
0.0893𝐼𝐼𝑧𝑧𝑧𝑧 [kg𝑚𝑚2]-

𝐼𝐼𝑥𝑥𝑥𝑥 [kg𝑚𝑚2]0.00311
𝐼𝐼𝑦𝑦𝑦𝑦 [kg𝑚𝑚2]-0.00144𝐼𝐼𝑧𝑧𝑧𝑧 [kg𝑚𝑚2]
0.0596

𝐼𝐼𝑥𝑥 [kg𝑚𝑚2]
𝐼𝐼𝑧𝑧 [kg𝑚𝑚2]
𝐼𝐼𝑦𝑦 [kg𝑚𝑚2]
0.07870.08950.0590
これより、各トルクの本衛星での具体的な値を導 く。
( i ) 重力傾斜トルク
このトルクは次の式(5.1)で表される。
𝑻𝑻𝑔𝑔 =

3𝜇𝜇𝑅𝑅′3

𝒖𝒖 × 𝑰𝑰𝑰𝑰

0.040=�0.037� [m2 ]0.037

このうち大気密度は高度に依存すると考えられるので次で詳しく述べる。
・大気密度
大気密度𝜌𝜌については衛星高度に依存し、下の表 5-9 のような大気モデルが考えられている。

(5.1)

𝜇𝜇：地球重力定数 3.986× 105 [km3⁄s 2]
R’：軌道高度＋地球半径 6978[km]𝑰𝑰：慣性マトリクス:表 5-7 記載
𝒖𝒖：地球中心から衛星質量中心までの単位ベク
トル
従って主軸まわりの回転角を𝜃𝜃[deg]とおくと次の式(5-3)のように変形できる。
𝑻𝑻𝑔𝑔 =

𝜇𝜇

𝑅𝑅′3

3
2

(𝐼𝐼𝑍𝑍 − 𝐼𝐼𝑦𝑦 ) sin 2𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒⎛2(𝐼𝐼𝑍𝑍 − 𝐼𝐼𝑥𝑥 ) sin 2𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒 ⎞
1

表 5-9

高度
h [km]
150-180
180-200
200-250250-300
300-350
350-400
400-450
450-500
500-600
600-700
700-800
800-900
900-1000
1000-

(5.2)

⎝2 (𝐼𝐼𝑦𝑦 − 𝐼𝐼𝑥𝑥 ) sin 2𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒 ⎠また、それぞれの主軸（衛星慣性主軸）回りの角度は表 5-8 のようになる。
表 5-8𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒 [𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟]
0.053

各軸回りの姿勢角度

𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒 [𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟]
0.16𝜃𝜃𝑒𝑒𝑒𝑒 [𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟𝑟]
0.075

𝜌𝜌(ℎ) = 𝜌𝜌0 exp(−[Nm]

𝑭𝑭𝒂𝒂 = 𝜌𝜌𝑣𝑣 2 𝐶𝐶𝑑𝑑
22.070× 10−95.464× 10−10
2.789× 10−10
7.248× 10−11
2.418× 10−11
9.158× 10−12
3.725× 10−12
1.585× 10−12
6.967× 10−13
1.454× 10−13
3.614× 10−14
1.170× 10−14
5.245× 10−15
3.019× 10−15

スケー
ル高度
H [km]
22.52329.74037.10545.54653.62853.29858.51560.82863.88271.83588.667124.64181.05268.00

ℎ−ℎ0
𝐻𝐻

)

(5.7)
本衛星は高度 600 [km]を運動するので、
𝜌𝜌(600) =1.454× 10−13 [kg/m3 ] と導かれる。
よって、

(5.3)
( ii ) 大気抵抗トルク
このトルクは次の式(5.5)で表される。
𝑻𝑻𝒂𝒂 = 𝒓𝒓 × 𝑭𝑭𝒂𝒂
(5.4)
1

密度
𝜌𝜌0 [kg/m3 ]また、上表を用いてある高度 h [km] での大気密度 𝜌𝜌(ℎ)は次の式(5.6)のように表せる。

よって、−5.31 × 10−9
𝑻𝑻𝑔𝑔 = �−8.23 × 10−9 �
9.47 × 10−10

標準高度ℎ0 [km]
150
180
200
250
300
350
400
450
500
600
700
800
900
1000

大気モデル

−3.61 × 10−10
𝑻𝑻𝒂𝒂 � −2.05 × 10−9 �
2.44 × 10−9(5.6)

𝒓𝒓：衛星の質量中心から空力中心までのベクトル

(5.8)

9.147
=�1.108� × 10−3 [m]2.283( iii ) 太陽輻射トルク
このトルクは次の式(5.9)で表される。
𝑻𝑻𝑠𝑠𝑠𝑠 = 𝑳𝑳 × 𝑨𝑨𝑃𝑃(1 + 𝑞𝑞) cos(𝑖𝑖)(5.9)
𝑳𝑳：圧力中心と質量中心間ベクトル

𝑭𝑭𝒂𝒂 ：大気抵抗力
𝜌𝜌：大気密度 [kg/𝑚𝑚3]
𝑣𝑣：衛星速度 7.558 [km/s]
𝐶𝐶𝑑𝑑 ：抵抗係数（2.0 と仮定できる）
𝑨𝑨：x , y , z 面の表面積を並べたベクトル
16

9.147
=�1.108� × 10−3 [m]
2.283

[Nm]

𝑨𝑨：x , y , z 面の表面積を並べたベクトル

初期運用モードと同様の姿勢を維持し、撮影対象都市が撮影視野の中心となる連続写真を撮影する。平均して 1 年に 5 周回の頻度で行う。
③ ミッション 2 モード（1~24 ヶ月）
初期運用モードと同様の姿勢を維持し、北緯（南緯）0 度の地点を通過する際ヒストグラム
解析用の画像を撮影する。解析の結果オーロラの発生が確認できた場合、その姿勢のままオー
ロラ撮影を開始する。 オーロラの発生が確認できない場合には、夏期は南極地方のみで、冬期は北極地方のみで、春・秋期は反対の極地でのオーロラ発生を確認するため、姿勢を維持して待機する。このモードのアルゴリズムは図 2-6に先述した通りである。キルナ局を通過する際にオーロラが発生すると、撮影モードに移行するためミッションデータの送信を中断し、姿勢変更をおこなう。本モードは平均して 1 日に 5
周回の頻度で行う。
初期運用・定常モード及び通信モードでは
RW、磁気トルカをアクチュエータとする。
iii ) アンローディングモード
初期姿勢捕捉モードや観測モードで蓄積したリアクションホイールの角運動量を磁気トルカによって解消する。磁気トルカのサイジングについては 5.2.7.節で検討する。
(iv) 充電モード
電力が不足しているときに充電のため太陽を指向する。
(v) セーフモード
太陽電池やバッテリの電圧が想定を大きく下回るなど、衛星に不測の事態が発生した際にこのモードをとる。最低限必要な機器以外の電源を切り、衛星の回復を待つ。
5.2.5.
姿勢の解析、検討
ここでは、各モードでの姿勢制御について解析、検討していく。なおシミュレーションはMATLAB R2016a を用いて ode45 による解析を行った。
(1) 姿勢推定
姿勢を制御するにあたって姿勢を推定・決定することが必要である。初期姿勢補足モードでは角速度が早いため、まず太陽センサで太陽を捕捉し、地磁気センサ・ジャイロセンサで姿勢を推定する。
続いて観測モードにおいて、日照時間中では
太陽センサ・地磁気センサが取得した太陽ベク

0.04=�0.037� [m2 ]0.037

𝑃𝑃：輻射圧 4.617× 10−6 [N/m2 ]𝑞𝑞：反射係数 0.6（通常この値を用いる）
𝑖𝑖：太陽光入射角（最大トルク時) 0 [rad]よって、−3.21 × 10−10
𝑻𝑻𝑠𝑠𝑠𝑠 = � −1.82 × 10−9 �[Nm]2.17 × 10−9

(5.10)

以上より、各軸にかかる外乱トルクの最悪値は
表 5-10 のようになる。
表 5-10
トルク名
重力傾斜
大気抵抗
太陽輻射
合計

外乱トルクの最悪値

X 軸[Nm]Y 軸[Nm]Z 軸[Nm]−5.31 × 10−9
−3.61
× 10−10−3.21
× 10−10－5.98× 10−9

−8.23 × 10−99.47 × 10−10−1.82 × 10−92.17 × 10−9−2.05 × 10−9
－1.21× 10−8

2.44 × 10−9
5.56× 10−95.2.4.
運用モード
適切にミッションを運用するために、以下のモードに基づいて姿勢制御を行う。
( i ) 初期姿勢捕捉モード
フェアリング分離後のタンブリング状態をRW および補助として磁気トルカを用いて姿勢を安定させ、観測モードへ移行させる。このモードではロケットから分離した後のタンブリン
グ状態（最悪値として各軸ともに𝜔𝜔0 =1 [rpm]で回転している状態）を考える。
( ii ) 観測モード
本衛星では軌道投入後からミッション 1、2を計 2 年間行う。ここでは各運用の撮影概要を説明する。また、ミッション中は姿勢安定精度
要求が 1.0 [deg/s]である。よって、姿勢変動誤差
配分、収束時間、慣性質量、外乱トルク、遅れ
時間などの値を設定し PD 制御器を設計することによって、安定した姿勢制御を行う。
① 通信モード
初期運用、定常運用モードで取得したミッションデータ、HK データのダウンリンクのためにアンテナを地上局（キルナ・和歌山大学）の可視時間内で指向させる。ミッションデータは指向性アンテナを、HK データは無指向性アン
テナを指向させる。
② ミッション１モード（1~24 ヶ月）
17

トルと地磁気ベクトルを用いて姿勢を推定し、食時間中では赤外線センサ・地磁気センサを用いて姿勢を推定する。また、ともにジャイロセ
ンサによる情報も姿勢推定に利用する。
運用モード間の姿勢変更時においては赤外線センサ・地磁気センサ・ジャイロセンサにより姿勢推定を行う。
(2) 姿勢解析
衛星に固定した機体座標系と、進行方向をロール軸、地心方向をヨー軸とした右手座標系の各軸のずれについて解析を行った。衛星の運動方程式を式（5.11）、（5.12）に示す。
𝐼𝐼𝑥𝑥 0 0 𝜃𝜃1̈𝑇𝑇𝑥𝑥
0 0 −𝐼𝐼𝑥𝑥 𝜃𝜃1̇
̈
̇
𝑇𝑇
0
𝐼𝐼
0 � �𝜃𝜃2 � + 𝜔𝜔0 � 0 0 0 � �𝜃𝜃2 � + � 𝑦𝑦 ��𝑦𝑦−𝐼𝐼𝑧𝑧 0 0 𝜃𝜃 ̇𝑇𝑇𝑧𝑧
0 0 𝐼𝐼𝑧𝑧 𝜃𝜃3̈
3
= 𝑇𝑇

図 5-8

オイラー角の時間変化(5.11)

𝜃𝜃1𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 − 𝜃𝜃1𝜃𝜃1̇
T = K �𝜃𝜃2𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 − 𝜃𝜃2 � − 𝐷𝐷 �𝜃𝜃2̇ �𝜃𝜃3𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 − 𝜃𝜃3𝜃𝜃3̇（制御量）(5.12)

𝐼𝐼𝑖𝑖 [kgmm2 ]: 𝑖𝑖軸まわりの慣性モーメント

図 5-9

𝜃𝜃𝑖𝑖 [deg]: 𝑖𝑖軸まわりのオイラー角

角速度の時間変化(ⅱ)観測モード、通信モード間
撮影、通信モード間での姿勢変更で RW に蓄積される角運動量を解析する。観測モード中では、ミッションデータ通信用の
SANT は機体固定軸の+Z 軸、つまり地心方
向を指向している。そのため通信モードへ
姿勢を変更する際、最悪の場合として機体を y 軸周りに 45 deg 動かすことを想定した。
このとき変更にかかる時間、RW への蓄積
角運動量をシミュレーションしたところ、次の図 5-10、5-11 のようになった。
ただし、姿勢変更開始直後のオイラー角を
各軸 0 deg とし、角速度は y 軸周りに 1.15
deg/s (0.02 rad/s)とした。

𝜃𝜃𝚤𝚤̇ [deg/s]: 𝑖𝑖軸まわりの角速度𝜃𝜃𝚤𝚤̈ [deg/s2 ]: 𝑖𝑖軸まわりの角加速度𝜃𝜃𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖 [deg]: 𝑖𝑖軸まわりの目標角𝑇𝑇𝑖𝑖 : 𝑖𝑖軸まわりの外乱トルク

𝑇𝑇[mNm]: 制御量𝜔𝜔0 [deg/s]:軌道角速度( i )初期姿勢捕捉モード
軌道投入時の各軸の角度を 45 deg、角速度の初期値を 6 deg/s として解析を行った。
解析結果から約 200 秒付近を経過してから角
速度がミッション要求の 1.0 deg に収束し、ミッション開始が可能なことが確認できた。

18

図 5-10 オイラー角の時間変化

図 5-12 アンローディング時間

図 5-12 から、仮に RW が飽和したとしても使用する磁気トルカで十分アンローディングが可能であり、その時間はおよそ 300 秒ほどである
ことが確認できる。

5.2.6.

図 5-11

リアクションホイールのサイジング

初期姿勢捕捉モード（5.2.4.(i)状態下）、観測・通信モード間姿勢変更に十分対応でき、衛星運用の際に蓄積していく角運動量がリアクション
ホイールの最大角運動量に十分収まるようなリアクションホイールを考える。仮定として以下に選定した RW（Blue Canyon Tech 社）の諸元を示す。

蓄積角運動量の時間変化

図 5-10、5-11 より観測・通信モード間の姿
勢変更にかかる時間は約 300 秒であり、蓄積角運動量も収束して通信モードへ移行可能であることがわかる。また、ここから同時間で通信モードから観測モードへ問題なく移行できることになる。
(ⅲ)アンローディングモード
観測モード中 RW に蓄積された角運動量を
磁気トルカで十分解消できるか、さらにはどの程度の時間でアンローディングを行えるのかを解析する。ここでは初期状態として RW に 15 mNms（飽和状態）の角運動量が蓄積しているものとし、磁気トルカは
5.2.7.節で仮定したものを用いた。

表 5-11項目
最大角運動量
最大回転数
最大トルク
サイズ
質量

19

RW の諸元

値
単位
15
mNms
6500
rpm
6
mNm
mm
43 × 43 × 18
115
g1.7(6000rpm)
W
電力
0.9(3000rpm)
12V
電圧
また、各モードでは RW とともに補助として磁気トルカも用いる。以下、各モード（間）でサイジングしていく。
(ⅰ) 初期姿勢捕捉モード
慣性モーメントが最大の軸であるロール軸周りの回転について、𝑡𝑡[sec]かけたときのデタンブ
リングに要する角運動量はトルク T を用いて以下のように計算できる。
𝑇𝑇𝑇𝑇 = 𝐼𝐼𝜔𝜔0
2𝜋𝜋= 0.090 ×60= 9.42 [mNms](5.13)

よって、このモードでは仮定した RW のみでもデタンブリングが十分可能である。
(ⅱ) 観測モード①外乱トルクによる影響
観測モード中には 5.2.3.節で述べたような外乱が衛星の姿勢に影響を及ぼす。表 5-10 より各軸でかかる最悪のトルクの大きさは 1.21× 10−8
Nm であるので、1 周回で RW に蓄積される角運動量は1.21 × 10−8 [Nm] × 5805[s]= 7.02 × 10−2[mNms](5.14)と導かれ、仮定した RW での制御が余裕をもってできるといえる。
②姿勢変更による影響
観測モードと通信モードでの姿勢変更は RWにある程度の負荷がかかる。図 5-11 で示したよ
うに、この姿勢変更で最大およそ 10.5 mNms の角運動量が RW にかかるが、表 5-11 で仮定した
RW の最大角運動量は 15 mNms であることから、
姿勢変更は RW のみでも十分可能である。
5.2.6.
磁気トルカのサイジング
本衛星で磁気トルカは主にアンローディングモードで RW に蓄積された角運動量を解消するために使用する。仮定として、以下のような磁気トルカを選んだ。

図 5-12

初期姿勢補足図 5-12 より 1500 秒程で初期姿勢補足モード時に蓄積された角運動量を解消することができ、観測モードへ移行可能である(ⅱ) アンローディングモード
ここではアンローディングモードにおけるサイジングについて検討する。地磁気のモデルには以下の図 5-13 のダイポールモデルを使用した。

表 5-12 仮定した磁気トルカ諸元

項目
質量
作動温度範囲発生磁気モーメント
残留磁気モーメント
トルカ断面積半径
トルカ断面積電圧
電力値
30-35~+750.2<0.0010.007
1.54E-04
5
0.2

単位
g
℃
Am2
Am2
m
m2
V
W

図 5-13 ダイポールモデル

図 5-13 のダイポールモデルにおいて、原点を
地心、yz 平面を赤道面とした。
衛星の観測する地磁気の磁気密度を B、磁気トルカの発生磁気モーメントを M とすると磁気トルカの発生トルク T は式(5.15)のように表せる。
𝑻𝑻 = 𝑴𝑴 × 𝑩𝑩
(5.15)
このとき地磁気は(ⅰ) 初期捕捉モード
磁気トルカは本モードにおいて RW の補助的役割を果たす。次に初期捕捉モード後のアンローディングで RW にたまる角運動量の時間変化を
示す。

𝑩𝑩

𝟎𝟎
𝑩𝑩[A/m] = (𝑟𝑟 +𝑧𝑧)�+
3 �2𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝜑𝜑𝑟𝑟̂ + 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝜑𝜑
0(5.16)0𝜗𝜗̂�
r0:地球半径 6378 [km]z:高度 600 [km]𝐵𝐵0:磁気モーメント 8.0 × 1022 [Am2]
𝜑𝜑:伏角 [deg]θ:偏角 [deg]20測モードに比べて非常に小さいため、無視した。

のように表せる。
よって地磁気の大きさの最小値𝐵𝐵𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 [A/m]は8.0 × 1022 [Am2]𝐵𝐵𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 =(6978 × 103[m])3= 2.35 × 102 [A⁄m](5.17)となる。
地磁気𝐵𝐵[A/m]の単位を[T]に変換すると、高度600 [km]における地磁気の強さの最小値𝐵𝐵𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 [T]は𝐵𝐵𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 = 2.96 × 10−4 [T](5.18)と表せる。
したがって、高度 600 [km]における地磁気の強さは 29600 [nT]と決定できる。
また、発生磁気モーメント M は次の(5.19)式で表される。
𝑴𝑴 = k(𝑯𝑯𝑾𝑾 × 𝑩𝑩)(5.19)
𝑯𝑯𝑾𝑾 ：RW に蓄積された角運動量 [Nms]k:収束定数
ここでクロスプロダクト法を用いると、𝑻𝑻 = −𝑘𝑘(𝐁𝐁 ∙ 𝐁𝐁)𝐻𝐻𝑊𝑊 + 𝑘𝑘(𝑯𝑯𝑾𝑾 × 𝑩𝑩)𝑩𝑩(5.20)のようになり、角運動量𝑯𝑯𝑾𝑾 がほとんど収束したとみなせる定数を仮に 1000 [s]とすると
1

𝑘𝑘

表 5-13
名称
SUS
GAS
AVS
GPS
IS
RW
MTQ

[個]
3
1
3
2
2
3
3

姿勢制御部品の電源要求値
電圧[V/個]
3.3
15
5
5
5
12
5

総電力[W]
0.051
0.405
0.3
2
0.4
2.7
0.6

合計稼働時間[s/周回]
5805
5805
5805
5805
5805
5805
300

6. 電源系
6.1.

各系より電源系への要求

本衛星の軌道は地球を周回する太陽同期準回帰軌道で、1 周回ごとに食の時間帯が訪れるが、太陽光が得られない時であっても搭載機器に電力を安定供給する必要がある。
各系の要求として、モード区分と各動作時間を表 6-1 に、各搭載機器の略称を表 6-2 に、運用モードと機器の使用有無及び消費電力を表
6-3 にそれぞれまとめる。本衛星には緊急時のためにセーフモードを備えるが、通常のサイクルでは使われないモードであることを考慮して表6-3 には載せていない。セーフモードの際はC&DH 系のメイン CPU(TCU)のみを作動させる。
また、構体系の NCM はアンテナ展開時にテグスを焼き切るために使用する。こちらも、用いられるのは 1 回限りであるため、別紙表 6-3 においてはどのモードにおいても OFF とし、サイクルの計算には含めない。

= 1000 × |𝑩𝑩|2 = 8.76 × 10−7[T2s](5.21)となる。
つまり、1 周回分のアンローディングに必要な磁気モーメント M は
𝑀𝑀 = 𝑘𝑘|𝐻𝐻𝑊𝑊 ||𝐵𝐵|1=
× (7.02 × 10−5) × (2.96 × 10−5 )8.76 × 10−7
= 2.37 × 10−3
[Am2]
(5.22)となり、仮定した磁気トルカは 0.2 [Am2]の磁気モーメントを発生することからアンローディ
ングをするのに十分可能なものであることがわ
かる。
5.2.7.
姿勢制御に関する搭載部品まとめ
以下では姿勢制御で扱う部品について主に電源系への要求値をまとめた。次の表 5-13 で示す。ただし、初期姿勢捕捉モードの時間は観

表 6-1

モード区分と各動作時間

モード区分

容量
[mAh]

時間[分]

モード 1（通常）
1.37379
モード 2（ミッション）
3.27025
モード 3（通信）2.95512
モード 4(アンローディング)
1.51172
表 6-2 各搭載機器の略称
名称

ミッション

構体
姿勢軌道
制御

21

略称
VBAT
VDD
CAM
MOT
MDV
NCM
RW
MTQ

名称
レンズ
レンズ
撮影用カメラレンズカバー用モータ
モータドライバ
ニクロム線
リアクションホイール
磁気トルカ

30
25
15
20

熱制御
通信

C&DH

6.2.

GPS
IS
AVS
GAS
SUS
HEAT
STX
PTR
PRC
TCU
MDP
NAND

GPS センサ
赤外線センサジャイロセンサ
磁気センサ
太陽センサ
ヒータ
sband 送受信機
pband 送信機
pband 受信機
CPU
CPU
フラッシュメモリ

6.3.

運用モード及びバス方式の検討

衛星の運用モードを表 6-1 にまとめた。この
うち、衛星運用の大部分を占める定常運用中の各モードについて、消費電力を計算する。表 6-3
がその結果である。待機モード中に BAT の充電を行い、必要に応じて各系の要求した状態に遷移する。セーフモードでは C&DH 系のメイン
CPU(TCU)のみ動作させることとした。
次に、バス方式を決定する。バッテリは放電するにつれ出力電圧が変動し、これを一定に制御するのが安定化バス方式、そのまま機器に供給するのが非安定化バス方式である。安定化バ
スは、バッテリの電圧にかかわらずバス電圧を自由に決められる反面、制御用の機構を搭載する必要が生じてしまう。従って、本衛星の機器搭載スペースや電力供給量を圧迫しないよう非安定化バスとする。
非安定化バスで注意が必要な現象に、バッテ
リラッチアップがある。これは、食明け直後の太陽電池からの電力供給が小さい場合にバス電圧がバッテリ電圧に固定されてしまう現象である。従って、日陰から日照下に出るときは、必ず消費電力の小さい待機モードに移行しておく
ようにしてこれを予防する。
最後に、バス電圧を決定する。各機器の要求
電圧は 15 V、12 V、6V、5 V、3.3 V に分かれている。バス電圧は高ければ高いほど流れる電流が減り、従って損失も抑えられる。しかし 15 Vを消費する機器は GAS のみなので、バス電圧は12 V に設定しその他の機器については後で述べる DC/DC コンバータによって昇圧または降圧してから電力を供給する。DC/DC コンバータの使用には電力損失が伴う。本 DC/DC コンバータの効率はデータシートによると 87%であることから、各モードに対して換算を行い、必要電力を算出する。

電源系システム構成

図 6-1 に電源系の構成概要を示す。電源系の主要な機器は太陽電池(SAP)と二次電池(BAT)である。日照中は太陽電池で機器への電力供給と充電を行い、食中は二次電池から電力を供給する。

図 6-1 電源系構成概要図
太陽電池は寿命末期(EOL)の性能に合わせてサイジングするため、運用期間を通じて電力供給が過剰となる。これに起因するバッテリの過充電などを防止するため、供給される電力を制御するのが普通である。本衛星はパーシャルシ
ャント方式で電力を制御し、日照中のバス電圧の安定を図る。
回路中に分離検知スイッチを三冗長で設けている。これは、ミッション系の要求にロケットからの放出までコールドローンチを保つことが挙げられているためである。分離を誤って検知するリスクを低減するため、全スイッチが閉じて初めて衛星の電源が投入される。

6.4.

太陽電池及びバッテリのサイジング

6.4.1.
太陽電池(SAP)
小型衛星では、太陽電池を搭載できる面積が限られるため、高効率のセルが要求される傾向にある。近年開発され、たいへん高効率である
マルチジャンクション GaAs のセルから選定をを行い、SPECTROLAB 社の 29.5% NeXt Triple
22

Junction (XTJ) Solar Cells（図 6-2）に決定した。
その諸元は表 6-4 にまとめる。このセルを、運用中に太陽熱が当たる-X/-Y/+Z/-Z 面の 4 面に貼る。
太陽電池(SAP)性能（28 ℃）

単位
mm

厚さ

初期効率
％
A/cm2
電流
（エネルギー最大時）V
電圧（エネルギー最大時）
%
太陽光
吸収率
%
放射率
温度係数
%/℃
単位面積当たりの質
量

mg/
cm2

値
0.14
29.5
0.017022.348

𝛾𝛾 = 1 + (60 − 28) × �−

0.90

(6.2)

0.85
-0.26405584

実効面積/太陽電池総面積

表 6-4の発電電力で補えればよいと考え、全モードの電力と運用時間を考慮した上で平均的に必要な値を算出した（式 6.1）
。最低限太陽電池が発電すべき電力は、16.59 W であった。
したがって、16.59 W を発電できるような太陽電池セルをサイジングする。太陽電池は太陽光に曝されるので温度は常温より高くなり、効率は下がる。運用期間中の動作温度を熱解析により得られた値を参考に 60 ℃とすると、表 6-4
は 28 ℃の値であるから、温度の影響𝛾𝛾は次のようになる。
0.264055100

� ≒ 0.916

0.055
0.05
0.045
0.04
0.035
0.03

0

30

60

90

衛星の軌道面上での回転角[deg]

図 6-3

図 6-2

太陽電池(SAP)（SPECTROLAB 社データシートより）𝑃𝑃𝑖𝑖 ∶ 各モードにおける消費電力[W]𝑇𝑇𝑖𝑖 ∶ 各モードにおける時間[h]𝑋𝑋𝑖𝑖 ∶負荷への電力伝達効率とすると、寿命末期に発電が必要とされる電力𝑃𝑃𝑠𝑠𝑠𝑠 (𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸) は次の式から求められる。
𝑃𝑃 𝑇𝑇𝑇𝑇

𝑃𝑃𝑠𝑠𝑠𝑠 (𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸) = ∑ 𝑖𝑖 �𝑇𝑇𝑑𝑑
𝑋𝑋𝑋𝑋

(6.1)
本衛星では非安定化バス方式を用いるので、𝑋𝑋𝑒𝑒 = 𝑋𝑋𝑑𝑑 = 0.90である。本衛星のミッションは、日照時にも食時にも行う場合が想定されるため、食時と日照時の消費電力を合わせた分を日照時
23

衛星の姿勢と実効面積/太陽電池総面積

次に、姿勢の影響を述べる。太陽電池を 4 面に貼っていても、実際に太陽光を受けるのは同時に 3 面までである。また、平面への太陽の入射角度をθとすると発電量はcos 𝜃𝜃倍になる。太
陽光が垂直入射した際これと同じ発電量を与える面積を実効面積と呼ぶことにする。
これを考慮して、衛星の-X 面と-Y 面だけに日射がある場合を 0 deg、-Y 面と+Z 面だけの場合を 90 deg として実効面積と太陽電池総面積の比を検討する。軌道の諸元から太陽と軌道面のな
す角は 30 deg とし、後述する枚数の太陽電池各面に貼ったとして、実効面積と太陽電池総面積の比をグラフにプロットした（図 6-3）。これが姿勢による影響であり、平均値は約 0.4519 である。
また太陽電池の 2 年後劣化率を 0.92、パッキ
ング能率は 0.95 をすると、寿命初期での太陽電
池の発電電力𝑃𝑃𝑠𝑠𝑠𝑠 (𝐵𝐵𝑂𝑂𝑂𝑂)は次のように求められる。

以上の理由から、本衛星に搭載するバッテリに は Panasonic 社 の NiH2 電 池 eneloop
BK-3MCCE を採用する。eneloop はその特性上自己放電しにくく、過充電や過放電に強く、またメモリ効果も少ない。九州工業大学の衛星「鳳龍弐号」をはじめ宇宙での動作実績も存在する
ことから、本ミッションに適合すると判断した。
諸元を表 6-5 にまとめる。

𝑃𝑃 (𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸)

𝑠𝑠𝑠𝑠= 45.88 [W]𝑃𝑃𝑠𝑠𝑠𝑠 (𝐵𝐵𝑂𝑂𝑂𝑂) = 0.858×0.4519×0.92×0.95(6.3)
太陽光強度を 1350 W⁄m2とすると、全セル面積は次のようになる。
𝑃𝑃𝑠𝑠𝑠𝑠 (𝐵𝐵𝐵𝐵𝐵𝐵)
全セル面積 =
太陽強度 × セル効率
=

40.95

1350×0.268= 0.1152[m2 ]

表 6-5

単位
値
mm
寸法
φ14.35×50.4
g
27
質量
mAh
1900
公称容量
V
1.2
公称電圧
温度範囲
℃
-5～+500.9
負荷への伝達－効率0.20
許容 DOD－
eneloop の 100%の充放電を繰り返した場合のサイクル数は約 2100 回である。ところが、本衛星では一日に 15 回弱の食が訪れ、2 年の運用
期間を通じて 104 回もの充放電サイクルに耐えねばならない。そこで、放電深度（DOD）を浅くすることでバッテリの機能を保全するようにする。Panasonic の「ニッケル水素電池の 5 大特性」によれば(図 6-4)、DOD が 20 %程度より小
さければサイクル数は 104 回を超える。従って、許容する DOD を 20 %に設定する。

(6.4)
セル 1 枚の面積を 4 cm×2 cm とすると、必要となる枚数はセル総数 =

0.1152(4×10−2 )×(2×10−2 )< 144[枚] (6.5)

アレイ電圧はバッテリ電圧より高くなる必要があるので、バッテリ電圧の 10 %増しとすることを考えると、12 × 1.1 = 13.2 Vとなる。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

(6.6)
また、セル並列数は、
セル並列数 =

=

144
6

13.2
2.27

= 5.81 < 6�列�

= 24[列]バッテリ(BAT)性能

(6.7)

である。
なお、地球指向面と放熱面には太陽電池セルを貼ることができない。そのため、本衛星では-x 面：20 枚、-y 面：44 枚、+z 面：40 枚、-z 面：
40 枚を貼ることとする。
6.4.2.
バッテリ(BAT)
本衛星のバス電圧は 12 V である。6. 3 で述べたとおり、要求電圧が 12 V 以外の機器に関して
は、TOREX 社の DC/DC コンバータ（XC9101）
を用いることで昇圧あるいは降圧して電力を確保する。
バッテリの選定にあたり、バッテリセルの種別を選択する必要がある。小型衛星でよく使われるものとして NiCd、NiH2、Li-ion があり、後のものほどエネルギー密度が大きく体積の面から有利である。
ただし、Li-ion 電池は過充電に弱く、最悪の場合爆発事故に繋がることが懸念される。また、
NiCd 電池にはメモリ効果が存在し、後に述べる
ように浅い放電を繰り返す本衛星の運用では不向きである。
24

図 6-4 放電深度(DOD)とサイクル数の関係（Panasonic「ニッケル水素電池の 5 大特性」より）

ミッションに要求されるバッテリ容量𝐶𝐶𝑟𝑟 は次の式で求められる。
𝐶𝐶𝑟𝑟 =

𝑃𝑃𝑒𝑒 𝑇𝑇𝑒𝑒

𝐶𝐶𝑑𝑑 𝑁𝑁𝑉𝑉𝑑𝑑 𝑛𝑛

𝑃𝑃𝑒𝑒 ∶ 食時供給電力
𝑇𝑇𝑒𝑒 ∶ 最大食時間(6.8)

𝐶𝐶𝑑𝑑 ∶ 許容バッテリ DOD
𝑁𝑁 ∶ バッテリ並列数
𝑉𝑉𝑑𝑑 ∶ バッテリ平均放電電圧（バス電圧）
𝑛𝑛 ∶ バッテリ-負荷間の電力伝達効率

7. 熱制御系
7.1.

衛星は、厳しい宇宙環境の中で搭載機器を正常に動作させる必要がある。熱制御系の役割は、各搭載機器を指定の動作温度範囲内に抑えることである。
表 7-1 に各系の要求を示す。動作温度は機器の動作時に許容される温度範囲、保存温度は非動作時も含めて機器が破損しない温度範囲である。

バッテリの公称電圧は 1.2V であるが、放電するにつれ 1.2V より実際の電圧は低下する可能性がある。そこで、本解析の計算では 10%電圧が落ちてもバス電圧を確保できるようにする。
バス電圧を𝑉𝑉𝑑𝑑 = 12[V]とすると、バッテリの直列数は次の式で求められる。
直列数 =

バス電圧
公称電圧

=

12

1.2×0.9< 12[列]

表 7-1

(6.9)
太陽電池の発電電力(EOL)が 16.59 W、日照時
消費電力の平均が 10.87W なので、バッテリに供給可能な電力の平均は 5.72 W となる。公称充
電電圧 1.4 V、負荷への伝達効率 0.9、一周あたりの日照時間 3755/2050≒1.075 h より、日照時
間の充電容量（=平均日陰時バッテリ放電容量）
は次のように求められる。
5.72 ×0.9

1.4

各系より熱制御系への要求

× 1.075 = 3.95[Ah]構成要素

𝐶𝐶𝑟𝑟 =

0.20

ミッショ
ン

構体
電源

× 1000 = 19771[mAh]

姿勢軌道(6.11)
19772 mAh となるので、必要なバッテリ本数
は公称容量 1900 mAh であることから最低 11 本
であるとわかった。バス電圧 12 V、バッテリセ
ル一本の公称電圧が 1.2 V より直列数は 12 必要である。したがって、並列数は 1 であり、合計で 12 本と決まった。
ただし、全セルが直列で接続されるので、あるバッテリセルに故障が発生した場合に全体が充放電できなくなってしまうおそれがある。そこで、万が一のときには異常を起こしたバッテ
リをバイパスできるような仕組みを導入する。
それがバイパスダイオードであり、ダイオードの電圧降下分がバッテリ電圧よりも高くなるよ
うに、複数個直列接続のダイオードをセルに並列でつなぐ。このバイパスダイオードは、バッ
テリが正常なときはオープンになり動作しない。

機器
CAM(6.10)
許容 DOD が 0.20 よりバッテリ必要容量は、
3.22

熱制御系への要求の一覧

C&DH

通信

7.2.

LENS
MOT
MDV
CFRP パネ
ル
BAT
VCU
MTQ
GPS
AVS
SUS
GAS
TCU
MDP
NAND
STX
SANT
PANT

許容温度範囲[℃]
動作温
保存温度
度
-10/+500/+40-10/+45*-10/+45*12-40/+100-55/+125+120 未満-20/+50-55/125-20/+60-55/+100-55/+125-20/+60-5/+50-40/+85-30/+75-20/+60-55/+85-20/+50-40/+85-40/+125-40/+125-25/+85+15/+27-30/+70-20/+60

衛星の熱環境7.2.1.
熱平衡の式
衛星の熱解析は、衛星を複数の節点に分割し、節点同士の熱の出入りを数学的に表すことで行
われる。
𝐶𝐶𝑖𝑖

𝑑𝑑𝑇𝑇𝑖𝑖
𝑑𝑑𝑑𝑑=

4

𝑄𝑄𝑖𝑖 – ∑𝑛𝑛𝑗𝑗 = 1 𝐶𝐶𝑖𝑖𝑖𝑖 �𝑇𝑇𝑖𝑖 – 𝑇𝑇𝑗𝑗 � – ∑𝑛𝑛𝑗𝑗 = 1 𝑅𝑅𝑖𝑖𝑖𝑖 𝜎𝜎 �𝑇𝑇𝑖𝑖 4 – 𝑇𝑇𝑗𝑗 �

(7.1)

25

Ci ：節点の熱容量
Ti ：節点の温度
Qi ：節点の熱入力
Cij ：節点間の電動熱伝達係数
σ ：ステファンボルツマン定数
Rij ：節点間の放射係数(7.1)式は、衛星の基本の熱平衡方程式である。
このうち、外部からの熱入力については特に、軌道上であることを考慮した議論が必要である。
7.2.2.
軌道上熱入力
衛星全体を一つの節点と考えたときの熱平衡
方程式は、次の(7.2)式で表される。
C

dT
dt

= α(Qs +Qa )+ε(Qe -Qemit ) + Q - Qcell(7.2)

α ：衛星表面吸収率
ε ：衛星表面反射率
Qs ：太陽放射熱量
Qa ：地球アルベドの熱量
Qe ：地球赤外放射熱量
Qemit ：宇宙空間に放射する熱量
Q ：内部発熱量
Qcell ：太陽電池が発生するエネルギー
熱計算の準備として、上記の熱量をそれぞれ評価する。具体的な値については、主に『衛星設計入門』を参考にした。

である。θ が 0°から 90°まで変化するとした時、cosθ の平均値は面積の関係から 2/π である。θ =������ = (2/π + 0) /2 ≒180°までの平均にすると、cosθ

7.2.3.
太陽放射熱
𝑄𝑄𝑠𝑠 = 𝐸𝐸𝑠𝑠 𝐴𝐴𝐹𝐹𝑠𝑠(7.3)
Es は太陽光の入射エネルギーで、太陽―地球間の距離によって年間を通じて変化する。最大値は 1399 W/m2、最小値は 1309 W/m2 である。
A は衛星の表面積、Fs は太陽光に関する形態係数である。本衛星の形状はほぼ立方体であるから、Fs の最小値は一面にのみ太陽光が入射する時で 0.167、最大値は 0.25 であるとする。
7.2.4.
地球赤外放射𝑄𝑄𝑒𝑒 = 𝐸𝐸𝑒𝑒 𝐴𝐴𝐹𝐹𝑒𝑒(7.4)
地球赤外放射エネルギーEe は、緯度に大きく依存して変化する。最大値は 140 W/m2、最小値
は 265 W/m2 である。
Fe は、地球赤外放射に関する形態係数である。
衛星と地球をそれぞれ球と仮定する時、次の(7.5)式で表される。
1

𝑅𝑅2

𝐹𝐹𝑒𝑒 = �1 − �1 − (𝑅𝑅+𝐻𝐻)2 �
2

R は 地 球 半 径 で 、 約 6378.14 km で あ る(ASTRONOMICAL CONSTANTS 2016)。H は衛星の高度で、本衛星では 600 km である。
7.2.5.
地球アルベド𝑄𝑄𝑎𝑎 = 𝑎𝑎𝑎𝑎𝑠𝑠 𝐴𝐴𝐹𝐹𝑎𝑎(7.6)
アルベドとは、地球表面で反射されて衛星に入射する太陽光のことをいう。a はアルベド係数と呼ばれ、緯度に大きく依存して 0.15 から
0.60 まで変化する。
Fa はアルベドに関する形態係数である。Fa の
正確な表式は複雑だが、Bannister の近似によれ
ば衛星―地球―太陽のなす角を θ として
𝐹𝐹 cos 𝜃𝜃 (cos 𝜃𝜃 > 0)
𝐹𝐹𝑎𝑎 = � 𝑒𝑒
(7.7)
0 (cos 𝜃𝜃 ≤ 0)

(7.5)

26

0.3 となる。
7.2.6.
宇宙空間に放射する熱量
宇宙に対して衛星が放射する熱量は、(7.1)式にもある通り温度の 4 乗に比例する。
𝑄𝑄𝑒𝑒𝑒𝑒𝑒𝑒𝑒𝑒 = σ𝐴𝐴𝐹𝐹𝑠𝑠𝑠𝑠 𝑇𝑇 4
(7.8)
σ はステファンボルツマン定数・Fsp は宇宙に対する形態係数である。
『人工衛星をつくる』によると Fsp=0.8 程度になる。
7.2.7.
内部発熱・太陽電池のエネルギー
内部発熱量 Q は、衛星の運用状況によって変化する。本衛星は観測ミッション中に最大の電力を消費し、発熱もこの時最大になると考えられる。電源系の計算によれば消費電力は最大17.5 W 程、セーフモードを除けば最小 7 W ほどであるからこれを用いる。
太陽放射熱のうち、太陽電池で電気エネルギ
ーに変換される分は温度変化に寄与しないため、除く。高温条件では電力の最悪値である寿命末期(EOL)の最小電力を、低温条件では寿命初期(BOL)の最大電力をそれぞれ使用する。
ミッション機器について、超音波モータの真空中での利用においては、発熱が問題となると考えられる。撮影のセットアップの際にピント駆動を行い焦点を合わせる。連続撮影をする際はピント位置が定まっているため、ピント駆動
を連続して長時間行うことはなく、また頻繁にする必要はないため発熱は少ない。さらに放熱を促進するために黒色ペイントを施すため、発熱による影響は小さい。

条件による変数の値
7.2.8.
ここまで述べたとおり、衛星の熱環境は多くの条件に依存して複雑に変化する。実際に温度範囲を計算できるように、高温・低温のそれぞれ最悪条件を使用することになる。表 7-2 に各変数の両条件における値をまとめる。なお、熱制御剤の劣化は、運用期間が 2 年であるので考慮していない。
表 7-2

表 7-3

品名

α/ε

ﾕｰﾋﾟﾚｯｸｽ
25R
Z306
Z202
SAP

0.34/0.57

単位質量[g/m2]
18

面積
[m2]
0.2

0.92/0.83
0.25/0.83
0.92/0.85100
350
3.6×103

0.7
0.1
0.115

高温条件・低温条件で使用する変数

変数

単位

Es
Fs
Ee
a
Qcell

2

W/m
W/m2
W

高温条件 低温条件
1399
0.25
264
0.60
9.6

1309
0.167
140
0.15
14.2
図 7-1

7.3.

熱制御素子諸元

熱制御フィルム外観（宇部興産サイトより）

熱制御素子の選定

熱制御で利用される素子を熱制御素子といい、受動型と能動型に分かれる。本衛星は小型で電力も限られるため、主に受動型熱制御素子を用いる。
受動型熱制御素子は、材料表面の吸収率 α、反射率 ε を変えることで、衛星内外の熱の流れを調節できる。本衛星は 20 cm 角と小型であり、内部の発熱もそれほど大きくなく、日陰に入った際温度が下がり過ぎないことが求められる。
そこで、断熱能力の高い材料を表面に貼るとともに、要求の下限が厳しい機器に関してはヒータ(HEAT)を併用する。
衛星表面の断熱素材には、宇部興産のユーピ
レックス 25R を用いる。これはポリイミドフィ
ルムにアルミニウムを蒸着したもので、耐紫外線性・耐放射線性が高いのが特徴である。
また、内部の熱伝達を促すために構体内部のパネルや搭載機器には黒色ペイント Z306 を施す。構体レール・アンテナ表面の反射材には白色ペイント Z202 を用いる。
表 7-3 に使用予定の熱制御素子の諸元をまとめた。α/ε は宇宙科学研究所の報告書の値を用いている。SAP（太陽電池セル）は熱制御素子ではないが、表面の広い範囲を覆っているため併せて掲載した。

27

7.4.

一節点法の熱解析

衛星構体の形状を考慮した詳細な解析の前に、衛星を一つの節点のみとして構体パネルの温度を見積もり、熱制御素子の選定・サイジングの参考とした。
(7.2)式と表 7-1 の変数を統計解析ソフトウェ
ア「R」に入力し、微分方程式の数値解を求めグラフにプロットした。結果を図 7-2 に示す。

図 7-2

一節点法による衛星の温度変化のグラフ

構体の温度と機器の温度が一致すると仮定す
れば、ミッション機器と BAT（バッテリ）以外
では要求範囲（-20/+40 ℃）に温度が収まる。
CAM・BAT については、高熱を受けにくい配置を工夫するとともに、低温になるのを防ぐため
必要に応じて HEAT を使用することとする。

7.5.

熱解析

7.5.1.
熱解析手法の概要
一節点での近似では衛星内部の温度分布までは判明しないため、熱解析ソフトウェア(Autodesk Simulation Mechanical)を利用した詳細な熱解析を行い、要求が満足されるかどうか確認する。
構体系が作成した CAD データに熱の入出力
情報を追加し、熱解析モデルを作成して前進差分による非定常熱解析を実行した。
7.5.2.
軌道上熱入出力の反映
7.2.8 で定義した高温条件・低温条件に加えて、衛星の姿勢も考慮しなければならない。高温最悪時は衛星の 3 面(-X/-Y/+Z)に太陽熱があたり、衛星全体への熱入力が最大になるようにした。
低温最悪の太陽光は-X 面のみに垂直入射するようにし、地心方向はいずれについても+Z 方向とした。解析の時間範囲においては、これら熱入力の方向は変化しないものとする。
実際にソフトウェアに材料や表面の特性を入力する。材料の比熱や熱伝導率の多くはソフト
ウェアのライブラリに定義されているものをそのまま適用できる。構体パネルについては、アルムニウムと CFRP のハニカムパネルであるから、コアとなるアルミニウムの密度と熱伝導率をそれぞれ約百分の一に減じて実際の材料特性に近づけるようにした。
熱の入出力は表面熱源[W/mm2]、表面輻射（ε𝐹𝐹sp を係数として入力）、部品の発熱[W/mm2]といった形で個別に設定する必要がある。衛星
外表面について、7.2.3 から 7.2.5 で述べた熱入力に材質ごとの α や ε を掛けて入力した。
また、時間に応じ熱荷重を変化させる機能を用いて、日照時間である 3870 sec が過ぎると太陽熱放射及びアルベドが 0 になるよう設定した。
部品の発熱は、最も近接している内部の井桁型パネルに全て伝わると仮定した。つまり、パネルが稼働中の機器の発熱量分だけ発熱するよ
うに設定した。高温最悪時は衛星の全機器が稼働し、低温最悪時は待機モードを想定している。
部品同士の接触はソフトウェアが自動計算しており、部品間の輻射は無視した。

の非定常熱解析を行った。衛星の初期温度は一様に 0 ℃としている。
吸収率が大きく裏面が断熱されている太陽電池は高温になり、熱を反射しやすい白色ペイン
ト部は温度がそれほど上がらなかった。表 7-4に得られた結果をまとめる。
衛星内部は温度が概ね均等で、外部より温度の幅小さい。表面の熱制御剤と、構体のハニカ
ムパネルの断熱効果のためと推測できる。内部の温度は最大 30.7 ℃、最小-19.1 ℃で、ほとんどの内部搭載機器の要求温度範囲に収まる。また、ES/XANT/SANT/CFRP パネルの温度変化は内部のそれより激しいが、これも要求温度を満たしている。
CAM/BAT については、当初低温側が動作温度範囲の下限を下回ったため、ヒータを追加して再度解析した（表 7-4 下二行）。CAM は動作していない想定のため保存温度範囲の-10 ℃、
BAT は-5 ℃を下回らないようヒータをサイジングする。いくつかの条件を試行した結果、BATに 1W の、CAM に 1 W のヒータをそれぞれ設置し、更に BAT は衛星表面同様の熱制御材で覆ったところ、低温最悪時の平均温度の最小温度が両部品ともに要求内に収まった。ヒータ稼働
時の CAM/BAT の平均温度のシミュレーション
結果を図 7-3 に掲載する。

図 7-3

ヒータが ON の際の CAM/BAT の平均温度8. 通信系
8.1.

通信系の設計概要

本衛星は可視時間内にテレメトリデータと多量のペイロードデータを地上局に送信し、地上局からコマンドを受信する必要がある。本章で7.5.3.
解析結果
以上で述べた熱解析モデルについて、一周回
5805 sec について 97 ステップ
（概ね 60 sec ごと）
28

周波数
帯
アンテ
ナ

は上記を達成するような回線設計を行い、PFD
規定を満たしかつ回線マージンを確保すること
を示す。

8.2.

地上局

8.2.1.
可視時間
本衛星は太陽同期準回帰軌道を取るため、地上局の緯度が高いほど可視時間が増える。よって、地上局には和歌山に加えキルナを設定する。
両局の可視時間の重複を考慮して STK11 を用いたシミュレーションにより可視時間を求めると、
表 8-2 のようになった。これより地球一周あたりの可視時間は 722 sec と分かる。図 8-1 にシミュレーションによって得られた可視時間帯の様
子を示す。
表 8-1

可視時間一覧

地上局名

和歌山

キルナ

可視時間[sec/周]

204

518

緯度、経度、標高

緯度 34.2657
経度 135.151
標
高36.49m

緯度 67.8844
経度 21.0599
標高438.3m

宇宙局

変調方
式

通信方式

ペイロードデー
タ
QPSK

指向性

無指向性

回線設計

テレメトリ、テレコマンド、ミッションデー
タの回線設計表をそれぞれ表 8-3～表 8-5 に示す。
ただし、最悪条件を計算するため地上局諸元は受信G/T 値などが相対的に低いキルナ局のものを用いた。回線マージンはペイロードデータとテレメトリの通信で 3 dB、テレコマンドの通信で 6 dB と設定したが、表 8-3、表 8-4 より確かに満たしていることがわかる。一例として
8025~8400 MHz のスペクトラムにおける PFD 制
限値を考えると、衛星の仰角が 0~5 deg のとき-150 dBW/m2 /4kHz であり、衛星のペイロード
データ送信における PFD 値は-156 であるから、確かに PFD 制限値を下回っている。また、ミッション内容により要求される通信速度は高々1Mbps であるが、これを満たしている。
以下、{A}は A のデシベル表示である。
① 自由空間損失 Ls
自由空間損失は、自由空間における伝搬損失を表す。伝搬距離R には、最悪値である仰角 5
deg での最大通信距離を用いる。
4πR{Ls } = 20 log �
�
(8.1)
λ
② ポインティング損失 LAP
アンテナが意図した方向とは別の方向を向いたときの損失を表す。
2θp� log(𝑒𝑒)
θHP

(8.2)

③ 偏波損失 Lp
円偏波の場合は 3 dB である。
④ 大気吸収損失 La
大気中の酸素と水蒸気による吸収を原因とする損失である。
{La } = γo 𝑟𝑟𝑜𝑜 + 𝛾𝛾𝑤𝑤 𝑟𝑟𝑤𝑤
(8.3)
γo：酸素の吸収係数[dB/km]
𝛾𝛾𝑤𝑤 ：水蒸気の吸収係数[dB/km]
𝑟𝑟𝑜𝑜 ：酸素層通路長[km]𝑟𝑟𝑤𝑤 ：水蒸気層通路長[km]⑤ 降雨損失 LRA

容量の大きいペイロードデータの送信は S バ
ンドの指向性アンテナを用い、容量の小さいテ
レメトリやテレコマンドの送受信は P バンドの無指向性アンテナを用いる。テレメトリやテレ
コマンドに無指向性アンテナを用いることで、姿勢制御を失うなどの非常時でもコマンド送信をできるようにする。
表 8-2

P バンド

{LAP } = 20 �2ln2 ×

図 8-1 可視時間

8.3.

8.4.

S バンド

テレメトリ
テレコマンドFM29

S バンドでは降雨減衰係数が 0.01[dB/km]と見積もることができるので、降雨高以下の区間長を 10[km] とすると降雨損失は
0.1[dB]となる。
また、P バンドの降雨損失は非常に小さく無視することができる。

BER = 0.5erfc[�Eb /𝑁𝑁0] ～2√𝜋𝜋exp Eb /𝑁𝑁0×(8.9)
�Eb /𝑁𝑁0⑫ 要求C/N0[dBHz]
以下の式で与えられる。
{C/N0 }
= {Eb /N0 } + {R a } + {Lm } + {Ld }(8.10)− {Gc }
R a ：復調帯域幅[Hz]Lm ：変調損失[dB]
Ld ：ハードウェア劣化量[dB]
Gc：符号化利得[dB]⑥

天空雑音増加𝛥𝛥
降雨による熱雑音の増加を表す損失である。
TRAIN{𝛥𝛥} = 10 log �1 +
�
(8.4)
TS
LA

TRAIN = Tm �1 − 10−10 �

1

(8.5)

TS ：システム雑音温度[k]Tm ：平均温度[K]LA ：降雨減衰量[dB]⑦ 実効放射電力 Peirp [W]
空間に放射される電力で、送信側性能の指標となる。以下の式で与えられる。
�Peirp � = {Ptx } − {Lf } + {Gtx }(8.6)
Ptx：送信電力[W]
Lf ：給電系損失[dB]
Gtx ：送信アンテナ利得[dBi]⑧ 受信G/T[dB/K]
受信側性能の指標となる値であり、以下の式
で与えられる。
{G/T} = {Grx} − {Lf } − {Ts }(8.7)
Grx ：受信アンテナ利得[dBi]
Ts ：システム雑音温度[K]⑨ 受信C/N0[dBHz]
搬送波対雑音比を表す。以下の式で与えられる。
{C/N0 } = �Peirp � − {Ls } − �Lp � − {La } − {LRA }− {𝑘𝑘}(8.8)
𝑘𝑘：ボルツマン定数[W/Hz/K]⑩ 要求Eb /𝑁𝑁0[dBHz]
ビットエネルギー対雑音電力密度比を表す。
ビット誤り率に依存して決定される。
⑪ ビット誤り率 BER
テレメトリでは10−5、コマンドでは10−6であるが、特にペイロードデータは画像データの品
質を落とさないために10−7とする。以下の式で与えられる。

9. C&DH 系
本衛星のミッションでは、大容量の画像データを取得し地上に伝送する必要があるため、
C&DH 系ではいかにして取得したデータを圧縮処理して衛星内に記録し、通信レートを下げるかが重要となる。したがって、本衛星の C&DH
系に要求される機能は以下のようになる。
① HK データ（House Keeping データ:衛星を維持管理するために必要なデータ）およびミッションデータを取得・処理した後、地上局に送信する（以下では、HK データをテ
レメトリと呼ぶことにする）。
② 地上局と交信できない時間に取得したテレメトリを記録し、通信可能時にデータを送信する。
③ 地上局からコマンドを受信・処理した後各搭載機器に出力する。
④ ミッションで取得した画像データを圧縮処理し、一時的にデータレコーダに記録する。
⑤ 大容量の画像データを圧縮するための圧縮機能を搭載する。
⑥ 地上局と通信できないときにミッションを行えるよう、衛星に自動化コマンド機能を搭載する。
⑦ 衛星に異常が発生した時に自ら自律制御を行えるよう、自律化コマンド機能を搭載する。
以下では、上記の要求をみたすよう搭載機器の選定をおこない、通信データ量を計算する。

30

9.1.

864
初期運用
1
3017
2
374.4
表 9-2 から、一回のミッションで最低 3.1 GBのデータを保存する必要がある。また、ミッション 2 でオーロラが連続して出現した場合は、1
日 5 回の撮影を 2 週間続けると仮定すれば、必要なデータ容量は 17.8 GB となる。さらに、衛星が地上局と通信不可能な事態に陥った場合にテレメトリを 2 週間分保存できるように、デー
タ容量が 0.2 GB 必要となる。したがってメモリに最低限必要なデータ容量は 29.5GB となる。
データ記録装置には小型軽量かつ低消費電力が可能なフラッシュメモリを用いることにし、本衛星では THGBMHG7C2LBAIL（TOSHIBA）
を 3 機搭載する。
このフラッシュメモリは 16 GBと十分な容量であり、コントローラを搭載しているためエラー訂正やウェアレベリングなどを自律しておこなえる。

CPU

CPU には、大容量のミッションデータを高速処理できる能力が要求される。また、衛星のサイズが 8U であることを考えて、できるだけ小型軽量かつ低消費電力であることが望ましい。
そこで本衛星では CPU に R5F72544RKBGV（ルネサスエレクトロニクス社）を採用する。このCPU は宇宙・航空分野のような高性能・高信頼が要求される分野での使用を想定している。高速動作、浮動小数点演算器を用いた高度制御が可能であり、かつ小型軽量で 0.4 W と低消費電力であるなど、要求を十分満たすものである。
本衛星のミッションでは、大容量の画像データを処理する必要性から、CPU は MDP と TCUの 2 つを搭載する。MDP はミッション機器の制御とミッションデータの処理を担当し、TCU は
テレメトリ・コマンドの処理、搭載機器の制御など、ミッション系以外の処理を担当する。
表 9-1

駆動電圧
クロック周波数
ROM
RAM
消費電力
重量
寸法

9.2.

CPU の諸元

単位
V
MHz
kB
kB
W
kg
mm

9.4.

値
3.3
200
2560
128
0.4
0.0013
21×21×2.1

データ圧縮機能

本衛星のミッションでは 1 枚当たりの画像データ量が 24 MB と大きく、通信の負担を減らすためにこれを圧縮する。
画像圧縮コーデックには、Star Pixel（NEC）
を用いる。Star Pixel は JPEG2000 と同程度の圧縮率でありながら、約 10 倍の高速圧縮が可能であり、ミッションで撮影する 16 bit・RGB カラーの画像にも対応している。
鑑賞に堪えうる画質と圧縮率の関係を検討した結果、10%の非可逆圧縮により、画質を 32 dB、
画像データ量を 2.4 MB まで落とすこととする。

9.3.

データ記録装置

ミッション内容から、各ミッション 1 回あたりのデータ記録容量を求めると、以下のように
なる。
表 9-2

ミッション

ミッションデータ量

データ量 [MB]31

通信データ量衛星から地上局にデータを送信する場合、および地上局から衛星にデータを送信する場合の伝送レートを計算する。通信方式には多種多様なデータを扱え、かつ海外局の利用を想定していることから CCSDS 方式を用いる。
9.4.1.
ミッションデータ
表 9.2 から、一回のミッションで最大 3017 MBの画像データを取得する。これを 3 日にわたり
和歌山局、キルナ局での可視時間内に送信するとしてデータレートを計算する。1 日あたりの可視時間は和歌山局で 3060 秒、キルナ局で 7770
秒である。さらにコマンドを送信する間はミッ
ションデータを送信できないため、コマンド送
信時間を可視時間から引く。コマンド送信時間
は 1 周回で 2 分、1 日に 30 分かかるとすると、必要なミッションデータ送信レートは3017 × 8 [𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀]

3060+7770−18001

× = 0.862[𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀]
3

(9.1)

となる。よって、マージンをとってミッショ
ンデータ送信レートを 1 Mbps とする。
9.4.2.
テレメトリ・コマンド
伝送レートを計算するうえで、テレメトリ・
コマンドの項目数を決める。50 kg 級の衛星でテ
レメトリ、コマンドともおよそ 50 項目であることから、本衛星では項目数がさらに少ないと推測されるが、マージンをとって両項目とも 50
項目として計算する。
(ⅰ)コマンド送信レート
ミッションデータの送信時間を確保するため、1 回あたり 10 秒でコマンドを送信すると仮定すれば、コマンド送信レートは次のように計算できる。
50 × 256 [bit] /10 [𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 −1] = 1.28 [kbps] (9.2)
よって、マージンをとってコマンド送信レー
トを 2 kbps とする。
(ⅱ)テレメトリ送信レート
テレメトリ項目数は 50 項目なので、データ量
は 400 bit になる。CCSDS 方式では 1 パケット
(2048 bit）あたり 1568 bit のデータを送信できる
ので、１パケットですべてのデータを送信できることになる。よって、テレメトリのサンプリ
ングレートを 0.5Hz とすれば、実時間テレメト
リ送信レートは 1 kbps となる。
次に、衛星が地上と交信できないときに記録されるテレメトリの再生データレートを求める。
衛星が地上と交信できない時間は 5017 秒であるから、テレメトリの記録データ量は
1 [kbps] × 5017 [sec] = 5.02 [Mbit](9.3)となる。可視時間中 5 分でテレメトリデータを送信すると、再生データレートは(5.02 [𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀])/(300 [𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠]) = 16.7 [𝑘𝑘𝑘𝑘𝑘𝑘𝑘𝑘](9.4)となる。したがって、テレメトリデータの総合ダウンリンク送信レートとしては 17.7 kbpsとなり、マージンを取って 20 kbps とする。

10. 宇宙環境対策
10.1. 放射線対策
宇宙放射線が機器に与える影響として、トータルドーズ効果・シングルイベント効果が考えられる。そこで、本衛星では各影響に対して次のように検討・対策を行う。
高度 400 km 付近に位置する国際宇宙センタ（ISS）において、PADLES による放射線量の計
測 の う ち 、 船 外 で 計 測 を 行 っ た Free Space
PADLES、マトリョーシカ計画の解析が共に未完了のため、解析が終了した Bio PADLES の2010 年 4 月 5 日 ~ 2011 年 6 月 1 日までの約 1
年の計測結果を元に検討を行う。
対象とした期間のトータルドーズは 19.75 radであった。ここで ISS の外壁による遮蔽を考慮32する。ISS の日本実験棟「きぼう」の外壁の構造（船外側から順に、アルミニウム製デブリバ
ンパ：1.27 mm、MLI、アルミニウム製与圧壁：
4.8 mm）を参考にし、6.07 mm のアルミ壁に覆われていると仮定すると、厚さ t[cm]の部材を透過するガンマ線について
N = 𝑁𝑁𝑜𝑜 𝑒𝑒 −𝜇𝜇𝜇𝜇(11.1)と表すことができるため、透過率 No/N につい
て、
𝑁𝑁

𝑁𝑁0

= 𝑒𝑒 −𝜇𝜇𝜇𝜇(11.2)と求められる。
N：入射するガンマ線数
𝑁𝑁𝑜𝑜 ：透過するガンマ線数𝜇𝜇：減弱距離[cm]t：部材の厚さ[cm]
このとき、アルミニウムの減弱距離 2.1 cm、部材の厚さ 6.07 mm より透過率は 0.88 と求められる。したがって、船外における放射線量は、1
年あたり 21.3 rad（=19.75 [rad]/0.88）と概算することができた。 本衛星はミッション期間が 2年であるため、衛星のおかれた環境における放射線量を 85.2 rad と見積もる。
（このとき安全率を 2 とした。）
次に、本衛星内部に入射する放射線量について検討する。
ミッション機器（カメラ・マウント・レンズ）
は立方体の内部に井桁構造を作り、その中央部分のブラケット内に配置されている。ブラケッ
トには板厚 6.4 mm のアルミニウム、井桁部分の壁には板厚 3 mm のアルミニウム板を用いている。また、ミッション機器であるレンズ・マウ
ント・カメラは板厚 3 mm のアルミニウムの構体全体の床板の上部にある、板厚 3 mm のミッション機器用床板に固定されている。
また、レンズ方向から入射する放射線についてミッション時以外は板厚 10 mm のアルミニウ
ム製のレンズカバーでレンズを覆い、レンズの光学ガラス及び内部の CMOS 素子、CPU を保護する。
よって、式（11.2）より、各 6 方向からの放射線の透過率 No/N は光学レンズ方向において0.81、残りの側面の 4 方向において 0.82、底面において 0.88 となり、入射する放射線量は光学
レンズ・CMOS 素子について、
1 × 0.81 + 4 × 0.82 + 1 × 0.88
�85.2[rad] ×�6=70.6[rad]と求められた。
ここから、光学レンズ、CMOS の先行研究・実験結果と照らし合わせ、それぞれの放射線耐性について述べる。
図 11.2 高度 600 km で CaF₂が吸収する線量と10.2. 光学レンズ

アルミニウム板の厚さの関係

石英を主成分としないレンズでは放射線による透過率低下や黄ばみなどの着色といった劣化が発生する。
こ こで 、宇宙 科学研 究所 報告 第 120 号
BepiColombo/MMO 搭載カメラ用光学ガラスの放射性耐性試験によると、SiO2、CaF2 が主成分の光学レンズに 230 krad（70 MeV） の放射線を照射したのち、透過率を計測したところ、それ
ぞれ 85.8 %、88 %となった。
ここで SPENVIS による、本衛星の軌道高度600 km における放射線量をシミュレーション
すると以下の図 11.1、11.2 のようになり、SiO2、CaF2 の吸収する放射線量はアルミニウム板が6~10 mm の時、共に 100 rad 程度になることが確認できた。したがって、先行研究による実験結果と照らし合わせて、本衛星のミッション期間
中における光学レンズの劣化はミッションに影響しないと言える。

（SPENVIS によるシミュレーション）

10.3. CMOS 素子について
CMOS 素子のシングルイベントによる衛星故障として、1988 年の「もも一号」のビット反転が多発した例が挙げられるが、バイポーラを次号機から CMOS 素子に変更したことでシングル
イベントに対策したという実績がある。そのため、過去の事例を参考にして CMOS 素子のシン
グルイベントによる問題が発生する確率は低いとみることができる。
トータルドーズによる故障については、先行研 究 で あ る 、 高 速 CMOS イ メ ー ジ セ ン サ
PB-MV13 のガンマ線照射試験の結果を元に検討する。
実験では、4 日間で CMOS 素子に計 75.0 krad
を照射後、読み出しノイズ、感度変化、欠陥画
素・飽和画素の 3 項目について試験を行ったが、読み出しノイズ、欠陥画素・飽和画素に関して異常は見られなかった。また感度についても,センサの受光感度が 11%低下したが、地球撮影
ミッションには大きく影響しない。
したがって本衛星における CMOS 素子のトータルドーズは 85.2 rad と見積もっているため、トータルドーズによる影響はミッションに影響を与える可能性は低いといえる。

図 11.1 高度 600 km での SiO₂が吸収する線量とアルミニウム板の厚さの関係

10.3.1. CPU・メモリについて
シングルイベント効果による影響には主にSEL(Single Event Latch-up)と SEU(Single Event
Upset)の 2 種類が考えられる。特に CPU の故障
は衛星の故障に直結するため、CPU に関しては
地上で耐放射線試験（重粒子線照射試験、プロトン照射試験）を行ったうえで、再選別を行う。
次に各効果の対策について述べる。

（SPENVIS によるシミュレーション）

33

(ⅰ)SEL（Single Event Latch-up）効果
SEL とは半導体デバイスに高エネルギー粒子
線が入射することで、電子回路に過電流が流れる現象であり、衛星が機能不全に陥る危険がある。
対策として、TCU、MDP に自動シャットダ
ウン機能を搭載し、過電流が流れた際にシャットダウンする。地上局から衛星にコマンドを送信する際に衛星側から返信がない場合、TCU に異常が発生したと認識し、TCU に再起動のコマ
ンドを送信する。それでも TCU が回復しない場
合はサブ TCU に起動コマンドを送信すること
で衛星を復旧する。なお、サブ TCU はコールド
スタンバイ方式を採用し、メイン TCU と同じデータ I/O を接続しておく。したがって、TCU を
2 冗長にすることで SEL の対策とする。
(ⅱ)SEU（Single Event Upset）効果
SEU は集積回路に高エネルギー粒子線が入射することでデータがビット反転を起こす現象であり、CPU の誤動作などにつながる。
本衛星に搭載する CPU やメモリにはソフト
エラー訂正機能として ECC が搭載されている。
ECC は 64 bit のデータごとに 8 bit のエラー訂正
コードを付加することで、1 bit の誤りなら訂正
し、2 bit の誤りでも検出できる。これをもって対策とし、SEU のためには特に冗長系を設けない。
(iii)トータルドーズ効果
トータルドーズ効果は半導体デバイスに宇宙放射線が長期間照射されることで、その性能が劣化してしまう現象である。対策としては地上で耐放射線試験（60Co による γ 線照射試験）をおこない、結果をもとに CPU、メモリを再選別し、機器周囲のアルミ板の厚さを決定する。
打ち上げ前には、Free Space PADLE、マトリ
ョーシカ計画やその他の解析による厳密な放射線量を計算し、その後地上試験を行う。

10.4. アウトガス対策
真空環境下では有機材料がガス化することでアウトガスが放出され、搭載機器に付着するとコンタミネーションと呼ばれる性能の低下を引き起こす。とくに CCD や撮影レンズに付着した
場合、画質や性能が低下して、得られる画像の質が低下する。そこで、以下ではアウトガスの34

放出量を推定し、アウトガスから観測機器を保護する方法について述べる。
アウトガス放出量は TML（脱ガス性）とCVCM（再凝固性）で評価され、その一般的な許容基準は TML≦1 %、CVCM≦0.1 %である。
本衛星におけるアウトガス放出量を計算した結果を、表 11 に記載する。尚、アウトガスデータ
は JAXA の材料データベースから引用した。
アウトガス対策として本衛星に使用される材料はすべてアウトガスの許容基準を満たす材料を選定し、さらに地上試験で 2 週間かけて徹底的にベーキングを行うことでアウトガスによるコンタミネーションを防止する。レンズの樹脂部品に関しては、分解してその材質を実際に確認し、繰り返しベーキングを行うことによってアウトガスの発生を防ぐ。また、アウトガスの主要な発生原因として、構体に使用する構造部
材（CFRP、プリント基板など）が挙げられる。
対策としては、衛星内部の CFRP とミッション部の間にアルミ壁を挟むことで、衛星の内部で発生するアウトガスから CCD とレンズを保護する。また、レンズをカバーで覆うことで衛星表面から発生したアウトガスがミッション部へ侵入することを防ぐ。

11. 開発スケジュール
本衛星の開発スケジュールを別紙 1 に示す。
今回の衛星設計コンテストをもって本衛星の概念設計とし、2016 年下半期から詳細設計を開始する。詳細設計をもとに低温・放射線環境下における機器の動作確認を行う。また、本衛星ではミッションおよび通信に高い実現性が要求されるため、実際にバルーンサットを製作して魚眼カメラによる撮影技術および通信技術を確立する。その後、バルーンサットで取得した撮影
データを利用してドームでの試投影を行い、効果的な演出が可能な高度や撮影姿勢の詳細検討を行う。
衛星開発と並行してスポンサーの募集を開始するほか、開発や各種試験で必要となる設備の利用先を決定する。
2017 年下半期から FM を製作し、FM 試験を行う。また、スポンサー企業や支援団体と、具体的にどのような映像を用いた企画展開を行う
か調整を進める。

2018 年上半期には衛星機体の開発を完了し、打ち上げ方式を検討する。打ち上げ時期が遅くなるようであれば海外からの打ち上げを積極的に検討する。
2018 年下半期での打ち上げを目指し、衛星の概念設計から打ち上げまでを開発期間として、3年以内での開発・製作・打ち上げを目標とする。

12. 開発コスト
表 11-1

開発コスト

ミッション機器
2,000,000
バスシステム
15,000,000
組立・試験
10,000,000
運営・管理
8,000,000
予備費
10,000,000
合計
45,000,000
本衛星の開発コストを表に示した。表に示した「ミッション機器」、「バスシステム」、「組立・試験」の値は EM、FM の開発にかかるコストを考慮したものである。1.5 で記述したように、本衛星は打ち上げ機会の確保のため金銭的コストを抑える必要がある。しかし 1.5.2 で述べられているように、本プロジェクトのデータは広く一般向けの娯楽用途に供することが可能であり、従ってクラウドソーシングなどで資金を獲得することも可能と考えられる。

13. 謝辞
本衛星の設計にあたり、ご多忙の中、慶應義塾大学 大学院システムデザイン・マネジメント
研究科の山浦秀作特任助教授、白坂 成功准教授に様々な助言・指摘をしていただき、心から感謝申し上げます。
また、宇宙科学総合研究会の指導教員である
岡 朋治教授には、本コンテストへの応募への相談から団体のサポートまで、たくさんのご助力を頂き、厚く御礼申し上げます。
また、日本大学大学院 理工学研究科電子工学専攻 大谷研究室 修士２年・JAXA 宇宙航空研
究開発機構 宇宙科学研究所宇宙機応用工学研究系 齋藤 宏文研究室 特別共同利用研究員 金子 智喜氏に、多数のアドバイスを頂きました。
35

また、日本流星研究会・かわさき宙と緑の科
学館嘱託職員の佐藤幹哉氏にドームにおける全天周映像投影について、ZERO CORPORATIONの竹本 宗一郎氏に、全天周番組制作についてア
ドバイスをいただきました。
また、宇宙科学総合研究会の各位にもご協力をいただきました。通信系に関して慶應義塾大学理工学部 1 年 須知 高匡君、姿勢軌道および熱の計算に関して慶應義塾大学理工学部 1 年
三浦 大地君、模型製作および各種資料に関して
慶應義塾大学理工学部 2 年 秋山 央尭君、慶應
義塾大学総合政策学部 1 年 西尾 真君、3DCG
制作およびタイムラプス映像に関して慶應義塾大学商学部 1 年 荒巻 凌君にご協力をいただきました。
この場を借りて御礼申し上げます。ありがとうございました。

参考文献
1)衛星設計入門、茂原正道、鳥山 芳夫 編 培風館 (2002/06)
2)人工衛星をつくる-設計から打ち上げまで宮崎 康行 著 オーム社 (2011/11/25)
3)ORIHALCON、“全天周映像（ドーム映像）の作り方”、
http://orihalcon.jp/documents/domemaster-how- to.html（2016/06/16アクセス） 4)ORIHALCON、“360度映像製作ガイド”、
http://www.orihalcon.co.jp/technologies/documents/how_to_make_immersive_movies.html（2016/06/16アクセス）5)“日本の小型・超小型衛星の足跡（顛末/異常・故障）”、http://www2s.biglobe.ne.jp/~gshirako/j_ssat_trend.pdf（2016/06/16アクセス）
6)吉田隆行、“ガイドエラーの許容範囲 ”、 http://ryutao.main.jp/tips_howto22.html （2016/06/19アクセス）
7)Oculus VR、“oculus touch”、https://www.oculus.com/ja/（2016/06/19アクセス）
8)Google、“google Cardboard”、https://vr.google.com/cardboard/（2016/06/19アクセス）
9)Hacosco Inc.、”ハコスコ”、http://hacosco.com/ （2016/06/19アクセス）
10) SONY、“PlayStationVR”、http://www.jp.playstation.com/psvr/ （2016/06/19アクセス）
11)立原裕司、高井元、香河英史、今泉修、尾本敬信、平子敬一、“民生品赤外線センサを利用した小型衛星向け地球センサの1年間運用
結果”、第59回宇宙科学技術連合講演会講演集
12) RE:Vision effects、“Twixtor”、http://revisionfx.com/products/twixtor/ （2016/06/19アクセス）
13) RE:Vision effects、“RE:LENS“、 http://revisionfx.com/products/relens/ （2016/06/19アクセス）14)Visual Dynamics、“VRayPhysicalCamera Examples”、
https://www.vray.com/vray_for_3ds_max/manual/vrayphysicalcamera_examples.shtml （2016/06/19アクセス）
15)Yosuke Bando、“How to Move Canon EF Lenses”、http://web.media.mit.edu/~bandy/invariant/move_lens.pdf（2016/10/15アクセス）16) SIGMA、https://www.sigma-photo.co.jp/lens/wide/45_28/#/specification （2016/06/19アクセス）
17)浜松ホトニクス、化学計測用CMOSボードカメラ、http://www.hamamatsu.com/jp/ja/product/category/5000/5005/C1144052U/index.html （2016/06/19アクセス）18)esa、“SPENVIS”、
https://www.spenvis.oma.be/intro.php（2016/10/15アクセス）
19) 野澤宏大・吉川一朗、高速CMOS イメージセンサPB-MV13 のガンマ線照射試験
20)株式会社ジェネシア、“日本天文学会1998年春季年会 [W14b]Solar-B用光学ガラスの放射線耐性試験”、
http://www.genesia.co.jp/study/abstruct/co0006.html（2016/10/12アクセス）
21)中川靖夫・国友義久、“紫外線放射による各種ガ
ラスのソラリゼーション”、https://www.jstage.jst.go.jp/article/oubutsu1932/32/1/32_1_23/_pdf
22) 西野洋平・末松芳法・常田佐久・一本清・木挽俊彦・竹山芸英、“磁気太陽観測衛星用光学ガラスの放射線耐性試験”、
http://dbc.nao.ac.jp/cgi-bin-jp/display/rep/vol3/145/0001

23)信越石英株式会社、石英ガラス技術ガイド-2、
http://www.sqp.co.jp/seihin/catalog/pdf/g2.pdf （2016/10/12アクセス）
24) 第4章 耐光性・耐放射線性、

http://www.no1ohmiya.co.jp/pdf/gijyutsu/%91%CF%8C%F5%90%AB%A5%91%CF%95%FA%8E%CB%90%FC%90%AB.pdf （2016/10/12アクセス）
25)秋岡眞樹、2-1-5宇宙システムに対する宇宙放射線の影響、http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/kihouvol55no1.2.3.4/020105.pdf （2016/10/12アクセス）
26) 三澤浩昭・吉川一郎・高島健・本田理恵・内堀幸夫・北村尚・武山芸英、宇宙科学研究所報告第120号BepiColombo / MMO搭載カメ
ラ用光学ガラスの放射線耐性試験
27)放射線安全シールドと計算、http://accwww2.kek.jp/oho/OHOtxt/OHO-2012/3%20iwase_kek%2020120907.pdf（2016/10/12アクセス）28)木本雄吾、“RADFETによる宇宙機環境におけるトータルドーズ計測法“、
http://ir.kagoshima-u.ac.jp/bitstream/10232/4896/1/%E6%9C%A8%E6%9C%AC.pdf（2016/10/12アクセス）
29)東京工業大学松永研究室C&DH・
EPS合同チーム、“宇宙環境についての調査”、http://lss.mes.titech.ac.jp/~matunaga/SpaceEnvironment.pdf
30)永松愛子、“受動積算型線量計PALDESによる低地球軌道における宇宙放射線計測”、https://ir.soken.ac.jp/index.php?action=repository_action_common_download&item_id=650&item_no=1&attribute_id=19&file_no=19&page_id=29&block_id=15531) JAXA、BioPADLES(SpaceFood) LET分布・線量結果、http://iss.jaxa.jp/spacerad/result/bp_spacefood_let.gif（2016.11.7アクセス）
32)ISS宇宙放射線環境計測データベースPADLES、http://iss.jaxa.jp/spacerad/index.html、（2016.11.7アクセス）
33)片木嗣彦、“民生部品・コンポーネント実証衛星「つばさ（MDS-1）」について”、
http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/gijiroku/h17/suishin01/004.pdf（2016/10/20アクセス）34)NASA,]CCMC Model at a Glance ,http://ccmc.gsfc.nasa.gov/models/index.php（2016/10/15アクセス）35)三共製作、CFRPについて、http://www.sankyo-ss.co.jp/about-cfrp.html (2016/6/28アクセス)
36)松永三郎、“衛星の姿勢運動と制御”、http://lss.mes.titech.ac.jp/~matunaga/SatelliteAttitudeLecture.pdf （2016/06/15アクセス）37) 半揚稔雄著「ミッション解析と軌道設計の基礎」p.295,324 2014年 現代数学社 38)姿勢制御研究委員編「人工衛星の力学と制御ハ
ンドブック」培風館 39)” 外力トルク“、http://lss.mes.titech.ac.jp/~matunaga/ExternalTorque.pdf （2016/06/15アクセス）40) 東北大学超小型衛星開発チーム 吉田 和哉，マイクロサット開発入門，東北大学出版会 (2011)41二宮敬虔・中谷一郎、“人工衛星の姿勢安定と制御”https://www.jstage.jst.go.jp/article/ieejjournal1888/94/1/94_1_19/_pdf42)木田隆
著、システム制御工学シリーズ13スペースクラフトの制御、コロナ社（1999）43) 岩﨑信夫、図説宇宙工学概論、丸善プラネット（1999年）44) Panasonic、eneloop 、 http://panasonic.jp/p-db/contents/manualdl/1428052030130.pdf （2016/06/01アクセス）45)太陽電池セル SPECTROLAB社 、26.8% Improved Triple Junction(ITJ) Solar Cells、
http://www.spectrolab.com/DataSheets/TNJCell/tnj.pdf （2016/06/01アクセス）46)TOREX、XC9101シリーズDC/DCコンバータ 、
https://www.torex.co.jp/file/xc9101/XC9101-j.pdf（2016/06/07アクセス）47)太陽電池システム利用ガイド、
http://www.st.rim.or.jp/~hide/guide.html （2016/06/07アクセス）48)ASTRONOMICAL CONSTANTS 2016、
http://asa.usno.navy.mil/static/files/2016/Astronomical_Constants_2016.pdf （2016/06/07アクセス）49) 大西 晃、“宇宙用熱制御材料の太陽光吸収率の入射角依存性と全半球放射率の温度依存性に関する測定データ ”、
http://www.isas.jaxa.jp/publications/hokoku/kenkyu113.pdf 50)宇宙用熱制御ポリイミドフィルム 製品カタログ、
http://www.upilex.jp/catalog/pdf/up_film.pdf （2016/06/07アクセス）51)ISIS Monopole
Antennahttp://www.isispace.nl/product/monopole-antenna/ （2016/06/10アクセス）52)RENESAS、R5F72544RKBGV#US、https://www.renesas.com/ja-jp/solutions/realtime-power-control/space/r5f72544rkbgv-us.html (2016/07/04アクセス）53) NEC、画像
コーデックStarPixel Flexible、http://jpn.nec.com/embedded/products/starpixel/flexible.html （2016/07/04アクセス） 54) TOSHIBA,半導体&ストレージ製品、http://toshiba.semicon-storage.com/jp/product/memory/nand-flash/mlc-nand/emmc.html （2016/07/04アクセス）
55)JAXA、材料データベース、 http://matdb.jaxa.jp/Outgas/OG_search_j.html（2016/10/27アクセス）56)檜原弘樹.複雑化するシステムの信頼性確保には冗長系が欠かせない.Digital Wave.2012,no.69,pp.68-75