
  

    

設計解析書
東北大学大学院工学研究科 航空宇宙工学専攻
金澤知明 氏家恵理子
  
首藤伸一 山口智史
東北大学大学院理学研究科 地球物理学専攻
中野藤之 大石ほなみ 佐藤和也 吉田暁洋

はじめに

ミッションの目的

台風の循環において発生する雷放電発行現象および高高度発光現象の一形態であるブルージェットを小型衛星に搭載した観測機器で常時観測を行う．それらの発生分布・発光強度の時間変化を観測し，その時間変化から推定される雷の放電過程の解明を目的とする．



科学的背景



台風 



台風とは，北西太平洋 東経   

の太平洋 で発生した熱帯低気圧のうち最大風速が   ノット以上になったものをいう．また，南太図  発生期

平洋・東経   以東の北太平洋・北大西洋で発生した熱帯低気圧のうち最大風速が    ノット 以上になったものをハリケーンといい，北インド
洋では最大風速が    ノット以上になったものをサイクロンという．呼び名は違うがいずれも同じ気象現象である．
台風は海面水温が 〜  ℃ 以上の海域で発生し，発達にともなって中心を取り囲む目の壁雲・層状性の雲域である内側降雨帯・個別対流領域である外側降雨帯が組織化され巨大な渦巻きが形成される 図  ．台風の勢力の維持には，海面から蒸発した水蒸気が凝結する際に放出する潜熱が必要である．水蒸気の供給が断たれ，摩擦力が大きくなる陸地では次第に衰え，消滅する．
全球で発生する台風および類似の気象現象は、
年〜 年までの  年間で年平均約  個である。

 雷・ブルージェット

図  発達期

雷は地球上で  秒間に  個程度発生していることが知られている．雷研究の歴史は長いが，電荷分離の

吉川岳

図  最盛期

図  雷の放電過程，

メカニズムの大まかなストーリーとして次のようなことが知られている．雲の中において氷粒とあられが衝突することにより，氷粒は正に帯電し，あられは負に帯電する．質量の小さい氷粒は上昇気流により雲の上層へ運ばれ，質量の大きいあられは雲の下層に運ばれる．この帯電した粒子の集団が大地に逆の電荷を誘導し，大気の絶縁破壊電圧以上になると対地放電 落雷が発生する．これはいわゆる積乱雲における雷の発雷機構であり，鉛直対流が電荷生成に重要な役割を担っている．一方，台風における雷の発生についての詳細は判明していない．台風が積乱雲の集合体ということ
から電荷の生成についても積乱雲と同等の発雷機構が存在していると推測されるが，反時計回りに台風の中心に吹き込んだ風が螺旋状に回転しながら上昇し，上空から時計回りに吹き出している対流形態の違いや，

図  高高度発光現象の模式図

台風の中心に形成される暖気核の存在などにより，発雷機構が異なっている可能性は大きい．
雷の放電過程には様々な段階がある．初めにステップトリーダが大気の絶縁破壊を引き起こしながら段階的に放電路を形成し，地表付近に達すると帰還雷撃 


が発生する．そして，リターンストロークにより放電路および雲中の電荷が中和されるが，完全に電荷が中和されていない場合は，その数十 

 後に同じ

放電路を通ってダートリーダが進展し，地表付近に達すると後続雷撃が発生する 図  ．
ブルージェットは，雷雲の雲頂から約  

の速さで，高度 〜    成層圏高度 まで伸びる高高度発光現象の一種である 図  ．スプライトやエルブスはこれまでに多数観測され，発生機構や発生条件が明らかになりつつあるがブルージェットの観測例は
図  ブルージェット

少なく 図  ，現象自体よくわかっていないというのが現状である．
 これまでの研究



台風と同じ気象現象であるハリケーンにおける雷現

台風の中の雷および台風上空のブルージェットの観象の研究において，ハリケーンの雷の発光密度の最小測に焦点を絞った観測衛星は今までにない．衛星からは中心から 〜   にある．さらにその最小の台風の中の雷現象を捉えることによって，主に台風の領域を越え    まで発光密度の小さい領域が続発生期から最盛期にかけて台風の中の雷分布の時間的・いている．雷発光密度の最大はハリケーンの中心から

空間的な変化を追跡できるのみならず，発光強度の時

〜 

ミッションの意義

間変化から推定される雷の放電過程の変動についても

 にあるということがわかっている．それ観測が可能となる．

ぞれ，連続した対流雲の領域である目の壁雲  !!

ブルージェットの観測からは，今までに明らかにさ" ，層状雲の領域である内側降雨帯 " "

れていないその時空間分布が初めて示されることにな# " ，個別対流領域である外側降雨帯 

に対応するものである．また，ハリり，いつどこでいかなる条件においてブルージェット

ケーンごとに雷活動には大きな違いがみられ，激しいが発生するのかが明らかになる．また，台風の上空のハリケーンだからといって雷の発生数が多いというわ

ブルージェットについて定量的な評価が可能となり，台けではないため，ハリケーンの大きさや強さを決定し

風の構造変化との対応や台風の中の雷との関係も明らている水平風速によって雷活動度を見積もることはでかになり，大気電気や高高度発光現象の研究に多大なきない．

貢献が期待できる．

" # "

一方，台風の中の雷の統計解析も行われており，それによると夏期  月〜 月 発生台風では外側降雨帯
において雷が多く発生しており，冬期  月〜 月 発
生台風では台風の中心付近で雷が多く発生することが

期待できる成果，独創性，社会的効果



衛星やミッション機器を打ち上げ運用を行い得られる成果わかっている．また，台風の発達に伴う中心気圧の低下とともに雷活動も抑えられる傾向にあり，最盛期を本ミッションを行うことにより得られると期待され

過ぎ中心気圧の上昇とともにまた雷活動が活発になるる成果を以下に示す&

傾向にあることが判明している．しかしながら，どの

& 台風の中の雷の時空間分布変化の追跡ようなメカニズムが働いて雷の分布に違いが生じるの

昼夜常時観測により台風の中で発生する雷の分布にか，中心気圧の低下による台風の構造の変化がどのよ

ついて，その時空間変化を追跡することができる．

うに雷の発雷機構に影響しているのかはよくわかって

& 雷の発光強度から推定される雷の放電過程の観測いない．

雷  イベントに対しプリトリガーサンプリングを行

またブルージェットはハリケーンを約  分間飛行

い，データ保存期間をトリガー前  ，トリガー後機観測した際，パイロットによりハリケーンの上空で

 

 とすることにより，発光強度の時間変化を観数分ごとに目撃されている．先に述べたようにスプラ

測し，一連の雷放電過程を推定することができる．

イトやエルブスと比較すると科学的な観測例は少なく，

& ブルージェットの時空間分布台風との関係の解明

研究の初期段階にある．

ブルージェットの観測から今まで得られていないその時空間分布が得られる．また，台風の上空のブルー
ジェットの発生頻度が得られ，台風の構造変化との対ミッションの概要

応および台風の中の雷との関係が解明できる．
．台風・ハリケーン・サイクロンの相互比較

地上からの台風の雷およびブルージェット観測では，

台風・ハリケーン・サイクロンは気象学的には同じ現地上で観察できる範囲しか観測することができない．

象とされているが，雷の時空間分布変化やブルージェッ

一方，衛星観測では，台風が大洋上に存在している場

トの発生分布頻度を相互に比較することにより，これ合における雷の発生位置や時刻，発光強度などについらの同一とされる現象を差別化できる可能性がある．

ての情報を得ることができる．台風の中で発生する雷について長期間にわたり，台風の発達過程における雷 主張したい独創性，社会的効果の放電形態が時々刻々把握することが可能である．
本ミッションでは高度    の低軌道 $% を独創性飛行する衛星を打ち上げ，昼夜常時観測を行い，台風

台風の中の雷および台風上空のブルージェットに焦における雷およびブルージェットについて発生分布・発点を絞り，南北  度の緯度幅をカバーし，広い観測幅

光強度の時間変化・その時間変化から推定される雷のをもち常時観測が可能な衛星である．また台風の中の放電過程などについて明らかにする．

雷の発光強度の時間変化を観測し，その観測から雷の

放電過程を推定できる．また，発光の継続時間や観測波長の違いによりブルージェットと雷を確実に分離し，今まで得られていないブルージェットの時空間分布を明らかにし，台風の上空でのブルージェットを定量的に評価できる．
社会的効果
台風は日本にとって重要な水の供給源であると同時に大きな災害をもたらす非常に激しい気象擾乱である。
本ミッションにより得られる台風の中の雷分布の時空間変化やブルージェットの分布発生頻度などが台風の構造変化とどのような関係があるのかが明らかになれ
ば、台風自体の理解にもつながり、台風による災害の防止に役立つ情報の提供ができると考えられる。



図  $'()(* の概観（展開前）

名前の由来

本ミッションを遂行する小型衛星『$'()(*』は，$"+,"  ' -+". !."." -+ ( )(*/ " の中の大文字からとったものである．タ

イトルは，本ミッションの観測対象である（台風の中の）雷を連想しやすいからである．



ミッション



システム構成図  $'()(* の概観（展開後）

本衛星 $'()(* は，重量約  ， 枚の太陽電池
パドル展開機構を持つ寸法  .  立方の衛星である．
その概観を図 ， に示す．また，構成図を図  に示
す．打ち上げ時には太陽電池パドル，アンテナは，折りたたまれているため，衛星は立方体の状態でロケットに搭載される．本衛星にはミッションペイロードとYして，台風の中の雷およびブルージェットを観測する
X

ために，01%) カメラを  台搭載する．

Z
DPU



コンポーネント

図  に本衛星の機能系統図を示す．コンポーネン

CMOS

トは，大きくミッション系とバス系に分けられる．表 に衛星の仕様をのせる．ミッション機器は，01%)
X

カメラを，姿勢位置センサは太陽センサ，地球センサ，
Y

ジャイロ，23) を，姿勢制御系はリアクションホイー

GPSル，スラスタを用いる．



軌道



打ち上げ時期PCU

CMOS

図  $'()(* の構成図

本衛星は台風の生涯を追い，台風の中で生じる雷およびブルージェットの観測を行うことが目的である．そZ図  機能系統図

こで日本で台風発生数の多い  月〜  月に観測ができるよう打ち上げるのが望ましい．
次に打ち上げる年であるが，台風は年によって発生数が違い，台風と年の関係は薄い．また，同様の雷観測ミッションを行う衛星として熱帯降雨観測衛星（8-".!
"9!! 1 " 1""，811）があるが，

年  月までの運用となっている．よってその役目も引き受ける意味で， 年  月を打ち上げ時期とする．

 軌道設計

表  衛星の仕様

ミッション要求および設計要求

寸法 重量 打上げ時
外形寸法 



全備重量 

本ミッションを成功させるため，軌道に関するミッション要求として，以下のことが求められている．

&

ミッション機器& 赤道上同一地点を時間のロスなく観測が可能で01%) カメラ構成

データ処理装置
& 赤道が常に観測視野にはいっていること．

姿勢
安定方式
姿勢・位置センサ
姿勢制御装置

あること．

 軸ゼロ

 モーメンタム

また，軌道に関する設計要求として，以下のことが求太陽センサ，地球センサ

められている．

ジャイロ，23)

& 一周あたりの発電量および通信時間が十分に確リアクションホイール

保できること．

スラスタ

以上の要求を満たすよう軌道を検討し決定する．

電力
電源

太陽電池セル

赤道上同一地点の観測周期

リチウムイオンバッテリ

消費電力 4

最大 &

要求  を満たす最も適した軌道は，常時観測が可能

最小 &

な静止軌道である．しかしながら，台風は周囲大気の状
況などにより，移動速度は異なるが，極端に数十  

通信も移動することはない．また現在では，811 に搭

クリスマス島通信局

載されている雷観測衛星（$"+" ( " ) ，

沖縄

5 ,$" 周波数帯

67 バンド

転送レート #-  -,$" ， 5 ,$"

$()）によりおよそ  分で同一地域を観測することができる．
以上の点から，観測周期  分というのが一つの目

軌道要素安となる．よって衛星の観測幅を含めた上で，同一地

軌道

$%

域を  分前後で観測できるような低高度の軌道を選

高度  

ぶのが望ましい．

傾斜角 

&

空気抵抗が小さくなる高度    以上から，バン周期  "

アレン帯内側の高度    では，観測周期はおよそ  〜  分となる．
赤道の常時観測本ミッションでは，北半球，南半球どちらに発生している台風も観測を行う．日本で台風発生数の多い 
月から  月にかけては，南半球では冬から春の季節となり，この時期に南半球側で発生した台風は，赤道付近を低緯度のまま推移していく．このため，赤道付
近を常時観測する事ができれば，毎周回同一の台風を観測する事ができ，台風の発生から消滅までを追うここの二つの大きな違いは軌道投入方法である．$%とができる．
ここで，観測可能領域は，カメラの視野角によっては軌道投入後に何の操作もいらないが，2% では軌道も変化するが，衛星の高度にも左右される．赤道が常投入後に 28% の遠地点でアポジキックを行い，&に観測域に入るには，観測可能な緯度幅が   よ

りも大きい必要がある．

以上をアポジッキックモータの燃料にを割く必要があ 加速する必要がある．このとき，衛星重量の半分

よって本ミッションでは観測視野を緯度幅  

り，また運用終了後にデオービットを行なうため，さらとし，この視野を観測できる最低高度を求める．図 に多くの燃料を要することになる．このことから，搭は，その時の各関係を図に表したものである．その結載コンポーネントの積載量に大きな制限がかかり，ミッ

果，高度 &   が最低高度であることがわかった．

ション機器に十分な重量を割くことができない．

よって，高度約    以上の軌道が求められる．

以上の点から，本ミッションの軌道は $% にする．
そこで，$% の高度を選定する．高度    付
近はバンアレン帯であり，放射線の影響が強く，また軌道周期は短い方が望ましい．よって緯度   幅を観測することができる，最低高度の    を採用する．ここで，表  は軌道条件を示す．
表  軌道条件

図  最低高度

軌道形状

円軌道

軌道高度

 

軌道傾斜角

& 



ミッションシーケンス
本衛星の運用モードは，以下の  つで表される．本ミッションでは，軌道選定
ここでは軌道選定を行うにあたって，運用実績のある軌道について様々な観点から比較を行い，本ミッショ

& 復帰モード
& 観測モードンに適する軌道を選定していく．比較する軌道は，低軌道 $% ，静止トランスファ軌道 28% ，静止軌
道 2% の  種類である．表  に，各軌道を比較した結果を示す．
まず，本ミッションでは赤道域付近の台風の発生から消滅までを追うため，赤道域の観測およびその観測周期に重要な意味を持つ．そのため，赤道は常時観測できることが望ましく，さらに赤道上同一地域の観測
周期は短い方がよく， 分前後を下回ってくることが望ましい．また，赤道を常時観測するため，  
以上の高度が必要である．
まず，近地点高度   ，遠地点高度   の 28% を仮定し，バンアレン帯の外側で観測を行うとすると，観測周期はおよそ  時間となる．よって 28%
はミッション要求を満たしていない．一方で，2% は定点観測が可能であり，観測範囲の要求も満たす．ま& $ 5$ モード
& 電源 %77 モード
& 待機モード

ミッションシーケンスの概略図を図  に示す．また，
以下に各モードのシーケンス内容を簡単に述べる．詳細は後の各パート，& 姿勢制御系，& 電源系，& 通
信系で述べる．
& 復帰モード

東経： 
この経度では，電源の復帰およびリアクション
ホイールに蓄積された角運動量を除去する．このモードが終了後，次の観測モードに移行する．

た，$% も高度    以上ならば赤道の常時観測が可能であり，バンアレン帯内側までの高度   
内であるならば，観測周期は  〜  分となり，おおよそ要求を満たしている．そこで，2% と $% の比較を行う．

& 観測モード

東経： 〜  ，西経   〜  
姿勢変更・復帰モード終了後，台風内の雷およびブルージェットの昼夜問わず観測を行う．姿勢表  軌道の比較
低軌道 

高度
観測領域・
周期

静止トランスファ軌道

可視領域は広いが，観測周周期は  〜  分

期が長くおよそ  時間．

もに小さく，地上局を  箇所に設置する事で，毎周回
$ 5$ が可能．

ブラジル磁気異常帯を通過
放射線の影響するため，影響はあるが大きくは無い．

 

常時赤道を観測でき，観測

通信電力，通信時間遅れと通信

 〜  

静止軌道


常時観測が可能である．

近地点付近においては低軌

地球上からは一点に静止し道と，遠地点付近においてて見えるため，一箇所の地

は，地上局を複数置くこと

上局で常に通信できる．しで静止軌道と同様の性質をかし，通信電力，通信時間持つ．

遅れともに大きい．

バンアレン帯を通過するた

低軌道よりは大きく，28%

め，影響は大きい．

よりは小さい．

を与えない．よって，日本上で台風の発生数が多い は，カメラを常に地心方向に向けるようにする．

月〜  月までの半年間を観測期間とする．
& $ 5$ モード

赤道上同一地点の観測周期

東経：  〜  ，西経 〜   

赤道上同一地点の観測周期を求める．軌道解析ソフ

北緯 & ，東経  &  のクリスマト )!!" 8! :" )8: を用いて，ミッション期間

ス島と，北緯 & ，東経  &  の沖を  年  月  日〜  年  月  日までとし，

縄に地上局を設置し，この  箇所でダウンリン

この期間で解析を行った．解析結果を表  に示す．

クを行える場所では，観測モードと並行して，得表  より，観測間隔は  分  秒〜  分  秒とられたデータをダウンリンクする．

なる．よって，観測周期  分前後という要求に当てはまる．

& 電源 %77 モード

西経： 

表  観測間隔

待機モードに突入するための準備として，西経観測間隔  まで搭載機器の電源を切り終わるように

する．

最短観測
間隔
最長観測

& 待機モード間隔

西経： 〜  

 年  月  日 年  月  日

この経度では，ブラジル磁気異常帯のため，バッ
テリーの充電だけを行う．
摂動 低軌道の解析

本ミッションにおいて摂動は，観測域や姿勢制御に影響をほとんど及ぼさないが，衛星が太陽から受ける

観測期間

熱量には影響がある．

本ミッションでは，太平洋赤道付近に発生・消滅す

摂動の一番大きな要因は地球の重力場の高次項である台風の中で生じる雷観測，およびブルージェット観

るが，特に長期的な運用によって変化するのが昇交点測を目的としている．これは，運用期間が長いほど有赤経 ; と近地点引数

効なデータを数多く得られる．また，高度    以

点引数の影響は無いが，昇交点赤経の変化は熱および上であるため，空気抵抗が軌道に与える影響は無視で

電力解析では影響がある．よって一日の昇交点赤経のきる．さらに摂動も円軌道であるため，観測には影響変化量を求める．
である．本ミッションでは近地図  シーケンス内容

 
< =
 . ;  カメラ  広域雷観測
 カメラ  ブルージェット観測 3! 5 3. " " 53



ここで，

 ：地球半径  &  
：軌道の半直弦
：軌道の平均角速度
：軌道傾斜角 ：重力ポテンシャルの二次項観測器としてカメラを  台搭載し，カメラ１は地球表面で半径約    という広域を 〜   の波長域で観測し雷放電発光現象  &  

 露出， 6>のサンプリングという高速で捉える．カメラ  は地球< の単位は   である．式（）を用いであり，;表面で半径約    円の視野を持ち，ブルージェッ< はて，一日の昇交点赤経の変化角 ;トの発光で最も強い輝線と考えられる   

< =    ; - ""/ #
を観測することで，雷と区別して撮像する．カメラで撮像されたデータは 53 に送られ，イベント有りと判断されたときの時刻，位置に加のように求まる．以上の結果より，衛星が最も太陽から熱を受ける日は，)8: によると  月 

え輝度値の重心を有する  ピクセルについてイベン日となる．

トの前後を記録する．以下で詳しい観測器の仕様を述べる．



システム詳細設計  観測装置に対する設計要求

， 章で述べたミッションおよびシステム構成におミッションを成立させるため，光学系の設計指針をける要求を満たすミッション部，バス部を設計する．

以下のように設定した．

ミッション部

& カメラ  は広域を観測することで雷の観測確率

を上げる．



観測方法

 

観測の概要

& カメラ  はブルージェットの現象を確実に同定する．
& それぞれ発光の位置を  

本衛星はミッション用機器として，以下のコンポー

定する．

ネントを搭載して観測を行う．
 以内の精度で特& 昼夜問わず観測を実施させ十分な ) * 比を得る．



観測装置の設計



検出器

検出器として雷発光 近赤外領域 及びブルージェッ
トの発光 紫外領域 の波長域において高い量子効率が得られ、暗電流・読み出しノイズが小さく、かつフレームレートが  9 

. という高速撮像を実現す

る撮像素子を採用する．消費電力の制限から  台のカ
メラともに 01%) 素子を採用する．両カメラとも地
球中心を指向させ常時 *" 観測を実施する．
表  01%) カメラ仕様
画素数 6

画素サイズ

&

  ?

 & 

雷  9 

フレームレート図  カメラ  広域雷観測.

ブルージェット  9  !.

平均暗電流

-"@!

.

を設計した．

.

雷 &

衛星高度から見た地球は全角 &  であるため．

ブルージェット &

レンズの視野全角は   とした．視野におさまる

量子効率

雷  

露光時間

範囲は地球の表面のおよそ半径    円であり、



ブルージェット 
保存周囲温度〜 ℃

動作周囲温度,〜  ℃

消費電力

& 4 台  -"@! の検出器を使用することで落雷位

置を    以内の精度で特定する．
〜  

 の雷の発光を視野片角   から入射したときも捉えられるように    程度短波長側も透過させるフィルターを使用する．
また雷放電現象の発光は雲の散乱により  ×  程度に広がると考えられるため発光を捉えるピク

セルは   -"@! 程度になると思われるが，その 雷撮像カメラの設計

輝度重心位置を雷の位置とする．

表  カメラ  重量
バッフル

 

レンズ 石英 

フィルタ 石英 

ケーシング

 

01%) カメラ 

計 

 ブルージェット撮像カメラの設計
表  カメラ  重量
バッフル

   対物

レンズ すべて石英  コリメータ  フォーカシング

フィルタ 石英 

ケーシング

 

し光学系が大きくなりすぎないことを考慮しリレーレ

01%) カメラ 

ンズを用いた設計とした．図  では略記した視野端か計 

カメラ  は雷放電現象を観測するが，広域をカバー

らの入射光が，01%) 素子に受光するようなリレーレ
ンズを用いる．
カメラ  はブルージェット観測カメラである．この雷放電現象をできるだけ多く観測するため，衛星高カメラは雷発光と区別するため透過波長 

度から見渡せる地球ディスク全てを視野とする光学系  㪚㪦㪣㪣㪠㪤㪘㪫㪠㪥㪞㩷㪣㪜㪥㪪㩿㪽㪉㪌㪃㪝㪈㪀
㪦㪙㪡㪜㪚㪫㪠㪭㪜㩷㪣㪜㪥㪪㩿㪽㪍㪃㪝㪈㪀

㪙㪘㪝㪝㪣㪜

㪝㪦㪚㪬㪪㪠㪥㪞㩷㪣㪜㪥㪪㩿㪽㪉㪌㪃㪝㪈㪀

㪝㪠㪣㪫㪜㪩

㪚㪤㪦㪪
㪊㪇㫦
㪊㪈㪇
㪊㪋㪅㪌㫦

㪉㪇㪅㪇

㪍㪅㪇

㪉㪌㪅㪇

㪍㪅㪇

㪉㪌㪅㪇

図  カメラ  ブルージェット観測の干渉フィルターを使用する．フィルターの透過波長表  各カメラで使用する干渉フィルタの入射角依存性を考慮し，かつブルージェットを識別するために狭帯域のフィルターが必要となるのでコリ

カメラ 

中心波長    

メータレンズを使用する．視野全角を   として

雷観測用

7461   

観測範囲を絞ることで装置を小型化した．視野は地球

カメラ 

中心波長    

表面の範囲でおよそ半径    の円で ブルージェット観測用

7461   -"@! のカメラでの観測により &  

 程度の精度で位置を特定できる．ブルージェットは雲の上部から吹き出すような形で発光するため雲の散乱はない．ブルー

発光強度を ( -+ .

ジェットの代表的な空間スケールとして水平方向の幅

き， サンプルあたりの光子数はは    であるため   -"@! 程度ににおさまると

 =考えられ，その輝度重心位置をブルージェットの位置 -"@! としたと

  ;    とする．
 対物レンズの面積;  ピクセル立体角

表  カメラ性能諸元
視野全角  フィルタ透過率
  レンズ透過率

カメラ    度円
カメラ    度円

  レンズの枚数

撮像素子01%) カメラ

フレームレート 9

露光時間

 

ダイナミックレンジ #"

空間分解能

カメラ   & -"@!

カメラ   &-"@!



.

である．
雷の発光強度を (=   と仮定し，対物レン

，  = & ， 

ズの口径を  
すると式  より

 ＝    !.  -"@!
となる．ここで検出器の量子効率が
 

 平均



=  

〜なので

 =  =    !. -"@!

 カメラの  評価
本光学系における雷観測とブルージェット観測の可能性を議論する．
カメラ= &A = ととなり，暗電流よりも十分大きくなるので，十分な ) *の  評価をもって検出することができるといえる．
となる．これに対してブルージェットの光子数は &

続いて地球による太陽光の反射の影響を議論する．

-+

昼面の観測で予想される太陽光の反射によるバックグ
ラウンドの量を推算する．地球昼面光フラックス  は以上のことからダイナミックレンジ  #" で観測する場合、) *=  以上での観測が期待される．

     地球アルベド = ;  太陽立体角 =       光子エネルギー =     B-+
  露光時間 =      .
  フィルタ幅   データ処理系の設計

 太陽昼面光度 4 .

から得られる．雷放電発光の観測では  の波長の光を透過するフィルターを用いるので



 



 4 .

 

A

データ処理を行うペイロード 53 5 3. ""

し，ある閾値を超えたピクセルがあったときにトリガーをかけデータを取得する．閾値を超えたピクセルの輝度値の重心を位置データとして保存し，そのピクセルの強度を現象の強度とする．雷に関しては典型的な発

光継続時間が  =

 程度なので，トリガー前  

 





 までの発光強度を記録する．

ブルージェットに関しては典型的な発光継続時間が となる。雷のシグナル光子数は   -+  程度なので，トリガー前  からトリガー後  

り式  より からトリガー後

 までの発光強度を記録する．トリガー前のデー

タはメモリに一時的に保存させ時々刻々新しい物に書

き換えていく．

と予想されるので雷を ) *=  で観測するには観測したデータのデータレコーダへの転送およびダ
ウンリンク系へのデータ転送をペイロード 53 によっ

太陽昼面光フラックス!が行うタスクを以下に示す．

撮影するたびに前フレームとの輝度値の差分を計算

 =      であ

 =    -+ 

 と予想されるので，ブルージェットを) *= で観測するためには  #" 必要となる．

    ;   ;          

=



て行う．

シグナル光子数より  #" 必要となるが，余裕を持たせて  #"

バス部のダイナミックレンジを取る．
カメラ  の  評価
次にブルージェットの ) * を評価する．対物レンズの口径を  

，波長  

典型的な発光強度 & 

 におけるブルージェットの -+ .
 -"@! を用い，  ＝ & A





構体系



重量

本衛星の重量の内訳を表  に示す．

=&A = とすると

式  より 構体設計

 =  -+  -"@!

ここでは本衛星の基本構造について述べる．本体はとなるので、 = & と見積もると

 辺  

パドル展開機構を持つ．各パネルの材料・寸法を次に =  =  !. -"@!

示す．

 下面パネル      を検出することができるといえる．

 側面パネル      

雷の場合と同様にしてブルージェット観測の時の太 の波長を用いるので

4 .

 

＝  

 上面パネル      

材料：'! 合金 ,8 = A  =     とすると式  より
 =    -+ 

材料：'! 合金 ,8

陽昼面光フラックスを見積もる．ブルージェット観測

材料：'! 合金 ,8

となる．この値は暗電流よりも十分大きいので，現象では  の立方体形状であり， 枚の太陽電池 衛星分離部    

材料：'! 合金  ,8 






 太陽電池パドル構造      

材料：073 展開機構

表  重量配分

本衛星では，要求される電力をまかなうために展開

質量 

コンポーネント式太陽電池パドルを用いる．図 A に太陽電池パド

ミッション系

01%) カメラ&

ル展開前と後の様子を示す．衛星がロケットから放出

ペイロード 53

&

され，リアクションホイールによって初期姿勢制御を

太陽センサ

&

地球センサ

&

ジャイロ

&

行った後，パドルが展開される．展開方法は，テグス，

センサ系

ヒータ，スプリング，ヒンジからなる．パネルの端を衛星本体の側面の端にスプリングをつけたヒンジで止



23)

&

めます．このヒンジは，展開する前は閉じていて展開

バッテリ

&

すると   開き，ロックされるものです．テグス

バッテリケース

&

シャント

&

太陽電池パネル

&

53

&

によって，パネルを保持し，ヒータによってテグスを

電源系切り，展開します．

バス系

30

&

ハーネス

&

クロスダイポールアンテナ

&

トランスポンダ&

リアクションホイール
スラスタ

図  太陽電池パドル展開前

&
&

黒色ペイント&'! 蒸着テフロン

&

1$(

&

273

&

サーマルフィラ

&

ヒータ

&

サーモスタット&

白金温度センサ

&

前面パネル

& 

後面パネル

& 

下面パネル

&

横パネル

&



上面パネル

& 

支柱

&




&

支持金具

&

締結部材類

&

展開機構



太陽電池パドル 内部機器配置



構造マージン

本衛星の内部機器の配置を図  に示す．衛星本体の合計

真ん中に，支柱が存在する．これは，衛星の上下面にかかる力を逃がす役割も果たす．また，このなかには
燃料タンク，リアクションホイール，ジャイロが配置される．01%) カメラ，地球センサは地球半径側の C


&

燃料

蝶番
図  太陽電池パドル展開後

&

タンク

熱制御系

構体系





&
&
&
&

Y
X
Z
DPU

CMOS

X
Y
GPS
PCU

CMOS
図   内部機器の配置

Z

方向の面に配置した．太陽センサは最も太陽方向を向の性能に依存する．また，衛星の寿命はスラスタ推薬

くことが多い衛星分離部側に配置した．またクロスダ

量，センサとベアリングの寿命に依存してしまう．しイポールアンテナは，地球側の面に配置した．表  はかし，運用に自由度があり，高い姿勢制御を実現でき

衛星の重量配分を示す．

る．さらに質量特性が比較的自由で，軌道上でパドルを展開でき大電力が収集できるので，三軸安定方式を

以下では，これらコンポーネントに関わるセンサ系，電源系，熱制御系，通信系の詳細を述べる．

採用する．

 慣性モーメント

ンホイールによって姿勢制御を行う．リアクションホ

運用期間中はブラジル磁気異常帯を除き，リアクショ
イールのアンローディングは  周に一度行うものと 次元 0'5 ソフトである )!"4

する．

を用いて衛

星のモデルを作成し，慣性モーメントを求めた．太陽電池パドル展開前の慣性テンソルは，   =     


 





 外乱トルク
円軌道において，次に示す  つの外乱トルクが主に

衛星の姿勢を乱す要因になる．

 重力傾斜トルク 空力トルク 太陽輻射圧トルク
 地磁気トルクとなり，パドル展開後の慣性テンソルは，  =  
 




 





 

となった．ロケットから放出され，軌道上で姿勢が安定するまでの姿勢制御では前者の慣性テンソルを，そ解析に用いた衛星の慣性モーメントを表  に示す．まの後は後者の慣性テンソルを用いて姿勢制御を行う．

た，外乱トルクを表  に示す．
各外乱トルクは以下のように求められる．



姿勢制御系



姿勢要求精度表  慣性モーメント

本衛星は高度    の円軌道に投入される．円軌道で地球を周回し，台風の中の雷およびブルージェッ
トを観測する．撮像される画像  -"@! あたりの視野

太陽パドル展開前 



& 

&

&

太陽パドル展開後 



& 

&

&

角は &  である．そのため，本ミッションで要求される姿勢精度も露光時間中に， &  より小重力傾斜トルク

さい精度で姿勢制御しなければならない．

=

 姿勢制御方式
衛星の姿勢制御方式には重力傾斜方式，スピン安定          軌道半径 地球半径  D 高度     慣性モーメント       ロール軸周りの姿勢誤差  
 地球重力定数方式，三軸安定方式がある．重力傾斜方式は完全に受動安定方式であるため，安価であり，燃料も必要としない．しかし，重力傾斜方式が成立するためには重力
傾斜トルクが，衛星が受ける他の外乱トルクより大きいことが必要である．本ミッションでは地磁気トルク

が最も大きな外乱トルクであるため採用しない．スピン安定方式は高い安定性と高い指向精度を得ることが空力トルクできる．また，衛星を安定にするためには衛星の形を円盤状につくる必要がある．本衛星は電力を得るため

 =    
 =   に太陽パドルを展開するので，本ミッションでは採用しない．三軸安定方式の精度はセンサとアクチュエータ  空気圧 *    圧力中心と重心との距離     大気密度         空力係数  表面面積    衛星速度    
太陽輻射圧トルクと計算できる．アンローディングは， 周につき一度行うので，搭載されるリアクションホイールは  周分の外乱を打ち消すことができる角運動量容量が要求される．?08%*(0 ' -. 社によって製造されているリアクションホイールを参考にして， *

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．リアクションホイールの諸元を表  に示す．& の姿勢精度要求を満たすため，比較的低出力なリアクションホイールを選定した．

 =     =
 D  . 表  リアクションホイール諸元発生トルク * 

   太陽輻射圧 *    圧力中心と重心との距離     太陽光輻射圧定数     * 表面面積    反射係数   太陽光入射角  

地磁気トルク

の最大蓄積角運動量 *
質量 


&



&

消費電力 4&

最大回転数 - 



寸法 



   センサの選定



本衛星に搭載するセンサとして，初期姿勢捕捉と粗 =  
= 



  地磁気ダイポール

精度検出のために太陽センサを用いる．また，本ミッ

ションは地球指向であり，低軌道であることから衛星の厳しい姿勢精度要求に応えるために地球センサとレー  残留磁気ダイポール  地球磁場   -! .

ザージャイロを搭載する．ロール軸 E 軸 ，ヨー軸 C

軸 のジャイロのドリフト補正には地球センサ，ピッチ軸 F 軸 には太陽センサを用いる．センサの諸元を    2  .  

表  に示す．また一番高い姿勢精度が要求される観測

モードにおいて，ジャイロのドリフトレートと観測時間の積は，要求される姿勢精度より小さくないといけない．ドリフトレートは &  + であり，観測表  高度    の外乱トルク

時間はブラジル磁気異常帯を含めて約   " であ& 
& 
& 
& 

るので，その積は &  となる．つまり要求され重力傾斜トルク * 
空力トルク * 
太陽輻射トルク * 
地磁気トルク * 
外乱トルクの合計 * 

&

る姿勢精度

& 

より小さいので搭載するジャ

イロは適当である．

 姿勢制御シーケンス
この項では各姿勢制御シーケンスにあわせて，姿勢制御の考察を行う．

 リアクションホイールのサイジング

& 本衛星が高度  

観測高度である    において，外乱トルクが 周 

" の円軌道に投入された時点で衛星はタンブリング状態であるので，リア

すべて同じ方向へ作用する最悪ケースを想定した場合，で蓄積される角運動量 ! は，

クションホイールによってこの回転を除去する．
姿勢捕捉用に太陽センサを用いる．その後太陽! =          =   *

パドルを展開する． 初期捕捉モード

表  センサ諸元
太陽センサ
地球センサ
精度 

&

&

重量 

&

&

寸法 





   消費電力 4

レーザージャイロ
& +&   

ドリフトレート  &

&

& 姿勢を制御し，台風の中の雷とブルージェットを

表  スラスタ諸元
推力 *
&

観測する．カメラを常に地心方向に向けるようにする．このとき外乱が生じるため，センサによってリアクションホイールの制御入力値を補正す
る． 観測モード

比推力  &

重量 

&

寸法 

   



燃料

窒素

& ブラジル磁気異常帯通過中は，強い放射線の影

響のため一切ミッションは行わなず，この間姿勢間が必要となる．本ミッションはブラジル磁気異常帯

制御は行わない． 待機モード

を除き，常時観測が目的なので，アンローディングに
磁気トルカを使用することは現実的ではない．よって，

& ブラジル磁気異常帯を抜けたのち，リアクショ

アクチュエータにはスラスタを採用する．

ンホイールに蓄積している角運動量を除去する．

パドル展開前に慣性モーメントが一番大きいロール

アンローディング

軸 E 軸 について，次の時系列で姿勢を変更することを考える．

初期捕捉モード  秒間等速   秒間加速 秒間加速

本衛星はロケットから高度    の円軌道に投はじめと終わりの加速度の絶対値が等しいとすると，入された時点で角運動量を持っている．最悪のケースと等角速度 < は < =     =    となし，三軸とも  -  で回転しているタンブリング状態

る． 秒で    になるための角加速度 G はを想定する．これをリアクションホイールを回転させて除去することを慣性モーメントが一番大きいロール軸
E軸

G =

に注目して考察する． -  は &   で





=



発生トルクをとなり，搭載するリアクションホイールの許容角運動==   *  =      となる．またモーメントアーム長を "，発生推力を  ，あるので，パドル展開前のロール軸周りの角運動量は" = 

<

量より，十分小さいことがわかる．つまり，タンブリ=

ングをリアクションホイールのみで抑制できる．

とおくと，

G"   

衛星が切り離されたのち，太陽センサを用いて太陽



"=

より，



 

     =   *

を捕捉し，姿勢を確立する．このとき本衛星を   となる．この値に近い出力のスラスタを選択する．選で   回転させることを想定する．衛星を大角度択したスラスタの諸元を表  にしるす．次に，このと回転させるためにはスラスタや磁気トルカなどのアクきに必要な燃料質量を計算する．この期間のパルス数

チュエータが使用される．スラスタを用いると，衛星はパルスの開始と停止，軸の数， 軸回転させるための寿命はスラスタの燃料に依存してしまうが，大きなに用いるスラスタの数の積なので次のように計算する

トルクを発生できることが特徴である．一方，磁気トことができる．

ルカは地磁気の影響が大きい低軌道付近では有効であり，また構造がシンプルであることと，燃料を必要とパルス数 = 

しないという利点があるが，発生トルクが小さいこと    =  パルス  秒を割り当てると，噴射時間は次のようにが欠点である．本衛星はリアクションホイールのアン

求めることができる．

ローディングも同じアクチュエータを用いるので，磁噴射時間 = 気トルカではアンローディングに用いるとかなりの時  =   また  つのスラスタを偶力として衛星を回転させるこ

表   バッテリの諸元とから，

 = #

であり，# はスラスタ  つの推力である．また所要燃
料質量は， を重力加速度とすると，
=






製造元

)'*F%

製品名

リチウムイオン二次電池 7

公称電圧

&

公称容量

& '+

質量

& 

外形寸法

直径： & ?

高さ： & 

と求めることができる．よって，表  の値を用いて，=

  *     =         

 観測モード：経度 〜 ,  において観測を

行う

 復帰モード：経度   において  周に一度，観測モード
三軸姿勢制御方式により，衛星の姿勢を観測精度 &

外乱でずれた姿勢を調節する（ただしこの調整 で制御する．このとき、ジャイロで検出される角は一瞬で行われ、電力をほとんど使わないので，速度を積分することにより，直接姿勢の検出をする．さ

電力解析では考慮しない）

らに，地球センサの姿勢情報を加えてフィルタを形成

 待機モード：経度 ,〜  ，ミッションをし，精度の高い姿勢決定をする．

行わない

待機モード

 観測・$ 5$ モード：経度  &  緯度 &

大気モードでは，ブラジル磁気異常帯突入前に搭載 ，経度 & 緯度  & 度の地上局から，半機器の電源を切る．

径    の地域の上空におい，てデータのアンローディング

アップ・ダウンリンクを行う

ブラジル磁気異常帯を抜けたのち，リアクションホ

各モードでの消費電力を表  に示す．

イールに蓄積された角運動量をアンローディングする．
アンローディングに必要なスラスタ噴射時間と所要燃
料質量の解析を行う．
スラスタ噴射時間  は，発生トルクを 電源系の選定，リアクショ

ンホイールに蓄積した角運動量を ! とすると，

=!

電源安定化方式


本衛星は小型衛星であるため，電源の軽量化及び高いで表すことができる．アンローディングは  周 電力伝達効率が望ましい．よって，バス安定化方式は非

安定化バスとし，余剰電力の棄却にはパーシャルシャン

"

に一度行うので，以上の式よりアンローディン

グする場合のスラスタ噴射時間は  =   となる．

ト方式のシャントを用いる．シャント質量は   と見積もる．また，食時の電力供給用バッテリとバッテリ衛星の運用期間 半年 のうちに衛星は地球を の充放電及び搭載機器への電力供給を制御する 3 

周アンローディングするので，表  を用いて，

    =  =    




 

0! " 30

を搭載し，重量 &  ，消費電力 & 4 と見積もる．



電源系機器

と求めることができる．初期補足の燃料を含め，約 
倍のマージンを考慮し，燃料は &  搭載すること

本衛星は，後述するように観測時における太陽光のにする．

入射角の影響から発電量が著しく低下してしまう．よって太陽電池セルは出来るだけ効率の高いものを選定し



電源系



消費電力

なければならない．一方，バッテリについても軽量で高性能なものが望ましい．
以上の点を考慮し太陽電池セル及びバッテリを選定

本衛星は軌道投入後，次の  つのモードで運用される．

した．それぞれの諸元を表  ， に示す．


表  電力配分 4
観測モード

復帰モード

待機モード

観測・$ 5$ モード

ミッション系











エレクトロニクス部









データレコーダ









67,# 通信系

&

&

&

&









&

&

&

&

&

&

&

&

カメラ

バス系
53

リアクションホイール
ジャイロ





太陽センサ









地球センサ

&

&

&

&

スラスタ









3  0! "









合計

&

&

&

&

% ： 温度の影響

表  太陽電池の諸元
製造元)308%$'H 社

製品名! 8"-! B."& ： 放射線に対する保存率
Æ ： 有効発電率)! 0!!
2"3 2'

構造
初期効率

& ％ I ,0

動作電圧

& ?

単位面積あたりの質量

& 

である．前述したように  ，Æ ，& は打ち上げから刻々

2

と変化する．本解析ではこれらの値を打ち上げ日  から  分おきに計算している．次節のサイジングに

おいては，太陽電池についての諸元について述べ，式

劣化率

&

温度係数

& ％ ,0

る電力量について計算し，これに基づいてバッテリのセルパッキング能率 ％

諸元を求める．まず，以下では有効発電率，温度の影

の各パラメータをもとにしてバッテリに供給され

響，放射線に対する保存率についての解析を行う．

 発電電力量への影響

有効発電率

観測モードにおいてはカメラを地球の中心に，かつ

待機モードでは，ブラジル磁気異常帯の強い放射線

図  において衛星本体に固定した E 軸を地軸に対しが各種機器に与える影響を考慮し，姿勢制御は行わなて直角に指向させなければならず，観測モードで充電

い．ブラジル磁気異常帯に入るとそのまま待機モード

する際は太陽光が太陽電池パネルに対して角度 $ を持に入る．しかし前述の姿勢制御系における解析より，ブ

ち，発電量が落ちる．さらに本衛星はブラジル磁気異ラジル磁気異常帯通過中の主に太陽輻射による外乱が常帯を通過中に大量の放射線を浴び，太陽電池が劣化

衛星姿勢に与える影響によって，太陽電池パネル方向することにより発電量が低下する．よってこれらの要と太陽方向の角度のずれは，数   程度である．

素を考慮したサイジングが不可欠である．

観測モードではカメラを地球に指向させなければな

太陽電池パネルが発電しなければならない発電量をらず，太陽電池パネルと太陽光の間に角度が生じてし次式で見積もる．
最大発電量 =

まい効率良く発電を行うことができない．これを考慮


4
%&Æ

に入れなければ正確な太陽電池セルの有効発電率を算出することができない．太陽電池セルの発電量は太陽光とのなす角度の余弦に比例して変化する．この余弦

ここで，を算出する式を以下において導出する．

 ： 発電量 4

まず，春分点の方向に ' 軸，地軸の向きに ( 軸をとり，これらと右手系をなすように ) 軸を定めて地球中

： 劣化率


図  )" 太陽電池の軌道上データ

図  機体座標系での基底の定義
1心赤道面基準慣性座標系とする．この座標系は季節に0.9関わらず常に一定の方向を指し示す．軌道データより，上で定めた座標系にて衛星の位置 ，速度  を得る．そ
=

れらの外積

  を定めると，これは軌道面に垂0.8

直なベクトルとなる．ここで，衛星の機体座標系の基

0.7

底 Ü Ý Þ を次のように定義する 図  ．

Ü = Ý  Þ 

Ý =



Þ = 






0.6



0.5

観測時には衛星のカメラ面は地球中心に向く& 太陽
電池パネルに垂直なベクトルと衛星の位置ベクトルが0.4

直交しなければならない．この太陽電池パネル面に垂

0

50

100

150

200

直な単位ベクトルを特にパネルベクトルと呼び，Ô として地球中心赤道面基準慣性座標系で表すと，図  に示すように仰角 * ，方位角  D * の方向を向い

図  放射線による太陽電池の劣化ているので，. *   .  D *Ô = 
 . *   "  D *" *    "  . 
=   "  " .と書ける．さて，共に機体座標系で表された ¼Ô ，×の内積はこのベクトルのなす角の余弦を与える．そしてこれは太陽電池パネルと太陽のなす角 $ を用いて次のように書ける．

¼Ô  × = . $







放射線被爆による太陽電池の劣化と書ける．このパネルベクトルを機体座標系で表すと，本衛星は，ミッション期間中に頻繁にブラジル磁気

¼Ô =

Ì

異常帯を通過する．このときに問題となるのは，ブラÔÜ Ý Þ
Ôと書ける．また，機体座標系において '

ジル磁気異常帯通過中における，放射線による太陽電池の劣化である．この観点から半年というミッション ) 平面かÞ 方向に仰角 +，Ü から Ý に向かって方位角 ,期間における太陽電池の劣化を考慮しなければならなを定義すると，機体座標系で表した太陽の方向ベクト

対する値の比として保存率 & を用いてどれくらい劣化らい．この時，打ち上げ直後の開放電圧・短絡電流値にル × はしたかを評価する．

. + . ,× =  . + " ,
"

+


. + . ,=  . + " , " +

放射線による劣化を解析するに当たって，  年
 月から約半年間，28% 軌道を飛行していた「つばさ15), 

」の軌道上データを用いた．同衛星は民生部

品の放射線帯域における実証実験を行った．本資料で


は搭載されていた * 型ベース単結晶 )" 太陽電池の打 ： バッテリ容量 '+

ち上げからの経過日に対する短絡電流・開放電圧の初 ： バッテリ使用時平均供給電力 4

期状態に対する割合を保存率 & として示している 図
 ．図  より，短絡電流，開放電圧の保存率は経過 ： バッテリ使用時間 +日に対して明らかに落ちている．ここで図  における

 ： 許容バッテリ放電深度（5%5各グラフを経過日の対数関数を変数とした二次関数で近似する．打ち上げから  日後に短絡電流・開放電 ： バス電圧 ?

圧の保存率が & であるとみなすと，それぞれの保存

率 ) は運用日数   を ' とした次式で表される．

) =  ! 'ここで  =

D

 ： 電力伝達効率 ： 充電時平均供給電力 4 である．式  を用いて電力の ： 充電時間 +

保存率を計算するには，短絡電流・開放電圧の保存率

 ： アレイ電圧 ?

の積，つまりここでは ) を計算しなくてはならない．
ここで問題になるのは，本衛星は高度    の円であり，これらはそれぞれ軌道データから求めた．こ軌道を飛行しているので，28% 軌道を飛行していたの時，バッテリ使用時平均供給電力  - ，充電時平「つばさ（15),  ）」のデータから近似した式  は

均供給電力  -  は共に次式で求められる．

そのまま使用することはできない．28% 軌道の一周回のうち，バンアレン帯を通過している時間は &
気異常帯を通過している時間は  ％ である．これは28% 軌道の & 倍にあたるので，式 -   消費時間 J 消費電力    =％ であり，本衛星の軌道の一周回のうち，ブラジル磁

放電及び充電時間の ' に &
バッテリ系

を乗じれば，本衛星の軌道における電力の保存率を計算することができる．

本衛星のミッションでは，ブラジル磁気異常帯を日なたでむかえ，かつ $ 5$ を日陰で行うとき，日陰

太陽電池パネルの温度変化の影響

は常時観測になるので，バッテリの使用量が最大にな
太陽電池パネルは温度が上昇するにつれて発電効率る。このとき，衛星が日陰に入っている時間は，観測・が低下する．表  の太陽電池セルの緒言から，基準で

$ 5$ モード & + ，観測モード & + であり，ある  ,0 から  ,0 上昇するごとに &

この間はバッテリによる電力の供給が行われている．

％ 低下することが分かる．後述の熱解析により求めら

このデータと表  よりバッテリ使用時平均供給電力

れた，打ち上げから   " おきの太陽電池パネルの 4 は

温度変化データを処理することにより温度の影響を解
析する．



本衛星の太陽電池パネルを  区画に分け，それぞれのパネルが受ける影響を %  %  %  % とおき，その相=加平均 % をとると，パネル全体に対する温度の影響は次式で評価される．

%==

   D   4 となる．ミッション期間中，本衛星のバッテリーは% D % D % D %約  回充放電を繰り返す．よって放電深度（5%5）

 ％ は  ％ とする．バス電圧  ? は  ? とし，非安定化バスのため電力伝達効率ｎは & とする．
以上の条件を式  に代入すると所要容量  '+ は サイジング
表  をもとにバッテリ系，太陽電池パドルのサイジ =ングを行う上で次の  式を用いる．

 =

 
   = D        = '+    となる．使用電池の緒言（表 ）より， =  となり，並列には  本必要である．バス電圧が ? であるから直列には  本必要であり，計  本となるので，総重量は & =&  となる．ただし，バッテリーケース重量を &  として，バッ
テリ系全重量を &  と見積もる．

ここで、


陽電池の諸元よりセル初期効率は & であるので，太陽電池パネル

最大発電量
本衛星は，いかなるときでもカメラを地球方向に向けている．このため，ミッション期間中において最も発電量が少なくなる   日近辺で，更に伝達効率等   

=



=

 4



も考えれば日陰時に $ 5$ をし，日が当たるときに待機モードに入るときが，電源系にとって最悪のケーと求めることができる．この最大発電量を式  を用スとなる．

いて実質的な発電量  を   " おきに計算した．ここの日に衛星が日なたに入ってる時間は待機モード &+ ，観測モード & + である．これより



=
=

のとき，式（ より温度による影響を & と見積り，

 4 は   D   4

式（）より放射線による劣化率を &  と見積り，劣化率は電池の緒言より & とした。実質的な発電量

 の平均値は & 4 となり，  近辺でも十分な発電を確保できた．



次に，各面のセル枚数，アレイの構成を決める．セとなり， は式（）の通りなので，これらより式

ル面積はセル  枚の寸法を  . を用いて，太陽電池が発電しなくてはいけない 3

4 を求める．ここで，  はアレイ電圧 ? を表して

=

セル総数

おり，バッテリの直列  本分の電圧の  ％ 増しと考え  &  ? とした．電力容量に最大総消費電力量=を代入して，
=

セル直列数



=
=


      D     4
 

=
=

セル並列数

次に，発電量を求める．本衛星は太陽電池パネルを= 面分搭載しているので，

パネル  枚あたりの面積

=

 



    =   パネル搭載数




 
 =  

アレイ電圧
セル電圧

 
=  → 




セル総数
セル直列数





=  セル貼り付け面重量=

パネル全面積 単位面積あたり貼り付け面重量=    = 

である．これにより搭載できる太陽電池セルは，
全セル面積

全セル重量

=

太陽電池パネルの全面積

=

 



全セル面積
セル  枚の面積

また，パネル質量を以下のように求めた．

太陽電池パネルの全面積=  .  とすると，

  =   パッキング能率

=

全セル面積

 パネル搭載数

 2' セルの単位面積あたりの重量=      = 



と計算できる．ここで本衛星の太陽電池が発電し得る
ハーネス重量

最大発電量は，
=

=

太陽光強度

パネル枚数

 パネル搭載数

 セル  枚あたりのハーネス重量=      = 

最大発電量

 セル初期効率  全セル面積以上を合計して，太陽電池パネル全体の質量は &である．ここで，太陽光強度を  4 で見積もる．

 とし，太表  雷観測カメラの諸元
受光部画素数



 

露出時間

1

.

全角  度円

視野0.8-"@!

発光強度分解能 #"サンプリング数

 

0.6



-!

-! /0.4

表  ブルージェット観測カメラの諸元
0.2

受光部画素数
0

0

20

40

60

80

100



120

.

全角  度円視野
発光強度分解能サンプリング数

図   周期における有効発電率の推移-"@!

 

露出時間

 #" -!-! /



通信系

数え， / あたりのミッションデータ量を計算す



はじめに

なデータ構成とする．次に， 周回に観測する雷，ブる． / あたりのミッションデータは表  のよう

本衛星は台風の中で発生する雷の発光現象をとらえ，

ルージェットの数（/ 数）を見積もる．これまでのその強度や分布を観測する．観測により得られたミッ観測から，カメラの視野内には  / . の頻度で雷が，

ションデータは地上局に無線で送らなければならない．

  / . の頻度でブルージェット

またミッションデータの他に，衛星の運用状況も把握すが検出されると推測される． 周回あたりの観測時間はる目的で 6  :-"（6:）データと呼ばれる，衛 

星バス部の情報も地上局に送る必要がある．さらに衛 / #" だけ観測される．

" #" であるのでそれぞれ / #"，

以上より， 周回で蓄積されるミッションデータ量

星に動作を命令するコマンドも受信せねばならず，通は & 1H となる．

信系は衛星と地上との連絡をとる重要な役割を果たす．

 / /=& 1H

しかし通信系に対する要求は非常に厳しく，いかなる #" /

状況でも通信品質を確保し，かつ法的規制も満たさなD  #" /

ければならない．それらを満たす通信系の設計の妥当

 データ

性を説明するには，以下のような項目の定量的な解析

衛星の状態を知るために，6: データも取得・蓄積しダが求められる．

ウンリンクを行う．合計で  項目あり，全て  #"

○ 通信可能時間，伝送レートで表現する．サンプリング周期を   . & 6>○ 通信に用いる周波数帯とすると，  " #" で  回記録し， 周回で○ アンテナの種類や送信電力，給電系損失

& #" #" 蓄積される．

○ 伝播路にある大気や雲，雨による減衰

以上より，ダウンリンクをするデータ量は合計で○ 長距離通信による自由空間損失

& 1H #" となる．

ビーコンについて

本節では通信速度要求や法的規制を満たし，安定した衛星が動作していることを確認するために 6: デー

データ通信が可能かどうか検討する．

タを常時送信する．

 データ量の算出

 回線設計

ミッションデータ
雷観測およびブルージェット観測により得られる 

375 規定および回線マージンを両立させるために通周回あたりのミッションデータの量を算出する．まず，

信系は次のような設定とした．

カメラのアウトプットデータに関する諸元は表 ，

地上局設置場所のようにまとめられる．  回の雷発生を  / と

衛星は赤道付近を観測するため地上局も赤道に近い表  ミッションデータ構成
項目

雷観測

ブルージェット観測

時刻 #" #"

衛星の姿勢 @" = #"
   -!=  #"
 #" @"  @" = #"

 @" = #"
   -!= #"
 #" @"  @" = #"

 #" @" 

発光位置
発光強度の推移 #"-! #" @"  #" #"

合計

-!

 #"

表  取得 6: データ項目
各パート

データ項目
23)，ジャイロ

姿勢制御系

サンセンサ，地球センサ
スラスタ，4
バッテリ出力電圧
・出力電流・温度・残量

電源系

太陽電池温度コンバータ出力電圧
トランスポンダ温度

通信系

03 温度ミッション系

カメラ温度

その他

衛星識別信号

表  回線設計
K

項目
アップリンク周波数 16>

地上局設置場所

クリスマス島 *&，4 &

地上局設置場所

沖縄 *&，4 &

地上局アンテナ

パラボラアンテナ   

地上局送信出力 4

地上局送信ビットレート #- 

ダウンリンク周波数

& 16>

衛星側アンテナ

クロスダイポールアンテナ

衛星側送信出力

& 4

衛星側送信ビットレー ト #- （ダウンリンク）

衛星側送信ビットレー ト

& #- （ビーコン）

所を設定し，効率の良い通信を行う．赤道直下のクリ

ただし，

スマス島および沖縄に B'E' の通信設備があるため，  ：所要   H6>
" ：変調損失 H   ：所要の H を得るための最小    H. ：符号化利得 H" ：ハードウェア損失 復調損失 H：ビットレート H6>


両所に地上局アンテナを設置する．ヶ所合計で  周回
平均  分の通信が可能である．
アンテナ
衛星側は 375 規定のために，送信出力を極力抑えなければならない．さらに姿勢喪失の際も通信ができるように指向性の強いアンテナは使用しないため，利得が低くなる．したがって，衛星側に搭載するアンテ

以上，得られた  

ナはクロスダイポールアンテナとし，地上局のアンテ
ナを，指向性が強く利得の高いパラボラアンテナを用与えられる．このマージンが正であればよい．

いてそれを補う．パラボラアンテナの利得 2 は次式

   に必要なパラメータより求まる．

. =  !  
*/   がマージンとして. 

& システム雑音に対する受信アンテナ利得比：

受信 2 8 は次式によって与えられる．
H"





 ：開口面直径  .  = .   "   . ：アンテナの絶対利得 H"
" ：給電系の損失 H" ：ポインティング損失 H

：開口面効率 ％  ％とする

/ ：使用する電波の波長   通信解析

 ：システム雑音温度 H:

" 

& 給電損失：

送受信器の給電系の損失．地球局において & H，

本章での回線設計の妥当性を検討する

衛星アンテナにおいて & H という仮定をした&

主要な回線パラメータ
回線の品質を左右するのは，信号の 0 信号電力" & アンテナポインティング損失：

対雑音電力比 であるが，変調機及び復調機の特性を

地上局のアンテナにはポインティング損失があ分離し，衛星回線部分の特性を一般的に規定するためり， H とした．

に，一般には搬送波電力対雑音電力密度比：  

& システム雑音温度：

搬送波電力， ： 6> あたりの雑音電力密度 が使用される．  は，H 値で表現され，この値が規定以下になった場合に回線は切断されたとする．これ

  は，次式で与えられる．
より，  で表す記号はデシベル H 値を表すこととする．この受信限界品質を示す規定を所要  とし " D    "=

 !=  


D

H:

て，  と表現する． つのパラメータは以下の"式で与えられる．

  衛星アンテナの雑音温度 :  給電線雑音温度 :





=

   "  "   " 
"  D .   D 
 ：送信局の (3 H4" ：自由空間損失 H" ：偏波損失 H" ：大気吸収損失 H" ：降雨損失 H.  ：システム雑音温度に対する受信アンテ& 自由空間損失：

ナ利得比 H :

& 偏波損失  =" D  
.  D " D "

回線設計の基本となる量であり，自由空間における伝搬損失をあらわす．迎角   での最大通
信距離 1 を   として計算する．

"  =  !



*1
/



H



" 

偏波には直線偏波，円偏波，楕円偏波の  種類

所要 0 *  は，次式で表される．

 



 受信機雑音温度 :









がある．到来信号偏波と受信偏波の組み合わせで偏波損失 " H が決まる．本設計では円K円



なので， H とする．


表  通信解析結果
単位

アップリンク

ダウンリンク

ビーコン

16>



&

&

&

& 

& 

H4

&

K&

K&

送信機出力

4



&

&

送信機出力

H4



K&

K&

送信側給電損失

H

&

&

&

送信アンテナ利得

H"

&





送信側ポインティング損失

H







自由空間損失H&

&

&

通信最大距離









偏波損失

H







大気吸収損失

H

&

&

&

周波数
波長
送信 (3

降雨損失

H







受信 2 8

H :K&

&

&

受信機ポインティング損失

H







受信アンテナ利得

H"



&

&

受信側給電損失

H

&

&

&

システム雑音温度

H:

 & 

&

&

:







給電線雑音温度

:







雑音指数

H







受信機雑音温度:&

&

&

H6>

&

& 

& 

受信アンテナ雑音温度

受信 

3): 313): 313): 31要求  

H







ハードウェア損失

H

&

&

&

符号化利得

H







ビットレート

#-





&

変調損失

H







要求 

H6>

&

&

&

H

&

&

& 

変調方式

回線マージン

H4K

電力束密度（375）（迎角  ） H4

K&
&

電力束密度（375）（迎角  ）,&
,&

 周回で送受信できるデータ量

1H

&

&

&

 周回で蓄積される全データ量

1H

K

&

&



"

& 大気吸収損失：

対流圏における酸素及び水蒸気による共鳴吸収による損失．波長が長いほど減衰が大きい．今回
用いる周波数帯の波長では無視できるほど小さいため， H とした．

  に必要なパラメータと要求   

& ビット誤り率 H要求    は，所要ビット誤り率を達成するために必要な値である．ビット誤り率とは，データのビットの  と  を間違って判断する確率である．アップリンクにおいては，H 要求は，,，ダウンリンクにおいては ,として計算している．要求    は，要求 H が求まれば得ることができる．

 = 

½*

  ¼ @-  1

図  解析モデル
 ：搬送波電力と伝送速度の比
 ：雑音電力密度"

& ハードウェア損失：

伝送路の直線ひずみである遅延歪み，振幅ひずみなどによって生じる．一般的には &〜& H
程度を劣化量として見こんでいる．本設計では，
& H とした．

. 

& 符号化利得：

ディジタル伝送方式で行われる，誤り訂正符号によるビット誤り率の改善による効果．H と数値的に関係がある．今回は，要求 H を達成するのに必要な ?"#" 複合による符号化利得を用いた．
& 変調損失：

図  応力分布,上面側" 

残留搬送波位相変調方式において，正弦波および短形波信号からなる周波数多重化信号によって搬送波周波数を位相変調した場合の，今回は& H と仮定する．

回線設計の結果
回線設計の結果を表  に示す．回線マージンが  H以上であり，通信可能な状態を保てる．



構造解析

構造解析は， 次元 0'5 である )!"4 により作成し，構造解析ソフト 0%)1%) 4 を用いて解図  応力分布,下面側析した．解析は，パドル展開前の応力解析と固有振動
数解析について行った．




設計要求

機軸方向，機軸直角方向ともに設計要求を十分満たす
剛性が確認できた．

以下に，6,((' ロケットのピギーバック衛星として要求される軌道投入までのインターフェイス条件のうち最も厳しい値を挙げる．

 剛性条件



熱解析



温度要求

衛星に搭載される各機器はA 性能を満足して正常に

機軸方向１次固有振動数： 6> 以上動作するためには適切な温度範囲内にある必要がある&

機軸直角方向１次固有振動数： 6> 以上

外部熱入力A 衛星の運用条件などを考慮して熱モデル

 準静的荷重によって予測される温度範囲に  ℃幅の設計マージン

機軸方向： 2 10% 時を加えた最大予測温度範囲内で温度環境を設計しなけ

機軸直角方向：± & 2 リフトオフ時ればならない& 各搭載機器の最大予測温度範囲を表 
に示す& この中でもっとも熱的にクリティカルな部品

この設計要求を満たすことを，以下の応力解析，固はバッテリである& これらの温度条件を満たすために

有振動解析を行い，確認する．

機器の熱設計を行う&

 外部熱入力
衛星の打ち上げから軌道上に達するまでA あるいは軌道上における衛星への支配的な外部熱入力は太陽輻
射，地球赤外放射，およびアルベドが考えられる&太陽輻射$% 軌道ではA 太陽の輻射はもっとも大きな外部熱流入力となる& 太陽から衛星表面への入射エネルギーは次式で表される&

2 =+ 0.+  太陽光吸収率0  太陽放射エネルギー 4

図  展開前の固有振動  次モード

 衛星の表面積 







 衛星の法線と太陽光方向のなす角 
 応力解析の結果

地球の赤外放射準静的荷重を機軸方向  2，機軸直角方向  2 と地球赤外放射は  : の黒体とほぼ等価の熱放安全側に高く見積もって同時に負荷したときの，衛星射をしていると見なすことができA 地球の緯度A 地形Aに発生する応力を計算した．解析モデルを図  に，解季節および雲の状態によって変動するがA 年平均値約析結果を図 ，図  に示す．

0 = 4  で放射している& 地球からの赤外輻射
量 2 は，次式で表される&

ミーゼス則に基づく最大発生応力は内部の仕切り板に作用し，& 13 となった．'! ,8 の圧縮

2 = + 0 

耐力を  13 とすると，安全余裕 1) は次式によ
り求まる．

0=





 

  =  +  吸収率0  地球放射エネルギー 4 衛星の表面積 

よって正の安全余裕が確保されている．







  地球と衛星表面の形態係数 固有振動数解析の結果

アルベド

パドル展開前の固有値解析結果の  次モードを図 

アルベドは地球の大気や地表面から反射しA 衛星のに示す． 次モードの固有振動数が  & 6> となり

外部熱入力となる&（太陽の光の約 LA 衛星の位置に

表  各搭載機器の最大予測温度範囲
機器名

動作時  0

観測カメラ ×  Dエレクトロニクス部
データデコーダ
67,# 通信系

バッテリ
53
&4&

地球センサ
太陽センサ
ジャイロセンサ× 
スラスタ
3  0! " D
  D D
 D
 D
 D
 D  D

非動作時  0

 D  D
  D D
 D
 D
 D
 D  D

発熱量 4




&

&
&

&



よって変動する）アルベドによる入射エネルギー 2
は次式のようになる&2 = + 0 +  太陽光吸収率
 アルベド係数 年平均値 &
0  地球熱放射エネルギー 4 衛星の表面積 

㪘㫃
㪤㪣㩷㪠㩷



㤥⦡䊕䉟䊮䊃㩷
㌁⫳⌕䊁䊐䊨䊮
㪞㪝㪩㪧㩷




䎼䎃

  地球と衛星表面との形態係数 日向の部分䎻䎃 内部熱入力

図  熱制御素子取り付け図 EF 断面図

各搭載機器における発熱量は表  に示した通りである& 表  および，電源系で述べた各モードでの消費電力を内部発熱として解析に用いる& 表  参照
表  各モードでの内部発熱量
㩷㪘㫃
㪤㪣 㪠㩷
㤥⦡䊕䉟䊮䊃㩷
㪞㪝㪩㪧㩷
䇭

モード

発熱量 4

常時観測時の発熱量 4

観測モード

&

&

復帰モード

&

&

待機モード

&

&

観測・$ 5$ モード

&

&

䎽䎃

㪚㪝㪩㪧㩷㩷㩷㩷

㪚㪝㪩㪧㩷㩷㩷㩷

䎻䎃 熱制御

図   熱制御素子取り付け図 EC 断面図

熱制御素子
熱制御素子の搭載位置を図 ， に，諸元を表 に示す．
表   各熱制御素子の諸元
項目
黒色ペイント
銀蒸着テフロン
1$(
273

諸元

重量 

形状+=&A&=&+=&A&=&+=&A&=&
熱伝導率& 4

 

:





備考
.+

"!> C& 

)2 $%

& 




&

断熱幕

&

断熱スペーサ  .

本ミッション期間は ヶ月と短いのでA 熱制御素子を太陽電池パネル

選定するにあたって品質保障期間による制限はないも電力の要求により太陽電池セルを貼り付ける面は のとする&面が必要なため，太陽電池セルをそれぞれ± @A ±  面に 073 の板上に貼り付ける& 太陽電池パネルは宇宙空間に晒されるので温度の変化はかなり大きい& パネ
ルの裏側の 073 は放熱して温度を抑える&



解析

 

熱解析モデル

本解析では図 のように節点を  点に分割する& 宇

外壁

宙空間も節点の  つとして含めA 全ミッション期間にお衛星外壁は外部環境に常にさらされており，温度

いて非定常解析を行った&

変化が最も大きい& そこで外部との熱入出力を抑えるために 1$( で放熱面及び太陽電池パドル以外の面を全て覆う& 衛星分離部は太陽電池パネルと同じ面にあるのでA この面には銀蒸着テフロンを用いる& 一番クリティ䎖䎚䎃

カルなバッテリの上限温度は  ℃と考えると 3  当

䎕䎃


䎗

䎛䎃



䎽

たりの放熱能力は& &  4    = &4  =  4䎓 䋺 ቝቮⓨ㑆㩷

䎙䎃



䎜

䎼

となる& 内部機器の最大発熱量は &4 なのでA 放熱䎘䎃䎻

面積は &3  必要である&䎔䎃

図  節点分割と節点番号の定義

衛星内部
衛星本体内部の温度のムラをなくすために衛星内部を黒色ペイントで塗装する& 構体には熱伝導率の高い

熱平衡方程式 節点が  個の時， 番目の節点の熱平アルミ合金を使用しているためA 温度を均一化する一

衡方程式は

助となる&

3 

 その他


1 
= 2 D5      4   
1
 
 



アウトガス

3  節点  の質量 黒色ペイントやサーマルフィラ等には有機材料が用いられており& アウトガスを考慮に入れなければならな  節点  の比熱 B  :

い& アウトガスが少ない材料を選定しA さらに真空チャ

  節点  の温度 :ンバで事前に脱気を行う&2  節点  の熱入力 4

接地5  節点 A6 間の伝導熱伝達係数 4 :

外壁に取り付けられる熱制御素子は電子線や陽子線  節点 A6 間の放射係数 などにより帯電しやすくA 放電の危険性がある& そこで

4 )9,H!>  係数 4電気的ストラップや導電性のあるサーマルフィラを用いて接地を行う&


8





5 ， はそれぞれ節点の位置関係及び形状で決まる係数である．節点 ，節点 6 の間に断熱材を挟んだ

有効寿命


表  熱解析ケースの定義
解析条件

高温ケース
衛星内部機器 太陽電池パネル

外部入力
・太陽定数
・アルベド
・地球赤外放射強度
太陽入射角（ °）






低温ケース
衛星内部機器 太陽電池パネル







 




 



表  熱解析結果
節点番号










節点の記述
境界節点（宇宙）
デッキ
ーｙデッキ
ー デッキ
ｙデッキ
ー  デッキ デッキ（衛星分離部）
ー  パネル 太陽電池パネル
 パネル 太陽電池パネル
支柱（衛星内部）
パネル 太陽電池パネル
ー パネル 太陽電池パネル





1 
D
D
 / 

低温ケース

   
      
    
   
     
    
   
      
 
 
 ;  ;  面    の放射率  放射形態係数

時，5 は次式で表される．

5 = 高温ケース

宇宙空間や地球との熱放射伝達  節点 ，6 間の接触面積 2 = ;4  節点  の接触伝熱係数 :
1  断熱材の厚さ  /  断熱材の熱伝導率 4 :

4

2 = ;4

 =   

い場合は便宜的に式  のように求める．

 =

 


*   

放射係数 て : である&
熱解析ケースの定義 定常軌道上での最悪条件につい:面

89 89 1  1  :て表  のように定義する&



解析結果

表  に定義した熱解析ケースについて全ミッション

期間中での各節点の最高温度及び最低温度を示す&

 放熱面のサイズ：&  
 支柱の予測温度変化： &
 デッキの予測温度変化： &

 と面  の間の放射係数は一般に次のように表示することができる& = ; ;  

は宇宙空間の温度 : でA  は地球の平均温度とし

一般的な表示式は次のようになる&

形態係数の定義

るとA 次の関係が成り立つ&

触する節点の材質が同一で，接点間に断熱材を挟まな

7  節点  の熱伝導率 4"  節点 ，6 間距離  ; は衛星の表面の放射率A4 は )9,H!>  係数
でありA  は衛星から宇宙を見た場合の形態係数とす

断熱材は 273 を用い，厚さ 1 を & .  とした．接75 =  
"

 

 






&  0
&  0 太陽電池パネルの温度変化：&

& もることができる& 素子の対放射線性の良い宇宙用半0

導体部品を使うことでミッションに耐えると考える&
また，本衛星のシングルイベント対策は，メモリと以上によりミッション期間中A 衛星は全て節点にお03 に三重冗長性を持たせることでデータの信頼性

いて温度要求範囲内に収まっていることが分かる&






を高める&

放射線解析



開発スケジュール

放射線の影響

開発スケジュール

811 の後続機の役割もかねて， 年に打ち上

Trap-eTrap-b
Trap-p
Total

1.00E+02
1.00E+00

げる& それに合わせて設計・開発を行う& 打ち上げまでの開発スケジュールを図  に示す& 開発・製作費用は
計  億  千万円と見積もる&

1.00E-02
1.00E-04
0

2

4

6

8



10

1.00E-06

打ち上げ

本衛星は，軌道高度    の $% 軌道を通り，
1.00E-08 年に衛星のペギーバックとして，軌道に投入されることを想定している．
図  '! 遮蔽厚とトータルドーズの関係



宇宙における放射線環境は，電磁波と粒子線に大別

本設計では台風の循環場において発生する雷や，台できる& 電磁波としては，E 線，γ線，紫外線，可視風上空でのブルージェットの常時観測を行う衛星の検光線，赤外線，マイクロ波線等があり，粒子線として討を行った．この衛星によって得られるデータによっては陽子，電子，アルファ線，重イオンなどがある& 放射
線帯の底部の高度は，

以上，ブラジル近傍の南大西洋上空ではそれが  と極端に下がってい

おわりに台風の中の雷分布の時間的空間的な変化や，発光強度の時間変化から雷の放電過程を推定できる．また，ブルージェットの観測からは今までに明らかにされている& 本衛星は 軌道高度  ，軌道傾斜角 & 度のないその時空間分布が初めて示されることになる．本$% であるため，放射線対策が必要である&

衛星は南北  度の緯度幅をカバーし，広い観測幅を備え，昼夜常時観測を行う．これにより，台風の中の

 放射線対策

雷分布の時空間変化を捉えることができ，また台風とブルージェットの関係が明らかになれば，台風の研究

放射線は，衛星の電子機器に対しトータルドーズ効をはじめ，大気電気学や高高度発光現象の研究に大き果，およびシングルイベント現象とよばれる影響を与な貢献ができる． 本設計において実現可能性の高い

える& トータルドーズとは，放射線の種類やエネルギーシステムを提案できたことは，地球上と宇宙空間の環によらず，それらが発生させた電離の総量だけによっ境の違いをよくふまえた適切な設計を行えば，小型のて決まる劣化現象である& 一方，シングルイベントと衛星でも十分に科学的なデータが得られることを示し

は，半導体部品の高集積化に伴い，宇宙放射線の粒子ている．

がたとえ一個でも集積回路を通過すると，その回路に一時的な誤動作や永久的な損傷が生じる現象である& この現象は前述の南大西洋異常で起こることが多い&

謝辞

放射線によるドーズ量を計算するモデルプログラム)6(5%), を用いると，衛星の軌道やミッション期

本資料をまとめるにあたり，東北大学大学院

工学

間などを入力することで被爆するトータルドーズ量を研究科予測することができる& 本衛星の軌道計算結果を入力

助手，坂本祐二助手，および同理学研究科

して計算した，'! 遮蔽厚と予測されるドーズ量の関係

学専攻

を図  に示す& 本衛星では，外壁の厚さが  

なりました．心から感謝いたします．また，各研究室のので，トータルドーズ量が  2 程度であると見積メンバーの方々にミッション検討から資料作成に至る


航空宇宙工学専攻 吉田和哉教授，中西洋喜
地球物理小野高幸教授，福西浩教授に大変お世話にな図  開発スケジュール

参考文献

まで，多大なるお力添えをいただきました．本当にありがとうございました．

 H!.A&'&A B&6!!A!."M." 9

平成  年  月  日

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第  回衛星設計コンテスト
東北大チームメンバー一同

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.+"

9 +" &)!,8&3+ &AA ,   小倉義光：一般気象学 第２版A 東京堂出版会
 北川信一郎：雷と雷雲の科学―雷から身を守るには―A

森北出版株式会社  日本大気電気学会 編：大気電気学概論A

コロナ

社 
 衛星設計コンテスト実行委員会監修

茂原正道，

鳥山芳夫，
「衛星設計入門」，培風館，．
 茂原正道，「宇宙システム概論」，培風館，．
 冨田信之，「宇宙システム入門」，東京大学出版会，
．
 木田隆，小松敬治，川口淳一郎，「人工衛星と宇宙探査機」，コロナ社，．
 飯田尚志，「衛星通信」，オーム社， ．
 室津義定，「宇宙工学の基礎

宇宙航行力学」，共立出版，
 +-& &&Q- -. , Q&+<   # !   +- & .&Q@&Q- B-  +-&

.  &&.&Q-" H&-9