令和 3 年度 卒業論文概要

超小型衛星を想定した熱平衡熱量法による軌道上曝露評価試験装置の可能性検討シミュレーション
指導教員 岩田 稔 准教授
宇宙システム工学科 機械宇宙システム工学コース 181A2085 千種 あゆ美
𝑃𝑒𝑖 ：赤外放射照度[𝑊⁄𝑚2 ]1． 研究背景及び目的
宇宙機に使用される材料は、放射線や𝐴𝑠𝑖 ：太陽光受光面積[𝑚 2 ]紫外線、原子状酸素、アウトガス、熱サイ

𝐴𝑎𝑖 ：アルベド受光面積[𝑚 2 ]𝐴𝑒𝑖 ：惑星赤外受光面積[𝑚 2 ]クルなどの過酷な宇宙環境に曝されてお𝑃𝑔𝑖 ：搭載機器発熱[𝑊]り、時間の経過とともに劣化が進む。その

𝑡：時間[𝑠]

ため、材料の安全性や信頼性、また長期間

𝑖, 𝑗：ノードにわたる耐久性を確かめるために試験が𝐾𝑖𝑗 ：熱伝導コンダクタンス[𝑊⁄𝐾 ]必要である。この試験の一つとして軌道𝑅𝑖𝑗 ：ふく射コンダクタンス[𝑊⁄𝐾 4 ]上曝露試験があげられる。
本研究では、超小型衛星を想定した軌この式(1)をもとに解析を行う。

道上曝露実験の実現可能性について検討することを目的としている。

3． 解析結果
低地球軌道を想定した熱平衡熱量法を

2． 解析手法

用いて太陽光吸収率の計算を行うと、次材料の熱光学特性の劣化について、熱の結果が得られた。

量法を用いて求める。熱量法とは、試料を宇宙空間に曝露したときに、サンプルが受ける熱入力、サンプルからの熱出力、またその他の熱損失によって決定される試料温度を測定することで熱光学特性について求める方法である。軌道上での宇宙機の熱平衡方程式は次の式のように表される。
𝑑𝑇𝑖
𝐶𝑖= 𝛼𝑖 𝐴𝑠𝑖 𝑃𝑠𝑖 (𝑡) + 𝛼𝑖 𝐴𝑎𝑖 𝑃𝑎𝑖 (𝑡) + 𝜀𝑖 𝐴𝑒𝑖 𝑃𝑒𝑖 (𝑡) + 𝑃𝑔𝑖 (𝑡)𝑑𝑡𝑛𝑛− ∑ 𝐾𝑖𝑗 {𝑇𝑖 (𝑡) − 𝑇𝑗 (𝑡)} − ∑ 𝑅𝑖𝑗 {𝑇𝑖4 (𝑡) − 𝑇𝑗4 (𝑡)}𝑗=1𝑗=1

図1(1)解析結果(太陽光吸収率測定)

4． まとめサンプルが取り付けられた面が太陽方

𝐶：熱容量[𝐽⁄𝐾 ]向に向くように 3 軸制御の条件を設ける

𝛼：太陽光吸収率[−]と、太陽光吸収率と放射率の比について

𝜀；全半球放射率[−]𝑃𝑠𝑖 ：太陽光放射照度[𝑊⁄𝑚 2 ]𝑃𝑎𝑖 ：アルベド[𝑊⁄𝑚 2 ]求めることができることが分かった。

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Possibility Study Simulation of On-Orbit Exposure Experiment Equipment
Using Thermal Equilibrium Calorimetric Method for Microsatellite
Supervisor: Iwata Minoru
Mechanical and Space Systems Engineering Course, 181A2085, Chikusa Ayumi
1.

Research Background and Objectives

𝐴𝑠𝑖 ：solar radiation receiving area[𝑚 2 ]Materials used in spacecraft are exposed to

𝐴𝑎𝑖 ：albedo radiation receiving area[𝑚 2 ]harsh space environments such as radiation,

𝐴𝑒𝑖 ：infrared radiation receiving area[𝑚 2 ]ultraviolet rays, atomic oxygen, outgas, and𝑃𝑔𝑖 ：heat generation[𝑊]thermal cycling, and they degrade over time.

𝑡：time[𝑠]Therefore, tests are necessary to verify the𝑖, 𝑗：nodesafety, reliability, and long-term durability of

𝐾𝑖𝑗 ：heat conduction[𝑊⁄𝐾 ]the materials. One of these tests is the on-orbit

𝑅𝑖𝑗 ：radiation conductance[𝑊⁄𝐾 4 ]exposure test.

The analysis is based on this equation (1).

The purpose of this study is to investigate thefeasibility of on-orbit exposure tests formicrosatellites.

3.

Analysis Results
Using the thermal equilibrium calorimetric

2. Analysis Method

method assuming a low earth orbit, theThe degradation of thermo-optical properties

following results were obtained for the solarofabsorption rate.

a material is determined using

thecalorimetric method. The calorimetric method
is a way to determine the thermo-opticalproperties of a sample exposed to space bymeasuring the temperature of the sample,
which is determined by the heat input, heatoutput, and other heat losses. The thermal
equilibrium equation for a spacecraft in orbit isexpressed as follows.

𝐶𝑖𝑑𝑇𝑖= 𝛼𝑖 𝐴𝑠𝑖 𝑃𝑠𝑖 (𝑡) + 𝛼𝑖 𝐴𝑎𝑖 𝑃𝑎𝑖 (𝑡) + 𝜀𝑖 𝐴𝑒𝑖 𝑃𝑒𝑖 (𝑡) + 𝑃𝑔𝑖 (𝑡)𝑑𝑡𝑛𝑛− ∑ 𝐾𝑖𝑗 {𝑇𝑖 (𝑡) − 𝑇𝑗 (𝑡)} − ∑ 𝑅𝑖𝑗 {𝑇𝑖4 (𝑡) − 𝑇𝑗4 (𝑡)}𝑗=1

Fig1 Analysis results (measured solar(1)absorptance).

𝑗=1

4. Summary

𝐶：heat capacity[𝐽⁄𝐾 ]It was found that the ratio of solar absorptance

𝛼：solar absorptance[−]𝜀；total hemispherical emittance[−]𝑃𝑠𝑖 ：solar radiation[𝑊⁄𝑚𝑃𝑎𝑖 ：albedo radiation[𝑊⁄𝑚to emissivity can be determined by setting thecondition of 3-axis control so that the surface

2]
2]

𝑃𝑒𝑖 ：infrared radiation[𝑊⁄𝑚 2 ]on which the sample is mounted faces the sun.

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目次
1.背景

41.1 研究背景

41.2 研究状況

41.3 研究目的

71.4 研究意義

82.基本理論

92.1 熱光学特性について

92.2 宇宙での熱環境について

122.3 地球周回での日照条件

133.研究手法

153.1 解析手法の原理

153.2 解析に用いる軌道条件

173.3 解析に使用するサンプルの構成 18
3.4 解析ケースについて
4.Sample A – 1

2121

4.1 解析内容

21

4.2 結果24

4.3 考察24

5.Sample A – 224

5.1 解析内容

24

5.2 結果28

5.3 考察28

6.Sample B – 1

28

6.1 解析内容

28

6.2 結果33

6.3 考察36

7.Sample B – 237

7.1 解析内容

37

7.2 結果42

7.3 考察43

8.Sample B – 3

44

8.1 解析内容

44

8.2 結果50

8.3 考察51

9.Sample B – 451

9.1 解析内容

51

9.2 結果57

9.3 考察60

10.装置構成について

61

10.1 装置構成において求める条件 61
10.2 装置構成案

61

11.結論

62

12.課題

62

13.付録

63

13.1 解析プログラムコード63

14.参考文献

87

謝辞

88

全文を希望の方は、cho@ele.kyutech.ac.jp までご連絡ください。