一番星へ行こう! 日本の金星探査機の挑戦 その23 ～金星探査機あかつきの電源系機器開発と運用～／豊田

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一番星へ行こう！
日本の金星探査機の挑戦 その23
～金星探査機あかつきの電源系機器開発と運用～
豊田 裕之

1

1. はじめに（Power Control Unit, PCU）に 渡 さ れ， バ ッ テ リ（Battery, BAT）および負荷機器に分配される．太陽金星探査機あかつきは，火星探査機のぞみ，小惑星探査機はやぶさに続く，我が国 3 番目の惑星探査機であり，初めての内惑星探査機である．それゆえ太陽電光の当たらない日陰中は BAT を放電し，負荷機器に電力を供給する．
ここで特徴的なのは，SSR による電圧安定化である．

池パネルには，従来にない高温・高照度環境への耐性

こ れ は， あ か つ き の 太 陽 距 離 が 0.7 AU 〜 1.03 AUが求められる．またバッテリは，金星到着までは実質（Astronomical Unit，地球と太陽との平均距離）で大的に全く使用せず，金星周回軌道投入後には充放電をきく変動するのに伴い，日照時の SAP 温度が約 30℃繰り返すため，その間の容量劣化抑制が課題となった．

から 170℃近くまで大きく変動するためである．これ

本稿では，あかつきの電源系の特徴と開発課題を紹に対し，地球周回衛星のほとんどは，シャントレギュ介した後，テレメトリデータを交えながら運用状況にレータ（Shunt Regulator, SHNT）により電圧を安定化

ついて述べる．

する．これらの違いを，図 3 を用いて解説する．

2. あかつき電源系機器の特徴と開発課題をする．まず「高温・高照度時太陽電池特性」をご覧

2.1

あかつき電源系機器の概要

シャントレギュレータは，図 3（a）に示す振る舞いいただきたい．太陽電池特性上の動作点はバス電圧で固定され，太陽電池からは「負荷電力」＋「高温・高照度時余剰電力」が取り出され，後者が SHNT で熱とし

図 1 にあかつきの外観を示す．電源系に帰属する機て捨てられる．次に，負荷は一定のまま太陽電池の特器としては，衛星構体から南北方向に突き出た太陽電性が「低温・低照度時太陽電池特性」に変化すると，池パネル（Solar Array Panel, SAP）が特徴的である．

実は「低温・低照度時最大電力」を発生することがで金星周回軌道投入後は，5 台の観測カメラを金星に向きるにもかかわらず，これを取り出すことができずにけつつ，太陽電池パネルで太陽を追尾するため，パド余剰電力がゼロになる．地球周回衛星では日照条件やル回転機構（Solar Array Drive Assembly, SADA）をSAP 温度がほぼ一定のため問題ないが，あかつきで備える．

は無駄が多くなってしまう．

電源系ブロック図を図 2 に示す．日照中に SAP で発これに対しシリーズスイッチングレギュレータは，生した電力は，SADA および逆流防止ダイオード（SAP

図3（b）に示すように太陽電池特性上の動作点を自由

Blocking Diode, SBD）を経由してシリーズスイッチンに設定できる．したがって日照条件や SAP 温度が大グレギュレータ（Series Switching Regulator, SSR）にきく変化しようとも，常に最大電力を取り出すことが入 り，50 V に 電 圧 安 定 化 さ れ た 後 に 電 力 制 御 器可能である．SAP の寸法は最も電力収支の厳しい時

1. 宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所
htoyota@isas.jaxa.jp■2014遊星人Vol23-3.indd

293を基準にして決定するため，あかつきに対してはシリーズスイッチングレギュレータを用いる方が SAP を

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NorthSouth

Solar array paddle

Medium gain
antenna

Rotation

ThrusterLow gainantenna
Slot-arrayhigh gain antenna
Observation cameras- UV imager- LIR- IR1- IR2- LAC

OrbitalmaneuveringengineStar tracker

図1： あかつきの外観．

SBD
PCU
SAP

SADA

SSR

to LOADBAT

図2： あかつきの電源系ブロック図．

高温・高照度時余剰電力
負荷電力
高温・高照度時動作点

低温・低照度時動作点
低温・低照度時最大電力

高温・高照度時動作点
負荷電力
（同面積）

電流

電流

低温・低照度時動作点
負荷特性

負荷特性

電圧
（a）シャントレギュレータの動作．

時
低照度
低温・ 池特性
太陽電照度時高温・高特性
太陽電池時
低照度
低温・ 池特性
太陽電照度時高温・高特性
太陽電池

バス電圧

バス電圧

電圧
（b）シリーズスイッチングレギュレータの動作．

図3： レギュレータの動作比較．

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は地球近傍の約 2 倍となる．金星を回る一周回の太陽小さくすることができる．
なお，多くの地球周回衛星がシリーズスイッチング

電池パネルの予測温度を図 4 に示す．高温ケースは全レギュレータを採用しないのは，シリーズスイッチン

日照軌道の場合で，一周回の大半が +144℃，近金点グレギュレータの効率は 100 % になり得ず，必ず損失通過時には短時間ながら +162℃に達する．これに姿が生じるからである．

勢喪失時の温度上昇と解析誤差を加え，+185℃を太2.2

陽電池パネルの設計温度とした．

太陽電池パネル

既に金星周回軌道上にある ESA の Venus Express

金星は太陽から 0.7 AU の距離にあり，太陽光強度（図 5（a））は， 太 陽 電 池 セ ル の 列 間 に Optical Solar

高温ケース
Tempearture [ºC]

低温ケース

Time [min]図4：金星周回軌道上における太陽電池パネル予測温度．

（a）Venus Express（ESA）．

（b）MESSENGER（NASA）．

図5： 太陽電池パネルにOSRを備える内惑星探査機．

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（a）表．

（b）裏．

図6： あかつきの太陽電池パネル．

Reflector（OSR）という，ガラスに銀蒸着を施した反射板を実装することで熱入力を低減し，温度上昇を防ぐ．

2.3

バッテリ

NASA の水星探査機 MESSENGER（図 5（b））はさらにあかつきの運用フェーズは，バッテリ運用の観点か強烈な太陽光に曝されるため，OSR の面積比率を高ら，地上保管，金星に向かうクルージング，そして金めたうえ，高温時には SAP を傾け温度上昇を防ぐ．

星周回に分けられる．あかつきはリチウムイオン電池

一方であかつきは，開発当初 M-V ロケットによるを搭載するが，リチウムイオン電池は充電状態（State打ち上げを想定しており，これに収納できる寸法の太Of Charge, SOC）が高いほど，そして温度が高いほど，陽電池パネルで必要な電力を得るためには，受光面を容量劣化が早く進行する．そこで表 1 に示すようにフ全て太陽電池セルで覆う必要があった．太陽電池パネ

ェーズごとに運用条件を規定し，容量劣化を抑制する

ルは，アルミハニカムコアの両面に CFRP 板を貼り付方針とした．

けた板状の構造をとる．受光面に OSR を搭載できな地上保管中は，バッテリを使用せず開回路で保管すいあかつきのパネルは，通常より薄く高密度な厚みる．この期間の SOC は可能な限り低く保つのが望ま

10 mm の 1/8 インチアルミハニカムコアを用いること

しいが，過放電を避けるため 10 % とした．クリーンで，裏面への排熱効率を高めた．さらに，裏面を全面ルーム内保管のため，温度は 25℃である．

OSR で覆うことで金星アルベドの入射を抑制した．

地球から金星に向かうクルージング中は，全日照期

こうして製作された，あかつきの太陽電池パネルの間である．基本的にバッテリは使用しないが，何らか外観を図 6 に示す．シャープ製 InGaP/GaAs/Ge 3 接の異常により探査機が正常な姿勢を維持できなくなっ合太陽電池セル（変換効率 28.3 %）を 36 直列 ×10 並列た場合に備え，太陽電池パネルが太陽を捕捉するまで× 2 翼構成で搭載し，太陽距離が最も遠くなる 1.0781の間，バッテリから電力を供給する．これに必要な電AU で 480 W 以上，金星周回軌道上で 660 W 以上の発力量を SOC41 % と推算した．温度は「はやぶさ」の運電能力を有する．

用実績に倣い，10℃とした．

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表1： 当初計画されていたあかつき搭載バッテリの運用条件．

運用フェーズ

期間

SOC

温度

状態

地上保管

1.5年

10 %

25℃

開回路保管

41 %

10℃

フロート充電

41〜85 %

10℃

充放電サイクル

クルージング

ノミナル

0.5年

バックアップ

2.5年

金星周回2年35必要容量BAT容量の推移

30

出荷〜打ち上げ打ち上げ〜金星到着

金星周回軌道VOI

容量 / Ah

25Earth20

負荷マージン等

1510Sun

500123456

経過時間 / 年

図7： あかつき搭載バッテリの必要容量と容量推移の解析結果．
Venus
LaunchAKATSUKI
20 days/plot

図9：打ち上げから金星会合までのあかつきの軌道．

逆算し，打ち上げ時に必要なバッテリセル容量は 23.5
Ah と求められた．
古河電池製 23.5 Ah 級リチウムイオン電池 11 セルを直列に接続し，保護回路等を取り付けたバッテリユニットの外観を図 8 に示す．あかつきは，このバッテリ
図8：あかつき搭載バッテリユニットの外観．

ユニットを 2 台搭載する．

3. 運用実績
金星周回軌道投入後は，日陰時間が 0 〜 90 分の範囲で変化し，バッテリは繰り返し充放電される．そこで日陰時間に応じて必要な電力量のみを充電することとし，SOC を 41 〜 85 % の範囲で変化させることとした．
温度はクルージング中と同じ 10℃である．
以上の運用条件から求めたバッテリの必要容量と，解析により求めた容量推移を図 7 に示す．クルージン
グは最長ケースの 2.5 年とした．金星周回軌道投入後は，

3.1

概 要

あかつきの電源系に関する主要イベントを表 2 に示す．以下，太陽電池パネルとバッテリについて，テレメトリデータを交えて運用実績を紹介する．

3.2

太陽電池パネル

日陰時間に応じて SOC を変化させるため，必要容量あかつきの打ち上げから金星会合（VOI）までの軌道が櫛形に変化する．ミッション末期に必要な容量からを図 9 に，太陽電池パネル関連テレメトリを図 10 に示■2014遊星人Vol23-3.indd297

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表2： 電源系に関する主要イベント．

発生日

イベント

2010年5月20日

打ち上げ，SAP 展開

2010年5月21日〜31日

BAT SOC変更 100 % → 60 %2010年8月6日

BAT SOC変更 60 % → 40 %2010年12月4日

VOIに備えBATリセット充電（4.1 V/セル）

2010年12月6日

VOI

2010年12月14日〜17日

BAT SOC変更 100 % → 30 %2010年12月23日

BAT制御温度変更 10℃ → 0.5℃

2011年6月5日

SAP電圧低下（太陽フレアの影響？）

2011年8月11日〜15日

OME試し噴きに備えBAT SOC変更 30 % → 70 %2011年8月15日〜9月14日

OME試し噴き2012年1月23日

SAP電圧低下（太陽フレアの影響？）

2012年2月19日〜3月12日

BATリセットオペレーション（1回目）

2012年7月23日

SAP電圧低下（太陽フレアの影響？）

2013年3月4日〜22日

BATリセットオペレーション（2回目）

2014年5月5日〜26日

BATリセットオペレーション（3回目）

VOI: Venus Orbital Insertion, OME: Orbital Maneuver Engine

90

SCP-V [V]

80

70

60

50

SAP Temperature [¼C]

150

100

50
SAP-A
SAP-B
2010/05/01
2010/06/01
2010/07/01
2010/08/01
2010/09/01
2010/10/01
2010/11/01
2010/12/01
2011/01/01
2011/02/01
2011/03/01
2011/04/01
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2011/12/01
2012/01/01
2012/02/01
2012/03/01
2012/04/01
2012/05/01
2012/06/01
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2012/08/01
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2012/10/01
2012/11/01
2012/12/01
2013/01/01
2013/02/01
2013/03/01
2013/04/01
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2014/02/01
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2014/05/01
2014/06/01
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0Date

図10：太陽電池パネル関連テレメトリデータ．

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72

SCP-V [V]

71

70

69

68

119
118
117

22:00

21:00

20:00

19:00

18:00

17:00

16:00

15:00

14:00

13:00

115

23:00

SAP-A
SAP-B

116

2011/06/05
12:00

SAP Temperature [ºC]120

Date & Time

図11：2011年6月5日に発生した太陽電池出力電圧（SCP-V）低下を示すテレメトリデータ．

25値）

直後

上げ打ち値）

解析

解析後（10前（劣化15劣化Current [A]205
テレメトリデータ

001020304050607080

Voltage [V]

図12：放射線劣化前後の太陽電池の電流電圧特性．

す．打ち上げ後，あかつきはいったん太陽から遠ざかな変動に対処するため，SSR により電圧安定化を行っ

り 1.07 AU まで達した後に，金星に向かった．その間，ているのは，前述のとおりである．SSR の効率は，設太陽電池パネルの温度は太陽距離に応じて変化し，遠計通り 90 % 以上を維持している．

日点では約 30℃まで低下，その後太陽に近づくにつ2010 年 12 月 6 日の VOI に失敗してより後，あかつれて上昇し，VOI 時には約 110℃に達した．SAP 動作

きはおよそ 0.61 AU 〜 0.7 AU の太陽距離で太陽の周点電圧（SCP-V）はそれに追従して，およそ 85 V 〜 75りを公転している．次回の金星会合は 2015 年 11 月にV の範囲で変化した．こうした SAP 出力電圧の大幅予定されており，現在のところ探査機は正常に動作し■2014遊星人Vol23-3.indd299

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日本惑星科学会誌 Vol. 23, No. 3, 2014ているが，表面材料の劣化が懸念される．
SAP 温度は金星周回軌道上の予測温度を下回る 100の運用実績からセーフホールド（機体の安全維持のための動作状態への自律的移行）時の電力をより詳細に℃〜 140℃で推移しており，高温による性能低下の心見積もり，以降のバッテリの充電状態を 40 % から 30

配は少ない．SCP-V は温度に追従して上下しているが，% に低下させた．あわせてバッテリの制御温度を 10全体として徐々に低下しているのは，放射線劣化の影℃から 0.5℃に低下させ，容量劣化のさらなる低減を響である．放射線劣化は特に発生電圧を大きく低下さ図った．

せるが，あかつきが搭載する SSR は太陽電池の電流

また，これまでに 3 回，約 1 年おきに BAT リセット

電圧特性の定電圧領域を使用するため，その効果が大オペレーションを実施してきた．バッテリセル間の電きく現れる．現段階で問題は生じていないが，運用長圧ばらつきの抑制を目的とし，全てのセルをいったん期化の影響は避けられず，予断を許さない状況である．

4.1 V まで充電した後に，再び SOC を低下させる運用

SCP-V には，これまでに 3 回の顕著な低下が認めらである．リセットオペレーション中は 4.1 V/ セルの高れた．このうち 2011 年 6 月 5 日に発生した電圧低下付

い SOC から 30 % 以下の SOC まで放電を行うため，バ近のデータを図 11 に示す．SCP-V が約 2 時間かけて約ッテリの状態を把握する貴重な機会となる．2014 年 5

1.63 V 低下している様子がわかる．電気回路の故障で月に実施した直近のリセットオペレーションからは，あれば電圧は急激に変化するはずで，この現象を説明

現在のバッテリ容量はほぼ定格の 23.4 Ah を維持してできない．また温度が上昇すれば電圧は低下するが，いると推定された．このデータをもとに，来年に予定温度は一定に保たれていた．この変化を引き起こす現している金星周回軌道投入後の運用計画を立てている

象としては放射線劣化が最も妥当であり，ちょうどこところである．の電圧低下を説明し得る太陽フレアが発生していたことがわかった．そこで典型的なプロトンスペクトルの4. おわりに形状を仮定し，地上試験で取得された相対損傷係数（RDC, Relative Damage Coefficient）に基づいて数値解析を行い，太陽電池セルの劣化を推定した．

本稿では，金星探査機あかつきの電源系機器について，主な開発課題と運用状況を解説した．あかつきのこうして得られた放射線劣化前後の電流電圧特性と，電源は，小惑星探査機はやぶさの技術を引き継いで設同じく劣化前後のテレメトリデータを，図 12 に示す．

計され，高温高照度環境での運用可能性を得て水星探テレメトリデータと数値解析で得られた電流電圧特性

査機 MMO へとつながった，技術的に見るべきところが，よく一致していることがわかる．これによる電力の多い機器である．現在は地球から金星に向かうクル低下は約 24 W で，全発生電力の約 5 % にあたる．

ージング中で，動きの少ない運用が続いている．2015

3.3

バッテリ

あかつきは，23.5 Ah 級のリチウムイオン電池を，11 直列 2 並列（A 系，B 系）構成で搭載する．

年に金星周回軌道に投入された後には，日照と日陰が繰り返される運用が始まり，我々に新たな知見をもたらしてくれることだろう．そしてその知見は，次の世代の電源系機器の礎となるに違いない．

打ち上げ時にはバッテリを満充電状態とし，探査機がロケットから分離，太陽電池パネルが正常に電力供給を始めたことを確認した後に，バッテリの容量劣化を低減するため SOC を 40 % まで低下させた．これ以降は，1 回 / 週の頻度でバッテリの補充電を実施している．2012 年 12 月 4 日には全てのバッテリセルを 4.1V（108 % SOC）まで充電し，2 日後の VOI に備えた．
結果的には VOI に失敗してしまい，ミッションは当初計画より長期化したため，バッテリの容量劣化をより小さく抑える必要が生じた．そこで，VOI 失敗時■2014遊星人Vol23-3.indd

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