J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.9 (2015)６
１２‐６１３

講座

宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験
Ground and Orbit Experiment of Electro Static Discharge Phenomena
Caused by Interactions between Spacecraft and Space Plasma

１．はじめに
1. Introduction
趙

孟 佑，増 井 博 一

CHO Mengu and MASUI Hirokazu
九州工業大学（原稿受付：２
０
１
５年７月３
１日）

この講座では，宇宙機で発生する放電現象を紹介する．第２章では宇宙機で発生する放電のメカニズムについて紹介し，この放電を抑制する事が次世代宇宙機の高電圧化に欠かせない技術である事を説明する．第３章では，地上で行われる宇宙機の放電に関わる実験について紹介する．また，この数年で行われた軌道上実証実験の結果について第４章で説明を行う．
Keywords:
space environment, ESD (Electro Static Discharge), spacecraft charging, arcing, solar array１．
１ はじめになど）が使用されている箇所である．これらの場所は宇宙

宇宙プラズマや宇宙天気については本学会誌の記事とし

空間に直接曝露されているので，宇宙プラズマの影響を直てよく取り上げられており，宇宙機の帯電現象ということ接受ける．宇宙機構体と誘電体間で高い電位差が発生すれで紹介されているが，放電現象による実際の影響について

ば，放電に至る．この放電は我々が冬場にドアノブを触るは紹介されていない．宇宙空間を飛翔する宇宙機（人工衛時によく体験する放電や半導体製造工場で問題となる静電星，宇宙ステーション）などは物理的に浮いており，電気気放電と同じである［３］．これらの放電は英語では Electro

的にも浮いている（電位が一意に定まらない）状態である．

Static Dischargeと呼ばれるため，宇宙機で発生する静電気

したがって，宇宙機の電位は周辺プラズマに影響を受け

放電もやはり ESD と呼称される．

る．宇宙プラズマや宇宙環境については本学会誌の小特集［１］や参考文献［２］に詳しく述べられている．図１は宇宙機に流入，流出する電流を示している．宇宙機の電位は周辺
プラズマ，光電流，帯電物性，衛星の姿勢により決定される．また，宇宙機の発電状況にも影響を受ける．宇宙機の構造材がすべて導体で，宇宙機の電位が至る所で同じであれば問題はないが，宇宙機には多くの誘電体，絶縁体が使用されており，宇宙機内で電位が異なる状況（局所帯電）が容易に発生する．特に重要となる箇所は，太陽電池の放図１

射線劣化を低減する目的で太陽電池表面に取り付けられたカバーガラスや電気的絶縁，熱的絶縁の目的で宇宙機外表
面に取り付けられている有機材料（ポリイミドや PTFE

宇宙機電位に影響する電流の種類（イオン電流，電子電流，
光電子放出，二次電子放出，後方散乱電子，およびプラズ
マコンタクターより放出される電子放出）．

Kyushu Institute of Technology, Kitakyushu, FUKUOKA 804-8550, Japancorresponding author’s e-mail: cho@ele.kyutech.ac.jp

６１２!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion ResearchLecture Note

1. Introduction

宇宙機が飛翔する軌道，高度によって帯電状態は異な

M. Cho and H. Masui

至るような帯電状況の発生を事前に検討することが可能とり，大きく以下の３つの環境に分類することができるなっている．

１．
１．
１ 低エネルギーのプラズマが支配的な環境

これら帯電によって発生する放電は初期放電（Primary

この環境は高度が 300−1200 km と低く，軌道傾斜角（赤Arc）と呼ばれる．この初期放電により，誘起される二次放道と宇宙機の軌道がなす角度）が低い環境で主に地球観測

電や持続放電（Sustained Arc）と呼ばれる放電が衛星に対を行う衛星，国際宇宙ステーションなどが飛翔する環境でして大きなダメージを与える．特に１９９０年代後半以降の衛ある．この環境では上層大気が太陽由来の紫外線により電

星の発電電圧（バス電圧）の上昇に伴い持続放電の発生が離され，0.1−1 eV程度の比較的エネルギーの低いプラズマ問題となった［７，８］．持続放電の詳細については次章で解が支配的である［４］．したがって，宇宙機の電位はプラズマ説を行う．

温度程度になる．しかし，宇宙機が発電すると太陽電池の正極と負極（衛星構体）に電位差が生じる（詳細は次章参

本講座では宇宙機で発生する放電現象に着目し，以下の照）．

構成で解説を行う．

１．
１．
２ 高エネルギーのプラズマが支配的な環境

１章では宇宙機での放電現象を概説した．

静止軌道（高度 36000 km）では高エネルギーの粒子が支

２章では放電現象発生のメカニズムについて帯電状況ご配的で，通常時の電子のエネルギーが数 keV［４］程度と高との説明を行い，引き起こされる故障や問題について述べい環境である．日照中は光電子電流が支配的となり，衛星る．

構体の電位は正となるが，触中（太陽光が当たらない時間

３章では地上試験方法や放電防止の取り組みについて述

帯）は電子電流が支配的となり衛星構体の電位は負に沈べる．特に太陽電池パネルやケーブル間での放電実験の結む．静止軌道での衛星の帯電は誘電体表面が衛星構体に対果について述べる．

して，正となる場合と負となる場合が存在する．日照中で４章では帯電・放電現象を対象として，実際に軌道上でも磁気嵐（サブストーム）と呼ばれる高エネルギー電子の実施された実験の概要，結果について述べる．

流入が増加するような条件では，衛星構体と絶縁体表面で５章では本講座の内容をまとめ，将来の展望について述の電位差が増加して放電が発生する．

べる．

１．
１．
３ １と２が複合的な環境
地球の全域を観測する目的で用いられる極軌道（衛星の参考文献

軌道 が 赤 道 に 対 し て９０°傾 い て お り，軌 道 高 度 は 600−

［１］三宅弘晃他：プラズマ・核融合学会誌 88, 87 (2012).
［２］趙孟佑他：日本航空宇宙学会誌 51, 591 (2003).
［３］電気学会放電ハンドブック出版委員会篇：放電ハンド
ブック（オーム社，１９９９）．
［４］D. Hastings, Spacecraft Environment Interactions, Cambridge University Press (2004).
［５］T. Muranaka et al., IEEE Transactions on Plasma Science, 36, 5 (2008).
［６］S. Hatta et al., ActaAstronautica, 64, 5 (2008).
［７］I.Katz et al., AIAA Paper 98-1002, 36th Aerospace Sci.
Meeting (1998).
［８］宇 宙 開 発 委 員 会 調 査 部 会：環 境 観 測 技 術 衛 星（ADEOS-II）「みどり２号」の運用異常に係る原因究明
及 び 今 後 の 対 策 に つ い て，宇 宙 開 発 委 員 会 報 告 書

1200 km）では，１で説明したような環境で支配的な低エネルギーのプラズマが存在しつつ，極域（南極，北極付近）の領域ではオーロラを生み出すような高エネルギーの荷電粒子が存在している．サブストームなどの発生により，この極域での高エネルギー粒子が増加すると２と同様に誘電体と衛星構体間に大きな電位差が発生する．特に極軌道では低エネルギーのプラズマと高エネルギーの荷電粒子が同時に存在するため，衛星の電位を決定することが難しい．
軌道上での衛星の帯電状況を明らかにする目的で数値計算
ツ ー ル MUSCAT（Multi Utility Space Charging Analysis
Tool）が開発された［５，６］．これにより現在では打ち上げ前に衛星の帯電状況を把握することが可能となり，放電に

（２
０
０
４）
．

６１３

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.9 (2015)６
１４‐６１８講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

２．宇宙機での放電現象
2. Discharge Phenomena on Spacecraft
趙

孟 佑，増 井 博 一

CHO Mengu and MASUI Hirokazu
九州工業大学（原稿受付：２
０
１
５年７月３
１日）

この章では宇宙機で発生する放電現象について説明する．宇宙機で発生する放電現象が最も起こりやすい箇
所は太陽電池パネルであるために，最初に太陽電池パネルの構造について詳しく述べる．その後，太陽電池パネ
ルでの帯電のメカニズムについて説明し，初期放電発生メカニズムを衛星の軌道高度ごとに分けて説明する．続いて，初期放電により引き起こされる影響のさらに大きな持続放電のメカニズムについて説明する．
Keywords:
space environment, spacecraft, charging, ESD, sustained arc

２．
１ 太陽電池パネルでの放電電が発生し易い．トリプルジャンクションが存在する箇所

１章で述べたように，宇宙機の放電現象は帯電状況（＝であれば，太陽電池以外の箇所でも放電は発生する．その軌道）により異なる．ここでは最も放電現象が発生しやす

一例が次節で説明するケーブル間での放電である．太陽電

い太陽電池パネルに着目し説明を行う．実際，故障が発生

池ではトリプルジャンクションが非常に多く存在するためしやすい箇所として，電源，太陽電池パネルが報告されてに結果として発生頻度が高くなる．

いる［１］．図１は太陽電池パネルの断面の模式図を示してこの時，太陽パネル表面と宇宙機構体の間に発生する電いる．太陽電池パネルは下から，サブストレート（CFRP），

位差の事を乖離電圧と呼ぶ．この電圧がある閾値以上にな

絶縁シート（ポリイミドフィルム），接着剤（Room Tem-

ると，放電が発生する．この放電発生の閾値も帯電状況に

perature Adhesive=RTV），太陽電池セル，カバーガラス

よって異なる．以下に帯電環境ごとの放電発生メカニズム

が重ね合わせられ構成されている．カバーガラスは太陽電について詳しく述べる．

池が放射線に曝露される事による出力低下を低減する目的

２．
１．
１ 低エネルギープラズマ環境下での逆電位勾配

で透明接着剤によって太陽電池セルに取り付けられてい低軌道では 0.1 eV 程度の低いエネルギーをもつプラズマる．また，カバーガラス表面には太陽光の反射を低減するが支配的であり，放電現象は宇宙機の発電状況によって大AR（Anti Reflect）コーティングが施されている．太陽電池

きく影響される．図２は宇宙機の発電時の電位の模式図でセルは直列に接続されており，ダイオード特性をもつ太陽ある．

電池セル上部の N 電極から隣の太陽電池セルの下部の P電極にインターコネクタによって接続されている．放電は
図１において点線で囲まれる箇所で発生する．この箇所は導体，絶縁体，プラズマの境界が接しトリプルジャンク
ションと呼ばれ，電気力線が集中する箇所であり，初期放図１

太陽電池断面．
トリプルジャンクション（導体，絶縁体，プラズマが接する境界面）で放電が発生しやすい．

図２

低地球環境下での発電時の衛星の電位．衛星構体はイオンを収集する必要がある為に負帯電となる．

Kyushu Institute of Technology, Kitakyushu, FUKUOKA 804-8550, Japancorresponding author’s e-mail: cho@ele.kyutech.ac.jp

６１４!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion ResearchLecture Note

2. Discharge Phenomena on Spacecraft

M. Cho and H. Masui

宇宙機が太陽電池を使用して発電すると，太陽電池の正電子エネルギーの関係（宇宙環境下では実際は衛星構体間

極は宇宙プラズマから電子を収集し，宇宙機構体はイオンと電子のエネルギーの差となる）は図３のようになり，流を収集し，電流のループが形成される．当然，電子とイオ

入する電子のエネルギーが高すぎる場合には二次電子放出

ンの移動度が異なるので，衛星構体全体が発電電位と同じ係数は小さくなる傾向があ り，一般的には 500 eV から程度負に沈み，イオン電流を収集することでループが維持

1000 eV の間で二次電子放出係数が最も大きくなる．二次される．一方，太陽電池表面は太陽光に曝されており，光電子放出係数は温度や宇宙環境下での劣化により変動す電子による電流の流出が支配的なためほぼ正の状態が保たる．高エネルギー電子によって形成される逆電位勾配の乖れる．したがって，衛星構体−太陽電池表面のカバーガラ

離電圧の放電発生の閾値は 400−800 V である［５‐７］．

ス間には衛星の発電電圧分の電位差が生じることとなる．

２．
１．
３ 順電位勾配

この状態はプラズマ環境下での逆電位勾配（Inverted Po-

次に順電位勾配形成について述べる．順電位勾配は衛星

tential Gradient: IPG）と呼ばれ，衛星構体の電位に対して表面の誘電体の電位が，宇宙機構体の電位に比べより負にカバーガラス表面の電位が高い状態である．放電に至るまなる帯電状態である．順電位勾配が発生する軌道として

でには次のようなプロセスが考えられている．①トリプル

は，主に静止軌道と極軌道，オーロラ帯が考えられる．しジャンクションにおいて電界が強められ，電子が放出されかし，順電位勾配は先に述べた逆電位勾配に比べると発生

る．②放出された電子はカバーガラス側面を叩いてガス脱する確率は低い．理由は宇宙機の電位が負に沈むことが多離を促進し，同時にカバーガラス側面からの電子の放出もく，衛星構体の電位が正を保つことが難しいためである．

促進する．結果として，カバーガラス‐構体間の電位差が極軌道で考えられる順電位勾配発生のメカニズムとして，増加することとなる．③ガスの脱離により，トリプルジャ

ラム面とウェーク面の発生によるものが考えられる．太陽ンクション付近に放電環境が整い放電が発生する．低地球電池パネルの進行方向面すなわちラム面にはイオンと電子

環境下では，発電電圧がそのまま放電電圧となる．１９９０年

がほぼ同数流入するので衛星の電位はほぼ０となるが，以前では 50 V 程度の発電が主流であったが，伝送ロスを減

ウェーク面となる太陽電池の裏面ではイオンの移動度が異らし，発電効率を向上させる目的で衛星の高電圧化が進なり裏面には回り込むことが難しく，電子だけが流入す

み，１９９０年代後半に入ると 100 V 程度のバス電圧が採用さる．この時に，裏面に誘電体表面があれば，流入電子にれるようになった［２］．また，当初は国際宇宙ステーョン

よって帯電が発生し，この状況が順電位勾配となる．

（International Space Station:ISS）も 200 V 以上のバス電圧

２．
２ 初期放電を想定していた．しかし，発電電圧が 200 V を超えると上記のプロセスによって放電が発生することが指摘され［３］，トリプルジャンクションで放電が発生すると，宇宙機に実験室でも同様の放電が確認されるに至った［４］．この指蓄えられた電荷は宇宙プラズマに放出される．この時，放摘以降，ISS では発電電圧を 160 V とし，尚かつ，プラズマ電で発生したプラズマは誘電体表面に蓄えられた電荷を中コンタクター（電子源）を使用して ISS の電位が下がりす

和しながら，誘電体表面を移動する．この放電の進展はフぎないような対策が取られることとなった．

ラッシュオーバーと呼ばれる．図４に逆電位勾配での太陽

２．
１．
２ 高エネルギープラズマ環境下での逆電位勾配

電池パネル上でのプラズマの伝播の模式図を示す．帯電し静止軌道環境下やオーロラ帯で高エネルギーの電子にた状態の太陽電池パネルのカバーガラス一枚一枚が電荷をよって引き起こされる逆電位勾配形成について説明を行蓄えたコンデンサと考えることができるので，放電で発生

う．高エネルギープラズマ環境下での帯電に影響する材料

したプラズマはコンデンサの電荷を取り込みながら太陽電特性としては，抵抗，光電子放出係数，静電容量などがあ

池パネル上を伝播する．このプラズマはリング状に太陽電るが，特に逆電位勾配の放電で重要な特性はカバーガラス
からの二次電子放出である．先に述べたようにカバーガラ
ス表面には MgF２などの材質の AR コーティングが施されているが，この AR コーティング材は高い二次電子放出係数をもっている．静止軌道上では，低軌道で存在していた
低エネルギーのプラズマが存在せず電子電流が支配的となり通常衛星電位は負になる．サブストームの発生により，流入する電子電流が急激に増加すると帯電状況が変化する．カバーガラスは誘電体であり，導体で構成される衛星構体とは別の電位をもつ．また，AR コーティングされた
カバーガラスの表面に電子が照射されると流入電子よりも流出電子の方が大きくなる状態が発生し易い．つまり，二次電子放出係数が１以上となる条件が整うとカバーガラスの表面は衛星構体に対して正の電位をもつこととなり，逆

図３

電位勾配が形成されることとなる．以降の放電に至るまでのプロセスは１．
１と同じである．この二次電子放出係数と６１５

二次電子放出係数と流入電子のエネルギーの関係．
500 V 程度を境に１以上の値を取る．１以上の場合に逆電位勾配が形成される．

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.9 September 2015

図４

太陽電池パネルでの初期放電プラズマ伝播のイメージ．プ
ラズマはカバーガラスの電荷を中和しながら進展する．

図６

軌道上で予測されるフラッシュオーバー電流波形．
図４のイメージで放電点に流れ込む電流波形を計算により求めたもの．

れ，宇宙環境（紫外線，放射線，原子状酸素）に対する耐性が現在評価されている［１１］．もう一つの対策は，カバー
ガラス表面への TiO の導電性コーティングであるが，レア
図５

メタルである Ti を使用するので高コストとなる．代替物質

高速度カメラで捉えた初期放電の伝播．リング状にプラズマが伝播している［８］．

として安価なアンチモンを主剤とするコーティングが提案されており，特性が評価されている［１２］．

池の表面を伝播していると考えられる．これについては高２．
３ 持続放電速度カメラを使用した実験で確認されており，図５に示す
ように放電はリング状であることが確認されている［８］．

初期放電によって一瞬にして衛星の運用が即座に停止と逆電位勾配では，カバーガラスの電子が不足した状態でなるような不具合が発生することはないが，初期放電にあるので，プラズマからカバーガラスに電子が供給される

よって誘起される持続放電は衛星の電力を一瞬で喪失することで帯電の中和が行われる．電気回路としてはプラズマ可能性があり，太陽電池パネルで発生する放電現象の中でがもつ抵抗と電荷がカバーガラスに蓄えられた状態のコン

最も注意すべき事象である．持続放電によると推測されるデンサから構成される RC 回路となり，放電点に電流が流衛星の故障はアメリカ，日本で実際に報告されているれることとなる．この電流をフラッシュオーバー電流と呼［１３，１４］．図７は太陽電池セルの配置を示している．一枚のぶ．このフラッシュオーバー電流の規模は乖離電圧，プラ

太陽電池パネルは2−3 mの長さをもち，直列に接続されたズマ到達距離，プラズマの速度に依存する．一般的な大き太陽電池セルはパネル端で折り返される．この時，電圧がさの太陽電池パネル 8.0 m×2.4 m，乖離電位が 800 V，プラ

異なる太陽電池セル列が隣同士に配置されることがある．

ズマの伝播速度が 10 km/s の条件では，図６に示すようなセル列間での電位差は 50 V から 100 V である．異なる電圧

15 A，600 μs 程度のパルスになることが計算で予想されている［６］．プラズマの伝播する速度が一定の場合の計算結果を示しているが，伝播速度が時間で減衰するという結果［８］も報告されている．計算条件に示したように太陽電池パネルが非常に大きい為に地上試験での再現は難しく，予測が重要となる．これら一連の初期放電によって電磁干渉の発生，太陽電池セルの劣化［９，１０］，持続放電等の問題が引き起こされる．この太陽電池上で発生する初期放電を完全に抑制することは難しい．太陽電池のインターコネクタなどを接着剤などで完全に覆うのはコスト面から難しいというのが理由である．また，接着剤などの有機材料からの汚染物質の発生の問題もあり，完全とはいえない．有効な対策としては，透明な有機フィルム（PTFE，FEP）によるトリプルジャンクションのカバーが提案されている．この

図７

フィルムには非常に高い太陽光透過率（９５‐９８％）が要求さ
６１６

持続放電発生のイメージ図．プラズマが媒体となって隣り合う太陽電池間が短絡している状態．

Lecture Note

2. Discharge Phenomena on Spacecraft

M. Cho and H. Masuiをもつセルの距離は衛星の設計にもよるが 0.5−1.0 mm 程られた直後の状態BOF（Beginning of Life）と運用終了直前

度と短い．限られたスペースに太陽電池セルを敷き詰める

EOL（End of Life）とでは BOL の状態の方が多く，余剰電必要があるので，セル列間の距離は極力短く設計される．

力がある．これは放射線劣化による太陽電池の出力低下に

通常，太陽電池で作られた電力は衛星に搭載された負荷対応するためであるが，この低下量は既知で１０％程度と見（ミッション機器や電力制御系）に供給されている．太陽電

込まれている．この低下を見込んで初期の発電電力は余剰池の列間で，初期放電が発生すると，列間が初期放電にがあるように設定されている．しかしながら，PSA によっよって発生したプラズマで満たされ，列間が短絡する．こて引き起こされ る 電 力 低 下 は ADEOS-II の ケ ー ス で はれが持続放電である．持続放電は持続時間の長さによって6 kW から 1 kW と８０％程度［１４］の低下を引き起こしてマー

場合分けされており，図８に示すように３種類に分かれジンを超えるので，打ち上げ直後に PSA が発生すると，電る．この場合分けは国際規格［１５］によって規定されてい力不足で衛星の運用が即停止するような状況に至った．同る．非持続放電 NSA（Non Sustained Arc）では初期放電に様のことが海外の商用衛星でも起きている．太陽電池パネ

よって生じたプラズマが列間を短絡させるが，太陽電池でルでの短絡と同様の持続放電はケーブル間でも発生する

発生した電力がプラズマの生成，維持に使われることな［２０，２１］．これについては３章で詳しく述べる．持続放電をく，初期放電の終了と共にプラズマによる短絡が終了す

抑制するには列間に存在するギャップを RTV 等の接着剤

る．過渡的持続放電 TSA（Temporary Sustained Arc）でで埋める方法が有効であるが，RTVに放射線や熱サイクル

は初期放電の終了後も列間の短絡が太陽電池からの電力供によって亀裂が生じること［２２］が問題となり，完全な抑制給により維持される．初期放電の終了後に 2 μs 以上短絡が方法とはいえない．

維持されている場合は TSA と判定される．NSA や TSA

２．
４ まとめ

が発生した場合には，衛星の負荷に電力が供給されなくなるため，地上の電力伝送で起こるような「瞬停」の状況が軌道毎に異なる帯電のメカニズムについて説明し，初期作り出される．恒久的持続放電PSA（Permanent Sustained

放電と持続放電について概要を説明した．放電に関して，

Arc）では持続放電により生成されたプラズマが長時間維

これまでは地上での検証実験やメカニズムの解明が活発に持されることで図１に示したポリイミドフィルムの絶縁層行われてきたが，現在では放電の抑制技術の開発も進んでが熱により融解，炭化する事で導電性のパスが太陽電池−

いる．特に問題となるのは持続放電であり，この抑制は将衛星構体間に形成される．持続放電の継続時間は数ミリ秒

来的な高電圧発電実現の為には確実に必要な技術である．

から数秒のオーダーであり［１６］，μsec のオーダーをもつ初

軌道上と地上での試験環境の違いについても問題となっ期放電に比べると非常に長い．この持続時間は太陽電池にている．現在，放電閾値に至るような帯電を生じる材料の流れる電流に強く依存することが研究でわかっている［１７‐

劣化を含んだワーストケースの宇宙環境条件についての議１９］．

論がなされている．また，実際に軌道上での実験を行う方向に変更しつつある．

一旦 PSA が発生すると，太陽電池で発電した電力は衛星の負荷側に供給されない．衛星の発電電力量は，打ち上げ

参考文献

図８

［１］Frost & Sullivan Corporation., Commercial Communications Satellite Bus Reliability Analysis, August 2004
(2004).
［２］趙孟佑：日本航空宇宙学会誌 51, 591 (2003).
［３］DC. Ferguson et al., NASA-TM-87259, (1986).
［４］D. Hastings et al., J. Spacecraft and Rockets 29, 538 (1992).
［５］K. Toyoda et al., 36, 2413, doi:10.1109/TPS.2008.2002823(2008).
［６］E. Amorim et al., 9th Spacecraft Charging Technology
Conf. Proc. (2005).
［７］L. Philip et al., 8th Spacecraft Charging Technology Conf.
Proc. (2005).
［８］M. Masui et al., IEEE Transactions on Plasma Science 36,
5 (2008).
［９］奥村哲平：日本航空宇宙学会論文集 55, 590 (2007).
［１０］J.C. Mateo-Velez et al., IEEE Transactions on Plasma Science 36, 2395 (2008).
［１１］奥村哲平：日本航空宇宙学会論文集 54, 232, (2006).
［１２］A. Takahashi et al., IEEE Trans. Plasma Sci. 42, 2 (2014).
［１３］I. Katz et al., 36th Aerospace Science Meeting Prof. 98(1998).
［１４］細田聡史：日本航空宇宙学会論文集 54, 427 (2006).

持続放電の種類［１５］．持続放電が太陽電池で作られた電力によって維持されているかで場合分けされている．

６１７

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.9 September 2015

［１５］ISO 11221:2011, Space systems -- Space solar panels -Spacecraft charging induced electrostatic discharge test
methods.
［１６］K. Toyoda et al., 3rd AIAA Atmospheric Space Environments Conference Prof., AIAA 2011-3977 (2011).
［１７］H. Masui et al., Journal of Spacecraft and Rockets 51, 3,
922 (2014).
［１８］V. Inguimbert et al., IEEE Trans. Plasma Science 36, 2404
(2008).

［１９］M. Bodeau et al., IEEE Trans. Plasma Science 42, 7 (2010).
［２０］H. Kayano et al., Transaction of the Japan Society for
Aeronautical and Space Sciences, Space Technology Japan 7, Pr̲2̲34-Pr̲2̲39 (2009).
［２１］S. Kawakita et al., 9th Spacecraft Charging Technology
Conf. Proc, JAXA-SP-05-001E (2005).
［２２］T. Endo et al., 11th Spacecraft Charging Technology
Conf. Proc. (2010).

６１８

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.10 (2015)６
９１‐６９３講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

３．宇宙機で発生する放電の地上実験
3. Ground Experiment of Discharge Occurred on Spacecrafts

３．
１ 太陽電池パネルで発生する放電の地上実験
3.1 Ground Experiment of Discharge Occurred on Solar Array Panel豊田和弘
TOYODA Kazuhiro
九州工業大学（原稿受付：２
０
１
５年９月１日）衛星に搭載される太陽電池パネルで発生する放電に関する地上試験の方法について紹介する．実験は大きく２つに分かれる．１つ目は放電がどの程度の乖離電圧で発生するのかを調べる実験であり，２つ目は初期放電によって誘起される持続放電に関する実験である．この章では上記２種類の実験の手法，回路について概説する．
Keywords:
solar array, ESD, arcing, surface discharge

３．
１．
１ 太陽電池パネルでの放電実験

り付けられる．太陽電池セルはポリイミドの上に RTV 接

静止軌道を周回する人工衛星ではその発電電圧に関わら着剤で貼り付けられる．セルはインターコネクタと呼ばれず放電が発生する．放電は宇宙機表面の絶縁体と導体とのる電極により直列接続されており，セルの端の電極を特に間で発生するため，絶縁体であるカバーガラスが導体であ

バスバーと呼ぶ．太陽電池セルの上にはカバーガラスが透る太陽電池の上に貼り付けられている太陽電池パネルで多明な接着剤で貼り付けられている．

く発生することになる．また太陽電池パネルは必要な電力

３．
１．
１．
２ 放電開始電圧閾値測定試験を発電するため広い面積を持ち，規模の大きな沿面放電がカバーガラス表面が太陽電池やインターコネクタなどの発生する．さらにこの放電により太陽電池回路が短絡する導体に対して電位差をもつと放電が発生する．放電開始時

持続放電が発生する危険がある．持続放電が発生すれば最の電位差を求めることがこの試験の目的である．本稿では

悪人工衛星は運用不能になる．現在のところ沿面放電を防逆電位勾配時の試験方法について示す．図２に真空チャン

ぐことは難しいが，持続放電が発生することは絶対に防ぐ

バー内の様子を，図３に試験回路を示す．真空チャンバー必要がある．
九州工業大学宇宙環境技術研究ラボラトリーが主体となり，太陽電池パネ ルの 地 上 放 電 試 験 方 法 の 国 際 標準がISO11221 として策定された［１］．打ち上げ前に太陽電池パ
ネルをISO１１２２１に基づいて試験することで，軌道上での放電事故を防ぐことができる．この規格は，主に放電開始電
圧計測，持続放電試験，太陽電池パネル評価試験から成り立っている．以下それぞれの試験項目について説明する．
３．
１．
１．
１ 太陽電池アレイクーポン
放電試験は真空チャンバー内で実施するため，太陽電池
パネルを小さく切り取ったような太陽電池アレイクーポン
を試験に用いる（図１）．製造方法は本物のパネルと同様に行う．一般的に基板にはアルミハニカムが用いられる．

図１

アルミハニカ ム の 両 面 に は CFRP が 貼 り 付 け ら れており，セル面にはポリイミドが絶縁フィルムとしてさらに貼

太陽電池アレイクーポン［２］．
実験には実際に衛星に搭載されるのと同等の品質をもつ試
験片（クーポン）が使用される．

Kyushu Institute of Technology, Kitakyushu, FUKUOKA 804-8550, Japanauthor’s e-mail: toyoda@ele.kyutech.ac.jp

６９１!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.10 October 2015

図４
図２

真空チャンバー内の様子［３］．
真空容器には高電圧フィードスルー，非接触型の電位計，
プラズマ発生装置などが設置される．

表面電位計測結果の例．
左図が帯電時，右図が放電直後を示している．放電により表面の電荷が抜けたことがわかる．

３．
１．
２ 持続放電試験
閾値試験と同じく太陽電池アレイクーポンを用いて持続放電発生について試験するが，クーポンは太陽電池４枚以上で構成し，２枚以上の直列接続を２つ隙間（ギャップ）を設けて並べる．この試験では放電をギャップで発生させる．ギャップ間に RTV 接着剤を充填して持続放電を抑制
するデザインもあるが，軌道上で RTV が劣化する心配があれば RTV を取り除いた最悪環境で試験する．ギャップの距離は通常 1 mm 以下になり，持続放電はこのギャップ

図３で発生する可能性がある．図５に持続放電試験回路を示

放電電圧閾値測定回路．
放電が発生すると電子が試験サンプルから接地された真空容器に移動し瞬間的には短絡状態となり，図のような電流ループが形成される．

す．回路は定電流電源，定電圧電源，バイアス回路からなる．定電流 "
% は太陽電池回路の発電電流を模擬しており，可変抵抗 $$は宇宙機内部の負荷を模擬している．定電

内に太陽電池アレイクーポンを設置し，直流電源により負流を流した状態で可変抵抗を調整することでギャップ間のの電圧を印加する．逆電位勾配をつくるためクーポンの電電圧を決定する．

位よりも高いエネルギーの電子を照射する．−5 kV をクー!!，!"，!#は太陽電池セルの接合容量 !)，太陽電池セル

ポンに印加した場合は，6 keV 程度の電子を照射すること

下の絶縁フィルムの静電容量!*を模擬しており，以下の式になる．これは逆電位勾配をつくるため二次電子放出係数で表される．ここで #,は太陽電池セルの枚数を表す．

が大きくなるような電子を照射する必要があるためであ!!!!#!#!)!*

る．電源とクーポンの間には制限抵抗が接続されている．

!

!*
#
&
+'! ,
"
"$ !)

またクーポンとチャンバーグランドの間にはコンデンサが接続されており，放電時に電荷を供給することができる．
放電閾値測定では放電箇所の特定が重要となるため放電が!*!"!#!)!*,
(
+'!#,
"
$ !)

確認できるようにコンデンサの静電容量を調整する．最初に放電はカバーガラスと太陽電池や電極などの間で発生し，この放電がクーポンとチャンバーの間の放電を誘発す
ることになる．
放電開始時の表面電位を計測するためには放電開始直前の表面電位を計測する必要がある．そのため電子ビームをクーポンに照射し表面を一定量帯電させて表面電位を計測することを放電が発生するまで繰り返す．表面電位の計測
は主に非接触の表面電位計を用いて行う．図４に表面電位計測結果の１例を示す．図４は放電発生直前のカバーガラ
ス表面の太陽電池に対する乖離電圧を示しており，放電発生箇所近傍の電圧から 3.0 kV 程度が閾値電圧であると判断できる．持続放電試験および太陽電池パネル評価試験ではこの閾値電圧を基に試験でもちいる沿面放電の規模を決定

図５することになる．

６９２

持続放電試験回路［４］．衛星の発電時の状態を模擬している．各部に流れる電流はクランプ型の電流プローブによって測定される．

Lecture Note

3.1 Ground Experiment of Discharge Occurred on Solar Array Panel

K. Toyoda#"$#，!"$#，""$#は沿面放電電流を模擬するために接続されており，!"$#は太陽電池パドル上のカバーガラスに放電直前に閾値測定で求めた電圧で溜まっていた電荷を模擬する
ように設定される．#"$#と ""$#は 10 km/s でパネル上を進展していく沿面放電電流の予測に近くなるように調整される．この回路では放電電流は真空チャンバー壁とクーポンの間に流れるが，実際の沿面放電電流経路とは異なる．現
在ではより実際の沿面放電に近いクーポン表面を沿った放電経路を模擬する試験手法も考案されている［３］．
図６は予測した沿面放電電流と LCR 回路を用いて流れた電 流 の１例 を 示 し て い る．こ こ で は パネ ル サ イ ズ が
図６

8 m×2.4 m で放電発生時の乖離電圧が 800 V の沿面放電を

沿面放電模擬電流．

想定している．
閾値試験同様に直流電源により回路はバイアスされることになるが，定電流電源や定電圧電源もバイアスされることになる．そのためバイアスされる電源への電力供給は絶縁トランスを介して行われる．
図７に持続放電発生時の放電電流波形の１例を示す．持続放電発生前は回路中の電流プローブ CP1，CP2 に同じ電流値が流れ #! を通って直流電源に戻っているが，クーポンの太陽電池セルギャップ間で持続放電が発生すると CP1を通ってクーポンに流れた電流がアーク放電を介して直流電源に戻るため CP2 には電流が流れなくなる．試験では
CP1，CP2 の電流波形により持続放電の発生を判断している．
図７

通常運用時の発電電圧および電流で持続放電が発生する

沿面放電模擬電流［４］．

場合はデザインの変更が必要になる．

３．
１．
３ 太陽電池パネル評価試験

参考文献

太陽電池アレイクーポンを使用し，図３の回路を用いて［１］趙孟佑：日本航空宇宙学会論文集 59, 142 (2011).
［２］K. Toyoda et al., IEEE Trans. on Plasma Science, 36, 5,
2413, (2008).
［３］K. Toyoda et al., 13th Spacecraft Charging Technology
Conf. Proc. (2014).
［４］K. Toyoda et al ., 48th AIAA Aerospace Sciences? Meeting Proc. (2010).
［５］豊田和弘：日本航空宇宙学会論文集 52, 328, (2004).

クーポン表面全体で放電を発生させる．この試験では放電
により太陽電池がダメージを受けず，持続放電が発生しないことを確認する．持続放電が発生した場合はデザインを変更する必要がある．また放電により太陽電池セルが劣化した場合には統計解析などで衛星寿命中に劣化する太陽電池の枚数も見積もり電力設計に反映させることができる．
［３，
５］

６９３

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.10 (2015)６
９４‐６９６

講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

３．宇宙機で発生する放電の地上実験
3. Ground Experiment of Discharge Occurred on Spacecrafts

３．
２ ケーブル間での放電実験
3.2 Ground Experiment of Discharge Occurred between Cables for Space Use
藤井治久
FUJII Haruhisa
奈良工業高等専門学校 電気工学科（原稿受付：２
０
１
５年８月３日）宇宙機の表面や内部には電力を配送するケーブル（ワイヤ）が長い距離にわたって配設される．このケーブルの導体が何らかの原因により露出し，そこに宇宙プラズマの帯電に基づく静電気放電が波及すると，その放電プラズマにより導体間で持続放電が発生する可能性がある．ここでは，この持続放電に関わる地上実験について紹介する．
Keywords:
spacecraft, power cable, electrostatic discharge, discharge plasma, arcing discharge

３．
２．
１ ケーブル間での放電実験
宇宙機の大型化・大電力化の動向に付随して顕在化してきた放電に関わる問題としては，前節３．
１の太陽電池パネ
ル上の持続放電現象と共に，宇宙機用電力ケーブル（ワイヤ）での持続放電現象が挙げられる．このケーブルの持続放電事象の発端は，日本の地球観測技術衛星 ADEOS-II（Advanced Earth Observing Satellite II）（みどり２号）が２００３年１０月に機能不全に陥るという不具合が発生したことである．それは，みどり２号が高度 800 km の極軌道オーロ

図１

ADEOS-II で発生したと考えられているワイヤハーネス部
での持続放電．外部に MLI が取り付けられ，両端が結束されることでケーブル周囲の圧力が高くなっている．

図２

低真空下持続放電実験系の概略［２］．２本のワイヤ間に抵
抗 R を挿入し電流 I を流すことにより，ワイヤ導体間に電位差 R ・I を形成する．欠陥部として，ワイヤの絶縁被覆が
幅 l 剥ぎ取られている．

ラ帯を通過中に，太陽電池パネルから衛星本体に電力を送る 電 力 線 ワ イ ヤ ハ ー ネ ス 部 の Multi-Layer Insulation（MLI）がオーロラ帯電子により帯電したためと，ワイヤの一部の絶縁被覆が損傷を受け導体が露出したため，その導体と MLI の蒸着層との間で ESD（Electrostatic Discharge）
が発生し，その放電プラズマにより露出導体間で持続放電が生じたためと考えられた［１］．このような持続放電発生の概念図を図１に示す．
このワイヤにおける持続放電現象に関わる実験はあまり実施されていないので，筆者らが行った実験を中心に紹介する［２‐４］．図２はその実験系を示している．真空チャン
バ中に設置された１対のワイヤ導 体 間 に 抵 抗 #を挿入
し，その回路に DC 電流源（Agilent E4351B）から電流 "を流すことにより導体間に電位差 $!"#!
"を 発 生させる．また，DC 電圧源（菊水電子 PAD1K-0.2L）（電圧 $"）に
よって，5 MΩ の抵抗を通してコンデンサ ! に充電した電National Institute of Technology, Nara College, NARA 639-1058, Japanauthor’s e-mail: fujii@elec.nara-k.ac.jp

６９４!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion ResearchLecture Note

3.2 Ground Experiment of Discharge Occurred between Cables for Space Use

H. Fujii

することを示している．

荷を，スイッチによ り ESD パ ル ス と し て 針 電 極（直径また，図５には，真空チャンバ内の圧力を変化させて取1 mm）に印加した．ESD パルス注入により放電が発生したとき，回路に流れる電流と導体間の電圧をそれぞれ電流得した放電持続時間の圧力依存性を示す．この図においプローブ（Pearson 411）３個と電圧プローブ PT により測て，圧力が低下すると放電持続時間は，若干低下傾向がみ定した．ESDパルス自体はパルス幅2 μs程度である［２］．な

ら れ る が，正 極 性 の ESD パ ル ス に お い て は，0.1 Torrお，用いられたワイヤは，宇宙用 SPEC５
５の ETFE（Ethyl-（13 Pa）以下では放電が生成できず放電の持続はなかっ

ene Tetra Fluoro Ethylene）電線で，外径 1.2 mm，被覆絶た．この圧力領域は，ADEOS-II で発生したワイヤ‐ハーネ

縁厚 0.15 mm，導体径 0.9 mm であった．また，１対のワイス部での放電を模擬したものであるが，ワイヤ‐ハーネス

ヤそれぞれにワイヤ損傷を模擬し，絶縁被覆を幅 &に剥ぎ

部は MLI で覆われ結束されており，宇宙機外部と違った圧取り，導体を露出させた．

力状態になっている．このため，太陽電池パネルで発電さ真空チャンバ内の圧力 #"2.6×102 Pa で，ワイヤと抵抗れた電力がワイヤハーネスを通して本体に供給される際に$"200 Ω に電流 ""0.5 A を流した状態で（導体間電位差

通電によりワイヤの温度が上がり，ワイヤ‐ハーネス部の%!"$!
""100 V），コンデンサ !"1 μFに電圧 %""−1000 V

圧力が高くなり ESD が発生しやすい状況であったと考えで充電した（ADEOS-II のワイヤハーネス MLI の帯電電位られている［１］．

が‐1000 V 程度と想定されている［１］）．その後，スイッチ

一方，宇宙機用ケーブル（ワイヤ）は宇宙機外表面に配によってワイヤ欠陥部にESDパルスを注入した．そのESD設される場合も多い．この場合，デブリや熱サイクルにによってトリガされたワイヤ間の放電電流と電圧の波形なよってワイヤに欠陥が生じ導体が露出して，宇宙機表面の．ESD パルスを注
らびに放電光を図３に示す（&"1 mm）

熱制御フィルムなどの表面で ESD が発生すると，その放電入した直後，導体間電圧 %!は−100 V から 0 V になり，約プラズマが隣接したワイヤに持続放電をもたらす可能性が260 μs 間その状態が持続した．この間，導体間に注入され想定される．この可能性を検証するため，図６のような実た ESD による放電プラズマにより，露出した導体間でアー験系で電子ビームを照射することによりなされた持続放電

ク放電が成長し，橋絡したことを示している．このようなの実験例を紹介する［４］．図６の実験系に示されたように，持続放電は，ESD を発生させるためのコンデンサ容量 !

ワイヤ回路系は図２と同様であるが，針電極を用いた電荷に影響を受け，図４に示すように，放電持続時間はコンデ注入の代わりに，アルミ板に張り付けた 127 μm 厚テフロ

ンサ容量 ! にほぼ比例して長くなることがわかる．つまン FEP 熱制御フィルム上にワイヤ対を取り付け，20 keVり，導体間に注入された電荷量が多いほど放電は長く持続

（a）

図４

ワイヤ間の持続放電時間のキャパシタンス C 依存性［３］．
放電持続時間は，注入された電荷量が多いほど長くなる．

図５

放電持続時間の圧力依存性［３］．負極性の ESD パルスが注入される場合，放電持続時間は圧力の低下とともに若干短くなる傾向である．

（b）

図３

ワイヤ間で発生した放電の例［２］（．a）
放電時の電流・電圧
波形．ESD パルスが注入されると電位差が−100 V から 0 Vになり，それが約 260 μs 間継続している．（b）
放電発光

６９５

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.10 October 2015

（a）

図６

電子ビーム照射による持続放電実験系の概略［４］．試料全体が＋10 kV にバイアスされ，−10 kV で加速された電子が照射される．

（b）の電子ビームを照射することによって FEP フィルム上で沿面放電を発生させる方法が採られている．この手法によって，FEP フィルムが−16 kV 程度に帯電すると表面放電が発生した．その時の放電光の様子と検出された電流波形を図７に示す．図７（a）のように，ワイヤ欠陥部で強い発光が見られ，テフロン FEP 表面で広い範囲にわたって沿面放電が発生しており，FEP フィルム表面で発生した沿面放
電により電荷が欠陥部に流入していると考えられる．この
流入電流は図７（b）の CH１の電流波形からパルス幅 2 μs

図７程度で〜10 A の大きな電流が流れ込んでいる．この電流注入によって，ワイヤ間が短絡し持続放電が発生している．
この場合，放電持続時間は 25 μs 程度であった．このよう電子ビーム照射ESDによって発生した放電の例［４］．
（a）放電光．欠陥部に放電が流入している．（b）放電時の電流波
形．ESD が発生し，ワイヤに 10 A 程度の電流が流入すると，抵抗 R に流れていた 0.5 A の電流が流れなくなり，この状態が 25 μs 程度継続している．

に，1.3×10−4 Pa 以下の高真空領域では，図５に示した低真空領域での放電持続時間に比べると短いようである．し参考文献

かし，この時の FEP フィルムの面積は 60 cm2 程度であり，［１］S. Kawakita et al., 9th Spacecraft Charging Technology
Conference, Tsukuba, JAXA-SP-05-001E (2005).
［２］藤井治久他：第５２回宇宙科学技術連合講演会講演論文
集 3G02 (2008).
［３］H. Fujii and Y. Uetani, Proc. XXIVth International Symposium on Discharges and Electrical Insulation in Vacuum (ISDEIV), pp.556-559 (2010).
［４］高島大輔，藤井治久：第３０回宇宙エネルギーシンポジ
ウム 11 (2011).

表面積の大きな熱制御フィルムで放電が発生すると欠陥部に流入する電荷量も大きくなるので，放電持続時間が長くなると考えられ，注意が必要である．

３．
２．
２ まとめ
ここでは，宇宙機で発生する可能性のある放電現象のうち，電力用ケーブル（ワイヤ）の持続放電に関して，筆者らの実験を中心に紹介した．宇宙機の信頼性を確保し長寿命化を達成するためには，このような放電現象を極力抑制することが必要であり，放電に至るプロセスの解明を地道に行っていく必要がある．

６９６

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.11 (2015)７
２９‐７３１講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

４．放電現象解明のための軌道実証結果の紹介
4. Introduction of On-Orbit Experiment for Discharge Phenomena on Spacecraft

４．
１ 低軌道環境下での初期放電誘起実験（PASCAL）
4.1 On-Orbit Experiment of Primary Arc Inception in LEO Environment (PASCAL)
奥 村 哲 平，高 橋 真 人
OKUMURA Teppei and TAKAHASHI Masato
宇宙航空研究開発機構（原稿受付：２
０
１
５年７月３
１日）

この節では宇宙機の放電に関する軌道上実験例として，国際宇宙ステーションで実施された初期放電に関する実験の結果について述べる．初期放電勇気実験装置 PASCAL は宇宙航空研究開発機構，九州工業大学，Lockheed Martin Space Systems Company 社によって共同で開発された．PASCAL は軌道上で DC/DC コンバーターを用いて初期放電を太陽電池上で誘起させることに成功した．同時に放電による太陽電池の劣化を検証し，太陽電池の出力に変化がないことを確認した．
Keywords:
space environment, ESD, on-orbit experiment, ISS

４．
１．
１ 開発背景４．
１．
２ 装置概要前述の通り，軌道上での放電は太陽電池の劣化や太陽電

PASCAL の基本概念は，地上で一般的に使用されている

池アレイ回路上の二次アークなど衛星不具合の原因となり試験コンフィグレーション（図２）を宇宙に持ち込んで試える現象を発生させることがある［１‐３］．宇宙航空研究開験することにある．

発機構（以下，JAXA），九州工業大学，Lockheed Martin

地上では，真空チャンバーの中にプラズマ環境を生成す

Space Systems Company は共同で ISS にて太陽電池の劣化るためにプラズマ源を使用する．図２に示すように，供試現象を調べるための計測器を開発した．実験名称である

体である太陽電池パネルは真空チャンバー外部にある高圧"Primary Arc effects on Solar Cells at LEO"にちなんで計測電源に接続される．高圧電源は，軌道上で衛星が宇宙プラ器の名称は PASCAL とした．

ズマに対してもつ電位を模擬する意味をもっている．高圧

本実験は以下の調査を目的としている．

電源により太陽電池パネルに電位を与えると，プラズマ源

１：放電回数に対する太陽電池劣化発生
２：太陽電池の設計／形状による放電劣化への関係
３：放電のエネルギーと太陽電池劣化の関係
４：放電電流波形の取得
５：放電発生の閾値電圧と太陽電池の設計／形状の関係
PASCAL はアメリカ海軍研究所（NRL）の軌道上実験プ
ラットフォーム"Platform for Retrievable Experiments in a
LEO Space Environment"（以下，"PRELSE"）に搭載され，第 八 回 目 の 軌 道 上 実 験"Materials Interaction Space Station 8

MISSE‐
８の一部として軌道上での放電実験を行った．PASCAL の運用は，２０１１年６月から１年半程度の運用を行った．図１に ISS にて撮影した PASCAL を示す．本項

図１

では計測器としての PASCAL，及び実験結果の説明を行う．

ISS に取り付けられた PASCAL.
ケース内に設置されており宇宙飛行士によって宇宙空間に暴露される．

Japan Aerospace Exploration Agency
corresponding author’s e-mail: okumura.teppei@jaxa.jp

７２９!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.11 November 2015

図４は PASCAL のシステムブロックダイアグラムである．前述の通り，PASCAL は PRELSE を介して ISS に搭載される．PRELSE からは電源と通信 に 関 わ る イ ン タ ー
フェースが提供されており，そのインターフェース要求の範囲内で実験が可能なように試験系を設計した．PASCALの Control board は PASCAL の実験シーケンス制御，デー
タハンドリング等を行うための電子基板である．Discharge
circuit board（以下，放電試験回路）で測定された放電の電流波形，及び電圧波形や太陽電池の負荷特性は A/D コン
図２

バータを介して，Control board に送られる．

地上の放電試験コンフィグレーション．PASCAL が軌道上で行う実験もこの構成とほぼ同じである．

図５に PASCAL 単体の外観図を示す．図５は宇宙面側を見た写真で，太陽電池や Electron collector が取り付けら

により生成されたプラズマによって，太陽電池パネルの表

れているのがわかる．

面が帯電し，放電に至るという方式で地上試験を行ってい４．
１．
３ 実験結果る．
地上試験回路には，放電した時の電流や電圧を測定する【軌道上でのチェックアウト】

ための電流計，及び電圧計が接続される．また，太陽電池動作試験として，PASCAL で目的としている試験に必須の劣化の有無は，放電後に太陽電池パネルを放電試験回路

な，光 IV 特性の取得，放電電流及び電圧の測定機能の正常から切断し，代わりに電子負荷（図中では DC voltage/cur-

動作を確認した．図６は軌道上で測定した放電の電圧及びrent generator）を接続して太陽電池の負荷特性を測定す

電流波形である．また，図７は同じく軌道上で測定した太ることにより確認する．この他に，太陽電池パネル上で発

陽電池の発電特性である．

生した放電の位置を特定するためにカメラ等を利用する．

全ての試験用太陽電池について，放電による劣化評価に

図３は PASCAL の実験回路の概念図である．PASCALの実験回路は，前述の地上試験用の放電試験回路と同じよ必要な電気性能特性の取得を完了した．
【放電試験：放電発生の閾値試験】

うに高圧電源を有している．地上試験と異なる点は，宇宙

各種太陽電池について放電が発生する帯電電位の閾値をプラズマに対して接地を取れないことにある．PASCAL
では Electron collector に高圧電源の正極側を接続し，負極側を太陽電池に接続することにした．こうすることによって，高圧電源〜太陽電池〜宇宙プラズマ〜Electron collector〜高圧電源という回路を作ることができ，太陽電池のプラズマに対する電位を，高圧電源により制御できるようになる．
図３中の LIV/DIV measurement circuit は PASCAL における電子負荷で，日照中は太陽電池の発電特性を，日陰中は負荷特性を測定することができる．
PASCAL では複数種の太陽電池について放電試験が可能なように，接続する太陽電池をリレーで変更するようした．

図３

PASCAL の放電試験回路の概念図．高電圧を印加する太陽電池セルを切り替えて実験を行う．

７３０

図４

PASCAL のシステムダイアグラム．

図５

PASCAL の外観（宇宙面側）．
この面が宇宙空間に直接暴露される．

Lecture Note

4.1 On-Orbit Experiment of Primary Arc Inception in LEO Environment (PASCAL)

T. Okumura and M. Takahashi

調べた．放電発生電位が最も低かった太陽電池の放電発生
閾値電圧は−１
００V 程度で，実用衛星での予想帯電電位に相当する電圧で放電することがわかった
国 内 地 上 試 験 で 取 得 さ れ た 放 電 閾 値 は−１００V か ら−１５０V と報告されているので，地上試験の妥当性を検証できた．
初期試験の結果を受けて，放電劣化試験の条件設定に必要な放電閾値電圧，電気特性の取得が完了した．
【放電劣化試験】
１００回程度の放電を発生させて，太陽電池の放電による劣化の有無を評価した．試験の結果，海外製の太陽電池については，放電により顕著な劣化が発生しなかった．

４．
１．
４ まとめ
低地球軌道で，放電試験が可能な試験装置 PASCAL を
図６

放電時の電圧／電流波形．
一旦放電が発生すると電圧は０に近づき，その後充電され電圧が再び下がる．

開発し，ISS にて軌道上実験を実施した．軌道上の実験を通して，今後の帯電技術に資する知見を得ることができた．

参考文献［１］D.Hastings et al., Spacecraft Environment Interactions (Cambridge University Press, New York, 1996) p. 142.
［２］K.Toyoda et al., J. Spacecraft Rockets 42, 947 (2005).
［３］I. Katz Davis et al., 36th Aerospace Sci. Meeting, AIAAPaper 98-1002 (1998).

図７

太陽電池の発電特性．太陽電池の出力から劣化がないことが確認される．

７３１

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.11 (2015)７
３２‐７３４講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

４．放電現象解明のための軌道実証結果の紹介
4. Introduction of On-Orbit Experiment for Discharge Phenomena on Spacecraft４．
２ 宇宙機帯電観測装置の実証（ATOTIE-mini）
4.2 Demonstration of Spacecraft Potential Measurement Device (ATOTIE-mini)
奥 村 哲 平，高 橋 真 人
OKUMURA Teppei and TAKAHASHI Masato
宇宙航空研究開発機構（原稿受付：２
０
１
５年７月３
１日）

この節では宇宙機の帯電に関する軌道上実験の結果について述べる．帯電観測装置 ATOTIE-mini は「こうのとり四号機」に取り付けられ，軌道上での帯電電位の測定を行った．ATOTIE-mini は接触型帯電電位計
Trek-3G と表面帯電を利用する電位計 SCM から構成される．ATOTIE-mini はの運用期間中に「こうのとり四号機」の電位測定を行い，Trek‐３G と SCM の両センサ共に電位の変動を観測した．また，「こうのとり」の電位が日照条件により変動することを観測した．
Keywords:
space environment, spacecraft charging, on-orbit experiment, HTV

４．
２．
１ 開発背景ジュールが推進モジュール状に取り付けられているのがわ
かる．

宇宙航空研究開発機構（以下，JAXA）は国際宇宙ス
テーション「以下，ISS」に物資を供給する宇宙ステーショ

４．
２．
２ 装置概要ン補給機（以下，「こうのとり」）を開発し，現在も運用している．前述の通り，低軌道衛星の帯電電位は，ほぼ太陽ATOTIE-mini モジュールは「こうのとり三号機」まで太電池パネ ル の 発 電 電 圧 に よ っ て 決 定 さ れ る［１］．ISS に

陽電池パネルが取り付けられていた場所に，太陽電池パネ

ドッキングする衛星にはソユーズや ATV など様々な物がルの取付インターフェースを利用して取り付けられる．

あるが，最も高い発電電圧を有しているのが「こうのとり」

よって，ATOTIE-mini モジュールの外形寸法は，ほぼ太陽である．「こうのとり」のように巨大な構造物がある電位

電 池 パ ネ ル と 同 程 度 に な る．図２に ATOTIE-mini モを持って ISS に結合する時に電位挙動は科学的に重要な知ジュールの外観図を示すが，「こうのとり」外部に取り付見となりえる．そうした背景から，「こうのとり」の周辺
プラズマに対する機体電位を測定す る た め の 計 測 装置
Advanced Technology On-orbit Test Instrument for space
Environment-mini（以下，ATOTIE-mini モジュール）を開発した［２，
３］．
本実験の結果に期待されるところは上記の他にも以下のような事柄が挙げられる．
結合中の帯電電位を調べることにより，船外活動中の宇宙飛行士の安全性確保の必要性について検討できる．
帯電解析の結果と軌道上データとの相互比較による帯電解析モデルの評価［４］．
ATOTIE-mini モジュールは２０１３年８月４日に「こうのとり四号機」に搭載されて打ち上げられ，打ち上げ後，す
図１

ぐに運用を開始した．図１は軌道上で ISS より撮影された「こ う の と り 四 号 機」の 写 真 で あ る．ATOTIE-mini モ

軌道上で撮影された ATOTIE-mini モジュール．モジュール
は宇宙空間に直接曝されている．

Japan Aerospace Exploration Agency
corresponding author’s e-mail: okumura.teppei@jaxa.jp

７３２!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion ResearchLecture Note

4.2 Demonstration of Spacecraft Potential Measurement Device (ATOTIE-mini)

図３

図２

T. Okumura and M. Takahashi

TREK-3G のプローブ外形．

ATOTIE-mini モジュールの外観．金色の部分は MLI（Multi
Layer Insulator）という熱制御材である．
表１

ATOTIE-mini モジュールの主要性能．

No
１

項目
固有値
構造特性
質量特性
２
搭載機器温度範囲
熱制御性能 制御温度範囲
発熱量
３
TREK-3G 測定電圧範囲
電気性能
SCM
測定電圧範囲

数値
525 Hz＊4.3 kg
−２
０℃から６
０℃
−１
０℃から４
５℃
25.2 W−200 V から 200V
−200 V から 200 V

図４

SCM プローブ．

図５

SCM の機能図．

＊最低時固有値は ATOTIE-mini 制御部の値

けられるため ATOTIE-mini モジュール内部の温度を電子機器の使用温度範囲に制御する必要があり，表面は多層断
熱材（MLI）や放熱面で覆われている．
ATOTIE-mini モ ジ ュ ー ル は 接 触 型 帯 電 電 位 計（TREK-3G）と宇宙環境観測装置（SCM）の二つのセンサを有している．図２中の TREK-3G プローブ，及び SCM
プローブが機体電位を測定するためのセンサのプローブである．

になったら終了するため，高抵抗の両端に発生する電圧を

ATOTIE-mini モジュールの主要性能は表１に示した通測定することにより，「こうのとり」の宇宙プラズマに対りである．機体電位は，TREK-3G 及び SCM を使用するこする機体電位を測定することができる．

とにより，±２００V の範囲で測定することができる．

４．
２．
３ 実験結果TREK-3G のプローブの外形は図３に示した通りで，同軸ケーブルの芯線に絶縁コーティングが施されている．

ATOTIE-mini モジュールは「こうのとり四号機」に取り

TREK-3G の回路部は，絶縁コーティング表面の電位が「こ付 け ら れ て８月４日 に 打 ち 上 げ ら れ た．打 ち 上 げ 後，

うのとり」機体と等しくなるように，プローブの電位を制ATOTIE-mini モジュールはストアードコマンドにより自御する．一般に低軌道において絶縁体表面の宇宙プラズマ

動的に起動し，以降，常時，「こうのとり四号機」の機体電に対する電位は，ほぼ宇宙プラズマと同程度になると考え位を測定している．図５は「こうのとり四号機」が単独飛られているので，TREK-3G の制御電位はほぼ「こうのと行中の８月５日に測定されたデータで，TREK-3G と SCMり」が宇宙プラズマに対して有する電位となる．

により測定された「こうのとり四号機」の機体電位は同程

SCM は JAXA が 開 発 し た ISS 搭 載 の Plasma monitor度である．また，同一グラフに示す，太陽電池アレイの発（PLAM）をベースに設計された，衛星帯電電位を測定す

電電流履歴より，蝕中は「こうのとり四号機」機体電位がるのに特化した測定器である．SCMは図４に示すような銅０V 程度，日照中は３０V 程度であり，日照と日陰による帯板をプローブとして，宇宙空間に露出させている．図５に電電位の差異も確認することができた．また，図５のデー

SCM の機能図を示すが，SCM プローブは「こうのとり」機

タを取得した時の「こうのとり四号機」は，機軸方向に対体に対して高抵抗を介して接地されている．SCMプローブ

して水平に飛行しており，ATOTIE-mini モジュール取りは高抵抗を介して，機体に接続されるため，機体から見る

付け点付近は，機体によるウェークに入る．図６に示す通と電気的には浮いたような状態となる．そのため，SCM

り，SCM と TREK-3G はほぼ同程度の値を示していること

プローブ表面の電位は，「こうのとり」機体に対してあるから，ウェークの影響は小さかったと考えらえる．以上の電位を有する．周辺プラズマからの荷電粒子流入は SCMことから，TREK-3G と SCM は「こうのとり四号機」機体

プローブの表面電位が，宇宙プラズマの電位とほぼ同程度電位を測定できていることを確認することができた．
７３３

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.11 November 2015

図６

ATOTIE-mini モジュールによる軌道上での観測結果．
宇宙機の電位は姿勢によっても変動し，「こうのとり四号機」のケースでは 30 V 程度の電位をもっている．

の出力電流履歴に追随する帯電挙動を示したことから，正

４．
２．
４ まとめ

常な測定が行われていることを確認することができた．

「こうのとり四号機」の帯電電位を計測するために，接触型電位センサと帯電センサを有する ATOTIE-mini モ

参考文献

ジュールを開発した．本報告では割愛したが，ATOTIE-［１］D.Hastings et al ., Spacecraft Environment Interactions(Cambridge University Press, New York, 1996) p.142.
［２］D. Tsujita et al., 29th International Symposium on Space
Techonoogy and Sicence Proc., 2013-g-13, (2013).
［３］T. Okumura et al., 13th Spacecraft Charging Technology
Conference Proc. (2014).
［４］D. Tsujita et al.,13th Spacecraft Charging Technology
Conference Proc. (2014).

mini モジュールの測定性能要求である±２００V の範囲内での電 位 測 定 が 可能 で あ る こ と を 地 上 試 験 で 確 認 し た．
ATOTIE-mini モジュールは「こうのとり四号機」に取り付けられて，８月４日に打ち上げられた．打ち上げ後に実施した初期運用より，接触型電位センサと帯電センサは健全に動作していることが確認された．また，太陽電池アレイ

７３４

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.11 (2015)７
３５‐７３７講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

４．放電現象解明のための軌道実証結果の紹介
4. Introduction of On-Orbit Experiment for Discharge Phenomena on Spacecraft４．
３ 超小型衛星による高電圧発電の実証（鳳龍弐号）
4.3 Demonstration of High Voltage Power Generation by Nano-Satellite (Horyu-2)
増 井 博 一，趙孟佑

MASUI Hirokazu and CHO Mengu
九州工業大学（原稿受付：２
０
１
５年７月３
１日）

宇宙空間での高電圧の発電を実証するために開発された「鳳龍弐号」での実験結果を紹介する．鳳龍弐号では太陽電池を使用しての 300 V 以上の発電電圧の実証と放電実験が行われた．この発電電圧は現在の所，宇宙空間で太陽電池が作りだした電圧としては最も高い値である．このような挑戦的な実験が可能となったのは，大学を中心として超小型衛星が盛んに開発されており，宇宙空間を使用しての実験は以前に比べ格段に敷居が下がった為である．超小型衛星を使用することでリスクの高い軌道上実証が可能となり，鳳龍弐号のような高電圧を使用する実験も可能となった．ここでは「鳳龍弐号」の開発や軌道上実験の結果と今後の展開について概説する．
Keywords:
space plasma, nano-satellite, high voltage power generation, solar array

４．
３．
１ 高電圧への取り組み②の代表的な取り組みとしては SFU（Space Flyer Unit）に

現在，宇宙機での太陽電池による最大発電電圧は ISS のおける高電圧発電の実証があるが［５］，不具合によりミッ160 V である．この値が決定されている理由が放電現象でションは達成できていない．しかし，元々放電を取り扱う

あることは２章で述べた．高電圧化に伴うメリットは地上

実験は電磁干渉，ノイズ等の問題を伴うので，大型衛星での伝送と同じであり，送電ロスを少なくする事にある．ISS

実施することが難しく，大規模な実験は行われていない．

の最大発電電力は 120 kW であるが，大規模な次世代宇宙

４．
３．
２ 超小型衛星の発展

プラットフォーム（次世代宇宙ステーション，宇宙工場，
宇宙太陽発電所など）では 1 MW クラスの電力が見込まれ

２０００年代に入ると，超小型衛星の開発が大学を中心としている．大電力送電ではケーブルに含まれる僅かな抵抗でて活発に行われるようになった．ターニングポイントと伝送ロスが生じる為に，送電時の電流を低くして送電するなったのは東京大学によって開発された Xi-IV である［６］．

事が望ましい．また，高電圧を使用する機器（電気推進器，

Xi-IV は 10 cm 立方で 1 kg の超小型衛星であり，この衛星

進行導波管）等では昇圧によるロスを少なくすることが可の成功により「超小型であれば大学の技術レベルでも衛星能となり，高電圧で駆動させた方がメリットが多い．しかの開発が可能」という認識が生まれた．なお，Xi-IV は現在

し，１，２章で述べたように宇宙プラズマとの干渉によるも運用中である．Xi-IV の 成 功 に 加 え，２００９年 に JAXA

放電の問題が存在するために宇宙機の高電圧化は容易では

H2A ロケットとの相乗りプログラムが始まると，より一層ない．しかし，宇宙機の効率化には必要な技術であるので，超小型衛星の開発は盛んになり，２０１４年現在で２５機の超小これまでに軌道上での実験が行われている．これらの軌道型衛星が JAXA よって打ち上げられた［７］．超小型衛星の上での実験は，① DC/DC コンバーターを使用するもの

利点としては，短納期で開発可能であること，リスクの高［１‐４］と②太陽電池による高電圧発電の二つに分けられる．

いミッションを実行可能なことである．２０１０年に九州工業①の場合では低い電圧からコンバーターにより昇圧して高大学は JAXA 相乗りプログラムに応募し，２０１２年に「鳳龍電圧が作り出される．②では太陽電池で直接高電圧を作り弐号」を打ち上げた．鳳龍弐号では超小型衛星の「リスクだす．４．
１で述べた PASCAL は①に分類され，放電環境をの高いミッションを実施可能」というメリットを生かし，作り出すという点においては問題がないが，高電圧による太陽電池による 300 V 発電をメインミッションとして開発

発電を実証する点においては②の方式とは大きく異なる．

が行われた．同時に，帯電センサー，民生品ベースの帯電

Kyushu Institute of Technology, Kitakyushu, FUKUOKA 804-8550, Japancorresponding author’s e-mail: masui@ele.kyutech.ac.jp

７３５!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion Research

Journal of Plasma and Fusion Research Vol.91, No.11 November 2015

プローブによる電位観測［８］，帯電緩和素子の実証［９］を実た高電圧が各試験サンプルに印加されることで，放電実験施した．以降，鳳龍弐号による高電圧発電の実証についてを行うことが可能となる．
図２に放電試験のシステムの概略図を示す．通常衛星構説明する．

体がすべての機器の電位の基準となるように設計される

４．
３．
３ 鳳龍弐号概要とメインミッション

が，高電圧部を導入する為に，バスシステムと高電圧発電

鳳龍弐号のフライトモデルの外観を図１に示す．サイズ

部を絶縁している．高電圧発電時は電子コレクタ‐高電圧としては 35 cm×31 cm×31 cm，重量は 7.1 kg である．鳳アレイ間に 300 V が生じる．発電電圧は測定回路と帯電セ

龍弐号は２０１２年５月１８日に H２A ロケット２
１号機によってンサーの両方で行われる．

種子島宇宙センターより打ち上げられた．衛星は 670 km

図３は軌道上で最初に高電圧アレイを起動した際の発電の太陽同期軌道に投入された．地上との通信にはアマチュ

電圧と衛星構体の電位のプロファイルである．日照と同時

ア 無 線 を 使 用 し て い る．ダ ウ ン リ ン ク の 周 波 数 はに高電圧アレイが発電を開始し，電圧が 330 V 程度まで上

437.375 MHz である（もし，アマチュア無線装置をおもち昇している（四角の凡例）．同時に帯電モニターの電位（ひの方がいれば，是 非電 波 の 受 信 に 挑 戦 し て み て くださ

し形の凡例）も上昇し最終的には発電電圧分帯電モニター

い．）

も負に沈んだことが確認され，高電圧アレイが適切に作動

太陽電池による高電圧発電の仕組みとしては，スフェ

し，放電環境を作り出していることが確認された．

ラーパワー株式会社製のスフェラー!アレイを使用してい発生した高電圧を試験用の３重接合太陽電池に印可するる．通常人工衛星で使用される太陽電池セルは３重接合セ事で放電実験が実施された．鳳龍弐号には下記の３種類のルで変換効率が３０％程度と高い．このスフェラー!アレイでは試験用３重接合セルが搭載されている．

取り出せる電力は低いが，小型で出力電圧が高いという特徴を

１．何も放電抑制が施されていないベアー太陽電池

持つ．通常３重接合セルの１枚のサイズは 40 mm×80 mm

２．導電性コーティング太陽電池

であるが，スフェラー!アレイは 9.5 mm×24 mm であり，１枚

３．フィルムカバー太陽電池

で最大 6 V を出力可能である．このセルを直列に接続する

これらのセルを順番に高電圧を印可する事で，太陽電池

事で 300 V を超える高電圧アレイを構成している．この高での放電実験を行うことが可能となる．導電性コーティン

電圧アレイは宇宙用の接着剤により電極，トリプルジャン

グとフィルムカバーの詳細については参考文献［１０］を参照

クションがカバーされており，地上試験では高電圧アレイ

されたい．結果として，ベアー太陽電池とフィルムカバー

では放電が発生しないことを確認している．ここで発生し太陽電池では多数の放電が確認された．一方，導電性コー
ティング太陽電池では放電が確認されず，有効性が示された．
鳳龍弐号の運用状況については，打ち上げ直後は順調に稼動していたが，２０１２年６月に突如地上局からのコマンドを受け付けない状態に陥った．その後，２０１２年７月に奇跡的に復活し高電圧発電のメインミッションを遂行した．その後，再び同様の状態に陥り，ミッションを遂行することが不可となった．２
０１４年１０月現在も衛星は復帰していな
い．地上での再現試験の結果では，On Board Computer（OBC：衛星の情報処理を担当する箇所）のマイクロプロ

図１

図２

鳳龍弐号外観図．衛星のサイズは 30 cm の立方体．

図３

高電圧アレイの接続図．鳳龍弐号の場合は通常のバス機器が接続される衛星構体グラウンドと高電圧ソーラーアレイ
用グラウンドをそれぞれ設置している．

７３６高電圧アレイ動作時の衛星電位と帯電モニターの履歴．高電圧ソーラーアレイ（四角）が発電したと同時に衛星の電位（ひし形）も上昇していることがわかる．

Lecture Note

4.3 Demonstration of High Voltage Power Generation by Nano-Satellite (Horyu-2)

H. Masui and M. Cho

きな進展をもたらすと考えられる．九州工業大学では鳳龍弐号のバスシステムと高電圧アレイ部をベースとして，放電波形測定用オンボードのオシロスコープと画像取得のカメラを搭載した「鳳龍四号」の開発を行っている（図４）．
オンボードオシロスコープは本プロジェクトからの新規開発品である．また，放射線耐性を向上させたバスシステムを採用し，鳳龍弐号での問題点を改善している．鳳龍四号
は２０１５年度に JAXA の H２A ロケットで ASTRO-H と共に打ち上げられる予定である．

参考文献
図４

［１］G. B Hillard et al., J. Spacecraft and Rockets 30, 488 (1993).
［２］C.P. de la Cruz et al., J. Spacecraft and Rockets 33, 438(1996).
［３］J.D. Soldi et al., J. Spacecraft and Rockets 29, 538 (1997).
［４］T. Okumura et al., 第 10 回宇宙環境シンポジウム講演論
文集, JAXA-SP-13-016 (2014).
［５］H. Kuninaka et al., J. Spacecraft and Rockets 32, 894 (1995).
［６］R. Funase et al., Trans. JASS Space Tech. Japan 6, 1 (2008).
［７］http://aerospacebiz.jaxa.jp/jp/ainori/results.html［８］松本直希：第９回宇宙環境シンポジウム講演論文集 8390 (2012).
［９］M. Iwata et al., IEEE Trans. Plasma Science 42, 384 (2014).
［１０］S. Iwai et al., J. Spacecraft Rockets 52, 544 (2015).
［１
１］趙孟佑：航空宇宙技術 12, 17 (2013).

鳳龍四号イメージ図．オシロスコープ，放電取得カメラ，
高速通信などの機能がアップデートされている．

セッサーに放射線によるシングルイベントラッチアップ（半導体に過電流が流れ，サイリスタのように電源を切るまで電流が流れ続ける状態）が発生し衛星の情報処理系が停止している可能性が高いことがわかっている［１１］．

４．
３．
４ 今後の展望鳳龍弐号では高電圧アレイの軌道上で実証され，放電環境が構築されたが，放電現象の解明にはまだ情報が不足している．特に，放電波形と放電画像の取得は現象解明に大７３７

J. Plasma Fusion Res. Vol.91, No.11 (2015)７３８‐７３９講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験

５．おわりに
5. Summary
増 井 博 一，趙孟佑

MASUI Hirokazu and CHO Mengu
九州工業大学（原稿受付：２
０
１
５年９月１
４日）

本講座では宇宙機で発生する放電現象についてこれまで述べた．宇宙工学の分野の中でも非常に狭い領域のトピックを取り扱った．しかし，宇宙機の電源システムに直接影響を与える，非常に重要な分野であることは理解頂けたと思う．以下に本講座の総括と今後の展望を述べる．

５．
１ 現状の課題

されることが必要となる．これら研究・開発を早急に開始

第１から３章では宇宙機で発生する放電現象について取し，実用化に向けた知見を蓄積することが現在の課題といり上げ，発生の原理について述べた．そして，第４章ではえる．

宇宙機の帯電・放電について軌道上で実施された実験例を宇宙機の放電現象を考える上で，考慮しなければならな紹介した．この放電現象の解明，対策が重要な理由は，放いことの一つが材料物性の劣化である．重要となるのは有電が発生しやすい箇所が，宇宙機の電力の源である太陽電機化合物の物性であり，宇宙機が打ち上がった直後の材料

池パネルということに尽きる．衛星にとって電力とは人間

物性は既知であるが，５−１０年後の材料の物性を知ることでいう血液のようなものであり，電力が安定的に長期間には非常に困難であり放電現象に関する研究を難しくしてい

わたって供給されることが衛星の信頼性向上に不可欠である．宇宙空間で材料は放射線，紫外線，熱サイクル，原子る．当面は発電電圧 100 V から 160 V での放電の完全な抑状酸素に同時に曝される．地上の装置で，これらの劣化要制が課題であろう．第２章でフィルムやコーティングによ

因を同時に生成することは難しく，試験用の劣化サンプルる保護を対策例としてあげたが，高い信頼性が要求されるを準備すること自体が難しい．材料の劣化を含めた放電実

電源部に使用するためには，軌道上での材料の劣化を含め験の方法，条件に関しては現在議論［１］がなされている．

た長期間の検証が欠かせない．100 Vから160 Vでの安定的

５．
２ 超小型衛星利用な発電が達成された後には，次の段階である 300 V 以上の電圧での発電が期待される．発電電圧が 300 V 以上になれ

これまでに述べたように高電圧発電技術について要求さば，電気推進機を直接駆動するような技術も視野に入ってれることは，長期間にわたり安定して発電を行うことであくる．太陽電池で発電した電力で電気推進機を直接駆動さる．これまでは第３章で述べたような地上試験をベースとせる事が出来れば，昇圧による損失がなくなり推進機シス

して宇宙機の放電現象の研究が進められてきた．地上でのテムの高効率化とハーネス重量の軽減が見込まれる．特宇宙機放電現象の研究では，地上試験装置では材料の複合に，電気推進機を使用する深宇宙探査機には必要な技術と劣化を含め宇宙環境を完全に再現できないという問題が常考える．昇圧による損失が低減することは，高電圧を使用に存在してきた．しかし，２０１５年現在の状況が過去の状況

するような機器全般（例としては，通信衛星に搭載されると大きく異なることは，宇宙へアクセスする困難さが大きく下がったことであり，「宇宙空間で実験を行う」ことが進行導波管など）について大きなメリットが生ずる．
さらに将来の次世代の宇宙ステーションや宇宙太陽発電

可能となったことである．第４章でも述べたように，現在所などの大規模プラットフォームについては，高電圧発電

では無償，有償を問わず宇宙にアクセスする手段がいくつによる高効率化は必須であることを第２章で説明した．まも存在している．この点については，特に超小型衛星の利た，このような大規模プラットフォームは２０年から３０年程用が期待されるところである．先に述べた材料の劣化につ度の寿命が想定されており長期間の運用が前提である．

いては，地上で再現がほぼ不可能であることを考えれば超1000 V ほどの発電電圧が想定されているが，実際に 1000 V

小型衛星で材料劣化試験を行うことが最善の方法であろ

発電電圧に到達するためには，300 Vや600 Vの電圧で安定う．また，リスクを伴う実験についても同様で，超小型衛的な発電が長期間にわたって実証され，十分な実績が蓄積

星が積極的に挑戦すべき領域と考える．その意味で高電圧

Kyushu Institute of Technology, Kitakyushu, FUKUOKA 804-8550, Japancorresponding author’s e-mail: masui@ele.kyutech.ac.jp

７３８!2015 The Japan Society of Plasma
Science and Nuclear Fusion ResearchLecture Note

5. Summary

H. Masui and M. Cho

発電実証は超小型衛星に適したミッションと考えられる．

う時代が到来しているのである．読者の中に宇宙環境計測

超小型衛星の利点である複数機を同時に打ち上げることをテーマとする方がいらっしゃれば，是非超小型衛星を利で，これまでにない時間分解での宇宙プラズマや磁場の測用しての宇宙環境計測に挑戦していただきたい．

定を行うことも可能となる．超小型衛星を用いることで従

参考文献

来とは違った視点からのデータ取得が期待される．
超小型衛星のバスシステムの開発には少し時間がかかる［１］ISO/CD Space environment (natural and artificial) Spacecraft potential estimation in worst case environment.

が，現在は衛星開発キットも利用可能である．これまでの「宇宙機関から提供される大型衛星のデータを利用する」ということから「自らが開発した測定器で実測する」とい講座 宇宙機と宇宙プラズマ相互作用による放電現象の地上実験と軌道上実験 著者紹介

分野は，宇宙システムと宇宙環境の相互作用，超小型衛星
等々．最近は，どれだけ簡単に人工衛星を作ることができる
かということを考え続けている．

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!!!

ふじ

い

はる

ひさ

藤 井 治 久所属：独立行政法人国立高等専門学校機構
奈良工業高等専門学校電気工学科
研究分野：気体，真空，液体，固体中の高電圧現象（帯電，放電）に関わる研究

経歴：１
９
５
２年７月兵庫県生まれ．１
９
８
０年３月大阪大学大学院
工学研究科電気工学専攻後期課程修了．同年４月三菱電機（株）入社．同社生産技術研究所，中央研究所，先端技術総合研究所において高電圧絶縁技術に関わる研究に従事．２
００
３年４月から奈良工業高等専門学校電気工学科教授，現在に至る．工学博士．電気学会，応用物理学会，静電気学会会員．

!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!

九州工業大学工学研究院先端機能システム
工学研究系教授．宇宙環境技術ラボラト
リ ー 施 設 長（併 任），１９９２年 マ サ チ ュ ーセッツ工科大学博士課程修了 Ph.D.．研究!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!

ます

い

ひろ

かず

九州工業大学工学研究院先端機能システム
工学研究系助教．２
００
６年九州大学大学院総合理工学府先端エネルギー理工学専攻博士課程修了，博士（工学）．研究分野は宇宙機の帯電・放電，電気推進，超小型衛星開発．このところの目
標は１年に１個は自分が「触った」もしくは「試験した」ものが宇宙に行くこと．今後の目標は「自分が開発した」ものが１年に１個は宇宙に行くようにすることです．

!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

増 井 博 一

とよ

だ

かず

ひろ

豊 田 和 弘所属：九州工業大学大学院工学研究院電気電子工学研究系．主な研究分野：宇宙機の帯電放電，電気推進，東京大学大学院航空宇宙工学専攻博士過程修了 博士（工学）．
趣味：釣り!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!

孟 佑

おく

むら

てっ

ぺい

奥 村 哲 平宇宙航空研究開発機構 研究開発部門 研
究員，２００
７年九州工業大学工学部博士後期課程修了 Ph.D．研究分野は宇宙システムと宇宙環境の相互作用，特に帯電放電対策技!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!

趙!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

術．最近は，「こうのとり」を使って諸々の実証実験を実施中．

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

う!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

めん!!!!!!!!!!!!

ちょう!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

７３９