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人工衛星バスの仕組み

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人工衛星システムは、電力、通信、姿勢制御などの基本的な機能として必要な「バス機器」と、通信、地球観測、科学データの収集など衛星の用途(ミッション)のために必要な「ミッション機器」より成っています。人工衛星システム構成の一例を以下に示します。

バス機器の基本的な構成は以下のとおりです。

テレメトリ・トラッキング&コマンド系
テレメトリ
人工衛星内の電圧、電流、温度、機器の電源オン・オフ、機器の動作モードなどを監視し、その情報を地上に送信する機能です。

コマンド
人工衛星に搭載されている機器の電源のオン・オフ指令や、モード切り替えなど各部への動作指令を行う機能です。
地上から直接具体的な指令を送る方法と、あらかじめ衛星内の記憶装置にプログラムとして格納しておく「自動化・自律化」機能を持つ場合があります。自動化とは記憶させておいた指令を指定した時刻にコマンドを自動送出する機能で、自律化とは衛星内のテレメトリを常に監視して、規定値を超えるなど論理的な判断から必要とするコマンドを発出させる機能です。

トラッキング
地上からの信号を受け、その信号を地上に送り返すことにより地上系へ軌道決定用のデータを与える機能です。

GPS受信機
さらに高精度の軌道決定が必要な人工衛星は、最近ではGPS受信機を搭載するケースが増えています。トラッキング機能による軌道決定データ取得は、受信局から衛星の電波が直接受信できる時間が限られますが、GPS受信機を搭載した場合、トラッキング機能よりも長く測位信号を受信できるため、軌道決定精度の向上が期待できます。地球観測衛星の場合、取得した画像の位置情報の精度が問われるため、必須の機器になっています。

送受信機・アンテナ
テレメトリやコマンド、トラッキング信号を衛星と地上局を繋ぐ機器として、衛星にはテレメトリ送信機、コマンド受信機、トラッキング送受信機や、アンテナが必要です。

追跡管制の高精度軌道決定システム
追跡管制の高精度軌道決定システム

太陽電池パドルおよび電源系
太陽電池パドル
地球軌道を周回する人工衛星の動作に必要な全ての電力は、太陽電池素子(セル)を一面に張り詰めた太陽電池パドルが使用されています。太陽電池は太陽光を受けている間は発電できますが、衛星が地球の影に入っている間は発電がゼロですから、二次電源としてバッテリとの組み合わせが必須です。なお、太陽電池セルは宇宙の放射線の影響で徐々に劣化してしまいますので、劣化を遅らせ、寿命の長期化のためにカバーガラスが表面に貼り付けられています。なお、深宇宙探査機など太陽から得られるエネルギーが期待できない場合は、原子力電池が使用されています。日本ではまだ開発実績がありません。

国際宇宙ステーション用太陽電池パドル(画像提供:NASA)
国際宇宙ステーション用太陽電池パドル(画像提供:NASA)

バッテリ
太陽電池パドルによる発電期間中の電力によりバッテリを充電し、太陽電池パドルの発電が得られない時間帯にバッテリからの放電により衛星動作を継続します。中低高度の衛星の場合、衛星は1年間に約5,000回地球を周回します。ということは、バッテリも1年間に約5,000回充放電を繰り返すことになります。想定する衛星の寿命を3年とすると、約15,000回の充放電に耐える必要があります。一方、通信放送衛星や気象衛星など静止衛星では、春分および秋分の時期に最長72分間の前後約20日、合計40日間衛星が地球の影に入ります。従って、1年間では100回弱の充放電となります。中低高度衛星と比較すると充放電回数は格段に少ないですが、静止衛星の最近の寿命は、10~15年と長寿命化していますので耐用年数の長期化が必要です。宇宙開発の初期は、ニッカド(Ni-Cd)電池が使用されていましたが、大容量化に伴い軽量化が求められるようになり、ニッケル水素(Ni-H2)が台頭し、最近ではリチウムイオン電池も使われています。

(左上)ニッカド電池、(右上)ニッケル水素電池、(左下)リチウムイオン電池
(左上)ニッカド電池、(右上)ニッケル水素電池、(左下)リチウムイオン電池

電力制御器
太陽電池パドルおよびバッテリからの電源を、衛星各部に安定的に供給するのが電力制御機です。太陽電池パドルの発電とバッテリの放電とでは供給される電圧差が生じますが、それを気にせず直接供給するのが「非安定バス」方式、放電時のバッテリ電圧を放電制御器「ブーストコンバータ」で昇圧して供給するのが「安定化バス」方式です。

姿勢制御・軌道制御
姿勢制御機能とは、まず、「センサ」類によりその時点での姿勢情報を得る。打上げ直後の初期補足の場合にはおおむねロケットから切り離された姿勢であり、定常的には様々な外乱トルク(空気、重力傾度など)により基準から傾いた姿勢です。基準姿勢とは、例えば衛星の地球指向面(ヨー軸という)が正しく地球方向に指向させ太陽電池パドルを太陽に正対させるなどそのミッションでの要求事項あり、その時点での軌道が分かれば計算できます。基準姿勢からの誤差分から必要な修正量を「姿勢制御エレクトロニクス」で計算し、「アクチュエータ」により制御します。

センサ
(1)角度センサ、(2)各速度センサ、(3)位置センサ、(4)加速度センサがあります。(1)角度センサにも、太陽光の入射方向を判別太陽センサ、地球が放出する赤外線を検知する地球センサ、高感度の2次元CCDやCMOSセンサと高性能マイクロプロセッサを使って、複数の恒星のパターン認識と統計処理により姿勢情報を得る恒星センサ(別名、スタートラッカー)があり、総称して光学センサと呼びます。この他に、地球の磁場の利用した磁気センサもあります。恒星センサは1台のセンサで3軸姿勢を高精度(数秒角)に決定できます。その他のセンサは単独では3軸姿勢を決定できないため、2個以上の組み合わせによる使用が必要です。(3)位置センサとしてのGPS受信機は軌道決定と同時に正確な位置情報を与えてくれます。(4)加速度センサは、複数のジャイロスコープを組み合わせて衛星3軸の角速度成分を検出装置で、「慣性基準装置(Inertial Reference Unit:IRU)」と呼ばれています。

ジャイロ
ジャイロ

アクチュエータ
アクチュエータを使うことによって、衛星の角運動量が不変である(1)内力(ないりょく)アクチュエータと、角運動量が変化する(2)外力(がいりょく)アクチェエータがあります。(1)内力アクチュエータとしては、はずみ車(ホイール)の原理を使って、ホイールをモータで回転させて角運動量を発生させる機構を持ち、比較的大型のモーメンタムホイールと、やや小型のリアクションホイールによる姿勢安定方式があります。更に大型の内力アクチュエータとしては国際宇宙ステーション(ISS)などの大型宇宙機の姿勢保持に使われているコントロールモーメンタムジャイロ(Control Momentum Gyro:CMG)があります。一方、(2)外力アクチュエータとしては、スラスタ(固体推薬、1液式、または2液式の液体推薬方式、更に、イオンエンジンなどの電気推進系)と、地磁気を利用した磁気トルカがあります。

リアクションホイール
リアクションホイール

姿勢制御エレクトロニクス
センサから得られた情報を解析して現時点の姿勢を推定し、基準姿勢との比較により補正量を計算した上で、アクチュエータへの制御量を算出して、制御指令を出した結果として得られた新しい姿勢情報を算出するなど一連の動作を繰り返し行う装置です。

3軸姿勢制御システム試験設備
3軸姿勢制御システム試験設備

推進系
静止衛星打ち上げ時のトランスファー遷移軌道から静止軌道一歩手前の段階であるドリフト軌道への投入には比較的大きな推進力が必要です。一方、静止衛星では東西方向および南北方向に対して保持位置が厳しく規定されていますので、そのための軌道保持や、周回衛星や探査機での姿勢制御、軌道保持などには比較的小さな推進力で対応可能です。

固体推進系
静止衛星に搭載されるアポジモータが代表例です。アポジモータとは、トランスファー軌道の遠地点(「アポジ」という)で使用される小型の固体ロケットを指します。信頼性は高いですが、着火後は推進剤が無くなるまで燃焼が継続するため液体アポジに比べて軌道投入精度は一般的に悪くことや、アポジモータ燃焼中の推力方向安定化のために衛星をスピン(自転)させておく必要があるなどの弱点があります。

アポジモータ
アポジモータ

液体推進系
(1)1液式推進系は、「触媒式ヒドラジン」を用いた推進系で、衛星の姿勢制御、軌道制御などに多く使用された実績があります。短秒時かつ複数回の作動が可能な小規模制御に適している。一方、(2)2液式推進系は、燃料と酸化剤を利用して、静止軌道への到達するための大推力を必要とする軌道変更や、小推力の姿勢制御にも対応可能な推進系です

2液式推進系(500ニュートン)スラスター
2液式推進系(500ニュートン)スラスター

電気推進系
電気エネルギーの利用により推進剤を高速に噴出させて推力を得るエンジンをいいます。小惑星探査機「はやぶさ」で有名なイオンエンジンもこの電気推進系のひとつです。電気推進系特徴は、推力は非常に小さいが比推力(推進剤重量流量に対する推力の比)が大きいことです。搭載する推進剤重量は少なくすんで、長時間動作させることで結果的に大きな推進力を得ることができます。惑星探査機のほか、最近では静止衛星の南北軌道制御のほか、周回衛星にも使われ始めています。

イオンエンジン
イオンエンジン

構体系
主に打上げ時の厳しい荷重、振動に耐えて衛星形状を保持し、搭載機器への負荷を許容レベル以下に抑えることが構体系の使命です。
構体系には、「中央円筒型」、「パネル支持型」、「トラス構造型」、またはそれらの複合型などがあります。主構造体は軽量で剛性の高いサンドイッチ板(蜂の巣状のアルミコア材の上下を薄いアルミ合金板、または炭素繊維強化プラスチック(CFRP)板で挟み込んだプレート)が一般的です。

中央円筒形
中央円筒形
円筒形(スピン衛星)
円筒形(スピン衛星)
パネル支持型
パネル支持型
パネル型(小型衛星)
パネル型(小型衛星)
トラス構造型
トラス構造型

熱制御系
人工衛星が受ける熱環境に対して、放射、伝導で熱を移動させて搭載機器を許容温度範囲内に維持する機能を持ちます。

受動型熱制御
外部からの熱入力と内部の搭載機器からの発熱とを、衛星内部での熱の放射や伝導、更には衛星外部への熱の放射のみで衛星全体の熱制御を行う方法です。衛星の熱数学モデルの精緻化がもとめられます。

能動型熱制御
ヒータ、サーマルルーバ、ヒートパイプなど能動的な熱制御素子を活用して、衛星内外の熱環境の変化に臨機応変に対応した熱制御が可能です。最近の殆ど衛星はこのような能動的な熱制御が行われています。

多層断熱材(MLI)
衛星表面の断熱のために利用されるブランケットです。アルミ蒸着カプトン、マイラ、ネットなどを幾重にも重ねてブランケット状に成形したもので、衛星表面が金色に見えるのはこのMLIの最表面にあるカプトンの色です。

OSR
石英ガラスに銀蒸着膜を施したもので、太陽光は銀蒸着面で反射し、内部の熱は両層を通して放射されます。すなわち、外部からの熱を遮断し、衛星内部の熱を放出必要のある放熱面に使用されます。

サーマルルーバ
高発熱機器など、一時的に発熱量が多いときにブレードを開放して熱を放射し、非動作時はブレードを閉じて放熱を防ぎます。

ヒートパイプ
管状の容器にアンモニアなどの作動流体を封入した構造です。高温部において作動流体が蒸発することにより熱が吸収され、蒸気は低温部に流れ、低温部において蒸気は凝縮してその際潜熱を放出します。よって、高温部の熱は低温部に移行し、液化した流体は「ウィック」とよばれる細い溝を毛管現象により再び高温側に戻り動作は一巡します。ヒートパイプをハニカムパネルに埋め込んで、パネル内を適切な温度に制御する方法や、高発熱機器の熱を放熱器(ラジエータ)まで導くことができるフレキシブル型ヒートパイプもある。

スターリング冷凍機のコールドヘッド(絶対温度20度)
スターリング冷凍機のコールドヘッド(絶対温度20度)

衛星の大型化傾向の一例
現在軌道上で運用中の衛星は、約900機以上あります。その重量分布は下図のとおりです。

(出典:UCS Satellite Database)
(出典:UCS Satellite Database)

現在運用中の静止衛星は約400機あり、その重量は下図のとおりです。最も重い衛星は約8トンもあります。

(出典:UCS Satellite Database)
(出典:UCS Satellite Database)