再構成モジュラー型太陽発電システム 再構成モジュラー型太陽発電システムについて東工大松永研の澤田が発表します.

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1 再構成モジュラー型太陽発電システム 再構成モジュラー型太陽発電システムについて東工大松永研の澤田が発表します

2 発表内容 ◆背景およびSSPS概要 ◆プロジェクト概要 プロジェクト概要 ◆衛星システム概要 システム構成 ◆まとめ 将来のシナリオ
モジュール衛星 ◆衛星システム概要 システム構成 サブシステム ◆まとめ 将来のシナリオ 結論 発表内容ですが，まず宇宙太陽発電システムＳＳＰＳについて説明をし 次にプロジェクトの概要 衛星システムの詳細について述べ，最後にまとめと結論を述べたいと思います

3 宇宙太陽発電システムの提案 ◆背景 ・現代，電気エネルギーの大部分は石油等による資源を消費
・長年にわたる大量の化石エネルギー消費はCO2等の増加 ⇒地球温暖化等の環境問題 ◆1968年にPeter. E. Glaserが太陽エネルギーを利用する宇宙太陽発電衛星(SPS: Solar Power Satellite) 構想を提案 ◆NASA/DOEにより1978年にまとめられた概念設計によると， 5km×20kmの巨大パネルに太陽電池パネルを敷き詰めた発電衛星を，高度36,000kmの静止衛星軌道上に打ち上げる衛星1基により5～10GWの電力を発電するシステム（リファレンスシステム） この宇宙太陽発電システム構想は1968年，peterが提唱した太陽発電衛星が最初と言われています 当初の構想では５ｋｍ×２０ｋｍの発電衛星を静止軌道上建設するというもので これは今でもリファレンスシステムとして引用されています

4 その他のSPS構想 その他にも，このよう日本においてもいくつかのＳＰＳ構想が提唱されています

5 ~本プロジェクトのSSPS構想~ 本プロジェクトにおけるＳＳＰＳの構想です

6 ~プロジェクト概要~ プロジェクト目的 ◆静止軌道上に宇宙太陽発電システム(SSPS)を構築する
主要緒元 では，本プロジェクトの概要です 今までに提唱されてきた構想と同じように静止軌道上にＳＳＰＳの構築することを目的とします 本プロジェクトではこのような大型構造物を建設するためにモジュール衛星と呼ばれる 互いにドッキングが可能な衛星を開発し，複数機打ち上げることでＳＰＳＳを実現させます 衛星の打ち上げ手段などはこの表に示す通りで，4トン級の衛星を開発します

7 ~本プロジェクトの特徴~ ◆大型建造物を建設するためにモジュール型衛星のドッキングという概念を用いる
◆モジュール衛星によって構築されたネットワーク構造をしているため故障に対す　る冗長性が非常に高い ◆発電モジュールと送電モジュールと機能を分けることで，月への電力送信などの　応用ミッションに対応可能 ◆新規技術を採用したモジュールに交換可能であり，「進化」させることも可能 ◆技術実証⇒プロトタイプ試験⇒実用化（小規模～大規模）と実証レベルから実用　レベルへの連続性が可能 ◆ドッキング機構を変えることによって平面展開だけでなく，立体的に構造物を建　　設することが可能 本プロジェクトの特徴です

8 発電モジュール衛星，送電モジュール衛星，補修モジュール衛星
~プロジェクト概要~ モジュール衛星の開発 発電モジュール衛星，送電モジュール衛星，補修モジュール衛星 静止軌道投入後，膜面状の太陽電池セルを展開 ⇒直径50mの正六角形状 複数機の衛星がランデヴドッキング ⇒大型の構造物を建設 最終的には数km級の構造物建設を目指す 歩行・詳細作業可能マニピュレータを搭載 ⇒組立て作業／保守／点検作業 展開／ドッキング後は重力傾斜を利用して地球指向 モジュール衛星ですが太陽エネルギで発電したした電力を地上に送電するために 発電モジュールと送電モジュールと機能の違う衛星を開発します． また，物資補給や故障機器の交換のために補修モジュール衛星も開発します 各モジュール衛星は静止軌道に投入後，直径50ｍの正６角形状に展開されます モジュール衛星が自律的に複数機ドッキングすることによってＳＳＰＳを構築し 最終的には数ｋｍ級のＳＳＰＳを目指します ＳＳＰＳ上での組立て，保守，点検作業には歩行精細作業可能なマニピュレータを利用し 姿勢制御は重力傾斜を利用します

9 -衛星システム概要- 次に衛星システムの概要について説明します

10 送電モジュール詳細 ◆マイクロ波を使って地上に送電 ◆フェイズドアレイアンテナを展開 ◆太陽電池セルは最小限
◆展開後，制御モジュール／ドッキング機構をマニピュレータが設置 ◆衛星全体の制御は中央部のメインバス ⇒スラスタ／大出力リアクションホイール搭載 ⇒各種センサを搭載　姿勢・位置の決定 ◆各制御モジュールとネットワークを介して通信 ◆画像処理によって各制御モジュールを位置を測定 ◆緊急時に他のメインバスと無線通信可能 送電モジュールの詳細です 送電アンテナにはフェイズドアレイアンテナを用います

11 送電モジュール 送電モジュールの概観です このようにフェイズドアレイアンテナを展開し，みかけ上φ50ｍのアンテナを形成します

12 発電モジュール 送電モジュールと同形状 ⇒太陽電池セルは両面に搭載 展開後のセル面積は約1300m2 ⇒効率20%のセルを使用
本ミッションでは静止軌道面内に配置，地球指向 　　⇒太陽電池セルは両面に搭載 展開後のセル面積は約1300m2 　　⇒効率20%のセルを使用 　　⇒約300kWの発電 発電モジュールです 展開後の形状は発電モジュールと同形状で，両面にセルが貼られています 展開後の面積は約1300m2であり，太陽電池の効率を20%とすると 一つの発電モジュールで約300ｋＷの電力を発電することができます ここで発電された電力は送電モジュールとドッキング後，地上に送電されます

13 補修モジュール 故障した機器 ⇒SSPSまで輸送・補給 スラスタ燃料 ・ドッキング機構 ・マニピュレータなど
　スラスタ燃料 　故障した機器 ・制御モジュール ・ドッキング機構 ・マニピュレータなど 故障したモジュール衛星の離脱用エンジンの輸送 ⇒SSPSまで輸送・補給 次に補修モジュールです 姿勢制御用のスラスタ燃料の補給や以下に示すような機器が故障した場合の 交換のためにＳＳＰＳまでの物資輸送のための衛星です． また，後で述べますが，故障したモジュール衛星を離脱させるためのエンジンも輸送します

14 ~制御系~ 外乱トルク 太陽輻射圧 例として 次に制御系の説明です
軌道上で受ける外乱のうち特に大きい太陽輻射圧と重力傾斜トルクについて見積る 太陽輻射圧についてですが，一般的に使われる上式を用いる 例としてこのような値を使って計算すると１モジュールあたり最大８ｍＮの太陽輻射圧を受けることがわかる 1モジュールあたり最大8mN程度の太陽輻射圧を受ける．

15 ~制御系~ 重力傾斜トルク 重力傾斜トルク ピッチ軸周りに働く重力傾斜トルク 最終形態を3km×4kmの長方形と仮定
また，重力傾斜トルクについてであるが モジュール衛星の結合数よって変わってくるので，このような形状の場合について計算すると このような結果になる 最終的な形態を３ｋｍ×４ｋｍ級と仮定すると必要なモジュール数は6000個になり 太陽輻射圧，重力傾斜トルクの最大値このようになる 最終形態を3km×4kmの長方形と仮定 太陽輻射圧　　：最大で約50N 必要なモジュールは約6000個 重力傾斜トルク：最大で約130,000N

16 衛星の運用形態（１） 太陽指向方式 定常に発電可能（利点） 姿勢の維持が非常に難しい（欠点） 試算では，約 の最大角運動量が必要である．
現在建設中の宇宙ステーションで使用しているCMGの90,000倍の角運動量発生装置が必要 次に衛星の運用形態について検討します ＳＳＰＳの場合，運用形態として太陽指向と重力傾斜の2通りが考えられます． 発電量および安定した発電を考えると太陽指向が有利である． しかし，太陽方向に指向されるためにはっ重力に逆らって衛星の姿勢を制御しなくてはならない この値を見積もってみると，現在，国際宇宙ステーションで使用しているＣＭＧの9万倍の 角運動量発生装置が必要となり現時点では不可能である

17 衛星の運用形態（２） 重力傾斜安定方式 発電量が周期的に変化（欠点） 重力傾斜トルクを利用できる（利点） 現状ではこの方式を取らざるを得ない
発電量が周期的に変化する欠点に対しては 地上側のシステムでカバーすることを考える その点，重力傾斜トルクを利用する場合，制御トルクが小さくてすみ，安定した姿勢を保つことができる 発電量が周期的に変動してしまうという欠点があるが，現状の技術では この方式が最も現実的であろう この発電量の変動は地上の受電側で対応することとなる

18 ~制御機器~ メインバス メインバス搭載アクチュエータ メインバス 搭載センサ 地球センサ 太陽センサ 高性能ジャイロ 高性能加速度計
GPS カメラ⇒メインバスと制御モジュールの相対姿勢検出 メインバス 次に制御機器について説明します モジュール衛星全体の制御は中心部のメインバスと呼ばれる部分で行われます メインバスにはこのような制御アクチュエータの他に各種センサが搭載され 衛星の位置/姿勢を高精度決定します また，６角形の先端に設置された制御モジュールの相対位置/姿勢変動を画像処理によって測定します ＜メモ＞ GPS衛星は静止軌道よりも低い軌道を飛行しているが，GPS衛星からのサイドローブや電離層での反射によって静止軌道までGPS電波が到達していることは，すでに各国の衛星によって実証されている． ホールスラスタディジタルマイクロスラスタは，φ1mm未満のスラスタビットを平面上に100×100=10000個並べたもの １スラスタビットの1回あたりの推力は0.1mN ホールスラスタは比推力（1000～2000s ）に優れ，放電電圧が低く，グリッドの劣化が無く長寿命である 放電電圧は250V，放電電流4.5A，燃料はKr(84)

19 ~制御機器~ 制御モジュール 制御モジュール構成 展開した衛星の正六角形の頂点に配置 メインバスと同期をとり展開された衛星の位置姿勢制御
~制御機器~　制御モジュール 制御モジュール構成 展開した衛星の正六角形の頂点に配置 メインバスと同期をとり展開された衛星の位置姿勢制御 基本構成：スラスタ，スラスタ燃料，通信 形状：φ1mの正六角形，高さが1mの正六角柱 重量：約150kg ・搭載アクチュエータ スラスタ ディジタルマイクロスラスタ（固体燃料） ホールスラスタ 制御モジュールにはスラスタが搭載され，ネットワークによってメインバスと通信を行い 衛星の制御をします

20 モジュール間の通信/制御 結合したモジュール衛星間でもドッキング機構を介して通信・送電を行うことができます
このようにネットワークでつながれていると故障に対する冗長性が非常に高く 例えば，このメインバスが故障した場合には，このメインバスが，この制御モジュールの制御を することができます． また，送電ラインが断線した場合にも送電することが可能です

21 ドッキングシーケンス（例） 重力傾斜トルク安定を保持 次にモジュール衛星のドッキングシーケンスです
このように重力傾斜トルク安定を保持するために，重心位置が大きくずれないように結合していきます

22 衛星モジュールのランデブ・ドッキング ◆ SPSへの接近シーケンス Step1 軌道投入 H-IIAによって，GTO軌道へ投入．
　アポジキックで，接近軌道（≒静止軌道）へ Step3 相対接近 　GPS相対航法による接近．膜展開を考慮し， SPSとの相対距離30m付近まで接近． Step4 最終接近 　 CCDカメラを利用した画像航法により接近． ドッキング準備（膜展開，制御モジュール&ドッキングの設置など） Step5 ドッキング モジュール衛星同士のランデヴドッキングについてですが，以下のような手順で行われます

23 故障モジュールの交換 Step1 軌道離脱用エンジンの設置 マニピュレータにより，メインバスの指定部分に取り付ける．
　マニピュレータにより，メインバスの指定部分に取り付ける． Step2 展開トラスのラッチ解放 　マニピュレータにより行う．ドッキング解放後折りたたむためである． Step3 ドッキング機構解放 　ドッキング機構故障の場合，マニピュレータにより強引に引き離す． Step4 トラスの折り畳み 　トラス故障の際，マニピュレータにより行う． Step5 軌道離脱 　Step1で取り付けたエンジンを噴射する． Step 6 運用停止 　離脱後軌道の決定．バッテリ放電，燃料消費，停波作業行う． 次に故障モジュールの交換シーケンスに関してです 完全に全ての機能が故障している場合，軌道離脱用エンジンの取り付け，トラスの収納など マニピュレータによって行います． また，複数結合していう状態で，内部のモジュールが故障した場合は そのモジュールのみを切り離し，軌道から離脱させるという手順を踏みます

24 ~機構系~ ドッキング機構 ・ ドッキング機構 ・ 電源&通信コネクタ 1自由度
~機構系~　ドッキング機構 再構成・歩行型の作業用マニピュレータにより，展開パネルの最外辺中央に配置される ・ ドッキング機構 次に機構系について説明します モジュール衛星間のドッキング機構はこのように辺の中心に固定されます ドッキング機構には電源・通信ラインの接続のためにコネクタがついており 相手との相対位置・姿勢の検出はカメラによって行われます また，将来的には立体的に結合していくことも想定しているため 結合機構は1軸方向に回転します ・ 電源&通信コネクタ 相手のドッキング機構との相対位置・姿勢を検知するためにカメラを搭載 1自由度

25 ~構造系~　衛星の構造イメージ 次に構造系です 衛星打ち上げ前のイメージ図を示します

26 ~構造系~　展開トラス 伸展トラスと伸展マストを組み合わせた展開機構 このように伸展トラスと伸展マストを組み合わせた機構をしています

27 ~構造系~ 太陽電池セル展開 厚さ数十μmの薄膜太陽セルを想定 ミウラ折りの採用（1フレーム）
~構造系~　太陽電池セル展開 厚さ数十μmの薄膜太陽セルを想定 ミウラ折りの採用（1フレーム） 展開する太陽電池セルは厚さ数十μの薄膜状のものを想定し，１フレームのセルはこのようにミウラ折りによって 収納します

28 ~構造系~ 送電アンテナ展開 φ50mの送電アンテナ （例）フレキシブルヒンジ を用いた展開法 （三菱電気開発） 見かけ上 を形成
~構造系~　送電アンテナ展開 （例）フレキシブルヒンジ を用いた展開法 （三菱電気開発） 見かけ上 φ50mの送電アンテナ を形成 送電アンテナ用のフェイズドアレイアンテナは，このようなフレキシブルヒンジを用いた方法を 考えています，これによって見かけ上φ50ｍの送電アンテナを形成します

29 ~構造系~ 重量管理 ⇒現状の技術では実現が厳しい 参考：信学技報 “宇宙太陽発電所SPSマイク波送電用超大型アンテナ”
~構造系~　重量管理 ⇒現状の技術では実現が厳しい 重量見積もりですが，このような参考資料を元に見積もると合計で9トンと なり，現状の技術では本システムの実現が厳しいという結果になった 一度の打ち上げでは不可能であるから，送信系のみ「補給モジュール」で打ち上げて構築するというシナリオも考えられるが さらなる軽量化への研究が課題となる 参考：信学技報　“宇宙太陽発電所SPSマイク波送電用超大型アンテナ”

30 ~電源系~ SPSSでは大電力を発電するため送電用ハーネスの重量およびサイズが問題
⇒リファレンスモデルでハーネス重量は17t/223t（7.6％）で主構造より 　　も重くなるという推算もある セルの1直列ごとに昇圧回路を設置し昇圧 複数機がドッキングし数百m級になるとハーネス長による電圧ロスが問題 ⇒ドッキング機構に電源制御回路を搭載し，常にドッキング 　　ポートの電圧を一定に保つ ドッキング数の増加に伴って送電ラインの増強が必要になる また，電源系でも重量が非常に問題となってくる． ＳＳＰＳでは大電力を送電するために必然的に送電ライン重量が重くなってしまう また，システムが巨大になればなるほどハーネスロスなどが問題となるため，ドッキングポートの 電圧はつねに一定に保つような制御回路を搭載する 将来的には送電ラインの増強が必要となる

31 ~電源系~ 送電ラインの増強 送電ラインの増強 送電モジュールと発電モジュール間はこのように特別に位置にドッキング機構を設置し
~電源系~　送電ラインの増強 送電ラインの増強 送電モジュールと発電モジュール間はこのように特別に位置にドッキング機構を設置し ドッキングを行う ただ，発電電力の増加によってこのように送電ラインを増強していかなくてはならないであろう．

32 ~電源系~ 太陽電池セル ・アモルファスシリコン太陽電池 ・テルル化カドミウム(CdTe)太陽電池
~電源系~　太陽電池セル ◆重量・収納効率・収納方法などの点から高効率および薄膜 　　である太陽電池セルが必須 開発が進んでいる ・アモルファスシリコン太陽電池 ・テルル化カドミウム(CdTe)太陽電池 の低コスト/大量生産の実現に期待

33 ~通信系~ マイクロ波送電システム セルの発電効率 商用電源化 変換効率 直流電力 マイクロ波電力 伝搬
~通信系~　マイクロ波送電システム 直流電力 マイクロ波電力 セルの発電効率 伝搬 太陽電池セルで発電された電力はモジュール衛星でマイクロ波に変換され 地上局ではレクテナによってＤＣ電力を得ることができます． 商用電源化 変換効率

34 送電アンテナ フェーズドアレイアンテナ(PAA) アレイ素子を位相制御することで，ビーム方向を任意に変更 アンテナの省スペース化，軽量化
レトロディレクティブ方式 地上の受信側から位置を示すパイロット信号を発信し，衛星側が自分の姿勢を検知し，その信号が来た方向に送電を行なう 本システムでは送電アンテナにフェイズドアレイアンテナを用い レトロディレクティブ方式によって，軌道でアンテナが変動した場合でも 地上局に向かって送電することができます しかし，安定して一定方向に送電するためにはさらなる研究が必要です

35 送受電アンテナサイジング 送受電アンテナ径関係式 ISMバンド 現状では，２０～１００kmの巨大な地上受電基地が必要
送受電アンテナのサイズ見積もりはこの式を用いて行います ここで伝送効率を９５％とするとイータは１７となります この値を用いて計算すると，受電アンテナサイズはマイクロ波の波長によってこのようになります かなり巨大なレクテナが必要なことがわかります <メモ> 電波法において，通信・放送・レーダ・電波天文などへ影響を与えず，工業用・科学用・医事用・家庭用など限られた場所での優先的な利用のために，「ISMバンド」(Industrial，Scientific，Medical)と呼ばれる下記に示す周波数帯が割当てられている．その周波数帯は，わが国においては， ±0.87MHz，2,450±50MHz，5,800±75MHz，24.125GHz±125MHz帯が指定されている．この中から周波数を選ぶ必要がある． 現状では，２０～１００kmの巨大な地上受電基地が必要

36 太陽発電エネルギ量 １モジュールあたり 地上で取り出せる電力 太陽エネルギ： 1.3kW/m2 51.7kW maximum
送受電に伴う各種損失 次に，仮に伝送効率が95%を実現できた場合に地上で得ることのできる 電力を見積もります． モジュール衛星は重力傾斜安定のため，太陽に対して太陽光入射角ロスがあります その他の効率を以下のよう仮定して計算すると１モジュール衛星で地上が得ることが できる電力は約50kWとなります

37 受電システム案 ①レクテナによって受電 ②レーザを利用して宇宙から地上にエネルギーを送電 　⇒光触媒でレーザ光を受けることにより、高効率で水から水素を生成（メタノールの生成も可能） 本システムのように常に一定の電力を送電できない場合に適応できる可能性あり その他の受電システムとしてはレクテナによって受電する他に レーザー光などによって直接水から水素を生成するという案もあります このような方法は本システムのように一定の電力を送電できないシステムに有効でありますが 安全性や環境へ与える影響など，まだまだ解決しなくてはならない問題がたくさんあります 安全性，環境問題が厳しい イメージ図 参照：NASDAニュース

38 開発スケジュール 本衛星の開発スケジュールですが，このようになっています
2012年に1号機の打ち上げを目指し開発を進めて行こうと考えていますが 大学など研究機関のみで進められるプロジェクトではなくＮＥＤＯなど既存する計画と 提携して進めていくことが実現へ途だと思われる．

39 将来のシナリオ 本衛星システムはモジュール衛星をドッキングさせていくため新規技術の導入がしやすく
将来的にはこのように月への送電をおこなったり

40 将来のシナリオ また，このように三角柱，四角柱など立体的に結合することで重力傾斜安定を用いても 一定の電力を常に送電することが可能になる
また，このような超大型構造物を構築することは太陽発電システムだけに留まらず 様々な用途に応用できると考える

41 まとめ ◆新しいコンセプトによる太陽発電衛星システムを提案した
◆本衛星システムは，太陽発電モジュール衛星，マイクロ波送電モジュール衛星から構成さるため必要に応じて再構成可能であり，拡張性・冗長性に優れた太陽発電衛星システムである ◆本システムが実現することで，太陽発電衛星本来の目的のみならず，様々な工学的技術の発展が望めると考える ◆本システムコンセプトは太陽発電衛星だけでなく，軌道上宇宙ステーションなどへの応用・拡張も可能であり，今後の宇宙開発に大きく貢献できると考える まとめです ＜メモ＞ 静止軌道上での自律ドッキング，ロボティクス，柔軟構造物の軌道姿勢制御，フェーズドアレイアンテナ技術，小型軽量技術など，

42 END