IHI 技報　Vol.54 No.3 ( 2014 ) 65 除去方法の解析は行われていない ( 1 )．また，平山の研究 においては，ポリイミドフォイルを使用した微小デブリ除 去方法の提案および減速させるための厚みの計算まで行っ ているが，有効断面積に関して2 例示しただけで，ロ ケットへの収納方法やポリイミドフォイルの展開方法など は検証していなかった ( 2 )．本研究では，破砕モデルを用 いてポリイミドフォイルを効率的に使用した場合の微小デ ブリ除去効果の検証を行うことを目的としている． デブリ除去衛星のミッションでは，�@ 大型デブリへの 接近除去 �A 小型デブリ群の除去 �B 背景デブリの除去， の三つのシナリオが考えられる．従来の研究で，�Bのバッ クグラウンド・デブリの除去はフラックスが小さく，効果 が得にくいことが分かっているので，本研究では，�Aのデ ブリクラウドの除去に絞って効果を検討している．具体的 には，破砕事象の発生直後に，クラウドが拡散する前のフ ラックスの濃いデブリクラウドの中に除去衛星を投入した 場合の，クラウドの浄化効果を確認している． 2.　デブリ除去衛星の展開構造 2. 1　主要な要求 本研究で取り扱うデブリ除去衛星は，破砕直後の軌道上 でポリイミドフォイルを展開し，デブリを貫通，減速させ ることを目的としている．ポリイミドフォイルは，平板型 のような1 回の貫通機会を望める構造では10 枚，円筒， 球形のような2 回の貫通機会では5 枚のフォイルを，隙 間を空け固定すると仮定する．ポリイミドフォイルは密度 が1 488 kg/m3 であり，25 μm の厚さの物を使用する． 低密度素材であるため破砕がおきにくく，デブリ化しにく い．さらに，面積質量比が大きいため大気抵抗などによる 高度低下が著しく消滅しやすいといった利点がある． 今回，デブリ除去衛星は，単発ミッションとして軌道上 に投入することを想定しているため，打上げロケット搭載 時には，フェアリングの占有が許容される．また，本研究 では，デブリ除去衛星の構造を，イプシロンロケットをは じめとした複数の種類のロケットに適用可能とするため に，打上げを想定しているロケットのなかで最小のフェア リングサイズに合わせて考案している．想定したフェアリ ングの形状，サイズを第2 図に示す．このフェアリング サイズの要求は，本研究において考慮した200 kg， 300 kg の質量制限に関わらず一定のものとする． 2. 2　デブリ除去衛星展開機構案 2. 1 節で述べた要求を満たすため，本研究で想定するデ ブリ除去衛星案を4 パターン考案した．以下の項で紙風 船型，傘型，小円筒型，ロール型の4 種のデブリ除去衛 星の要点をまとめる． 2. 2. 1　紙風船型デブリ除去衛星 第3 図に紙風船型デブリ除去衛星を示す．第3 図 - ( a ) に示すような構造を1 枚のポリイミドフォイル を用いて成形する．フェアリングに合わせてサイズ設定を 行った場合，6.8 × 6.8 m サイズの正方形のポリイミドフォ イルを折れば，1.7 × 1.7 × 1.7 m の立方体を成形できる． しかし，この構造のデブリ除去衛星を軌道上に投入した場 ( a )　ロール展開型デブリ除去衛星( b )　巨大円筒型デブリ除去衛星 第1 図　受動的デブリ除去衛星の概念 Fig. 1　Concept of satellites for the passive removal of orbital debris 3 800 1 700 f 1 700 f 450 第2 図　想定したフェアリングサイズ（ 単位：mm ） Fig. 2　Size of payload fairing in this study ( unit : mm )