66 IHI 技報　Vol.54 No.3 ( 2014 ) 合，軌道上をタンブリング状態で移動することを想定する と，有効断面積は4.3 m2 にしかならない． この構造のデブリ除去衛星を折り畳んだ図が，第3 図 - ( b ) である．これをさらに第3 図 - ( c ) の形まで折 り畳み，搭載することを想定している．この時，フォイル 質量は8.6 kg となり骨組みを合わせた総質量は，25.9 kg となる． この展開機構を利用する場合は，有効断面積を大きくす るため，第4 図に示すように複数のデブリ除去衛星によ る衛星群としての運用をする必要がある． 折り畳み時に生じる骨組みなどの重なりによる厚みが 10 cm と想定した時，第5 図に示すような扇型と仮定し て，円状に搭載していく場合，フェアリング内には54 個 の衛星を搭載できるスペースがある．しかし，質量の制限 と照らし合わせると，200 kg の制限内では7 個の衛星し かロケットには搭載することができず，すべての衛星の有 効断面積を合わせても，30.1 m2 にしかならない．また， 300 kg の制限でも，11 個の衛星しか搭載ができず， 47.3 m2 の有効断面積となる． 2. 2. 2　傘型デブリ除去衛星 次に，第6 図に示す傘の骨組みを参考としたデブリ除 去衛星の構造を考案する．この構造の除去衛星は，軌道上 における展開時には円形の平板となる． 本研究では，ヨー軸周りの回転による安定を目指すので はなく， 衛星に掛かる重力傾斜トルクを利用し，( 1 ) 式で 得られたパラメータを基に，第7 図におけるLagrange 安定領域か，DeBra-Delp 安定領域を利用して展開面をつ ねに衛星の進行方向に向けられるよう，平板型除去衛星の サイズを決定する ( 3 ) 〜 ( 6 )． K I I I y p r y = I I . I p y r = . Kr , Kp , I I I r y p = . … ( 1 ) K r ：ロール軸安定化パラメータ K p ：ピッチ軸安定化パラメータ K y ：ヨー軸安定化パラメータ I r ：ロール軸慣性モーメント I p ：ピッチ軸慣性モーメント I y ：ヨー軸慣性モーメント サイジングの結果，円の傘では，除去衛星単独の有効断 面積40.7 m2 となる．ポリイミドフォイルの質量は15.14 kg であり，総質量は51.4 kg となる．群衛星としての運用で は，200 kg の制限では3 個の除去衛星の搭載が可能であ り，総有効断面積は，122.1 m2 となる．300 kg の制限で は5 個の除去衛星の搭載が可能であり，総有効断面積は， 203.5 m2 となる．第8 図に，群衛星として運用された傘 第4 図　紙風船型デブリ除去衛星群 Fig. 4　Group of “paper balloon” type ODR satellites 第5 図　フェアリング内搭載時の除去衛星（ 平面図） Fig. 5　ODR satellite in payload fairing : top surface 第6 図　傘型のデブリ除去衛星 Fig. 6　ODR satellite: “umbrella” type ( a ) 1 枚の正方形から 成形された紙風船 ( b ) 展開前の紙風船 型除去衛星 ( c ) フェアリング搭載 時の除去衛星 第3 図　紙風船型デブリ除去衛星 Fig. 3　“Paper balloon” type orbital debris removal satellites