IHI 技報　Vol.54 No.3 ( 2014 ) 67 型デブリ除去衛星を示す． 2. 2. 3　小円筒型デブリ除去衛星 次に，縦に伸縮する小円筒を並べる方式を考案する．縦 方向のみの伸縮をもった円筒形の展開機構として，提 ちょうちん 灯の ような構造を参考としてモデルを考える． まず，単独ミッションに合わせ，小円筒型除去衛星 （ 第9 図）の構造を設定する．単独のデブリ除去衛星と して，想定したフェアリング直径に合わせて設計したもの を軌道上で展開した場合，第10 図に示すような形で運用 される．直径は1.5 m で，高さは6.3 m まで進展され， 有効断面積は9.45 m2，フォイル質量は1.9 kg となる． 天頂部と底部をアルミニウム合金で作製すると質量は 94.7 kg となり，展開に一般的な密度が6 500 kg/m3 の超 弾性ワイヤを用いるとした場合は，ワイヤ部が2.6 kg， 総質量は99.2 kg となる． 次に，第11 図に示すような衛星群としての運用を想定 しサイジングを行った場合，直径を0.31 m，高さ6.3 m の円筒で19 個のデブリ除去衛星が展開可能となり，その 有効断面積は37.11 m2 となる．フォイル質量は21.7 kg， 天頂部，底部のアルミニウム合金は76.9 kg となり，超合 .1 .1 .1 .1 0 0 0 0 1 1 1 1 Ky Kr ピッチ不安定領域 Kp < 0 ( Kr < Ky ) Lagrange 安定領域 DeBra-Delp 安定領域 KrKy < 0 ロール・ヨー不安定領域 だ円ピッチ共鳴 Kp= 1 3 ( 1 + 3Kr + KrKy )2 < 16KrKy 1 3 K K K y r r = . .     3 第7 図　重力傾斜トルクに対する安定形状の条件 Fig. 7　Conditions for gravity-gradient stabilization 第10 図　想定したフェアリングに合わせてサイジングされた小円 筒型デブリ除去衛星　　　　　　　　　　 　 Fig. 10　Small-diameter-cylindrical-type satellite sized to fit assumed payload fairing　　　　　　　　　　　　　 　 第8 図　群衛星として運用された傘型デブリ除去衛星 Fig. 8　Group of “umbrella” type ODR satellites 第9 図　小円筒型デブリ除去衛星 Fig. 9　Small-diameter-cylindrical-type ODR satellite