B3 大阪工業大学PROITERES衛星の開発及び 打ち上げ・運用状況

前人未到の宇宙の開発、

工大生が挑む！

プロイテレス人工衛星

打ち上げハイライトシーン

大阪工業大学

人工衛星プロジェクト

大阪工業大学 電気推進ロケットエンジン搭載

小型スペースシップ プロジェクト

プロイテレスとは？？？

大阪工業大学・電気推進ロケットエンジン

搭 載 小 型 ス ペ ー ス シ ッ プ プ ロ ジ ェ ク ト

(

Project of OIT

Electric-Rocket-Engine

onboard Small Space Ship

(PROITERES:プロイテレス)

)

・電気推進ロケットエンジンを搭載した小型

人工衛星の開発

（2007年4月スタート！）

・

2012年9月9日

打ち上げ成功！

・

本学学部学科の教員・学生の横断的な参加

による

、広範な工学技術の開発・実践を通

して、高度な研究・教育活動を目指す！

プロイテレス衛星のミッション

1)

電気推進ロケットエンジンによる小型衛星では

世界初の動力飛行（地球低軌道から軌道上昇を

ロケット連続噴射により達成（宇宙動力飛行の

実現））

（補足：ほとんどの人工衛星・探査機

は、地上打ち上げの反動で飛行しているような

もの。自由に宇宙を飛翔することはほとんどで

きない。）

アニメの“機動戦士ガンダムが宇宙

を自由に飛翔するシーン”“宇宙戦艦ヤマトの

宇宙航行”もう夢ではない！！！

2)

高解像度カメラによる地球の環境観測

関西地区、淀川流域の環境観察

（本学の現代

GP「淀川学（環境教育）の構築と

実践」へのデータ提供・支援）

質量 14.5kg サイズ 290mm×290mm×290mm （ブーム展開前） 軌道 軌道傾斜角：99.98[deg],離心率：0 高度 約670km 開発開始 2007年4月 衛星寿命 1～2年 使用ロケット PSLV（インド） 電気推進ロケットエンジンの実証試験および耐久試験と高解像度カメラを用いた 地球環境観測を目的とした技術試験衛星 姿勢制御（自主開発）_{： 磁気トルカ（アクチュエータ） ,伸展ブーム（重力安定機構）} センサ（自主開発、民生品使用）_{： ジャイロセンサ, 磁気センサ, 太陽センサ}

軌道変更（自主開発）_{： パルスプラズマエンジン（Pulsed Plasma Thruster: PPT）}

による１軸（前後に２機ずつ）制御

専門・興味の異なる学生が参加

大学で学んだ分野

機械工学 制御工学 電気電子工学 通信工学 ものづくり技術 システムエンジニアリング

未知の分野

航空宇宙工学 ロケット工学 光学 グループで働く 地上で用いられている あらゆる技術 環境工学

開発グループ C&DH系 光学系 電源系 通信系 構造系 姿勢制御系 熱設計系 エンジン系

衛星を分野別に構成

課題が見えやすくなる 各々の専門、得意分野が活かせる 週一回のペースで会議を行っている

プロイテレス衛星は，インド宇宙研究機関(ISRO)の極軌道打ち上げロケットの PSLV C-21号機でピギーバック（相乗り）衛星として2012年9月にインド南東部沿岸 のスリハリコタ島にあるサティシュ・ダワン宇宙センターより打ち上げられた． 打ち上げに使用するPSLV（インド） サティシュダワン宇宙センター ©ＩＳＲＯ

打ち上げに使用するPSLVロケット（インド） （ISROホームページより引用）

（１） 化学ロケットエンジン

推進剤（燃料）の化学反応（燃焼）

により生じた高温のガスを噴射して

推力を得る。

（２） 電気ロケットエンジン

推進剤を電気的に加熱し電離

させ、その生成プラズマを高速

噴射して推力を得る。

©ＪＡＸＡ

固体 液体 気体 プラズマ － ＋ － ＋ ロケットの原理 毎秒３ｋｍ 化学ロケット 燃料 燃焼 陰極　-陽極　+ ガスボンベ バッテリー ＋ － 毎秒３０ｋｍ 電気ロケット 放電

電気ロケットエンジンは化学ロケットエンジンより

高速でガスを噴射！

燃費がいい！！！

EP CR EP 電気推進 電気推進（ＥＰ）は化学ロケット（ＣＲ）と比べると、推進力は小さいけれど低燃費を特徴としています。 重い推進剤の代わりにたくさんの観測装置を宇宙船に積むことができます。 地上からの打ち上げには向きませんが、宇宙空間で使用するエンジンとして優れています。 太陽電池の電力を利用することができます。 電気とわずかな推進剤で、力は小さいけれど時間をかければ 遠くまで行くことができます。 でんき すいしんざい ちから じかん とお ちい CR 化学ロケット 燃料 電気推進 推進剤 太陽電池

電気推進ロケットエンジンは燃費はいいけど、

推進力は小さい！時間をかけて遠くまで旅行

PR

OIT

ERES衛星の概要

大阪工業大学・電気推進ロケットエンジン 搭載小型スペースシッププロジェクト 衛星について 国際識別番号 2012-047B カタログ番号 38756 目的 技術実証 射点 サティシュダワン宇宙センター 打ち上げ機 PSLV-CA C21号機 打ち上げ日時 2012年9月9日 13:23:00 (JST) 衛星の諸元 寸法 290 X 290 X 2225 mm 質量 14.5 kg 発生電力 10.0 W 軌道要素 （2013年1月23日現在） 軌道 太陽同期軌道 近点高度 636.77 km 遠点高度 653.65 km 軌道傾斜角 98.2685 度 軌道周期 97.69 分 (5861 .4 秒) PROITERES衛星のFM

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oject of

OIT E

lectric-

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ngine onboard

S

mall

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hip

電気推進機を搭載した技術試験衛星として 2007年4月より開発開始

電気推進ロケットエンジンによる超小型衛星では世界初の動力飛行 高解像度カメラによる淀川流域の環境観測 ・ ミニマムサクセス ：ＣＷテレメトリの取得に成功 ・ フルサクセス ：ＦＭテレメトリの取得に成功 ・ アドバンスサクセス ：メインミッションの成功 プロジェクトの達成目標（サクセスレベル） 高解像度カメラ 伸展ブーム（1925mm） 耐久試験用エンジン 実証試験用エンジン

ミッション

PR

OIT

ERES衛星のミッション概要

超小型人工衛星による動力飛行について

１）実証試験 重心位置から外した位置にあるスラスタを噴射し， 搭載しているジャイロセンサで衛星の角速度を 検出し、推進力などを推定する。 ２）耐久試験 噴射不可能になるまでスラスタを作動させ、どの くらいの時間噴射できるかを計測します。同時に 動力飛行を行う。

PR

OIT

ERES衛星のミッション（１）

2機のパルスプラズマスラスタ（PPT）を用いて 以下の試験を行う．

衛星底部に搭載された300万画素のカメラで軌道上から淀川を撮影する． OIT ©Google ボタンウキクサ （ウォーターレタス）

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OIT

ERES衛星のミッション（２）

淀川流域の環境観測について

高解像度カメラによる淀川流域の環境観測

PROITERES1号機のシステムブロック図

ブロック構成図

OBC1 OBC0 磁気トルカ 高解像度 カメラ 伸展ブーム 通信機器 ヒーター 温度センサ 姿勢センサ （3種） エンジン ジャイロセンサ 磁気センサ 太陽センサ パルスプラズマスラスタ （ＰＰＴ）２機 無線機 SATCOM 太陽電池 充放電装置 バッテリー 各機器

搭載機器（１）

電源の構成

太陽センサ 3軸磁気センサ ジャイロセンサ アクチュエータ 磁気トルカ 伸展ブーム 姿勢決定 使用用途 ・磁気センサ ・・・磁場の大きさと方向を検出し，磁気トルカ駆動制御に用いる ・ジャイロセンサ・・・衛星の角速度を検出し，ブーム展開の有無，エンジンの実証実験に用いる ・太陽センサ ・・・太陽の方向ベクトルを検出し，衛星の姿勢角を求める

姿勢制御系搭載機器

搭載機器（２）

プロイテレス衛星で使用しているセンサ・アクチュエータは全て民生品もしくは自作

空芯ソレノイド型MTQ 設計条件 ・発生磁気モーメントは1軸1台で0.3A㎡ ・MTQにかける電圧は5V ・消費電力は3台すべてで，1.5W以内 設計条件 ・格納時は100×100×100[mm]以内 ・全体質量は1.3[kg]以内 ・打ち上げ時の振動に耐えうる構造 伸展ブーム 寸法[mm] 220×220 線直径[mm] 0.37 巻き数[回] 225 質量[g] 140 伸展前長さ[mm] 95 伸展後長さ[mm] 2000 質量[kg] 1.0

搭載機器（３）

搭載機器（エンジン）（１）

電気推進機「パルスプラズマスラスタ（ＰＰＴ）」について

パルスプラズマスラスタ

極めて単純な構造で小型化が容易

固体推進剤（主にテフロン ）が用いられる

低電力での作動が可能

推進剤タンク、配管、バルブが不要 PROITERES搭載のものは142g 一回の噴射につき2.5Wの消費電力 ＰＰＴの特徴

軽量かつ高耐久であるため，

超小型人工衛星への搭載に最適

固体の推進剤を使用したパルス作動・電熱加速型電気推進機

放電電源 イグナイタ電源 カソード （陰極） アノード （陽極） イグナイタ 放電室 ＰＴＦＥ （テフロン） 初期放電 ジュール熱による テフロンの昇華 主放電 プラズマ （＋の電荷を持つ） プラズマの発生 プラズマ噴射 噴射 キャパシタ

昇華

1800V 3000V

搭載機器（エンジン）（２）

電源装置の諸元 PPU 378g 100×100×50mm 5W DC12V±10% 1sec 主放電 1.8 kV イグナイタ 3.0 kV 0.5, 1.0, 2.0 Hz 充電時間 出力電圧 Items 作動周波数 質量 サイズ 消費電力 入力電圧 最大電圧 _{容量 質量} インダクタンス 4.0kV DC 1.5μF 188g 44.0nH キャパシタの諸元 キャパシタ 電源装置

搭載機器（エンジン）（３）

＜推進機システムの質量内訳＞ スラスタ本体 0.142 × 2 = 0.28 キャパシタ 0.180 × 1= 0.18 電源装置 1.397 × 1= 1.40 ワイヤ等 _{= 0.5} 合計 2.36kg

Im p u ls e b it ,  s Shot number M a ss s h o t,  g Impulse bit Mass shot 0 10000 20000 30000 40000 50000 0 50 100 150 200 250 0 10 20 30 40 50 60 70 80 S p e c if ic i m p u ls e ,s T h ru st e ff ic ie n c y Shot number Specific impulse Thrust efficiency 0 10000 20000 30000 40000 0 200 400 600 800 1000 1200 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 噴射開始時 250μNs 50,000 回噴射 75μNs 10,000 50,000 φ1mm φ6mm 総インパルス

_{5.0 Ns}

軌道高度600kmにおいて1Km 程度の 高度上昇が見込める

搭載機器（エンジン）（４）

＜推進機システムの質量内訳＞

PPTs 0.142 × 2 = 0.28 Capacitors 0.180 × 1= 0.18 PPU 1.397 × 1= 1.40 Enclosure, wire etc. = 0.5

合計 2.36kg アノード カソード PTFE 本体 衛星用のPPTのFM Capacitors _PPU

プロイテレス衛星搭載エンジンシステム

Parameter Typical Value lens construction 5 lens Angle of view（half angle） 2.8deg

Focal length 85.33㎜ F number 3.6 Mass 230ｇ Length 109㎜ Back-focus 32.28㎜ Material A6061T 全面に、宇宙実績のあるアルマイト 処理を施している．一部分について は導電性アロジン処理を施している． 株式会社ジェネシアとの共同開発

搭載機器（カメラ）（１）

搭載カメラについて

レンズ部の外観と断面図

5 0 k m 60km 撮影時のイメージ Parameter Typical Value

Model number MT9T001 Size 14.22㎜×14.22㎜ ２０４８Ｈ×１５３６Ｖ 3-Megapixel Pixel size ３．２μｍ×３．２μｍ Active pixels

Active imager size ６．５５ｍｍ（H）×４．９２ｍｍ（V） ８．１９（Diagonal） 選定したＣＭＯＳセンサ

高度600kmで縦５０キ

ロ、横６０キロの範囲が

撮影が可能、

分解能３０

ｍ

搭載機器（カメラ）（２）

米・マイクロン・テクノロジ社製

大学内最終調整

ベーキング

ブーム・アンテナの展開確認

カメラの作動確認

PPTの作動確認

大学にて最終試験

大阪工大大宮キャンパス・西中庭にて、

完成したプロイテレス衛星を囲み記念写真

インド南東部沿岸のスリハリコタにある

サティシュ・ダワン宇宙センター

チェンナイ市の北、約１００ｋｍに位置

打ち上げ場所

インド宇宙研究機関（ＩＳＲＯ）

インドでの打ち上げ場所(1)

正門前

サティシュ・ダワン宇宙センター

N

正門 射点 衛星を保管している クリーンルーム

8 ｋｍ

インドでの打ち上げ場所(2)

ＩＳＲＯサティシュ・ダワン宇宙センター上空からの写真

宇宙センターに運び込まれたプロイテレス衛星の開封、

プロジェクト学生有志による最終チェックの開始です。

クリーンルームＳＰ２にて、ISRO技術者の協力のもと、

プロイテレス衛星の電気機器のチェック、

フランス主衛星SPOT-6の準備の遅延で、

プロイテレス衛星も最終待機。

再びクリーンルームＳＰ２にて、

衛星質量の測定を行い、

PSLVロケット最上段クリーンルームＳＰ３にて、

プロイテレス衛星とフランスSPOT-6をロケットに固定

プロイテレス衛星とのお別れです！

宇宙を自由に飛び回って

楽しんでほしい！

心から願いました！！

射点 （First Launch Pad）

ISRO提供 ISRO提供

宇宙センター正門前にてPSLVロケットの打ち上げを見学

その大迫力にみな興奮！

ロケット頑張れ！プロイテレス衛星頑張れ！

大阪工大にて

打上げ中継中

主衛星の離脱後、本衛星の離脱 伸展ブームの展開 地球指向 反地球指向 磁気トルカにより姿勢の安定 姿勢が安定し地球を周回 ミッションの要求に対しての姿勢制御 磁気トルカで初期角速度抑える 太陽センサで姿勢を検出 デスピン 定常 / ミッションモード 任意回転 伸展ブーム， アンテナの展開 初期姿勢制御モード デスピン

プロイテレス衛星姿勢制御の流れ

アンテナ 地上局

地上局は大阪工業大学大宮キャンパス(5号館屋上)に設置

地上局の設置

PICNIC，ローテータ，無線機電源，無線機

打ち上げ後の運用

衛星との通信の概要図 PROITERESの通信は3種のビーム で構成されている Downlink1（437.485MHz） テレメトリ FM／AFSK （画像データ、エンジン噴射結果） Downlink2 （437.485MHz） ビーコン CW（モールス） （衛星名、電源電圧、電流） Uplink 衛星への命令 Linuxベースのコマンド体系 ■ミッションデータの送受信 ■人工衛星の制御および管理 衛星通信の主目的

打ち上げ後の運用

PROITERES S1 EC ＊＊ ＊＊ 00 S2 00 00 00 00 ・－－・ ・－・ －－－ ・・ － ・ ・－・ ・ ・・・ P R O I T E R E S CW（ビーコン）は、衛星名（ＰＲＯＩＴＥＲＥＳ）の文字列ならびに電 源系とセンサーの稼働状況を表す16進数の信号が続く ・CW詳細 S1 1つ目の数値: 受信信号強度（詳細は不明） 2つ目の数値: バッテリ電流モニタ 3つ目の数値: バッテリ電圧モニタ 4つ目の数値: 未使用データ(00) S2 未使用データ(00) ビーコンのフォーマット

衛星からの実際の信号

打ち上げ後の運用

電流データ（発生・消費電流を示す．＋が放電時，－が充電時） -1.2 -1 -0.8 -0.6 -0.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8

1.0E+00 1.0E+05 2.0E+05 3.0E+05 4.0E+05

電流 [A] 時間[S] 2012/09/09~2012/09/13 放電 充電

電流値

打ち上げ後の運用

電圧値

電圧データ 2012/09/09~2012/09/13 9.5 10 10.5 11 11.5 12 12.5

0.0E+00 1.0E+05 2.0E+05 3.0E+05 4.0E+05

電圧 [V ] 時間[S] 2012/09/11 09：00 放電時 電圧値上昇

打ち上げ後の運用

通信履歴

16:36 ドイツの無線家よりモールス受信の第一報！ 22:48 大工大地上局にて信号の受信に成功！ 受信状況を改善の試み、モールスを順調に受信 09:00 ＣＷ受信が不調 10:36 通信途絶 10:25 他局より再受信の連絡が届く 他局より受信連絡が届く (＊21,22日は夜のパスは受信できないとの連絡) 09:41 工大にて受信 符号にならない信号が出ていることを確認 衛星の監視継続、FM通信の試み ・9月9日(日) ・9月10日(月)~13日(木) ・9月14日(金) ・9月21日(金) ・9月22日(土) ・9月23日(日) ・現在

打ち上げ後の運用

宇宙は夢ではない！

未来は決まってはいない！

未来は創るものである。

挑戦しなければ