1. 3行でわかる／読む前に知っておくこと／シリーズの中での位置

• 衛星は「バス」と「ペイロード」：バスは衛星を生かして動かす土台（構造・電力・通信・姿勢制御・熱・推進・データ処理）、ペイロードは目的の装置（カメラ、中継器など）です。この記事の主役は、バスの中の「構造」と、それを支える材料です事実［参考資料2］
• 小型衛星は、質量の区分と標準の箱で決まる：NASA の報告は、小型衛星を質量で区分します（ナノ 1〜10 kg、マイクロ 10〜100 kg、ミニ 100〜180 kg など）。CubeSat は一辺10 cm の1Uを基本とする標準の箱で、1U の質量は最大2 kg、骨組みは原則アルミ合金、材料は TML 1.0 ％以下・CVCM 0.1 ％以下、と仕様書が定めます事実［参考資料1・4］
• 骨組みの材料は、荷重・熱・放射線・ガスの4つで選ぶ：打ち上げの振動、真空での熱の逃げ道、電子部品を守る遮蔽、アウトガスです。例えば、低軌道の CubeSat の厚さ0.2 cm のアルミ構造では、年間の放射線量の見積もりが、市販部品の耐えられる線量の目安（2〜10 krad）に近づく例が報告されています事実［参考資料3］

2. 衛星は何でできているか：バスとペイロード

人工衛星を、乗り物にたとえて考えましょう。バス（乗合の車）は、乗客を目的地まで運ぶ車体で、運転も電気も空調も受け持ちます。乗客に当たるのが、衛星が運ぶ観測や通信の装置、つまりペイロードです。衛星の場合、車体にあたる部分をバスと呼びます。たとえの限界：バスの「乗客」は座っているだけですが、衛星のペイロードは電力・熱・向きの制御を大量に要求し、バスの設計を決めてしまいます。

NASA の小型衛星技術の報告は、バスを構成する技術を、電力、推進、誘導・航法・制御（姿勢制御）、構造・材料・機構、熱制御、アビオニクス（搭載の電子機器とデータ処理）、通信の章に分けて整理しています事実［参考資料2］。

元のSVG・数値・出典を確認する

元SVGの説明：概念図（ベクター作図）。衛星を、バス（7つのサブシステム）とペイロードに分けた整理。サブシステムの区分は NASA の報告の章立てに合わせたもので、材料の例は説明用です。ペイロードの大きさや電力がバスの設計を決める、という点は本稿の解説です。

3. 軌道と大きさの区分：高度・質量クラス

軌道：高度で、周回の時間と環境が変わる

ESA の解説によると、低軌道（LEO）は高度約2,000 km までで、その上限は、上にあるヴァン・アレン帯（放射線の強い領域）が作る厳しい環境によります。衛星は、大気の影響を避けるため、通常180 km より下は飛びません。LEO の衛星は地球に対して秒速約7.8 kmで動き、約90分で1周します。ISS は1日に約16回、地球を回ります事実［参考資料5］。

静止軌道（GEO）は、赤道の上空、高度35,786 kmにあり、1周に23時間56分4秒（恒星日）かかるため、地上から見ると止まって見えます。速さは秒速約3 kmです。中軌道（MEO）は、LEO の上（ヴァン・アレン帯の上）から GEO までの広い範囲です。太陽同期軌道（SSO）は、極をまわる軌道の一種で、同じ場所の上を毎日同じ現地時刻に通ります。高度は普通600〜800 km です事実［参考資料5］。

質量：小さい衛星は、重さで区分される

NASA の報告は、小型衛星の質量の上限の目安を180 kg としています（ESPA という副衛星用の取付け台の1枠の質量の割当が180 kgだったため、便利な基準として使われました）。区分は、ミニ衛星 100〜180 kg、マイクロ衛星 10〜100 kg、ナノ衛星 1〜10 kg、ピコ衛星 0.1〜1 kg、フェムト衛星 0.01〜0.09 kg です。一方、同じ報告の序文は、2023年以降に増えた「ミニ級」の衛星群を201〜600 kg、さらに新世代の小型衛星群を600〜1,200 kg と述べています事実［参考資料1・2］。つまり、区分の名前と境界は、資料や時期によって違います。

4. CubeSat：標準の箱の考え方

CubeSat は、標準のサイズと形をもつ小型衛星の一群で、一辺10 cm の立方体を1つの単位「U」とします。1999年に、カリフォルニア州立工科大学サンルイスオビスポ校（Cal Poly）の Puig-Suari 教授とスタンフォード大学の Twiggs 教授が始めた共同の取り組みで、費用と開発の期間を減らし、宇宙へ行く機会を増やし、頻繁に打ち上げられるようにすることが目的でした。仕様書 CubeSat Design Specification（CDS）が、1U から12U までの設計の要求と、放出機（ディスペンサー）との取り合いを定めています事実［参考資料4］。

箱が標準だと、何がよいのでしょうか。放出機も標準化されるため、打ち上げ側が衛星の中身を気にせず積めて、打ち上げの手続きの費用が下がります。CDS の主な要求（Rev. 14.1）を、素材技術者の目で拾います事実［参考資料4］。

• 質量：1U は最大2.00 kg、2U は4.00 kg、3U は6.00 kg、6U は12.00 kg、12U は24.00 kg（表の「標準の最大」。放出機の能力で変わる）。
• 材料：骨組みはアルミ合金が基本で、7075、6061、6082、5005、5052 がよく使われる。アルミの外面のうち、放出機のレールに触れる面は硬質アルマイトにして、冷間溶接を防ぐ。
• アウトガス：材料は、TML が1.0 ％以下、CVCM が0.1 ％以下。NASA の承認済みの低アウトガス材料のリストを参照する。
• 試験：ランダム振動は打ち上げ提供者が定める条件で行う。熱真空ベークアウトを行ってアウトガスを出し切る。衝撃試験は、通常は不要。

なお、CubeSat の最大質量の数字は、改訂のたびに変わってきました。CDS の改訂履歴には、1Uの受入れ確認の質量の上限が「1.33 kg」に改められた記載があり、Rev. 14.1 の表は2.00 kg です事実［参考資料4］。仕様書の版を必ず確認してください。

5. 打ち上げという最大の試練：荷重と振動

衛星の骨組みが、ほぼ最初に出会う試練は、打ち上げです。ロケットのエンジンと空気の流れで、衛星は強く揺さぶられます。衛星の骨組みは、この荷重を壊れずに支え、中の部品に伝えすぎないことが求められます。

元のSVG・数値・出典を確認する

元SVGの説明：概念図（ベクター作図）。打ち上げの振動が、ロケットから放出機、衛星の骨組みへ伝わるしくみと、仕様書・報告に書かれた決まりの整理。CubeSat のレール方式の場合の概念図で、特定の放出機の構造ではありません。

NASA の CubeSat の募集（CSLI）は、衛星に、GEVS（General Environmental Verification Standard）の振動環境、約10 G rms を2分間、に耐えることを求めている、と NASA の報告は述べます。実際の打ち上げの振動の条件は、打ち上げ提供者が与えます。レール方式の放出機では、衛星の骨組みと放出機のレールの間に薄い隙間があり、そのがたつき（chatter）が、試験と打ち上げの荷重を増やすとも書かれています事実［参考資料3］。GEVS は、NASA Goddard の飛行プロジェクトのための環境の試験の標準で、版 B（2021年）が有効ですが、NASA の必須の標準でも、NASA 認定の標準でもない、と NASA のページに表示されています事実［参考資料6］。

設計の条件の例：ある論文の2U CubeSat

Rinaldi らは、ソユーズ（Soyuz）で打ち上げる2U の CubeSat の構造を設計する条件を、論文に示しています。打ち上げ機の使用者の手引きにもとづき、固有振動数の下限を、1次から5次まで 50、51、70、90、110 Hz 以上とし、準静的荷重に、モデルの不確かさの係数 1.1 と設計・環境の係数 1.25（合計 1.375）をかけました。その結果、荷重は横方向で ±4.675 g、縦方向で −7.9 g／＋4.95 g、相当応力は 45.45 MPa 未満が条件でした事実［参考資料14］。これは1つの論文の1つの設計の条件で、他の打ち上げ機・衛星には当てはまりません。ただ、骨組みの設計では、荷重の大きさだけでなく、「固有振動数を、ロケットの振動の周波数から外す」ことが同じくらい大切だと分かります（本記事による解説）。

6. 骨組みの材料：アルミ、サンドイッチ、複合材、3Dプリント

NASA の報告は、小型衛星の骨組みの材料の選択を、物性（密度、熱膨張、放射線耐性）と力学特性（弾性率、強度、靭性）の両方を満たす問題と説明します。標準的な衛星の骨組みには、金属と非金属が混在し、金属は均質で等方的、複合材は不均質で異方的ですが、荷重の経路に合わせて物性を作り込めます。材料は、運用環境で決まり、打ち上げ・運用の荷重に十分な余裕を持たせます。さらに、熱のバランスと熱応力の管理、ペイロードの感度（アウトガスと熱による変位）も考えます事実［参考資料3］。

主構造と副構造

NASA の報告は、衛星の構造を、主構造と副構造に分けます。主構造（骨組み、シャーシ）が壊れると、通常はミッションが失敗します。副構造（太陽電池パネル、熱ブランケット、サブシステム）は、主構造に取り付けられ、自立していて、重要な荷重はほとんど伝えません。ESPA 級のような大きめの小型衛星では、アルミ合金の機械加工の組立てが、主構造の主流です。CubeSat の骨組みは、多くが 6061 か 7075 のアルミ合金から削り出されます事実［参考資料3］。

サンドイッチパネル：薄い皮で厚い芯をはさむ

では、なぜ軽いのに曲がりにくいパネルが作れるのでしょうか。理由は、曲げの強さが「材料がどれだけ中心から離れているか」で決まるからです。物差しを、平らに寝かせるより、立てたほうが曲がりにくいのと同じです。サンドイッチパネルは、薄い表皮を、軽い芯（ハニカム＝蜂の巣の形）の両面に貼り、表皮を中心から遠ざけます。NASA の報告も、アルミのハニカムのサンドイッチパネルを、軽量化の実績のある方法に挙げています事実［参考資料3］。

複合材と3Dプリント

複合材では、Aerospace Corporation が開発中の DiskSat（直径1 m、厚さ2.5 cm の円盤）は、グラファイト（炭素繊維）エポキシのサンドイッチ構造で、構造の質量は3 kg／m² 未満です。NASA の報告は、2025年12月に最初の打ち上げがあり、放出機は設計どおり動作し、地上との通信も成功して、現在は点検と初期化の段階にある、と書いています事実［参考資料3］。炭素繊維と PEEK の複合材の軌道上の実績は「宇宙用スーパーエンプラ」編で、Ten-Koh の熱膨張の計測を扱っています［参考資料15］。

3D プリントは、これまで副構造にしか使われませんでしたが、CubeSat と、さらに小さい PocketQube 級では、主構造にも使われ始めている、と NASA の報告は述べます。KickSat-2（チップ型の衛星を放出する装置）は、ABS 樹脂で造った構造全体が飛行しています。単回使用で、ミッションが短く、枠が複雑で、機械加工では質量と費用が見合わなかったためです事実［参考資料3］。積層造形の詳細は「積層造形の宇宙利用」編にあります。

7. 骨組みは「放射線の盾」でもある

骨組みの厚みは、もう1つの役目を持ちます。放射線から電子部品を守る盾です。NASA の報告は、遮蔽（シールド）を、総電離線量（TID）と内部帯電による電子機器の故障リスクを抑える、費用対効果の高い方法と述べ、過去の平均で、遮蔽を足す費用は衛星全体の費用の10 ％を下回る、と書いています。衛星の外板やシャーシのようなもともとある質量による遮蔽（固有の質量遮蔽）が、最も簡単な方法です事実［参考資料3］。

Shields-1 は、低軌道で、アルミと「高 Z」（原子番号の大きい元素）の積層の遮蔽材の効果を測った実験です。図のとおり、アルミ 0.198 cm（面密度 0.535 g／cm²）のモデル値は年間1,383 rad(Si) ですが、1.26 g／cm²（厚さ 0.465 cm）では測定で 90.9 rad(Si)／年です事実［参考資料3］。面密度を約2.4倍（1.26÷0.535）にすると、線量は約1/15（1,383÷90.9 ≒ 15）です本稿の計算。1.3 g／cm² を超えると、値は75〜90 rad／年付近で下げ止まる傾向が見えます。推測：この下げ止まりの理由（二次粒子、より高エネルギーの粒子、測定の下限など）は、報告の表だけからは分かりません。また、3.02 g／cm² の高 Z の電子機器の箱（Vault）では75.6 rad(Si)／年で、NASA の報告は、モデルの厚さ0.20 cm のアルミに対して18倍以上の低減としています。

8. 構造材のアウトガスと前処理

骨組みの材料は、真空で出るガスの面でも評価されます。CubeSat の仕様書は、材料の TML を1.0 ％以下、CVCM を0.1 ％以下と定めます。NASA Goddard のアウトガスデータベースには、構造材に関わる記録がたくさんあります。いくつかを並べます事実［参考資料17・4］。

すべて事実（NASA Goddard Outgassing Database［参考資料17］、確認日 2026年10月17日）。RML は TML−WVR の本稿の計算。「処理欄」は、データベースの Time・Temp の列の記載で、本稿は硬化・処理の条件と読みました（並べ替え項目の名前が CureTime・CureTemp）。記録ごとに試料の形・試験機関が違うので、記録どうしの優劣は示しません。

読み取れることは3点です。第1に、炭素繊維とシアネートエステルの積層板は、TML が0.07 ％と、ガスの出が非常に少ない記録です。第2に、アルミのハニカムパネルは、接着剤の影響で TML 2.9 ％、水を除いた RML でも1.75 ％で、CDS の基準（TML 1.0 ％以下）も、ECSS の RML の基準（1.0 ％未満）も超えています。第3に、同じ種類のエポキシ接着剤でも、処理の条件が違う2件で、TML が1.73 ％と0.88 ％に分かれます。推測：室温で長く硬化した場合に対し、125 ℃で24時間の処理で出るガスが減った可能性があります。仕様書が熱真空ベークアウトを必須とするのは、このためです［参考資料4］。

9. 限界と、確認できなかったこと

• 大型衛星の構造：この記事は、NASA の小型衛星の報告と CubeSat の仕様書が中心です。大型の静止衛星や探査機の構造（中心の円筒、推進剤タンクの支持など）の一次情報は、ここでは扱っていません
• 構造の質量の割合：衛星の質量のうち、構造が占める割合の一次情報の数字は、確認できませんでした
• 日本の小型衛星の区分：JAXA や日本の超小型衛星の質量区分の公式の資料は、本稿では確認できませんでした（Ten-Koh は本シリーズ「宇宙用スーパーエンプラ」編で扱っています）
• 放射線の数値：Shields-1 の値は、1つの軌道（高度500 km、傾斜85°）の測定とモデルです。静止軌道や他の軌道の線量は、扱っていません
• サンドイッチパネルの計算：簡単な梁の式と、本稿が置いた仮定による説明用の値で、実在のパネルの値ではありません
• 標準の本文：ISO 17770（有料）、ECSS の各標準の本文の要求は確認していません。CDS は公開された PDF の該当箇所を確認しました
• ASTM：ASTM のサイトは開いていません。試験法の名前は、NASA の資料に書かれた範囲だけです

10. 評価・標準の読み方

衛星の構造と小型衛星は、「性能の数字」より「決められた手順で確かめたか」で評価されます。ものさしは、①大きさと質量（CubeSat なら U の寸法と最大質量）、②荷重への耐え方（固有振動数、準静的荷重、ランダム振動の試験）、③熱真空での挙動（ベークアウト、アウトガス）、④放射線への備え（線量の計算と遮蔽）、⑤軌道上に残るかどうか（デブリ低減）です。ものさしが測るのは、地上試験で再現した条件で、軌道上の寿命や成功を直接保証するものではありません。

表の整理は本稿の計算（本記事による並べ替え）。規格の番号・題名・状態は、ECSS・ISO・NASA の公式ページで確認（確認日 2026年10月17日）。ISO 規格の本文は有料のため、題名・適用範囲の確認にとどめています。ASTM のサイトは開いていません。

読み方の注意（素材技術者向け）

• 地上試験と軌道上の実績は別物です：振動試験は、打ち上げの揺れを模擬するもので、実際の打ち上げの荷重そのものではありません。放射線量は、モデルに2倍以上の不確かさがあります
• 仕様書は「国際規格」とは限りません：CubeSat Design Specification は Cal Poly の仕様で、ISO 17770 とは別です。どちらを根拠にするかを確認してください
• 標準は「推奨」か「要求」かを確認します：GEVS は NASA の必須の標準ではなく、ECSS は契約で適用されると要求になります。CDS の「shall」は、仕様書の中の要求です
• 認定（qualification）と受入（acceptance）は別です：CDS は、認定または飛行前の（プロトフライト）試験と、受入・仕上がりの確認の試験を区別します。設計の確認と、1機ごとの確認は別の話です

11. 用語集

12. 参考資料（一次情報）

1. NASA（Small Spacecraft Systems Virtual Institute） "State-of-the-Art of Small Spacecraft Technology" 第1章 Introduction（質量による区分。2026年版。確認日 2026年10月17日） — nasa.gov/smallsat-institute/sst-soa/introduction/
2. NASA（Small Spacecraft Systems Virtual Institute） "State-of-the-Art of Small Spacecraft Technology"（序文と章立て。2026年版。確認日 2026年10月17日） — nasa.gov/smallsat-institute/sst-soa/
3. NASA（Small Spacecraft Systems Virtual Institute） "State-of-the-Art of Small Spacecraft Technology" 第6章 Structures, Materials, and Mechanisms（2026年版。確認日 2026年10月17日） — nasa.gov/smallsat-institute/sst-soa/structures-materials-and-mechanisms/
4. The CubeSat Program, Cal Poly SLO "CubeSat Design Specification Rev. 14.1"（2022年2月）。標準のサイズ・質量・材料・試験の要求 — cubesat.org/s/CDS-REV14_1-2022-02-09.pdf
5. ESA "Types of orbits"（LEO・SSO・MEO・GEO の高度と周期。確認日 2026年10月17日） — esa.int/Enabling_Support/Space_Transportation/Types_of_orbits
6. NASA Goddard GSFC-STD-7000 "General Environmental Verification Standard (GEVS) for GSFC Flight Programs and Projects"（版 B、2021年4月28日。NASA Standards の公式ページで確認） — standards.nasa.gov/standard/GSFC/GSFC-STD-7000
7. ISO ISO 17770:2017 "Space systems — Cube satellites (CubeSats)"（第1版、2017年6月。改訂中。ISO の公式ページで確認） — iso.org/standard/60496.html
8. ECSS ECSS-E-ST-32C Rev.1 "Structural general requirements"（2008年11月15日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-32c-rev-1-structural-general-requirements/
9. ECSS ECSS-E-ST-10-03C Rev.1 "Testing"（2022年5月31日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-10-03c-rev-1-testing-31-may-2022/
10. ECSS ECSS-E-ST-10-02C Rev.1 "Verification"（2018年2月1日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-10-02c-rev-1-verification-1-february-2018/
11. ECSS ECSS-E-ST-10-04C Rev.1 "Space environment"（2020年6月15日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-10-04c-rev-1-space-environment-15-june-2020/
12. ECSS ECSS-E-ST-10-12C "Methods for the calculation of radiation received and its effects, and a policy for design margins"（2008年11月15日） — ecss.nl/standard/ecss-e-st-10-12c-methods-for-the-calculation-of-radiation-received-and-its-effects-and-a-policy-for-design-margins/
13. ECSS ECSS-U-AS-10C Rev.2 "Adoption Notice of ISO 24113: Space systems – Space debris mitigation requirements"（2024年2月9日） — ecss.nl/standard/ecss-u-as-10c-rev-2-adoption-notice-of-iso-24113-space-systems-space-debris-mitigation-requirements-9-february-2024/
14. Rinaldi M. ほか（ローマ大学トル・ヴェルガータ、Thales Alenia Space Italia、ESA/ESTEC） "Additive Manufacturing of Polyether Ether Ketone (PEEK) for Space Applications: A Nanosat Polymeric Structure", Polymers 13(1), 11 (2021), DOI 10.3390/polym13010011（オープンアクセス） — doi.org/10.3390/polym13010011
15. Abdullah F., Okuyama K., Fajardo I., Urakami N.（九州工業大学） "In Situ Measurement of Carbon Fibre/Polyether Ether Ketone Thermal Expansion in Low Earth Orbit", Aerospace 7(4), 35 (2020), DOI 10.3390/aerospace7040035 — doi.org/10.3390/aerospace7040035
16. ECSS ECSS-Q-ST-70-02C "Thermal vacuum outgassing test for the screening of space materials"（2008年11月15日。ECSS の公開ページと PDF で確認） — ecss.nl/standard/ecss-q-st-70-02c-thermal-vacuum-outgassing-test-for-the-screening-of-space-materials/
17. NASA Goddard Outgassing Database（真空アウトガスの試験結果データベース。確認日 2026年10月17日） — outgassing.nasa.gov/
18. NASA NASA-STD-6016 "Standard Materials and Processes Requirements for Spacecraft"（版 C、Change 1。2021年9月30日制定、2023年11月15日改訂。NASA Standards の公式ページで確認） — standards.nasa.gov/standard/NASA/NASA-STD-6016

13. 主張と出典の対応表（監査）

最終更新：2026年10月17日／出典は一次情報（NASA の小型衛星技術の報告、CubeSat Design Specification、ESA の解説、NASA Goddard のデータベース、ECSS・ISO・NASA の公式ページ、査読論文）に限定しています。区分や寸法・質量の数字は、資料と版によって異なります。計算値は本稿が作った説明用の値で、実在の衛星やパネルの値ではありません。 大型衛星の構造、構造の質量の割合、日本の公式の質量区分、規格本文の要求については、確認できなかったため記載していません。