公益社団法人電気化学会主催「第55回電池討論会」論文集から転載「れいめい」衛星における宇宙環境下におけるリチウムイオンバッテリの長期運用性（宇宙航空研究開発機構*，総合研究大学院大学**，（株）エイ・イー・エス***） ○曽根理嗣*, **，田中康平**，福田盛介*, **，小川啓太***，浅村和史*，山﨑敦*，永松弘行*，福島洋介*，齋藤宏文* Long term operability of Li-ion battery under micro-gravity condition demonstrated by ‘REIMEI’ satellite. Yoshitsugu Sone*, **, Kohei Tanaka**, Seisuke Fukuda*, **, Keita Ogawa***, Kazushi Asamura*, Atsushi Yamazaki*, Hiroyuki Nagamatsu*, Yosuke Fukushima*, Koubun Saito* *Japan Aerospace Exploration Agency, 3-1-1, Chuo-ku Yoshinodai, Sagamihara, Kanagawa, 252-5210, Japan ** The Graduate University of Advanced Studies, 3-1-1 Yoshinodai, Chuo-ku, Sagamihara, Kanagawa, 252-5210 Japan ***Advance Engineering Services Co. Ltd., Mitsui Building 7F, 1-6-1, Takezono, Tsukuba, Ibaraki, 305-0032 Japan Lithium-ion secondary cells are widely used for the space applications, today. Among these applications, REIMEI, which was launched in 2005, was one of the first satellites using lithium-ion battery. The main mission of the satellite was to observe the aurora conditions from higher altitude of space. The number of cameras and the period for the observation were determined based on the performance of the battery. Even though nine years has passed since the launch of the satellite, the dc impedance of the battery maintained almost the constant value. １．緒言今日、宇宙探査においても広くリチウムイオン二次電池が活用されつつある。そのような中で、「れいめい」衛星はリチウムイオン二次電池が宇宙機に適用された初期の衛星の一つである。2005 年 8 月に打ちあげられ、極軌道と呼ばれる地球近傍を南北に横切る軌道の周回を続けている。地球周回に要する時間は約 100 分であり、その間に 35 分間の日陰と 65 分の日照を経験する。日照中は太陽光による発電を行うことで余剰電力をバッテリに蓄電しつつ、日陰中はバッテリを放電することを繰り返しており、既に 9 年の運用を経過し、充放電回数は 50,000 サイクルに達しつつある。この衛星の科学ミッションはオーロラ観測であり、３種類の異なる波長の観測を行うカメラを搭載していた。運用の中では、撮像に使用するカメラの台数制限や、一回の観測時間の短縮等を計画に取り込みつつ、バッテリの性能枯渇を抑制する試みがはかられていた。ここでは「れいめい」運用を通じて認識されつつある、宇宙環境でのリチウムイオンバッテリの長期運用性について報告する。２．実験方法「れいめい」衛星では 3 Ah 級リチウムイオン二次電池が使用された。この電池では正極はスピネルマンガン系材料が使用されており、セルケースはアルミラミネート材料を使用していた。「れいめい」ではこのセルを 7 直列に接続後、2 並列に接続し、定格として 6 Ah 級のバッテリが構築されていた。バッテリ構築時には真空環境における液漏れとセルケースの膨張を抑止するためにエポキシ系樹脂によりポッティングが施された。運用時にはバッテリ温度は 20℃に制御されている。充電は、１直列接続あたり 1.5 A にて開始され、28.7V（4.1 V/cell）にて定電圧充電に移行する。ただし、非常時や特に容量を必要とする運用時には 29.4 V（4.2 V/cell）までの充電が可能な設計となっており、また過充電防止回路は 4.25 V/cell にて動作する設計となっていた。 Fig. 1 Trend of ‘end of discharge voltage’ at Reimei satellite. ３．結果と考察運用では、放電末期電圧が機器動作に要する下限電圧を下回ることのないように管理を行うことが必要である。そのためには、随時、充放電データから認識される DC 抵抗を勘案しつつ、放電末期電圧を維持する運用管理が求められた。Fig. 1 には軌道上での放電末期電圧の推移を示した。現状でも依然として 3.85 V/cell 程度の放電末期電圧を維持しており、適切な管理が施されている。運用開始から今日に至るまでの同一時期（3 月）のデータ抽出を行い、放電終了から充電開始に至る瞬間の電位変化から求まる直流抵抗の相対誤差は、直列接続あたり 20 mΩ程度と小さく、ほぼ一定値を示している。 Fig. 2 には、同様の負荷が必要とされた時期を抽出し、その時期の充放電カーブを示した。経年的に放電時電圧は低下傾向を示し、また充電時の電流の減衰曲線は急峻になっていた。その一方で特に充電末期に減衰した電流値はほぼ同様の値に収束をしており、充電終了 Fig. 2 Charge/discharge curves of the Reimei operation. 時には、常に高い充電状態を維持していると考えられた。