宇宙データセンターは冷やすのが難しい？

2026年7月31日公開

宇宙データセンターは冷やすのが難しい？

宇宙データセンターの話題になると、「宇宙は冷たいから冷却は簡単だ」という意見と、「真空では熱が逃げないからデータセンターなど不可能だ」という意見の両方を見かけます。実は、どちらも正確ではありません。確かに真空中では外気への対流を利用できませんが、赤外線による熱放射で熱を捨てることはできます。発電のために数千 m² 級の太陽光パネルを展開する設備であれば、千 m² 級のラジエーター（冷却装置）を備えることも、少なくとも大きさの面では非現実的ではありません。本記事では、地球軌道付近で太陽光発電によって稼働する 1 MW 級の宇宙データセンターを想定し、必要なラジエーターの面積を見積もります。

1. ISSのラジエーターの面積と質量

国際宇宙ステーション（ISS）では、太陽光パネルとラジエーターを大きく展開しています。NASAの資料では、多数の太陽電池を並べた従来型の太陽電池アレイの面積を約2,247 m²としています[1]。この面積を、発電設備の規模を比べる基準にします。
ISSでは、2023年6月までに従来の主アレイを補う巻き取り式の太陽電池アレイiROSAが6枚設置されました[9]。2,247 m²は、追加設備を含む現在の太陽電池面積の総計としては使いません。
  1. [9] NASA, "NASA Spacewalkers Finish Installing Roll-Out Solar Array," 2023. （6枚目のiROSAの設置）
面積には、展開したラジエーターを正面から見た投影面積と、赤外線を放つ放射表面積の2通りがあります。表裏をすべて放射に使えれば、放射表面積は投影面積の2倍です。設備の大きさは投影面積で比べ、放熱量は実際に放射へ使える表面積から求めます。
ISSの米国側には、主熱排出系HRSのラジエーター6基と電源系用ラジエーター4基があります。NASAの寸法・能力から合計すると、投影面積は約645 m²、公称最大排熱能力は約126 kWです[2]。大規模な設備ですが、太陽光パネルより桁違いに大きいわけではありません。
主熱排出系HRS（Heat Rejection Subsystem）は、23.3 m × 3.4 mのラジエーター6基で最大70 kWを排熱する設計です。投影面積は合計約475 m²になります。各基は8枚のパネルをまとめた、軌道上で交換できる単位ORU（Orbital Replacement Unit）です[2]。

電源系用のPVR（Photovoltaic Radiator）は、電力変換器や蓄電池などを冷やします。1基の寸法は3.12 m × 13.6 m、最大排熱能力は14 kWです。4基をHRSに加えると、投影面積は約645 m²、公称最大能力は約126 kWになります[2]。NASAの2025年の資料にある放射表面積約1,300 m²は、この投影面積のほぼ両面分に相当します[10]。
  1. [2] NASA, "Active Thermal Control System (ATCS) Overview," 2006.
  2. [10] NASA, "Modular Assembled Radiators for NEP VehicLes (MARVL)," 2025.
打ち上げる質量も小さくありません。NASAの公称値から、ラジエーターの組立品は合計約9.7 t[2]、従来の主太陽電池アレイ8枚は少なくとも約8.7 tと見積もれます[3]。主要な展開部だけでも、ともにトン単位で、さらにポンプや配管、支持構造などが必要です。
NASAの公称値を合計すると、HRS6基とPVR4基のラジエーターの組立品だけで約9.7 tです。ポンプ・タンク・回転継手・熱交換器・外部配管などは含まれません[2]。

NASAのSTS-119プレスキットでは、従来の主太陽電池アレイを構成するSolar Array Wing（SAW）1枚の質量を2,400 lb（約1.09 t）超としています[3]。8枚では少なくとも約8.7 t、面積2,247 m²で割ると少なくとも約3.9 kg/m²です。支持トラス・回転機構・電力変換設備や、追加されたiROSAを含めれば、発電設備全体の質量はさらに大きくなります。
  1. [2] NASA, "Active Thermal Control System (ATCS) Overview," 2006.
  2. [3] NASA, "STS-119 Press Kit," 2009.
国際宇宙ステーションの写真。左右に広がる茶色い太陽光パネルをオレンジ色の矢印で示し、中央から下へ展開する白い主ラジエーター6基を青色で囲んでいます。
図1：ISSの太陽光パネルと主ラジエーター オレンジ色の矢印は太陽光パネル、青色の囲みはHRSのラジエーター6基を示します。投影面積約645 m²には、青色の囲みの外にある電源系用ラジエーター4基も含みます。写真はThomas Pesquet / ESA撮影のNASA公開画像に注釈を加えたものです。
原写真は2021年11月8日撮影のNASA ID「jsc2021e064215_alt」です[11]。NASAのメディア利用ガイドラインに基づき、情報提供目的で使用しています[12]。
  1. [11] Thomas Pesquet, "jsc2021e064215\_alt: International Space Station," NASA Image and Video Library, 2021. （図1の原写真）
  2. [12] NASA, "NASA Images and Media Usage Guidelines," 2026. （NASA画像の利用条件）

2. 真空中の熱放射と温度

熱は、物質の内部を伝わる熱伝導、流体が熱を運ぶ対流、電磁波として伝わる熱放射で移動します。真空中では外気への対流を使えませんが、設備内の冷却材や配管で熱を運べます。ラジエーターは、運ばれてきた熱を赤外線として宇宙へ放射します[4]。
表面温度が一様なとき、放射する電力\(P_\mathrm{emit}\)は、ステファン＝ボルツマンの法則で求められます。 \[ P_\mathrm{emit}=\varepsilon\sigma A_\mathrm{emit}T^4 \] \(A_\mathrm{emit}\)は放射表面積、\(\varepsilon\)は赤外線の放射しやすさを表す放射率です。\(T\)は摂氏温度に273.15を足した絶対温度で、単位はK、定数\(\sigma\)は約\(5.67\times10^{-8}\ \mathrm{W/(m^2\,K^4)}\)です。同じ表面積・放射率なら、放射する電力は絶対温度の4乗に比例します。
周囲から放射を吸収する分は、冷却能力から差し引きます。正味の放熱量は「放射で出ていく電力−外部から吸収する電力」です。太陽や地球を避け、深宇宙だけに向けた面は入熱が小さく、放射した電力のほぼ全量を冷却に使えます。
周囲を温度\(T_\mathrm{sink}\)の一様な放射環境として扱うと、正味放熱量は \[ P=\varepsilon\sigma A_\mathrm{emit}\left(T^4-T_\mathrm{sink}^4\right) \] です。ラジエーターが0～100 ℃程度であれば、低温の深宇宙から受ける放射の項は無視できます。低軌道では太陽・地球・周囲の構造物からの放射も加わるため、§6ではそれらの吸収を環境入熱として扱います。
宇宙に置いた物体の温度も、吸収と放射の釣り合いで決まります。例えば、地球と同じ太陽距離で、太陽光をすべて吸収する平面状の物体を太陽に正対させます。太陽光以外の入熱を無視し、赤外放射率を1、表裏を同じ温度とすると、約58 ℃で釣り合います。内部に発熱源がなくても、太陽光を受ければ温まるのです。
太陽から地球と同じ距離で、太陽光以外の入熱を無視します。NASAが示す太陽放射照度\(S=1361.6\ \mathrm{W/m^2}\)は、太陽に正対する1 m²に届く電力です。2019年の太陽活動極小期の観測に基づいています[6]。

内部で発熱しない物体では、太陽光の吸収率を\(\alpha\)、太陽から見た投影面積を\(A_\mathrm{sun}\)とすると、熱収支は \[ \alpha S A_\mathrm{sun}=\varepsilon\sigma A_\mathrm{emit}T^4 \] です。太陽光をすべて吸収し、赤外放射率が1の平面状の物体を太陽に正対させ、表裏が同じ温度と仮定します。受光面1 m²に対して放射面は2 m²なので、\(1361.6=2\sigma T^4\)から約58 ℃で釣り合います。

半径\(r\)の球なら、受光面の投影面積は\(\pi r^2\)、放射表面積は\(4\pi r^2\)です。表面温度が一様と仮定すると、同じ条件で次の違いが生じます。
物体太陽光の吸収率受光面積 : 放射表面積釣り合う温度
太陽に正対し、表裏から放射する平面状の物体11 : 2約58 ℃
球11 : 4約5 ℃
太陽光の30%を反射する球0.701 : 4約−18.5 ℃
形状と反射率だけで、温度に70 ℃以上の差が生じます。最後の球は地球の放射収支にも使われる近似ですが、求めているのは宇宙へ放射する面の等価的な温度で、地表温度ではありません。
  1. [6] NASA Goddard Space Flight Center, "Solar Irradiance Science," NASA Earth Sciences Division, 2026.

3. 太陽光パネルと計算機の熱収支

太陽光パネルが吸収したエネルギーの一部は、電力として計算機へ運ばれ、ほぼすべて熱になります。1 MWを送れば、計算機側で約1 MWの排熱が必要です。残りのエネルギーは、太陽光パネル自身から熱として放射されます。
温度が一定の太陽光パネルでは、吸収したエネルギーが、外部へ取り出す電力と、パネル自身から放射する熱に分かれます。電力を取り出さずに日射を受け続けると、その分も放射する必要があり、より高温で釣り合います。NASA向けの熱解析でも、発電時と電力を取り出さないときの違いが説明されています[13]。パネルにも放熱設計が必要で、過度の温度上昇は発電性能や寿命を損ないます[5]。

計算機では、同じ電力を使うなら、有用な計算をしても抵抗器で熱に変えても発熱量は変わりません。計算を止めてパネルから電力を取り出さなければ、計算機側の発熱が減り、パネル側の放熱が増えます。吸収した太陽光のエネルギーは、最終的に設備のどこかから宇宙へ放射されます。
  1. [13] Rockwell International, "Space Construction Systems Analysis Study, Task 3: Construction System Shuttle Integration," 1979.
  2. [5] NASA, "State-of-the-Art Small Spacecraft Technology: Power," State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, 2026.
計算を止めて電力を取り出さなければ、計算機側の発熱が減り、太陽光パネル側の放熱が増えます。発電や計算を経由しても、吸収したエネルギーは最終的に設備のどこかから宇宙へ放射されます。
ここからは、計算機・電源変換器・通信機器・ポンプなどへ供給する連続電力の合計を1 MWとし、計算機側のラジエーターで同量の熱を捨てると仮定します。計算機だけで1 MWを使うなら、補助設備の電力と発熱を足します。日陰に備える蓄電の損失は、§4で別に扱います。

4. 1 MWの連続負荷に必要な太陽光パネル

NASAの2026年版レビューでは、複数の半導体層で広い波長帯を利用する宇宙用の多接合太陽電池は、公称効率がおおむね30%、高いもので34%です[5]。ここではパネル全面が効率30%のセルとして働き、常に太陽へ正対すると仮定します。NASAの太陽放射照度1,361.6 W/m²[6]に30%を掛けると、出力は1 m²あたり約408 Wです。
常時日照で1 MWを得るのに必要な面積\(A_\mathrm{PV}\)は、 \[ A_\mathrm{PV} =\frac{1{,}000{,}000\ \mathrm{W}}{0.30\times1361.6\ \mathrm{W/m^2}} \simeq2{,}450\ \mathrm{m^2} \] となります。これはセルの隙間、配線の損失、温度や経年劣化の影響を省いた面積です。
地球の影に入る軌道では、日照中に負荷を動かしながら、日陰で使う電力も蓄えます。1周90分のうち55分が日照、35分が日陰で、蓄電の往復効率を90%とする例を考えます。充電したエネルギーの90%を取り出せるので、日照中の必要発電電力は \[ P_\mathrm{sun} =1\ \mathrm{MW}\times\left(1+\frac{35}{0.90\times55}\right) \simeq1.71\ \mathrm{MW} \] です。パネル面積も約1.71倍の約4,180 m²になります。
この例では、蓄電損失による軌道平均約43 kWの発熱も生じます。§6の1 MWの排熱にこれを加えると、同じ温度・環境条件で必要な面積は平均発熱量に比例して約4.3%増えます。
日陰で必要なエネルギーは\(1\ \mathrm{MW}\times35/60\ \mathrm{h}\simeq0.583\ \mathrm{MWh}\)です。その供給に必要な充電エネルギーは\(0.583/0.90\simeq0.648\ \mathrm{MWh}\)なので、差の約0.065 MWhが1周で失われます。90分で平均すると、損失電力は \[ P_\mathrm{loss} =1\ \mathrm{MW}\times\frac{35}{90}\left(\frac{1}{0.90}-1\right) \simeq0.043\ \mathrm{MW} \] になります。実際の設計では、充放電に伴う発熱の時間変化も考慮します。
発電設備は、この試算で約2,450～4,180 m²です。日陰の長さは軌道によって変わり[4]、実機では損失や劣化への余裕も必要なので、この範囲が面積の上下限を表すわけではありません。

5. 冷却材と放射面の温度差

冷却材は計算機の熱を受け取り、ラジエーターで冷やされて戻ります。冷却材から放射面へ熱を移すには温度差が必要です。例えばISSの設計検討では、冷却材の平均温度は約2.4 ℃、平均パネル表面温度は約0.8 ℃です[7]。
NASAの1996年の設計検討資料では、基準ケースのラジエーター入口温度は283.3 K（約10.2 ℃）、出口温度は267.7 K（約−5.5 ℃）です。その単純平均が275.5 K（約2.4 ℃）で、平均パネル表面温度は273.9 K（約0.8 ℃）とされています。この条件でラジエーター1基が約11.68 kW、6基で約70 kWを排熱します[7]。

2006年の概要資料にある−40 ℃は、姿勢制御で目標にするラジエーター出口温度です。約2.8 ℃は、冷たい出口流と暖かいバイパス流を混ぜて熱交換器へ送る供給温度です。いずれも、パネル表面全体の温度を表す値ではありません[2]。
  1. [7] Anthony J. Hanford, Michael K. Ewert, "Advanced Active Thermal Control Systems Architecture Study," 1996.
  2. [2] NASA, "Active Thermal Control System (ATCS) Overview," 2006.
データセンターには、45 ℃の冷却材を受け入れられるラックもあります[8]。ただし、ラックへ入る冷却材の温度を、そのまま放射面の温度としては使えません。熱を受け取った後の温度や、放射面へ届くまでの温度低下も関係するためです。
NVIDIAの2026年3月の資料では、Vera Rubin世代のMGXラックは45 ℃の入口冷却材に対応しています[8]。45 ℃はラックへ入る冷却材の仕様で、ラジエーターの表面温度にはそのまま使えません。§6の40 ℃・60 ℃は、温度の影響を比べるための仮定です。
  1. [8] Rohil Bhargava, Taylor Allison, Harry Petty, "NVIDIA Vera Rubin POD: Seven Chips, Five Rack-Scale Systems, One AI Supercomputer," NVIDIA Technical Blog, 2026.
§6では高温で放熱する効果を見るため、放射面を40 ℃と60 ℃に仮定します。どちらも、その温度の放射面へ熱を供給できる冷却系が必要です。60 ℃で放射するには、それより高温の冷却材を使います。

6. 1 MWの排熱に必要なラジエーター面積

6.1. 温度と外部からの入熱

赤外放射率を0.90とすると、§2の式から、放射面1 m²は40 ℃で約491 W、60 ℃で約629 Wを放射します。20 ℃高くするだけで、放射する電力は約28%増えます。
ここから太陽・地球・周囲の構造物から吸収する電力を差し引きます。入熱を減らすには、太陽光を反射しやすく、熱赤外線を放射しやすい表面が適しています。それでも太陽光の吸収率が0.15なら、太陽に正対した面は約204 W/m²を吸収します。40 ℃での放射電力と比べても無視できず、放射面に日光が当たりにくい向きにし、地球や高温の構造物からの入熱も減らす必要があります。
宇宙用の白色熱制御塗料AZ-93の公称値は、太陽光吸収率0.15、赤外放射率0.91です[14]。太陽光と熱赤外線では主な波長帯が違うため、この2つの性質を両立できます。太陽に正対した面が吸収する電力は、\(0.15\times1361.6\simeq204\ \mathrm{W/m^2}\)です。

NASA Ames研究センターの設計標準では、地球周回軌道の直達太陽光を1,322～1,414 W/m²、地球が放つ赤外線の全球年平均を234 ± 7 W/m²としています[15]。ラジエーターへの入熱は、これらに面の向き、地球が占める視野の割合、表面の吸収率を反映して求めます。地球や雲が反射する太陽光も加わります。
  1. [14] AZ Technology, "AZ-93 White Thermal Control, Inorganic Paint / Coating," 2026.
  2. [15] NASA Ames Research Center, "Space Flight System Design and Environmental Test," 2018.

6.2. 面積の試算

表裏を同じ条件で使う両面ラジエーターを考えます。支持材などの分を除き、各面の80%を放射に使うと仮定します。この有効面積率と、各面の環境入熱約148 W/m²は、ISSの設計検討を参考にした値です[7]。入熱は支持材なども含む片面の面積あたりで表し、40 ℃・60 ℃の両方に同じ値を使います。
NASAの設計検討資料にあるHRS1基の放射表面積129.8 m²は、外形寸法から求めた表裏面積約158 m²の約82%です。有効面積率80%は、その値を丸めた仮定です[7]。

同資料では、周囲からの放射を一様な温度の環境に置き換える等価シンク温度を245.4 K（約−27.8 ℃）としています。有効面積率0.80、放射率0.90を使うと、片面の面積あたりの環境入熱は \[ q_\mathrm{env}=0.80\times0.90\times\sigma\times(245.4\ \mathrm{K})^4 \simeq148\ \mathrm{W/m^2} \] です。特定のデータセンターの軌道や配置から求めた値ではなく、温度による違いを比べるための共通条件として使います。
  1. [7] Anthony J. Hanford, Michael K. Ewert, "Advanced Active Thermal Control Systems Architecture Study," 1996.
放射面には温度むらがあるので、同じ電力を放射する一様な温度（放射有効温度）で計算します。40 ℃なら、片面の放射電力約491 W/m²の80%から入熱を引き、表裏を足します。 \[ 2\times(0.80\times491-148)\simeq489\ \mathrm{W/m^2} \] 1 MWをこの正味放熱量で割ると、必要な投影面積は約2,040 m²です。60 ℃でも同じ計算をすると、約1,410 m²になります。
放射有効温度を\(T_\mathrm{eff}\)とします。赤外放射率が面内で一定なら、実際に放射する面積\(A_\mathrm{active}\)と各位置の温度\(T(\mathbf{x})\)から \[ T_\mathrm{eff}^4 =\frac{1}{A_\mathrm{active}}\int_{A_\mathrm{active}}T(\mathbf{x})^4\,\mathrm{d}A \] と定義できます。温度はKで扱います。温度の4乗を平均するので、単純な平均表面温度とは一致しません。

両面の温度・有効面積率・環境入熱が同じとき、有効面積率を\(f_A\)とすると、投影面積1 m²あたりの正味放熱量は \[ q_\mathrm{net}=2\left(f_A\varepsilon\sigma T_\mathrm{eff}^4-q_\mathrm{env}\right) \] です。括弧の中が片面分で、放射だけに有効面積率を掛けるのは、\(q_\mathrm{env}\)を支持材なども含む片面の面積あたりで定義したためです。排熱する電力\(P\)を\(q_\mathrm{net}\)で割れば、必要な投影面積が求まります。
入熱の有無も含めて比べると、次のようになります。放射率0.90、有効面積率80%は共通です。
放射有効温度環境入熱
（各面）		投影面積あたりの
正味放熱量		1 MWに必要な
投影面積
40 ℃なし約785 W/m²約1,270 m²
40 ℃約148 W/m²約489 W/m²約2,040 m²
60 ℃約148 W/m²約710 W/m²約1,410 m²
40 ℃では、環境入熱を加えると必要面積が約1.6倍になります。同じ入熱でも、60 ℃に上げれば面積は約3割減ります。また、使える面の条件が同じなら、片面だけで放射する場合の面積は両面の2倍です。40 ℃・入熱約148 W/m²の例では約4,090 m²になります。実機で表裏の条件が違えば、各面の放熱量を求めて足し合わせます。温度、入熱、使える面の数が、設備の大きさを左右します。
比較として、ISSのHRSの公称能力70 kWを投影面積約475 m²で割ると約147 W/m²です。1 MWに比例換算すれば約6,790 m²になり、低温で動くISSの条件では、40～60 ℃の試算より大きな面積が必要です。
NASAの1996年の設計検討資料（§3.1.4、冊子57頁）では、平均パネル表面温度\(T_\mathrm{panel}=273.9\ \mathrm{K}\)、フィン効率\(\eta_\mathrm{fin}=0.88\)、等価シンク温度\(T_\mathrm{sink}=245.4\ \mathrm{K}\)を使っています。フィン効率は、放熱用のフィンへ熱を伝える際の温度低下の影響を表す係数です。資料の基準ケースは、次の計算で約11.67 kWとなり、資料にあるラジエーター1基（ORU）あたり約11.68 kWをほぼ再現できます[7]。 \[ P_\mathrm{ORU} =129.8\ \mathrm{m^2}\times0.90\sigma\eta_\mathrm{fin} \left(T_\mathrm{panel}^4-T_\mathrm{sink}^4\right) \simeq11.67\ \mathrm{kW} \] §6.2で用いた両面の正味放熱量に換算するため、フィン効率を折り込んだ計算上の等価温度\(T_\mathrm{eq}\)を \[ T_\mathrm{eq} =\left[T_\mathrm{sink}^4+\eta_\mathrm{fin} \left(T_\mathrm{panel}^4-T_\mathrm{sink}^4\right)\right]^{1/4} \simeq270.9\ \mathrm{K}\quad(-2.2\ ^\circ\mathrm{C}) \] と置きます。これは資料の平均表面温度約0.8 ℃とも、実際の温度分布から定義する放射有効温度とも区別する、モデル内の換算値です。冷却材の平均温度275.5 Kを\(T_\mathrm{panel}\)の代わりに代入すると、冷却材とパネルの温度差を省いてしまいます。

この等価温度と有効面積率80%を使うと、両面の正味放熱量は約144 W/m²、1 MWに必要な投影面積は約6,950 m²です。公称能力からの比例換算値約6,790 m²との差は約2%で、有効面積率を約82%から80%へ丸めた影響が主な理由です。

冷却材の平均温度2.4 ℃をそのまま放射面の温度とし、有効面積の減少・表面までの温度低下・フィン効率・環境入熱をすべて省くと、両面で約588 W/m²になります。公称値約147 W/m²はその約25%です。流体の温度と理想的な放射の式だけでは、実機の面積を大幅に小さく見積もってしまいます。
  1. [7] Anthony J. Hanford, Michael K. Ewert, "Advanced Active Thermal Control Systems Architecture Study," 1996.

7. 結論

1 MWの連続負荷に対し、太陽光パネルは約2,450 m²、日陰に備える例では約4,180 m²になりました。両面ラジエーターは、放射有効温度40～60 ℃、有効面積率80%、各面の環境入熱約148 W/m²で約1,400～2,050 m²です。この条件では放熱設備も発電設備も数千m²で、ラジエーターだけが桁違いに大きくなるわけではありません。
面積を抑えるには、放射面を高温に保ち、外部からの入熱を減らす設計が必要です。実機では軌道や姿勢、表面の劣化、故障時の余裕も考慮します。今回の試算に含めていない冷却系の質量、展開・保守の方法、微小隕石やスペースデブリへの耐性も、長期間の運用に向けた課題です。

参考文献

  1. [1] NASA, "International Space Station," NASA Reference, 2025. （ISSの太陽電池アレイ面積）
  2. [2] NASA, "Active Thermal Control System (ATCS) Overview," 2006. （ISSのラジエーターの寸法・能力）
  3. [3] NASA, "STS-119 Press Kit," 2009. （従来型太陽電池アレイの質量）
  4. [4] Steven L. Rickman, "Introduction to On-Orbit Thermal Environments," NASA Thermal and Fluids Analysis Workshop, 2014. （熱放射、軌道上の熱環境）
  5. [5] NASA, "State-of-the-Art Small Spacecraft Technology: Power," State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, 2026. （宇宙用太陽電池の変換効率）
  6. [6] NASA Goddard Space Flight Center, "Solar Irradiance Science," NASA Earth Sciences Division, 2026. （太陽放射照度）
  7. [7] Anthony J. Hanford, Michael K. Ewert, "Advanced Active Thermal Control Systems Architecture Study," 1996. （ISSの設計条件）
  8. [8] Rohil Bhargava, Taylor Allison, Harry Petty, "NVIDIA Vera Rubin POD: Seven Chips, Five Rack-Scale Systems, One AI Supercomputer," NVIDIA Technical Blog, 2026. （ラックの入口冷却材温度）

最終更新日: 2026年10月26日