多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム
【課題】空中発射ロケットを目標地点に誘導することを目的とする。
【解決手段】予測演算部２２０は航法装置からロケットの現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを入力する。予測演算部２２０は現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと現在時刻と現段燃焼終了時刻と、現段推力加速度プロファイルとに基づいて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと現段燃焼終了時刻と最終段燃焼終了時刻と最終段推力加速度プロファイルとに基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。誘導演算部２３０は最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と軌道の目標値とを比較し、軌道の予測値と軌道の目標値との差に基づいて新たな推力方向の角度を算出してロケット制御装置に出力する。
【解決手段】予測演算部２２０は航法装置からロケットの現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを入力する。予測演算部２２０は現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと現在時刻と現段燃焼終了時刻と、現段推力加速度プロファイルとに基づいて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと現段燃焼終了時刻と最終段燃焼終了時刻と最終段推力加速度プロファイルとに基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。誘導演算部２３０は最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と軌道の目標値とを比較し、軌道の予測値と軌道の目標値との差に基づいて新たな推力方向の角度を算出してロケット制御装置に出力する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、小型衛星の打上げ需要の高まりに伴って空中発射システムが注目されている。
空中発射システムは、飛行体（飛行機など）に搭載したロケットを空中で発射するシステムであり、ロケットを地上から発射する地上発射システムに比べて発射地点の自由度が高い。
【０００３】
地上発射システムでは、安全上の理由で飛行経路に制約をあたえるための中間の目標地点を設けることがある。ロケットは中間の目標地点を経由して最終的な目標地点に誘導される。
一方、空中発射システムでは、安全な地点からロケットを発射することができるため中間の目標地点を設ける必要が無く、ロケットを発射したときから最終的な目標地点に誘導することができる。
【０００４】
中間の目標地点を必要としない場合、最終的な目標地点への誘導だけを考慮すればよいため、検討すべきパラメータの数が減り、パラメータの検討を行うためのミッション解析期間を短縮することができる。
【０００５】
ロケットの種類には、液体燃料を推進剤として用いる液体ロケット（液体燃料ロケットともいう）と、固体燃料を推進剤として用いる固体ロケット（固体燃料ロケットともいう）とが存在する。
【０００６】
液体ロケットには、液体燃料の燃焼を止めて推力を停止させることができるという長所がある反面、液体燃料の注入に時間がかかるため発射整備作業に長い時間を要するという短所がある。
一方、固体ロケットの場合、固体燃料の装填に液体燃料ほどの時間はかからないため発射整備作業に要する時間を短縮することができる。但し、固体燃料の燃焼を途中で止めることはできない。
【０００７】
上記のように、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）や固体ロケットを使用することにより、ミッション解析期間や発射整備作業に要する時間が短く、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性が得られる。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】松田，朝隈，山本，池田：空中発射ロケットの誘導研究，第５４回宇宙科学技術連合講演会講演集，ＪＳＡＳＳ−２０１０−４３１９，２０１０．
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明は、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットを正確に目標地点に誘導できるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の多段式ロケット誘導装置は、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する。
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備える。
【００１１】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００１２】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する。
【００１３】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００１４】
本発明の多段式ロケット誘導プログラムは、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置を機能させる。
前記多段式ロケット誘導プログラムは、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部として前記多段式ロケット誘導装置を機能させる。
【００１５】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００１６】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する。
【００１７】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００１８】
本発明の多段式ロケット誘導方法は、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置によって実行する。
前記多段式ロケット誘導方法において、
予測演算部が、前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出し、
誘導演算部が、前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する。
【００１９】
本発明の多段式ロケット誘導システムは、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置と、
前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置と、
前記多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置とを備える。
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記ロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備える。
【発明の効果】
【００２０】
本発明によれば、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットを正確に目標地点に誘導することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図。
【図２】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャート。
【図３】実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャート。
【図４】実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）を示すフローチャート。
【図５】実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャート。
【図６】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図７】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図８】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図。
【図９】実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図。
【図１０】実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１１】実施の形態１におけるコースト誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１２】実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１３】実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表。
【図１４】実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（円軌道）を示すグラフ。
【図１５】実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（楕円軌道）を示すグラフ。
【図１６】実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
実施の形態１．
多段式ロケットを目標軌道に誘導するシステムの形態について説明する。
【００２３】
図１は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図である。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成について、図１に基づいて説明する。
【００２４】
多段式ロケット誘導システム１００は、固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導するシステムである。
例えば、多段式ロケット誘導システム１００は多段式ロケットに搭載される。但し、多段式ロケット誘導システム１００の構成の少なくとも一部を多段式ロケットの外部（例えば、地上の施設）に設けても構わない。
【００２５】
多段式ロケット誘導システム１００は、航法装置１１０と、ロケット制御装置１２０と、ロケット誘導装置２００とを備える。
【００２６】
航法装置１１０は、多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）とを航法演算によって計測する装置である。
例えば、航法装置１１０は慣性計測装置（ＩＭＵ）とも呼ばれ、ジャイロと加速度計とを備える。航法装置１１０は、ジャイロによって計測される３軸方向の角速度と加速度計によって計測される３軸方向の加速度（加速度ベクトル）とを積分して３軸方向の速度（速度ベクトル）の変化量と３軸方向の位置（位置ベクトル）の変化量とを算出する。航法装置１１０は、速度ベクトルの変化量を前回の速度ベクトルに加算して現在の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変化量を前回の位置ベクトルに加算して現在の位置ベクトルを算出する。
【００２７】
ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの推力方向（ピッチ姿勢角）を制御する装置である。
例えば、ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの機体やロケットエンジンの噴射向きを制御して多段式ロケットの推力方向を制御する。
【００２８】
ロケット誘導装置２００（多段式ロケット誘導装置の一例）は、多段式ロケットを誘導するための演算を行う装置（コンピュータ）である。
【００２９】
ロケット誘導装置２００は、推力加速度予測部２１０と、予測演算部２２０と、誘導演算部２３０と、誘導装置記憶部２９０とを備える。
【００３０】
推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０によって計測された推力加速度ベクトルに基づいて推力加速度プロファイルを更新する。
推力加速度プロファイルは、ロケットエンジンの各時刻（経過時間）の推力加速度の予測値を示すデータである。例えば、推力加速度プロファイルは、各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻（推力加速度がゼロから上昇する時刻）や各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わる予定時刻（推力加速度がゼロになる時刻）を示す。
【００３１】
予測演算部２２０は、航法装置１１０から多段式ロケットの現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、誘導装置記憶部２９０から各段の推力加速度プロファイルを取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる現段燃焼終了時刻と、現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出する。
予測演算部２２０は、算出した現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる最終段燃焼終了時刻と、最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値（軌道予測値）を積分計算によって算出する。
【００３２】
例えば、予測演算部２２０は、以下のように最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出する。
予測演算部２２０は、現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める次段燃焼開始時刻と、に基づいて次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出する。
予測演算部２２０は、算出した次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、次段燃焼終了時刻と、最終段燃焼終了時刻と、次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００３３】
予測演算部２２０は、ロケット制御装置１２０が多段式ロケットの推力方向の角度を新たな推力方向の角度に変更した後、航法装置１１０から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力する。また、予測演算部２２０は、誘導装置記憶部２９０から新たな現段推力加速度プロファイルを入力する。 予測演算部２２０は、新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルと新たな現在時刻と現段燃焼終了時刻と現段推力加速度プロファイルとを用いて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出し、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を新たに算出する。
【００３４】
例えば、予測演算部２２０は、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値として近地点高度の予測値と遠地点高度の予測値とを算出する。
【００３５】
誘導演算部２３０は、予測演算部２２０によって算出された最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値（軌道予測値）と所定の軌道の目標値（軌道目標値）とを比較する。
誘導演算部２３０は、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値との差に基づいて多段式ロケットの新たな推力方向の角度（ピッチ姿勢角）を算出する。
誘導演算部２３０は、算出した多段式ロケットの新たな推力方向の角度をロケット制御装置１２０に出力する。
【００３６】
例えば、誘導演算部２３０は、近地点高度の予測値と近地点高度の目標値との差と、遠地点高度の予測値と遠地点高度の目標値との差とに基づいて、多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００３７】
誘導装置記憶部２９０は、ロケット誘導装置２００で使用するデータを記憶する。
推力加速度プロファイル、位置ベクトル、速度ベクトル、推力加速度ベクトル、軌道予測値、軌道目標値およびピッチ姿勢角は、誘導装置記憶部２９０に記憶するデータの一例である。
【００３８】
以下、多段式ロケット誘導システム１００が３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を誘導する場合について説明する。
但し、多段式ロケット誘導システム１００が誘導する多段式ロケットは２段式ロケットであっても４段以上の多段式ロケットであっても構わない。
【００３９】
図２は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャートである。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理（多段式ロケット誘導方法、多段式ロケット誘導プログラムの一例）について、図２に基づいて説明する。
【００４０】
以下、３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を単に「ロケット」という。
以下、第ｎ段（ｎ：１以上の整数）のロケットエンジンが固体燃料を燃焼しているときに行うロケットの誘導を「ｎ段誘導」という。
また、前段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わって切り離されてから次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始めるまでのロケットの誘導、特に、２段誘導の終了時から３段誘導の開始時までのロケットの誘導を「コースト誘導」という。
【００４１】
図２に示す３段式ロケット誘導処理では２段誘導以降の処理を説明する。
図示省略する１段誘導（１段誘導の終了時から２段誘導の開始時までのコースト誘導を含む）において、多段式ロケット誘導システム１００は、所定の誘導処理（例えば、従来の誘導処理）によってロケットのヨー姿勢角（方位角）を調整してロケットを目標の軌道面に誘導する。目標の軌道面は、目標の軌道（円または楕円）を含んだ平面である。
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す２段誘導以降の処理によってロケットのピッチ姿勢角を調整してロケットを目標の軌道に誘導する。
【００４２】
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的（例えば、１または２秒毎）に実行する。
つまり、多段式ロケット誘導システム１００は、ロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を周期的に正しい角度に調整する。
【００４３】
Ｓ１１０において、予測演算部２２０は、現在の誘導が２段誘導とコースト誘導と３段誘導とのいずれであるかを判定する。
現在の誘導がいずれの誘導であるかを示すデータはロケットエンジンの切り離し時や固体燃料の燃焼開始時に誘導装置記憶部２９０に記憶されるものとする。
現在の誘導が２段誘導である場合、Ｓ１２０に進む。
現在の誘導がコースト誘導である場合、Ｓ１３０に進む。
現在の誘導が３段誘導である場合、Ｓ１４０に進む。
【００４４】
Ｓ１２０において、予測演算部２２０は、後述する２段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値（例えば、近地点高度や遠地点高度の予測値）を算出する。
Ｓ１２０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４５】
Ｓ１３０において、予測演算部２２０は、後述するコースト誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値を算出する。
Ｓ１３０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４６】
Ｓ１４０において、予測演算部２２０は、後述する３段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値を算出する。
Ｓ１４０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４７】
Ｓ１５０において、誘導演算部２３０は、Ｓ１２０、Ｓ１３０またはＳ１４０で算出された軌道予測値と、誘導装置記憶部２９０に予め記憶する軌道目標値との値差を算出する。例えば、誘導演算部２３０は、各軌道要素の目標値と予測値との差を二乗して合計した二乗和を軌道予測値と軌道目標値との値差として算出する。
Ｓ１５０の後、Ｓ１５１に進む。
【００４８】
Ｓ１５１において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５０で算出した軌道予測値と軌道目標値との値差と、誘導装置記憶部２９０に予め記憶する誘導閾値とを比較する。
軌道予測値と軌道目標値との値差が誘導閾値未満である場合、ロケットは目標の軌道に向けて正しく誘導されているため、今回の周期の３段式ロケット誘導処理を終了する。
軌道予測値と軌道目標値との値差が誘導閾値以上である場合、Ｓ１６０に進む。
【００４９】
Ｓ１６０において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５０で算出した軌道予測値と軌道目標値との値差に基づいてロケットの新たな独立変数を算出する。
独立変数とは、例えばピッチ姿勢角、後述するステアリング係数、最終段燃焼開始時刻である。
【００５０】
例えば、誘導演算部２３０は、以下のようにロケットの新たな独立変数を算出する。
【００５１】
誘導演算部２３０は、以下の関係式（１）を用いて独立変数を更新する更新量を表す更新量ベクトルΔＣを算出する。つまり、誘導演算部２３０は、感度行列Ｊの疑似逆行列に軌道目標値と軌道予測値との値差を表す誤差ベクトルΔｙを乗じて更新量ベクトルΔＣを算出する。感度行列Ｊは、軌道予測値を独立変数で偏微分して得られるヤコビ行列である。
【００５２】
誘導演算部２３０は、関係式（１）を用いて算出した更新量ベクトルΔＣが表す独立変数の更新量を現在の独立変数に加算して新たな独立変数を算出する。
誘導演算部２３０のうちＳ１２０およびＳ１４０は、新たな独立変数のうちステアリング係数を式（２）に設定し、時間変数ｔに現在時刻から現段燃焼終了時刻までの時間および３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの時間を代入して式（２）を計算する。
【００５３】
式（２）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの２次式である。式（２）を「２次タンジェント則」という。
【００５４】
誘導演算部２３０は、式（２）の代わりに式（３）を用いても構わない。
式（３）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの１次式である。式（３）を「リニアタンジェント則」という。
【００５５】
例えば、誘導演算部２３０は、２段誘導時には２次タンジェント則を用い、３段誘導時にはリニアタンジェント則を用いる。
但し、誘導演算部２３０は、２段誘導時および３段誘導時に２次タンジェント則とリニアタンジェント則とのどちらを用いてもよい。
【００５６】
【数１】
【００５７】
Ｓ１６０の後、Ｓ１１０に戻り、軌道目標値と軌道予測値との値差が誘導閾値未満に収束するまでＳ１１０からＳ１６０の処理を繰り返す。
【００５８】
図２に示した３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的に繰り返すことにより、ロケットを目標の軌道に誘導することができる。
【００５９】
図３は、実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）について、図３に基づいて説明する。
【００６０】
Ｓ１２１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって２段推力加速度プロファイルを更新する。
【００６１】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、２段の固体燃料の燃焼が終了する２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして所定の予測演算関数を演算し、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６２】
予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、現在時刻から２段燃焼終了時刻まで推力加速度の積分計算を行い、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの速度ベクトルと位置ベクトルとの変位量を算出する。さらに、予測演算部２２０は、速度ベクトルの変位量を現在の速度ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変位量を現在の位置ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の位置ベクトルを算出する。
Ｓ１２１の後、Ｓ１２２に進む。
【００６３】
Ｓ１２２において、２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの間はいずれのロケットエンジンも稼働していないため、各時刻の推力加速度はゼロである。
予測演算部２２０は、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと、２段燃焼終了時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼開始時刻と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
Ｓ１２２の後、Ｓ１２３に進む。
【００６４】
Ｓ１２３において、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと、３段燃焼開始時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６５】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する。
軌道要素および軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１２３により、２段誘導演算処理（Ｓ１２０）は終了する。
【００６６】
図４は、実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）を示すフローチャートである。
実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）について、図４に基づいて説明する。
【００６７】
Ｓ１３１において、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。現在時刻から３段燃焼開始時刻までの間はいずれのロケットエンジンも稼働していないため、各時刻の推力加速度はゼロである。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼開始時刻と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
Ｓ１３１の後、Ｓ１３２に進む。
【００６８】
Ｓ１３２において、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと、３段燃焼開始時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６９】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素予測値を算出する。
軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１３２により、コースト誘導演算処理（Ｓ１３０）は終了する。
【００７０】
図５は、実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）について、図５に基づいて説明する。
【００７１】
Ｓ１４１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって３段推力加速度プロファイルを更新する。
【００７２】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００７３】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素予測値を算出する。
軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１４１により、３段誘導演算処理（Ｓ１４０）は終了する。
【００７４】
図６、図７は、実施の形態１における軌道要素の説明図である。
実施の形態１における軌道要素について、図６、図７に基づいて説明する。
【００７５】
軌道要素は、軌道の大きさを表す項目である。
軌道要素として、近地点高度、遠地点高度、軌道長半径、軌道傾斜角、近地点引数、真近点離角、などが挙げられる。これらの軌道要素について以下に説明する。
ロケット誘導装置２００は例えば１つまたは複数の軌道要素を用いる。
【００７６】
目標軌道は、地球の重心を焦点とする楕円軌道（または円軌道）である。目標軌道内でのロケットの進行方向を矢印で記す。
近地点は目標軌道内で地球重心から最も近い点であり、地球重心から近地点までの距離を近地点半径という。「近地点高度ｒｐ」は近地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
遠地点は目標軌道内で地球重心から最も遠い点であり、地球重心から遠地点までの距離を遠地点半径という。「遠地点高度ｒａ」は遠地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
【００７７】
「軌道長半径ａ」は目標軌道の中心ｏから遠地点までの距離である。
「軌道傾斜角ｉ」は目標軌道と地球の赤道面とが成す角度である。
【００７８】
昇交点は目標軌道と地球の赤道面とが交わる点（地球の南半球から北半球への通過点）である。
「近地点引数ω」は昇交点から近地点までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００７９】
「真近点離角ｆ」は近地点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００８０】
また、目標軌道の中心ｏから地球重心までの距離ａｅの軌道長半径ａに対する比率を離心率ｅといい、昇交点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）を緯度引数ｌという。
【００８１】
以下に、位置ベクトルｒと速度ベクトルｖとに基づいて各軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する算出式を以下に示す。
【００８２】
【数２】
【００８３】
【数３】
【００８４】
図８は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図である。
図８に示すように、例えば、地球中心（または地球重心）を座標系の「原点ｏ」とし、原点ｏからグリニッジ子午線と赤道との交点を通る方向を「Ｘ軸方向」とし、北極方向（北方向）を「Ｚ軸方向」とし、Ｚ軸とＸ軸とに直交し右手系を成す方向を「Ｙ軸方向」とする。
【００８５】
図９は、実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図である。
図９に示すように、ロケットのピッチ角θは接線方向と角運動量方向とを含んだ平面に対して推力方向が成す角度である。ロケットのピッチ姿勢角θが表す方向は、ロケットの推力方向とみなすことができる。
接線方向は「（位置ベクトル×速度ベクトル）×位置ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される方向である。
軌道半径方向は位置ベクトルの向きに相当する方向である。
角運動量方向は接線方向と軌道半径方向とに対して垂直な方向であり、「位置ベクトル×速度ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される。
【００８６】
次に、図２から図４で説明した多段式ロケットの誘導アルゴリズムをシミュレーションした結果について説明する。
【００８７】
図１０は、実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１１は、実施の形態１におけるコースト誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１２は、実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１３は、実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表である。
図１４は、実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（円軌道）を示すグラフである。
図１５は、実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（楕円軌道）を示すグラフである。
【００８８】
図１０から図１２においてシミュレーションで使用したパラメータを「○」で記す。
図１０から図１５に示す各記号の意味は以下の通りである。
「Ａ」は実施の形態１における誘導アルゴリズム（中間目標値を設定せずに全段を統合したロジック）を意味する。
「Ｂ」は従来の誘導アルゴリズム（各段毎に中間目標値を設定するロジック）を意味する。
「Ｑ」は２次タンジェント則を意味する。
「Ｌ」はリニアタンジェント則を意味する。
「ＣＸ」はステアリング係数を意味する。
「θ」は３段燃焼中のロケットのピッチ姿勢角を示す。
「Ｔ」は図１０においては２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの時間を示し、図１１においては現在時刻から３段燃焼開始時刻までの時間を示す。
「ｒｐ」は近地点高度を示す。
「ｒａ」は遠地点高度を示す。
「ｆ」は真近点離角を示す。
【００８９】
図１０において、Ａの従属変数（ｒｐ，ｒａ，ｆ）は３段燃焼終了時刻の値であり、Ｂの従属変数は２段燃焼終了時刻の値である。また、真近点離角ｆは楕円軌道のシミュレーションでは含め、円軌道のシミュレーションでは含めない。
図１１において、近地点高度ｒｐと遠地点高度ｒａとは３段燃焼終了時刻の値であり、真近点離角ｆは３段燃焼開始時刻の値である。
図１２において、従属変数（ｒｐ，ｒａ）は３段燃焼終了時刻の値である。
【００９０】
図１３に示す６パターンのシミュレーション結果のＲＳＳ（Ｒｏｏｔ Ｓｕｍｍｅｄ Ｓｑｕａｒｅ）値を図１４、１５に示す。
図１４は、目標の円軌道（５００×５００キロメートル）に対する近地点高度、遠地点高度および軌道長半径の誤差（単位：キロメートル）を示している。
図１５は、目標の円軌道（５００×２５０キロメートル）に対する近地点高度、遠地点高度および軌道長半径の誤差（単位：キロメートル）を示している。
【００９１】
図１４、図１５に示すように、実施の形態１における誘導アルゴリズム「Ａ」と２次タンジェント則「２次」との組み合わせが最も誤差が小さく、ロケットを正確に目標軌道に誘導することができる。
実施の形態１における誘導アルゴリズム「Ａ」とリニアタンジェント則「リニア」との組み合わせで誤差が大きいケースがあるが、これは、この組み合せでは、誘導アルゴリズム「Ａ」と２次タンジェント則「２次」との組み合わせに比べてロバスト性が落ちるため、精度が悪くなったケースがあったためである。
【００９２】
図１６は、実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図である。
図１６において、ロケット誘導装置２００は、ＣＰＵ９１１（Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）を備えている。ＣＰＵ９１１は、バス９１２を介してＲＯＭ９１３、ＲＡＭ９１４、通信ボード９１５と接続され、これらのハードウェアデバイスを制御する。通信ボード９１５は、有線または無線でネットワークに接続している。
【００９３】
ＲＯＭまたはＲＡＭには、ＯＳ（オペレーティングシステム）、プログラム群、ファイル群が記憶されている。
【００９４】
プログラム群には、実施の形態において「〜部」として説明する機能を実行するプログラムが含まれる。プログラム（例えば、多段式ロケット誘導プログラム）は、ＣＰＵ９１１により読み出され実行される。すなわち、プログラムは、「〜部」としてコンピュータを機能させるものであり、また「〜部」の手順や方法をコンピュータに実行させるものである。
【００９５】
ファイル群には、実施の形態において説明する「〜部」で使用される各種データ（入力、出力、判定結果、計算結果、処理結果など）が含まれる。
【００９６】
実施の形態において構成図およびフローチャートに含まれている矢印は主としてデータや信号の入出力を示す。
フローチャートなどに基づいて説明する実施の形態の処理はＣＰＵ９１１やその他のハードウェアを用いて実行される。
【００９７】
実施の形態において「〜部」として説明するものは「〜回路」、「〜装置」、「〜機器」であってもよく、また「〜ステップ」、「〜手順」、「〜処理」であってもよい。すなわち、「〜部」として説明するものは、ファームウェア、ソフトウェア、ハードウェアまたはこれらの組み合わせのいずれで実装されても構わない。
【００９８】
実施の形態１において、多段式ロケットを目標軌道に誘導するシステムについて説明した。
実施の形態１により、固体燃料を用いる多段式ロケットを中間の目標地点を経由せずに高い精度で目標軌道に誘導することができる。また、固体燃料を用いることにより発射整備作業の時間を短縮し、中間の目標地点を設定しないことによりミッション解析期間を短縮することができる。
つまり、実施の形態１により、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性を有した上で、多段式ロケットを目標軌道に高い精度で誘導することができる。
【００９９】
実施の形態１では３段式ロケットを例に挙げて説明したが、２段式ロケットまたは４段以上の多段式ロケットを誘導しても構わない。誘導方法は３段式ロケットと同様である。
実施の形態１では２段誘導以降でロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を調整するアルゴリズムを例に挙げて説明したが、１段誘導時や１段誘導の終了時から２段誘導の開始時までのコースト誘導時においてもロケットのピッチ姿勢角を調整しても構わない。調整方法は２段誘導時や２段誘導の終了時から３段誘導の開始時までのコースト誘導時と同様である。
【符号の説明】
【０１００】
１００ 多段式ロケット誘導システム、１１０ 航法装置、１２０ ロケット制御装置、２００ ロケット誘導装置、２１０ 推力加速度予測部、２２０ 予測演算部、２３０ 誘導演算部、２９０ 誘導装置記憶部、９１１ ＣＰＵ、９１２ バス、９１３ ＲＯＭ、９１４ ＲＡＭ、９１５ 通信ボード。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、小型衛星の打上げ需要の高まりに伴って空中発射システムが注目されている。
空中発射システムは、飛行体（飛行機など）に搭載したロケットを空中で発射するシステムであり、ロケットを地上から発射する地上発射システムに比べて発射地点の自由度が高い。
【０００３】
地上発射システムでは、安全上の理由で飛行経路に制約をあたえるための中間の目標地点を設けることがある。ロケットは中間の目標地点を経由して最終的な目標地点に誘導される。
一方、空中発射システムでは、安全な地点からロケットを発射することができるため中間の目標地点を設ける必要が無く、ロケットを発射したときから最終的な目標地点に誘導することができる。
【０００４】
中間の目標地点を必要としない場合、最終的な目標地点への誘導だけを考慮すればよいため、検討すべきパラメータの数が減り、パラメータの検討を行うためのミッション解析期間を短縮することができる。
【０００５】
ロケットの種類には、液体燃料を推進剤として用いる液体ロケット（液体燃料ロケットともいう）と、固体燃料を推進剤として用いる固体ロケット（固体燃料ロケットともいう）とが存在する。
【０００６】
液体ロケットには、液体燃料の燃焼を止めて推力を停止させることができるという長所がある反面、液体燃料の注入に時間がかかるため発射整備作業に長い時間を要するという短所がある。
一方、固体ロケットの場合、固体燃料の装填に液体燃料ほどの時間はかからないため発射整備作業に要する時間を短縮することができる。但し、固体燃料の燃焼を途中で止めることはできない。
【０００７】
上記のように、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）や固体ロケットを使用することにより、ミッション解析期間や発射整備作業に要する時間が短く、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性が得られる。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】松田，朝隈，山本，池田：空中発射ロケットの誘導研究，第５４回宇宙科学技術連合講演会講演集，ＪＳＡＳＳ−２０１０−４３１９，２０１０．
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明は、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットを正確に目標地点に誘導できるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の多段式ロケット誘導装置は、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する。
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備える。
【００１１】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００１２】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する。
【００１３】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００１４】
本発明の多段式ロケット誘導プログラムは、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置を機能させる。
前記多段式ロケット誘導プログラムは、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部として前記多段式ロケット誘導装置を機能させる。
【００１５】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００１６】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する。
【００１７】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００１８】
本発明の多段式ロケット誘導方法は、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置によって実行する。
前記多段式ロケット誘導方法において、
予測演算部が、前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出し、
誘導演算部が、前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する。
【００１９】
本発明の多段式ロケット誘導システムは、
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置と、
前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置と、
前記多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置とを備える。
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記ロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備える。
【発明の効果】
【００２０】
本発明によれば、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットを正確に目標地点に誘導することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図。
【図２】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャート。
【図３】実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャート。
【図４】実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）を示すフローチャート。
【図５】実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャート。
【図６】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図７】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図８】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図。
【図９】実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図。
【図１０】実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１１】実施の形態１におけるコースト誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１２】実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１３】実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表。
【図１４】実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（円軌道）を示すグラフ。
【図１５】実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（楕円軌道）を示すグラフ。
【図１６】実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
実施の形態１．
多段式ロケットを目標軌道に誘導するシステムの形態について説明する。
【００２３】
図１は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図である。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成について、図１に基づいて説明する。
【００２４】
多段式ロケット誘導システム１００は、固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導するシステムである。
例えば、多段式ロケット誘導システム１００は多段式ロケットに搭載される。但し、多段式ロケット誘導システム１００の構成の少なくとも一部を多段式ロケットの外部（例えば、地上の施設）に設けても構わない。
【００２５】
多段式ロケット誘導システム１００は、航法装置１１０と、ロケット制御装置１２０と、ロケット誘導装置２００とを備える。
【００２６】
航法装置１１０は、多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）とを航法演算によって計測する装置である。
例えば、航法装置１１０は慣性計測装置（ＩＭＵ）とも呼ばれ、ジャイロと加速度計とを備える。航法装置１１０は、ジャイロによって計測される３軸方向の角速度と加速度計によって計測される３軸方向の加速度（加速度ベクトル）とを積分して３軸方向の速度（速度ベクトル）の変化量と３軸方向の位置（位置ベクトル）の変化量とを算出する。航法装置１１０は、速度ベクトルの変化量を前回の速度ベクトルに加算して現在の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変化量を前回の位置ベクトルに加算して現在の位置ベクトルを算出する。
【００２７】
ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの推力方向（ピッチ姿勢角）を制御する装置である。
例えば、ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの機体やロケットエンジンの噴射向きを制御して多段式ロケットの推力方向を制御する。
【００２８】
ロケット誘導装置２００（多段式ロケット誘導装置の一例）は、多段式ロケットを誘導するための演算を行う装置（コンピュータ）である。
【００２９】
ロケット誘導装置２００は、推力加速度予測部２１０と、予測演算部２２０と、誘導演算部２３０と、誘導装置記憶部２９０とを備える。
【００３０】
推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０によって計測された推力加速度ベクトルに基づいて推力加速度プロファイルを更新する。
推力加速度プロファイルは、ロケットエンジンの各時刻（経過時間）の推力加速度の予測値を示すデータである。例えば、推力加速度プロファイルは、各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻（推力加速度がゼロから上昇する時刻）や各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わる予定時刻（推力加速度がゼロになる時刻）を示す。
【００３１】
予測演算部２２０は、航法装置１１０から多段式ロケットの現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、誘導装置記憶部２９０から各段の推力加速度プロファイルを取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる現段燃焼終了時刻と、現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出する。
予測演算部２２０は、算出した現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる最終段燃焼終了時刻と、最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値（軌道予測値）を積分計算によって算出する。
【００３２】
例えば、予測演算部２２０は、以下のように最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出する。
予測演算部２２０は、現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める次段燃焼開始時刻と、に基づいて次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出する。
予測演算部２２０は、算出した次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、次段燃焼終了時刻と、最終段燃焼終了時刻と、次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【００３３】
予測演算部２２０は、ロケット制御装置１２０が多段式ロケットの推力方向の角度を新たな推力方向の角度に変更した後、航法装置１１０から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力する。また、予測演算部２２０は、誘導装置記憶部２９０から新たな現段推力加速度プロファイルを入力する。 予測演算部２２０は、新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルと新たな現在時刻と現段燃焼終了時刻と現段推力加速度プロファイルとを用いて現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出し、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を新たに算出する。
【００３４】
例えば、予測演算部２２０は、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値として近地点高度の予測値と遠地点高度の予測値とを算出する。
【００３５】
誘導演算部２３０は、予測演算部２２０によって算出された最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値（軌道予測値）と所定の軌道の目標値（軌道目標値）とを比較する。
誘導演算部２３０は、最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値との差に基づいて多段式ロケットの新たな推力方向の角度（ピッチ姿勢角）を算出する。
誘導演算部２３０は、算出した多段式ロケットの新たな推力方向の角度をロケット制御装置１２０に出力する。
【００３６】
例えば、誘導演算部２３０は、近地点高度の予測値と近地点高度の目標値との差と、遠地点高度の予測値と遠地点高度の目標値との差とに基づいて、多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
【００３７】
誘導装置記憶部２９０は、ロケット誘導装置２００で使用するデータを記憶する。
推力加速度プロファイル、位置ベクトル、速度ベクトル、推力加速度ベクトル、軌道予測値、軌道目標値およびピッチ姿勢角は、誘導装置記憶部２９０に記憶するデータの一例である。
【００３８】
以下、多段式ロケット誘導システム１００が３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を誘導する場合について説明する。
但し、多段式ロケット誘導システム１００が誘導する多段式ロケットは２段式ロケットであっても４段以上の多段式ロケットであっても構わない。
【００３９】
図２は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャートである。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理（多段式ロケット誘導方法、多段式ロケット誘導プログラムの一例）について、図２に基づいて説明する。
【００４０】
以下、３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を単に「ロケット」という。
以下、第ｎ段（ｎ：１以上の整数）のロケットエンジンが固体燃料を燃焼しているときに行うロケットの誘導を「ｎ段誘導」という。
また、前段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わって切り離されてから次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始めるまでのロケットの誘導、特に、２段誘導の終了時から３段誘導の開始時までのロケットの誘導を「コースト誘導」という。
【００４１】
図２に示す３段式ロケット誘導処理では２段誘導以降の処理を説明する。
図示省略する１段誘導（１段誘導の終了時から２段誘導の開始時までのコースト誘導を含む）において、多段式ロケット誘導システム１００は、所定の誘導処理（例えば、従来の誘導処理）によってロケットのヨー姿勢角（方位角）を調整してロケットを目標の軌道面に誘導する。目標の軌道面は、目標の軌道（円または楕円）を含んだ平面である。
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す２段誘導以降の処理によってロケットのピッチ姿勢角を調整してロケットを目標の軌道に誘導する。
【００４２】
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的（例えば、１または２秒毎）に実行する。
つまり、多段式ロケット誘導システム１００は、ロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を周期的に正しい角度に調整する。
【００４３】
Ｓ１１０において、予測演算部２２０は、現在の誘導が２段誘導とコースト誘導と３段誘導とのいずれであるかを判定する。
現在の誘導がいずれの誘導であるかを示すデータはロケットエンジンの切り離し時や固体燃料の燃焼開始時に誘導装置記憶部２９０に記憶されるものとする。
現在の誘導が２段誘導である場合、Ｓ１２０に進む。
現在の誘導がコースト誘導である場合、Ｓ１３０に進む。
現在の誘導が３段誘導である場合、Ｓ１４０に進む。
【００４４】
Ｓ１２０において、予測演算部２２０は、後述する２段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値（例えば、近地点高度や遠地点高度の予測値）を算出する。
Ｓ１２０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４５】
Ｓ１３０において、予測演算部２２０は、後述するコースト誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値を算出する。
Ｓ１３０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４６】
Ｓ１４０において、予測演算部２２０は、後述する３段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道予測値を算出する。
Ｓ１４０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４７】
Ｓ１５０において、誘導演算部２３０は、Ｓ１２０、Ｓ１３０またはＳ１４０で算出された軌道予測値と、誘導装置記憶部２９０に予め記憶する軌道目標値との値差を算出する。例えば、誘導演算部２３０は、各軌道要素の目標値と予測値との差を二乗して合計した二乗和を軌道予測値と軌道目標値との値差として算出する。
Ｓ１５０の後、Ｓ１５１に進む。
【００４８】
Ｓ１５１において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５０で算出した軌道予測値と軌道目標値との値差と、誘導装置記憶部２９０に予め記憶する誘導閾値とを比較する。
軌道予測値と軌道目標値との値差が誘導閾値未満である場合、ロケットは目標の軌道に向けて正しく誘導されているため、今回の周期の３段式ロケット誘導処理を終了する。
軌道予測値と軌道目標値との値差が誘導閾値以上である場合、Ｓ１６０に進む。
【００４９】
Ｓ１６０において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５０で算出した軌道予測値と軌道目標値との値差に基づいてロケットの新たな独立変数を算出する。
独立変数とは、例えばピッチ姿勢角、後述するステアリング係数、最終段燃焼開始時刻である。
【００５０】
例えば、誘導演算部２３０は、以下のようにロケットの新たな独立変数を算出する。
【００５１】
誘導演算部２３０は、以下の関係式（１）を用いて独立変数を更新する更新量を表す更新量ベクトルΔＣを算出する。つまり、誘導演算部２３０は、感度行列Ｊの疑似逆行列に軌道目標値と軌道予測値との値差を表す誤差ベクトルΔｙを乗じて更新量ベクトルΔＣを算出する。感度行列Ｊは、軌道予測値を独立変数で偏微分して得られるヤコビ行列である。
【００５２】
誘導演算部２３０は、関係式（１）を用いて算出した更新量ベクトルΔＣが表す独立変数の更新量を現在の独立変数に加算して新たな独立変数を算出する。
誘導演算部２３０のうちＳ１２０およびＳ１４０は、新たな独立変数のうちステアリング係数を式（２）に設定し、時間変数ｔに現在時刻から現段燃焼終了時刻までの時間および３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの時間を代入して式（２）を計算する。
【００５３】
式（２）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの２次式である。式（２）を「２次タンジェント則」という。
【００５４】
誘導演算部２３０は、式（２）の代わりに式（３）を用いても構わない。
式（３）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの１次式である。式（３）を「リニアタンジェント則」という。
【００５５】
例えば、誘導演算部２３０は、２段誘導時には２次タンジェント則を用い、３段誘導時にはリニアタンジェント則を用いる。
但し、誘導演算部２３０は、２段誘導時および３段誘導時に２次タンジェント則とリニアタンジェント則とのどちらを用いてもよい。
【００５６】
【数１】
【００５７】
Ｓ１６０の後、Ｓ１１０に戻り、軌道目標値と軌道予測値との値差が誘導閾値未満に収束するまでＳ１１０からＳ１６０の処理を繰り返す。
【００５８】
図２に示した３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的に繰り返すことにより、ロケットを目標の軌道に誘導することができる。
【００５９】
図３は、実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）について、図３に基づいて説明する。
【００６０】
Ｓ１２１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって２段推力加速度プロファイルを更新する。
【００６１】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、２段の固体燃料の燃焼が終了する２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして所定の予測演算関数を演算し、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６２】
予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、現在時刻から２段燃焼終了時刻まで推力加速度の積分計算を行い、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの速度ベクトルと位置ベクトルとの変位量を算出する。さらに、予測演算部２２０は、速度ベクトルの変位量を現在の速度ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変位量を現在の位置ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の位置ベクトルを算出する。
Ｓ１２１の後、Ｓ１２２に進む。
【００６３】
Ｓ１２２において、２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの間はいずれのロケットエンジンも稼働していないため、各時刻の推力加速度はゼロである。
予測演算部２２０は、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと、２段燃焼終了時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼開始時刻と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
Ｓ１２２の後、Ｓ１２３に進む。
【００６４】
Ｓ１２３において、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと、３段燃焼開始時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６５】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する。
軌道要素および軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１２３により、２段誘導演算処理（Ｓ１２０）は終了する。
【００６６】
図４は、実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）を示すフローチャートである。
実施の形態１におけるコースト誘導演算処理（Ｓ１３０）について、図４に基づいて説明する。
【００６７】
Ｓ１３１において、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。現在時刻から３段燃焼開始時刻までの間はいずれのロケットエンジンも稼働していないため、各時刻の推力加速度はゼロである。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼開始時刻と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
Ｓ１３１の後、Ｓ１３２に進む。
【００６８】
Ｓ１３２において、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと、３段燃焼開始時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００６９】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素予測値を算出する。
軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１３２により、コースト誘導演算処理（Ｓ１３０）は終了する。
【００７０】
図５は、実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）について、図５に基づいて説明する。
【００７１】
Ｓ１４１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって３段推力加速度プロファイルを更新する。
【００７２】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００７３】
さらに、予測演算部２２０は、例えば３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素予測値を算出する。
軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１４１により、３段誘導演算処理（Ｓ１４０）は終了する。
【００７４】
図６、図７は、実施の形態１における軌道要素の説明図である。
実施の形態１における軌道要素について、図６、図７に基づいて説明する。
【００７５】
軌道要素は、軌道の大きさを表す項目である。
軌道要素として、近地点高度、遠地点高度、軌道長半径、軌道傾斜角、近地点引数、真近点離角、などが挙げられる。これらの軌道要素について以下に説明する。
ロケット誘導装置２００は例えば１つまたは複数の軌道要素を用いる。
【００７６】
目標軌道は、地球の重心を焦点とする楕円軌道（または円軌道）である。目標軌道内でのロケットの進行方向を矢印で記す。
近地点は目標軌道内で地球重心から最も近い点であり、地球重心から近地点までの距離を近地点半径という。「近地点高度ｒｐ」は近地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
遠地点は目標軌道内で地球重心から最も遠い点であり、地球重心から遠地点までの距離を遠地点半径という。「遠地点高度ｒａ」は遠地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
【００７７】
「軌道長半径ａ」は目標軌道の中心ｏから遠地点までの距離である。
「軌道傾斜角ｉ」は目標軌道と地球の赤道面とが成す角度である。
【００７８】
昇交点は目標軌道と地球の赤道面とが交わる点（地球の南半球から北半球への通過点）である。
「近地点引数ω」は昇交点から近地点までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００７９】
「真近点離角ｆ」は近地点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００８０】
また、目標軌道の中心ｏから地球重心までの距離ａｅの軌道長半径ａに対する比率を離心率ｅといい、昇交点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）を緯度引数ｌという。
【００８１】
以下に、位置ベクトルｒと速度ベクトルｖとに基づいて各軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する算出式を以下に示す。
【００８２】
【数２】
【００８３】
【数３】
【００８４】
図８は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図である。
図８に示すように、例えば、地球中心（または地球重心）を座標系の「原点ｏ」とし、原点ｏからグリニッジ子午線と赤道との交点を通る方向を「Ｘ軸方向」とし、北極方向（北方向）を「Ｚ軸方向」とし、Ｚ軸とＸ軸とに直交し右手系を成す方向を「Ｙ軸方向」とする。
【００８５】
図９は、実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図である。
図９に示すように、ロケットのピッチ角θは接線方向と角運動量方向とを含んだ平面に対して推力方向が成す角度である。ロケットのピッチ姿勢角θが表す方向は、ロケットの推力方向とみなすことができる。
接線方向は「（位置ベクトル×速度ベクトル）×位置ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される方向である。
軌道半径方向は位置ベクトルの向きに相当する方向である。
角運動量方向は接線方向と軌道半径方向とに対して垂直な方向であり、「位置ベクトル×速度ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される。
【００８６】
次に、図２から図４で説明した多段式ロケットの誘導アルゴリズムをシミュレーションした結果について説明する。
【００８７】
図１０は、実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１１は、実施の形態１におけるコースト誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１２は、実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１３は、実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表である。
図１４は、実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（円軌道）を示すグラフである。
図１５は、実施の形態１における誘導アルゴリズムのシミュレーション結果（楕円軌道）を示すグラフである。
【００８８】
図１０から図１２においてシミュレーションで使用したパラメータを「○」で記す。
図１０から図１５に示す各記号の意味は以下の通りである。
「Ａ」は実施の形態１における誘導アルゴリズム（中間目標値を設定せずに全段を統合したロジック）を意味する。
「Ｂ」は従来の誘導アルゴリズム（各段毎に中間目標値を設定するロジック）を意味する。
「Ｑ」は２次タンジェント則を意味する。
「Ｌ」はリニアタンジェント則を意味する。
「ＣＸ」はステアリング係数を意味する。
「θ」は３段燃焼中のロケットのピッチ姿勢角を示す。
「Ｔ」は図１０においては２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの時間を示し、図１１においては現在時刻から３段燃焼開始時刻までの時間を示す。
「ｒｐ」は近地点高度を示す。
「ｒａ」は遠地点高度を示す。
「ｆ」は真近点離角を示す。
【００８９】
図１０において、Ａの従属変数（ｒｐ，ｒａ，ｆ）は３段燃焼終了時刻の値であり、Ｂの従属変数は２段燃焼終了時刻の値である。また、真近点離角ｆは楕円軌道のシミュレーションでは含め、円軌道のシミュレーションでは含めない。
図１１において、近地点高度ｒｐと遠地点高度ｒａとは３段燃焼終了時刻の値であり、真近点離角ｆは３段燃焼開始時刻の値である。
図１２において、従属変数（ｒｐ，ｒａ）は３段燃焼終了時刻の値である。
【００９０】
図１３に示す６パターンのシミュレーション結果のＲＳＳ（Ｒｏｏｔ Ｓｕｍｍｅｄ Ｓｑｕａｒｅ）値を図１４、１５に示す。
図１４は、目標の円軌道（５００×５００キロメートル）に対する近地点高度、遠地点高度および軌道長半径の誤差（単位：キロメートル）を示している。
図１５は、目標の円軌道（５００×２５０キロメートル）に対する近地点高度、遠地点高度および軌道長半径の誤差（単位：キロメートル）を示している。
【００９１】
図１４、図１５に示すように、実施の形態１における誘導アルゴリズム「Ａ」と２次タンジェント則「２次」との組み合わせが最も誤差が小さく、ロケットを正確に目標軌道に誘導することができる。
実施の形態１における誘導アルゴリズム「Ａ」とリニアタンジェント則「リニア」との組み合わせで誤差が大きいケースがあるが、これは、この組み合せでは、誘導アルゴリズム「Ａ」と２次タンジェント則「２次」との組み合わせに比べてロバスト性が落ちるため、精度が悪くなったケースがあったためである。
【００９２】
図１６は、実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図である。
図１６において、ロケット誘導装置２００は、ＣＰＵ９１１（Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）を備えている。ＣＰＵ９１１は、バス９１２を介してＲＯＭ９１３、ＲＡＭ９１４、通信ボード９１５と接続され、これらのハードウェアデバイスを制御する。通信ボード９１５は、有線または無線でネットワークに接続している。
【００９３】
ＲＯＭまたはＲＡＭには、ＯＳ（オペレーティングシステム）、プログラム群、ファイル群が記憶されている。
【００９４】
プログラム群には、実施の形態において「〜部」として説明する機能を実行するプログラムが含まれる。プログラム（例えば、多段式ロケット誘導プログラム）は、ＣＰＵ９１１により読み出され実行される。すなわち、プログラムは、「〜部」としてコンピュータを機能させるものであり、また「〜部」の手順や方法をコンピュータに実行させるものである。
【００９５】
ファイル群には、実施の形態において説明する「〜部」で使用される各種データ（入力、出力、判定結果、計算結果、処理結果など）が含まれる。
【００９６】
実施の形態において構成図およびフローチャートに含まれている矢印は主としてデータや信号の入出力を示す。
フローチャートなどに基づいて説明する実施の形態の処理はＣＰＵ９１１やその他のハードウェアを用いて実行される。
【００９７】
実施の形態において「〜部」として説明するものは「〜回路」、「〜装置」、「〜機器」であってもよく、また「〜ステップ」、「〜手順」、「〜処理」であってもよい。すなわち、「〜部」として説明するものは、ファームウェア、ソフトウェア、ハードウェアまたはこれらの組み合わせのいずれで実装されても構わない。
【００９８】
実施の形態１において、多段式ロケットを目標軌道に誘導するシステムについて説明した。
実施の形態１により、固体燃料を用いる多段式ロケットを中間の目標地点を経由せずに高い精度で目標軌道に誘導することができる。また、固体燃料を用いることにより発射整備作業の時間を短縮し、中間の目標地点を設定しないことによりミッション解析期間を短縮することができる。
つまり、実施の形態１により、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性を有した上で、多段式ロケットを目標軌道に高い精度で誘導することができる。
【００９９】
実施の形態１では３段式ロケットを例に挙げて説明したが、２段式ロケットまたは４段以上の多段式ロケットを誘導しても構わない。誘導方法は３段式ロケットと同様である。
実施の形態１では２段誘導以降でロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を調整するアルゴリズムを例に挙げて説明したが、１段誘導時や１段誘導の終了時から２段誘導の開始時までのコースト誘導時においてもロケットのピッチ姿勢角を調整しても構わない。調整方法は２段誘導時や２段誘導の終了時から３段誘導の開始時までのコースト誘導時と同様である。
【符号の説明】
【０１００】
１００ 多段式ロケット誘導システム、１１０ 航法装置、１２０ ロケット制御装置、２００ ロケット誘導装置、２１０ 推力加速度予測部、２２０ 予測演算部、２３０ 誘導演算部、２９０ 誘導装置記憶部、９１１ ＣＰＵ、９１２ バス、９１３ ＲＯＭ、９１４ ＲＡＭ、９１５ 通信ボード。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置において、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部と
を備えることを特徴とする多段式ロケット誘導装置。
【請求項２】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項１記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項３】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項１または請求項２記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項４】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項１から請求項３いずれかに記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項５】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置を機能させる多段式ロケット誘導プログラムであって、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部として前記多段式ロケット誘導装置を機能させる
ことを特徴とする多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項６】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項５記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項７】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項５または請求項６記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項８】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値との目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項５から請求項７いずれかに記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項９】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置によって実行する多段式ロケット誘導方法において、
予測演算部が、前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出し、
誘導演算部が、前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する
ことを特徴とする多段式ロケット誘導方法。
【請求項１０】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置と、
前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置と、
前記多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置と、を備える多段式ロケット誘導システムにおいて、
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記ロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備えることを特徴とする多段式ロケット誘導システム。
【請求項１】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置において、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部と
を備えることを特徴とする多段式ロケット誘導装置。
【請求項２】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項１記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項３】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項１または請求項２記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項４】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項１から請求項３いずれかに記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項５】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置を機能させる多段式ロケット誘導プログラムであって、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部として前記多段式ロケット誘導装置を機能させる
ことを特徴とする多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項６】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項５記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項７】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項５または請求項６記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項８】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値との目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項５から請求項７いずれかに記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項９】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置によって実行する多段式ロケット誘導方法において、
予測演算部が、前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出し、
誘導演算部が、前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する
ことを特徴とする多段式ロケット誘導方法。
【請求項１０】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置と、
前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置と、
前記多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置と、を備える多段式ロケット誘導システムにおいて、
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記ロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備えることを特徴とする多段式ロケット誘導システム。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４】
【図１５】
【図１６】
【図２】
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【公開番号】特開２０１３−１０７５８４（Ｐ２０１３−１０７５８４Ａ）
【公開日】平成２５年６月６日（２０１３．６．６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−２５６２４２（Ｐ２０１１−２５６２４２）
【出願日】平成２３年１１月２４日（２０１１．１１．２４）
【出願人】（５９１１０２０９５）三菱スペース・ソフトウエア株式会社 (148)
【公開日】平成２５年６月６日（２０１３．６．６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年１１月２４日（２０１１．１１．２４）
【出願人】（５９１１０２０９５）三菱スペース・ソフトウエア株式会社 (148)
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