特許 7465531 ロケット制御システム、及びロケットの着陸動作の制御方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2024-04-03

(45)【発行日】2024-04-11

(54)【発明の名称】ロケット制御システム、及びロケットの着陸動作の制御方法

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/24 20060101AFI20240404BHJP

   B64G 1/40 20060101ALI20240404BHJP

   B64G 1/00 20060101ALI20240404BHJP

   G05D 1/49 20240101ALI20240404BHJP

【ＦＩ】

B64G1/24 Z

B64G1/40

B64G1/00 E

G05D1/49

【請求項の数】 8

(21)【出願番号】P 2020122733

(22)【出願日】2020-07-17

(65)【公開番号】P2022019120

(43)【公開日】2022-01-27

【審査請求日】2023-05-02

(73)【特許権者】

【識別番号】503361400

【氏名又は名称】国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

(74)【代理人】

【識別番号】110002572

【氏名又は名称】弁理士法人平木国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】石本 真二

【審査官】諸星 圭祐

(56)【参考文献】

【文献】特開２０１８－０３９３９０（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２００６－２５０３８８（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２０１６－０６８５７９（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２０１６－０４４６６７（ＪＰ，Ａ）

【文献】米国特許出願公開第２０１４／０２３１５７７（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｇ １／２４

Ｂ６４Ｇ １／４０

Ｂ６４Ｇ １／００

Ｇ０５Ｄ １／４９

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ロケットを制御するロケット制御システムにおいて、
前記ロケットの機体の重心より下方に位置するジンバル機構の舵角を制御するジンバルアクチュエータと、
前記ロケットの機体の重心より上方にある姿勢制御フィンの舵角を制御するフィンアクチュエータと、
前記ロケットの機体の運動に関する物理量を計測する計測部と、
前記計測部の計測結果に従って、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンを制御して、前記ロケットの水平方向の並進運動を制御する制御部と
を備え、
前記制御部は、
並進加速度を指示する並進加速度指令に従い、
前記ロケットの機体の姿勢を変更することなく前記ロケットに前記並進加速度の一部又は全部を与えるために、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンに与えるべき舵角を指示するための並進加速度生成疑似舵角指令を生成するとともに、
前記ロケットの機体の姿勢を変更することによって前記ロケットに前記並進加速度の残りの部分を与えるために、前記ロケットの機体に与えるべき姿勢角に関する指示を与える姿勢角指令を生成するよう構成され、
前記並進加速度生成疑似舵角指令と、前記姿勢角指令とへの配分を、前記計測部で計測される物理量に従って決定する、ロケット制御システム。

【請求項2】

前記制御部は、前記姿勢角指令で指示された姿勢角を得るために前記ロケットの機体に与えるべき角加速度を生成するために、前記ジンバル機構及び／又は前記姿勢制御フィンに与えるべき舵角を指示するための角加速度生成疑似舵角指令を前記姿勢角指令に基づいて生成し、
更に、前記並進加速度生成疑似舵角指令と、前記角加速度生成疑似舵角指令とに基づいて前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンの舵角を制御する、請求項１に記載のロケット制御システム。

【請求項3】

前記制御部は、
前記計測部で計測された前記物理量に従い、前記ロケットの周囲の風に起因して機体に生じる加速度である風擾乱加速度を演算し、前記並進加速度生成疑似舵角指令、及び前記姿勢角指令を前記風擾乱加速度を考慮して演算する、請求項２に記載のロケット制御システム。

【請求項4】

前記制御部は、前記風擾乱加速度を、前記物理量に加え、前記並進加速度生成疑似舵角指令、及び前記角加速度生成疑似舵角指令にも基づいて演算する、請求項３に記載のロケット制御システム。

【請求項5】

ロケットの着陸動作を制御する方法において、
前記ロケットは、
前記ロケットの機体の重心より下方に位置し舵角を変更可能なジンバル機構と、
前記ロケットの機体の重心より上方に位置し舵角を変更可能な姿勢制御フィンと、
を含み、
前記方法は、
前記ロケットの機体の運動に関する物理量を計測するステップと、
前記物理量の計測結果に従って、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンを制御して、前記ロケットの水平方向の並進運動を制御するステップと、
並進加速度を指示する並進加速度指令に従い、前記ロケットの機体の姿勢を変更することなく前記ロケットに前記並進加速度の一部又は全部を与えるために、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンに与えるべき舵角を指示するための並進加速度生成疑似舵角指令を生成するとともに、前記ロケットの機体の姿勢を変更することによって前記ロケットに前記並進加速度の残りの部分を与えるために、前記ロケットの機体に与えるべき姿勢角に関する指示を与える姿勢角指令を生成するステップと、
前記並進加速度生成疑似舵角指令と、前記姿勢角指令とへの配分を、前記物理量に従って決定するステップと
を備えた、ロケットの着陸動作を制御する方法。

【請求項6】

前記姿勢角指令で指示された姿勢角を得るために前記ロケットの機体に与えるべき角加速度を生成するために、前記ジンバル機構及び／又は前記姿勢制御フィンに与えるべき舵角を指示するための角加速度生成疑似舵角指令を前記姿勢角指令に基づいて生成するステップと、
前記並進加速度生成疑似舵角指令と、前記角加速度生成疑似舵角指令とに基づいて前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンの舵角を制御するステップと
を更に含む、請求項５に記載の方法。

【請求項7】

前記物理量に従い、前記ロケットの周囲の風に起因して機体に生じる加速度である風擾乱加速度を演算し、前記並進加速度生成疑似舵角指令、及び前記姿勢角指令を前記風擾乱加速度を考慮して演算する、請求項６に記載の方法。

【請求項8】

前記風擾乱加速度は、前記物理量に加え、前記並進加速度生成疑似舵角指令、及び前記角加速度生成疑似舵角指令にも基づいて演算される、請求項７に記載の方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、ロケット制御システム、及びロケットの着陸動作の制御方法に関する。

【背景技術】

【0002】

ロケットの経路、特にロケット着陸までの経路を制御するロケット制御システムが知られている（例えば非特許文献１、特許文献１参照）。ロケット制御システムによりロケットの着陸動作を行う場合、水平方向及び鉛直方向の力を制御して、ロケットを目標地点に着陸させる。

【0003】

着陸を行わない従来のロケットと同様な制御システム（例えば非特許文献１）では、機体の姿勢を変更することによって水平方向の経路制御が行われる。図８に示すように、ロケットの着陸動作において、ロケットの機体の姿勢が変化して、ロケットの機軸が速度ベクトルＶに対し傾いて所定の迎角（あるいは対気姿勢）αを有すると、ロケットの機体には、この迎角αに比例する空気力が与えられる。この空気力のロケットの速度ベクトルＶに垂直な成分は「揚力」と呼ばれる。揚力Ｌは迎角αの増加に応じて増加する。着陸動作を行っているとき揚力Ｌはほぼ水平方向に発生する。

【0004】

一方、エンジンが噴流を生じさせることにより、ロケットの機体には推力Ｔが与えられるが、ロケットの機体が傾いて重力方向に対し所定の姿勢角θを有すると、推力Ｔの水平成分Ｔｈが、この姿勢角θの増加に応じて増加する。

【0005】

ロケットの速度が大きい上空では、推力Ｔの水平成分Ｔｈに比べ揚力Ｌが優勢であり、ロケットの機体は図８の紙面右向きに動く。一方、ロケットが地表に近づいてロケットの速度が低下すると、推力Ｔの水平成分Ｔｈが揚力Ｌに比べ優勢となり、これにより、ロケットの機体は図８の紙面左向きに動く。

【0006】

ロケットの下降の途中で、この揚力Ｌと推力Ｔの水平成分Ｔｈとが釣り合ってしまい、その結果、姿勢変更により、ロケットが左右のどちらにも動くことができない期間（無効期間）が生じることがある。この現象は、着陸時においてエンジンの推力Ｔと速度ベクトルＶの方向が反対向きであるために起きる、着陸動作に特有の問題である。

【0007】

特許文献２では、この問題を解決するために別途スラスタを追加したスラスタ制御システムを開示している。しかし、新たなスラスタを追加することで、機体の重量が増加し、製造コストや運用コストが増加するという問題が新たに発生する。このように、従来の技術では、コストを抑えつつ、姿勢変更による制御の無効期間を回避し、ロケットの水平方向の並進運動を継続して制御することが困難であった。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0008】

【文献】特開２０１８－３９３９０号公報

【文献】特表２０１９－５２０２５５号公報

【非特許文献】

【0009】

【文献】Liu, X., "Fuel-Optimal Rocket Landing with Aerodynamic Controls," Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 42, No. 1, January 2019, PP.65-77

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0010】

本発明は、製造コストや運用コストを増加させることなく、姿勢変更による制御の無効期間を回避し、ロケットの水平方向の並進運動を継続して制御し、これによりロケットの着陸動作を的確に実行することができるロケット制御システム、及びロケットの着陸動作の制御方法を提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0011】

上記の課題を解決するため、本発明に係るロケット制御システムは、前記ロケットの機体の重心より下方に位置するジンバル機構の舵角を制御するジンバルアクチュエータと、前記ロケットの機体の重心より上方にある姿勢制御フィンの舵角を制御するフィンアクチュエータと、前記ロケットの機体の運動に関する物理量を計測する計測部と、前記計測部の計測結果に従って、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンを制御して、前記ロケットの水平方向の並進運動を制御する制御部とを備える。

【0012】

また、本発明に係るロケットの着陸動作を制御する方法は、前記ロケットの機体の重心より下方に位置し舵角を変更可能なジンバル機構と、前記ロケットの機体の重心より上方に位置し舵角を変更可能な姿勢制御フィンとを備えたロケットを制御する方法において、前記ロケットの機体の運動に関する物理量を計測するステップと、前記物理量の計測結果に従って、前記ジンバル機構及び前記姿勢制御フィンを制御して、前記ロケットの水平方向の並進運動を制御するステップとを備える。

【発明の効果】

【0013】

本発明によれば、製造コストや運用コストを増加させることなく、ロケットの水平方向の並進運動を継続して制御し、これによりロケットの着陸動作を的確に実行することができるロケット制御システム、及びロケットの着陸動作の制御方法を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

【0014】

【図1】第１の実施の形態のロケット制御システムの制御対象であるロケット１の概略図である。

【図2】第１の実施の形態のロケット制御システム１００の構成を説明するブロック図である。

【図3】演算制御装置３０によって実行される演算処理の詳細を説明する制御ブロック図である。

【図4】ロケット１の速度ベクトルに垂直な方向(水平方向）に制御力を発生させ、並進運動を制御する様子の一例を示す図面である。

【図5】比較例のシミュレーション結果を示すグラフである。

【図6】本実施の形態のシミュレーション結果を示すグラフである。

【図7】第２の実施の形態の演算制御装置３０によって実行される演算処理の詳細を説明する制御ブロック図である。

【図8】従来技術の問題点を説明する概略図である。

【図9】姿勢を変化させることなく制御力を発生させる方法を説明する概略図である。

【発明を実施するための形態】

【0015】

以下、添付図面を参照して本実施形態について説明する。添付図面では、機能的に同じ要素は同じ番号で表示される場合もある。なお、添付図面は本開示の原理に則った実施形態と実装例を示しているが、これらは本開示の理解のためのものであり、決して本開示を限定的に解釈するために用いられるものではない。本明細書の記述は典型的な例示に過ぎず、本開示の特許請求の範囲又は適用例を如何なる意味においても限定するものではない。

【0016】

本実施形態では、当業者が本開示を実施するのに十分詳細にその説明がなされているが、他の実装・形態も可能で、本開示の技術的思想の範囲と精神を逸脱することなく構成・構造の変更や多様な要素の置き換えが可能であることを理解する必要がある。従って、以降の記述をこれに限定して解釈してはならない。

【0017】

［第１の実施の形態］
図１及び図２を参照して、第１の実施の形態に係るロケット制御システムを説明する。図１は、第１の実施の形態のロケット制御システムの制御対象であるロケット１の概略図である。このロケット１は、一例として、機体１１と、降着装置１２と、エンジン１３と、ジンバル機構１４と、姿勢制御フィン（空力舵面）１５とを備えている。ロケット制御システムは、このロケット１の機体１１の内部に搭載されている。

【0018】

このロケット１は、その重心ＧＣよりも上方（先端（ノーズ）側）に姿勢制御フィン１５を備え、重心ＧＣよりも下方（後端（テール）側）にエンジン１３を備えている。

【0019】

エンジン１３は、推進剤によって噴流を生成することで、機体１１に対して推力を与える。エンジン１３は、ジンバル機構１４によってその姿勢（向き）を制御される。ジンバル機構１４は、後述するジンバルアクチュエータにより駆動される。ジンバル機構１４の角度（ジンバル舵角）が変化することで、エンジン１３の推力Ｔの方向が変化する。また、姿勢制御フィン１５は、後述するフィンアクチュエータにより回転駆動される。姿勢制御フィン１５の角度（フィン舵角）が変化することで、揚力Ｌの大きさが変化する。揚力Ｌは、迎角αに応じて機体１１が発生させる力と、迎角α及び舵角に応じて姿勢制御フィン１５が発生させる力の合力である。

【0020】

前述のように、重心ＧＣを挟んで上下にエンジン１３と姿勢制御フィン１５が設けられ、それぞれ制御が行われることで、ロケット１の着陸動作において、姿勢変更をすることなく、また、途中で揚力Ｌと推力Ｔの水平成分Ｔｈが釣り合って水平移動が不可能とされることなく、ロケット１の水平方向への並進運動を行うことが可能にされる。

【0021】

従来の制御システムでは、ジンバル舵角とフィン舵角は、重心ＧＣ周りのモーメントを制御することのみに用いられるが、本実施の形態に係る制御システムでは、これらを水平方向の力を発生させることにも利用する。すなわち、本実施の形態のシステムは、重心ＧＣの周りのモーメントが釣り合っている状態から、ジンバル機構１４及び姿勢制御フィン１５の両方の舵角を同時に制御し、図９に示すように、それぞれ重心ＧＣからの距離に反比例した大きさの力ΔＴｈおよびΔＬを水平方向の同じ向きに発生させる。

【0022】

本実施の形態の動作によれば、ΔＴｈとΔＬがそれぞれ重心ＧＣの周りに発生させるモーメントは打ち消し合うことから、重心ＧＣの周りのモーメントの釣り合いを保ちつつ、水平方向に合力ΔＴｈ＋ΔＬを直接発生させることができる。この合力を利用することで、ロケット１の水平方向の並進運動を制御することが可能になる。姿勢変化によって間接的に変化させることができる制御力に対して、姿勢変化を伴わない合力ΔＴｈ＋ΔＬを、以下、「直接力」と呼ぶ。図９は、図８で示される揚力Ｌと推力Ｔの水平成分Ｔｈが釣り合ってしまう状態からでも、上記の方法により、直接力ΔＴｈ＋ΔＬによって紙面左向きに水平移動できることを示している。なお、以下に説明する実施の形態において、着陸動作は、地球上への着陸だけでなく、大気のある天体への着陸も含む意味と理解される。

【0023】

図２は、ロケット制御システム１００の構成を説明するブロック図である。このロケット制御システム１００は、計測装置群２０、演算制御装置３０、ジンバルアクチュエータ４０、及びフィンアクチュエータ５０から大略構成される。

【0024】

計測装置群２０は、ロケット１の機体１１の運動に関する物理量（位置、速度、加速度、姿勢、角速度、対気姿勢など）を検出するための装置の集合であり、一例として、位置検出部２１（例えばＧＰＳ受信機）、速度検出部２２（例えば速度センサ）、加速度検出部２３（例えば加速度センサ）、姿勢検出部２４（例えばジャイロセンサ）、角速度検出部２５（例えば角速度センサ）、対気姿勢検出部２６等を含む。各検出部２１～２６は、機体１１に適宜配置されるセンサにより構成され得る。図２の装置群は一例であり、図示以外の検出器が追加されてもよいし、図示の検出部の一部が省略されることも可能である。同種のセンサの配置や個数、性能なども、特定のものには限定されない。

【0025】

演算制御装置３０は、一般的なコンピュータにより構成され、例えば中央演算装置、各種メモリ、入出力インタフェース、及びコンピュータプログラム等を含む。演算制御装置３０は、計測装置群２０で演算された物理量に従い、ジンバルアクチュエータ４０及びフィンアクチュエータ５０に対する舵角指令を生成する。ジンバルアクチュエータ４０及びフィンアクチュエータ５０は、受信した舵角指令に従った駆動信号を生成し、ジンバル機構１４の舵角及び姿勢制御フィン１５の舵角を制御する。

【0026】

次に、図３の制御ブロック図を参照して、演算制御装置３０によって実行される演算処理の詳細を説明する。この演算制御装置３０は、格納されるコンピュータプログラムにより、飛行経路制御部３１、対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２、並進加速度配分部３３、姿勢制御部３４、及び舵角配分部３５をコンピュータ内に実現する。

【0027】

飛行経路制御部３１は、計測装置群２０から得られた各種物理量（ロケット１の位置、速度、加速度、姿勢、角速度など）に基づき、ロケット１の機体１１が飛行すべき経路を決定し、ロケット１の機体１１を地表面に対し水平方向に並進移動させる場合の並進加速度を演算し、その並進加速度を指示する並進加速度指令を出力する。ここでの並進加速度指令は、機体１１の重心に与えるべき並進加速度に関する指示である。並進加速度指令は、加算器において、対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２で推定された風擾乱加速度が減算され、その減算の結果は並進加速度配分部３３に転送される。この減算により、ロケット１の周囲の風に基づく風擾乱加速度の影響が除外される。

【0028】

対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２は、ロケット１の機体１１の気流（風）に対する姿勢である対気姿勢、及び風に起因する風擾乱加速度を、計測装置群２０で計測された物理量（ロケット１の位置、速度、加速度、姿勢、加速度等）のデータに基づき推定する。対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２は、計測装置群２０での計測結果に加え、並進加速度配分部３３からフィードバックされた並進加速度生成疑似舵角指令、及び姿勢制御部３４からフィードバックされた角加速度生成疑似舵角指令（両者を総称して「舵角指令」という）に従い、ロケット１の対気姿勢、及び風擾乱加速度を推定する。これは、計測装置群２０の計測結果から、ジンバル機構１４及び姿勢制御フィン１５の舵角の大きさによる影響を除去し、風の影響のみを風擾乱加速度として見積もることが必要であるためである。

【0029】

並進加速度配分部３３は、演算された並進加速度指令（風擾乱加速度データの減算後）に従い、並進加速度生成疑似舵角指令と、姿勢角指令とを、計測装置群２０で計測された物理量に従って定まる配分ルールに従って生成する。並進加速度生成疑似舵角指令は、ジンバル機構１４と姿勢制御フィン１５の直接力によって発生する並進加速度に対応している。ジンバル機構１４と姿勢制御フィン１５の直接力によって発生する並進加速度と、姿勢変更によって発生する並進加速度は、計測装置群２０で計測された物理量から予測することができる。配分ルールは、これら二つの並進加速度の相対的な効きに基づいて、並進加速度指令を並進加速度生成疑似舵角指令と姿勢角指令に配分する。並進加速度生成疑似舵角指令δ_Ａを単位角度だけ変化させたときの並進加速度をＡ_δＡ、姿勢角指令γを単位角度だけ変化させたときの並進加速度をＡ_γとすると、「効き」とは、これらＡ_δＡとＡ_γにより表される。最終的な並進加速度Ａは、Ａ＝Ａ_δＡδ_Ａ＋Ａ_γγとなるが、このＡを並進加速度指令Ａ_Ｃ（風の影響を減算したもの）と一致させるために、次の計算を行う。前述の配分ルールは、この計算に従う。

【0030】

［数１］
δ_Ａ＝η_δＡＡ_δＡ／（η_δＡＡ_δＡ ^２＋η_γＡ_γ ^２）×Ａ_Ｃ
γ＝η_γＡ_γ／（η_δＡＡ_δＡ ^２＋η_γＡ_γ ^２）×Ａ_Ｃ

【0031】

ただし、η_δＡとη_γは配分の割合を調整するための正の実数である。また、Ａ_Ｃ、δ_Ａ、γはそれぞれの目標とする状態からの偏差を示す量である。この計算は配分ルールの実装例であり、他の計算や、計算に依らず機械学習された入力と出力の関係を利用することなども可能である。

【0032】

姿勢変更による制御が無効な期間（姿勢変更によって発生する並進加速度Ａ_γがゼロの期間）では、並進加速度指令の全部が並進加速度生成疑似舵角指令に配分されることになる。この配分ルールに従って、並進加速度生成疑似舵角指令と、姿勢角指令とが適宜生成されることにより、姿勢変更による制御の無効期間を回避し、ロケット１の並進運動を継続して制御することが可能になる。

【0033】

並進加速度生成疑似舵角指令は、飛行経路制御部３１で演算された並進加速度の一部又は全部を、機体１１の姿勢を変更することなくジンバル機構１４と姿勢制御フィン１５が発生する直接力によってロケット１に与えるために、図９で示されたΔＴｈとΔＬの合力ΔＴｈ＋ΔＬの大きさ及び符号を指示するためのものである。一方、姿勢角指令は、飛行経路制御部３１で演算された並進加速度の残りの部分をロケット１に与えるためにロケット１の機体１１に与えるべき姿勢角に関する指示を与える信号である。並進加速度生成疑似舵角指令と姿勢角指令の配分割合は、上述の配分ルールに従った割合とは異なるものに変更することができる。並進加速度生成疑似舵角指令の割合をゼロ（すなわちη_δＡ＝０）とすれば、機体１１の姿勢変更のみによって並進運動を制御する従来の制御システムと等価となる。一方、姿勢角指令の割合をゼロ（すなわちη_γ＝０）にすれば、機体１１の姿勢を変更することなく、水平方向の並進運動を制御することが可能になる。図４はこの場合の機体姿勢や経路を示したものである。図４は、本実施の形態によってのみ実行できる運動を分かりやすく示したものであるが、姿勢角の変化によって並進運動が有効に制御できる期間は、上述の配分ルールに従って、ジンバル機構と姿勢制御フィンから発生する直接力と姿勢角の変化を併用するのが合理的である。

【0034】

姿勢制御部３４は、この姿勢角指令に従って、更に、対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２で推定された対気姿勢、及び、計測装置群２０で計測された各種物理量も考慮に入れて、角加速度生成疑似舵角指令を生成する。角加速度生成疑似舵角指令は、姿勢角指令で指示された姿勢角を得るためにロケット１の機体１１に与えるべき角加速度（重心周りのモーメントと等価）の大きさ及び符号を指示するためのものである。

【0035】

舵角配分部３５は、仮想的に与えられた並進加速度生成疑似舵角指令、及び角加速度生成疑似舵角指令に従い、計測装置群２０で実際に測定された物理量（位置、速度、加速度、姿勢、加速度等）も考慮して、実際にジンバル機構１４、及び姿勢制御フィン１５に対し出力するジンバル舵角指令、及びフィン舵角指令を出力する。ジンバル機構１４と姿勢制御フィン１５がそれぞれ発生できる角加速度は、計測装置群２０で計測された物理量から予測することができる。ジンバル舵角指令をδ_Ｇ、フィン舵角指令をδ_Ｆ、それぞれを単位舵角だけ変化させたときに発生する角加速度をＭ_δＧ、Ｍ_δＦとすると、並進加速度生成疑似舵角指令δ_Ａおよび角加速度生成疑似舵角指令δ_Ｍは、次の計算によって、δ_Ｇとδ_Ｆに配分される。

【0036】

［数２］
δ_Ｆ＝Ｍ_δＧ／（η_δＦＭ_δＦ ^２＋η_δＧＭ_δＧ ^２）×δ_Ａ＋η_δＦＭ_δＦ／（η_δＦＭ_δＦ ^２＋η_δＧＭ_δＧ ^２）×δ_Ｍ
δ_Ｇ＝－Ｍ_δＦ／（η_δＦＭ_δＦ ^２＋η_δＧＭ_δＧ ^２）×δ_Ａ＋η_δＧＭ_δＧ／（η_δＦＭ_δＦ ^２＋η_δＧＭ_δＧ ^２）×δ_Ｍ

【0037】

ただし、η_δＦとη_δＧは正の実数であり、δ_Ｍをδ_Ｆとδ_Ｇとに配分する割合を調整するために用いられる。また、δ_Ｆとδ_Ｇなどはそれぞれ目標とする状態からの偏差を示す量である。δ_Ｆとδ_Ｇの操作によって得られる角加速度Ｍは、Ｍ＝Ｍ_δＦδ_Ｆ＋Ｍ_δＧδ_Ｇとなるが、上式を代入すると、Ｍ＝δ_Ｍとなり、δ_Ａを含まない。すなわち、並進加速度生成疑似舵角指令δ_Ａは、重心ＧＣ周りに角加速度（モーメントと等価）を発生しないようにδ_Ｆとδ_Ｇに配分される。上述した計算は舵角配分部３５の実装の一例であり、他の計算や計算以外の操作・処理も可能である。上式をδ_Ａとδ_Ｍについて解くと次のようになる。

【0038】

［数３］
δ_Ａ＝η_δＧＭ_δＧδ_Ｆ－η_δＦＭ_δＦδ_Ｇ
δ_Ｍ＝Ｍ_δＦδ_Ｆ＋Ｍ_δＧδ_Ｇ

【0039】

本式は二つの疑似舵角指令δ_Ａ、δ_Ｍが二つの物理的な舵角δ_Ｆとδ_Ｇによってどのように定義されるかを示しているが、舵角配分部３５で行う計算・操作と二つの疑似舵角指令の定義は一対一に対応することになる。

【0040】

このように、本実施の形態のシステム１００によれば、重心ＧＣを挟んで上下に配置されたエンジン１３のジンバル機構１４及び姿勢制御フィン１５の舵角を適宜制御して直接力を発生させ、水平方向への並進加速度を制御することができる。ジンバル機構１４及び姿勢制御フィン１５により舵角を制御することで並進加速度を制御することができるので、並進移動のための特殊なエンジンを追加することなく、並進移動を正確に制御することができる。また、ジンバル機構１４に与える舵角、及び姿勢制御フィン１５に与える舵角は、並進加速度配分部３３、及び舵角配分部３５での、計測装置群２０で計測された物理量に従い適切に配分されるので、重心ＧＣ周りのモーメントの釣り合いをとりつつ、ロケット１の姿勢を変えることなく、ロケット１の速度ベクトルに垂直な方向(水平方向）に推力を発生させ、並進運動を制御することが可能になる（図４参照）。

【0041】

本実施の形態によれば、ロケット１の機体姿勢の変更による揚力Ｌと推力Ｔの水平成分Ｔｈの変化と、姿勢を変えることなくジンバル機構１４と姿勢制御フィン１５から発生する直接力ΔＴｈ＋ΔＬを併用することによってロケット１を水平方向に移動させることが可能となる。一方、ロケット１の姿勢のみを制御してロケットの水平方向の移動を制御する場合、図８で説明したように、揚力Ｌと推力Ｔの水平成分Ｔｈとが釣り合ってしまい、その結果、ロケットが左右のどちらにも動くことができない期間（無効期間）が生じることを回避することは難しい。この無効期間が長いと、図５の比較例に示すように、ロケットの姿勢変更により経路制御が不可能となるため、ロケット１の機体１１は風の影響を受け、経路にばらつきが生じ、着陸地点の誤差も大きくなり得る。一方、本実施の形態によれば、このような無効期間の発生が回避又は抑制されるため、経路のバラつきは抑制され、着陸地点の誤差も抑制される（図６参照）。また、特許文献２のように、追加のスラスタも必要ないので、製造コストは抑制され得る。なお、図５、及び図６は、数百通りの風を想定したロケットの飛行経路及び着陸位置のシミュレーション結果を示すグラフである。

【0042】

なお、姿勢制御フィン１５による制御は、ロケット１の速度が所定値以上である場合にのみ有効である。このため、ロケット１の地表面への着陸寸前の、速度が遅い期間においては、姿勢制御フィン１５は有効でないため、ジンバル機構１４のみによって並進移動を維持するよう制御がなされる。具体的には、角加速度生成疑似舵角指令は、ジンバル機構１４の舵角にのみ変換され、姿勢制御フィン１５の舵角は制御されない。また、並進加速度生成疑似舵角指令はゼロにされ、この期間では、機体１１の姿勢変更のみによって並進運動を制御する従来の制御システムと等価となる。上で述べた計算式を用いれば、この期間での配分も適切に行われ、特別な配慮は不要である。

【0043】

［第２の実施の形態］
次に、図７を参照して、第２の実施の形態に係るロケット制御システムを説明する。この第２の実施の形態のロケット制御システムは、第１の実施の形態と同様に、重心ＧＣの上下にエンジン１３及び姿勢制御フィン１５を備え、その舵角を制御することによりロケットの着陸時における並進移動を制御するシステムである。システム１００の全体構成は第１の実施の形態（図２）と同様であるので、重複する説明は省略する。この第２の実施の形態のシステムは、演算制御装置３０での演算処理が、第１の実施の形態とは異なっている。

【0044】

図７の制御ブロック図を参照して、演算制御装置３０によって実行される演算処理の詳細を説明する。この第２の実施の形態の演算制御装置３０は、第１の実施の形態の対気姿勢・風擾乱加速度推定部３２に代えて、風擾乱加速度推定部３２Ａを備えている。この第２の実施の形態の演算制御装置３０は、第１の実施の形態とは異なり、対気姿勢の推定は行わず、代わりに計測装置群２０からの計測結果に従って対気姿勢を演算し、そのデータを風擾乱加速度推定部３２Ａ及び姿勢制御部３４に供給する。風擾乱加速度推定部３２Ａは、対気姿勢の演算結果に加え、計測装置群２０で計測された各種物理量（位置、速度、加速度、姿勢、角速度等）に従い、風に起因する風擾乱加速度を推定し、加算器に供給する。この点は第１の実施の形態と同一である。この第２の実施の形態によっても、第１の実施の形態と同等の効果を得ることができる。

【0045】

本発明は上記した実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を加えることも可能である。また、各実施形態の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。

【符号の説明】

【0046】

１…ロケット、１１…機体、１２…降着装置、１３…エンジン、１４…ジンバル機構、１５…姿勢制御フィン（空力舵面）、ＧＣ…重心、２０…計測装置群、３０…演算制御装置、４０…ジンバルアクチュエータ、５０…フィンアクチュエータ。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】