JP2016182874A

JP2016182874A - リエントリ宇宙機誘導制御システム

Info

Publication number: JP2016182874A
Application number: JP2015064055A
Authority: JP
Inventors: 鈴木　啓介; Keisuke Suzuki; 鈴木　　啓介
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2015-03-26
Filing date: 2015-03-26
Publication date: 2016-10-20

Abstract

【課題】リエントリ宇宙機の大気圏再突入時において、アブレータの損耗状態を把握し空力特性値を最新化することによって、リエントリ宇宙機を所望の落下点に誘導可能なリエントリ宇宙機誘導制御システムを提供する。
【解決手段】損耗レート測定器６は、アブレータ損耗センサ２からアブレータの損耗情報を入力して損耗レートを算出し、アブレータ損耗センサ２の配置位置と共に空力特性演算部１１に出力する。空力特性演算部１１は、入力した姿勢情報と配置された位置毎のアブレータの損耗レートを用いて、リエントリ宇宙機の空力特性値を更新し、最新のものとする。誘導制御演算部１０は最新化した空力特性値と、目標落下位置情報５０と、現在位置情報５１を用いて、リエントリ宇宙機の誘導計算を実行する。誘導制御演算部１０は誘導計算の結果をもとに、スラスタ等のアクチュエータ５を動作させる。
【選択図】図２

Description

本発明は、宇宙船等の宇宙機が宇宙空間から大気圏に進入する際に、宇宙機を目標地点に誘導する誘導制御システムに関する。

地上から打ち上げられ、地球の周回軌道を周回した後、周回軌道から地球に帰還する宇宙機（以下、リエントリ宇宙機という）は、宇宙空間から大気圏へ再突入する際に高温状態に晒される。この高温状態は、宇宙空間を飛行していたリエントリ宇宙機の運動エネルギーが大気抵抗によって熱エネルギーに変わることによって生じる。
リエントリ宇宙機は宇宙機の内部を適切な温度に保つため、アブレータを備えている。アブレータは表面の化学反応によるエネルギーの置き換えによって内部への熱の侵入を防ぐものであり、化学反応を伴った損耗によって熱防御の機能を果たしている（例えば、特許文献１、非特許文献１参照）。

米国特許第8,069,001号公報

George W.Brandon,Jr. Heat-Shield Ablation Measurements Using Radioisotope Techniques, NATIONAL AERONAUTICS AND SPACE ADMINISTRATION WASHINGTON,D.C. MARCH 1966

大気圏へ再突入したリエントリ宇宙機は、アブレータの損耗によって、空気力学特性において無視できない程度の表面上の変化を生じる。表面上の変化は空気力学的特性の変化をもたらし、リエントリ宇宙機を所望の目標地点へ落下させる際の障害となる。
従来のリエントリ宇宙機の目標落下点は、アブレータの損耗による誘導制御の誤差によるズレなどを考慮し、数メートル規模のリエントリ宇宙機の大きさに対して、直径数十キロにもわたる落下範囲を確保している。
このように目標の落下点に対し、実際に起こり得る落下点が広い範囲に分布していると、リエントリ宇宙機を回収するための車両、航空機、人員等を広く配置せねばならず、費用を要す。
また、落下点の地表の状況によってはリエントリ宇宙機が想定外の衝撃を受け大破することもある。また、広大な海域に着水した場合、リエントリ宇宙機の発見が遅れ、リエントリ宇宙機が海中に沈んでしまい回収不能となることも想定される。

リエントリ宇宙機を目標地点に落下させるためには、リエントリ宇宙機の誘導制御部でアブレータの損耗による空気力学的特性の変化を把握し、リエントリ宇宙機の誘導制御計算機に登録されている空力特性値を飛行中に最新化する必要がある。
空力特性値の最新化が必要となる理由は、アブレータの損耗が進むと形状変化に伴い質量や重心の変化が生じるためである。空力特性値を最新化しない場合には、異なる空力特性値により制御することになるため、落下点への誘導制御に誤差が生じる。
このように、目標地点に落下させるためには最新化された空力特性値を使い誘導制御を実施する必要がある。リエントリ宇宙機の誘導制御としては、例えばスラスターを用いた推進剤の噴射により、姿勢の制御や降下軌道の微調整を行うことが可能である。

従来、アブレータの損耗状態を計測するアブレータ内蔵型センサが提案されている。しかしながら、リエントリ宇宙機を所望の落下点に落下させるためには、アブレータの損耗状態を飛行中に誘導制御部に反映する誘導制御システムが必要となる。

本発明は係る課題を解決するためになされたものであり、アブレータの損耗状態を把握し空力特性値を最新化することによって、リエントリ宇宙機を所望の落下点に誘導可能なリエントリ宇宙機誘導制御システムを提供することを目的とする。

この発明に係るリエントリ宇宙機誘導制御システムは、宇宙空間から大気圏へ再突入する宇宙機を目標落下点に誘導するリエントリ宇宙機誘導制御システムであって、大気圏突入時のヒートシールド機能を有するアブレータに内臓され、前記アブレータの損耗度合を計測するアブレータ損耗センサと、前記アブレータ損耗センサが出力する前記アブレータの損耗度合をもとに、アブレータの損耗レートを算出し、前記損耗レートと前記アブレータの配置位置とを関連付けして出力する損耗レート測定器と、リエントリ宇宙機の姿勢情報と前記アブレータの損耗レートと前記消耗レートに関連付けされた前記配置位置をもとに、リエントリ宇宙機の空力特性を演算し更新する空力特性演算部と、更新されたリエントリ宇宙機の空力特性と目標落下点と現在位置情報から、リエントリ宇宙機の誘導制御を行う誘導制御演算部を備える。

この発明によれば、大気圏再突入時のアブレータの損耗状態を誘導制御部に反映し、アブレータの損耗状態を基にリエントリ宇宙機の空力特性値を最新化しながら誘導制御を実施することができる。これにより、大気圏再突入時において、リエントリ宇宙機は飛行中に絶えずアブレータの損耗状態を確認しながら降下軌道を微調整できるので、目標落下点への誘導制御の精度が向上し、より確実に落下点の制御を実現することができる。

本発明の実施の形態によるリエントリ宇宙機誘導制御システムの構成を説明する概略図である。本発明の実施の形態によるリエントリ宇宙機誘導制御システムの構成を示すブロック図である。本発明の実施の形態によるリエントリ宇宙機誘導制御システムの動作の一例を示すフローチャートである。

実施の形態．
以下、本発明の実施の形態によるリエントリ宇宙機誘導制御システム１００について、図を用いて説明する。以下では、リエントリ宇宙機誘導制御システム１００を地球の大気圏再突入時のリエントリ宇宙機に適用した場合について説明する。

図１は、本実施の形態によるリエントリ宇宙機１の概略構成を示すものである。リエントリ宇宙機１は、大気圏突入時の熱環境からリエントリ宇宙機１を保護するヒートシールドの機能を有するアブレータ（ablator）３と、アブレータ３の損耗度合を測定するアブレータ損耗センサ２と、リエントリ宇宙機１の姿勢角を測定する姿勢センサ７（図示せず）と、目標落下位置情報、現在位置情報、アブレータ３の損耗情報、リエントリ宇宙機１の姿勢情報等を入力して、リエントリ宇宙機１を目標落下位置に誘導する誘導制御計算機４(以下、計算機４とよぶ)とを備える。

アブレータ３はリエントリ宇宙機１の底面部全体に設けられる。底面部を地上側に向けて大気圏に突入した際に、底面部に設けられたアブレータ３の材質が変化することで熱を吸収し、機体本体への熱の流入を防ぐ。

アブレータ損耗センサ２はアブレータ３に埋め込まれたセンサで、アブレータ３の損耗度合を計測する。図１では、アブレータ損耗センサ２は底面部に１個設置されているが、アブレータ損耗センサ２の配置数、配置場所、配置方向は用途に応じて変えることができる。例えば、センサ２の配置数を増やすことで、より多くの位置でアブレータ３の損耗を測定することが可能となり、飛行中のリエントリ宇宙機１の空気力学的特性の変化をより正確に測定することができる。

誘導制御計算機４はリエントリ宇宙機の誘導制御の計算を行う。

図２は、本実施の形態によるリエントリ宇宙機誘導制御システム１００の構成を示すブロック図である。
誘導制御計算機４は、誘導制御演算部１０と空力特性演算部１１を備える。空力特性演算部１１は、姿勢センサ７からリエントリ宇宙機１の姿勢情報を入力する。損耗レート測定器６は、アブレータ損耗センサ２からアブレータ３の損耗情報を入力して損耗レートを算出し、アブレータ損耗センサ２の配置位置と共に空力特性演算部１１に出力する。空力特性演算部１１は、入力した姿勢情報と配置された位置毎のアブレータ３の損耗レートを用いて、リエントリ宇宙機１の空力特性値を更新し、最新のものとする。
誘導制御演算部１０は最新化した空力特性値と、目標落下位置情報５０と、現在位置情報５１を用いて、リエントリ宇宙機の誘導計算を実行する。
誘導制御演算部１０は誘導計算の結果をもとに、スラスタ等のアクチュエータ５を動作させる。

図３は、リエントリ宇宙機１がアブレータの損耗状態を誘導制御へ反映するまでの流れを示したフローチャートである。以下、フローチャートに従って、リエントリ宇宙機誘導制御システムが行う誘導制御の動作を説明する。

リエントリ宇宙機１のアブレータ３の表面がリエントリ時に損耗すると（Ｓ１００）、アブレータ３に内蔵されているアブレータ損耗センサ２が外部環境に晒される。

外部環境に晒されたアブレータ損耗センサ２は、アブレータ３と同様に外部の熱環境により損耗する。
この際、アブレータ損耗センサ２は、アブレータ３と同速度で損耗する物質を使用する。アブレータ損耗センサ２はアブレータ３と同速度で損耗しながらアブレータ３の損耗を測定する（Ｓ１０１）。

アブレータ損耗センサ２の測定値は、例えばケーブルや無線電波を用いて損耗レート測定器６に伝送され、損耗レート測定器６においてアブレータ３の損耗レートが算出される。損耗レート測定器６は、前述の通り、アブレータ３の損耗レートをアブレータ３の配置位置と関連付けして誘導制御計算機４に出力する。
誘導制御計算機４はアブレータ損耗センサ２の測定値をもとに、リエントリ宇宙機１の空力特性値を演算し最新のものとする（Ｓ１０２）。

誘導制御計算機４は最新化された空力特性値を用い、リエントリ宇宙機１の誘導制御を実行する（Ｓ１０３）。

このように本実施の形態に係るリエントリ宇宙機誘導制御システムは、大気圏突入時のヒートシールドの機能を有するアブレータ３に内臓されるアブレータ損耗センサ２と、アブレータ損耗センサ３の損耗度合によりアブレータ３の損耗レートを算出し、損耗レートをアブレータ３の配置位置と関連付けして出力する損耗レート測定器６と、リエントリ宇宙機の姿勢情報とアブレータ３の損耗レートとアブレータ３の配置位置をもとにリエントリ宇宙機１の空力特性の最新状態を演算し更新する空力特性演算部１１と、最新のリエントリ宇宙機１の空力特性と目標落下位置情報と現在位置情報から、リエントリ宇宙機１の誘導制御を行う誘導制御演算部１０を備え、リエントリ宇宙機１のヒートシールドであるアブレータ３の飛行中の損耗状態をリアルタイムに計測して、空力特性の演算に反映できるようにした。

これにより、最新のアブレータ３の形状をもとにリエントリ宇宙機１の空力特性を演算し誘導制御を行うことができるので、目標落下点への誘導制御の精度が向上し、より精度よくリエントリ宇宙機１を目標落下点に落下させることができる。

１リエントリ宇宙機、２アブレータ損耗センサ、３アブレータ、４誘導制御計算機、５アクチュエータ、６損耗レート測定器、７姿勢センサ、１０誘導制御演算部、１１空力特性演算部、５０目標落下位置情報、５１現在位置情報、１００リエントリ宇宙機誘導制御システム

Claims

宇宙空間から大気圏へ再突入する宇宙機を目標落下点に誘導するリエントリ宇宙機誘導制御システムであって、
大気圏突入時のヒートシールド機能を有するアブレータに内臓され、前記アブレータの損耗度合を計測するアブレータ損耗センサと、
前記アブレータ損耗センサが出力する前記アブレータの損耗度合をもとに、アブレータの損耗レートを算出し、前記損耗レートと前記アブレータの配置位置とを関連付けして出力する損耗レート測定器と、
リエントリ宇宙機の姿勢情報と前記アブレータの損耗レートと前記消耗レートに関連付けされた前記配置位置をもとに、リエントリ宇宙機の空力特性を演算し更新する空力特性演算部と、
更新されたリエントリ宇宙機の空力特性と目標落下点と現在位置情報から、リエントリ宇宙機の誘導制御を行う誘導制御演算部と、
を備えることを特徴とするリエントリ宇宙機誘導制御システム。
前記アブレータ損耗センサは、前記アブレータと同速度で損耗する物質からなり、
前記アブレータ損耗センサの損耗度合を、前記アブレータの損耗度合として計測することを特徴とする請求項１記載のリエントリ宇宙機誘導制御システム。
前記空力特性演算部は、前記リエントリ宇宙機が大気圏に突入し地上に落下するまでの間、前記リエントリ宇宙機の空力特性を繰り返し演算して最新の空力特性に更新し、
前記誘導制御演算部は、更新された最新の空力特性を用いて誘導制御を行うことを特徴とする請求項１、２いずれか記載のリエントリ宇宙機誘導制御システム。