JP2024063398A - 飛翔体発射装置及び飛翔体発射方法 - Google Patents

Abstract

【課題】海上の艦船から発射する場合にも、飛翔体を目標位置により正確に到達させ得る飛翔体発射装置を提供する。【解決手段】装置は、飛翔体発射機と、計測システムと、制御装置とを備え、制御装置は、到達位置偏差演算部及び評価部と、角度偏差演算部及び評価部と、偏差総合評価部とを備え、到達位置偏差演算部は、計測システムにより計測された飛翔体発射機の運動パラメータと感度表とに基づき飛翔体の到達位置偏差を演算し、評価部は、到達位置偏差が許容値以下である場合に真理値１の信号を出力し、角度偏差演算部は、計測システムにより計測された飛翔体発射機の角速度と発射遅延時間とに基づき飛翔体の角度偏差を演算し、評価部は、角度偏差が許容値以下である場合に真理値１の信号を出力し、偏差総合評価部は、両評価部から出力される信号の真理値がいずれも１である場合に、飛翔体発射機に対して発射指令信号を出力する。【選択図】図１

Description

本開示は、飛翔体発射装置及び飛翔体発射方法に関する。

飛翔体を発射する場合、まず、飛翔体発射機を、飛翔体が目標位置に到達するような状態にする必要がある。具体的には、飛翔体発射機の方位角及び迎角が、飛翔体を目標位置に到達させるような値に設定される。

飛翔体発射機の方位角及び迎角の設定値は、地球に固定された座標系（以下、地球座標系）において実行される飛翔体の弾道シミュレーションに基づいて決定される。

飛翔体を地上から発射する場合、飛翔体発射機の方位角及び迎角を、上述した弾道シミュレーションに基づく値に設定すれば、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができる。

一方、飛翔体を海上の艦船から発射する場合、海上の艦船は波浪の影響により常に揺動しているため、問題が生じる。この場合、飛翔体発射機は艦船に固定されているため、その方位角及び迎角は、艦船に固定された座標系（以下、艦船座標系）において定義される角度である。艦船座標系が地球座標系と完全に一致していれば、地上から発射する場合と同様に、飛翔体発射機の方位角及び迎角を、上述した弾道シミュレーションに基づく値に設定すれば、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができる。

しかしながら、艦船座標系と地球座標系との完全な一致は、瞬間的に生じることはあるものの、通常、両座標系の間には、ずれが存在する。したがって、艦船座標系において定義される飛翔体発射機の方位角及び迎角を、地球座標系において実行された弾道シミュレーションに基づく値に設定しても、上述したずれの故に、飛翔体を目標位置に正確に到達させることはできない。

このような問題に対処するために、特許文献１は、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができるよう、艦船座標系と地球座標系とのずれ角を検出する手段を設け、検出されたずれ角に基づいて飛翔体発射機の方位角及び迎角を修正する技術を提案している。

特開平１－３１２３９８号公報

特許文献１が開示する技術において、飛翔体を目標位置に正確に到達させることを目的として、飛翔体発射機の方位角及び迎角を修正するために考慮されているのは、艦船座標系と地球座標系とのずれ角のみである。

しかしながら、飛翔体発射機を搭載した艦船は、たとえ推進装置による推進が行われていない場合であっても、海流及び／又は潮流の影響により海上を並進運動し、その位置及び速度が時々刻々と変化する。この並進運動による艦船の位置及び速度の変化を考慮することなく発射した場合、飛翔体は、その分だけ目標位置からずれた位置に到達することになってしまう。

また、飛翔体発射機が発射指令信号を受信してから、飛翔体が飛翔体発射機を離れて飛翔を開始するまでには、若干の時間が経過するため、この間に艦船が揺動していた場合には、それに起因して方位角及び迎角の更なるずれが生じてしまう。この方位角及び迎角の更なるずれを考慮することなく発射した場合にも、飛翔体は、その分だけ目標位置からずれた位置に到達することになってしまう。

本開示は、以上のような問題に鑑みてなされたものであって、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができる飛翔体発射装置及び飛翔体発射方法を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本開示の第１の態様の飛翔体発射装置は、飛翔体発射機と、角速度を含む前記飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測する計測システムと、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータに基づいて、所定の条件が満たされた場合に前記飛翔体発射機に対して発射指令信号を出力するように構成された制御装置と、を備え、前記制御装置は、到達位置偏差演算部及び到達位置偏差評価部と、角度偏差演算部及び角度偏差評価部と、偏差総合評価部と、を備え、前記到達位置偏差演算部は、それぞれの前記運動パラメータの偏差と当該偏差に起因する飛翔体の到達位置の偏差との関係が対応付けて記録された感度表と、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータと、に基づいて、前記飛翔体の到達位置偏差を演算し、前記到達位置偏差評価部は、前記到達位置偏差演算部によって算出された前記到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、前記角度偏差演算部は、前記計測システムによって計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算し、前記角度偏差評価部は、前記角度偏差演算部によって算出された前記角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、前記偏差総合評価部は、前記到達位置偏差評価部から出力される信号の真理値、及び、前記角度偏差評価部から出力される信号の真理値が、いずれも１である場合に、前記発射指令信号を出力するように構成されている。

本開示の第２の態様の飛翔体発射装置において、前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される。

本開示の第１の態様の飛翔体発射方法は、以下のステップを含む。
（ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
（ｂ）前記複数の運動パラメータを計測するステップ
（ｃ）前記感度表と、計測された前記運動パラメータの前記基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、前記飛翔体の実際の到達位置の前記基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
（ｄ）計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算するステップ
（ｅ）算出された前記実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｆ）算出された前記角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、前記飛翔体発射機に対して前記飛翔体の発射を指令するステップ

本開示の第２の態様の飛翔体発射方法において、前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される。

本開示によれば、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができるという、優れた効果を得ることができる。

本開示の実施形態の飛翔体発射装置を示すブロック図である。

以下、本開示の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。

図１は、本開示の実施形態の飛翔体発射装置を示すブロック図である。

飛翔体発射装置１は、飛翔体発射機１０及び制御装置２０を備えている。

飛翔体発射機１０は、図示は省略するが、鉛直軸の周りを回転するように構成された台座と、飛翔体を収容した状態で台座に対して上下方向に回動するように構成された発射筒（又は滑走台）と、を備えている。台座が鉛直軸の周りを回転することにより、飛翔体の発射時における方位角が調整され、発射筒が台座に対して上下方向に回動することにより、飛翔体の発射時における迎角が調整される。

飛翔体発射機１０は、計測システム１５を備えている。計測システム１５は、飛翔体発射機１０の以下の運動パラメータ（複数の運動パラメータ）を計測するように構成されている。
（１）発射機位置
飛翔体発射機１０のＸ方向の位置Ｘ、及び、Ｙ方向の位置Ｙである。ここで、Ｘ方向、Ｙ方向は、それぞれ、地球に固定された座標系（地球座標系）における東西方向、南北方向である。
（２）発射機速度
飛翔体発射機１０の移動速度のＸ方向（同上）の成分Ｖｘ、及び、Ｙ方向（同上）の成分Ｖｙである。
（３）発射機角速度
飛翔体発射機１０のロール軸（水平面上において第１の方向に延びる軸）、ピッチ軸（水平面上において第１の方向に対して垂直な第２の方向に延びる軸）及びヨー軸（鉛直軸）のそれぞれの周りの回転運動の角速度ω_Ｒ、ω_Ｐ、ω_Ｙである。これらの角速度は、地球座標系を基準として計測される。
（４）発射機角度
飛翔体発射機１０の方位角θ及び迎角φである。これらの角度は、飛翔体発射機１０、したがって飛翔体発射装置１が搭載される艦船（図示省略）に固定された座標系（艦船座標系）において定義される。

計測システム１５は、例えばGPS/INS複合システムであることができる。GPS/INS複合システムは、GPS（Global Positioning System；全地球測位システム）とINS（Inertial Navigation System；慣性航法システム）から成るシステムである。この場合、上記（１）～（４）の運動パラメータのうち、（１）及び（２）の運動パラメータはGPSによって、（３）及び（４）の運動パラメータはINSによって、それぞれ計測される。

なお、計測システム１５は、GPS/INS複合システムに限定されず、上述した運動パラメータ（１）～（４）を計測することができる限り、任意のシステムであることができる。

計測システム１５は、計測した上記運動パラメータを、後述する制御装置２０の到達位置偏差演算部２１及び角度偏差演算部２３へ出力する。

制御装置２０は、到達位置偏差演算部２１及び到達位置偏差評価部２２と、角度偏差演算部２３及び角度偏差評価部２４と、偏差総合評価部２５と、を備え、後述するように、計測システム１５から入力される運動パラメータに基づいて演算及び評価を行い、所定の条件が満たされる場合に、飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するように構成されている。

なお、制御装置２０は、計測システム１５から入力される（４）の運動パラメータ（発射機角度；飛翔体発射機１０の方位角θ及び迎角φ）の計測値が、設定値（すなわち、地球座標系において実行される飛翔体の弾道シミュレーションに基づいて決定された、飛翔体を目標位置に到達させるような値）に一致するよう、飛翔体発射機１０の台座及び発射筒を操作する機能も有している。

到達位置偏差演算部２１は、飛翔体発射機１０の計測システム１５から入力された上記運動パラメータの計測値を用いて、到達位置偏差、すなわち飛翔体の到達位置と後述する基準到達位置との偏差を演算する。

到達位置偏差の演算は、到達位置偏差演算部２１内の記憶装置（図示省略）に記憶された感度表に基づいて行われる。

感度表は、予め行われる飛翔体の弾道シミュレーションの結果に基づいて作成される。この弾道シミュレーションを行うにあたっては、上述した運動パラメータのそれぞれについて、基準値が設定される。そして、全ての運動パラメータがそれぞれの基準値に等しいという条件の下で弾道シミュレーションが行われ、飛翔体の到達位置（基準到達位置）が算出される。次いで、運動パラメータごとに、当該運動パラメータとその基準値との間に偏差が生じたと仮定して弾道シミュレーションが行われ、飛翔体の到達位置が算出される。そして、運動パラメータごとに、仮定された偏差と、飛翔体の到達位置と基準到達位置との偏差、すなわち到達位置偏差とが、対応付けられた状態で感度表に記録される。

例えば、運動パラメータＰ_ｉの基準値がＰ_ｉ，ｒであり、全ての運動パラメータＰ_ｉ（ｉ＝１～ｎ）がそれぞれの基準値Ｐ_ｉ，ｒに等しいという条件の下で行われた弾道シミュレーションにより算出された飛翔体の到達位置（基準到達位置）が（Ｘ_ｒ，Ｙ_ｒ）であったとする。また、ｉ＝１～ｎのそれぞれについて、運動パラメータＰ_ｉの値をＰ_ｉ，ｒ＋ΔＰ_ｉ（ΔＰ_ｉ：偏差）として行われた弾道シミュレーションにより算出された飛翔体の到達位置が（Ｘ_ｒ＋ΔＸ_ｉ，Ｙ_ｒ＋ΔＹ_ｉ）であったとする。この場合、感度表には、運動パラメータＰ_ｉ（ｉ＝１～ｎ）のそれぞれについて、仮定された偏差ΔＰ_ｉと、到達位置偏差（ΔＸ_ｉ，ΔＹ_ｉ）とが、互いに対応付けられた状態で記録される。

上述した感度表によれば、運動パラメータＰ_ｉが基準値Ｐ_ｉ，ｒからΔＰ_ｉだけずれると、飛翔体は、全ての運動パラメータＰ_ｉ（ｉ＝１～ｎ）がそれぞれの基準値Ｐ_ｉ，ｒに等しい場合に実現される基準到達位置から、（ΔＸ_ｉ，ΔＹ_ｉ）だけずれた位置に到達することになることが分かる。

到達位置偏差演算部２１は、計測システム１５から入力された運動パラメータの計測値Ｐ_ｉ，ｍ（ｉ＝１～ｎ）と、感度表に記録された各運動パラメータの基準値Ｐ_ｉ，ｒ（ｉ＝１～ｎ）とに基づいて、まず、以下の式（１）により、ｉ＝１～ｎのそれぞれについて、両者の偏差（実偏差）ΔＰ_ｉ，ａを算出する。
ΔＰ_ｉ，ａ＝Ｐ_ｉ，ｍ－Ｐ_ｉ，ｒ（ｉ＝１～ｎ） （１）

次いで、到達位置偏差演算部２１は、感度表に記録された偏差ΔＰ_ｉと到達位置偏差（ΔＸ_ｉ，ΔＹ_ｉ）との関係に基づいて、以下の式（２－１）及び（２－２）により、飛翔体の実際の到達位置と基準到達位置との偏差（実到達位置偏差）（ΔＸ_ａ，ΔＹ_ａ）を算出する。
ΔＸ_ａ＝Σ［（ΔＰ_ｉ，ａ／ΔＰ_ｉ）×ΔＸ_ｉ］ （２－１）
ΔＹ_ａ＝Σ［（ΔＰ_ｉ，ａ／ΔＰ_ｉ）×ΔＹ_ｉ］ （２－２）
ただし、記載を省略しているが、式（２－１）及び（２－２）における総和（Σ）は、ｉ＝１～ｎについて取るものとする。

到達位置偏差演算部２１において算出された実到達位置偏差（ΔＸ_ａ，ΔＹ_ａ）は、到達位置偏差評価部２２へ出力される。

到達位置偏差評価部２２は、実到達位置偏差（ΔＸ_ａ，ΔＹ_ａ）の絶対値が実到達位置偏差最大許容値（ΔＸ_{ａ，ｍａｘ}，ΔＹ_{ａ，ｍａｘ}）以下であるか否か、すなわち以下の式（３－１）及び（３－２）が満たされるか否かを評価する（ここで、ΔＸ_{ａ，ｍａｘ}＞０、ΔＹ_{ａ，ｍａｘ}＞０である）。
｜ΔＸ_ａ｜≦ΔＸ_{ａ，ｍａｘ} （３－１）
｜ΔＹ_ａ｜≦ΔＹ_{ａ，ｍａｘ} （３－２）
そして、式（３－１）及び（３－２）の両方が満たされる場合、到達位置偏差評価部２２は、真理値１（真）の信号を、偏差総合評価部２５へ出力する。なお、式（３－１）及び（３－２）のうち少なくとも一方が満たされない場合、到達位置偏差評価部２２は、真理値０（偽）の信号を偏差総合評価部２５へ出力する。

次に、角度偏差演算部２３は、計測システム１５から入力された発射機角速度（ω_Ｒ，ω_Ｐ，ω_Ｙ）の計測値に基づいて、以下の式（４－１）～（４－３）により、角度偏差（Δθ_Ｒ，Δθ_Ｐ，Δθ_Ｙ）を算出する。
Δθ_Ｒ＝ω_Ｒ×（Ｔ_ｃ＋Ｔ_ｋ） （４－１）
Δθ_Ｐ＝ω_Ｐ×（Ｔ_ｃ＋Ｔ_ｋ） （４－２）
Δθ_Ｙ＝ω_Ｙ×（Ｔ_ｃ＋Ｔ_ｋ） （４－３）

ここで、Ｔ_ｃは、飛翔体発射機１０が発射指令信号Ｌを受信してから飛翔体の推進薬の点火までに要する時間、Ｔ_ｋは、飛翔体の推進薬の点火から飛翔体が発射筒を離れて飛翔を開始するまでに要する時間であり、いずれも、飛翔体と飛翔体発射機１０との組み合わせに固有の定数である。すなわち、（Ｔ_ｃ＋Ｔ_ｋ）は、発射指令信号Ｌの受信から、飛翔体が発射筒を離れて飛翔を開始するまでの遅延時間（発射遅延時間）である。したがって、角度偏差（Δθ_Ｒ，Δθ_Ｐ，Δθ_Ｙ）は、発射遅延時間（Ｔ_ｃ＋Ｔ_ｋ）の間に飛翔体発射機１０が揺動していた場合（すなわち、ω_Ｒ、ω_Ｐ、ω_Ｙが０でない場合）に、当該揺動に起因して生じる角度の偏差である。

角度偏差演算部２３において算出された角度偏差（Δθ_Ｒ，Δθ_Ｐ，Δθ_Ｙ）は、角度偏差評価部２４へ出力される。

角度偏差評価部２４は、角度偏差（Δθ_Ｒ，Δθ_Ｐ，Δθ_Ｙ）の絶対値が角度偏差最大許容値（Δθ_{Ｒ，ｍａｘ}，Δθ_{Ｐ，ｍａｘ}，Δθ_{Ｙ，ｍａｘ}）以下であるか否か、すなわち以下の式（５－１）～（５－３）が満たされるか否かを評価する（ここで、Δθ_{Ｒ，ｍａｘ}＞０、Δθ_{Ｐ，ｍａｘ}＞０、Δθ_{Ｙ，ｍａｘ}＞０である）。
｜Δθ_Ｒ｜≦Δθ_{Ｒ，ｍａｘ} （５－１）
｜Δθ_Ｐ｜≦Δθ_{Ｐ，ｍａｘ} （５－２）
｜Δθ_Ｙ｜≦Δθ_{Ｙ，ｍａｘ} （５－３）
そして、式（５－１）～（５－３）の全てが満たされる場合、角度偏差評価部２４は、真理値１（真）の信号を、偏差総合評価部２５へ出力する。なお、式（５－１）～（５－３）のうち少なくとも一つが満たされない場合、角度偏差評価部２４は、真理値０（偽）の信号を偏差総合評価部２５へ出力する。

上述したように到達位置偏差評価部２２及び角度偏差評価部２４のそれぞれから出力された信号は、偏差総合評価部２５に入力される。偏差総合評価部２５は、実質的に論理積（ＡＮＤ）演算回路として構成されており、到達位置偏差評価部２２から入力される信号の真理値及び角度偏差評価部２４から入力される信号の真理値が共に１（真）の場合のみ、飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力する。なお、到達位置偏差評価部２２から入力される信号の真理値及び角度偏差評価部２４から入力される信号の真理値のうち少なくとも一方が０（偽）である場合、偏差総合評価部２５から飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌは出力されない。

このように、飛翔体発射機１０の運動に起因する到達位置偏差の絶対値、及び、飛翔体発射機１０からの飛翔体の発射遅延時間に起因する角度偏差絶対値が、共に最大許容値以下である場合にのみ飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌが出力されるように構成されていることにより、本開示の実施形態の飛翔体発射装置１によれば、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができるという優れた効果を得ることができる。

なお、本開示の実施形態の飛翔体発射装置１による飛翔体発射方法は、以下のステップを含むものである。
（ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
（ｂ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測するステップ
（ｃ）感度表と、計測された運動パラメータの基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、飛翔体の実際の到達位置の基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
（ｄ）計測された角速度と、飛翔体発射機と飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する飛翔体の角度偏差を演算するステップ
（ｅ）算出された実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｆ）算出された角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、飛翔体発射機に対して飛翔体の発射を指令するステップ

本開示の実施形態は、上述したものに限定されない。例えば、制御装置２０を、到達位置偏差演算部２１及び到達位置偏差評価部２２のみを備えるものとして構成し、到達位置偏差演算部２１において算出された実到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合にのみ、到達位置偏差評価部２２が飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するようにしてもよい。同様に、制御装置２０を、角度偏差演算部２３及び角度偏差評価部２４のみを備えるものとして構成し、角度偏差演算部２３において算出された角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合にのみ、角度偏差評価部２４が飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するようにしてもよい。

１ 飛翔体発射装置
１０ 飛翔体発射機
１５ 計測システム
２０ 制御装置
２１ 到達位置偏差演算部
２２ 到達位置偏差評価部
２３ 角度偏差演算部
２４ 角度偏差評価部
２５ 偏差総合評価部

Claims (4)

1. 飛翔体発射機と、
   角速度を含む前記飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測する計測システムと、
   前記計測システムによって計測された前記運動パラメータに基づいて、所定の条件が満たされた場合に前記飛翔体発射機に対して発射指令信号を出力するように構成された制御装置と、
   を備える飛翔体発射装置であって、
   前記制御装置は、
   到達位置偏差演算部及び到達位置偏差評価部と、
   角度偏差演算部及び角度偏差評価部と、
   偏差総合評価部と、
   を備え、
   前記到達位置偏差演算部は、それぞれの前記運動パラメータの偏差と当該偏差に起因する飛翔体の到達位置の偏差との関係が対応付けて記録された感度表と、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータと、に基づいて、前記飛翔体の到達位置偏差を演算し、
   前記到達位置偏差評価部は、前記到達位置偏差演算部によって算出された前記到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、
   前記角度偏差演算部は、前記計測システムによって計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算し、
   前記角度偏差評価部は、前記角度偏差演算部によって算出された前記角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、
   前記偏差総合評価部は、前記到達位置偏差評価部から出力される信号の真理値、及び、前記角度偏差評価部から出力される信号の真理値が、いずれも１である場合に、前記発射指令信号を出力するように構成されている、飛翔体発射装置。
2. 前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、
   前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される、
   ことを特徴とする、請求項１に記載の飛翔体発射装置。
3. 以下のステップを含む飛翔体発射方法。
   （ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
   （ｂ）前記複数の運動パラメータを計測するステップ
   （ｃ）前記感度表と、計測された前記運動パラメータの前記基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、前記飛翔体の実際の到達位置の前記基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
   （ｄ）計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算するステップ
   （ｅ）算出された前記実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
   （ｆ）算出された前記角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
   （ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、前記飛翔体発射機に対して前記飛翔体の発射を指令するステップ
4. 前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、
   前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される、
   ことを特徴とする、請求項３に記載の飛翔体発射方法。

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