JP3641660B2 - 飛行体の垂直着陸制御指令装置 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、推力ロケットエンジンを装備したロケット等の飛行体の垂直着陸を制御するために利用する垂直着陸制御指令装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケット等の飛行体が、宇宙空間から地上、月、または惑星などの天体表面に自動で垂直着陸する際の、従来の方法は、アポロ月着陸船で実現された着陸制御にみられるように、ロケットエンジンの推力の大きさの指令と、推力の働く方向の指令を、飛行体の現在の位置と速度に基づいて発生させている（文献１）。
（文献１）A.R.KLUMPP,APOLLO LUNAR DESCENT GUIDANCE,Automatica vol10 No.2
Ｐ１３３ 〜146,1974年5 月
しかし、ロケットなどの飛行体では、エンジンの取付け位置や取付角度のずれや、飛行体自身の質量中心の変動などに起因する外乱が発生する。
【０００３】
また、再使用などの目的で地上に垂直着陸するロケットでは、空気力が外乱として作用する。
このような状況下では、現在の位置と速度のみに基づく指令方法では、目標点に高精度で垂直着陸することは容易ではない。
【０００４】
そのため、アポロの月着陸の着陸直前の操作は人間が行なっている。
また、着陸運動を開始する前、または着陸運動中に、飛行体の異常や着陸点近傍の安全のための退避行動、その他の理由で、任意の現在位置から空間内の別の指定点（空中の）へ、指定した状態（位置、速度）で、自動的かつ推進剤の消費量を最小化しつつ、迅速に飛行体を移行させることも必要である。しかし、その制御装置は存在しない（文献１）。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
飛行体の現在位置と速度に基づいて、エンジン推力の大きさと方向の制御指令を出す従来の方式では、飛行体を自動で高精度に垂直着陸させることは容易ではない。
【０００６】
着陸前の飛行中に、退避行動その他の理由で、飛行体を現在の状態から任意の別の状態に移行させる必要が生じた場合、自動的に推進剤消費量を最小化しつつ、迅速に実現する指令装置が必要である。
【０００７】
本発明は、機体の現在位置、速度および加速度に基づいて、エンジン推力と方向の制御指令を出すことにより、自動的に垂直着陸ができるとともに、着陸前の飛行中の任意の状態から、あらかじめ定めた空間内の任意の状態へ、自動的に迅速に飛行体を移行させることができる装置を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
（第１の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
推力の大きさを変更することができるロケットエンジンを有する飛行体において、
飛行体の現在位置、速度、加速度を検出する運動状態検出器（２０）と、
予め指定された順あるいは外部からのモード指示に従って垂直着陸運動に関連するモードとして、着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）、着陸モードに入る前段階又は着陸モードでの飛行中に飛行体を退避飛行に移行させる遷移運動モード（ｃ）のいずれかを指示する処理モード指示部（２）と、
前記処理モード指示部（２）で指示されたモードに対応した目標点の状態を地球その他天体表面に原点をおく座標系で表示した位置、速度、加速度を目標点までの時間の関数として設定する目標状態設定部（３）と、
前記処理モード指示部（２）で着陸モード（ａ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、加速度信号、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の着陸制御用エンジン推力加速度指令を発生する第１の指令発生部（４）と、
前記処理モード指示部（２）で空間停止モード（ｂ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の空間停止制御用エンジン推力加速度指令を発生する第２の指令発生部（５）と、
前記処理モード指示部（２）で遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態、及び推進剤の消費量最小化の最適制御理論に基づいて現時点で飛行体が有すべき遷移運動制御用推力指令及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する第３の指令発生部（６）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）が指示された場合に動作し、前記第１の指令発生部（４）からの信号と、第２の指令発生部（５）からの信号と、機体質量推定部（８）により推定された現在の機体質量推定値に基づいて、推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する推力および推力方向指令発生部（７０）と、
現時点以前の推力指令に基づいて現在の機体質量を推定する機体質量推定部（８）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）あるいは空間停止モード（ｂ）が指示された場合、前記推力および推力方向指令発生部（７０）から出力される推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力し、遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記第３の指令発生部（６）から出力される遷移運動制御用推力及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力する切換器Ｓ（９）と、
を具備したことを特徴とする。
（第２の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
ロケットエンジンの推力方向が、機体の姿勢と１対１の対応関係にある場合には、第１の手段において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令を飛行体の姿勢指令に変換する姿勢指令部（１０）を付加することを特徴とする。
（第３の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
ロケットエンジンを飛行体（１００）への取付点まわりでエンジンノズル（１２）とアクチュエータ（１３）で傾けることができる場合には、第１の手段において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令をエンジン舵角指令に変換するエンジン舵角指令部（１１）を付加するたことを特徴とする。
【０００９】
すなわち、
（１）推力可変ロケットエンジンを装備した飛行体（座標系の定義は図８参照）の内部に垂直着陸制御指令装置基本部１を装備する。
（２）垂直着陸制御指令装置基本部１は、飛行体が装備する各種の運動状態検出器（センサ）２０の検出信号から生成される飛行体の現在位置、速度、加速度信号に基づいてロケットエンジンの推力の大きさの指令と推力方向の指令を発生する。
【００１０】
通常の場合、飛行モードは飛行前にあらかじめ指定した順に自動で実現されるが、必要に応じて外部からモード指示を可能とする機能を付与する。
（３）各処理モード指示部２の指示に従って、現在のモードが、
（ａ）着陸モード、
（ｂ）空間停止モード、
（ｃ）遷移運動モード、
のうちから選択され、目標状態設定部３でモードに対応した目標点の状態を選択設定される。
（４）着陸モードでは、着陸制御用加速度指令発生部４が飛行体の現在位置、速度、加速度に基づいて高精度垂直着陸実現のために現時点で飛行体が有するべき三軸の加速度信号を発生させる。
【００１１】
空間停止モードでは、目標点の位置、速度を保持するために、空間停止制御用加速度指令発生部５が、飛行体の現在位置と速度に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の加速度信号を発生する。
【００１２】
遷移運動モードでは、着陸モードに入る前段階において、または着陸モードでの飛行中に飛行体の異常や着陸点近傍の安全などの理由で退避飛行に移行するような場合において、あらかじめ指定した退避点へ到達するために、遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部６が飛行体の現在位置と速度に基づいて、現時点で飛行体が有すべき推力の大きさの指令と二軸（ＸおよびＺ）の推力方向指令を直接発生する。
【００１３】
推力方向指令は推力軸方向余弦で表示する。
なお、空間停止モードと遷移運動モードでは、その目的によっては現在位置と速度に基づく制御で十分な場合もある。
（５）着陸モードおよび空間停止モードでは、三軸に加速度信号を推力指令とに軸の推力方向指令に変換する必要がある。
【００１４】
機体質量推定部８は、現時点以前の推力指令から質量（この場合ロケットエンジンの推進剤残量）を推定することにより機体質量を推定する。
推力および推力方向指令発生部７０は、現在の機体質量推定値と三軸の加速度信号に基づいて、推力指令と二軸（Ｘ，Ｚ）の推力方向指令を発生する。
（６）切換器Ｓは、
着陸モードと空間停止モードではＡ側をオンとし、
遷移運動モードではＢ側をオンとする。
（７）飛行前、または飛行中にモードが指定されると、目標状態が設定される。その後は、あらかじめ指定した処理時間間隔Δｔc で、指令発生部６０、７０からの指令を繰返して実行して、現在の推力指令と推力方向指令を更新する（図４参照）。
【００１５】
【発明の実施の形態】
（第１の実施の形態）
本発明装置の第１の実施の形態を図１、４、５、６、７、８に示す。
図１は本発明装置の基本構成を示す。
【００１６】
図４は本発明装置の処理のフローチャートを示す。
図５はエンジン推力加速度を導く関数ｆの説明図。
図６は目標点到達時刻での速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＹ要素の説明図。
【００１７】
図７は目標点到達時刻での速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＸ，Ｚ要素の説明図。
図８は座標系等の定義を示す図である。
【００１８】
前記図において、
（１）処理モード指示部２は、飛行体内部の状態のモニタ結果または外部からのモード指示に基づいて、垂直着陸運動に関連するモードとして
（ａ）着陸モード、
（ｂ）空間停止モード、
（ｃ）遷移運動モード、
のうちの１つを選択指示する。
（２）目標状態設定部３は、各モードに対応した目標点（例として着陸地点、空間の一点など）の状態として、図８で定義される地球その他天体表面に原点をおく座標系で表示した位置（￣ｒT ）、速度（￣ｖT ）、加速度（￣ａt ）を目標点までの時間の関数として設定する。
【００１９】
なお、記号上の（￣）は３次元ベクトルを示す。（￣ａT ）はモード（ａ）の場合のみである。
この数値は発生器１の内部にあらかじめ記憶されている。
【００２０】
加速度（￣ａT ）については、便宜上天体の重力成分を含むものとする。
また、モード（ａ）および（ｂ）の時は、目標点への到達時間（すなわち制御終了時間）Ｔの初期値Ｔ0 も設定する。
（３）飛行体の現在位置（￣ｒ）、速度（￣ｖ）、加速度（￣ａ）（（￣ａ）の定義には（￣ａT ）と同様重力成分を含む）が、目標点と同様に図８で定義される座標系で飛行体に装備した検出器のデータに基づいて与えられる。
（４）着陸制御用加速度指令発生部４は、着陸モードの現在の三軸加速度信号として線形最適制御理論から導かれる次の繰返し式によるエンジン推力加速度ａtiを発生させる。
【００２１】
ａti（Ｋ）＝ｆi （ｒi ，ｖi ，ａi ）・Δｔc ＋ａti（Ｋ−１）、
ただし ｉ＝Ｘ，Ｙ，Ｚ、
ｆi （ｒi ，ｖi ，ａi ）は、ｒi ，ｖi ，ａi の関数で定められる値を示し、その詳細を図５に示す。
【００２２】
また、下付添字Ｘ，Ｙ，Ｚはベクトルの成分を表す。
Ｋは、現サイクルの値を示し、
Ｋ−１は、１つ前のサイクルの値を示す。
【００２３】
Δｔc は、サイクルの時間間隔である。
繰返し式の初期値ａti（０）は、当該モード開始時のエンジン推力速度である。
（５）空間停止制御用加速度指令発生部５は、次の式によるエンジン推力加速度ａti（Ｋ）を発生させる。
【００２４】
ａti（Ｋ）＝ｈi （δｒi ，δｖi ，δｗi （Ｋ）），
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｙ，Ｚ
ここでδｗ（０）は、δｗ＝∫δｒd の積分から、δｒの積分の初期値を意味する。
【００２５】
ただし、δ（￣ｒ）＝（￣ｒ）−（￣ｒT ），
δ（￣ｖ）＝（￣ｖ）−（￣ｖT ），
δ（￣ｗ）（Ｋ）＝δ（￣ｒ）・Δｔc ＋δ（￣ｗ）（Ｋ−１）、
であり、ｈi はδｒi ，δｖi ，δｗi （Ｋ）に関する線形関数である。
（例）、
ｈi ＝Ｋ3iδｖi −Ｋ2iδｒi −Ｋ1iδｗi （Ｋ），
ただし、Ｋ1i，Ｋ2i，Ｋ3iは定数、
（６）遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部６は、推進剤の消費量最小化の最適制御理論を応用して、次のように推力の大きさ指令と、推力方向指令を発生させる。
【００２６】
遷移運動の制御指令は、推力の大きさの最大値Ｔmax で正規化したベクトル量ｕで表示する。そして、
ｕの絶対値を推力の大きさ指令とし、
ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）を推力の方向指令として、
エンジン本体に与えることにより、ベクトル量としての指令ｕを実現する。
【００２７】
この場合、ｕの絶対値は、推力軸の方向の鉛直からの傾きは小さい（１０度以下）という前提を（実用性を失うことなく）想定し、ｙ方向の運動から求める。
そして、下記のｔ1 ，ｔ2 もｙ方向の運動から求める。
【００２８】
Ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）はＹ方向とＺ方向の運動から求める。
（６−１）ｕの絶対値を求める方法。
推力指令をＹ軸の運動制御処理で発生させる。
【００２９】
モード設定時に、現在の状態と目標状態を比較して、バング・バング制御の推力指令を初期設定する（バング・バング制御とは下記のｕのパターンのような制御方法のことをいう）。
【００３０】
ｔ＝０を現在の時刻、ｔ1 をｕ＝ｕ2 への切換え時刻、ｔ1 ＋ｔ2 を目標点到達時刻とする。
正規化推力指令ｕ（０≦ｕ≦１）のパターンを次のように定める。
【００３１】
０≦ｔ≦ｔ1 で ｕ＝ｕ1
ｔ1 ＜ｔ≦ｔ1 ＋ｔ2 で ｕ＝ｕ2
ただし、ｕ＝ｔc ／Ｔmax （推力指令値とエンジン最大推力の比）、
ｕ1 は定数、
ｕ2 は後述のように推力指令切換え前までは定数で、
その後は処理で値を定められる変数となる。
【００３２】
定めた推力指令ｕのパターンと現在位置、速度から目標点の位置、速度がＹ軸方向運動方程式の解析解として次のような形で表示される（図６参照）。
ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｐY （ｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 ）
ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｑY （ｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 ）
ただし、ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）と，ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）は、未定の目標点到達時刻ｔ1 ＋ｔ2 でのｖY と、ｒY の予測値である。
【００３３】
ｐY とｑY は、それぞれｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 の関数で表されることを示す。推力指令切換え前（ｔ1 に到達前）のフェーズでは、ｕ1 ，ｕ2 を固定して、ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）とｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）が目標値に一致するように、すなわち、
δｖY ＝ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｖTY＝０
δｒY ＝ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｒTY＝０
となるようにｔ1 とｔ2 の組を定めることができる。
【００３４】
その定める方法は、ニュートン法その他の繰返し法による。
この時、現在の推力指令をＴc ＝ｕ1 Ｔmax として発生させる。
推力指令切換え後（ｔ1 以降）は、ｐY ，ｑY ともにｔ2 とｕ2 の関数形で表示されるため、δｖY ＝０，δｒY ＝０を満たすｔ2 とｕ2 の組を同様な繰返し法で定めることができる。
【００３５】
このことから、現在の推力指令Ｔc ＝ｕ2 Ｔmax を発生させる。
（６−２）Ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）を求める方法。
Ｙ軸と組み合わせた最適制御理論の応用により、Ｘ軸とＺ軸の運動制御処理に基づいて推力指令を発生する。
【００３６】
準最適制御パターン（準最適とは簡略化のための近似をして導かれたことを意味する。）として、Ｘ，Ｚ軸推力方向指令を次式で設定する。
ｕi ＝ｄi ＋ｅi ・ｔ，
ただし、０≦ｔ≦ｔ1 ＋ｔ2 ，
ｉ＝Ｘ，Ｚ
Ｙ軸方向の処理を行うことにより、現時点でのｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 は既知であり、上記で設定した推力方向指令のパターンを用いてＸ軸とＺ軸の運動方程式の解析解を求めることができる。
【００３７】
これを次式で表示する（図７参照）。
ｖi （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｐi （ｄi ，ｅi ），
ｒi （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｑi （ｄi ，ｅi ），
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｚ
ここで、ｐi （ｄi ，ｅi ），ｑi （ｄi ，ｅi ）は未定定数であり、ｄi ，ｅi の関数で表示されることを意味する。
【００３８】
この解析的予測値が、目標値と一致するように、定数の組ｄi ，ｅi を決めることができる。すなわち、以下をみたす定数の組を決めることができる。
δｖi ＝ｖi （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｖTi＝０
δｒi ＝ｒi （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｒTi＝０，
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｚ
現時点の推力方向指令は、ｔ＝０として、
ｕX ＝ｄX 、
ｕZ ＝ｄZ 、
を発生させる。
（７）推力および推力方向指令発生部７０は、モード（ａ）（ｂ）の場合に動作し、推力加速度ベクトル（￣ａt ）と機体の質量推定値ｍ（Ｋ）に基づいて推力指令を、
Ｔc ＝ｍ（Ｋ）｜￣ａt ｜、
で算出し、結果をエンジン出力制限範囲（Ｔmin ≦Ｔc ≦ＴMAX ）内の値に制限する。
【００３９】
制限されたＴc に対応する｜￣ａt ｜を逆算して、
推力方向指令ｕX ＝ａtX／｜￣ａt ｜，
ｕZ ＝ａtz／｜￣ａt ｜，
を発生させる。
（８）機体質量推定部８は、現在の機体質量ｍ（Ｋ）を、以前の推力指令と機体質量の関数形、
ｍ（Ｋ）＝Ｍ（Ｔc （Ｋ−１），ｍ（Ｋ−１）），
で推定する。
【００４０】
関数Ｍの簡易例は、
Ｍ＝ｍ（Ｋ−１）−（１／ｃ）Ｔc （Ｋ−１）・Δｔc ，
である。
【００４１】
ここにＣはエンジンに依存する定数である。
（９）図４に、処理のフローチャートを示す。
図４において、ステップＳ3 〜Ｓ12は同一モード継続時には、時間Δｔc 毎に繰返し処理される。
【００４２】
Δｔc は、ステップＳ3 （モード分岐）〜ステップＳ12（推力指令、推力方向指令出力）の部分を繰返し、演算する際の演算時間間隔であり、すべて同一の定数である。
【００４３】
ただし、モードによってはΔｔc の値を変更することができるという意味では自由度がある。
（第２の実施の形態）
本発明の第２の実施の形態を図２および図９に示す。
【００４４】
第２の実施の形態は、ロケットエンジンが飛行体に固定して取付けられている場合に使用するものである。
第２の実施の形態では、ロケットエンジンの推力方向が機体の姿勢と１対１の対応関係にあるため、第１の実施の形態の垂直着陸制御指令装置基本部１に、推力方向指令から飛行体の姿勢指令に変換するための姿勢指令部１０を付加したものである。
【００４５】
姿勢指令部１０の出力は、二軸の姿勢角指令（ピッチ軸およびヨー軸まわりの姿勢制御）である。
その方式としては、ＵX ，ＵZ を姿勢角に変換するものである。
【００４６】
飛行体の質量中心を原点とする任意の飛行体の固定座標系と、着陸点の固定座標系の関係は、オイラー角などで表される。
たとえば、飛行体の中心線上にエンジンが固定的に取付けられていれば、着陸点の固定座標系のＸ軸に対する推力軸（機体中心軸）の姿勢角ψ，θ´として図９のように変換される。
【００４７】
姿勢角の変化は、姿勢制御用の補助エンジン又はガスジェットエンジン（図示省略）により行なう。
（第３の実施の形態）
本発明の第３の実施の形態を図３に示す。
【００４８】
第３の実施の形態は、ロケットエンジンが、飛行体１００への取付点のまわりで、エンジンノズル１２とアクチュエータ１３により、傾けること（シンバリング）ができる場合に使用するものである。
【００４９】
第３の実施の形態では、第１の実施の形態の垂直着陸制御指令装置基本部１に、推力方向指令からエンジン舵角（エンジンノズルの傾け角）指令に変換するエンジン舵角指令部１１を、付加したものである。
この機能の実現には現在の飛行体の姿勢情報を必要とする（図４のＳ4 、Ｓ5 、Ｓ6 参照）。
【００５０】
エンジン舵角指令部１１の出力は、二軸のエンジン舵角指令であり、エンジンの推力方向を傾けること（シンバリング）により、飛行体のピッチ軸およびヨ軸まわりの姿勢制御を行なう。
【００５１】
【発明の効果】
本発明は前述のように構成されているので、以下に記載するような効果を奏する。
（１）飛行体の現在位置、速度、加速度に基づいて制御指令を出力することにより、地上または天体上への自動垂直着陸を実現することができる。
（２）着陸運動中または着陸動作に入る前に、飛行体の異常や、着陸点近傍の安全上の問題その他で、退避または移動が必要な場合、空間内の指定された点へ指定した状態で、自動移行することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る装置を示す図。
【図２】本発明の第２の実施の形態に係る装置を示す図。
【図３】本発明の第３の実施の形態に係る装置を示す図。
【図４】本発明の処理のフローチャートを示す図。
【図５】エンジンの推力加速度を導く関数ｆの説明図。
【図６】目標点到達時刻での、速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＹ要素の説明図。
【図７】目標点到達時刻での、速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＸ，Ｚ要素の説明図。
【図８】座標系等の定義を示す図（その１）。
【図９】座標系等の定義を示す図（その２）。
【符号の説明】
１…垂直着陸制御指令装置基本部（発生器）、
２…処理モード指示部、
３…目標状態設定部、
４…着陸制御用加速度指令発生部、
５…空間停止制御用加速度指令発生部、
６…遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部、
８…機体質量推定部、
９…切換器Ｓ、
１０…姿勢指令部、
１１…エンジン舵角指令部、
１２…エンジンノズル、
１３…アクチュエータ、
２０…運動状態検出部（センサ）、
６０…第１指令発生部、
７０…第２指令発生部（推力および推力方向指令発生部）、
１００…飛行体。
【発明の属する技術分野】
本発明は、推力ロケットエンジンを装備したロケット等の飛行体の垂直着陸を制御するために利用する垂直着陸制御指令装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケット等の飛行体が、宇宙空間から地上、月、または惑星などの天体表面に自動で垂直着陸する際の、従来の方法は、アポロ月着陸船で実現された着陸制御にみられるように、ロケットエンジンの推力の大きさの指令と、推力の働く方向の指令を、飛行体の現在の位置と速度に基づいて発生させている（文献１）。
（文献１）A.R.KLUMPP,APOLLO LUNAR DESCENT GUIDANCE,Automatica vol10 No.2
Ｐ１３３ 〜146,1974年5 月
しかし、ロケットなどの飛行体では、エンジンの取付け位置や取付角度のずれや、飛行体自身の質量中心の変動などに起因する外乱が発生する。
【０００３】
また、再使用などの目的で地上に垂直着陸するロケットでは、空気力が外乱として作用する。
このような状況下では、現在の位置と速度のみに基づく指令方法では、目標点に高精度で垂直着陸することは容易ではない。
【０００４】
そのため、アポロの月着陸の着陸直前の操作は人間が行なっている。
また、着陸運動を開始する前、または着陸運動中に、飛行体の異常や着陸点近傍の安全のための退避行動、その他の理由で、任意の現在位置から空間内の別の指定点（空中の）へ、指定した状態（位置、速度）で、自動的かつ推進剤の消費量を最小化しつつ、迅速に飛行体を移行させることも必要である。しかし、その制御装置は存在しない（文献１）。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
飛行体の現在位置と速度に基づいて、エンジン推力の大きさと方向の制御指令を出す従来の方式では、飛行体を自動で高精度に垂直着陸させることは容易ではない。
【０００６】
着陸前の飛行中に、退避行動その他の理由で、飛行体を現在の状態から任意の別の状態に移行させる必要が生じた場合、自動的に推進剤消費量を最小化しつつ、迅速に実現する指令装置が必要である。
【０００７】
本発明は、機体の現在位置、速度および加速度に基づいて、エンジン推力と方向の制御指令を出すことにより、自動的に垂直着陸ができるとともに、着陸前の飛行中の任意の状態から、あらかじめ定めた空間内の任意の状態へ、自動的に迅速に飛行体を移行させることができる装置を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
（第１の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
推力の大きさを変更することができるロケットエンジンを有する飛行体において、
飛行体の現在位置、速度、加速度を検出する運動状態検出器（２０）と、
予め指定された順あるいは外部からのモード指示に従って垂直着陸運動に関連するモードとして、着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）、着陸モードに入る前段階又は着陸モードでの飛行中に飛行体を退避飛行に移行させる遷移運動モード（ｃ）のいずれかを指示する処理モード指示部（２）と、
前記処理モード指示部（２）で指示されたモードに対応した目標点の状態を地球その他天体表面に原点をおく座標系で表示した位置、速度、加速度を目標点までの時間の関数として設定する目標状態設定部（３）と、
前記処理モード指示部（２）で着陸モード（ａ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、加速度信号、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の着陸制御用エンジン推力加速度指令を発生する第１の指令発生部（４）と、
前記処理モード指示部（２）で空間停止モード（ｂ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の空間停止制御用エンジン推力加速度指令を発生する第２の指令発生部（５）と、
前記処理モード指示部（２）で遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態、及び推進剤の消費量最小化の最適制御理論に基づいて現時点で飛行体が有すべき遷移運動制御用推力指令及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する第３の指令発生部（６）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）が指示された場合に動作し、前記第１の指令発生部（４）からの信号と、第２の指令発生部（５）からの信号と、機体質量推定部（８）により推定された現在の機体質量推定値に基づいて、推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する推力および推力方向指令発生部（７０）と、
現時点以前の推力指令に基づいて現在の機体質量を推定する機体質量推定部（８）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）あるいは空間停止モード（ｂ）が指示された場合、前記推力および推力方向指令発生部（７０）から出力される推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力し、遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記第３の指令発生部（６）から出力される遷移運動制御用推力及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力する切換器Ｓ（９）と、
を具備したことを特徴とする。
（第２の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
ロケットエンジンの推力方向が、機体の姿勢と１対１の対応関係にある場合には、第１の手段において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令を飛行体の姿勢指令に変換する姿勢指令部（１０）を付加することを特徴とする。
（第３の手段）
本発明に係る飛行体の垂直着陸制御指令装置は、
ロケットエンジンを飛行体（１００）への取付点まわりでエンジンノズル（１２）とアクチュエータ（１３）で傾けることができる場合には、第１の手段において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令をエンジン舵角指令に変換するエンジン舵角指令部（１１）を付加するたことを特徴とする。
【０００９】
すなわち、
（１）推力可変ロケットエンジンを装備した飛行体（座標系の定義は図８参照）の内部に垂直着陸制御指令装置基本部１を装備する。
（２）垂直着陸制御指令装置基本部１は、飛行体が装備する各種の運動状態検出器（センサ）２０の検出信号から生成される飛行体の現在位置、速度、加速度信号に基づいてロケットエンジンの推力の大きさの指令と推力方向の指令を発生する。
【００１０】
通常の場合、飛行モードは飛行前にあらかじめ指定した順に自動で実現されるが、必要に応じて外部からモード指示を可能とする機能を付与する。
（３）各処理モード指示部２の指示に従って、現在のモードが、
（ａ）着陸モード、
（ｂ）空間停止モード、
（ｃ）遷移運動モード、
のうちから選択され、目標状態設定部３でモードに対応した目標点の状態を選択設定される。
（４）着陸モードでは、着陸制御用加速度指令発生部４が飛行体の現在位置、速度、加速度に基づいて高精度垂直着陸実現のために現時点で飛行体が有するべき三軸の加速度信号を発生させる。
【００１１】
空間停止モードでは、目標点の位置、速度を保持するために、空間停止制御用加速度指令発生部５が、飛行体の現在位置と速度に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の加速度信号を発生する。
【００１２】
遷移運動モードでは、着陸モードに入る前段階において、または着陸モードでの飛行中に飛行体の異常や着陸点近傍の安全などの理由で退避飛行に移行するような場合において、あらかじめ指定した退避点へ到達するために、遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部６が飛行体の現在位置と速度に基づいて、現時点で飛行体が有すべき推力の大きさの指令と二軸（ＸおよびＺ）の推力方向指令を直接発生する。
【００１３】
推力方向指令は推力軸方向余弦で表示する。
なお、空間停止モードと遷移運動モードでは、その目的によっては現在位置と速度に基づく制御で十分な場合もある。
（５）着陸モードおよび空間停止モードでは、三軸に加速度信号を推力指令とに軸の推力方向指令に変換する必要がある。
【００１４】
機体質量推定部８は、現時点以前の推力指令から質量（この場合ロケットエンジンの推進剤残量）を推定することにより機体質量を推定する。
推力および推力方向指令発生部７０は、現在の機体質量推定値と三軸の加速度信号に基づいて、推力指令と二軸（Ｘ，Ｚ）の推力方向指令を発生する。
（６）切換器Ｓは、
着陸モードと空間停止モードではＡ側をオンとし、
遷移運動モードではＢ側をオンとする。
（７）飛行前、または飛行中にモードが指定されると、目標状態が設定される。その後は、あらかじめ指定した処理時間間隔Δｔc で、指令発生部６０、７０からの指令を繰返して実行して、現在の推力指令と推力方向指令を更新する（図４参照）。
【００１５】
【発明の実施の形態】
（第１の実施の形態）
本発明装置の第１の実施の形態を図１、４、５、６、７、８に示す。
図１は本発明装置の基本構成を示す。
【００１６】
図４は本発明装置の処理のフローチャートを示す。
図５はエンジン推力加速度を導く関数ｆの説明図。
図６は目標点到達時刻での速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＹ要素の説明図。
【００１７】
図７は目標点到達時刻での速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＸ，Ｚ要素の説明図。
図８は座標系等の定義を示す図である。
【００１８】
前記図において、
（１）処理モード指示部２は、飛行体内部の状態のモニタ結果または外部からのモード指示に基づいて、垂直着陸運動に関連するモードとして
（ａ）着陸モード、
（ｂ）空間停止モード、
（ｃ）遷移運動モード、
のうちの１つを選択指示する。
（２）目標状態設定部３は、各モードに対応した目標点（例として着陸地点、空間の一点など）の状態として、図８で定義される地球その他天体表面に原点をおく座標系で表示した位置（￣ｒT ）、速度（￣ｖT ）、加速度（￣ａt ）を目標点までの時間の関数として設定する。
【００１９】
なお、記号上の（￣）は３次元ベクトルを示す。（￣ａT ）はモード（ａ）の場合のみである。
この数値は発生器１の内部にあらかじめ記憶されている。
【００２０】
加速度（￣ａT ）については、便宜上天体の重力成分を含むものとする。
また、モード（ａ）および（ｂ）の時は、目標点への到達時間（すなわち制御終了時間）Ｔの初期値Ｔ0 も設定する。
（３）飛行体の現在位置（￣ｒ）、速度（￣ｖ）、加速度（￣ａ）（（￣ａ）の定義には（￣ａT ）と同様重力成分を含む）が、目標点と同様に図８で定義される座標系で飛行体に装備した検出器のデータに基づいて与えられる。
（４）着陸制御用加速度指令発生部４は、着陸モードの現在の三軸加速度信号として線形最適制御理論から導かれる次の繰返し式によるエンジン推力加速度ａtiを発生させる。
【００２１】
ａti（Ｋ）＝ｆi （ｒi ，ｖi ，ａi ）・Δｔc ＋ａti（Ｋ−１）、
ただし ｉ＝Ｘ，Ｙ，Ｚ、
ｆi （ｒi ，ｖi ，ａi ）は、ｒi ，ｖi ，ａi の関数で定められる値を示し、その詳細を図５に示す。
【００２２】
また、下付添字Ｘ，Ｙ，Ｚはベクトルの成分を表す。
Ｋは、現サイクルの値を示し、
Ｋ−１は、１つ前のサイクルの値を示す。
【００２３】
Δｔc は、サイクルの時間間隔である。
繰返し式の初期値ａti（０）は、当該モード開始時のエンジン推力速度である。
（５）空間停止制御用加速度指令発生部５は、次の式によるエンジン推力加速度ａti（Ｋ）を発生させる。
【００２４】
ａti（Ｋ）＝ｈi （δｒi ，δｖi ，δｗi （Ｋ）），
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｙ，Ｚ
ここでδｗ（０）は、δｗ＝∫δｒd の積分から、δｒの積分の初期値を意味する。
【００２５】
ただし、δ（￣ｒ）＝（￣ｒ）−（￣ｒT ），
δ（￣ｖ）＝（￣ｖ）−（￣ｖT ），
δ（￣ｗ）（Ｋ）＝δ（￣ｒ）・Δｔc ＋δ（￣ｗ）（Ｋ−１）、
であり、ｈi はδｒi ，δｖi ，δｗi （Ｋ）に関する線形関数である。
（例）、
ｈi ＝Ｋ3iδｖi −Ｋ2iδｒi −Ｋ1iδｗi （Ｋ），
ただし、Ｋ1i，Ｋ2i，Ｋ3iは定数、
（６）遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部６は、推進剤の消費量最小化の最適制御理論を応用して、次のように推力の大きさ指令と、推力方向指令を発生させる。
【００２６】
遷移運動の制御指令は、推力の大きさの最大値Ｔmax で正規化したベクトル量ｕで表示する。そして、
ｕの絶対値を推力の大きさ指令とし、
ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）を推力の方向指令として、
エンジン本体に与えることにより、ベクトル量としての指令ｕを実現する。
【００２７】
この場合、ｕの絶対値は、推力軸の方向の鉛直からの傾きは小さい（１０度以下）という前提を（実用性を失うことなく）想定し、ｙ方向の運動から求める。
そして、下記のｔ1 ，ｔ2 もｙ方向の運動から求める。
【００２８】
Ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）はＹ方向とＺ方向の運動から求める。
（６−１）ｕの絶対値を求める方法。
推力指令をＹ軸の運動制御処理で発生させる。
【００２９】
モード設定時に、現在の状態と目標状態を比較して、バング・バング制御の推力指令を初期設定する（バング・バング制御とは下記のｕのパターンのような制御方法のことをいう）。
【００３０】
ｔ＝０を現在の時刻、ｔ1 をｕ＝ｕ2 への切換え時刻、ｔ1 ＋ｔ2 を目標点到達時刻とする。
正規化推力指令ｕ（０≦ｕ≦１）のパターンを次のように定める。
【００３１】
０≦ｔ≦ｔ1 で ｕ＝ｕ1
ｔ1 ＜ｔ≦ｔ1 ＋ｔ2 で ｕ＝ｕ2
ただし、ｕ＝ｔc ／Ｔmax （推力指令値とエンジン最大推力の比）、
ｕ1 は定数、
ｕ2 は後述のように推力指令切換え前までは定数で、
その後は処理で値を定められる変数となる。
【００３２】
定めた推力指令ｕのパターンと現在位置、速度から目標点の位置、速度がＹ軸方向運動方程式の解析解として次のような形で表示される（図６参照）。
ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｐY （ｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 ）
ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｑY （ｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 ）
ただし、ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）と，ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）は、未定の目標点到達時刻ｔ1 ＋ｔ2 でのｖY と、ｒY の予測値である。
【００３３】
ｐY とｑY は、それぞれｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 の関数で表されることを示す。推力指令切換え前（ｔ1 に到達前）のフェーズでは、ｕ1 ，ｕ2 を固定して、ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）とｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）が目標値に一致するように、すなわち、
δｖY ＝ｖY （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｖTY＝０
δｒY ＝ｒY （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｒTY＝０
となるようにｔ1 とｔ2 の組を定めることができる。
【００３４】
その定める方法は、ニュートン法その他の繰返し法による。
この時、現在の推力指令をＴc ＝ｕ1 Ｔmax として発生させる。
推力指令切換え後（ｔ1 以降）は、ｐY ，ｑY ともにｔ2 とｕ2 の関数形で表示されるため、δｖY ＝０，δｒY ＝０を満たすｔ2 とｕ2 の組を同様な繰返し法で定めることができる。
【００３５】
このことから、現在の推力指令Ｔc ＝ｕ2 Ｔmax を発生させる。
（６−２）Ｕの水平方向成分（ＵX ，ＵZ ）を求める方法。
Ｙ軸と組み合わせた最適制御理論の応用により、Ｘ軸とＺ軸の運動制御処理に基づいて推力指令を発生する。
【００３６】
準最適制御パターン（準最適とは簡略化のための近似をして導かれたことを意味する。）として、Ｘ，Ｚ軸推力方向指令を次式で設定する。
ｕi ＝ｄi ＋ｅi ・ｔ，
ただし、０≦ｔ≦ｔ1 ＋ｔ2 ，
ｉ＝Ｘ，Ｚ
Ｙ軸方向の処理を行うことにより、現時点でのｔ1 ，ｔ2 ，ｕ1 ，ｕ2 は既知であり、上記で設定した推力方向指令のパターンを用いてＸ軸とＺ軸の運動方程式の解析解を求めることができる。
【００３７】
これを次式で表示する（図７参照）。
ｖi （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｐi （ｄi ，ｅi ），
ｒi （ｔ1 ＋ｔ2 ）＝ｑi （ｄi ，ｅi ），
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｚ
ここで、ｐi （ｄi ，ｅi ），ｑi （ｄi ，ｅi ）は未定定数であり、ｄi ，ｅi の関数で表示されることを意味する。
【００３８】
この解析的予測値が、目標値と一致するように、定数の組ｄi ，ｅi を決めることができる。すなわち、以下をみたす定数の組を決めることができる。
δｖi ＝ｖi （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｖTi＝０
δｒi ＝ｒi （ｔ1 ＋ｔ2 ）−ｒTi＝０，
ただし、ｉ＝Ｘ，Ｚ
現時点の推力方向指令は、ｔ＝０として、
ｕX ＝ｄX 、
ｕZ ＝ｄZ 、
を発生させる。
（７）推力および推力方向指令発生部７０は、モード（ａ）（ｂ）の場合に動作し、推力加速度ベクトル（￣ａt ）と機体の質量推定値ｍ（Ｋ）に基づいて推力指令を、
Ｔc ＝ｍ（Ｋ）｜￣ａt ｜、
で算出し、結果をエンジン出力制限範囲（Ｔmin ≦Ｔc ≦ＴMAX ）内の値に制限する。
【００３９】
制限されたＴc に対応する｜￣ａt ｜を逆算して、
推力方向指令ｕX ＝ａtX／｜￣ａt ｜，
ｕZ ＝ａtz／｜￣ａt ｜，
を発生させる。
（８）機体質量推定部８は、現在の機体質量ｍ（Ｋ）を、以前の推力指令と機体質量の関数形、
ｍ（Ｋ）＝Ｍ（Ｔc （Ｋ−１），ｍ（Ｋ−１）），
で推定する。
【００４０】
関数Ｍの簡易例は、
Ｍ＝ｍ（Ｋ−１）−（１／ｃ）Ｔc （Ｋ−１）・Δｔc ，
である。
【００４１】
ここにＣはエンジンに依存する定数である。
（９）図４に、処理のフローチャートを示す。
図４において、ステップＳ3 〜Ｓ12は同一モード継続時には、時間Δｔc 毎に繰返し処理される。
【００４２】
Δｔc は、ステップＳ3 （モード分岐）〜ステップＳ12（推力指令、推力方向指令出力）の部分を繰返し、演算する際の演算時間間隔であり、すべて同一の定数である。
【００４３】
ただし、モードによってはΔｔc の値を変更することができるという意味では自由度がある。
（第２の実施の形態）
本発明の第２の実施の形態を図２および図９に示す。
【００４４】
第２の実施の形態は、ロケットエンジンが飛行体に固定して取付けられている場合に使用するものである。
第２の実施の形態では、ロケットエンジンの推力方向が機体の姿勢と１対１の対応関係にあるため、第１の実施の形態の垂直着陸制御指令装置基本部１に、推力方向指令から飛行体の姿勢指令に変換するための姿勢指令部１０を付加したものである。
【００４５】
姿勢指令部１０の出力は、二軸の姿勢角指令（ピッチ軸およびヨー軸まわりの姿勢制御）である。
その方式としては、ＵX ，ＵZ を姿勢角に変換するものである。
【００４６】
飛行体の質量中心を原点とする任意の飛行体の固定座標系と、着陸点の固定座標系の関係は、オイラー角などで表される。
たとえば、飛行体の中心線上にエンジンが固定的に取付けられていれば、着陸点の固定座標系のＸ軸に対する推力軸（機体中心軸）の姿勢角ψ，θ´として図９のように変換される。
【００４７】
姿勢角の変化は、姿勢制御用の補助エンジン又はガスジェットエンジン（図示省略）により行なう。
（第３の実施の形態）
本発明の第３の実施の形態を図３に示す。
【００４８】
第３の実施の形態は、ロケットエンジンが、飛行体１００への取付点のまわりで、エンジンノズル１２とアクチュエータ１３により、傾けること（シンバリング）ができる場合に使用するものである。
【００４９】
第３の実施の形態では、第１の実施の形態の垂直着陸制御指令装置基本部１に、推力方向指令からエンジン舵角（エンジンノズルの傾け角）指令に変換するエンジン舵角指令部１１を、付加したものである。
この機能の実現には現在の飛行体の姿勢情報を必要とする（図４のＳ4 、Ｓ5 、Ｓ6 参照）。
【００５０】
エンジン舵角指令部１１の出力は、二軸のエンジン舵角指令であり、エンジンの推力方向を傾けること（シンバリング）により、飛行体のピッチ軸およびヨ軸まわりの姿勢制御を行なう。
【００５１】
【発明の効果】
本発明は前述のように構成されているので、以下に記載するような効果を奏する。
（１）飛行体の現在位置、速度、加速度に基づいて制御指令を出力することにより、地上または天体上への自動垂直着陸を実現することができる。
（２）着陸運動中または着陸動作に入る前に、飛行体の異常や、着陸点近傍の安全上の問題その他で、退避または移動が必要な場合、空間内の指定された点へ指定した状態で、自動移行することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る装置を示す図。
【図２】本発明の第２の実施の形態に係る装置を示す図。
【図３】本発明の第３の実施の形態に係る装置を示す図。
【図４】本発明の処理のフローチャートを示す図。
【図５】エンジンの推力加速度を導く関数ｆの説明図。
【図６】目標点到達時刻での、速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＹ要素の説明図。
【図７】目標点到達時刻での、速度と位置の予測値を算出する関数ｐ，ｑのＸ，Ｚ要素の説明図。
【図８】座標系等の定義を示す図（その１）。
【図９】座標系等の定義を示す図（その２）。
【符号の説明】
１…垂直着陸制御指令装置基本部（発生器）、
２…処理モード指示部、
３…目標状態設定部、
４…着陸制御用加速度指令発生部、
５…空間停止制御用加速度指令発生部、
６…遷移運動制御用推力および推力方向指令発生部、
８…機体質量推定部、
９…切換器Ｓ、
１０…姿勢指令部、
１１…エンジン舵角指令部、
１２…エンジンノズル、
１３…アクチュエータ、
２０…運動状態検出部（センサ）、
６０…第１指令発生部、
７０…第２指令発生部（推力および推力方向指令発生部）、
１００…飛行体。
Claims (3)
- 推力の大きさを変更することができるロケットエンジンを有する飛行体において、
飛行体の現在位置、速度、加速度を検出する運動状態検出器（２０）と、
予め指定された順あるいは外部からのモード指示に従って垂直着陸運動に関連するモードとして、着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）、着陸モードに入る前段階又は着陸モードでの飛行中に飛行体を退避飛行に移行させる遷移運動モード（ｃ）のいずれかを指示する処理モード指示部（２）と、
前記処理モード指示部（２）で指示されたモードに対応した目標点の状態を地球その他天体表面に原点をおく座標系で表示した位置、速度、加速度を目標点までの時間の関数として設定する目標状態設定部（３）と、
前記処理モード指示部（２）で着陸モード（ａ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、加速度信号、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の着陸制御用エンジン推力加速度指令を発生する第１の指令発生部（４）と、
前記処理モード指示部（２）で空間停止モード（ｂ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、及び前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態に基づいて、現時点で飛行体が有すべき三軸の空間停止制御用エンジン推力加速度指令を発生する第２の指令発生部（５）と、
前記処理モード指示部（２）で遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記運動状態検出部（２０）で検出された飛行体の現在位置、速度、前記目標状態設定部（３）で設定された目標点の状態、及び推進剤の消費量最小化の最適制御理論に基づいて現時点で飛行体が有すべき遷移運動制御用推力指令及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する第３の指令発生部（６）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）、空間停止モード（ｂ）が指示された場合に動作し、前記第１の指令発生部（４）からの信号と、第２の指令発生部（５）からの信号と、機体質量推定部（８）により推定された現在の機体質量推定値に基づいて、推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を発生する推力および推力方向指令発生部（７０）と、
現時点以前の推力指令に基づいて現在の機体質量を推定する機体質量推定部（８）と、
前記処理モード指示部（２）により着陸モード（ａ）あるいは空間停止モード（ｂ）が指示された場合、前記推力および推力方向指令発生部（７０）から出力される推力指令と二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力し、遷移運動モード（ｃ）が指示された場合に、前記第３の指令発生部（６）から出力される遷移運動制御用推力及び二軸（Ｘ及びＺ）の推力方向指令を選択してロケットエンジンに出力する切換器Ｓ（９）と、
を具備したことを特徴とする飛行体の垂直着陸制御指令装置。 - ロケットエンジンの推力方向が、機体の姿勢と１対１の対応関係にある場合において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令を飛行体の姿勢指令に変換する姿勢指令部（１０）を付加することを特徴とする請求項１に記載の飛行体の垂直着陸制御指令装置。
- ロケットエンジンを飛行体（１００）への取付点まわりでエンジンノズル（１２）とアクチュエータ（１３）で傾けることができる場合において、前記切換器Ｓ（９）を介して出力される推力方向指令をエンジン舵角指令に変換するエンジン舵角指令部（１１）を付加することを特徴とする請求項１に記載の飛行体の垂直着陸制御指令装置。
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| JPH0958597A (ja) | 1997-03-04 |
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