JP6289977B2 - 飛しょう体、及び、飛しょう体の動作方法 - Google Patents

Description

本発明は、飛しょう体、及び、飛しょう体の動作方法に関する。

飛しょう体は、目標地点へ短時間で到達するよう高速化される傾向にある。また、飛しょう体は、より遠方の目標地点に到達できるよう、航続距離が増加される傾向にある。そして、高速化及び航続距離の増加に伴い、飛しょう体は、高い空力加熱環境に曝される傾向にある。高い空力加熱環境に対応するため、飛しょう体１の外表面に耐熱合金を用いる技術が知られている（図１）。代替的に、飛しょう体１の外表面にアブレーション材料を用い、当該アブレーション材料の融解により、飛しょう体１からの入熱を抑制する技術が知られている（図２）。

特許文献１（特開平４−３０６５００号公報）には、主推進装置の燃焼前と燃焼後で、制御ゲインを切り換える切り換え装置を備えた飛しょう体が開示されている。なお、特許文献１に記載された飛しょう体の表面材料については、不明である。

特開平４−３０６５００号公報

一般に、耐熱合金は密度が高い。よって、飛しょう体の外表面材料として、耐熱合金を用いる場合、飛しょう体の重量が増加する。また、アブレーション材料は、消失（減耗又は融解等）により形状が変化する。よって、飛しょう体の外表面材料として、アブレーション材料を用いる場合、形状の変化に伴い飛しょう体の空力特性が変化する（図２）。

したがって、本発明の１つの目的は、飛しょう体の外表面の少なくとも一部を、アブレーション材料で構成するとともに、アブレーション材料の消失（減耗又は融解等）に伴う空力特性の変化に対応して制御パラメータを変更可能な飛しょう体を提供することにある。

この発明のこの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。よって、括弧付きの記載により、特許請求の範囲は、限定的に解釈されるべきではない。

本発明の１つの観点において、飛しょう体（１０）は、制御パラメータを用いて、制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）を算出する演算装置（８１）と、前記制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）に基づいて、前記飛しょう体（１０）の姿勢又は推力を制御する制御装置（９０）と、を備える。また、前記飛しょう体（１）の外表面の少なくとも一部は、アブレーション材料で構成される。加えて、前記演算装置（８１）は、前記アブレーション材料の消失に伴う前記飛しょう体（１）の形状変化量（Δｄ）に応じて、前記制御パラメータ（Ｇ）を変更する。

上記飛しょう体（１０）において、前記制御パラメータ（Ｇ）は、制御ゲイン（Ｇ）であってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記飛しょう体（１０）の飛行諸元を取得する慣性装置（７０）を、更に備えてもよい。また、前記演算装置（８１）は、前記飛行諸元と、前記制御パラメータ（Ｇ）とに基づいて、前記制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）を算出してもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記飛しょう体（１０）の目標諸元を指示する指令装置（８４）を、更に備えてもよい。また、前記演算装置（８１）は、前記目標諸元と、前記飛行諸元と、前記制御パラメータ（Ｇ）とに基づいて、前記制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）を算出してもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記制御パラメータ（Ｇ）は、前記目標諸元と前記飛行諸元の差分に適用する制御ゲイン（Ｇ）であってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記演算装置（８１）は、オートパイロット装置（８０）に設けられた演算装置（８１）であってもよい。また、前記目標諸元は、オートパイロット装置（８０）の指令装置（８４）が指示する目標諸元であってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記演算装置（８１）は、形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルに基づいて、前記形状変化量（Δｄ）を算出してもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間（ｔ）と、形状変化量（Δｄ）とを対応づける関数又はデータテーブルであってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間（ｔ）及び高度（Ｈ（ｔ））と、形状変化量（Δｄ）とを対応づける関数又はデータテーブルであってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間（ｔ）及びマッハ数（Ｍ（ｔ））と、形状変化量（Δｄ）とを対応づける関数又はデータテーブルであってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間（ｔ）及び姿勢角と、形状変化量（Δｄ）とを対応づける関数又はデータテーブルであってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、機体形状計測装置（１００）を、更に備えてもよい。また、前記形状変化量（Δｄ）は、前記機体形状計測装置（１００）が計測によって求める形状変化量（Δｄ）であってもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記機体形状計測装置（１００）は、前記飛しょう体（１０）のノーズ部（２０）の形状又は操舵翼（６０）の形状を計測してもよい。

上記飛しょう体（１０）において、前記演算装置（８１）は、プリプログラムに基づいて、制御パラメータ（Ｇ）を変更してもよい。

上記飛しょう体（１０）において、機軸（Ｓ）方向に沿って、姿勢制御機構を複数備えてもよい。

本発明の他の１つの観点において、飛しょう体（１０）の動作方法は、制御パラメータを用いて、制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）を算出する演算装置（８１）と、前記制御指令値（Ｒ_ｔ、Ｒ_α、Ｒ_β）に基づいて、前記飛しょう体（１０）の姿勢又は推力を制御する制御装置（９０）と、を備える飛しょう体（１０）の動作方法である。ここで、前記飛しょう体（１）の外表面の少なくとも一部は、アブレーション材料で構成されている。また、飛しょう体（１０）の動作方法は、前記アブレーション材料の消失に伴う前記飛しょう体（１）の形状変化量（Δｄ）に応じて、前記制御パラメータを変更する工程を備えている。

本発明により、飛しょう体の外表面の少なくとも一部を、アブレーション材料で構成するとともに、アブレーション材料の消失（減耗又は融解等）に伴う空力特性の変化に対応して制御パラメータを変更可能な飛しょう体が提供される。

図１は、従来の飛しょう体を模式的に示す側面図である。 図２は、従来の飛しょう体を模式的に示す側面図である。 図３Ａは、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１０を模式的に示す側面図である。 図３Ｂは、図３ＡのＡ−Ａ断面図である。 図４は、本発明の実施の形態に係る飛しょう体の制御システムの一例を示す機能ブロック図である。 図５は、図４の機能ブロック図を、より具体的に説明する図である。 図６Ａは、本発明の実施の形態において、入熱量算出のステップを模式的に示す図である。 図６Ｂは、本発明の実施の形態において、形状予測（形状変化量の算出）のステップを模式的に示す図である。 図６Ｃは、本発明の実施の形態において、ゲイン補償量の算出及びゲイン補償量の適用のステップを模式的に示す図である。 図７は、本発明の実施の形態において、ゲイン補償フローを模式的に示す図である。 図８Ａは、形状変化量の算出の概要を示す概念図であって、ノーズ部の形状変化量を算出する場合の概念図である。 図８Ｂは、ゲイン補償量の算出の概要を示す概念図であって、ノーズ部の形状変化量に基づいてゲイン補償量を算出する場合の概念図である。 図９Ａは、形状変化量の算出の概要を示す概念図であって、操舵翼の形状変化量を算出する場合の概念図である。 図９Ｂは、ゲイン補償量の算出の概要を示す概念図であって、操舵翼の形状変化量に基づいてゲイン補償量を算出する場合の概念図である。 図１０は、本発明の実施の形態における飛しょう体１０の動作方法の概要を説明するフロー図である。 図１１は、本発明の実施の形態の代替例であって、操舵翼が、機軸の方向に沿って複数設けられている飛しょう体を示す概要図である。

添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係る飛しょう体について説明する。

１．重要な用語の定義
本実施の形態において、「制御パラメータ」は、入力データに基づいて制御指令値を算出する際に用いられる入力データ以外の要素を意味する。制御パラメータには、例えば、ゲイン、ラプラス演算子等の演算子が含まれる。また、入力データに基づいて制御指令値を算出する算出方式（アナログ回路、デジタル回路、プログラム等）が複数存在し、そのうちの１つの算出方式を選択して使用するような場合には、算出方式自体が、制御パラメータに該当する。

また、本実施の形態において、「形状変化量」は、アブレーション材料の消失（減耗又は融解等）による飛しょう体の外形形状の変化量を意味する。よって、操舵翼の舵角の変化は、材料の消失ではないため、外形形状の変化には含まれない。

２．飛しょう体の構成
図３Ａは、本実施の形態に係る飛しょう体１０を模式的に示す側面図である。図３Ｂは、図３ＡのＡ−Ａ断面図である。まず、座標系の定義を行う。Ｘ方向（Ｘ座標）は、飛しょう体１０の長手方向であり、＋Ｘ方向は、飛しょう体１０の後方方向を意味する。一方、−Ｘ方向は、前方方向を意味する。φ方向（φ座標）は、飛しょう体１０の機軸Ｓまわりの回転方向であり、＋φ方向は、＋Ｘ方向にみて時計回り方向を意味する。Ｙ１方向（Ｙ１座標）は、Ｘ方向に垂直な方向で、かつ、操舵翼６０−１に沿う方向である。また、＋Ｙ１方向は、機軸Ｓから離れる方向を意味する。同様に、Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４方向（Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４座標）は、Ｘ方向に垂直な方向で、かつ、操舵翼６０−２、６０−３、６０−４に沿う方向である。また、＋Ｙ２、＋Ｙ３、＋Ｙ４方向は、機軸Ｓから離れる方向を意味する。ここで、Ｙ１、Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４のうちの任意の１つを指すときには、「Ｙ」と表記し、操舵翼６０−１、６０−２、６０−３、６０−４のうちの任意の１つを指すときには、「６０」と表記する。

次に、飛しょう体１０の姿勢角の定義を行う。一様流と機軸Ｓとのなす角を、迎角Ａ（ｔ）と定義する。また、機軸Ｓの回りの回転角を、ロール角Ｂ（ｔ）と定義する。ここで、ｔは、時間を意味する。すなわち、迎角Ａ（ｔ）及びロール角Ｂ（ｔ）は、時間に応じて変化する。なお、「姿勢角」の表記は、迎角及び／又はロール角を意味する。

図３Ａ及び図３Ｂに示されるように、飛しょう体１０は、ノーズ部２０、胴体３０、操舵翼６０−１、６０−２、６０−３、６０−４を備える。また、ノーズ部２０、胴体３０、操舵翼６０は、それぞれ、ノーズ部外表面２１、胴体外表面３１、操舵翼外表面６１を備える。そして、飛しょう体１０の外表面（ノーズ部外表面２１、胴体外表面３１、操舵翼外表面６１）の少なくとも一部はアブレーション材料で構成される。特に、高い空力加熱環境に曝される部分の外表面については、アブレーション材料で構成することが好ましい。高い空力加熱環境に曝される部分の外表面は、例えば、ノーズ部外表面２１、操舵翼外表面６１である。他方、飛しょう体１０の外表面の残部は、アブレーション材料以外の材料で構成されてもよい。アブレーション材料以外の材料は任意であるが、耐熱合金を用いてもよい。また、ノーズ部２０、胴体３０、操舵翼６０の大きさ、具体的形状、操舵翼６０の枚数等は、図示の例に限らず、任意である。また、アブレーション材料は、飛しょう体１０の飛行中に、消失（融解、昇華、減耗、剥離、焼失等）する材料であれば、任意である。なお、アブレーション材料は、好ましくは、相変化に伴う吸熱により耐熱性を向上させる材料である。

３．制御システム
本実施の形態に係る飛しょう体１０は、操舵翼、推進装置等を制御するための制御システム２００を搭載している。図４は、その制御システム２００の機能構成を示す機能ブロック図である。

制御システム２００は、誘導制御部４０及びロケットモータ部５０を備える。

誘導制御部４０は、機体形状計測装置１００、慣性装置７０、演算装置８１を備える。機体形状計測装置１００は、後述のセンサ１０１、１０２を備える。そして、機体形状計測装置１００は、前記センサ１０１、１０２を用いて、飛しょう体１０の外表面の形状変化量を計測又は算出する。慣性装置７０は、センサ（ＧＰＳ、高度センサ、速度センサ、ジャイロセンサ、加速度センサ等）からの信号に基づいて、飛しょう体１０の位置、高度、マッハ数、迎角、ロール角、加速度、角速度等のデータを算出する。機体形状推定器８５は、慣性装置７０からのデータに基づいて、飛しょう体１０の外表面の形状変化量（推定値）を算出する。演算装置８１は、慣性装置７０からのデータ等の入力データに基づいて、制御指令値を算出する。制御指令値は、後述の制御装置９０に伝達される。

演算装置８１による前記制御指令値の算出について、さらに説明する。演算装置８１には、ＰＩ制御、ＰＩＤ制御等の制御方式に応じて、ゲイン、時定数等の制御パラメータが設定されている。そして、演算装置８１は、前記機体形状計測装置１００、又は、前記機体形状推定器８５から入力される形状変化量に基づいて、前記制御パラメータを変更する。そして、前記演算装置８１は、変更された前記制御パラメータを用いて、前記入力データに基づいて制御指令値を算出する。

ロケットモータ部５０は、制御装置９０を備える。制御装置９０は、演算装置８１から伝達される制御指令値に基づいて、飛しょう体１０の姿勢又は推力を制御する。

なお、機体形状計測装置１００、機体形状推定器８５のうちの一方があれば、形状変化量を算出することが可能である。よって、機体形状計測装置１００、機体形状推定器８５のうちの一方を省略してもよい。代替的に、機体形状計測装置１００を用いて、センサ１０１、１０２の位置に対応する外表面の形状変化量を算出するとともに、機体形状推定器８５を用いて、センサ１０１、１０２から離れた位置の外表面の形状変化量を算出するようにしてもよい。或いは、機体形状計測装置１００を用いて、センサ１０１、１０２の位置に対応する外表面の形状変化量を算出するとともに、それ以外の外表面の形状変化量を内挿又は外挿により求めてもよい。そして、前記内挿又は外挿の際に、機体形状推定器８５による形状変化量の算出結果を活用してもよい。

また、形状変化量の計測に用いるセンサ１０１、１０２としては、例えば、機体内部に配置された複数の厚さ検出センサ（例えば、超音波センサ）１０２Ａ、１０２Ｂ、１０２Ｃを用いてもよい。厚さ検出センサにより、センサから外表面までの距離が測定され、前記距離に基づいて、アブレーション材料の消失に伴う外表面の形状変化量が算出される。代替的に、センサとして、機体内部に配置された複数の温度センサ（例えば、熱電対）１０１Ａ、１０１Ｂ、１０１Ｃを用いてもよい。温度センサ１０１Ａ、１０１Ｂ、１０１Ｃのうち、大きな温度上昇を示す温度センサに対応する外表面の形状変化（アブレーション材料の消失度）が大きいと判定することが可能である。この場合、外表面の形状変化が、間接的に計測されることとなる。また、温度センサの示す値が不連続に大きく変化した場合には、当該温度センサは、アブレーション材料の消失に伴い、外表面に露出したと判定することができる。この場合、外表面の形状変化が、直接的に計測されることとなる。なお、温度センサを用いて、外表面の形状変化を間接的に計測する場合には、慣性装置７０からの高度データ、マッハ数データ、迎角データ、ロール角データ等も用いるとよい。例えば、慣性装置７０からのデータに基づいて、温度センサに対応する外表面の温度を推定し、当該推定された温度と温度センサ１０１による計測値との差分に基づいて、温度センサ１０１から外表面までの厚さを算出してもよい。

本実施の形態では、アブレーション材料の消失により、飛しょう体１０の外表面の形状が変化し、その結果、飛しょう体１０の空力特性が変化する。しかし、本実施の形態では、飛しょう体１０の外表面の形状変化量に基づいて、制御パラメータを変更するため、飛しょう体１０の制御特性の低下を抑制することができる。

図５〜図８を参照して、制御システム２００の一例について、より詳細に説明する。図５は、図４の機能ブロック図を、より具体的に説明する図である。

（機体形状計測装置１００）
機体形状計測装置１００は、温度センサ、超音波センサ等のセンサ１０１、１０２からの信号に基づいて、飛しょう体１０の外表面の形状変化量Δｄを計測又は算出する。そして、計測又は算出された形状変化量Δｄは、演算装置８１のゲイン補償算出部（制御パラメータ変更部）８２に送られる。

（慣性装置７０）
慣性装置７０は、センサ（ＧＰＳ、高度センサ、速度センサ、ジャイロセンサ、加速度センサ等）からの信号に基づいて、飛行諸元を算出する。飛行諸元には、例えば、飛しょう体の位置、高度Ｈ（ｔ）、マッハ数Ｍ（ｔ）、迎角Ａ（ｔ）、ロール角Ｂ（ｔ）、加速度、角速度等が含まれる。飛行諸元は、時間ｔの経過に伴い変化する。高度Ｈ（ｔ）、マッハ数Ｍ（ｔ）、迎角Ａ（ｔ）、ロール角Ｂ（ｔ）等のデータは、慣性装置７０から機体形状推定器８５に送られる。また、加速度、角速度等のデータは、演算装置８１の指令値算出部８３に伝達される。

（オートパイロット装置８０）
オートパイロット装置８０は、飛しょう体１０を自動操縦するための装置である。オートパイロット装置８０は、目標位置等の入力データ、慣性装置７０からの入力データに基づいて、後述の制御装置９０に送信する制御指令値（推力指令値Ｒ_ｔ、舵角指令値Ｒ_α、偏向角指令値Ｒ_β等）を算出する機能を備える。前記機能を実現するために、オートパイロット装置８０は、指令装置８４と、演算装置８１と、機体形状推定器８５とを備える。なお、オートパイロット装置８０を、手動操縦装置で代替してもよい。この場合、目標位置の入力に代えて、或いは、目標位置の入力に加えて、パイロットによる操舵量又は遠隔操作装置からの指令値が入力される。

（指令装置８４）
指令装置８４は、目標位置等の入力データ、及び、慣性装置７０からの入力データ（飛しょう体１０の位置、高度、マッハ数、迎角、ロール角、加速度、角速度等）に基づいて、目標諸元を算出する。目標諸元は、例えば、目標加速度、目標角速度である。前記目標加速度、目標角速度に対応する加速度指令値、角速度指令値は、演算装置８１の指令値算出部８３に伝達される。

（機体形状推定器８５）
機体形状推定器８５は、後に図８Ａ、図９Ａを参照して説明されるように、慣性装置７０から伝達されるデータに基づいて、形状変化量Δｄを算出する。そして、算出された形状変化量Δｄは、演算装置８１のゲイン補償算出部（制御パラメータ変更部）８２に伝達される。

（演算装置８１のゲイン補償算出部８２）
演算装置８１は、ゲイン補償算出部（制御パラメータ変更部）８２と指令値算出部８３とを備える。ゲイン補償算出部（制御パラメータ変更部）８２は、機体形状計測装置１００及び／又は機体形状推定器８５から伝達される形状変化量Δｄに基づいて、ゲイン補償量（制御パラメータ変更指令値）を算出する。ゲイン補償量の算出については、後に図８Ｂ、図９Ｂを参照して説明される。算出されたゲイン補償量（制御パラメータ変更指令値）は、指令値算出部８３に伝達される。

（演算装置８１の指令値算出部８３）
指令値算出部８３は、指令装置８４から伝達される指令値（加速度指令値、角速度指令値等）、慣性装置７０から送信されるデータ（加速度データ、角速度データ等）に基づいて、後述の制御装置９０に伝達する制御指令値（推力指令値Ｒ_ｔ、舵角指令値Ｒ_α、偏向角指令値Ｒ_β等）を算出する。前記算出は、制御ゲイン等の制御パラメータを用いて行われる。また、前記制御ゲイン（制御パラメータ）は、ゲイン補償算出部８２から伝達されるゲイン補償量（制御パラメータ変更指令値）に基づいて、変更される。

（制御装置９０）
制御装置９０は、推進装置９１、操舵装置９２、推力偏向装置９３を用いて、飛しょう体１０の姿勢及び推力を制御する。推進装置９１は、例えば、ロケットモータであり、飛しょう体１０に推力Ｔを付与する。操舵装置９２は、操舵翼６０の舵角αを変更する。推力偏向装置９３は、推進装置９１による燃焼ガスの噴射の方向、すなわち、偏向角βを変更する。制御装置９０は、指令値算出部８３から伝達される指令値（推力指令値Ｒ_ｔ、舵角指令値Ｒ_α、偏向角指令値Ｒ_β等）に基づいて、前記推力Ｔ、舵角α、偏向角β等を決定する。

次に、図６Ａ乃至図７Ｂを参照して、ゲイン補償のフローを説明する。

（ゲイン補償フロー：機体形状推定器８５を用いる場合）
まず、機体形状推定器８５による形状予測に基づいて、ゲイン補償を行う場合について説明する。図６Ａは、入熱量算出のステップを模式的に示す図である。図６Ｂは、形状予測（形状変化量の算出）のステップを模式的に示す図である。図６Ｃは、ゲイン補償量の算出及びゲイン補償量の適用のステップを模式的に示す図である。

図６Ａの上部のグラフは、高度、マッハ数等が、時間ｔに応じて変化する様子を模式的に示すグラフである。図６Ａの中央の図は、飛しょう体のノーズ部２０又は胴体３０の外表面からの入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）を、模式的に示す図である。ここで、ｈ（ｔ，ｘ，φ）は、Ｘ座標値がｘ、φ座標値がφである外表面の、時間ｔにおける入熱量を意味する。図６Ａの下部の図は、飛しょう体の操舵翼６０の上部外表面からの入熱量ｈ１（ｔ，ｘ，ｙ）、及び、下部外表面からの入熱量ｈ２（ｔ，ｘ，ｙ）を、模式的に示す図である。ここで、ｈ１（ｔ，ｘ，ｙ）は、Ｘ座標値がｘ、Ｙ座標値がｙである上部外表面の、時間ｔにおける入熱量を意味する。また、ｈ２（ｔ，ｘ，ｙ）は、Ｘ座標値がｘ、Ｙ座標値がｙである下部外表面の、時間ｔにおける入熱量を意味する。ステップ１（Ｓ１）において、機体形状推定器８５は、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）、入熱量ｈ１（ｔ，ｘ，ｙ）、ｈ２（ｔ，ｘ，ｙ）を算出する。入熱量の算出の後、図６Ｂのステップ２（Ｓ２）に進む。なお、入熱量の算出の詳細については、後に、図８Ａ、図９Ａを参照して説明される。

図６Ｂの上部のグラフは、各部位における入熱量の時間履歴（例えば、入熱量の積算値）と形状変化量Δｄとの関係を模式的に示すグラフである。図６Ｂの中央の図は、ノーズ部２０又は胴体３０における形状変化の予測を模式的に示す図である。図６Ｃの下部の図は、操舵翼６０における形状変化の予測を模式的に示す図である。ステップ２（Ｓ２）において、機体形状推定器８５は、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）、入熱量ｈ１（ｔ，ｘ，ｙ）、ｈ２（ｔ，ｘ，ｙ）に基づいて、各部位における形状変化量Δｄ（Δｄ（ｘ，φ）、Δｄ１（ｘ，ｙ）、Δｄ２（ｘ，ｙ））を算出する。形状変化量の算出の後、図６Ｃのステップ３（Ｓ３）に進む。なお、形状変化量の算出の詳細については、後に、図８Ａ、図９Ａを参照して説明される。

図６Ｃの上部のグラフは、形状変化量Δｄとゲイン補償量ΔＧとの関係を模式的に示すグラフである。図６Ｃの下部の図は、演算装置８１の指令値算出部８３における制御ゲインＧが、制御ゲインＧ＋ΔＧに変更される様子を模式的に示す図である。ステップ３（Ｓ３）において、演算装置のゲイン補償算出部８２は、各部位における形状変化量Δｄ（Δｄ（ｘ，φ）、Δｄ１（ｘ，ｙ）、Δｄ２（ｘ，ｙ））から、ゲイン補償量ΔＧを算出する。なお、ゲイン補償量の算出の詳細については、後に、図８Ｂ、図９Ｂを参照して説明される。

ステップ３（Ｓ３）で求められたゲイン補償量ΔＧは、演算装置８１の指令値算出部８３に伝達される。そして、指令値算出部８３における制御ゲインＧは、制御ゲインＧ＋ΔＧに変更される。その後、指令値算出部８３は、入力データ（加速度指令値及び角速度指令値、慣性装置７０から入力される加速度及び角速度等）と、制御ゲインＧ＋ΔＧ等の制御パラメータとに基づいて、推力指令値Ｒ_ｔ、舵角指令値Ｒ_α、偏向角指令値Ｒ_βを算出する。なお、前記制御ゲインＧ＋ΔＧは、例えば、加速度指令値と慣性装置７０から入力される加速度データとの差分、或いは、角速度指令値と慣性装置７０から入力される角速度データとの差分に適用される制御パラメータである。

（ゲイン補償フロー：機体形状計測装置１００を用いる場合）
次に、機体形状計測装置１００による形状計測に基づいて、ゲイン補償を行う場合について説明する。図７は、ゲイン補償フローを模式的に示す図である。

ステップ１’（Ｓ１’）において、機体形状計測装置１００は、センサ１０１、１０２を用いて形状計測を行い、各部位における形状変化量Δｄ（Δｄ（ｘ，φ）、Δｄ１（ｘ，ｙ）、Δｄ２（ｘ，ｙ））を算出する。

ステップ２’（Ｓ２’）は、上述のステップ３（Ｓ３）と同一である。すなわち、演算装置８１のゲイン補償算出部８２は、各部位における形状変化量Δｄ（Δｄ（ｘ，φ）、Δｄ１（ｘ，ｙ）、Δｄ２（ｘ，ｙ））から、ゲイン補償量ΔＧを算出する。そして、算出されたゲイン補償量ΔＧは、演算装置８１の指令値算出部８３に伝達される。続いて、指令値算出部８３における制御ゲインＧは、制御ゲインＧ＋ΔＧに変更される。その後、指令値算出部８３は、入力データ（加速度指令値及び角速度指令値、慣性装置７０から入力される加速度及び角速度等）と、制御ゲインＧ＋ΔＧ等の制御パラメータとに基づいて、推力指令値Ｒ_ｔ、舵角指令値Ｒ_α、偏向角指令値Ｒ_βを算出する。なお、前記制御ゲインＧ＋ΔＧは、例えば、加速度指令値と慣性装置７０から入力される加速度データとの差分、或いは、角速度指令値と慣性装置７０から入力される角速度データとの差分に適用される制御パラメータである。

引き続いて、図８Ａ乃至図９Ｂを参照して、形状変化量の算出、及び、ゲイン補償量の算出について、より詳細に説明する。

まず、図８Ａ及び図８Ｂを参照して、ノーズ部２０の形状変化量を算出し、当該形状変化量に基づいて、ゲイン補償量を算出する場合について説明する。

（ノーズ部の形状変化量の算出）
図８Ａは、形状変化量の算出の概要を示す概念図であって、ノーズ部の形状変化量を算出する場合の概念図である。ノーズ部２０の各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）は、下記（式１）に示すように、高度Ｈ（ｔ）、迎角Ａ（ｔ）、ロール角Ｂ（ｔ）、マッハ数Ｍ（ｔ）、形状データＳ（ｔ，ｘ，φ）の関数である。

機体形状推定器８５は、慣性装置７０から送信されるデータ（Ｈ（ｔ）、Ａ（ｔ）、Ｂ（ｔ）、数Ｍ（ｔ））、及び、機体形状データＳ（ｔ，ｘ，φ）を用いて、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）を算出する。前記算出は、例えば、数値計算によって行うことができる。そして、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）の時間履歴は、制御システム２００の記憶装置に記憶される。

図８Ａの中央のグラフに示されるように、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）は、入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）の時間履歴（例えば、入熱量の積算値）の関数である。よって、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）と、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）との関係は、下記（式２）によって表現できる。ここで、Ｔ_{１_ｎｏｓｅ}は、関数又はデータテーブルである。

機体形状推定器８５は、制御システム２００の記憶装置に記憶された入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）の時間履歴、及び、Ｔ_{１_ｎｏｓｅ}に基づいて、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）を算出する。算出された形状変化量Δｄ（ｘ，φ）は、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）から各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）を求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）から各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）を求めるためのデータテーブルの形式は、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，φ）と各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）とを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

（ノーズ部の形状変化量に基づくゲイン補償量の算出）
図８Ｂは、ゲイン補償量の算出の概要を示す概念図であって、ノーズ部の形状変化量に基づいてゲイン補償量を算出する場合の概念図である。図８Ｂの上部のグラフに示されるように、空力係数変化量ΔＣｚは、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）の関数である。よって、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，φ）と、空力係数変化量ΔＣｚとの関係は、下記（式３）によって表現できる。ここで、Ｔ_{２_ｎｏｓｅ}は、関数又はデータテーブルである。

ゲイン補償算出部８２は、制御システム２００の記憶装置に記憶された形状変化量Δｄ（ｘ，φ）、及び、Ｔ_{２_ｎｏｓｅ}に基づいて、空力係数変化量ΔＣｚを算出する。算出された空力係数変化量ΔＣｚは、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、各部位における形状変化量Δｄから空力係数変化量ΔＣｚを求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、各部位における形状変化量Δｄから空力係数変化量ΔＣｚを求めるためのデータテーブルの形式は、各部位における形状変化量Δｄと空力係数変化量ΔＣｚとを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

図８Ｂの中央のグラフに示されるように、ゲイン補償量ΔＧは、空力係数変化量ΔＣｚの関数である。よって、空力係数変化量ΔＣｚと、ゲイン補償量ΔＧとの関係は、下記（式４）によって表現できる。ここで、Ｔ_{３_ｎｏｓｅ}は、関数又はデータテーブルである。Ｔ_{３_ｎｏｓｅ}を用いることにより、空力係数変化量ΔＣｚに対応する最適なゲイン補償量ΔＧを決定することができる。

ゲイン補償算出部８２は、制御システム２００の記憶装置に記憶された空力係数変化量ΔＣｚ、及び、Ｔ_{３_ｎｏｓｅ}に基づいて、ゲイン補償量ΔＧを算出する。算出されたゲイン補償量ΔＧは、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、空力係数変化量ΔＣｚからゲイン補償量ΔＧを求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、空力係数変化量ΔＣｚからゲイン補償量ΔＧを求めるためのデータテーブルの形式は、空力係数変化量ΔＣｚとゲイン補償量ΔＧとを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

なお、上記の例では、関数又はデータテーブルＴ_{２_ｎｏｓｅ}、及び、関数又はデータテーブルＴ_{３_ｎｏｓｅ}を２段階に適用して、ゲイン補償量ΔＧを算出している。しかし、当該例に限定されない。Ｔ_{２_ｎｏｓｅ}、及び、Ｔ_{３_ｎｏｓｅ}を１つの関数又はデータテーブルにまとめて、形状変化量Δｄから、直接、ゲイン補償量ΔＧを算出するようにしてもよい。

次に、図９Ａ及び図９Ｂを参照して、操舵翼６０の形状変化量を算出し、当該形状変化量に基づいて、ゲイン補償量を算出する場合について説明する。

（操舵翼の形状変化量の算出）
図９Ａは、形状変化量の算出の概要を示す概念図であって、操舵翼の形状変化量を算出する場合の概念図である。操舵翼６０の各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）は、下記（式５）に示すように、高度Ｈ（ｔ）、迎角Ａ（ｔ）、ロール角Ｂ（ｔ）、マッハ数Ｍ（ｔ）、舵角δ（ｔ）、形状データＳ（ｔ，ｘ，φ）の関数である。

機体形状推定器８５は、慣性装置７０から送信されるデータ（Ｈ（ｔ）、Ａ（ｔ）、Ｂ（ｔ）、数Ｍ（ｔ））、舵角δ（ｔ）、及び、機体形状データＳ（ｔ，ｘ，ｙ）を用いて、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）を算出する。前記算出は、例えば、数値計算によって行うことができる。そして、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）の時間履歴は、制御システム２００の記憶装置に記憶される。

図９Ａの中央のグラフに示されるように、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）は、入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）の時間履歴（例えば、入熱量の積算値）の関数である。よって、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）と、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）との関係は、下記（式６）によって表現できる。ここで、Ｔ_{１_ｗｉｎｇ}は、関数又はデータテーブルである。

機体形状推定器８５は、制御システム２００の記憶装置に記憶された入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）の時間履歴、及び、Ｔ_{１_ｗｉｎｇ}に基づいて、各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）を算出する。算出された形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）は、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）から各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）を求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）から各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）を求めるためのデータテーブルの形式は、各部位における入熱量ｈ（ｔ，ｘ，ｙ）と各部位における形状変化量Δｄ（ｘ，ｙ）とを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

（操舵翼の形状変化量に基づくゲイン補償量の算出）
図９Ｂは、ゲイン補償量の算出の概要を示す概念図であって、操舵翼の形状変化量に基づいてゲイン補償量を算出する場合の概念図である。図９Ｂの上部のグラフに示されるように、ｋ番目の操舵翼６０−ｋの空力係数変化量ΔＣｚ_ｋは、操舵翼６０−ｋの各部位における形状変化量Δｄ_ｋ（ｘ，ｙ）の関数である。よって、各部位における形状変化量Δｄ_ｋ（ｘ，ｙ）と、空力係数変化量ΔＣｚ_ｋとの関係は、下記（式７）によって表現できる。ここで、Ｔ_{２_ｗｉｎｇｋ}は、関数又はデータテーブルである。

ゲイン補償算出部８２は、制御システム２００の記憶装置に記憶された形状変化量Δｄ_ｋ（ｘ，ｙ）、及び、Ｔ_{２_ｗｉｎｇｋ}に基づいて、空力係数変化量ΔＣｚ_ｋを算出する。算出された空力係数変化量ΔＣｚ_ｋは、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、各部位における形状変化量Δｄ_ｋ（ｘ，ｙ）から空力係数変化量ΔＣｚ_ｋを求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、各部位における形状変化量Δｄ_ｋから空力係数変化量ΔＣｚ_ｋを求めるためのデータテーブルの形式は、各部位における形状変化量Δｄｋと空力係数変化量ΔＣｚ_ｋとを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

次に、操舵翼６０の全体としての空力係数変化量ΔＣｚは、各操舵翼６０−ｋの空力係数変化量ΔＣｚ_ｋを加算することにより求められる（式８）。前記空力係数変化量ΔＣｚは、制御システム２００の記憶装置に記憶される。

図９Ｂの中央のグラフに示されるように、ゲイン補償量ΔＧは、空力係数変化量ΔＣｚの関数である。よって、空力係数変化量ΔＣｚと、ゲイン補償量ΔＧとの関係は、下記（式９）によって表現できる。ここで、Ｔ_{３_ｗｉｎｇ}は、関数又はデータテーブルである。Ｔ_{３_ｗｉｎｇ}を用いることにより、空力係数変化量ΔＣｚに対応する最適なゲイン補償量ΔＧを決定することができる。

ゲイン補償算出部８２は、制御システム２００の記憶装置に記憶された空力係数変化量ΔＣｚ、及び、Ｔ_{３_ｗｉｎｇ}に基づいて、ゲイン補償量ΔＧを算出する。算出されたゲイン補償量ΔＧは、制御システム２００の記憶装置に記憶される。なお、空力係数変化量ΔＣｚからゲイン補償量ΔＧを求めるための関数又はデータテーブルは、実験データ又は数値計算を用いて、予め求めておくことが可能である。ここで、空力係数変化量ΔＣｚからゲイン補償量ΔＧを求めるためのデータテーブルの形式は、空力係数変化量ΔＣｚとゲイン補償量ΔＧとを対応づけるものであれば何でもよい。そして、制御システム２００のデータベースには、前記関数又は前記データテーブルが予め記憶される。

なお、上記の例では、関数又はデータテーブルＴ_{２_ｗｉｎｇｋ}、及び、関数又はデータテーブルＴ_{３_ｗｉｎｇ}を２段階に適用して、ゲイン補償量ΔＧを算出している。しかし、当該例に限定されない。例えば、Ｔ_{２_ｗｉｎｇｋ}、及び、Ｔ_{３_ｗｉｎｇ}を１つの関数又はデータテーブルにまとめて、形状変化量Δｄから、直接、ゲイン補償量ΔＧを算出するようにしてもよい。

（形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブル）
上述のｆ_ｎｏｓｅ、Ｔ_{１_ｎｏｓｅ}、ｆ_ｗｉｎｇ、Ｔ_{１_ｗｉｎｇ}は、形状変化量Δｄを求めるための関数又はデータテーブルであるので、形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルであるということができる。

（形状変化量算出の代替例１）
上記の例では、形状変化量Δｄ（ｘ,φ）又はΔｄ（ｘ，ｙ）を算出するために、高度Ｈ（ｔ）、迎角Ａ（ｔ）、ロール角Ｂ（ｔ）、マッハ数Ｍ（ｔ）、舵角δ（ｔ）、形状データＳ（ｔ，ｘ，φ）を用いている。

しかし、上記の例に限定されない。各部位における形状変化量Δｄを近似的に算出するために、時間のみを用いてもよい。例えば、単位時間あたり、各部位においてアブレーション材料が一定量ずつ消失すると近似できる場合を想定する。或いは、飛行マッハ数、飛行経路（飛行高度）、飛行姿勢が予め決まっているような場合、又は、飛しょう体１０の運用方針又は特性から、飛行マッハ数、飛行高度、飛行姿勢が概ね予測できるような場合を想定する。これらの場合、各部位における形状変化量Δｄは、近似的に、時間のみの関数であるということができる。よって、これらの場合には、時間を入力データとし、形状変化量Δｄを出力データとする形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルを用いることができる。

（形状変化量算出の代替例１の変形例）
上記代替例１では、形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルは、時間と形状変化量Δｄとを対応づける関数又はデータテーブルである。この場合、各時間における形状変化量Δｄを、形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルを用いて、予め求めておくことが可能である。さらに、各時間におけるゲイン補償量ΔＧについても、関数又はデータテーブル（Ｔ_{２_ｎｏｓｅ}、Ｔ_{３_ｎｏｓｅ}、Ｔ_{２_ｗｉｎｇｋ}、Ｔ_{３_ｗｉｎｇ}）を用いて予め求めておくことが可能である。

本変形例では、各時間におけるゲイン補償量ΔＧを予め求めておくことができる点を利用する。すなわち、本変形例では、演算装置８１をプリプログラムして、各時間において、予め求めたゲイン補償量ΔＧが適用されるようにする。この場合には、プリプログラムが、形状変化量Δｄに応じて、制御ゲインＧ（制御パラメータ）を変更することとなる。なお、プリプログラムを用いて、制御ゲインＧ（制御パラメータ）を変更する場合には、機体形状計測装置１００及び機体形状推定器８５を省略することができる。このため、飛しょう体１０のコストを削減することができる。

（形状変化量算出の代替例２）
代替的に、各部位における形状変化量Δｄを近似的に算出するために、時間及び高度を用いてもよい。例えば、飛しょう体１０の運用方針又は特性から、飛行マッハ数、飛行姿勢が概ね予測できるような場合を想定する。この場合、各部位における形状変化量Δｄは、近似的に、時間及び高度の関数であるということができる。よって、この場合には、時間及び高度を入力データとし、形状変化量Δｄを出力データとする形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルを用いることができる。

（形状変化量算出の代替例３）
代替的に、各部位における形状変化量Δｄを近似的に算出するために、時間及びマッハ数を用いてもよい。例えば、飛しょう体１０の運用方針又は特性から、飛行高度、飛行姿勢が概ね予測できるような場合を想定する。この場合、各部位における形状変化量Δｄは、近似的に、時間及びマッハ数の関数であるということができる。よって、この場合には、時間及びマッハ数を入力データとし、形状変化量Δｄを出力データとする形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルを用いることができる。

（形状変化量算出の代替例４）
代替的に、各部位における形状変化量Δｄを近似的に算出するために、時間及び姿勢角（迎角及び／又はロール角）を用いてもよい。例えば、飛しょう体１０の運用方針又は特性から、飛行マッハ数、飛行高度が概ね予測できるような場合を想定する。この場合、各部位における形状変化量Δｄは、近似的に、時間及び姿勢角の関数であるということができる。よって、この場合には、時間及び姿勢角を入力データとし、形状変化量Δｄを出力データとする形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルを用いることができる。

（形状変化量算出の代替例１乃至４の組み合わせ）
上記代替例１乃至４は、任意に組み合わせることが可能である。例えば、各部位における形状変化量Δｄを近似的に算出するために、時間、高度及びマッハ数を用いてもよい。

（入熱量算出の代替例）
上記の例では、入熱量（ｈ（ｔ，ｘ，φ）又はｈ（ｔ，ｘ，ｙ））を数値計算により算出している。しかし、当該例に限定されない。例えば、上述の温度センサ１０１からのデータを用いて、各部位における入熱量を推定することも可能である。

（ゲイン補償の代替例）
上記の例では、基準となる制御ゲインＧに対して、加減算（Ｇ＋ΔＧ）をして、ゲイン補償を行っている。しかし、当該例に限定されない。例えば、基準となる制御ゲインＧに対して乗除算を行ってもよい。乗除算の一例として、基準となる制御ゲインＧに対して、係数Ｋを乗じることも可能である。

４．動作方法
図１０は、本発明の実施の形態における飛しょう体１０の動作方法の概要を説明するフロー図である。

ステップ１０（Ｓ１０）において、飛しょう体１０のロケットモータが点火され、飛しょう体１０が飛行を開始する。

ステップ２０（Ｓ２０）において、慣性装置７０は、飛行諸元（飛しょう体の位置、高度、マッハ数、迎角、ロール角、加速度、角速度等）を算出する。ステップ２０（Ｓ２０）の実行後、ステップ３０（Ｓ３０）及びステップ４０（Ｓ４０）に進む。

ステップ３０（Ｓ３０）において、制御システム２００の指令値算出部８３は、前記飛行諸元及び／又は目標諸元等を入力データとして、制御パラメータを用いて、制御指令値を算出する。図６Ｃに示されるように、飛行諸元は、例えば、加速度、角速度等である。目標諸元は、加速度指令値、角速度指令値等である。制御パラメータは、制御ゲインＧ等である。また、制御指令値は、推力指令値、舵角指令値、偏向角指令値等である。制御装置９０は、推力指令値、舵角指令値、偏向角指令値等に基づいて、飛しょう体１０の推力、姿勢を制御する。ステップ３０（Ｓ３０）の実行後、ステップ２０（Ｓ２０）に戻る。

ステップ４０（Ｓ４０）において、機体形状計測装置１００及び／又は機体形状推定器８５は、飛しょう体１０の外表面の形状変化量の計測又は算出を行う。飛しょう体１０が高速で飛行することにより、外表面のアブレーション材料の一部は、消失（減耗又は融解等）する。このため、飛しょう体１０の外表面の形状は変化する。

ステップ５０（Ｓ５０）において、ゲイン補償算出部（制御パラメータ変更部）８２は、前記形状変化量に基づいて、制御パラメータの補償量（ゲイン補償量等）を算出する。制御パラメータの補償量（ゲイン補償量等）は、指令値算出部８３に送られる。指令値算出部８３は、制御パラメータの補償量（ゲイン補償量等）に基づいて、制御パラメータ（制御ゲイン等）を変更する。次回、ステップ３０（Ｓ３０）が実行される際には、変更後の制御パラメータ（制御ゲインＧ＋ΔＧ等）が適用されることとなる。ステップ５０（Ｓ５０）の実行後、ステップ２０（Ｓ２０）に戻る。

本実施の形態では、アブレーション材料の消失に伴い、飛しょう体１０の空力特性が変化する。しかし、本実施の形態では、ステップ４０（Ｓ４０）、及び、ステップ５０（Ｓ５０）を備えることにより、制御パラメータは、変化した空力特性に適した制御パラメータに変更される。よって、空力特性の変化に伴う制御特性の低下を抑制することができる。

５．姿勢制御機構
（姿勢制御機構の代替例１）
本実施の形態では、姿勢制御機構として、操舵翼６０及び／又は推力偏向装置を用いている。しかし、この形態に限定されない。例えば、機軸Ｓの方向と異なる方向に、ガスを噴射する補助ノズルを用いて姿勢の制御を行ってもよい。

（姿勢制御機構の代替例２）
また、本実施の形態では、姿勢制御機構としての操舵翼６０−１、６０−２、６０−３、６０−４が設けられている。しかし、この形態に限定されない。操舵翼６０は、何枚であってもよい。さらに、第１１図に示されるように、操舵翼６０、６０’は、機軸Ｓの方向に沿って、複数設けられていてもよい。さらに、操舵翼６０、及び、操舵翼６０’のうちの一方を、ガスを噴射する補助ノズルで代替してもよい。

６．飛しょう体の種類
本実施の形態において、飛しょう体の種類は任意である。例えば、目標物に向かって飛行し、目標物を破壊する飛しょう体であってもよい。また、飛しょう体は、無人で飛行する飛しょう体であってもよいし、有人で飛行する飛しょう体であってもよい。また、飛しょう体は、大気圏内を飛行する飛しょう体であってもよいし、大気圏外から大気圏内に突入する飛しょう体であってもよい。

本発明は上記実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、実施の形態の各例で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、相互に適用可能である。

１ ：飛しょう体
１０ ：飛しょう体
２０ ：ノーズ部
２１ ：ノーズ部外表面
３０ ：胴体
３１ ：胴体外表面
４０ ：誘導制御部
５０ ：ロケットモータ部
６０ ：操舵翼
６０’ ：操舵翼
６０−１ ：操舵翼
６０−２ ：操舵翼
６０−３ ：操舵翼
６０−４ ：操舵翼
６１ ：操舵翼外表面
７０ ：慣性装置
８０ ：オートパイロット装置
８１ ：演算装置
８２ ：ゲイン補償算出部
８３ ：指令値算出部
８４ ：指令装置
８５ ：機体形状推定器
９０ ：制御装置
９１ ：推進装置
９２ ：操舵装置
９３ ：推力偏向装置
１００ ：機体形状計測装置
１０１ ：センサ
１０１Ａ ：温度センサ
１０１Ｂ ：温度センサ
１０１Ｃ ：温度センサ
１０２Ａ ：厚さ検出センサ
１０２Ｂ ：厚さ検出センサ
１０２Ｃ ：厚さ検出センサ
２００ ：制御システム
Ｓ ：機軸
形状変化量 ：Δｄ
制御ゲイン ：Ｇ
ゲイン補償量：ΔＧ
迎角 ：Ａ（ｔ）
ロール角 ：Ｂ（ｔ）
高度 ：Ｈ（ｔ）
マッハ数 ：Ｍ（ｔ）
推力指令値 ：Ｒ_ｔ
舵角指令値 ：Ｒ_α
偏向角指令値：Ｒ_β
推力 ：Ｔ
舵角 ：α
偏向角 ：β

Claims (16)

1. 飛しょう体であって、
   制御パラメータを用いて、制御指令値を算出する演算装置と、
   前記制御指令値に基づいて、前記飛しょう体の姿勢又は推力を制御する制御装置と
   を備え、
   前記飛しょう体の外表面の少なくとも一部は、消失することで前記飛しょう体の空力特性が変化するアブレーション材料で構成され、
   前記演算装置は、前記アブレーション材料の消失に伴う前記飛しょう体の形状変化量に応じて、前記飛しょう体の空力特性の変化に伴う制御特性の低下を抑制するように前記制御パラメータを変更する
   飛しょう体。
2. 請求項１に記載の飛しょう体において、
   前記制御パラメータは、制御ゲインである
   飛しょう体。
3. 請求項１又は２に記載の飛しょう体において、
   前記飛しょう体の飛行諸元を取得する慣性装置を、更に備え、
   前記演算装置は、前記飛行諸元と、前記制御パラメータとに基づいて、前記制御指令値を算出する
   飛しょう体。
4. 請求項３に記載の飛しょう体において、
   前記飛しょう体の目標諸元を指示する指令装置を、更に備え、
   前記演算装置は、前記目標諸元と、前記飛行諸元と、前記制御パラメータとに基づいて、前記制御指令値を算出する
   飛しょう体。
5. 請求項４に記載の飛しょう体において、
   前記制御パラメータは、前記目標諸元と前記飛行諸元の差分に適用する制御ゲインである
   飛しょう体。
6. 請求項４又は５に記載の飛しょう体において、
   前記演算装置は、オートパイロット装置に設けられた演算装置であり、
   前記目標諸元は、オートパイロット装置の指令装置が指示する目標諸元である
   飛しょう体。
7. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の飛しょう体において、
   前記演算装置は、形状変化量算出関数又は形状変化量算出テーブルに基づいて、前記形状変化量を算出する
   飛しょう体。
8. 請求項７に記載の飛しょう体において、
   前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間と、形状変化量とを対応づける関数又はデータテーブルである
   飛しょう体。
9. 請求項７に記載の飛しょう体において、
   前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間及び高度と、形状変化量とを対応づける関数又はデータテーブルである
   飛しょう体。
10. 請求項７に記載の飛しょう体において、
    前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間及びマッハ数と、形状変化量とを対応づける関数又はデータテーブルである
    飛しょう体。
11. 請求項７に記載の飛しょう体において、
    前記形状変化量算出関数又は前記形状変化量算出テーブルは、少なくとも時間及び姿勢角と、形状変化量とを対応づける関数又はデータテーブルである
    飛しょう体。
12. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の飛しょう体において、
    機体形状計測装置を、更に備え、
    前記形状変化量は、前記機体形状計測装置が計測によって求める形状変化量である
    飛しょう体。
13. 請求項１２に記載の飛しょう体において、
    前記機体形状計測装置は、前記飛しょう体のノーズ部の形状又は操舵翼の形状を計測する
    飛しょう体。
14. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の飛しょう体において、
    前記演算装置は、プリプログラムに基づいて、制御パラメータを変更する
    飛しょう体。
15. 請求項１乃至１４のいずれか一項に記載の飛しょう体において、
    機軸方向に沿って、姿勢制御機構を複数備える
    飛しょう体。
16. 飛しょう体の動作方法であって、
    前記飛しょう体は、
    制御パラメータを用いて、制御指令値を算出する演算装置と、
    前記制御指令値に基づいて、前記飛しょう体の姿勢又は推力を制御する制御装置と
    を備え、
    前記飛しょう体の外表面の少なくとも一部は、消失することで前記飛しょう体の空力特性が変化するアブレーション材料で構成されており、
    前記飛しょう体の動作方法は、
    前記アブレーション材料の消失に伴う前記飛しょう体の形状変化量に応じて、前記飛しょう体の空力特性の変化に伴う制御特性の低下を抑制するように前記制御パラメータを変更する
    飛しょう体の動作方法。

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