JP6432903B2 - 垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法 - Google Patents

Description

本発明は、垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法に関する。

航空機は、舵面及び推力偏向ノズルのような複数の可動部を有する。可動部を有する航空機が線形制御される場合、ロバスト性が不足する可能性がある。ロバスト性の向上のため、非線形最適制御の適用が検討される。非線形最適制御を実現するためには、リカッチ方程式の非線形拡張であるハミルトン・ヤコビ方程式を解く必要がある。ハミルトン・ヤコビ方程式の解法の一つとして、非特許文献１及び非特許文献２に開示されているような、安定多様体法が知られている。

システム制御情報学会「システム／制御／情報」Ｖｏｌ．７，Ｎｏ．１３，ｐｐ．１−６，１９９６ 日本航空宇宙学会論文集Ｖｏｌ．６１，Ｎｏ．１，ｐｐ．１−８，２０１３

航空機と同様、垂直離着陸機も、推力偏向ノズルのような可動部を有する。垂直離着陸機は、噴流を生成して推力を発生するロケットエンジンのようなエンジンを有する。エンジンは、ジンバル装置により、垂直離着陸機の機体に対して可動である。エンジンの向きが調整されることによって、推力偏向が行われる。エンジンの向きが調整されることによって、垂直離着陸機の姿勢が調整される。垂直離着陸機は、複数のエンジンの向きを調整して、垂直に離着陸する。

垂直離着陸機の機体に設けられるエンジンが１つである場合、そのエンジンに異常が発生すると、離着陸に重大な支障が生じる。垂直離着陸機の機体に設けられるエンジンが複数である場合においても、垂直離着陸機が飛行中において複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生すると、安定多様体法を使用しても、垂直離着陸機について良好な姿勢制御が実施できない可能性がある。なお、エンジンが異常な状態とは、エンジンから噴流が生成されない状態、及びエンジンの向きを調整できない状態の少なくとも一方を含む。

例えば、複数のエンジンのうちいずれかのエンジンが故障して噴流を生成しなくなると、推力のバランスが悪化する。その結果、垂直離着陸機は、所望の姿勢を維持できなくなる可能性がある。

本発明の態様は、飛行中に複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生しても、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法を提供することを目的とする。

本発明の第１の態様に従えば、機体と、前記機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジンと、複数の前記エンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得する異常信号取得部と、前記異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力するエンジン制御部と、を備える垂直離着陸機が提供される。

本発明の第１の態様によれば、複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生した場合、作動中の複数のエンジンのうち予め決められている特定のエンジンが停止されることによって、推力のバランスが悪化することが抑制される。したがって、垂直離着陸機は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。すなわち、本発明者は、複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生し、安定多様体法を使用しても良好な姿勢制御の実施が困難な状況において、異常が発生したエンジンに対応する位置にある正常なエンジンを敢えて停止させることで良好な姿勢制御が実施できるという着想を得た。なお、エンジンの異常とは、エンジンの故障を含み、エンジンから噴流が生成されないこと、及びエンジンの向きを調整できないことの少なくとも一方を含む。

本発明の第１の態様において、前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に配置され、前記エンジン制御部は、前記機体の中心軸と地面とが直交するように、前記停止信号を出力してもよい。

これにより、垂直離着陸機は、地面に対して垂直に着陸することができる。

本発明の第１の態様において、前記エンジンは、前記機体の中心軸の両側に配置される第１のエンジンと第２のエンジンと、を含み、前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンとは別のエンジンが作動中において、前記第１のエンジンの異常を示す異常信号が取得されたとき、前記エンジン制御部は、前記第２のエンジンを停止させる停止信号を出力してもよい。

これにより、機体の中心軸の両側に配置されている第１のエンジン及び第２のエンジンの両方が噴流を生成しなくなる。噴流は、第１のエンジン及び第２のエンジンとは別のエンジンにより生成される。したがって、垂直離着陸機は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の第１の態様において、前記機体の中心軸と前記第１のエンジンとの距離と、前記機体の中心軸と前記第２のエンジンとの距離とは、等しくてもよい。

これにより、機体の中心軸に対して点対称に配置されている第１のエンジン及び第２のエンジンの両方が噴流を生成しなくなる。したがって、垂直離着陸機は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。例えば、機体に設けられるエンジンが４つである場合、それらエンジンは対称的に配置されることが好ましい。

本発明の第１の態様において、別の前記エンジンは、前記第１のエンジンと前記第２のエンジンとの間に配置されてもよい。

これにより、機体の中心軸に配置される別のエンジンによって推力が得られる。したがって、垂直離着陸機は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の第１の態様において、前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に等間隔で配置される第１のエンジンと第２のエンジンと第３のエンジンと、を含み、前記第１のエンジン、前記第２のエンジン、及び前記第３のエンジンとは別のエンジンが作動中において、前記第１のエンジンの異常を示す異常信号が取得されたとき、前記エンジン制御部は、前記第２のエンジン及び前記第３のエンジンを停止させる停止信号を出力してもよい。

これにより、機体の中心軸の周囲に等間隔で配置されている第１のエンジン、第２のエンジン、及び第３のエンジンのそれぞれが噴流を生成しなくなる。噴流は、第１のエンジン、第２のエンジン、及び第３のエンジンとは別のエンジンにより生成される。したがって、垂直離着陸機は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の第１の態様において、別の前記エンジンは、前記機体の中心軸を囲むように複数配置されてもよい。

これにより、機体の中心軸を囲むように複数配置されたエンジンのそれぞれが生成する噴流によって、バランスがよい推力が得られる。

本発明の第１の態様において、別の前記エンジンのうち少なくとも２つのエンジンは、前記機体の中心軸に対して点対称に配置されてもよい。

これにより、機体の中心軸に対して点対称に配置されたたエンジンが生成する噴流によって、バランスがよい推力が得られる。

本発明の第１の態様において、複数の前記エンジンのそれぞれに設けられ、前記エンジンの向きを調整可能なアクチュエータを含むジンバル装置と、前記アクチュエータを制御するアクチュエータ制御部と、を備え、前記アクチュエータ制御部は、前記機体の中心軸と地面とが直交するように、異常が発生したエンジン及び前記停止信号により停止されたエンジンとは異なる、正常に作動中のエンジンの前記アクチュエータを制御してもよい。

これにより、噴流を生成しているエンジンの向きが調整されるので、垂直離着陸機は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の第１の態様において、前記機体の中心軸と平行な軸と前記エンジンの中心軸とがなす角度を示す舵角データを取得する舵角データ取得部と、地面と直交する基準軸と前記機体の中心軸とがなす角度を示す姿勢角データを取得する姿勢角データ取得部と、前記機体の中心軸の角速度を示す姿勢角速度データを取得する姿勢角速度データ取得部と、を備え、前記アクチュエータ制御部は、前記舵角データと前記姿勢角データと前記姿勢角速度データとに基づいて、前記エンジンの向きを調整するための舵角信号を出力してもよい。

これにより、舵角と、姿勢角と、姿勢角速度とに基づいて、エンジンの向きが調整されるので、垂直離着陸機は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の第２の態様に従えば、垂直離着陸機の機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得することと、前記異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力することと、を含む垂直離着陸機の制御方法が提供される。

本発明の第２の態様によれば、複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生した場合、作動中の複数のエンジンのうち予め決められている特定のエンジンが停止されることによって、推力のバランスが悪化することが抑制される。したがって、垂直離着陸機は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本発明の態様によれば、飛行中に複数のエンジンのうちいずれかのエンジンに異常が発生しても、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法が提供される。

図１は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の一例を示す模式図である。 図２は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の一例をベース部側から見た図である。 図３は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御システムの一例を示す機能ブロック図である。 図４は、第１実施形態に係る舵角を説明するための模式図である。 図５は、第１実施形態に係る姿勢角を説明するための模式図である。 図６は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を示すフローチャートである。 図７は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図８は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図９は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図１０は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図１１は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図１２は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図１３は、第１実施形態に係る垂直離着陸機の制御方法の一例を説明するための模式図である。 図１４は、第１実施形態に係るアクチュエータ制御部を含む制御系の一例を示すブロック図である。 図１５は、第１実施形態に係る非線形最適制御の安定多様体法を用いてエンジンの向きを制御した例を示す図である。 図１６は、比較例に係る線形制御を用いてエンジンの向きを制御した例を示す図である。 図１７は、第２実施形態に係る垂直離着陸機の一例を説明するための模式図である。 図１８は、第３実施形態に係る垂直離着陸機の一例を説明するための模式図である。 図１９は、第４実施形態に係る垂直離着陸機の一例を説明するための模式図である。

以下、本発明に係る実施形態について図面を参照しながら説明するが、本発明はこれに限定されない。以下で説明する各実施形態の構成要素は、適宜組み合わせることができる。また、一部の構成要素を用いない場合もある。

以下の説明においては、グローバル座標系であるＸＹＺ直交座標系を設定し、このＸＹＺ直交座標系を参照しつつ各部の位置関係について説明する。水平面内の第１軸と平行な方向をＸ軸方向、水平面内において第１軸と直交する第２軸と平行な方向をＹ軸方向、水平面と直交する第３軸と平行な方向をＺ軸方向とする。また、Ｘ軸（第１軸）、Ｙ軸（第２軸）、及びＺ軸（第３軸）を中心とする回転（傾斜）方向をそれぞれ、θＸ、θＹ、及びθＺ方向とする。水平面は、ＸＹ平面を含む。Ｚ軸方向は鉛直方向である。本実施形態においては、地面とＸＹ平面とが平行であることとする。

＜第１実施形態＞
第１実施形態について説明する。図１は、本実施形態に係る垂直離着陸機１の一例を示す模式図である。垂直離着陸機１は、垂直に離着陸可能である。また、垂直離着陸機１は、斜めに離着陸可能である。本実施形態において、垂直離着陸機１は、地面に対してＺ軸方向に移動可能である。垂直離着陸機１は、例えば宇宙輸送システムの少なくとも一部として使用される。垂直離着陸機１は、火星のような惑星に離着陸可能である。垂直離着陸機１は、月のような衛星に離着陸可能である。垂直離着陸機１が、惑星探査機又は衛星探査機として使用されてもよい。

図１に示すように、垂直離着陸機１は、機体２と、機体２に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジン３と、を備えている。エンジン３は、ロケットエンジンを含む。

垂直離着陸機１は繰り返し再使用される。すなわち、垂直離着陸機１は、所謂、再使用型の垂直離着陸ロケットである。垂直離着陸機１は、翼を有してもよいし、フィンを有してもよいが、有しなくてもよい。垂直離着陸機１が再使用されることにより、輸送コストの低減が図られる。以下の説明においては、垂直離着陸機１を適宜、垂直離着陸ロケット１、と称する。

機体２は、ノーズ部（上部）２Ａとベース部（下部）２Ｂとを有する。機体２は、中心軸ＡＸの周囲に配置される。エンジン３は、ベース部２Ｂに設けられる。エンジン３は、推力偏向ノズル４を含む。

垂直離着陸ロケット１は、複数のエンジン３のそれぞれに設けられ、エンジン３の向きを調整可能なジンバル装置５を有する。ジンバル装置５は、エンジン３を支持するジンバル機構と、ジンバル機構に支持されたエンジン３を動かして、エンジン３の向きを調整するアクチュエータ６と、を含む。

図２は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の一例をベース部２Ｂ側から見た図である。図１及び図２に示すように、エンジン３は、機体２の中心軸ＡＸの周囲に複数配置される。本実施形態において、エンジン３は、中心軸ＡＸの周囲に４つ配置される。以下の説明においては、４つのエンジン３のそれぞれを適宜、エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４、と称する。

複数のエンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４）は、中心軸ＡＸの周囲に一定間隔で配置される。エンジン３１とエンジン３３とが、Ｘ軸方向に関して中心軸ＡＸの両側に配置される。エンジン３１は、中心軸ＡＸの＋Ｘ側に配置される。エンジン３３は、中心軸ＡＸの−Ｘ側に配置される。エンジン３２とエンジン３４とが、Ｙ軸方向に関して中心軸ＡＸの両側に配置される。エンジン３２は、中心軸ＡＸの＋Ｙ側に配置される。エンジン３４は、中心軸ＡＸの−Ｙ側に配置される。

本実施形態において、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３１との距離Ｌ１と、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３３との距離Ｌ３とは、等しい。機体２の中心軸ＡＸとエンジン３２との距離Ｌ２と、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３４との距離Ｌ４とは、等しい。距離Ｌ１と、距離Ｌ３と、距離Ｌ２と、距離Ｌ４とは、等しい。

本実施形態において、距離Ｌ１は、機体２の中心軸ＡＸと、初期位置に配置されているエンジン３１の中心軸ＢＸ１との距離である。距離Ｌ２は、機体２の中心軸ＡＸと、初期位置に配置されているエンジン３２の中心軸ＢＸ２との距離である。距離Ｌ３は、機体２の中心軸ＡＸと、初期位置に配置されているエンジン３３の中心軸ＢＸ３との距離である。距離Ｌ４は、機体２の中心軸ＡＸと、初期位置に配置されているエンジン３４の中心軸ＢＸ４との距離である。

以下の説明においては、エンジン３１の中心軸ＢＸ１、エンジン３２の中心軸ＢＸ２、エンジン３３の中心軸ＢＸ３、及びエンジン３４の中心軸ＢＸ４を総称して適宜、エンジン３の中心軸ＢＸ、と称する。

本実施形態において、エンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４）の初期位置とは、エンジン３の中心軸ＢＸと機体２の中心軸ＡＸとが平行となるエンジン３の位置（向き）をいう。

すなわち、機体２の中心軸ＡＸと直交する面内において、エンジン３１とエンジン３３とは、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置される。機体２の中心軸ＡＸと直交する面内において、エンジン３２とエンジン３４とは、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置される。

このように、本実施形態においては、４つのエンジン３が対称的に配置されている。

図３は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の制御システム７の一例を示す機能ブロック図である。図３に示すように、制御システム７は、制御装置１０を有する。制御装置１０は、コンピュータシステムを含む。

制御装置１０は、複数のエンジン３のうち異常が発生したエンジン３の存在を示す異常信号ＡＳを取得する異常信号取得部１１と、異常信号取得部１１で取得した異常信号ＡＳに基づいて、作動中の複数のエンジン３のうち特定のエンジン３を停止させる停止信号ＣＳを出力するエンジン制御部１５と、を備える。

本実施形態において、エンジンが異常な状態とは、エンジンが故障した状態を含む。エンジンが異常な状態とは、エンジンから噴流が生成されない状態、及びエンジンの向きを調整できない状態の一方又は両方を含む。

制御装置１０は、機体２の中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸとエンジン３の中心軸ＢＸとがなす角度（舵角）δを示す舵角データＲＤを取得する舵角データ取得部１２と、地面と直交する基準軸ＲＸと機体２の中心軸ＡＸとがなす角度（姿勢角）θを示す姿勢角データＰＤを取得する姿勢角データ取得部１３と、機体２の中心軸ＡＸの角速度（姿勢角速度）ωを示す姿勢角速度データＳＤを取得する姿勢角速度データ取得部１４と、アクチュエータ６を制御するための舵角信号ＲＳを出力するアクチュエータ制御部１６と、を備える。

制御装置１０は、記憶部１７を備える。記憶部１７は、ＲＯＭ、ＲＡＭ、及びハードディスクのような記録媒体を含む。記憶部１７は、垂直離着陸ロケット１の制御に使用する各種のデータを記憶する。

制御システム７は、エンジン３の異常を検出するエンジン異常検出部８と、舵角δを検出する舵角検出部２１と、姿勢角θを検出する姿勢角検出部２２と、姿勢角速度ωを検出する姿勢角速度検出部２３と、を備えている。

エンジン異常検出部８は、エンジン３の異常を検出して、異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。エンジン異常検出部８は、エンジン３１の異常を検出するエンジン異常検出部８１と、エンジン３２の異常を検出するエンジン異常検出部８２と、エンジン３３の異常を検出するエンジン異常検出部８３と、エンジン３４の異常を検出するエンジン異常検出部８４と、を含む。エンジン３の異常は、エンジン３の故障を含む。エンジン３の異常は、エンジン３が噴流を生成不可能であることを含む。エンジン３の異常は、エンジン３の向き（噴流の向き）を調整不可能であることを含む。エンジン異常検出部８１は、エンジン３１が故障した場合、エンジン３１が故障したことを示す異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。エンジン異常検出部８２は、エンジン３２が故障した場合、エンジン３２が故障したことを示す異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。エンジン異常検出部８３は、エンジン３３が故障した場合、エンジン３３が故障したことを示す異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。エンジン異常検出部８４は、エンジン３４が故障した場合、エンジン３４が故障したことを示す異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。

舵角検出部２１は、機体２の中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸとエンジン３の中心軸ＢＸとがなす角度である舵角δを検出して、その舵角δを示す舵角データＲＤを舵角データ取得部１２に出力する。舵角検出部２１は、複数のエンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４）のそれぞれに設けられる。エンジン３１の舵角検出部２１は、中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸと中心軸ＢＸ１とがなす舵角δを検出して、その舵角δを示す舵角データＲＤを舵角データ取得部１２に出力する。エンジン３２の舵角検出部２１は、中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸと中心軸ＢＸ２とがなす舵角δを検出して、その舵角δを示す舵角データＲＤを舵角データ取得部１２に出力する。エンジン３３の舵角検出部２１は、中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸと中心軸ＢＸ３とがなす舵角δを検出して、その舵角δを示す舵角データＲＤを舵角データ取得部１２に出力する。エンジン３４の舵角検出部２１は、中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸと中心軸ＢＸ４とがなす舵角δを検出して、その舵角δを示す舵角データＲＤを舵角データ取得部１２に出力する。

図４は、本実施形態に係る舵角δを説明するための模式図である。エンジン３の向きは、ジンバル装置５により変化する。図３に示すように、舵角δは、機体２の中心軸ＡＸと平行な軸ＣＸとエンジン３の中心軸ＢＸとがなす角度である。すなわち、本実施形態において、舵角δは、垂直離着陸ロケット１の機体２を基準としたローカル座標系における角度である。上述したように、本実施形態において、エンジン３の初期位置とは、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３の中心軸ＢＸとが平行となるエンジン３の位置（向き）をいう。エンジン３が初期位置に配置されるとき、舵角δは０［°］でもよいし、０［°］でなくてもよい。

エンジン３の舵角δは、ジンバル装置５によって調整される。本実施形態において、ジンバル装置５は、所謂、２軸のジンバル機構を含む。ジンバル装置５により、エンジン３で生成された噴流の噴射方向は、２つの方向に変化可能である。中心軸ＡＸと直交する面内において、エンジン３の噴射方向は、２つの方向（ピッチ方向及びヨー方向）に変化可能である。ジンバル装置５のアクチュエータ６は、１つエンジン３に対して少なくとも２つ設けられる。ジンバル装置５のアクチュエータ６は、エンジン３をピッチ方向に動かすための第１のアクチュエータと、エンジン３をヨー方向に動かすための第２のアクチュエータと、を含む。

姿勢角検出部２２は、地面（ＸＹ平面）と直交する基準軸ＲＸと機体２の中心軸ＡＸとがなす角度である姿勢角θを検出して、その姿勢角θを示す姿勢角データＰＤを姿勢角データ取得部１３に出力する。

図５は、本実施形態に係る姿勢角θを説明するための模式図である。図５に示すように、姿勢角θは、地面と直交する基準軸ＲＸと機体２の中心軸ＡＸとがなす角度である。すなわち、本実施形態において、姿勢角θは、地面を基準としたグローバル座標系における角度である。垂直離着陸ロケット１が地面から離陸するとき、又は垂直離着陸ロケット１が地面に着陸するとき、機体２が所望の姿勢（所望の離着陸姿勢）になるように、垂直離着陸ロケット１の姿勢が制御される。機体２の所望の姿勢とは、中心軸ＡＸと地面とが直交する姿勢（基準軸ＲＸと中心軸ＡＸとが平行となる姿勢）でもよいし、基準軸ＲＸと中心軸ＡＸとが非平行となる姿勢でもよい。

姿勢角速度検出部２３は、機体２（機体２の中心軸ＡＸ）の角速度である姿勢角速度ωを検出して、その姿勢角速度ωを示す姿勢角速度データＳＤを姿勢角速度データ取得部１４に出力する。

本実施形態において、姿勢角速度検出部２３は、例えばジャイロセンサを含む。ジャイロセンサの検出値が、姿勢角速度データＳＤとして出力される。本実施形態において、姿勢角検出部２２から出力される姿勢角データＰＤは、ジャイロセンサの検出値の積分値を含む。

エンジン制御部１５は、複数のエンジン３のそれぞれを制御する。エンジン制御部１５は、垂直離着陸ロケット１の離着陸において、機体２が所望の姿勢になるように、複数のエンジン３のそれぞれを制御する。機体２の所望の姿勢とは、中心軸ＡＸと地面とが直交する（姿勢角θが０［°］となる）姿勢でもよいし、姿勢角θが０［°］以外の所定の角度になる姿勢でもよい。

アクチュエータ制御部１６は、複数のエンジン３に配置される複数のアクチュエータ６のそれぞれを制御する。アクチュエータ制御部１６は、垂直離着陸ロケット１の離着陸において、機体２が所望の姿勢になるように、複数のアクチュエータ６のそれぞれを制御して、エンジン３の向きを制御する。

次に、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の制御方法の一例について、図６のフローチャートを参照して説明する。本実施形態においては、空中を飛行する垂直離着陸ロケット１が着陸するときの垂直離着陸ロケット１の制御方法の一例について説明する。図６に示すように、垂直離着陸ロケット１の制御方法は、垂直離着陸ロケット１が空中に存在する状態において、複数のエンジン３のうち異常が発生したエンジン３の存在を示す異常信号ＡＳを取得して、故障したエンジン３を特定すること（ステップＳＰ１）と、異常信号ＡＳに基づいて、作動中の複数のエンジン３のうち特定のエンジン３を停止させる停止信号ＣＳを出力して、その特定のエンジン３を停止させること（ステップＳＰ２）と、正常に作動中のエンジン３のアクチュエータ６を制御して、その正常に作動中のエンジン３の向きを調整すること（ステップＳＰ３）と、エンジン３の向きを調整しながら、垂直離着陸ロケット１を着陸させること（ステップＳＰ４）と、を含む。

図７及び図８は、本実施形態に係る１の制御方法の一例を説明するための模式図である。図７は、垂直離着陸ロケット１の側面図である。図８は、垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。図７及び図８は、４つのエンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４）が正常に作動している状態を示す。４つのエンジン３が作動しているとき、垂直離着陸ロケット１は所望の姿勢に維持される。垂直離着陸ロケット１の所望の姿勢は、機体２の中心軸ＡＸと基準軸ＲＸとが平行である姿勢を含む。なお、垂直離着陸ロケット１の所望の姿勢は、機体２の中心軸ＡＸと基準軸ＲＸとが所定の角度で非平行になる姿勢でもよい。

図９及び図１０は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の制御方法の一例を説明するための模式図である。図９は、垂直離着陸ロケット１の側面図である。図１０は、垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。図９及び図１０に示すように、４つのエンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４のうち、例えばエンジン３３が故障したとする。エンジン異常検出部８は、エンジン３３が故障したことを示す異常信号ＡＳを異常信号取得部１１に出力する。異常信号取得部１１は、異常信号ＡＳを取得する。これにより、複数のエンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４）のうち、故障したエンジン３３が特定される（ステップＳＰ１）。

エンジン制御部１５は、異常信号ＡＳに基づいて、作動中の複数のエンジン３１、エンジン３２、及びエンジン３４のうち、特定のエンジン３１を停止させる停止信号ＣＳを出力する（ステップＳＰ２）。本実施形態においては、エンジン３３が故障したとき、エンジン制御部１５は、エンジン３１が停止するように、エンジン３１に停止信号ＣＳを出力する。

本実施形態においては、複数のエンジン３のうち、あるエンジン３が故障したとき、作動中の複数のエンジン３のうち、どのエンジン３を停止させるかを示す指標データが記憶部１７に予め記憶されている。その指標データは、垂直離着陸ロケット１の着陸時において、機体２が所望の姿勢になるように定められている。エンジン制御部１５は、機体２が所望の姿勢になるように、予め決められている特定のエンジン３を停止させるための停止信号ＣＳを出力する。

本実施形態においては、エンジン３１及びエンジン３３と、エンジン３１及びエンジン３３とは別のエンジン３２及びエンジン３４とのそれぞれが作動中において、エンジン３３の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、中心軸ＡＸを挟んでエンジン３３と対向するエンジン３１を停止させる停止信号ＣＳを出力する（ステップＳＰ２）。

すなわち、エンジン制御部１５は、中心軸ＡＸの両側に配置されているエンジン３１及びエンジン３３のうち、一側のエンジン３３の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、他側のエンジン３１を停止させるための停止信号ＣＳを出力する。

図１１及び図１２は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の制御方法の一例を説明するための模式図である。図１１は、垂直離着陸ロケット１の側面図である。図１２は、垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。図１１及び図１２に示すように、４つのエンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４のうち、エンジン３３が故障したとき、中心軸ＡＸに対してエンジン３３と点対称に配置されているエンジン３１が停止される。これにより、推力のバランスの悪化が抑制される。中心軸ＡＸと基準軸ＲＸとが平行となるように、機体２の姿勢が維持される。

エンジン３３が故障し、エンジン３３が噴流を生成しない場合（又はエンジン３３の向きを調整できない場合）において、他のエンジン３１、エンジン３２、及びエンジン３４の全部を作動し続けると、例えば図９の矢印Ｒで示すように、姿勢角θが大きくなるように垂直離着陸ロケット１の姿勢が崩れる可能性が高くなる。この場合、垂直離着陸ロケット１は所望の姿勢を維持できず、垂直に着陸できなくなる可能性が高くなる。

本実施形態においては、エンジン３３が故障したとき、そのエンジン３３と点対称に配置されているエンジン３１の作動が停止される。これにより、推力のバランスが維持され、垂直離着陸ロケット１の姿勢が崩れることが抑制される。

なお、本例では、エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４が作動中において、エンジン３３が故障したとき、エンジン３１が停止される例について説明した。本実施形態においては、エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４が作動中において、エンジン３１が故障したとき、エンジン３３が停止される。エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４が作動中において、エンジン３２が故障したとき、エンジン３４が停止される。エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４が作動中において、エンジン３４が故障したとき、エンジン３２が停止される。

すなわち、Ｘ軸方向に関して機体２の中心軸ＡＸの両側に配置される２つのエンジン３１及びエンジン３３のうち、一方のエンジン３１（又はエンジン３３）の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、他方のエンジン３３（又はエンジン３１）を停止させる停止信号ＣＳを出力する。Ｙ軸方向に関して機体２の中心軸ＡＸの両側に配置される２つのエンジン３２及びエンジン３４のうち、一方のエンジン３２（又はエンジン３４）の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、他方のエンジン３４（又はエンジン３２）を停止させる停止信号ＣＳを出力する。

本実施形態においては、エンジン３３の異常（故障）を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、エンジン３１を停止させるための停止信号ＣＳを直ちに出力する。しかし、エンジン３３の故障を示す異常信号ＡＳが取得されてからエンジン３１を停止させるための停止信号ＣＳが出力されるまでの間にタイムラグ（遅れ）が発生する可能性がある。タイムラグが発生すると、エンジン３３が故障した時点からエンジン３１の作動が停止されるまでの時点の期間においては、エンジン３３から噴流が生成されない状態（又はエンジン３３の向きを調整不可能な状態）で、エンジン３１から噴流が生成されることとなる。この場合、推力のバランスが崩れる期間が発生することとなる。そうすると、エンジン３３が故障したときにエンジン３１を停止したとしても、例えば図９の矢印Ｒで示すように、垂直離着陸ロケット１の姿勢が崩れる可能性がある。

そこで、本実施形態においては、エンジン３３に異常が発生した場合、アクチュエータ制御部１６は、機体２の中心軸ＡＸと地面とが直交するように、異常が発生したエンジン３３及び停止信号ＣＳにより停止されたエンジン３１とは異なる、正常に作動中のエンジン３２及びエンジン３４のアクチュエータ６を制御する。すなわち、正常に作動中のエンジン３２及びエンジン３４の向きを調整して、崩れようとする垂直離着陸ロケット１の姿勢を立て直す。

図１３は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１の制御方法の一例を説明するための模式図である。アクチュエータ制御部１６は、正常に作動中のエンジン３２及びエンジン３４の向きを調整するための舵角信号ＲＳを、エンジン３２のアクチュエータ６及びエンジン３４のアクチュエータ６に出力する（ステップＳＰ３）。

図１４は、本実施形態に係るアクチュエータ制御部１６を含む制御系の一例を示すブロック図である。図１４に示すように、本実施形態において、アクチュエータ制御部１６は、エンジン３の舵角δを示す舵角データＲＤと、機体２の姿勢角θを示す姿勢角データＰＤと、機体２の姿勢角速度ωを示す姿勢角速度データＳＤとに基づいて、エンジン３２及びエンジン３４の向きを調整するための舵角信号ＲＳを出力する。

本実施形態においては、非線形最適制御の安定多様体法を用いて、エンジン３２のアクチュエータ６及びエンジン３４のアクチュエータ６を制御する。

図１５は、本実施形態に係る非線形最適制御の安定多様体法を用いてエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）を制御した例を示す。図１５の上部のグラフは、エンジン３３の故障が発生してからの経過時間と機体２の姿勢角θとの関係を示す。図１５の下部のグラフは、エンジン３３の故障が発生してからの経過時間とエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）との関係を示す。図１５の上部のグラフの縦軸は、機体２の姿勢角θである。図１５の下部のグラフの縦軸は、エンジン３２及びエンジン３４の舵角δである。上部のグラフ及び下部のグラフの横軸は、エンジン３３の故障が発生した時点ｔ０からの経過時間を示す。エンジン３３は、時点ｔ０において故障したとする。

エンジン３３が故障することによって、機体２の姿勢角θが大きくなる。エンジン３３の故障後、エンジン３２及びエンジン３４の舵角δが調整される。図１５に示す例では、時点ｔ０から舵角δが０［°］から小さくなるように（マイナスの値を示すように）エンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）が調整された後、時点ｔ１において舵角δが大きくなるようにエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）が調整されている。非線形最適制御の安定多様体法を用いることにより、時点ｔ０と時点ｔ１との間の時間が短くなる。すなわち、非線形最適制御の安定多様体法を用いることにより、０［°］から小さくなるように調整されたエンジン３２及びエンジン３４の舵角δが、大きくなるように戻るタイミングが早くなることが分かる。これにより、機体２の姿勢角θは、迅速に０［°］に回復する。

図１６は、比較例に係る図である。図１６は、線形制御を用いてエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）を制御した例を示す。図１６の上部のグラフは、エンジン３３の故障が発生してからの経過時間と機体２の姿勢角θとの関係を示す。図１６の下部のグラフは、エンジン３３の故障が発生してからの経過時間とエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）との関係を示す。図１６の上部のグラフの縦軸は、機体２の姿勢角θである。図１６の下部のグラフの縦軸は、エンジン３２及びエンジン３４の舵角δである。上部のグラフ及び下部のグラフの横軸は、エンジン３３の故障が発生した時点ｔ０からの経過時間を示す。エンジン３３は、時点ｔ０において故障したとする。

アクチュエータ６の性能（駆動速度）には限界がある。そのため、アクチュエータ６の駆動により変化する単位時間当たりの舵角δの変化量（舵角速度）にも限界（制約）がある。そうすると、線形制御を実施した場合、０［°］からずれた機体２の姿勢角θが０［°］に戻るようにアクチュエータ６が制御されても、舵角速度が目標速度に追い付かず、制御が遅れる可能性が高くなる。

その結果、図１６の下部のグラフに示すように、エンジン３２及びエンジン３４の舵角δが０［°］からマイナスに大きくずれたり、プラスに大きくずれたりするとともに、図１６の上部のグラフに示すように、機体２の姿勢角θが０［°］に戻らず、不安定化する可能性が高くなる。

本実施形態によれば、非線形最適制御の安定多様体法により、垂直離着陸ロケット１の姿勢角θが素早く０［°］に戻される。したがって、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢で、垂直に着陸することができる（ステップＳＰ４）。

以上説明したように、本実施形態によれば、複数のエンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、及びエンジン３４のうち、エンジン３３に異常が発生した場合、作動中の複数のエンジン３１、エンジン３２、及びエンジン３４のうち、予め決められている特定のエンジン３１が停止されることによって、推力のバランスが悪化することが抑制される。したがって、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本実施形態において、垂直離着陸ロケット１は、再使用型の垂直離着陸ロケット（再使用ロケット）である。再使用ロケットにおいて、所望の姿勢が維持されないと、機体２がロストし、再使用が困難となる可能性がある。本実施形態によれば、垂直離着陸ロケット１の機体２のロストが抑制される。

上述のように、安定多様体法を用いることにより、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢で垂直に着陸できる可能性が高くなる。しかし、複数のエンジン３のうち、いずれか一つのエンジン３が故障した場合、安定多様体法を用いても、垂直離着陸ロケット１の姿勢を良好に制御することが困難である可能性がある。本発明者は、複数のエンジン３のうちいずれかのエンジン３に異常が発生し、安定多様体法を使用しても良好な姿勢制御の実施が困難な状況において、異常が発生したエンジン３に対応する位置にある正常なエンジン３を敢えて停止させることで良好な姿勢制御が実施できるという着想を得た。これにより、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢で離着陸することができる。

本実施形態において、エンジン３は、機体２の中心軸ＡＸの周囲に配置される。エンジン制御部１５は、機体２が所望の姿勢になるように停止信号ＣＳを出力する。本実施形態においては、あるエンジン３が故障したとき、中心軸ＡＸと基準軸ＲＸとが平行となるように、停止すべきエンジン３を示す指標データが予め決められている。その指標データに従って、あるエンジン３（本例ではエンジン３３）が故障したとき、特定のエンジン３（本例ではエンジン３１）を停止することにより、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢で着陸することができる。

本実施形態においては、エンジン３１及びエンジン３３が、Ｘ軸方向に関して機体２の中心軸ＡＸの両側に配置され、エンジン３２及びエンジン３４が、Ｙ軸方向に関して機体２の中心軸ＡＸの両側に配置される。エンジン３３が故障したとき、エンジン３１が停止される。エンジン３１が故障したとき、エンジン３３が停止される。エンジン３４が故障したとき、エンジン３２が停止される。エンジン３２が故障したとき、エンジン３４が停止される。これにより、垂直離着陸ロケット１は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本実施形態においては、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３１との距離と、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３３との距離とは、等しい。エンジン３３（又はエンジン３１）が故障したとき、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置されているエンジン３１（又はエンジン３３）が停止される。また、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３２との距離と、機体２の中心軸ＡＸとエンジン３４との距離とは、等しい。エンジン３４（又はエンジン３２）が故障したとき、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置されているエンジン３２（又はエンジン３４）が停止される。これにより、垂直離着陸ロケット１は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本実施形態においては、エンジン３３が故障し、エンジン３１が停止されても、エンジン３２の作動及びエンジン３４の作動は維持される。したがって、垂直離着陸ロケット１は、推力を得ることができる。作動するエンジン３２及びエンジン３４は、機体２の中心軸ＡＸを囲むように複数配置される。これにより、バランスがよい推力が得られる。

本実施形態においては、作動するエンジン３２と作動するエンジン３４とは、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置される。これにより、それら点対称に配置されたエンジン３２及びエンジン３４のそれぞれが生成する噴流によって、バランスがよい推力が得られる。

本実施形態おいては、作動するエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）が、アクチュエータ６によって調整される。作動するエンジン３２及びエンジン３４の向き（舵角δ）は、アクチュエータ制御部１６によって制御される。アクチュエータ制御部１６は、機体２の中心軸ＡＸと地面とが直交するように、正常に作動中のエンジン３２のアクチュエータ３２及びエンジン３４のアクチュエータ６を制御する。これにより、噴流を生成しているエンジン３２及びエンジン３４の向きが調整され、垂直離着陸ロケット１は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

本実施形態においては、エンジン３の舵角δを示す舵角データＲＤと、機体２の姿勢角θを示す姿勢角データＰＤと、機体２の姿勢角速度ωを示す姿勢角速度データＳＤとに基づいて、作動するエンジン３２及びエンジン３４の向きが調整される。これにより、垂直離着陸機１は、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

なお、本実施形態においては、距離Ｌ１と距離Ｌ２と距離Ｌ３と距離Ｌ４とは等しいこととした。距離Ｌ１と距離Ｌ３とが異なってもよい。距離Ｌ２と距離Ｌ４とが異なってもよい。例えば、距離Ｌ２と距離Ｌ４とが異なる場合において、エンジン３３が故障し、エンジン３１が停止されても、作動するエンジン３２の向き及びエンジン３４の向きのそれぞれが最適に調整されることによって、距離Ｌ２と距離Ｌ４とが異なっていても、垂直離着陸ロケット１は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。以下の実施形態においても同様である。

なお、本実施形態においては、エンジン３１及びエンジン３３が初期位置に配置されている状態で、中心軸ＡＸと中心軸ＢＸ１と中心軸ＢＸ３とは、１つの仮想線上に配置される。中心軸ＡＸと中心軸ＢＸ１とが１つの仮想線上に配置され、中心軸ＢＸ３がその仮想線から離れていてもよい。すなわち、エンジン３１とエンジン３３とは、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置されなくてもよい。同様に、エンジン３２とエンジン３４とは、機体２の中心軸ＡＸに対して点対称に配置されなくてもよい。以下の実施形態においても同様である。

すなわち、本実施形態においては、機体２に設けられるエンジン３が４つである場合、それらエンジン３は対称的に配置されることとしたが、それら４つのエンジン３は対称的に配置されなくてもよい。

＜第２実施形態＞
第２実施形態について説明する。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。

図１７は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。図１７に示すように、本実施形態において、エンジン３は、機体２に３つ配置される。エンジン３は、機体２の中心軸ＡＸの両側に配置されるエンジン３１及びエンジン３３と、エンジン３１とエンジン３３との間に配置されるエンジン３２と、を含む。

エンジン３２は、中心軸ＡＸに配置される。中心軸ＡＸと直交する面内において、中心軸ＡＸとエンジン３１の距離と、中心軸ＡＸとエンジン３３の距離とは、等しい。なお、中心軸ＡＸとエンジン３１の距離と、中心軸ＡＸとエンジン３３の距離とは、異なってもよい。

エンジン３１、エンジン３２、及びエンジン３３が作動中において、エンジン３３の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、エンジン３１が停止するように、停止信号ＣＳを出力する。エンジン３３が故障し、エンジン３１が停止している状態において、エンジン３２は作動する。

以上説明したように、エンジン３は３つでもよい。エンジン３３が故障し、エンジン３１が停止された状態において、機体２の中心軸ＡＸに配置されるエンジン３２によって推力が得られる。したがって、垂直離着陸ロケット１は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

＜第３実施形態＞
第３実施形態について説明する。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。

図１８は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。図１８に示すように、本実施形態において、エンジン３は、機体２の中心軸ＡＸの周囲に等間隔で配置される６つのエンジン３（エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、エンジン３４、エンジン３５、及びエンジン３６）を含む。

中心軸ＡＸと直交する面内において、中心軸ＡＸと、複数のエンジン３それぞれとの距離は、等しい。なお、中心軸ＡＸと、複数のエンジン３それぞれとの距離は、異なってもよい。

エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、エンジン３４、エンジン３５、及びエンジン３６が作動中において、例えば、エンジン３１の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、エンジン３３及びエンジン３５が停止するように、停止信号ＣＳを出力する。エンジン３１が故障し、エンジン３３及びエンジン３５が停止している状態において、エンジン３２、エンジン３４、及びエンジン３６は作動する。

噴流を生成しないエンジン３１と、エンジン３３と、エンジン３５とは、機体２の中心軸ＡＸの周囲に等間隔で配置される。噴流を生成する作動中のエンジン３２と、エンジン３４と、エンジン３６とは、機体２の中心軸ＡＸの周囲に等間隔で配置される。すなわち、作動するエンジン３（エンジン３２、エンジン３４、及びエンジン３６）は、機体２の中心軸ＡＸを囲むように複数（３つ）配置される。

以上説明したように、エンジン３は６つでもよい。機体２の中心軸ＡＸの周囲に等間隔で配置されているエンジン３１、エンジン３３、及びエンジン３５のそれぞれが噴流を生成せず、エンジン３１、エンジン３３、及びエンジン３５とは別のエンジン３２、エンジン３４、及びエンジン３６により噴流が生成されることにより、垂直離着陸ロケット１は、推力のアンバランスを抑制しつつ、所望の姿勢を維持しながら着陸することができる。

また、噴流を生成するエンジン３２、エンジン３４、及びエンジン３６は、機体２の中心軸ＡＸを囲むように複数配置される。これにより、バランスがよい推力が得られる。

＜第４実施形態＞
第４実施形態について説明する。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。

図１９は、本実施形態に係る垂直離着陸ロケット１をベース部２Ｂ側から見た図である。上述の第１実施形態、第２実施形態、及び第３実施形態で説明したように、エンジン３は、少なくとも３つ配置されていればよい。エンジン３は、３つでもよいし、４つでもよいし、５つでもよいし、６つでもよいし、７つでもよいし、８つでもよい。

図１９は、エンジン３が９つ設けられている例を示す。エンジン３は、機体２の中心軸ＡＸの両側に配置されたエンジン３１及びエンジン３９と、機体２の中心軸ＡＸの両側に配置されたエンジン３２及びエンジン３８と、機体２の中心軸ＡＸの両側に配置されたエンジン３３及びエンジン３７と、機体２の中心軸ＡＸの両側に配置されたエンジン３４及びエンジン３６と、機体２の中心軸ＡＸに配置されたエンジン３５と、を含む。

エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、エンジン３４、エンジン３５、エンジン３６、エンジン３７、エンジン３８、及びエンジン３９が作動中において、例えば、エンジン３１の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、例えば、エンジン３９が停止するように、停止信号ＣＳを出力する。エンジン３１が故障し、エンジン３９が停止している状態において、エンジン３２、エンジン３３、エンジン３４、エンジン３５、エンジン３６、エンジン３７、及びエンジン３８は作動する。

なお、エンジン３１の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、例えば、エンジン３３、エンジン３７、及びエンジン３９が停止するように、停止信号ＣＳを出力してもよい。エンジン３１が故障し、エンジン３３、エンジン３７、及びエンジン３９が停止している状態において、エンジン３２、エンジン３４、エンジン３５、エンジン３６、及びエンジン３８は作動する。

エンジン３１、エンジン３２、エンジン３３、エンジン３４、エンジン３５、エンジン３６、エンジン３７、エンジン３８、及びエンジン３９が作動中において、例えば、エンジン３２及びエンジン３６の異常を示す異常信号ＡＳが取得されたとき、エンジン制御部１５は、例えば、エンジン３４及びエンジン３８が停止するように、停止信号ＣＳを出力してもよい。エンジン３２及びエンジン３６が故障し、エンジン３４及びエンジン３８が停止している状態において、エンジン３１、エンジン３３、エンジン３５、エンジン３７、及びエンジン３９は作動する。

以上説明したように、エンジン３は９つでもよい。９つのエンジン３のうち、あるエンジン３の異常を示す異常信号ＡＳが取得された場合、エンジン制御部１５は、機体２の中心軸ＡＸと地面とが直交するように、特定のエンジン３に停止信号ＣＳを出力する。

上述したように、あるエンジン３が故障した場合、停止信号ＣＳを出力して停止させるエンジン３の組み合わせのパターンが複数通り定められてもよい。本例では、エンジン３１が故障した場合、エンジン３９を停止させる第１のパターンと、エンジン３３、エンジン３７、及びエンジン３９を停止させる第２のパターンとが、予め決められ、記憶部１７に記憶されている。

また、上述したように、故障するエンジン３が複数（本例では、エンジン３２及びエンジン３６）でもよい。故障するエンジン３の位置及び数に応じて、停止させるエンジン３の組み合わせのパターンが予め複数通り決められ、記憶部１７に記憶されていてもよい。

１ 垂直離着陸機（垂直離着陸ロケット）
２ 機体
２Ａ ノーズ部
２Ｂ ベース部
３ エンジン
４ 推力偏向ノズル
５ ジンバル装置
６ アクチュエータ
７ 制御システム
８ エンジン異常検出部
１０ 制御装置
１１ 異常信号取得部
１２ 舵角データ取得部
１３ 姿勢角データ取得部
１４ 姿勢角速度データ取得部
１５ エンジン制御部
１６ アクチュエータ制御部
１７ 記憶部
２１ 舵角検出部
２２ 姿勢角検出部
２３ 姿勢角速度検出部
３１ エンジン
３２ エンジン
３３ エンジン
３４ エンジン
３５ エンジン
３６ エンジン
３７ エンジン
３８ エンジン
３９ エンジン
８１ エンジン異常検出部
８２ エンジン異常検出部
８３ エンジン異常検出部
８４ エンジン異常検出部
ＡＳ 異常信号
ＡＸ 中心軸
ＢＸ 中心軸
ＢＸ１ 中心軸
ＢＸ２ 中心軸
ＢＸ３ 中心軸
ＢＸ４ 中心軸
ＣＳ 停止信号
ＣＸ 軸
ＰＤ 姿勢角データ
ＲＤ 舵角データ
ＲＳ 舵角信号
ＲＸ 基準軸
ＳＤ 姿勢角速度データ
δ 舵角
θ 姿勢角
ω 姿勢角速度

Claims (9)

1. 機体と、
   前記機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジンと、
   複数の前記エンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得する異常信号取得部と、
   前記異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力するエンジン制御部と、を備え、
   前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に配置され、
   前記エンジン制御部は、前記機体の中心軸と地面とが直交するように、前記停止信号を出力し、
   前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に等間隔で配置される第１のエンジンと第２のエンジンと第３のエンジンと、を含み、
   前記第１のエンジン、前記第２のエンジン、及び前記第３のエンジンとは別のエンジンが作動中において、前記第１のエンジンの異常を示す異常信号が取得されたとき、前記エンジン制御部は、前記第２のエンジン及び前記第３のエンジンを停止させる停止信号を出力する、垂直離着陸機。
2. 前記エンジンは、前記機体の中心軸の両側に配置される第１のエンジンと第２のエンジンと、を含み、
   前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンとは別のエンジンが作動中において、前記第１のエンジンの異常を示す異常信号が取得されたとき、前記エンジン制御部は、前記第２のエンジンを停止させる停止信号を出力する請求項１に記載の垂直離着陸機。
3. 前記機体の中心軸と前記第１のエンジンとの距離と、前記機体の中心軸と前記第２のエンジンとの距離とは、等しい請求項２に記載の垂直離着陸機。
4. 別の前記エンジンは、前記第１のエンジンと前記第２のエンジンとの間に配置される請求項２又は請求項３に記載の垂直離着陸機。
5. 別の前記エンジンは、前記機体の中心軸を囲むように複数配置される請求項２から請求項４のいずれか一項に記載の垂直離着陸機。
6. 別の前記エンジンのうち少なくとも２つのエンジンは、前記機体の中心軸に対して点対称に配置される請求項５に記載の垂直離着陸機。
7. 複数の前記エンジンのそれぞれに設けられ、前記エンジンの向きを調整可能なアクチュエータを含むジンバル装置と、
   前記アクチュエータを制御するアクチュエータ制御部と、を備え、
   前記アクチュエータ制御部は、前記機体の中心軸と地面とが直交するように、異常が発生したエンジン及び前記停止信号により停止されたエンジンとは異なる、正常に作動中のエンジンの前記アクチュエータを制御する請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の垂直離着陸機。
8. 前記機体の中心軸と平行な軸と前記エンジンの中心軸とがなす角度を示す舵角データを取得する舵角データ取得部と、
   地面と直交する基準軸と前記機体の中心軸とがなす角度を示す姿勢角データを取得する姿勢角データ取得部と、
   前記機体の中心軸の角速度を示す姿勢角速度データを取得する姿勢角速度データ取得部と、
   を備え、
   前記アクチュエータ制御部は、前記舵角データと前記姿勢角データと前記姿勢角速度データとに基づいて、前記エンジンの向きを調整するための舵角信号を出力する請求項７に記載の垂直離着陸機。
9. 垂直離着陸機の機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得することと、
   前記異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力することと、
   を含み、
   前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に配置され、
   前記機体の中心軸と地面とが直交するように、前記停止信号が出力され、
   前記エンジンは、前記機体の中心軸の周囲に等間隔で配置される第１のエンジンと第２のエンジンと第３のエンジンと、を含み、
   前記第１のエンジン、前記第２のエンジン、及び前記第３のエンジンとは別のエンジンが作動中において、前記第１のエンジンの異常を示す異常信号が取得されたとき、前記第２のエンジン及び前記第３のエンジンを停止させる停止信号が出力される、
   垂直離着陸機の制御方法。

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