WO2018047549A1 - 宇宙機及びその着陸方法 - Google Patents

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豊範 小早川
雄太 幅口
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三菱重工業株式会社
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    • B64G1/623—Retarding devices, e.g. retrorockets

Definitions

  • the present invention relates to a spacecraft and a landing method thereof.
  • Patent Document 1 Patent No. 5508817 includes an aircraft engine, a rocket propulsion unit, and a wing.
  • the aircraft engine is used to fly in the atmosphere, and the rocket propulsion unit is used to fly through space.
  • a spaceplane is disclosed that returns to the ground using either gliding or engine flight after re-entry. *
  • Patent Document 2 Japanese Patent Publication No. 2012-530020 discloses a space launcher configured to recover a booster stage. After the space launcher is launched, the booster stage is separated from the upper stage. The booster stage re-enters the Earth's atmosphere in the direction from the stern. The booster stage performs a vertical powered landing on the deck of a pre-positioned maritime navigation platform. *
  • one of the objects of the present invention is to provide a spacecraft excellent in operability.
  • Other objects of the invention will be appreciated by those skilled in the art from the following disclosure. *
  • a spacecraft configured to change a posture so as to become a target posture angle at which vertical landing is performed after entering the atmosphere by a nose entry, and to land after the posture change.
  • the spacecraft includes a fuselage, a rocket engine attached to the fuselage, an aerodynamic element attached to the fuselage to which aerodynamic force acts, an observation amount acquisition system for acquiring at least one observation amount of the spacecraft, and a rocket engine And a control device for calculating an operation amount for operating at least one of the gimbal rudder angle and the aerodynamic characteristic of the aerodynamic element.
  • the control device calculates an operation amount according to the acquired observation amount so that the attitude angle of the spacecraft becomes the target attitude angle by nonlinear optimal control using the stable manifold method. It is configured.
  • the observations acquired include the spacecraft attack angle.
  • the control device controls the attitude angle of the spacecraft in response to the angle of attack in the attitude change.
  • the control device may calculate the angle of attack of the spacecraft based on the acquired observation amount. In this case, it is preferable that the control device controls the attitude angle of the spacecraft in response to the calculated angle of attack in the attitude change. In particular, when the acquired observation amount includes the acceleration of the spacecraft, the control device preferably calculates the angle of attack of the spacecraft based on the acceleration.
  • the control device starts the attitude change when the spacecraft reaches a predetermined area near the landing point where the spacecraft should land, and the attitude angle of the spacecraft is changed by the attitude change. Is controlled to the target attitude angle, the spacecraft is lowered while adjusting the position of the spacecraft in the horizontal plane, and the spacecraft is landed at the landing point.
  • a spacecraft acquires an airframe, a rocket engine attached to the airframe, an aerodynamic element attached to the airframe and subjected to aerodynamic force, and at least one observation amount of the spacecraft.
  • An observation amount acquisition system ; and a control device that calculates an operation amount for operating at least one of a gimbal rudder angle of a rocket engine and an aerodynamic characteristic of an aerodynamic element.
  • the observed quantity acquired includes the angle of attack of the spacecraft.
  • the control device is configured to calculate the operation amount so that the attitude angle of the spacecraft becomes the target attitude angle according to the angle of attack in the attitude change.
  • a landing method for a spacecraft including a fuselage, a rocket engine attached to the fuselage, and an aerodynamic element attached to the fuselage and subjected to aerodynamic force.
  • the landing method includes: (A) a step of entering a spacecraft into the atmosphere by a nose entry; and (B) and (A) after the steps, the spacecraft is set so that the attitude angle of the spacecraft becomes a target attitude angle at which vertical landing is performed. And (C) performing a vertical landing of the spacecraft after the attitude change.
  • the step is to operate at least one of the gimbal rudder angle of the rocket engine and the aerodynamic characteristics of the aerodynamic element by obtaining at least one observation amount of the spacecraft and nonlinear optimal control using the stable manifold method. And calculating a manipulation amount for the amount of observation according to the observation amount so that the attitude angle of the spacecraft becomes the target attitude angle.
  • the landing method may further include the step of (D) causing the spacecraft to fly while obtaining lift from the atmosphere and reaching a preset setting region near the landing point where the spacecraft should land.
  • the attitude change is preferably started after the spacecraft reaches the set area.
  • a spacecraft excellent in operability can be provided.
  • FIG. 1 is a front view schematically showing the configuration of a spacecraft 10 according to an embodiment of the present invention.
  • the spacecraft 10 is configured as a reusable space shuttle.
  • the spacecraft 10 includes a body 1, a rocket engine 2, and fins (wings) 3.
  • the rocket engine 2 generates a jet by generating a thrust with a propellant.
  • the space vehicle 10 is provided with a plurality of rocket engines 2. However, one rocket engine 2 may be used. *
  • Each rocket engine 2 is supported by a gimbal mechanism 4 at the lower end portion of the airframe 1.
  • the gimbal steering angle of the rocket engine 2 (that is, the direction of the nozzle of the rocket engine 2) can be controlled by the gimbal mechanism 4.
  • the gimbal rudder angle can be defined as, for example, two declination angles that define the direction of the central axis of the nozzle of the rocket engine 2 in the spherical coordinates defined to move with the spacecraft 10. *
  • the fin 3 is attached to the outer surface of the airframe 1 and is used as an aerodynamic element that causes a desired aerodynamic force to act on the spacecraft 10 in flight in the atmosphere.
  • the control surface 5 is provided in each fin 3, and the aerodynamic characteristic of the fin 3, ie, the aerodynamic force acting on the fin 3, can be controlled by controlling the control angle of the control surface 5. is there. *
  • Various aerodynamic elements may be used instead of the fin 3 or in addition to the fin 3 for the purpose of applying a desired aerodynamic force to the spacecraft 10.
  • a flap may be provided, or a canard whose angle can be adjusted may be provided.
  • FIG. 2 is a block diagram schematically showing the configuration of the control system 6 mounted on the spacecraft 10.
  • the control system 6 includes a measurement system 7 and a control device 8. *
  • the measurement system 7 acquires various observation amounts of the spacecraft 10.
  • the measurement system 7 includes a gimbal rudder angle detector 11, a control surface rudder angle detector 12, a posture angle detector 13, a posture angular velocity detector 14, an angle of attack detector 15, and an acceleration detector. 16. *
  • the gimbal rudder angle detector 11 detects the gimbal rudder angle of the rocket engine 2 and generates gimbal rudder angle data indicating the detected gimbal rudder angle.
  • the control surface control angle detector 12 detects the control angle of the control surface 5, and generates control surface control angle data indicating the detected control angle.
  • the attitude angle detector 13 detects the attitude angle of the spacecraft 10 and generates attitude angle data indicating the detected attitude angle.
  • the attitude angle ⁇ is defined as an angle between the horizontal plane H and a reference axis 10 a (typically a central axis) defined in the spacecraft 10. . *
  • the attitude angular velocity detection unit 14 detects the attitude angular velocity (change amount of the attitude angle per unit time) of the spacecraft 10 and generates attitude angular velocity data indicating the detected attitude angular velocity.
  • the angle-of-attack detector 15 detects the angle of attack of the spacecraft 10 and generates angle-of-attack data indicating the detected angle of attack.
  • the angle of attack ⁇ is an angle between the reference axis 10 a of the spacecraft 10 and the airspeed vector U (that is, the speed vector of the spacecraft 10 with respect to air). Is defined as *
  • the acceleration detector 16 detects the acceleration of the spacecraft 10 and generates acceleration data indicating the detected acceleration.
  • the measurement system 7 should just be comprised so that the observation amount required for control of the spacecraft 10 may be acquired.
  • the measurement system 7 does not have to include all of the gimbal rudder angle detection unit 11, the control surface rudder angle detection unit 12, the posture angle detection unit 13, the posture angular velocity detection unit 14, the attack angle detection unit 15, and the acceleration detection unit 16. . *
  • the control device 8 includes a gimbal mechanism actuator 31 that adjusts the gimbal rudder angle of the rocket engine 2 and an actuator that adjusts aerodynamic characteristics of the aerodynamic elements provided in the spacecraft 10 based on the observation amount acquired by the measurement system 7.
  • the control surface actuator 32 that adjusts the control angle of the control surface 5 is controlled.
  • the control device 8 includes a gimbal rudder angle data acquisition unit 21, a control surface rudder angle data acquisition unit 22, an attitude angle data acquisition unit 23, an attitude angular velocity data acquisition unit 24, an angle of attack data acquisition unit 25, and acceleration data acquisition.
  • a unit 26, an arithmetic device 27, and a storage device 28 are provided. *
  • the gimbal rudder angle data acquisition unit 21 acquires gimbal rudder angle data from the gimbal rudder angle detection unit 11.
  • the control surface steering angle data acquisition unit 22 acquires control surface steering angle data from the control surface steering angle detection unit 12.
  • the posture angle data acquisition unit 23 acquires posture angle data from the posture angle detection unit 13.
  • the posture angular velocity data acquisition unit 24 acquires posture angular velocity data from the posture angular velocity detection unit 14.
  • the angle of attack data acquisition unit 25 acquires the angle of attack data from the angle of attack detection unit 15.
  • the acceleration data acquisition unit 26 acquires acceleration data from the acceleration detection unit 16. *
  • the calculation device 27 performs various calculations for controlling the spacecraft 10. For example, in this embodiment, the calculation device 27 operates the amount of operation of the gimbal mechanism actuator 31 based on the acquired gimbal rudder angle data, control surface rudder angle data, attitude angle data, attitude angular velocity data, angle of attack data, and acceleration data. And a control surface operation signal 34 indicating the operation amount of the control surface actuator 32 are generated. As will be described later, in the present embodiment, the operation amounts of the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32 are calculated by nonlinear optimal control using the stable manifold method.
  • the storage device 28 stores various programs and data used for computations by the computation device 27. *
  • FIG. 4 is a diagram conceptually showing the landing operation of the spacecraft 10 in the present embodiment.
  • the spacecraft 10 launched into space enters the atmosphere by nose entry, that is, from the nose (in this embodiment, the end opposite to the end where the rocket engine 2 of the body 1 is provided).
  • the spacecraft 10 After entering the atmosphere, the spacecraft 10 flies while obtaining lift from the atmosphere and reaches the sky above the landing point. Lift is generated using the fins 3 or by the body of the spacecraft 10 itself. After reaching the sky above the landing point (more precisely, after reaching a predetermined setting area preset in the vicinity of the landing point), the spacecraft 10 is configured to make a target attitude angle (most typically The posture is changed to 90 °. After that, the spacecraft 10 descends while adjusting the position in the horizontal plane, and makes a vertical landing at a desired landing point.
  • a target attitude angle most typically The posture is changed to 90 °.
  • Such a landing operation is suitable for improving the operability of the spacecraft 10. More specifically, according to the landing operation of the present embodiment, the aircraft flies while obtaining lift from the atmosphere and moves to the vicinity of the target landing point, so that the landing point can be freely selected, and vertical landing is performed. Since this is done, the scale of facilities to be provided at the landing point can be reduced. In addition, the direction of thrust is changed by performing a large attitude change (typically a change in attitude angle exceeding 90 °) immediately before landing, and the spacecraft 10 is decelerated, so fuel for deceleration There is also an advantage that consumption can be reduced.
  • a large attitude change typically a change in attitude angle exceeding 90 °
  • FIG. 5 is a graph conceptually showing an example of the behavior of the spacecraft 10 in the attitude change when the robustness against the disturbance and the convergence of the attitude angle are insufficient. Since there is a large difference between the posture angle at the start of posture change and the target posture angle at the time of vertical landing, a situation occurs in which the posture angle greatly swings in the opposite direction past the target posture angle. For this reason, a situation in which the attitude angle diverges or a situation in which the attitude angle converges only very slowly may occur. *
  • the operation amounts of the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32 are calculated by nonlinear optimal control using the stable manifold method.
  • the Stable Manifold Method is one of the methods to calculate the stabilizing solution of the Hamilton-Jacobi equation in the nonlinear optimal control problem.
  • the solution is to find a solution on the stable manifold. Note that nonlinear optimal control using the stable manifold method is disclosed, for example, below.
  • the problem of calculating the optimum value of the operation amount of the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32 based on the observation amount acquired by the measurement system 7 can be described as a Hamilton-Jacobi equation.
  • the relationship between the observation amount acquired by the measurement system 7 and the operation amount of the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32 is described by a polynomial or mapping data, and this polynomial is used.
  • the amount of operation of the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32 is calculated from the acquired observation amount by mapping using the mapping data.
  • FIG. 4 shows a landing operation when this method is adopted. Specifically, in the attitude change, the attitude angle of the spacecraft 10 is controlled to the target attitude angle at the time of vertical landing, and after the attitude angle is controlled to the target attitude angle, the position of the spacecraft 10 in the horizontal plane is adjusted. The spacecraft 10 is lowered. In the attitude change, the position of the spacecraft 10 in the horizontal plane is not controlled. According to such a method, the difficulty in controlling the posture angle can be reduced.
  • FIG. 6 is a control block diagram illustrating the control of the attitude angle of the spacecraft 10 in the attitude change.
  • the motion of the spacecraft 10 is observed by the measurement system 7, and the observation amount is acquired.
  • the attitude angle, the attitude angular velocity, the attack angle, the acceleration, the gimbal rudder angle, and the rudder angle of the control surface 5 are acquired.
  • nonlinear optimum control using the stable manifold method is performed, and the gimbal mechanism actuator 31 and the rudder surface actuator 32 operation amounts are respectively calculated, and a gimbal operation signal 33 and a control surface operation signal 34 indicating the calculated operation amount are generated.
  • Nonlinear optimal control using this stable manifold method is performed by the arithmetic unit 27.
  • the gimbal operation signal 33 and the control surface operation signal 34 are supplied to the gimbal mechanism actuator 31 and the control surface actuator 32, respectively, whereby the gimbal control angle of the rocket engine 2 and the control angle of the control surface 5 are controlled.
  • the observation amount acquired by the measurement system 7 includes the angle of attack of the spacecraft 10.
  • the influence of the aerodynamic force acting on the spacecraft 10 is large.
  • the aerodynamic force acting on the spacecraft 10 strongly depends on the angle of attack (that is, the angle between the air flow and the reference axis 10a of the spacecraft 10). It is effective for realizing good attitude angle control.
  • the angle of attack is affected by the direction of air flow, the angle of attack is not a parameter that corresponds completely to the attitude angle.
  • the angle-of-attack detection unit 15 that detects the angle of attack.
  • the angle of attack may be calculated from other observation amounts. For example, since the angle of attack affects the acceleration of the spacecraft 10, the angle of attack may be calculated based on the acceleration detected by the acceleration detector 16. *
  • FIG. 7 is a graph conceptually showing an example of the behavior of the spacecraft 10 when nonlinear optimal control using the stable manifold method is performed at the time of posture change.
  • the difference between the posture angle at the start of posture change and the target posture angle at the time of vertical landing is large.
  • the convergence is improved by using nonlinear optimal control using the stable manifold method, and the posture angle quickly converges to the target posture angle.
  • robustness can be improved by using nonlinear optimal control using a stable manifold method.

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Abstract

ノーズエントリによって大気圏に突入した後、垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように姿勢変更を行い、姿勢変更の後に着陸するように構成された宇宙機（１０）が提供される。宇宙機（１０）は、機体（１）と、機体（１）に取り付けられたロケットエンジン（２）と、機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素（５）と、宇宙機（１０）の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システム（７）と、ロケットエンジン（２）のジンバル舵角と空力要素（５）の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置（８）とを具備する。制御装置（８）は、姿勢変更において、安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、宇宙機（１０）の姿勢角が垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように観測量に応じて操作量を算出するように構成されている。

Description

宇宙機及びその着陸方法
本発明は、宇宙機及びその着陸方法に関する。
宇宙へのアクセスに要するコストを低減するために、繰り返し使用可能な再使用型宇宙往還機の研究が盛んに進められている。以下に述べるように、様々な再使用型宇宙往還機が提案されている。　
特許文献１（特許第５５０８０１７号）は、航空機エンジンとロケット推進ユニットと翼とを備えており、航空機エンジンを用いて大気中を飛行し、ロケット推進ユニットを用いて宇宙を飛行し、大気圏への再突入後、滑空又はエンジン飛行のいずれかを利用して地上に戻る宇宙飛行機を開示している。　
特許文献２（特表２０１２－５３００２０号公報）は、ブースター段を回収するように構成された宇宙打ち上げ機が開示されている。宇宙打ち上げ機が打ち上げられた後、ブースター段が上段から分離される。ブースター段は、船尾からの向きで地球の大気圏に再突入する。ブースター段は、予め位置決めされた海上航行プラットフォームのデッキ上への垂直動力式着陸を実施する。　
しかしながら、これらの特許文献に開示された再使用型宇宙往還機には、その運用上の課題が存在する。例えば、特許文献１に開示された技術では、飛行機と同様の水平離着陸を行うため、離着陸のために空港に近い規模の大型の設備が必要である。また、特許文献２の技術では、海上でブースター段を回収するため、予めプラットフォームを海上に展開し、更に、回収の後は地上まで輸送する必要がある。
特許第５５０８０１７号 特表２０１２－５３００２０号公報
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
したがって、本発明の目的の一つは、運用性に優れた宇宙機を提供することにある。本発明の他の目的は、以下の開示から当業者には理解されるであろう。　
本発明の一の観点では、ノーズエントリによって大気圏に突入した後、垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように姿勢変更を行い、姿勢変更の後に着陸するように構成された宇宙機が提供される。　
当該宇宙機は、機体と、機体に取り付けられたロケットエンジンと、機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素と、宇宙機の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システムと、ロケットエンジンのジンバル舵角と空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置とを具備する。制御装置は、姿勢変更において、安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、当該宇宙機の姿勢角が目標姿勢角になるように、該取得された観測量に応じて操作量を算出するように構成されている。　
好適な一実施形態では、取得される観測量は、宇宙機の迎角を含む。この場合、制御装置は、姿勢変更において、迎角に応答して当該宇宙機の姿勢角を制御することが好ましい。　
制御装置は、取得された観測量に基づいて宇宙機の迎角を算出してもよい。この場合、制御装置は、姿勢変更において、算出された迎角に応答して当該宇宙機の姿勢角を制御することが好ましい。特に、取得される一の観測量が、当該宇宙機の加速度を含む場合、制御装置は、該加速度に基づいて宇宙機の迎角を算出することが好ましい。　
好適な一実施形態では、制御装置は、当該宇宙機を着陸させるべき着陸地点付近に予め設定した領域に当該宇宙機が到達したときに姿勢変更を開始し、姿勢変更によって当該宇宙機の姿勢角が目標姿勢角に制御された後、当該宇宙機の水平面内の位置を調節しながら当該宇宙機を降下させて当該宇宙機を着陸地点に着陸させる。　
本発明の他の観点では、宇宙機が、機体と、機体に取り付けられたロケットエンジンと、機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素と、当該宇宙機の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システムと、ロケットエンジンのジンバル舵角と空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置とを具備する。取得される観測量は、宇宙機の迎角を含む。制御装置は、姿勢変更において、迎角に応じて、当該宇宙機の姿勢角が目標姿勢角になるように操作量を算出するように構成されている。　
本発明の更に他の観点では、機体と、機体に取り付けられたロケットエンジンと、機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素とを備える宇宙機の着陸方法が提供される。当該着陸方法は、（Ａ）宇宙機をノーズエントリによって大気圏に突入させるステップと、（Ｂ）（Ａ）ステップの後、宇宙機の姿勢角が垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように宇宙機の姿勢変更を行うステップと、（Ｃ）姿勢変更の後に宇宙機の垂直着陸を行うステップとを具備する。（Ｂ）ステップは、宇宙機の少なくとも一の観測量を取得するステップと、安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、ロケットエンジンのジンバル舵角と空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を、宇宙機の姿勢角が目標姿勢角になるように観測量に応じて算出するステップとを備えている。　
当該着陸方法は、更に、（Ｄ）宇宙機を大気から揚力を得ながら飛行させ、宇宙機を着陸させるべき着陸地点付近の予め設定した設定領域に到達させるステップを具備していてもよい。この場合、姿勢変更は、該設定領域に宇宙機が到達した後で開始されることが好ましい。　
本発明によれば、運用性に優れた宇宙機を提供することができる。
一実施形態の宇宙機の構成を概略的に示す正面図である。 宇宙機に搭載される制御システムの構成を概略的に示すブロック図である。 本実施形態における宇宙機の姿勢角及び迎角の定義を示す図である。 本実施形態における宇宙機の着陸動作を概念的に示す図である。 外乱に対するロバスト性及び姿勢角の収束性が不足した場合の、姿勢変更における宇宙機の挙動の例を概念的に示すグラフである。 姿勢変更における宇宙機の姿勢角の制御を図示する制御ブロック図である。 姿勢変更時に、安定多様体法を用いた非線形最適制御が行われる場合の宇宙機の挙動の例を概念的に示すグラフである。
以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。　
図１は、本発明の一実施形態の宇宙機１０の構成を概略的に示す正面図である。本実施形態では、宇宙機１０は、再使用型の宇宙往還機として構成されている。ただし、本発明は、垂直着陸を行う宇宙機一般に適用可能であることに留意されたい。宇宙機１０は、機体１と、ロケットエンジン２と、フィン（翼）３とを備えている。ロケットエンジン２は、推進剤によって噴流を生成して推力を発生する。本実施形態では、宇宙機１０に複数のロケットエンジン２が設けられている。ただし、ロケットエンジン２は、１基でもよい。　
ロケットエンジン２のそれぞれは、機体１の下端部に、ジンバル機構４によって支持されている。ロケットエンジン２のジンバル舵角（即ち、ロケットエンジン２のノズルの向き）は、ジンバル機構４によって制御可能である。ジンバル舵角は、例えば、宇宙機１０と共に運動するように定義された球座標において、ロケットエンジン２のノズルの中心軸の方向を規定する２つの偏角として定義され得る。　
フィン３は、機体１の外面に取り付けられており、大気圏内の飛行において所望の空気力を宇宙機１０に作用させる空力要素として用いられる。本実施形態では、フィン３のそれぞれに舵面５が設けられており、舵面５の舵角を制御することによって、フィン３の空力特性、即ち、フィン３に作用する空気力を制御可能である。　
なお、フィン３の代わりに、又は、フィン３に加え、様々な空力要素が、所望の空気力を宇宙機１０に作用させる目的で使用され得る。例えば、空力要素としては、フラップが設けられてもよいし、また、角度が調節可能なカナードが設けられてもよい。　
図２は、宇宙機１０に搭載される制御システム６の構成を概略的に示すブロック図である。制御システム６は、計測システム７と、制御装置８とを備えている。　
計測システム７は、宇宙機１０の様々な観測量を取得する。本実施形態では、計測システム７は、ジンバル舵角検出部１１と、舵面舵角検出部１２と、姿勢角検出部１３と、姿勢角速度検出部１４と、迎角検出部１５と、加速度検出部１６とを備えている。　
ジンバル舵角検出部１１は、ロケットエンジン２のジンバル舵角を検出し、検出したジンバル舵角を示すジンバル舵角データを生成する。　
舵面舵角検出部１２は、舵面５の舵角を検出し、検出した舵角を示す舵面舵角データを生成する。　
姿勢角検出部１３は、宇宙機１０の姿勢角を検出し、検出した姿勢角を示す姿勢角データを生成する。本実施形態では、図３に図示されているように、姿勢角θが、水平面Ｈと宇宙機１０に規定された基準軸１０ａ（典型的には中心軸）との間の角度として定義される。　
図２に戻り、姿勢角速度検出部１４は、宇宙機１０の姿勢角速度（単位時間の姿勢角の変化量）を検出し、検出した姿勢角速度を示す姿勢角速度データを生成する。　
迎角検出部１５は、宇宙機１０の迎角を検出し、検出した迎角を示す迎角データを生成する。本実施形態では、図３に図示されているように、迎角αは、宇宙機１０の基準軸１０ａと対気速度ベクトルＵ（即ち、空気に対する宇宙機１０の速度ベクトル）との間の角度として定義される。　
図２に戻り、加速度検出部１６は、宇宙機１０の加速度を検出し、検出した加速度を示す加速度データを生成する。　
なお、計測システム７は、宇宙機１０の制御に必要とされる観測量を取得するように構成されていればよい。計測システム７は、ジンバル舵角検出部１１、舵面舵角検出部１２、姿勢角検出部１３、姿勢角速度検出部１４、迎角検出部１５及び加速度検出部１６の全てを含んでいる必要は無い。　
制御装置８は、計測システム７によって取得された観測量に基づいて、ロケットエンジン２のジンバル舵角を調節するジンバル機構アクチュエータ３１及び宇宙機１０に設けられた空力要素の空力特性を調節するアクチュエータ、本実施形態では、舵面５の舵角を調節する舵面アクチュエータ３２を制御する。制御装置８は、ジンバル舵角データ取得部２１と、舵面舵角データ取得部２２と、姿勢角データ取得部２３と、姿勢角速度データ取得部２４と、迎角データ取得部２５と、加速度データ取得部２６と、演算装置２７と、記憶装置２８とを備えている。　
ジンバル舵角データ取得部２１は、ジンバル舵角検出部１１からジンバル舵角データを取得する。舵面舵角データ取得部２２は、舵面舵角検出部１２から舵面舵角データを取得する。姿勢角データ取得部２３は、姿勢角検出部１３から姿勢角データを取得する。姿勢角速度データ取得部２４は、姿勢角速度検出部１４から姿勢角速度データを取得する。迎角データ取得部２５は、迎角検出部１５から迎角データを取得する。加速度データ取得部２６は、加速度検出部１６から加速度データを取得する。　
演算装置２７は、宇宙機１０の制御のための様々な演算を行う。例えば、本実施形態では、演算装置２７が、取得されたジンバル舵角データ、舵面舵角データ、姿勢角データ、姿勢角速度データ、迎角データ及び加速度データに基づいて、ジンバル機構アクチュエータ３１の操作量を示すジンバル操作信号３３と舵面アクチュエータ３２の操作量を示す舵面操作信号３４とを生成する。後
述されるように、本実施形態では、安定多様体法を用いた非線形最適制御により、ジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量が算出される。　
記憶装置２８は、演算装置２７による演算に用いられる様々なプログラム及びデータを記憶する。　
続いて、本実施形態における宇宙機１０の着陸動作について説明する。図４は、本実施形態における宇宙機１０の着陸動作を概念的に示す図である。　
宇宙に打ち上げられた宇宙機１０は、ノーズエントリによって、即ち、機首（本実施形態では、機体１のロケットエンジン２が設けられている端と反対の端）から大気圏に突入する。　
大気圏に突入した後、宇宙機１０は、大気から揚力を得ながら飛行し、着陸地点の上空に到達する。揚力は、フィン３を用いて、又は、宇宙機１０の機体そのものによって発生される。着陸地点の上空に到達した後（より厳密には、着陸地点付近に予め設定された所定の設定領域に到達した後）、宇宙機１０は、垂直着陸時の目標姿勢角（最も典型的には９０°）になるように姿勢変更を行う。その後、宇宙機１０の水平面内の位置を調節しながら降下し、所望の着陸地点に垂直着陸する。　
このような着陸動作は、宇宙機１０の運用性の向上に好適である。より具体的には、本実施形態の着陸動作によれば、大気から揚力を得ながら飛行して目標の着陸地点付近に移動するので、着陸地点を自在に選ぶことができ、また、垂直着陸を行うので、着陸地点に設けるべき施設の規模を低減できる。加えて、着陸の直前に大きな姿勢変更（典型的には、９０°を超える姿勢角の変更）を行うことで推力の向きが変更され、宇宙機１０が減速されるので、減速のための燃料消費を小さくできるという利点もある。　
上記の着陸動作において生じ得る困難性の一つは、大きな姿勢変更を実行する際の制御のロバスト性と収束性である。大きな姿勢変更が行われる場合、迎角が大きいことによって空力外乱は大きくなり、また、ロケットエンジン２の推進剤のスロッシングによる外乱も大きくなる。外乱が大きくなる一方で、ロケットエンジン２のジンバル舵角や舵面５の舵角を制御するアクチュエータ（本実施形態では、ジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２）の性能には制約がある。例えば、ロケットエンジン２のジンバル舵角や舵面５の舵角の変化速度には制約がある。このため、ロバスト性が不足することがあり、また、宇宙機１０の姿勢角の収束性が悪くことが生じ得る。　
図５は、外乱に対するロバスト性及び姿勢角の収束性が不足した場合の、姿勢変更における宇宙機１０の挙動の例を概念的に示すグラフである。姿勢変更の開始時の姿勢角と垂直着陸時の目標姿勢角との差が大きいため、姿勢角が目標姿勢角を過ぎて逆方向に大きく振れてしまう事態が発生する。このため、姿勢角が発散する事態や、非常にゆっくりとしか収束しないような事態が生じ得る。　
このような問題に対応するために、本実施形態では、安定多様体法を用いた非線形最適制御によってジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量が算出される。安定多様体法とは、非線形最適制御問題におけるハミルトン－ヤコビ（Hamilton-Jacobi）方程式の安定化解を算出する方法の一つであり、ハミルトン－ヤコビ方程式に対応するハミルトン系の安定多様体を求め、その安定多様体上において解を見つけるというものである。なお、安定多様体法を用いた非線形最適制御については、例えば、下記に開示されている。　　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　
計測システム７によって取得された観測量に基づいて、ジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量の最適値を算出するという問題は、ハミルトン－ヤコビ方程式として記述できる。安定多様体法によってジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量の最適値を算出することで、外乱に対してロバストであり、且つ、収束性の良い制御を実現することができる。安定多様体法の実装においては、計測システム７によって取得された観測量とジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量の関係が多項式で記述され、又はマッピングデータで記述され、この多項式を用いて、又は、該マッピングデータを用いたマッピングにより、取得された観測量からジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量が算出される。　
姿勢角の制御の困難性を軽減するためには、姿勢変更と水平面内の位置の調節とを、別々のステップで行うという手法を採用してもよい。図４には、この手法を採用する場合の着陸動作が図示されている。詳細には、姿勢変更において、宇宙機１０の姿勢角を垂直着陸時の目標姿勢角に制御し、姿勢角が目標姿勢角に制御された後、宇宙機１０の水平面内の位置を調節しながら宇宙機１０が降下される。姿勢変更においては、宇宙機１０の水平面内の位置は制御されない。このような手法によれば、姿勢角の制御の困難性を軽減することができる。　
図６は、姿勢変更における宇宙機１０の姿勢角の制御を図示する制御ブロック図である。宇宙機１０の機体運動が計測システム７によって観測され、観測量が取得される。本実施形態では、姿勢角、姿勢角速度、迎角、加速度、ジンバル舵角、舵面５の舵角が取得される。取得された姿勢角、姿勢角速度、迎角、加速度、ジンバル舵角、舵面５の舵角に基づいて、安定多様体法を用いた非線形最適制御が行われてジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２の操作量がそれぞれに算出され、算出された操作量を示すジンバル操作信号３３及び舵面操作信号３４が生成される。この安定多様体法を用いた非線形最適制御は、演算装置２７によって行われる。ジンバル操作信号３３及び舵面操作信号３４は、それぞれ、ジンバル機構アクチュエータ３１及び舵面アクチュエータ３２に供給され、これにより、ロケットエンジン２のジンバル舵角と舵面５の舵角とが制御される。　
計測システム７によって取得される観測量が宇宙機１０の迎角を含んでいることは、宇宙機１０の姿勢角の制御において有用である。本実施形態では、大きな姿勢変更が行われるので、宇宙機１０に作用する空気力の影響が大きい。宇宙機１０に作用する空気力は、迎角（即ち、空気の流れと宇宙機１０の基準軸１０ａとの間の角度）に強く依存するので、迎角が計測システム７によって取得される観測量に含まれていることは、良好な姿勢角の制御を実現するために有効である。ここで、迎角は空気の流れの方向に影響を受けるので、迎角が姿勢角と完全に一対一に対応するパラメータではないことに留意されたい。　
ただし、宇宙機１０の実際の実装においては、迎角を検出する迎角検出部１５を設けることが困難な場合もある。この場合、迎角は、他の観測量から算出してもよい。例えば、迎角は、宇宙機１０の加速度に影響を及ぼすから、加速度検出部１６によって検出された加速度に基づいて迎角を算出してもよい。　
図７は、姿勢変更時に、安定多様体法を用いた非線形最適制御が行われる場合の宇宙機１０の挙動の例を概念的に示すグラフである。上述のように、本実施形態の着陸動作では、姿勢変更の開始時の姿勢角と垂直着陸時の目標姿勢角との差が大きい。しかしながら、本実施形態では、安定多様体法を用いた非線形最適制御を用いることによって収束性が向上され、姿勢角が素早く目標姿勢角に収束する。加えて、安定多様体法を用いた非線形最適制御を用いることにより、ロバスト性を向上することもできる。　
以上には、本発明の実施形態が具体的に記述されているが、本発明は、上記の実施形態に限定されない。本発明が種々の変更と共に実施され得ることは、当業者には理解されよう。

Claims (8)

  1. ノーズエントリによって大気圏に突入した後、垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように姿勢変更を行い、前記姿勢変更の後に着陸するように構成された宇宙機であって、

    　機体と、

    　前記機体に取り付けられたロケットエンジンと、

    　前記機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素と、

    　当該宇宙機の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システムと、

    　前記ロケットエンジンのジンバル舵角と前記空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置とを具備し、

    　前記制御装置は、前記姿勢変更において、安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、当該宇宙機の姿勢角が前記目標姿勢角になるように前記観測量に応じて前記操作量を算出するように構成されている

    　宇宙機。
  2. 請求項１に記載の宇宙機であって、

    　前記少なくとも一の観測量は、前記宇宙機の迎角を含み、

    　前記制御装置は、前記姿勢変更において、前記迎角に応答して当該宇宙機の前記姿勢角を制御する

    　宇宙機。
  3. 請求項１に記載の宇宙機であって、

    　前記制御装置は、前記少なくとも一の観測量に基づいて前記宇宙機の迎角を算出し、

    　前記制御装置は、前記姿勢変更において、算出された前記迎角に応答して当該宇宙機の前記姿勢角を制御する

    　宇宙機。
  4. 請求項３に記載の宇宙機であって

    　前記少なくとも一の観測量は、当該宇宙機の加速度を含み、

    　前記制御装置は、前記加速度に基づいて前記宇宙機の前記迎角を算出する

    　宇宙機。
  5. 請求項１に記載の宇宙機であって、

    　前記制御装置は、当該宇宙機を着陸させるべき着陸地点付近に予め設定された設定領域に当該宇宙機が到達した後で前記姿勢変更を開始し、前記姿勢変更によって当該宇宙機の前記姿勢角が前記目標姿勢角に制御された後、当該宇宙機の水平面内の位置を調節しながら当該宇宙機を降下して前記着陸地点に着陸するように当該宇宙機を制御する

    　宇宙機。
  6. ノーズエントリによって大気圏に突入した後、垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように姿勢変更を行い、前記姿勢変更の後に着陸するように構成された宇宙機であって、

    　機体と、

    　前記機体に取り付けられたロケットエンジンと、

    　前記機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素と、

    　当該宇宙機の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システムと、

    　前記ロケットエンジンのジンバル舵角と前記空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置とを具備し、

    　前記少なくとも一の観測量は、前記宇宙機の迎角を含み、

    　前記制御装置は、前記姿勢変更において、前記迎角に応じて、当該宇宙機の姿勢角が前記目標姿勢角になるように前記操作量を算出するように構成されている

    　宇宙機。
  7. 機体と、前記機体に取り付けられたロケットエンジンと、前記機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素とを備える宇宙機の着陸方法であって、

    （Ａ）前記宇宙機をノーズエントリによって大気圏に突入させるステップと、

    （Ｂ）前記（Ａ）ステップの後、前記宇宙機の姿勢角が垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように前記宇宙機の姿勢変更を行うステップと、

    （Ｃ）前記姿勢変更の後に前記宇宙機の垂直着陸を行うステップとを具備し、

    　前記（Ｂ）ステップは、

    　　前記宇宙機の少なくとも一の観測量を取得するステップと、

    　　安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、前記ロケットエンジンのジンバル舵角と前記空力要素の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を、前記宇宙機の姿勢角が前記目標姿勢角になるように前記観測量に応じて算出するステップと

    を備える

    　宇宙機の着陸方法。
  8. 請求項７に記載の宇宙機の着陸方法であって、

    　（Ｄ）前記宇宙機を大気から揚力を得ながら飛行させ、前記宇宙機を着陸させるべき着陸地点付近に予め設定された設定領域に到達させるステップを更に含み、

    　前記姿勢変更は、前記設定領域に前記宇宙機が到達した後で開始される

    　宇宙機の着陸方法。
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