(57)【要約】【課題】制御遅れの変動が大きい場合でも、スピン中の飛翔体を高精度に姿勢制御できるラムライン制御装置と方法を提供する。【解決手段】ラムライン制御装置１００が、ガス噴射装置９、慣性計測装置２０、及び姿勢制御装置３０を備える。慣性計測装置２０は、飛翔体１のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角を出力する。姿勢制御装置３０は、ガス噴射装置９に対する噴射指令信号Ａを出力する。姿勢制御装置３０は、実ロール角演算器３２、補正ロール角演算器３３、主ロール角演算器３６、及び噴射制御器３７を有する。補正ロール角演算器３３は、目標姿勢３に対するヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚと、これらに基づきガスジェット４を噴射する補正ロール角θｃを演算する。主ロール角演算器３６は、補正ロール角θｃに基づき、ガスジェット４を噴射する目標ロール角θｘを修正する。【選択図】図４
2020015464.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機軸を中心にスピンしながら飛行する飛翔体に設けられたラムライン制御装置であって、
前記機軸に直交する方向にガスジェットを噴射するガス噴射装置と、
前記飛翔体のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角を出力する慣性計測装置と、
前記ガス噴射装置に対する噴射指令信号を出力する姿勢制御装置と、を備え、
前記姿勢制御装置は、
前記ガスジェットの噴射方向の実ロール角を演算し出力する実ロール角演算器と、
目標姿勢に対するヨー姿勢誤差角及びピッチ姿勢誤差角と、これらに基づき前記ガスジェットを噴射する補正ロール角を演算する補正ロール角演算器と、
前記補正ロール角に基づき、前記機軸を前記目標姿勢の方向に姿勢制御するために前記ガスジェットを噴射する目標ロール角を修正する主ロール角演算器と、
前記実ロール角が前記目標ロール角に到達したときに前記噴射指令信号を出力する噴射制御器と、を有する、ラムライン制御装置。
【請求項２】
前記ガス噴射装置は、前記機軸に直交する方向に前記ガスジェットの反力を発生させる複数のガス噴射口を有しており、
前記噴射制御器は、複数の前記ガス噴射口から前記ガスジェットを同一のロール角において順に噴射させるマルチモードと、複数の前記ガス噴射口のうち１つのみから前記ガスジェットを同一の前記ロール角において噴射させるシングルモードと、を有する、請求項１に記載のラムライン制御装置。
【請求項３】
前記姿勢制御装置は、さらに、
スピン周期を計算するスピン周期演算器と、
ニューテーション周期を計算するニューテーション演算器と、を有する、請求項１に記載のラムライン制御装置。
【請求項４】
前記噴射制御器は、マヌーバ誤差角が０に近づいたタイミングで、前記ガス噴射装置による前記ガスジェットの力積量を段階的に低減する、請求項１に記載のラムライン制御装置。
【請求項５】
機軸を中心にスピンしながら飛行する飛翔体のラムライン制御方法であって、
前記機軸に直交する方向にガスジェットを噴射するガス噴射装置と、
前記飛翔体のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角を出力する慣性計測装置と、
前記ガス噴射装置に対する噴射指令信号を出力する姿勢制御装置と、を準備し、
前記姿勢制御装置により、
（Ａ）目標姿勢に対するヨー姿勢誤差角及びピッチ姿勢誤差角と、これらに基づき前記ガスジェットを噴射する補正ロール角を演算し、
（Ｂ）前記補正ロール角に基づき、前記機軸を前記目標姿勢の方向に姿勢制御する前記ガスジェットを噴射する目標ロール角を修正し、
（Ｃ）前記ガスジェットの噴射方向の実ロール角を演算し、該実ロール角が前記目標ロール角に到達したときに前記噴射指令信号を出力し、
（Ｄ）前記噴射指令信号に基づき前記ガス噴射装置により前記ガスジェットを噴射する、ラムライン制御方法。
【請求項６】
マヌーバ誤差角が０に近づいたタイミングで、前記ガス噴射装置による前記ガスジェットの力積量を段階的に低減する、請求項５に記載のラムライン制御方法。
【請求項７】
前記力積量の低減を、ニューテーション周期で実施する、請求項６に記載のラムライン制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、スピン中の飛翔体のラムライン制御装置と方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ラムライン制御とは、スピン状態の飛翔体（例えばロケット）の慣性空間での姿勢を制御することをいう。ラムライン制御は、スピン中の飛翔体の機軸（スピン軸）に対し直交する方向にガスジェットを噴射する姿勢制御システム（Ｒｅａｃｔｉｏｎ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｓｙｓｔｅｍ：以下、「ＲＣＳ」と呼ぶ）により行われる。
【０００３】
上述したラムライン制御は、例えば特許文献１に開示されている。
【０００４】
特許文献１の「噴射弁の制御方法及び装置」では、貯気槽とこの貯気槽に充填された気体を噴射させる噴射器との間を結ぶ流路に設けられた噴射弁を噴射指令により駆動制御する。制御装置は、ある噴射における噴射推力の立上り時間を噴射弁の動作状態から計測しておき、この計測値を予め設定された遅れ時間設定値と比較してその差分を前回の遅れ時間として次回の噴射指令に対する噴射弁の駆動制御の遅れ時間として補償する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平９−２２８８９３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
上述した従来のラムライン制御は、以下の問題点があった。
（１）ラムライン制御のために、ＲＣＳの制御遅れ（演算遅れ、信号伝送遅れ等）の同定を行い高精度な噴射タイミングの管理が必要であった。また制御遅れの変動が予想を超えると制御ができなかった。
（２）制御時間の短縮のためガスジェットの１スピンあたりの力積量を高めると、ガスジェットにより発生するニューテーション角が増大する。そのため、相反する「制御時間の短縮」と「ニューテーション角の低減」の両立が困難であった。
【０００７】
本発明は上述した問題点を解消するために創案されたものである。すなわち本発明の第１の目的は、制御遅れの変動が大きい場合でも、スピン中の飛翔体を高精度に姿勢制御できるラムライン制御装置と方法を提供することにある。
また、第２の目的は、相反する「制御時間の短縮」と「ニューテーション角の低減」を両立させて、制御時間を短縮し、かつニューテーション角を短時間に低減できることにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明によれば、機軸を中心にスピンしながら飛行する飛翔体に設けられたラムライン制御装置であって、
前記機軸に直交する方向にガスジェットを噴射するガス噴射装置と、
前記飛翔体のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角を出力する慣性計測装置と、
前記ガス噴射装置に対する噴射指令信号を出力する姿勢制御装置と、を備え、
前記姿勢制御装置は、
前記ガスジェットの噴射方向の実ロール角を演算し出力する実ロール角演算器と、
目標姿勢に対するヨー姿勢誤差角及びピッチ姿勢誤差角と、これらに基づき前記ガスジェットを噴射する補正ロール角を演算する補正ロール角演算器と、
前記補正ロール角に基づき、前記機軸を前記目標姿勢の方向に姿勢制御するために前記ガスジェットを噴射する目標ロール角を修正する主ロール角演算器と、
前記実ロール角が前記目標ロール角に到達したときに前記噴射指令信号を出力する噴射制御器と、を有する、ラムライン制御装置が提供される。
【０００９】
また本発明によれば、機軸を中心にスピンしながら飛行する飛翔体のラムライン制御方法であって、
前記機軸に直交する方向にガスジェットを噴射するガス噴射装置と、
前記飛翔体のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角を出力する慣性計測装置と、
前記ガス噴射装置に対する噴射指令信号を出力する姿勢制御装置と、を準備し、
前記姿勢制御装置により、
（Ａ）目標姿勢に対するヨー姿勢誤差角及びピッチ姿勢誤差角と、これらに基づき前記ガスジェットを噴射する補正ロール角を演算し、
（Ｂ）前記補正ロール角に基づき、前記機軸を前記目標姿勢の方向に姿勢制御する前記ガスジェットを噴射する目標ロール角を修正し、
（Ｃ）前記ガスジェットの噴射方向の実ロール角を演算し、該実ロール角が前記目標ロール角に到達したときに前記噴射指令信号を出力し、
（Ｄ）前記噴射指令信号に基づき前記ガス噴射装置により前記ガスジェットを噴射する、ラムライン制御方法が提供される。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、補正ロール角演算器により、目標姿勢に対するヨー姿勢誤差角及びピッチ姿勢誤差角と、これらに基づきガスジェットを噴射する補正ロール角を演算する。さらに、主ロール角演算器により、補正ロール角に基づき、機軸を目標姿勢の方向に姿勢制御するためにガスジェットを噴射する目標ロール角を修正する。
従って、制御遅れの変動が大きく、ヨー姿勢誤差角が発生する場合でも、目標ロール角を常に修正するので、スピン中の飛翔体を高精度に姿勢制御できる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】飛翔体とターゲット座標系との関係を示す模式図である。
【図２】本発明によるラムライン制御装置を備えた飛翔体の模式図である。
【図３】姿勢制御装置の全体構成図である。
【図４】本発明のラムライン制御装置の全体構成図である。
【図５】ピッチ姿勢誤差角のみが０でなく、ヨー姿勢誤差角が０の場合の、飛翔体の後方矢視図である。
【図６】ピッチ姿勢誤差角とヨー姿勢誤差角の両方が０でない場合の、飛翔体の後方矢視図である。
【図７】噴射制御器による噴射指令信号とガス噴射装置によるガスジェットの実噴射出力の遅れとの関係を示す図である。
【図８】本発明によるラムライン制御方法の全体フロー図である。
【図９】図８の噴射指令信号出力ステップＳ３の詳細フロー図である。
【図１０】噴射制御器によるガスジェット噴射の説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１３】
図１は、飛翔体１とターゲット座標系との関係を示す模式図である。
この図において、ターゲット座標系は、通常、地球中心に対する基準座標を定義した直交グローバル座標系Ｇｔ（Ｘｔ，Ｙｔ，Ｚｔ）である。ここでは、便宜上飛翔体１の一部をターゲット原点Ｏｔとする任意の直交グローバル座標系Ｇｔ（Ｘｔ，Ｙｔ，Ｚｔ）で図示している。
以下の例では、地表面に対し水平な直交２軸をＸｔ，Ｙｔとし、２軸Ｘｔ，Ｙｔに直交し地球に向かう方向軸をＺｔとする。
【００１４】
図１において、飛翔体１は、飛翔体１の一部をローカル原点Ｏｂとする任意の直交ローカル座標系Ｒｂ（Ｘｂ，Ｙｂ，Ｚｂ）を有する。ローカル原点Ｏｂはここでは重心位置とする。
以下の例では、飛翔体１の機軸２の方向を軸Ｘｂとし、軸Ｘｂに対する直交２軸をＹｂ，Ｚｂとする。
また以下の例では、軸Ｙｂと平行方向にガス噴射装置９のガス噴射口１０，１１が設けられている。
【００１５】
図１は、飛翔体１の機軸２（すなわち軸Ｘｂ）がターゲット座標系の軸Ｘｔに対して角度αだけ傾いている状態を示している。以下、この角度を「マヌーバ誤差角α」と呼ぶ。
またこの図において、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙは、ターゲット座標系のＸｔ−Ｙｔ面における機軸２のベクトル誤差角であり、ピッチ姿勢誤差角ΔＬｚは、ターゲット座標系のＸｔ−Ｚｔ面における機軸２のベクトル誤差角である。
【００１６】
図１において、本発明によるラムライン制御装置１００は、飛翔体１を姿勢制御して機軸２（すなわち軸Ｘｂ）をターゲット座標系の軸Ｘｔに一致させる機能を有する。
【００１７】
図２は、本発明によるラムライン制御装置１００を備えた飛翔体１の模式図である。
この図において、飛翔体１は機軸２を中心にスピンしながら慣性飛行する。Ｇは飛翔体１の重心であり、３はラムライン制御による機軸２の目標姿勢である。目標姿勢３は、以下の例では図１におけるターゲット座標系の軸Ｘｔである。
【００１８】
図２において、ラムライン制御装置１００は、機軸２に直交する方向にガスジェット４を噴射するガス噴射装置９を有する。
ガス噴射装置９は、ローカル座標系のＹｂ−Ｚｂ平面と平行にガス噴射口１０，１１を有する。
【００１９】
図２において、飛翔体１は、地上局からの指令を受け付けるインタフェース装置６を有する。またラムライン制御装置１００は、さらに慣性計測装置２０と姿勢制御装置３０を有する。
上位の制御装置６は、例えば地上と交信し、ラムライン制御装置１００に指令値を出力する。指令値は、例えば目標姿勢３の方向である。
【００２０】
図３は、慣性計測装置２０の出力を入力とする姿勢制御装置３０の全体構成図である。
この図において、慣性計測装置２０は、例えばジャイロセンサ、加速度計、等を有し、飛翔体１のピッチ、ヨー、ロールの姿勢レート及びピッチ、ヨー、ロールの姿勢角をリアルタイムに出力する。姿勢レートとは姿勢角速度の意味である。なお「リアルタイム」とは、「制御装置の制御サイクル毎に」の意味であり、例えば機体の応答性やＲＣＳの応答性に合わせて設定される。
【００２１】
図３において、姿勢制御装置３０は、実ロール角演算器３２、補正ロール角演算器３３、スピン周期演算器３４、及びニューテーション演算器３５を有する。
【００２２】
実ロール角演算器３２は、慣性計測装置２０の出力から実ロール角θｂを求める。
【００２３】
補正ロール角演算器３３は、姿勢誤差演算機能とマヌーバ誤差角演算機能を有する。
補正ロール角演算器３３は、姿勢誤差演算機能により、慣性計測装置２０の姿勢角出力から目標姿勢３に対するヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚをリアルタイムに演算し出力する。
また補正ロール角演算器３３は、マヌーバ誤差角演算機能により、姿勢誤差演算機能で求めたヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚより、マヌーバ誤差角αをリアルタイムに算出する。
【００２４】
スピン周期演算器３４は、慣性計測装置２０の出力から飛翔体１のスピン周期Ｔｐをリアルタイムに計算する。
【００２５】
ニューテーション演算器３５は、慣性計測装置２０の出力から飛翔体１のニューテーション周期Ｔｎをリアルタイムに計算する。
ニューテーションとは、スピンする飛翔体１の機軸２に直交する方向に外力を与えた場合に、コリオリの力と遠心力により発生する機軸２のいわゆる「みそすり運動」である。このニューテーション（みそすり運動）は、ガスジェット４の噴射により必然的に発生する。
なお、ニューテーション角βは、みそすり運動の円錐角を意味する。
【００２６】
図４は、本発明のラムライン制御装置１００の全体構成図である。
図３と図４において、補正ロール角演算器３３は、さらに、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚに基づきガスジェット４を噴射する補正ロール角θｃを演算する機能を有する。
後述する図６から、補正ロール角θｃは、以下の式で求めることができる。
θｃ＝ａｒｃｔａｎ（ΔＬｙ／ΔＬｚ）・・・（１）
【００２７】
図３と図４において、姿勢制御装置３０は、さらに、主ロール角演算器３６と噴射制御器３７を備える。
【００２８】
主ロール角演算器３６は、補正ロール角θｃに基づき、ガス噴射口１１の搭載位相θａやガス噴射装置９の応答遅れθ１やその他の遅れを補正して目標ロール角θｘを出力する。
目標ロール角θｘは、飛翔体１の機軸２を目標姿勢３（マヌーバ誤差角αの指令値）の方向に姿勢制御するためにガスジェット４を噴射するロール角θである。
後述する図６から、目標ロール角θｘは、以下の式で求めることができる。
θｘ＝θａ＋θｃ−θ１−θ２／２・・・（２）
【００２９】
噴射制御器３７は、目標ロール角θｘと慣性計測装置２０で検出された実ロール角θｂが主ロール角演算器３６の出力した目標ロール角θｘに到達した瞬間に噴射指令信号Ａを出力する。この噴射指令信号Ａによりガス噴射装置９が作動して機軸２に直交する方向にガスジェット４を噴射する。このガスジェット４の噴射により、飛翔体１が姿勢変更される。
ガスジェット４の噴射は、噴射方向が実質的に一定とみなせるように、短時間（例えば、５０〜１００ｍｓ）であるのがよい。また、目標ロール角θｘは噴射時間の中央のタイミングに合わせることが好ましいので、あらかじめ決めた噴射予定時間の１／２の時間だけ早く噴射開始するのがよい。
【００３０】
図５と図６は、図２の飛翔体１の後方矢視図である。このうち、図５はピッチ姿勢誤差角ΔＬｚのみが０でなく、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙが０の場合であり、図６はピッチ姿勢誤差角ΔＬｚとヨー姿勢誤差角ΔＬｙの両方が０でない場合である。
【００３１】
図５と図６において、ピッチ姿勢誤差角ΔＬｚは、ターゲット座標系のＸｔ−Ｚｔ面における機軸２のベクトル誤差角である。
図６において、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙは、ターゲット座標系のＸｔ−Ｙｔ面における機軸２のベクトル誤差角である。
【００３２】
図５と図６において、ガス噴射装置９は、機軸２に直交する方向にガスジェット４を噴射する。
【００３３】
ガス噴射装置９は、機軸２に直交する方向にガスジェット４の反力を発生させる複数のガス噴射口１０，１１を有している。
この例でガス噴射装置９は、機軸２に直交するＹｂ−Ｚｂ平面上に位置し、かつ機軸２に対し互いに反対方向にガスジェット４を噴射する２つのガス噴射口１１を有する。
なお、ガス噴射口１１は、２つに限定されず、３以上であってもよい。
【００３４】
図５と図６において、ロール角θは、機軸２を中心にスピンする飛翔体１において、基準方向に対しガスジェット４の噴射方向が位置する角度である。基準方向は、この例では機軸２を通る機体のＺｂ軸と反対方向である。
ガス噴射口１１の搭載位相θａは、予め既知である。以下、ガス噴射口１１の搭載位相θａがＹｂ方向（軸Ｚｂから９０度）の場合を説明する。
【００３５】
図７は、噴射制御器３７による噴射指令信号Ａとガス噴射装置９によるガスジェット４の実噴射出力の遅れとの関係を示す図である。
この図において、横軸はロール角θ、縦軸は噴射指令信号Ａと実噴射出力を示している。
【００３６】
ガス噴射口１１の搭載位相θａは既知（軸Ｚｂから９０度）であり、噴射中心のロール角θが搭載位相θａ＋補正ロール角θｃのときにガスジェット４を噴射することを想定する。補正ロール角θｃはリアルタイムに変化する。
噴射指令信号Ａとガスジェット４の実噴射との間には遅れ時間に相当する遅れ位相角θ１が存在する。遅れ位相角θ１は予め実験等で計測されて既知である。
実噴射出力の噴射時間に相当する噴射指令信号Ａの指令継続角度θ２は、予め既知である。指令継続角度θ２は、長噴射と短噴射に可変であるのがよい。
この場合、噴射指令信号Ａの開始角度θｓと終了角度θｅは、以下の式で求めることができる。
θｓ＝θａ＋θｃ−θ１−θ２／２・・・（３）
θｅ＝θａ＋θｃ−θ１＋θ２／２・・・（４）
【００３７】
なお、図７では、ガスジェット４の実噴射出力は一定であり、かつ噴射中心のロール角θに対して対称であると仮定している。そのため、ガスジェット４の実噴射出力が変動したり、噴射中心に対し噴射初期と噴射後期とで実噴射出力が異なる場合にガスジェット４の実質的な噴射方向（θａ＋θｃ）に誤差が発生する。
【００３８】
本発明において、噴射制御器３７は、噴射指令信号ＡとしてシングルモードＭ１とマルチモードＭ２を指令する。すなわち、噴射指令信号Ａは、シングルモードＭ１又はマルチモードＭ２を指令する指令信号を含む。
シングルモードＭ１とマルチモードＭ２は、飛翔体を目標方向にマヌーバさせるための同一のロール角θにおいて、ガスジェット４を噴射させる点では、同じである。
シングルモードＭ１では、単一のガス噴射口１０からガスジェット４を噴射させる。この場合、残りのガス噴射口１１は、飛翔体を目標方向にマヌーバさせるための同一のロール角θにおいてガスジェット４を噴射せずに通過する。
マルチモードＭ２では、複数のガス噴射口１０と１１からガスジェット４を飛翔体を目標方向にマヌーバさせるための同一のロール角θにおいて順に噴射させる。
【００３９】
噴射制御器３７は、さらに、噴射時間を任意に変更できることが好ましい。例えば、噴射制御器３７は、噴射時間を長噴射（例えば１００ｍｓ）と短噴射（例えば５０ｍｓ）の２段階に切り換える。すなわち、噴射指令信号Ａは、長噴射又は短噴射を指令する指令信号を含む。
【００４０】
上述した構成により、噴射指令信号Ａにより、スピン１回当たりのガスジェット４の反力（力積量）を最大（マルチモードＭ２の長噴射）から最小（シングルモードＭ１の短噴射）までの４通りに変化させることができる。
【００４１】
図５と図６において、シングルモードＭ１とマルチモードＭ２の両方において、１回のガスジェット４の噴射により、飛翔体１の機軸２が目標姿勢３の方向（破線の矢印で示す方法）に姿勢変更される。姿勢変更後の現在姿勢は、慣性計測装置２０よりリアルタイムに検出される。
【００４２】
なお図５に示すように、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙが０の場合、ロール角θがガス噴射口１１の搭載位相θａ（＝９０度）の時に、ガスジェット４を噴射する。
この場合、理想的には、ガスジェット４は水平方向に噴射され、機体の機軸２は、マヌーバさせたい目標姿勢３の方向（この例で鉛直下向き）に姿勢変更される。
しかし、実際には、ガスジェット４の噴射遅れ等で、ガスジェット５で示す位置で噴射した場合、この図に矢印７で示すように、目標姿勢３からずれた方向にマヌーバする場合がある。
【００４３】
図８は、本発明によるラムライン制御方法の全体フロー図である。
この図において、本発明のラムライン制御方法は、Ｓ１〜Ｓ５の各ステップ（工程）を有する。
本発明のラムライン制御方法は、予め上述したラムライン制御装置１００を準備する。
【００４４】
補正ロール角演算ステップＳ１では、目標姿勢３に対するヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚと、これらに基づきガスジェット４を噴射する補正ロール角θｃを演算する。
【００４５】
目標ロール角修正ステップＳ２では、補正ロール角θｃに基づき、機軸２を目標姿勢３（マヌーバ誤差角αの指令値）の方向に姿勢制御するガスジェット４を噴射する目標ロール角θｘを修正する。
目標ロール角θｘは、θｘ＝θａ＋θｃ・・・（５）で求めることができる。
【００４６】
噴射指令信号出力ステップＳ３では、ガスジェット４の噴射方向の実ロール角θｂを演算し、実ロール角θｂが目標ロール角θｘに到達したときに噴射指令信号Ａを出力する。
【００４７】
ガスジェット噴射ステップＳ４では、噴射指令信号Ａに基づきガス噴射装置９によりガスジェット４を噴射する。ガスジェット４の噴射は、後述する例では、最大（マルチモードＭ２の長噴射）から最小（シングルモードＭ１の短噴射）までの４通りが可能である。１スピンあたり力積最大の噴射では、マヌーバ速度を最大にでき制御時間を短縮できる。目標に近づくにつれて、１スピンあたり力積を徐々に減らして最小化することで制御終了時点の制御誤差が最小化される、かつ、発生ニューテーションを小さく抑えられる。
【００４８】
姿勢変更ステップＳ５では、ガスジェット４の噴射により、飛翔体１の機軸２が目標姿勢３の方向に姿勢変更される。
【００４９】
ステップＳ１〜Ｓ５は、機軸２が目標姿勢３と一致するまで繰り返され、機軸２が目標姿勢３と一致したときラムライン制御が終了する。後述する例では、マヌーバ誤差角αが許容誤差角未満になったときに、機軸２と目標姿勢３が一致したと判断する。
【００５０】
図６に示したように、補正ロール角演算器３３は、ガスジェット４に直交する方向が機軸２の目標姿勢３の方向となるように補正ロール角θｃを演算する。
また、主ロール角演算器３６は、補正ロール角θｃに基づき、目標ロール角θｘを修正する。
修正後の目標ロール角θｘは、図６におけるθａ＋θｃに相当する。補正ロール角θｃは正負のいずれであってもよい。
【００５１】
図４と図６に示すようにヨー姿勢誤差角ΔＬｙが０でない場合、補正ロール角演算器３３により、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚが演算される。次いで、これらに基づき、補正ロール角演算器３３により、補正ロール角θｃが演算され、主ロール角演算器３６により目標ロール角θｘが修正される。
【００５２】
図６の例の場合、主ロール角演算器３６による修正後の目標ロール角θｘは、搭載位相θａ＋補正ロール角θｃである。すなわち、ガス噴射装置９によりガスジェット４を、θｘ＝θａ＋θｃの方向に噴射することにより、コリオリの力が目標姿勢３の方向に作用し、破線の矢印で示すように、飛翔体１の機軸２を目標姿勢３の方向に姿勢変更することができる。
従って、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙが発生する場合でも、補正ロール角θｃをフィードバック制御することで、短時間に目標ロール角θｘを修正することができる。
【００５３】
図９は、図８の噴射指令信号出力ステップＳ３の詳細フロー図である。
上述したように姿勢制御装置３０は、実ロール角θｂ、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙ、ピッチ姿勢誤差角ΔＬｚ、スピン周期Ｔｐ、マヌーバ誤差角α、及びニューテーション周期Ｔｎをリアルタイムに計算し出力する。
姿勢制御装置３０はさらに、これらのデータに基づき、ガス噴射装置９に噴射指令信号Ａをリアルタイムに出力する。
【００５４】
図９において、噴射指令信号出力ステップＳ３は、Ｔ１〜Ｔ８の各ステップ（工程）からなる。
【００５５】
図１０は、噴射制御器３７によるガスジェット噴射の説明図である。この図において、横軸は制御時間ｔ、縦軸の（Ａ）はマヌーバ誤差角α、（Ｂ）は力積量、（Ｃ）はニューテーション角βである。
【００５６】
制御時間ｔは、本発明によるラムライン制御の開始後の経過時間である。
【００５７】
力積量は、噴射制御器３７で制御されるガスジェット４の反力の大きさである。
上述したように、この例では、最大（マルチモードＭ２の長噴射）から最小（シングルモードＭ１の短噴射）までの４通りに変化させることができる。
【００５８】
図１０（Ａ）において、マヌーバ誤差角αは、第１閾値α１、第２閾値α２、及び第３閾値α３が設定されている。各閾値は正の値であり、大きさがα１＞α２＞α３となるように設定されている。
なお、第３閾値α３は、目標とする許容誤差角であり、例えば１°以下である。
【００５９】
図１０（Ａ）（Ｂ）において、噴射制御器３７は、マヌーバ誤差角αが０に近づいたタイミングで、ガス噴射装置９によるガスジェット４の力積量を段階的に低減する。
【００６０】
制御時間ｔの初期（図９のステップＴ１）において、マヌーバ誤差角αが第１閾値α１より大きい（α＞α１）ときは、図１０（Ｂ）において、ガスジェット４の反力（力積量）を最大に設定し、２つのガス噴射口１０と１１からガスジェット４の長噴射を順に噴射させる。最大の力積量は、例えばマルチモードＭ２の長噴射（Ｔ５）による。
この構成により、機軸２が目標姿勢３に近づく速度（マヌーバ速度）を最大化できる。
一方、図１０（Ｃ）に示すように、この場合、力積量が大きいので、ニューテーション角βも大きくなる。
【００６１】
スピン周期Ｔｐは例えば１ｓｅｃ（１Ｈｚ）〜０．５ｓｅｃ（２Ｈｚ）であり、ニューテーション周期Ｔｎはスピン周期Ｔｐより長い。
１回のニューテーション周期Ｔｎの間に、１回のスピン周期Ｔｐ毎に１回（シングルモード）か２回（マルチモード）のガスジェット４を噴射する。
【００６２】
制御時間ｔの中期（図９のステップＴ２）において、マヌーバ誤差角αが第１閾値α１以下で第２閾値α２より大きい（α１≧α＞α２）ときは、ガスジェット４の反力（力積量）を最大と最小の中間に設定する。この場合、中間の力積量は、例えば、マルチモードＭ２の短噴射（Ｔ６）、又はシングルモードＭ１の長噴射による。
この構成により、図１０（Ｃ）に示すように、力積量が初期より小さいので、ニューテーション角βを初期より小さくすることができる。
【００６３】
なお、制御時間ｔの初期から中期への切換えは、図に示すようにニューテーション角βが最小の時点に一致させる。これにより、発生するニューテーション角βの最大値を、ガスジェット４の力積量に比例させて小さくできる。
【００６４】
制御時間ｔの後期（図９のステップＴ３）において、マヌーバ誤差角αが第２閾値α２以下で第３閾値α３より大きい（α２≧α＞α３）ときは、力積量を最小（ステップＴ７：シングルモードＭ１の短噴射）に設定する。これにより、一方のガス噴射口１０（又は１１）のみからガスジェット４を噴射する。この場合も、制御の切換えは、図に示すようにニューテーション角βが最小の時点に一致させる。
この構成により、図１０（Ｃ）に示すように、力積量が小さいので、発生するニューテーション角βの最大値をさらに小さくすることができる。
【００６５】
制御時間ｔの後期（図９のステップＴ４）において、マヌーバ誤差角αが第３閾値α３以下（α≦α３）のときは、ガスジェット４の噴射を停止し制御を終了する（Ｔ８）。
この場合も、制御の切換えは、図に示すようにニューテーション角βが最小の時点に一致させる。
すなわち、ガスジェット４の力積量の変更は、常にニューテーション周期Ｔｎで実施する。
【００６６】
ニューテーション角βを減少させるには、受動又は能動のニューテーション制御（アクティブニューテーションコントロール）が必要であり、いずれの場合もニューテーション角βの大きさに比例して制御時間が長くなることが知られている。
本発明によれば、マヌーバ誤差角αが０に近づいたタイミングで、ガスジェット４の力積量を段階的に低減するので、残存するニューテーション角βを短時間に減少させることができる。
【００６７】
上述した本発明の実施形態によれば、補正ロール角演算器３３により、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙ及びピッチ姿勢誤差角ΔＬｚと、これらに基づきガスジェット４を噴射する補正ロール角θｃを演算する。さらに、主ロール角演算器３６により、補正ロール角θｃに基づき、機軸２を目標姿勢３の方向に姿勢制御するためにガスジェット４を噴射する目標ロール角θｘを修正する。
従って、制御遅れの変動が大きく、ヨー姿勢誤差角ΔＬｙが発生する場合でも、目標ロール角θｘをリアルタイムに修正するので、スピン中の飛翔体１を高精度に姿勢制御できる。
【００６８】
また、マヌーバ誤差角αが０に近づいたタイミングで、ガス噴射装置９によるガスジェット４の力積量を段階的に低減する。これにより、目標に近づいた時の収束性を悪化させることなく、ガスジェット４の力積量を上げることができる。従って、相反する「制御時間の短縮」と「ニューテーション角の低減」を両立させて、制御時間を短縮し、かつニューテーション角βを短時間に低減できる。
【００６９】
なお本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【００７０】
Ａ  噴射指令信号、Ｇ  重心、Ｇｔ  ターゲット座標系、
Ｍ１  シングルモード、Ｍ２  マルチモード、
Ｏｔ  ターゲット原点、Ｏｂ  ローカル原点、Ｒｂ  直交ローカル座標系、
Ｔｐ  スピン周期、Ｔｎ  ニューテーション周期、
α  マヌーバ誤差角、α１  第１閾値、α２  第２閾値、
β  ニューテーション角、θ  ロール角、θ１  遅れ位相角、
θ２  指令継続角度、θａ  搭載位相、θｂ  実ロール角、
θｃ  補正ロール角、θｅ  終了角度、θｓ  開始角度、
θｘ  目標ロール角、θｙ  修正ロール角、Δθ  角度差、
ΔＬｙ  ヨー姿勢誤差角、ΔＬｚ  ピッチ姿勢誤差角、
１  飛翔体、２  機軸、３  目標姿勢、４  ガスジェット、
６  インタフェース装置、９  ガス噴射装置、１０，１１  ガス噴射口、
２０  慣性計測装置、３０  姿勢制御装置、３２  実ロール角演算器、
３３  補正ロール角演算器、３４  スピン周期演算器、
３５  ニューテーション演算器、３６  主ロール角演算器、
３７  噴射制御器、１００  ラムライン制御装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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