(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）及び舵角指令出力演算装置（２１）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して舵角指令ライン（２２）を介して前記制御装置（４）に出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を舵角判定結果送信ライン（１０）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする飛翔体操縦系統の良否判定装置。
【請求項２】
前記舵角指令ライン（２２）及び舵角判定結果送信ライン（１０）は、飛翔体の機体表面に設けられたトンネル（７）内に配線されることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体操縦系統の良否判定装置。
【請求項３】
操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）、舵角指令出力演算装置（２１）及びシリアル通信処理装置（２６）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して前記シリアル通信処理装置（２６）及び舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）及びシリアル通信処理装置（２６）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする飛翔体操縦系統の良否判定装置。
【請求項４】
前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）は、飛翔体の機体表面に設けられたトンネル（７）内に配線されることを特徴とする請求項３に記載の飛翔体操縦系統の良否判定装置。
【請求項５】
操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）及び舵角指令出力演算装置（２１）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体における飛翔体操縦系統の良否判定方法において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して舵角指令ライン（２２）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を舵角判定結果送信ライン（１０）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、前記操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする飛翔体操縦系統の良否判定方法。
【請求項６】
操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）、舵角指令出力演算装置（２１）及びシリアル通信処理装置（２６）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体における飛翔体操縦系統の良否判定方法において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出してシリアル通信処理装置（２６）及び舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）及びシリアル通信処理装置（２６）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、前記操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする飛翔体操縦系統の良否判定方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、発射前ＢＩＴの飛翔体操縦系統の良否判定装置および良否判定方法に関する。
発射前ＢＩＴ（Ｂｉｌｔ  Ｉｎ  Ｔｅｓｔ）とは、実際に発射する直前（数秒前）に要求される機能テストであり、オートパイロットとしては、機能の演算負荷を極力低減しておくことが望まれている。
【０００２】
【従来の技術】
従来の技術を図５〜図６に示す。
図５は、従来の飛翔体操縦系統の良否判定装置の構成を示す図。
図６は、従来の技術による飛翔体操縦系統の良否判定装置の機能説明図である。
【０００３】
オートパイロット装置１０２は、図６に示すように、発射シーケンス演算装置１２０と、テストライン１１７と、舵角指令出力演算装置１２１と、舵角指令ライン１２２と、制御装置１０４と、舵角モニタライン１１４と、舵角判定演算装置１１８と、舵角判定ライン１１５と、舵面機能判定演算装置１１９と、舵面機能判定ライン１１６とから成る。
【０００４】
飛翔体１の内部には、図５に示すように、
（ａ）前方部に、飛翔制御を行うオートパイロット装置１０２の演算装置（舵角判定演算装置１１８、舵面機能判定演算装置１１９、発射シーケンス演算装置１２０、舵角指令出力演算装置１２１）があり、
（ｂ）中央部に、推進力を得るロケットモータ１０３があり、
（ｃ）後方部に、４枚の操舵翼１０５の舵角を制御するオートパイロット装置１０２の制御装置１０４がある。
（ｄ）そして、オートパイロット装置１０２と制御装置１０４の間には、ロケットモータ１０３の外側にトンネル１０７が設置され、
（ｅ）そのトンネル１０７の内部には、オートパイロット装置１０２の演算装置（１１８〜１２１）と制御装置１０４間を結ぶ信号ラインとして、合計８本のライン、すなわち、４本の舵角指令ライン１２２、および４本の舵角モニタライン１１４が配線されている。
【０００５】
オートパイロット装置１０２は、制御系統の構成品の良否判定手段として、以下に示すような手段を有する。
（従来の技術による制御系統の良否判定手段）
（ａ）制御系統の良否判定手段１５０は、図６に示すように、発射シーケンス演算装置１２０と、テストライン１１７と、舵角指令出力演算１２１と、舵角指令ライン１２２と、制御装置１０４と、舵角モニタライン１１４と、舵角判定演算装置１１８と、舵角判定ライン１１５と、舵面機能判定演算装置１１９と、舵面機能判定ライン１１６とから成る。
（ｂ）発射シーケンス演算装置１２０からの信号で、舵角指令出力演算装置１２１は演算を開始し、演算された操舵翼１０５（１０５Ａ〜１０５Ｄ）への舵角指令は、舵角指令ライン１２２（１２２Ａ〜１２２Ｄの４本）を介して制御装置  １０４へ送信される。
（ｃ）制御装置１０４は、舵角指令出力演算装置１２１からの舵角指令に従い、操舵翼１０５（１０５Ａ〜１０５Ｄ）の舵角１０６（１０６Ａ〜１０６Ｄ）を制御するとともに、舵角モニタ信号を、舵角モニタライン１１４（１１４Ａ〜１１４Ｄを介して舵角判定演算装置１１８に送信する。
（ｄ）舵角判定演算装置１１８は、舵角モニタ信号に基づき、操舵翼１０５の各舵角（１０６Ａ〜１０６Ｄ）の良否判定演算を行い、その演算結果を舵角判定ライン１１５（４本）を介して舵面機能判定演算装置１１９へ送信する。
（ｅ）舵面機能判定演算装置１１９は、各舵角指令に対して各舵角モニタが規定値内にあるか否かを確認し、制御装置１０４および舵角指令ライン１２２が全部正常であると判断した場合には、舵面機能判定ライン１１６（１本）を介して発射シーケンス演算装置１２０に、正常である旨の信号を送信する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
従来の技術には、次のような問題がある。
（１）従来の制御系統の良否判定手段では、オートパイロット装置１０２の演算装置（１１８〜１２１）と制御装置１０４間の送信ラインの本数が多い。
【０００７】
そのため、トンネル１０７の寸法が大きくなり、飛翔体１の機体抵抗を増大し、飛翔性能を低下させる。
（２）また、制御系統の良否判定手段１５０の良否判定機能が複雑で、演算負荷の増大を招いている。
本発明は、これらの問題を解決することができる装置および方法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】
従来の制御系統の良否判定手段が有する問題、すなわち、オートパイロット装置１０２の演算装置（１１８〜１２１）と制御装置１０４間の送信ラインの本数が多いという問題は、
（ａ）飛翔体の前方部に、飛翔制御を行うオートパイロット装置１０２の演算装置（舵角判定演算装置１１８、舵面機能判定演算装置１１９、発射シーケンス演算装置１２０、舵角指令出力演算装置１２１）があり、
（ｂ）飛翔体の後方部に、４枚の操舵翼１０５の舵角を制御するオートパイロット装置１０２の制御装置１０４があり、制御装置１０４に舵角判定演算機能を具備させないことにより発生している。
【０００９】
この問題は、オートパイロット装置の制御装置に、舵角判定演算機能を具備させることにより、すなわち、下記の手段により、解決することができる。
（第１の手段）
本発明に係る飛翔体操縦系統の良否判定装置は、操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）及び舵角指令出力演算装置（２１）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して舵角指令ライン（２２）を介して前記制御装置（４）に出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を舵角判定結果送信ライン（１０）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする。
（第２の手段）
本発明は、前記第１の手段に係る飛翔体操縦系統の良否判定装置において、
前記舵角指令ライン（２２）及び舵角判定結果送信ライン（１０）は、飛翔体の機体表面に設けられたトンネル（７）内に配線されることを特徴とする。
（第３の手段）
本発明に係る飛翔体操縦系統の良否判定装置は、操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）、舵角指令出力演算装置（２１）及びシリアル通信処理装置（２６）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して前記シリアル通信処理装置（２６）及び舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）及びシリアル通信処理装置（２６）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする。
（第４の手段）
本発明は、前記第３の手段に係る飛翔体操縦系統の良否判定装置において、前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）は、飛翔体の機体表面に設けられたトンネル（７）内に配線されることを特徴とする。
（第５の手段）
本発明は、操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）及び舵角指令出力演算装置（２１）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体における飛翔体操縦系統の良否判定方法において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出して舵角指令ライン（２２）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、前記各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を舵角判定結果送信ライン（１０）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、前記操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする。
（第６の手段）
本発明は、操舵翼（５）とロケットモータ（３）を有する飛翔体内に、前記ロケットモータ（３）をはさんで、前方に舵角判定結果受信演算装置（１２）、発射シーケンス演算装置（２０）、舵角指令出力演算装置（２１）及びシリアル通信処理装置（２６）を備え、後方に前記操舵翼（５）の制御装置（４）を備えた飛翔体における飛翔体操縦系統の良否判定方法において、
前記舵角指令出力演算装置（２１）は、前記発射シーケンス演算装置（２０）からの開始指令に基づき前記操舵翼（５）に対する舵角指令を算出してシリアル通信処理装置（２６）及び舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）を介して前記制御装置（４）へ出力し、
前記制御装置（４）は、舵角判定演算機能を備え、前記舵角指令出力演算装置（２１）から与えられる舵角指令に従い、各操舵翼（５）の舵角（６）を制御するとともに、前記舵角判定演算機能により前記各舵角（６）の良否判定演算を行い、その演算結果を前記舵角指令／舵角判定結果送信ライン（１１）及びシリアル通信処理装置（２６）を介して前記舵角判定結果受信演算装置（１２）へ送信し、
前記舵角判定結果受信演算装置（１２）は、前記制御装置（４）から送られてくる信号に基づき、全ての操舵翼（５）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することにより、前記操舵翼（５）の制御系統が正常であると判断し、その判断結果を前記発射シーケンス演算装置（２０）へ出力することを特徴とする。
【００１０】
すなわち、本発明は、
（１）飛翔体のに搭載される操縦系統の良否判定を舵角判定演算機能を有する制御装置４自体に判定させ、判定結果のみをオートパイロットの舵角判定結果受信演算装置１２へ返送することを特徴とする。
（２）さらに、オートパイロット装置２のロケットモータ３の前方にある部分と、ロケットモータ３の後方にある舵角判定演算機能を有する制御装置４の間の信号をシリアル通信化することにより、トンネル７内の配線を１本に削減することが出来ることを特徴とする。
【００１１】
【発明の実施の形態】
（第１の実施の形態）
本発明の第１の実施の形態を図１〜図２に示す。
図１は、第１の実施の形態に係る装置の構成を示す図。
【００１２】
図２は、図１の装置の飛翔体操縦系統の良否判定の機能説明図である。
オートパイロット装置２は、図２に示すように、発射シーケンス演算装置２０と、舵角指令出力演算装置２１と、舵角指令ライン２２と、制御装置４と、舵角判定結果送信ライン１０と、舵角判定結果受信演算装置１２を具備し、
飛翔体１の内部には、図１〜図２に示すように、
（Ａ）前方部に、飛翔制御を行うオートパイロット装置２の発射シーケンス演算２０と、舵角指令出力演算２１、舵角判定結果受信演算装置１２があり、
（Ｂ）中央部に、推進力を得るロケットモータ３があり、
（Ｃ）後方部に、操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）の舵角を制御するオートパイロット装置２の舵角判定演算機能を有する制御装置４がある。
（Ｄ）そして、オートパイロット装置２の舵角指令出力演算２１と舵角判定演算機能を有する制御装置４の間には、ロケットモータ３の外側にトンネル７が設置され、
（Ｅ）そのトンネル７の内部には、オートパイロット装置２の舵角指令出力演算２１と舵角判定演算機能を有する制御装置４の間を結ぶ信号ラインとして、合計５本の信号ライン（すなわち、４本の舵角指令ライン２２と、１本の舵角判定結果送信ライン１０）が配線されている。
【００１３】
そして、オートパイロット装置２は、制御系統の構成品の良否判定手段として、以下に示すような手段を有する。
（第１の実施の形態にに係る制御系統の良否判定手段）
（Ａ）制御系統の良否判定手段５０は、図２に示すように、発射シーケンス演算２０と、舵角指令出力演算２１と、舵角指令ライン２２と、舵角判定演算機能を有する制御装置４と、舵角判定結果送信ライン１０と、舵角判定結果受信演算装置１２を具備し、
（Ｂ）舵角指令出力演算２１により演算された操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）への舵角指令を、舵角指令ライン２２（２２Ａ〜２２Ｄ）を介して舵角判定演算機能を有する制御装置４へ送信する。
（Ｃ）舵角判定演算機能を有する制御装置４は、舵角指令出力演算装置２１からの舵角指令に従い、操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）の舵角６（６Ａ〜６Ｄ）を制御するとともに、各舵角（６Ａ〜６Ｄの４個の舵角）の良否判定演算を行い、その演算結果（４個の舵角の演算結果）を舵角判定結果送信ライン１０（１本）を介して舵角判定結果受信演算装置１２へ送信する。
（Ｄ）舵角判定結果受信演算装置１２は、舵角判定結果送信ライン１０に基づき、全ての操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することで、制御系統が正常であると判断し、発射シーケンス演算装置２０に、その旨を送信する。
【００１４】
この手段により、トンネル７内の配線ライン数を削減できるとともに、オートパイロット装置２内の機能を簡略化することができ、演算負担を軽減することが出来る。
（第２の実施の形態）
本発明の第２の実施の形態を図３〜図４に示す。
【００１５】
図３は、第２の実施の形態に係る装置の構成を示す図。
図４は、図３の装置の飛翔体操縦系統の良否判定の機能説明図である。
オートパイロット装置２は、図３〜図４に示すように、発射シーケンス演算装置２０と、舵角判定結果受信演算装置１２と、シリアル通信処理装置２６と、舵角指令出力演算２１と、舵角指令／舵角判定結果送信ライン１１と、舵角判定演算機能を有する制御装置４を具備する。
【００１６】
ロケットモータ３よりも前方にあるオートパイロット装置２の部分（すなわち、発射シーケンス演算２０と、舵角判定結果受信演算装置１２と、シリアル通信処理装置２６と、舵角指令出力演算２１）と、ロケットモータ３よりも後方にあるオートパイロット装置２の部分（すなわち、舵角判定演算機能を有する制御装置４）との信号ラインとしては、図３に示すように、トンネル７内に舵角指令／舵角判定結果送信ライン１１が１本配線されている。
【００１７】
その他の構成は、第１の実施の形態と同じである。
このとき、オートパイロット装置２内には、以下に示すような、制御系統の良否を判定する手段を有する。
（第２の実施の形態にに係る制御系統の良否判定手段）
（Ａ）制御系統の良否判定手段６０は、図３〜図４に示すように、発射シーケンス演算装置２０と、舵角指令出力演算２１と、シリアル通信処理２６と、舵角判定結果受信演算装置１２と、舵角指令／舵角判定結果送信ライン１１と、舵角判定演算機能を有する制御装置４を具備し、
（Ｂ）舵角指令出力演算装置２１により演算された操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）への舵角指令を、シリアル通信処理装置２６を介して、舵角指令／舵角判定結果送信ライン１１へ送信する。
（Ｃ）舵角判定演算機能を有する制御装置４は、舵角指令出力演算装置２１からの舵角指令に従い、操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）の舵角６（６Ａ〜６Ｄ）を制御するとともに、各舵角（６Ａ〜６Ｄの４個の舵角）の良否判定演算を行い、その演算結果（４個の舵角の演算結果）を舵角指令／舵角判定結果送信ライン１１（１本）を介してシリアル通信処理装置２６へ送信する。
（Ｄ）舵角判定結果受信演算装置１２は、シリアル通信処理装置２６からの信号に基づき、全ての操舵翼５（５Ａ〜５Ｄ）が舵角指令に対して舵角が規定値内にあることを確認することで、制御系統が正常であると判断し、発射シーケンス演算装置２０に、その旨を送信する。
【００１８】
この手段により、トンネル７内の配線ライン数を、第１の実施の形態の場合よりも、更に削減できるとともに、オートパイロット装置内の機能を簡略化することができ、演算負担を軽減することが出来る。
なお、本発明の舵角判定演算機能を有する制御装置４には、舵角判定演算装置と制御装置４を組合わせた装置も、含まれるものとする。
【００１９】
【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）制御系統の良否判定結果のみを、ロケットモータの後方にあるオートパイロット装置の要素（舵角判定演算機能を有する制御装置）から、ロケットモータの前方にあるオートパイロット装置の要素（舵角判定結果受信演算装置）へ送信することができる。
（２）ことにより、ロケットモータの後方にあるオートパイロット装置の要素とロケットモータ３の前方にあるオートパイロット装置の要素間の信号ラインの数を減少することができる。
【００２０】
これにより、ロケットモータ３の外部に設置されるトンネル７の寸法の削減が可能になり、機体の抵抗を削減することができる。
（３）また、オートパイロットの演算が、舵角判定結果の１信号の受信判定で済むため、オートパイロット装置内の機能を簡略化することができ、演算負担を軽減することが出来る。
（４）更に、ロケットモータの前方にあるオートパイロット装置の要素と、ロケットモータの後方にあるオートパイロット装置の要素（舵角判定演算機能を有する制御装置）間の信号をシリアル通信化することにより、トンネル７内の配線を１本に削減することが出来る。
そのため、更にトンネル７の寸法の削減が可能になり、機体抵抗を更に削減することが出来る。
【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の構成を示す図。
【図２】第１の実施の形態の係る装置の機能説明図。
【図３】本発明の第２の実施の形態に係る装置の構成を示す図。
【図４】第２の実施の形態の係る装置の機能説明図。
【図５】従来の装置の構成を示す図。
【図６】従来の装置の機能説明図。
【符号の説明】
１  …飛翔体
２  …オートパイロット装置
３  …ロケットモータ
４  …舵角判定演算機能を有する制御装置
５  …操舵翼
６  …舵角
７  …トンネル
１０…舵角判定結果送信ライン
１１…舵角指令／舵角判定結果送信ライン
１２…舵角判定結果受信演算装置
２０…発射シーケンス演算装置
２１…舵角指令出力演算装置
２２…舵角指令ライン
２６…シリアル通信処理
５０…制御装置の良否判定手段
６０…制御装置の良否判定手段
１０１…飛翔体
１０２…オートパイロット装置
１０３…ロケットモータ
１０４…制御装置
１０５…操舵翼
１０６…舵角
１０７…トンネル
１１４…舵角モニタライン
１１５…送信ライン
１１６…送信ライン
１１７…送信ライン
１１８…舵角判定演算装置
１１９…舵面機能判定演算装置
１２０…発射シーケンス演算装置
１２１…舵角指令出力演算装置
１２２…舵角指令ライン
【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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