【手続補正書】
【提出日】平成26年11月18日(2014.11.18)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１１
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１１】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが次段の固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段のロケットエンジンが前記次段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１５】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが次段の固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段のロケットエンジンが前記次段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する。
【手続補正３】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置において、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部と
を備えることを特徴とする多段式ロケット誘導装置。
【請求項２】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが次段の固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段のロケットエンジンが前記次段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項１記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項３】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項１または請求項２記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項４】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値と目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項１から請求項３いずれかに記載の多段式ロケット誘導装置。
【請求項５】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置を機能させる多段式ロケット誘導プログラムであって、
前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する誘導演算部として前記多段式ロケット誘導装置を機能させる
ことを特徴とする多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項６】
前記予測演算部は、
前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが次段の固体燃料を燃焼し始める予定時刻として予め記憶する次段燃焼開始時刻と、に基づいて前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記次段燃焼開始時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記次段のロケットエンジンが前記次段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する次段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻と、前記次段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す次段推力加速度プロファイルと、前記最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する
ことを特徴とする請求項５記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項７】
前記予測演算部は、
前記ロケット制御装置が前記多段式ロケットの推力方向の角度を前記新たな推力方向の角度に変更した後、前記航法装置から新たな現在の位置ベクトルと新たな現在の速度ベクトルと新たな現在の推力加速度ベクトルとを入力し、前記新たな現在の位置ベクトルと前記新たな現在の速度ベクトルと新たな現在時刻と前記現段燃焼終了時刻と前記現段推力加速度プロファイルとを用いて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを新たに算出する
ことを特徴とする請求項５または請求項６記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項８】
前記予測演算部は、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を算出し、
前記誘導演算部は、予測値との目標値との差に基づいて、前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する
ことを特徴とする請求項５から請求項７いずれかに記載の多段式ロケット誘導プログラム。
【請求項９】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置によって実行する多段式ロケット誘導方法において、
予測演算部が、前記多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出し、
誘導演算部が、前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置に出力する
ことを特徴とする多段式ロケット誘導方法。
【請求項１０】
固体燃料を燃焼して推力を得るロケットエンジンを複数段搭載した多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと推力加速度ベクトルとを計測する航法装置と、
前記多段式ロケットの推力方向を制御するロケット制御装置と、
前記多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置と、を備える多段式ロケット誘導システムにおいて、
前記多段式ロケット誘導装置は、
前記航法装置から現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルとを入力し、入力した現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと現在の推力加速度ベクトルと、現在時刻と、推力を得ている現段のロケットエンジンが現段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する現段燃焼終了時刻と、前記現段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す現段推力加速度プロファイルとに基づいて前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルとを積分計算によって算出し、算出した前記現段燃焼終了時刻の予測位置ベクトルと予測速度ベクトルと、前記現段燃焼終了時刻と、最終段のロケットエンジンが最終段の固体燃料を燃焼し終わる予定時刻として予め記憶する最終段燃焼終了時刻と、前記最終段燃焼終了時刻までの推力加速度の予測値を示す最終段推力加速度プロファイルとに基づいて前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値を積分計算によって算出する予測演算部と、
前記予測演算部によって算出された前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と所定の軌道の目標値とを比較し、前記最終段燃焼終了時刻の軌道の予測値と前記所定の軌道の目標値との差に基づいて前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出し、算出した前記多段式ロケットの新たな推力方向の角度を前記ロケット制御装置に出力する誘導演算部とを備えることを特徴とする多段式ロケット誘導システム。