(57)【要約】【課題】更に精度よく目標到達地点に着陸可能な飛翔移動体及びその発射システムを提供すること、及び、着陸後に最小飛翔距離以下の移動が可能な飛翔移動体を提供することこと。【解決手段】飛翔移動体であって、外殻構造と、ホイールと、推進装置と、制御ユニットとを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させる飛翔移動体。【選択図】図２
2018039495.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔移動体であって、
外殻構造と、
ホイールと、推進装置と、制御ユニットと、
を備え、
前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、
前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させる、
飛翔移動体。
【請求項２】
前記外殻構造は、前記ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動可能とする形状を有する請求項１に記載の飛翔移動体。
【請求項３】
前記ホイールの発生する角運動量の制御は、前記ホイールの停止である請求項２に記載の飛翔移動体。
【請求項４】
前記飛翔移動体の前記回転移動の方向は、前記ホイールの回転軸線に対して垂直である請求項２又は３に記載の飛翔移動体。
【請求項５】
前記外殻構造は、前記着陸面上において前記飛翔移動体が回転移動する際に前記着陸面と接する少なくとも一部が八角柱として構成され、該八角柱の軸の方向が、前記ホイールの回転軸線の方向と同一である請求項２〜４のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【請求項６】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせ、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、前記着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させる請求項１〜５のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【請求項７】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに、前記ホイールを停止させる請求項６に記載の飛翔移動体。
【請求項８】
前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、
前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一である請求項１〜７のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【請求項９】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体が目標到達地点に着陸するように、前記逆推力装置に推力を発生させる請求項８に記載の飛翔移動体。
【請求項１０】
発射レールを備えた発射台と、
請求項１〜９のいずれか１項の飛翔移動体と、
を備え、
前記飛翔移動体は、前記発射レールに沿って摺動可能に、該レールに連結する連結部材を更に備える、
飛翔移動体発射システム。
【請求項１１】
飛翔移動体の姿勢制御方法であって、
前記飛翔移動体は、外殻構造と、ホイールと、推進装置とを備え、
前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、
前記ホイールに角運動量を発生させるステップと、
その後、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させるステップと、
を含む方法。
【請求項１２】
飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法であって、
前記飛翔移動体は、外殻構造と、ホイールと、推進装置とを備え、
前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、
前記ホイールに角運動量を発生させるステップと、
その後、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させるステップと、
前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせるステップと、
前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させるステップと、
を含む方法。
【請求項１３】
前記飛翔移動体は、前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、
前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一であり、
前記飛翔移動体が目標到達地点に着陸するように、前記逆推力装置に推力を発生させるステップを更に含む請求項１１又は１２に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、飛翔移動体、飛翔移動体発射システム、飛翔移動体の姿勢制御方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、月・惑星探査機としてローバーが用いられてきた（例えば、下記非特許文献１参照）。しかしながら、クレータの縁、山、岩等の粗い地形における探査では、ローバーは走行困難となる場合があった。また、粗い地形だけでなく砂や泥などの地形においても、ローバーは走行困難となる場合があった。
さらに、地球上の災害現場においても、ローバーを災害救助車として用いることが考えられるが、災害現場においては車両が走行困難となる場合がある。
そのため、走行困難な地形を飛び越えて目標地点へ到達することが可能な飛翔移動体が求められている。
【０００３】
本発明者らは、走行困難な地形を飛び越えて目標地点まで飛翔することが可能である、小型・軽量な飛翔移動体を提案した（下記特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特願２０１５−１００２４０号
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】K. Yoshida and B. Wilcox, Chap.45: Space Robots and Systems, inB. Siciliano and O. Khatib (Eds.), Springer Handbook of Robotics, Springer, 2008.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
上述のように、本発明者らによって、目的地まで飛翔して移動可能な飛翔移動体が実現された。しかしながら、更に精度よく目標到達地点に飛翔・着陸可能となる飛翔体が求められている。
【０００７】
また、飛翔移動体においては、最小飛翔距離以下の移動が困難であるため、着陸点と目標到達地点とにずれが生じた場合の位置修正や、着陸点の周囲へ移動して作業を行うことが困難であった。
【０００８】
そこで、本発明は、更に精度よく目標到達地点へ飛翔・着陸可能な飛翔移動体及びその発射システムを提供することを目的の１つとする。
【０００９】
また、本発明は、着陸後に最小飛翔距離以下の移動が容易に可能となる飛翔移動体を提供することを目的の１つとする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の１つの態様は、飛翔移動体であって、外殻構造と、ホイールと、推進装置と、制御ユニットとを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させる飛翔移動体を提供するものである。
【００１１】
前記外殻構造は、前記ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動可能とする形状を有するものとすることができる。
【００１２】
前記ホイールの発生する角運動量の制御は、前記ホイールの停止であるものとすることができる。
【００１３】
前記飛翔移動体の前記回転移動の方向は、前記ホイールの回転軸線に対して垂直であるものとすることができる。
【００１４】
前記外殻構造は、前記着陸面上において前記飛翔移動体が回転移動する際に前記着陸面と接する少なくとも一部が八角柱として構成され、該八角柱の軸の方向が、前記ホイールの回転軸線の方向と同一であるものとすることができる。
【００１５】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせ、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、前記着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させるものとすることができる。
【００１６】
前記飛翔移動体は、前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一であるものとすることができる。
【００１７】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体が目標到達地点に着陸するように、前記逆推力装置に推力を発生させるものとすることができる。
【００１８】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに、前記ホイールを停止させるものとすることができる。
【００１９】
本発明の１つの態様は、発射レールを備えた発射台と、前記飛翔移動体とを備え、前記飛翔移動体は、前記発射レールに沿って摺動可能に、該レールに連結する連結部材を更に備える飛翔移動体発射システムを提供するものである。
【００２０】
本発明の１つの態様は、飛翔移動体の姿勢制御方法であって、前記飛翔移動体は、外殻構造と、ホイールと、推進装置とを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記ホイールに角運動量を発生させるステップと、その後、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させるステップとを含む方法を提供するものである。
【００２１】
本発明の１つの態様は、飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法であって、前記飛翔移動体は、外殻構造と、ホイールと、推進装置とを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記ホイールに角運動量を発生させるステップと、その後、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させるステップと、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせるステップと、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させるステップとを含む方法を提供するものである。
【００２２】
前記飛翔移動体は、前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一であり、前記飛翔移動体が目標到達地点に着陸するように、前記逆推力装置に推力を発生させるステップを更に含むものとすることができる。
【発明の効果】
【００２３】
本発明によれば、従来よりも更に精度よく目標到達地点へ飛翔・着陸可能な飛翔移動体及びその発射システムを提供することが可能となる。
また、本発明によれば、着陸後に最小飛翔距離以下の移動が容易に可能となる飛翔移動体を提供することも可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体発射システムの全体構成図である。
【図２】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。
【図３】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。
【図４】本発明の１つの実施形態に係る飛翔移動体の着陸後の運動を示す図である。
【図５】本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。
【図６】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。
【図７】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の概念図である。
【図８】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。
【００２６】
（第１の実施形態）
図１は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体発射システムの全体構成図、図２は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。
【００２７】
図１に示されるように本実施形態に係る飛翔移動体発射システム１は、飛翔移動体３と発射台２を備える。
【００２８】
発射台２は、発射レール２１を備え、発射レール２１の長手方向、すなわち発射仰角と発射方位角が調節可能に構成されている。そして、発射レール２１に飛翔移動体３が摺動可能に取り付けられ、飛翔移動体３を発射させることができる。
【００２９】
飛翔移動体３は、筐体３１、ホイール３３、メインエンジン３５、制御ユニット３７、慣性計測ユニット（ＩＭＵ）３８を備える。
【００３０】
飛翔移動体３の外殻構造である筐体３１は、四角柱の四隅を面取りした八角柱の形状を有している。これによって、後述のように、ホイール３３の発生する角運動量の減少によって、着陸面上において飛翔移動体３が回転移動することができる。また、筐体３１は、ホイール３３及び制御ユニット３７を収容する。
【００３１】
ホイール３３は、その回転軸線に周りに回転し、角運動量を発生する。ホイール３３は、筐体３１の内部に配置されているが、その回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸及びメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されている。これにより、飛翔移動体３の姿勢が安定し、目標到達地点への飛行安定性に優れる。ホイール３３の回転軸線、八角柱の筐体３１及びメインエンジン３５は、ホイール３３の回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸及びメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されていれば、同軸に配置されていなくても良い。
【００３２】
メインエンジン３５は、推進装置であるロケットエンジン（スラスタ）であり、筐体３１に接続されている。メインエンジン３５は、円柱の形状を有しており、噴射によってその軸方向下方に推力を発生する。推進装置は、円柱形のロケットエンジンに限定されるものではなく、適切な任意の推進装置とすることができる。
【００３３】
制御ユニット３７は、ホイール３３の回転速度を制御することにより、発生する角運動量を制御する。ホイールの発生する角運動量の制御は、飛翔移動体３に複数のホイールを設けて、駆動するホイールの数を変更することによって行ってもよい。また、制御ユニット３７は、メインエンジン３５の発生する推力を制御する。制御ユニット３７は、ＩＭＵ３８からの３軸の角速度や加速度等の検出情報等を取得し、この情報に基づいて各種計算を行ったり、取得した情報や計算結果に基づいて、飛翔移動体３の各部の制御等を行う。
【００３４】
連結部材３９は、長手方向に延びる板状部材であり、筐体３１の側面に取り付けられている。そして、連結部材３９は、筐体３１の側面の中央部に、その長手方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されている。
【００３５】
連結部材３９には凸状部３９ａが形成されている。一方、発射レール２１は、その断面が、連結部材３９の凸状部３９ａと相補的な形状の溝部２１ａが形成されている長尺状のレールである。連結部材３９の凸状部を発射レール２１の溝部２１ａに、両者が係合するように挿入することによって、飛翔移動体３を発射台２に設置することができ、また飛翔移動体３は、発射レール２１に沿って摺動することができる。
【００３６】
以上の装置構成を前提に、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体及び飛翔移動体発射システムの動作原理、並びに飛翔移動体及び飛翔移動体発射システムを用いた飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例を図１〜４を参照して、以下に説明する。図３は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。
【００３７】
まず、飛翔移動体３の連結部材３９を発射台２の発射レール２１に、両者が係合するように挿入し、飛翔移動体３を発射台２に設置する（Ｓ１）。
【００３８】
続いて、制御ユニット３７が、ホイール３３を駆動して回転させることによって角運動量を発生させる（Ｓ２）。
【００３９】
その後、制御ユニット３７は、ホイール３３の回転を続けさせることによって角運動量の発生を続けさせつつ、メインエンジン３５を噴射させ、メインエンジン３５に飛翔移動体３の離陸及び飛翔のための推力を発生させる（Ｓ３）。飛翔移動体３は、発射レール２１に沿って滑走し、離陸し、飛翔する。このとき、レールに沿って滑走して離陸するので、飛翔移動方向が、発射レール２１の長手方向に一定程度制御される。本実施形態においては、更に、ホイール３３の回転軸線の方向が、発射レールの長手方向とメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されており、また、飛翔移動体３の離陸の前から角運動量の発生が続いているので、メインエンジン３５が発生すべき推力の方向（ホイール３３の回転軸線の方向）と実際に発生する推力の方向にずれが生じても、飛翔移動体３は、姿勢が安定して、離陸し、飛翔を続けることができる。
【００４０】
ここで、飛翔移動体３の飛翔中において、Ｊ3：飛翔移動体３の機体の推進方向軸周りの慣性モーメント、Ｊ1：飛翔移動体３の機体のＪ3軸と垂直な軸周りの慣性モーメント、Ｊ2：飛翔移動体３の機体のＪ3・Ｊ1軸と垂直な軸周りの慣性モーメント、Ｊh：ホイールの回転軸周りの慣性モーメント、ω1：飛翔移動体３のＪ1と同一軸周りの回転角速度、ω2：飛翔移動体３のＪ2と同一軸周りの回転角速度、ω3：飛翔移動体３のＪ3と同一軸周りの回転角速度、ωh：飛翔移動体３のＪhと同一軸周りの回転角速度としたとき、
2018039495.tif 000003
が成立する。
【００４１】
所定時間が経過すると、飛翔移動体３は着陸するが、制御ユニット３７は、飛翔移動体３の飛翔中から着陸時又は着陸後の所定のタイミングまでホイール３３の回転を続けさせ、ホイール３３に角運動量の発生を続けさせる（Ｓ４）。制御ユニット３７が、飛翔移動体３の着陸時又は着陸後の所定のタイミングでホイールの回転を停止させることにより、発生する角運動量をゼロとすると、飛翔移動体３は天体の表面等の着陸面上で、ホイール３３の回転軸線に対して垂直な方向に回転移動を開始する（Ｓ７）。この点について、以下、詳細に説明する。
【００４２】
ホイール３３は、飛翔移動体３の飛翔中及び着陸後を通じて回転し続けていたところ、それまで回転していたホイール３３を停止させると、ホイール３３が発生していた角運動量とは逆向きの角運動量が飛翔移動体３に発生する。この飛翔移動体３に発生した角運動量によるトルクの大きさが、重力によるトルクより大きいと、飛翔移動体３は回転移動することができる。
【００４３】
図４は、飛翔移動体３の着陸後の運動を示す図である。θ：接地点Ｐを中心に回転した角度、Ｌ：接地点Ｐと飛翔移動体３の重心ＣＧとの距離、ｍ：飛翔移動体３の全質量、ｇ：重力加速度、Ｊ：飛翔移動体３の主慣性モーメント、τ：ホイールにより発生するトルクとしたとき、接地点Ｐを支点とした回転運動の方程式は、
2018039495.tif 000004
となる。
【００４４】
また、Ｊh：ホイールの回転軸周りの慣性モーメント、αh：ホイール回転角加速度とすると、
2018039495.tif 000005
が成立する。
【００４５】
したがって、筐体３１の形状が、その軸の方向がホイール３３の回転軸線の方向と同一である、四角柱を面取りした八角柱であるので、ホイール３３を停止させたときに、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２、５°以上回転させるのに十分な回転角速度αhを得ることができれば、重力に打ち勝って飛翔移動体３を回転移動させることができる。ここで、ホイールの角運動量発生・ブレーキ性能に余裕があれば、ホイール３３の回転を停止させるまでホイール３３の回転速度を減少させなくとも、ホイール３３の回転速度を減少させることによって、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２．５°以上回転させるのに十分な回転角加速度αhを得ることができれば、飛翔移動体３を回転移動させることができる。また、逆に、飛翔移動体にホイールを複数設け、そのうちの駆動していなかったホイールを駆動させる等によって、ホイールの発生する角運動量を増加させることによって、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２．５°以上回転させるのに十分な回転角加速度αhを得ることができれば、飛翔移動体３を逆方向に回転移動させることができる。飛翔移動体３が一旦停止した後に、ホイールの発生する角運動量を増加させることによって、飛翔移動体３を逆方向に回転移動させてもよい。
【００４６】
本実施形態によれば、飛翔移動体の着陸後に、飛翔移動体が回転移動することができるので、最小飛翔距離以下の距離の移動が可能となり、着陸点と目標到達地点にずれが生じた場合の位置修正や、着陸点の周囲で作業を行うことができる。
【００４７】
また、本実施形態によれば、飛翔移動体の離陸から着陸までの姿勢を精度よく安定させることができるので、着陸時の飛翔移動体の姿勢の予測が可能となる。よって、着陸時の衝撃緩和のための構成を、飛翔移動体全体でなく一部に絞って施すことが可能となる。また、これにより、飛翔移動体の軽量化を図ることができる。
【００４８】
（第２の実施形態）
図５は、本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。本実施形態において、飛翔移動体３'の外殻構造である筐体３１'以外の飛翔移動体３'の構成は図２と同様であり、図５において図２と対応する部分には同一符号を付し、第１の実施形態と同様の部分の説明は省略する。
【００４９】
図５に示されるように、本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体３'は、筐体３１'の形状を、筐体３１'の一部が四角柱の四隅を面取りした八角柱として構成される、斜方立方八面体様とし、メインエンジン３５が筐体３１'により覆われるように構成したものである。
【００５０】
このような構成により、筐体３１'が、着陸時にメインエンジン３５が受ける衝撃を緩和することができる。
【００５１】
（第３の実施形態）
図６は、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。本実施形態において、逆噴射エンジン３６が更に備えられている以外の飛翔移動体３''の構成は図２と同様であり、図６において図２と対応する部分には同一符号を付し、第１の実施形態と同様の部分の説明は省略する。
【００５２】
図６に示されるように、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体３''は、逆噴射エンジン３６を備える。逆噴射エンジン３６は、推進装置であるメインエンジン３５の推力に抗する推力を発生させる逆推進装置であるロケットエンジン（スラスタ）であり、筐体３１に接続されている。逆噴射エンジン３６は、円柱の形状を有しており、噴射によってその軸方向上方に推力を発生する。逆噴射エンジン３６は、逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されている。逆噴射エンジン３６は、複数のロケットエンジンから構成されてもよく、その場合、複数のロケットエンジンが発生すべきの合成推力の方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されていればよい。ホイール３３の回転軸線、八角柱の筐体３１、メインエンジン３５、逆噴射エンジン３６は、ホイール３３の回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸、メインエンジン３５が発生すべき推力の方向及び逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されていれば、同軸に配置されていなくても良い。逆推進装置は、円柱形のロケットエンジンに限定されるものではなく、適切な任意の逆推進装置とすることができる。
【００５３】
以上の装置構成を前提に、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体及び飛翔移動体発射システムの動作原理、並びに飛翔移動体及び飛翔移動体発射システムを用いた飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例を図１〜４、６〜８を参照して、以下に説明する。図７は、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の概念図である。また、図８は、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。本実施形態において、逆噴射に係る制御ステップ以外のステップは図３と同様であり、図８において図３と対応する部分には同一符号を付し、第１の実施形態と同様の部分の説明は省略する。
【００５４】
飛翔移動体３''の離陸後において、メインエンジン３５の噴射の終了後、制御ユニット３７は、ＩＭＵからの３軸の角速度や加速度等の検出情報や逆噴射エンジン３６のデルタブイに基づいて、逆噴射エンジン３６の逆噴射のタイミングを計算する（Ｓ５）。この点について、以下、詳細に説明する。
【００５５】
飛翔移動体３''が振動していても、並進方向（図８のｘ方向）については、メインエンジンの噴射終了後は、飛翔移動体３''は自由落下のふるまいを行う。
【００５６】
上で述べたように、ホイール３３の回転を続けさせることによって、飛翔移動体３''の姿勢はホイール３３の回転軸線の方向のまま安定して、飛翔移動体３''は飛翔を続ける。よって、飛翔移動体３''の飛翔中において、逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向は、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されているから、ホイール３３の回転軸線の方向のまま安定している。
【００５７】
したがって、メインエンジンの噴射終了後に逆噴射エンジン３６の噴射を行った場合は、飛翔移動体３''の並進方向の運動は、単純に自由落下運動と考えればよいから、
2018039495.tif 000006
が成立する。ここで、ｇ：重力加速度、ｔ0：現在時刻、ｔl：現在時刻を基準とした飛翔移動体３''の目標到達地点に着陸する時刻、ｔb：飛翔移動体３''が目標到達地点に着陸するための現在時刻を基準とした逆噴射エンジン３６を噴射すべき時刻、Δｘ：飛翔移動体３''の現在位置から目標到達地点までのｘ方向の距離、Δｚ：飛翔移動体３''の現在位置から目標到達地点までのｚ方向の距離、ｖx（ｔ）：飛翔移動体３''の時刻ｔにおけるｘ方向の速度、ｖz（ｔ）：飛翔移動体３''の時刻ｔにおけるｚ方向の速度、ｖ0x：飛翔移動体３''の現在時刻ｔ0におけるｘ方向の速度、ｖ0z：飛翔移動体３''の現在時刻ｔ0におけるｚ方向の速度、Δｖx：逆噴射エンジン３６のデルタブイのｘ方向の成分、Δｖz：逆噴射エンジン３６のデルタブイのｚ方向の成分である。
【００５８】
よって、Δｘ、Δｚ、ｖx（ｔ）、ｖz（ｔ）、ｖ0x、ｖ0zは、ＩＭＵ３８の検出情報から得られ、Δｖx、Δｖzは、例えば公称値を用いることができるので、上式を解くことにより、飛翔移動体３''が目標到達地点に着陸するための現在時刻を基準とした逆噴射すべき時刻ｔbを計算することができる。そして、計算された時刻ｔbに逆噴射を行えば、飛翔移動体３''は、並進方向について、目標到達地点と同じ座標の地点に着陸する。
【００５９】
続いて、制御ユニット３７は、時刻ｔbを計算した時刻から時間ｔb後に逆噴射エンジン３６の噴射を行う（Ｓ６）。ここで、制御ユニット３７が、時刻ｔbを常時リアルタイムで計算する構成を採用すると、計算されたｔbがゼロとなった時点で逆噴射エンジン３６を噴射すればよい。この場合、制御ユニット３７の逆噴射エンジン３６の噴射指示から実際に逆噴射エンジン３６が噴射を開始するまでに遅延が発生する場合は、遅延時間をｔthとすると、ｔb＝ｔthとなった時点で、制御ユニット３７は、逆噴射エンジン３６の噴射指示を出せばよい。
【００６０】
上記実施形態においては、飛翔移動体３''の飛翔中において、飛翔移動体３''の姿勢は一定であると仮定したが、ＩＭＵからの検出情報等に基づく公知のカルマンフィルタを用いた姿勢予測方法等によって飛翔移動体３''の姿勢予測を行えば、より正確な逆噴射タイミングの算出を行うことができる。
【００６１】
本実施形態によれば、飛翔移動体をより正確に目標到達地点に着陸させることができる。
【００６２】
上記の各実施形態において、筐体の形状は、ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において飛翔移動体が回転移動することを可能とする形状であれば、適切な任意の形状を用いることができる。例えば、筐体の形状は、その軸がホイールの回転軸線と同一であるｎ角柱（ｎは３以上の整数）としてもよい。この場合、ｎの値が大きいほど、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させるために、ホイールが発生する必要がある角運動量は小さくなるが、姿勢が安定しないために飛翔移動体を停止させるのが難しくなる。特に、ｎを無限大にした場合は筐体の形状は円柱となるが、筐体の表面に摩擦力を増大させる構造を付加しないと、所望の位置で停止させることが困難であり、また登坂が困難である。逆に、ｎの値が小さいと、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させるために、ホイールが発生する必要がある角運動量は大きくなり、ホイールの角運動量発生・ブレーキ性能との関係で、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させることができない場合が生じる。また、例えば、筐体の形状は、筐体が着陸面上において飛翔移動体が回転移動する際に着陸面と接する少なくとも一部がｎ角柱として構成されていれば、第２の実施形態のように、筐体の一部がｎ角柱以外の形状として構成されてもよい。
【００６３】
上記の各実施形態において、飛翔移動体の外殻構造を、機器を収容する筐体としたが、飛翔移動体の外殻構造は、これに限定されるものでなく、例えば、機器を収容する筐体の外側に設けられた衝撃緩衝部材としてもよい。
【００６４】
以上、本発明について、例示のためにいくつかの実施形態に関して説明してきたが、本発明はこれに限定されるものでなく、本発明の範囲から逸脱することなく、形態及び詳細について、様々な変形及び修正を行うことができることは、当業者に明らかであろう。
【符号の説明】
【００６５】
１  飛翔移動体発射システム
２  発射台
２１  発射レール
２１ａ  溝部
３、３'、３'  飛翔移動体
３１、３１'  筐体
３３  ホイール
３５  メインエンジン
３６  逆噴射エンジン
３７  制御ユニット
３８  ＩＭＵ
３９  連結部材
３９ａ  凸状部
【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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