(57)【要約】      （修正有）【課題】再突入時における誘導誤差を低減するため、地上との通信に依らず、機体に搭載した小型計算機により機体の運動をリアルタイムかつ簡易に計算可能な誘導装置を提供する。【解決手段】誘導開始前に機体の質量特性に関する情報を取得するため、スラスタやリアクションホイールなどの角速度発生装置２を用いて機体に微小なトルクを印加し、機体の重心位置を演算装置５によって同定する。同定した重心位置を用いて目標地点までの基準軌道を生成することで、簡易的な計算により機体を誘導制御する。【選択図】図１
2015168315.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
再突入機能を有する宇宙機を目的地点へ誘導する誘導装置であって、
前記宇宙機にトルクを印加する角速度発生手段と、
前記トルクにより生じる角速度を検出する角速度検出手段と、
前記トルクにより生じる加速度を検出する加速度検出手段と、
前記角速度検出手段で検出した角速度と、前記加速度検出手段で検出した加速度を用いて前記宇宙機の重心位置を同定する機体重心位置同定手段とからなる機体重心位置同定手段と、
前記位置同定手段が出力する機体の重心位置を用いて、再突入する前記宇宙機の軌道を算出し、前記軌道に基づき前記宇宙機を目的地点へ誘導する制御計算部と、
を備えることを特徴とする誘導装置。
【請求項２】
前記角速度発生手段は前記宇宙機に搭載されるスラスタあるいはリアクションホイールであり、
前記角速度検出手段は前記宇宙機に搭載されるレートジャイロであり、
前記加速度検出手段は前記宇宙機に搭載される加速度計であることを特徴とする請求項１記載の誘導装置。
【請求項３】
請求項１、２いずれか記載の誘導装置と、
パラシュート展開機構を備え、
前記パラシュート展開機構は、前記制御計算部が、地表に到達する前であって前記宇宙機の誘導が終了したタイミングにおいて発する展開指示に従いパラシュートを展開することを特徴とする誘導装置搭載宇宙機。
【請求項４】
前記制御計算部は、
計算により得られる機体重心位置と、規定された運動モデルによる機体重心位置の差異により生じる誘導誤差を表にした予測誘導誤差テーブルを備え、前記予測誘導誤差テーブルにより予め予測される誘導誤差分をオフセットした目的地点を新たに設定し、設定した目標地点へ誘導することを特徴とする請求項３記載の誘導装置搭載宇宙機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、再突入機能を有する宇宙機を目標地点へ誘導する誘導装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、再突入機能を有する宇宙機の研究開発が盛んに行われており、軌道上におけるミッションを遂行させた後、地上へと帰還する能力が要求される場面も少なくない。その際、機体の回収を容易にするために、地表あるいは空中に設定した目標地点と目標地点に対する宇宙機の到達地点との誤差（以下、「誘導誤差」と呼ぶ）を低減する必要があるのは当然のことである。また、将来の高頻度宇宙輸送を実現するためには、再突入時における即応性の向上や、地上基地局との通信に頼らない宇宙機の自律的な誘導制御能力の向上といった課題も存在する。
【０００３】
軌道上におけるミッションの種類によっては、再突入時における機体質量特性である機体重心位置・質量分布・慣性モーメントなどがミッションごとに異なっており、基準となる機体質量特性との差異によって誘導誤差が生じてしまう可能性がある。例えば、軌道上から地上へ物資を運搬するミッションにおいて、機内に格納する物資の材質・形状・配置場所などがミッションごとに異なる場合は、その材料等の差異によって誘導誤差を生じる。
また、機体の運動中に機体の質量特性が突然変化してしまい、誘導誤差を生じる可能性もある。例えば、機内の物資が固定されておらず、機体が傾くことによって、機内における物資の配置が変化してしまい、結果として機体質量特性が変化する場合や、機体燃料タンク内の燃料を消費することによって機体質量特性が変化する場合なども、誘導誤差を生じる可能性がある。
【０００４】
従来、宇宙機が再突入する際の誘導方式として、基準となる位置・速度・機体質量特性・空力特性・大気の状態など（以下、「運動モデル」と呼ぶ）をもとに軌道計算を行う（１）基準軌道方式や、状態量をリアルタイムで積分する（２）予測誘導方式などが用いられている。
前述のような、機体の質量特性や大気の状態がミッションごとに異なっている場合、予測誘導方式によって運動方程式を逐次積分することによって機体をリアルタイムに制御し、誘導誤差を低減することができる。しかしながら、この方式では機体搭載の計算機に多大の負荷をかけることになる。
一方、近年の傾向として、宇宙機の小型化・省電力化が進んでいる。小型・省電力の宇宙機においては、機体搭載の計算機に、予測誘導方式による運動方程式の逐次積分等のような多大な負荷をかけることができない。
このため、予測誘導方式のような逐次計算を行うことなく、基準軌道方式による簡易的な計算によって、精度の高い誘導を行う技術の確立が求められている。この基準軌道方式による簡易的な計算をベースとした、誘導誤差の低減手段を実現するためには、基準軌道の計算に必要となる運動モデルに関する正確な情報を宇宙機に取得させることが極めて重要である。
従来、機体の運動に関する観測データを地上にある基地局へと送信し、基地局の計算機にて機体の質量特性などを計算し、宇宙機へと計算結果を送信する技術が開示されている（例えば、特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０００−２７２５９９号公報
【非特許文献１】I. Bogner. “Description of apollo entry guidance，” Technical Report NASA-CR-110924． Bellcomm,  Inc., August 1966.
【非特許文献２】Gerald L. Hunt. “Apollo reentry guidance and navigation equations and flow logic，”Technical Report MSC 65-FM-157, NASA Manned Spacecarft Center, December 1965.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の技術では、機体の運動に関する観測データを地上にある基地局へと送信し、基地局の計算機にて機体の質量特性などを計算した結果を宇宙機に送信していたため、宇宙機に搭載の計算機の負荷や電力は比較的小さくすることができる。
しかしながら、宇宙機と基地局との間のデータの送受信に時間を要するためリアルタイム性に欠け、たとえば誘導開始時点で得られた情報が正確であっても、基地局からの計算結果が送信されてくるまでの間に風向や風速、機体内部の状態が突如として変化することで、地上からの計算結果が宇宙機に届いた時点では既に有効なものでないものとなっているという課題があった。
【０００７】
この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、機体搭載の計算機に多大な計算負荷や電力をかけることなく、突然の風向や風速、機体内部の状態変化が発生した場合であっても、宇宙機を正確に目標地点に誘導可能な誘導装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この発明に係る誘導装置は、再突入機能を有する宇宙機を目的地点へ誘導する誘導装置であって、前記宇宙機にトルクを印加する角速度発生手段と、前記トルクにより生じる角速度を検出する角速度検出手段と、前記トルクにより生じる加速度を検出する加速度検出手段と、前記角速度検出手段で検出した角速度と、前記加速度検出手段で検出した加速度を用いて前記宇宙機の重心位置を同定する機体重心位置同定手段とからなる機体重心位置同定手段と、前記位置同定手段が出力する機体の重心位置を用いて、再突入する前記宇宙機の軌道を算出し、前記軌道に基づき前記宇宙機を目的地点へ誘導する制御計算部とを備える。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、宇宙機再突入時における基準軌道の生成計算に必要となる機体の状態量を、地上局との通信を介さずに同定することができる。さらに、逐次計算による計算負荷の増大を伴うことなく、簡易的な計算によって誘導誤差を低減することができる。また、運動モデルの突発的な変化によって生じる誘導誤差も低減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の実施の形態１に係る誘導装置の構成図である。
【図２】本発明の実施の形態２に係る宇宙機の構成図である。
【図３】本発明の実施の形態２に係る演算装置の記憶領域に記憶される予測誘導誤差のデータテーブルの一例である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
実施の形態１.
以下、実施の形態１に係る誘導装置について、図を参照して説明する。図１は、実施の形態１に係る誘導装置５０の構成を示した図である。
誘導装置５０は、機体重心位置同定手段１と、地上施設から送信される目標地点上空における大気の状態についての情報を受信するためのＲＦ受信機６と、与えられた運動モデル７から基準軌道を計算するための誘導計算装置８と、ＧＰＳアンテナを含むＧＰＳ受信機９と、慣性計測装置ＩＭＵ１０と、気圧高度計１１と、基準軌道に沿った運動をするために機体が行うべき制御入力を計算するための制御計算装置１２を備える。
【００１２】
制御計算装置１２によって計算された制御量は、制御指令１３としてスラスタや操舵装置などの装置に送られる。
【００１３】
ここで、機体重心位置同定手段１は、機体にトルクを与えるための角速度発生手段２と、発生した角速度を検出するための角速度検出手段３と、機体に印加したトルクよって生じる加速度を検出するための加速度検出手段４と、検出された角速度・加速度から機体重心位置を同定するための機体重心位置計算装置５から構成される。
なお、機体重心位置計算装置５と誘導計算装置８と制御計算装置１２は、機体設計を簡潔にするために、同じ演算装置にて実施されることが望ましいが、設計上の都合によりそれぞれ別個に搭載されていたとしても問題は無い。
【００１４】
次に、本実施の形態に係る誘導装置の動作について説明する。
まず、再突入開始前の地球周回軌道付近において、スラスタやリアクションホイールなどの角速度発生手段２を短時間動作させることで、機体に微小なトルクを印加する。
【００１５】
微小なトルクによる角速度の発生後、機体に搭載されているレートジャイロ等の角速度検出手段３及び加速度計などの加速度検出手段４を用いて、トルクの印加により機体に発生した角速度と加速度を取得する。
【００１６】
機体重心位置同定装置５は、検出された角速度と加速度及び演算装置を用いて、機体重心位置の同定を行う。
機体重心位置同定で行う処理の一例を下記式（１）に示す。ただし、レートジャイロ１５及び加速度計１６の出力結果は平滑フィルタなどの計算手段を用いてノイズ除去した後の数値を使用することが望ましいが、ここではその手段の説明については省力する。
【００１７】
【数１】
2015168315.tif 000003
【００１８】
ここで、それぞれの記号の説明は以下の通りである。
ｒｏｓ ：機体に固定された任意の座標系原点から加速度計までの位置ベクトル。
ｒｏｇ ：機体に固定された任意の座標系原点から機体重心位置までの位置ベクトル。
ａｓ。：加速度計によって検出された加速度。
ωｓ。：レートジャイロによって検出された角速度。
ωｓ。：レートジャイロ出力から計算した角加速度。
【００１９】
上述の計算により得られた機体重心位置を用いて、基準軌道の生成計算に用いる運動モデル７を更新する。機体重心位置によって変化する運動モデル７の主要なものに、機体のトリム特性がある。
式（２）は、機体重心位置と機体のピッチングモーメント係数と関係式である。
式（１）で得られた機体重心位置を式（２）に適用することにより、機体のトリム特性を得ることができる。
【００２０】
【数２】
2015168315.tif 000004
【００２１】
ここで、各記号の説明は以下の通りである。
Ｃｍ：機体のピッチングモーメント係数。 
ＣＡ：機体の軸力係数。 
ＣＮ：機体の垂直力係数。 
ｘｃｇ：機体のｘ方向の重心位置。 
ｚｃｇ：機体のｚ方向の重心位置。 
ｘｍｒｃ：機体の空力モーメント中心。
ｄ：機体の空力基準長。
Ｃｍ０：機体重心位置と空力モーメント中心が一致する時のピッチングモーメント係数。
【００２２】
次に、誘導計算装置８は、更新後の運動モデル７及びＧＰＳ受信機９によって得られた位置情報をもとに、誘導開始地点から目標地点までの基準軌道を計算する。なお、運動モデル７及び位置情報を用いた基準軌道は、非特許文献１、２で示される計算方式を用いることで計算可能である。
【００２３】
制御計算装置１２は、誘導開始後、誘導計算装置８で計算した基準軌道に沿った運動を行うための制御指令を計算し、機体を目標地点まで誘導する。
【００２４】
なお、誘導中は大気状態の変動や軌道投入における誤差をＲＦ受信機６、ＧＰＳ受信機９によって適宜取得し、誤差を修正するための制御指令を宇宙機に与える。
【００２５】
このように本実施の形態に係る誘導装置は機体重心位置同定手段１を備え、角速度発生手段２により機体に印加した微小なトルクによって発生した角速度と加速度を、角速度検出手段３と加速度検出手段４を用いて取得することで、機体重心位置の同定を行うようにした。
これによれば、宇宙機再突入時における基準軌道の生成計算に必要となる機体の状態量を、機体搭載の計算機に多大な計算負荷や電力をかけることなく、また、地上局との通信を介さずに同定することができる。さらに、運動モデルの突発的な変化によって生じる誘導誤差も低減することが可能となる。
【００２６】
実施の形態２．
実施の形態１では、機体重心位置同定手段が機体の重心位置を同定し、同定した機体重心位置を用いることで基準軌道を計算し機体を目標地点に誘導する形態について説明したが、実施の形態２では、目標地点まで誘導した機体を安全に着陸させる着陸方法について説明する。
【００２７】
図２は、実施の形態２に係る誘導装置の構成を示した図である。本実施の形態における宇宙機は目標地点に着陸する際にパラシュート展開機構を用いる。
図２は、実施の形態１に係る宇宙機１００の構成を示した図である。宇宙機１００は、機体重心位置同定手段１と、演算装置１４と、ＲＦ受信機６と、目標地点オフセット量設定部１７と、誘導計算装置８と、運動モデル７と、ＧＰＳ受信機９と、制御計算装置１２と、ＩＭＵ１０と、気圧高度計１１と、パラシュート展開機構１５を備える。なお、実施の形態１と同機能を有する構成については、同一番号を付して、その説明を省略する。
本実施の形態に係る宇宙機１００は、パラシュートによって目標地点へ降下するための、パラシュート展開機構１５を有する。
パラシュート展開機構１５は、地表に到達する直前で機体の誘導が終了したタイミングにおいて制御計算装置１２が発する展開指示に従い、パラシュートを展開させ、目標地点へと着地する。
【００２８】
実施の形態２に係る宇宙機１００おいて、機体重心位置の同定及び大気の状態に関する情報の取得は、実施の形態１での説明と同様の手法によって実現できる。
ただし、本実施の形態において計算に使用する運動モデルは、実施の形態１のようにオンボードで計算された数値ではなく、機体の標準的な設計値や運用上想定している平均的な数値等を用いた固定された運動モデルであり、基準軌道の生成はこの固定された運動モデルを用いて行うものとする。
この場合、実際の機体の重心位置等は計算に使用したモデルとは異なることから、誘導誤差が生じる。
【００２９】
そこで、本実施の形態では、運動モデル７によって生じる誘導誤差をあらかじめ計算しておき、機体に搭載する演算装置１４の記憶領域に保存しておくようにした。
【００３０】
図３は、演算装置１４の記憶領域に保存する予測誘導誤差テーブル１６のデータテーブルの一例である。
図３のように、計算によって得られる機体重心位置と規定された運動モデルによる機体重心位置の差異によって最終的に生じる誘導誤差をデータテーブルとして、演算装置１４の記憶領域に保存する。
【００３１】
目標地点オフセット量設定部１７は、予測誘導誤差１６により予め予測される誘導誤差分を実際の目標地点からオフセットした目標地点を設定する。
すなわち、予測誘導誤差１６により予測される誘導誤差をｒｅｒｒとすると、機体に設定する目標地点を実際の目標地点から−ｒｅｒｒだけオフセットしておく。
これにより、制御計算装置１２による機体の誘導誤差を低減することができる。
【００３２】
このように、本実施の形態に係る宇宙機によれば、予測誘導誤差テーブル１６とパラシュート展開機構１５を備え、予め予測される誘導誤差に応じ、目標地点を実際の目標地点からオフセットさせた地点に誘導するようにし、着地においては、パラシュート展開機構１５は地表に到達する直前で機体の誘導が終了したタイミングにおいて制御計算装置１２が発する展開指示に従い、パラシュートを展開させ、目標地点へと着地するようにした。
【００３３】
これによれば、機体搭載の計算機の計算負荷や消費電力を更に小さくすることができ、パラシュートによって目標地点に安全に着地することができる。
【００３４】
なお、実施の形態１、２の目標地点はパラシュート展開高度上に設定する方式でもよく、地表に設定する方式であってもよい。
【符号の説明】
【００３５】
１  機体重心位置同定手段、２  角速度発生手段、３  角速度検出手段、４  加速度検出手段、５  機体重心位置同定装置、６  ＲＦ受信機、７  運動モデル、８  誘導計算装置、９  ＧＰＳ受信機、１０  ＩＭＵ、１１  気圧高度計、１２  制御計算装置、１３  制御指令、１４  演算装置、１５  パラシュート展開機構、１６  予測誘導誤差テーブル、１７  目標地点オフセット量設定部、５０  誘導装置、１００  宇宙機。
【図１】
2015168315.tif 000005
【図２】
2015168315.tif 000006
【図３】
2015168315.tif 000007