(57)【要約】【課題】ロケット１００に搭載されるような比較的低性能なコンピュータを用いる場合であっても、大気を考慮してロケット１００を実時間で誘導することができるようにすることを目的とする。【解決手段】空力量算出部２２０は、大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力的諸量を示す空力量データ２２９を算出する。ステアリング補正部２３０は、空力量算出部２２０によって算出された空力量データ２２９を用いて、ロケット１００が真空中を飛行する場合のロケット１００の推力方向を算出するためのステアリング方程式２９４を補正する。推力方向算出部２４０は、ステアリング補正部２３０によって補正されたステアリング方程式２９４を用いて、大気中を飛行するロケット１００の推力方向を算出する。そして、ステアリング補正部２３０は、ロケット１００の姿勢を制御する姿勢制御装置１２０に、算出した推力方向を出力する。【選択図】図１
2015030334.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出する空力量算出部と、
前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて補正するステアリング補正部と、
前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出する推力方向算出部と
を備えることを特徴とする推力方向算出装置。
【請求項２】
前記推力方向算出部は、前記飛翔体が発射されてから待ち時間が経過した後に、前記飛翔体の大気中の推力方向を算出し始める
ことを特徴とする請求項１記載の推力方向算出装置。
【請求項３】
前記推力方向算出部は、推力方向の制限範囲内で前記飛翔体の大気中の推力方向を算出する
ことを特徴とする請求項１または請求項２記載の推力方向算出装置。
【請求項４】
前記推力方向算出装置は、
前記飛翔体の機体特性データを記憶する機体特性データ記憶部と、
前記飛翔体が飛行している飛行位置の大気の状態を表す大気状態量を算出する大気状態量算出部とを備え、
前記空力量算出部は、前記大気状態量算出部によって算出された前記大気状態量と、前記機体特性データ記憶部に記憶された前記機体特性データと、前記飛翔体の対気速度と、大気状態量と機体特性と対気速度と空力量との関係を表す空力モデルとを用いて、前記飛翔体に掛かる前記空力量を算出する
ことを特徴とする請求項１から請求項３のいずれかに記載の推力方向算出装置。
【請求項５】
前記大気状態量算出部は、前記飛行位置を示す位置データと、飛行位置と大気状態量との関係を表す大気モデルとを用いて、前記飛行位置の前記大気状態量を算出する
ことを特徴とする請求項４記載の推力方向算出装置。
【請求項６】
請求項１から請求項５のいずれかに記載の推力方向算出装置としてコンピュータを機能させるための推力方向算出プログラム。
【請求項７】
空力量算出部が、大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出し、
ステアリング補正部が、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて、前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を補正し、
推力方向算出部が、前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出する
ことを特徴とする推力方向算出方法。
【請求項８】
請求項１から請求項５のいずれかに記載の推力方向算出装置と、
前記推力方向算出装置によって算出される推力方向に合わせて飛翔体の姿勢を制御する姿勢制御装置と
を備えることを特徴とする飛翔体。
【請求項９】
空力量算出部が、大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出し、
ステアリング補正部が、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて、前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を補正し、
推力方向算出部が、前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出し、
姿勢制御部が、前記推力方向算出部によって算出された前記推力方向に合わせて前記飛翔体の姿勢を制御する
ことを特徴とする飛翔体誘導方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケット等飛翔体を目的の軌道に誘導するための技術に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星や探査機等の宇宙機を搭載したロケットは、エンジン推力の誤差や風などの影響で計画された飛行コースから逸脱した場合でも、宇宙機を目的の軌道に投入することのできる最も適切なコースを飛行するように、実時間で誘導する。
大気の影響を考慮したうえで最も適切なコースを求めるためには、非特許文献１から４に示されるような、大量の演算を行う必要がある。このため、比較的低性能なロケットに搭載されるコンピュータでは、実時間で演算処理を行うことはできない。そこで、大気圏内では計画どおりの姿勢を実現するように姿勢制御が行われ、飛行コースからの逸脱を修正する誘導は宇宙空間で行われている。
【０００３】
一方で、ロケットが大気圏を飛行しているときから誘導を行えば、計画された飛行コースからのずれを早くから修正することができるため、ロケットの消費燃料を減らすことができると考えられる。
【０００４】
特許文献１から４および非特許文献１から４は、ロケットの誘導に関する技術を開示している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平７−２７７２９５号公報
【特許文献２】特開２０１２−１０６５１５号公報
【特許文献３】特開２０１３−１０７５８４号公報
【特許文献４】特開２０１３−１０７５８５号公報
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】Ｇｒｅｇ  Ａ．Ｄｕｋｅｍａｎ、“Ｃｌｏｓｅｄ−Ｌｏｏｐ  Ｎｏｍｉｎａｌ  ａｎｄ  Ａｂｏｒｔ  Ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ  Ａｓｃｅｎｔ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ  ｆｏｒ  Ｒｏｃｋｅｔ−Ｐｏｗｅｒｅｄ  Ｌａｕｎｃｈ  Ｖｅｈｉｃｌｅｓ”、Ｇｅｏｒｇｉａ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｏｆ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ、Ｍａｙ  ２００５
【非特許文献２】Ｐｉｎｇ  Ｌｕ，ａｎｄ  Ｂｉｎｆｅｎｇ  Ｐａｎ、“Ｈｉｇｈｌｙ  Ｃｏｎｓｔｒａｉｎｅｄ  Ｏｐｔｉｍａｌ  Ｌａｕｎｃｈ  Ａｓｃｅｎｔ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ”、ＪＯＵＲＮＡＬ  ＯＦ  ＧＵＩＤＡＮＣＥ，ＣＯＮＴＲＯＬ，ＡＮＤ  ＤＹＮＡＭＩＣＳ、Ｖｏｌ．３３，Ｎｏ．２，Ｍａｒｃｈ−Ａｐｒｉｌ  ２０１０
【非特許文献３】Ｐｉｎｇ  Ｌｕ，Ｈｏｎｇｓｈｅｎｇ  Ｓｕｎ，ａｎｄ  Ｂｒｕｃｅ  Ｔｓａｉ、“Ｃｌｏｓｅｄ−Ｌｏｏｐ  Ｅｎｄｏａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ、Ａｓｃｅｎｔ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ”、ＪＯＲＮＡＬ  ＯＦ  ＧＵＩＤＡＮＣＥ，ＣＯＮＴＲＯＬ，ＡＮＤ  ＤＹＮＡＭＩＣＳ、Ｖｏｌ．２６，Ｎｏ．２，Ｍａｒｃｈ−Ａｐｒｉｌ  ２００３
【非特許文献４】Ｂｉｎｆｅｎｇ  Ｐａｎ，ａｎｄ  Ｐｉｎｇ  Ｌｕ、“Ｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｓ  ｔｏ  Ｏｐｔｉｍａｌ  Ｌａｕｎｃｈ  Ａｓｃｅｎｔ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ”、ＡＩＡＡ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ，Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、２−５  Ａｕｇｕｓｔ  ２０１０、Ｔｏｒｏｎｔｏ，Ｏｎｔａｒｉｏ  Ｃａｎａｄａ
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明は、飛翔体（例えば、ロケット）に搭載されるような比較的低性能なコンピュータを用いる場合であっても、大気を考慮して飛翔体を実時間で誘導することができるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の推力方向算出装置は、
大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出する空力量算出部と、
前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて補正するステアリング補正部と、
前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出する推力方向算出部とを備える。
【０００９】
前記推力方向算出部は、前記飛翔体が発射されてから待ち時間が経過した後に、前記飛翔体の大気中の推力方向を算出し始める。
【００１０】
前記推力方向算出部は、推力方向の制限範囲内で前記飛翔体の大気中の推力方向を算出する。
【００１１】
前記推力方向算出装置は、
前記飛翔体の機体特性データを記憶する機体特性データ記憶部と、
前記飛翔体が飛行している飛行位置の大気の状態を表す大気状態量を算出する大気状態量算出部とを備える。
前記空力量算出部は、前記大気状態量算出部によって算出された前記大気状態量と、前記機体特性データ記憶部に記憶された前記機体特性データと、前記飛翔体の対気速度と、大気状態量と機体特性と対気速度と空力量との関係を表す空力モデルとを用いて、前記飛翔体に掛かる前記空力量を算出する。
【００１２】
前記大気状態量算出部は、前記飛行位置を示す位置データと、飛行位置と大気状態量との関係を表す大気モデルとを用いて、前記飛行位置の前記大気状態量を算出する。
【００１３】
本発明の推力方向算出プログラムは、前記推力方向算出装置としてコンピュータを機能させる。
【００１４】
本発明の推力算出方法において、
空力量算出部が、大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出し、
ステアリング補正部が、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて、前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を補正し、
推力方向算出部が、前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出する。
【００１５】
本発明の飛翔体は、
前記推力方向算出装置と、
前記推力方向算出装置によって算出される推力方向に合わせて飛翔体の姿勢を制御する姿勢制御装置とを備える。
【００１６】
本発明の飛翔体誘導方法において、
空力量算出部が、大気中を飛行する飛翔体に掛かる空力の大きさを示す空力量を算出し、
ステアリング補正部が、前記空力量算出部によって算出された前記空力量を用いて、前記飛翔体が真空中を飛行する場合の前記飛翔体の推力方向を算出するためのステアリング方程式を補正し、
推力方向算出部が、前記ステアリング補正部によって補正された前記ステアリング方程式を用いて、大気中を飛行する前記飛翔体の推力方向を算出し、
姿勢制御部が、前記推力方向算出部によって算出された前記推力方向に合わせて前記飛翔体の姿勢を制御する。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、飛翔体（例えば、ロケット）に搭載されるような比較的低性能なコンピュータを用いる場合であっても、ステアリング方程式を補正することによって、大気を考慮して飛翔体の適切な推力方向を算出することができる。そして、この推力方向に従うことによって、大気を考慮して飛翔体を実時間で誘導することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】実施の形態１におけるロケット１００および推力方向算出装置２００の構成図である。
【図２】実施の形態１におけるロケット誘導方法を示す概要図である。
【図３】実施の形態１におけるロケット誘導方法を示すフローチャートである。
【図４】実施の形態１におけるステアリング方程式２９４の補正の考え方を示す概念図である。
【図５】実施の形態１におけるロケット誘導と従来のロケット誘導とのそれぞれの開始時刻を比較した図である。
【図６】実施の形態１における推力方向算出装置２００のハードウェア構成の一例を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
実施の形態１．
飛翔体（例えば、ロケット）に搭載されるような比較的低性能なコンピュータを用いる場合であっても、大気を考慮して飛翔体を実時間で誘導することができる形態について説明する。
【００２０】
図１は、実施の形態１におけるロケット１００および推力方向算出装置２００の構成図である。
実施の形態１におけるロケット１００の構成および推力方向算出装置２００の機能構成について、図１に基づいて説明する。
【００２１】
ロケット１００またはロケット１００を搭載する人工物は、地上や海上または地中、海中や空中で発射されて大気圏を飛行する飛翔体の一例である。このロケット１００は大気圏で姿勢制御を行う。
例えば、ロケット１００は人工衛星や探査機等の宇宙機を搭載し、搭載した宇宙機を目的の軌道に投入するために大気圏（大気中）および宇宙空間（真空中）で飛行姿勢を制御し、大気圏および宇宙空間で適切なコースを飛行する。
【００２２】
ロケット１００は、推力方向の算出や姿勢制御演算を行うためにコンピュータ（図示省略）を搭載している。但し、ロケットに搭載するための質量や電力消費に対する制約をみたし、振動および放射線による影響を抑えるため、コンピュータの性能は比較的低い。  
【００２３】
ロケット１００は、航法装置１１０と、推力方向算出装置２００と、姿勢制御装置１２０とを備える。これらの装置はロケット１００に搭載されるコンピュータの一例である。
【００２４】
航法装置１１０は、航法データ１１９を繰り返し算出する装置である。
航法データ１１９は、航法によって得られるデータである。例えば、航法データ１１９は位置データ、速度データおよび姿勢データなどを含み、位置データはロケット１００の現在の三次元の位置（位置ベクトル、座標値など）を示し、速度データはロケット１００の現在の三次元の速度を示し、姿勢データはロケット１００の現在の三次元の姿勢角を示す。
航法装置１１０は、角速度センサ（ジャイロともいう）および加速度センサなどの慣性センサやＧＰＳ受信機などを備え、慣性センサやＧＰＳ受信機などによって得られる計測値（角速度、加速度、位置、速度など）を用いて航法データ１１９を算出する。
【００２５】
推力方向算出装置２００は、ロケット１００の適切な推力方向を算出する装置である。
例えば、推力方向算出装置２００は、大気圏を飛行しているロケット１００に掛かる空力的諸量（空力ベクトルや空力によるトルク・モーメント・ベクトルなど）を算出し、算出した空力的諸量を用いて宇宙空間（真空中）用のステアリング方程式２９４を補正し、補正後のステアリング方程式２９４を用いて推力方向を算出する。
【００２６】
推力方向算出装置２００は、大気状態量算出部２１０と、空力量算出部２２０と、ステアリング補正部２３０と、推力方向算出部２４０と、推力方向算出記憶部２９０とを備える。
【００２７】
大気状態量算出部２１０は、航法データ１１９と大気モデル２９１とを用いて、大気状態データ２１９を算出する。
大気モデル２９１は、例えば飛行位置（高度など）と大気の状態量との関係を表すモデル（例えば、数式またはプログラム）である。
大気状態データ２１９は、ロケット１００が飛行している飛行位置の大気の状態を表すデータである。例えば、大気状態データ２１９は、気圧、大気密度、温度などの大気状態量を含む。
【００２８】
空力量算出部２２０は、航法データ１１９と大気状態データ２１９と機体特性データ２９２と空力モデル２９３とを用いて、空力量データ２２９を算出する。
機体特性データ２９２は、ロケット１００の機体の特性のうち、機体の剛体としての諸量に関わる特性（重心位置や慣性テンソルなど）や空力的諸量に関わる特性（基準断面積や基準長，抗力係数・揚力係数や、軸力係数・法線力係数など）を表すデータである。
空力モデル２９３は、大気状態量と機体特性と対気速度と空力的諸量との関係を表すモデルである。
空力量データ２２９は、ロケット１００に掛かる空力的諸量を示すデータである。
【００２９】
ステアリング補正部２３０は、空力量データ２２９を用いて宇宙空間（真空中）用のステアリング方程式２９４を補正することにより、大気圏（大気中）用のステアリング方程式を生成する。
ステアリング方程式２９４は、ロケット１００が真空中を飛行するという条件の下で大気の影響を考慮せずに生成される従来の数式（または関数、プログラム）であり、推力方向プロファイルを表す。推力方向プロファイルは、従来から用いられているデータであり、発射後の経過時間と予定の推力方向との関係を示す。
補正前のステアリング方程式２９４を演算することによって、真空中を飛行するロケット１００の適切な推力方向が算出される。
補正後のステアリング方程式２９４を演算することによって、大気中を飛行するロケット１００の適切な推力方向が算出される。
【００３０】
推力方向算出部２４０は、補正後のステアリング方程式２９４、つまり、大気圏（大気中）用のステアリング方程式を用いて、推力方向データ２４９を算出する。
推力方向データ２４９は、大気圏を飛行するロケット１００の適切な推力方向を示すデータである。
【００３１】
推力方向算出記憶部２９０は、推力方向算出装置２００が使用、生成または入出力するデータを記憶する。
例えば、推力方向算出記憶部２９０は、大気モデル２９１、機体特性データ２９２、空力モデル２９３および補正前のステアリング方程式２９４を予め記憶する。また、推力方向算出記憶部２９０は、航法データ１１９、大気状態データ２１９、空力量データ２２９、補正後のステアリング方程式２９４および推力方向データ２４９を記憶する。
【００３２】
姿勢制御装置１２０は、推力方向データ２４９が示す推力方向にロケット１００の飛行姿勢を合わせるように、ロケット１００の姿勢（推力方向）を制御する。
【００３３】
図２は、実施の形態１におけるロケット誘導方法を示す概要図である。
実施の形態１におけるロケット誘導方法の概要について、図２に基づいて説明する。
【００３４】
（１）ロケット１００が大気圏内の比較的低い高度を飛行している場合、大気密度が高いため、ロケット１００には大きな空力が掛かり、迎え角を大きくすることができず、ロケット１００の計画された飛行コースからのずれを修正するような飛行姿勢となるように制御することができない。つまり、ロケット１００の飛行姿勢を無理に制御しようとすると、ロケット１００に大きな負荷（空力）が掛かり、ロケット１００を損傷してしまう恐れがある。
そのため、ロケット１００が大気圏内の比較的高い高度に達するまで、ロケット誘導を行わない方がよいと考えられる。
【００３５】
（２）ロケット１００が大気圏内の比較的高い高度を飛行している場合、大気密度が低いため、ロケット１００に掛かる空力は比較的小さく、ロケット１００を損傷しないように迎え角をあまり大きくしない範囲で、ロケット１００の計画された飛行コースからのずれを修正するように飛行姿勢を制御することが可能であると考えられる。
そのため、ロケット１００が大気圏内の比較的高い高度に達したときに、大気を考慮してロケット誘導を開始するとよい。
【００３６】
（３）ロケット１００が大気圏を超えて宇宙空間に達した場合、宇宙空間が真空であるため、大気の影響を考慮しない従来のロケット誘導を行えばよい。
【００３７】
図３は、実施の形態１におけるロケット誘導方法を示すフローチャートである。
実施の形態１におけるロケット誘導方法について、図３に基づいて説明する。
【００３８】
Ｓ１１０において、推力方向算出装置２００は、ロケット１００の発射後、ロケット誘導待ち時間が経過するまで待機する。
ロケット誘導待ち時間は、ロケット１００が発射されたときからロケット誘導を開始するときまでの待ち時間として予め決められた時間である。例えば、ロケット誘導待ち時間は、大気の影響が少ない高度、つまり、大気密度が低い高度にロケット１００が達するまでに要する予定の時間である。
【００３９】
例えば、推力方向算出装置２００は、経過時間計測部と待ち時間判定部とを備えることによって、ロケット誘導待ち時間が経過したか否かを判定する。そして、推力方向算出装置２００は、判定結果に基づいてロケット誘導待ち時間が経過するまで待機する。経過時間計測部および経過時間判定部については図示を省略する。
経過時間計測部は、ロケット１００が発射したときから経過した経過時間を計測する。
待ち時間判定部は、経過時間とロケット誘導待ち時間とを比較し、経過時間がロケット誘導待ち時間を過ぎたか否かを判定する。
Ｓ１１０の後、処理はＳ１２０に進む。
【００４０】
Ｓ１２０において、大気状態量算出部２１０は、航法装置１１０から現在の航法データ１１９を取得する。
そして、大気状態量算出部２１０は、航法データ１１９と大気モデル２９１とを用いて、大気状態データ２１９を算出する。
Ｓ１２０の後、処理はＳ１３０に進む。
【００４１】
Ｓ１３０において、空力量算出部２２０は、航法データ１１９と大気状態データ２１９と機体特性データ２９２と空力モデル２９３とを用いて、空力量データ２２９を算出する。
Ｓ１３０の後、処理はＳ１４０に進む。
【００４２】
Ｓ１４０において、ステアリング補正部２３０は、空力量データ２２９を入力データにしてステアリング補正プログラムを実行することによって、宇宙空間（真空中）用のステアリング方程式２９４を補正する。これにより、大気圏（大気中）用のステアリング方程式２９４が生成される。
ステアリング方程式２９４を補正するためのステアリング補正プログラムは、推力方向算出記憶部２９０に予め記憶しておくものとする。
【００４３】
例えば、ステアリング補正部２３０は、ステアリング補正プログラムを実行することによって、空力量データ２２９が示す空力量の大きさに応じた補正量ε（ｔ）を算出する。そして、ステアリング補正部２３０は、推力方向プロファイル２０１を表すステアリング方程式「γ＝ｆ（α，β，ｔ）」に補正量ε（ｔ）を加えることによって、補正後のステイリング方程式「γ＝ｆ（α，β，ｔ）＋ε（ｔ）」を生成する（図４参照）。
図４は、実施の形態１におけるステアリング方程式２９４の補正の考え方を示す概念図である。なお、「γ」は推力方向を表し、「ｔ」は経過時間を表す。「α」「β」はステアリング方程式２９４のパラメータを表し、目的の軌道と航法データから算出する。
Ｓ１４０の後、処理はＳ１５０に進む。
【００４４】
Ｓ１５０において、推力方向算出部２４０は、補正後のステアリング方程式２９４、つまり、大気圏（大気中）用のステアリング方程式２９４を用いて、推力方向データ２４９を算出する。そして、推力方向算出部２４０は推力方向データ２４９を姿勢制御装置１２０に出力する。推力方向データ２４９は、ロケット１００の適切な推力方向を示すデータである。
例えば、推力方向算出部２４０は、ステアリング方程式２９４に含まれる経過時間の変数ｔに計測された経過時間を代入し、計測された経過時間を代入したステアリング方程式２９４を計算することによってロケット１００の適切な推力方向を算出する。
【００４５】
推力方向算出部２４０は、予め決められた制限範囲内となるように推力方向データ２４９を調節する。これにより、ロケット１００に掛かる空力（負担）を抑え、燃料の消費量を低減することができる。
例えば、推力方向から求められる仰え角の制限範囲が「Ｘ度以下」であり、ステアリング方程式２９４を用いて算出した推力方向から求められる仰え角がＸ度を超える場合、推力方向算出部２４０は、算出した推力方向から求められる仰え角をＸ度を超える角度からＸ度になるように調節する。
Ｓ１５０の後、処理はＳ１６０に進む。
【００４６】
Ｓ１６０において、姿勢制御装置１２０は、推力方向データ２４９が示す推力方向にロケット１００の推力方向を合わせるように、ロケット１００の姿勢（推力方向）を制御する。
ロケット１００の姿勢を制御する方法は、宇宙空間で行われている従来の姿勢制御方法と同じである。
Ｓ１６０の後、処理はＳ１７０に進む。
【００４７】
Ｓ１７０において、推力方向算出装置２００は、ロケット１００が発射されたときから大気圏終了時間が経過したか否かを判定する。
大気圏終了時間は、予め決められた時間であり、ロケット１００が発射されてからロケット１００が大気圏を超えて宇宙空間に達するまでに要する予定の時間である。
【００４８】
例えば、推力方向算出装置２００は、経過時間計測部と終了時間判定部とを備えることによって、大気圏終了時間が経過したか否かを判定する。
経過時間計測部は、ロケット１００が発射したときから経過した経過時間を計測する。
終了時間判定部は、経過時間と大気圏終了時間とを比較し、経過時間が大気圏終了時間を過ぎたか否かを判定する。
【００４９】
大気圏終了時間が経過した場合（ＹＥＳ）、処理はＳ１８０に進む。
大気圏終了時間が経過していない場合（ＮＯ）、処理はＳ１２０に戻る。
【００５０】
Ｓ１８０において、ロケット１００が大気圏を超えて宇宙空間に達したため、大気の影響を考慮しない従来のロケット誘導が行われる。
つまり、推力方向算出部２４０は、補正前のステアリング方程式２９４、つまり、宇宙空間（真空中）用のステアリング方程式２９４を用いて推力方向データを算出する。そして、姿勢制御装置１２０は、推力方向データが示す推力方向にロケット１００の推力方向を合わせるように、ロケット１００の姿勢（推力方向）を制御する。
Ｓ１８０の後、ロケット誘導方法の処理は終了する。
【００５１】
上記のロケット誘導方法において、推力方向算出装置２００は以下のように動作する。
推力方向算出装置２００は、位置と対気速度と大気モデルとロケットの剛体特性とロケットの空力特性とに基づいて計算される機体に対する空力的諸量を用いて、真空中の最適な推力方向を近似的に表したステアリング方程式（推力方向プロファイルのパターンを表した数式）を補正する。そして、推力方向算出装置２００は、補正したステアリング方程式を用いて望ましいロケットの姿勢（推力方向）を求め、求めたロケットの姿勢を姿勢制御装置に出力する。
つまり、推力方向算出装置２００は、真空中の誘導方式を近似解として利用し、大気の影響を考慮した補正を施す。これにより、ロケットに搭載される計算機のレベルでも大気の影響を考慮してロケットを誘導することができる。
また、現在のロケット誘導よりも早期からロケット誘導を開始するため（図５参照）、推進薬（燃料）の消費を低減することができる。
図５は、実施の形態１におけるロケット誘導と従来のロケット誘導とのそれぞれの開始時刻を比較した図である。
【００５２】
図６は、実施の形態１における推力方向算出装置２００のハードウェア構成の一例を示す図である。
実施の形態１における推力方向算出装置２００のハードウェア構成の一例について、図６に基づいて説明する。
【００５３】
推力方向算出装置２００は、演算装置９０１、補助記憶装置９０２、主記憶装置９０３、通信装置９０４および入出力装置９０５を備えるコンピュータである。
演算装置９０１、補助記憶装置９０２、主記憶装置９０３、通信装置９０４および入出力装置９０５はバス９０９に接続している。
【００５４】
演算装置９０１は、プログラムを実行するＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ  Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ  Ｕｎｉｔ）である。
補助記憶装置９０２は、例えば、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ  Ｏｎｌｙ  Ｍｅｍｏｒｙ）、フラッシュメモリまたはハードディスク装置である。
主記憶装置９０３は、例えば、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ  Ａｃｃｅｓｓ  Ｍｅｍｏｒｙ）である。
通信装置９０４は、有線または無線でインターネット、ＬＡＮ（ローカルエリアネットワーク）、電話回線網またはその他のネットワークを介して通信を行う。
入出力装置９０５は、例えば、マウス、キーボード、ディスプレイ装置である。
【００５５】
プログラムは、通常は補助記憶装置９０２に記憶されており、主記憶装置９０３にロードされ、演算装置９０１に読み込まれ、演算装置９０１によって実行される。
例えば、オペレーティングシステム（ＯＳ）が補助記憶装置９０２に記憶される。また、「〜部」として説明している機能を実現するプログラム（推力方向算出プログラムの一例）が補助記憶装置９０２に記憶される。そして、ＯＳおよび「〜部」として説明している機能を実現するプログラムは主記憶装置９０３にロードされ、演算装置９０１によって実行される。
【００５６】
「〜の判断」、「〜の判定」、「〜の抽出」、「〜の検知」、「〜の設定」、「〜の登録」、「〜の選択」、「〜の生成」、「〜の入力」、「〜の出力」、「〜の算出」等の処理の結果を示す情報、データ、信号値または変数値が主記憶装置９０３または補助記憶装置９０２に記憶される。また、推力方向算出装置２００が使用するその他のデータが主記憶装置９０３または補助記憶装置９０２に記憶される。
【００５７】
また、図６は実施の形態１における推力方向算出装置２００のハードウェア構成の一例を示すものであり、推力方向算出装置２００のハードウェア構成は図６に示す構成と異なる構成であってもよい。
なお、実施の形態１に係る方法（推力方向算出方法の一例）は、フローチャート等を用いて説明している手順、または、それとは一部異なる手順によって実現することができる。
【００５８】
実施の形態１により、飛翔体（例えば、ロケット）に搭載されるような比較的低性能なコンピュータを用いる場合であっても、ステアリング方程式を補正することによって、大気を考慮して飛翔体の適切な推力方向を算出することができる。そして、この推力方向に従うことによって、大気を考慮して飛翔体を実時間で誘導することができる。
【符号の説明】
【００５９】
１００  ロケット、１１０  航法装置、１１９  航法データ、１２０  姿勢制御装置、２００  推力方向算出装置、２０１  推力方向プロファイル、２１０  大気状態量算出部、２１９  大気状態データ、２２０  空力量算出部、２２９  空力量データ、２３０  ステアリング補正部、２４０  推力方向算出部、２４９  推力方向データ、２９０  推力方向算出記憶部、２９１  大気モデル、２９２  機体特性データ、２９３  空力モデル、２９４  ステアリング方程式、９０１  演算装置、９０２  補助記憶装置、９０３  主記憶装置、９０４  通信装置、９０５  入出力装置、９０９  バス。
【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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