(57)【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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部と
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、に基づいて前記予測の楕円軌道の前記軌道長半径と前記近地点高度と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】
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部と
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導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、に基づいて前記予測の楕円軌道の前記軌道長半径と前記近地点高度と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】
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する
ことを特徴とする多段式ロケット誘導方法。
【請求項１１】
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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ことによって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部と
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。
【請求項１２】
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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ことによって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部と
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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、多段式ロケットを誘導する多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、小型衛星の打上げ需要の高まりに伴って空中発射システムが注目されている。
空中発射システムは、飛行体（飛行機など）に搭載したロケットを空中で発射するシステムであり、ロケットを地上から発射する地上発射システムに比べて発射地点の自由度が高い。
【０００３】
地上発射システムでは、安全上の理由で飛行経路に制約をあたえるための中間の目標地点を設けることがある。ロケットは中間の目標地点を経由して最終的な目標地点に誘導される。
一方、空中発射システムでは、安全な地点からロケットを発射することができるため中間の目標地点を設ける必要が無く、ロケットを発射したときから最終的な目標地点に誘導することができる。
【０００４】
中間の目標地点を必要としない場合、最終的な目標地点への誘導だけを考慮すればよいため、検討すべきパラメータの数が減り、パラメータの検討を行うためのミッション解析期間を短縮することができる。
【０００５】
ロケットの種類には、液体燃料を推進剤として用いる液体ロケット（液体燃料ロケットともいう）と、固体燃料を推進剤として用いる固体ロケット（固体燃料ロケットともいう）とが存在する。
【０００６】
液体ロケットには、液体燃料の燃焼を止めて推力を停止させることができるという長所がある反面、液体燃料の注入に時間がかかるため発射整備作業に長い時間を要するという短所がある。
一方、固体ロケットの場合、固体燃料の装填に液体燃料ほどの時間はかからないため発射整備作業に要する時間を短縮することができる。但し、固体燃料の燃焼を途中で止めることはできない。
【０００７】
上記のように、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）や固体ロケットを使用することにより、ミッション解析期間や発射整備作業に要する時間が短く、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性が得られる。
【０００８】
また、ロケットに十分な燃料を載せておいて、ロケットをできるだけ遠地点高度の大きな楕円軌道、もしくは、できるだけ近地点高度の大きな楕円軌道へ投入したい、という要望がある。ロケットをできるだけ遠地点高度の大きな楕円軌道、もしくは、できるだけ近地点高度の大きな楕円軌道へ投入することができればユーザの要求（投入条件）に柔軟に対応することができる。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００９】
【非特許文献１】松田，朝隈，山本，池田：空中発射ロケットの誘導研究，第５４回宇宙科学技術連合講演会講演集，ＪＳＡＳＳ−２０１０−４３１９，２０１０．
【非特許文献２】Ｏｒｂｉｔａｌ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，  Ｐｅｇａｓｕｓ  Ｕｓｅｒ’ｓ  Ｇｕｉｄｅ，  ２０１０
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットをできるだけ遠地点高度の大きな楕円軌道、もしくは、できるだけ近地点高度の大きな楕円軌道に誘導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】
【００１１】
本発明の多段式ロケット誘導装置は、
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。
前記多段式ロケット誘導装置は、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部とを備える。
【００１２】
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、に基づいて前記予測の楕円軌道の前記軌道長半径と前記近地点高度とを積分計算によって算出する。
【００１３】
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。
【００１４】
本発明の多段式ロケット誘導装置は、
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。
前記多段式ロケット誘導装置は、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部とを備える。
【００１５】
本発明の多段式ロケット誘導プログラムは、
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。
前記多段式ロケット誘導プログラムは、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導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。
【００１６】
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、に基づいて前記予測の楕円軌道の前記軌道長半径と前記近地点高度とを積分計算によって算出する。
【００１７】
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。
【００１８】
本発明の多段式ロケット誘導プログラムは、
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。
前記多段式ロケット誘導プログラムは、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導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。
【００１９】
本発明の多段式ロケット誘導方法は、
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。
前記多段式ロケット誘導方法は、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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によって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する。
【００２０】
本発明の多段式ロケット誘導方法は、
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。
前記多段式ロケット誘導方法は、
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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によって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する。
【００２１】
本発明の多段式ロケット誘導システムは、
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。
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度との差と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ことによって前記目標の近地点高度に位置する近地点を通って前記予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部とを備える。
【００２２】
本発明の多段式ロケット誘導システムは、
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。
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に前記多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と遠地点高度と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予測の楕円軌道の軌道長半径と、前記予測演算部によって算出された前記予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度との差と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ことによって前記目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って前記予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ前記多段式ロケットを誘導する誘導演算部とを備える。
【発明の効果】
【００２３】
本発明によれば、例えば、空中発射システム（または中間の目標地点を要しない場合の地上発射システム）で発射する固体ロケットをできるだけ遠地点高度の大きな楕円軌道、もしくは、できるだけ近地点高度の大きな楕円軌道に誘導することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図。
【図２】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャート。
【図３】実施の形態１における誘導オプションとΔｙとの関係を示す表。
【図４】実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャート。
【図５】実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャート。
【図６】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図７】実施の形態１における軌道要素の説明図。
【図８】実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図。
【図９】実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図。
【図１０】実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１１】実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表。
【図１２】実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表。
【図１３】実施の形態１における誘導アルゴリズム（遠地点高度の最大化）のシミュレーション結果を示すグラフ。
【図１４】実施の形態１における誘導アルゴリズム（近地点高度の最大化）のシミュレーション結果を示すグラフ。
【図１５】実施の形態１における誘導オプションの一例を示す表。
【図１６】実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
実施の形態１．
多段式ロケットをできるだけ遠地点高度の大きな楕円軌道、もしくは、できるだけ近地点高度の大きな楕円軌道に誘導するシステムの形態について説明する。
【００２６】
図１は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成図である。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００の構成について、図１に基づいて説明する。
【００２７】
多段式ロケット誘導システム１００は、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システムである。
例えば、多段式ロケット誘導システム１００は多段式ロケットに搭載される。但し、多段式ロケット誘導システム１００の構成の少なくとも一部を多段式ロケットの外部（例えば、地上の施設）に設けても構わない。
【００２８】
多段式ロケット誘導システム１００は、航法装置１１０と、ロケット制御装置１２０と、ロケット誘導装置２００とを備える。
【００２９】
航法装置１１０は、多段式ロケットの位置ベクトルと速度ベクトルと加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）とを航法演算によって計測する装置である。
例えば、航法装置１１０は慣性計測装置（ＩＭＵ）とも呼ばれ、ジャイロと加速度計とを備える。航法装置１１０は、ジャイロによって計測される３軸方向の角速度と加速度計によって計測される３軸方向の加速度（加速度ベクトル）とを積分して３軸方向の速度（速度ベクトル）の変化量と３軸方向の位置（位置ベクトル）の変化量とを算出する。航法装置１１０は、速度ベクトルの変化量を前回の速度ベクトルに加算して現在の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変化量を前回の位置ベクトルに加算して現在の位置ベクトルを算出する。
【００３０】
ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの推力方向（ピッチ姿勢角）を制御する装置である。
例えば、ロケット制御装置１２０は、多段式ロケットの機体やロケットエンジンの噴射向きを制御して多段式ロケットの推力方向を制御する。
【００３１】
ロケット誘導装置２００（多段式ロケット誘導装置の一例）は、多段式ロケットを誘導するための演算を行う装置（コンピュータ）である。
【００３２】
ロケット誘導装置２００は、推力加速度予測部２１０と、予測演算部２２０と、誘導演算部２３０と、誘導装置記憶部２９０とを備える。
【００３３】
推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０によって計測された推力加速度ベクトルに基づいて推力加速度プロファイルを更新する。
推力加速度プロファイルは、ロケットエンジンの各時刻（経過時間）の推力加速度の予測値を示すデータである。例えば、推力加速度プロファイルは、各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める予定時刻（推力加速度がゼロから上昇する時刻）や各段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わる予定時刻（推力加速度がゼロになる時刻）を示す。
【００３４】
予測演算部２２０は、航法装置１１０から多段式ロケットの現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルとを入力し、誘導装置記憶部２９０から推力加速度プロファイルを取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと現在の速度ベクトルと、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現段燃焼終了時刻と、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する。
予測演算部２２０は、算出した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、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、に基づいて最終段燃焼終了時刻に多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径（軌道要素予測値の一例）と近地点高度（または遠地点高度）（軌道要素予測値の一例）とを積分計算によって算出する。
【００３５】
例えば、予測演算部２２０は、以下のように予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度（または遠地点高度）とを算出する。
予測演算部２２０は、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、現段燃焼終了時刻と、次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始める次段燃焼開始時刻と、に基づいて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する。
予測演算部２２０は、算出した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、次段燃焼終了時刻と、最終段燃焼終了時刻と、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、最終段推力加速度プロファイルと、に基づいて予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度（または遠地点高度）とを積分計算によって算出する。
【００３６】
予測演算部２２０は、ロケット制御装置１２０が多段式ロケットの推力方向の角度を新たな推力方向の角度に変更した後、航法装置１１０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を入力する。
予測演算部２２０は、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時刻と現段燃焼終了時刻とを用いて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し、最終段燃焼終了時刻に多段式ロケットが飛行する予測の楕円軌道の軌道長半径と近地点高度（または遠地点高度）とを新たに算出する。
【００３７】
誘導演算部２３０は、予測演算部２２０によって算出された予測の楕円軌道の軌道長半径と、予測演算部２２０によって算出された予測の楕円軌道の近地点高度と目標の近地点高度（軌道要素目標値の一例）との差とに基づいて多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
誘導演算部２３０は、算出した多段式ロケットの新たな推力方向の角度をロケット制御装置１２０に出力することによって、目標の近地点高度に位置する近地点を通って予測の楕円軌道より遠地点高度が大きい楕円軌道へ多段式ロケットを誘導する。
【００３８】
または、誘導演算部２３０は、予測演算部２２０によって算出された予測の楕円軌道の軌道長半径と、予測演算部２２０によって算出された予測の楕円軌道の遠地点高度と目標の遠地点高度（軌道要素目標値の一例）との差とに基づいて多段式ロケットの新たな推力方向の角度を算出する。
誘導演算部２３０は、算出した多段式ロケットの新たな推力方向の角度をロケット制御装置１２０に出力することによって、目標の遠地点高度に位置する遠地点を通って予測の楕円軌道より近地点高度が大きい楕円軌道へ多段式ロケットを誘導する。
【００３９】
誘導装置記憶部２９０は、ロケット誘導装置２００で使用するデータを記憶する。
推力加速度プロファイル、位置ベクトル、速度ベクトル、推力加速度ベクトル、軌道要素予測値、軌道要素目標値およびピッチ姿勢角は、誘導装置記憶部２９０に記憶するデータの一例である。
【００４０】
以下、多段式ロケット誘導システム１００が３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を誘導する場合について説明する。
但し、多段式ロケット誘導システム１００が誘導する多段式ロケットは２段式ロケットであっても４段以上の多段式ロケットであっても構わない。
【００４１】
図２は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理を示すフローチャートである。
実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００による３段式ロケット誘導処理（多段式ロケット誘導方法、多段式ロケット誘導プログラムの一例）について、図２に基づいて説明する。
【００４２】
以下、３段式ロケット（多段式ロケットの一例）を単に「ロケット」という。
以下、第ｎ段（ｎ：１以上の整数）のロケットエンジンが固体燃料を燃焼しているときに行うロケットの誘導を「ｎ段誘導」という。
また、前段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し終わって切り離されてから次段のロケットエンジンが固体燃料を燃焼し始めるまでのロケットの誘導、特に、２段誘導の終了時から３段誘導の開始時までのロケットの誘導を「コースト誘導」という。
【００４３】
図２に示す３段式ロケット誘導処理では２段誘導以降の処理を説明する。
図示省略する１段誘導（１段誘導の終了時から２段誘導の開始時までのコースト誘導を含む）において、多段式ロケット誘導システム１００は、所定の誘導処理（例えば、従来の誘導処理）によってロケットのヨー姿勢角（方位角）を調整してロケットを目標の軌道面に誘導する。目標の軌道面は、目標の楕円軌道（遠地点高度または近地点高度が大きい楕円軌道）を含んだ平面である。
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す２段誘導以降の処理によってロケットのピッチ姿勢角を調整してロケットを目標の楕円軌道に誘導する。
【００４４】
多段式ロケット誘導システム１００は、図２に示す３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的（例えば、１または２秒毎）に実行する。
つまり、多段式ロケット誘導システム１００は、ロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を周期的に正しい角度に調整する。
【００４５】
Ｓ１１０において、予測演算部２２０は、現在の誘導が２段誘導とコースト誘導と３段誘導とのいずれであるかを判定する。
現在の誘導がいずれの誘導であるかを示すデータはロケットエンジンの切り離し時や固体燃料の燃焼開始時に誘導装置記憶部２９０に記憶されるものとする。
現在の誘導が２段誘導である場合、Ｓ１２０に進む。
現在の誘導がコースト誘導である場合、ロケットのピッチ姿勢角を変更せず、今回の周期の３段式ロケット誘導処理を終了する。
現在の誘導が３段誘導である場合、Ｓ１４０に進む。
【００４６】
Ｓ１２０において、予測演算部２２０は、後述する２段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道要素予測値（軌道長半径、近地点高度、遠地点高度、近地点引数などの予測値）を算出する。
Ｓ１２０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４７】
Ｓ１４０において、予測演算部２２０は、後述する３段誘導予測演算処理によって最終段（３段）の燃焼終了時の軌道要素予測値を算出する。
Ｓ１４０の後、Ｓ１５０に進む。
【００４８】
Ｓ１５０において、誘導演算部２３０は誘導オプションの種類を判定する。誘導オプションの種類は誘導装置記憶部２９０に予め記憶する。
【００４９】
誘導オプションの種類は、オプションＡ「投入誤差の最小化」と、オプションＢ「遠地点高度の最大化」と、オプションＣ「近地点高度の最大化」との３種類である。
オプションＡ「投入誤差の最小化」は、目標の遠地点と目標の近地点とを通る楕円軌道（目標軌道）へロケットを誘導するための誘導オプションである。
オプションＢ「遠地点高度の最大化」は、目標の近地点を通って遠地点高度ができるだけ大きい楕円軌道へロケットを誘導するための誘導オプションである。
オプションＣ「近地点高度の最大化」は、目標の遠地点を通って近地点高度ができるだけ大きい楕円軌道へロケットを誘導するための誘導オプションである。
【００５０】
誘導オプションの種類がオプションＡ（投入誤差の最小化）である場合、Ｓ１５１に進む。
誘導オプションの種類がオプションＢ（遠地点高度の最小化）である場合、Ｓ１５２に進む。
誘導オプションの種類がオプションＣ（近地点高度の最小化）である場合、Ｓ１５３に進む。
【００５１】
Ｓ１５１において、誘導演算部２３０は、オプションＡ（投入誤差の最小化）のΔｙを算出する。
オプションＡのΔｙは、遠地点高度の目標値（軌道要素目標値の一例）と予測値との値差を用いた成分と、近地点高度の目標値（軌道要素目標値の一例）と予測値との値差を用いた成分と、を含んだベクトルである。オプションＡのΔｙの詳細については別途説明する。
Ｓ１５１の後、Ｓ１５４に進む。
【００５２】
Ｓ１５２において、誘導演算部２３０は、オプションＢ（遠地点高度の最大化）のΔｙを算出する。
オプションＢのΔｙは、軌道長半径の予測値の逆数を用いた成分と、近地点高度の目標値と予測値との値差を用いた成分と、を含んだベクトルである。オプションＢのΔｙの詳細については別途説明する。
Ｓ１５２の後、Ｓ１５４に進む。
【００５３】
Ｓ１５３において、誘導演算部２３０は、オプションＣ（近地点高度の最大化）のΔｙを算出する。
オプションＣのΔｙは、軌道長半径の予測値の逆数を用いた成分と、遠地点高度の目標値と予測値との値差を用いた成分と、を含んだベクトルである。オプションＣのΔｙの詳細については別途説明する。
Ｓ１５３の後、Ｓ１５４に進む。
【００５４】
Ｓ１５１からＳ１５３で用いる軌道要素目標値は誘導装置記憶部２９０に予め記憶する。
【００５５】
図３は、実施の形態１における誘導オプションとΔｙとの関係を示す表である。
誘導演算部２３０は、誘導オプションの種類（Ｓ１５０）と現在の誘導（Ｓ１１０）との組み合わせに基づいて、図３に示すΔｙ（更新ベクトル）の計算式を計算してΔｙを算出する（Ｓ１５１からＳ１５３）。
【００５６】
図３に示す記号の意味は以下の通りである。
「Ｒｅ」は赤道半径である。
「ａ」は軌道長半径である。
「ｒｐ」は近地点高度の予測値であり、「ｒｐｆ」は近地点高度の目標値である。
「ｒａ」は遠地点高度の予測値であり、「ｒａｆ」は遠地点高度の目標値である。
「ω」は近地点引数の予測値であり、「ωｆ」は近地点引数の目標値である。
【００５７】
例えば、近地点高度と遠地点高度との少なくともいずれかの目標値に対する予測値の誤差を最小化したい場合、誘導演算部２３０は以下のようにΔｙを算出する。
誘導オプションがオプションＡ「投入誤差の最小化」である場合（Ｓ１５１）、誘導演算部２３０は図３の項番１に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は同じである。
誘導オプションがオプションＢ「遠地点高度の最大化」である場合（Ｓ１５２）、誘導演算部２３０は図３の項番３に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は同じである。
誘導オプションがオプションＣ「近地点高度の最大化」である場合（Ｓ１５３）、誘導演算部２３０は図３の項番５に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は異なる。
【００５８】
但し、誘導演算部２３０は、近地点高度または遠地点高度以外の軌道要素の誤差を最小化しても良い。例えば、近地点高度または遠地点高度以外に近地点引数（軌道要素の一例）の誤差を最小化したい場合、誘導演算部２３０は以下のようにΔｙを算出する。
誘導オプションがオプションＡ「投入誤差の最小化」である場合（Ｓ１５１）、誘導演算部２３０は図３の項番２に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は同じである。
誘導オプションがオプションＢ「遠地点高度の最大化」である場合（Ｓ１５２）、誘導演算部２３０は図３の項番４に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は同じである。
誘導オプションがオプションＣ「近地点高度の最大化」である場合（Ｓ１５３）、誘導演算部２３０は図３の項番６に示すΔｙを算出する。２段誘導と３段誘導とでΔｙの計算式は同じである。
【００５９】
図２に戻り、Ｓ１５４から説明を続ける。
【００６０】
Ｓ１５４において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５１からＳ１５３のいずれかで算出したΔｙの二乗和Δｙ２を算出する。二乗和Δｙ２はΔｙに含まれる各成分を二乗して合計した値である。
誘導演算部２３０は、二乗和Δｙ２と誘導装置記憶部２９０に予め記憶する誘導閾値とを比較する。
二乗和Δｙ２が誘導閾値未満である場合、ロケットは目標の軌道に向けて正しく誘導されているため、今回の周期の３段式ロケット誘導処理を終了する。
二乗和Δｙ２が誘導閾値以上である場合、Ｓ１６０に進む。
【００６１】
Ｓ１６０において、誘導演算部２３０は、Ｓ１５１からＳ１５３のいずれかで算出したΔｙに基づいてロケットの新たな独立変数を算出する。
独立変数とは、例えばピッチ姿勢角、後述するステアリング係数、最終段燃焼開始時刻である。誘導演算部２３０は、算出したピッチ姿勢角をロケット制御装置１２０に出力する。
【００６２】
例えば、誘導演算部２３０は、以下のようにロケットの新たな独立変数を算出する。
【００６３】
誘導演算部２３０は、以下の関係式（１）を用いて式（２）に含まれる独立変数の更新量を表す更新量ベクトルΔＣを算出する。
関係式（１）において感度行列Ｊは、軌道要素予測値を独立変数で偏微分して得られるヤコビ行列である。
係数λは、繰り返し計算においてΔｙ２が前回値より小さい場合に小さく、Δｙ２が前回値より大きい場合に大きく設定する値である。
重み付け行列Ｗは、誘導オプションの種類に応じて予め定義する行列である。
【００６４】
誘導演算部２３０は、関係式（１）を用いて算出した更新量ベクトルΔＣが表す独立変数の更新量を現在の独立変数に加算して新たな独立変数を算出する。
誘導演算部２３０は、新たな独立変数のうちステアリング係数を式（２）に設定し、時間変数ｔに現在時刻から現段燃焼終了時刻までの時間および３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの時間を代入して式（２）を計算する。
【００６５】
式（２）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの２次式である。式（２）を「２次タンジェント則」という。
【００６６】
誘導演算部２３０は、式（２）の代わりに式（３）を用いても構わない。
式（３）は、ロケットの新たなピッチ姿勢角θのタンジェント値ｔａｎθを計算するための時間変数ｔの１次式である。式（３）を「リニアタンジェント則」という。
【００６７】
例えば、誘導演算部２３０は、２段誘導と３段誘導との両方で２次タンジェント則を用いる。
但し、誘導演算部２３０は、２段誘導で２次タンジェント則を用いて、３段誘導でリニアタンジェント則を用いてもよい。また、誘導演算部２３０は、各段の誘導時に２次タンジェント則とリニアタンジェント則とのいずれを選択しても構わない。
【００６８】
【数１】
0005822676.tif 000002
【００６９】
Ｓ１６０の後、Ｓ１１０に戻り、軌道要素の目標値と予測値との二乗和Δｙ２が誘導閾値未満に収束するまでＳ１１０からＳ１６０の処理を繰り返す（最小二乗法、レーベンバーグ・マルカート法）。
【００７０】
図２に示した３段式ロケット誘導処理を３段の燃焼が終了するまで周期的に繰り返すことにより、ロケットを目標の軌道に誘導することができる。
【００７１】
図４は、実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における２段誘導演算処理（Ｓ１２０）について、図４に基づいて説明する。
【００７２】
Ｓ１２１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって２段推力加速度プロファイルを更新する。
【００７３】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、２段の固体燃料の燃焼が終了する２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、２段燃焼終了時刻と、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして所定の予測演算関数を演算し、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００７４】
予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、現在時刻から２段燃焼終了時刻まで推力加速度の積分計算を行い、現在時刻から２段燃焼終了時刻までの速度ベクトルと位置ベクトルとの変位量を算出する。さらに、予測演算部２２０は、速度ベクトルの変位量を現在の速度ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の速度ベクトルを算出し、位置ベクトルの変位量を現在の位置ベクトルに加算して２段燃焼終了時刻の位置ベクトルを算出する。
Ｓ１２１の後、Ｓ１２２に進む。
【００７５】
Ｓ１２２において、２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの間はいずれのロケットエンジンも稼働していないため、各時刻の推力加速度はゼロである。
予測演算部２２０は、２段燃焼終了時刻の位置ベクトルと、２段燃焼終了時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼開始時刻と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
Ｓ１２２の後、Ｓ１２３に進む。
【００７６】
Ｓ１２３において、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、３段燃焼開始時刻の位置ベクトルと、３段燃焼開始時刻の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、３段燃焼開始時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、Ｓ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００７７】
さらに、予測演算部２２０は、３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する。
軌道要素および軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１２３により、２段誘導演算処理（Ｓ１２０）は終了する。
【００７８】
図５は、実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）を示すフローチャートである。
実施の形態１における３段誘導演算処理（Ｓ１４０）について、図５に基づいて説明する。
【００７９】
Ｓ１４１において、推力加速度予測部２１０は、航法装置１１０からロケットの現在の加速度ベクトル（推力加速度ベクトル）を取得し、取得した現在の加速度ベクトルに基づいて所定の更新処理によって３段推力加速度プロファイルを更新する。
【００８０】
また、予測演算部２２０は、航法装置１１０からロケットの現在の位置ベクトルと速度ベクトルとを入力する。さらに、予測演算部２２０は、３段の固体燃料の燃焼が終了する３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度とを推力加速度プロファイルから取得する。
予測演算部２２０は、現在の位置ベクトルと、現在の速度ベクトルと、現在時刻と、３段燃焼終了時刻と、現在時刻から３段燃焼終了時刻までの各時刻の推力加速度と、を入力にして予測演算関数を演算する。予測演算関数の演算において、予測演算部２２０は、図３のＳ１２１と同様に積分計算によって３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとを算出する。
【００８１】
さらに、予測演算部２２０は、３段燃焼終了時刻の位置ベクトルと速度ベクトルとに基づいて軌道要素予測値を算出する。
軌道要素予測値の算出方法については別途説明する。
Ｓ１４１により、３段誘導演算処理（Ｓ１４０）は終了する。
【００８２】
図６、図７は、実施の形態１における軌道要素の説明図である。
実施の形態１における軌道要素について、図６、図７に基づいて説明する。
【００８３】
軌道要素は、軌道の大きさを表す項目である。
軌道要素として、近地点高度、遠地点高度、軌道長半径、軌道傾斜角、近地点引数、真近点離角、などが挙げられる。これらの軌道要素について以下に説明する。
【００８４】
目標軌道は、地球の重心を焦点とする楕円軌道である。目標軌道内でのロケットの進行方向を矢印で記す。
近地点は目標軌道内で地球重心から最も近い点であり、地球重心から近地点までの距離を近地点半径という。「近地点高度ｒｐ」は近地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
遠地点は目標軌道内で地球重心から最も遠い点であり、地球重心から遠地点までの距離を遠地点半径という。「遠地点高度ｒａ」は遠地点半径から地球の赤道半径を引いた距離である。
【００８５】
「軌道長半径ａ」は目標軌道の中心ｏから遠地点までの距離である（目標軌道の中心ｏから近地点までの距離と等しい）。
「軌道傾斜角ｉ」は目標軌道と地球の赤道面とが成す角度である。
【００８６】
昇交点は目標軌道と地球の赤道面とが交わる点（地球の南半球から北半球への通過点）である。
「近地点引数ω」は昇交点から近地点までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００８７】
「真近点離角ｆ」は近地点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）である。
【００８８】
また、目標軌道の中心ｏから地球重心までの距離ａｅの軌道長半径ａに対する比率を離心率ｅといい、昇交点からロケットの位置までの角度（ロケットの進行方向側の角度）を緯度引数ｌという。
【００８９】
以下に、位置ベクトルｒと速度ベクトルｖとに基づいて各軌道要素の予測値（軌道要素予測値）を算出する算出式を以下に示す。
【００９０】
【数２】
0005822676.tif 000003
【００９１】
【数３】
0005822676.tif 000004
【００９２】
図８は、実施の形態１における多段式ロケット誘導システム１００で用いる座標系の一例を示す図である。
図８に示すように、例えば、地球中心（または地球重心）を座標系の「原点ｏ」とし、原点ｏからグリニッジ子午線と赤道との交点を通る方向を「Ｘ軸方向」とし、北極方向（北方向）を「Ｚ軸方向」とし、Ｚ軸とＸ軸とに直交し右手系を成す方向を「Ｙ軸方向」とする。
【００９３】
図９は、実施の形態１におけるロケットのピッチ姿勢角θを定義する図である。
図９に示すように、ロケットのピッチ角θは接線方向と角運動量方向とを含んだ平面に対して推力方向が成す角度である。ロケットのピッチ姿勢角θが表す方向は、ロケットの推力方向とみなすことができる。
接線方向は「（位置ベクトル×速度ベクトル）×位置ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される方向である。
軌道半径方向は位置ベクトルの向きに相当する方向である。
角運動量方向は接線方向と軌道半径方向とに対して垂直な方向であり、「位置ベクトル×速度ベクトル」（「×」は外積を表す）で定義される。
【００９４】
次に、図２から図５で説明した多段式ロケットの誘導アルゴリズムをシミュレーションした結果について説明する。
【００９５】
図１０は、実施の形態１における２段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１１は、実施の形態１における３段誘導をシミュレーションした際のパラメータを示す表である。
図１２は、実施の形態１におけるシミュレーションパターンを示す表である。
図１３は、実施の形態１における誘導アルゴリズム（遠地点高度の最大化）のシミュレーション結果を示すグラフである。
図１４は、実施の形態１における誘導アルゴリズム（近地点高度の最大化）のシミュレーション結果を示すグラフである。
【００９６】
図１０、図１１においてシミュレーションで使用したパラメータを「○」で記す。
図１０、図１１に示す各記号の意味は以下の通りである。
「Ａ」は実施の形態１における誘導アルゴリズム（中間目標値を設定せずに全段を統合したロジック）を意味する。
「Ｑ」は２次タンジェント則を意味する。
「Ｌ」はリニアタンジェント則を意味する。
「ＣＸ」はステアリング係数を意味する。
「θ」は３段燃焼中時刻のロケットのピッチ姿勢角を示す。
「Ｔ」は２段燃焼終了時刻から３段燃焼開始時刻までの時間を示す。
「ｒｐ」は近地点高度を示す。
「ｒａ」は遠地点高度を示す。
「ａ」は軌道長半径を示す。
「ω」は近地点引数を示す。
【００９７】
図１０、図１１において、Ａの従属変数（ｒｐ，ｒａ，ａ，ω）は３段燃焼終了時刻の値である。
【００９８】
図１２に示す９パターンのシミュレーション結果のＲＳＳ（Ｒｏｏｔ  Ｓｕｍｍｅｄ  Ｓｑｕａｒｅ）値を図１３、１４に示す。
５００×２５０キロメートルの楕円軌道（遠地点高度：５００ｋｍ、近地点高度：２５０ｋｍ）を当初の予定軌道として誘導オプションＢ「遠地点高度の最大化」を実行した結果、標準偏差「＋１σ」と標準偏差「ノミナル」と標準偏差「−１σ」のＲＳＳ値はいずれも遠地点高度を２００キロメートル以上大きくすることができることを示した（図１３参照）。
同様に、誘導オプションＣ「近地点高度の最大化」を実行した結果、標準偏差「＋１σ」と標準偏差「ノミナル」と標準偏差「−１σ」のＲＳＳ値はいずれも近地点高度を７５キロメートル以上大きくすることができることを示した（図１４参照）。
【００９９】
図１５は、実施の形態１における誘導オプションの一例を示す表である。
実施の形態１において、例えば、図１５に示す誘導オプションに従ってロケットを目標軌道へ誘導する誘導アルゴリズムについて説明した。
図１５において、「○」は軌道要素（近地点高度、遠地点高度、近地点引数）の目標値に対する予測値の誤差を最小にすることを意味し、「ｍａｘ」は軌道要素（近地点高度、遠地点高度）をできるだけ大きくすることを意味する。
【０１００】
図１６は、実施の形態１におけるロケット誘導装置２００のハードウェア資源の一例を示す図である。
図１６において、ロケット誘導装置２００は、ＣＰＵ９１１（Ｃｅｎｔｒａｌ  Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ  Ｕｎｉｔ）を備えている。ＣＰＵ９１１は、バス９１２を介してＲＯＭ９１３、ＲＡＭ９１４、通信ボード９１５と接続され、これらのハードウェアデバイスを制御する。通信ボード９１５は、有線または無線でネットワークに接続している。
【０１０１】
ＲＯＭまたはＲＡＭには、ＯＳ（オペレーティングシステム）、プログラム群、ファイル群が記憶されている。
【０１０２】
プログラム群には、実施の形態において「〜部」として説明する機能を実行するプログラムが含まれる。プログラム（例えば、多段式ロケット誘導プログラム）は、ＣＰＵ９１１により読み出され実行される。すなわち、プログラムは、「〜部」としてコンピュータを機能させるものであり、また「〜部」の手順や方法をコンピュータに実行させるものである。
【０１０３】
ファイル群には、実施の形態において説明する「〜部」で使用される各種データ（入力、出力、判定結果、計算結果、処理結果など）が含まれる。
【０１０４】
実施の形態において構成図およびフローチャートに含まれている矢印は主としてデータや信号の入出力を示す。
フローチャートなどに基づいて説明する実施の形態の処理はＣＰＵ９１１やその他のハードウェアを用いて実行される。
【０１０５】
実施の形態において「〜部」として説明するものは「〜回路」、「〜装置」、「〜機器」であってもよく、また「〜ステップ」、「〜手順」、「〜処理」であってもよい。すなわち、「〜部」として説明するものは、ファームウェア、ソフトウェア、ハードウェアまたはこれらの組み合わせのいずれで実装されても構わない。
【０１０６】
実施の形態１において、多段式ロケットを目標軌道（近地点高度または遠地点高度ができるだけ大きい軌道）に誘導するシステムについて説明した。
実施の形態１により、固体燃料を用いる多段式ロケットを中間の目標地点を経由せずに高い精度で目標軌道に誘導することができる。また、固体燃料を用いることにより発射整備作業の時間を短縮し、中間の目標地点を設定しないことによりミッション解析期間を短縮することができる。
つまり、実施の形態１により、緊急の打ち上げ要請にもタイムリーに応えられるという即応性を有した上で、多段式ロケットを目標軌道に高い精度で誘導することができる。
【０１０７】
また、近地点高度または遠地点高度を大きくすることができることにより、ユーザの要求（投入条件）に柔軟に対応することができる。
例えば、ペイロード（人工衛星、探査機など）を搭載したロケットをペイロードの目標軌道またはそれに近い軌道へ投入することができる。これにより、ペイロードの燃料を節約することができ、余った燃料をペイロードの軌道修正などに利用することもできる。
【０１０８】
実施の形態１では３段式ロケットを例に挙げて説明したが、２段式ロケットまたは４段以上の多段式ロケットを誘導しても構わない。誘導方法は３段式ロケットと同様である。
実施の形態１では２段誘導以降でロケットのピッチ姿勢角（推力方向）を調整するアルゴリズムを例に挙げて説明したが、１段誘導においてもロケットのピッチ姿勢角を調整しても構わない。調整方法は２段誘導と同様である。
【符号の説明】
【０１０９】
１００  多段式ロケット誘導システム、１１０  航法装置、１２０  ロケット制御装置、２００  ロケット誘導装置、２１０  推力加速度予測部、２２０  予測演算部、２３０  誘導演算部、２９０  誘導装置記憶部、９１１  ＣＰＵ、９１２  バス、９１３  ＲＯＭ、９１４  ＲＡＭ、９１５  通信ボード。
【図１】
0005822676.tif 000005
【図２】
0005822676.tif 000006
【図３】
0005822676.tif 000007
【図４】
0005822676.tif 000008
【図５】
0005822676.tif 000009
【図６】
0005822676.tif 000010
【図７】
0005822676.tif 000011
【図８】
0005822676.tif 000012
【図９】
0005822676.tif 000013
【図１０】
0005822676.tif 000014
【図１１】
0005822676.tif 000015
【図１２】
0005822676.tif 000016
【図１３】
0005822676.tif 000017
【図１４】
0005822676.tif 000018
【図１５】
0005822676.tif 000019
【図１６】
0005822676.tif 000020