(57)【要約】【課題】多段ロケットに重量負荷を増大させることなく曲げ振動を抑制する。【解決手段】飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出する振動検出手段３と、該振動検出手段３の検出結果に基づいて、曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケットＡ１の上段に位置する上段ロケットＡ２のエンジン２ａの向きを振って制振制御を行う振動制御手段Ｓとを具備する。【選択図】　　　図２
2004074906.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出する振動検出手段（３）と、
該振動検出手段（３）の検出結果に基づいて、前記曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケット（Ａ１）の上段に位置する上段ロケット（Ａ２）のエンジン（２ａ）の向きを振って制振制御を行う振動制御手段（Ｓ）と
を具備することを特徴とする多段ロケットの振動抑制装置。
【請求項２】
振動検出手段は、慣性装置（３）内に設けられた３軸加速度センサ（３ａ）であることを特徴とする請求項１記載の多段ロケットの振動抑制装置。
【請求項３】
振動制御手段は、上段ロケットのジンバリング制御系に機能付加されることを特徴とする請求項１または２記載の多段ロケットの振動抑制装置。
【請求項４】
下段ロケットは第１段ロケットであり、上段ロケットは第２段ロケットであることを特徴とする請求項１〜３いずれかに記載の多段ロケットの振動抑制装置。
【請求項５】
振動制御手段は、第１段ロケットの燃料が所定量減少した段階で制振制御を行うことを特徴とする請求項４記載の多段ロケットの振動抑制装置。
【請求項６】
飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出し、この曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケット（Ａ１）の上段に位置する上段ロケット（Ａ２）のエンジン（２ａ）の向きを振って制振制御を行うことを特徴とする多段ロケットの振動抑制方法。
【請求項７】
曲げ振動の検出には、慣性装置（３）内に設けられた３軸加速度センサ（３ａ）を用いることを特徴とする請求項６記載の多段ロケットの振動抑制方法。
【請求項８】
上段ロケットのジンバリング制御系に、上段ロケットのエンジンの向きを振る制御処理を機能付加することを特徴とする請求項６または７記載の多段ロケットの振動抑制方法。
【請求項９】
下段ロケットは第１段ロケットであり、上段ロケットは第２段ロケットであることを特徴とする請求項６〜８いずれかに記載の多段ロケットの振動抑制方法。
【請求項１０】
第１段ロケットの燃料が所定量減少した段階で制振制御を行うことを特徴とする請求項９記載の多段ロケットの振動抑制方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、多段ロケットの振動抑制装置及び方法に係わり、特に多段ロケットの曲げ振動を抑制する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】
Ｈ−１ロケットやＨ−２ロケットのような多段ロケットは、複数段のロケットを積み重ねた構造になっており、第１段ロケットの役目が終了して燃料を使い果たすと、これを切り離して第２段ロケットのエンジンを点火させて飛行を続ける。このような多段ロケットは、重量制限の必要性から、強度的に比較的脆弱に構成されており、飛行時に曲げ振動が容易に発生する。したがって、飛行時の姿勢・軌道制御は、このような曲げ振動をも考慮した設計となっている。
【０００３】
しかし、このような曲げ振動を抑制することにより姿勢・軌道制御への負担を軽減することが可能であり、これによってより良好な姿勢・軌道制御を実現することができる。なお、この曲げ振動の抑制のために多段ロケットに物理的に新たな資源を付加することは、重量制限の観点から好ましくない。
【０００４】
本発明は、上述した問題点に鑑みて成されたものであり、多段ロケットに重量負荷を増大させることなく曲げ振動を抑制することを目的とするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明は、多段ロケットの振動抑制装置に係わる第１の手段として、飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出する振動検出手段と、該振動検出手段の検出結果に基づいて、前記曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケットの上段に位置する上段ロケットのエンジンの向きを振って制振制御を行う振動制御手段とを具備するという手段を採用する。
【０００６】
また、多段ロケットの振動抑制装置に係わる第２の手段として、上記第１の手段において、振動検出手段は、慣性装置内に設けられた３軸加速度センサであるという手段を採用する。
【０００７】
多段ロケットの振動抑制装置に係わる第３の手段において、上記第１または第２の手段において、振動制御手段は、上段ロケットのジンバリング制御系に機能付加されるという手段を採用する。
【０００８】
多段ロケットの振動抑制装置に係わる第４の手段において、上記第１〜第３いずれかの手段において、下段ロケットは第１段ロケットであり、上段ロケットは第２段ロケットであるという手段を採用する。
【０００９】
多段ロケットの振動抑制装置に係わる第５の手段において、上記第４の手段において、振動制御手段は、第１段ロケットの燃料が所定量減少した段階で制振制御を行うという手段を採用する。
【００１０】
一方、本発明では、多段ロケットの振動抑制方法に係わる第１の手段として、飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出し、この曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケットの上段に位置する上段ロケットのエンジンの向きを振って制振制御を行うという手段を採用する。
【００１１】
また、多段ロケットの振動抑制方法に係わる第２の手段として、上記第１の手段において、曲げ振動の検出には、慣性装置内に設けられた３軸加速度センサを用いるという手段を採用する。
【００１２】
多段ロケットの振動抑制方法に係わる第３の手段として、上記第１または第２の手段において、上段ロケットのジンバリング制御系に、上段ロケットのエンジンの向きを振る制御処理を機能付加するという手段を採用する。
【００１３】
多段ロケットの振動抑制方法に係わる第４の手段として、上記第１〜第３いずれかの手段において、下段ロケットは第１段ロケットであり、上段ロケットは第２段ロケットであるという手段を採用する。
【００１４】
多段ロケットの振動抑制方法に係わる第５の手段として、上記第４の手段において、第１段ロケットの燃料が所定量減少した段階で制振制御を行うという手段を採用する。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、図面を参照して、本発明に係わる多段ロケットの振動抑制装置及び方法の一実施形態について説明する。
【００１６】
図１は本実施形態の基本概念を示す模式図である。この図において、符号Ａは多段ロケット、Ａ２は第１段ロケット、Ａ２は第２段ロケット、Ａ３は第３段ロケット、また符号Ａ４は衛星フェアリングである。この図に示すように、本実施形態における多段ロケットＡは３段構成であり、第１段ロケットＡ１の上に第２段ロケットＡ２、当該２段ロケットＡ２の上に第３段ロケットＡ３、さらに当該第３段ロケットＡ３の上に衛星を収納する衛星フェアリングＡ４を積み重ねた構造を有している。
【００１７】
第１段ロケットＡ１は、主に第１段エンジン１ａと第１段燃料タンク１ｂとから構成され、第２段ロケットＡ２は、第２段エンジン２ａと第２段燃料タンク２ｂとから構成されている。第１段ロケットＡ１は、多段ロケットＡの全長の約半分程を占めており、上記第２段エンジン２ａは、多段ロケットＡの中心軸方向のほぼ中央部に位置している。
【００１８】
このような多段ロケットＡは、第１段エンジン１ａで第１段燃料タンク１ｂ内の液体燃料を燃焼させて飛行し、当該液体燃料を使い果たすと、第１段ロケットＡ１を切り離すと共に第２段エンジン２ａを点火させて、第２段エンジン２ａで第２段燃料タンク２ｂ内の液体燃料を燃焼させて飛行する。そして、さらに第２段燃料タンク２ｂ内の液体燃料を使い果たすと、第３段ロケットＡ３を点火させて飛行し、衛星フェアリングＡ４内に収納された衛星を所定の地球周回軌道に載せる。
【００１９】
続いて、図２は、本実施形態における振動抑制装置の制御構成を示すブロック図である。本振動抑制装置は、この図に示すように上記第２段エンジン２ａとジンバル制御系Ｓ（振動制御手段）と慣性装置３（正確には慣性装置３内の３軸加速度センサ３ａ；振動検出手段）とから構成されている。
【００２０】
ジンバル制御系Ｓは、ジンバル制御装置４とジンバル機構５とから構成されており、その本来の機能は、第２段エンジン２ａによる飛行時において、多段ロケットＡの姿勢・軌道制御等の必要性から多段ロケットＡの中心軸に対する第２段エンジン２ａの向き、つまり推力方向を制御するためのものである。
【００２１】
ジンバル機構５は、周知のように第２段エンジン２ａの頂部を多段ロケットＡの中心軸（ロール軸；機軸）に直交する２直交軸（ピッチ軸及びヨー軸）回りに自由支持すると共に、油圧アクチュエータ（ピッチ・アクチュエータ及びヨー・アクチュエータ）によって上記頂部を支点として略ラッパ形状の第２段エンジン２ａの向きを上記多段ロケットＡの中心軸方向に対してピッチ方向及びヨー方向に変移させる。また、ジンバル制御装置４は、コンピュータを用いた制御装置であり、上記ピッチ・アクチュエータ及びヨー・アクチュエータの作動、つまり圧油の供給を制御するものである。
【００２２】
本実施形態におけるジンバル制御系Ｓは、このような本来の機能に加えて、下段の第１段エンジン１ａによる飛行時において、３軸加速度センサ３ａの検出結果に基づいて第２段エンジン２ａの向きを振ることにより、多段ロケットＡに作用する曲げ振動を抑制する機能をも有する。すなわち、このジンバル制御系Ｓは、軸加速度センサ３ａによって検出される各軸方向の加速度に基づいて多段ロケットＡに作用する曲げモーメントを算出し、この曲げモーメントを相殺するように第２段エンジン２ａの向きを振る。
【００２３】
慣性装置３は、上記３軸加速度センサ３ａと３軸ジャイロ３ｂ等から構成されており、多段ロケットＡに作用する各種慣性力を検出するものである。この慣性装置３は、本来的には、第２段エンジン２ａによる飛行時に姿勢・軌道制御用に上記ジンバル制御系Ｓ及びその他各制御系に各種慣性力の検出値を提供するものである。３軸加速度センサ３ａは、３軸方向つまり上記ピッチ軸方向、ヨー軸方向及びロール軸方向の各加速度を検出する３つの加速度センサによって構成されている。一方、３軸ジャイロ３ｂは、上記３軸方向の各回転運動を検出するものである。このような慣性装置３は、例えば第２段ロケットＡ２の上部に設けられている。
【００２４】
上記ジンバル制御装置４は、このような３軸加速度センサ３ａの検出値を用いて多段ロケットＡに作用する曲げモーメントを算出（検出）し、この曲げモーメントを相殺するように第２段エンジン２ａの向きを振る際の駆動トルクを算出する。すなわち、本振動抑制装置は、ジンバル制御装置４に搭載する制御プログラムに上記曲げモーメントの算出処理と、当該曲げモーメントを相殺し得る第２段エンジン２ａの駆動トルクの算出処理を付加することにより制振制御機能を実現している。
【００２５】
次に、このように構成された本振動抑制装置の制振動作について、図３に示すフローチャートに沿って詳しく説明する。　なお、このフローチャートは、ジンバル制御装置４による制振処理手順を示すものである。
【００２６】
ジンバル制御装置４は、多段ロケットＡが発射されて所定時刻が経過すると、以下の処理ステップＳ１〜Ｓ６を開始する。すなわち、３軸加速度センサ３ａから加速度情報を取得すると（ステップＳ１）、当該加速度情報がピッチ軸方向あるいはヨー軸方向に生じた加速度である場合には、当該加速度に基づいて多段ロケットＡに作用する曲げモーメントを算出する（ステップＳ２）。
【００２７】
そして、当該曲げモーメントの算出値が予め記憶されたしきい値以上であるか否かを判断し（ステップＳ３）、この判断が「Ｙｅｓ」の場合は、当該曲げモーメントの算出値を相殺するために必要な第２段エンジン２ａの駆動トルク及びその振り方向を算出する（ステップＳ４）。
【００２８】
ここで、この振り方向は、図１のように多段ロケットＡに曲げ振動が生じている場合、つまり多段ロケットＡの中心軸線に対して中央部が飛行方向の右側に突出するように曲がる場合は、当該中央部近くに位置する第２段エンジン２ａを上記中心軸線に対して左側に振る。すなわち、第２段エンジン２ａの振り方向は、多段ロケットＡの中央部の曲げ方向とは反対の方向となる。また、駆動トルクは、上記加速度に加えて、予め記憶された第２段エンジン２ａ及び多段ロケットＡの各重量及び多段ロケットＡの形状等の必要情報を加味して計算される。
【００２９】
ジンバル制御装置４は、このようにして第２段エンジン２ａの振り方向と駆動トルクとを算出すると、この算出値に応じた油圧制御情報をジンバル機構５に出力し（ステップＳ５）、上記駆動トルクで第２段エンジン２ａを上記振り方向に振らせる。この結果、当該第２段エンジン２ａを振ることによって生じるモーメントによって多段ロケットＡの曲げ振動は抑制される。
【００３０】
このようにして油圧制御情報をジンバル機構５に出力すると、ジンバル制御装置４は、制振制御を終了して良いか否かを判断する（ステップＳ６）。この判断は、例えば第１段ロケットＡ１が切り離されたことを示す情報が上位制御装置からジンバル制御装置４に入力された場合等に「Ｙｅｓ」となる。すなわち、多段ロケットＡが大気圏内を飛行中の場合に曲げ振動が生じ易いので、第１段燃料タンク１ｂ内の液体燃料を使い果たして第１段エンジン１ａの役割（大気圏の脱出）が完了した時点で、ジンバル制御装置４による制振制御は終了する。
【００３１】
これに対して、ステップＳ６の判断が「Ｎｏ」、つまり多段ロケットＡが大気圏内を飛行中の場合には、さらにステップＳ１における加速度の取り込みを繰り返して制振制御を継続する。また、ステップＳ３の判断が「Ｎｏ」の場合には、振動抑制を必要とする程の曲げ振動が多段ロケットＡに生じているわけではないので、制振制御を行うことなく、ステップＳ１における加速度の取り込みを繰り返す。
【００３２】
本実施形態によれば、第１段エンジン１ａによる飛行中は本来作動しないジンバル制御系Ｓを作動させることにより、比較的重量のある第２段エンジン２ａを振って多段ロケットＡに生じる曲げ振動を抑制するので、多段ロケットＡに大きな重量を付加することなく曲げ振動を効果的に抑制することができる。
【００３３】
また、本実施形態によれば、ジンバル制御装置４に搭載する制御プログラムに制振制御処理を付加することによって振動抑制装置を構成しているので、多段ロケットＡに新たな重量を全く付加することなく、多段ロケットＡに本来備わっている物理的な資源のみを用いて多段ロケットＡの曲げ振動を効果的に抑制することができる。
【００３４】
さらに、本実施形態では、第１段エンジン１ａが作動している間、つまり曲げ振動が生じ易い大気圏内を多段ロケットＡが飛行している間のみ制振制御を行うと共に、曲げモーメントが所定のしきい値以上となった場合のみに制振制御を行うので、当該制振制御に伴うエネルギ消費を押さえることができる。
【００３５】
なお、多少の重量負荷を許容する場合には、３軸加速度センサ３ａに代えて、多段ロケットＡの曲げ応力を直接検出する応力センサを多段ロケットＡに付加するようにしても良い。
【００３６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、多段ロケットの振動抑制装置に係わる第１の手段として、飛行中の多段ロケットの曲げ振動を検出する振動検出手段と、該振動検出手段の検出結果に基づいて、曲げ振動を抑制するように作動中の下段ロケットの上段に位置する上段ロケットのエンジンの向きを振って制振制御を行う振動制御手段とを具備するので、多段ロケットに重量負荷を増大させることなく曲げ振動を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態の基本概念を示す模式図である。
【図２】本発明の一実施形態における振動抑制装置のブロック図である。
【図３】本発明の一実施形態における振動抑制装置の処理手順を示すフローチャートである。
【符号の説明】
Ａ……多段ロケット
Ａ１……第１段ロケット
Ａ２……第２段ロケット
Ａ３……第３段ロケット
Ａ４……衛星フェアリング
１ａ……第１段エンジン
１ｂ……第１段燃料タンク
２ａ……第２段エンジン
２ｂ……第２段燃料タンク
３……慣性装置
３ａ……３軸加速度センサ（振動検出手段）
３ｂ……３軸ジャイロ
４……ジンバル制御装置
５……ジンバル機構
Ｓ……ジンバル制御系（振動制御手段）
【図１】
2004074906.tif 000003
【図２】
2004074906.tif 000004
【図３】
2004074906.tif 000005