H3 ロケットの誘導ソフトウェア開発～運用性向上の実現～
Development of Guidance Software for H3 Launch Vehicle– Improved Operability –服部 和恵＊

Kazue Hattori

日本の大型基幹ロケットである H3 ロケットは現在運用中の H–IIA ロケットの後継機として開発され、2021 年度中の初号機打ち上げを目指している。H3 ロケットは、打ち上げコストを H–IIA ロケットから大幅に削減することを運用コンセプトとしている。三菱スペース・ソフトウエア株式会社（MSS）
では、運用コンセプトの実現に向け、H3 ロケットの搭載品である誘導ソフトウェア（GNS：Guidanceand Navigation Software） と、 運 用 時 に 使 用 す る 誘 導 定 数 自 動 設 定 ツ ー ル（GCAT：GuidanceConstants Auto–configuration Tool）を開発した。本誌では、H3 用に開発した誘導ソフトウェアの概要と、運用コンセプト実現のために開発した地上ソフトウェアについて紹介する。
H3 Launch Vehicle is now under development as a successor of H–IIA, and its maiden flight isscheduled to be in 2021 fiscal year. H3 operational concept, to cut down launch cost drastically compared with H–IIA, was set to be a development goal. Mitsubishi Space Software Co., Ltd.
（MSS）has developed the onboard software “Guidance and Navigation Software（GNS）” andthe ground operational software “Guidance Constants Auto–configuration Tool（GCAT）” for H3under the contract with Japan Aerospace Exploration Agency（JAXA）in order to achieve thegoal. GNS and GCAT are introduced in this paper.

コストに対して要求がある開発であった。H–IIA までの1．
まえがき

誘導ソフトウェアの開発プロセスでは、開発結果や試験日本の大型基幹ロケットである H3 ロケットは現在機の飛行実証結果をふまえ運用手順等を確立していった

運用中の H–IIA ロケットの後継機として開発され、2021が、H3 ロケットは開発初期から運用方法を明確にイメー年度中の初号機打ち上げを目指している。

ジした開発であった。実際は、開発結果に基づき運用手

当社は、搭載品である誘導ソフトウェアの開発を、国順、評価方法等も変わってくるため、開発と並行して運立研究開発法人宇宙航空研究開発機構から委託され実施用手順を確立することは困難だが、当社では H–IIA ロした。2014 年 11 月から始まった H3 ロケット誘導ソフト

ケットまでの開発・運用で培った技術や蓄積した知見にウェアの開発は 2021 年７月に開発完了を迎えた。

より、当初設定された運用コンセプトを実現するための誘導ソフトウェア及び運用環境の開発を完了することが昨今の宇宙輸送は、SpaceX を代表とする民間企業のできた。本誌ではその内容を紹介する。

活躍が顕著であり、打ち上げコストが圧倒的に低く、世界の主要ロケットが軒並み価格を下げなければいけない

2．
H3 ロケット誘導ソフトウェア開発の概要

状況にある。日本の基幹ロケットも国際競争力を上げる

H3 ロケットのシステム構成及び開発体制を図１にための開発が必要であった。
このような背景により、H3 ロケットは、H–IIA ロケッ示す。当社は、H3 ロケットの搭載品である誘導ソフト

トと同等の信頼性を維持しつつ、打ち上げコストの大幅ウェア（GNS：Guidance and Navigation Software）と、低減、受注から打ち上げまでの期間短縮を目指して開発運用時に使用する誘導定数自動設定ツール（GCAT：された。

Guidance Constants Auto–configuration Tool）を開発した。

つまり H3 ロケットは開発段階から、運用期間、運用＊つくば事業部 第一技術部
1MSS 技報・Vol.32

センサ
センサ検知量
角度増分
速度増分
飛行制御

ソフトウェア誘導ソフトウェア（GNS）

航法機能

位置・速度・姿勢

位置・速度・姿勢誘導機能
誘導コマンドカットオフ時刻飛行制御ソフトウェア
エンジン停止指令
舵角コマンド機体

図３

誘導ソフトウェアの機能とインタフェース

アによりエンジン停止指令や舵角コマンドとなり機体に送られる（図３参照）。
エンジンカットオフ時刻、要求推力方向プロファイルの計算にはステアリング則を用いる。ロケットのステア
図１

リング則には様々な方式があるが、H3 では H–IIA と同

H3 ロケットのシステム構成及び開発体制 ⑴ ⑵様の「一定角速度回転ステアリング則」を適用した。H3
開発初期には、よりロバスト性、最適性が高いステアリ
ング則についても検討したが、運用性の面等から実績のある H–IIA と同じステアリング則を選択した。
H3 の誘導ソフトウェアは、H–IIA の誘導ロジック ⑶ ⑷をベースに、H3 システムに合わせた機能追加、運用性を考慮した機能改善を行った。主な変更点としては以下である。
(1)

推力変動区間への対応

H–IIA は推力一定／比推力一定の区間で誘導計算を実施することが前提となっているが、H3 ロケットではスロットリングや推力立ち上がり区間に対応するため、推力が変動する区間でも誘導計算が可能となるロジック
図２

H3 ロケットの機体形態とした。

⑴(2)

ターゲット計算方法の追加

誘導ソフトウェアはロケット機体第２段の計算機上にH–IIA では、目標軌道として真近点離角（位相）以外搭載されるソフトウェアである。H3 ロケットは、１段メのケプラー５要素をターゲットとしている。燃焼時間がインエンジンの基数、固体ロケットブースタ（SRB–3：

比較的長い場合は５要素を制御できるため問題ないが、Solid Rocket Booster–3）の本数により、30 形態、22 形燃焼時間が短い場合は制御対象を減らす必要が生じる。

態、24 形態がある（図２参照）が、誘導ソフトウェアはH3 では、短い燃焼時間でも目標とする軌道要素を精度

これら全機体形態に共通のソフトウェアである。

よく制御するために、５要素から部分的に３要素、１要素を選択して制御対象とするモードを導入した。

3．H3 ロケット誘導ソフトウェア（GNS）の概要(3)

２段の極短秒時燃焼対応

誘導の目的は、飛行中に発生する各種誤差の下でも、H3 ロケットでは衛星自身による静止化増速度（静止ペイロードを所定の目標軌道に要求の精度内で投入する軌道へ投入するための速度増分）を小さくするために、ことである。このため誘導ソフトウェアは、機体に取り２段エンジンを３回燃焼するミッションがある。２段エ付けられたセンサからの入力を基に、現在の航法情報

ンジン３回目の燃焼時間は２回目までに比べると非常に（位置、速度、姿勢）を計算し、エンジンカットオフ時短い。H–IIA の誘導は、そこまで短い燃焼区間への適用を刻、要求推力方向プロファイルを計算する。要求推力想定していなかったため、このような場合には誘導計算方向プロファイルから要求姿勢を求め、これを実現するの収束性が不十分になる、要求姿勢に追従できるようにための誘導コマンドを計算し、エンジンカットオフ時刻なるまでの時間が確保できない、といった課題があっとともに出力する。これらの情報は飛行制御ソフトウェた。この極短秒時燃焼区間での課題を解決するために、

2

MSS 技報・Vol.32

(1) による改善で誘導計算時間を確保し、目標とするター

5．
誘導解析の目的

ゲット計算方法に (2) を追加することで、極短秒時燃焼区間への誘導適用を可能とし、軌道投入精度を向上させた。
(4)

搭載品である誘導ソフトウェアは、ミッションに依存姿勢の精度向上

しないプログラム部とミッションごとに設定が必要な定誘導計算では、要求推力方向を制御することで目標軌数部が存在する。誘導解析は、当該ミッションで目標と道への投入を可能とするが、飛行中の電波リンクを確保なる軌道要素や機体条件等を誘導定数として設定し、誤するため、機軸周りの姿勢も計画どおりに飛行する必要差シミュレーションを実施して、設定定数が妥当でミッがある。H3 ロケットでは、特に推力方向の機軸方向にションに適用可能であるかを検証する作業である。

対するミスアライメント誤差に対して顕著であった機軸誘導解析では、まず当該ミッションの計画飛行経路周りの姿勢誤差を解消できるロジックを追加した。

（「無誘導飛行経路」と呼ぶ）の飛行シーケンスや飛行プロファイルから、どのタイミングで誘導計算を実施する

4．誘導定数自動設定ツール（GCAT）の開発目的か等の「誘導シーケンス」を決定する。次に、誘導シー冒頭で述べたとおり、H3 ロケット開発の要求として、ケンスを実現するように誘導定数を設定し、誘導付きの受注から打ち上げまでの期間短縮があった。

飛行経路（「誘導付きノミナル飛行経路」と呼ぶ）を作成

打ち上げ前には、当該ミッション用の飛行経路を作成する。さらに、誤差シミュレーションにより軌道投入精し、各種解析を実施してミッション要求への適合性を度が要求を満たすこと、３σのばらつきの中でも意図し検証する。解析の一つである誘導解析ではミッションにたとおりに飛行すること、負荷を上げた場合でも正常に適用する誘導定数を設定し、誘導付き飛行経路を作成動作すること等を確認し、ミッションへの適用可能性をし、その妥当性を確認する（５章で詳細を述べる）。誘導

判断する（図５参照）。このように適用可能性は誘導付き解析後には、誘導付き飛行経路を用いて様々な解析をノミナル飛行経路だけでは判断できないことがあるため、実施するが、その結果ミッション要求を満たせない場合誤差シミュレーションによる評価は非常に重要である。には、飛行経路を作成しなおす必要が生じ、解析期間が大幅に延びてしまう。

無誘導飛行経路

H3 ではこの手戻りを防ぎつつ、解析期間全体の短縮を衛星投入

飛行プロファイル実現するために、飛行経路作成と同時に誘導定数を自動2段2回目カットオフ
2段1回目カットオフ設定することが運用コンセプトとして挙げられた。誘導定数の自動設定に用いられるツールが GCAT である。

計画飛行経路＝無誘導飛行経路

H–IIA では手作業で実施していたために２か月かかって1段カットオフいた誘導解析期間を、GCAT を用いることで１週間にま時間で短縮した（図４参照）⑸。

誘導シーケンスの設定／誘導付き
ノミナル飛行経路の作成

H-IIA

飛行プロファイル

飛行経路作成無誘導飛行経路

誘導解析

ミッション要求を満たさない時に大きな手戻り

衛星投入

誘導区間
2段2回目カットオフ
2段1回目カットオフ

誘導付き飛行経路

各種解析等
1段カットオフ

誘導付きノミナル飛行経路（無誘導飛行経路とほぼ同じ）

約2ヶ月
約5.5ヶ月

解析期間が長い時間

H3

誤差シミュレーションでの評価
ミッション要求への適合性を誘導付きで早期に確認（新）飛行経路作成
飛行経路作成誘導定数設定誤差解析
投入精度の確認

GCAT適用

誘導定数の妥当性確認
誤差存在下での飛行シミュレーション

1週間

3週間
1ヶ月

図4

飛行プロファイル

解析期間短縮時間

GCAT による解析期間の短縮

図53

誘導解析作業MSS 技報・Vol.32

妥当性確認方法について課題が残った。５章でも述べた

6．誘導定数自動設定ツール（GCAT）の開発

とおり、誘導解析では誤差印加状態でシミュレーションを実施することで妥当性を確認しているが、GCAT では

一般に、ロケットは太陽同期軌道（SSO）、静止トラン誤差シミュレーションまでは想定していない。

ス フ ァ 軌 道（GTO） へ の 打 ち 上 げ が 多 数 を 占 め る。
GCAT は、SSO、GTO 経路の無誘導飛行経路を入力としこのため開発時の検証において、設定したシーケンスて、ミッションごとの誘導定数設定、当該定数の妥当性条件の範囲を、３σ誤差を複合した条件で網羅的に検証確認を自動で行うツールである。図６に、搭載ソフトすることで、適応可能であることを確認することにした。
GCAT が適用されるミッションは SSO、GTO 経路のウェアである GNS と、地上での GCAT による誘導定数２種類のみだが、H3 ロケットの機体形態は、24 形態、22設定の関係を示す。
５章で述べたとおり、誘導定数の設定には「誘導シー形態、30 形態があり（図２参照）、各形態で飛行シーケケンス」の設定が必要であり、飛行シーケンスや飛行プンスが異なることから、シーケンス条件の設定内容は初ロファイルが入力となっている。しかし、ミッションが期の想定よりもかなり多くなった。さらに、シーケンス

SSO、GTO であるというだけでは飛行シーケンスや飛行条件の時間間隔を決める際には、誤差評価まで実施しなプロファイルは確定できない。

いと実現可否が判断できないため、GTO、SSO 経路を実現できる飛行シーケンスと誘導側で対応できる誘導

このギャップを埋めるために、SSO、GTO 経路を実現シーケンスの模索に試行錯誤を繰り返した。

する飛行プロファイルや飛行シーケンスに制約を設定し、「シーケンス条件」として定義した。GCAT はこの最終的に、全シーケンス条件を網羅するように設定し「シーケンス条件」に対して誘導定数の自動設定が可能た飛行経路は SSO、GTO 経路合わせて 22 本となった。

なツールとして開発することにした（図７参照）。
「シー22 本の経路に対してそれぞれ３σ誤差ケース（約 170

ケンス条件」の内容は表１のとおりである。

ケース）、耐性確認ケース（８～ 16 ケース）のシミュレー
ションを実施し、シミュレーションの妥当性、誘導挙動

表１のようにシーケンス条件を設定することで、誘導の妥当性、ミッション要求への適合性を確認した。

定数の自動設定は可能になるが、設定した誘導定数のロケット搭載ソフトウェアミッション依存（飛行経路等による）の定数が含まれる

開発完了時にFix

誘導ソフトウェア(GNS)
プログラム部

定数のロード（設定値の書き換え）

定数部

表1
誘導定数ファイル等

搭載ソフト
ウェア製作

誘導付き飛行経路

後続解析

入力
無誘導飛行経路

GCAT

誘導付き飛行経路の妥当性確認結果

図6

シーケンス条件の内容

項目
内容
イベントシーケンスの フェアリング分離、スロットリング、順序
エンジンカットオフ等の発生順序
上のイベントの間の時間間隔の最短、イベント間の時間間隔最長等
燃焼パターン
アイドルモード燃焼、定常燃焼誘導計算を実施するタイミングでのププログラムレート
ログラムレート切り替えタイミングや印加する時間間隔

出力

地上GNS と GCAT の関係

ミッション情報から直接の適用は不可＜一般/共通ミッション＞
ペイロード質量：xx～xx [kg]■SSO
軌道長半径：XX～XX [km]離心率：XX～XX [ND]
軌道傾斜角：XX～XX [deg]■GTO
遠地点高度：XX～XX [km]・・・

＜シーケンス条件＞
・イベントシーケンスの順序
・イベント間の時間間隔
・燃焼パターン
等
図7

GCAT
適用可

ミッション要求軌道への GCAT 適用方法

4

MSS 技報・Vol.32

参考文献

7．
むすび

(1) 宇宙航空研究開発機構 宇宙輸送技術部門：打ち上試験機１号機に向けて、解析等の作業が進んでいる。

げ能力│ H3 ロケット

GCAT は試験機１号機には適用しないが、以降のミッhttps://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/ability.html

ションへの適用も開始されようとしている。

(2) 岡田 匡史：2020 年：H3 ロケットの目指す姿，宇宙本誌で述べたとおり、
H3 ロケットでは開発初期から運航空研究開発機構（2015）

用プロセスを意識した開発が行われてきたが、開発時に設定された各種条件や H–IIA での知見を踏まえたもの

https://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/jaxatv_20150708_h3.pdf

である。試験機１号機、２号機での飛行結果に対する評(3) 鈴木 秀人，麥谷 高志：H–IIA ロケットの航法・誘価を確実に実施し、開発時の運用前提からの乖離がない

導・制御系，日本航空宇宙学会誌，51，No.598，282かを確認し、乖離がある場合には開発時の評価結果への～ 289（2003）影響有無を評価する予定である。特に GCAT について

(4) 池田 佳起，林 健太郎：H ロケット誘導方式の変遷，は、検証時の前提や想定と異なることや、新規に考慮すMSS 技報，20（2009）べき要素も発生すると考えられる。運用初期には、解析

https://www.mss.co.jp/technology/report/pdf/20-01.pdf

条件等を見直すことで GCAT の評価を行い、必要に応じ(5) 小林 泰明，松本 秀一，嶋根 愛理，林 健太郎，服部て条件や前提を再度明確化していく。

和恵，望月 崇光：新型基幹ロケット誘導ソフトウェ

H3 ロケットの定常運用段階では、開発初期に設定しアの誘導定数自動設定構想，第 59 回宇宙科学技術連た運用コンセプトを実現できると確信している。

合講演会講演集，2A06，日本航空宇宙学会（2015）

H3 ロケットの開発が始まった 2014 年から現在まで

執筆者紹介にも、衛星市場は変化しており、今後ロケットに求められる投入軌道も変わってくることが想定される。開発時

服部に設定したシーケンス条件だけでは、新たな要求に対応

1998 年入社。つくば事業部へ配属。入社後は H–IIA のできなくなることも考えられる。今後も、H3 のミッショ開発、運用業務に携わる。以後、飛行シミュレータ、基ン適用性拡大や国際競争力向上のために、GCAT や GNS幹ロケットの開発、運用に携わり、2014 年からは H3 ロの改修によりミッション適用範囲を拡大し、H3 ロケットケット開発に従事。

和恵の国際競争力向上に貢献したい。
最後に、H3 ロケット誘導ソフトウェアの開発に際し、多大なご指導をいただいた宇宙航空研究開発機構、及びプライムコントラクタの三菱重工業株式会社の関係各位に深く感謝する。

5

MSS 技報・Vol.32