SuB2-1 UAV を用いた FTB のためのプレ実験機開発丹羽千知上野誠也樋口丈浩大谷流葵 ( 横浜国立大学 ) Development of Pre-Experimental Unit Using UAV for FTB * C. Niwa, S. Ueno, T. Higuchi and

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1 序論

将来，我が国が自在で独自の月・惑星探査を実施するのであれば，重力天体への軟着陸技術は必須である．しかし我が国では，過去には SELENE-B 検討1)_の中で

着陸 Flying Test Bed(FTB)の開発が進められたものの中断し，当該技術領域で十分な実績を有するに至っていない．このことは，将来の重力天体着陸探査ミッションを創出するための障害となっている．この状況を打破するべく，宇宙科学研究本部において，月へのピンポイント着陸技術実証ミッション SLIM が提案され， 2019 年度中の打上を想定した開発が開始されつつある．またこの成果を前提として，米国との協働による月極域探査，月サンプルリターンなどのミッションが検討されている．日本が今後どのような探査プログラムを実施するかについては，未だ明確な指針は示されていない．しかし多くの議論から，SLIM，SELENE-R などなどの無人月探査を経て，月において重力天体着陸技術や有人技術を蓄積し，その一方で火星特有の探査技術については無人火星着陸探査によって獲得し，両者を兼備することによって，2030 年以降の国際協働有人火星探査において主導的な地位を獲得することが，日本の探査プログラムとして有効であると推察される．このような状況の下，重力天体への着陸技術の底上げを行うことを目的として汎用的な着陸 FTB を開発し，着陸機構，推進系，姿勢制御および航法誘導，シミュレータなどの共通基盤的な技術開発を推進することが極めて有効であると考えられ，研究開発が進められている．個々のミッションにおける着陸機の開発は，それぞれ独自の戦略に基づいて行われると推察されるが，汎用的な着陸 FTB による共通基盤技術開発が平行して行われていることによって，間接的にはもちろん，直接的にも着陸機の開発に寄与することが期待されている．以上がFTBの研究開発の目的・意義であるが，昨年から開始された着陸FTBの実験には多大な時間と費用を要するため，制御系の独立した検証環境があると好ましい．これにより，着陸FTB実験機のガス充填時にセンサ・制御系の動作確認を行うことができるとともに，実験時の転倒や墜落による実験機の損傷，ガスタンクの爆発等のリスクを低減できると考える．以上より，本研究ではUAVを用いた着陸FTBのプレ実験機の開発を目的とする．

2 FTB(Flying Test Bed)

FTB は，月や惑星探査にとって重要な技術である軟着陸技術を確立することを目的に作製された試験装置である．前述の中断された FTB は，垂直上昇・降下，着陸を行うことが可能で，航法誘導装置を搭載し機能や性能を確認することが計画されていた．2000 年 6 月にはクレーンで吊り下げた状態の飛行試験を完了している．この実験により，基本的な機能についての確認が行われ，2001 年 2～3 月には FTB がより確実に飛行できるようにするための試験と月軟着陸技術の研究に使う基本的なデータを得るための実験が行われた．今回の研究対象とするFTB2)_{は，2016年の実験に用い} られた着陸FTBである．外観をFig. 1に，スラスタ配置をFig. 2に，諸元をTable 1に示す．ここでは，メインス ラスタをMTi (i=1,2…,8)と定義している．本機体の特徴 は，8基のメインスラスタで高度および姿勢を制御する必要があること，各スラスタ推力に誤差が生じること，各スラスタに角度がついていること，スラスタの噴射遅れおよび噴射停止遅れが発生すること，そして制御周期が5Hzと低周期であることなどがあげられる．

Fig. 1 The exterior of FTB Fig. 2 Layout of the thrusters Table 1 Elements of FTB Weight[kg] Dry 71.3 Wet 93.3 Center of gravity(x, y, z)[m] (0.0112, 0.0085, 0.2286) Injection Delay[ms] ON 45 OFF 80 Cant[deg] 0~20(Nominal 15)

UAV を用いた FTB のためのプレ実験機開発

○丹羽千知上野誠也樋口丈浩大谷流葵（横浜国立大学）

Development of Pre-Experimental Unit Using UAV for FTB

* C. Niwa, S. Ueno, T. Higuchi and R. Otani (Yokohama National Univ.)

Abstract－ Researches and developments of a Flying Test Bed(FTB) for planetary landing have been advanced to develop landing technologies for planetary investigation such as the Moon and Mars in the future. In this study, a pre-experimental unit using Unmanned Aerial Vehicle (UAV) is prepared as an independent verification environment for FTB control system. Development of experimental device for FTB is shown in this paper.

Key Words: UAV, Flying Test Bed, Multi-Rotor

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3 Multi-rotor

UAV とは‘Unmanned Aerial Vehicle’の略であり，無人で飛行する航空機のことである．その大きさはラジコンのような手のひらサイズから軍事用途まで幅広く使用され，現在注目を集めている．農業，林業における UAV を利用した一定高度からの効率的な農業散布，活火山などの人間が直接調査することが困難な危険地帯での調査および地震・洪水などの大規模災害においての迅速かつ広範囲の調査，軍事における無人偵察，無人爆撃といった様々な目的で使用されている．空中を移動する UAV は障害物のような環境による制限を受けづらいが，移動するためのエネルギ効率が悪いため，運用可能な時間が短いという問題がある．本研究においては，この問題はバッテリを複数用意することで解決されるが，今後試験における飛行時間が長くなることが予想されるため低消費エネルギで飛行可能にすることも重要となる．本研究で用いるマルチロータは UAV の一種である．マルチロータ機は複数のプロペラで構成され，プロペラの枚数で呼称が区分される．4 枚翼であればクアッドロータ，8 枚翼であればオクタロータと呼ばれる．マルチロータ機は，姿勢を傾けることで移動するため，姿勢制御系に適切な目標姿勢を与えることで制御を行う．この特性を利用し，操縦の簡易化や各種センサを用いて目標位置と現在位置の誤差を計算し修正する自動航行を可能にしている．また，基本的に隣り合うプロペラは逆回転し，これにより反トルクを打ち消しあう．この反トルクを利用して機体方向の制御(yaw 方向) を行い，機体の傾き(roll, pitch 方向)を制御する際には，各ロータの推力差を利用する．

4

機体設計本章では，FTB の特徴を模倣するプレ実験機の設計について述べる．Fig. 3 に FTB の機体サイズを示す．プレ実験機設計にあたり，まず実機体の 1/2 スケールで機体製作を行う．前述した FTB の特徴を再現するためにハードウェアでは，プロペラを 8 枚用いるオクタロータ機を採用し，Fig. 4 に示すように各プロペラに 15°キャント角を設けることとした．また，ソフトウェアでスラスタの噴射遅れ，噴射停止遅れならびに制御周期 5Hz を再現することを目指す．

Fig.3 Body size of FTB

本機体の特徴として，各ロータを上下に配置していることが挙げられる(Fig. 4 参照)．これは各プロペラの干渉を避けるためである．このロータ配置による推力への影響を調べるために，単発ロータと Fig.4 のロータ配置での推力測定実験を行った．それぞれ定格電圧 7.4[V]と最大放電電圧 8.4[V]で測定を行った．この結果を Table. 2 に示す．この結果より，多少の減少があるものの推力への大きな影響はないと考えた．また，各プロペラの反トルクを打ち消すために，各ロータの回転方向を Fig. 5 に示すように設定する．ここで CW(Clockwise)は時計回り，CCW(Counter‐Clockwise)は反時計回りである．各構成部品ならびに各重量を Table 3 に示す．これらの情報から機体の設計を行い，さらにバッテリとマイコンを機体上方に取り付け，FTB 実機同様機体重心を着力点よりも上方に配置するように製作を行った．

Fig. 4 Placement of the propellers

Fig. 5 Layout of the propellers Table 2 Result of the thrust mesurment

Throttle 50% 100% Single Rotor 7.4[V] 32[g] 84[g] 8.4[V] 38[g] 101[g] Twin Rotor 7.4[V] 48[g] 152[g] 8.4[V] 61[g] 185[g] Table 3 Component

Required Parts Weight[g]

m-bed 24 Receiver 7 Battery 49 Rotor 17×8 ESC 5×8 Ultrasonic Sencer 16 Acceleration Sencer 10 Total 282 15

°

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5 機体特性

本章では，プレ実験機の機体特性について記述する． Fig. 6 に製作したプレ実験機の外観を示す．完成機体の重量は 524[g]であった．機体を固定し，推力測定を行った結果を Table 4 に示す．この結果は，機体重量を除いたものであり，充分に飛行可能な推力を有することを確認できた．次に機体の慣性モーメントの測定を行った．天井から 2 本のひもにより剛体を吊るし，水平に回転させることで剛体の慣性モーメントを測る方法について述べる．Fig. 7(a)のように，太線を剛体として，剛体の質量 を m，重力加速度を g とし，重心から等しい距離 a に ひもを取り付け，天井から吊るす場合を考える．ひも は天井に 2b の間隔をあけて取り付けるものとし，ひ もは伸び縮みしないものとする．剛体の初期位置から回転した角度をここでは𝜃とする．また，Fig. 7(b)に剛体とひもの半分を横と上から見た図を示す．天井から 剛体までの高さを h とし，一方のひもにはたらく張力 を S とする．ここで剛体に，ひもからはたらくモーメ ントを考える．剛体とひもを上から見たときにひもと剛体の成す角を𝜓とし，Fig. 7(c)のようにひもにはたらく張力を垂直成分と水平成分の二つに分解できるようひもを横から見たとき，ひもと垂線がなす角を𝜑とし，ひもにはたらく張力の垂直成分を𝑆𝑣，水平成分を𝑆ℎとする．すると𝑆𝑣と𝑆ℎは次のようになる． 𝑆𝑣= 𝑆 cos 𝜑 = 1 2𝑚𝑔 (1) 𝑆ℎ = 𝑆 sin 𝜑 = 1 2𝑚𝑔 tan 𝜑 (2) また，ひもを水平面に投影した長さを𝑐とすると，次の関係が示せる． tan 𝜑 =𝑐 ℎ (3) ここでひもの張力のうち，剛体の回転に係る成分を F とすると，

Fig. 6 Pre-Experimental Unit Table 4 Thrust of the Unit

Throttle[%] Thrust[g] 50 346 65 472 80 611 100 739 𝐹 =𝑆ℎsin 𝜓 = 1 2𝑚𝑔 𝑐 ℎsin 𝜓 (4) のようになる．ここでさらに正弦定理より， 𝑐 sin 𝜃 = 𝑏 sin 𝜓 (5) これをsin 𝜓について整理して， sin 𝜓 =𝑏 𝑐sin 𝜃 (6) これを式(4)に代入すると， 𝐹 =1 2 𝑚𝑔𝑏 ℎ sin 𝜃 (7) また，ここで𝜃が微小なとき， sin 𝜃 ≅ 𝜃 (8) と近似できるので，ひもの張力の剛体の回転に関わる成分𝐹はつぎのように近似できる． 𝐹 =1 2 𝑚𝑔𝑏 ℎ 𝜃 (9) ここで，この力𝐹を用いて，剛体の回転に関する運動方程式を立てると，次式のようになる．ただし，慣性モーメントを𝐼とする． 𝐼 =𝑑 2_𝜃 𝑑𝑡2 = −2𝐹𝑎 = − 𝑚𝑔ℎ ℎ 𝜃 (10)

Fig. 7 (a) Measurement of Inertia Moment

Fig. 7 Measurement of Inertia Moment

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この運動方程式を解くと， 𝜔 = √𝑚𝑔𝑎𝑏 𝐼ℎ (11) 𝜃 = 𝐴 cos (√𝑚𝑔𝑎𝑏 𝐼ℎ 𝑡) + 𝐵 sin (√ 𝑚𝑔𝑎𝑏 𝐼ℎ 𝑡) (12) となる．ここで，𝜔は角周波数，𝐴および𝐵は未定係数， 𝑡は時間である．ここで，この回転の周期𝑇と周波数𝜔 の関係は次のようになる． 𝑇 =2𝜋 𝜔 = 2𝜋√ 𝐼ℎ 𝑚𝑔𝑎𝑏 (13) この式について，慣性モーメント𝐼について整理すると， 𝐼 =𝑇 2_{𝑚𝑔𝑎𝑏} 4𝜋2_ℎ (14) となる．この式から，剛体を 2 本のひもで吊るし，回転の周期を計測することで剛体の慣性モーメントを求めることができる．以上の理論より作製した機体の各軸周りの慣性モーメント計測を行った．Fig. 8 に実験の様子を示す．実験時の各値については Table 5 に示す．ただし，天井から機体までの距離ℎは直接計測が困難なため，天井側のひもの取付間隔2𝑏と機体側のひもの取付間隔2𝑎，およびひもの長さ𝑙から幾何学的関係を用い計算から求めた．以上のように天井から機体を吊るし，機体を水平に回転させ 10 周期の時間を 10 回計測し，その平均から式(10)を用いて慣性モーメントを算出した．ただし，機体の質量を 0.524[kg]，重量加速度を 9.81[m/s2_]とする．計測結果を Table 6 に示す．以上より，各軸周りの慣性モーメントは以下の通りである．

Table. 5 Setting Length

𝑥-axis 𝑦-axis 𝑧-axis

2𝑏[mm] 605 605 605

2𝑎[mm] 355 355 260

𝑙[mm] 1000 1000 1000

ℎ[mm] 992 992 985

Table. 6 Measurement Results

𝑥-axis 𝑦-axis 𝑧-axis

Average Time[s] 1.178 1.181 1.656

Inertia Moment

[𝑘𝑔 × 𝑚2_] 0.00977 0.00983 0.01425

Fig. 8 Measurement Experiment

6. 飛行試験

本章では，プレ実験機の制御則およびシミュレーション結果と飛行試験について記述する．設計機体の運動方程式は機体の重心を原点とした機体固定座標系(xyz 系)を用いて以下のように表される． 𝑚(𝑈̇ + 𝑄𝑊 − 𝑅𝑉) = 𝐹𝑥 (15) 𝑚(𝑉̇ + 𝑅𝑈 − 𝑃𝑊) = 𝐹𝑦 (16) 𝑚(𝑊̇ + 𝑃𝑉 − 𝑄𝑈) = 𝐹𝑧 (17) 𝐼𝑥𝑥𝑃̇ + (𝐼𝑧𝑧− 𝐼𝑦𝑦)𝑄𝑅 = 𝑀𝜑 (18) 𝐼𝑦𝑦𝑄̇ + (𝐼𝑥𝑥− 𝐼𝑧𝑧)𝑅𝑃 = 𝑀𝜃 (19) 𝐼𝑧𝑧𝑊̇ + (𝐼𝑦𝑦− 𝐼𝑥𝑥)𝑃𝑄 = 𝑀𝜓 (20) ここで𝑚は機体重量，𝑈，𝑉，𝑋は𝑥，𝑦，𝑧軸方向速度， 𝐼𝑥𝑥，𝐼_𝑦𝑦，𝐼𝑧𝑧は𝑥，𝑦，𝑧軸まわりの慣性モーメントである．なお本研究の機体設計においては，簡単のため慣性乗積は無視する．上式を変形して設計機体の運動方程式3)_{は以下のように表される．} 𝑈̇ = −𝑄𝑊 + 𝑅𝑉 +𝐹𝑥 𝑚 (21) 𝑉̇ = −𝑅𝑈 + 𝑃𝑊 +𝐹𝑦 𝑚 (22) 𝑊̇ = −𝑃𝑉 + 𝑄𝑈 +𝐹𝑧 𝑚 (23) 𝑃̇ =𝐼𝑦𝑦− 𝐼𝑧𝑧 𝐼𝑥𝑥 𝑄𝑅 +𝑀𝜑 𝐼𝑥𝑥 (24) 𝑄̇ =𝐼𝑧𝑧− 𝐼𝑥𝑥 𝐼𝑦𝑦 𝑅𝑃 +𝑀𝜃 𝐼𝑦𝑦 (25) 𝑊̇ =𝐼𝑧𝑧− 𝐼𝑥𝑥 𝐼𝑧𝑧 𝑃𝑄 +𝑀𝜓 𝐼𝑧𝑧 (26) また，機体の飛行経路および姿勢角を定義するために地上固定座標系(𝑥𝐸𝑦𝐸𝑧𝐸座標系)を導入すると，地上から観測した機体の経路および姿勢角は以下のように表される． 𝑥𝐸̇ = 𝑈 cos 𝜃𝐸cos 𝜓𝐸

+𝑉(sin 𝜑𝐸sin 𝜃𝐸cos 𝜓𝐸− cos 𝜑𝐸sin 𝜓𝐸)

+𝑊(cos 𝜑𝐸sin 𝜃𝐸cos 𝜓𝐸+ sin 𝜑𝐸sin 𝜓𝐸)

(27)

𝑦𝐸̇ = 𝑈 cos 𝜃𝐸sin 𝜓𝐸

+𝑉(sin 𝜑𝐸sin 𝜃𝐸sin 𝜓𝐸− cos 𝜑𝐸cos 𝜓𝐸)

+𝑊(cos 𝜑𝐸sin 𝜃𝐸sin 𝜓𝐸− sin 𝜑𝐸cos 𝜓𝐸)

(28)

𝑧𝐸̇ = −𝑈 sin 𝜃𝐸+𝑉 sin 𝜑𝐸cos 𝜃𝐸

+ 𝑊 cos 𝜑𝐸cos 𝜃𝐸 (29)

𝜑𝐸̇ = 𝑃 + 𝑄 sin 𝜑𝐸tan 𝜃𝐸

+ 𝑅 cos 𝜑𝐸tan 𝜃𝐸

(30)

𝜃𝐸̇ = 𝑄 cos 𝜑𝐸− 𝑅 sin 𝜑𝐸 (31)

𝜓𝐸̇ = 𝑄 sin 𝜑𝐸sec 𝜃𝐸+ 𝑅 cos 𝜑𝐸sec 𝜃𝐸 (32)

ここで𝜑𝐸，𝜃𝐸，𝜓𝐸はオイラー角である．以上より設

計機体の運動方程式を得ることができた．設計機体はこの運動方程式を用いて運動シミュレーションを行い，制御則の検証後，飛行試験を行う．

(5)

設計機体の制御系には PD 制御を導入する．PD 制御とは P 制御(比例制御)と D 制御(微分制御)を併用したフィードバック制御の一種であり，その特徴は以下の通りである．また，フィードバック制御とは現在の状態を常時検出することで入力された目標値との比較を行い，両者が一致するように出力を制御する制御方式である． P 制御は，現在の状態と目標値との差に比例した制御入力を行う制御方式であり，目標値に近づけば近づくだけ出力が小さくなるため，正確に目標値に近づけることができる．D 制御は，現在の状態と目標値との差が大きいときほど大きな制御入力を行う制御方式であり，素早く目標値に近づけることが可能である．また変化に対する応答性が良いため，外乱に対して強い制御方式である．設計機体の飛行性能を確認するために，まず PD 制御を導入し，運動シミュレーションを行うことで制御則の検証を行う．位置と姿勢角の目標値と現在値をとの誤差をそれぞれ復元項と減衰項を加えた運動方程式へ代入し，目標値の 1階微分は0であることを考慮すると次式を得る． 𝑥̈ = −(2𝜉𝜔𝑈 + 𝜔2_{(𝑥 − 𝑥} 𝑅)) (33.a) 𝑦̈ = −(2𝜉𝜔𝑉 + 𝜔2_{(𝑦 − 𝑦} 𝑅)) (33.b) 𝑧̈ = −(2𝜉𝜔𝑊 + 𝜔2_{(𝑧 − 𝑧} 𝑅)) (33.c) 𝜑̈ = −(2𝜉𝜔𝑃 + 𝜔2_{(𝜑 − 𝜑} 𝑅)) (34.a) 𝑥̈ = −(2𝜉𝜔𝑄 + 𝜔2(𝜃 − 𝜃𝑅)) (34.b) 𝑥̈ = −(2𝜉𝜔𝑅 + 𝜔2_{(𝜓 − 𝜓} 𝑅)) (34.c) ここで添え字の R は目標地であることを表し，𝜉は減 衰比，𝜔は振動数である．ここで導入した𝜉，𝜔はシミュレーションを行って決定していく．上式(33)，(34)の両辺に機体重量，慣性モーメントを掛けることで次式を得る． 𝐹𝑥= −(2𝜉𝜔𝑈 + 𝜔2(𝑥 − 𝑥𝑅))𝑚 (35.a) 𝐹𝑦 = −(2𝜉𝜔𝑉 + 𝜔2(𝑦 − 𝑦𝑅))𝑚 (35.b) 𝐹𝑧= −(2𝜉𝜔𝑊 + 𝜔2(𝑧 − 𝑧𝑅))𝑚 (35.c) 𝑀𝜑= −(2𝜉𝜔𝑃 + 𝜔2(𝜑 − 𝜑𝑅))𝐼𝑥𝑥 (36.a) 𝑀𝜃= −(2𝜉𝜔𝑄 + 𝜔2(𝜃 − 𝜃𝑅))𝐼𝑦𝑦 (36.b) 𝑀𝜓= −(2𝜉𝜔𝑅 + 𝜔2(𝜓 − 𝜓𝑅))𝐼𝑧𝑧 (36.c) 得られた式(35)，(36)を制御則とすることで運動シミュレーションを行う．運動シミュレーションは Fig. 94)_{に示す手順で計算を} 行うプログラムを作成して行う．まず式(33)，(34)で定義した目標位置，目標姿勢角，𝜉および𝜔を入力値とすることでどのような運動を行うかを決定する．次に入力値と式(35)，(36)の制御則より目標位置と目標姿勢に到達するのに必要な機体にかかる力とトルクの行列𝑓 を求める．この𝑓から必要な各ロータ推力を求めることができる．最後に式(21)-(26)の機体運動方程式に𝑓を代入することで 1 ステップ後の機体の位置・姿勢角を求め，この位置および姿勢角と目標値との誤差を再び制御則の入力とする計算を繰り返すことでシミュレーションを行う．なお機体の運動方程式から機体の位置および姿勢角を求めるにはルンゲ・クッタ法を用いる．

Fig. 9 Simulation Flow

Fig. 10 Simulation Results (a)

Fig. 10 Simulation Results (b)

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手動操作により行う飛行試験を想定し，機体を上昇させるシミュレーションを行った．姿勢角は前述の制御則により制御される．シミュレーションの制御パラメータは𝜉 = 0.7，𝜔 = 0.5[rad/s]とした．Fig. 10 にその結果を示す．この結果より，制御則の妥当性を確認できたと考える． FTB 実機にて使用される制御則の独立した検証環境として，まずプレ実験機が飛行可能であることを確認する必要がある．そのためにプレ実験機を吊り下げた状態で飛行試験を行った．機体制御のために，マイクロコンピュータ m-bed を使用し，取得したセンサデータから姿勢角を推定し，機体姿勢を安定させるため適切なロータ出力を算出する．InvenSense 社の 9 軸センサ MPU-9150 を取り付け，加速度・角速度を取得した．センサデータのドリフト補正には，ジャイロセンサからの角度算出値と，加速度センサからの角速度算出値を重み付けし，平均値を用いる相補フィルタを用いて吊り下げ飛行試験を行った．実験の様子を Fig. 11 に示す．機体は吊り下げられ，静止した状態からスロットルを上げていき，上昇を試みた．しかし，機体は不安定な挙動を示した．そこで，これは各ロータの推力誤差に起因するものと考え，各ロータの推力誤差を測定した．この結果を Table. 7 に示す．測定結果より，推力誤差は各ロータの平均値±10[%]以内に収まっていることを確認できた．

Fig. 11 Hanging Experiment Table. 7 Thrust Error Rotor Number 7.4[V] 8.4[V] 50[%] 100[%] 50[%] 100[%] #1[g] 35 89 40 103 #2[g] 36 77 35 107 #3[g] 31 87 41 106 #4[g] 36 92 37 102 #5[g] 34 90 38 107 #6[g] 33 89 41 106 #7[g] 30 87 42 105 #8[g] 29 88 38 99

7. 結論

現在 FTB の開発，試験が進められているが，その試験には時間や費用の制約がかかるという問題がある．そこで本稿では制御系の独立した検証環境としてプレ実験機の設計，製作を行った．主な結論は以下の通りである．・PD 制御による制御則を構築し，運動シミュレーションよってその妥当性を検証した．・制御則をプレ実験機へ実装，飛行試験を行ったが，機体は各ロータの推力誤差により不安定な挙動を示した．今後，推力誤差による影響を考慮した制御則を構築する必要がある．これは FTB 実機も該当する問題であり，プレ実験機として FTB 実機の推力誤差を再現することも検討する必要がある．また，FTB のメインスラスタ噴射遅れの影響で，メインスラスタを噴射したいときにできない，またはその逆が発生し，制御系を 8 基すべてのメインスラスタに導入することは，細かい制御を行うことを困難にしている．そこで現在奇数番号メインスラスタの 4 基は一定噴射を行い，残りの 4 基に対して制御則を導入し，より細かい制御を行っている．スラスタとプロペラという特性が大きく異なるなかで，スラスタ特性(噴射遅れ・噴射停止遅れ)を再現していくことも課題となる．参考文献

1) Shuniti Sasa，FTB(Flying Test Bed) Experiment for Lu-nar Landing，National Aerospace Laboratory of Japan RESEARCH PROGRESS 2001, 104/105(2002) 2) 田村俊熙，上野誠也，樋口丈浩，藤田和央，高柳大樹，小澤宇志，重力天体着陸 FTB 飛行試験に向けた誘導制御則の設計に関する研究，第 59 回自動制御連合講演会，1311/1316(2017) 3) 加藤寛一郎，大屋昭男，柄沢研治，航空機力学入門，1/12，東京大学出版会(1982) 4) 虎谷大地，上野誠也，樋口丈浩，新型マルチロータ実験機の計測姿勢制御系の飛行実証，誘導制御 シンポジウム資料，29，79/84(2012) 5) 町田充，屋内検査用飛行体の姿勢位置制御則に関する研究，横浜国立大学卒業論文(2010)