参照：林伸善：「ロケット用誘導制御計算機の変遷と展望」（NEC技報Vol.64 No.1/2011）
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＜誘導と制御＞
・ ロケットが発射されて、「目標軌道」（衛星軌道）へ投入されるまでの飛行経路を「打上げ軌道」という。
・ 種々の外乱による打上げ軌道誤差を修正して、目標軌道に所定の精度でペイロードを投入することを「誘導」という。
（１）「開ループ誘導」と「閉ループ誘導」
・ 誘導誤差をフィードバックして誤差を修正する誘導を「閉ループ誘導」、フィードバックループを有しない誘導を「開ループ誘導」
・「開ループ誘導」は、初期のロケットに用いられた誘導方式である。最近のロケットは、「閉ループ誘導」によって目標軌道への投入精度を向上させた「閉ループ誘導方式」を採用している。
（２）閉ループ誘導の実現方法
・ 実現方法によって、「電波誘導」と「慣性誘導」に大別される。
・ 「電波誘導」は、航法・誘導計算機を地上局に設置し、誘導計算による指令信号を地上レーダから送信して誘導を行う。従って、地上局と電波リンクの確保が前提となり、弾道ミサイル等、敵からの電波傍受・妨害が想定される場合、用いられない。
・ 「慣性誘導」は、航法・誘導計算機をロケット機体に搭載して誘導信号を得て誘導を行う。
・ 上記のいずれの誘導においても、飛行前に定めた開ループの「プログラム誘導」が誘導のベースになっている。
・ 日本のロケット史上では、N-Ⅰが「プログラム誘導」+ 「電波誘導」を、N-Ⅱ以降は、「プログラム誘導」+「慣性誘導」を採用している。
（３）間接誘導方法と直接誘導法
・ 打上げ軌道は、推進薬燃焼量を最小にするように最適化して作成される。
・ ロケットが発射されて大気の層を通過している間は、機体に過大な負荷がかかるため姿勢変更に制約がある。
・ 高度 80 km を過ぎると姿勢変更の自由度が大きくなるため、「プログラム誘導」に重畳して「閉ループ誘導」を行い軌道投入精度を向上させる。
・ 飛行前に定めた「開ループ誘導」による「打上げ軌道」を「ノミナル軌道」と呼ぶ。
・ 「閉ループ誘導」において、「誘導指令信号」を発生する処理アルゴリズムを「誘導則」と呼ぶ。
・ 「誘導則」の導出法は、「間接誘導法」（implicit法）と「直接誘導法」（explicit法）に分類される。
・ 「間接誘導法」は、ノミナル軌道に対して誤差が生じた場合、ノミナル軌道に戻すよう誘導則である。
適用例：初期のソーデルタロケット（1960年代）、サターンⅠB型ロケット（1966-75）
・ 「直接誘導法」は、現在の状態と目標とする投入軌道で定まる終端状態を満足する２点境界値問題の近似解を実時間で求めて誘導する誘導則である。実時間処理のために、搭載計算機の計算量は大きくなるが、高い誘導制度を有するので、一般的に、直接誘導法が使用されている。
適用例：N-Ⅰ（1975-82）、H-Ⅰ（1986-92）、H-Ⅱ（1994-99）
5.2.1 最適制御（Lagrange の「変分法」からのアプローチ）
（１）制御対象（非線形微分方程式で表現されるシステム）
ロケット機体の運動を n 個の状態変数（x1, x2 ,…, xn）とスカラー制御変数 u を含む非線形微分方程式：
dxi/dt = fi（x1, x2 ,…, xn , u, t）; i = 1,… , n ・・・・・・・・・・（5.1）
（２）制御条件式
φi（x1(tf）, x2(tf), … ,xn(tf), t）；i = 1,… , n ・・・・・・・・・・（5.2）
初期時刻 t=0 において初期条件 xi(0) は既知、終端時刻 tf は未定
（３）評価関数（スカラー関数 L）
J = ∫ L（x1, x2 ,…, xn , u, t）dt ；積分範囲 0 ～ tf・・・・・・・（5.3）
（４）状態変数 xi に対応する「随伴変数」：λi ( i = 1,…n )
（５）ハミルトニアン（Hamiltonian）H の定義式
H = L（x1, x2 ,…, xn , u, t）+ ∑λi fi（x1, x2 ,…, xn , u, t）;加算範囲 i=1～n
・・・・・（5.4）
（６）u(t) に制約がない場合：u(t) が最適制御となるための条件：
① d/dt = - ∂H/∂xi ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.5）
② ∂H/∂u = 0 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.6）
③ λi(tf) = [∑νi∂φi /∂xi ]t=tf ; ・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.7）
νi mi 未定のラグランジュの乗数
④ [ H ] t=tf = 0 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.8）
（注）最適制御については Pontryagin の「最大原理」からのアプローチもある。
5.2.2 操舵則と燃焼停止時刻予測
誘導則から得られた解は、最終的に、ピッチ及びヨーの操舵則に変換される。また、ペイロードを目標軌道に投入するためのエンジン燃焼停止時刻予測に使われる。
H-Ⅰ、H-Ⅱ、H-ⅡA/B ロケットについて、操舵則と燃焼停止時刻予測法を下表に示す。（参照：池田佳起、林健太郎「Hロケット誘導方式の変遷」、MSS技報・Vol20）。
| 表５－１ Ｈロケットの操舵則 | ||||
| ロケット | H-Ⅰロケット | H-Ⅱロケット | H-ⅡA/B | |
| 操舵則 | ピッチ面 | 修正線形サイン則 | 修正線形サイン則 | 慣性空間 一定角速度操舵則 |
| ヨー面 | 速度損失最小化則 | 修正線形サイン則 | ||
| 燃焼停止時刻予測 | 角運動量制御則 | 角運動量制御則 | 速度増分制御則 | |
細部については、「Hロケット誘導方式の変遷」を参照。
（１）ロケット用アビオニクスにおける誘導制御計算機
・誘導制御計算機は、計算機内にインストールされているソフトウェア（On-board Software）により、ロケットの航法・誘導・制御の計算を行う。
・計算結果は、制御機器によって実行され（機体が操作され）、ペイロードを所定の精度をもって目標軌道に投入する。
下図に、H-Ⅱロケットを例に引いて、ロケット用のアビオニクス（Avionics; Aviaation+Electronics）における誘導制御計算機(GCC)の地位を示す。
| 図５－１ H-ⅡA ：アビオニクス |
|
|
| 略語追加. SRB:Solid Roket Booster,
DAU:Data Aquisition Unit, PDB:Power
Distribution Box, G/J:Gass Jet, A.E.:Auxiliary
Engine 参照：林伸善：「ロケット用誘導制御計算機の変遷と展望」（NEC技報Vol.64 No.1/2011） |
（２）誘導制御計算機の主要機能
・IMU(Inertial Measurement Uni)、RG-PKG(Rate Gyro-Package)、LAMU(Lateral Acceleromter Unit)から情報を得て、OBS(On-board Software) により位置、速度、姿勢を計算する。
・誘導アルゴリズムに従って、エンジン、ガスジェットへ制御コマンドを送出する。また、ロケット分離などのコマンド出力する。
・地上モニタ用のテレメータの編集、符号化出力を行う。
下図に、参考までに、イプシロンロケット（Epsilon Launch Vehicle; JAXA と IHI エアロスペースによる次期小型人工衛星打上げ用固体ロケット）用の誘導制御計算機の機能ブロック線図を示す。
| 図５－２ イプシロンロケット：誘導制御系全般ブロック線図 |
 |
| 略語説明 PBS:Post Boost Stage,
MNTVC:Movable Nozzle Thrust Vector Control, SMSJ:Solid
Motor Side Jet 参照：田村誠：「イプシロンロケットの誘導制御系」（ISASニュース No.377, 2012.8） |
（３）搭載計算機の主要な仕様
下表に、H-Ⅰ～H-ⅡA/B( 現・新 )用搭載計算機の主な仕様を示す。
| 表５－２ 搭載計算機の主な仕様 | ||||
| ロケット→ | H-Ⅰ用 | H-Ⅱ用 | H-ⅡA/B(現用) | H-ⅡA/B（新） |
| 主要機能 | ・演算機能 ・デジタル装置間 インタフェース機能 |
← |
・演算機能 ・デジタル装置間 インタフェース機能 ・機体インタフェース機能 ・計測通信制御機能 |
← |
| 演算速度 | 0.28 MIPS | 0.34 MIPS | 2 MIPS | 29 MIPS |
| 演算方式 | 固定小数点 | ← | 浮動小数点 | ← |
| 記憶容量 | RAM: 32KB | RAM: 64KB | RAM: 2MB ROM: 128KB |
RAM: 4MB ROM: 2MB |
| 寸法(mm) | 300x450x180 | 296x370x205 | 270x380x220 | 230x343x273 |
| 質量(kg) | 16 | 14 | 21 | 14 |
| 消費電力（W） | 60 | 45 | 52 | 50 |
| 参照：林伸善：「ロケット用誘導制御計算機の変遷と展望」 | ||||
・飛行中のロケットを「目標姿勢」に向けることを「姿勢制御」と呼ぶ。
・制御対象としてのロケットの動力学的な特性を「機体ダイナミクス」と呼ぶ。
6.1 姿勢制御方式
・制御手段としては、空気力、エンジン推力、ガスジェットなどがる。
・代表的な方式を以下に示すが、「ジンバル制御」がメインな方式になっている 。
・機体の姿勢を制御する力は、機体重心を通る３軸周りのモーメントとして働く。
（１）空力操舵面制御
・操舵面に作用する空気の動圧（q = ρv2/2）をモーメント（「空力モーメント」）としいる。このため、空気密度（ρ）が小さい高空、機体速度（v)が低い場合は利用きない。
・Taepodong（銀河３号）についているフィンは「安定翼」である。
（２）ジェットベーン制御
・エンジンノズル後方に４枚の偏向板（「ジェットベーン；Jet Vane」）をとりつけて排気Jet 流を偏向するとき生ずる「制御モーメント」を得る。
・Taepodong（銀河２号）までは、「ジェットベーン制御」が採用されていた。
（３）ジンバル制御
・エンジン頂部を支点で吊り、ンノズルを機軸に直交する２軸方向に可動とするジンバル構造により全推力を偏向すること（Thrust Vector Control; TVC）によって「制御モーメント」を得る。
・現在、主要なロケットの制御手段として広く使われている。
・Taepodong（銀河３号）は、ジンバル制御方式をとっているものと見られている。
（４）ガスジェット制御
・主エンジン以外に、ロケットに「スラスタ（Thruster）」と呼ばれる小型のガス噴出装置を複数とりつけて「制御モーメント」得る。本方式は、一般に、「ガスジェット制御；Gass Jet; G/J」と呼ばれる。
・Taepodong（銀河３号）の第２段エンジンは、主エンジン以外に「バーニア（Vernier）」と呼ばれる補助エンジンを有している。
・ガスジェット発生燃料としては、ヒドラジン（N2H4）を触媒で分解する一液式が用いられる。
・「スラスタ」は、「PBS」(Post Boost Stage)推進系において、通常「On-Off」制御的に使われる。Taepodong（銀河３号）の第３段エンジンでも、軌道投入に採用されている。
（５）スピン制御
・機軸周りにスピンをかけて、空間に対して姿勢を一定方向に安定させるためるの制御方式である。
・通常、ロケットの最上段に使われる。
・スピンはスピンテーブルで与える。
・図５－２の「PBS推進系」における「ラムライン制御」は、その例である。
6.2 機体ダイナミクス
・制御系設計上、最もクリティカルなのは、第１段飛行中の安定性の確保である。発射から４０～５０秒後の動圧（q = ρv2/2）が最大にな時点（「Max-Q」と呼ばれている）での安定性確保が課題になる。
・第２段では、エンジンを停止して、慣性飛行フェーズ（Coasting phase）に移行した場合、ガスジェット制御により「On-Off 制御」が行われるのが一般的である。
6.2.1 第１段ジンバル制御系
（１）空力的不安定
・空力中心が重心より前方にあり不安定 ⇒ 飛翔間に重心が移動するので、各時点で制御系のゲイン余裕を適切に設定
（２）曲げ振動・捩じり振動
・質量軽減上、機体外板は極薄に作られている。→曲げ振動、捩じり振動。姿勢センサー取り付け位置によっては制御系府算定 ⇒ センサー取り付け位置、補償フィルタ。
（３）スロッシング
・飛行中に推進剤が振動することを「スロッシング」（Sloshing）と呼ぶ。スロッシングが起きると機体が不安定になる可能性がる。⇒推進剤タンク内に動揺抑制版（バッフル板）を設ける。スロッシングを考慮したフィルターの設計。
（４）エンジンの慣性
・舵角の反作用によって機体が振られる現象を「TWG」と呼ぶ。（Tail Wags Dog; （犬が尻尾を振ると）、尻尾が犬を振ることになる）
（５）横加速度
・飛翔経路、気象条件によって風によって大きな迎え角、過大な横加速度が発生し、舵角、荷重が許容範囲を超える可能性がある。⇒ 横加速度計測し、迎え角を低減する制御（Load Relief 制御）を行う。
以下に、ジンバル制御系とその過渡応答を示す。
| 図５－３ ジンバル制御系：ブロック線図 |
 |
上図の伝達関数 G(s) は、一般的に次に示す２次遅れ系で表される。
G(s) = ωn2 / (s2 + 2ζωn + ωn2 ) ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.10）
ここで、ωn：機体の固有振動、ζ：減衰係数
式（5.10）をラプラス逆変換すると、次の時間 t に関する関数 x(t) が得られる。
x(t) = ωn / sqrt(1 - ζ2 )*exp(-ζωnt)*sin(sqrt(1 - ζ2 )ωn t )・・・・・・（5.11）
式（5.11）の両辺を ωn で割って、ωn t に対する x(t)/ ωn の値をグラフに示すと下図のようになる。
| 図５－４ ジンバル制御系過渡応答 |
 |
通常、減衰係数 ζ の値は 0.6 当たりに設定される。この場合、ωn t = ７ 付近で振れが収まっている。いま、固有振動を 0.2 Hz とすると周波数を f として、
ωn t = 2πｆt = 7 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.10）
であるから、
t = 7 /0.4π = 7/1.257 ≒ 5.7 [s]
となり、６ 秒弱で整定すことがわかる。
6.2.2 第２段ガスジェット制御系
（１）使用目的
・エンジン燃焼中：ロール軸周りの制御
・エンジン燃焼後：機体姿勢の変更及び保持
（２）具体的な使われ方
・エンジン停止、フェアリング分離等に伴う姿勢誤差からの回復
・コマンド信号に追従し所望の姿勢角に傾ける。
・リミットサイクル状態で燃料消費を最小にする。
・推力飛行中に生じる外乱（ロール軸周り）を整定する。
（３）ガスジェット制御
ガスジェットのオンオフ制御は、姿勢角誤差（⊿θ）と姿勢角速度誤差（⊿ω）に基づく「切換曲線」（Switching Line）の適切な設定により、所要の姿勢角（θ）と姿勢角速度（ω）を満足させるとともに、ガスジェットの消費量を最小限に抑えるようにする。
下図に、「ガスジェット切換え曲線」の位相面表示と制御信号を示す。
| 図5-5 切換え曲線 | 図5-6 制御信号 |
 |
 |
初期状態が Γ+ にる場合：途中（曲線に交差した点）で u=+1 ⇒ u=-1 ⇒ 原点
初期状態が Γ- にる場合：途中（曲線に交差した点）で u=-1 ⇒ u=+1 ⇒ 原点
位相面において、ある関係 f(θ, ω) = 0 を満足する切換曲線において操作量 u を切り換えることにによあり、ステップ応答を最短時間で整定するようにできる。
いま、制御対象を 慣性だけからなる 2次系とすれば、次式を満足したとき、操作量を切り換えれば、その後の軌道は、直ちに原点に向かう。
θ + (1/2)ω|ω| = 0 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・（5.11）
（注）実際のロケットで使用する切り換え曲線は、不感帯を設けてオフ信号の出力域を設けている。
6.3 軌道投入精度
（１）起動投入精度評価パラメータ
・静止トランスファ軌道投入：トランスファー軌道の遠地点において「アポジキック」によって軌道変更するので、「遠地点の高度精度」が重要。
・太陽同期軌道投入：軌道傾斜と軌道高度を目標軌道に合わせる必要があるが、軌道傾斜角を合わせるために多くの燃料が消費されるので、「軌道傾斜角の精度」が重要。
（２）H-Ⅰ、H-Ⅱロケットの投入精度
| 表５－３ 軌道投入精度 | ||||
| ロケット | H-Ⅰロケット | H-Ⅱロケット | H-ⅡAロケット | |
| 投入軌道 | 太陽同期軌道 | 静止遷移軌道 | 静止遷移軌道 | |
| 投入精度 (3σ) |
高度誤差 | ±18 km | (遠)±250 km | (遠)±180 km |
| 傾斜角誤差 | ±0.2 deg | ±0.08 deg | ±0.02 deg | |
| (遠)：「遠地点」、参照：NASDA(H14) | ||||
（3）主要誤差源
・静止トランスファー軌道の場合（遠地点高度誤差）：
① 初期アライメント誤差（水平度）・・・比率 57 %
② 加速度計誤差（機軸）・・・・・・・・比率 27 %
③ その他誤差（推進系等）・・・・・・・比率 16 %
・太陽同期軌道（軌道傾斜角誤差）：
① 初期アライメント誤差（方位角）・・・比率 98 %
② その他 ・・・・・・・・・・・・・・・比率 2 %
（４）初期アライメント
・「初期アライメント」：発射直前の機体姿勢を基準方位に整定すること。
・初期アライメントの方法：① 光学計測により真北から方位を求める方法、② ジャイロコンパスにより推定計算する方法(「セルフアライメント」) がある。
・光学計測ほうが高精度であるが、アライメントが完了したセオドライトの方位を「反覘法（はんてんぽう）」によって搭載光学機器に付与する必要がある。
7 計測通信系及び電力・電装系
下図に、H-ⅡAロケットの計測通信系及び電力・電装系を示す。なお、誘導制御系（ピンク色）については、既に図5-1 で説明した部分である。
| 図５－７ 計測通信系及び電力・電装系 |
 |
| 参照：神武直彦,他「H-ⅡA アビオニクスシステムのフライトデータ解析」(NASDA) |
7.1 計測通信系
・計測通信系は、H-Ⅱロケットを踏襲して基本的に、テレメータ系（***.TX）、追尾系（RT）及び指令破壊系（CDR）に大別される。
・H-ⅡA になって、打上げ環境を詳細にモニタするため、オプションとして「技術データ収集装置」(DAU)及び「技術テレメータ送信機」(***T-TX)、フライト実験として「GPS」(GPSR)受信機を搭載した。
・主要なイベント（各段の分離、SRB分離、フェアリング分離等）の画像取得のため、「CCDカメラ」(CCD) を各所（試験1号機：4箇所、2号機：5箇所）に搭載した。
7.1.1 計測データ（テレメータシステム）
（１）計測主要項目
・推進系：エンジン燃焼圧力、推進薬流量、推進薬温度、推進薬量、タンク圧力、制御弁ステータス
・構造系：構造系各部温度、大気圧力、分離ステータス、ペイロード環境
・誘導制御系：慣性センサ・データ、ロケット慣性運動データ、エンジン操作コマンド信号、エンジン操舵角度、姿勢制御ガスジェット・スラスタ動作
・電気系：電池電圧、電池供給電流、電気・電子装置入力電圧、電気装置ハウスキーピング・データ
（注）計測項目総数は、H-ⅡA(試験２号機)で、1,466 項目である。」
（２）計測方法
・打上げ前：アンビリかルコネクタをとおして、有線で計測データを地上の受信装置に伝送する。
・打上げ後：無線テレメータ系（UHF-TX, UHFT-TX, VHF-TX, SHFT-TX）による。
（３）テレメータRFリンク
・ロケット搭載計測システムの送信機アンテナと地上装置との電波リンクを「RFリンク」という。
・テレメータ受信局数、位置は限られているので、受信不可能な期間が発生することがある。
・RFリンク成立範囲で確認できない場合は、この間のデータを一時的に「データ収集装置」(DAU) に一時的に蓄積して、RFリンクが成立する次の局でデータをダウンリンクする。
7.1.2 追尾・指令破壊系
（１）追尾系（RT= Rader Transponder）
・追尾システムは、Cバンド（5GHz帯）の「追尾レーダ・トランポンダ」(RT) と「アンテナ」から構成されている。
・RT は地上局(レーダ)からの追尾電波を受信し、それに応答する電波を地上局に送り返す。
・地上局では、RT からの信号を受信して、地上局からロケットまでの直距離(Range; Rn)、方位角(Azimuth; Az)及び上下角(Elevation; El) を測定する。
・地上からの追尾信号は、２個一対のダブルパルスで C バンドの搬送波を変調して送信され、トランスポンダで受信されたとき、パルス間隔が所定の値と一致した場合のみ、一定の遅延時間後にシングルパルスを送り返す。
・追尾系は最上段に搭載される。
（２）指令破壊システム（CDR = Command Destruct Receiver）
・指令破壊システムは、 飛行中のロケットに、① 機能の不具合発生、② 予定軌道からの外れ、により地上に危害が及ぶと判断されたとき、地上から指令により機体を破壊して危害を回避するシステムである。
・指令破壊は、次の順序をへて実行される：
第１段階：「ARM」（作動待機）・・・エンジン燃焼停止。エンジン分離禁止。
第２段階：「DESTRUCT」・・・・・爆薬による機体の破壊
・確実な動作を要求されるため２台搭載される。
・指令破壊システムのブロック線図を数に示す。
| 図５－８ 指令破壊システムブロック線図 |
 |
・地上局は、ロケットを追尾しながら、2,600 MHz 帯の搬送波に指令情報をのせてたコマンドを送信する。
・ロケットに搭載された「CDR」はコマンドを受信・解読する。
・「SDB; Sequence Destribution Box」は、電源・電装グループに分類されているが、シーケンス信号の「冗長回路」や「Inhibit 回路」等も含んだ複雑なリレーロジック回路を構成している。
・指令破壊システムは、その機能が必要となるまでは、爆薬を点火する「電気回路」及び「点火爆薬（雷管）」から「爆破装置（火工品）」までの「火道」を遮断しておく。
・「電気回路」には、リフトオフ後、回路を導通状態にする機能をもたせる。
・打上げ直前に「指令操作」により「S&A; Safe and Arm」装置をアーム状態（作動待機状態）にする。これによって「火道」できる。
・破壊指令システムは、通常は「絶対に安全」、非常時は「絶対に作動」という相矛盾する両極を保障するため、破壊指令システムの信号に対して、直列、並列冗長のリレー回路を用いて信頼性を向上させた回路を構成している。
・下図に、H-ⅡBロケットの指令破壊システムの配置を示す。
| 図５－９ H-ⅡB ロケットの指令破壊システム配置図 |
 |
| 参照：JAXA:「H-ⅡBロケットについて」（H21.6.12） |
・システムの簡素化を図るため、第１段の指令破壊システムを省略し、「早期分離破壊システム」を搭載する方式をとっている。
・第1/2段分離までは、第2段搭載の破壊指令システムで、第１段をカバーしている。
・第１段が燃焼中、異常に第1/2段が早期分離した場合、「早期分離破壊システム」が機体を自爆させる機能を有している。
7.2 電力・電装系
・打上げ前：機上搭載電源（内部電源）を最小限の使用。機体内のシステム点検、打上げシーケンス点検等は、地上電源（外部電源）を使用。
・外部電から内部電源への切り替え：打ち上げの百数十秒前（自動的）
・内外電源の強制的切り替え：第２段アンビリカル部に装着した「リフトオフスイッチ」が打上げと同時に作動して、強制的に「内部電源」に切り替える。
7.2.1 電 池（BATT）
・ロケット用電源としては、大きな出力密度を有し、出力電圧の安定した。「酸化銀亜鉛電池」を使用することが多い。
・機体に搭載している電池は、「電池組立」と呼ばれ、公称出力電圧：28 [v]、公称容量：15 ～30 [Ah] 程度のものを複数個使用する。
・各種の電源負荷は負荷特性ごとにグループ化され、各グループに最適な容量の「電池組立」を割り当てる。
・グループ分け：
① コントロール用：誘導計算機などの誘導制御系負荷
② 計測用：テレメータ装置などの計測系負荷
③ エンジン用：油圧ポンプ用モーター、火工品点火など（負荷変動、ノイズ大）
・H-ⅡAでは、補助個体ロケットのアクチュエータの動力源として「熱電池」を採用している。熱電池は常温で個体で、必要時に発熱剤を点火・燃焼させ電解質を溶融させると、高出力の放電が可能となる、（筆者も、「短SAM」の内部電源として、開発試験に立会ったことがる）
7.2.2 電力分配
（１）PDB ( Power Distribution Box; 分電箱 )
・PDB の機能：① 各機器への電源投入、 ② 供給電圧のモニター、 ③ 外部/内部電源の切替え
・PDB の構成：継電器、接続端子(モジュール)、コネクタ等から構成
（2）SDB ( Sequence Distribution Box )
・「飛行シーケンス」はプリプログラム化され、予め「誘導計算機」に格納される。
・エンジン燃焼停止時刻等は、飛行中に「誘導計算機」で計算されて設定される。
・「誘導計算機」から発信されたシーケンスは、「SDB」をとおして、「イベント実行端末」に分配される。
・「イベント実行端末」（各段分離用火工品点火イグナイタ、エンジンコントロールボックス等）は、「SDB」シーケンス信号に従ってイベントを実行する。
・「SDB」は、シーケンス信号に対する冗長回路、誤シーケンス発振に対する「インヒビット回路」等を含んだ複雑なリレーロジック回路から構成されている。
（3）火工品回路
・「破壊指令」による機体の爆破、各段・フェアリングの分離のための爆発ボルトの爆破等に火工品が使用されている。
・起爆シーケンス：電気エネルギー ⇒ イグナイタ（点火）⇒ 火工品（起爆）
・「イグナイタ」（Igniter）：ブリッジうワイヤ（電橋）で電気的に粉状薬を発火し、火炎やわずかな圧力を発生し、主として発射薬などを点火するもの。「点火雷管」、「点火薬筒」。
「最大不着火電流」：イグナイタが点火しない上限の電流（非作動時はこの値を超えてないこと）
「最小着火電流」：イグナイタを点火できる下限の電流（作動時は、この値を超えること）
（4）UMC ( Umbilical Connector)
・打ち上げの瞬間まで地上装置と接続されていて、打ち上げ時に瞬時に切り離されるもの：
① 外部電源供給ライン
② 外部/内部切換えコントロール信号ライン
③ モニタライン、等
・アンビリカルコネクタ（UMC）は、機体/地上装置間のインタフェースとして、上記のラインを含む 200 本ほどの電気信号と電力ラインを有し、打ち上げ時に瞬時に切り離される。
・UMC は、打上げ直前まで、機体側に「完全に接合」し、打上げと同時に機体側から「完全に分離」させる必要があるため、次のように３重の冗長系をもたせている。
① 地上からの電気信号コマンド
② コネクタに取り付けられた「ランヤード(Lanyard; 締め綱)」（メカニカルアンラッチ）
③ シェアピン切断
（注）「ランヤード」：打上げロケットと接続されたアンビリカルコネクタのロック機構を解除するためのワイヤのこと。
（以下続く）