JP2000193741A - Target tracking device - Google Patents

Target tracking device

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JP2000193741A
JP2000193741A JP10372632A JP37263298A JP2000193741A JP 2000193741 A JP2000193741 A JP 2000193741A JP 10372632 A JP10372632 A JP 10372632A JP 37263298 A JP37263298 A JP 37263298A JP 2000193741 A JP2000193741 A JP 2000193741A
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JP
Japan
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radar
missile
target
optical sensor
information
Prior art date
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Application number
JP10372632A
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Japanese (ja)
Inventor
Masao Tsuji
雅生 辻
Hisayuki Mukai
久幸 迎
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Mitsubishi Electric Corp
Original Assignee
Mitsubishi Electric Corp
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Publication date
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To secure the preparatory time for launching an antiballistic missile by securing an accurate detecting range in an early stage by receiving the information on a target to be detected and tracked from first radar by means of second radar through a space navigating body. SOLUTION: When a missile 4 becomes more distant from the detecting range 3a of first radar 2a and gets out of the shooting range of an antiballistic missile 5a, the time and position of the missile 4 detected by means of the first radar 2a are edited as information 8 and the information 8 is transmitted to second radar 2b through a space navigating body 7. Since the time and position when the missile 4 enters into the detecting range 3b of the second radar 2b can be presumed on a marine vessel 1b from the information 8 on the azimuth, on elevation angle, and on distance of the missile 4 received from the first radar 2a through the navigating body 7, the second radar 2b can be oriented to the missile 4 by resetting the detecting range 3b so that the radar 2b can detect the missile 4 to a far distance by narrowing the angle of the range. Therefore, when the radar 2b detects the missile 4 and measures the azimuth, elevation angle, and distance of the missile 4, the launching of an antiballistic missile 5b loaded on the vessel 1b can be prepared with a margin.

Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【0001】[0001]

【発明の属する技術分野】この発明は例えば、ミサイル
発射基地や艦船を監視し、発射された飛翔体を検知して
追跡し艦船や地上から迎撃ミサイルを発射して撃破する
ための位置情報を発信する目標追跡装置に関するもので
ある。なおここでは、説明の便宜上、ミサイル追跡装置
について以下説明する。
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention monitors, for example, a missile launching base and a ship, detects and tracks a launched projectile, and transmits position information for launching and destroying an interceptor missile from a ship or the ground. And a target tracking device. Here, for convenience of explanation, the missile tracking device will be described below.

【0002】[0002]

【従来の技術】図5は従来のミサイル追跡装置を説明す
るための図であり、図において1aは海上を航行する第
1の艦船、1bは海上を航行する第2の艦船、2aは上
記第1の艦船1aに設置されて飛翔するミサイルの方位
角θ1と仰角φ1、及び距離R1を測定する第1のレー
ダ、2bは上記第2の艦船1bに設置されて飛翔するミ
サイルの方位角θ2と仰角φ2、及び距離R2を測定す
る第2のレーダ、3aは上記第1のレーダ1aがミサイ
ルを的確に探知することのできる第1のレーダ探知範
囲、3bは上記第2のレーダ1bがミサイルを的確に探
知することのできる第2のレーダ探知範囲、4は地表上
空を飛翔するミサイル、5aは上記艦船1aに搭載され
る迎撃ミサイル、5bは上記第2の艦船1bに搭載され
る迎撃ミサイル、6は地球である。図の如く構成された
従来のミサイル追跡装置では、飛翔して第1の艦船1a
に近づいてきたミサイル4が第1のレーダ探知範囲3a
に侵入すると、第1のレーダ2aが上記ミサイル4の方
位角θ1と仰角φ1、及び距離R1を測定して上記第1
の艦船1aの搭載する図示していない迎撃ミサイルを発
射するための目標として位置情報を発信していた。また
第1の艦船1aから発射した迎撃ミサイル5aで上記ミ
サイル4を撃破できなかった場合には、第2の艦船1b
においてミサイル4が第2のレーダ探知範囲3bに侵入
すると、第2のレーダ2bが上記ミサイル4の方位角θ
2と仰角Φ2、及び距離R2を測定して上記第2の艦船
1bの搭載する迎撃ミサイル5bを発射するための目標
として位置情報を図示していない迎撃ミサイル5bの発
射装置に発信していた。
2. Description of the Related Art FIG. 5 is a view for explaining a conventional missile tracking device, in which 1a is a first ship sailing at sea, 1b is a second ship sailing at sea, and 2a is the first ship above. The first radar 2b for measuring the azimuth angle θ1 and the elevation angle φ1 of the missile that is installed and flying on the first ship 1a and the distance R1 is provided with the azimuth angle θ2 of the missile that is installed and flying on the second ship 1b. The second radar 3a for measuring the elevation angle φ2 and the distance R2 is a first radar detection range in which the first radar 1a can accurately detect a missile, and the third radar 3b is a missile for the second radar 1b. A second radar detection range that can be accurately detected, 4 is a missile that flies above the surface of the ground, 5a is an interceptor missile mounted on the ship 1a, 5b is an interceptor missile mounted on the second ship 1b, 6 is It is a sphere. In the conventional missile tracking device configured as shown in FIG.
Missile 4 approaching the first radar detection range 3a
, The first radar 2a measures the azimuth angle θ1, the elevation angle φ1, and the distance R1 of the missile 4, and
Has transmitted position information as a target for launching an interceptor missile (not shown) mounted on the ship 1a. If the missile 4 cannot be destroyed by the interceptor 5a fired from the first ship 1a, the second ship 1b
, When the missile 4 enters the second radar detection range 3b, the second radar 2b moves the azimuth θ of the missile 4
2, the elevation angle Φ2, and the distance R2 were measured, and position information was transmitted to a launch device of the interceptor missile 5b (not shown) as a target for launching the interceptor missile 5b mounted on the second ship 1b.

【0003】[0003]

【発明が解決しようとする課題】上記従来のミサイル追
跡装置では、ミサイル4の飛翔してくる方角が予め分か
っていないため、レーダ探知範囲3aを広い角度範囲に
設定する必要があり、探知可能な距離が限定されるた
め、迎撃ミサイル5aの発射準備が間に合わず撃破に失
敗する可能性が高いという課題があった。
In the above-mentioned conventional missile tracking device, since the direction in which the missile 4 flies is not known in advance, it is necessary to set the radar detection range 3a to a wide angle range, and the missile 4 can be detected. Since the distance is limited, there is a problem that the preparation for launching the interceptor missile 5a is not in time and the destruction is likely to fail.

【0004】また第1の艦船1aの搭載する迎撃ミサイ
ル5aで迎撃に失敗した場合に、第2の艦船に対してミ
サイル4の位置情報を的確に伝達する手段がないため、
第2のレーダ探知範囲3bを広い角度範囲に設定して、
第2の艦船1bの搭載する第2のレーダ2bで改めてミ
サイル4を探知する必要があるという課題があった。
[0004] Further, when interception fails with the interceptor missile 5a mounted on the first ship 1a, there is no means for accurately transmitting the position information of the missile 4 to the second ship,
By setting the second radar detection range 3b to a wide angle range,
There is a problem that the second radar 2b mounted on the second ship 1b needs to detect the missile 4 again.

【0005】この発明は上記のような課題を解決するた
めになされたものであり、レーダや光学センサで予め探
知されたミサイルの位置情報を別の場所に設置されたレ
ーダに情報伝達し、情報伝達を受けたレーダの探知範囲
を限定してより長距離の探知範囲を確保することによ
り、迎撃ミサイル発射準備のための十分な時間を確保可
能な目標追跡装置を提供するものである。
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problem, and transmits information on the position of a missile detected in advance by a radar or an optical sensor to a radar installed at another place, thereby obtaining information. It is an object of the present invention to provide a target tracking device capable of securing a sufficient time for preparation for launching an interceptor missile by limiting the detection range of a transmitted radar and securing a longer detection range.

【0006】[0006]

【課題を解決するための手段】第1の発明による目標追
跡装置は航法衛星の採用する座標系における位置座標が
既知の場所に設置され、飛翔する目標の方位角と仰角、
及び距離を測定する第1のレーダと、上記位置座標が既
知の場所に設置され、飛翔する目標の方位角と仰角、及
び距離を測定する第2のレーダと、上記第1のレーダ及
び第2のレーダと情報授受する空間航行体とにより構成
され、上記第1のレーダと上記第2のレーダとがそれぞ
れ時刻合わせした時計と上記空間航行体を介して目標の
位置情報の伝達が可能な通信装置を具備し、かつ第2の
レーダにおいて、第1のレーダが検知及び追尾した目標
の位置情報を、上記空間航行体を介して受け取り、目標
が第2のレーダの探知範囲に侵入する時刻と目標の軌道
を推定し、第2のレーダ探知範囲を第1のレーダ探知範
囲に比べて狭角で遠距離まで探知可能なレーダ範囲に設
定して目標を探知するものである。
A target tracking device according to a first aspect of the present invention is installed at a position where the position coordinates in a coordinate system adopted by a navigation satellite are known, and the azimuth and elevation of a flying target are determined.
And a second radar for measuring the distance and the azimuth and elevation of a flying target, which is installed at a location where the position coordinates are known, and a first radar and a second radar for measuring the distance. And a communication system capable of transmitting target position information via the space navigation unit and a clock whose time is adjusted by the first radar and the second radar, respectively. A second radar, which receives position information of a target detected and tracked by the first radar through the space navigation body, and a time at which the target enters a detection range of the second radar. The trajectory of the target is estimated, and the target is detected by setting the second radar detection range to a radar range that is narrower than the first radar detection range and can be detected at a long distance.

【0007】また第2の発明による目標追跡装置は航法
衛星の採用する座標系における位置座標が既知の場所に
設置され目標の方位角と仰角を測定する第1の光学セン
サと、位置座標が既知で、上記第1の光学センサとは異
なる場所に設置され、目標の方位角と仰角を測定する第
2の光学センサと、位置座標が既知の場所に設置され、
目標の方位角と仰角、及び距離を測定するレーダと、上
記第1の光学センサと第2の光学センサ及びレーダと情
報授受する空間航行体とにより構成され、第1の光学セ
ンサと第2の光学センサ、及びレーダとがそれぞれ時刻
合わせした時計と上記空間航行体を介して目標の位置情
報の伝達が可能な通信装置を具備し、かつレーダにおい
て、第1の光学センサ及び第2の光学センサが検知及び
追跡した目標の位置情報を、上記空間航行体を介して受
取り、目標がレーダの探知範囲に侵入する時刻と目標の
軌道を推定し、狭角で遠距離まで探知可能なレーダ範囲
に設定して目標を探知するものである。
A target tracking device according to a second aspect of the present invention is provided at a position where position coordinates in a coordinate system adopted by a navigation satellite are known, and a first optical sensor for measuring the azimuth and elevation of the target, and the position coordinates are known. A second optical sensor that is installed at a location different from the first optical sensor and measures the azimuth and elevation of the target, and is installed at a location where the position coordinates are known;
A radar for measuring the azimuth, elevation, and distance of the target, a first optical sensor, a second optical sensor, and a spacecraft for transmitting and receiving information to and from the radar; a first optical sensor and a second optical sensor; An optical sensor, a clock in which the radar and the radar are synchronized, and a communication device capable of transmitting target position information via the spacecraft, and a first optical sensor and a second optical sensor in the radar. Receives the position information of the target detected and tracked through the spacecraft, estimates the time at which the target enters the radar detection range and the trajectory of the target, and enters a narrow-angle radar range that can be detected at long distances. Set and detect the target.

【0008】また第3の発明による目標追跡装置は、第
2の発明による目標追跡装置について、第1、及び第2
の光学センサを人工衛星に搭載することにより目標を探
知するものである。
The target tracking device according to the third invention is the same as the target tracking device according to the second invention, except that the first and second target tracking devices are different from each other.
The target is detected by mounting the optical sensor on an artificial satellite.

【0009】[0009]

【発明の実施の形態】実施の形態1.図1はこの発明の
実施の形態1を示す構成図であり、図において1aは海
上を航行する第1の艦船、1bは海上を航行する第2の
艦船、2aは上記第1の艦船1aに設置されて飛翔する
ミサイルの方位角θ1と仰角Φ1、及び距離R1を測定
する第1のレーダ、2bは上記第2の艦船1bに設置さ
れて飛翔するミサイルの方位角θ2と仰角Φ2、及び距
離R2を測定する第2のレーダ、3aは上記第1のレー
ダ1aがミサイルを的確に探知することのできる第1の
レーダ探知範囲、3bは上記第2のレーダ2bがミサイ
ルを的確に探知することのできる第2のレーダ探知範
囲、4は地表上空を飛翔するミサイル、5aは艦船1a
が搭載する迎撃ミサイル、5bは艦船1bが搭載する迎
撃ミサイル、6は地球、7は上記第1のレーダ2a及び
第2のレーダ2bと通信して情報授受する静止通信衛星
や通信中継用航空機などの空間航行体8は上記第1のレ
ーダ2a及び第2のレーダ2bと上記空間航行体7との
間で授受される上記ミサイル4の位置等の情報である。
DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Embodiment 1 FIG. 1 is a block diagram showing Embodiment 1 of the present invention, in which 1a is a first ship sailing on the sea, 1b is a second ship sailing on the sea, and 2a is the first ship 1a. The first radar 2b for measuring the azimuth angle θ1 and elevation angle Φ1 of the missile that is installed and flying, and the distance R1 is the azimuth angle θ2 and elevation angle Φ2 of the missile that is installed and flying on the second ship 1b. The second radar for measuring R2, 3a is a first radar detection range in which the first radar 1a can accurately detect a missile, and 3b is that the second radar 2b accurately detects a missile. The second radar detection range that can be performed, 4 is a missile that flies above the ground surface, 5a is a ship 1a
5b is an interceptor missile mounted on the ship 1b, 6 is the earth, 7 is a geostationary communication satellite or communication relay aircraft that communicates with the first radar 2a and the second radar 2b to exchange information. The space navigation body 8 is information such as the position of the missile 4 transmitted and received between the first radar 2a and the second radar 2b and the space navigation body 7.

【0010】図において、飛翔して第1の艦船1aに近
づいてきたミサイル4が第1のレーダ探知範囲3aに侵
入すると、第1のレーダ2aが上記ミサイル4の方位角
と仰角、及び距離を測定して上記第1の艦船1aの搭載
する迎撃ミサイル5aを発射するための目標として位置
情報を図示していない迎撃ミサイル5aの発射装置に発
信する。また上記ミサイル4が第1のレーダ探知範囲3
aから遠ざかり迎撃ミサイル5aの射程から外れた場合
には、第1のレーダ2aで探知したミサイル4の時刻と
位置を情報8として編集し、上記空間航行体7を経由し
て第2のレーダ2bに送信する。次に第2の艦船1bで
は空間航行体7を経由して第1のレーダ2aから受信し
たミサイル4の方位角、仰角、距離の情報8により、予
めミサイル4が第2のレーダ探知範囲3bに侵入する時
刻と位置が推測できるので、第2のレーダ探知範囲3b
を第1のレーダ探知範囲3aに比べて狭角で遠距離まで
探知可能な設定にしてミサイル4に指向させる。次に第
2のレーダ2bが上記ミサイル4を探知して、飛翔する
ミサイル4の方位角と仰角、及び距離を測定して上記第
2の艦船1bの搭載する迎撃ミサイル5bを発射するた
めの目標として位置情報を図示していない迎撃ミサイル
5bの発射装置に発信する。
In FIG. 1, when a missile 4 flying and approaching a first ship 1a enters a first radar detection range 3a, the first radar 2a determines the azimuth, elevation, and distance of the missile 4. The position information is transmitted to the launching device of the intercepting missile 5a (not shown) as a target for measuring the measured and launching the intercepting missile 5a mounted on the first ship 1a. The missile 4 is located in the first radar detection range 3
In the case where the distance and the position of the missile 4 detected by the first radar 2a are deviated from the range of the interceptor missile 5a, the time and the position of the missile 4 are edited as information 8, and the second radar 2b is transmitted via the space navigation body 7. Send to Next, in the second ship 1b, the missile 4 is set in advance in the second radar detection range 3b based on the azimuth, elevation, and distance information 8 of the missile 4 received from the first radar 2a via the spacecraft 7 in advance. Since the time and position of the entry can be estimated, the second radar detection range 3b
Is set to be narrower than the first radar detection range 3a and can be detected at a long distance, and is directed to the missile 4. Next, the second radar 2b detects the missile 4, measures the azimuth angle, elevation angle, and distance of the flying missile 4, and fires the interceptor missile 5b mounted on the second ship 1b. Is transmitted to the launch device of the interceptor missile 5b (not shown).

【0011】次に動作について図2により説明する。図
において1から8は図1と同様であり、9は第1の艦船
1a及び第2の艦船1bに搭載され、相互に時刻合わせ
された時計、10は第1の艦船1a及び第2の艦船1b
に搭載され、航法衛星の発生する電波を受信する航法衛
星受信機である。
Next, the operation will be described with reference to FIG. In the figure, 1 to 8 are the same as in FIG. 1, 9 is a timepiece mounted on the first ship 1a and the second ship 1b, and timed with each other. 10 is a first ship 1a and a second ship. 1b
Is a navigation satellite receiver that receives radio waves generated by navigation satellites.

【0012】図において第1の艦船1a及び第2の艦船
1bはそれぞれ搭載する航法衛星信号受信機10により
航法衛星の採用する座標系における位置座標が既知とな
っている。ミサイル4の位置は、第1のレーダ1aが測
定した飛翔するミサイル4の方位角と仰角、及び距離と
上記第1の艦船1aの航法衛星信号受信機10による位
置座標を使用して、航法衛星の採用する座標系における
位置座標として決定する。この座標系の具体例としては
World Geodetic System84と呼
ばれる測地座標系などが使用できる。第2のレーダ2b
では、第1のレーダ1aから空間航行体7を経由して第
2のレーダ2bに送信されたミサイル4の位置座標を、
第2の艦船2bに搭載される航法衛星信号受信機10に
よる位置座標を使用して、ミサイル4の方位角θ1と仰
角Φ1、及び距離R1を決定できる。また第2レーダ2
bでは、情報8に含まれる時刻と艦船2bに搭載される
時計9の示す現時刻を比較し、飛翔するミサイル4の位
置座標から現時刻のミサイル4の位置座標と、ミサイル
4が飛翔して第2のレーダ探知範囲3bに侵入する時刻
を推定することができる。この推定は第1のレーダ1a
で測定された一連のミサイル4の位置座標の時間変化を
解析し、ミサイル4の飛翔する速度ベクトルを推定し、
ミサイル4の軌道の予測することによって行う。
In the figure, the position coordinates of a first ship 1a and a second ship 1b in a coordinate system adopted by a navigation satellite are known by an on-board navigation satellite signal receiver 10, respectively. The position of the missile 4 is determined by using the azimuth, elevation, and distance of the flying missile 4 measured by the first radar 1a, the distance, and the position coordinates of the first ship 1a by the navigation satellite signal receiver 10. Are determined as the position coordinates in the coordinate system adopted by. As a specific example of this coordinate system, a geodetic coordinate system called World Geodetic System 84 can be used. Second radar 2b
Then, the position coordinates of the missile 4 transmitted from the first radar 1a to the second radar 2b via the spacecraft 7 are
The azimuth angle θ1, the elevation angle Φ1, and the distance R1 of the missile 4 can be determined using the position coordinates of the navigation satellite signal receiver 10 mounted on the second ship 2b. Second radar 2
In b, the time included in the information 8 is compared with the current time indicated by the clock 9 mounted on the ship 2b, and from the position coordinates of the missile 4 flying, the position coordinates of the missile 4 at the current time and the missile 4 fly The time at which the vehicle enters the second radar detection range 3b can be estimated. This estimation is based on the first radar 1a.
Analyze the time change of the position coordinates of the series of missiles 4 measured in the above, estimate the speed vector of the missile 4 flying,
This is performed by predicting the trajectory of the missile 4.

【0013】なお飛翔するミサイル4の速度ベクトルの
推定は、第1のレーダ1aで行い、ミサイル4の位置座
標と時刻と共に情報8として送信しても良いし、第2の
レーダ1bで、第1のレーダ1aから送信される一連の
ミサイル4の位置座標と時刻の情報8から行っても良
い。
The estimation of the velocity vector of the flying missile 4 may be performed by the first radar 1a and transmitted as information 8 together with the position coordinates and the time of the missile 4, or the first radar 1b may transmit the information. May be performed from the position coordinates 8 and time information 8 of a series of missiles 4 transmitted from the radar 1a.

【0014】実施の形態2.図3はこの発明の実施の形
態2を示す構成図であり、図において11aは飛翔する
ミサイル4の方位角、仰角を測定する第1の光学セン
サ、11bは飛翔するミサイル4の方位角、仰角を測定
する第2の光学センサ、12aは飛翔するミサイル4の
第1の光学センサ11aによって測定される方位角と仰
角、12bは飛翔するミサイル4の第2の光学センサ1
1bによって測定される方位角と仰角、13は海上を航
行する艦船、14は上記の艦船13に設置され飛翔する
ミサイル4の方位角、仰角及び距離を測定するレーダ、
15は上記レーダ14がミサイル4を的確に探知する事
のできるレーダ探知範囲、16は艦船13に搭載される
迎撃ミサイル、4は地表上空を飛翔するミサイル、6は
地球、7は上記第1の光学センサと第2の光学センサ及
びレーダと通信して情報授受する静止通信衛星や通信中
継用航空機などの空間航行体、8は上記第1の光学セン
サ11aと第2の光学センサ11b及びレーダ14と空
間航行体7との間で授受される上記ミサイル4の位置情
報等である。
Embodiment 2 FIG. FIG. 3 is a block diagram showing Embodiment 2 of the present invention. In the drawing, 11a is a first optical sensor for measuring the azimuth and elevation of the missile 4 flying, and 11b is the azimuth and elevation of the missile 4 flying. , An azimuth angle and an elevation angle measured by the first optical sensor 11a of the flying missile 4, and 12b a second optical sensor 1 of the flying missile 4.
Azimuth and elevation measured by 1b, 13 is a ship sailing on the sea, 14 is a radar installed on the ship 13 and measures the azimuth, elevation and distance of the missile 4 flying.
15 is a radar detection range in which the radar 14 can accurately detect the missile 4; 16 is an interceptor missile mounted on the ship 13; 4 is a missile that flies above the ground; 6 is the earth; and 7 is the first missile. A space navigation body such as a geostationary communication satellite or a communication relay aircraft for communicating information with the optical sensor and the second optical sensor and the radar, and 8 is a first optical sensor 11a, a second optical sensor 11b, and a radar 14 And the positional information of the missile 4 transmitted and received between the spacecraft 7 and the spacecraft 7.

【0015】図において、第1の光学センサ11aは飛
翔するミサイル4を検知すると、上記ミサイル4の方位
角、仰角12aを測定し、時刻と共に情報8として空間
航行体7を経由してレーダ14に送信する。同様に、第
2の光学センサ11bは上記の飛翔するミサイル4を検
知すると、上記ミサイル4の方位角、仰角12bを測定
し、時刻と共に情報8として空間航行体7を経由してレ
ーダ4に送信する。次に艦船13では空間航行体7を経
由して第1の光学センサ11aと第2の光学センサ11
bから受信した方位角、仰角の情報8から、予めミサイ
ル4がレーダ探知範囲15に侵入する時刻と位置が推定
できるので、レーダ探知範囲15を狭角で遠距離まで探
知可能な設定にしてミサイル4に指向させる。次にレー
ダが上記ミサイル4を探知して、飛翔する方位角と仰
角、及び距離を測定して上記の艦船13の搭載する迎撃
ミサイル16を発射するための目標として位置情報を発
信する。
In FIG. 1, when a first optical sensor 11a detects a flying missile 4, the azimuth angle and elevation angle 12a of the missile 4 are measured, and the information is transmitted to the radar 14 via the spacecraft 7 as information 8 along with time. Send. Similarly, when the second optical sensor 11b detects the missile 4 flying above, the second optical sensor 11b measures the azimuth angle and the elevation angle 12b of the missile 4, and transmits the information as time 8 to the radar 4 via the spacecraft 7 as time information. I do. Next, in the ship 13, the first optical sensor 11 a and the second optical sensor 11
Since the time and position at which the missile 4 enters the radar detection range 15 can be estimated in advance from the azimuth and elevation information 8 received from b, the radar detection range 15 is set to a narrow angle so that it can be detected at a long distance and the missile is set. Point to 4. Next, the radar detects the missile 4, measures the azimuth, elevation, and distance of the missile 4, and transmits position information as a target for launching the interceptor missile 16 mounted on the ship 13 described above.

【0016】次に動作について図4により説明する。図
において9と10以外は図3と同様であり、9は第1の
光学センサ11aと第2の光学センサ11b、及び艦船
12に搭載され、相互に時刻合わせされた時計、10は
第1の光学センサ11aと第2の光学センサ11b、及
び艦船13に搭載され、航法衛星の発生する電波を受信
する航法衛星信号受信機である。
Next, the operation will be described with reference to FIG. 3 is the same as FIG. 3 except for 9 and 10, where 9 is a first optical sensor 11a and second optical sensor 11b, and a timepiece mounted on the ship 12 and time-synchronized with each other. It is a navigation satellite signal receiver that is mounted on the optical sensor 11a, the second optical sensor 11b, and the ship 13, and receives radio waves generated by navigation satellites.

【0017】図において第1の光学センサ11aと第2
の光学センサ11b、及び艦船13はそれぞれ搭載する
航法衛星受信機10により航法衛星の採用する座標系に
おける位置座標が既知となっている。レーダ14では、
第1の光学センサ11aが送信した飛翔するミサイル4
の方位角及び仰角12aと、第2光学センサ11bが送
信した飛翔するミサイル4の方位角及び仰角12bと、
第1の光学センサ11a及び第2の光学センサ11bそ
れぞれに搭載される航法衛星信号受信機10によるそれ
ぞれの位置座標を使用して、三角測量の原理により、航
法衛星の採用する座標系におけるミサイル4の位置座標
を決定する。またレーダ14では、情報7に含まれる時
刻と艦船13に搭載される時計9の示す現時刻を比較
し、情報8から算出した飛翔するミサイル4の位置座標
から現時刻のミサイル4の位置座標を推定し、レーダ探
知範囲に侵入する時刻を推定する。この推定は情報8か
ら算出される一連のミサイル4の位置座標の時間による
変化を解析し、ミサイル4の飛翔する速度ベクトルを推
定し、さらに軌道を予測することによって行う。なお第
1の光学センサ11aが地球を周回する人工衛星等に搭
載されている場合は、測定したミサイル4の方位角、仰
角12a及び時刻と同時に、航法衛星信号受信機10に
よる位置座標も、情報8として空間航行体7を経由し
て、レーダ14に送信する。第2の光学センサ11bの
場合も同様である。光学センサとしては広域観測が可能
な可視または近赤外線等の受動センサが使用できる。
In the figure, a first optical sensor 11a and a second optical sensor 11a
The position coordinates of the optical sensor 11b and the ship 13 in the coordinate system adopted by the navigation satellite are known by the on-board navigation satellite receiver 10. In radar 14,
Flying missile 4 transmitted by the first optical sensor 11a
And the azimuth and elevation 12a of the flying missile 4 transmitted by the second optical sensor 11b,
The missile 4 in the coordinate system adopted by the navigation satellite is used by the principle of triangulation using the respective position coordinates of the navigation satellite signal receiver 10 mounted on each of the first optical sensor 11a and the second optical sensor 11b. Is determined. Further, the radar 14 compares the time included in the information 7 with the current time indicated by the clock 9 mounted on the ship 13, and calculates the position coordinates of the missile 4 at the current time based on the position coordinates of the missile 4 flying based on the information 8. Estimate and estimate the time of entry into the radar detection range. This estimation is performed by analyzing a change in the position coordinates of the series of missiles 4 calculated from the information 8 with time, estimating the speed vector at which the missile 4 flies, and further estimating the trajectory. When the first optical sensor 11a is mounted on an artificial satellite orbiting the earth or the like, the measured azimuth angle, elevation angle 12a and time of the missile 4 as well as the position coordinates of the navigation satellite signal receiver 10 are also information. The data 8 is transmitted to the radar 14 via the spacecraft 7. The same applies to the case of the second optical sensor 11b. As the optical sensor, a visible or near-infrared passive sensor that can be observed over a wide area can be used.

【0018】[0018]

【発明の効果】この発明によれば、第2のレーダにおい
てレーダ探知範囲を広い角度範囲に設定する必要がな
く、探知可能な距離を増大させることができるため、迎
撃ミサイルの射程範囲を有効に使い、ミサイルを撃破す
る機会を多くすることができるという効果がある。
According to the present invention, it is not necessary to set the radar detection range to a wide angle range in the second radar, and the detectable distance can be increased, so that the range of the interceptor missile can be effectively increased. It has the effect of increasing the chances of destroying missiles.

【0019】また、この発明によれば、予めミサイルの
位置を把握しており、迎撃ミサイルの発射準備に十分時
間をとることができるという効果がある。
Further, according to the present invention, the position of the missile is known in advance, and there is an effect that sufficient time can be taken for preparation for launching the interceptor missile.

【0020】また、この発明によれば、光学センサを、
地球を周回する人工衛星に搭載し、複数周回させること
により観測域を広げ、広範囲にわたる地域から発射され
るミサイルに対応することが可能になるという効果があ
る。
According to the invention, the optical sensor is
It is installed on a satellite that orbits the earth, and by making multiple orbits, it is possible to expand the observation area and respond to missiles launched from a wide area.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図1】 この発明による目標追跡装置の実施の形態1
を示す構成図である。
FIG. 1 is a first embodiment of a target tracking apparatus according to the present invention;
FIG.

【図2】 この発明による目標追跡装置の実施の形態1
における動作を示す構成図である。
FIG. 2 is a first embodiment of the target tracking apparatus according to the present invention;
FIG. 3 is a configuration diagram showing the operation in.

【図3】 この発明による目標追跡装置の実施の形態2
乃至3を示す構成図である。
FIG. 3 is a second embodiment of the target tracking apparatus according to the present invention;
FIG. 4 is a configuration diagram showing the first to third embodiments.

【図4】 この発明による目標追跡装置の実施の形態2
乃至3における動作を示す構成図である。
FIG. 4 is a second embodiment of the target tracking apparatus according to the present invention;
FIG. 4 is a configuration diagram showing operations in the first to third embodiments.

【図5】 従来の目標追跡装置を示す図である。FIG. 5 is a diagram showing a conventional target tracking device.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1a 第1の艦船、1b 第2の艦船、2a 第1のレ
ーダ、2b 第2のレーダ、3a 第1のレーダ探知範
囲、3b 第2のレーダ探知範囲、4 ミサイル、5a
迎撃ミサイル、5b 迎撃ミサイル、6 地球、7
空間航行体、8情報、9 時計、10 航法衛星信号受
信機、11a 第1の光学センサ、11b 第2の光学
センサ、13 艦船、14 レーダ、15 レーダ探知
範囲、16 迎撃ミサイル。
1a first ship, 1b second ship, 2a first radar, 2b second radar, 3a first radar detection range, 3b second radar detection range, 4 missile, 5a
Intercept missile, 5b Intercept missile, 6 Earth, 7
Spacecraft, 8 information, 9 clock, 10 navigation satellite signal receiver, 11a first optical sensor, 11b second optical sensor, 13 ships, 14 radar, 15 radar detection range, 16 interceptor missile.

Claims (3)

【特許請求の範囲】[Claims] 【請求項1】 航法衛星の採用する座標系における位置
座標が既知の場所に設置され、飛翔する目標の方位角と
仰角、及び距離を測定する第1のレーダと、上記位置座
標が既知の場所に設置され、飛翔する目標の方位角と仰
角、及び距離を測定する第2のレーダと、上記第1、第
2のレーダとの情報を授受する空間航行体と、上記第
1、第2のレーダに設けられ、相互に時刻合わせされた
時計と、上記第1、第2のレーダに設けられ、上記空間
航行体を介して目標の位置情報の伝達が可能な通信装置
とを具備し、さらに上記第2のレーダは、上記第1のレ
ーダが検知及び追尾した目標の位置情報を、上記空間航
行体を介して受け取り、目標が第2のレーダの探知範囲
に侵入する時刻と目標の軌道を推定する手段を有し、か
つ第2のレーダ探知範囲を第1のレーダ探知範囲に比べ
て狭角で遠距離まで探知可能なレーダ範囲に設定したこ
とを特徴とする目標追跡装置。
1. A first radar for measuring an azimuth angle, an elevation angle, and a distance of a flying target, which is installed at a position where position coordinates in a coordinate system adopted by a navigation satellite are known, and a position where the position coordinates are known. A second radar for measuring an azimuth angle, an elevation angle, and a distance of a flying target; a spacecraft for transmitting and receiving information to and from the first and second radars; A clock provided on the radar and synchronized with each other; and a communication device provided on the first and second radars and capable of transmitting target position information via the spacecraft. The second radar receives the position information of the target detected and tracked by the first radar via the spacecraft, and determines the time at which the target enters the detection range of the second radar and the trajectory of the target. Means for estimating, and a second radar detection range A target tracking device, wherein the surroundings are set to a radar range that is narrower than a first radar detection range and can be detected at a long distance.
【請求項2】 航法衛星の採用する座標系における位置
座標が既知の場所に設置され目標の方位角と仰角を測定
する第1の光学センサと、位置座標が既知で、上記第1
の光学センサとは異なる場所に設置され、目標の方位角
と仰角を測定する第2の光学センサと、位置座標が既知
の場所に設置され、目標の方位角と仰角、及び距離を測
定するレーダと、上記第1、第2の光学センサ及びレー
ダとの情報を授受する空間航行体と、上記第1、第2の
光学センサ、及びレーダに設けられ、相互に時刻合わせ
された時計と、上記第1、第2の光学センサ、及びレー
ダにそれぞれ設けられ、上記空間航行体を介して目標の
位置情報の伝達が可能な通信装置とを具備し、さらに上
記レーダは、第1の光学センサ及び第2の光学センサが
検知及び追跡した目標の位置情報を、上記空間航行体を
介して受取り、目標がレーダの探知範囲に侵入する時刻
と目標の軌道を推定する手段を有し、かつ狭角で遠距離
まで探知可能なレーダ範囲に設定したことを特徴とする
目標追跡装置。
2. A first optical sensor which is installed at a position where a position coordinate in a coordinate system adopted by a navigation satellite is known and measures an azimuth angle and an elevation angle of a target;
A second optical sensor installed at a different location from the optical sensor for measuring the azimuth and elevation of the target, and a radar installed at a location where the position coordinates are known and measuring the azimuth, elevation and distance of the target A space navigation body for exchanging information with the first and second optical sensors and the radar, a clock provided in the first and second optical sensors and the radar, and time-adjusted to each other; A communication device provided on each of the first and second optical sensors and the radar and capable of transmitting target position information via the spacecraft, the radar further comprising: a first optical sensor; Means for receiving the position information of the target detected and tracked by the second optical sensor via the spacecraft, estimating the time at which the target enters the radar detection range and the trajectory of the target, and having a narrow angle Can be detected over long distances with Target tracking device, characterized in that set to da range.
【請求項3】 第1、第2の光学センサを人工衛星に搭
載することを特徴とする請求項2記載の目標追跡装置。
3. The target tracking device according to claim 2, wherein the first and second optical sensors are mounted on an artificial satellite.
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