JP2001174552A - 追尾装置 - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 追尾対象となる目標の挙動が運動モデルと大
きく異なる場合、追尾精度が劣化するという課題があっ
た。 【解決手段】 追尾目標の観測値ベクトルを入力し、等
速直線運動モデル又は等加速度運動モデルに基き追尾処
理を行う航空機用追尾フィルタ手段１と、万有引力の法
則に従う運動モデルに基き追尾処理を行う宇宙機用追尾
フィルタ手段２と、追尾目標の離心率及び長半径に基き
いずれかの出力を選択する追尾出力選択手段３と、航空
機用又は宇宙機用追尾フィルタ手段いずれかの出力に基
き追尾目標の観測値ベクトルが得られる追尾ゲート領域
を出力するゲート算出手段４と、レーダからの極座標の
観測値ベクトルのうち前記追尾ゲート領域内の観測値ベ
クトルを抽出して北基準直交座標に座標変換するゲート
内外判定手段５とを備えた。 【効果】 追尾目標の種類に応じて追尾出力を選択し、
追尾精度の向上をはかることができる。
きく異なる場合、追尾精度が劣化するという課題があっ
た。 【解決手段】 追尾目標の観測値ベクトルを入力し、等
速直線運動モデル又は等加速度運動モデルに基き追尾処
理を行う航空機用追尾フィルタ手段１と、万有引力の法
則に従う運動モデルに基き追尾処理を行う宇宙機用追尾
フィルタ手段２と、追尾目標の離心率及び長半径に基き
いずれかの出力を選択する追尾出力選択手段３と、航空
機用又は宇宙機用追尾フィルタ手段いずれかの出力に基
き追尾目標の観測値ベクトルが得られる追尾ゲート領域
を出力するゲート算出手段４と、レーダからの極座標の
観測値ベクトルのうち前記追尾ゲート領域内の観測値ベ
クトルを抽出して北基準直交座標に座標変換するゲート
内外判定手段５とを備えた。 【効果】 追尾目標の種類に応じて追尾出力を選択し、
追尾精度の向上をはかることができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、レーダセンサに
よって目標を追尾する追尾装置に関するものである。
よって目標を追尾する追尾装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来の追尾装置では、まず対処する目標
を想定した運動モデルを定義し，その運動モデルに基づ
いて追尾処理し，目標の運動諸元を推定する。
を想定した運動モデルを定義し，その運動モデルに基づ
いて追尾処理し，目標の運動諸元を推定する。
【０００３】従来の追尾装置について図面を参照しなが
ら説明する。図１１は、例えば『Ｓ．Ｓ．Ｂｌａｃｋｍ
ａｎ，“Ｍｕｌｔｉｐｌｅ Ｔａｒｇｅｔ Ｔｒａｃ
ｋｉｎｇ ｗｉｔｈ Ｒａｄａｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉ
ｏｎｓ“，ＡｒｔｅｃｈＨｏｕｓｅ， Ｄｅｄｈａｍ，
１９８６』に示された従来の追尾装置の構成を示すブ
ロック図である。
ら説明する。図１１は、例えば『Ｓ．Ｓ．Ｂｌａｃｋｍ
ａｎ，“Ｍｕｌｔｉｐｌｅ Ｔａｒｇｅｔ Ｔｒａｃ
ｋｉｎｇ ｗｉｔｈ Ｒａｄａｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉ
ｏｎｓ“，ＡｒｔｅｃｈＨｏｕｓｅ， Ｄｅｄｈａｍ，
１９８６』に示された従来の追尾装置の構成を示すブ
ロック図である。
【０００４】図１１において、従来の追尾装置は、後述
するゲート内外判定手段の出力を入力し、追尾目標の運
動緒元を出力する追尾フィルタ手段１と、追尾目標の観
測値ベクトルが得られる領域を出力するゲート算出手段
４Ａと、ゲート内の観測値ベクトルを抽出するゲート内
外判定手段５とから構成される。
するゲート内外判定手段の出力を入力し、追尾目標の運
動緒元を出力する追尾フィルタ手段１と、追尾目標の観
測値ベクトルが得られる領域を出力するゲート算出手段
４Ａと、ゲート内の観測値ベクトルを抽出するゲート内
外判定手段５とから構成される。
【０００５】追尾フィルタ手段１では、まず追尾処理を
行う運動モデルを選択する。選択した運動モデルに基づ
き追尾フィルタの状態変数を定義し、運動緒元の推定を
行う。ただし、これは運用前に行う処理であって、一度
運動モデルを決定すると、変更することはない。図１１
に示す追尾装置では運動モデルとして等速直進運動モデ
ルまたは等加速度運動モデルを選択したものとして説明
を行う。
行う運動モデルを選択する。選択した運動モデルに基づ
き追尾フィルタの状態変数を定義し、運動緒元の推定を
行う。ただし、これは運用前に行う処理であって、一度
運動モデルを決定すると、変更することはない。図１１
に示す追尾装置では運動モデルとして等速直進運動モデ
ルまたは等加速度運動モデルを選択したものとして説明
を行う。
【０００６】追尾フィルタ手段１は、後述するゲート内
外判定手段５において北基準直交座標系に変換されたレ
ーダからの観測値ベクトルを入力し、この観測値ベクト
ルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推定す
る平滑部１１と、この平滑部１１の出力を単位時間遅延
する遅延要素１２と、この単位時間遅延された平滑部１
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部１３とから構成される。
外判定手段５において北基準直交座標系に変換されたレ
ーダからの観測値ベクトルを入力し、この観測値ベクト
ルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推定す
る平滑部１１と、この平滑部１１の出力を単位時間遅延
する遅延要素１２と、この単位時間遅延された平滑部１
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部１３とから構成される。
【０００７】なお、運動緒元とは、追尾目標の北基準直
交座標系における、位置、速度などを表す。
交座標系における、位置、速度などを表す。
【０００８】ゲート算出手段４Ａは、追尾フィルタ手段
１の出力を入力し、追尾目標の次の観測値ベクトルが得
られる領域とその中心を出力する。
１の出力を入力し、追尾目標の次の観測値ベクトルが得
られる領域とその中心を出力する。
【０００９】ゲート内外判定手段５は、ゲート算出手段
４Ａの出力を入力し、レーダからの観測値ベクトルのう
ち追尾ゲート内の観測値ベクトルを抽出する。
４Ａの出力を入力し、レーダからの観測値ベクトルのう
ち追尾ゲート内の観測値ベクトルを抽出する。
【００１０】つぎに、従来の追尾装置の動作について図
面を参照しながら説明する。図１２は、従来の追尾装置
の動作を示すフローチャートである。
面を参照しながら説明する。図１２は、従来の追尾装置
の動作を示すフローチャートである。
【００１１】まず、ステップＳＴ９０では、運用前に追
尾処理するための運動モデルを決定する。決定した運動
モデルに基づき、追尾目標の状態変数ベクトル、すなわ
ち推定の対象となる運動緒元を定義する。これと同時
に、観測モデルも定義する。
尾処理するための運動モデルを決定する。決定した運動
モデルに基づき、追尾目標の状態変数ベクトル、すなわ
ち推定の対象となる運動緒元を定義する。これと同時
に、観測モデルも定義する。
【００１２】ここで、運動モデルとは、追尾目標の運動
を仮定した場合に、追尾目標の状態変数ベクトルがどの
ように時間的に推移するかを記述するものである。例え
ば、等速直進運動モデルを考えると、状態変数ベクトル
は北基準直交座標系における位置、速度からなる６次元
となる。
を仮定した場合に、追尾目標の状態変数ベクトルがどの
ように時間的に推移するかを記述するものである。例え
ば、等速直進運動モデルを考えると、状態変数ベクトル
は北基準直交座標系における位置、速度からなる６次元
となる。
【００１３】また、観測モデルとは、追尾目標をレーダ
などで観測する場合の観測値ベクトルと追尾目標の状態
変数、観測誤差の関係を記述するものである。
などで観測する場合の観測値ベクトルと追尾目標の状態
変数、観測誤差の関係を記述するものである。
【００１４】次に、ステップＳＴ９１では、レーダから
の観測値ベクトルを入力する。このとき、観測値ベクト
ルは極座標系で定義されたものである。極座標系におけ
る観測値ベクトルを、ここではＣｋとおく。ここで添え
字ｋは観測値ベクトルがサンプリング時刻ｔｋにおいて
得られたものであることを表す。
の観測値ベクトルを入力する。このとき、観測値ベクト
ルは極座標系で定義されたものである。極座標系におけ
る観測値ベクトルを、ここではＣｋとおく。ここで添え
字ｋは観測値ベクトルがサンプリング時刻ｔｋにおいて
得られたものであることを表す。
【００１５】次に、ステップＳＴ９２では、追尾フィル
タ手段１の予測部１３により、観測値ベクトルの得られ
たサンプリング時刻により、サンプリング間隔を算出
し、サンプリング時刻ｔｋにおける観測値ベクトルが得
られる前の運動緒元の推定値を予測値として出力する。
予測値とその誤差共分散行列を予測値ベクトルＡｋ
（−）、予測誤差共分散行列Ｐｋ（−）と呼ぶ。なお、
（−）は予測値を表す。
タ手段１の予測部１３により、観測値ベクトルの得られ
たサンプリング時刻により、サンプリング間隔を算出
し、サンプリング時刻ｔｋにおける観測値ベクトルが得
られる前の運動緒元の推定値を予測値として出力する。
予測値とその誤差共分散行列を予測値ベクトルＡｋ
（−）、予測誤差共分散行列Ｐｋ（−）と呼ぶ。なお、
（−）は予測値を表す。
【００１６】次に、ステップＳＴ９３では、ゲート算出
手段４Ａが追尾フィルタ手段１の出力を入力し、追尾目
標の観測値ベクトルが得られる有効範囲と中心を算出す
る。ゲート中心およびその領域をそれぞれＥｋ（−）、
Ｒｋ（−）とおく。
手段４Ａが追尾フィルタ手段１の出力を入力し、追尾目
標の観測値ベクトルが得られる有効範囲と中心を算出す
る。ゲート中心およびその領域をそれぞれＥｋ（−）、
Ｒｋ（−）とおく。
【００１７】次に、ステップＳＴ９４では、ゲート内外
判定手段５が、ゲート算出手段４Ａで得た領域内にある
観測値ベクトルを抽出する。ゲート内外判定手段５では
ゲート内の観測値ベクトルを抽出し、極座標における観
測値ベクトルＣｋを北基準直交座標における観測値ベク
トルＤｋに変換して出力する。
判定手段５が、ゲート算出手段４Ａで得た領域内にある
観測値ベクトルを抽出する。ゲート内外判定手段５では
ゲート内の観測値ベクトルを抽出し、極座標における観
測値ベクトルＣｋを北基準直交座標における観測値ベク
トルＤｋに変換して出力する。
【００１８】なお、領域内に複数の観測値ベクトルがあ
る場合には、様々な処理方法が考えられるが、ここでは
後述するゲート算出部の中心に最も近い観測値ベクトル
を追尾処理の対象とする。
る場合には、様々な処理方法が考えられるが、ここでは
後述するゲート算出部の中心に最も近い観測値ベクトル
を追尾処理の対象とする。
【００１９】次に、ステップＳＴ９５では、平滑部１１
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＡｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｐｋ（＋）と呼ぶ。なお、（＋）は平滑値を
表す。
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＡｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｐｋ（＋）と呼ぶ。なお、（＋）は平滑値を
表す。
【００２０】ステップＳＴ９７では、遅延要素１２よ
り、ステップＳＴ９５で得たＡｋ（＋）、Ｐｋ（＋）を
単位時間遅延する。処理終了でない場合、上述のステッ
プＳＴ９１へ戻る。
り、ステップＳＴ９５で得たＡｋ（＋）、Ｐｋ（＋）を
単位時間遅延する。処理終了でない場合、上述のステッ
プＳＴ９１へ戻る。
【００２１】
【発明が解決しようとする課題】上述したような従来の
追尾装置では、まず運用前に運動モデルを決定し、決定
した運動モデルに基づいて追尾処理を行う。しかし、追
尾対象となる目標の挙動が運動モデルと大きく異なる場
合、追尾精度が劣化する。例えば、宇宙機が観測され、
追尾しようとしても、航空機追尾で用いられている等速
直線運動モデルでは運動モデルが大きく異なるため、追
尾精度が劣化するという問題点があった。
追尾装置では、まず運用前に運動モデルを決定し、決定
した運動モデルに基づいて追尾処理を行う。しかし、追
尾対象となる目標の挙動が運動モデルと大きく異なる場
合、追尾精度が劣化する。例えば、宇宙機が観測され、
追尾しようとしても、航空機追尾で用いられている等速
直線運動モデルでは運動モデルが大きく異なるため、追
尾精度が劣化するという問題点があった。
【００２２】この発明は、前述した問題点を解決するた
めになされたもので、航空機の運動モデルと宇宙機の運
動モデルに基づく２種類以上の追尾フィルタを並列に動
作させ、追尾条件によって追尾フィルタの出力を選択す
ることができる追尾装置を得ることを目的とする。
めになされたもので、航空機の運動モデルと宇宙機の運
動モデルに基づく２種類以上の追尾フィルタを並列に動
作させ、追尾条件によって追尾フィルタの出力を選択す
ることができる追尾装置を得ることを目的とする。
【００２３】
【課題を解決するための手段】この発明の請求項１に係
る追尾装置は、北基準直交座標系に座標変換された追尾
目標の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モデル又
は等加速度運動モデルに基づき追尾処理を行う航空機用
追尾フィルタ手段と、北基準直交座標系に座標変換され
た追尾目標の観測値ベクトルを入力し、万有引力の法則
に従う運動モデルに基づき追尾処理を行う宇宙機用追尾
フィルタ手段と、前記航空機用追尾フィルタ手段及び前
記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて、いずれ
かの出力を選択する追尾出力選択手段と、前記航空機用
追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段の
いずれかの出力に基づいて、前記追尾目標の観測値ベク
トルが得られる追尾ゲート領域を出力するゲート算出手
段と、レーダからの極座標の観測値ベクトルのうち前記
追尾ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出して北基準直
交座標に座標変換するゲート内外判定手段とを備えたも
のである。
る追尾装置は、北基準直交座標系に座標変換された追尾
目標の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モデル又
は等加速度運動モデルに基づき追尾処理を行う航空機用
追尾フィルタ手段と、北基準直交座標系に座標変換され
た追尾目標の観測値ベクトルを入力し、万有引力の法則
に従う運動モデルに基づき追尾処理を行う宇宙機用追尾
フィルタ手段と、前記航空機用追尾フィルタ手段及び前
記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて、いずれ
かの出力を選択する追尾出力選択手段と、前記航空機用
追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段の
いずれかの出力に基づいて、前記追尾目標の観測値ベク
トルが得られる追尾ゲート領域を出力するゲート算出手
段と、レーダからの極座標の観測値ベクトルのうち前記
追尾ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出して北基準直
交座標に座標変換するゲート内外判定手段とを備えたも
のである。
【００２４】この発明の請求項２に係る追尾装置は、前
記追尾出力選択手段が、前記追尾目標の離心率及び長半
径を算出し、これらの値によって前記航空機用追尾フィ
ルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれか
の出力を選択するものである。
記追尾出力選択手段が、前記追尾目標の離心率及び長半
径を算出し、これらの値によって前記航空機用追尾フィ
ルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれか
の出力を選択するものである。
【００２５】この発明の請求項３に係る追尾装置は、前
記追尾出力選択手段が、前記追尾目標の対地高度又は推
定速度を算出し、いずれかの値によって前記航空機用追
尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のい
ずれかの出力を選択するものである。
記追尾出力選択手段が、前記追尾目標の対地高度又は推
定速度を算出し、いずれかの値によって前記航空機用追
尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のい
ずれかの出力を選択するものである。
【００２６】この発明の請求項４に係る追尾装置は、前
記追尾出力選択手段が、前記航空機用追尾フィルタ手段
及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段のそれぞれの予測誤
差の大小によって前記航空機用追尾フィルタ手段又は前
記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれかの出力を選択す
るものである。
記追尾出力選択手段が、前記航空機用追尾フィルタ手段
及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段のそれぞれの予測誤
差の大小によって前記航空機用追尾フィルタ手段又は前
記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれかの出力を選択す
るものである。
【００２７】この発明の請求項５に係る追尾装置は、前
記追尾出力選択手段に代えて、前記航空機用追尾フィル
タ手段及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力を重み
付け統合する追尾出力統合手段を備えたものである。
記追尾出力選択手段に代えて、前記航空機用追尾フィル
タ手段及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力を重み
付け統合する追尾出力統合手段を備えたものである。
【００２８】この発明の請求項６に係る追尾装置は、レ
ーダ信号に基づき追尾目標を識別して目標識別情報を出
力する目標識別手段をさらに備え、前記追尾出力選択手
段は、前記目標識別情報によって前記航空機用追尾フィ
ルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれか
の出力を選択するものである。
ーダ信号に基づき追尾目標を識別して目標識別情報を出
力する目標識別手段をさらに備え、前記追尾出力選択手
段は、前記目標識別情報によって前記航空機用追尾フィ
ルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれか
の出力を選択するものである。
【００２９】
【発明の実施の形態】実施の形態１．この発明の実施の
形態１に係る追尾装置について図面を参照しながら説明
する。図１は、この発明の実施の形態１に係る追尾装置
の構成を示すブロック図である。なお、各図中、同一符
号は同一又は相当部分を示す。
形態１に係る追尾装置について図面を参照しながら説明
する。図１は、この発明の実施の形態１に係る追尾装置
の構成を示すブロック図である。なお、各図中、同一符
号は同一又は相当部分を示す。
【００３０】図１において、実施の形態１に係る追尾装
置は、レーダから得られる観測値ベクトルのうち、追尾
ゲート内の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モデ
ルあるいは等加速度運動モデルなどの運動モデルに基づ
き追尾目標の運動緒元を出力する航空機用追尾フィルタ
手段１と、追尾ゲート内の観測値ベクトルを入力し、万
有引力の法則及び目標に作用するその他の力を考慮した
運動モデルに基づき追尾目標の運動緒元を出力する宇宙
機用追尾フィルタ手段２と、追尾目標の平滑値より軌道
要素、離心率と長半径を算出し、これらの値によって、
航空機用、宇宙機用いずれかの追尾フィルタ部の出力を
選択する追尾出力選択手段３と、追尾出力選択手段３の
出力を入力し、追尾目標の観測値ベクトルが得られる領
域を出力するゲート算出手段４と、観測値ベクトルのう
ち追尾ゲート内に存在するものを抽出するゲート内外判
定手段５とから構成される。
置は、レーダから得られる観測値ベクトルのうち、追尾
ゲート内の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モデ
ルあるいは等加速度運動モデルなどの運動モデルに基づ
き追尾目標の運動緒元を出力する航空機用追尾フィルタ
手段１と、追尾ゲート内の観測値ベクトルを入力し、万
有引力の法則及び目標に作用するその他の力を考慮した
運動モデルに基づき追尾目標の運動緒元を出力する宇宙
機用追尾フィルタ手段２と、追尾目標の平滑値より軌道
要素、離心率と長半径を算出し、これらの値によって、
航空機用、宇宙機用いずれかの追尾フィルタ部の出力を
選択する追尾出力選択手段３と、追尾出力選択手段３の
出力を入力し、追尾目標の観測値ベクトルが得られる領
域を出力するゲート算出手段４と、観測値ベクトルのう
ち追尾ゲート内に存在するものを抽出するゲート内外判
定手段５とから構成される。
【００３１】航空機用追尾フィルタ手段１では、北基準
直交座標系に基づき追尾フィルタの状態変数を定義し、
等速直線運動あるいは等加速度運動による運動モデルに
基づき運動緒元の推定を行う。航空機用追尾フィルタ手
段１の機能そのものは従来例の追尾フィルタ手段１と変
わらない。すなわち平滑値、予測値を出力する。例え
ば、運動モデルとして等速直線運動を想定すると、状態
変数は北基準直交座標系における位置、速度からなる６
次元となる。
直交座標系に基づき追尾フィルタの状態変数を定義し、
等速直線運動あるいは等加速度運動による運動モデルに
基づき運動緒元の推定を行う。航空機用追尾フィルタ手
段１の機能そのものは従来例の追尾フィルタ手段１と変
わらない。すなわち平滑値、予測値を出力する。例え
ば、運動モデルとして等速直線運動を想定すると、状態
変数は北基準直交座標系における位置、速度からなる６
次元となる。
【００３２】航空機用追尾フィルタ手段１は、観測値ベ
クトルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推
定する平滑部１１と、この平滑部１１の出力を単位時間
遅延する遅延要素１２と、単位時間遅延された平滑部１
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部１３とから構成される。
クトルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推
定する平滑部１１と、この平滑部１１の出力を単位時間
遅延する遅延要素１２と、単位時間遅延された平滑部１
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部１３とから構成される。
【００３３】なお、運動緒元とは、追尾目標の北基準直
交座標系における、位置、速度などを表す。
交座標系における、位置、速度などを表す。
【００３４】宇宙機用追尾フィルタ手段２は、北基準直
交座標系で状態変数ベクトルを定義し、万有引力の法則
及び追尾目標に作用するその他の力、例えば推力や空気
抵抗を想定した運動モデルに基づき運動緒元の推定を行
う。宇宙機用追尾フィルタ手段２の機能そのものは従来
例の追尾フィルタ手段１と変わらない。すなわち、平滑
値、予測値を出力する。航空機用追尾フィルタ手段１と
の相違点は、航空機用追尾フィルタの運動モデルが北基
準直交座標系各軸独立な線型関数であるのに対し、宇宙
機用追尾フィルタの運動モデルは非線型関数であること
である。従って、宇宙機用追尾フィルタは拡張カルマン
フィルタとなる。
交座標系で状態変数ベクトルを定義し、万有引力の法則
及び追尾目標に作用するその他の力、例えば推力や空気
抵抗を想定した運動モデルに基づき運動緒元の推定を行
う。宇宙機用追尾フィルタ手段２の機能そのものは従来
例の追尾フィルタ手段１と変わらない。すなわち、平滑
値、予測値を出力する。航空機用追尾フィルタ手段１と
の相違点は、航空機用追尾フィルタの運動モデルが北基
準直交座標系各軸独立な線型関数であるのに対し、宇宙
機用追尾フィルタの運動モデルは非線型関数であること
である。従って、宇宙機用追尾フィルタは拡張カルマン
フィルタとなる。
【００３５】宇宙機用追尾フィルタ手段２は、観測値ベ
クトルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推
定する平滑部２１と、この平滑部２１の出力を単位時間
遅延する遅延要素２２と、単位時間遅延された平滑部２
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部２３とから構成される。
クトルが得られた時刻における追尾目標の運動緒元を推
定する平滑部２１と、この平滑部２１の出力を単位時間
遅延する遅延要素２２と、単位時間遅延された平滑部２
１の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元
を推定する予測部２３とから構成される。
【００３６】追尾出力選択手段３は、追尾目標の軌道要
素、離心率と長半径を算出し、これらの値によって航空
機用、宇宙機用追尾フィルタいずれかの出力を選択す
る。
素、離心率と長半径を算出し、これらの値によって航空
機用、宇宙機用追尾フィルタいずれかの出力を選択す
る。
【００３７】出力選択の方法としては、離心率が規定値
α以下でかつ、長半径がβ以上の場合は、宇宙機用追尾
フィルタの出力を選択する。それ以外の条件では航空機
用追尾フィルタの出力を選択する。
α以下でかつ、長半径がβ以上の場合は、宇宙機用追尾
フィルタの出力を選択する。それ以外の条件では航空機
用追尾フィルタの出力を選択する。
【００３８】ゲート算出手段４は、追尾出力選択手段３
の出力を入力し、追尾目標の観測値ベクトルが得られる
領域を出力する
の出力を入力し、追尾目標の観測値ベクトルが得られる
領域を出力する
【００３９】ゲート算出手段４では、航空機用ゲート算
出部４１と、宇宙機用ゲート算出部４２とを備えてい
る。追尾出力選択手段３の選択結果により、いずれかの
ゲート算出部が機能し、追尾目標の観測値ベクトルが得
られる領域と中心を出力する。
出部４１と、宇宙機用ゲート算出部４２とを備えてい
る。追尾出力選択手段３の選択結果により、いずれかの
ゲート算出部が機能し、追尾目標の観測値ベクトルが得
られる領域と中心を出力する。
【００４０】ゲート内外判定手段５は、ゲート算出手段
４の出力を入力し、レーダより得られる観測値ベクトル
のうち、追尾ゲート内に存在する観測値ベクトルを抽出
すると共に座標変換を行う。
４の出力を入力し、レーダより得られる観測値ベクトル
のうち、追尾ゲート内に存在する観測値ベクトルを抽出
すると共に座標変換を行う。
【００４１】つぎに、この実施の形態１に係る追尾装置
の動作について図面を参照しながら説明する。図２は、
この発明の実施の形態１に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。
の動作について図面を参照しながら説明する。図２は、
この発明の実施の形態１に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。
【００４２】まず、ステップＳＴ１０では、レーダから
の観測値ベクトルを入力する。このとき、観測値ベクト
ルは極座標系で定義されたものである。この観測値ベク
トルをここではＣｋとおく。ここで、添え字ｋは観測値
ベクトルがサンプリング時刻ｔｋにおいて得られたもの
であることを表す。
の観測値ベクトルを入力する。このとき、観測値ベクト
ルは極座標系で定義されたものである。この観測値ベク
トルをここではＣｋとおく。ここで、添え字ｋは観測値
ベクトルがサンプリング時刻ｔｋにおいて得られたもの
であることを表す。
【００４３】次に、ステップＳＴ１１では、航空機用追
尾フィルタ手段１の予測部１３が遅延要素１２の出力を
入力し、観測値ベクトルのサンプリング時刻からサンプ
リング間隔を算出し、サンプリング時刻ｔｋにおける観
測値ベクトルが得られる前の運動緒元の推定値を予測値
として出力する。予測値とその誤差共分散行列を予測値
ベクトルＡｋ（−）、予測誤差共分散行列Ｐｋ（−）と
呼ぶ。
尾フィルタ手段１の予測部１３が遅延要素１２の出力を
入力し、観測値ベクトルのサンプリング時刻からサンプ
リング間隔を算出し、サンプリング時刻ｔｋにおける観
測値ベクトルが得られる前の運動緒元の推定値を予測値
として出力する。予測値とその誤差共分散行列を予測値
ベクトルＡｋ（−）、予測誤差共分散行列Ｐｋ（−）と
呼ぶ。
【００４４】次に、ステップＳＴ１２では、宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測部２３が遅延要素２２の出力を
入力し、観測値ベクトルのサンプリング時刻からサンプ
リング間隔を算出し、サンプリング時刻ｔｋにおける観
測値ベクトルが得られる前の運動緒元の推定値を予測値
として出力する。予測値とその誤差共分散行列を予測値
ベクトルＢｋ（−）、予測誤差共分散行列Ｑｋ（−）と
呼ぶ。
尾フィルタ手段２の予測部２３が遅延要素２２の出力を
入力し、観測値ベクトルのサンプリング時刻からサンプ
リング間隔を算出し、サンプリング時刻ｔｋにおける観
測値ベクトルが得られる前の運動緒元の推定値を予測値
として出力する。予測値とその誤差共分散行列を予測値
ベクトルＢｋ（−）、予測誤差共分散行列Ｑｋ（−）と
呼ぶ。
【００４５】次に、ステップＳＴ１３では、追尾出力選
択手段３が、1サンプリング前に選択された追尾フィル
タ手段の出力から軌道要素、離心率と長半径を算出し、
これらの値によって航空機用追尾フィルタ手段１および
宇宙機用追尾フィルタ手段２の予測値出力を選択する。
択手段３が、1サンプリング前に選択された追尾フィル
タ手段の出力から軌道要素、離心率と長半径を算出し、
これらの値によって航空機用追尾フィルタ手段１および
宇宙機用追尾フィルタ手段２の予測値出力を選択する。
【００４６】出力選択の方法としては、離心率が規定値
α以下でかつ、長半径がβ以上の場合は、宇宙機用追尾
フィルタの出力Ｂｋ（−）、Ｑｋ（−）を選択する。そ
れ以外の条件では、航空機用追尾フィルタの出力Ａｋ
（−）、Ｐｋ（−）を選択する。
α以下でかつ、長半径がβ以上の場合は、宇宙機用追尾
フィルタの出力Ｂｋ（−）、Ｑｋ（−）を選択する。そ
れ以外の条件では、航空機用追尾フィルタの出力Ａｋ
（−）、Ｐｋ（−）を選択する。
【００４７】次に、ステップＳＴ１４では、ゲート算出
手段４が追尾出力選択手段３の出力を入力し、追尾目標
の観測値ベクトルが得られる有効範囲と中心について、
追尾出力選択手段３において選択された追尾出力に基づ
き出力する。ここで航空機用追尾フィルタ手段１の出力
が選択された場合のゲート中心、およびその領域をそれ
ぞれＥｋ（−）、Ｒｋ（−）、宇宙機用追尾フィルタ手
段２の出力が選択された場合のゲート中心、およびその
領域をそれぞれＦｋ（−）、Ｓｋ（−）とおく。
手段４が追尾出力選択手段３の出力を入力し、追尾目標
の観測値ベクトルが得られる有効範囲と中心について、
追尾出力選択手段３において選択された追尾出力に基づ
き出力する。ここで航空機用追尾フィルタ手段１の出力
が選択された場合のゲート中心、およびその領域をそれ
ぞれＥｋ（−）、Ｒｋ（−）、宇宙機用追尾フィルタ手
段２の出力が選択された場合のゲート中心、およびその
領域をそれぞれＦｋ（−）、Ｓｋ（−）とおく。
【００４８】次に、ステップＳＴ１５では、ゲート内外
判定手段５が、ゲート算出手段４で得た領域内にある観
測値ベクトルを抽出する。ゲート内外判定手段５ではゲ
ート内の観測値ベクトルを抽出し、極座標における観測
値ベクトルＣｋを北基準直交座標における観測値ベクト
ルＤｋに座標変換して出力する。
判定手段５が、ゲート算出手段４で得た領域内にある観
測値ベクトルを抽出する。ゲート内外判定手段５ではゲ
ート内の観測値ベクトルを抽出し、極座標における観測
値ベクトルＣｋを北基準直交座標における観測値ベクト
ルＤｋに座標変換して出力する。
【００４９】なお、領域内に複数の観測値ベクトルがあ
る場合には、様々な処理方法が考えられるが、ここでは
後述するゲート算出部の中心に最も近い観測値ベクトル
を追尾処理の対象とする。
る場合には、様々な処理方法が考えられるが、ここでは
後述するゲート算出部の中心に最も近い観測値ベクトル
を追尾処理の対象とする。
【００５０】次に、ステップＳＴ１６では、平滑部１１
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＡｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｐｋ（＋）と呼ぶ。
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＡｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｐｋ（＋）と呼ぶ。
【００５１】次に、ステップＳＴ１７では、平滑部２１
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＢｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｑｋ（＋）と呼ぶ。
が、ゲート内外判定手段５により抽出された観測値ベク
トルＤｋを入力し、観測値ベクトルＤｋが得られた後に
おける運動緒元の推定値とその誤差共分散を算出する。
これらをそれぞれ平滑値ベクトルＢｋ（＋）、平滑誤差
共分散行列Ｑｋ（＋）と呼ぶ。
【００５２】ステップＳＴ１９では遅延要素１２によ
り、ステップＳＴ１６で得たＡｋ（＋）、Ｐｋ（＋）を
単位時間遅延する。
り、ステップＳＴ１６で得たＡｋ（＋）、Ｐｋ（＋）を
単位時間遅延する。
【００５３】また、ステップＳＴ１９では、遅延要素２
２により、ステップＳＴ１７で得たＢｋ（＋）、Ｑｋ
（＋）を単位時間遅延する。
２により、ステップＳＴ１７で得たＢｋ（＋）、Ｑｋ
（＋）を単位時間遅延する。
【００５４】平滑部１１、２１のいずれかの出力を選択
する場合は、追尾出力選択手段３の予測値の選択結果を
反映させ、予測値で選択した追尾フィルタ手段の平滑値
を選択する。
する場合は、追尾出力選択手段３の予測値の選択結果を
反映させ、予測値で選択した追尾フィルタ手段の平滑値
を選択する。
【００５５】ステップＳＴ１８では、処理終了でない場
合、上述のＳＴ１０へ戻る。
合、上述のＳＴ１０へ戻る。
【００５６】すなわち、この実施の形態１によれば、目
標追尾において等速直線運動または等加速度運動を考慮
した運動モデルに基づく航空機用追尾フィルタ手段１
と、万有引力の法則及び目標に作用するその他の力を考
慮した運動モデルに基づく宇宙機用追尾フィルタ手段２
を並列で動作し、軌道要素の推定結果により追尾出力を
選択する追尾出力選択手段３を付加したことで、追尾目
標の種類に応じて追尾出力を選択し、追尾精度の向上を
はかることができる。
標追尾において等速直線運動または等加速度運動を考慮
した運動モデルに基づく航空機用追尾フィルタ手段１
と、万有引力の法則及び目標に作用するその他の力を考
慮した運動モデルに基づく宇宙機用追尾フィルタ手段２
を並列で動作し、軌道要素の推定結果により追尾出力を
選択する追尾出力選択手段３を付加したことで、追尾目
標の種類に応じて追尾出力を選択し、追尾精度の向上を
はかることができる。
【００５７】実施の形態２．この発明の実施の形態２に
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
３は、この発明の実施の形態２に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
３は、この発明の実施の形態２に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
【００５８】図３において、３Ａは追尾目標の対地高度
及び推定速度により航空機用追尾フィルタ手段１、宇宙
機用追尾フィルタ手段２のいずれかの出力を選択する追
尾出力選択手段である。なお、図１と同一の構成部分に
は同一符号を付して説明を省略する。
及び推定速度により航空機用追尾フィルタ手段１、宇宙
機用追尾フィルタ手段２のいずれかの出力を選択する追
尾出力選択手段である。なお、図１と同一の構成部分に
は同一符号を付して説明を省略する。
【００５９】追尾出力選択手段３Ａは、航空機用追尾フ
ィルタ手段１および宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力
を入力し、航空機用、宇宙機用追尾フィルタいずれかの
出力を運用前に定めたルールに従って選択する。
ィルタ手段１および宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力
を入力し、航空機用、宇宙機用追尾フィルタいずれかの
出力を運用前に定めたルールに従って選択する。
【００６０】出力選択の方法としては、例えば、追尾開
始時は必ず航空機用追尾フィルタの出力を選択する。次
に、選択された追尾出力の対地高度が規定値μ以上、ま
たは推定速度が規定値ν以上の場合は、宇宙機用追尾フ
ィルタの出力を選択する。
始時は必ず航空機用追尾フィルタの出力を選択する。次
に、選択された追尾出力の対地高度が規定値μ以上、ま
たは推定速度が規定値ν以上の場合は、宇宙機用追尾フ
ィルタの出力を選択する。
【００６１】つぎに、この実施の形態２に係る追尾装置
の動作について図面を参照しながら説明する。図４は、
この発明の実施の形態２に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
の動作について図面を参照しながら説明する。図４は、
この発明の実施の形態２に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
【００６２】ステップＳＴ２３では、追尾出力選択手段
３Ａが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値出力を入力し、運用前に定め
たルールに従って選択する。
３Ａが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値出力を入力し、運用前に定め
たルールに従って選択する。
【００６３】出力選択の方法としては、例えば、追尾開
始時は必ず航空機用追尾フィルタの出力であるＡｋ
（−）、Ｐｋ（−）を選択する。次に、選択された追尾
出力の対地高度が規定値μ以上、または推定速度が規定
値ν以上の場合は、宇宙機用追尾フィルタの出力である
Ｂｋ（−）、Ｑｋ（−）を選択する。
始時は必ず航空機用追尾フィルタの出力であるＡｋ
（−）、Ｐｋ（−）を選択する。次に、選択された追尾
出力の対地高度が規定値μ以上、または推定速度が規定
値ν以上の場合は、宇宙機用追尾フィルタの出力である
Ｂｋ（−）、Ｑｋ（−）を選択する。
【００６４】すなわち、この実施の形態２よれば、追尾
目標の対地高度及び推定速度に応じて追尾出力を選択す
る追尾出力選択手段３Ａを備えたので、軌道要素を算出
することなく、追尾目標の飛行特性に応じた追尾フィル
タを選択し、追尾精度の向上をはかることができる。
目標の対地高度及び推定速度に応じて追尾出力を選択す
る追尾出力選択手段３Ａを備えたので、軌道要素を算出
することなく、追尾目標の飛行特性に応じた追尾フィル
タを選択し、追尾精度の向上をはかることができる。
【００６５】実施の形態３．この発明の実施の形態３に
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
５は、この発明の実施の形態３に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
５は、この発明の実施の形態３に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
【００６６】図５において、３Ｂは航空機用追尾フィル
タ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段２の追尾誤差によ
り、いずれかの追尾フィルタ手段の出力を選択する追尾
出力選択手段である。なお、図１と同一の構成部分には
同一符号を付して説明を省略する。
タ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段２の追尾誤差によ
り、いずれかの追尾フィルタ手段の出力を選択する追尾
出力選択手段である。なお、図１と同一の構成部分には
同一符号を付して説明を省略する。
【００６７】追尾出力選択手段３Ｂは、航空機用追尾フ
ィルタ手段１と宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を入
力し、各追尾フィルタ手段の予測誤差、すなわち予測値
と平滑値（観測値）の差により、航空機用、宇宙機用の
予測誤差が小さい追尾フィルタ手段の出力を選択する。
ィルタ手段１と宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を入
力し、各追尾フィルタ手段の予測誤差、すなわち予測値
と平滑値（観測値）の差により、航空機用、宇宙機用の
予測誤差が小さい追尾フィルタ手段の出力を選択する。
【００６８】つぎに、この実施の形態３に係る追尾装置
の動作について図面を参照しながら説明する。図６は、
この発明の実施の形態３に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
の動作について図面を参照しながら説明する。図６は、
この発明の実施の形態３に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
【００６９】ステップＳＴ３３では、追尾出力選択手段
３Ａが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値、平滑値を入力し、航空機
用、宇宙機用追尾フィルタの予測誤差が小さい方の追尾
出力を選択する。
３Ａが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値、平滑値を入力し、航空機
用、宇宙機用追尾フィルタの予測誤差が小さい方の追尾
出力を選択する。
【００７０】すなわち、この実施の形態３によれば、航
空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段
２の追尾出力のうち、予測誤差の小さい追尾出力を選択
する追尾出力選択手段３Ｂを備えたので、軌道要素や対
地高度あるいは推定速度による判定なしに、追尾精度の
向上をはかることができる。
空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段
２の追尾出力のうち、予測誤差の小さい追尾出力を選択
する追尾出力選択手段３Ｂを備えたので、軌道要素や対
地高度あるいは推定速度による判定なしに、追尾精度の
向上をはかることができる。
【００７１】実施の形態４．この発明の実施の形態４に
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
７は、この発明の実施の形態４に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
７は、この発明の実施の形態４に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
【００７２】図７において、６は航空機用追尾フィルタ
手段１及び宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を重み付
け統合する追尾出力統合手段である。なお、図１と同一
の構成部分には同一符号を付して説明を省略する。
手段１及び宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を重み付
け統合する追尾出力統合手段である。なお、図１と同一
の構成部分には同一符号を付して説明を省略する。
【００７３】追尾出力統合手段６は、航空機用追尾フィ
ルタ手段１および宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を
入力し、それらの予測誤差共分散行列により重み付け統
合する。なお、ゲート算出手段４では、いずれのゲート
算出部４１、４２が機能してもよい。
ルタ手段１および宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力を
入力し、それらの予測誤差共分散行列により重み付け統
合する。なお、ゲート算出手段４では、いずれのゲート
算出部４１、４２が機能してもよい。
【００７４】つぎに、この実施の形態４に係る追尾装置
の動作について図面を参照しながら説明する。図８は、
この発明の実施の形態４に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
の動作について図面を参照しながら説明する。図８は、
この発明の実施の形態４に係る追尾装置の動作を示すフ
ローチャートである。なお、上記実施の形態１の動作と
同様の箇所については説明を省略する。
【００７５】ステップＳＴ４３では、追尾出力統合手段
６が、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追尾
フィルタ手段２の予測値を入力し、それぞれの予測誤差
共分散行列Ｐ（−）、Ｑｋ（−）により重み付け統合す
る。
６が、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追尾
フィルタ手段２の予測値を入力し、それぞれの予測誤差
共分散行列Ｐ（−）、Ｑｋ（−）により重み付け統合す
る。
【００７６】すなわち、この実施の形態４によれば、航
空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段
２の追尾出力をそれぞれの誤差共分散で重み付け統合す
る追尾出力統合手段６を備えたので、追尾出力を切り替
えることによって生じる急激な出力変化を避けることが
できる。
空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィルタ手段
２の追尾出力をそれぞれの誤差共分散で重み付け統合す
る追尾出力統合手段６を備えたので、追尾出力を切り替
えることによって生じる急激な出力変化を避けることが
できる。
【００７７】実施の形態５．この発明の実施の形態５に
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
９は、この発明の実施の形態５に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
係る追尾装置について図面を参照しながら説明する。図
９は、この発明の実施の形態５に係る追尾装置の構成を
示すブロック図である。
【００７８】図９において、７はレーダ信号から目標識
別情報を出力する目標識別手段（レーダ信号処理部）、
３Ｃはの目標識別手段７の出力である目標識別結果によ
り、航空機用追尾フィルタ手段１及び宇宙機用追尾フィ
ルタ手段２の出力を選択する追尾出力選択手段である。
なお、図１と同一の構成部分には同一符号を付して説明
を省略する。
別情報を出力する目標識別手段（レーダ信号処理部）、
３Ｃはの目標識別手段７の出力である目標識別結果によ
り、航空機用追尾フィルタ手段１及び宇宙機用追尾フィ
ルタ手段２の出力を選択する追尾出力選択手段である。
なお、図１と同一の構成部分には同一符号を付して説明
を省略する。
【００７９】追尾出力選択手段３Ｃは、航空機用追尾フ
ィルタ手段１と宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力と、
目標識別手段７により目標識別情報を入力し、航空機
用、宇宙機用いずれかの追尾フィルタ手段の出力を選択
する。
ィルタ手段１と宇宙機用追尾フィルタ手段２の出力と、
目標識別手段７により目標識別情報を入力し、航空機
用、宇宙機用いずれかの追尾フィルタ手段の出力を選択
する。
【００８０】つぎに、この実施の形態５に係る追尾装置
の動作について図面を参照しながら説明する。図１０
は、この発明の実施の形態５に係る追尾装置の動作を示
すフローチャートである。なお、上記実施の形態１の動
作と同様の箇所については説明を省略する。
の動作について図面を参照しながら説明する。図１０
は、この発明の実施の形態５に係る追尾装置の動作を示
すフローチャートである。なお、上記実施の形態１の動
作と同様の箇所については説明を省略する。
【００８１】ステップＳＴ５３では、追尾出力選択手段
３Ｃが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値、平滑値出力と、目標識別手
段７からの目標識別情報を入力し、航空機用、宇宙機用
追尾フィルタのいずれかの追尾出力を選択する。
３Ｃが、航空機用追尾フィルタ手段１および宇宙機用追
尾フィルタ手段２の予測値、平滑値出力と、目標識別手
段７からの目標識別情報を入力し、航空機用、宇宙機用
追尾フィルタのいずれかの追尾出力を選択する。
【００８２】選択方法としては、追尾目標が航空機また
は不明の場合は、航空機用追尾フィルタ手段１の出力を
選択し、衛星などの軌道目標と識別された場合は宇宙機
用追尾フィルタ手段２の出力を選択する。
は不明の場合は、航空機用追尾フィルタ手段１の出力を
選択し、衛星などの軌道目標と識別された場合は宇宙機
用追尾フィルタ手段２の出力を選択する。
【００８３】すなわち、この実施の形態５によれば、レ
ーダ信号処理部（目標識別手段７）の目標識別結果によ
り、航空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィル
タ手段２の追尾出力を選択する追尾出力選択手段３Ｃを
備えたので、追尾フィルタの出力による判定を行うこと
なく、追尾目標の種類に応じた追尾出力を選択し、追尾
精度の向上をはかることができる。
ーダ信号処理部（目標識別手段７）の目標識別結果によ
り、航空機用追尾フィルタ手段１、宇宙機用追尾フィル
タ手段２の追尾出力を選択する追尾出力選択手段３Ｃを
備えたので、追尾フィルタの出力による判定を行うこと
なく、追尾目標の種類に応じた追尾出力を選択し、追尾
精度の向上をはかることができる。
【００８４】
【発明の効果】この発明の請求項１に係る追尾装置は、
以上説明したとおり、北基準直交座標系に座標変換され
た追尾目標の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モ
デル又は等加速度運動モデルに基づき追尾処理を行う航
空機用追尾フィルタ手段と、北基準直交座標系に座標変
換された追尾目標の観測値ベクトルを入力し、万有引力
の法則に従う運動モデルに基づき追尾処理を行う宇宙機
用追尾フィルタ手段と、前記航空機用追尾フィルタ手段
及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて、
いずれかの出力を選択する追尾出力選択手段と、前記航
空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ
手段のいずれかの出力に基づいて、前記追尾目標の観測
値ベクトルが得られる追尾ゲート領域を出力するゲート
算出手段と、レーダからの極座標の観測値ベクトルのう
ち前記追尾ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出して北
基準直交座標に座標変換するゲート内外判定手段とを備
えたので、追尾目標の種類に応じて追尾出力を選択し、
追尾精度の向上をはかることができるという効果を奏す
る。
以上説明したとおり、北基準直交座標系に座標変換され
た追尾目標の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モ
デル又は等加速度運動モデルに基づき追尾処理を行う航
空機用追尾フィルタ手段と、北基準直交座標系に座標変
換された追尾目標の観測値ベクトルを入力し、万有引力
の法則に従う運動モデルに基づき追尾処理を行う宇宙機
用追尾フィルタ手段と、前記航空機用追尾フィルタ手段
及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて、
いずれかの出力を選択する追尾出力選択手段と、前記航
空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ
手段のいずれかの出力に基づいて、前記追尾目標の観測
値ベクトルが得られる追尾ゲート領域を出力するゲート
算出手段と、レーダからの極座標の観測値ベクトルのう
ち前記追尾ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出して北
基準直交座標に座標変換するゲート内外判定手段とを備
えたので、追尾目標の種類に応じて追尾出力を選択し、
追尾精度の向上をはかることができるという効果を奏す
る。
【００８５】この発明の請求項２に係る追尾装置は、以
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記追尾
目標の離心率及び長半径を算出し、これらの値によって
前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フ
ィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追尾目標
の種類に応じて追尾出力を選択し、追尾精度の向上をは
かることができるという効果を奏する。
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記追尾
目標の離心率及び長半径を算出し、これらの値によって
前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フ
ィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追尾目標
の種類に応じて追尾出力を選択し、追尾精度の向上をは
かることができるという効果を奏する。
【００８６】この発明の請求項３に係る追尾装置は、以
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記追尾
目標の対地高度又は推定速度を算出し、いずれかの値に
よって前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用
追尾フィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追
尾目標の飛行特性に応じて追尾出力を選択し、追尾精度
の向上をはかることができるという効果を奏する。
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記追尾
目標の対地高度又は推定速度を算出し、いずれかの値に
よって前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用
追尾フィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追
尾目標の飛行特性に応じて追尾出力を選択し、追尾精度
の向上をはかることができるという効果を奏する。
【００８７】この発明の請求項４に係る追尾装置は、以
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記航空
機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フィルタ手
段のそれぞれの予測誤差の大小によって前記航空機用追
尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のい
ずれかの出力を選択するので、軌道要素や対地高度ある
いは推定速度による判定なしに、追尾精度の向上をはか
ることができるという効果を奏する。
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段が、前記航空
機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フィルタ手
段のそれぞれの予測誤差の大小によって前記航空機用追
尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のい
ずれかの出力を選択するので、軌道要素や対地高度ある
いは推定速度による判定なしに、追尾精度の向上をはか
ることができるという効果を奏する。
【００８８】この発明の請求項５に係る追尾装置は、以
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段に代えて、前
記航空機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フィ
ルタ手段の出力を重み付け統合する追尾出力統合手段を
備えたので、追尾出力を切り替えることによって生じる
急激な出力変化を避けることができるという効果を奏す
る。
上説明したとおり、前記追尾出力選択手段に代えて、前
記航空機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フィ
ルタ手段の出力を重み付け統合する追尾出力統合手段を
備えたので、追尾出力を切り替えることによって生じる
急激な出力変化を避けることができるという効果を奏す
る。
【００８９】この発明の請求項６に係る追尾装置は、以
上説明したとおり、レーダ信号に基づき追尾目標を識別
して目標識別情報を出力する目標識別手段をさらに備
え、前記追尾出力選択手段は、前記目標識別情報によっ
て前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾
フィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追尾フ
ィルタの出力による判定を行うことなく、追尾目標の種
類に応じた追尾出力を選択し、追尾精度の向上をはかる
ことができるという効果を奏する。
上説明したとおり、レーダ信号に基づき追尾目標を識別
して目標識別情報を出力する目標識別手段をさらに備
え、前記追尾出力選択手段は、前記目標識別情報によっ
て前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾
フィルタ手段のいずれかの出力を選択するので、追尾フ
ィルタの出力による判定を行うことなく、追尾目標の種
類に応じた追尾出力を選択し、追尾精度の向上をはかる
ことができるという効果を奏する。
【図１】 この発明の実施の形態１に係る追尾装置の構
成を示すブロック図である。
成を示すブロック図である。
【図２】 この発明の実施の形態１に係る追尾装置の動
作を示すフローチャートである。
作を示すフローチャートである。
【図３】 この発明の実施の形態２に係る追尾装置の構
成を示すブロック図である。
成を示すブロック図である。
【図４】 この発明の実施の形態２に係る追尾装置の動
作を示すフローチャートである。
作を示すフローチャートである。
【図５】 この発明の実施の形態３に係る追尾装置の構
成を示すブロック図である。
成を示すブロック図である。
【図６】 この発明の実施の形態３に係る追尾装置の動
作を示すフローチャートである。
作を示すフローチャートである。
【図７】 この発明の実施の形態４に係る追尾装置の構
成を示すブロック図である。
成を示すブロック図である。
【図８】 この発明の実施の形態４に係る追尾装置の動
作を示すフローチャートである。
作を示すフローチャートである。
【図９】 この発明の実施の形態５に係る追尾装置の構
成を示すブロック図である。
成を示すブロック図である。
【図１０】 この発明の実施の形態５に係る追尾装置の
動作を示すフローチャートである。
動作を示すフローチャートである。
【図１１】 従来の追尾装置の構成を示すブロック図で
ある。
ある。
【図１２】 従来の追尾装置の動作を示すフローチャー
トである。
トである。
１ 航空機用追尾フィルタ手段、２ 宇宙機用追尾フィ
ルタ手段、３、３Ａ、３Ｂ、３Ｃ 追尾出力選択手段、
４ ゲート算出手段、５ ゲート内外判定手段、６ 追
尾出力統合手段、７ 目標識別手段、１１ 平滑部、１
２ 遅延要素、１３ 予測部、２１ 平滑部、２２ 遅
延要素、２３ 予測部、４１ 航空機用ゲート算出部、
４２ 宇宙機用ゲート算出部、４３ ゲート選択制御
部。
ルタ手段、３、３Ａ、３Ｂ、３Ｃ 追尾出力選択手段、
４ ゲート算出手段、５ ゲート内外判定手段、６ 追
尾出力統合手段、７ 目標識別手段、１１ 平滑部、１
２ 遅延要素、１３ 予測部、２１ 平滑部、２２ 遅
延要素、２３ 予測部、４１ 航空機用ゲート算出部、
４２ 宇宙機用ゲート算出部、４３ ゲート選択制御
部。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 小菅 義夫 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 Ｆターム(参考） 5J070 AC03 AC06 AC20 AE04 AE20 AH19 AH50 AJ03 AK13 AK22 AL01 BB01 BB03 BB05 BB06 BB16 BB17 BB20
Claims (6)
- 【請求項１】 北基準直交座標系に座標変換された追尾
目標の観測値ベクトルを入力し、等速直線運動モデル又
は等加速度運動モデルに基づき追尾処理を行う航空機用
追尾フィルタ手段と、 北基準直交座標系に座標変換された追尾目標の観測値ベ
クトルを入力し、万有引力の法則に従う運動モデルに基
づき追尾処理を行う宇宙機用追尾フィルタ手段と、 前記航空機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フ
ィルタ手段の出力に基づいて、いずれかの出力を選択す
る追尾出力選択手段と、 前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フ
ィルタ手段のいずれかの出力に基づいて、前記追尾目標
の観測値ベクトルが得られる追尾ゲート領域を出力する
ゲート算出手段と、 レーダからの極座標の観測値ベクトルのうち前記追尾ゲ
ート領域内の観測値ベクトルを抽出して北基準直交座標
に座標変換するゲート内外判定手段とを備えたことを特
徴とする追尾装置。 - 【請求項２】 前記追尾出力選択手段は、前記追尾目標
の離心率及び長半径を算出し、これらの値によって前記
航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィル
タ手段のいずれかの出力を選択することを特徴とする請
求項１記載の追尾装置。 - 【請求項３】 前記追尾出力選択手段は、前記追尾目標
の対地高度又は推定速度を算出し、いずれかの値によっ
て前記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾
フィルタ手段のいずれかの出力を選択することを特徴と
する請求項１記載の追尾装置。 - 【請求項４】 前記追尾出力選択手段は、前記航空機用
追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フィルタ手段の
それぞれの予測誤差の大小によって前記航空機用追尾フ
ィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィルタ手段のいずれ
かの出力を選択することを特徴とする請求項１記載の追
尾装置。 - 【請求項５】 前記追尾出力選択手段に代えて、 前記航空機用追尾フィルタ手段及び前記宇宙機用追尾フ
ィルタ手段の出力を重み付け統合する追尾出力統合手段
を備えたことを特徴とする請求項１記載の追尾装置。 - 【請求項６】 レーダ信号に基づき追尾目標を識別して
目標識別情報を出力する目標識別手段をさらに備え、 前記追尾出力選択手段は、前記目標識別情報によって前
記航空機用追尾フィルタ手段又は前記宇宙機用追尾フィ
ルタ手段のいずれかの出力を選択することを特徴とする
請求項１記載の追尾装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP36311799A JP3641566B2 (ja) | 1999-12-21 | 1999-12-21 | 追尾装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP36311799A JP3641566B2 (ja) | 1999-12-21 | 1999-12-21 | 追尾装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001174552A true JP2001174552A (ja) | 2001-06-29 |
| JP3641566B2 JP3641566B2 (ja) | 2005-04-20 |
Family
ID=18478549
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP36311799A Expired - Lifetime JP3641566B2 (ja) | 1999-12-21 | 1999-12-21 | 追尾装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3641566B2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007183112A (ja) * | 2006-01-04 | 2007-07-19 | Mitsubishi Electric Corp | 目標追尾装置 |
| JP2008045930A (ja) * | 2006-08-11 | 2008-02-28 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
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| JP2013079970A (ja) * | 2012-12-04 | 2013-05-02 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
| JP2013242183A (ja) * | 2012-05-18 | 2013-12-05 | Mitsubishi Electric Corp | 落下運動判定装置 |
| JP2015099097A (ja) * | 2013-11-19 | 2015-05-28 | 株式会社東芝 | 合成開口レーダ装置及びその画像処理方法 |
| CN108490430A (zh) * | 2018-03-06 | 2018-09-04 | 中国船舶重工集团公司第七二四研究所 | 一种基于目标分类的相控阵跟踪资源自适应调度方法 |
| CN111308457A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-06-19 | 成都汇蓉国科微系统技术有限公司 | 脉冲多普勒雷达寻北的方法、系统及存储介质 |
-
1999
- 1999-12-21 JP JP36311799A patent/JP3641566B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| CN111308457A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-06-19 | 成都汇蓉国科微系统技术有限公司 | 脉冲多普勒雷达寻北的方法、系统及存储介质 |
| CN111308457B (zh) * | 2019-12-11 | 2021-11-16 | 成都汇蓉国科微系统技术有限公司 | 脉冲多普勒雷达寻北的方法、系统及存储介质 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3641566B2 (ja) | 2005-04-20 |
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