JPS60249074A - 飛翔体航跡推定方式 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の技術分野 本発明は、インタフェロメータ方式を利用して互いに交
叉する複数の扇形アンテナローブを形成し、それらの扇
形アンテナローブを通過する飛行機、ロケット、砲弾等
の飛翔体を検出して、その飛翔体の航跡を推定する飛翔
体航跡推定方式に関するものである。

従来技術と問題点 飛行機等の飛翔体をレーダにより検出することは周知で
あり、表示画面上で輝点の移動により飛翔体の移動方向
を観測することができる。又迫撃砲等の位置を推定する
為に、対迫撃砲レーダが知られている。これは、ペンシ
ルビームを高速で掃引して偏平な扇形覆域を相互に間隔
をおいて２〜３個空間に形成し、発射地点が山形等によ
り不明な場合でも、上空に向かって発射された砲弾が扇
形覆域を通過するので、その通過時点で発生した反射波
を受信検出して、ペンシルビームの掃引の時間関係によ
り砲弾の通過点座標をめ、その座標情報から弾道曲線を
推定し、その弾道曲線から山形等に隠れている砲弾の発
射点を推定するものである。

しかし、ペンシルビームによって形成される扇形覆域は
２〜３個であるから、座標情報も２〜３個となり、この
少ない座標情報から弾道曲線を精度良くめることは困難
である。又ペンシルビームを高速掃引する為の構成は複
雑となり、扇形覆域を更に多くして弾道曲線の精度を向
上させることは不可能に近いものであった。従って、高
精度な砲弾の発射位置の推定は困難であった。

発明の目的 本発明は、飛翔体の航跡を簡単な構成により精度良く推
定できるようにすることを目的とするものである。

発明の構成 本発明は、前記目的を達成する為、インタフェロメータ
方式による複数の扇形アンテナローブを互いに交叉させ
るようにそれぞれ所要の傾斜角で配置した複数組のアン
テナと、該アンテナにより前記扇形アンテナローブを通
過した飛翔体の反射波を受信して飛翔体の前記扇形アン
テナローブの通過座標情報をめる信号処理部と、該信号
処理部からの座標情報をもとに三次元座標情報を形成し
て前記飛翔体の航跡を推定処理する航跡推定部とを備え
、前記扇形アンテナローブ数に対応する数の前記座標情
報により前記飛翔体の航跡を推定するものであり、イン
タフェロメータ方式のアンテナを少なくとも２組設ける
ことにより、飛翔体の座標情報数を多くして、高精度で
飛翔体の航跡を推定することが可能となるものである。

以下実施例について詳細に説明する。

発明の実施例 第１図は、本発明の実施例の要部ブロック図であり、１
．２は一方のインタフェロメータ方式のアンテナ、１１
．１２は他方のインタフェロメータ方式のアンテナ、３
．１３は分岐結合器、４゜１４は送信と受信の信号を分
離するサーキュレータ、５．１５は送信部、６，１６は
変調部、７゜１７は受信部、８，１８は信号処理部、９
は航跡推定部、１０はブラウン管等からなる表示部であ
る。

第２図は、アンテナ１．２．ｌ’ｌ、１２の配置の概略
説明図であり、アンテナ１．２は間隔りをおいて垂直方
向に配置され、アンテナ１１．１２はアンテナ１，２の
支柱に対して角度θで傾斜した支柱に間隔りをおいて配
置されている。それにより、一方のアンテナ１．２によ
って水平面では広く且つ垂直面では狭い偏平な扇形アン
テナローブが複数個相互に間隔をおいて形成され、他方
のアンテナ１１．１２によって、一方のアンテナ１．２
による扇形アンテナローブに対して角度θ傾斜した複数
の扇形アンテナローブが相互に間隔をおいて形成される
。なお、一方のアンテナ１，２の間隔と他方のアンテナ
１１．１２の間隔とを異なるようにすることも可能であ
る。

アンテナ１．２及び１１．１２の間隔りは、電波の波長
をλとすると、はぼ２ｏλに選定することができる。間
隔りと波長λとの関係により扇形アンテナローブの相互
の間隔が定まるものであり、λ／Ｄ　（ラジアン〕の角
度間隔となる。又傾斜角度θは、アンテナ１．２による
扇形アンテナローブと、アンテナ１１．１２による扇形
アンテナローブとの交叉角を決めるもので、航跡を推定
すべき飛翔体の種類等に応じて選定されるものである。

第３図は、真横からみた扇形アンテナローブ・パターン
の一例を示すものであり、偏平な扇形のアンテナローブ
がアンテナから放射状に一定の角度間隔をおいて形成さ
れている。又第４図は、アンチｊ−１，２による扇形ア
ンテナローブＡと、アンテナ１１．１２による扇形アン
テナローブＢとが交叉していることを示すものである。

各扇形アンテナローブの中心線で交叉するようにするこ
とが望ましいが、必ずしも中心線で交叉させる必要はな
い。

アンテナ１，２，１１．１２をホーンアンテナとし、垂
直面の開口角を約２５°、水平面の開口角を約６０°と
すると、波長１０ｍｍの場合のホーンの軸方向の長さは
約２０λ即ち２００ｍｍとなり、開口部の垂直方向の長
さは、約２００ｍｍとなる。又２５°の仰角範囲内に２
０個の扇形アンテナローブを形成する場合は、 ２５°　３６０°　１０ ２０　２π　Ｄ となり、Ｄ＝　４６０　（ｍｍ）となる。従って、ホー
ンアンテテの開口面の垂直方向寸法２００ｍｍに比較し
て大きい間隔りとなるので、給電点を垂直方向に間隔を
おいて配列することが可能となるものである。

第３図に於いて、扇形アンテナローブに対して鎖線で示
すように飛翔体が飛行した場合は、各扇形アンテナロー
ブを飛翔体が通過した時の反射波をアンテナ１，２，１
１．１２が受信することになる。アンテナ１，２で受信
した信号は、分岐結合器３とサーキュレータ４とを介し
て受信部７に・加えられ、反射波のみを増幅して信号処
理部８に加える。又アンテナ１１．１２で受信した信号
についても同様に、分岐結合器１３とサーキュレータ１
４とを介して受信部１７に加えられ、反射波のみを増幅
して信号処理部１８に加える。

信号処理部８，１８では、扇形アンテナローブ間の間隔
と受信信号との関係により飛翔体が扇形アンテナローブ
を通過した座標情報をめ、航跡推定部９へ転送する。航
跡推定部９では、２組の座標情報から三次元座標情報を
めて、飛翔体の航跡を推定するものである。

第３図に於いて、鎖線で示すように飛翔体が扇形アンテ
ナローブを通過した場合、アンテナ１゜２による扇形ア
ンテナローブＡｔ　（ｉ＝１．２゜３、・・・ｎ）を、
第５図の（ａｌに示すように通過し、アンテナ１１．１
２による扇形アンテナローブＢｊ　（ｊ＝１．　２．３
．　・−−ｍ）を、第５図の（ｂ）に示すように通過す
ることになる。即ち、扇形アンテナローブＡ＋に於いて
は、Ｐｉ点を飛翔体が通過し、この扇形アンテナローブ
Ａｉに対して、角度θ傾斜して交叉する扇形アンテナロ
ーブＢｊに於いては、Ｑｊ点を飛翔体が通過することに
なる。

第６図の（ａｌは送信パルスの一例を示し、送信部５．
１５からサーキュレータ４，１４及び分岐結合器３，１
３を介してアンテナ１，２及び１１．１２にパルス信号
が送られて、交叉された扇形アンテナローブＡｉ、Ｂｊ
が形成される。又（ｂ）は扇形アンテナローブ７１−ｉ
の飛翔体通過点Ｐｉに対応するアンテナ１，２の受信信
号、又（Ｃ）は扇形アンテナローブＢｊの飛翔体通過点
Ｑｊに対応するアンテナ１１．．１２の受信信号の一例
を示す。即ち、扇形アンテナローブＡｉに於いては、直
角に近い角度で飛翔体が通過するので、通過点Ｐｉの間
隔は狭くなり、又扇形アンテナローブＢｊに於いては、
大きな角度で飛翔体が通過するので、通過点Ｑｊの間隔
は広くなる。従って、アンテナ１゜２の受信信号の時間
間隔Δｉａは（ｂ）に示すように短く、又アンテナ１１
．１２の受信信号の時間間隔Δｊｂは（Ｃ）に示すよう
に長くなる。なおＴｉａ、Ｔｊｂ　（ｉ、ｊ＝１，２，
３．　・・・）は通過時刻を示す。

前述の通過点ｐｉ、Ｑｊに対応する第６図の（ｂｌ、（
Ｃ）の受信信号は、時刻ｔ。の送信パルスを時刻１、で
受信した場合を示し、通過点までの往復時間ｔは、ｔ＝
ｔ　、−ｔｏとなる。この受信信号は時系列信号となる
から、アンテナシステムを原点とした各通過点ｐｉ、Ｑ
ｊの距離をめることができる。これは通常のレーダシス
テムに於いて周知のことである。即ち、成る扇形アンテ
ナローブＡ、上で、時刻１ｏに送信パルスがアンテナか
ら放射された後の時刻１．に反射波を受信したとすると
、光速をＣとした時、アンテナ位置を原点として、ｒ＋
＝１／２・　（ｔｉ−ｔｏ）　・Ｃの半径の円弧上に通
過点ＰＩが存在することになる。又水平面に対する扇形
アンテナローブの角度φ１は予め判るので、通過点Ｐ＋
の座標は、水平面に対して角度φ１の面上の原点から半
径ｒ１の円弧上にあることが判る。

前述と同様に、ｉ番目の扇形アンテナローブに於ける通
過点は、反射波を時刻ｔ、に受信したとすると、１／２
・　（ｔｉ−ｔ。）・Ｃの半径１遍の円弧上であり、ア
ンテナ１．２による扇形アンテナローブＡ＋に於ける通
過点Ｐｉの半径ｒｉｍと仰角φｉ８、又アンテナ１１．
１２による扇形アンチナローブＢｊに於ける通過点Ｑｊ
の半径ｒｉｂと仰角φ４ｂとをめることができるもので
あり、扇形アンテナローブＡｉ、Ｂｊの交叉角θを含む
これらの情報から各通過点Ｐｉ、Ｑｊの三次元座標をめ
ることができる。又各通過点ＰｉｔＱｊ間の距離と時間
とにより飛翔体の速度をめることができる。そして、飛
翔体の通過点の三次元座標と速度とにより、飛翔体の航
跡を推定することができ、対迫撃砲レーダとして使用し
た場合には、弾道曲線から発射地点を容易に推定するこ
とが可能となる。

このような三次元座標により航跡をめる演算を航跡推定
部９に於いて行うものであり、カルマンフィルタ（Ｋａ
ｌｍａｎ　ｆ　ｆｉｔｅｒ）技術を用いて推定を行うこ
とができる。このカルマンフィルタ技術は、人工衛星の
軌道追跡等に利用されており、入力する信号数を多くす
ることにより、フィルタ出力精度を理論的なレベルに近
づけることができる。前述の実施例に於いては、扇形ア
ンテナローブ数を例えば、角度２５°の範囲内に約２０
個形成することができるので、三次元座標数を容易に２
０個とすることができ、カルマンフィルタ技術による航
跡推定精度を充分な値とすることが可能となる。

航跡推定部９に於いてめた飛翔体の推定航跡を表示部１
０に表示させることができる。このような表示制御は従
来周知の技術を使用するこＥ＜能である。

第７図は、前述の航跡推定部９の説明図であり、電子計
算機により構成され、そのプログラムは三つの主要機能
である（１）三次元座標算定アルゴリズム、（２）カル
マンフィルタ・アルゴリズム、（３）発射点算定アルゴ
リズム及び表示処理プログラムから構成されている。

彎　三次元座標算定アルゴリズム（１１は、信号処理部
８．１８が出力するデータ（（ｒｉ、、φｉ及び最下端
の扇形アンテナローブを始点として測定した当該ローブ
の通過時刻Ｔｉａ）及び（”ｊｂ＋　φ、。

Ｔｉｂ））と、２組あアンテナの交叉角θがら水平面と
鉛直線で適当に設定された三次元直交座標系に於けるＰ
ｉの座標を算出する。その演算手順を作図的に説明する
と、 １）扇形アンテナローブＡ１上の円弧ｒｉｍを水平面へ
垂直に射影する。

１ｉ）Ｔｉａに最も近いＴｊｂに対応する扇形アンテナ
ローブＢｊ上の円弧ｒｉｂと、次にＴｉａに近いＴｊ−
＋ｂ（或いはＴｊ−＋ｂ）のＢｊ＋＋（或いはＢ　ｊ−
＋）の円弧ｒ＝−＋ｂ（或いはｒＪ−’Ｉｂ）を同じ水
平面へ垂直に射影する。

ｉｉｉ　）前記ｉｉ）でまる二つの曲線の間に通過時刻
Ｔｉａと等しい通過・時刻が得られるであ２う仮想の扇
形アンテナロープＢｊ系ロープ上の円弧射影に相当する
曲線を内挿する。

ｉｖ）前記ｉｉｉ　）の曲線と前記ｉ）の曲線との交点
の座標がＰｉの水平面の二次元座標を与える。この交点
と前記ｉ）の曲線までの最短距離が３番目の座標値を与
える。

■）前記ｉ）からｉｖ）の手順を１＝１からｎまで繰り
返し行うことにより、Ｐｉの三次・元座標がまる。

又カルマンフィルタ・アルゴリズム（２）は、前述の処
理ステップでめられた通過点Ｐｉの三次元座標とその通
過時刻’ｌ”ｉａとから、風、空気密度等の変化の影響
による飛翔体自身の運動変化と、測定レーダ系及び前述
の三次元座標算定過程の総合誤差を、その自乗平均値が
最小となるように、航跡推定を行う。例えば、地上から
発射された砲弾の弾道から発射地点を推定する場合につ
いてその機能を説明すると、時刻Ｔｋに於ける砲弾の水
平面からの高さをＸｋ＋垂直方向の速度をｘｋｌ、垂直
方向の加速度をｘｋ　”とし、ベクトル表示を用いて、 とすると、この弾道推定システムは、 ・・・・（２） ７に＝Ｃ１００）島＋ω　・・・・（３）と表される。

ここに、 ΔアーＴ　Ｋ　＋　１　Ｔ　ｗ Ｌｂ＝ステップ（１）でめられた時刻Ｔｈに於Ｃ−）る
砲弾の高さの観測値、 Ｕ−風、空気の密度等の変化による砲弾の高さ方向の加
速度、 ω−観測レーダ系からステップ（１］までの観測誤差、 を示すものである。

カルマンフィルタ理論（例えば「カルマン・フィルター
」有本卓著、産業図書（１９１７）発行を参照）によれ
ば、観測値ｙ＋＋　３’２１　・・ｙｋを得たときのＸ
ｊ　（ｊ＜ｋ）の最適スムージング解又。は、時間に関
して逆向きの漸化式％式％（４） によって算出することができる。ここで、ｘ、＝観測値
７１＋７２＋　・・・ｙｋを得た時最適フィルタリング
の算定値であり、その算定式は前述の文献等にも示され
ているアルゴリズムで詳細な説明は省略する。

Ｍ、。＋　＝Ａｊ　Ｐ　７’　Ａ；　＋　Ｂ　Ｕ　Ｂ　
’Ｃ＝（１００） Ｕ”＝　（ｕ−ｕ）の自乗平均値で、この場合は弾道２
弾種等で実験的に決められるスカラー量、Ｗ＝　（Ｗ−
Ｗ）の自乗平均値で観測システムに固有なスカラー量で
あり、設計で定まる一定値、ｕ＝ｕの平均値で実験的に
決められるスカラー量 ｗ＝ｗの平均値で設計で定まる一定値、前述のように、
カルマンフィルタ・アルゴリズムを用いて、アンテナロ
ーブを砲弾が貫通した数に等しい個数の観測値からシス
テム雑音の影響を低減した砲弾の鉛直方向の位置、速度
、加速度が算定できる。

水平方向の位置、速度、加速度についても同様なアルゴ
リズムを用いて算定することができるものである。

発射点算定アルゴリズム及び表示処理プログラム（３）
は、前記（１）、（２）のステップでまワた扇形アンテ
ナロープ最下端の通過点Ｐｉに於ける垂直。

水平方向の位置、速度、加速度から、砲弾等の飛翔体の
水平面に対する通過角度、通過速度９通過加速度を算定
し、これらのデータと関連地形データとを用いて、外挿
演算により発射点を決定する。又以上算定した総てのデ
ータを適当な表示様式に変換して、オペレータに表示す
る為の処理を行い、表示部１０に出力する。

発明の詳細 な説明したように、本発明は、インタフェロメータ方式
による複数の扇形アンテナローブＡｉ、Ｂｊを互いに交
叉させるように所要の傾斜角θで複数組のアンテナ１．
２及び１１．１２を配置し、扇形アンテナローブＡｔ、
Ｂｊを通過した飛翔体を検出して、信号処理部８．１８
に於いて通過点Ｐｉ、Ｑｊの座標をめ、航跡推定部９に
於いて三次元座標をめて、飛翔体の航跡を推定するもの
であり、多数の扇形アンテナローブを形成することが可
能となるので、飛翔体の通過点を多数検出することがで
き、それにより航跡推定精度を向上させることができる
。又飛翔体の通過点情報を多数得ることができるので、
カルマンフィルタ技術により精度の良い航跡推定を行わ
せることができる利点がある。又アンテナシステムは比
較的簡単であり、且つ小型化できるので、可搬型とする
ことも可能である。従って、飛行機やロケット或いは各
種の砲弾の航跡推定に適用して、高精度な航跡推定を行
わせることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の実施例の要部ブロック図、第２図はア
ンテナの概略説明図、第３図は扇形アンテナローブの説
明図、第４図は交叉した扇形アンテナローブの説明図、
第５図は扇形アンテナローブの飛翔体通過点の説明図、
第６図は送信パルスと受信パルスとの説明図、第７図は
航跡推定部の説明図である。 １．２は一方のインタフェロメータ方式のアンテナ、１
１．１２は他方のインタフェロメータ方式のアンテナ、
３．１３は分岐結合器、４．１４は送信と受信の信号を
分離するサーキュレータ、５．１５は送信部、６．１６
は変調部、７．１７は受信部、８．１８は信号処理部、
９は航跡推定部、１０はブラウン管等からなる表示部で
ある。 特許出願人　富士通株式会社 代理人弁理士　相　谷　昭　司 代理人弁理士　渡　邊　弘　− 第１図 第２図 第３図 第４図 第５図 （ａ）　（ｂ） ニア・′ 第７図 表ホ卸（１０）

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. レーダ方式により飛翔体を検出して該飛翔体の航跡を推
   定する飛翔体航跡推定方式に於いて、インタフェロメー
   ク方式による複数の扇形アンテナローブを互いに交叉さ
   せるようにそれぞれ所要の傾斜角で配置した複数組のア
   ンテナと、該アンテナにより前記扇形アンテナローブを
   通過した飛翔体の反射波を受信して飛翔体の前記扇形ア
   ンテナローブの通過座標情報をめる信号処理部と、該信
   号処理部からの座標情報をもとに三次元座標情報を形成
   して前記飛翔体の航跡を推定処理する航跡推定部とを備
   え、前記扇形アンテナローブ数に対応する数の前記座標
   情報により前記飛翔体の航跡を推定することを特徴とす
   る飛翔体航跡推定方式。