(57)【特許請求の範囲】
【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、
前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、
前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、
前記追尾出力選択手段は、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標の離心率及び長半径を算出し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上の場合は、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上という条件を満たさない場合には、前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、
前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、
前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出する
ことを特徴とする追尾装置。
【請求項２】
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、
前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、
前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、
前記追尾出力選択手段は、追尾開始時は前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標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、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、
前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、
前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出する
ことを特徴とする追尾装置。
【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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．Ｂｌａｃｋｍａｎ，“Ｍｕｌｔｉｐｌｅ  Ｔａｒｇｅｔ   Ｔｒａｃｋｉｎｇ  ｗｉｔｈ  Ｒａｄａｒ  Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ“，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。
【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。
【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１１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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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、前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、前記追尾出力選択手段は、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標の離心率及び長半径を算出し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上の場合は、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上という条件を満たさない場合には、前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出するものである。
【００２４】
この発明の請求項２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、前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、前記追尾出力選択手段は、追尾開始時は前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標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、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出するものである。
【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。
【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。
【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。
【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１１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。
【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。
【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２１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。
【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。
【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
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【００５３】
また、ステップＳＴ１９では、遅延要素２２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。
【００５５】
ステップＳＴ１８では、処理終了でない場合、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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【００６９】
ステップＳＴ３３では、追尾出力選択手段３Ｂ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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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、前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、前記追尾出力選択手段は、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標の離心率及び長半径を算出し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上の場合は、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、前記離心率が規定値α以下でかつ、前記長半径がβ以上という条件を満たさない場合には、前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出するので、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２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、前記航空機用追尾フィルタ手段は、前記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第１の平滑値ベクトル、及び第１の平滑誤差共分散行列として出力する第１の平滑部と、前記第１の平滑部の出力を単位時間遅延する第１の遅延要素と、単位時間遅延された前記第１の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第１の予測値ベクトル、及び第１の予測誤差共分散行列として出力する第１の予測部とを有し、前記宇宙機用追尾フィルタ手段は、前記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第２の平滑値ベクトル、及び第２の平滑誤差共分散行列として出力する第２の平滑部と、前記第２の平滑部の出力を単位時間遅延する第２の遅延要素と、単位時間遅延された前記第２の平滑部の出力を入力し、１サンプル先の追尾目標の運動緒元を第２の予測値ベクトル、及び第２の予測誤差共分散行列として出力する第２の予測部とを有し、前記追尾出力選択手段は、追尾開始時は前記航空機用追尾フィルタの出力である前記第１の予測値ベクトル、及び前記第１の予測誤差共分散行列を選択し、１サンプリング前に選択された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出力から前記追尾目標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、前記宇宙機用追尾フィルタの出力である前記第２の予測値ベクトル、及び前記第２の予測誤差共分散行列を選択し、前記ゲート算出手段は、前記航空機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記航空機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて航空機用ゲート中心、及び航空機用ゲート領域を算出する航空機用ゲート算出部と、前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力が選択された場合に前記宇宙機用追尾フィルタ手段の出力に基づいて宇宙機用ゲート中心、及び宇宙機用ゲート領域を算出する宇宙機用ゲート算出部とを有し、前記ゲート内外判定手段は、前記航空機用ゲート領域又は前記宇宙機用ゲート領域内の観測値ベクトルを抽出するので、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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【図１１】  従来の追尾装置の構成を示すブロック図である。
【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。
【符号の説明】
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、１２  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。
【図１】
0003641566.tif 000002
【図２】
0003641566.tif 000003
【図３】
0003641566.tif 000004
【図４】
0003641566.tif 000005
【図５】
0003641566.tif 000006
【図６】
0003641566.tif 000007
【図７】
0003641566.tif 000008
【図８】
0003641566.tif 000009
【図９】
0003641566.tif 000010
【図１０】
0003641566.tif 000011
【図１１】
0003641566.tif 000012
【図１２】
0003641566.tif 000013