JP3641566B2

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Publication number: JP3641566B2
Application number: JP36311799A
Authority: JP
Inventors: 洋志亀田; 信吾辻道; 義夫小菅
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1999-12-21
Filing date: 1999-12-21
Publication date: 2005-04-20
Anticipated expiration: 2019-12-21
Also published as: JP2001174552A

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。
【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，“ＭｕｌｔｉｐｌｅＴａｒｇｅｔＴｒａｃｋｉｎｇｗｉｔｈＲａｄａｒＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ“，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。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a tracking device that tracks a target with a radar sensor.
[0002]
[Prior art]
In the conventional tracking device, first, a motion model assuming a target to be dealt with is defined, tracking processing is performed based on the motion model, and the motion specification of the target is estimated.
[0003]
A conventional tracking device will be described with reference to the drawings. FIG. 11 shows, for example, “S. S. 1 is a block diagram showing the configuration of a conventional tracking device shown in Blackman, “Multiple Target Tracking with Radar Applications”, Arttech House, Dedham, 1986 ”.
[0004]
In FIG. 11, the conventional tracking device inputs the output of the gate inside / outside determination means described later, outputs the tracking filter means 1 for outputting the motion specification of the tracking target, and outputs the region where the observed value vector of the tracking target is obtained. It comprises a gate calculation means 4A and a gate inside / outside determination means 5 for extracting an observed value vector in the gate.
[0005]
The tracking filter means 1 first selects an exercise model for performing tracking processing. Based on the selected motion model, the state variable of the tracking filter is defined, and the motion specification is estimated. However, this is a process performed before the operation, and once an exercise model is determined, it is not changed. The tracking device shown in FIG. 11 will be described assuming that a constant velocity linear motion model or a constant acceleration motion model is selected as the motion model.
[0006]
The tracking filter means 1 inputs an observed value vector from the radar converted into the north reference orthogonal coordinate system in the gate inside / outside determining means 5 described later, and determines the motion specification of the tracking target at the time when this observed value vector was obtained. The smoothing unit 11 to be estimated, the delay element 12 that delays the output of the smoothing unit 11 by unit time, and the output of the smoothing unit 11 delayed by unit time are input, and the motion model of the tracking target of one sample ahead is estimated. The prediction unit 13 is configured to be configured.
[0007]
Note that the movement specification represents a position, a velocity, and the like in the north reference orthogonal coordinate system of the tracking target.
[0008]
The gate calculation means 4A receives the output of the tracking filter means 1 and outputs the region where the next observed value vector of the tracking target is obtained and its center.
[0009]
The gate inside / outside determination means 5 receives the output of the gate calculation means 4A, and extracts the observation value vector in the tracking gate from the observation value vectors from the radar.
[0010]
Next, the operation of the conventional tracking device will be described with reference to the drawings. FIG. 12 is a flowchart showing the operation of the conventional tracking device.
[0011]
First, in step ST90, an exercise model for tracking processing is determined before operation. Based on the determined motion model, the state variable vector of the tracking target, that is, the motion model to be estimated is defined. At the same time, an observation model is defined.
[0012]
Here, the motion model describes how the state variable vector of the tracking target changes with time when the motion of the tracking target is assumed. For example, considering a constant velocity linear motion model, the state variable vector has six dimensions consisting of position and velocity in the north reference Cartesian coordinate system.
[0013]
The observation model describes the relationship between the observation value vector, the state variable of the tracking target, and the observation error when the tracking target is observed by a radar or the like.
[0014]
Next, in step ST91, an observation value vector from the radar is input. At this time, the observation value vector is defined in the polar coordinate system. Here, the observation value vector in the polar coordinate system is Ck. Here, the subscript k represents that the observation vector is obtained at the sampling time tk.
[0015]
Next, in step ST92, the prediction unit 13 of the tracking filter means 1 calculates the sampling interval based on the sampling time at which the observation value vector is obtained, and the motion model before the observation value vector at the sampling time tk is obtained. The estimated value is output as a predicted value. The predicted value and its error covariance matrix are called a predicted value vector Ak (−) and a predicted error covariance matrix Pk (−). In addition, (-) represents a predicted value.
[0016]
Next, in step ST93, the gate calculation means 4A inputs the output of the tracking filter means 1, and calculates the effective range and center where the observed value vector of the tracking target is obtained. The gate center and its region are set as Ek (−) and Rk (−), respectively.
[0017]
Next, in step ST94, the gate inside / outside determination means 5 extracts an observation value vector within the region obtained by the gate calculation means 4A. The gate inside / outside determination means 5 extracts an observation value vector in the gate, converts the observation value vector Ck in polar coordinates into an observation value vector Dk in north reference orthogonal coordinates, and outputs it.
[0018]
In addition, when there are a plurality of observation value vectors in the region, various processing methods can be considered, but here, the observation value vector closest to the center of the gate calculation unit described later is set as the target of the tracking process.
[0019]
Next, in step ST95, the smoothing unit 11 inputs the observation value vector Dk extracted by the gate inside / outside determination means 5, and after the observation value vector Dk is obtained, the estimated value of the motion specification and its error covariance. Is calculated. These are referred to as a smoothing value vector Ak (+) and a smoothing error covariance matrix Pk (+), respectively. Note that (+) represents a smooth value.
[0020]
In step ST97, the delay element 12 delays Ak (+) and Pk (+) obtained in step ST95 by unit time. If not, the process returns to step ST91 described above.
[0021]
[Problems to be solved by the invention]
In the conventional tracking apparatus as described above, an exercise model is first determined before operation, and tracking processing is performed based on the determined exercise model. However, if the behavior of the target to be tracked is significantly different from the motion model, the tracking accuracy is degraded. For example, even if a spacecraft is observed and an attempt is made to track, the constant velocity linear motion model used in aircraft tracking has a problem in that the tracking accuracy deteriorates because the motion model differs greatly.
[0022]
The present invention has been made to solve the above-described problems. Two or more types of tracking filters based on an aircraft motion model and a spacecraft motion model are operated in parallel, and the output of the tracking filter is output according to the tracking condition. The object is to obtain a tracking device that can be selected.
[0023]
[Means for Solving the Problems]
A tracking device according to claim 1 of the present invention is for an aircraft that inputs an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into a north reference orthogonal coordinate system and performs tracking processing based on a constant velocity linear motion model or a constant acceleration motion model. Tracking filter means, spacecraft tracking filter means for inputting an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into the north reference orthogonal coordinate system, and performing tracking processing based on a motion model in accordance with the law of gravitation, and the aircraft tracking filter And a tracking output selecting means for selecting one of the outputs based on the output of the tracking filter means for the spacecraft, and an output of either the tracking filter means for the aircraft or the tracking filter means for the spacecraft. A gate calculation means for outputting a tracking gate region from which an observation value vector of the tracking target is obtained, and a polar coordinate observation value vector from the radar. And a gate outside judgment means for coordinate transformation north reference rectangular coordinate to extract the observed value vector of the tracking gate region The aircraft tracking filter means outputs, as a first smoothing value vector and a first smoothing error covariance matrix, a movement target of the tracking target at the time when the observed value vector is obtained, a first smoothing unit A first delay element that delays the output of the first smoothing unit by unit time, and the output of the first smoothing unit that is delayed by unit time, and inputs the motion model of the tracking target one sample ahead A first prediction value vector, and a first prediction unit that outputs the first prediction error covariance matrix, wherein the spacecraft tracking filter means includes a tracking target at a time when the observation value vector is obtained. A second smoothing unit that outputs a motion model of the second smoothing value vector and a second smoothing error covariance matrix, and a second delay element that delays the output of the second smoothing unit by unit time The second smoothing unit delayed by unit time A second prediction unit that inputs an output and outputs a motion model of a tracking target one sample ahead as a second prediction value vector and a second prediction error covariance matrix; Calculates the eccentricity and the long radius of the tracking target from the output of the tracking filter means for the aircraft or the tracking filter means for the spacecraft selected before one sampling, the eccentricity is less than a specified value α, and When the major radius is equal to or larger than β, the second predicted value vector and the second predicted error covariance matrix that are outputs of the spacecraft tracking filter are selected, and the eccentricity is equal to or smaller than a specified value α. And when the long radius does not satisfy the condition of β or more, the first prediction value vector that is an output of the aircraft tracking filter and the first prediction error covariance matrix are selected, and The gate calculation means An aircraft gate calculation unit that calculates an aircraft gate center and an aircraft gate region based on an output of the aircraft tracking filter unit when an output of the aircraft tracking filter unit is selected; and the spacecraft tracking A spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate center and a spacecraft gate area based on the output of the spacecraft tracking filter means when the output of the filter means is selected, and the gate The inside / outside determination means extracts an observation value vector in the aircraft gate region or the spacecraft gate region. Is.
[0024]
The tracking device according to claim 2 of the present invention is The aircraft tracking filter means that inputs the observation vector of the tracking target coordinate-converted to the north reference Cartesian coordinate system and performs tracking processing based on the constant velocity linear motion model or the constant acceleration motion model, and the coordinates in the North reference Cartesian coordinate system The converted observation vector of the tracking target is input, and the tracking filter means for spacecraft that performs tracking processing based on the motion model according to the law of gravitation, the output of the tracking filter means for the aircraft, and the tracking filter means for the spacecraft Based on the output of the tracking output selection means for selecting any one of the outputs and the tracking filter means for the aircraft or the tracking filter means for the spacecraft based on the output of the tracking target. A gate calculation means for outputting a gate region, and an observation value vector in the tracking gate region among polar coordinate observation value vectors from a radar; And a gate inside / outside determination means for extracting the coordinates into the north reference orthogonal coordinates, and the aircraft tracking filter means uses the first smoothed value as the motion specification of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained. A first smoothing unit that outputs a vector and a first smoothing error covariance matrix; a first delay element that delays an output of the first smoothing unit by unit time; and the first delay unit that is delayed by unit time. A first prediction unit that inputs an output of a smoothing unit and outputs a motion model of a tracking target one sample ahead as a first prediction value vector and a first prediction error covariance matrix; The machine tracking filter means outputs a second smoothing vector and a second smoothing error covariance matrix as a second smoothing vector and a motion model of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained; The output of the second smoothing unit is simply A second delay element that is time-delayed and an output of the second smoothing unit that is delayed by unit time are input, a motion model of the tracking target one sample ahead is obtained as a second prediction value vector, and a second prediction A second prediction unit that outputs as an error covariance matrix, The tracking output selection means includes At the start of tracking, the first prediction value vector and the first prediction error covariance matrix that are outputs of the aircraft tracking filter are selected, and the aircraft tracking filter means selected one sampling before or When the ground altitude of the tracking target is a specified value μ or more or the estimated speed is a specified value ν or more from the output of the spacecraft tracking filter means, the second predicted value vector that is the output of the spacecraft tracking filter And the second prediction error covariance matrix, and the gate calculation means is configured to determine the aircraft gate center based on the output of the aircraft tracking filter means when the output of the aircraft tracking filter means is selected. And an aircraft gate calculation unit for calculating an aircraft gate area, and the spacecraft tracking filter means when the output of the spacecraft tracking filter means is selected. A spacecraft gate center and a spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate region based on the output of the spacecraft, wherein the gate inside / outside determination means is the aircraft gate region or the spacecraft gate region Extract observation vector in To do.
[0029]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiment 1 FIG.
A tracking device according to Embodiment 1 of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the tracking device according to Embodiment 1 of the present invention. In addition, in each figure, the same code | symbol shows the same or equivalent part.
[0030]
In FIG. 1, the tracking device according to the first embodiment inputs an observation value vector in a tracking gate among observation value vectors obtained from a radar, and uses it as a motion model such as a constant velocity linear motion model or a constant acceleration motion model. The tracking filter means 1 for the aircraft that outputs the motion specification of the tracking target based on the input and the observation value vector in the tracking gate are input, and the tracking target is calculated based on the motion model that takes into account the law of gravitation and other forces acting on the target. The spacecraft tracking filter means 2 for outputting the motion specification, and the orbital element, the eccentricity and the long radius are calculated from the smoothing value of the tracking target, and the tracking filter section for either the aircraft or the spacecraft is calculated based on these values. The tracking output selecting means 3 for selecting the output of the output and the gate calculating means 4 for inputting the output of the tracking output selecting means 3 and outputting the region where the observed value vector of the tracking target is obtained , Composed of the gate outside judgment unit 5 for extracting those present in the tracking gate of the observed value vector.
[0031]
The aircraft tracking filter means 1 defines the state variable of the tracking filter based on the north reference orthogonal coordinate system, and estimates the motion model based on a motion model based on constant velocity linear motion or constant acceleration motion. The function itself of the aircraft tracking filter means 1 is the same as that of the conventional tracking filter means 1. That is, a smooth value and a predicted value are output. For example, assuming a constant velocity linear motion as the motion model, the state variable has six dimensions consisting of position and velocity in the north reference orthogonal coordinate system.
[0032]
The aircraft tracking filter means 1 includes a smoothing unit 11 that estimates a motion model of a tracking target at the time when an observation value vector is obtained, a delay element 12 that delays the output of the smoothing unit 11 by unit time, and a unit time delay. The output of the smoothing unit 11 is input, and the prediction unit 13 estimates the motion model of the tracking target one sample ahead.
[0033]
Note that the movement specification represents a position, a velocity, and the like in the north reference orthogonal coordinate system of the tracking target.
[0034]
The spacecraft tracking filter means 2 defines a state variable vector in the north reference Cartesian coordinate system, and based on a motion model that assumes the law of universal gravitation and other forces acting on the tracking target, such as thrust and air resistance. Estimate The function itself of the spacecraft tracking filter means 2 is the same as the tracking filter means 1 of the conventional example. That is, a smooth value and a predicted value are output. The difference from the aircraft tracking filter means 1 is that the motion model of the aircraft tracking filter is a linear function independent of each axis of the north reference orthogonal coordinate system, whereas the motion model of the spacecraft tracking filter is a nonlinear function. That is. Therefore, the spacecraft tracking filter is an extended Kalman filter.
[0035]
The spacecraft tracking filter means 2 includes a smoothing unit 21 that estimates the motion model of the tracking target at the time when the observation vector is obtained, a delay element 22 that delays the output of the smoothing unit 21 for unit time, and unit time. The output of the delayed smoothing unit 21 is input, and the prediction unit 23 estimates the motion model of the tracking target one sample ahead.
[0036]
The tracking output selection means 3 calculates the tracking target trajectory element, the eccentricity and the long radius, and selects either the aircraft or spacecraft tracking filter based on these values.
[0037]
As an output selection method, when the eccentricity is not more than the specified value α and the major radius is not less than β, the output of the spacecraft tracking filter is selected. In other conditions, the output of the aircraft tracking filter is selected.
[0038]
The gate calculation unit 4 inputs the output of the tracking output selection unit 3 and outputs a region where the observed value vector of the tracking target can be obtained.
[0039]
The gate calculation means 4 includes an aircraft gate calculation unit 41 and a spacecraft gate calculation unit 42. Depending on the selection result of the tracking output selection means 3, one of the gate calculation units functions and outputs the region and the center where the observed value vector of the tracking target is obtained.
[0040]
The gate inside / outside determination means 5 receives the output of the gate calculation means 4, extracts an observation value vector existing in the tracking gate from observation value vectors obtained from the radar, and performs coordinate conversion.
[0041]
Next, the operation of the tracking device according to the first embodiment will be described with reference to the drawings. FIG. 2 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 1 of the present invention.
[0042]
First, in step ST10, an observation value vector from a radar is input. At this time, the observation value vector is defined in the polar coordinate system. This observation value vector is Ck here. Here, the subscript k represents that the observation vector is obtained at the sampling time tk.
[0043]
Next, in step ST11, the prediction unit 13 of the aircraft tracking filter unit 1 inputs the output of the delay element 12, calculates the sampling interval from the sampling time of the observation vector, and obtains the observation vector at the sampling time tk. The estimated value of the previous movement is output as a predicted value. The predicted value and its error covariance matrix are called a predicted value vector Ak (−) and a predicted error covariance matrix Pk (−).
[0044]
Next, in step ST12, the prediction unit 23 of the spacecraft tracking filter means 2 inputs the output of the delay element 22, calculates the sampling interval from the sampling time of the observation vector, and obtains the observation vector at the sampling time tk. The estimated value of the motion model before being output is output as a predicted value. The prediction value and its error covariance matrix are called a prediction value vector Bk (−) and a prediction error covariance matrix Qk (−).
[0045]
Next, in step ST13, the tracking output selecting means 3 calculates the trajectory element, the eccentricity and the long radius from the output of the tracking filter means selected before one sampling, and the aircraft tracking filter means 1 and the long radius are calculated based on these values. The predicted value output of the spacecraft tracking filter means 2 is selected.
[0046]
As an output selection method, when the eccentricity is not more than the specified value α and the major radius is not less than β, the outputs Bk (−) and Qk (−) of the tracking filter for spacecraft are selected. Under other conditions, outputs Ak (−) and Pk (−) of the aircraft tracking filter are selected.
[0047]
Next, in step ST14, the gate calculation means 4 inputs the output of the tracking output selection means 3, and the tracking output selected by the tracking output selection means 3 is obtained for the effective range and the center where the tracking target observation value vector is obtained. Output based on. Here, the gate center when the output of the tracking filter means 1 for the aircraft is selected, and the gate area when the output of the tracking filter means 2 for the spacecraft is selected as the gate center and its area, respectively Ek (−) and Rk (−) The center and its region are set as Fk (−) and Sk (−), respectively.
[0048]
Next, in step ST15, the gate inside / outside determination means 5 extracts an observation value vector within the region obtained by the gate calculation means 4. The gate inside / outside determination means 5 extracts an observation value vector in the gate, and converts the observation value vector Ck in polar coordinates into an observation value vector Dk in north reference orthogonal coordinates and outputs the result.
[0049]
In addition, when there are a plurality of observation value vectors in the region, various processing methods can be considered, but here, the observation value vector closest to the center of the gate calculation unit described later is set as the target of the tracking process.
[0050]
Next, in step ST16, the smoothing unit 11 inputs the observation value vector Dk extracted by the gate inside / outside determination means 5, and after the observation value vector Dk is obtained, the estimated value of the motion specification and its error covariance. Is calculated. These are referred to as a smoothing value vector Ak (+) and a smoothing error covariance matrix Pk (+), respectively.
[0051]
Next, in step ST17, the smoothing unit 21 inputs the observation value vector Dk extracted by the gate inside / outside determination means 5, and after the observation value vector Dk is obtained, the estimated value of the motion specification and its error covariance. Is calculated. These are called a smooth value vector Bk (+) and a smooth error covariance matrix Qk (+), respectively.
[0052]
In step ST19, the delay element 12 delays Ak (+) and Pk (+) obtained in step ST16 by unit time.
[0053]
In step ST19, the delay element 22 delays Bk (+) and Qk (+) obtained in step ST17 by unit time.
[0054]
When selecting one of the outputs of the smoothing units 11 and 21, the selection result of the predicted value of the tracking output selecting unit 3 is reflected, and the smoothed value of the tracking filter unit selected by the predicted value is selected.
[0055]
In step ST18, when the process is not finished, the process returns to the above-described ST10.
[0056]
That is, according to the first embodiment, the aircraft tracking filter means 1 based on a motion model that takes into account constant velocity linear motion or constant acceleration motion in target tracking, the law of universal gravitation, and other forces acting on the target are considered. The tracking filter means 2 for the spacecraft based on the motion model is operated in parallel, and the tracking output selecting means 3 for selecting the tracking output based on the estimation result of the orbital element is added, so that the tracking output according to the type of the tracking target is Select and improve tracking accuracy.
[0057]
Embodiment 2. FIG.
A tracking device according to Embodiment 2 of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 3 is a block diagram showing the configuration of the tracking device according to Embodiment 2 of the present invention.
[0058]
In FIG. 3, reference numeral 3A denotes tracking output selection means for selecting the output of either the aircraft tracking filter means 1 or the spacecraft tracking filter means 2 according to the ground altitude and estimated speed of the tracking target. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the component same as FIG. 1, and description is abbreviate | omitted.
[0059]
The tracking output selection means 3A receives the outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2, and selects the output of either the aircraft or spacecraft tracking filter according to a rule determined before operation.
[0060]
As an output selection method, for example, the output of the aircraft tracking filter is always selected at the start of tracking. Next, when the ground altitude of the selected tracking output is the specified value μ or more, or the estimated speed is the specified value ν or more, the output of the spacecraft tracking filter is selected.
[0061]
Next, the operation of the tracking device according to the second embodiment will be described with reference to the drawings. FIG. 4 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 2 of the present invention. Note that the description of the same parts as those in the first embodiment is omitted.
[0062]
In step ST23, the tracking output selection unit 3A inputs the predicted value outputs of the aircraft tracking filter unit 1 and the spacecraft tracking filter unit 2 and selects them according to the rules determined before operation.
[0063]
As an output selection method, for example, Ak (−) and Pk (−), which are outputs of the aircraft tracking filter, are always selected at the start of tracking. Next, when the ground altitude of the selected tracking output is equal to or greater than the specified value μ or the estimated speed is equal to or greater than the specified value ν, Bk (−) and Qk (−) that are outputs of the tracking filter for the spacecraft are selected. .
[0064]
That is, according to the second embodiment, since the tracking output selecting means 3A for selecting the tracking output according to the ground altitude and the estimated speed of the tracking target is provided, the flight characteristics of the tracking target can be obtained without calculating the trajectory element. It is possible to improve the tracking accuracy by selecting a corresponding tracking filter.
[0065]
Embodiment 3 FIG.
A tracking device according to Embodiment 3 of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 5 is a block diagram showing the configuration of the tracking device according to Embodiment 3 of the present invention.
[0066]
In FIG. 5, reference numeral 3B denotes tracking output selection means for selecting the output of any tracking filter means based on the tracking error of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the component same as FIG. 1, and description is abbreviate | omitted.
[0067]
The tracking output selection means 3B receives the outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2, and calculates the prediction error of each tracking filter means, that is, the difference between the predicted value and the smooth value (observed value). The output of the tracking filter means with a small prediction error for the spacecraft is selected.
[0068]
Next, the operation of the tracking device according to the third embodiment will be described with reference to the drawings. FIG. 6 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 3 of the present invention. Note that the description of the same parts as those in the first embodiment is omitted.
[0069]
In step ST33, tracking output selection means 3B However, the predicted values and smooth values of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2 are input, and the tracking output with the smaller prediction error of the aircraft and spacecraft tracking filters is selected.
[0070]
That is, according to the third embodiment, since the tracking output selecting means 3B for selecting a tracking output with a small prediction error out of the tracking outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2 is provided. Tracking accuracy can be improved without determination based on trajectory elements, ground altitude, or estimated speed.
[0071]
Embodiment 4 FIG.
A tracking device according to Embodiment 4 of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 7 is a block diagram showing the configuration of the tracking device according to Embodiment 4 of the present invention.
[0072]
In FIG. 7, reference numeral 6 denotes tracking output integration means for weighting and integrating the outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the component same as FIG. 1, and description is abbreviate | omitted.
[0073]
The tracking output integration means 6 receives the outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2 and weights and integrates them using their prediction error covariance matrix. In the gate calculation unit 4, any of the gate calculation units 41 and 42 may function.
[0074]
Next, the operation of the tracking device according to the fourth embodiment will be described with reference to the drawings. FIG. 8 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 4 of the present invention. Note that the description of the same parts as those in the first embodiment is omitted.
[0075]
In step ST43, the tracking output integration unit 6 inputs the predicted values of the aircraft tracking filter unit 1 and the spacecraft tracking filter unit 2, and weights them using the respective prediction error covariance matrices P (−) and Qk (−). Integrate.
[0076]
That is, according to the fourth embodiment, the tracking output integration means 6 for weighting and integrating the tracking outputs of the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft tracking filter means 2 with respective error covariances is provided. A sudden output change caused by switching between the two can be avoided.
[0077]
Embodiment 5 FIG.
A tracking apparatus according to Embodiment 5 of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 9 is a block diagram showing the configuration of the tracking device according to Embodiment 5 of the present invention.
[0078]
In FIG. 9, reference numeral 7 denotes target identification means (radar signal processing unit) for outputting target identification information from the radar signal, and 3C denotes the aircraft tracking filter means 1 and the spacecraft according to the target identification result output from the target identification means 7. Tracking output selection means for selecting the output of the tracking filter means 2 for use. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the component same as FIG. 1, and description is abbreviate | omitted.
[0079]
The tracking output selecting means 3C inputs the outputs of the tracking filter means 1 for the aircraft and the tracking filter means 2 for the spacecraft and the target identification information by the target identifying means 7, and the tracking filter means for either the aircraft or the spacecraft. Select an output.
[0080]
Next, the operation of the tracking device according to the fifth embodiment will be described with reference to the drawings. FIG. 10 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 5 of the present invention. Note that the description of the same parts as those in the first embodiment is omitted.
[0081]
In step ST53, the tracking output selection means 3C inputs the predicted value and smooth value output of the tracking filter means 1 for aircraft and the tracking filter means 2 for spacecraft, and target identification information from the target identification means 7, Select one of the tracking outputs of the spacecraft tracking filter.
[0082]
As a selection method, when the tracking target is an aircraft or unknown, the output of the aircraft tracking filter means 1 is selected, and when the tracking target is identified as an orbital target such as a satellite, the output of the spacecraft tracking filter means 2 is selected. .
[0083]
That is, according to the fifth embodiment, the tracking output selection for selecting the tracking output of the aircraft tracking filter unit 1 and the spacecraft tracking filter unit 2 based on the target identification result of the radar signal processing unit (target identification unit 7). Since the means 3C is provided, the tracking output corresponding to the type of the tracking target can be selected and the tracking accuracy can be improved without performing the determination based on the output of the tracking filter.
[0084]
【The invention's effect】
As described above, the tracking device according to claim 1 of the present invention inputs the observed vector of the tracking target coordinate-converted into the north reference orthogonal coordinate system, and tracks based on the constant velocity linear motion model or the constant acceleration motion model. Aircraft tracking filter means for processing, spacecraft tracking filter means for inputting an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into the north reference orthogonal coordinate system, and performing tracking processing based on a motion model according to the law of gravitation, Based on outputs of the aircraft tracking filter means and the spacecraft tracking filter means, a tracking output selection means for selecting one of the outputs, and either the aircraft tracking filter means or the spacecraft tracking filter means A gate calculation means for outputting a tracking gate region from which an observation value vector of the tracking target is obtained, and polar coordinates from a radar And a gate outside judgment means for coordinate transformation north reference rectangular coordinate to extract the observed value vector of the tracking gate region of the observed value vector The aircraft tracking filter means outputs, as a first smoothing value vector and a first smoothing error covariance matrix, a movement target of the tracking target at the time when the observed value vector is obtained, a first smoothing unit A first delay element that delays the output of the first smoothing unit by unit time, and the output of the first smoothing unit that is delayed by unit time, and inputs the motion model of the tracking target one sample ahead A first prediction value vector, and a first prediction unit that outputs the first prediction error covariance matrix, wherein the spacecraft tracking filter means includes a tracking target at a time when the observation value vector is obtained. A second smoothing unit that outputs a motion model of the second smoothing value vector and a second smoothing error covariance matrix, and a second delay element that delays the output of the second smoothing unit by unit time The second smoothing unit delayed by unit time A second prediction unit that inputs an output and outputs a motion model of a tracking target one sample ahead as a second prediction value vector and a second prediction error covariance matrix; Calculates the eccentricity and the long radius of the tracking target from the output of the tracking filter means for the aircraft or the tracking filter means for the spacecraft selected before one sampling, the eccentricity is less than a specified value α, and When the major radius is equal to or larger than β, the second predicted value vector and the second predicted error covariance matrix that are outputs of the spacecraft tracking filter are selected, and the eccentricity is equal to or smaller than a specified value α. And when the long radius does not satisfy the condition of β or more, the first prediction value vector that is an output of the aircraft tracking filter and the first prediction error covariance matrix are selected, and The gate calculation means An aircraft gate calculation unit that calculates an aircraft gate center and an aircraft gate region based on an output of the aircraft tracking filter unit when an output of the aircraft tracking filter unit is selected; and the spacecraft tracking A spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate center and a spacecraft gate area based on the output of the spacecraft tracking filter means when the output of the filter means is selected, and the gate The inside / outside determination means extracts an observation value vector in the aircraft gate region or the spacecraft gate region. Therefore, there is an effect that the tracking output can be selected according to the type of the tracking target and the tracking accuracy can be improved.
[0086]
Of this invention Claim 2 As described above, the tracking device according to The aircraft tracking filter means that inputs the observation vector of the tracking target coordinate-converted to the north reference Cartesian coordinate system and performs tracking processing based on the constant velocity linear motion model or the constant acceleration motion model, and the coordinates in the North reference Cartesian coordinate system The converted observation vector of the tracking target is input, and the tracking filter means for spacecraft that performs tracking processing based on the motion model according to the law of gravitation, the output of the tracking filter means for the aircraft, and the tracking filter means for the spacecraft Based on the output of the tracking output selection means for selecting any one of the outputs and the tracking filter means for the aircraft or the tracking filter means for the spacecraft based on the output of the tracking target. A gate calculation means for outputting a gate region, and an observation value vector in the tracking gate region among polar coordinate observation value vectors from a radar; And a gate inside / outside determination means for extracting the coordinates into the north reference orthogonal coordinates, and the aircraft tracking filter means uses the first smoothed value as the motion specification of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained. A first smoothing unit that outputs a vector and a first smoothing error covariance matrix; a first delay element that delays an output of the first smoothing unit by unit time; and the first delay unit that is delayed by unit time. A first prediction unit that inputs an output of a smoothing unit and outputs a motion model of a tracking target one sample ahead as a first prediction value vector and a first prediction error covariance matrix; The machine tracking filter means outputs a second smoothing vector and a second smoothing error covariance matrix as a second smoothing vector and a motion model of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained; The output of the second smoothing unit is simply A second delay element that is time-delayed and an output of the second smoothing unit that is delayed by unit time are input, a motion model of the tracking target one sample ahead is obtained as a second prediction value vector, and a second prediction A second prediction unit that outputs as an error covariance matrix, The tracking output selection means includes At the start of tracking, the first prediction value vector and the first prediction error covariance matrix that are outputs of the aircraft tracking filter are selected, and the aircraft tracking filter means selected one sampling before or When the ground altitude of the tracking target is a specified value μ or more or the estimated speed is a specified value ν or more from the output of the spacecraft tracking filter means, the second predicted value vector that is the output of the spacecraft tracking filter And the second prediction error covariance matrix, and the gate calculation means is configured to determine the aircraft gate center based on the output of the aircraft tracking filter means when the output of the aircraft tracking filter means is selected. And an aircraft gate calculation unit for calculating an aircraft gate area, and the spacecraft tracking filter means when the output of the spacecraft tracking filter means is selected. A spacecraft gate center and a spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate region based on the output of the spacecraft, wherein the gate inside / outside determination means is the aircraft gate region or the spacecraft gate region Extract observation vector in Therefore, the tracking output can be selected according to the flight characteristics of the tracking target, and the tracking accuracy can be improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a tracking device according to Embodiment 1 of the present invention.
FIG. 2 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to the first embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a block diagram showing a configuration of a tracking device according to Embodiment 2 of the present invention.
FIG. 4 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 2 of the present invention.
FIG. 5 is a block diagram showing a configuration of a tracking device according to Embodiment 3 of the present invention.
FIG. 6 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to the third embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a block diagram showing a configuration of a tracking device according to Embodiment 4 of the present invention.
FIG. 8 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to Embodiment 4 of the present invention.
FIG. 9 is a block diagram showing a configuration of a tracking device according to Embodiment 5 of the present invention.
FIG. 10 is a flowchart showing the operation of the tracking device according to the fifth embodiment of the present invention.
FIG. 11 is a block diagram showing a configuration of a conventional tracking device.
FIG. 12 is a flowchart showing the operation of a conventional tracking device.
[Explanation of symbols]
1 tracking filter means for aircraft, 2 tracking filter means for spacecraft, 3, 3A, 3B, 3C tracking output selection means, 4 gate calculation means, 5 gate inside / outside determination means, 6 tracking output integration means, 7 target identification means, 11 Smoothing unit, 12 delay element, 13 prediction unit, 21 smoothing unit, 22 delay element, 23 prediction unit, 41 aircraft gate calculation unit, 42 spacecraft gate calculation unit, 43 gate selection control unit.

Claims

An aircraft tracking filter means for inputting an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into a north reference orthogonal coordinate system, and performing tracking processing based on a constant velocity linear motion model or a constant acceleration motion model;
A tracking filter means for a spacecraft that inputs an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into a north reference Cartesian coordinate system and performs tracking processing based on a motion model that follows the law of universal gravitation,
Tracking output selection means for selecting any output based on the outputs of the aircraft tracking filter means and the spacecraft tracking filter means;
Based on the output of either the aircraft tracking filter means or the spacecraft tracking filter means, a gate calculating means for outputting a tracking gate region from which the observed value vector of the tracking target is obtained;
A gate inside / outside determination means for extracting an observation value vector in the tracking gate region from polar coordinate observation value vectors from a radar and converting the coordinates to a north reference orthogonal coordinate ,
The aircraft tracking filter means outputs a first smoothing vector and a first smoothing error covariance matrix, the first smoothing unit that outputs the motion specifications of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained; The first delay element for delaying the output of the first smoothing unit by unit time and the output of the first smoothing unit delayed by unit time are input, and the motion specification of the tracking target one sample ahead is 1 prediction value vector, and a first prediction unit that outputs as a first prediction error covariance matrix,
The spacecraft tracking filter means outputs a movement target of the tracking target at the time when the observed value vector is obtained as a second smoothing value vector and a second smoothing error covariance matrix. A second delay element that delays the output of the second smoothing unit by unit time, and the output of the second smoothing unit that is delayed by unit time, and inputs the motion model of the tracking target one sample ahead A second prediction value vector, and a second prediction unit that outputs as a second prediction error covariance matrix,
The tracking output selection means calculates an eccentricity and a long radius of the tracking target from an output of the aircraft tracking filter means or the spacecraft tracking filter means selected before one sampling, and the eccentricity is a specified value. If the major radius is equal to or smaller than α and the major radius is equal to or larger than β, the second predicted value vector and the second predicted error covariance matrix that are outputs of the spacecraft tracking filter are selected, and the eccentricity is selected. Is not more than a specified value α and the condition that the major radius is not less than β is not satisfied, the first prediction value vector that is an output of the aircraft tracking filter and the first prediction error covariance matrix Select
The gate calculating means calculates an aircraft gate center and an aircraft gate area based on an output of the aircraft tracking filter means when an output of the aircraft tracking filter means is selected; A spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate center and a spacecraft gate region based on the output of the spacecraft tracking filter means when the output of the spacecraft tracking filter means is selected; Have
The tracking device according to claim 1, wherein the gate inside / outside determination means extracts an observation value vector in the aircraft gate region or the spacecraft gate region .

An aircraft tracking filter means for inputting an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into a north reference orthogonal coordinate system, and performing tracking processing based on a constant velocity linear motion model or a constant acceleration motion model;
A tracking filter means for a spacecraft that inputs an observed value vector of a tracking target coordinate-converted into a north reference Cartesian coordinate system and performs tracking processing based on a motion model that follows the law of universal gravitation,
Tracking output selection means for selecting any output based on the outputs of the aircraft tracking filter means and the spacecraft tracking filter means;
Based on the output of either the aircraft tracking filter means or the spacecraft tracking filter means, a gate calculating means for outputting a tracking gate region from which the observed value vector of the tracking target is obtained;
A gate inside / outside determination means for extracting an observation value vector in the tracking gate region from polar coordinate observation value vectors from a radar and converting the coordinates to a north reference orthogonal coordinate,
The aircraft tracking filter means outputs a first smoothing vector and a first smoothing error covariance matrix, the first smoothing unit that outputs the motion specifications of the tracking target at the time when the observed value vector was obtained; The first delay element for delaying the output of the first smoothing unit by unit time and the output of the first smoothing unit delayed by unit time are input, and the motion specification of the tracking target one sample ahead is 1 prediction value vector, and a first prediction unit that outputs as a first prediction error covariance matrix,
The spacecraft tracking filter means outputs a movement target of the tracking target at the time when the observed value vector is obtained as a second smoothing value vector and a second smoothing error covariance matrix. A second delay element that delays the output of the second smoothing unit by unit time, and the output of the second smoothing unit that is delayed by unit time, and inputs the motion model of the tracking target one sample ahead A second prediction value vector, and a second prediction unit that outputs as a second prediction error covariance matrix,
The tracking output selection means selects the first prediction value vector and the first prediction error covariance matrix, which are outputs of the aircraft tracking filter, at the start of tracking, and is selected before one sampling. When the ground altitude of the tracking target is a specified value μ or more or the estimated speed is a specified value ν or more from the output of the aircraft tracking filter means or the spacecraft tracking filter means, it is the output of the spacecraft tracking filter Selecting the second prediction value vector and the second prediction error covariance matrix;
The gate calculating means calculates an aircraft gate center and an aircraft gate area based on an output of the aircraft tracking filter means when an output of the aircraft tracking filter means is selected; A spacecraft gate calculation unit for calculating a spacecraft gate center and a spacecraft gate region based on the output of the spacecraft tracking filter means when the output of the spacecraft tracking filter means is selected; Have
The gate outside judgment means, add tail device you and extracting the observed value vector of the aircraft gate region or the spacecraft gate region.