JPH06347542A - 目標追尾装置 - Google Patents
目標追尾装置Info
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- JPH06347542A JPH06347542A JP5164248A JP16424893A JPH06347542A JP H06347542 A JPH06347542 A JP H06347542A JP 5164248 A JP5164248 A JP 5164248A JP 16424893 A JP16424893 A JP 16424893A JP H06347542 A JPH06347542 A JP H06347542A
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- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 20
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 7
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 正確な相関処理を可能とし追尾能力の向上を
図る。 【構成】 時刻ti-1での位置（ＸSi-1、ＹSi-1）と速度
（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）とに基づき求めた時刻ｔi での
予測位置（ＸPi、ＹPi）において、目標の直線飛行を含
む全方向への最大加速度に応じた形状の追尾ゲート
（ロ）を設定する。その結果、目標の最大旋回加速度を
基準に設定していた従来の正方形状の追尾ゲート（イ）
の範囲内において目標の飛行性能に応じた適正な範囲を
示す適宜ないわゆるハート形の形状に設定される。
図る。 【構成】 時刻ti-1での位置（ＸSi-1、ＹSi-1）と速度
（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）とに基づき求めた時刻ｔi での
予測位置（ＸPi、ＹPi）において、目標の直線飛行を含
む全方向への最大加速度に応じた形状の追尾ゲート
（ロ）を設定する。その結果、目標の最大旋回加速度を
基準に設定していた従来の正方形状の追尾ゲート（イ）
の範囲内において目標の飛行性能に応じた適正な範囲を
示す適宜ないわゆるハート形の形状に設定される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機等の目標の予測
位置に追尾ゲートを設定し目標の追尾処理を行う目標追
尾装置に関する。
位置に追尾ゲートを設定し目標の追尾処理を行う目標追
尾装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】周知のように、目標追尾装置は、時刻ｔ
n における予測位置と時刻ｔn における取得位置との相
関判定をその予測位置に設定した追尾ゲートの範囲内で
行う方式（α−β方式と称される）を基本として構成さ
れる（例えば特開昭６３−１８４０８５公報）。
n における予測位置と時刻ｔn における取得位置との相
関判定をその予測位置に設定した追尾ゲートの範囲内で
行う方式（α−β方式と称される）を基本として構成さ
れる（例えば特開昭６３−１８４０８５公報）。
【０００３】ここに、従来の目標追尾装置では、追尾ゲ
ートは、目標の最大旋回加速度を基準とし、即ち直線方
向の加速度もその最大旋回加速度と等値として正方形状
に設定している。これは、設定処理が容易である点も考
慮したものである。
ートは、目標の最大旋回加速度を基準とし、即ち直線方
向の加速度もその最大旋回加速度と等値として正方形状
に設定している。これは、設定処理が容易である点も考
慮したものである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかし、追尾ゲートを
目標の最大旋回加速度を基準に設定した場合、追尾ゲー
トは目標の飛行性能から見て必要以上に大きなものとな
る。例えば、航空機が直線加速度運動を行っている場
合、この直線加速度ａは、推力Ｔ、質量ｍ、抗力係数Ｃ
D 、楊力係数ＣL 、重力加速度Ｇを用いて式１のように
表されるが、パワー・ウェイト比（Ｔ／ｍ）は通常１．
２Ｇを超えることはない。それにも拘らず最大旋回加速
度が３Ｇの場合、追尾ゲートは直線方向の加速度も３Ｇ
として設定されるのである。
目標の最大旋回加速度を基準に設定した場合、追尾ゲー
トは目標の飛行性能から見て必要以上に大きなものとな
る。例えば、航空機が直線加速度運動を行っている場
合、この直線加速度ａは、推力Ｔ、質量ｍ、抗力係数Ｃ
D 、楊力係数ＣL 、重力加速度Ｇを用いて式１のように
表されるが、パワー・ウェイト比（Ｔ／ｍ）は通常１．
２Ｇを超えることはない。それにも拘らず最大旋回加速
度が３Ｇの場合、追尾ゲートは直線方向の加速度も３Ｇ
として設定されるのである。
【０００５】
【数１】ａ＝（Ｔ／ｍ）−（ＣD ／ＣL ）Ｇ
【０００６】従って、従来の目標追尾装置では、必要以
上に大きな追尾ゲートが設定される結果、例えば取得デ
ータが微弱である、目標が急加速度運動を行った等の場
合にクラッタ等の誤った目標との相関がとれてしまう、
つまり目標の飛行性能上から実際には実現できないよう
な位置で相関がとれてしまうという事態が生じ、追尾を
失敗する場合があるという問題がある。
上に大きな追尾ゲートが設定される結果、例えば取得デ
ータが微弱である、目標が急加速度運動を行った等の場
合にクラッタ等の誤った目標との相関がとれてしまう、
つまり目標の飛行性能上から実際には実現できないよう
な位置で相関がとれてしまうという事態が生じ、追尾を
失敗する場合があるという問題がある。
【０００７】本発明は、このような問題に鑑みなされた
もので、その目的は、追尾ゲートを目標の飛行性能に応
じた形状に設定してより一層正確な相関を可能にし、追
尾性能を向上させ得る目標追尾装置を提供することにあ
る。
もので、その目的は、追尾ゲートを目標の飛行性能に応
じた形状に設定してより一層正確な相関を可能にし、追
尾性能を向上させ得る目標追尾装置を提供することにあ
る。
【０００８】
【課題を解決するための手段】前記目的を達成するため
本発明の目標追尾装置は次の如き構成を有する。即ち、
本発明の目標追尾装置は、航空機等の目標の予測位置に
追尾ゲートを設定し目標の追尾処理を行う目標追尾装置
において； 前記追尾ゲートは、目標の全方向への最大
加速度に応じた形状に設定される； ことを特徴とする
ものである。
本発明の目標追尾装置は次の如き構成を有する。即ち、
本発明の目標追尾装置は、航空機等の目標の予測位置に
追尾ゲートを設定し目標の追尾処理を行う目標追尾装置
において； 前記追尾ゲートは、目標の全方向への最大
加速度に応じた形状に設定される； ことを特徴とする
ものである。
【０００９】
【作用】次に、前記の構成を有する本発明の目標追尾装
置の作用を説明する。追尾ゲートは、目標の高度、飛行
ベクトル、大気状態等も考慮されるが、基本的には、直
線飛行を含めた全方向への最大加速度に応じた形状に設
定される。従って、本発明で設定される追尾ゲートは、
従来のように必要以上に大きなものとはならず、例えば
図１に示すように飛行性能に応じた適正な範囲を示す適
宜な形状となる。
置の作用を説明する。追尾ゲートは、目標の高度、飛行
ベクトル、大気状態等も考慮されるが、基本的には、直
線飛行を含めた全方向への最大加速度に応じた形状に設
定される。従って、本発明で設定される追尾ゲートは、
従来のように必要以上に大きなものとはならず、例えば
図１に示すように飛行性能に応じた適正な範囲を示す適
宜な形状となる。
【００１０】図１において時刻ｔi-1 での平滑化位置
（ＸSi-1、ＹSi-1）と速度（ＶXSi-1、ＶYSi-1 ）に基
づき求めた時刻ｔi での予測位置（ＸPi、ＹPi）におい
て、従来では、目標の最大旋回加速度を基準に正方形状
の追尾ゲート（イ）を設定していたが、目標の全方向へ
の最大加速度に応じて設定される本発明の追尾ゲート
は、（ロ）に示すように、従来の追尾ゲート（イ）の範
囲内の狭い領域を示すものとなる。
（ＸSi-1、ＹSi-1）と速度（ＶXSi-1、ＶYSi-1 ）に基
づき求めた時刻ｔi での予測位置（ＸPi、ＹPi）におい
て、従来では、目標の最大旋回加速度を基準に正方形状
の追尾ゲート（イ）を設定していたが、目標の全方向へ
の最大加速度に応じて設定される本発明の追尾ゲート
は、（ロ）に示すように、従来の追尾ゲート（イ）の範
囲内の狭い領域を示すものとなる。
【００１１】斯くして、本発明によれば、追尾ゲートが
目標の飛行性能に応じた適正な範囲を示す適宜な形状に
設定されるので、一層正確な相関が行えることとなり、
追尾性能の向上が図れる。
目標の飛行性能に応じた適正な範囲を示す適宜な形状に
設定されるので、一層正確な相関が行えることとなり、
追尾性能の向上が図れる。
【００１２】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。図２は、本発明の一実施例に係る目標追尾装置を
示す。この目標追尾装置は、構成要素の面では従来装置
と同様であり、従って各要素の基本的な動作は従来と同
様であるが、ゲート設定部４の機能及びゲート設定部４
に関連した要素（２、３、６、７、８）の機能に若干の
追加変更を加えてある。
する。図２は、本発明の一実施例に係る目標追尾装置を
示す。この目標追尾装置は、構成要素の面では従来装置
と同様であり、従って各要素の基本的な動作は従来と同
様であるが、ゲート設定部４の機能及びゲート設定部４
に関連した要素（２、３、６、７、８）の機能に若干の
追加変更を加えてある。
【００１３】図２において、レーダ装置１は、空中線の
ｉ番目の回転時（即ち時刻ｔi ）に取得した位置（Ｒ
i 、θi ）のデータを目標検出部３の一方の入力に与え
るが、ゲート設定部４は、時刻ｔi におけるゲート信号
Ｇi を目標検出部３の他方の入力に与える。
ｉ番目の回転時（即ち時刻ｔi ）に取得した位置（Ｒ
i 、θi ）のデータを目標検出部３の一方の入力に与え
るが、ゲート設定部４は、時刻ｔi におけるゲート信号
Ｇi を目標検出部３の他方の入力に与える。
【００１４】目標検出部３は、ゲート設定部４からのゲ
ート信号Ｇi に基づき、レーダ装置１が出力する位置デ
ータの中から目標を検出し、その目標の位置（Ｒi 、θ
i ）のデータを目標バッファ部５へ出力する。
ート信号Ｇi に基づき、レーダ装置１が出力する位置デ
ータの中から目標を検出し、その目標の位置（Ｒi 、θ
i ）のデータを目標バッファ部５へ出力する。
【００１５】目標バッファ部５は、極座標で入力された
目標の位置データ（Ｒi 、θi ）を直交座標の位置デー
タ（Ｘi 、Ｙi ）に変換し、それをゲート相関処理部６
へ出力する。
目標の位置データ（Ｒi 、θi ）を直交座標の位置デー
タ（Ｘi 、Ｙi ）に変換し、それをゲート相関処理部６
へ出力する。
【００１６】航跡バッファ部２では、時刻ｔi での目標
の予測位置データ（ＸPi、ＹPi）と時刻ｔi-1 での目標
の速度データ（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）とをゲート設定部
４へ出力する一方、時刻ｔi-1 での目標の速度データ
（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）と位置データ（ＸSi-1、
ＹSi-1）とを平滑化処理部７の一方の入力に与える。
の予測位置データ（ＸPi、ＹPi）と時刻ｔi-1 での目標
の速度データ（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）とをゲート設定部
４へ出力する一方、時刻ｔi-1 での目標の速度データ
（ＶXSi-1 、ＶYSi-1 ）と位置データ（ＸSi-1、
ＹSi-1）とを平滑化処理部７の一方の入力に与える。
【００１７】ゲート設定部４では、時刻ｔi での目標の
予測位置（ＸPi、ＹPi）に設定する追尾ゲートを、外部
から与えられる目標の全方向への最大加速度に応じた形
状に設定し、そのゲート信号Ｇi を目標検出部３に与え
ると共に、ゲート相関処理部６に対しゲート信号Ｇi と
予測位置データ（ＸPi、ＹPi）とを出力する。
予測位置（ＸPi、ＹPi）に設定する追尾ゲートを、外部
から与えられる目標の全方向への最大加速度に応じた形
状に設定し、そのゲート信号Ｇi を目標検出部３に与え
ると共に、ゲート相関処理部６に対しゲート信号Ｇi と
予測位置データ（ＸPi、ＹPi）とを出力する。
【００１８】ここに、追尾ゲートは、目標の直線飛行を
含む全方向への最大加速度に応じて設定するので、その
形状は、従来のように必要以上に大きなものとはなら
ず、例えば図１の（ロ）に示すように、飛行性能に応じ
た適正な範囲を示す適宜ないわゆるハート形の形状とな
る。
含む全方向への最大加速度に応じて設定するので、その
形状は、従来のように必要以上に大きなものとはなら
ず、例えば図１の（ロ）に示すように、飛行性能に応じ
た適正な範囲を示す適宜ないわゆるハート形の形状とな
る。
【００１９】目標の加速度は、その時点の目標の速度に
よっても左右されるので、航跡バッファ部２から速度デ
ータを得て追尾ゲート設定の確実化を図っている。
よっても左右されるので、航跡バッファ部２から速度デ
ータを得て追尾ゲート設定の確実化を図っている。
【００２０】なお、追尾ゲートの設定では、高度、飛行
ベクトル、大気状態等も考慮される場合がある。
ベクトル、大気状態等も考慮される場合がある。
【００２１】次に、ゲート相関処理部６では、時刻ｔi
における予測位置（ＸPi、ＹPi）とレーダ装置１が取得
した位置（Ｘi 、Ｙi ）との相関処理を追尾ゲートＧi
の範囲内において実行し、相関がとれた予測位置データ
（ＸPi、ＹPi）と取得位置データ（Ｘi 、Ｙi ）とを平
滑化処理部７へ出力する。
における予測位置（ＸPi、ＹPi）とレーダ装置１が取得
した位置（Ｘi 、Ｙi ）との相関処理を追尾ゲートＧi
の範囲内において実行し、相関がとれた予測位置データ
（ＸPi、ＹPi）と取得位置データ（Ｘi 、Ｙi ）とを平
滑化処理部７へ出力する。
【００２２】平滑化処理部７では、航跡バッファ部２の
出力データとゲート相関処理部６の出力データとについ
て平滑化処理を実行し、平滑化位置データ（ＸSi、
ＹSi）と平滑化速度データ（ＶXSi 、ＶYSi ）を得、そ
れを航跡予測部８へ出力する。
出力データとゲート相関処理部６の出力データとについ
て平滑化処理を実行し、平滑化位置データ（ＸSi、
ＹSi）と平滑化速度データ（ＶXSi 、ＶYSi ）を得、そ
れを航跡予測部８へ出力する。
【００２３】航跡予測部８では、平滑化処理部７の出力
データについて航跡予測処理を実行して航跡予測位置デ
ータ（ＸPi+1、ＹPi+1）を得、この航跡予測位置データ
と平滑化位置データ（ＸSi、ＹSi）と平滑化速度データ
（ＶXSi 、ＶYSi ）とを航跡バッファ部２へ出力する。
データについて航跡予測処理を実行して航跡予測位置デ
ータ（ＸPi+1、ＹPi+1）を得、この航跡予測位置データ
と平滑化位置データ（ＸSi、ＹSi）と平滑化速度データ
（ＶXSi 、ＶYSi ）とを航跡バッファ部２へ出力する。
【００２４】以上の動作が、レーダ装置１の空中線の各
回転毎に取得された位置データについて繰り返し実施さ
れ、目標の追尾が行われる。
回転毎に取得された位置データについて繰り返し実施さ
れ、目標の追尾が行われる。
【００２５】なお、タイミング制御部９は、レーダ装置
１からの方位信号に基づき以上説明した各要素へ処理タ
イミング信号を出力する。
１からの方位信号に基づき以上説明した各要素へ処理タ
イミング信号を出力する。
【００２６】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の目標追尾
装置では、追尾ゲートは、目標の全方向への最大加速度
に応じた形状、つまり飛行性能に応じた適正な範囲を示
す適宜な形状に設定できるので、従来のように必要以上
に大きなものとはならず、一層正確な相関をとることが
可能となり、追尾性能を向上させ得る効果がある。
装置では、追尾ゲートは、目標の全方向への最大加速度
に応じた形状、つまり飛行性能に応じた適正な範囲を示
す適宜な形状に設定できるので、従来のように必要以上
に大きなものとはならず、一層正確な相関をとることが
可能となり、追尾性能を向上させ得る効果がある。
【図１】本発明の追尾処理装置で設定使用する追尾ゲー
トと従来装置で設定使用していた追尾ゲートの比較説明
図である。
トと従来装置で設定使用していた追尾ゲートの比較説明
図である。
【図２】本発明の一実施例に係る追尾処理装置の構成ブ
ロック図である。
ロック図である。
１ レーダ装置 ２ 航跡バッファ部 ３ 目標検出部 ４ ゲート設定部 ５ 目標バッファ部 ６ ゲート相関処理部 ７ 平滑化処理部 ８ 航跡予測部 ９ タイミング制御部 （イ） 従来の追尾ゲート （ロ） 本発明の追尾ゲート
Claims (2)
- 【請求項１】 航空機等の目標の予測位置に追尾ゲート
を設定し目標の追尾処理を行う目標追尾装置において；
前記追尾ゲートは、目標の全方向への最大加速度に応
じた形状に設定される； ことを特徴とする目標追尾装
置。 - 【請求項２】 請求項１に記載の目標追尾装置におい
て； 前記追尾ゲートの設定では、目標の高度、飛行ベ
クトル、気象状態等のデータも考慮される；ことを特徴
とする目標追尾装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5164248A JPH06347542A (ja) | 1993-06-08 | 1993-06-08 | 目標追尾装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5164248A JPH06347542A (ja) | 1993-06-08 | 1993-06-08 | 目標追尾装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06347542A true JPH06347542A (ja) | 1994-12-22 |
Family
ID=15789495
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5164248A Pending JPH06347542A (ja) | 1993-06-08 | 1993-06-08 | 目標追尾装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06347542A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0722132A1 (fr) * | 1995-01-16 | 1996-07-17 | SEXTANT AVIONIQUE (Société Anonyme) | Procédé de pilotage d'un aérodyne par asservissement sur une trajectoire horizontale déterminée à partir de points de passage |
| JP2008045930A (ja) * | 2006-08-11 | 2008-02-28 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
| JP2013079970A (ja) * | 2012-12-04 | 2013-05-02 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
| US20150054672A1 (en) * | 2012-02-08 | 2015-02-26 | Furuno Electric Co., Ltd. | Radar signal processing device, radar apparatus, and method of processing radar signal |
| JP2016102743A (ja) * | 2014-11-28 | 2016-06-02 | 古野電気株式会社 | 追尾処理装置、レーダ装置、および、追尾処理方法 |
| CN110672087A (zh) * | 2019-09-02 | 2020-01-10 | 深圳市众采堂艺术空间设计有限公司 | 一种人体跟踪方法及*** |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6473275A (en) * | 1987-09-14 | 1989-03-17 | Nec Corp | Tracking apparatus for radar |
-
1993
- 1993-06-08 JP JP5164248A patent/JPH06347542A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6473275A (en) * | 1987-09-14 | 1989-03-17 | Nec Corp | Tracking apparatus for radar |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0722132A1 (fr) * | 1995-01-16 | 1996-07-17 | SEXTANT AVIONIQUE (Société Anonyme) | Procédé de pilotage d'un aérodyne par asservissement sur une trajectoire horizontale déterminée à partir de points de passage |
| FR2729480A1 (fr) * | 1995-01-16 | 1996-07-19 | Sextant Avionique | Procede de pilotage d'un aerodyne par asservissement sur une trajectoire horizontale determinee a partir de points de passage |
| JP2008045930A (ja) * | 2006-08-11 | 2008-02-28 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
| US20150054672A1 (en) * | 2012-02-08 | 2015-02-26 | Furuno Electric Co., Ltd. | Radar signal processing device, radar apparatus, and method of processing radar signal |
| US9568599B2 (en) * | 2012-02-08 | 2017-02-14 | Furuno Electric Co. Ltd. | Radar signal processing device, radar apparatus, and method of processing radar signal |
| JP2013079970A (ja) * | 2012-12-04 | 2013-05-02 | Toshiba Corp | 追尾装置 |
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| CN110672087A (zh) * | 2019-09-02 | 2020-01-10 | 深圳市众采堂艺术空间设计有限公司 | 一种人体跟踪方法及*** |
| CN110672087B (zh) * | 2019-09-02 | 2023-08-11 | 湖南凌傲科技有限公司 | 一种人体跟踪方法及*** |
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