[發(fā)明專利]飛行器沖突解脫方法及設(shè)備

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410426158.5
• 申請(qǐng)日: 2014-08-26
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN104216416B
• 公開(kāi)（公告）日: 2017-10-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張學(xué)軍;管祥民;徐華京
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 北京同立鈞成知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司11205
• 代理人: 劉芳

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行技術(shù)，尤其涉及一種飛行器沖突解脫方法及設(shè)備。

背景技術(shù)

在傳統(tǒng)的空管體制中，對(duì)于空中交通的規(guī)劃、監(jiān)控、指揮全部由地面的各管理部門承擔(dān)，但隨著民航運(yùn)輸業(yè)的快速發(fā)展、飛機(jī)數(shù)量及航班架次的迅猛增加，傳統(tǒng)空管體制低下的管理效率與管理需求之間的矛盾越來(lái)越突出，因此，需要打破傳統(tǒng)的效率低下的航行管理規(guī)則，即采用自由飛行模式，使得飛行器可以自由地選擇飛行路徑。要順利實(shí)現(xiàn)自由飛行關(guān)鍵就是要確保飛行器之間始終有安全的間隔距離以避免相撞的危險(xiǎn)。由于自由飛行允許自由選擇航路，飛行器之間發(fā)生沖突的可能性將大大增加，如何為飛行員提供實(shí)時(shí)的輔助決策來(lái)解決自由飛行中的沖突問(wèn)題顯得尤為重要。

飛行器沖突探測(cè)與解脫是保證飛行器飛行安全的重要手段，目前國(guó)內(nèi)外對(duì)該領(lǐng)域的研究主要包括集中式與分布式兩種，由于分布式算法在沖突解脫的時(shí)候不考慮油耗、路徑，計(jì)算精度較低，因此，目前通常采用計(jì)算精度較高的集中式算法對(duì)同一管制區(qū)域內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。集中式算法通常包括進(jìn)化算法、線性規(guī)劃和量化控制等，但是，現(xiàn)有的集中式算法不能滿足在空域內(nèi)有大量飛行器時(shí)進(jìn)行沖突解脫的要求，計(jì)算精度仍然不能滿足空管對(duì)精確性的要求。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供的飛行器沖突解脫方法及設(shè)備，能夠處理空域內(nèi)大量飛行器之間的沖突解脫問(wèn)題，計(jì)算精度高，可以對(duì)飛行器的飛行速度和航向角度進(jìn)行調(diào)整，更加符合實(shí)際的需求。

第一方面，本發(fā)明提供一種飛行器沖突解脫方法，包括：

基于整數(shù)規(guī)劃建立管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，所述目標(biāo)函數(shù)為沖突解脫目標(biāo)與所述飛行器的沖突解脫參數(shù)的函數(shù)關(guān)系；

獲取所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的當(dāng)前位置、飛行速度、航向角度和飛行高度層；

根據(jù)所述沖突解脫模型和所述飛行數(shù)據(jù)，計(jì)算出所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的沖突解脫參數(shù)的整數(shù)解，所述沖突解脫參數(shù)包括飛行器的飛行速度調(diào)整量、航向角度調(diào)整量和高度層調(diào)整量；

根據(jù)所述飛行速度調(diào)整量、所述航向角度調(diào)整量和所述高度層調(diào)整量對(duì)所述管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。

第二方面，本發(fā)明提供一種飛行器沖突解脫設(shè)備，包括：

模型建立模塊，用于基于整數(shù)規(guī)劃建立管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，所述目標(biāo)函數(shù)為沖突解脫目標(biāo)與所述飛行器的沖突解脫參數(shù)的函數(shù)關(guān)系；

數(shù)據(jù)獲取模塊，用于獲取所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的當(dāng)前位置、飛行速度、航向角度和飛行高度層；

模型計(jì)算模塊，用于根據(jù)所述模型建立模塊建立的沖突解脫模型和所述數(shù)據(jù)獲取模塊獲取的飛行數(shù)據(jù)，計(jì)算出所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的沖突解脫參數(shù)的整數(shù)解，所述沖突解脫參數(shù)包括飛行器的飛行速度調(diào)整量、航向角度調(diào)整量和高度層調(diào)整量；

沖突解脫模塊，用于根據(jù)所述模型計(jì)算模塊計(jì)算出的飛行速度調(diào)整量、航向角度調(diào)整量和高度層調(diào)整量對(duì)所述管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。

本發(fā)明提供的飛行器沖突解脫方法及設(shè)備，首先基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，沖突解脫模型包括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，目標(biāo)函數(shù)為沖突解脫目標(biāo)與飛行器的沖突解脫參數(shù)的函數(shù)關(guān)系，并且獲取扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，該飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的當(dāng)前位置、飛行速度、航向角度和飛行高度層，進(jìn)而根據(jù)沖突解脫模型和飛行數(shù)據(jù)獲取管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的沖突解脫參數(shù)的整數(shù)解，該沖突解脫參數(shù)可以包括飛行器的飛行速度調(diào)整量、航向角度調(diào)整量和高度層調(diào)整量，從而實(shí)現(xiàn)通過(guò)獲取的沖突解脫參數(shù)管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。本發(fā)明提供的方法，能夠處理空域內(nèi)大量飛行器之間的沖突解脫問(wèn)題，計(jì)算精度高，可以對(duì)飛行器的飛行速度、航向角度和高度層進(jìn)行調(diào)整，更加符合實(shí)際的需求。

附圖說(shuō)明

為了更清楚地說(shuō)明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作一簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見(jiàn)地，下面描述中的附圖是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明實(shí)施例所提供的一種飛行器沖突解脫方法的流程圖；

圖2為圖1所示實(shí)施例中一種飛行器的飛行狀態(tài)的示意圖；

圖3為圖1所示實(shí)施例中另一種飛行器的飛行狀態(tài)的示意圖；

圖4為圖1所示實(shí)施例中又一種飛行器的飛行狀態(tài)的示意圖；