[發(fā)明專利]一種基于爬升段能量分享因子估算的航空器軌跡預(yù)測方法

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• 申請?zhí)枺?/td>: 202210546735.9
• 申請日: 2022-05-18
• 公開（公告）號: CN114912688A
• 公開（公告）日: 2022-08-16
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 蔣偉煜;肖英超;馬龍彪;田云鋼;張陽;張明偉
• 申請（專利權(quán)）人: 中國電子科技集團(tuán)公司第二十八研究所
• 主分類號: G06Q10/04
• 分類號: G06Q10/04;G06Q50/30;G06F16/215;G08G5/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 胡建華

本發(fā)明公開了一種基于爬升段能量分享因子估算的航空器軌跡預(yù)測方法，對航班S模式雷達(dá)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)清洗、數(shù)據(jù)插值、數(shù)值濾波等預(yù)處理操作，得到離散化航跡數(shù)據(jù)。對氣壓高度、指示空速和馬赫的離散化數(shù)據(jù)集合數(shù)據(jù)進(jìn)行求導(dǎo)，通過比較氣壓高度導(dǎo)數(shù)與高度閾值，篩選出平飛段；通過比較指示空速導(dǎo)數(shù)與速度閾值，篩選出CAS段；通過比較馬赫導(dǎo)數(shù)與馬赫閾值，篩選出等Mach段。將爬升階段細(xì)分為等CAS段、加速爬升段與等Mach段后，基于航空器性能模型，根據(jù)不同爬升階段的對應(yīng)能量分享因子公式計算數(shù)值，通過質(zhì)點模型實現(xiàn)短時航空器高度剖面預(yù)測，從而支撐更為精準(zhǔn)的航空器軌跡預(yù)測。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種航空器軌跡預(yù)測方法，特別是一種基于爬升段能量分享因子估算的航空器軌跡預(yù)測方法。

背景技術(shù)

隨著航空運輸業(yè)的快速發(fā)展，空中交通流量持續(xù)增長，航班擁堵愈發(fā)問題凸顯，因此提高空中交通效率，減少航班延誤變得迫在眉睫。四維航跡預(yù)測技術(shù)是實現(xiàn)基于航跡運行的基礎(chǔ)，準(zhǔn)確的航跡預(yù)測結(jié)果有助于流量管理人員對飛行流量進(jìn)行總體的把握，從而保障流量管理的有效實施，避免航班沖突的發(fā)生，減少空域擁堵，降低管制員工作負(fù)荷，增強(qiáng)空中交通安全。

航空器軌跡預(yù)測是一個隨機(jī)線性混合系統(tǒng)估計問題，基于BADA航空器性能模型進(jìn)行四維軌跡預(yù)測是當(dāng)前軌跡預(yù)測的主要方法之一。航空器數(shù)據(jù)基礎(chǔ)(Base of AircraftData，BADA)是由由歐洲控制中心與航空器制造商和運營航空公司合作開發(fā)和維護(hù)的以美國資訊交換標(biāo)準(zhǔn)碼(ASCⅡ)文件組成的資料，能夠分別確定航空器在爬升階段、巡航階段和下降階段的性能模型。BADA基于動力學(xué)方法進(jìn)行航空器性能建模，將航空器視為質(zhì)點，建立航空器質(zhì)點模型，通過全能量方程、推力、阻力、燃油消耗、能量分享因子等參數(shù)計算航空器運動過程，從而預(yù)測航空器的軌跡。爬升段的預(yù)測準(zhǔn)確性至關(guān)重要，而能量分享因子ESF可以用來確定在選定的速度剖面下爬升和加速的能量配比，通過應(yīng)用用于運動學(xué)和動力學(xué)公式可以進(jìn)行航空器的高度預(yù)測。由于能量分享因子的計算公式是一個微分方程，計算結(jié)果很容易受到擾動造成結(jié)果的波動，BADA模型提供了不同爬升階段能量分享因子(等CAS段、加速爬升段、等Mach段)的近似值計算公式，因此需要明確飛行包線的關(guān)鍵節(jié)點，基于不同的飛行階段進(jìn)行航空器軌跡預(yù)測。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于爬升段能量分享因子估算的航空器軌跡預(yù)測方法。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種基于爬升段能量分享因子估算的航空器軌跡預(yù)測方法，包括以下步驟：

步驟1，S模式雷達(dá)數(shù)據(jù)項包含時間戳T、氣壓高度H_p、指示空速IAS以及馬赫Mach；一架包含n個航跡點的航班的S模式航跡數(shù)據(jù)為P＝{p_i,i＝1,2,...,n}，n為正整數(shù)，p_i＝[t_i,h_i,s_i,m_i]表示第i個航跡點，t_i、h_i、s_i和m_i分別代表該航跡點的時間戳、氣壓高度、指示空速和馬赫；

步驟2，根據(jù)限制高度過濾數(shù)據(jù)，并利用速度剖面篩選異常數(shù)據(jù)，實現(xiàn)數(shù)據(jù)清洗；

步驟3，對S模式航跡數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，采用線性插值方法拓展S模式的航跡數(shù)據(jù)，差值拓展后的航跡數(shù)據(jù)為P_{interpolation}＝{p_i,i＝1,2,...,N}，N為正整數(shù)；

步驟4，采用中值濾波和均值濾波對插值拓展后的航跡數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波平滑處理；

步驟5，分別計算氣壓高度H_p、指示空速IAS和馬赫Mach的導(dǎo)數(shù)H_g、S_g和M_g；