飞行器冲突解脱方法及设备的制作方法
【专利摘要】本发明提供一种飞行器冲突解脱方法及设备。本发明提供的飞行器冲突解脱方法，包括：基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，冲突解脱模型包括预置的目标函数和约束条件；获取飞行器的飞行数据，飞行数据包括飞行器的当前位置、飞行速度、航向角度和飞行高度层；根据冲突解脱模型和飞行数据，获取飞行器的冲突解脱参数的整数解，冲突解脱参数包括飞行器的飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层调整量；根据冲突解脱参数对管制扇区内的飞行器进行冲突解脱。本发明能够处理空域内大量飞行器之间的冲突解脱问题，计算精度高，可以对飞行器的飞行速度、航向角度和高度层进行调整，更加符合实际的需求。
【专利说明】飞行器冲突解脱方法及设备
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行技术，尤其涉及一种飞行器冲突解脱方法及设备。
【背景技术】
[0002] 在传统的空管体制中，对于空中交通的规划、监控、指挥全部由地面的各管理部门 承担，但随着民航运输业的快速发展、飞机数量及航班架次的迅猛增加，传统空管体制低下 的管理效率与管理需求之间的矛盾越来越突出，因此，需要打破传统的效率低下的航行管 理规则，即采用自由飞行模式，使得飞行器可以自由地选择飞行路径。要顺利实现自由飞行 关键就是要确保飞行器之间始终有安全的间隔距离以避免相撞的危险。由于自由飞行允许 自由选择航路，飞行器之间发生冲突的可能性将大大增加，如何为飞行员提供实时的辅助 决策来解决自由飞行中的冲突问题显得尤为重要。
[0003]飞行器冲突探测与解脱是保证飞行器飞行安全的重要手段，目前国内外对该领域 的研究主要包括集中式与分布式两种，由于分布式算法在冲突解脱的时候不考虑油耗、路 径，计算精度较低，因此，目前通常采用计算精度较高的集中式算法对同一管制区域内的飞 行器进行冲突解脱。集中式算法通常包括进化算法、线性规划和量化控制等，但是，现有的 集中式算法不能满足在空域内有大量飞行器时进行冲突解脱的要求，计算精度仍然不能满 足空管对精确性的要求。
【发明内容】
[0004] 本发明提供的飞行器冲突解脱方法及设备，能够处理空域内大量飞行器之间的冲 突解脱问题，计算精度高，可以对飞行器的飞行速度和航向角度进行调整，更加符合实际的 需求。
[0005] 第一方面，本发明提供一种飞行器冲突解脱方法，包括：
[0006]基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，所述冲突解脱模型包括预 置的目标函数和约束条件，所述目标函数为冲突解脱目标与所述飞行器的冲突解脱参数的 函数关系；
[0007] 获取所述管制扇区内飞行器的飞行数据，所述飞行数据包括飞行器的当前位置、 飞行速度、航向角度和飞行高度层；
[0008] 根据所述冲突解脱模型和所述飞行数据，计算出所述管制扇区内飞行器的冲突解 脱参数的整数解，所述冲突解脱参数包括飞行器的飞行速度调整量、航向角度调整量和高 度层调整量；
[0009] 根据所述飞行速度调整量、所述航向角度调整量和所述高度层调整量对所述管制 扇区内的飞行器进行冲突解脱。
[0010] 第二方面，本发明提供一种飞行器冲突解脱设备，包括：
[0011]模型建立模块，用于基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，所述 冲突解脱模型包括预置的目标函数和约束条件，所述目标函数为冲突解脱目标与所述飞行 器的冲突解脱参数的函数关系；
[0012] 数据获取模块，用于获取所述管制扇区内飞行器的飞行数据，所述飞行数据包括 飞行器的当前位置、飞行速度、航向角度和飞行高度层；
[0013] 模型计算模块，用于根据所述模型建立模块建立的冲突解脱模型和所述数据获取 模块获取的飞行数据，计算出所述管制扇区内飞行器的冲突解脱参数的整数解，所述冲突 解脱参数包括飞行器的飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层调整量；
[0014] 冲突解脱模块，用于根据所述模型计算模块计算出的飞行速度调整量、航向角度 调整量和高度层调整量对所述管制扇区内的飞行器进行冲突解脱。
[0015] 本发明提供的飞行器冲突解脱方法及设备，首先基于整数规划建立冲突解脱模 型，冲突解脱模型包括预置的目标函数和约束条件，目标函数为冲突解脱目标与飞行器的 冲突解脱参数的函数关系，并且获取扇区内的飞行器的飞行数据，该飞行数据包括飞行器 的当前位置、飞行速度、航向角度和飞行高度层，进而根据冲突解脱模型和飞行数据获取管 制扇区内飞行器的冲突解脱参数的整数解，该冲突解脱参数可以包括飞行器的飞行速度调 整量、航向角度调整量和高度层调整量，从而实现通过获取的冲突解脱参数管制扇区内的 飞行器进行冲突解脱。本发明提供的方法，能够处理空域内大量飞行器之间的冲突解脱问 题，计算精度高，可以对飞行器的飞行速度、航向角度和高度层进行调整，更加符合实际的 需求。
【专利附图】
【附图说明】
[0016] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现 有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发 明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以 根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1为本发明实施例所提供的一种飞行器冲突解脱方法的流程图；
[0018]图2为图1所示实施例中一种飞行器的飞行状态的示意图；
[0019]图3为图1所示实施例中另一种飞行器的飞行状态的示意图；
[0020]图4为图1所示实施例中又一种飞行器的飞行状态的示意图；
[0021]图5为本发明实施例所提供的一种飞行器冲突解脱设备的结构示意流程图。
【具体实施方式】
[0022]为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例 中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是 本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员 在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0023]在介绍本发明实施例提供的技术方案之前，先对本发明实施例涉及到的一些概念 以及基本原理进行阐述，以便本领域技术人员清楚准确地理解本发明实施例提供的技术方 案。
[00^4]在飞行器的空管领域中，管制扇区是飞行管制的基本单位，一般情况下，航空管制 把空域划分为若干管制扇区方便管理。飞行器的保护区：根据空中管制规则，对于每一架 飞行器都存在一个安全半径r，定义以目标飞行器的坐标为圆心，半径为r的空域为该飞行 器的保护区。如要任意两个飞行器间不发生冲突，则要求任意两架飞行器的保护区不相交。 冲突解脱：如果经过探测发现，一定空域内的飞行器如按照既定飞行计划飞行将会在未来 某一时刻发生飞行冲突，则需要适当的调整当前飞行计划以规避冲突，此即冲突解脱。
[0025] 整数规划是将规划中的变量（全部或部分）限制为整数。解整数规划的基本做法 是逐步生成一个相关的问题，称它是原问题的衍生问题。对每个衍生问题又伴随一个比它 更易于求解的松弛问题（衍生问题称为松弛问题的源问题）。通过松弛问题的解来确定它 的源问题的归宿，即源问题应被舍弃，还是再生成一个或多个它本身的衍生问题来替代它。 随即，再选择一个尚未被舍弃的或替代的原问题的衍生问题，重复以上步骤直至不再剩有 未解决的衍生问题为止。
[0026] 在本发明实施例的技术方案中，扇区内所有的飞机全部在同一飞行高度层飞行， 扇区内所有飞机的初始航向角和速度均为已知。
[0027] 图1为本发明实施例所提供的一种飞行器冲突解脱方法的流程图。本实施例的方 法适用于对管制扇区内的飞行器进行冲突解脱的情况。该方法可由飞行器冲突解脱设备执 行，该飞行器冲突解脱设备通常以硬件和/或软件的方式来实现，可以集成在该设备的存 储器中，例如集成在处理器芯片中，供处理器调用执行。本实施例的方法包括如下步骤：
[0028] S110,基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，该冲突解脱模型包 括预置的目标函数和约束条件，该目标函数为冲突解脱目标与飞行器的冲突解脱参数的函 数关系。
[0029] 本实施例所提供的飞行器冲突解脱方法，基于整数规划的特点建立对多高度层的 飞行器的冲突解脱模型，可以模拟飞行器通过调整飞行速度、航向角度和飞行高度来避免 冲突的发生。具体的，冲突解脱模型通常包括预置的目标函数和约束条件，该目标函数用于 在飞行器进行冲突解脱时对需要调整的飞行速度、航向角度和飞行高度求解，目标函数例 如可以为冲突解脱目标与飞行器的冲突解脱参数的函数关系，冲突解脱目标可以是在具体 飞行情况中，由空管人员对管制扇区内飞行器制定飞行计划的优化目标，举例来说，可以是 所有飞行器的总延误的最大值，可以根据管制扇区的飞行器数量和性能调整的，进而通过 目标函数解得飞行器的冲突解脱参数，即是该冲突解脱目标的最优解，例如，目标函数可以 定义为：S = min(a Σ(^+λ ΣΡ?+γ Σ^)，其中，S为冲突解脱目标，口^^卩匕分别为飞行 器i的飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层调整量，a、λ和Y均为常数，可以根据 管制扇区内飞行器的特点和管制要求进行设定。
[0030] 需要说明的是，冲突解脱模型中的目标函数和冲突解脱目标是可以根据管制扇区 的具体情况和飞行器的性能进行更改的，在不同空管场景中具有普遍的适用性；另外，本实 施例提供的方法对冲突解脱模型的建立，预先设定的初始条件例如可以包括：
[0031] (1)管制扇区内所有飞行器的初始航向角和飞行速度均为已知；
[0032] (2)管制扇区内所有飞行器均服从同一冲突解脱目标的调度；
[0033] (3)在初始时刻，即t = 0时，管制扇区内不存在冲突。
[0034] 对于目标函数的求解，通常可以根据飞行器自身的特定，例如巡航速度上下限等， 制定相应的约束条件，使得空管系统在合理的范围内进行求解。在本实施中，约束条件例 如可以包括：冲突探测约束条件，飞行速度和航向角度约束条件，以及高度层约束条件，冲 突探测约束条件为根据飞行数据确定的管制扇区内不会产生冲突的飞行器的约束条件，飞 行数据为空管系统实时获取的，飞行速度和航向角度约束条件为管制扇区内飞行器处于相 同高度层的约束条件，高度层约束条件为管制扇区内飞行器处于不同飞行高度层的约束条 件。 t〇〇35] 在本实施例中，首先，可以根据冲突探测约束条件判断管制扇区内的飞行器是否 存在冲突，具体地，根据管制扇区内飞行器的性能和空管规则将飞行器i的飞行速度调整 量设置为：'in彡1+?彡v_，其中， Vi为飞行器i的飞行速度，％为飞行器i的在冲突解 脱过程中的飞行速度调整量，其值可为正、负或0，vnin为预置的第一飞行速度， Vmax为预置的 第二飞行速度，v"in和vmax可以根据飞行器i的性能和空管规则制定，为飞行器i在航行中 的最小飞行速度和最大飞行速度；如图2所示，为图1所示实施例中一种飞行器的飞行状态 的示意图，根据投影法将飞行器i和飞行器j的飞行速度矢量以分量的形式表示为：
[0036]
【权利要求】
1. 一种飞行器冲突解脱方法，其特征在于，包括： 基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，所述冲突解脱模型包括预置的 目标函数和约束条件，所述目标函数为冲突解脱目标与所述飞行器的冲突解脱参数的函数 关系； 获取所述管制扇区内飞行器的飞行数据，所述飞行数据包括飞行器的当前位置、飞行 速度、航向角度和飞行高度层； 根据所述冲突解脱模型和所述飞行数据，计算出所述管制扇区内飞行器的冲突解脱参 数的整数解，所述冲突解脱参数包括飞行器的飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层 调整量； 根据所述飞行速度调整量、所述航向角度调整量和所述高度层调整量对所述管制扇区 内的飞行器进行冲突解脱。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述约束条件包括：冲突探测约束条件， 飞行速度和航向角度约束条件，以及高度层约束条件，所述冲突探测约束条件为根据所述 飞行数据确定的所述管制扇区内不会产生冲突的飞行器的约束条件，所述飞行速度和航向 角度约束条件为所述管制扇区内飞行器处于相同高度层的约束条件，所述高度层约束条件 为所述管制扇区内飞行器处于不同飞行高度层的约束条件。 3 ·根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述冲突探测约束条件包括：根据 所述管制扇区内飞行器的性能和空管规则将所述飞行器的飞行速度调整量设置为： vnin彡A+l·彡vmax，其中，Vi为飞行器i的飞行速度，qi为飞行器i的飞行速度调整量，v rain 为预置的第一飞行速度，vmax为预置的第二飞行速度； 根据飞行器i和飞行器j的飞行速度的矢量差，在飞行器i的保护区没有落于飞行器 j的飞行区域内时，确定飞行器i和飞行器j的飞行计划没有冲突，其中，飞行器i和飞行器 j的飞行速度的矢量差为：
其中，^和qj分别为飞行器j的飞行速度和的飞行速度调整量，Θ ;和Θ」分别为飞行 器i和飞行器j的航向角度。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述飞行速度和航向角度约束条件包括： 根据投影法确定所述管制扇区内不会产生冲突的飞行器i和飞行器j的飞行速度和航向角 度至少满足以下一个不等式组，
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其中，Vi和Vj分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度，0』分别为飞行器i和飞行 器j的航向角度，qi和qj分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度调整量，并且，hi = tan (lip cos Θ rsin θ ki = tan(γ^·)cos Θ j-sin Θ 1，. = Wij.+ a , riJ = ωιΓα , a = arcsin(d/ Aj，其中，为飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区相切于飞行器i的保护区的 右侧时第一切线与水平线的夹角；1^+为飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区相切 于飞行器i的保护区的左侧时第二切线与水平线的夹角，ω"为飞行器i和飞行器j的飞 行位置的连线与水平线的夹角，α为所述第一切线和所述第二切线夹角的一半， d为飞行 器的保护区的直径，A。为飞行器i与飞行器j之间的距离。
5·根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述高度层约束条件包括：根据预设的爬 升许可条件和所述扇区内飞行器的高度层调整量，取消对进行了高度层调整的飞行器的冲 突解脱； 所述爬升许可条件包括：飞行器i在调整一个高度层的过程中的4个点均不存在冲突， 即= 0,其中，Kli = 0代表飞行器i在调整一个高度层的过程中的第一个 点不存在冲突。
6. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述约束条件还包括航向角度调整量约 束条件，所述航向角度调整量约束条件包括： β i = 0、β i = e 或者 β ; = _e ; 其中，β ;为飞行器i的航向角度调整量，e为预设的非零常数； 所述航向角度调整量约束条件用于结合所述飞行速度和航向角度约束条件，确定所述 制扇区内不会产生冲突的飞行器i和飞行器j的航向角度调整量。
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述约束条件还包括相对飞行 约束条件，所述相对飞行约束条件包括：当飞行器i和飞行器j的航向角度满足 ω^.-α < ω^.+ α和ω"-α < cop+a时，确定飞行器i和飞行器j处于相对 飞行的状态，并设置htl·^ = 1，否则hth" = 0 ;则所述不等式组1所述到不等式组4转换 为：
icos - cosOiqi + hthn x G < -v. cos + v. cos 6^. 不等式组3，乂 rJ J J ； ? ， J. \^~higi + + kth^ x G < vihi - Vjhj ' Γ cos eiqi - cos ,. + hth. xG< -v. cos (9. + v. cos 6^. 不等式组4, j 7 J 7 + Wiyy：G<-vikj +^jkj ^ 其中，在所述不等式组Γ到所述不等式组4'中，G为预设的极大正数，所述相对飞行 约束条件用于结合所述飞行速度和航向角度约束条件，在所述不等式组1，到所述不等式组 4,均不成立时，确定飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态，以提示对飞行器i和飞行器 j中至少一个进行航向角度的调整。
8. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述约束条件还包括位置转换约束条件， 所述位置转换约束条件包括：在飞行器i和飞行器j的飞行速度调整量均为0,且获取的所 述飞行速度和所述航向角度的关系满足viC0S( Θ Θ ；) = 〇时，将飞行器i和飞行 器j的航向角度分别替换为：
所述位置转换约束条件用于结合所述飞行速度和航向角度约束条件，确定在 所述飞行速度调整量均为0,且获取的所述飞行速度和所述航向角度的关系满足 ν?(3〇3( Θ J-VjC0S( Θ p = 〇的飞行器i和飞行器j是否存在冲突。
9. 根据权利要求2?8中任一项所述的方法，其特征在于，所述约束条件还包括假性判 断约束条件，所述假性判断约束条件包括：根据所述管制扇区内飞行器的飞行位置，在飞行 器i和飞行器j之间的距离满足Du (t+n)彡Did (t)时，确定飞行器i和飞行器j不存在冲 突； 其中，Dyt)为在时刻t，飞行器i和飞行器j的之间的距离，D^t+n)为在时刻t+n， 飞行器i和飞行器j的之间的距离，η为预设的时间间隔。
10. -种飞行器冲突解脱设备，其特征在于，包括： 模型建立模块，用于基于整数规划建立管制扇区内飞行器的冲突解脱模型，所述冲突 解脱模型包括预置的目标函数和如权利要求2?9中任一项所述的约束条件，所述目标函 数为冲突解脱目标与所述飞行器的冲突解脱参数的函数关系； 数据获取模块，用于获取所述管制扇区内飞行器的飞行数据，所述飞行数据包括飞行 器的当前位置、飞行速度、航向角度和飞行高度层； 模型计算模块，用于根据所述模型建立模块建立的冲突解脱模型和所述数据获取模块 获取的飞行数据，计算出所述管制扇区内飞行器的冲突解脱参数的整数解，所述冲突解脱 参数包括飞行器的飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层调整量； 冲突解脱模块，用于根据所述模型计算模块计算出的飞行速度调整量、航向角度调整 量和高度层调整量对所述管制扇区内的飞行器进行冲突解脱。
【文档编号】G05D1/10GK104216416SQ201410426158
【公开日】2014年12月17日 申请日期:2014年8月26日 优先权日:2014年8月26日
【发明者】张学军, 管祥民, 徐华京 申请人:北京航空航天大学