飛行器沖突解脫方法及設(shè)備的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種飛行器沖突解脫方法及設(shè)備。本發(fā)明提供的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，沖突解脫模型包括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件；獲取飛行器的飛行數(shù)據(jù)，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)沖突解脫模型和飛行數(shù)據(jù)，獲取飛行器的沖突解脫參數(shù)的整數(shù)解，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)沖突解脫參數(shù)對(duì)管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。本發(fā)明能夠處理空域內(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。
【專利說(shuō)明】飛行器沖突解脫方法及設(shè)備

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]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)】
[0002] 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(mén) 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。
[0003]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】

[0004] 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。
[0005] 第一方面，本發(fā)明提供一種飛行器沖突解脫方法，包括：
[0006]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；
[0007] 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；
[0008] 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；
[0009] 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。
[0010] 第二方面，本發(fā)明提供一種飛行器沖突解脫設(shè)備，包括：
[0011]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；
[0012] 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；
[0013] 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；
[0014] 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。
[0015] 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。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0016] 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。
[0017]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；
[0018]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；
[0019]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；
[0020]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；
[0021]圖5為本發(fā)明實(shí)施例所提供的一種飛行器沖突解脫設(shè)備的結(jié)構(gòu)示意流程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0022]為使本發(fā)明實(shí)施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例 中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是 本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員 在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。
[0023]在介紹本發(fā)明實(shí)施例提供的技術(shù)方案之前，先對(duì)本發(fā)明實(shí)施例涉及到的一些概念 以及基本原理進(jìn)行闡述，以便本領(lǐng)域技術(shù)人員清楚準(zhǔn)確地理解本發(fā)明實(shí)施例提供的技術(shù)方 案。
[00^4]在飛行器的空管領(lǐng)域中，管制扇區(qū)是飛行管制的基本單位，一般情況下，航空管制 把空域劃分為若干管制扇區(qū)方便管理。飛行器的保護(hù)區(qū)：根據(jù)空中管制規(guī)則，對(duì)于每一架 飛行器都存在一個(gè)安全半徑r，定義以目標(biāo)飛行器的坐標(biāo)為圓心，半徑為r的空域?yàn)樵擄w行 器的保護(hù)區(qū)。如要任意兩個(gè)飛行器間不發(fā)生沖突，則要求任意兩架飛行器的保護(hù)區(qū)不相交。 沖突解脫：如果經(jīng)過(guò)探測(cè)發(fā)現(xiàn)，一定空域內(nèi)的飛行器如按照既定飛行計(jì)劃飛行將會(huì)在未來(lái) 某一時(shí)刻發(fā)生飛行沖突，則需要適當(dāng)?shù)恼{(diào)整當(dāng)前飛行計(jì)劃以規(guī)避沖突，此即沖突解脫。
[0025] 整數(shù)規(guī)劃是將規(guī)劃中的變量（全部或部分）限制為整數(shù)。解整數(shù)規(guī)劃的基本做法 是逐步生成一個(gè)相關(guān)的問(wèn)題，稱它是原問(wèn)題的衍生問(wèn)題。對(duì)每個(gè)衍生問(wèn)題又伴隨一個(gè)比它 更易于求解的松弛問(wèn)題（衍生問(wèn)題稱為松弛問(wèn)題的源問(wèn)題）。通過(guò)松弛問(wèn)題的解來(lái)確定它 的源問(wèn)題的歸宿，即源問(wèn)題應(yīng)被舍棄，還是再生成一個(gè)或多個(gè)它本身的衍生問(wèn)題來(lái)替代它。 隨即，再選擇一個(gè)尚未被舍棄的或替代的原問(wèn)題的衍生問(wèn)題，重復(fù)以上步驟直至不再剩有 未解決的衍生問(wèn)題為止。
[0026] 在本發(fā)明實(shí)施例的技術(shù)方案中，扇區(qū)內(nèi)所有的飛機(jī)全部在同一飛行高度層飛行， 扇區(qū)內(nèi)所有飛機(jī)的初始航向角和速度均為已知。
[0027] 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。本實(shí)施例的方 法適用于對(duì)管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫的情況。該方法可由飛行器沖突解脫設(shè)備執(zhí) 行，該飛行器沖突解脫設(shè)備通常以硬件和/或軟件的方式來(lái)實(shí)現(xiàn)，可以集成在該設(shè)備的存 儲(chǔ)器中，例如集成在處理器芯片中，供處理器調(diào)用執(zhí)行。本實(shí)施例的方法包括如下步驟：
[0028] S110,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，該沖突解脫模型包 括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，該目標(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。
[0029] 本實(shí)施例所提供的飛行器沖突解脫方法，基于整數(shù)規(guī)劃的特點(diǎn)建立對(duì)多高度層的 飛行器的沖突解脫模型，可以模擬飛行器通過(guò)調(diào)整飛行速度、航向角度和飛行高度來(lái)避免 沖突的發(fā)生。具體的，沖突解脫模型通常包括預(yù)置的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，該目標(biāo)函數(shù)用于 在飛行器進(jìn)行沖突解脫時(shí)對(duì)需要調(diào)整的飛行速度、航向角度和飛行高度求解，目標(biāo)函數(shù)例 如可以為沖突解脫目標(biāo)與飛行器的沖突解脫參數(shù)的函數(shù)關(guān)系，沖突解脫目標(biāo)可以是在具體 飛行情況中，由空管人員對(duì)管制扇區(qū)內(nèi)飛行器制定飛行計(jì)劃的優(yōu)化目標(biāo)，舉例來(lái)說(shuō)，可以是 所有飛行器的總延誤的最大值，可以根據(jù)管制扇區(qū)的飛行器數(shù)量和性能調(diào)整的，進(jìn)而通過(guò) 目標(biāo)函數(shù)解得飛行器的沖突解脫參數(shù)，即是該沖突解脫目標(biāo)的最優(yōu)解，例如，目標(biāo)函數(shù)可以 定義為：S = min(a Σ(^+λ ΣΡ?+γ Σ^)，其中，S為沖突解脫目標(biāo)，口^^卩匕分別為飛行 器i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，a、λ和Y均為常數(shù)，可以根據(jù) 管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的特點(diǎn)和管制要求進(jìn)行設(shè)定。
[0030] 需要說(shuō)明的是，沖突解脫模型中的目標(biāo)函數(shù)和沖突解脫目標(biāo)是可以根據(jù)管制扇區(qū) 的具體情況和飛行器的性能進(jìn)行更改的，在不同空管場(chǎng)景中具有普遍的適用性；另外，本實(shí) 施例提供的方法對(duì)沖突解脫模型的建立，預(yù)先設(shè)定的初始條件例如可以包括：
[0031] (1)管制扇區(qū)內(nèi)所有飛行器的初始航向角和飛行速度均為已知；
[0032] (2)管制扇區(qū)內(nèi)所有飛行器均服從同一沖突解脫目標(biāo)的調(diào)度；
[0033] (3)在初始時(shí)刻，即t = 0時(shí)，管制扇區(qū)內(nèi)不存在沖突。
[0034] 對(duì)于目標(biāo)函數(shù)的求解，通?？梢愿鶕?jù)飛行器自身的特定，例如巡航速度上下限等， 制定相應(yīng)的約束條件，使得空管系統(tǒng)在合理的范圍內(nèi)進(jìn)行求解。在本實(shí)施中，約束條件例 如可以包括：沖突探測(cè)約束條件，飛行速度和航向角度約束條件，以及高度層約束條件，沖 突探測(cè)約束條件為根據(jù)飛行數(shù)據(jù)確定的管制扇區(qū)內(nèi)不會(huì)產(chǎn)生沖突的飛行器的約束條件，飛 行數(shù)據(jù)為空管系統(tǒng)實(shí)時(shí)獲取的，飛行速度和航向角度約束條件為管制扇區(qū)內(nèi)飛行器處于相 同高度層的約束條件，高度層約束條件為管制扇區(qū)內(nèi)飛行器處于不同飛行高度層的約束條 件。 t〇〇35] 在本實(shí)施例中，首先，可以根據(jù)沖突探測(cè)約束條件判斷管制扇區(qū)內(nèi)的飛行器是否 存在沖突，具體地，根據(jù)管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的性能和空管規(guī)則將飛行器i的飛行速度調(diào)整 量設(shè)置為：'in彡1+?彡v_，其中， Vi為飛行器i的飛行速度，％為飛行器i的在沖突解 脫過(guò)程中的飛行速度調(diào)整量，其值可為正、負(fù)或0，vnin為預(yù)置的第一飛行速度， Vmax為預(yù)置的 第二飛行速度，v"in和vmax可以根據(jù)飛行器i的性能和空管規(guī)則制定，為飛行器i在航行中 的最小飛行速度和最大飛行速度；如圖2所示，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，根據(jù)投影法將飛行器i和飛行器j的飛行速度矢量以分量的形式表示為：
[0036]

【權(quán)利要求】
1. 一種飛行器沖突解脫方法，其特征在于，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。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述約束條件包括：沖突探測(cè)約束條件， 飛行速度和航向角度約束條件，以及高度層約束條件，所述沖突探測(cè)約束條件為根據(jù)所述 飛行數(shù)據(jù)確定的所述管制扇區(qū)內(nèi)不會(huì)產(chǎn)生沖突的飛行器的約束條件，所述飛行速度和航向 角度約束條件為所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器處于相同高度層的約束條件，所述高度層約束條件 為所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器處于不同飛行高度層的約束條件。 3 ·根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述沖突探測(cè)約束條件包括：根據(jù) 所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的性能和空管規(guī)則將所述飛行器的飛行速度調(diào)整量設(shè)置為： vnin彡A+l·彡vmax，其中，Vi為飛行器i的飛行速度，qi為飛行器i的飛行速度調(diào)整量，v rain 為預(yù)置的第一飛行速度，vmax為預(yù)置的第二飛行速度； 根據(jù)飛行器i和飛行器j的飛行速度的矢量差，在飛行器i的保護(hù)區(qū)沒(méi)有落于飛行器 j的飛行區(qū)域內(nèi)時(shí)，確定飛行器i和飛行器j的飛行計(jì)劃沒(méi)有沖突，其中，飛行器i和飛行器 j的飛行速度的矢量差為：
其中，^和qj分別為飛行器j的飛行速度和的飛行速度調(diào)整量，Θ ;和Θ」分別為飛行 器i和飛行器j的航向角度。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述飛行速度和航向角度約束條件包括： 根據(jù)投影法確定所述管制扇區(qū)內(nèi)不會(huì)產(chǎn)生沖突的飛行器i和飛行器j的飛行速度和航向角 度至少滿足以下一個(gè)不等式組，
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其中，Vi和Vj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度，0』分別為飛行器i和飛行 器j的航向角度，qi和qj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)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，為飛行器j運(yùn)動(dòng)的投影區(qū)域與飛行器i的保護(hù)區(qū)相切于飛行器i的保護(hù)區(qū)的 右側(cè)時(shí)第一切線與水平線的夾角；1^+為飛行器j運(yùn)動(dòng)的投影區(qū)域與飛行器i的保護(hù)區(qū)相切 于飛行器i的保護(hù)區(qū)的左側(cè)時(shí)第二切線與水平線的夾角，ω"為飛行器i和飛行器j的飛 行位置的連線與水平線的夾角，α為所述第一切線和所述第二切線夾角的一半， d為飛行 器的保護(hù)區(qū)的直徑，A。為飛行器i與飛行器j之間的距離。
5·根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述高度層約束條件包括：根據(jù)預(yù)設(shè)的爬 升許可條件和所述扇區(qū)內(nèi)飛行器的高度層調(diào)整量，取消對(duì)進(jìn)行了高度層調(diào)整的飛行器的沖 突解脫； 所述爬升許可條件包括：飛行器i在調(diào)整一個(gè)高度層的過(guò)程中的4個(gè)點(diǎn)均不存在沖突， 即= 0,其中，Kli = 0代表飛行器i在調(diào)整一個(gè)高度層的過(guò)程中的第一個(gè) 點(diǎn)不存在沖突。
6. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述約束條件還包括航向角度調(diào)整量約 束條件，所述航向角度調(diào)整量約束條件包括： β i = 0、β i = e 或者 β ; = _e ; 其中，β ;為飛行器i的航向角度調(diào)整量，e為預(yù)設(shè)的非零常數(shù)； 所述航向角度調(diào)整量約束條件用于結(jié)合所述飛行速度和航向角度約束條件，確定所述 制扇區(qū)內(nèi)不會(huì)產(chǎn)生沖突的飛行器i和飛行器j的航向角度調(diào)整量。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述約束條件還包括相對(duì)飛行 約束條件，所述相對(duì)飛行約束條件包括：當(dāng)飛行器i和飛行器j的航向角度滿足 ω^.-α < ω^.+ α和ω"-α < cop+a時(shí)，確定飛行器i和飛行器j處于相對(duì) 飛行的狀態(tài)，并設(shè)置htl·^ = 1，否則hth" = 0 ;則所述不等式組1所述到不等式組4轉(zhuǎn)換 為：
icos - cosOiqi + hthn x G < -v. cos + v. cos 6^. 不等式組3，乂 rJ J J ； ? ， J. \^~higi + + kth^ x G < vihi - Vjhj ' Γ cos eiqi - cos ,. + hth. xG< -v. cos (9. + v. cos 6^. 不等式組4, j 7 J 7 + Wiyy：G<-vikj +^jkj ^ 其中，在所述不等式組Γ到所述不等式組4'中，G為預(yù)設(shè)的極大正數(shù)，所述相對(duì)飛行 約束條件用于結(jié)合所述飛行速度和航向角度約束條件，在所述不等式組1，到所述不等式組 4,均不成立時(shí)，確定飛行器i和飛行器j處于相對(duì)飛行的狀態(tài)，以提示對(duì)飛行器i和飛行器 j中至少一個(gè)進(jìn)行航向角度的調(diào)整。
8. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述約束條件還包括位置轉(zhuǎn)換約束條件， 所述位置轉(zhuǎn)換約束條件包括：在飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)整量均為0,且獲取的所 述飛行速度和所述航向角度的關(guān)系滿足viC0S( Θ Θ ；) = 〇時(shí)，將飛行器i和飛行 器j的航向角度分別替換為：
所述位置轉(zhuǎn)換約束條件用于結(jié)合所述飛行速度和航向角度約束條件，確定在 所述飛行速度調(diào)整量均為0,且獲取的所述飛行速度和所述航向角度的關(guān)系滿足 ν?(3〇3( Θ J-VjC0S( Θ p = 〇的飛行器i和飛行器j是否存在沖突。
9. 根據(jù)權(quán)利要求2?8中任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，所述約束條件還包括假性判 斷約束條件，所述假性判斷約束條件包括：根據(jù)所述管制扇區(qū)內(nèi)飛行器的飛行位置，在飛行 器i和飛行器j之間的距離滿足Du (t+n)彡Did (t)時(shí)，確定飛行器i和飛行器j不存在沖 突； 其中，Dyt)為在時(shí)刻t，飛行器i和飛行器j的之間的距離，D^t+n)為在時(shí)刻t+n， 飛行器i和飛行器j的之間的距離，η為預(yù)設(shè)的時(shí)間間隔。
10. -種飛行器沖突解脫設(shè)備，其特征在于，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)和如權(quán)利要求2?9中任一項(xiàng)所述的約束條件，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。
【文檔編號(hào)】G05D1/10GK104216416SQ201410426158
【公開(kāi)日】2014年12月17日 申請(qǐng)日期:2014年8月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月26日
【發(fā)明者】張學(xué)軍, 管祥民, 徐華京 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)