飛行器沖突解脫方法和設(shè)備的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫方法和設(shè)備，能夠處理空域內(nèi)大量飛行器之間的沖突解脫問題，計(jì)算精度高，可以對(duì)飛行器進(jìn)行速度和角度調(diào)整，更加符合實(shí)際的需求。具體方案為：首先基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)；然后獲取扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角；再然后將飛行數(shù)據(jù)作為沖突解脫模型的輸入獲取飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解；最后根據(jù)飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。本發(fā)明實(shí)施例用于飛行器沖突解脫。
【專利說明】飛行器沖突解脫方法和設(shè)備

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明實(shí)施例涉及飛行技術(shù)，尤其涉及一種飛行器沖突解脫方法和設(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)的輔助決策來解決自由飛行中的沖突問題顯得尤為重要。
[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，分布式算法在沖突解脫的時(shí)候不考慮油耗、路徑，計(jì)算精度比較低，與分布式算法相比較，集中式算法計(jì)算精度比較高，因此在飛行器沖突解脫時(shí)多采用集中式算法。集中式算法主要有進(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)沖突解脫的要求，計(jì)算精度仍不夠精確同時(shí)沖突解脫時(shí)對(duì)于飛行器可調(diào)整的參數(shù)單一。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫方法和設(shè)備，能夠處理空域內(nèi)大量飛行器之間的沖突解脫問題，計(jì)算精度高，可以對(duì)飛行器進(jìn)行速度和角度調(diào)整，更加符合實(shí)際的需求。
[0005]第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫方法，所述方法包括:
[0006]基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，所述目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)；
[0007]獲取所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角；
[0008]將所述飛行數(shù)據(jù)作為所述沖突解脫模型的輸入獲取所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解；
[0009]根據(jù)所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。
[0010]第二方面，本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫設(shè)備，所述設(shè)備包括:
[0011 ] 建模單元，基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，所述目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)；
[0012]第一獲取單元，用于獲取所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角；
[0013]第二獲取單元，用于將所述飛行數(shù)據(jù)作為所述沖突解脫模型的輸入獲取所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解；
[0014]解脫單元，用于根據(jù)所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。
[0015]本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫方法和設(shè)備，首先基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)；然后獲取所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角；再然后將所述飛行數(shù)據(jù)作為所述沖突解脫模型的輸入獲取所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解；最后根據(jù)所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。能夠處理空域內(nèi)大量飛行器之間的沖突解脫問題，計(jì)算精度高，可以對(duì)飛行器進(jìn)行速度和角度調(diào)整，更加符合實(shí)際的需求。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0016]為了更清楚地說明本發(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)施例提供的飛行器沖突解脫方法的流程示意圖；
[0018]圖2為本發(fā)明實(shí)施例中用于說明根據(jù)投影法確定約束條件的示意圖；
[0019]圖3為本發(fā)明實(shí)施例中用于說明飛行器之間處于相對(duì)的飛行狀態(tài)和相離的飛行狀態(tài)的示意圖；
[0020]圖4為本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫設(shè)備的結(jié)構(gòu)示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0021]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。
[0022]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。
[0023]在飛行器的空管領(lǐng)域中，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。
[0024]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)的問題，稱它是原問題的衍生問題。對(duì)每個(gè)衍生問題又伴隨一個(gè)比它更易于求解的松弛問題(衍生問題稱為松弛問題的源問題)。通過松弛問題的解來確定它的源問題的歸宿，即源問題應(yīng)被舍棄，還是再生成一個(gè)或多個(gè)它本身的衍生問題來替代它。隨即，再選擇一個(gè)尚未被舍棄的或替代的原問題的衍生問題，重復(fù)以上步驟直至不再剩有未解決的衍生問題為止。
[0025]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。
[0026]本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器沖突解脫方法，如圖1所示，該方法包括:
[0027]步驟101、基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)。
[0028]具體的，沖突解脫模型是由約束條件組與目標(biāo)函數(shù)組成的。
[0029]其中，約束條件組包括:根據(jù)飛行器性能以及空管規(guī)則確定的飛行器速度調(diào)整參數(shù)的約束條件、航向角調(diào)整參數(shù)的約束條件、以及根據(jù)投影法獲得的確保飛行器不會(huì)沖突的飛行器速度與航向角的約束條件。
[0030]根據(jù)飛行器性能以及空管規(guī)則確定的飛行器速度調(diào)整參數(shù)的約束條件，可以包括:
[0031]Vfflin ( ν,+q, ( Vmax，其中，Vfflin為根據(jù)飛行器性能以及空管要求確定的最小飛行速度，Vfflax為根據(jù)飛行器性能以及空管要求確定的最大飛行速度；
[0032]航向角調(diào)整參數(shù)的約束條件包括:
[0033]^i = O 或者 β i = e 或者 β 丨=_e ;
[0034]其中，β i為飛行器i的航向角調(diào)整參數(shù)，e為預(yù)設(shè)的非零值；
[0035]需要說明的是，對(duì)飛行器i和飛行器j的航向角91和0」進(jìn)行調(diào)整時(shí)可以有以下六種情況:第一種= Qi= Θ i，Θ j = Θ j ;或第二種:Θ i = Θ i+e, Θ j = Θ j ;或第三種:Θ i=θ i+e, Θ j = Θ j+e ;或第四種:Θ i = Θ j — e, θ」=θ」；或第五種:0^=0 j+e, θ j =θ j — e ;或第六種:θ? = Θ i — e, Θ j = Θ j — e ；
[0036]需要說明的是，本發(fā)明實(shí)施例提供的技術(shù)方案中可以使飛行器具有調(diào)節(jié)航向角的能力，針對(duì)每個(gè)飛行器的航向角Θ，給與三種選擇，分別為Θ、0切和Θ — e，這里e為一個(gè)固定的角度值，因此，沖突解脫模型中每架飛機(jī)將具有三種航向角可以選擇。在進(jìn)行沖突解脫時(shí)，兩個(gè)飛行器的航向角的調(diào)整就有上述六種情況。
[0037]根據(jù)投影法獲得的確保飛行器不會(huì)沖突的飛行器速度與航向角的約束條件，可以包括:

【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)劃建立沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，所述目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)； 獲取所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角； 將所述飛行數(shù)據(jù)作為所述沖突解脫模型的輸入獲取所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解； 根據(jù)所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)所述扇區(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，所述約束條件組包括: 根據(jù)所述飛行器性能以及空管規(guī)則確定的所述飛行器速度調(diào)整參數(shù)的約束條件、所述航向角調(diào)整參數(shù)的約束條件、以及根據(jù)投影法獲得的確保所述飛行器不會(huì)沖突的所述飛行器速度與所述航向角的約束條件。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)投影法獲得的確保所述飛行器不會(huì)沖突的所述飛行器速度與所述航向角的約束條件包括:
其中，Vi和Vj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度，Θ i和Θ j分別為飛行器i和飛行器j的航向角，Qi和q」分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)整參數(shù)，比=tan(Iij)cos Θ j-sin θ j, kj = tan Crij) cos Θ「sin Θ i, Iij = ω ^.+ a , r^.= ω a , a = arcsin (d/Aij),飛行器i和飛行器j的飛行位置的連線與水平線的夾角為d為根據(jù)空管規(guī)則規(guī)定的飛行器的保護(hù)區(qū)的直徑，Aij為飛行器i和飛行器j之間的距離。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述飛行器性能以及空管規(guī)則確定的所述飛行器速度調(diào)整參數(shù)的約束條件包括: Vfflin ( ν,+q, ( 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)整參數(shù)，Vmin為根據(jù)所述飛行器性能以及空管要求確定的最小飛行速度，Vmax為根據(jù)所述飛行器性能以及空管要求確定的最大飛行速度； 所述航向角調(diào)整參數(shù)的約束條件包括:
β i = O 或者 β i = e 或者 β i = -e ； 其中，β i為飛行器i的航向角調(diào)整參數(shù)，e為預(yù)設(shè)的非零值。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于， 所述不等式組I改為不等式組I’:
J - cos O丨Cfi + cos OjCjj + Iilhjj X G < cos Oj - V1 cos 0.}hiqi — h}qf + hth{j xG < -ViHi + v 所述不等式組2改為不等式組2’: f - cos O1 (I1 + cos Θ, q, + Iithjj x G < v; cos O1 - Vj cos Qj
+ + x G vA- - vik；’ 所述不等式組3改為不等式組3’:
I cos OiCjj - cos OjCfj + Uthij X G < -Vi cos Oj + Vj cos OjI9
—h q + h Cf + hth X G < v.h — v J1.1k z 1IJ1JIJI I JJ 所述不等式組4改為不等式組4’: j"cos OiCj1- cos OjCfj + Iuhij X G < -V1 cos Oi + v; cos O1
I — qjkj + Hthij xG< -ViJcj + VjIij' 其中，Vi和Vj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度，Θ i和Θ j分別為飛行器i和飛行器j的航向角，Qi和q」分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)整參數(shù)，比=tan(Iij)cos Θ j-sin θ j, kj = tan Crij) cos Θ「sin Θ i, Iij = ω ^.+ a , r^.= ω a , a = arcsin (d/Aij)，飛行器i和飛行器j的飛行位置的連線與水平線的夾角為ω u，飛行器j和飛行器i的飛行位置的連線與水平線的夾角為d為根據(jù)空管規(guī)則規(guī)定的飛行器的保護(hù)區(qū)的直徑，Aij為飛行器i和飛行器j之間的距離； 當(dāng)COij-Ct ( Θ J ω Jj+ α且COj1-Ct (ω α?xí)r確定飛行器i和飛行器j處于相對(duì)飛行的狀態(tài)，則Iithij = I,否則Iithij = O ;且當(dāng)Iithij = I時(shí)要求飛行器i和飛行器j中的至少一個(gè)調(diào)整對(duì)應(yīng)的所述航向角，G為用于在所述飛行器i和飛行器j處于相對(duì)飛行的狀態(tài)時(shí)使所述不等式組I’、所述不等式組2’、所述不等式組3’以及所述不等式組4’均不成立而預(yù)設(shè)的一個(gè)正值。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，若飛行器i和飛行器j的初始飛行速度Vi初和V」初，以及飛行器i和飛行器j的初始航向角Θ丨初和Θ j初滿足Vi初cos ( Θ丨初)-Vj初cos(9 Jft) =0，則將輸入所述沖突解脫模型的初始航向角和更換為Gi’和Θ/; 其中，沒,=7—《初，θ; = Y—沒7.初。
7.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述約束條件組還包括: 根據(jù)所述飛行器的飛行位置獲得的確保所述飛行器之間的距離增大的所述飛行器的飛行位置的約束條件: Dij (t+n) > DijU)，其中，Dij⑴為t時(shí)刻根據(jù)所述飛行器i和飛行器j的飛行位置計(jì)算得到的所述飛行器i和飛行器j之間的距離，Dij (t+n)為t+n時(shí)刻根據(jù)所述飛行器i和飛行器j的飛行位置計(jì)算得到的所述飛行器i和飛行器j之間的距離，η為預(yù)設(shè)時(shí)長(zhǎng)。
8.一種飛行器沖突解脫設(shè)備，其特征在于，包括: 建模單元，基于整數(shù)規(guī)劃建立沖突解脫模型，所述沖突解脫模型包括目標(biāo)函數(shù)和約束條件組，所述目標(biāo)函數(shù)的參數(shù)包括扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行速度調(diào)整參數(shù)和航向角調(diào)整參數(shù)； 第一獲取單元，用于獲取所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器的飛行數(shù)據(jù)，所述飛行數(shù)據(jù)包括飛行器的位置、飛行速度和航向角； 第二獲取單元，用于將所述飛行數(shù)據(jù)作為所述沖突解脫模型的輸入獲取所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解； 解脫單元，用于根據(jù)所述飛行速度調(diào)整參數(shù)和所述航向角調(diào)整參數(shù)的整數(shù)解對(duì)所述扇區(qū)內(nèi)的飛行器進(jìn)行沖突解脫。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的設(shè)備，其特征在于，所述約束條件組包括: 根據(jù)投影法獲得的確保所述飛行器不會(huì)沖突的所述飛行器速度與所述航向角的約束條件，包括:
其中，Vi和Vj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度，Θ i和Θ j分別為飛行器i和飛行器j的航向角，Qi和q」分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)整參數(shù)，比=tan(Iij)cos Θ j-sin θ j, kj = tan Crij) cos Θ「sin Θ i, Iij = ω ^.+ a , r^.= ω a , a = arcsin (d/Aij),飛行器i和飛行器j的飛行位置的連線與水平線的夾角為d為根據(jù)空管規(guī)則規(guī)定的飛行器的保護(hù)區(qū)的直徑，Aij為飛行器i和飛行器j之間的距離； 根據(jù)所述飛行器性能以及空管規(guī)則確定的所述飛行器速度調(diào)整參數(shù)的約束條件，包括: Vfflin ^ ν,+q, ( Vmax，其中，Vmin為根據(jù)所述飛行器性能以及空管要求確定的最小飛行速度，Vfflax為根據(jù)所述飛行器性能以及空管要求確定的最大飛行速度； 所述航向角調(diào)整參數(shù)的約束條件包括: β i = O 或者 β i = e 或者 β i = -e ； 其中，β i為飛行器i的航向角調(diào)整參數(shù)，e為預(yù)設(shè)的非零值； 以及根據(jù)所述飛行器的飛行位置獲得的確保所述飛行器之間的距離增大的所述飛行器的飛行位置的約束條件，包括: Dij (t+n) > DijU)，其中，Dij⑴為t時(shí)刻根據(jù)所述飛行器i和飛行器j的飛行位置計(jì)算得到的所述飛行器i和飛行器j之間的距離，Dij (t+n)為t+n時(shí)刻根據(jù)所述飛行器i和飛行器j的飛行位置計(jì)算得到的所述飛行器i和飛行器j之間的距離，η為預(yù)設(shè)時(shí)長(zhǎng)。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的設(shè)備，其特征在于， 所述不等式組I改為不等式組I’: ? - cos OiCji + cos OiU: + hih.X (j < v.cos (λ - ν,.cos Oi I1-41JiJIJt? JJ.]hjqj — Ζζ/^/ jThthij xG < -ViIii + VjIij 所述不等式組2改為不等式組2’: 1- cos OjCfl + cos OlCfj + Iithjj x G < cos O1- V1 cos Oj
1-qiki + qjkj + hth}j x G < VjIcj - VjIcj 所述不等式組3改為不等式組3’: ? cos OiCj1-CosOjCil + Iithij xG < -v; cos O1 -hvy cos Oj I —h Cf + h Li + hth X G < ν Ii — ν h.1J-1JIJI]I I 3 J 所述不等式組4改為不等式組4’: j cos OiCj1- cos Θ丨?卜丨 + Iithjj X G < -v) cos Oj + v, cos Oj q.k.- q k.+ hth..x G < —v.k.+ v k.1 J-J JIJI I JJ 其中，Vi和Vj分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度，Θ i和Θ j分別為飛行器i和飛行器j的航向角，Qi和q」分別為飛行器i和飛行器j的飛行速度調(diào)整參數(shù)，比=tan(Iij)cos Θ j-sin θ j, kj = tan Crij) cos Θ「sin Θ i, Iij = ω ^.+ a , r^.= ω a , a = arcsin (d/Aij)，飛行器i和飛行器j的飛行位置的連線與水平線的夾角為ω u，飛行器j和飛行器i的飛行位置的連線與水平線的夾角為d為根據(jù)空管規(guī)則規(guī)定的飛行器的保護(hù)區(qū)的直徑，Aij為飛行器i和飛行器j之間的距離；當(dāng)Oij-Ct ( Θ A coya且COj1-Ct ( 9 j ω Ji+ α?xí)r確定飛行器i和飛行器j處于相對(duì)飛行的狀態(tài)，則Iithij = I,否則Iithij = O ;且當(dāng)Iithij=I時(shí)要求飛行器i和飛行器j中的至少一個(gè)調(diào)整對(duì)應(yīng)的所述航向角，G為用于在所述飛行器i和飛行器j處于相對(duì)飛行的狀態(tài)時(shí)使所述不等式組I’、所述不等式組2’、所述不等式組3’以及所述不等式組4’均不成立而預(yù)設(shè)的一個(gè)正值； 若飛行器i和飛行器j的初始飛行速度Vitt和ν」#以及飛行器i和飛行器j的初始航向角0i初和0 jtt滿足Θ i初)-Vj初C0S( Θ」初)=0,則將輸入所述沖突解脫模型的初始航向角Q iti和Q j#更換為Q i’和9 / ; 其中,忍，=y - , Θ; efm。
【文檔編號(hào)】G08G5/00GK104200707SQ201410424358
【公開日】2014年12月10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)