技術(shù)領(lǐng)域
本發(fā)明涉及一種空中交通管制系統(tǒng)及方法，尤其涉及一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法。
背景技術(shù)：
隨著全球航空運(yùn)輸業(yè)快速發(fā)展與空域資源有限矛盾的日益突出，在空中交通流密集的復(fù)雜空域，仍然采用飛行計(jì)劃結(jié)合間隔調(diào)配的空中交通管理方式逐漸顯示出其落后性，具體表現(xiàn)在：(1)飛行計(jì)劃并未為航空器配置精確的空管間隔，容易造成交通流戰(zhàn)術(shù)管理中的擁擠，降低空域安全性；(2)以飛行計(jì)劃為中心的空管自動(dòng)化系統(tǒng)對(duì)飛行剖面的推算和航跡預(yù)測(cè)精度差，造成沖突化解能力差；(3)空中交通管制工作仍然側(cè)重于保持單個(gè)航空器之間的安全間隔，很難上升到對(duì)交通流進(jìn)行戰(zhàn)略性管理。
4D航跡是以空間和時(shí)間形式，對(duì)某一航空器航跡中的各點(diǎn)空間位置(經(jīng)度、緯度和高度)和時(shí)間的精確描述，基于航跡的運(yùn)行是指在4D航跡的航路點(diǎn)上使用“控制到達(dá)時(shí)間”，即控制航空器通過(guò)特定航路點(diǎn)的“時(shí)間窗”。在高密度空域把基于4D航跡的運(yùn)行(Trajectory based Operation)作為基本運(yùn)行機(jī)制之一，是未來(lái)對(duì)大流量、高密度、小間隔條件下空域?qū)嵤┕芾淼囊环N有效手段，可以顯著地減少航空器航跡的不確定性，提高空域和機(jī)場(chǎng)資源的安全性與利用率。
基于航跡運(yùn)行的空中交通運(yùn)行方式需要在戰(zhàn)略層面上對(duì)單航空器飛行航跡進(jìn)行推算和優(yōu)化，對(duì)多航空器構(gòu)成的交通流實(shí)施協(xié)同和調(diào)整；在預(yù)戰(zhàn)術(shù)層面上通過(guò)修正交通流中個(gè)別航空器的航跡以解決擁塞問(wèn)題，并保證該交通流中所有航空器的運(yùn)行效率；而在戰(zhàn)術(shù)層面上預(yù)測(cè)沖突和優(yōu)化解脫方案，將航空器間隔管理從固定的人工方式轉(zhuǎn)變?yōu)榭紤]航空器性能、管制規(guī)則和環(huán)境等因素在內(nèi)的可變的間隔控制方式，因此面向4D航跡的運(yùn)行對(duì)空中交通管制提出了新的要求。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法，可有效防止飛行沖突，提高空中交通的安全性。
實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)方案是提供一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法，由空中交通管制系統(tǒng)實(shí)施，所述空中交通管制系統(tǒng)包括機(jī)載終端模塊、數(shù)據(jù)通信模塊以及管制終端模塊；
所述管制終端模塊包括以下子模塊：
實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警模塊，用于建立從航空器的連續(xù)動(dòng)態(tài)到離散沖突邏輯的觀測(cè)器，將空中交通系統(tǒng)的連續(xù)動(dòng)態(tài)映射為離散觀測(cè)值表達(dá)的沖突狀態(tài)；當(dāng)系統(tǒng)有可能違反空中交通管制規(guī)則時(shí)，對(duì)空中交通混雜系統(tǒng)的混雜動(dòng)態(tài)行為實(shí)施監(jiān)控，為管制員提供及時(shí)的告警信息；
飛行沖突解脫4D航跡優(yōu)化模塊，在保證系統(tǒng)滿(mǎn)足航空器性能和管制規(guī)則約束條件下，通過(guò)選擇不同的解脫目標(biāo)函數(shù)，采用模型預(yù)測(cè)控制理論方法，計(jì)算航空器沖突解脫4D航跡；并通過(guò)數(shù)據(jù)通信模塊將航空器沖突解脫4D航跡發(fā)送給機(jī)載終端模塊執(zhí)行；
所述基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法包括如下幾個(gè)步驟：
步驟A、通過(guò)空中交通控制中心直接獲得其在每一采樣時(shí)刻推測(cè)的各航空器在未來(lái)時(shí)段內(nèi)的航空器4D軌跡，空中交通控制中心通過(guò)空管雷達(dá)監(jiān)視數(shù)據(jù)與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的融合推測(cè)未來(lái)時(shí)段內(nèi)航空器的4D軌跡；
步驟B、實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警模塊建立從航空器的連續(xù)動(dòng)態(tài)到離散沖突邏輯的觀測(cè)器，將空中交通系統(tǒng)的連續(xù)動(dòng)態(tài)映射為離散觀測(cè)值表達(dá)的沖突狀態(tài)；當(dāng)系統(tǒng)有可能違反空中交通管制規(guī)則時(shí)，對(duì)空中交通混雜系統(tǒng)的混雜動(dòng)態(tài)行為實(shí)施監(jiān)控，為管制員提供及時(shí)的告警信息；
步驟C、飛行沖突解脫4D航跡優(yōu)化模塊在保證系統(tǒng)滿(mǎn)足航空器性能和管制規(guī)則約束條件下，通過(guò)選擇不同的解脫目標(biāo)函數(shù)，采用模型預(yù)測(cè)控制理論方法，計(jì)算航空器沖突解脫4D航跡；并通過(guò)數(shù)據(jù)通信模塊將航空器沖突解脫4D航跡發(fā)送給機(jī)載終端模塊執(zhí)行；
步驟D、機(jī)載終端模塊接收并執(zhí)行管制終端模塊發(fā)布的4D航跡數(shù)據(jù)。
進(jìn)一步的，所述步驟C的具體實(shí)施過(guò)程如下：
步驟C1、對(duì)飛行沖突解脫過(guò)程建模：將沖突解脫航跡視為連續(xù)的三段光滑曲線(xiàn)，給定解脫航跡的起點(diǎn)和終點(diǎn)，依據(jù)航跡限制條件，建立包含加速度、爬升或下降率、轉(zhuǎn)彎率的多變量最優(yōu)沖突解脫模型；
步驟C2、對(duì)不同飛行條件下沖突解脫變量約束建模：其中t時(shí)刻需實(shí)施沖突解脫航空器k的變量約束可描述為：ak(t)≤aM、ωk(t)≤ωM、γk(t)≤γM，aM、ωM、γM分別為最大的加速度、轉(zhuǎn)彎率和爬升或下降率；
步驟C3、設(shè)定航空器避撞規(guī)劃的終止參考點(diǎn)位置P、避撞規(guī)劃控制時(shí)域Θ、軌跡預(yù)測(cè)時(shí)域；
步驟C4、在每一采樣時(shí)刻，基于航空器當(dāng)前的運(yùn)行狀態(tài)和歷史位置觀察序列，獲取空域風(fēng)場(chǎng)變量的數(shù)值；
步驟C5、設(shè)定在給定優(yōu)化指標(biāo)函數(shù)的前提下，基于合作式避撞軌跡規(guī)劃思想，通過(guò)給各個(gè)航空器賦予不同的權(quán)重以及融入實(shí)時(shí)風(fēng)場(chǎng)變量濾波數(shù)值，得到各個(gè)航空器的避撞軌跡和避撞控制策略且各航空器在滾動(dòng)規(guī)劃間隔內(nèi)僅實(shí)施其第一個(gè)優(yōu)化控制策略；
步驟C6、在下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟C4至C5直至各航空器均到達(dá)其解脫終點(diǎn)。
步驟C5的具體過(guò)程如下：令
其中表示t時(shí)刻航空器i當(dāng)前所在位置Pi(t)和下一航路點(diǎn)Pif間的距離的平方，Pi(t)＝(xit,yit)，那么t時(shí)刻航空器i的優(yōu)先級(jí)指數(shù)可設(shè)定為：
其中nt表示t時(shí)刻空域內(nèi)存在沖突的航空器數(shù)目，由優(yōu)先級(jí)指數(shù)的含義可知，航空器距離其終點(diǎn)越近，其優(yōu)先級(jí)越高；
設(shè)定優(yōu)化指標(biāo)
，
其中i∈I(t)表示航空器代碼且I(t)＝{1,2,...,nt}，Pi(t+s△t)表示航空器在時(shí)刻(t+s△t)的位置向量，Pif表示航空器i的下一航路點(diǎn)，ui表示待優(yōu)化的航空器i的最優(yōu)控制序列，Qit為正定對(duì)角矩陣，其對(duì)角元素為航空器i在t時(shí)刻的優(yōu)先級(jí)指數(shù)Lit，并且
進(jìn)一步的，步驟C3中：終止參考點(diǎn)位置P即為航空器的下一個(gè)航路點(diǎn)，避撞規(guī)劃控制時(shí)域Θ為300秒，軌跡預(yù)測(cè)時(shí)域?yàn)?00秒；
步驟C4的具體過(guò)程如下：
C4.1)設(shè)定航空器的?？课恢脼檐壽E參考坐標(biāo)原點(diǎn)；
C4.2)在航空器處于直線(xiàn)運(yùn)行狀態(tài)和勻速轉(zhuǎn)彎運(yùn)行狀態(tài)時(shí)，構(gòu)建空域風(fēng)場(chǎng)線(xiàn)性濾波模型x(t+△t)＝F(t)x(t)+w(t)和z(t)＝H(t)x(t)+v(t)獲取風(fēng)場(chǎng)變量數(shù)值，其中△t表示采樣間隔，x(t)表示t時(shí)刻的狀態(tài)向量，z(t)表示t時(shí)刻的觀測(cè)向量，F(xiàn)(t)和H(t)分別表示狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣和輸出測(cè)量矩陣，w(t)和v(t)分別表示系統(tǒng)噪聲向量和測(cè)量噪聲向量；在航空器處于變速轉(zhuǎn)彎運(yùn)行狀態(tài)時(shí)，構(gòu)建空域風(fēng)場(chǎng)非線(xiàn)性濾波模型
x(t+△t)＝Ψ(t,x(t),u(t))+w(t)、z(t)＝Ω(t,x(t))+v(t)和u(t)＝[ωa(t),γa(t)]T，其中Ψ(·)和Ω(·)分別表示狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣和輸出測(cè)量矩陣，ωa(t)和γa(t)分別表示轉(zhuǎn)彎率和加速率；
C4.3)根據(jù)所構(gòu)建的濾波模型獲取風(fēng)場(chǎng)變量的數(shù)值；
進(jìn)一步的，所述步驟B的具體實(shí)施過(guò)程如下：
步驟B1、構(gòu)造基于管制規(guī)則的沖突超曲面函數(shù)集：建立超曲面函數(shù)集用以反映系統(tǒng)的沖突狀況，其中，沖突超曲面中與單一航空器相關(guān)的連續(xù)函數(shù)為第I型超曲面，與兩架航空器相關(guān)的連續(xù)函數(shù)為第II型超曲面；
步驟B2、建立由航空器連續(xù)狀態(tài)至離散沖突狀態(tài)的觀測(cè)器：需要根據(jù)管制規(guī)范建立觀測(cè)器，觀測(cè)系統(tǒng)系統(tǒng)穿越超曲面而產(chǎn)生的沖突事件，以便控制器做出相應(yīng)的控制決策指令；觀測(cè)器ξ用于觀測(cè)系統(tǒng)中航空器位置的連續(xù)變化而產(chǎn)生沖突事件，稱(chēng)為第I型觀測(cè)器，為第II型觀測(cè)器；
步驟B3、設(shè)計(jì)從沖突到?jīng)_突解脫手段的離散監(jiān)控器，該離散監(jiān)控器可描述為函數(shù)其中S是觀測(cè)器觀測(cè)向量展成的空間，D是所有決策向量d展成的空間；當(dāng)觀測(cè)器的離散觀測(cè)向量表明某一非期望的狀態(tài)出現(xiàn)時(shí)，立刻發(fā)出相應(yīng)的告警。
本發(fā)明具有積極的效果：(1)本發(fā)明的一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法在航空器沖突解脫過(guò)程中，融入了高空風(fēng)場(chǎng)的影響，所采用的滾動(dòng)解脫軌跡規(guī)劃方案能夠根據(jù)高空內(nèi)風(fēng)場(chǎng)的變化及時(shí)調(diào)整解脫軌跡，提高了航空器沖突解脫的魯棒性。
(2)本發(fā)明的一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法為航空器配置精確的空管間隔，嚴(yán)格控制航空器通過(guò)航路點(diǎn)的時(shí)間窗，降低了交通流無(wú)序性，提高了空域安全性。
(3)本發(fā)明的一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法不再局限于保持單個(gè)航空器之間的安全間隔，而是從宏觀上對(duì)空域內(nèi)的交通流實(shí)施有效控制，管制工作可以更多的轉(zhuǎn)移到航空器起飛時(shí)刻、進(jìn)場(chǎng)排序、惡劣天氣改航等方面。
(4)本發(fā)明的一種基于4D航跡運(yùn)行的飛行沖突解脫方法基于不同性能指標(biāo)的航空器最優(yōu)解脫航跡可以顯著地提高航空器運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性，以及空域的利用率。
附圖說(shuō)明
圖1為航空器解脫4D航跡優(yōu)化方法流程示意圖。
具體實(shí)施方式
(實(shí)施例1)
本實(shí)施例的基于4D航跡運(yùn)行的空中交通管制系統(tǒng)，包括機(jī)載終端模塊101、數(shù)據(jù)通信模塊102以及管制終端模塊104。以下對(duì)各部分的具體實(shí)施方式分別進(jìn)行詳細(xì)描述。
1.機(jī)載終端模塊
機(jī)載終端模塊101是飛行員獲取地面管制指令、參考4D航跡，以及輸入飛行意圖的界面，同時(shí)還是采集當(dāng)前航空器位置數(shù)據(jù)的接口。
其具體實(shí)施方案如下：
機(jī)載終端模塊101接收如下的信息輸入：(1)ADS-B信息采集單元201通過(guò)機(jī)載GPS采集的航空器位置向量、速度向量，以及本航空器的呼號(hào)，編碼后通過(guò)信息及數(shù)據(jù)傳遞給機(jī)載數(shù)據(jù)通信模塊102；(2)航空器駕駛員需要將與地面管制指令不一致的飛行意圖，通過(guò)人機(jī)輸入界面，以及約定的地面管制員可以識(shí)別的形式通過(guò)信息及數(shù)據(jù)傳遞給機(jī)載數(shù)據(jù)通信模塊102。另外機(jī)載終端模塊101實(shí)現(xiàn)如下的信息輸出：(1)通過(guò)終端顯示屏幕，接收和顯示飛行員可以識(shí)別的飛行管制指令；(2)接收和顯示地面管制終端飛行前生成的無(wú)沖突4D航跡，以及當(dāng)?shù)孛婀苤平K端探測(cè)到?jīng)_突后計(jì)算的最優(yōu)解脫4D航跡。
2.數(shù)據(jù)通信模塊
數(shù)據(jù)通信模塊102可實(shí)現(xiàn)空地雙向數(shù)據(jù)通信，實(shí)現(xiàn)機(jī)載實(shí)時(shí)位置數(shù)據(jù)和飛行意圖數(shù)據(jù)單元202的下行傳輸和地面管制指令單元203，以及參考4D航跡單元204的上行傳輸。
其具體實(shí)施方案如下：
下行數(shù)據(jù)通信：機(jī)載終端101通過(guò)機(jī)載二次雷達(dá)應(yīng)答機(jī)將航空器識(shí)別標(biāo)志和4D位置信息，以及其他附加數(shù)據(jù)，如飛行意圖、飛行速度、氣象等信息傳輸給地面二次雷達(dá)(SSR)，二次雷達(dá)接收后對(duì)數(shù)據(jù)報(bào)文進(jìn)行解析，并傳輸給中央數(shù)據(jù)處理組件301解碼，通過(guò)指令航跡數(shù)據(jù)接口傳輸?shù)焦苤平K端104；上行數(shù)據(jù)通信：地面管制終端104通過(guò)指令航跡數(shù)據(jù)接口，經(jīng)中央數(shù)據(jù)處理組件301編碼后，地面二次雷達(dá)的詢(xún)問(wèn)機(jī)將將地面管制指令或參考4D航跡信息傳遞并顯示在機(jī)載終端101。
3.管制終端模塊
管制終端模塊104包括實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警、飛行沖突解脫4D航跡優(yōu)化這2個(gè)子模塊。
(1)實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警
先通過(guò)空中交通控制中心直接獲得其在每一采樣時(shí)刻推測(cè)的各航空器在未來(lái)時(shí)段內(nèi)的航空器4D軌跡，空中交通控制中心通過(guò)空管雷達(dá)監(jiān)視數(shù)據(jù)與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的融合推測(cè)未來(lái)時(shí)段內(nèi)航空器的4D軌跡。
當(dāng)系統(tǒng)有可能出現(xiàn)違反安全狀態(tài)集的狀態(tài)時(shí)，通過(guò)控制器實(shí)施狀態(tài)監(jiān)控，對(duì)航空器實(shí)施有效的管制措施，避免飛行沖突的發(fā)生。
其具體實(shí)施過(guò)程如下：
首先，根據(jù)從空中交通控制中心獲得的各航空器在未來(lái)時(shí)段內(nèi)的航空器4D軌跡，構(gòu)造基于管制規(guī)則的沖突超曲面函數(shù)集?？罩薪煌ü苤萍s束的違反都可以視為被控對(duì)象(管制空域飛行的多架航空器)構(gòu)成系統(tǒng)穿越超曲面而產(chǎn)生的事件，建立超曲面函數(shù)集用以反映系統(tǒng)的沖突狀況。其中，沖突超曲面中與單一航空器相關(guān)的連續(xù)函數(shù)為第I型超曲面，而將與兩架航空器相關(guān)的連續(xù)函數(shù)為第II型超曲面。
然后，建立由航空器連續(xù)狀態(tài)至離散沖突狀態(tài)的觀測(cè)器。需要根據(jù)管制規(guī)范建立觀測(cè)器，觀測(cè)系統(tǒng)系統(tǒng)穿越超曲面而產(chǎn)生的沖突事件，以便控制器做出相應(yīng)的控制決策指令。觀測(cè)器ξ用于觀測(cè)系統(tǒng)中航空器位置的連續(xù)變化而產(chǎn)生沖突事件，稱(chēng)為第I型觀測(cè)器，為第II型觀測(cè)器。
最后，設(shè)計(jì)從沖突到?jīng)_突解脫手段的離散監(jiān)控器。當(dāng)觀測(cè)器的離散觀測(cè)向量表明某一非期望的狀態(tài)出現(xiàn)時(shí)，立刻發(fā)出相應(yīng)的告警。該離散監(jiān)控器可描述為函數(shù)其中S是觀測(cè)器觀測(cè)向量展成的空間，D是所有決策向量d展成的空間。
(2)飛行沖突解脫4D航跡優(yōu)化
在保證使得系統(tǒng)滿(mǎn)足控制規(guī)范的條件下，通過(guò)選擇不同的解脫目標(biāo)函數(shù)，采用最優(yōu)控制理論方法，使得控制器給出的控制輸入能達(dá)到最優(yōu)。
如圖1所示，其具體實(shí)施過(guò)程如下：
步驟C1、對(duì)飛行沖突解脫過(guò)程建模：將沖突解脫航跡視為連續(xù)的三段光滑曲線(xiàn)，給定解脫航跡的起點(diǎn)和終點(diǎn)，依據(jù)航跡限制條件，建立包含加速度ai(t)、爬升或下降率γi(t)、轉(zhuǎn)彎率ωi(t)的多變量最優(yōu)沖突解脫模型。
步驟C2、對(duì)不同飛行條件下沖突解脫變量約束建模：其中t時(shí)刻需實(shí)施沖突解脫航空器k的變量約束可描述為：ak(t)≤aM、ωk(t)≤ωM、γk(t)≤γM，aM、ωM、γM分別為最大的加速度、轉(zhuǎn)彎率和爬升或下降率。
步驟C3、設(shè)定航空器避撞規(guī)劃的終止參考點(diǎn)位置P、避撞規(guī)劃控制時(shí)域Θ、軌跡預(yù)測(cè)時(shí)域，終止參考點(diǎn)位置P即為航空器的下一個(gè)航路點(diǎn)，避撞規(guī)劃控制時(shí)域Θ為300秒，軌跡預(yù)測(cè)時(shí)域?yàn)?00秒。
步驟C4、在每一采樣時(shí)刻t，基于航空器當(dāng)前的運(yùn)行狀態(tài)和歷史位置觀察序列，獲取空域風(fēng)場(chǎng)變量的數(shù)值，其具體過(guò)程如下：
C4.1)設(shè)定航空器的?？课恢脼檐壽E參考坐標(biāo)原點(diǎn)；
C4.2)在航空器處于直線(xiàn)運(yùn)行狀態(tài)和勻速轉(zhuǎn)彎運(yùn)行狀態(tài)時(shí)，構(gòu)建空域風(fēng)場(chǎng)線(xiàn)性濾波模型x(t+△t)＝F(t)x(t)+w(t)和z(t)＝H(t)x(t)+v(t)獲取風(fēng)場(chǎng)變量數(shù)值，其中△t表示采樣間隔，x(t)表示t時(shí)刻的狀態(tài)向量，z(t)表示t時(shí)刻的觀測(cè)向量，F(xiàn)(t)和H(t)分別表示狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣和輸出測(cè)量矩陣，w(t)和v(t)分別表示系統(tǒng)噪聲向量和測(cè)量噪聲向量；在航空器處于變速轉(zhuǎn)彎運(yùn)行狀態(tài)時(shí)，構(gòu)建空域風(fēng)場(chǎng)非線(xiàn)性濾波模型
x(t+△t)＝Ψ(t,x(t),u(t))+w(t)、z(t)＝Ω(t,x(t))+v(t)和u(t)＝[ωa(t),γa(t)]T，其中Ψ(·)和Ω(·)分別表示狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣和輸出測(cè)量矩陣，ωa(t)和γa(t)分別表示轉(zhuǎn)彎率和加速率；
C4.3)根據(jù)所構(gòu)建的濾波模型獲取風(fēng)場(chǎng)變量的數(shù)值。
步驟C5、設(shè)定在給定優(yōu)化指標(biāo)函數(shù)的前提下，基于合作式避撞軌跡規(guī)劃思想，通過(guò)給各個(gè)航空器賦予不同的權(quán)重以及融入實(shí)時(shí)風(fēng)場(chǎng)變量濾波數(shù)值，得到各個(gè)航空器的避撞軌跡和避撞控制策略且各航空器在滾動(dòng)規(guī)劃間隔內(nèi)僅實(shí)施其第一個(gè)優(yōu)化控制策略，具體過(guò)程如下：令
其中表示t時(shí)刻航空器i當(dāng)前所在位置Pi(t)和下一航路點(diǎn)Pif間的距離的平方，Pi(t)＝(xit,yit)，那么t時(shí)刻航空器i的優(yōu)先級(jí)指數(shù)可設(shè)定為：
其中nt表示t時(shí)刻空域內(nèi)存在沖突的航空器數(shù)目，由優(yōu)先級(jí)指數(shù)的含義可知，航空器距離其下一航路點(diǎn)越近，其優(yōu)先級(jí)越高。
設(shè)定優(yōu)化指標(biāo)
，
其中i∈I(t)表示航空器代碼且I(t)＝{1,2,...,nt}，Pi(t+s△t)表示航空器在時(shí)刻(t+s△t)的位置向量，Pif表示航空器i的下一航路點(diǎn)，ui表示待優(yōu)化的航空器i的最優(yōu)控制序列，Qit為正定對(duì)角矩陣，其對(duì)角元素為航空器i在t時(shí)刻的優(yōu)先級(jí)指數(shù)Lit，并且
步驟C6、在下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟C4至C5直至各航空器均到達(dá)其解脫終點(diǎn)。
機(jī)載終端模塊接收并執(zhí)行管制終端模塊發(fā)布的4D航跡數(shù)據(jù)。
顯然，上述實(shí)施例僅僅是為清楚地說(shuō)明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式的限定。對(duì)于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在上述說(shuō)明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動(dòng)。這里無(wú)需也無(wú)法對(duì)所有的實(shí)施方式予以窮舉。而這些屬于本發(fā)明的精神所引伸出的顯而易見(jiàn)的變化或變動(dòng)仍處于本發(fā)明的保護(hù)范圍之中。