CN104216416B - 飞行器冲突解脱方法及设备 - Google Patents

Abstract

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。

Description

飞行器冲突解脱方法及设备

技术领域

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

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。

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

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。

第一方面，本发明提供一种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，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。

第二方面，本发明提供一种飞行器冲突解脱设备，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。

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。

附图说明

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。

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；

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；

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；

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；

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

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。

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。

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。

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。

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。

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：

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。

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(αΣq_i+λΣp_i+γΣh_i)，其中，S为冲突解脱目标，q_i、p_i和h_i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，α、λ和γ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。

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：

(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；

(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；

(3)在初始时刻，即t＝0时，管制扇区内不存在冲突。

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。

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：v_min≤v_i+q_i≤v_max，其中，v_i为飞行器i的飞行速度，q_i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，v_min为预置的第一飞行速度，v_max为预置的第二飞行速度，v_min和v_max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：

和

则飞行器i和飞行器j的飞行速度的矢量差可以表示为：

其中，θ_i和θ_j分别为飞行器i和飞行器j的航向角度，如图2所示，做的两条平行线，使其分别与飞行器j的保护区相切，这两条平行线间的区域即是飞行器j沿着飞行器i飞行方向的投影区域，即如果以飞行器i为参照物，则飞行器j的速度相对于飞行器i的速度为因此可得，若飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区有交集，也就是说，飞行器i的保护区在飞行器j的飞行区域内，那么可以认为飞行器i和飞行器j的飞行计划存在冲突，相反地，若飞行器i的保护区没有落于在飞行器j的飞行区域内，则确定飞行器i和飞行器j的飞行计划没有冲突。

其次，在确保了管制扇区内飞行器的飞行计划没有冲突的前提下，可以通过飞行速度和航向角度约束条件对飞行速度和航向角度进行限定，如图3所示，为图1所示实施例中另一种飞行器的飞行状态的示意图，具体地，根据投影法确定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的约束条件，可以包括：

或

其中，上述(1)式和(2)式中，v_i和v_j分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度，θ_i和θ_j分别为飞行器i和飞行器j的航向角度，q_i和q_j分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度调整量，根据图3所示，若飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区相切于飞行器i的保护区的右侧时切线1与水平线的夹角为l_ij；若飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区相切于飞行器i的保护区的左侧时切线2与水平线的夹角为r_ij；飞行器i与飞行器j的飞行位置的连线与水平线的夹角为ω_ij；又结合角度α＝arcsin(d/A_ij)，可得：l_ij＝ω_ij+α和r_ij＝ω_ij-α。其中，α为切线1和切线2夹角的一半，d为根据空管规则规定的飞行器的保护区的直径，A_ij为飞行器i和飞行器j之间的距离。

在本实施例中，由飞行器i与飞行器j的相对位置关系可以确定：若要飞行器i与飞行器j的飞行计划不存在冲突，则要求飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区没有交集，即满足不等式(1)或不等式(2)。本实施例以不等式(1)为例予以说明，也即飞行器j运动的投影区域与飞行器i的保护区相切于飞行器i的保护区的右侧的情况：若要飞行器j运动的投影区域，即是两条平行线之间的区域，与飞行器i的保护区没有交集，对于飞行器i的保护区的右侧部分来说，图中切线1就是最极限的情况，也就是夹角最小的情况，如果夹角继续减小会使得投影区域与飞行器i的保护区开始有交集，由于这种情况下与水平线的夹角均是钝角，对于正切函数来说，钝角的正切函数值取负值，另外再根据正切函数的单调特性就可以确定：只有夹角的值大于切线1与水平线的夹角时，确定的夹角的值满足不等式(1)，即飞行器j运动的投影区域不会与飞行器i的保护区有交集。

在具体实现中，可以对不等式(1)和(2)进行等效变换，例如通过设置h_i＝tan(l_ij)cosθ_i-sinθ_i和k_i＝tan(r_ij)cosθ_i-sinθ_i对不等式(1)和(2)进行简化计算，则上述的飞行器速度和航向角度的约束条件具体可以包括：

需要说明的是，上述(3)式和(5)式是根据不等式(1)等效变换得到的，上述(4)式和(6)式是根据不等式(2)等效变换得到的，也就是说，只要飞行器i和飞行器j的飞行速度、航向角度和飞行速度变化量满足(3)式到(6)式的其中一项，就说明飞行器i和飞行器j的飞行计划不存在冲突。

还需要说明的是，上述冲突探测约束条件，以及飞行速度和航向角度约束条件是均是对管制扇区内同一高度层的飞行器的飞行计划进行限制的约束条件；本实施例提供的飞行器冲突解脱方法，尤其可以适用于对管制扇区内处于不同高低层的飞行器进行空管调度，即通过使用高度层约束条件来实现，具体地，该高度层约束条件具体包括：根据预设的爬升许可条件和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。

这里首先说明对爬升许可条件的定义，由于飞行器是否可以进行爬升需要满足一定的条件，因此，对于飞行器能否进行满足爬升许可条件需要特别进行判断，例如可以定义空域内存在两个高度层，记为高度层1和2。

对于飞行器i和飞行器j，定义D_1_ij，D_2_ij，D_3_ij和D_4_ij分别为它们在当前时刻t以及其在保持当前飞行速度以及航向角度的情况下运动到2t，3t和4t时刻时的相对距离，可以认为飞行器从时刻t到时刻4t的时间可以完成从高度层1到高度层2的爬升；根据现行空管规定，同一水平坐标的飞行器之间的高度差必须大于300米，此即高度保护层，因此，可以通过引入一组判断函数，K1_i,K2_i,K3_i,K4_i来确定飞行器i是否可以进行高度层调整，例如可以定义为：

①、若存在飞行器j，满足D_1_ij≤2×r，则K1_i＝1，否则K1_i＝0，其中，r为飞行器的保护区半径；

②、若存在飞行器j，满足D_2_ij≤2×r+m，则K2_i＝1，否则K2_i＝0，其中，m为常数，具体为根据空域条件指定的经验值，由于在t时刻后，飞行器的飞行速度和航向角度可能已经经过了微小的调整，因此需要适当的扩大约束的范围使之成立；

③、若存在飞行器j，满足D_3_ij≤2×r+m，则K3_i＝1，否则K3_i＝0；

④、若存在飞行器j，满足D_4_ij≤2×r+m，则K4_i＝1，否则K4_i＝0。

若要使飞行器i可以进行高度层调整，则必须满足爬升许可条件，也就是满足：K1_i+K2_i+K3_i+K4_i＝0。

需要说明的是，爬升许可条件是飞行器可以进行高度层调整的必要条件，实际上，并非所有满足爬升许可条件的飞行器都进行了高度层的调整。高度层约束条件在具体应用中，可以结合飞行速度和航向角度约束条件使用，具体地，对于满足爬升许可条件的飞行器，还需要判断其是否进行了高度层的调整，若通过空管调度后飞行器i的高度层调整量不为0，则可以不再进行飞行速度和航向角度约束条件的计算。以下通过具体实例予以说明，定义AD1_i表示飞行器i的实际高度层，ad1_i表示飞行器i的经过高度层调整后，若在高度层1，则值为1，否则值为0，则若AD1_i-ad1_i＝0，则说明飞行器i未进行高度层的调整，仍然需要对飞行器i进行冲突解脱的计算，若abs(AD1_i-ad1_i)＝1，则说明飞行器i进行了高度层的调整，可以取消对其进行的冲突解脱计算。因此，在上述(3)式到(6)式中，可以通过添加(abs(AD1_i-ad1_i)+abs(AD1_j-ad1_j))×G实现高度层约束条件与飞行速度和航向角度约束调节的结合使用，其中，G为预设的极大正数，举例来说，对于(3)式中的第一个不等式，可以变换为：

-cosθ_iq_i+cosθ_jq_j-(abs(AD1_i-ad1_i)+abs(AD1_j-ad1_j))×G≤v_icosθ_i-v_jcosθ_j；

上式中，(abs(AD1_i-ad1_i)+abs(AD1_j-ad1_j))×G的意义是，当飞行器i的高度层调整，则abs(AD1_i-ad1_i)＝1，上式必定成立，也就意味着上式不必引入计算，相当于把飞行器i暂时“移出”飞行器冲突解脱模型。需要说明的是，若要判断飞行器i是否可以进行高度层的调整，则需要满足如下条件：(AD1_i-ad1_i)×(K1_i+K2_i+K3_i+K4_i)＝0；由于飞行器i必然在某一高度层，则ad1_i+ad2_i＝1恒成立。

本实施例提供的方法中，对空域中进行冲突解脱的飞行器建立了三维空间的冲突解脱模型，使得该模型适用于对多高度层空域的飞行器进行冲突解脱，可以解决由于空域拥堵导致的飞行器安全间隔难以保持、飞行冲突增多的现象，并且提高了管制空域内可以实现冲突解脱的飞行器数量。

S120，获取管制扇区内飞行器的飞行数据，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。

具体的，通过空管系统获取管制扇区内的所有飞行器的位置，坐标、飞行速度，航向角度和飞行高度，作为进行冲突探测的初始条件。

S130，根据冲突解脱模型和飞行数据，计算出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。

在本实施例中，具体将飞行数据作为冲突解脱模型的输入获取飞行速度调整调整量、航向角度调整量和高度层调整量的整数解。举例来说，对于本发明实施例中的冲突解脱模型可以利用国际商业机器公司(International Business Machines Corporation，简称为：IBM)开发的一款用于求解数学规划问题的软件，即CPLEX软件，该软件主要采用分支-切割(Branch&Cut)法进行求解。本发明实施例不限制对飞行器冲突解脱模型的求解方式，只要是根据冲突解脱模型和飞行数据可以获取到飞行器的冲突解脱参数的求解工具都可以用于本发明实施例中。

以下通过CPLEX的求解方式为例予以说明，CPLEX对冲突解脱模型求解的具体步骤如下：

步骤1、将S110中的由目标函数和约束条件构成的冲突解脱模型输入。

步骤2、CPLEX进行预处理，删除冗余的约束条件和变量，使该模型容易求解。

步骤3、解决松弛问题(Relaxation Problem)并检查断点：对于一个节点，CPLEX首先松弛掉其整数约束求解其松弛问题。如果松弛问题不可行，则删除掉此节点，并去寻找另外的没有搜索过的节点；如果松弛问题可行，先逐个检查断点(cut)是否被违背，如果有一个断点被违背，则将其加入该模型，重新求解，如此进行，直到所有的断点都满足，如果在增加断点后，一旦出现重解不可行，即说明这个节点也不可行，则将此节点删除，并去寻找另外的活动节点。总之，这一步结束后，要么因为不可行此节点被删掉并转入其它活动节点，要么松弛问题可行且所有的断点都满足。

步骤4、检查整数解的可行性：如果步骤3中节点松弛问题可行且所有的断点都满足，进一步检查整数可行性后给出该模型的整数解。

S140，根据飞行速度调整量、航向角度调整量和高度层调整量对管制扇区内的飞行器进行冲突解脱。

在本实施例中，通过飞行器冲突解脱模型和约束条件已经获取到用于冲突解脱的具体参数，即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，进而，可以将已获取的冲突解脱参数通过空管系统对管制扇区内的飞行器进行调度，具体通过改变飞行器的飞行速度、航向角度和高度层对其进行冲突解脱。举例来说，假设在S130中获取到的飞行速度调整量、航向角调整量和高度层调整量的整数解分别为飞行器i的飞行速度增加40km/h，航向角度顺时针偏转3度，高度层升高1层，飞行器j的飞行速度降低20km/h，航向角度不变，即飞行器j的航向角调整量为0，高度层不变，则按照上述冲突解脱参数对飞行器i和飞行器j进行调整以使其实现冲突解脱。

本发明实施例提供的飞行器冲突解脱方法，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。本实施例提供的方法，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，特别地，本实施例建立的飞行器冲突解模型适用于对多高度层空域的飞行器进行冲突解脱，不仅可以高效获取调度优化的结果，并且在保证结果准确性的同时，可以极大地提高管制空域内可以实现冲突解脱的飞行器数量。

进一步地，在图1所示实施例提供的飞行器冲突解脱方法的基础上，飞行器冲突解脱模型的约束条件还包括航向角度调整量约束条件，为了使空管系统具有调节航向角度的能力，针对每个飞行器的航向角度调整量β_i，例如可以给出三种选择：β_i＝0、β_i＝e或者β_i＝-e；其中，β_i为飞行器i的航向角度调整量，e为预设的非零常数。

需要说明的是，对飞行器i和飞行器j的航向角度θ_i和θ_j进行调整后可以有以下六种情况：

第一种：θ'_i＝θ_i,θ'_j＝θ_j；

第二种：θ'_i＝θ_i+e,θ'_j＝θ_j；

第三种：θ'_i＝θ_i+e,θ'_j＝θ_j+e；

第四种：θ'_i＝θ_i-e,θ'_j＝θ_j；

第五种：θ'_i＝θ_i+e,θ'_j＝θ_j-e；

第六种：θ'_i＝θ_i-e,θ'_j＝θ_j-e。

本发明实施例提供的方法中可以使飞行器具有调节航向角度的能力，针对每个飞行器的航向角度调整量，给与三种选择，因此，冲突解脱模型中每个飞行器将具有三种航向角度可以选择，在进行冲突解脱时，两个飞行器的调整后的航向角度即有上述六种情况，可以分别将上述六种调整后的航向角度带入(3)式到(6)式中，可以使其中一个不等式组成立的航向角度就是不会产生冲突的航向角度。

可选地，在本实施例中，约束条件还可以包括相对飞行约束条件，具体地，判断飞行器i和飞行器j是否处于相对飞行的状态，若是，则要求其中至少一个飞行器改变航向角度，可以定义一个角度值α，当飞行器i和飞行器j航向角度θ_i与θ_j之间满足关系式：ω_ij-α≤θ_i≤ω_ij+α和ω_ji-α≤θ_j≤ω_ji+α时，确定飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态，并且设置hth_ij＝1，否则hth_ij＝0；进而，对于相对飞行的情况，可以要求两架飞行器中至少有一架飞机进行航向角度的改变，具体方法例如可以为将hth_ij×G添加到上述(3)式到(6)式中，得到以下不等式组：

其中，上述(7)式到(10)式中，G为预设的极大正数，又由于飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态时，hth_ij＝1，因此，在上述(7)式到(10)式均不成立，说明飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态，则需要对飞行器i和飞行器j进行冲突解脱。

需要说明的是，上述(7)式到(10)式的作用在于：如果探测到两个飞行器处于相对飞行的情况，可以要求对飞行器i和飞行器j中至少一个进行航向角度的调整。

更进一步地，在本实施例中，冲突解脱模型的约束条件组还可以包括位置转换约束条件，具体地，在飞行器i和飞行器j的飞行速度调整量均为0，且获取的飞行速度和航向角度的关系满足：v_icos(θ_i)-v_jcos(θ_j)＝0的情况时，使得(1)式和(2)式的分母为0，即(1)式和(2)式无解，为了解决这一问题，将满足上述关系式的飞行器i和飞行器j的地面坐标系分别转换为：x'_i＝y_i，y'_i＝x_i和x'_j＝y_j，y'_j＝x_j，其中，x'_i和y'_i为飞行器i进行坐标系转换后的坐标轴，x_j和y'_j为飞行器j进行坐标系转换后的坐标轴，也就是将飞行器i和飞行器j的位置与它们各自的航向角度作关于y＝x轴的对称，此处，由于只是对飞行器i和飞行器j的位置做了几何对称，因此，对于它们之间是否存在冲突，以及在冲突解脱过程中获取的参数不会产生影响；即对于满足如上述初始条件的飞行器，将其带入的方程的值做如下变换：

和

其中，θ'_i和θ'_j分别为飞行器i和飞行器j进行y＝x轴的对称变化后的航向角度。该位置转换约束条件具体用于结合飞行速度和航向角度约束条件，确定在飞行速度调整量均为0，且获取的飞行速度和航向角度的关系满足v_icos(θ_i)-v_jcos(θ_j)＝0的飞行器i和飞行器j是否存在冲突。

优选地，本实施例提供的方法中，冲突解脱模型的约束条件组还可以包括假性判断约束条件，具体地，根据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D_ij(t+n)≥D_ij(t)时，确定飞行器i和飞行器j不存在冲突；其中，D_ij(t)为在时刻t，飞行器i和飞行器j的之间的距离，D_ij(t+n)为在时刻t+n，飞行器i和飞行器j的之间的距离，n为预设的时间间隔Dij(t+n)＞Dij(t)，其中，Dij(t)为t时刻根据飞行器i和飞行器j的飞行位置计算得到的飞行器i和飞行器j之间的距离，Dij(t+1)为t+n时刻根据飞行器i和飞行器j的飞行位置计算得到的飞行器i和飞行器j之间的距离，n为预设时长。

对于该假性判断约束条件，如图4所示，为图1所示实施例中又一种飞行器的飞行状态的示意图，对于飞机器的航向角度来说，由于做飞行器j的运动的投影区域相对于飞行器i时的两条切线没有方向性，对于图4

所示的两种情况，在利用冲突解脱模型进行求解时，这两种情况会被视为相同的，因此需要将图4中飞行器i与飞行器j相对举例的情况，图4中虚线下方的情况排除掉，由于这种情况下两个飞行器不会冲突没必要进行调整。因此，可以通过计算飞行器i与飞行器j之间的距离在经过一个预设时间后，例如n取10s后是否增大来判断飞行器i与飞行器j是否处于相对飞行的状态。

在本实施例中，对飞行器冲突解脱模型，提供了特殊场景下的约束条件，例如航向角度调整量约束条件、相对飞行约束条件、位置转换约束条件和假性判断约束条件，进一步提高了飞行器冲突解脱模型的完整性，提高了空管系统对管制扇区内飞行器进行调度的安全性和可靠性。

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。如图5所示，本实施例提供一种飞行器冲突解脱设备具体包括：模型建立模块11、数据获取模块12、模型计算模块13和冲突解脱模块14。

模型建立模块11，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，该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。

数据获取模块12，用于获取管制扇区内飞行器的飞行数据，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。

模型计算模块13，用于根据模型建立模块11建立的冲突解脱模型和数据获取模块12获取的飞行数据，计算出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14，用于根据模型计算模块13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管制扇区内的飞行器进行冲突解脱。

本实施例提供的飞行器冲突解脱设备中，模型建立模块11所建立的冲突解脱模型中的目标函数和约束条件均与上述实施例相同，在此不再赘述，本实施例用于实现图1所示方法实施例，本实施例中各模块的工作流程、工作原理和有益效果均可参见图1所示方法实施例中的描述，在此不再赘述。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述各方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成。前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中。该程序在执行时，执行包括上述各方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (8)

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；

其中，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；

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：v_min≤v_i+q_i≤v_max，其中，v_i为飞行器i的飞行速度，q_i为飞行器i的飞行速度调整量，v_min为预置的第一飞行速度，v_max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：

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其中，v_j为飞行器j的飞行速度，q_j为飞行器j的飞行速度调整量，θ_i和θ_j分别为飞行器i和飞行器j的航向角度。

2.根据权利要求1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，

不等式组1

不等式组2

不等式组3

不等式组4

其中，v_i和v_j分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度，θ_i和θ_j分别为飞行器i和飞行器j的航向角度，q_i和q_j分别为飞行器i和飞行器j的飞行速度调整量，并且，h_i＝tan(l_ij)cosθ_i-sinθ_i，k_i＝tan(r_ij)cosθ_i-sinθ_i，l_ij＝ω_ij+α，r_ij＝ω_ij-α，α＝arcsin(d/A_ij)，其中，l_ij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；r_ij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_ij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_ij为飞行器i与飞行器j之间的距离。

3.根据权利要求2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K1_i+K2_i+K3_i+K4_i＝0，其中，K1_i＝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。

4.根据权利要求2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_i＝-e；

其中，β_i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。

5.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_ij-α≤θ_i≤ω_ij+α和ω_ji-α≤θ_j≤ω_ji+α时，确定飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态，并设置hth_ij＝1，否则hth_ij＝0；则所述不等式组1到所述不等式组4转换为：

不等式组1’

不等式组2’

不等式组3’

不等式组4’

其中，在所述不等式组1’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，hth_ij＝1时，表示飞行器i和飞行器j处于相对飞行的状态，hth_ij＝0时，表示飞行器i和飞行器j没有处于相对飞行的状态。

6.根据权利要求2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v_icos(θ_i)-v_jcos(θ_j)＝0时，将飞行器i和飞行器j的航向角度分别替换为：

和

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v_icos(θ_i)-v_jcos(θ_j)＝0的飞行器i和飞行器j是否存在冲突。

7.根据权利要求1～6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D_ij(t+n)≥D_ij(t)时，确定飞行器i和飞行器j不存在冲突；

其中，D_ij(t)为在时刻t，飞行器i和飞行器j的之间的距离，D_ij(t+n)为在时刻t+n，飞行器i和飞行器j的之间的距离，n为预设的时间间隔。

8.一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1～7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。