DE69829843T2

DE69829843T2 - Kooperative lösung von luftverkehrskonflikten

Info

Publication number: DE69829843T2
Application number: DE69829843T
Authority: DE
Inventors: Ayman Farahat
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1997-07-01
Filing date: 1998-07-01
Publication date: 2006-07-06
Anticipated expiration: 2018-07-02
Also published as: DE69829843D1; EP0960413A1; EP0960413B1; WO1999001851A1; US5961568A; ES2241152T3; ATE293822T1; PT960413E

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft im allgemeinen computerbasierte Auswertungsverfahren und -systeme und insbesondere ein System und einen computerimplementierten Algorithmus oder Verfahren zur Lösung von Luftverkehrskonflikten.
Die heutzutage verwendeten Luftverkehrskontrollsysteme haben ihre Kapazitätsgrenze erreicht. Zwischen überarbeiteten Kontrolleuren bzw. Fluglotsen und antiquierter geflickter bzw. gestückelter Ausstattung wurde die Möglichkeit, zunehmend verstopfte Luftverkehrswege zu managen, Gegenstand von berechtigter genauer Überprüfung. Dieses Anliegen verstärkend wird geschätzt, dass der Passagierverkehr um 7% pro Jahr wächst, und dass sich die Flotten der kommerziellen Airlines bis zum Jahr 2007 in ihrer Größe verdoppeln werden. Die Grundüberholung, ein weltweites Bestreben, hat begonnen. Einer der Eckpfeiler der nächsten Generation des Luftverkehrs ist ein Freiflug-Konzept.
Das Freiflug-Konzept verspricht, die Luftnavigation zu revolutionieren. Gegenwärtig basiert Luftnavigation auf Wegpunkten, die feste Signalfeuer sind, die einen Luftweg definieren. Das Flugzeug wird zu seinem Zielort geleitet, indem es eine Abfolge solcher Luftwege benutzt. Fluglotsen sind verantwortlich für die Überwachung dieser Flugzeuge und stellen sicher, dass jedes einen bestimmten Abstand von seinem nächsten Nachbarn beibehält. Fluglotsen bestimmen die Wahrscheinlichkeit, dass dieser Abstand verletzt wird, bestimmen, dass ein Konflikt vorliegt, und geben dann inso fern dies notwendig ist, Höhen-, Kurs- oder Geschwindigkeitsänderungen an.
Freiflug betrifft Flugzeuge, die auf optimalen Routen fliegen, anstatt Luftwege zu verwenden. Navigation für Freiflug-Flugzeuge verwendet anstelle von Radar den auf Satelliten basierenden "Global Navigation Satellite Service" (globalen Navigationssatellitendienst). Die Vorzüge des Freiflugs sind vielfältig. Unter den am meisten genannten Vorzügen sind reduzierte Flugzeiten und verbesserte Treibstoffeffizienz der Flugzeuge. Den Piloten wird die Freiheit gegeben, Routen auszuwählen, die die Leistungsmöglichkeiten ihres Flugzeugs und der Art des Fluges maximieren. Der größte Vorzug ist wahrscheinlich die vergrößerte Kapazität an Luftraum. Das Beenden der gegenwärtigen Beschränkung des Verkehrs auf den Raum von Luftwegen, insbesondere in Gebieten ohne Radarabdeckung, wird die Verkehrsdichte dezimieren, was das erwartete Wachstum des Luftverkehrs, ohne ein Anwachsen von Verkehrsstauung ermöglicht.
Trotz des drastischen Absinkens der Verkehrsdichte wird die Wahrscheinlichkeit von Flugzeugkonflikten niemals null sein und deswegen bleibt der Bedarf an Konfliktlösungsdiensten nach der Einführung von Freiflug bestehen. Obwohl Konflikte eventuell weniger häufig auftreten, wird die den Flugzeugen zusätzlich zur Verfügung gestellte Freiheit die Konflikte, die auftreten, komplexer machen und die Fluglotsen werden nicht mehr länger dazu in der Lage sein, auf die Struktur von Luftwegen bei der Bestimmung von Lösungen zu vertrauen. Zusätzlich ist es möglich, dass eine große Anzahl von Flugzeugen durch die Folge der Lösung betroffen sein werden, was zu einer großen "Kettenreaktion" führt. Eine Lösung ist die Verwendung von automatisierten Konfliktlösungssystemen.
Automatisierte Werkzeuge, die bei der Lösung von Konflikten helfen, wurden entwickelt und eines der bekanntesten Systeme ist das Verkehrsalarm und Kollisionsverhinderungssystem TCAS (Traffic Alert and Collision Avoidance System). Das an Bord vorgesehene und für Flüge innerhalb des U.S.-Luftraums vorgeschriebene und weltweit verwendete TCAS jedes Flugzeugs empfängt Positions- und Geschwindigkeitsübertragungen von benachbarten Flugzeugen und verwendet dann Kursvektoren, um das Kollisionsrisiko zu bestimmen. Neue Versionen von TCAS bestimmen Ausweichmanöver und schlagen diese dem Piloten eines Flugzeugs vor, das vorhersagbar, seinen notwendigen Abstand zu verlieren droht.
Während TCAS ein effektives System ist, wäre es unter Verwendung von für Freiflug entwickelter Technologie, wie etwa dem "Global Navigation Satellite Service" und Datenverbindungen, wünschenswert, ein höher entwickeltes automatisches Kollisionsverhinderungssystem zur Verwendung mit Freiflug-Flugzeugen zu haben. Da der "Global Navigation Satellite Service" ein Navigationssystem und Datenverbindungen mit mehreren Sensoren bereitstellt, ermöglicht er das präzise Verfolgen von allen Flugzeugen in einem Bereich des Luftraums, weswegen es wünschenswert wäre, ein an Bord des Flugzeugs vorgesehenes, rückwirkendes bzw. reaktives, sich selbst organisierendes Konfliktlösungssystem zur Verwendung mit Freiflug-Flugzeugen zu haben.
Im allgemeinen verwendeten frühere Ansätze zum Lösen von Luftverkehrskonflikten im Zusammenhang mit Freiflug Expertensysteme und auf Regeln basierende Systeme. Die Nachteile dieser Systeme sind ihre Rechenkomplexität und die Tatsache, dass die darin verwendeten Regeln dahingehend nicht vollständig sind, was in dem Fall zu tun ist, wenn eine durch die Regel nicht abgedeckte Situation auftritt, die nicht gelöst werden kann.
Entsprechend ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein System und einen computer-implementierten Algorithmus oder Verfahren zum Lösen von Luftverkehrskonflikten in Zusammenhang mit Freiflug bereitzustellen.
Um die voranstehenden und andere Aufgaben zu erfüllen, stellt die vorliegende Erfindung ein System und einen computerimplementierten Lösungsalgorithmus oder Verfahren bereit, das speziell entwickelt wurde, um Luftverkehrskonflikte in Zusammenhang mit Freiflug zu lösen.
Die EP-A-0598154 beschreibt ein auf einem Computer implementiertes Verfahren zum Auswerten der Position und Geschwindigkeit eines Flugzeugs und zum Lösen oder Vermeiden von Luftverkehrskonflikten.
In dem vorliegenden Verfahren werden die folgenden Schritte für jeden Zeitschritt und für jedes Flugzeug durchgeführt. Eine lokale Zielposition wird in ein mit dem Flugzeug assoziiertes Potentialfeld gesetzt. Anziehungs- und Abstoßungskräfte werden aus dem Gradienten des Potentialfeldes berechnet. Die Nettokraft wird unter Verwendung der berechneten Anziehungs- und Abstoßungskräfte berechnet. Anfangsbedingungen einer vorbestimmten Differentialgleichung dritter Ordnung werden berechnet, die die Bewegung des Flugzeugs definiert. Die Differentialgleichung dritter Ordnung wird integriert, um die Geschwindigkeits- und Beschleunigungsvektoren für das Flugzeug zu berechnen. Die Beschleunigungsrandbedingung wird auf den Beschleunigungsvektor angewendet. Die Geschwindigkeitsrandbedingung wird auf den Geschwindigkeitsvektor angewendet. Die Schwenkungsrandbedingung bzw. die Lageänderungsrandbedingung wird auf den Geschwindigkeitsvektor angewendet. Eine neue Flugzeugposition wird unter Verwendung des Geschwindigkeitsvektors mit Rand bedingungen berechnet. Dann wird die lokale Zielposition aus dem Potentialfeld entfernt.
Die vorliegende Erfindung funktioniert in einer Situation, die Hunderte von Flugzeugen einschließt, und ist keine Exponentialfunktion der Anzahl von Flugzeugen, die bearbeitet werden. Die vorliegende Erfindung zieht außerdem die Tatsache in Erwägung, dass sich Flugzeuge entlang weicher Flugbahnen bewegen sollten. Die vorliegende Erfindung ist außerdem rückwirkend bzw. reaktiv insofern, dass sie plötzliche und unerwartete Veränderungen der Luftverkehrssituation verarbeiten kann, wie etwa den Fall, dass ein Flugzeug oder irgendein unerwartetes Hindernis plötzlich auftaucht. Die vorliegende Erfindung stellt außerdem eine mehrstufige Lösung bereit, bei der die Flugbahnen einer Stufe eines Fluges optimiert und in der nächsten Stufe geglättet werden. Die vorliegende Erfindung löst Konfliktprobleme großen Ausmaßes in Echtzeit und kann mit jeglichen Unternehmungen verwendet werden, die eine Bewegungsplanung benötigen, wie etwa Unterseeboote, autonome Fahrzeuge und andere Mittel des Transports.
Die vielfältigen Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung können mit Bezug auf die folgende in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen wahrgenommene detaillierte Beschreibung einfacher verstanden werden, bei der gleiche Referenznummern gleiche strukturelle Elemente bezeichnen.
1 zeigt ein gemäß den Prinzipien der vorliegenden Erfindung implementiertes System; und
2 zeigt ein computer-implementiertes Konfliktlösungsverfahren gemäß den Prinzipien der vorliegenden Erfindung, das unter Verwendung des Systems aus 1 benutzt wird.
Detaillierte Beschreibung
Mit Blick auf die Zeichnungen stellt 1 ein System 10 dar, das gemäß der Prinzipien der vorliegenden Erfindung implementiert wurde. Das Problem der Luftverkehrskonfliktlösung kann in ein einfaches Beispiel vereinfacht werden. Flugzeug 11 strebt eine Zielposition an, während es Abstände zu von anderen Flugzeugen 11 besetzten Positionen beibehält. Ein effektives Konfliktlösungssystem 10 und Verfahren 20 (mit Bezug auf 2 diskutiert) stellt Mittel bereit, um Positionen, die das Flugzeug 11 ansteuern sollte, von denen, die es meiden sollte, zu unterscheiden und leitet dementsprechend die Bewegung des Flugzeugs 11. Ein Potentialfeldverfahren ist deswegen höchst geeignet, das Luftverkehrskonfliktlösungsproblem zu modellieren, und ist die Basis der vorliegenden Erfindung.
Bei der Verwendung des Potentialfelderverfahrens werden die gegensätzlichen Elemente von Zielpositionen und besetzten Positionen als Ladungen gegensätzlicher Polarität modelliert. Die Platzierung dieser Ladungen bildet ein Potentialfeld aus. Der Gradient dieses Potentialfeldes in einem bestimmten Punkt stellt die Richtung und Größe einer Kraft dar, die auf eine in diesem Punkt platzierte positive Ladung ausgeübt wird. Als Ergebnis solcher Kräfte bewegen sich in dem Feld platzierte positive Ladungen zu Positionen von minimalem Potential, die die Positionen sind, die den Abstand zu anderen positiven Ladungen maximieren und den Abstand zu negativen Ladungen minimieren. Die vorliegende Erfindung modelliert das Luftverkehrsproblem, indem es die Positionen des Flugzeugs 11 als positive Ladungen und Zielpositionen als negative Ladungen modelliert.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es ein System 10 und Verfahren 20 bereitzustellen, das Luftverkehrskonflikte in einer Art und Weise löst, die einen sicheren Abstand zwischen Flugzeugen 11 zu jedem Zeitpunkt sicherstellt. Lediglich als Beispiel wird angenommen, dass fünf nautische Meilen ein sicherer Abstand sind.
Hindernisse werden ebenfalls als positive Ladungen modelliert. Flugzeug 11 wird jeweils durch eine einfache positive Punktladung dargestellt, aber positive Ladungen können ebenfalls gruppiert werden, um statische Hindernisbereiche wie etwa einen gesperrten Luftraum, Berge oder Unwetter darzustellen. Für eine einzelne positive Ladung ist das Potential in einem Abstand d gegeben durch: U = krepulse(1/d – 1/dinfluence)2 wobei k_repulse ein positiver Skalierfaktor und d_influence eine Entfernung des Einflussparameters ist.
Die durch ein Hindernis ausgeübte Abstoßungskraft ist am größten, wenn die Entfernung zu dem Hindernis klein ist und wird in großen Distanzen auf niedrige Werte ungleich null abfallen. Entfernte Flugzeuge 11 stellen keine unmittelbare Bedrohung dar, und die Abstoßungskräfte aufgrund von Flugzeugen 11, die außerhalb eines vordefinierten Radius, der Einflussentfernung, angesiedelt sind, werden nicht miteinbezogen. Ein kleiner Einflussentfernungswert verringert eine unnötige Abweichung von einem optimalen Weg und verbessert dadurch die Durchführung des Ankommens. Ein großer Einflussentfernungswert stellt einen vergrößerten Abstand zwischen Flugzeugen 11 bereit. Die Einflussentfernung wurde viermal so groß wie der minimale Abstand bzw. auf 20 nauti sche Meilen festgesetzt. Zur Vereinfachung wurde der Wert k_repulse auf 1,0 festgesetzt.
Eine Potential- und deswegen Abstoßungskraft aufgrund einer positiven Ladung nimmt mit abnehmender Distanz zu, was für alle Distanzen gilt. Es gibt keine Beschränkung in der Größe des Potentials aufgrund eines Hindernisses.
Die Zielposition wird als negative Ladung modelliert. Es existiert zu jeder Zeit nur eine negative Ladung pro Flugzeug 11. Für eine einzelne negative Ladung ist das Potential aufgrund dieser Ladung in einer Entfernung d bestimmt durch: U = kattractd2 wobei k_attract ein positiver Skalierfaktor ist.
In großen Entfernungen wird die Anziehungskraft aufgrund der negativen Ladung groß, genügend groß, um die Abstoßungskräfte aufgrund von anderen Hindernissen aufzuwiegen. Um den Effekt der Abstoßungseffekte zu maximieren, ist es wichtig, dass das Flugzeug 11 zu jeder Zeit sehr nah an seiner Zielposition ist. Um diese Bedingung zu erfüllen, wird eine Ladung entsprechend einer lokalen Zielposition anstatt der endgültigen Zielposition (oder Bestimmungsort) des Flugzeugs 11 in das Potentialfeld eingeführt. Die lokale Zielposition p_local ist von der gegenwärtigen Position des Flugzeugs 11, p_current, mit einer Entfernung und Richtung abgesetzt, die das Flugzeug 11 benötigt, um die endgültige Zielposition, p_goal, in der optimalen Zeit zu erreichen. plocal = pcurrent + (pgoal – pcurrent)/(tgoal – tcurrent) wobei t_goal die Zeit ist, an der das Flugzeug sich an der endgültigen Zielposition befindet und t_current die gegenwärtige Zeit ist.
Die Kräfte werden mit dem Potentialfeldmodel berechnet, indem der Gradient an dem interessanten Punkt (der gegenwärtigen Position des Flugzeugs 11) unter Verwendung eines geteilten Differenzenverfahrens numerisch approximiert wird. Die Komponente dieser Kraft aufgrund der mit der Zielposition verbundenen Ladung wird ebenfalls berechnet, um die Anziehungs- und Abstoßungskräfte von der Gesamtkraft zu trennen. Um eine Konfliktlösung bereitzustellen, ist es nötig, Kraftkomponenten zusätzlich zu den Anziehungs- und Abstoßungskräften einzuführen.
Um Konflikte zu lösen, ist es wichtig, dass die Flugzeuge 11 eine vorgegebene Bewegungsrichtung aufweisen. Deswegen wird eine zu der Abstoßungskraft normale Kraft eingeführt und ist gegeben durch: frepulsive = [x y] frepulsive normal = [y –x].
Außerdem ist es wichtig, die Möglichkeit bereitzustellen, wahrzunehmen, dass eine Konfliktbedrohung zunimmt, weswegen die Ableitung der Abstoßungskräfte eingeführt wird. Eine Kraft senkrecht zu dieser Ableitung wird ebenfalls berechnet. Diese beiden abgeleiteten Kräfte werden mit einem Faktor 2 skaliert, um ihre Auswirkung zu erhöhen.
Die fünf voranstehend definierten Komponenten: Anziehungskräfte, Abstoßungskräfte, zu den Abstoßungskräften normale bzw. senkrechte Kräfte, durch Ableitung der Abstoßungskräf te erhaltene Kräfte und Kräfte senkrecht zu den durch Ableitung der Abstoßungskräfte erhaltenen Kräfte werden aufsummiert, um eine Gesamtkraft zu erhalten. Die Bewegung des Flugzeugs 11 wird durch diese Gesamtkraft gesteuert, die durch die folgende Differentialgleichung dritter Ordnung definiert ist: ad3p →/dt3 + bd3p →/dt3 + cd3p →/dt3 = f → a = 1,0, b = 0,6, c = 0,1 (*)wobei f die Summe der Kräfte und p der Positionsvektor des Flugzeugs 11 ist. Die Koeffizienten a, b und c wurden ausgewählt, um die computerbasierte Antwortzeit zu optimieren. Das System 10 und das implementierte Verfahren 20, die die voranstehende Differentialgleichung verwenden, sind für diese Koeffizienten stabil und begrenzte Eingaben erzeugen begrenzte Ausgaben.
Bei Abwesenheit von Hindernissen ist die Bewegung des Flugzeugs 11 stabil und tendiert zu der optimalen Geschwindigkeit, bei der jegliche Beschleunigung verschwindet. Die optimale Geschwindigkeit für das Flugzeug 11 ist die Geschwindigkeit, die ein Erreichen des endgültigen Ziels in der vorgesehenen Zeit hervorruft. Für dieses Gleichgewicht reduziert sich die Bewegungsgleichung auf dp →/dt = f c = 0,1wobei dp/dt die optimale Geschwindigkeit des Flugzeugs 11 ist. Ohne Abstoßungskomponenten ist die Größe der Kraft f linear zu den Koeffizienten k_repulse und dieser Wert wurde auf 0,05 festgelegt, um diese reduzierte Gleichung zu erfüllen. Die Auswahl eines Werts, der bezüglich des Werts von k_repulse sehr klein ist, stellt außerdem die Priorität heraus, die dem Abstandhalten über dem Erreichen des lokalen Ziels eingeräumt wird.
Die Bewegung, die durch Integration der voranstehenden Differentialgleichung dritter Ordnung gefunden wird, wird auf Konsistenz mit den Möglichkeiten des Flugzeugs 11 überprüft. Beschleunigungs- und Geschwindigkeitshöhe sind auf vorbestimmte Bereiche beschränkt, um eine realistische Bewegung des Flugzeugs 11 sicherzustellen. Die Flugzeugbewegung unterliegt nicht-holonomen Zwangsbedingungen und ist unter Berücksichtigung möglicher Differentialbewegungen beschränkt und Richtungsänderungen werden ebenfalls reguliert.
Die Integration der voranstehenden Differentialgleichung dritter Ordnung unterstützt weiche Änderungen der Bewegung des Flugzeugs 11, allerdings können nicht-weiche Eigenschaften durch Aufbringen gewünschter Randbedingungen eingeführt werden. Um weiche Änderungen zu stärken wird jeder Lösungsvektor mit einem Koeffizienten multipliziert. Dieser Koeffizient k wird wie folgt definiert:
wobei x das Verhältnis des Lösungsvektors zu der maximalen Länge des Lösungsvektors und erf die "error function" ist. Die "error function" weist eine obere Grenze von eins auf und stellt nahezu lineare Eigenschaften für Operanten nahe null bereit. Die Funktion ist wie voranstehend bestimmt definiert, da x = 0,617447 ein Wert ist, der die Gleichung: x = erf(x)erfüllt.
Unter Verwendung dieses Koeffizienten kann der Lösungsvektor weich in einem Bereich zwischen null und eins skaliert werden. Dieser Wert wird ausgewertet und ist das Verhältnis zu der Größe in voller Skalierung. Für große Verhältnisse insbesondere solche höher als Eins, wird der Beschleunigungsvektor auf den maximalen Wert skaliert.
Die Größe der Beschleunigung ist auf 1,0 g m/s² beschränkt. Diese Beschleunigungsbeschränkung wird der Lösungsbeschleunigung größer als die maximale Beschleunigung durch folgende Funktion aufgeprägt:
maximum
wobei a_maximum die Größe der Beschleunigungsrandbedingung ist. Dieser skalierte Wert wird dann über das Zeitintervall integriert, um die neue Geschwindigkeit zu bestimmen. Die Geschwindigkeit ist darauf beschränkt, innerhalb von 5% der idealen Geschwindigkeit zu liegen. Um die wünschenswerten Skalierungseigenschaften der "error function" zu nutzen, muss der erlaubte Bereich zwischen null und irgendeinem Wert liegen. Um diese Bedingung zu erfüllen wird die Differenz zwischen der Lösungsgeschwindigkeit v_difference und der optimalen Geschwindigkeit v_optimal skaliert, was bestimmt ist durch: v → = voptimal + kv →difference (vdifference maximum/|vdifference|)wobei v_{difference maximum} die Größe der Geschwindigkeitsrandbedingung ist.
Die lokale Zielposition unterliegt ebenfalls dieser Geschwindigkeitsrandbedingung. Falls die Zielbewegung außerhalb des erlaubten Bereichs liegt, wird sie so zurechtgestutzt, dass sie weder die minimale Geschwindigkeit unterschreitet noch die maximale Geschwindigkeit überschreitet. Dies beschränkt die Entfernung des Flugzeugs 11 zu der Zielposition, wobei die Größe der Anziehungskraft implizit beschränkt wird. Die lokale Zielposition stellt den durchschnittlichen Schritt dar, der zur einer pünktlichen Ankunft an dem endgültigen Zielort benötigt wird und das Erzwingen einer Geschwindigkeitsrandbedingung ruft effektiv hervor, dass das Flugzeug 11 entweder zu früh oder zu spät ankommt.
Der voranstehende Geschwindigkeitsvektor wird dann mit dem vorherigen Geschwindigkeitsvektor verglichen, um sicherzustellen, dass die Richtungsrandbedingung nicht verletzt ist. Eine Drehbewegung wird beschränkt, so dass die Kraft aufgrund des Drehens 1,0 g m/s² nicht überschreitet. Falls eine Annäherung an den Geschwindigkeitsvektor eine Richtungsänderung außerhalb der definierten Grenzen benötigt, wird die Richtungsänderung auf das erlaubte Maximum gesetzt. Die Größe des Geschwindigkeitsvektors wird nicht geändert. Diese endgültige Geschwindigkeit wird dann über den Zeitschritt integriert, um die neue Position zu bestimmen.
In Bezug auf 1 ist eine beispielhafte Ausführungsform des vorliegenden Systems 10 dargestellt. Das in 1 dargestellte System 10 zeigt zwei Flugzeuge 11, die mit einem Luftverkehrskontrollsystem (ATC) über Mittel eines Kommunikationsunternetzwerks 13 kommunizieren. Jedes Flugzeug 11 weist einen Computer 14, der das vorliegende Verfahren 20 oder Algorithmus 20 implementiert, und eine Datenverbindung 15 auf, die die Positions- und Geschwindigkeitsinformation zwischen dem Flugzeug 11 und dem ATC 12 über des Kommunikationsunternetzwerk 13 überträgt. Mit dem ATC 12 ist ein Radar 16 verbunden und stellt dem ATC 12 für jedes Flugzeug 11 in der Umgebung und unter Kontrolle des ATC 12 Positions- und Geschwindigkeitsinformationen bereit. Das ATC 12 weist ebenfalls einen Computer 14 auf, der das vorliegende Verfahren 20 oder Algorithmus 20 implementiert.
Das Konfliktlösungsverfahren 20 oder der Algorithmus 20, die in jedes Flugzeug 11 und das ATC 12 implementiert sind, arbeiten zusammen, um Positions- und Geschwindigkeitsinformationen bezüglich dieses Flugzeugs 11 auszuwerten, um eine Serie von konfliktfreien Manövern für jedes Flugzeug 11 zu erstellen, die den Flugweg jedes betreffenden Flugzeugs 11 in Richtung ihrer jeweiligen Zielpositionen optimieren, während sie die Möglichkeit einer Störung bzw. Behinderung zwischen den betreffenden Flugzeugen eliminieren oder minimieren. Nun wird die spezielle Methodik beschrieben, die durch das vorliegende Konfliktlösungsverfahren 20 oder Algorithmus 20 implementiert ist.
In 2 sind die Schritte einer Ausführungsform des computerimplementierten Konfliktlösungsverfahrens 20 gemäß den Prinzipien der vorliegenden Erfindung dargestellt, das in dem vorliegenden System 10 implementiert ist. Das System 10 kann unter Verwendung des folgenden Algorithmus 20 oder Verfahrens 20 unter Betrachtung der voranstehend diskutierten Definitionen implementiert werden.
Für jeden Zeitschritt und für jedes Flugzeug 11 werden die folgenden Operationen durchgeführt. Eine lokale Zielposition für das Flugzeug 11 wird in ein mit dem Flugzeug assoziiertes Potentialfeld gesetzt 21. Das Wort "Setzen" betrifft das Festlegen eines Ziels auf einer Karte, das den nächsten Zielort des Flugzeugs 11 repräsentiert.
Anziehungs- und Abstoßungskräfte werden aus dem Gradienten des Potentialfeldes berechnet 22. Eine Nettokraft wird unter Verwendung der berechneten Anziehungs- und Abstoßungskräfte berechnet 23. Anfangsbedingungen einer vorbestimmten Differentialgleichung dritter Ordnung, die die Bewegung des Flugzeugs 11 definiert, werden berechnet 24.
Die Differentialgleichung dritter Ordnung wird integriert, um einen Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs 11 zu berechnen 25. Eine Beschleunigungsrandbedingung wird auf den Beschleunigungsvektor angewendet 26. Eine Geschwindigkeitsrandbedingung wird auf den Geschwindigkeitsvektor angewendet 27. Eine Schwenkungsrandbedingung wird auf den Geschwindigkeitsvektor angewendet 28. Eine neue Flugzeugposition wird unter Verwendung des Geschwindigkeitsvektors mit Randbedingungen berechnet 29. Die lokale Zielposition wird aus dem Potentialfeld entfernt 30. Jedes Flugzeug 11 verwendet gleichzeitig ein einziges Potentialfeld zum Leiten seiner Bewegung. Es gibt kein Element der Antizipation und das Verhalten des Flugzeugs 11 ist durchweg rückwirkend bzw. reaktiv.
Eine Serie von Tests wurde entwickelt, um die Leistungsfähigkeit des Systems 10 und des Verfahrens 20 zu testen. Zur Vereinfachung wurden alle Tests in zwei Dimensionen und nicht drei Dimensionen durchgeführt. Das Vernachlässigen der dritten Dimension, einem zusätzlichen Freiheitsgrad, stellt außerdem einen härteren Test der Möglichkeiten des Systems 10 und Verfahrens 20 dar. Die meisten Testszenarien wurden in einem 24 nautische Meilen mal 24 nautische Meilen großen Gitter simuliert. Der Mittelpunkt dieses Gitters wurde mit dem Punkt (12,0; 12,0) festgelegt. Die optimale Geschwindigkeit der meisten Flugzeuge 11 wurde auf 200 nautische Meilen pro Stunde festgesetzt. Für Tests, die Flugzeuge 11 einschlossen, die sich mit unterschiedlichen Ge schwindigkeiten bewegten, war es die Geschwindigkeit des Flugzeugs 11 von größtem Interesse, die auf diesen Wert gesetzt wurde.
Die endgültige Zielposition jedes Flugzeugs 11 wurde von einer Fangzone umgeben, und es wurde angenommen, dass das Flugzeug 11 angekommen ist, wenn es sich innerhalb dieser Fangzone befindet. Die Fangzonen waren im Radius ein Zehntel des minimalen Entfernungsabstandes, oder eine halbe nautische Meile, groß. Die Abstoßungskraft aufgrund aller Flugzeuge 11 wurde an dem Startpunkt jedes Flugzeugs 11 bestimmt, um die Berechnung der abgeleiteten Komponenten der Nettokraft zu ermöglichen. Anfangsbeschleunigungen wurden mit null angenommen. Anfangsgeschwindigkeiten wurden mit den optimalen Werten angenommen. Der Zeitschritt des Algorithmus 20 oder Verfahrens 20, der analog zu dem Intervall ist, in dem jedes Flugzeug 11 das Potentialfeld auswertet, wurde mit der Geometrie der Anfangspositionen und der optimalen Geschwindigkeit variiert, nahm aber typischerweise Werte zwischen 0,5 und 1,2 Sekunden an. Die Leistungsfähigkeit des Systems 10 und Verfahrens 20 wurde unter Verwendung dreier Primärkriterien ausgewertet: Entfernungsabstand, Abweichung vom Flugweg und Zeit bis zum Erreichen der Fangzone. Das System 10 und das Verfahren 20 verhielten sich gut und wie erwartet.

Claims

Computerimplementiertes Verfahren zur Lösung von Luftverkehrskonflikten, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: Für jeden Zeitschritt und für jedes Flugzeug: Setzen einer lokalen Zielposition in einem mit dem Flugzeug verbundenen Potentialfeld; Berechnen der Anziehungs- und Abstoßungskräfte aus dem Gradienten des Potentialfeldes; Berechnen der Nettokraft unter Verwendung der berechneten Anziehungs- und Abstoßungskräfte; Berechnen von Anfangsbedingungen einer vorgegebenen Differentialgleichung dritter Ordnung, die die Bewegung des Flugzeuges definiert; Integrieren der Differentialgleichung dritter Ordnung, um einen Geschwindigkeitsvektor für das Flugzeug zu berechnen; Anwenden der Beschleunigungsrandbedingung auf den Beschleunigungsvektor; Anwenden der Geschwindigkeitsrandbedingung auf den Geschwindigkeitsvektor; Anwenden der Schwenkungsrandbedingung auf den Geschwindigkeitsvektor; Berechnen einer neuen Flugzeugposition unter Verwendung des Geschwindigkeitsvektors mit Randbedingungen; und Entfernen der lokalen Zielposition von dem Potentialfeld.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Differentialgleichung dritter Ordnung die Gleichung enthält: ad3p →/dt3 + bd3p →/dt3 + cd3p →/dt3 = f →wobei f die Kräftesumme ist und p der Objektpositionsvektor ist und die Koeffizienten a, b und c ausgewählt sind, um die Reaktionszeit zu optimieren.
System zur Lösung von Luftverkehrskonflikten umfassend: ein Flugverkehrkontrollsystem umfassend einen Computer, der ein vorgegebenes Konfliktlösungsverfahren implementiert; einen Radar, der mit dem Flugverkehrkontrollsystem gekoppelt ist und dem Flugverkehrkontrollsystem für jedes Flugzeug in der Nachbarschaft des Flugverkehrkontrollsystems Positions- und Geschwindigkeitsinformation bereitstellt; ein Kommunikationsteilnetz zur Kommunikation zwischen einem Flugzeug und dem Flugverkehrkontrollsystem; und eine Mehrzahl von Flugzeugen von denen jedes einen Computer, der das vorgegebene Konfliktlösungsverfahren implementiert, und einen Datenlink zur Übertragung von Positions- und Geschwindigkeitsinformation zwischen dem Flugzeug und dem Flugverkehrkontrollsystem über das Kommunikationsteilnetz umfasst; wobei das Konfliktlösungsverfahren in jedem Flugzeug und in dem Flugverkehrkontrollsystem zusammenwirkt, um Positions- und Geschwindigkeitsinformation in Bezug auf jedes Flugzeug zu verarbeiten, um eine Serie von konfliktfreien Manövern für jedes Flugzeug zu generieren, was den Flugweg für jedes entsprechende Flugzeug zu den jeweiligen Bestimmungsorten optimiert, während die Möglichkeit einer Störung zwischen den Flugzeugen eliminiert oder minimiert wird; und worin das Konfliktlösungsverfahren die folgenden Schritte umfasst: für jeden Zeitschritt, und für jedes Flugzeug: Anordnen einer lokalen Zielposition in einem mit dem Flugzeug verbundenen Potentialfeld; Berechnen der Anziehungs- und Abstoßungskräfte aus dem Gradienten des Potentialfeldes; Berechnen der Nettokraft unter Verwendung der berechneten Anziehungs- und Abstoßungskräfte; Berechnen von Anfangsbedingungen einer vorgegebenen Differentialgleichung dritter Ordnung, die die Bewegung des Flugzeuges definiert; Integrieren der Differentialgleichung dritter Ordnung, um einen Geschwindigkeitsvektor für das Flugzeug zu berechnen; Anwenden der Beschleunigungsrandbedingung auf den Beschleunigungsvektor; Anwenden der Geschwindigkeitsrandbedingung auf den Geschwindigkeitsvektor; Anwenden der Schwenkungsrandbedingung auf den Geschwindigkeitsvektor; Berechnen einer neuen Flugzeugposition unter Verwendung des Geschwindigkeitsvektors mit Randbedingungen; und Entfernen der lokalen Zielposition von dem Potentialfeld.
Das System nach Anspruch 3, wobei die Differentialgleichung dritter Ordnung die Gleichung enthält: ad3p →/dt3 + bd3p →/dt3 + cd3p →/dt3 = f →wobei f die Kräftesumme ist, und p ein Objektpositionsvektor ist, und die Koeffizienten a, b und c ausgewählt sind, um die Reaktionszeit zu optimieren.