專利名稱：基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4d飛機航跡分析方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于空中交通管制自動化系統(tǒng)和飛行流量管理系統(tǒng)，特別是一 種實時獲得準確、連續(xù)、平滑的飛行計劃航跡分析的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D(four dimension)飛機航跡分析方法。
背景技術：
目前，在空中交通管制自動化系統(tǒng)中，航跡的分析方法主要有大圓航跡分析和 等角航跡分析法、自適應卡爾曼濾波(Kalman)算法及相互作用多模型(IMM)算法三種， 都是在實時飛行中分析未來通過航路點的位置和時間。 大圓航跡分析和等角航跡分析法，屬于動態(tài)航跡分析方法，分別適用于航路和 終端區(qū)進離場航線。但是在短距離的情況下，大圓航跡距離與等角航跡距離近似相等(如 北京和拉薩之間的大圓航跡距離為1380海里，等角航跡距離為1386.3海里)，因此為了 計算方便，通常采用等角航跡分析。另外在分析時設定飛行的航空器使用下列速度變化 規(guī)則在航路上是以巡航速度做勻速飛行，在進場(進近)航線上做勻減速飛行，在離場 航線上做勻加速飛行。根據(jù)實時雷達數(shù)據(jù)提供的當前位置、時間、速度等信息，求出與 未來航路點距離，進而分析出過航路點時間。 卡爾曼濾波算法(Kalman)，是一種應用非常廣泛的算法，濾波和分析的準則是 均方根誤差最小。由于它可以基于目標機動和觀測噪聲模型自動選擇增益序列，并能自 動地適應檢測過程的變化，可以通過協(xié)方差矩陣方便地對估計的精度進行度量，通過其 中的殘差(新息，即觀測值與一步分析值的差)向量的變化，可以判斷原假定的目標模 型和實際目標的運動特性是否符合，并以此作為機動檢測和機動辨識的一種手段等，因 此，它在軌跡分析和跟蹤中得到了很好的發(fā)展和應用。 以上兩種算法都是針對單一模型的方法，即每個時刻只有一個模型在起作用， 這些方法的缺點是在對象模型轉(zhuǎn)換時會發(fā)生跳變，造成對機動的探測滯后或估計分析精 度達不到更高的要求。 相互作用多模型算法(IMM)，在民航的應用還處在研究和發(fā)展中，它與以往的 濾波算法的主要區(qū)別是同時有多個與模型相匹配的濾波器并行運行，通過馬爾可夫鏈和 新息實現(xiàn)模型概率的更新，達到模型軟轉(zhuǎn)換的要求。而在以往的算法中，雖然也用不同 模型對應目標的不同運動狀態(tài)，但通常每個時刻只有一個模型濾波器在起作用，不同模 型濾波器之間根據(jù)統(tǒng)計檢驗對目標狀態(tài)進行監(jiān)視和切換。多模型算法是一種遞歸算法， 每一個模型對應一個不同的過程噪聲水平，即對應一種運動模型。 而IMM模型算法是每個時刻同時運行多個模型，它解決了前兩者在模型轉(zhuǎn)換時 的不連續(xù)性，但該方法中模型數(shù)目是固定的，模型描述是不變的，也就是結構是固定不 變的，這就使得算法的性能不一定隨模型的數(shù)目的增加而明顯提高，反而造成不必要的 計算量增加。 縱觀現(xiàn)有的航跡分析算法，大多以飛行對象的當前運動狀態(tài)為基點建立了運動模型，有的也考慮了實時雷達數(shù)據(jù)的修正問題，但各自都有不足之處。1、分析精度低， 動態(tài)航跡分析雖然考慮了計劃航路點信息，采用了動態(tài)數(shù)據(jù)實時修正，但是，沒有考慮 飛行對象的飛行性能數(shù)據(jù)，建立的4D航跡分析模型理想化，又采用假定的速度值進行 分析，導致分析精度降低；2、分析時段越長，分析誤差越大，卡爾曼濾波算法及IMM 算法都是以真實運動狀態(tài)為觀測點，但是與飛行計劃完全脫離關系，不考慮飛行對象的 性能，并且每一次只能估算未來一個采樣周期的值，隨著分析周期的增長，誤差越來越 大。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的本發(fā)明所要解決的技術問題是針對現(xiàn)有技術的不足，提供一種基于 飛行計劃、航空器性能參數(shù)、歷史飛行數(shù)據(jù)的基礎上，利用實時的雷達數(shù)據(jù)對飛行計劃 航跡進行分析，即帶有方位、距離、高度、速度、時間等信息的飛行航空器運動軌跡的 基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法。。 技術方案本發(fā)明公開了一種基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方 法，該方法包括以下步驟 步驟(1)，建立基于飛機性能的4D航跡理論模型； 步驟(2)，基于步驟(l)中飛機機型的歷史飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過挖掘分析建立4D 航跡經(jīng)驗模型； 步驟(3)，將理論模型和經(jīng)驗模型相結合，對飛行過程中的各種影響因素進行量 化成為可調(diào)參數(shù)，即得到一個基于飛機性能又考慮外界因素變化的精確的4D航跡混合模 型； 步驟(4)，用雷達數(shù)據(jù)修正所述4D航跡混合模型，形成最終的飛機飛行航跡。
本發(fā)明中所述4D航跡為帶有方位、距離、高度、速度、時間等信息的飛行航空 器運動軌跡。 有益效果本發(fā)明的優(yōu)點在于首先，本發(fā)明考慮了飛機的性能，在標準飛行 程序的基礎上，以性能庫參數(shù)建立了理論模型，該模型與飛行對象是緊密聯(lián)系的，相對 于已有的處理來說比較可靠；第二，本發(fā)明對歷史數(shù)據(jù)進行分析，形成了經(jīng)驗的模型， 相對來說比較真實；第三，將理論與實踐相結合，產(chǎn)生最接近真實飛行的4D軌跡，并針 對每次飛行的環(huán)境可對參數(shù)進行調(diào)節(jié)形成計劃航跡，比較靈敏；最后，引入實時雷達數(shù) 據(jù)對計劃航跡進行修正，使得計劃航跡準確性提高。


下面結合附圖和具體實施方式
對本發(fā)明做更進一步的具體說明，本發(fā)明的上述 和/或其他方面的優(yōu)點將會變得更加清楚。 圖1為本發(fā)明基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法流程圖。 圖2為本發(fā)明中4D航跡分析建立流程圖。 圖3為本發(fā)明中轉(zhuǎn)彎模型中飛機轉(zhuǎn)彎角切點計算示意圖。 圖4為本發(fā)明中飛機縱向運動過程中作用在飛機上的主要外力。
具體實施例方式
如圖1和圖2所示，本發(fā)明公開了一種基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡 分析方法，該方法包括以下步驟 步驟(1)，建立基于飛機性能的4D航跡理論模型； 步驟(2)，基于步驟(l)中飛機機型的歷史飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過挖掘分析建立4D 航跡經(jīng)驗模型； 步驟(3)，將理論模型和經(jīng)驗模型相結合，對飛行過程中的各種影響因素進行量 化成為可調(diào)參數(shù)，即得到一個基于飛機性能又考慮外界因素變化的精確的4D航跡混合模 型； 步驟(4)，用雷達數(shù)據(jù)修正所述4D航跡混合模型，形成最終的飛機飛行航跡。
具體而言，本發(fā)明包含以下內(nèi)容
1、基于飛機性能的4D模型建立
1.1數(shù)據(jù)準備 建立精確的4D航跡理論模型，涉及的信息有 l)航班計劃信息，包括航班號、機型、預計起飛時間，起降機場等。
2)空域情報信息，標準飛行程序、航路航線和針對起降機場的進離場航線。
3)機型性能參數(shù)，機型對應的性能數(shù)據(jù)，這是理論模型建立最主要因素，包括 飛機基礎幾何參數(shù)、飛機基本動力學參數(shù)(升力系數(shù)、阻力系數(shù)、爬升率)、飛機配置信 息(業(yè)載重量、重心)、發(fā)動機參數(shù)、速度包線、燃油消耗。
1.2水平航跡模型算法 對航班f構建4D軌跡，首先對計劃信息進行處理首先根據(jù)起降機場以及各自 機場對應的進離場航線分配原則確定標準儀表離場航線SID(Standard Instrument Departure) 和標準儀表進場航線STAR(Standard Terminal Arrival Route),其次根據(jù)航路信息、巡航高 度等約束條件細化途經(jīng)的航路點以及飛越高度，初步建立三維的飛行軌跡框架，而水平 航跡就是所經(jīng)航路點在水平面的投影。這里求出的水平航跡僅僅是平面位置信息，位置 點的時間信息必須在求出速度剖面后計算。 航路和進離場航線都是由一系列航路地標點構成，將點的序列定義為W&，個 數(shù)為n，根據(jù)飛行速度確定轉(zhuǎn)彎半徑A，并定義約束類型typq :初始點約束、普通點約束 和末端約束，簡化模型為Gf二(wp"x" y" type" ^)，…，wp"，》，type"巧)，…，wpn(xn， yn， typen， rn)} 式(l) 若為初始點約束，則直飛下一點；普通點約束要考慮轉(zhuǎn)彎模型；末端約束就是 飛機經(jīng)過該點時機頭必須對準跑道。根據(jù)各種約束，構建轉(zhuǎn)彎模型如下轉(zhuǎn)彎半徑<formula>formula see original document page 9</formula>，g為重力加速度，轉(zhuǎn)彎時飛行速度為v，傾斜角為小。如
圖3，已知相鄰三個航路點的坐標以及對應的轉(zhuǎn)彎半徑r，求出轉(zhuǎn)彎點P、 Q坐標即可。 飛機飛行的航向角，以正北方向為參考零度，沿順時針方向增加，最大為359度。用、2 表示前一航段的航向角，《23表示后一航段的航線角，根據(jù)三點的連線關系，判斷飛機是 左轉(zhuǎn)、右轉(zhuǎn)或直飛；結合兩段飛行的航向角和轉(zhuǎn)向，獲得飛機轉(zhuǎn)彎角A a ;根據(jù)轉(zhuǎn)彎角和轉(zhuǎn)彎半徑，求出P點到點i的距離DP,
l力=J, -D"xsinff12
Q點坐標為
rXtan( A a /2)，得出轉(zhuǎn)彎點P的坐標為

x cos a,,
WPn(Xn，yn)} 式(2) 最終的水平軌跡由一系列有序點組成 [畫]Gf={WPl(Xl， yi)，…，P"， yi)， Qh， yi)，
1.3垂直航跡模型算法 根據(jù)飛行最典型的五個階段起飛、爬升、平飛、下降、著陸，我們相應的將 整個垂直航跡計算模型也分為五個子模型分別處理上述五個段落的計算。在每個段落， 其子模型采用牛頓第二定律和能量守恒原理相結合的方法列出方程，應用微元知識將每 個階段劃分若干等分的小段，代入航空器在每個階段對應的性能參數(shù)，求解每小段的上 升或下降率、對應的距離和時間，最后累加形成高度剖面和速度剖面，并求出飛行總時 間。
垂直模型主要表征飛機的縱向運動，此過程作用在飛機上的主要外力如圖4: 發(fā)動機推力F，方向沿發(fā)動機軸線與機身軸線X形成發(fā)動機安裝角fV ，升力L垂直于飛行 速度v，阻力D平行于飛行速度，重力G向下，a為迎角，9為航跡角。起飛階段的 滑跑過程，滑行速度平行于水平面，且要考慮輪胎與跑道面的摩擦力f。
在滑跑階段應用牛頓第二定律建立沿跑道方向的動力學方程w— = F eos(a + ，p) — D — /J(娥g eo§ , — !>)—撤g sin ，式(3) 其中ii為跑道摩擦系數(shù)，m為飛機重j
g為重力加速度，f是速度變化率， tiff
伊為跑道坡度，值很小因此重力在水平方向的分力《gsin爐《 wg伊
和能量
/ = —gcos伊—￡) 傘g-￡)。在離地后至落地前的所有階段，可結合動力學 :守恒原理建立方程
垂
攢一 =jTeos(a +伊,)—D — ,gsin^ 譜
嬲，——■ = Fs〗n(i^ +伊)+ ￡ —銜geos^
式(4)
(F — D)v譜=J +銜v認
式(5) 其中h為飛機所在高度，v^為飛行真空速。上面所有公式中提到的 ￡> = CD<s.S/2 ,丄=C,U/2,C,)和Cl是飛機性能參數(shù)給定的阻力系數(shù)和升力系數(shù)， P為空氣密度，S為機翼面積。 起飛滑跑階段，燃油消耗很少可認為飛機重量近似不變，飛機迎角假定為停機 迎角，因此CD和CL可認為固定不變。將該階段對應的飛行性能參數(shù)代入式(3)求出加速
度a，將給定的離地速度VL0F代入式:SG =廣—々=f "，，為提高精度，利用數(shù)值
10積分法將滑跑段分成小段單獨積分后求和，得出地面滑跑距離和滑跑時間。
根據(jù)參考資料《掌握飛機性能》(空中客車飛行運營支持及航線協(xié)助部客戶服 務，2002年1月，http:〃www.docin.com/p-5457290.html)的描述，標準爬升剖面包括從 起飛離地加速爬升到指定表速VI ;等表速爬升到指定高度Hl( —般為10000英尺)；平 飛加速到表速V2 ;等表速爬升到轉(zhuǎn)換高度H2(該高度處對應的飛行馬赫數(shù)與飛機的真空 速相等)；最后以等馬赫數(shù)爬升到巡航高度。其中V1， V2， Hl， H2對應每種機型，都 可以從參考資料中各種機型對應的數(shù)據(jù)表(該部分數(shù)據(jù)也歸入性能參數(shù)中)中獲取。從標 準剖面規(guī)定可以看出，每一爬升小段都給出了具體的初始和終止值，且前一段的終止條 件就是下一段的初始條件，于是分段計算每段的所有時間和距離，最后相加就為整個爬 升段的總時間和總距離。將爬升階段對應的性能參數(shù)式(5)，求出上升率，用數(shù)值積分求 出上升某高度后所用時間。再利用式(4)求出速度變化率，結合時間和速度變化率求出每 小段的水平距離。考慮燃油消耗系數(shù)，求出每階段消耗的燃油量，近似的認為每小段重 量不變，下一小段的重量是上一段重量減去燃油量。最后，將每小段的結果求和得到最 終需要的時間、距離、速度。當然劃分的段越多，精度越高。 該資料中描述的標準下降剖面與標準爬升剖面的飛行過程正好相反，首先以等 馬赫數(shù)下降到轉(zhuǎn)換高度，再以等表速下降到指定進場高度，接著水平減速到規(guī)定進場速 度，最后減速落地。跟爬升一樣，涉及的參數(shù)都有規(guī)定。同樣，利用公式(5)求出下降 率，通過積分求出所用時間，再利用公式(4)求出速度變化率，結合時間求出距離。
巡航階段比較簡單，基本采用等高度和等馬赫數(shù)方式進行。性能參數(shù)中規(guī)定了 最經(jīng)濟的巡航速度或馬赫數(shù)，直接應用運動學方程就可得到巡航時間、距離、燃油量。 但是在該階段遇到航向改變時，需要轉(zhuǎn)換高度層，因為空域高度層的劃分是跟東西航向 相關的。這時要求飛機以規(guī)定的最大下滑角下降到指定高度，求出航程和時間。
1.44D航跡的綜合 根據(jù)從離地到落地整個飛行過程的水平模型和垂直模型，以飛行器所經(jīng)過的水 平距離s為基本參數(shù)，可以分別在建立的水平航跡模型與垂直航跡模型中找到相對應的兩 點。即在水平航跡模型中代表飛行器從起飛開始水平飛行距離為s的點pl，以及在垂直 航跡模型中代表飛行器從起飛開始水平飛行距離為s的點p2。將這樣的兩點相關聯(lián)，分 別獲取pl的經(jīng)緯度坐標和p2的高度以及當時的飛行時間，形成4D空間坐標點。這樣就 可以建立出一條完整的4D航跡。
2、基于歷史數(shù)據(jù)挖掘的4D經(jīng)驗軌跡 首先對管制自動化系統(tǒng)的綜合航跡輸出信息(本文采用目前區(qū)管主用系統(tǒng)輸出的 DOD信息)和計劃實施時相應的氣象信息(GRTB報文)進行長時間(可以為一個月或一 年或更長)的錄取，將該數(shù)據(jù)作為數(shù)據(jù)源進行整理。
2.1經(jīng)驗軌跡挖掘 區(qū)管系統(tǒng)輸出的每幀DOD信息是一批空中目標當時的狀態(tài)信息以及未來的計劃 航跡信息。通過播放一段時間(比如一個月)的歷史DOD信息，將數(shù)據(jù)幀進行逐一對比， 通過航班號、起降機場、實際起飛時間(格式為年月日時分秒)、機型和航跡信息的航跡 號作為唯一對象的標識將整個飛行過程的位置序列、高度序列、對應的時間序列全部封 裝到該飛行對象集合中，即形成一次飛行的歷史軌跡。對同一個飛行對象，在一段時間(比如一個月)內(nèi)可能有多次飛行，故封裝的對象集合有多個，即有多個歷史軌跡
T(obj， i) = {Xj， yj， hj， tj， Vj}(i = (l， 2，…，n)， j = (1， 2，…，m))式 (6) 其中obj是飛行對象，n是飛行總次數(shù)，等式右邊是每個軌跡點的位置、時間、 速度信息，m是每次飛行軌跡的軌跡點數(shù)目。對每個飛行對象的多個軌跡集合，將各項 數(shù)據(jù)分別加權處理，得出該對象的經(jīng)驗軌跡。處理過程包括參數(shù)對齊和加權處理。
1)參數(shù)對齊 對同一對象的多個軌跡集合，首先計算每個集合中第一個軌跡點與起飛機場之 間的距離，選取距離大的集合中的起點作為位置基準點，其它集合中該點位置之前的點 剔除，形成近似統(tǒng)一的起點信息；其次將所有起點的時間定位零點，后面軌跡點的時間 順序偏移。 2)加權處理 對單個對象，將參數(shù)對齊后的多個歷史軌跡集合中的位置、時間、速度分別加
權處理得出該對象的經(jīng)驗軌跡。
、
x乂)
、
力
《(7)
式(7); 其中Wi， Ul， ri， Sl， Zi為權值系數(shù)，j為軌跡點，總數(shù)為參數(shù)對齊后的有效個 數(shù)。確定方法為根據(jù)計劃信息確定好的計劃航路，以軌跡點在計劃航路的投影點為基 準，設置基準點為中心的范圍區(qū)間，在一倍區(qū)間內(nèi)各權值系數(shù)取l， 二倍區(qū)間之間各權值 取0.5，依次類推，幾倍區(qū)間內(nèi)權值就為區(qū)間倍數(shù)的倒數(shù)，為簡化計算，5倍區(qū)間外的系 數(shù)取0.1 ，這樣就得出該對象的經(jīng)驗軌跡。
2.2氣象數(shù)據(jù)分析 —份GRIB報文包含八分之一地球的高空風信息，每個高度層發(fā)送一份報文，根 據(jù)GRIB報文格式對歷史數(shù)據(jù)進行解析，得到某位置點高空風的溫度、風向以及風速。
根據(jù)某對象的經(jīng)驗軌跡，在氣象數(shù)據(jù)中匹配各軌跡點的氣象信息，主要是沿途 的風向和風速。將該數(shù)據(jù)保存在該對象的屬性集合中，在理論軌跡和經(jīng)驗軌跡聯(lián)合形成 高精度4D預測軌跡時使用。
3、高精度的4D預測模型的建立 航跡預測的理論模型是基于空氣動力學參數(shù)和動力學方程建立的，而經(jīng)驗模型 則是由實際飛行的各項數(shù)據(jù)經(jīng)過數(shù)據(jù)挖掘而建立的。兩者各有優(yōu)勢理論模型的基本框 架系統(tǒng)而完整，主動性強，屬于正饋系統(tǒng)，因此適宜作為航跡預測的根本解決方案；經(jīng) 驗模型則是靈活簡潔，調(diào)試簡單，被動性強，屬于反饋系統(tǒng)，因此適宜作為航跡預測的 完整解決方案中的校驗和補充項。因此建立高精度4D航跡預測算法，要混合使用理論模 型和經(jīng)驗模型。其主體是理論模型，而經(jīng)驗模型主要起到校驗、補充參數(shù)和部分替代的 作用。
1)校驗 由于經(jīng)驗模型建立的航跡直接來源于實際飛行數(shù)據(jù)，故此在數(shù)據(jù)源可靠的條件 下其精度很高，很適合于作為實際型號的綜合和近似來對理論航跡進行評測。此處主要 來校驗兩項技術指標時間誤差和空間誤差。
設理論航跡為r = {if I' = 1，2，3... )，其中n是理論航跡的預測航跡點數(shù)目； 而經(jīng)驗航跡為r = f")(i - 1，2工，)，其中m是經(jīng)驗航跡的預測航跡點數(shù)據(jù)； —般取m二n。 而其中的P ， PJ都是時空四維空間點，即含有(x， y， z， t}四坐標。 則單位時間誤差為^ ,其中Ati為兩航跡點間的時間片長度，Ttatal
為飛行總時間;單位空間誤差為:i '，其中ASi為兩航跡點間的空間片長
S ，
度，St^為飛行總距離。這兩項指標分別反映了理論航跡與經(jīng)驗航跡在時空和空間上的
平均積分差距。只要兩者都小于預定閾值，就可以認為理論模型的可靠性達到了可接受 水平。 2)補充參數(shù) 在理論模型當中，由于受到實際條件的限制，可能有些關鍵的模型參數(shù)無法獲 取，這將直接導致模型無法進行預測工作。因此為了閉合整個模型，必須補充初始參 數(shù)。而這通常由經(jīng)驗模型來完成。這里需要補充初始化的重要參數(shù)包括 起飛速度F = ; " 'R:屮i = I， 2， 3…n， j = 1， 2， 3，…m ; m為定義的起飛段航跡點個數(shù)，n是航跡數(shù)目。 管制意圖管制意圖主要包括水平管制意圖和垂直管制意圖兩種。它反映了管 制員對飛行器進行的引導和飛行命令操作。 水平意圖主要是在水平航跡上偏離預定航線的飛行段落所形成的實際航跡控制 節(jié)點。包括航跡偏出點，航跡虛擬導航點序列，航跡重入點。
0091] 垂直意圖主要是在垂直剖面上進行的上升下降控制命令。包括高度調(diào)節(jié)開始 點，高度調(diào)節(jié)終止點，上升率/下降率。 平均上升率由上升段的上升率的加權平均求出。
平均下降率由下降段的下降率的加權平均求出。
氣象數(shù)據(jù)將歷史分析得到的沿途風速與經(jīng)驗軌跡中的速度求矢量差，將該差 值添加調(diào)節(jié)系數(shù)補充到理論模型中的速度項，在起飛前可根據(jù)當時的氣象調(diào)節(jié)該系數(shù)。
3)替代作用 —般為了精確分析航跡，將整個飛行過程分成加速爬升段、低空等表速爬升 段，平飛段，高空等表速爬升段，高空等馬赫數(shù)爬升段，航路平飛各航路段，初始下降 段，中間下降段，最后下降段等段落。
上述的第一項驗證過程實際上應當在上面的各個階段都加以進行，如果經(jīng)過修 正的理論模型在某個段落無法和經(jīng)驗模型緊密貼合，則可以直接將有關經(jīng)驗參數(shù)賦予理 論模型。也即用經(jīng)驗模型替代理論模型來完成高精度預測。
4、雷達數(shù)據(jù)對精確4D預測軌跡的修正 飛機起飛后，二次雷達即可探測到目標并傳送確切的位置信息(經(jīng)度、緯度和高 度)、時間信息、速度信息(大小和方向)，并以雷達周期更新。在此，可將真實的雷達 數(shù)據(jù)反饋到模型中去，對4D軌跡進行修正。 考慮民航班機基本都是按照規(guī)定航路、計劃高度飛行，所以說4D軌跡中的位置 和高度的預測值與實際飛行值差距不大，主要問題就是時間維的預測問題，于是本文只 提供關于預測時間的修正方法。 修正時機有三種情況，只要選擇其中一種就行a)按雷達周期修正，即收到新 數(shù)據(jù)(位置、時間、高度、速度)就對該位置之后的預測軌跡修正，這時最精細的修正方 法，修正次數(shù)最多；到達計劃航路點修正，當雷達數(shù)據(jù)表明目標處在某個報告點附近， 對該點之后的預測軌跡修正；到達計劃航路點修正與航路上設置偏差門限修正同時進 行。 每一次的修正處理過程基本相同，在此主要以第二種情況為例作處理。對接收 到的最新雷達數(shù)據(jù)幀經(jīng)過多雷達數(shù)據(jù)融合后形成的目標數(shù)據(jù)Data(Xr， yr， 、， lv O，利 用下式判斷該目標是否處在預測軌跡的計劃航路點附近，設置航路點范圍為以該點為中 心半徑10公里(可變參數(shù)) 扭—，)2—(，廣，,.)2 510式(8); 其中i為計劃航路點中的任意一個，當滿足上式時，說明目標在航路點i處。求
出航路點i預測時間與目標數(shù)據(jù)中的時間差Atr = tr-WPl(t)，作為修正的基準數(shù)據(jù)。 對4D預測軌跡中的預測時間進行修正，有兩種方法 一是直接將上面求出的時 間差作用到該航路點之后的預測航路點時間上，也就是整個時間維作了偏差修正即
Wpm, 1+1(t) = wp1+1(t)+ A tr式(9); 式中i為目標飛行將要經(jīng)過的所有航路點。這種方法簡單易算。但是當該點現(xiàn) 時的飛行速度與預測速度差值很大時，預測誤差也大。
二是將速度考慮到修正模型中，用下式對時間進行修正
vty (v) 沐J^,w W =(沐Pw W —沐A的)X ~"^~— + ~式(10); 式中i為目標飛行將要經(jīng)過的所有航路點，當速度波動大時用這種方法修正的準 確度高。 在飛行過程中，按照上述方法不斷對預測軌跡進行修正，提供準確的計劃航 跡，可方便管制員了解未來空中交通情況。 本發(fā)明的核心是基于飛行計劃、航空器性能參數(shù)、歷史飛行數(shù)據(jù)的基礎上，創(chuàng) 建一種高精度4D(four dimension)飛行航跡推算的模型，利用實時的雷達數(shù)據(jù)對飛行計劃 航跡進行預測推算。 本方法主要用于空中交通管制自動化系統(tǒng)和飛行流量管理系統(tǒng)，實時獲得準 確、連續(xù)、平滑的飛行計劃航跡預測。
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本發(fā)明是以飛行計劃信息為基礎，考慮飛行對象的性能數(shù)據(jù)、環(huán)境數(shù)據(jù)和歷史 飛行經(jīng)驗數(shù)據(jù)，建立高精度的4D飛行模型，并在此基礎上引入實時雷達數(shù)據(jù)不斷校正， 以便形成準確的計劃航跡，本發(fā)明的目的是提高飛行計劃預測航跡的精度，將預測誤差 控制在最低限度。 本發(fā)明提供了一種基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法的思路及方 法，具體實現(xiàn)該技術方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應 當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以 做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發(fā)明的保護范圍。本實施例中未明確 的各組成部份均可用現(xiàn)有技術加以實現(xiàn)。
權利要求
一種基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征在于，該方法包括以下步驟步驟(1)，建立基于飛機性能的4D航跡理論模型；步驟(2)，基于步驟(1)中飛機機型的歷史飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過挖掘分析建立4D航跡經(jīng)驗模型；步驟(3)，將步驟(1)得到的理論模型和步驟(2)得到的經(jīng)驗模型相結合，對飛行過程中的各種影響因素進行量化成為可調(diào)參數(shù)，即得到一個基于飛機性能又考慮外界因素變化的精確的4D航跡混合模型；步驟(4)，用雷達數(shù)據(jù)修正所述4D航跡混合模型，形成最終的飛機飛行航跡。
2. 根據(jù)權利要求1所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述建立基于飛機性能的4D航跡理論模型包括以下步驟步驟(a)提取航班計劃信息、空域情報信息以及機型性能參數(shù)所述航班計劃信息 包括航班號、機型、預計起飛時間，起降機場；所述空域情報信息包括標準飛行程序、 航路航線、針對起降機場的進離場航線以及各種空域限制；所述機型性能參數(shù)包括機型 對應的性能數(shù)據(jù)，即飛機基礎幾何參數(shù)、飛機基本動力學參數(shù)包括升力系數(shù)、阻力系數(shù) 和爬升率、飛機配置信息包括飛機的業(yè)載重量和重心、發(fā)動機參數(shù)、速度包線、燃油消 耗；步驟(b)建立飛行器水平航跡模型利用步驟(a)中的航班計劃信息、空域情報信息、進離場程序信息，為每個航班確定 其飛行的航路航線、確定其進場航線和離場航線，從而形成某個航班的完整的水平飛行 航跡；步驟(c)建立飛行器垂直航跡模型利用步驟(a)所中的機型性能信息建立飛行器的爬升、下降和航路飛行的運動模型， 并結合進離場程序進行航跡約束，形成完整的某個航班的垂直飛行航跡；步驟(d)以飛行器所經(jīng)過的水平距離s為基本參數(shù)，分別在步驟(b)和步驟(c)所建立 的水平航跡模型與垂直航跡模型中找到相對應的兩點，即在水平航跡模型中代表飛行器 從起飛開始水平飛行距離為s的點pl，以及在垂直航跡模型中代表飛行器從起飛開始水 平飛行距離為s的點p2，將兩點相關聯(lián)，分別獲取pl的經(jīng)緯度坐標和p2的高度以及當時 的飛行時間，形成4D空間坐標點，從而形成基于飛機性能的4D航跡理論模型。
3. 根據(jù)權利要求2所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述建立飛機航跡水平模型包括以下步驟步驟(a)定義水平航跡，從起降機場、標準儀表進場和/或離場航線以及航路信息、 巡航高度的計劃信息提取出飛行器途經(jīng)的航路點以及飛越高度，建立三維的飛行航跡框 架，水平航跡即所經(jīng)航路點在水平面的投影線；航路和進離場航線由一系列航路地標點構成，將點的序列定義為W&，個數(shù)為n， 根據(jù)飛行速度確定轉(zhuǎn)彎半徑A，定義約束類型type。初始點約束、普通點約束和末端約 束，簡化模型為Gf二(wp"x" y" type" r丄)，…，wp"，》，type"巧)，…，wpn(xn， yn， typen，步驟(b)處理轉(zhuǎn)彎點，若為初始點約束，則直飛下一點；普通點約束考慮轉(zhuǎn)彎模型； 末端約束為飛機經(jīng)過該點時機頭必須對準跑道；根據(jù)以上所述約束，構建包括轉(zhuǎn)彎半徑 r，轉(zhuǎn)彎點P、 Q坐標的轉(zhuǎn)彎模型轉(zhuǎn)彎半徑r- vi，g為重力加速度，轉(zhuǎn)彎時飛行速度為V，傾斜角為小:飛機飛 g x tan-行的航向角，以正北方向為參考零度，沿順時針方向增加，最大為359度；用a^表示前 一航段的航向角，《23表示后一航段的航線角，根據(jù)三點的連線關系，判斷飛機是左轉(zhuǎn)、 右轉(zhuǎn)或直飛；結合兩段飛行的航向角和轉(zhuǎn)向，獲得飛機轉(zhuǎn)彎角A a ;根據(jù)轉(zhuǎn)彎角和轉(zhuǎn)彎 半徑，求出P點到點i的距離Dp, i = rXtan( A a /2)，得出轉(zhuǎn)彎點P的坐標為<formula>formula see original document page 3</formula>Q點坐標為<formula>formula see original document page 3</formula>最終的水平航跡跡由一系列有序點組成Gf叫wp"x" y丄)，…，P"，》)，Q"，》)，…，wpn(xn， yn)}。
4.根據(jù)權利要求2所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述建立飛機航跡垂直模型包括以下步驟步驟(a)劃分飛行垂直航跡模型的段落，根據(jù)飛行的五個階段起飛、爬升、平飛、 下降、著陸，將整個垂直航跡計算模型分為五個子模型分別處理上述五個段落的計算；步驟(b)確定飛行垂直航跡模型基本參數(shù)，所述垂直模型即飛機在高度-時間或者高 度-距離坐標體系內(nèi)的的運動模型，確定作用在飛機上的外力發(fā)動機推力F，方向沿發(fā) 動機軸線與機身軸線X形成發(fā)動機安裝角^ =升力L垂直于飛行速度v ;阻力D平行于飛 行速度；重力G向下；a為迎角，9為航跡角；采用牛頓第二定律和能量守恒原理相結 合的方法列出每個飛行段對應的子模型方程，應用微元法將每個階段劃分若干等分的小 段，代入航空器在每個階段對應的性能參數(shù)，求解每小段的上升/下降率、對應的距離和 時間，最后累加形成高度剖面和速度剖面，并求出飛行總時間；步驟(c)確定起飛階段的滑跑過程的模型起飛階段的滑跑過程，滑行速度平行于水平面，輪胎與跑道面的摩擦力f; 在滑跑階段建立沿跑道方向的動力學方程<formula>formula see original document page 3</formula>其中P為跑道摩擦系數(shù)，m為飛機重量，g為重力加速度，了是速度變化率，^為虛 ,跑道坡度，重力在水平方向的分力起飛滑跑階段，飛機迎角假定為停機迎角，得出加速度a，將給定的離地速度VLOF 代入式:Se = f"，々=f，，，采用數(shù)值積分法將滑跑段分成小段單獨積分后求和，得出地面滑跑距離和滑跑時間；步驟(d)確定空中各飛行段模型 在離地后至落地前的所有階段，使用方程逾 禱其中h為飛機所在高度，v^為飛行真空速;上面公式中D:C^戸^S/2，i:C^，LS/2，所述CD和CL是飛機性能參數(shù)給定的阻力系數(shù)和升力系數(shù)，P為空氣密度，S為機翼面積；根據(jù)爬升階段對應的推力值，求出上升率，用數(shù)值積分求出上升某高度后所用時間；求出速度變化率，結合時間和速度變化率求出每小段的水平距離；加入燃油消耗系 數(shù)，求出每階段消耗的燃油量，近似的認為每小段重量不變，下一小段的重量是上一段 重量減去燃油量；將每小段的結果求和得到最終需要的時間、距離、速度；巡航階段采用等高度和等馬赫數(shù)方式進行；所述飛機性能參數(shù)中規(guī)定了最經(jīng)濟的巡 航速度或馬赫數(shù)，應用運動學方程得到巡航時間、距離、燃油量；飛機以規(guī)定的最大下 滑角下降到指定高度，求出航程和時間；代入下降階段對應的性能參數(shù)，求出下降率，通過積分求出所用時間；求出速度變 化率，結合時間求出距離，形成了整個空中飛行的垂直模型。
5.根據(jù)權利要求1所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述步驟(2)對管制自動化系統(tǒng)的綜合航跡輸出信息和計劃實施時相應的氣象信息 進行一定時間的錄取，將該數(shù)據(jù)作為數(shù)據(jù)源進行整理；具體包括以下步驟步驟(a)生成經(jīng)驗航跡區(qū)管系統(tǒng)輸出的每幀綜合輸出信息是一批空中目標當時的狀態(tài)信息以及未來的計劃 航跡信息；通過播放一段時間的歷史綜合輸出信息，將數(shù)據(jù)幀進行逐一對比，通過航班 號、起降機場、實際起飛時間、機型和航跡信息的航跡號作為唯一對象的標識將整個飛 行過程的位置序列、高度序列、對應的時間序列全部封裝到該飛行對象集合中，即形成 一次飛行的歷史軌跡；對同一個飛行對象，在一段時間的多次飛行，進行封裝的對象集 合有多個，即有多個歷史軌跡<formula>formula see original document page 4</formula>其中obj是飛行對象，n是飛行總次數(shù)，等式右邊是每個軌跡點的位置、時間、速度 信息，m是每次飛行軌跡的軌跡點數(shù)目；對每個飛行對象的多個軌跡集合，將各項數(shù)據(jù) 分別加權處理，得出該對象的經(jīng)驗軌跡；處理過程包括參數(shù)對齊和加權處理；所述參數(shù)對齊為對同一對象的多個軌跡集合，包括計算每個集合中第一個軌跡點與 起飛機場之間的距離，選取距離大的集合中的起點作為位置基準點，其它集合中該點位 置之前的點剔除，形成近似統(tǒng)一的起點信息；將所有起點的時間定位零點，后面軌跡點的時間順序偏移；所述加權處理為對單個對象，包括將參數(shù)對齊后的多個歷史軌跡集合中的位置、時 間、速度分別加權處理得出該對象的經(jīng)驗軌跡；<formula>formula see original document page 5</formula>中Wi， Ul， A， Sl， Zi為權值系數(shù)，j為軌跡點，總數(shù)為參數(shù)對齊后的有效個數(shù)；根據(jù)計信 息確定好的計劃航路，以軌跡點在計劃航路的投影點為基準，設置基準點為中心的范圍 區(qū)間，在一倍區(qū)間內(nèi)各權值系數(shù)取1， 二倍區(qū)間之間各權值取0.5，幾倍區(qū)間內(nèi)權值就為 區(qū)間倍數(shù)的倒數(shù)，5倍區(qū)間外的系數(shù)取0.1，得出該對象的經(jīng)驗軌跡；步驟(b)處理高空風氣象所述氣象數(shù)據(jù)分析包括 一份GRIB報文包含八分之一地球的高空風信息，每個高 度層發(fā)送一份報文，根據(jù)GRIB報文格式對歷史數(shù)據(jù)進行解析，得到某位置點高空風的溫 度、風向以及風速；根據(jù)某對象的經(jīng)驗軌跡，在氣象數(shù)據(jù)中匹配各軌跡點的氣象信息， 包括沿途的風向和風速；將該數(shù)據(jù)保存在該對象的屬性集合中。
6.根據(jù)權利要求1所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述步驟(3)中精確的4D航跡混合模型對步驟(1)所述的理論模型進行校驗和補充
7.根據(jù)權利要求6所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征 在于，所述校驗包括時間誤差和空間誤差校驗；設理論航跡為r,=》/| = 1，2，3...!i)，其中n是理論航跡的預測航跡點數(shù)目；而經(jīng)驗航跡為廣={if旨=1，2,3..週)，其中m是經(jīng)驗航跡的預測航跡點數(shù)據(jù)； 取m = n ;其中的P ， PJ都是時空四維空間點，即含有(x， y， z， tj四坐標；則單位時間誤差為其中Ati為兩航跡點間的時間片長度，T^為瞻〖飛行總時間；單位空間誤差為其中ASi為兩航跡點間的空間片長度，卿iSt^為飛行總距離。
8.根據(jù)權利要求6所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特征在于，所述補充參數(shù)包括:起飛速度<formula>formula see original document page 5</formula>其中i = 1， 2， 3…n， j = 1， 2，`3，…m; m為定義的起飛段航跡點個數(shù)，n是航跡數(shù)目；管制意圖，管制意圖包括水平 管制意圖和垂直管制意圖；水平意圖是在水平航跡上偏離預定航線的飛行段落所形成的 實際航跡控制節(jié)點，包括航跡偏出點，航跡虛擬導航點序列，航跡重入點；垂直意圖是在垂直剖面上進行的上升下降控制命令，包括高度調(diào)節(jié)開始點，高度調(diào)節(jié)終止點，上升 率或下降率；平均上升率由上升段的上升率的加權平均求出；平均下降率由下降段的下降率的加權平均求出；氣象數(shù)據(jù)，將歷史分析得到的沿途風速與經(jīng)驗軌跡中的速度求 矢量差，將該差值添加調(diào)節(jié)系數(shù)補充到理論模型中的速度項，在起飛前根據(jù)當時的氣象 調(diào)節(jié)該系數(shù)。
9.根據(jù)權利要求1所述的基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，其特 征在于，所述步驟(4)包括二次雷達即可探測到飛機目標并傳送確切的位置信息、時間信 息、速度信息，并以雷達周期更新，并對時間進行修正；所述時間修正為按雷達周期修 正或到達計劃航路點修正或到達計劃航路點修正與航路上設置偏差門限修正同時進行。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于實時雷達數(shù)據(jù)的高精度4D飛機航跡分析方法，該方法包括以下步驟建立基于飛機性能的4D航跡理論模型；基于上步中飛機機型的歷史飛行軌跡數(shù)據(jù)，通過挖掘分析建立4D航跡經(jīng)驗模型；將理論模型和經(jīng)驗模型相結合，對飛行過程中的各種影響因素進行量化成為可調(diào)參數(shù)，用雷達數(shù)據(jù)修正所述4D航跡混合模型，形成最終的飛機飛行航跡。本發(fā)明考慮了飛機的性能，在標準飛行程序的基礎上，以性能庫參數(shù)建立了理論模型可靠性高；本發(fā)明對歷史數(shù)據(jù)進行分析，形成了經(jīng)驗的模型真實性高；產(chǎn)生最接近真實飛行的4D軌跡，并針對每次飛行的環(huán)境可對參數(shù)進行調(diào)節(jié)形成計劃航跡靈敏性高；引入實時雷達數(shù)據(jù)對計劃航跡進行修正，準確性高。
文檔編號G08G5/00GK101692315SQ20091003532
公開日2010年4月7日 申請日期2009年9月25日 優(yōu)先權日2009年9月25日
發(fā)明者余波, 古元亭, 常茂軍, 張忠勇, 楊波, 白紅利, 祁偉, 鄒朝忠, 金艷平, 靳學梅 申請人:民航總局空管局技術中心;南京萊斯信息技術股份有限公司