專利名稱：：基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法和系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及航空監(jiān)視技術(shù)，尤其涉及一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛^L狀態(tài)估計(jì)方法和系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
：在航空監(jiān)視領(lǐng)域中，空中交通管制的目的是使航線上的飛機(jī)能夠安全、高效、有計(jì)劃地在空域中飛行，通過對(duì)空域中飛機(jī)的飛行動(dòng)態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)視，來準(zhǔn)確掌握空中交通活動(dòng)信息。自動(dòng)相關(guān)監(jiān)一見(AutomaticDependentSurveillance;以下簡(jiǎn)稱ADS)技術(shù)是指通過衛(wèi)星數(shù)據(jù)鏈或甚高頻空-地?cái)?shù)據(jù)鏈，將機(jī)載導(dǎo)航系統(tǒng)獲得的導(dǎo)航信息自動(dòng)實(shí)時(shí)地發(fā)送到地面接收和處理系統(tǒng)，然后通過顯示設(shè)備來提供偽雷達(dá)畫面。而廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)纟見(AutomaticD印endentSurveillance-Broadcast;以下簡(jiǎn)稱ADS-B)技術(shù)作為一種ADS技術(shù)，以導(dǎo)航設(shè)備和其他機(jī)載設(shè)備產(chǎn)生的信息為數(shù)據(jù)源，采用先進(jìn)的地空/空空數(shù)據(jù)鏈作為通信手段，通過對(duì)外自動(dòng)廣播自身的狀態(tài)參數(shù)，實(shí)現(xiàn)地面對(duì)飛才幾的實(shí)時(shí)監(jiān)^L。隨著飛機(jī)數(shù)量的日益增加，空中飛行的安全和效率問題變得越來越突出，空中交通沖突檢測(cè)和解脫(ConflictDetectionandResolution;以下簡(jiǎn)稱CDR)成為保證飛行安全的關(guān)鍵點(diǎn)之一。CDR系統(tǒng)的目的是通過計(jì)算兩架或多架飛機(jī)的預(yù)測(cè)飛行軌跡，判斷是否會(huì)發(fā)生沖突，然后提前通知飛行員并給出合理的規(guī)避建議，使得所有的飛行沖突危險(xiǎn)被解除。而其中的關(guān)鍵步驟之一是航跡預(yù)測(cè)，即對(duì)飛機(jī)未來飛行軌跡的準(zhǔn)確跟蹤和預(yù)測(cè)，航跡預(yù)測(cè)的基本的外推情況包括計(jì)算情況、最壞情況和概率情況三種，其中概率情況最接近實(shí)際情況。而由于無規(guī)則的氣象情況、目標(biāo)飛機(jī)測(cè)量傳感器的隨機(jī)誤差以及人為因素的存在，使得飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的預(yù)測(cè)存在較大的不確定性，尤其當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)存在機(jī)動(dòng)情況時(shí)。為了降低飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的不確定性，引入了趨勢(shì)信息，即依賴一些歷史信息和飛行計(jì)劃進(jìn)行趨勢(shì)推導(dǎo)，然而現(xiàn)有技術(shù)中這種基于趨勢(shì)信息的航跡預(yù)測(cè)算法僅針對(duì)兩種飛行模式，而現(xiàn)有的飛行模式共有十幾種，因此，現(xiàn)有技術(shù)中的航跡預(yù)測(cè)算法并不符合實(shí)際飛行情況，在很大程度上影響了航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的在于提供一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法和系統(tǒng)，考慮多種飛行模式，有效提高航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法，包括根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程；根據(jù)所述多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議；根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行i^莫式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。本發(fā)明還提供了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)，包括方程建立模塊，用于根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程；協(xié)議確定模塊，用于根據(jù)所述多種飛行^^莫式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議；模式判定模塊，用于根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述協(xié)議確定模塊確定的所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；狀態(tài)估計(jì)模塊，用于才艮據(jù)所述方程建立^f莫塊建立的所述通用狀態(tài)方程和所述模式判定模塊判定的所述當(dāng)前的飛行模式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。本發(fā)明提供的一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法和系統(tǒng)，通過對(duì)多種飛行模式的狀態(tài)方程進(jìn)行分析總結(jié)，建立通用狀態(tài)方程，并根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定多種飛行模式之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議，根據(jù)ADS-B數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式，并根據(jù)通用狀態(tài)方程和當(dāng)前的飛行模式對(duì)飛機(jī)的當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)，將多種飛行模式考慮在內(nèi)，并建立多種飛行模式通用的通用狀態(tài)方程，大大降低了運(yùn)算量，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的飛行模式的有效估計(jì)，有效提高了航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。圖1為本發(fā)明基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法實(shí)施例的流程圖；圖2為本發(fā)明基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)實(shí)施例的結(jié)構(gòu)圖。具體實(shí)施方式下面通過附圖和實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)描述。圖1為本發(fā)明基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法實(shí)施例的流程圖，如圖1所示，本實(shí)施例提供了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法，具體可以包括如下步驟步驟101，根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程。飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)過程可以看成為一種混合運(yùn)動(dòng)，包括連續(xù)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和離散的飛行模式，通過確定離散的飛行模式和連續(xù)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，便可以獲知到飛機(jī)的當(dāng)前狀態(tài)，在本實(shí)施例中，先對(duì)離散的飛行模式進(jìn)行判定，然后根據(jù)確定的飛行模式來獲取連續(xù)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。在進(jìn)行飛行軌跡的跟蹤和預(yù)測(cè)時(shí)，主8要需要通過當(dāng)前狀態(tài)估計(jì)、趨勢(shì)信息推導(dǎo)和航跡預(yù)測(cè)等步驟來實(shí)現(xiàn)，而當(dāng)前狀態(tài)估計(jì)是其中最基本的步驟，是影響預(yù)測(cè)準(zhǔn)確度的關(guān)鍵因素，本實(shí)施例提供的方法即針對(duì)當(dāng)前狀態(tài)估計(jì)這一步驟進(jìn)行具體的改進(jìn)。現(xiàn)有技術(shù)中在對(duì)航跡進(jìn)行預(yù)測(cè)時(shí)，只考慮了兩種飛行模式，而實(shí)際上現(xiàn)有的飛行模式包括一維模式、二維模式和三維模式，一共19種，因此，現(xiàn)有技術(shù)中基于趨勢(shì)信息的航跡預(yù)測(cè)算法不符合實(shí)際飛行情況。本實(shí)施例則針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺陷，將現(xiàn)有的主要飛行模式均考慮在內(nèi)，即考慮多種飛行模式。每一種飛行模式均對(duì)應(yīng)一種狀態(tài)方程，本步驟根據(jù)對(duì)多種飛行模式的狀態(tài)方程進(jìn)行分析，獲取各種飛行模式的狀態(tài)方程之間存在的內(nèi)在的相互關(guān)系，通過對(duì)各狀態(tài)方程進(jìn)行總結(jié)分析，來建立通用狀態(tài)方程，將各種飛行模式包括的復(fù)雜的狀態(tài)方程統(tǒng)一起來，極大程度地減少了運(yùn)算量。在現(xiàn)有的19種飛行模式中，一般情況下使用比較廣泛的飛行模式只有6種，因此，本實(shí)施例中多種飛行模式可以具體為該6種飛行模式，即本步驟中的飛行才莫式可以包括勻速(ConstantVelocity;以下簡(jiǎn)稱CV)沖莫式、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎(coordinatedturn;以下簡(jiǎn)稱CT)模式、恒力口速度(constantacceleration;以下簡(jiǎn)稱CA)模式、零均值一階馬爾科夫模式(Singer1模式)、帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式(Singer2模式)以及自適應(yīng)模式，其中，自適應(yīng)模式具體為本領(lǐng)域中的表示恒定高度變化率和低速的爬升/下降的CH模式，下述描述中將以CH模式來進(jìn)行解釋，不再贅述。每一種飛行模式均對(duì)應(yīng)一個(gè)狀態(tài)方程，具體可以表示如下CV模式的狀態(tài)方程可以表示為如下公式(1)所示x(A;+l)二i^x(A;)+w("(1)其中&=oix=[x,I,+1)表示飛機(jī)在A+1時(shí)刻的狀態(tài)變量，而x(W表示飛機(jī)在A:時(shí)刻的狀態(tài)變量，w(&)表示離散時(shí)間的白噪聲序列。CA模式的狀態(tài)方程可以表示為如下公式(2)所示<formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula>(2)其中&=irr2/2oirooi，x=[;c,;i:,iirf,X(A:+1)表示飛牙幾在^:+1時(shí)刻的狀態(tài)變量，而""表示飛機(jī)在A:時(shí)刻的狀態(tài)變量，w("表示離散時(shí)間的白噪聲序列。零均值一階馬爾科夫模式的狀態(tài)方程可以表示為如下公式(3)所示x(A:+l)《x(A:)+w(A:)(3)其中，F(xiàn)"=1r(ar-l+e-"7)/a201(l-e-w)/a00,，x=[x,*,Jirf，X(t+1)表示飛才幾在A+1時(shí)刻的狀態(tài)變量，而""表示飛機(jī)在A:時(shí)刻的狀態(tài)變量，W("表示離散時(shí)間的白噪聲序列。自適應(yīng)均值一階馬爾科夫模式的狀態(tài)方程可以表示為如下公式(4)所示;c(A:+1)=F"卓)+刷/t)+(4)其中，&x=[x，i,jif,T表示時(shí)間周期，通常可以設(shè)為l秒，"表示機(jī)動(dòng)時(shí)間r的倒數(shù)，r表示機(jī)動(dòng)時(shí)間，通常一次慢機(jī)動(dòng)持續(xù)時(shí)間為60秒，快機(jī)動(dòng)持續(xù)時(shí)間則為10-20秒，x(A:+l)表示飛機(jī)在A:+l時(shí)刻的狀態(tài)變量，而x(&)表示飛機(jī)在&時(shí)刻的狀態(tài)變量，w(A:)表示離散時(shí)間的白噪聲序列。CT模式屬于二維模式，其狀態(tài)方程可以表示為如下公式(5)所示<formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula>formula>formulaseeoriginaldocumentpage11</formula>,x=[x,i,Wr,T表示時(shí)間周期，w為假設(shè)的恒定角速度，x(A+l)表示飛機(jī)在A+l時(shí)刻的狀態(tài)變量，而x(A)表示飛機(jī)在&時(shí)刻的狀態(tài)變量，w("表示離散時(shí)間的白噪聲序列。CH模式屬于三維模式，其狀態(tài)方程可以表示為如下公式(6)所示<formula>formulaseeoriginaldocumentpage11</formula>(6)其中，&=<formula>formulaseeoriginaldocumentpage11</formula>jc-[x,je,;v,少,z,if,x(^:+l)表示飛才幾在^:+l時(shí)刻的狀態(tài)變量，而x("表示飛機(jī)在&時(shí)刻的狀態(tài)變量，w(A:)表示離散時(shí)間的白噪聲序列。將以上6種常見飛行模式的狀態(tài)方程、狀態(tài)系數(shù)以及維數(shù)情況進(jìn)行總結(jié)，可以得到如下表1所示表l常見飛行模式參數(shù)對(duì)應(yīng)表<table>tableseeoriginaldocumentpage11</column></row><table><table>tableseeoriginaldocumentpage12</column></row><table>其中，；i、^為各個(gè)飛行模式對(duì)應(yīng)的變量參數(shù)，T表示時(shí)間周期，x(A:+l)表示飛機(jī)在A:+1時(shí)刻的狀態(tài)變量，而x(Ar)表示飛機(jī)在A時(shí)刻的狀態(tài)變量，表示離散時(shí)間的白噪聲序列。通過改變義、^來由通用狀態(tài)方程得到對(duì)應(yīng)的飛行模式的狀態(tài)方程。使用泰勒級(jí)數(shù)，將上述公式(7)所示的通用狀態(tài)方程進(jìn)行簡(jiǎn)化，可以得到如下公式(8)所示的簡(jiǎn)化后的通用狀態(tài)方程<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>步驟102，根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議。在對(duì)各種飛行模式的狀態(tài)方程進(jìn)行分析總結(jié)后，建立了上述適用于不同飛行模式的通用狀態(tài)方程，通過改變通用狀態(tài)方程中的義和^，便可以得到對(duì)應(yīng)的飛行模式的狀態(tài)方程，從而非常方便地實(shí)現(xiàn)各種飛行模式之間的轉(zhuǎn)換。本步驟即根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系，通過改變參數(shù)義和A,來確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議。由上述通用狀態(tài)方程和各飛行模式對(duì)應(yīng)的狀態(tài)方程可知，當(dāng)義=0，//=1時(shí)，通用狀態(tài)方程所表示的飛行模式為CA模式；當(dāng)；^0，//=0時(shí)，通用狀態(tài)方程所表示的飛行模式為CV模式；//=1，5("=0時(shí)，通用狀態(tài)方程所表示的飛行模式為Singerl模式；當(dāng)義-O，//=1，5(A:)-0時(shí)，通用狀態(tài)方程所表示的飛行模式為Singer2模式。對(duì)于CT模式和CH模式，分別屬于二維運(yùn)動(dòng)模式和三維運(yùn)動(dòng)模式，因此需要特別處理，可以參考ADS-B數(shù)據(jù)中的TS報(bào)文。在接收到的ADS-B數(shù)據(jù)中包括目標(biāo)狀態(tài)(TargetState;以下簡(jiǎn)稱TS)報(bào)文和航跡改變(TrajectoryChange;以下簡(jiǎn)稱TC)報(bào)文，其中，TS報(bào)文表示飛機(jī)的短期趨勢(shì)，提供了目標(biāo)高度和目標(biāo)航向角，代表飛機(jī)的垂直和水平狀態(tài)；而TC報(bào)文表示飛機(jī)的長(zhǎng)期趨勢(shì)，提供了^J各點(diǎn)約束和連接航路點(diǎn)的航線。具體可以采用如下方法確定關(guān)于CT模式和CH模式的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議如果TS報(bào)文中的目標(biāo)高度與當(dāng)前高度不一致，則表明當(dāng)前的飛行模式轉(zhuǎn)為CH模式；如果TS才艮文中的目標(biāo)4元向角與當(dāng)前測(cè)量的4元向角不一致，則表明當(dāng)前的飛行模式轉(zhuǎn)為CT模式。在進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換協(xié)議確定時(shí)，還需要考慮實(shí)際情況，在民航實(shí)際飛行過程中，出于安全角度的考慮，許多飛行模式之間的轉(zhuǎn)換是不被允許的，比如CA模式到CT模式的轉(zhuǎn)換，CA模式到CH模式的轉(zhuǎn)換等，而且民航規(guī)定僅允許其他飛行模式向cv模式轉(zhuǎn)換，或者cv模式向其他飛行模式轉(zhuǎn)換。因此，基于上述原則，本步驟確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議可以包括當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為CH模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為恒加速度CA模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)ADS-B數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為Singerl模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)ADS-B數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為Singer2模式，其中，第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值可以設(shè)定為0.5m/s2。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式或者CH模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息和ADS-B數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息未發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式。或者當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為恒加速度CA模式、Singerl模式或Singer2模式時(shí)，如果ADS-B數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)ADS-B數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式，其中，第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值可以設(shè)定為0.4m/s。步驟103,根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式。在完成上述通用狀態(tài)方程的建立和模式轉(zhuǎn)換協(xié)議的確定之后，根據(jù)接收到的ADS-B數(shù)據(jù)和確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議，并參考相關(guān)的歷史信息和飛行計(jì)劃可以判定當(dāng)前的飛行模式?？梢跃唧w從接收到的ADS-B數(shù)據(jù)中獲取飛機(jī)的高度信息、飛機(jī)的航向角度信息和ADS-B數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差，根據(jù)飛機(jī)的高度信息、飛機(jī)的航向角度信息、ADS-B數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差和模式轉(zhuǎn)換協(xié)議，并14參考相關(guān)的歷史信息和飛行計(jì)劃判定當(dāng)前的飛行模式。具體地，當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果飛機(jī)的高度信息發(fā)生變化，則根據(jù)模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式為CH模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果飛機(jī)的航向角度信息發(fā)生變化，則根據(jù)模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則根據(jù)模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式為恒加速度CA模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式或者CH模式時(shí)，如果飛機(jī)的高度信息和飛機(jī)的航向角度信息未發(fā)生變化，則根據(jù)模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式為勻速CV模式。或者當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為恒加速度CA模式、Singerl模式或帶Singer2模式時(shí)，如果至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則根據(jù)模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式為勻速CV模式。在進(jìn)行當(dāng)前的飛行模式的判定過程中，可以同時(shí)參考?xì)v史信息和飛機(jī)的飛行計(jì)劃，使得判定結(jié)果更加準(zhǔn)確。步驟104,根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行模式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。由于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)包括離散的飛行模式和連續(xù)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，上述步驟中完成離散的飛行模式的判定，還需要獲取連續(xù)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，將判定的飛行模式對(duì)應(yīng)的參數(shù)^和^代入通用狀態(tài)方程中，便得到該飛行模式對(duì)應(yīng)的狀態(tài)方程。具體地，本步驟可以包括如下步驟首先，根據(jù)通用狀態(tài)方程和當(dāng)前的飛行模式獲取飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式。根據(jù)上述建立的通用狀態(tài)方程和確定的飛機(jī)的當(dāng)前的飛行模式，得到飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式，具體可以表示為如下公式(9)和(10)所示+1)=々("+(9)z(^i/順+v(A:)(10)其中，7為飛機(jī)的狀態(tài)向量，；^[x，少,^A少,f,A對(duì)'，z(Q為包含位置和速度的飛機(jī)測(cè)量信息，4、A為飛行模式j(luò)的狀態(tài)變換矩陣，H為測(cè)量矩陣；w(A:)、v(A:)為互不相關(guān)的白噪聲。其次，對(duì)飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式進(jìn)行卡爾曼濾波，并生成當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估計(jì)方程。對(duì)上述線性狀態(tài)空間模型進(jìn)行卡爾曼濾波，可以得到如下公式(11)所示的當(dāng)前時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估計(jì)方程+11A:+1)=刷A:)^+碌+1)[*+1)-|A:)"(10)其中，〖(;t+l)和尸(A:+ll"分別由下述公式(11)和公式(12)得到+1)=，+l)Hr+11+r1(11)P(A:+1|A:)=JP(A:|A:)Jr+Bgt5r(12)在完成本實(shí)施例中的飛機(jī)的當(dāng)前狀態(tài)估計(jì)之后，便可以進(jìn)行航跡預(yù)測(cè)算法中的后續(xù)步驟，即趨勢(shì)信息推導(dǎo)和航跡預(yù)測(cè)。本實(shí)施例提供了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法，通過對(duì)多種飛行模式的狀態(tài)方程進(jìn)行分析總結(jié)，建立通用狀態(tài)方程，并根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定多種飛行模式之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議，根據(jù)ADS-B數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式，并根據(jù)通用狀態(tài)方程和當(dāng)前的飛行模式對(duì)飛機(jī)的當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)，將多種飛行模式考慮在內(nèi)，并建立多種飛行模式通用的通用狀態(tài)方程，大大降低了運(yùn)算量，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的飛行模式的有效估計(jì)，有效提高了航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。圖2為本發(fā)明基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)實(shí)施例的結(jié)構(gòu)圖，如圖2所示，本實(shí)施例提供了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)，具體包括方程建立模塊l、協(xié)議確定模塊2、模式判定模塊3和狀態(tài)估計(jì)模塊4。其中，方程建立模塊1用于根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程。其中，飛行模式包括勻速CV模式、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式、恒加速度CA模式、Singerl模式、Singer2模式和CH模式。協(xié)議確定模塊2用于根據(jù)所述多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換16式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和協(xié)議確定模塊2確定的所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；狀態(tài)估計(jì)模塊4用于根據(jù)方程建立模塊1建立的所述通用狀態(tài)方程和模式判定模塊3判定的所述當(dāng)前的飛^^莫式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)^f亍估計(jì)。具體地，協(xié)議確定模塊2確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議包括當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為CH模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為恒加速度CA模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為Singerl模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為Singer2模式。當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式或者CH模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息和所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息未發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式。或者當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為恒加速度CA模式、Singerl模式或Singer2模式時(shí)，如果廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式。具體地，模式判定模塊3可以包括第一獲取單元和判定單元，其中，第一獲取單元，用于根據(jù)所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)獲取飛機(jī)的高度信息、飛機(jī)的航向角度信息和廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差。判定單元，17用于根據(jù)所述第一獲取單元獲取的所述飛機(jī)的高度信息、所述飛機(jī)的航向角度信息、所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式。狀態(tài)估計(jì)模塊4可以包括第二獲取單元和生成單元，其中，第二獲取單元，用于根據(jù)所述方程建立模塊建立的所述通用狀態(tài)方程和所述模式判定模塊判定的所述當(dāng)前的飛行模式獲取飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式。生成單元，用于對(duì)所述第二獲取單元獲取的所述飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式進(jìn)行卡爾曼濾波，并生成所述當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估計(jì)方程。本發(fā)明提供的一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)，通過設(shè)置方程建立模塊、協(xié)議確定模塊、模式判定模塊和狀態(tài)估計(jì)模塊，通過對(duì)多種飛行模式的狀態(tài)方程進(jìn)行分析總結(jié)，建立通用狀態(tài)方程，并根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定多種飛行模式之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議，根據(jù)ADS-B數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和確定的模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式，并根據(jù)通用狀態(tài)方程和當(dāng)前的飛行模式對(duì)飛機(jī)的當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)，將多種飛行模式考慮在內(nèi)，并建立多種飛行模式通用的通用狀態(tài)方程，大大降低了運(yùn)算量，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的飛行模式的有效估計(jì)，有效提高了航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。最后應(yīng)說明的是以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解其依然可以對(duì)前述實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。權(quán)利要求1、一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法，其特征在于，包括根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程；根據(jù)所述多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議；根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行模式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述飛行模式包括勻速CV模式、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式、恒加速度CA模式、零均值一階馬爾科夫模式、帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式和自適應(yīng)模式。3、根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議包括當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息發(fā)生變化，則飛行4莫式轉(zhuǎn)換為自適應(yīng)模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為恒加速度CA模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為零均值一階馬爾科夫模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫^t式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式或者自適應(yīng)模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息和所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息未發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式；或者當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為恒加速度CA模式、零均值一階馬爾科夫模式或帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式。4、根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式包括根據(jù)所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)獲取飛機(jī)的高度信息、飛機(jī)的航向角度信息和廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差；根據(jù)所述飛機(jī)的高度信息、所述飛機(jī)的航向角度信息、所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛4亍才莫式。5、根據(jù)權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行沖莫式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)包括根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行模式獲取飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式；對(duì)所述飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式進(jìn)行卡爾曼濾波，并生成所述當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估計(jì)方程。6、一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)，其特征在于，包括方程建立模塊，用于根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程建立通用狀態(tài)方程；協(xié)議確定模塊，用于根據(jù)所述多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議；模式判定模塊，用于根據(jù)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述協(xié)議確定模塊確定的所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；狀態(tài)估計(jì)模塊，用于根據(jù)所述方程建立模塊建立的所述通用狀態(tài)方程和所述模式判定模塊判定的所述當(dāng)前的飛行模式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。7、根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行模式包括勻速CV模式、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式、恒加速度CA模式、零均值一階馬爾科夫模式、帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式和自適應(yīng)模式。8、根據(jù)權(quán)利要求7所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述^t式轉(zhuǎn)換協(xié)議包括當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息發(fā)生變化，則飛行才莫式轉(zhuǎn)換為自適應(yīng)模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速cv模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為恒加速度CA模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為零均值一階馬爾科夫模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為勻速CV模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的加速度標(biāo)準(zhǔn)差大于預(yù)設(shè)的第二標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式；當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎CT模式或者自適應(yīng)模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的高度信息和所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的飛機(jī)的航向角度信息未發(fā)生變化，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式；或者當(dāng)前一時(shí)刻的飛行模式為恒加速度CA模式、零均值一階馬爾科夫模式或帶自適應(yīng)值的零均值一階馬爾科夫模式時(shí)，如果所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)中的至少十個(gè)廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的速度標(biāo)準(zhǔn)差小于預(yù)設(shè)的第一標(biāo)準(zhǔn)差閾值，則飛行模式轉(zhuǎn)換為勻速CV模式。9、根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述模式判定模塊包括第一獲取單元，用于根據(jù)所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)獲取飛機(jī)的高度信息、飛機(jī)的航向角度信息和廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差；判定單元，用于根據(jù)所述第一獲取單元獲取的所述飛機(jī)的高度信息、所述飛機(jī)的航向角度信息、所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)報(bào)文的標(biāo)準(zhǔn)差、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述才莫式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式。10、根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述狀態(tài)估計(jì)模塊包括第二獲取單元，用于根據(jù)所述方程建立模塊建立的所述通用狀態(tài)方程和所述模式判定模塊判定的所述當(dāng)前的飛行模式獲取飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式；生成單元，用于對(duì)所述第二獲取單元獲取的所述飛機(jī)的線性狀態(tài)空間模式進(jìn)行卡爾曼濾波，并生成所迷當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估計(jì)方程。全文摘要本發(fā)明公開了一種基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的飛機(jī)狀態(tài)估計(jì)方法和系統(tǒng)，其中方法包括根據(jù)多種飛行模式的狀態(tài)方程之間的關(guān)系建立通用狀態(tài)方程；根據(jù)不同飛行模式之間的關(guān)系確定模式轉(zhuǎn)換協(xié)議；根據(jù)所述廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)、歷史信息、飛行計(jì)劃和所述模式轉(zhuǎn)換協(xié)議判定當(dāng)前的飛行模式；根據(jù)所述通用狀態(tài)方程和所述當(dāng)前的飛行模式對(duì)當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)。其中系統(tǒng)包括方程建立模塊、協(xié)議確定模塊、模式判定模塊和狀態(tài)估計(jì)模塊。實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的飛行模式的有效估計(jì)，有效提高了航跡預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度。文檔編號(hào)G08G5/00GK101630446SQ20091008887公開日2010年1月20日申請(qǐng)日期2009年7月21日優(yōu)先權(quán)日2009年7月21日發(fā)明者偉劉,軍張,朱衍波,熙林,宇顏,嘉高申請(qǐng)人:民航數(shù)據(jù)通信有限責(zé)任公司;北京民航天宇科技發(fā)展有限公司;北京航空航天大學(xué)