技術(shù)特征：

1.一種基于4D航跡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；其特征在于：

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空中交通控制中心在每一采樣時(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；

步驟B、實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警模塊根據(jù)步驟A獲得的各航空器在未來(lái)時(shí)段內(nèi)的航空器4D軌跡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；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；

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；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，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：a_k(t)≤a_M、ω_k(t)≤ω_M、γ_k(t)≤γ_M，a_M、ω_M、γ_M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Υ；

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；

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)。