本發(fā)明涉及一種降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法。

背景技術：

對高空航行的飛機進行航向、速度、高度的調配，有利于安全、高效、節(jié)能環(huán)保的使用航路資源。飛行調配策略是提升航行安全、效率能力的重要方法，目前主要是基于飛行高度層上的飛機沖突、危險天氣和航線變更等原因實施。隨著空中交通量的迅速增加和人們環(huán)保意識的增強，對空中交通所產生的環(huán)境影響日益關注，尤其是需要控制航空活動導致的溫室效應，以保障地球生態(tài)環(huán)境穩(wěn)定和人類生活健康。

國內外學者主要從燃油成本、飛行安全和航班延誤角度研究扇區(qū)飛行調配方法，并沒有綜合考慮降低凝結尾生成的飛行調配方法，其研究目前尚為空白，但環(huán)境承受能力是有限的，為了保證空中交通的持續(xù)穩(wěn)定發(fā)展，環(huán)境容量是不可逾越的鴻溝，因此降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法研究是亟需開展的重要研究。

技術實現(xiàn)要素：

針對上述問題，本發(fā)明提出一種降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法。

實現(xiàn)上述技術目的，達到上述技術效果，本發(fā)明通過以下技術方案實現(xiàn)：

一種降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法，包括以下步驟：

(1)判斷各個飛行高度層上凝結尾生成態(tài)勢，確定飛機生成凝結尾時所在的飛行高度層；

(2)預測可能產生的飛行沖突，構建區(qū)域扇區(qū)飛行沖突解脫方法，設置若干個飛行沖突調配策略；

(3)構建降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配優(yōu)化模型，得到最優(yōu)的調配策略的組合，確定降低凝結尾生成的飛行調配方法和管制策略。

優(yōu)選地，所述步驟(1)具體包括以下步驟：

(1.1)讀取歷史飛行計劃數(shù)據(jù)，統(tǒng)計出區(qū)域扇區(qū)內飛機飛行高度層分布概況；

(1.2)讀取歷史氣象數(shù)據(jù)信息，統(tǒng)計出與各個飛行高度層對應的大氣溫度、水面相對濕度，然后計算出對應的冰面相對濕度和臨界相對濕度；

(1.3)根據(jù)步驟1.2中的計算結果，判斷步驟(1.1)中的各個飛行高度層上凝結尾生成態(tài)勢。

優(yōu)選地，所述步驟(1.2)中的冰面相對濕度表示為：

所述臨界相對濕度r_critical的計算公式如下：

T_contrail＝-46.46+9.43ln(G-0.053)+0.72ln²(G-0.053)

其中，代表大氣溫度T下的飽和水汽壓，單位為hPa；e₀代表0℃時的飽和水汽壓，e₀＝6.11hPa；對于水面來說，系數(shù)a＝7.5，b＝237.3；T_contrail代表凝結尾生成的臨界溫度；代表H₂O的排放指數(shù)；C_p代表空氣定壓比熱容，單位為J/kg·K；P代表大氣壓強，單位為hPa；ε代表水的分子質量與干空氣的平均相對分子質量的比值；Q代表燃燒比熱容，單位為J/kg；η代表噴氣式發(fā)動機平均推進效率。

優(yōu)選地，所述步驟(1.3)具體為：

當水面相對濕度滿足：RH_critical≤RH_w＜100％，且冰面相對濕度滿足：RH_i≥100％，飛機飛行時形成持續(xù)凝結尾，根據(jù)該氣象條件，計算各個飛行高度層上是否會產生凝結尾

優(yōu)選地，所述步驟(3)具體包括以下步驟：

(3.1)以最少凝結尾生成數(shù)量、最小燃油消耗、最短飛行延誤時間作為優(yōu)化目標，以區(qū)域扇區(qū)飛行安全間隔、區(qū)域扇區(qū)容量、飛機運行性能作為約束條件建立優(yōu)化模型；

(3.2)選取NSGA-II算法對步驟(3.1)中建立的優(yōu)化模型進行求解，得到最優(yōu)的調配策略的組合。

優(yōu)選地，所述飛行沖突調配策略包括調整速度類的速度調配策略、調整航向類的航向調配策略和調整高度類的高度調配策略。

優(yōu)選地，所述最少凝結尾生成數(shù)量為：

其中，F(xiàn)為飛機集合；FL為扇區(qū)可用高度層集合；W為時間窗集合；

最小化燃油消耗量可表示為：

其中，F(xiàn)W_i^C為保持巡航平飛時飛機i的燃油消耗量；FW_i^V為使用速度調配策略時飛機i所消耗的燃油量；FW_i^D為使用航向調配策略時飛機i所消耗的燃油量；FW_i^H為使用高度調配策略時飛機i所消耗的燃油量；

最短飛行延誤時間可表示：

飛機預計離開扇區(qū)的時間為ETO_i，若發(fā)生飛行沖突，飛機實際離開扇區(qū)的時間為ATO_i；

安全間隔約束：

d_ij≤S_ij

其中，d_ij為飛機i和飛機j之間的實際距離，S_ij為飛機i和飛機j之間的安全間隔。

區(qū)域扇區(qū)容量約束：

其中，為航段k在時間窗w內的容量，為航路點_p在時間窗w內的容量。

飛機運行性能約束：

A：速度的增加和減小的變化范圍控制在[-6％,3％]的范圍之內：

其中，V₁為調速前的速度，V₂為調速后的速度。

B：航向改變的范圍控制在[-π/9,π/9]的范圍內(逆時針為負，順時針為正)：

-π/9≤ΔHT_i≤π/9

其中，ΔHT_i為飛機i的航向改變量。

C：高度的上升和下降最多只能改變一個高度層：

|ΔH_i|≤600

D：飛機爬升率和下降率不能超過最大爬升率和下降率：

其中，為飛機i的最大爬升率，為飛機i的最大下降率，和分別為爬升和下降過程經歷的時間。

優(yōu)選地，所述步驟(3.2)具體包括以下步驟：

(3.2.1)：染色體編碼；對飛機航班進行染色體編碼，染色體中的基因為飛機在其飛行航路上過每個沖突點的飛行沖突調配策略的編碼；

(3.2.2)：生成初始種群；根據(jù)飛機初始的飛行路徑和進入扇區(qū)時刻，隨機生成飛機在各沖突點的飛行調配策略，為保證初始解集具備一定的差異性，提高算法獲取全局最優(yōu)解的可能性，要求種群中Hamming距離大于某一預先設定值的染色體數(shù)量必須超過設定的比例；

(3.2.3)：設計適應度函數(shù)；為滿足遺傳算法適應度函數(shù)的單值、連續(xù)、非負和最大化等條件，基于區(qū)域扇區(qū)運行優(yōu)化模型的三個目標函數(shù)：最小化凝結尾數(shù)量、最小化燃油消耗和最小化飛行延誤時間，設計適應度函數(shù)為：

其中，τ為無窮大的正數(shù)，N_C為染色體中飛機存在的沖突次數(shù)，若飛機在選定調配策略后仍然存在飛行沖突現(xiàn)象，其適應度值會趨于無窮小。

(3.2.4)：選擇、交叉、變異；通過二進制錦標賽法選擇生成父代種群，再通過交叉、變異得到子代種群；

(3.2.5)：精英保留策略；對子代種群的染色體進行扇區(qū)飛行沖突探測與解脫，并判斷是否滿足約束條件，若不滿足需丟棄該染色體，將處理后的子代種群和父代種群合并，計算染色體的適應度值，采用精英保留策略保留較優(yōu)解對應的染色體，生成新種群作為新的父代種群；

(3.2.6)：判斷進化代數(shù)是否等于設定的終止進化代數(shù)，否則返回(3.2.4)。

優(yōu)選地，所述飛行沖突包括追趕沖突、對頭沖突和交叉沖突

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明的實現(xiàn)過程簡單，彌補了國內外在降低凝結尾生成的多目標調配策略上的空白，在獲取氣象信息和航班流的數(shù)據(jù)基礎上，參考航空器管制規(guī)定，提供切實可行的飛行調配方法。以上海區(qū)域20號扇區(qū)(ZSSSAR20)為例，根據(jù)飛機類型和參考《管制一號規(guī)定》要求，通過飛行調配方法優(yōu)化，減少扇區(qū)內生成凝結尾航班數(shù)量達54％，減少燃油消耗0.4％。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種實施例的整體流程示意圖；

圖2為降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配優(yōu)化算法流程示意圖。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結合實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

下面結合附圖對本發(fā)明的應用原理作詳細的描述。

如圖1和2所示，一種降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法，包括以下步驟：

(1)判斷各個飛行高度層上凝結尾生成態(tài)勢，確定飛機生成凝結尾時所在的飛行高度層；

(2)預測可能產生的飛行沖突，構建區(qū)域扇區(qū)飛行沖突解脫方法，設置若干個飛行沖突調配策略；

(3)構建降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配優(yōu)化模型，得到最優(yōu)的調配策略的組合，確定降低凝結尾生成的飛行調配方法和管制策略。

優(yōu)選地，所述飛行沖突包括追趕沖突、對頭沖突和交叉沖突，所述飛行沖突調配策略包括調整速度類的速度調配策略、調整航向類的航向調配策略和調整高度類的高度調配策略。

優(yōu)選地，所述步驟(1)具體包括以下步驟：

(1.1)讀取歷史飛行計劃數(shù)據(jù)，統(tǒng)計出扇區(qū)內飛機飛行高度層分布概況；

在實際操作過程中，步驟(1.1)具體是根據(jù)航空公司或管制單位給出的飛機飛行計劃或真實的雷達數(shù)據(jù)，統(tǒng)計出扇區(qū)內飛機飛行高度層的分布，比如，一周內航空器使用某一高度層的次數(shù)，此統(tǒng)計過程可以通過現(xiàn)有技術來實現(xiàn)，此處不做贅述。

(1.2)讀取歷史氣象數(shù)據(jù)信息，統(tǒng)計出與各個飛行高度層對應的大氣溫度T、水面相對濕度RH_w，然后計算出對應的冰面相對濕度RH_i和臨界相對濕度r_critical；

前述的大氣溫度T、水面相對濕度RH_w可以通過國家氣象探空數(shù)據(jù)庫得到的，這里的統(tǒng)計指的是對應步驟(1.1)中得到的飛機飛行高度層分布概況，統(tǒng)計出飛機運行當時的氣象條件，以便進行凝結尾的計算。

所述冰面相對濕度RH_i的計算公式如下：

所述臨界相對濕度r_critical的計算公式如下：

T_contrail＝-46.46+9.43ln(G-0.053)+0.72ln²(G-0.053)

其中，代表大氣溫度T下的飽和水汽壓，單位為hPa；e₀代表0℃時的飽和水汽壓，e₀＝6.11hPa；對于水面來說，系數(shù)a＝7.5，b＝237.3；T_contrail代表凝結尾生成的臨界溫度；代表H₂O的排放指數(shù)；C_p代表空氣定壓比熱容，單位為J/kg·K；P代表大氣壓強，單位為hPa；ε代表水的分子質量與干空氣的平均相對分子質量的比值；Q代表燃燒比熱容，單位為J/kg；η代表噴氣式發(fā)動機平均推進效率，指發(fā)動機傳遞給飛行器的推進功率與其產生的總機械功率之比，僅與進氣速度(等于飛機飛行速度)和排氣速度有關。

(1.3)根據(jù)步驟1.2中的計算結果(即得到的氣象數(shù)據(jù))，判斷步驟(1.1)中得到的各個飛行高度層上凝結尾生成態(tài)勢；具體為：當水面相對濕度滿足：RH_critical≤RH_w＜100％，且冰面相對濕度滿足：RH_i≥100％，飛機飛行時形成持續(xù)凝結尾，即獲取每個飛行高度層上的氣象條件后，根據(jù)該氣象條件，計算各個飛行高度層上是否會產生凝結尾。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述步驟(2)中設置的若干個飛行沖突調配策略如表1所示：

表1

在本發(fā)明的其他實施例中，設置的若干個飛行沖突調配策略還可能包括其他的調配策略，本發(fā)明中不對具體的飛行沖突調配策略進行限定。

優(yōu)選地，所述步驟(3)具體包括以下步驟：

(3.1)以最少凝結尾生成數(shù)量、最小燃油消耗量、最短飛行延誤時間作為優(yōu)化目標，以區(qū)域扇區(qū)飛行安全間隔、區(qū)域扇區(qū)容量、飛機運行性能作為約束條件建立優(yōu)化模型；

其中，F(xiàn)為航空器集合，即扇區(qū)內所有的航空器的集合；FL為扇區(qū)可用高度層集合，W為時間窗集合。

最小化凝結尾數(shù)量可表示為：

最小化燃油消耗量可表示為：

其中，F(xiàn)W_i^C為保持巡航平飛時飛機i的燃油消耗量，F(xiàn)W_i^V為使用速度調配策略時飛機i所消耗的燃油量；FW_i^D為使用航向調配策略時飛機i所消耗的燃油量；FW_i^H為使用高度調配策略時飛機i所消耗的燃油量。

飛機在區(qū)域扇區(qū)飛行的過程屬于飛行剖面中的巡航階段，巡航階段一般為等高等指示空速或等馬赫數(shù)的平飛運動，燃油效率較高。因此，巡航平飛時的燃油消耗量為：

式中：FF_i^C為飛機i在巡航時的燃油流率，是與飛機飛行速度和飛行高度相關的變量(各機型在給定高度和給定速度下的燃油流率是確定的，可以通過查表得到)；為飛機i在扇區(qū)保持巡航平飛的時間；當發(fā)生飛行沖突，使用不同的沖突調配策略，飛機的發(fā)動機狀態(tài)也發(fā)生變化，燃油流率和燃油消耗量也隨之改變。

采用速度調整策略時，飛機需經歷加速和減速兩個過程，燃油消耗量可表示為：

式中：為飛機i在速度調整的經歷時間，為決策變量，采用速度調整策略時為1，否則為0；

為飛機i在速度調整策略實施前原始速度為V₁時的燃油流率，為飛機i在速度調整策略實施后速度為V₂時的燃油流率；

采用航向調整策略時，燃油消耗量可表示為：

為決策變量，采用航向調整策略時為1，否則為0，為航向調整過程中直線平飛的時間，為航向調整過程中轉彎的時間；

C_L1為巡航時的升力系數(shù)，C_L2為轉彎時的升力系數(shù)；C_D1為巡航時的阻力系數(shù)，C_D2為轉彎時的阻力系數(shù)；γ為轉彎時飛機的坡度。

采用高度調整策略時，飛機會經歷爬升和下降，燃油消耗量FW_i^H可表示為：

為決策變量，采用高度調整策略時為1，否則為0；FF_i^HC和FF_i^HD分別為爬升和下降燃油流率(可查表得)；和分別為爬升和下降過程經歷的時間；ΔH_i為飛機i高度改變量；為新高度層巡航時間。

最短飛行延誤(即飛行延誤時間最小)可表示：

飛機預計離開扇區(qū)的時間為ETO_i，若發(fā)生飛行沖突，飛機實際離開扇區(qū)的時間為ATO_i。

安全間隔約束：

d_ij≤S_ij

其中，d_ij為飛機i和飛機j之間的實際距離，S_ij為飛機i和飛機j之間的安全間隔。

區(qū)域扇區(qū)容量約束：

其中，為航段k在時間窗w內的容量，為航路點p在時間窗w內的容量。

飛機運行性能約束：

A：速度的增加和減小的變化范圍控制在[-6％,3％]的范圍之內：

其中，V₁為調速前的速度，V₂為調速后的速度。

B：航向改變的范圍控制在[-π/9,π/9]的范圍內(逆時針為負，順時針為正)：

-π/9≤ΔHT_i≤π/9

其中，ΔHT_i為飛機i的航向改變量。

C：高度的上升和下降最多只能改變一個高度層：

|ΔH_i|≤600

D：飛機爬升率和下降率不能超過最大爬升率和下降率：

其中，為飛機i的最大爬升率，為飛機i的最大下降率。

(3.2)選取NSGA-II算法對步驟(3.1)中建立的優(yōu)化模型進行求解，得到最優(yōu)的調配策略的組合，即區(qū)域內飛機為了達到優(yōu)化模型的最優(yōu)優(yōu)化目標，飛行狀態(tài)的調整結果。

步驟(3.2)具體包括以下步驟：

(3.2.1)：染色體編碼。對飛機航班進行染色體編碼，染色體中的基因為飛機在其飛行航路上過每個沖突點的飛行沖突調配策略的編碼，此處的每個沖突點的飛行沖突調配策略為步驟(2)中設的各個飛行沖突調整策略。

(3.2.2)：生成初始種群。根據(jù)飛機初始的飛行路徑和進入扇區(qū)時刻，隨機生成飛機在各沖突點的飛行調配策略，為保證初始解集具備一定的差異性，提高算法獲取全局最優(yōu)解的可能性，要求種群中Hamming距離大于某一預先設定值的染色體數(shù)量必須超過設定的比例。

(3.2.3)：設計適應度函數(shù)。為滿足遺傳算法適應度函數(shù)的單值、連續(xù)、非負和最大化等條件，基于區(qū)域扇區(qū)運行優(yōu)化模型的三個目標函數(shù)：最小化凝結尾數(shù)量、最小化燃油消耗和最小化飛行延誤時間，設計適應度函數(shù)為：

其中，τ為無窮大的正數(shù)，N_C為染色體中飛機存在的沖突次數(shù)，若飛機在選定調配策略后仍然存在飛行沖突現(xiàn)象，其適應度值會趨于無窮小。

(3.2.4)：選擇、交叉、變異。通過二進制錦標賽法選擇生成父代種群，再通過交叉、變異得到子代種群。本發(fā)明的優(yōu)選遺傳算法控制參數(shù)為：種群規(guī)模設置為400，終止進化代數(shù)設置為700，交叉概率為設置為0.8，變異概率設置為0.01，執(zhí)行遺傳操作時采用線性重組交叉和隨機因子變異規(guī)則，前述的參數(shù)在本發(fā)明的其他實施例中可以設為其他值，本發(fā)明中不對具體的參數(shù)值進行限定。

(3.2.5)：精英保留策略。對子代種群的染色體進行扇區(qū)飛行沖突探測與解脫，并判斷是否滿足約束條件，若不滿足需丟棄該染色體，將處理后的子代種群和父代種群合并，計算染色體的適應度值，采用精英保留策略保留較優(yōu)解對應的染色體，生成新種群作為新的父代種群。

(3.2.6)：判斷進化代數(shù)是否等于設定的終止進化代數(shù)，等于則結束算法，否則返回(3.2.4)。

本發(fā)明中可以通過下述不同的試驗來驗證本發(fā)明的飛行調配方法的有效性

一、分析調配策略中航向、速度和高度三類調配策略對生成凝結尾數(shù)量、燃油消耗和沖突次數(shù)的影響

首先對各個調配策略進行編碼，優(yōu)選通過建立飛行沖突調整編碼表來實現(xiàn)，飛行沖突調整編碼表具體見表1，是對飛行沖突調配策略進行的組合，如：飛行狀態(tài)不變，編碼0；提升高度，編碼1；下降高度，編碼2；……依次對各個調配策略進行編碼(此處的編碼不同于NSGA-II算法求解過程中的編碼)，以便進行后續(xù)分析比較以及靈敏度分析。

表1飛行沖突調整編碼表

利用步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，分析不同的編碼組合在優(yōu)化結果中對目標函數(shù)(凝結尾數(shù)量、燃油消耗和沖突次數(shù))的影響，具體為：當只使用某一類調配策略時(航向、速度或者高度)，重復步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，得到一策略優(yōu)化結果的影響；同樣地，當只是用某兩類調配策略，重復步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，得到二策略優(yōu)化結果的影響，當使用全部策略，重復步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，分析不同調配策略對優(yōu)化結果的影響有何不同。

二、分析區(qū)域扇區(qū)內不同初始高度層飛行的優(yōu)化結果，即以不同的飛行高度作為起始高度層時，使用三類調配策略對結果的影響有何不同

具體為：根據(jù)步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，分析以不同的飛行高度作為起始高度層時，使用三類調配策略對優(yōu)化結果的影響有何不同。

三、分析區(qū)域扇區(qū)各種調配策略的比重和各種調配策略的靈敏度

根據(jù)步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，分析在優(yōu)化結果中，每種編碼調配策略所占整體比重。

分析每種調配策略的靈敏度，即，微調某一編碼策略的比重后，重復步驟(3)中的優(yōu)化模型的求解算法，得到對應的優(yōu)化結果，分析其對目標函數(shù)影響有多大改變；統(tǒng)計完整的調配策略中為了達到最優(yōu)結果，使用每種編碼的次數(shù)占所有編碼總次數(shù)的比重。

本發(fā)明的飛行調配方法在實際使用時，是根據(jù)《管制一號規(guī)定》的要求，根據(jù)飛機實際使用的飛行高度初始值，結合本發(fā)明中的調配方法生成的步驟來確定降低凝結尾生成的區(qū)域扇區(qū)飛行調配方法和管制策略。

綜上所述：

本發(fā)明通過對歷史氣象數(shù)據(jù)和飛行數(shù)據(jù)的分析，判斷出凝結尾生成的高度層；為了避免凝結尾的生成，可以選擇通過改變飛行高度來實現(xiàn)，但是單一的改變高度會造成一個區(qū)域內的飛機發(fā)生混亂，造成飛行沖突，因此，本發(fā)明將減少沖突和降低凝結尾生成作為優(yōu)化目標，同時考慮了必要的限制條件(即約束條件)，從而得到最優(yōu)的調配方法。

以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點。本行業(yè)的技術人員應該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進，這些變化和改進都落入要求保護的本發(fā)明范圍內。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權利要求書及其等效物界定。