技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種空中交通管制系統(tǒng)及方法，尤其涉及一種基于4D航跡運(yùn)行的空中交通管制系統(tǒng)對(duì)航空器軌跡進(jìn)行預(yù)測(cè)的方法。

背景技術(shù)：

隨著全球航空運(yùn)輸業(yè)快速發(fā)展與空域資源有限矛盾的日益突出，在空中交通流密集的復(fù)雜空域，仍然采用飛行計(jì)劃結(jié)合間隔調(diào)配的空中交通管理方式逐漸顯示出其落后性，具體表現(xiàn)在：(1)飛行計(jì)劃并未為航空器配置精確的空管間隔，容易造成交通流戰(zhàn)術(shù)管理中的擁擠，降低空域安全性；(2)以飛行計(jì)劃為中心的空管自動(dòng)化系統(tǒng)對(duì)飛行剖面的推算和航跡預(yù)測(cè)精度差，造成沖突化解能力差；(3)空中交通管制工作仍然側(cè)重于保持單個(gè)航空器之間的安全間隔，很難上升到對(duì)交通流進(jìn)行戰(zhàn)略性管理。對(duì)于航空器軌跡的預(yù)測(cè)顯得尤為重要。

4D航跡是以空間和時(shí)間形式，對(duì)某一航空器航跡中的各點(diǎn)空間位置(經(jīng)度、緯度和高度)和時(shí)間的精確描述，基于航跡的運(yùn)行是指在4D航跡的航路點(diǎn)上使用“控制到達(dá)時(shí)間”，即控制航空器通過(guò)特定航路點(diǎn)的“時(shí)間窗”。在高密度空域把基于4D航跡的運(yùn)行(Trajectory based Operation)作為基本運(yùn)行機(jī)制之一，是未來(lái)對(duì)大流量、高密度、小間隔條件下空域?qū)嵤┕芾淼囊环N有效手段，可以顯著地減少航空器航跡的不確定性，提高空域和機(jī)場(chǎng)資源的安全性與利用率。

基于航跡運(yùn)行的空中交通運(yùn)行方式需要在戰(zhàn)略層面上對(duì)單航空器飛行航跡進(jìn)行推算和優(yōu)化，對(duì)多航空器構(gòu)成的交通流實(shí)施協(xié)同和調(diào)整；在預(yù)戰(zhàn)術(shù)層面上通過(guò)修正交通流中個(gè)別航空器的航跡以解決擁塞問(wèn)題，并保證該交通流中所有航空器的運(yùn)行效率；而在戰(zhàn)術(shù)層面上預(yù)測(cè)沖突和優(yōu)化解脫方案，則非常依賴于能否準(zhǔn)確地對(duì)航空器的軌跡進(jìn)行預(yù)測(cè)，目前均不能準(zhǔn)確實(shí)時(shí)地對(duì)航空器的軌跡進(jìn)行預(yù)測(cè)，實(shí)時(shí)性上做的尤為的差。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于4D航跡運(yùn)行的空中交通管制系統(tǒng)的航空器軌跡預(yù)測(cè)方法，可有效、準(zhǔn)確、實(shí)時(shí)地預(yù)測(cè)航空器的軌跡。

實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)方案是提供一種基于4D的航空器軌跡預(yù)測(cè)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、監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊以及管制終端模塊；監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊用于實(shí)現(xiàn)空管雷達(dá)監(jiān)視數(shù)據(jù)與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)的融合，為管制終端模塊提供實(shí)時(shí)航跡信息；

所述管制終端模塊包括以下子模塊：

飛行前無(wú)沖突4D航跡生成模塊，根據(jù)飛行計(jì)劃和世界區(qū)域預(yù)報(bào)系統(tǒng)的預(yù)報(bào)數(shù)據(jù)，建立航空器動(dòng)力學(xué)模型，然后依據(jù)飛行沖突耦合點(diǎn)建立航跡沖突預(yù)調(diào)配理論模型，生成航空器無(wú)沖突4D航跡；

飛行中短期4D航跡生成模塊，依據(jù)監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊提供的實(shí)時(shí)航跡信息，利用隱馬爾科夫模型，推測(cè)未來(lái)一定時(shí)間窗內(nèi)的航空器4D軌跡；

所述基于4D的航空器軌跡預(yù)測(cè)方法包括如下幾個(gè)步驟：

步驟A、飛行前無(wú)沖突4D航跡生成模塊根據(jù)飛行計(jì)劃和世界區(qū)域預(yù)報(bào)系統(tǒng)的預(yù)報(bào)數(shù)據(jù)，建立航空器動(dòng)力學(xué)模型，并依據(jù)飛行沖突耦合點(diǎn)建立航跡沖突預(yù)調(diào)配理論模型，生成航空器無(wú)沖突4D航跡；

步驟B、監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊將空管雷達(dá)監(jiān)視數(shù)據(jù)與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，生成航空器實(shí)時(shí)航跡信息并提供給管制終端模塊；管制終端模塊中的飛行中短期4D航跡生成模塊依據(jù)航空器實(shí)時(shí)航跡信息和歷史航跡信息推測(cè)未來(lái)一定時(shí)間窗內(nèi)的航空器4D軌跡；所述依據(jù)航空器實(shí)時(shí)航跡信息和歷史航跡信息推測(cè)未來(lái)一定時(shí)間窗內(nèi)的航空器4D軌跡的具體實(shí)施過(guò)程如下：

步驟B6、對(duì)航空器軌跡數(shù)據(jù)預(yù)處理，依據(jù)所獲取的航空器原始離散二維位置序列x＝[x₁,x₂,…,x_n]和y＝[y₁,y₂,…,y_n]，采用一階差分方法對(duì)其進(jìn)行處理獲取新的航空器離散位置序列Δx＝[Δx₁,Δx₂,…,Δx_n-1]和Δy＝[Δy₁,Δy₂,…,Δy_n-1],其中Δx_b＝x_b+1-x_b,Δy_b＝y(tǒng)_b+1-y_b(b＝1,2,…,n-1)；

步驟B7、對(duì)航空器軌跡數(shù)據(jù)聚類，對(duì)處理后新的航空器離散二維位置序列Δx和Δy，通過(guò)設(shè)定聚類個(gè)數(shù)M'，采用遺傳聚類算法分別對(duì)其進(jìn)行聚類；

步驟B8、對(duì)聚類后的航空器軌跡數(shù)據(jù)利用隱馬爾科夫模型進(jìn)行參數(shù)訓(xùn)練，通過(guò)將處理后的航空器運(yùn)行軌跡數(shù)據(jù)Δx和Δy視為隱馬爾科夫過(guò)程的顯觀測(cè)值，通過(guò)設(shè)定隱狀態(tài)數(shù)目N'和參數(shù)更新時(shí)段ζ'，依據(jù)最近的T'個(gè)位置觀測(cè)值并采用B-W算法滾動(dòng)獲取最新隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'；

步驟B9、依據(jù)隱馬爾科夫模型參數(shù)，采用Viterbi算法獲取當(dāng)前時(shí)刻觀測(cè)值所對(duì)應(yīng)的隱狀態(tài)q；

步驟B10、通過(guò)設(shè)定預(yù)測(cè)時(shí)域h'，基于航空器當(dāng)前時(shí)刻的隱狀態(tài)q，獲取未來(lái)時(shí)段航空器的位置預(yù)測(cè)值O。

進(jìn)一步的，步驟B中，所述聚類個(gè)數(shù)M'的值為4，隱狀態(tài)數(shù)目N'的值為3，參數(shù)更新時(shí)段ζ'為30秒，T'為10，預(yù)測(cè)時(shí)域h'為300秒。

進(jìn)一步的，步驟B的B8具體是指：由于所獲得的航跡序列數(shù)據(jù)長(zhǎng)度是動(dòng)態(tài)變化的，為了實(shí)時(shí)跟蹤航空器航跡的狀態(tài)變化，有必要在初始航跡隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)的基礎(chǔ)上對(duì)其重新調(diào)整，以便更精確地推測(cè)航空器在未來(lái)某時(shí)刻的位置；每隔時(shí)段ζ'，依據(jù)最新獲得的T'個(gè)觀測(cè)值(o₁,o₂,…,o_T')對(duì)航跡隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)進(jìn)行重新估計(jì)。

步驟B的B10具體是指：每隔時(shí)段根據(jù)最新獲得的隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)和最近H個(gè)歷史觀測(cè)值(o₁,o₂,…,o_H)，基于航空器當(dāng)前時(shí)刻的隱狀態(tài)q，通過(guò)設(shè)定預(yù)測(cè)時(shí)域h'，在時(shí)刻t獲取航空器在未來(lái)時(shí)段h'的位置預(yù)測(cè)值O。

更進(jìn)一步的，時(shí)段為4秒。

進(jìn)一步的，所述步驟A的航空器無(wú)沖突4D航跡按照以下方法生成：

步驟A1、進(jìn)行航空器狀態(tài)轉(zhuǎn)移建模，根據(jù)飛行計(jì)劃中航空器的飛行高度剖面，建立單個(gè)航空器在不同航段轉(zhuǎn)移的Petri網(wǎng)模型：E＝(g,G,Pre,Post,m)為航空器階段轉(zhuǎn)移模型，其中g(shù)表示飛行航段，G表示垂直剖面中飛行狀態(tài)參數(shù)的轉(zhuǎn)換點(diǎn)，Pre和Post分別表示航段和航路點(diǎn)的前后向連接關(guān)系，表示航空器所處的飛行階段；

步驟A2、建立航空器全飛行剖面混雜系統(tǒng)模型如下，

v_H＝κ(v_CAS,Mach,h_p,t_LOC)，

v_GS＝μ(v_CAS,Mach,h_p,t_LOC,v_WS,α)，

其中v_CAS為校正空速，Mach為馬赫數(shù)，h_p為氣壓高度，α為風(fēng)向預(yù)報(bào)與航路的夾角，v_WS為風(fēng)速預(yù)報(bào)值，t_LOC為溫度預(yù)報(bào)值，v_H為高度變化率，v_GS為地速；

步驟A3、采用混雜系統(tǒng)仿真的方式推測(cè)求解航跡：采用將時(shí)間細(xì)分的方法，利用狀態(tài)連續(xù)變化的特性遞推求解任意時(shí)刻航空器在某一飛行階段距參考點(diǎn)的航程和高度其中J₀為初始時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的航程，Δτ為時(shí)間窗的數(shù)值，J(τ)為τ時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的航程，h₀為初始時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的高度，h(τ)為τ時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的高度，由此可以推測(cè)得到單航空器的4D航跡；

步驟A4、對(duì)多航空器耦合模型實(shí)施無(wú)沖突調(diào)配：根據(jù)兩航空器預(yù)達(dá)交叉點(diǎn)的時(shí)間，按照空中交通管制原則，對(duì)交叉點(diǎn)附近不滿足間隔要求的航空器4D航跡進(jìn)行二次規(guī)劃，得到無(wú)沖突4D航跡。

進(jìn)一步的，所述步驟B中監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊將空管雷達(dá)監(jiān)視數(shù)據(jù)與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，生成航空器實(shí)時(shí)航跡信息，具體按照以下方法：

步驟B1、將坐標(biāo)單位和時(shí)間統(tǒng)一；

步驟B2、采用最鄰近數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)算法將屬于同一個(gè)目標(biāo)的點(diǎn)相關(guān)聯(lián)，提取目標(biāo)航跡；步驟B3、將分別從自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視系統(tǒng)和空管雷達(dá)提取的航跡數(shù)據(jù)從不同的時(shí)空參

考坐標(biāo)系統(tǒng)變換、對(duì)準(zhǔn)到管制終端統(tǒng)一的時(shí)空參考坐標(biāo)系統(tǒng)；

步驟B4、計(jì)算兩條航跡的相關(guān)系數(shù)，若相關(guān)系數(shù)小于某一預(yù)設(shè)閾值，則認(rèn)為兩條航跡不相關(guān)；否則該兩條航跡相關(guān)，可以進(jìn)行融合；

步驟B5、對(duì)相關(guān)的航跡進(jìn)行融合。

更進(jìn)一步的，所述步驟B5中對(duì)相關(guān)的航跡進(jìn)行融合，采用基于采樣周期的加權(quán)平均算法，其加權(quán)系數(shù)根據(jù)采樣周期和信息精度確定，再利用加權(quán)平均算法將與之相關(guān)的自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視航跡和空管雷達(dá)航跡融合為系統(tǒng)航跡。

本發(fā)明具有積極的效果：(1)本發(fā)明的一種基于4D的航空器軌跡預(yù)測(cè)方法在航空器實(shí)時(shí)軌跡推測(cè)過(guò)程中，融入了隨機(jī)因素的影響，所采用的滾動(dòng)軌跡推測(cè)方案能夠及時(shí)提取外界隨機(jī)因素的變化狀況，提高了航空器軌跡推測(cè)的準(zhǔn)確性。

(2)本發(fā)明的一種基于4D的航空器軌跡預(yù)測(cè)方法對(duì)飛行剖面的推算和航跡預(yù)測(cè)精度高，進(jìn)而使得沖突化解能力和自動(dòng)化水平提高，降低了管制員的工作負(fù)荷。

附圖說(shuō)明

圖1為飛行前無(wú)沖突4D航跡生成方法流程示意圖；

圖2為飛行中短期4D航跡推測(cè)方法流程示意圖。

具體實(shí)施方式

(實(shí)施例1)

本實(shí)施例的基于4D航跡運(yùn)行的空中交通管制系統(tǒng)，包括機(jī)載終端模塊101、數(shù)據(jù)通信模塊102、監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊103以及管制終端模塊104。以下對(duì)各部分的具體實(shí)施方式分別進(jìn)行詳細(xì)描述。

1.機(jī)載終端模塊

機(jī)載終端模塊101是飛行員獲取地面管制指令、參考4D航跡，以及輸入飛行意圖的界面，同時(shí)還是采集當(dāng)前航空器位置數(shù)據(jù)的接口。

其具體實(shí)施方案如下：

機(jī)載終端模塊101接收如下的信息輸入：(1)ADS-B信息采集單元201通過(guò)機(jī)載GPS采集的航空器位置向量、速度向量，以及本航空器的呼號(hào)，編碼后通過(guò)信息及數(shù)據(jù)傳遞給機(jī)載數(shù)據(jù)通信模塊102；(2)航空器駕駛員需要將與地面管制指令不一致的飛行意圖，通過(guò)人機(jī)輸入界面，以及約定的地面管制員可以識(shí)別的形式通過(guò)信息及數(shù)據(jù)傳遞給機(jī)載數(shù)據(jù)通信模塊102。另外機(jī)載終端模塊101實(shí)現(xiàn)如下的信息輸出：(1)通過(guò)終端顯示屏幕，接收和顯示飛行員可以識(shí)別的飛行管制指令；(2)接收和顯示地面管制終端飛行前生成的無(wú)沖突4D航跡，以及當(dāng)?shù)孛婀苤平K端探測(cè)到?jīng)_突后計(jì)算的最優(yōu)解脫4D航跡。

2.數(shù)據(jù)通信模塊

數(shù)據(jù)通信模塊102可實(shí)現(xiàn)空地雙向數(shù)據(jù)通信，實(shí)現(xiàn)機(jī)載實(shí)時(shí)位置數(shù)據(jù)和飛行意圖數(shù)據(jù)單元202的下行傳輸和地面管制指令單元203，以及參考4D航跡單元204的上行傳輸。

其具體實(shí)施方案如下：

下行數(shù)據(jù)通信：機(jī)載終端101通過(guò)機(jī)載二次雷達(dá)應(yīng)答機(jī)將航空器識(shí)別標(biāo)志和4D位置信息，以及其他附加數(shù)據(jù)，如飛行意圖、飛行速度、氣象等信息傳輸給地面二次雷達(dá)(SSR)，二次雷達(dá)接收后對(duì)數(shù)據(jù)報(bào)文進(jìn)行解析，并傳輸給中央數(shù)據(jù)處理組件301解碼，通過(guò)指令航跡數(shù)據(jù)接口傳輸?shù)焦苤平K端104；上行數(shù)據(jù)通信：地面管制終端104通過(guò)指令航跡數(shù)據(jù)接口，經(jīng)中央數(shù)據(jù)處理組件301編碼后，地面二次雷達(dá)的詢問(wèn)機(jī)將將地面管制指令或參考4D航跡信息傳遞并顯示在機(jī)載終端101。

3.監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊

監(jiān)視數(shù)據(jù)融合模塊103實(shí)現(xiàn)空管雷達(dá)監(jiān)視與自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視ADS-B數(shù)據(jù)的融合，為管制終端模塊104中的飛行中短期4D航跡生成子模塊和實(shí)時(shí)飛行沖突監(jiān)控與告警子模塊提供實(shí)時(shí)航跡信息。

其具體實(shí)施方案如下：

(1)在預(yù)處理階段將坐標(biāo)單位和時(shí)間統(tǒng)一，假設(shè)分別從ADS-B和空管雷達(dá)中提取的數(shù)據(jù)是一系列離散點(diǎn)的坐標(biāo)(如經(jīng)度、緯度、海拔高度)、各點(diǎn)對(duì)應(yīng)采集時(shí)間；(2)采用最鄰近數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)算法將屬于同一個(gè)目標(biāo)的點(diǎn)相關(guān)聯(lián)，提取目標(biāo)航跡；(3)將分別從ADS-B和空管雷達(dá)中提取的航跡數(shù)據(jù)從不同的時(shí)空參考坐標(biāo)系統(tǒng)變換、對(duì)準(zhǔn)到管制終端統(tǒng)一的時(shí)空參考坐標(biāo)系統(tǒng)；(4)計(jì)算兩條航跡的相關(guān)系數(shù)，若相關(guān)系數(shù)小于某一預(yù)設(shè)閾值，則認(rèn)為兩條航跡不相關(guān)，否則該兩條航跡相關(guān)，可以進(jìn)行融合；(5)對(duì)相關(guān)的航跡進(jìn)行融合。由于ADS-B和空管雷達(dá)的精度和采樣周期不同，本系統(tǒng)采用基于采樣周期的加權(quán)平均算法，其加權(quán)系數(shù)根據(jù)采樣周期和信息精度確定，再利用加權(quán)平均算法將與之相關(guān)的ADS-B航跡和空管雷達(dá)航跡融合為系統(tǒng)航跡。

4.管制終端模塊

管制終端模塊104包括飛行前無(wú)沖突4D航跡生成、飛行中短期4D航跡生成這2個(gè)子模塊。

(1)飛行前無(wú)沖突4D航跡生成

根據(jù)飛行數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)(FDP)得到的飛行計(jì)劃和世界區(qū)域預(yù)報(bào)系統(tǒng)(WAFS)發(fā)布的風(fēng)、溫度的GRIB格點(diǎn)預(yù)報(bào)數(shù)據(jù)，對(duì)空中交通系統(tǒng)建立層次化的混雜系統(tǒng)模型，通過(guò)系統(tǒng)在安全狀態(tài)的演化，描述狀態(tài)演化的時(shí)間軌跡，生成航空器航跡。

如圖1所示，其具體實(shí)施過(guò)程如下：

首先，進(jìn)行航空器狀態(tài)轉(zhuǎn)移建模。航空器沿航跡飛行的過(guò)程表現(xiàn)為在航段之間動(dòng)態(tài)切換過(guò)程，根據(jù)飛行計(jì)劃中航空器的飛行高度剖面，建立單個(gè)航空器在不同航段轉(zhuǎn)移的Petri網(wǎng)模型：E＝(g,G,Pre,Post,m)為航空器階段轉(zhuǎn)移模型，其中g(shù)表示飛行航段，G表示垂直剖面中飛行狀態(tài)參數(shù)(包括空速、高度、構(gòu)型)的轉(zhuǎn)換點(diǎn)，Pre和Post分別表示航段和航路點(diǎn)的前后向連接關(guān)系，表示航空器所處的飛行階段。

其次，建立航空器全飛行剖面混雜系統(tǒng)模型。航空器在單個(gè)航段內(nèi)的飛行視為連續(xù)過(guò)程，依據(jù)質(zhì)點(diǎn)能量模型，推導(dǎo)航空器在不同的運(yùn)行階段同氣象條件下的航空器動(dòng)力學(xué)方程，v_H＝κ(v_CAS,Mach,h_p,t_LOC)，v_GS＝μ(v_CAS,Mach,h_p,t_LOC,v_WS,α)，其中v_CAS為校正空速，Mach為馬赫數(shù)，h_p為氣壓高度，α為風(fēng)向預(yù)報(bào)與航路的夾角，v_WS為風(fēng)速預(yù)報(bào)值，t_LOC為溫度預(yù)報(bào)值，v_H為高度變化率，v_GS為地速。

然后，采用混雜系統(tǒng)仿真的方式推測(cè)求解航跡。采用將時(shí)間細(xì)分的方法，利用狀態(tài)連續(xù)變化的特性遞推求解任意時(shí)刻航空器在某一飛行階段距參考點(diǎn)的航程和高度其中J₀為初始時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的航程，Δτ為時(shí)間窗的數(shù)值，J(τ)為τ時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的航程，h₀為初始時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的高度，h(τ)為τ時(shí)刻航空器距參考點(diǎn)的高度，由此可以推測(cè)得到單航空器的4D航跡。

最后，對(duì)多航空器耦合模型實(shí)施無(wú)沖突調(diào)配。根據(jù)兩航空器預(yù)達(dá)交叉點(diǎn)的時(shí)間，按照空中交通管制原則，對(duì)交叉點(diǎn)附近不滿足間隔要求的航空器4D航跡進(jìn)行二次規(guī)劃，得到無(wú)沖突4D航跡。

(2)飛行中短期4D航跡生成

依據(jù)管制雷達(dá)和自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視系統(tǒng)ADS-B實(shí)施融合后獲得航空器實(shí)時(shí)航跡數(shù)據(jù)，利用隱馬爾科夫模型，推測(cè)未來(lái)5分鐘時(shí)間窗內(nèi)的航空器4D軌跡。

如圖2所示，其具體實(shí)施過(guò)程如下：

首先，對(duì)航空器軌跡數(shù)據(jù)預(yù)處理，依據(jù)所獲取的航空器原始離散二維位置序列x＝[x₁,x₂,…,x_n]和y＝[y₁,y₂,…,y_n]，采用一階差分方法對(duì)其進(jìn)行處理獲取新的航空器離散位置序列Δx＝[Δx₁,Δx₂,…,Δx_n-1]和Δy＝[Δy₁,Δy₂,…,Δy_n-1],其中Δx_b＝x_b+1-x_b,Δy_b＝y(tǒng)_b+1-y_b(b＝1,2,…,n-1)。

其次，對(duì)航空器軌跡數(shù)據(jù)聚類。對(duì)處理后新的航空器離散二維位置序列Δx和Δy，通過(guò)設(shè)定聚類個(gè)數(shù)M'，采用遺傳聚類算法分別對(duì)其進(jìn)行聚類。

然后，對(duì)聚類后的航空器軌跡數(shù)據(jù)利用隱馬爾科夫模型進(jìn)行參數(shù)訓(xùn)練。通過(guò)將處理后的航空器運(yùn)行軌跡數(shù)據(jù)Δx和Δy視為隱馬爾科夫過(guò)程的顯觀測(cè)值，通過(guò)設(shè)定隱狀態(tài)數(shù)目N'和參數(shù)更新時(shí)段ζ'，依據(jù)最近的T'個(gè)位置觀測(cè)值并采用B-W算法滾動(dòng)獲取最新隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'：由于所獲得的航跡序列數(shù)據(jù)長(zhǎng)度是動(dòng)態(tài)變化的，為了實(shí)時(shí)跟蹤航空器航跡的狀態(tài)變化，有必要在初始航跡隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)的基礎(chǔ)上對(duì)其重新調(diào)整，以便更精確地推測(cè)航空器在未來(lái)某時(shí)刻的位置。每隔時(shí)段ζ'，依據(jù)最新獲得的T'個(gè)觀測(cè)值(o₁,o₂,…,o_T')對(duì)航跡隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)進(jìn)行重新估計(jì)。

再而，依據(jù)隱馬爾科夫模型參數(shù)，采用Viterbi算法獲取當(dāng)前時(shí)刻觀測(cè)值所對(duì)應(yīng)的隱狀態(tài)q。

最后，每隔時(shí)段根據(jù)最新獲得的隱馬爾科夫模型參數(shù)λ'＝(π,A,B)和最近H個(gè)歷史觀測(cè)值(o₁,o₂,…,o_H)，基于航空器當(dāng)前時(shí)刻的隱狀態(tài)q，通過(guò)設(shè)定預(yù)測(cè)時(shí)域h'，在時(shí)刻t獲取航空器在未來(lái)時(shí)段h'的位置預(yù)測(cè)值O。

所述聚類個(gè)數(shù)M'的值為4，隱狀態(tài)數(shù)目N'的值為3，參數(shù)更新時(shí)段ζ'為30秒，T'為10，預(yù)測(cè)時(shí)域h'為300秒，時(shí)段為4秒。

顯然，上述實(shí)施例僅僅是為清楚地說(shuō)明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式的限定。對(duì)于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在上述說(shuō)明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動(dòng)。這里無(wú)需也無(wú)法對(duì)所有的實(shí)施方式予以窮舉。而這些屬于本發(fā)明的精神所引伸出的顯而易見(jiàn)的變化或變動(dòng)仍處于本發(fā)明的保護(hù)范圍之中。