Research and Design of the Flight Conflict Detection System

楊新　高春燕　王　智

(中國民航大學(xué)空中交通管理學(xué)院，天津　300300)

一種飛行沖突檢測系統(tǒng)的研究與設(shè)計(jì)

Research and Design of the Flight Conflict Detection System

(中國民航大學(xué)空中交通管理學(xué)院，天津300300)

摘要：針對小型飛行器的飛行沖突問題，提出了一種飛行沖突預(yù)測的算法。結(jié)合該飛行沖突的預(yù)測算法，設(shè)計(jì)了一種基于GPS/IMU的飛行沖突檢測系統(tǒng)。該系統(tǒng)以STM32為核心處理單元，采用GPS/IMU作為飛行器的位置和姿態(tài)傳感器，接收其他飛行器的飛行位置信息、航向、高度等信息;通過飛行沖突預(yù)測算法計(jì)算飛行沖突概率，判斷是否存在飛行沖突。模型機(jī)試驗(yàn)結(jié)果證明，該系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)飛行沖突的預(yù)先判斷，能夠及時檢測到小型飛行器的飛行沖突。

關(guān)鍵詞：飛行沖突沖突檢測沖突概率STM32GPS/IMU

Abstract：Aiming at the flight conflict problem of small aircrafts, the prediction algorithm of flight conflict is proposed. Combining with this prediction algorithm, the flight conflict detection system based on GPS/IMU is designed. With STM32 as the core processing unit, and GPS/IMU as the position and attitude sensors for the aircraft, the information of other aircrafts, including position, heading, altitude, etc., can be received by the system. Then the flight conflict probability is calculated through flight conflict prediction algorithm, thus the existence of the flight conflict can be judged. The model machine experimental results prove that the system can prejudge the flight conflict, and promptly detect the flight conflict of small aircrafts.

Keywords：Flight conflictConflict detectionConflict probabilitySTM32GPS/IMU

0引言

飛行沖突探測是指預(yù)測兩架或者多架飛行器在某個同高度的地點(diǎn)出現(xiàn)相遇的情況。目前，飛行沖突探測一般是通過民航客機(jī)的大型機(jī)載計(jì)算機(jī)或者監(jiān)視雷達(dá)實(shí)現(xiàn)的，不適用于小型或者微型飛行器。隨著小型飛行器和無人機(jī)的應(yīng)用越來越廣泛，飛行沖突的檢測成為了一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。它是保證飛行安全的前提。

本文提出一種基于飛行沖突預(yù)測算法的飛行沖突檢測系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案。該系統(tǒng)的創(chuàng)新點(diǎn)在于可以實(shí)現(xiàn)飛行沖突探測系統(tǒng)的小型化，通過沖突預(yù)測算法實(shí)現(xiàn)飛行沖突探測，從而更好地實(shí)現(xiàn)風(fēng)險隔離。該設(shè)計(jì)用STM32作為核心處理器系統(tǒng)，采用GPS和慣性導(dǎo)航模塊、氣壓高度測量模塊等作為信息源，利用無線模塊與對方交互飛行信息，并通過飛行沖突預(yù)測算法，計(jì)算飛行沖突概率，判斷是否存在飛行沖突。

1系統(tǒng)設(shè)計(jì)

飛行沖突探測系統(tǒng)主要由STM32系統(tǒng)、GPS模塊、氣壓傳感器模塊、空速測量模塊、無線傳輸模塊組成。系統(tǒng)框圖如圖1所示。

圖1　系統(tǒng)框圖

處理器系統(tǒng)采用了STM32F103VET6 的32位72 MHz主頻的處理器，主要用于飛行器姿態(tài)提取、位置消息提取、飛行速度和飛行高度解算、飛行數(shù)據(jù)接收、飛行沖突檢測等。GPS模塊用于收集飛行器的經(jīng)緯度位置和速度，IMU模塊、氣壓傳感器、空速管用于采集飛行器航向、氣壓傳感器、飛行速度等信息。

1.1　GPS模塊設(shè)計(jì)

GPS模塊采用的是UM220芯片。和芯星通的低功耗GNSS芯片，是目前市場上尺寸最小的完全國產(chǎn)化的北斗/GPS模塊混合定位模塊，集成度高、功耗低，非常適合對尺寸、功耗要求高的北斗規(guī)模應(yīng)用[1]。整個GPS模塊還包括AMS1117-3.3電源芯片，提供3.3 V的工作電壓；SMA有源天線接口，保證獲取位置的精確度。UM220原理如圖2所示。

圖2　UM220原理圖

1.2　氣壓傳感器模塊設(shè)計(jì)

為了提高氣壓傳感器的精度，模塊采用MS5611芯片作為氣壓傳感器。通過MS5611氣壓傳感器內(nèi)部出廠校驗(yàn)的6個補(bǔ)償系數(shù)和未經(jīng)過補(bǔ)償?shù)臏囟群蜌鈮簻y量數(shù)值，實(shí)現(xiàn)溫度和氣壓數(shù)值的校正，提高氣壓測量的精度。其原理圖如圖3所示。

圖3　MS5611原理圖

1.3　IMU模塊和空速測量模塊設(shè)計(jì)

IMU模塊采用MPU6050和HMC5883L，實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)和航向的測量，以及飛行的控制，從而達(dá)到?jīng)_突解除的目的?？账贉y量模塊使用的是MPXV7002壓阻式傳感器。該傳感器應(yīng)用范圍廣泛，特別適用于那些采用帶A/D輸入的微控制器或微處理器，能夠滿足STM32系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需求。

IMU模塊原理如圖4所示。

圖4　IMU模塊原理圖

2軟件設(shè)計(jì)

軟件設(shè)計(jì)部分主要包括系統(tǒng)初始化、參數(shù)設(shè)置、飛行姿態(tài)解算、飛行高度測量、飛行沖突檢測、飛行數(shù)據(jù)接收等部分。系統(tǒng)的初始化是讀取SD卡的初始化數(shù)據(jù)，并在初始化中對其賦值；姿態(tài)解算采用四元數(shù)算法實(shí)現(xiàn)，與歐拉角相比，四元數(shù)算法不僅計(jì)算簡單，而且避免了歐拉角的奇異性問題，從而實(shí)現(xiàn)飛行器全姿態(tài)工作的能力[2]；飛行高度測量使用二階溫度補(bǔ)償?shù)姆椒ㄓ?jì)算氣壓高度數(shù)值；飛行沖突的預(yù)測是通過預(yù)測最大沖突概率點(diǎn)實(shí)現(xiàn)的。

2.1　程序流程

飛行沖突探測系統(tǒng)的程序設(shè)計(jì)主要包括系統(tǒng)的初始化、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理、信息接收與發(fā)送、沖突檢測等。其流程圖如圖5所示。

圖5　系統(tǒng)流程框圖

首先，對系統(tǒng)進(jìn)行初始化，配置STM32工作時鐘頻率，并配置I2C接口，初始化IMU模塊；配置串口模塊，讀取GPS模塊的數(shù)據(jù)；配置系統(tǒng)定時器，用來獲取時間，計(jì)算姿態(tài)數(shù)據(jù)；最后，配置無線模塊，讀取和發(fā)送模塊數(shù)據(jù)。

系統(tǒng)通過定時器讀取各個模塊的數(shù)據(jù)，并通過相應(yīng)的算法計(jì)算飛行器當(dāng)前的狀態(tài)和位置；接收對方飛行器的飛行數(shù)據(jù)，并進(jìn)行數(shù)據(jù)的校驗(yàn)和驗(yàn)證，判斷是否存在飛行沖突。

2.2　飛行沖突預(yù)測算法

如果兩架飛行器高度相差不大，并且飛行航線存在交叉點(diǎn)，則會出現(xiàn)飛行交叉的現(xiàn)象，有可能出現(xiàn)飛行沖突。

為了計(jì)算飛行沖突的概率，本文提出了飛行沖突的預(yù)測算法，即通過計(jì)算航跡交叉相遇時刻，得到飛行沖突最大概率的時刻，并通知是否沖突報(bào)警。該算法分為以下幾個步驟：計(jì)算飛行交叉點(diǎn)、計(jì)算飛行距離和預(yù)計(jì)到達(dá)時刻、計(jì)算飛行沖突概率。

(1) 飛行交叉點(diǎn)的計(jì)算

假設(shè)兩架飛行器的航跡上的兩個點(diǎn)分別為P1A(N11,E11)、P1B(N12,E12)和P2A(N21,E21)、P2B(N22,E22)，交叉點(diǎn)為P(N,E)。轉(zhuǎn)換為球坐標(biāo)系為θ11、φ11、θ12、φ12、θ21、φ21、θ22、φ22和θ、φ。

球坐標(biāo)示意圖如圖6所示。

圖6　球坐標(biāo)示意圖

(1)

φ=E

(2)

假設(shè)地球半徑為R，則中心點(diǎn)O到點(diǎn)P1A、P1B、P2A、P2B矢量分別為：

r11=Rsinθ11cosφ11i+Rsinθ11sinφ11j+Rcosθ11k

r12=Rsinθ12cosφ12i+Rsinθ12sinφ11j+Rcosθ12k

r21=Rsinθ21cosφ21i+Rsinθ21sinφ21j+Rcosθ21k

r22=Rsinθ22cosφ22i+Rsinθ22sinφ22j+Rcosθ22k

r=Rsinθcosφi+Rsinθsinφj+Rcosθk

由其矢量關(guān)系可以計(jì)算得到：

A1Dsinθcosφ-B1sinθsinφ+C1cosθ=0

(3)

A2sinθcosφ-B2sinθsinφ+C2cosθ=0

(4)

Ai=sinθi1sinφi1cosθi2-sinθi2sinφi2cosθi1i取1或2

Bi=sinθi1sinφi1cosθi2-sinθi2cosφi2cosθi1i取1或2

Ci=sinθi1cosφi1sinθi2cosφi2-

sinθi2cosφi2sinθi1cosφi1i取1或2

(5)

通過上式計(jì)算得到θ、φ ，進(jìn)而計(jì)算出P(N，E)。

(2) 飛行距離計(jì)算

為了計(jì)算飛行器當(dāng)前的位置與航跡交叉點(diǎn)的距離，采用了以下方法進(jìn)行距離的計(jì)算。假設(shè)P1點(diǎn)緯經(jīng)度(N1, E1)和P2點(diǎn)緯經(jīng)度(N2， E2)[3]，則:

式中：Δ為P1和P2的距離。

(3) 飛行沖突的概率模型

飛行器的飛行存在諸多的影響因素，飛行位置可能會受到各種噪聲的干擾。建立一個飛行器運(yùn)動航跡的模型：

Dt=Dt-1+VΔt+vt-1+nt

(6)

式中：Dt為不同飛機(jī)在t 時刻的航跡位置；V為飛行速度；vt為測量誤差；nt為飛行器飛行過程中的干擾誤差。同理，可以測算出各個飛行器預(yù)計(jì)到達(dá)相遇點(diǎn)的交叉時間td。

Pt=∫p(lt)dltlt≤Δ

(7)

式中：Δ為飛行器保護(hù)圈范圍；p(lt)為其概率密度函數(shù)。

根據(jù)文獻(xiàn)[4]和[5]可以獲知，經(jīng)過線性變換之后，其對應(yīng)的沖突概率密度為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布。又由于航跡在三維空間中為獨(dú)立的函數(shù)，所以該時間段內(nèi)的沖突概率如下：

式中：ψ()為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布的概率分布函數(shù)；lti為lt在i軸的投影分量；Δi為i軸的規(guī)避范圍。

(4)由步驟(3)中計(jì)算得到的到達(dá)航跡交叉點(diǎn)的時刻，獲取飛行沖突概率，并判斷是否沖突警告。

2.3　沖突檢測流程

沖突檢測流程圖如圖7所示。沖突檢測設(shè)計(jì)主要包含了數(shù)據(jù)的校驗(yàn)，保障接收到的數(shù)據(jù)為真實(shí)有效的數(shù)據(jù)；通過對方飛行器的兩個飛行點(diǎn)以及飛行器本身的飛行位置點(diǎn)的坐標(biāo)計(jì)算兩者的交叉地點(diǎn)，并根據(jù)自己的飛行速度來計(jì)算相遇的飛行時間，進(jìn)而計(jì)算飛行概率。如果飛行概率大于預(yù)定值，則產(chǎn)生沖突報(bào)警。

圖7　沖突檢測流程圖

3仿真測試

為了驗(yàn)證沖突算法的可行性，本文利用Matlab對沖突算法進(jìn)行了仿真測試。航跡與飛行沖突概率曲線如圖8所示。

圖8　航跡與飛行沖突概率

假設(shè)飛行器A以0.7單位的速度由點(diǎn)(1，10)飛往點(diǎn)(16,12)，飛行器B以1單位的速度由點(diǎn)(2,2)飛往點(diǎn)(12,16)，如圖8(a)所示。由該方法可以確定兩者航跡相交于點(diǎn)(8.42,10.98)，并且飛行器的規(guī)避保護(hù)圈為4個單位。其仿真結(jié)果如圖8(b)所示。由于飛行器相交于點(diǎn)(8.42,10.98)，飛行器B最先到達(dá)，則A、B之間的飛行沖突主要集中于B飛行器達(dá)到時刻，則飛行沖突主要預(yù)測B到達(dá)預(yù)定地點(diǎn)的時刻。

為了驗(yàn)證外界因素對沖突概率的影響，本文在仿真結(jié)果中加入了一個風(fēng)的影響因子，其中順風(fēng)和逆風(fēng)因子均為0.15。不同情況下的沖突概率比較如圖9所示。由圖9看出，在不同影響因素下，其沖突預(yù)測概率是不一樣的，在逆風(fēng)條件下，兩者的飛行速度減慢，飛行沖突時間增大。

圖9　不同情況下的沖突概率比較

4結(jié)束語

本文在提出飛行沖突預(yù)測算法的基礎(chǔ)上[6-7]，設(shè)計(jì)了基于GSP/IMU的飛行沖突檢測系統(tǒng)。利用GSP和IMU模塊檢測飛行器的飛行狀態(tài)，并通過接收對方飛行器的飛行信息，計(jì)算兩架飛行器存在飛行沖突的概率。本文利用Matlab軟件驗(yàn)算了飛行沖突預(yù)測算法，并在該基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)相關(guān)的硬件仿真軟件，驗(yàn)證了該系統(tǒng)能夠及時識別飛行沖突的有效性。

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《自動化儀表》郵發(fā)代號： 4-304, 2015年定價： 18.00元，全年價： 216.00元； 國外代號： M 721

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中圖分類號：TH7;TP368

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.16086/j.cnki.issn1000-0380.201507001

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)資金資助項(xiàng)目(編號：3122013Z006)。

修改稿收到日期：2014-11-10。

第一作者楊新湦(1966-)，男，1991年畢業(yè)于法國國立民航大學(xué)交通運(yùn)輸專業(yè)，獲碩士學(xué)位，教授；主要從事空中交通管理方面的研究。