更新时间：2022-08-25 14:22
自从商用航空器诞生以来，航空旅行人数的不断增长要求航空器不仅具备安全、舒适和性能的可靠性．还需要与具体航空器配套的进离场程序、航路设计等一系列相应空中交通管理系统的支撑和高效管理。
对于空中交通管理的软件开发工作，世界各国已取得了相当多的成果，其中突出的是美国FAA和NASA联合开发的中央塔康台自动化系统(CTAS)。这套软件的功能是针对航空器进场次序及着陆时间研发的。对于航空器离场时间和次序的研究工作正在进行，如美国辛辛那提大学正研发的一套软件针对的是航空器起飞到消失在航路t这一过程的有效管理工作。
精确的航迹预测能力是所有空中交通管理软件的开发基础。对航迹预测能力的研究就离场航宅器而言，足确定对离场航迹模拟的精确度和各种模型参数对结论的影响的讨论。
飞机相对地面运动的路线叫做航迹线，航迹的运动方向叫做航迹角。
航迹偏航角Ψ：机体轴Xt在水平面XdZd(地轴)上的投影线与Xd之间的夹角，轴Xt左偏为正。可见Ψ的取值范围在[-180o，180o]之间，也可以将-180o<ø <0o之间的ø定义为[180o，360o]。
航迹俯仰角ϑ：机体轴Xt与水平面XdZd(地轴)之间的夹角。当轴Xt向上方倾斜时，ϑ为正。由此可见ϑ的取值范围在[-90o，90o]之间。
航迹滚转角γ：飞行器对称平面XtYt(机体轴)与包含Xt轴的铅垂平面之间的角度。当轴Zt向左偏为正。则γ的取值范围在[-180o，180o]。
同样，在航迹轴(XhjYhjZhj)和地轴之间定义的的三个航迹角取值范围分别为：
航迹滚转角：γs∈[-180o，180o]；
航迹俯仰角：θ∈[-90o，90o]；
航迹偏航角：Ψs∈[-180o，180o](或[0o，360o])。
在推导航迹角的过程中，预先确定航空器离场航迹的水平分量，垂直分量通过运动方程计算：
式中：s表示飞过的地面距离；h是飞行高度；m是飞机质量；γ是爬升航迹角；Vw是沿航迹的风分量。爬升航迹角在飞行过程中作为航迹的控制变量和参考指数，按照实际操作，先确定速度剖面和推力等，然后确定航迹角。
飞行剖面是等表速或等马赫数，采用上述剖面，再结合随高度变化的真空速变化和随高度变化的水平风变化，得
假设航迹角很小，就有：
式中：FN为推力和D为阻力。质量m考虑了爬升过程中的燃油消耗因素。
航迹角过大会增加航测作业的工作量。因此，航空摄影领航时应准确测定偏流角，及时进行偏流修正，改正风速和风向改变所引起的偏差。
从基准运动为对称、定常、直线飞行的纵向小扰动运动方程组出发，以一架典型的超音速歼击机为算例，计算了多种飞行状态下(高、低空，超、亚音速)，长、短周期特征根随航迹角的变化，从中可得出的规律如下：
1、爬高使短周期模态更加稳定，下滑则使短周期模态变得不稳定，尽管阻尼的变化量很小，频率的变化则更小；
2、爬高会使长周期模态变得越来越不稳定，下滑则使长周期模态趋于更加稳定，且阻尼与频率都有相应的变化，长、短周期模态特性随航迹角变化的这种规律，随飞行高度的增加更趋严重；
3、长、短周期模态特性随航迹角变化的这种规律，随飞行M数的增长会趋缓和。