本發(fā)明涉及數(shù)據(jù)處理領域，尤其涉及一種計算飛機升力曲線的方法及裝置。

背景技術：

飛機在飛行過程中，如果發(fā)生異常情況，如惡劣的天氣導致飛機結冰，或者機翼受損等，均會導致飛機升力曲線及其臨界點發(fā)生變化，進而導致飛機的飛行包線發(fā)生變化。而飛行員如果還在預先設定的飛行包線范圍內飛行，極有可能發(fā)生事故。

雖然，現(xiàn)有技術中，已經通過風洞實驗等方式獲取飛機正常飛行或者幾種特定情況下飛機的升力系數(shù)曲線，并在升力曲線的基礎上計算飛機飛行的包線范圍。但是，通過實驗所確定飛機包線范圍的情況畢竟是有限的。不能將飛機在飛行過程中所有的情況進行模擬，從而也無法計算出不同情況下飛機飛行時的包線范圍。

另外，也有一些文獻記載的是采用離線分析的方式，即事先構建異常狀況的特征模型，之后通過在線參數(shù)辯識的方法辨識特征參數(shù)，從而分離出相應的異常狀況并查找出相應的升力曲線。

但是，這類方法的適應性和靈活性比較差，而且同樣不能夠事先分析出所有狀況，一旦飛機在飛行過程中出現(xiàn)之前并未預料到的突發(fā)情況，飛行員還是無法應對。必然導致飛行員在控制飛機飛行過程中，加大危險發(fā)生的概率。

技術實現(xiàn)要素：

為解決上述技術問題，本發(fā)明提供了一種計算飛機升力曲線的方法及裝置。

第一方面，本發(fā)明提供了一種計算飛機升力曲線的方法。該方法包括：

以滑動時間窗的方式，實時采集飛機飛行時的預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)；

分別將至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)代入第一公式中，計算與升力曲線相關的第二參數(shù)；

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式，其中，第一升力曲線函數(shù)表達式為飛機飛行狀態(tài)為預設狀態(tài)時的升力曲線函數(shù)表達式；

根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式，生成第二升力曲線，其中第一公式為計算第二參數(shù)最優(yōu)解的公式，至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)均包括與升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角。

本發(fā)明的有益效果是：飛機在飛行過程中，采用時間窗的方式，實時采集預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)，分別將每一組第一參數(shù)代入第一公式計算第二參數(shù)，根據(jù)第二參數(shù)和飛第一升力曲線函數(shù)表達式，計算第二升力曲線函數(shù)表達式，進而根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式生成第二升力曲線。從第二升力曲線上可以直接獲取到臨界迎角和臨界升力系數(shù)。而根據(jù)這兩個參數(shù)則可以間接計算出飛機飛行包線，以此為飛行員提供輔助信息，保證飛機安全飛行。

進一步，根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式，具體包括：

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型；

根據(jù)第二參數(shù)和第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

采用上一步的技術方案的有益技術效果在于，在獲取第二升力曲線函數(shù)表達式之前，需要根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式計算出與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，然后根據(jù)這個公式模型和第二參數(shù)，最終獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

進一步的，第一升力曲線函數(shù)表達式、與第二升力曲線函數(shù)表達式以及與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型均為高斯過程模型的表達式，高斯過程模型的表達式具體包括：均值函數(shù)表達式和協(xié)方差函數(shù)表達式。

采用上述進一步的技術方案的有益技術效果在于，高斯過程模型具備將原有的升力曲線和數(shù)據(jù)發(fā)生變動后的升力曲線相融合，以及在線獲取與升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角的能力，因此所有升力曲線的函數(shù)表達式均為高斯過程模型函數(shù)表達式。

進一步的，第二參數(shù)包括升力曲線協(xié)方差函數(shù)表達式中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c；

第一公式的表達式由下式所示：

其中，arg函數(shù)表示求最優(yōu)解；m(a)表示迎角為a時的均值向量；k(a,a)表示迎角為a時的協(xié)方差矩陣；c為升力系數(shù)，其中，a和c均為已知數(shù)據(jù)。

采用上述進一步的技術方案的有益技術效果在于，首先采集到迎角a和升力系數(shù)c，然后利用該公式計算出第二參數(shù)包括協(xié)方差函數(shù)中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c。

進一步的，與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型分別由以下兩個公式表示：

均值函數(shù)表達式為：m(α)＝c*clm(α+a)+b；

協(xié)方差函數(shù)表達式為：k(α,α’)＝σ*exp[(α-α’)²/(2λ²)]+δαα’n²；

其中，α和α’分別為預設時間段內不同時刻的迎角；clm(α)為第一升力曲線函數(shù)表達式；δαα’為系數(shù)，且當α＝α’時，δαα’為1，否則，δαα’為0。

采用上述進一步的方案的有益技術效果在于，當?shù)诙?shù)包括協(xié)方差函數(shù)表達式中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c等參數(shù)為已知時，則可以確定與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型。

進一步的，第二升力曲線函數(shù)表達式分別由以下公式表示：

均值函數(shù)表達式：

mp(α)＝m(α)+k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)]

協(xié)方差函數(shù)表達式：

kp(α,α’)＝k(α,α’)-k(α,a)k(a,a)^-1k(a,α’)

其中，mp(α)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的均值函數(shù)表達式，m(α)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的均值函數(shù)，k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)]為校正參數(shù)；kp(α,α’)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的協(xié)方差函數(shù)表達式，k(α,α’)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的協(xié)方差函數(shù)。

采用上述進一步的有益效果在于，通過上述兩個公式可以生成第二升力曲線，并從第二升力曲線上確定臨界迎角和臨界升力系數(shù)。最終，根據(jù)臨界迎角和臨界升力系數(shù)，間接獲取飛機包線。飛機包線可以輔助飛行員安全飛行。

第二方面，本發(fā)明提供了一種計算飛機升力曲線的裝置，該裝置包括：

采集單元，用于以滑動時間窗的方式，實時采集飛機飛行時的預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)；

處理單元，用于分別將至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)代入第一公式中，計算與升力曲線相關的第二參數(shù)；

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式，其中，第一升力曲線函數(shù)表達式為飛機飛行狀態(tài)為預設狀態(tài)時的升力曲線函數(shù)表達式；

根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式，生成第二升力曲線，其中第一公式為計算第二參數(shù)最優(yōu)解的公式，至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)均包括與升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角。

本發(fā)明的有益效果是：飛機在飛行過程中，采用時間窗的方式，實時采集預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)，分別將每一組第一參數(shù)代入第一公式計算第二參數(shù)，根據(jù)第二參數(shù)和飛第一升力曲線函數(shù)表達式，計算第二升力曲線函數(shù)表達式，進而根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式生成第二升力曲線。從第二升力曲線上可以直接獲取到臨界迎角和臨界升力系數(shù)。而根據(jù)這兩個參數(shù)則可以間接計算出飛機飛行包線，以此為飛行員提供輔助信息，保證飛機安全飛行。

進一步的，處理單元具體用于：根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型；

根據(jù)第二參數(shù)和第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

采用上述進一步的技術方案的有益技術效果在于，在獲取第二升力曲線函數(shù)表達式之前，需要根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式計算出與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，然后根據(jù)這個公式模型和第二參數(shù)，最終獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

進一步的，第一升力曲線函數(shù)表達式、與第二升力曲線函數(shù)表達式以及與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型均為高斯過程模型的表達式，高斯過程模型的表達式具體包括：均值函數(shù)表達式和協(xié)方差函數(shù)表達式。

采用上述進一步的技術方案的有益技術效果在于，高斯過程模型具備將原有的升力曲線和數(shù)據(jù)發(fā)生變動后的升力曲線相融合，以及在線獲取與升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角的能力，因此所有升力曲線的函數(shù)表達式均為高斯過程模型函數(shù)表達式。

進一步的，第二參數(shù)包括升力曲線協(xié)方差函數(shù)表達式中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c；

第一公式的表達式由下式所示：

其中，arg函數(shù)表示求最優(yōu)解；m(a)表示迎角為a時的均值向量；k(a,a)表示迎角為a時的協(xié)方差矩陣；c為升力系數(shù)，其中，a和c均為已知數(shù)據(jù)。

采用上述進一步的有益效果在于，首先采集到迎角a和升力系數(shù)c，然后利用該公式計算出第二參數(shù)包括協(xié)方差函數(shù)中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例提供的一種計算飛機升力曲線的方法流程示意圖；

圖2為一種計算飛機處于異常狀態(tài)(機翼結冰)時，生成的飛機飛行時的預設時間段內的升力曲線的實例示意圖；

圖3為本發(fā)明實施例提供的一種計算飛機升力曲線的裝置結構示意圖。

具體實施方式

以下描述中，為了說明而不是為了限定，提出了諸如特定系統(tǒng)結構、接口、技術之類的具體細節(jié)，以便透切理解本發(fā)明。然而，本領域的技術人員應當清楚，在沒有這些具體細節(jié)的其它實施例中也可以實現(xiàn)本發(fā)明。在其它情況中，省略對眾所周知的裝置、電路以及方法的詳細說明，以免不必要的細節(jié)妨礙本發(fā)明的描述。

圖1為本發(fā)明實施例提供的一種計算飛機升力曲線的方法流程示意圖。如圖1所示，該方法包括：

步驟110，以滑動時間窗的方式，實時采集飛機飛行時的預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)。

具體的，飛機在飛行過程中，系統(tǒng)會實時采集與升力曲線相關的參數(shù)。采集數(shù)據(jù)的方式是以滑動時間窗的方式，采集預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)。這里的第一參數(shù)包括升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角。其中，升力系數(shù)可以通過升力系數(shù)濾波器計算得出，而迎角則可以通過迎角傳感器測量獲取。

步驟120，分別將至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)代入第一公式中，計算與升力曲線相關的第二參數(shù)。

具體的，第一公式可以由公式1-1表示：

[a，b，c，σ，λ，n]＝argmin[a，b，c，σ，λ，n][c-m(a)]^tk(a，a)^-1[c-m(a)]+

logk(a,a)(1-1)

其中，arg函數(shù)表示求最優(yōu)解；m(a)表示迎角為a時的均值向量；k(a,a)表示迎角為a時的協(xié)方差矩陣；c為升力系數(shù)，其中，a和c均為已知數(shù)據(jù)。

a和c則是通過步驟110中的方法可以直接獲取。每次將一組第一參數(shù)，也即是a和c分別代入第一公式中進行訓練。而最終，獲取第二參數(shù)的最優(yōu)解。這里的第二參數(shù)也即是上式中所包括的參數(shù)a,b,c,σ,λ,n。其中，σ、λ和n為協(xié)方差函數(shù)表達式中的參數(shù)，a、b、和c分別為均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c。

步驟130，根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式。

具體的，根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式，具體包括：

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型；

根據(jù)第二參數(shù)和第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

第一升力曲線函數(shù)表達式實際上是一種理想的升力曲線函數(shù)表達式。為預先設定的一種函數(shù)表達式。且，第一升力曲線函數(shù)表達式、與第二升力曲線函數(shù)表達式以及與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型均為高斯過程模型的表達式，高斯過程模型的表達式具體包括：均值函數(shù)表達式和協(xié)方差函數(shù)表達式。

高斯過程模型的通用表達式可以為：f(x)～gp(m(x),k(x,x’))。其中f(x)表示被建模的曲線或者函數(shù)，gp(m(x),k(x,x’))表示高斯過程，由均值函數(shù)m(x)和協(xié)方差函數(shù)k(x,x’)描述。而升力曲線函數(shù)表達式實際上就是升力系數(shù)和迎角之間的函數(shù)關系表達式。

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，可以由公式1-2和公式1-3表示：

均值函數(shù)表達式為：m(α)＝c*clm(α+a)+b(1-2)

協(xié)方差函數(shù)表達式為：k(α,α’)＝σ*exp[(α-α’)²/(2λ²)]+δαα’n²(1-3)

其中，α和α’分別為預設時間段內不同時刻的迎角；clm(α)為第一升力曲線函數(shù)表達式；δαα’為系數(shù)，且當α＝α’時，δαα’為1，否則，δαα’為0。

這個公式模型，也可以理解為從理論上而言，飛機飛行過程中，升力系數(shù)和迎角不斷發(fā)生變化，從而對第一升力曲線進行演進的一種公式。其中，當公式1-2和公式1-3中的a、b均等于0，c等于1時的均值函數(shù)表達式，和σ等于0，n等于0時的協(xié)方差函數(shù)表達式共同組成的就是第一升力曲線函數(shù)表達式。

但是，從實際上而言，如果僅根據(jù)理論計算出的公式實時估算飛機飛行過程中的升力曲線，必然是存在誤差的。因此，需要在公式1-2和公式1-3的基礎上添加校正參數(shù)，則可以獲取實際應用中的第二升力曲線函數(shù)表達式。具體如公式1-4和公式1-5所示。

均值函數(shù)表達式：

mp(α)＝m(α)+k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)](1-4)

協(xié)方差函數(shù)表達式：

kp(α,α’)＝k(α,α’)-k(α,a)k(a,a)^-1k(a,α’)(1-5)

其中，mp(α)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的均值函數(shù)表達式，m(α)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的均值函數(shù)，k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)]為校正參數(shù)；kp(α,α’)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的協(xié)方差函數(shù)表達式，k(α,α’)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的協(xié)方差函數(shù)。

步驟140，根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式，生成第二升力曲線。

其中，圖2給出了利用上述方法而實現(xiàn)的計算飛機處于異常狀態(tài)(機翼結冰)時，生成的第二升力曲線。

圖2中分別示意出了第一升力曲線、結冰曲線(飛機實際飛行的升力曲線)以及第二升力曲線(圖中分別以估計±2倍標準差曲線(即第二升力曲線中的協(xié)方差函數(shù)kp(α,α’)對應的曲線，其中α＝α’)以及估計均值曲線(即第二升力曲線中的均值函數(shù)mp(α)對應的曲線)。由圖中可以看出，第二升力曲線已經非常接近飛機實際飛行過程中的升力曲線。也就證明了通過本申請文件的方法，所計算出的升力曲線雖然和實際飛機飛行過程中的升力曲線存在一定的偏差，但是已經非常接近。而這還可以體現(xiàn)在圖中的估計±2倍標準差區(qū)域看出，估計±2倍標準差區(qū)域表示由第二升力曲線的協(xié)方差函數(shù)計算出來的2倍標準差，對應約95％的置信區(qū)間，即飛機結冰狀態(tài)下的升力曲線有約95％的可能性在陰影所覆蓋的范圍內。圖中示意出的第一升力曲線臨界點即為第一升力曲線(也即是理想升力曲線臨界點)，而結冰臨界點為實際升力曲線的連接點，估計臨界點在為根據(jù)本申請文件的計算方法，計算出來的第二升力曲線的臨界點。通過第二升力曲線的臨界點(包括臨界迎角和臨界升力系數(shù))對應的數(shù)據(jù)，來間接計算飛機飛行包線，以此為飛行員提供輔助信息，保證飛機飛行安全。

本發(fā)明實施例提供的一種計算飛機升力曲線的方法，飛機在飛行過程中，采用時間窗的方式，實時采集預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)，分別將每一組第一參數(shù)代入第一公式計算第二參數(shù)，根據(jù)第二參數(shù)和飛第一升力曲線函數(shù)表達式，計算第二升力曲線函數(shù)表達式，進而根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式生成第二升力曲線。從第二升力曲線上可以直接獲取到臨界迎角和臨界升力系數(shù)。而根據(jù)這兩個參數(shù)則可以間接計算出飛機飛行包線，以此為飛行員提供輔助信息，保證飛機安全飛行。

相應地，本發(fā)明實施例還提供了一種計算飛機升力曲線的裝置結構示意圖。具體如圖3所示，該裝置包括：采集單元301和處理單元302。

采集單元301，用于以滑動時間窗的方式，實時采集飛機飛行時的預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)；

處理單元302，用于分別將至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)代入第一公式中，計算與升力曲線相關的第二參數(shù)；

根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，計算飛機飛行時的預設時間段內的第二升力曲線函數(shù)表達式，其中，第一升力曲線函數(shù)表達式為飛機飛行狀態(tài)為預設狀態(tài)時的升力曲線函數(shù)表達式；

根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式，生成第二升力曲線，其中第一公式為計算第二參數(shù)最優(yōu)解的公式，至少一組中每一組與升力曲線相關的第一參數(shù)均包括與升力曲線對應的升力系數(shù)和迎角。

其中，處理單元302用于，根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型；

根據(jù)第二參數(shù)和第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

第一升力曲線函數(shù)表達式、與第二升力曲線函數(shù)表達式以及與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型均為高斯過程模型的表達式，高斯過程模型的表達式具體包括：均值函數(shù)表達式和協(xié)方差函數(shù)表達式。

而第二參數(shù)包括升力曲線協(xié)方差函數(shù)表達式中的參數(shù)σ、λ和n，以及均值函數(shù)表達式中的升力曲線水平偏移因子a、升力曲線豎直偏移因子b、升力曲線縮放比例因子c；第一公式的表達式由下式3-1所示：

[a,b,c,σ,λ,n]＝argmin[a,b,c,σ,λ,n][c-m(a)]^tk(a,a)^-1[c-m(a)]+

logk(a,a)(3-1)

其中，其中，arg函數(shù)表示求最優(yōu)解；m(a)表示迎角為a時的均值向量；k(a,a)表示迎角為a時的協(xié)方差矩陣；c為升力系數(shù)，其中，a和c均為已知數(shù)據(jù)。

而處理單元302，根據(jù)第二參數(shù)和第一升力曲線函數(shù)表達式，獲取與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型。其表達式可以由公式3-2和公式3-3表示。

均值函數(shù)表達式為：

m(α)＝c*clm(α+a)+b(3-2)

協(xié)方差函數(shù)表達式為：

k(α,α’)＝σ*exp[(α-α’)²/(2λ²)]+δαα’n²(3-3)

其中，α和α’分別為預設時間段內不同時刻的迎角；clm(α)為第一升力曲線函數(shù)表達式；δαα’為系數(shù)，且當α＝α’時，δαα’為1，否則，δαα’為0。

處理單元302還用于，根據(jù)第二參數(shù)和第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型，獲取第二升力曲線函數(shù)表達式。

具體的第二升力曲線函數(shù)表達式分別由以下公式表示：

均值函數(shù)表達式：

mp(α)＝m(α)+k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)](3-4)

協(xié)方差函數(shù)表達式：

kp(α,α’)＝k(α,α’)-k(α,a)k(a,a)^-1k(a,α’)(3-5)

其中，mp(α)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的均值函數(shù)表達式，m(α)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的均值函數(shù)，k(α,a)k(a,a)^-1[c-m(a)]為校正參數(shù)；kp(α,α’)為第二升力曲線函數(shù)表達式中的協(xié)方差函數(shù)表達式，k(α,α’)為與第二升力曲線函數(shù)表達式對應的公式模型中的協(xié)方差函數(shù)。

最終，根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式，生成第二升力曲線。

該裝置中的各部件所執(zhí)行的功能均已經在上述實施例一種計算飛機升力曲線的方法中做了詳細的介紹，這里不再贅述。

本發(fā)明實施例提供的一種計算飛機升力曲線的裝置，飛機在飛行過程中，采用時間窗的方式，實時采集預設時間段內的至少一組與升力曲線相關的第一參數(shù)，分別將每一組第一參數(shù)代入第一公式計算第二參數(shù)，根據(jù)第二參數(shù)和飛第一升力曲線函數(shù)表達式，計算第二升力曲線函數(shù)表達式，進而根據(jù)第二升力曲線函數(shù)表達式生成第二升力曲線。從第二升力曲線上可以直接獲取到臨界迎角和臨界升力系數(shù)。而根據(jù)這兩個參數(shù)則可以間接計算出飛機飛行包線，以此為飛行員提供輔助信息，保證飛機安全飛行。

讀者應理解，在本說明書的描述中，參考術語“一個實施例”、“一些實施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結合該實施例或示例描述的具體特征、結構、材料或者特點包含于本發(fā)明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術語的示意性表述不必針對的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結構、材料或者特點可以在任一個或多個實施例或示例中以合適的方式結合。此外，在不相互矛盾的情況下，本領域的技術人員可以將本說明書中描述的不同實施例或示例以及不同實施例或示例的特征進行結合和組合。

所屬領域的技術人員可以清楚地了解到，為了描述的方便和簡潔，上述描述的裝置和單元的具體工作過程，可以參考前述方法實施例中的對應過程，在此不再贅述。

在本申請所提供的幾個實施例中，應該理解到，所揭露的裝置和方法，可以通過其它的方式實現(xiàn)。例如，以上所描述的裝置實施例僅僅是示意性的，例如，單元的劃分，僅僅為一種邏輯功能劃分，實際實現(xiàn)時可以有另外的劃分方式，例如多個單元或組件可以結合或者可以集成到另一個系統(tǒng)，或一些特征可以忽略，或不執(zhí)行。

作為分離部件說明的單元可以是或者也可以不是物理上分開的，作為單元顯示的部件可以是或者也可以不是物理單元，即可以位于一個地方，或者也可以分布到多個網(wǎng)絡單元上。可以根據(jù)實際的需要選擇其中的部分或者全部單元來實現(xiàn)本發(fā)明實施例方案的目的。

另外，在本發(fā)明各個實施例中的各功能單元可以集成在一個處理單元302中，也可以是各個單元單獨物理存在，也可以是兩個或兩個以上單元集成在一個單元中。上述集成的單元既可以采用硬件的形式實現(xiàn)，也可以采用軟件功能單元的形式實現(xiàn)。

集成的單元如果以軟件功能單元的形式實現(xiàn)并作為獨立的產品銷售或使用時，可以存儲在一個計算機可讀取存儲介質中?；谶@樣的理解，本發(fā)明的技術方案本質上或者說對現(xiàn)有技術做出貢獻的部分，或者該技術方案的全部或部分可以以軟件產品的形式體現(xiàn)出來，該計算機軟件產品存儲在一個存儲介質中，包括若干指令用以使得一臺計算機設備(可以是個人計算機，服務器，或者網(wǎng)絡設備等)執(zhí)行本發(fā)明各個實施例方法的全部或部分步驟。而前述的存儲介質包括：u盤、移動硬盤、只讀存儲器(rom，read-onlymemory)、隨機存取存儲器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盤等各種可以存儲程序代碼的介質。

以上，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到各種等效的修改或替換，這些修改或替換都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應以權利要求的保護范圍為準。