CN104318067A - 基于能量管理的风切变探测方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提出了基于能量管理的风切变探测方法以及装置。该方法包括：A.根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；B.根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)；C.根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及D.基于所述平均风场积分强度，判断风切变告警信号。该装置包括风切变探测装置和风切变探测监控装置。基于本发明的技术方案，结合了风切变强度计算方法和飞机最大可用能量管理方法，有效地降低了低空风切变危险飞行条件探测的误警率和虚警率，从而避免飞行员错误执行风切变规避导引操作，提高了飞行安全性和经济性。

Description

基于能量管理的风切变探测方法及装置

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及基于能量管理的风切变探测方法及装置。

背景技术

危险风切变飞行条件的准确探测是保障民用飞机飞行安全的关键技术，目前，用于风切变探测的方法主要有两种：

第一种是以多普勒气象雷达、激光雷达、红外探测为核心的预测式风切变探测方法，其使用电磁波或光学方法探测飞机前方数公里以内的危险风场，并给出告警信息。这种方法的缺点至少包括：由于低空风切变持续时间较短，再加上远程探测精确度的局限性，导致预测式风切变探测的虚警率(例如，不必要的告警)和误警率(例如，危险风切变条件却没有告警)都较高。如果飞机前方空气干燥纯净，则会不利于电磁波或光波探测，导致探测效果变差。

第二种是当飞机已经处于风切变风场之中，通过机载传感器的空速、攻角、侧滑角、姿态角、高度等信息，利用飞机飞行状态的改变程度来判断风场强度是否超过告警阈值的方法。这种方法的探测准确度较高，缺点是在危险风切变条件下如果未能及时告警，飞行员将不能及时处理就有可能引发灾难性后果。

设计一种有效地降低风切变告警虚警和误警率的方法将是非常有益的。

本发明的基本原理采用第二种方法，但在风切变告警条件的判断过程中，结合飞机自身特性，综合运用飞机可用能量给出告警。经过模拟器调参后，本发明有效地降低风切变告警虚警和误警率，从而避免飞行员错误执行风切变规避导引操作，提高飞行安全性和经济性。

发明内容

基于上述考虑，本发明提供了一种基于飞机最大可用能量管理作为告警阈值计算的算法和系统设计，用于反应式风切变探测与告警系统中，可以满足飞机对低空风切变飞行环境的探测和告警功能需求，又可方便地根据飞机能量特性，有效降低风切变误警和虚警率。

根据本发明的第一个方面，提供了一种基于能量管理的风切变探测方法，该方法包括：A.根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；B.根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)；C.根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及D.基于所述平均风场积分强度，判断风切变告警信号。

有利地，该方法还包括根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述风强度因子f(t)。

有利地，该方法还包括根据飞机动能E_k和飞机势能E_p计算所述飞机当前能量E_A。

有利地，所述飞机当前能量E_A根据E_A＝mg(h-DH)+(1/2)mV²计算得到，其中m代表飞机质量，h代表飞机所在高度，DH代表决断高度，V代表飞机速度，g代表重力常数。

有利地，该方法还包括根据飞机剩余推力F_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述飞机剩余能量ΔE_A。

有利地，所述飞机剩余能量ΔE_A根据ΔE_A＝F_TL(h-DH)/k计算得到。

有利地，所述修正系数γ根据(1+E_A/ΔE_A)计算得到。

根据本发明的第二个方面，提供了一种基于能量管理的风切变探测装置，所述探测装置包括：修正系数计算单元，其用于根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；修正单元，其用于根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)；计算单元，其用于根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及判断单元，其用于基于所述平均风场积分强度，判断并输出风切变告警信号。

有利地，该探测装置还包括风强度因子计算单元，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述风强度因子f(t)。

有利地，所述修正系数计算单元还包括当前能量计算单元，所述当前能量计算单元用于根据飞机动能E_k和飞机势能E_p计算所述飞机当前能量E_A。

有利地，所述修正系数计算单元还包括剩余能量计算单元，所述剩余能量计算单元其用于根据飞机剩余推力FTL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述飞机剩余能量ΔE_A。

有利地，所述修正系数γ根据(1+E_A/ΔE_A)计算得到。

有利地，该探测装置还包括监控单元，其用于当发现风切变探测监控装置的使能信号异常时，停止输出所述风切变告警信号，并激活故障告警。

根据本发明的第二个方面，提供了一种基于能量管理的风切变探测监控装置，所述监控装置包括：第二修正系数计算单元，其用于根据飞机第二剩余能量ΔE′_A和飞机第二当前能量E′_A，计算第二风强度因子f′(t)的第二修正系数γ′；第二修正单元，其用于根据所述第二风强度因子的所述第二修正系数γ′，将所述第二风强度因子f′(t)修正为γ′·f′(t)；第二计算单元，其用于根据经修正的风强度因子γ′·f′(t)，计算第二平均风场积分强度；第二判断单元，其用于基于所述第二平均风场积分强度，判断第二风切变告警信号；以及第二监控单元，其用于监控监测点数据出现异常现象的时间是否超过预定义时间阈值，如果所述监测点数据出现异常现象的时间超过所述预定义时间阈值，切断风切变探测装置的输出，并激活故障告警，所述监测点数据来自于风切边探测装置

有利地，该探测监控装置还包括第二风强度因子计算单元，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述第二风强度因子f′(t)。

有利地，所述第二修正系数计算单元还包括第二当前能量计算单元，所述第二当前能量计算单元用于根据飞机动能E′_K和飞机势能E′_P计算所述第二飞机当前能量E′_A。

有利地，所述第二修正系数计算单元还包括第二剩余能量计算单元，所述第二剩余能量计算单元其用于根据飞机剩余推力F′_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述第二飞机剩余能量ΔE′_A。

有利地，所述第二修正系数γ′根据(1+E′_A/ΔE′_A)计算得到。

与现有技术相比，本发明的技术方案采用了模块化设计架构和实时嵌入式系统，能够方便地实现系统升级和在线调参；采用反应式风切变探测原理，克服了预测式风切变探测系统对干燥纯净大气环境效果不佳的缺点；结合了风切变强度计算方法和飞机最大可用能量管理方法，有效地降低了低空风切变危险飞行条件探测的误警率和虚警率，从而避免飞行员错误执行风切变规避导引操作，提高飞行安全性和经济性。

本发明的各个方面将通过下文中的具体实施例的说明而更加清晰。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更加明显：

图1示出了根据本发明的一个实施例的平均风场积分强度算法的流程图；

图2示出了根据本发明的一个实施例的风强度修正算法的流程图；

图3示出了根据本发明的一个实施例的基于能量管理的风切变探测装置；

图4示出了根据本发明的一个实施例的基于能量管理的风切变探测监控装置；以及

图5示出了根据本发明的一个实施例的模块化电路的结构图。

在图中，贯穿不同的示图，相同或类似的附图标记表示相同或相对应的部件或特征。

具体实施方式

在以下优选的实施例的具体描述中，将参考构成本发明一部分的所附的附图。所附的附图通过示例的方式示出了能够实现本发明的特定的实施例。示例的实施例并不旨在穷尽根据本发明的所有实施例。可以理解，在不偏离本发明的范围的前提下，可以利用其他实施例，也可以进行结构性或者逻辑性的修改。因此，以下的具体描述并非限制性的，且本发明的范围由所附的权利要求所限定。需要说明的是，尽管附图中以特定顺序描述了本发明中有关方法的步骤，但是这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果，相反，本文中所描述的步骤可以改变执行顺序。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。

本发明的主要构思在于根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ。然后，根据风强度因子的修正系数γ，将风强度因子f(t)修正为α·f(t)。根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及基于平均风场积分强度，判断风切变告警信号。

图1示出了根据本发明的一个实施例的平均风场积分强度算法的流程图。如图1所示，根据飞机空速、攻角、侧滑角和姿态角，可得到飞机所感受到的风场强度。

机体轴坐标系下气流相对速度根据如下公式(1)

$V_a^B=\left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}{V}_{\mathrm{IAS}}\\ \sin \mathrm{\β}{V}_{\mathrm{IAS}}\\ \sin \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}{V}_{\mathrm{IAS}}\end{array}\right]---\left(1\right)$

计算得到，其中α为攻角，β为侧滑角，V_IAS为大气数据计算机ADC提供的指示空速。

机体轴坐标系下风速根据公式(2)

$V_W^B=V_b^B-V_a^B---\left(2\right)$

计算得到，其中为机体轴坐标系下飞机运动速度。

然后，根据公式(3)

$V_W^T=\left[\begin{array}{c}{V}_{\mathrm{wh}}\\ V_{\mathrm{wc}}\\ V_{\mathrm{wv}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ \sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ \sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]V_W^B---\left(3\right)$

计算地轴坐标系下的三向风速矢量其中V_wh为风切变水平迎风分量，V_wc为风切变水平侧向风速，V_wv为风切变垂直分量(垂直地面向上为正)，θ为惯性基准参考系统(IRS：Interial Reference System)测得飞机的俯仰角，φ为惯性基准参考系统IRS测得飞机的滚转角。本领域技术人员应该理解的是姿态角至少包括上述俯仰角θ和上述滚转角φ。

基于飞机真空速V_TAS和三向风速矢量风强度因子f(t)可由公式(4)计算：

$f\left(t\right)=\frac{{\stackrel{\·}{V}}_{\mathrm{wh}}}{g}-\frac{V_{\mathrm{wv}}}{V_{\mathrm{TAS}}}---\left(4\right)$

其中，为g代表重力常数，V_TAS代表飞机真空速，为风切变水平分量变化率。

平均风场积分强度f_av，x则由公式(5)计算得到，一般地，积分变量上限tx可取例如5秒。

$f_{\mathrm{av},x}=\underset{t0}{\overset{\mathrm{tx}}{\∫}}\frac{f\left(t\right)}{t_x}\mathrm{dt}---\left(5\right)$

本领域技术人员应该理解的是，风强度因子f(t)的计算方法以及和计算风强度因子所需要的变量的计算方法有多种，其也可由其它变形的方法计算得到。

图2示出了根据本发明的一个实施例的风强度修正算法的流程图。如图2所示，根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ。

首先，飞机当前能量E_A为飞机动能E_K和飞机势能E_P之和，如公式(6)所描述：

$E_A=\mathrm{mg}(h-\mathrm{DH})+\frac{1}{2}{\mathrm{mV}}^2---\left(6\right)$

其中，飞机动能E_K＝(1/2)mV²和飞机势能E_P＝mg(h-DH)，m代表飞机质量，h代表飞机所在高度，DH代表决断高度，V代表飞机速度。

然后，如公式(7)根据飞机剩余推力F_TL，可用高度差和安全系数k计算所述飞机剩余能量ΔE_A：

ΔE_A＝F_TL(h-DH)/k   (7)

其中，安全系数k根据飞机具体特性来确定，一般通过模拟器调参，利用试飞员对告警时机进行Cooper-Harper评级的方式来逼近最优化的安全系数，从而确保该设备的工作特性符合飞机个性化特点，控制风切变告警的虚警率和误警率在合理的范围内。

综上所述，修正系数γ可优选地由(1+E_A/ΔE_A)计算得到。这样，经修正的风强度因子γ·f(t)＝F，F可表示为

$F=(\frac{{\stackrel{\·}{V}}_{\mathrm{wh}}}{g}-\frac{V_{\mathrm{wv}}}{V_{\mathrm{TAS}}})(1+\frac{E_A}{{\mathrm{\ΔE}}_A})=(\frac{{\stackrel{\·}{V}}_{\mathrm{wh}}}{g}-\frac{V_{\mathrm{wv}}}{V_{\mathrm{TAS}}})(1+k\frac{\mathrm{mg}(h-\mathrm{DH})+\frac{1}{1}{\mathrm{mV}}^2}{F_{\mathrm{TL}}(h-\mathrm{DH})})---\left(8\right)$

根据经过修正的风强度因子和公式(5)，可得到经过能量修正的平均风场积分强度。

基于经过修正的平均风场积分强度，根据TSO C117a所规定的技术标准，可得到风切变告警信号输出逻辑。

图3示出了根据本发明的一个实施例的基于能量管理的风切变探测装置的示意图。装置300例如可以是或者可以实现在上文结合图1、图2所描述的实施方式中的如图5中所示的主计算输出支路。

如图3所示，探测装置300包括修正系数计算单元310，其用于根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；修正单元320，其用于根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)。计算单元330，其用于根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；判断单元340，其用于基于所述平均风场积分强度，判断并输出风切变告警信号。

探测装置300还可包括风强度因子计算单元350，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述风强度因子f(t)。

探测装置300中的修正系数计算单元310还可包括当前能量计算单元311，当前能量计算单元311用于根据飞机动能E_k和飞机势能E_p计算所述飞机当前能量E_A。

探测装置300中的修正系数计算单元310还可包括剩余能量计算单元312，剩余能量计算单元312用于根据飞机剩余推力FTL，飞机所在高度，决断高度和安全系数k计算飞机剩余能量ΔE_A。

优选地，探测装置300还可包括监控单元360，其用于当发现风切变探测监控装置的使能信号异常时，停止输出所述风切变告警信号，并激活故障告警。

图4示出了根据本发明的一个实施例的基于能量管理的风切变探测监控装置的示意图。监控装置400例如可以是或者可以实现在上文结合图1、图2所描述的实施方式中的如图5中所示的监控支路。

如图4所示，监控装置400包括第二修正系数计算单元410，其用于根据飞机第二剩余能量ΔE′_A和飞机第二当前能量E′_A，计算第二风强度因子f′(t)的第二修正系数γ′；第二修正单元420，其用于根据所述第二风强度因子的所述第二修正系数γ′，将所述第二风强度因子f′(t)修正为γ′·f′(t)；第二计算单元430，其用于根据经修正的风强度因子γ′·f′(t)，计算第二平均风场积分强度；第二判断单元440，其用于基于所述第二平均风场积分强度，判断第二风切变告警信号；以及第二监控单元450，其用于监控监测点数据出现异常现象的时间是否超过预定义时间阈值，如果所述监测点数据出现异常现象的时间超过所述预定义时间阈值，切断风切变探测装置的输出，并激活故障告警。例如，该预定义阈值可以是400毫秒。

监控装置400还可包括第二风强度因子计算单元460，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述第二风强度因子f′(t)。

监控装置400中的第二修正系数计算单元410还可包括第二当前能量计算单元411，第二当前能量计算单元411用于根据飞机动能E′_K和飞机势能E′_P计算第二飞机当前能量E′_A。

监控装置400中的第二修正系数计算单元410还可包括第二剩余能量计算单元412，第二剩余能量计算单元412用于根据飞机剩余推力F′_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算第二飞机剩余能量ΔE′_A。

图5示出了根据本发明的一个实施例的模块化电路的结构图。如图5所示，本发明的方案的硬件实现可采用模块化电路板设计，主要部件是由中央处理器(CPU：Central Processing Unit)模块、模拟/数字(A/D：Analog/Digital)转换模块、串口扩展模块、电源模块、数字输入输出(DIO：Digital In and Out)模块和基于紧凑型PCI(cPCI：Compact Peripheral Component Interconnect)的信号背板总线组成。主处理器采用双套MPC565芯片。图5包括以cPCI背板总线上挂接双套数据处理支路：一套作为主计算输出支路，用以实时处理外部数据例如传感器数据输入，执行基于能量管理的风切变探测算法并输出；一套作为监控支路，对主计算输出支路的算法处理过程中的各个关键点进行监控。监控算法采用多点看门狗方法和循环冗余校验(CRC：Cyclical Redundancy Check)方法，通过DRAM获取主计算支路的各个计算节点，并与监控支路的计算结果进行对比，一旦发现不匹配现象超过故障告警阈值，则终止主计算支路的输出，并点亮故障告警灯。

监控支路的多点看门狗监测点包括：系统上电BIT(Build inTest)、空速、攻角、侧滑角、无线电高度、三向风速矢量、动能、势能、决断高度、剩余推力、安全系数、风强度因子、修正系数；监测过程采用心跳监测算法，如果发现各个监测点数据出现偏离、失效、过期、不连续等异常现象超过400ms，监控支路将切断主计算支路的输出，并激活故障告警。

主计算支路采用心跳算法监听监控支路的自增激励使能信号，一旦发现监控支路使能信号异常，则立刻自行停止计算输出，并激活故障告警。监控支路对多点看门狗检测数据都采用CRC循环校验方式确认数据的有效性。

主计算支路和监控支路通过挂接在cPCI上的DRAM实现共享地址通信，通过建立握手机制和检验方式对共享数据的传输进行检查。软件架构可采用VxWorks作为操作系统，并留有方便软件加载的JTAG调试接口，可以非常方便地使用上位机调试或烧写更新参数的设备软件。

基于本发明的设备应稳定固定于机载设备安装架中，但其安装相对于飞机重心位置、方位角度没有特殊要求。本发明的方法中对于相应设备的信号输入，可以是来自于其它机载计算机经过仲裁和处理过后的飞行数据，而非直接来自于传感器的原始数据。本发明的方法实施时可直接输出于机载核心处理器、主飞行显示器(PFD：Primary Flight Display)以及用于飞行员音响警示作用的系统中。机载核心处理计算机可根据本发明方法所输出的风切变告警信号，根据具体的飞机设计要求，以合适的方式提示并引导飞行员改出危险风切变条件。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论如何来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的。此外，明显的，“包括”一词不排除其他元素和步骤，并且措辞“一个”不排除复数。装置权利要求中陈述的多个元件也可以由一个元件来实现。第一，第二等词语用来表示名称，而并不表示任何特定的顺序。

Claims (18)

1.一种基于能量管理的风切变探测方法，所述方法包括：

A.根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；

B.根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)；

C.根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及

D.基于所述平均风场积分强度，判断风切变告警信号。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述风强度因子f(t)。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括根据飞机动能E_k和飞机势能E_p计算所述飞机当前能量E_A。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述飞机当前能量E_A根据E_A＝mg(h-DH)+(1/2)mV²计算得到，其中m代表飞机质量，h代表飞机所在高度，DH代表决断高度，V代表飞机速度，g代表重力常数。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括根据飞机剩余推力F_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述飞机剩余能量ΔE_A。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述飞机剩余能量ΔE_A根据ΔE_A＝F_TL(h-DH)/k计算得到。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述修正系数γ根据(1+E_A/ΔE_A)计算得到。

8.一种基于能量管理的风切变探测装置，所述探测装置包括：

修正系数计算单元，其用于根据飞机剩余能量ΔE_A和飞机当前能量E_A，计算风强度因子f(t)的修正系数γ；

修正单元，其用于根据所述风强度因子的所述修正系数γ，将所述风强度因子f(t)修正为γ·f(t)；

计算单元，其用于根据经修正的风强度因子γ·f(t)，计算平均风场积分强度；以及

判断单元，其用于基于所述平均风场积分强度，判断并输出风切变告警信号。

9.根据权利要求8所述的探测装置，其特征在于，还包括

风强度因子计算单元，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述风强度因子f(t)。

10.根据权利要求8所述的探测装置，其特征在于，所述修正系数计算单元还包括当前能量计算单元，所述当前能量计算单元用于根据飞机动能E_k和飞机势能E_p计算所述飞机当前能量E_A。

11.根据权利要求8所述的探测装置，其特征在于，所述修正系数计算单元还包括剩余能量计算单元，所述剩余能量计算单元其用于根据飞机剩余推力F_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述飞机剩余能量ΔE_A。

12.根据权利要求8所述的探测装置，其特征在于，所述修正系数γ根据(1+E_A/ΔE_A)计算得到。

13.根据权利要求8-12中所述的任一探测装置，其特征在于，还包括监控单元，其用于当发现风切变探测监控装置的使能信号异常时，停止输出所述风切变告警信号，并激活故障告警。

14.一种基于能量管理的风切变探测监控装置，所述监控装置包括：

第二修正系数计算单元，其用于根据飞机第二剩余能量ΔE′_A和飞机第二当前能量E′_A计算第二风强度因子f′(t)的第二修正系数γ′；

第二修正单元，其用于根据所述第二风强度因子的所述第二修正系数γ′，将所述第二风强度因子f′(t)修正为γ′·f′(t)；

第二计算单元，其用于根据经修正的风强度因子γ′·f′(t)，计算第二平均风场积分强度；

第二判断单元，其用于基于所述第二平均风场积分强度，判断第二风切变告警信号；以及

第二监控单元，其用于监控监测点数据出现异常现象的时间是否超过预定义时间阈值，如果所述监测点数据出现异常现象的时间超过所述预定义时间阈值，切断风切变探测装置的输出，并激活故障告警，所述监测点数据来自于风切边探测装置。

15.根据权利要求14所述的监控装置，其特征在于，还包括

第二风强度因子计算单元，其用于根据飞机空速、攻角、侧滑角、姿态角和运动速度计算所述第二风强度因子f′(t)。

16.根据权利要求14所述的监控装置，其特征在于，所述第二修正系数计算单元还包括第二当前能量计算单元，所述第二当前能量计算单元用于根据飞机动能E′_K和飞机势能E′_P计算所述第二飞机当前能量E′_A。

17.根据权利要求14所述的监控装置，其特征在于，所述第二修正系数计算单元还包括第二剩余能量计算单元，所述第二剩余能量计算单元其用于根据飞机剩余推力F′_TL，飞机所在高度h，决断高度DH和安全系数k计算所述第二飞机剩余能量ΔE′_A。

18.根据权利要求14所述的监控装置，其特征在于，所述第二修正系数γ′根据(1+E′_A/ΔE′_A)计算得到。