CN110210056A - 一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统，根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；根据标称下滑角的最低值、标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。本发明提供的方法根据各个机场的实际运行环境，从安全性、限制性及舒适性三个方面考虑，得出最合适于该机场运行BAVO VNAV进近程序的最优最后进近标称下滑角，提高了飞行运行品质。

Description

一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统

技术领域

本发明涉及飞行程序设计领域，具体涉及一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统。

背景技术

仪表飞行程序设计依据是ICAO的DOC8168文件(下称8168文件)，里面详细的给出了所有航段的设计依据和方法。飞机从很高的航路安全高度，逐渐进近并下降至跑道上，需要经历进场、起始进近、中间进近和最后进近各阶段，而以最后进近为最关键进近阶段，因为随着高度注①的降低，需要采取一个准确的下滑角来实现最后的落地。8168文件里，在最后进近采用BARO VNAV进近时，只是提出最优标称下滑角3°，并未给出更多其他可用的下滑角。但是，这一“最优标称下滑角”，只符合在大部分海拔较低、温度适宜的机场运行BAROVNAV进近程序。

在实际运行中，存在这样两种机场：

1、以我国西南、西北地区高高原机场为例，机场海拔普遍高于8400英尺，常年处于ISA高温运行状态，假设使用3°标称下滑角，经常会出现运行时，在当前温度下几何下滑角会大于3.5°的情形，导致几何下降梯度很大，并且进而导致接地前下降率大于1000英尺/分钟的风险，造成机载告警系统“sink rate”的触发，对飞行运行品质构成不利影响；

2、以我国东北地区低海拔但同时温度极低的机场为例，机场在冬季运行时，常年处于ISA低温运行状态，假设使用3°标称下滑角，为了满足最低几何下滑角大于2.5°的要求，则可能会出现可用最低温度比较高，不能涵盖所有低温运行环境的需求。

目前所有的规章和要求，只给出了一个很简略的下滑角确定方式，缺少实际运行中高温运行环境中容易触发大下滑角“Sink rate”告警的情形，或者低温运行环境中0.917倍标称下滑角的最低几何高度限制会导致很低的温度条件无法运行，对我国诸多高高原机场及低海拔低温机场实际运行特点考虑不足。

发明内容

因此，本发明提供的一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统，克服了现有技术中提供的标称下滑角不能满足对高高原机场及低海拔低温机场实际运行环境的需求的不足。

第一方面，本发明实施例提供一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，包括如下步骤：根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。

在一实施例中，所述预设低温环境下几何下滑角的阈值为不低于2.5°。

在一实施例中，所述预设高温环境下最后进近下降率的阈值为不大于950英尺/分钟。

在一实施例中，所述根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角的步骤，包括：获取所述标称下滑角的最低值与所述标称下滑角的最高值的平均值；判断所述平均值对应的几何下滑角是否符合所述预设飞行温度范围几何下滑角的阈值；当所述平均值对应的几何下滑角符合所述预设飞行温度范围几何下滑角的阈值时，将所述平均值作为最终的标称下滑角。

在一实施例中，所述预设飞行温度范围为机场80％运行环境温度的区间，对应几何下滑角的阈值范围为2.8°～3.2°。

在一实施例中，所述根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值的步骤之前，还包括：

基于BARO VNAV程序确定几何下滑角与标称几何下滑角的对应关系。

第二方面，本发明实施例提供一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定系统，包括：标称下滑角的最低值获取模块，用于根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定标称下滑角的最低值；标称下滑角的最高值获取模块，用于根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；标称下滑角确定模块，用于根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。

第三方面，本发明实施例提供一种终端，包括：至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器执行本发明实施例第一方面所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。

第四方面，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行本发明实施例第一方面所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。

本发明技术方案，具有如下优点：

本发明提供的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法及系统，根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；根据标称下滑角的最低值、标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。本发明提供的方法，根据各个机场的实际运行环境，从安全性、限制性及舒适性三个方面考虑，得出最合适于该机场运行BAVO VNAV进近程序的最优最后进近标称下滑角，提高飞行运行品质。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法的一个具体示例的流程图；

图2为本发明实施例提供的仪表高度与机场标高的示意图；

图3为本发明实施例提供的标称下滑剖面、低温下滑剖面、高温下滑剖面的示意图；

图4为本发明实施例提供的确定最终的标称下滑角的一个具体示例的流程图；

图5为本发明实施例提供的航空器最后进近航段标称下滑角的确定系统的一个具体示例的组成图；

图6为本发明实施例提供的终端一个具体示例的组成图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

本发明实施例提供一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，利用本发明实施例提供的方法可以结合机场的实际运行环境，推导出最合适于该机场最优最后进近标称下滑角，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S1:根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值。

本发明实施例是基于BAVO VNAV进近程序确定几何下滑角与标称几何下滑角的对应关系。BARO VNAV导航进近方式是一种基于垂直气压导航的类精密进近方式，即是一种基于气压高度表的下降方式。

在实际中，飞机的飞行高度有两种：仪表高度和真实高度。仪表高度为飞机的飞行仪表上读取出的高度数值，而真实高度表征飞机的几何高度。FMS(飞行管理系统)用于管理全程的BARO VNAV下降剖面，它只能读取飞机上仪表高度读数，该读数使用的是基于本场QNH气压高度数值。

根据飞行员标准操作程序SOP要求，空客机型生效“FIANL APP”模式、波音机型生效“VNAV PATH”模式后，就被认定正式进入BARO VNAV进近阶段。例如，给出一个标称下滑角(假设为3°)，则在生效BARO VNAV的瞬间，仪表高度数值会随着航迹一直下降到跑道入口50英尺之上，如图2所示，建立BARO VNAV之后，飞行仪表“高度”AL1与机场“标高”AL2存在以下数学关系：AL1-AL2-50＝D*tan3°，其中AL1、AL2、D的单位均为英尺。飞机在评估越障时，地面上的障碍物均采用几何高度来测量，因此飞机需要使用几何高度来评估与地形障碍物之间的越障关系。但飞机仪表只能读取出仪表高度，因此，就需要将仪表高度换算成几何高度。其两者之间的差值推算采取下述方式：

a＝FAP点仪表高度-机场入口标高，单位英尺；

D＝FAP点至跑道入口距离＝(a-50)/tan(标称下滑角)，单位英尺；

e＝仪表高度-几何高度＝ΔISA*(0.19+0.0038*a)+0.032*a+4.9，单位英尺。

其中，FAP点为BARO VNAV程序生效点，在水平航迹上，FAP点为一个固定的空间位置点，过该点时无论温度高低，其仪表高度的读数是一个定值，不会随着温度的变化而变化。标准的ISA+0℃定义为：海平面上，温度为15℃，ΔISA为标准大气温度的变化值。大气温度的基本模型是空间高度每上升1000英尺，温度下降2℃，假设某机场标高3000英尺，当前温度为20℃，则其ΔISA＝20-(15-3000/1000*2)＝11℃。从上式可知，几何高度与仪表高度及ΔISA有关。当仪表高度一定时，几何高度会随着温度的变化而变化。对于过FAP相同的仪表高度，温度越高，几何高度越高，反之则越低，使得低温下滑剖面、高温下滑剖面与标称下滑剖面相应之间存在一定的偏差，其变化情况如图3所示。

根据8168文件要求，标称下滑角对应的极端高温的下滑角不得大于3.5°，极端低温的下滑角不得低于2.5°。而中国民用航空总局空中交通管理局发布文件IB-TM-2007-001要求极端高温的几何下滑角不得大于最快航空器进近类型角度最大值的1.13倍，而极端低温的几何下滑角不得低于标称下滑角的0.917倍，即2.5°/0.917＝2.73°，因此所有BAROVNAV标称下滑角均不得低于2.73°，所以将2.73°作为标称下滑角是不可突破的下限。

步骤S2:根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值。

实际应用中，下降率是民航客机上一种常用的升降控制手段，机组可以使用V/S方式直接在操纵面板上调节下降率来控制飞机的下降，一般以英尺/分钟为单位。其计算方式是：单位时间内(以每分钟计)下降的仪表高度(单位英尺)。具体公式为：

FPM＝TAS*6076/60*tan(标称下滑角)＝IAS*K*6076/60*tan(标称下滑角)，单位英尺/分钟。

其中，FPM为下降率，TAS为真空速，在静风条件下即为飞机的地速，单位为海里/小时；IAS为指示空速，即机组在飞机仪表上看到的速度数据，单位为海里/小时；K为真空速与指示空速变换常数。根据8168文件规定，K值的计算公式如下：

K＝171233*[(288±ΔISA)-0.00198H]^0.5/[(288-0.00198H)^2.628]，

其中，H为飞机所处的几何高度，单位为英尺。航空公司运行要求以及满足EGPWS的近地告警系统触发边界要求，此时需要考虑在高温环境下运行的大下降率问题，由于航空公司SOP里有明确要求，最后进近建立稳定进近时，极限条件下最大下降率不得大于1000英尺/分钟。因此针对极限高温运行的几何高度剖面对应下降率，使用950英尺/分钟为设计目标，相比运行的1000英尺/分钟，留下一定的余度。以上确定950英尺/分钟为设计目标是多次试验后确定的一个优选数值，但是并不以此为限，其他实施例中，可以为其他小于1000英尺/分钟的数值。

步骤S3:根据标称下滑角的最低值、标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。

在一具体实施中，执行步骤S3的过程，如图4所示，包括以下步骤：

步骤S31:获取标称下滑角的最低值与标称下滑角的最高值的平均值。

步骤S32:判断平均值对应的几何下滑角是否符合预设飞行温度范围几何下滑角的阈值。

步骤S33:当平均值对应的几何下滑角符合预设飞行温度范围几何下滑角的阈值时，将平均值作为最终的标称下滑角。

在一具体的实施例中，在高高原机场之一：玉树/巴塘机场(ICAO：ZLYS，IATA：YUS)，机场标高3904.8米/12811英尺，基准温度：18.7℃，年极端最高温度23.6℃，年极端最低温度-25.7℃。使用上述方法，从安全性、限制性及舒适性三个方面进行考虑，对标称下滑角的推导过程如下：

1)安全性：在统计极端温度-25.7℃条件下，向下5℃取整，作为运行的目标温度，即最低温度-30℃为设计运行极端低温来考虑。经过评估，在-30℃条件下，假定过FAP点仪表高度15700ft，此时仪表高度与几何高度的高度差为：

e＝ISA*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*a+4.9＝-19.6188*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*2889+4.9＝-122英尺

在一实施例中，预先设定标称下滑角为最低值2.73°，则

FAP至入口距离＝(15700-12811-50)/tan2.73°＝59541英尺，

计算得出几何高度下滑角＝Arctan[(15700-122-50)/59541]＝2.61°>2.5°＝0.917*2.73°，因此在考虑安全性方面，标称下滑角最低为2.73°可行。

2)限制性：该高高原机场的极端最高统计温度23.6℃，根据B737-700高高原型飞机手册中明确给出了机型的运行包线限制，该机型的运行包线决定本场运行可用最高温度为28℃，考虑到统计温度向上取整的情形，综合考虑后使用28℃为本场运行极限高温限制。经过评估在28℃条件下，过FAP点的仪表高度15700ft，此时仪表高度和几何高度的高度差e为：

e＝ISA*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*a+4.9＝38.3812*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*2889+4.9＝526英尺

根据C类飞机最后进近航段的速度要求，最大IAS为165海里/小时，而在该机场运行时，程序设计里将最后进近速度限制在150海里/小时，而同时通过性能分析，计算求得最大着陆重量对应的机型入口速度在138海里/小时。

在一实施例中，预先设定标称下滑角为最高值2.88°，则

K＝1.347852291，

TAS＝K*IAS＝1.3793118*136＝186海里/小时，

最后进近下降率＝TAS*6076/60*tan(2.88°)＝948英尺/分钟，小于950英尺/分钟的目标要求。因此在考虑限制性方面，标称下滑角最低最高为2.88°可行。

3)舒适性：玉树机场基准温度(最热月平均最高气温)为18.7℃，主要集中在夏季最热的时间段里。同时考虑到运行玉树机场作为高高原机场，上午时间段气流相对稳定，午后乱流明显的特征，航空公司选择运行的主要时间段均集中在上午，可以预估出玉树机场80％以上的运行环境外界大气温度在-18℃～16℃之间，设计的标称下滑角在该温度区间内可以将几何下滑角集中在2.8°～3.2°之间为最适宜。上述步骤1)和2)的评估，得出最低和最高的标称下滑角分别为2.73°和2.88°，将二者取平均值，得出可用设计标称下滑角为(2.73+2.88)/2≈2.81°。

以下通过舒适性(外界大气温度在-18℃～16℃之间时)的验证，最低和最高的标称下滑角的平均值对应的几何下滑角是否在2.8°～3.2°之间：

FAP到入口的距离D＝(15700-12811-50)/tan(2.81°)＝57843英尺，

当温度为-18℃时，

e＝ISA*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*a+4.9

＝-7.6188*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*2889+4.9＝12英尺

此时的几何下滑角＝Arctan[(15700+12-50-12811)/57843]＝2.82°。

当温度为16℃时，

e＝ISA*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*a+4.9

＝26.3812*(0.19+0.0038*(15700-12811))+0.032*2889+4.9＝392英尺

此时的几何下滑角＝Arctan[(15700+381-50-12811)/57843]＝3.20°。

经过验算，其主要运行环境的几何下降梯度正好集中在2.80°～3.20°之间，设计出的标称下滑角2.81°满足要求。

经过大量的实地飞行及验证训练，在保证越障安全的前提下，该程序在大部分的运行环境中，下降梯度平缓，操作简易，乘坐舒适，是一个高高原机场实施BAROVNAV最后进近的典范。并且，此方法可以广泛推广于国内其他高高原机场基于BAROVNAV进近的RNPAR程序最后进近标称下滑角的设计。经统计，下表列举了目前国内几个正在运行的高高原机场的基础数据及两端基于BAROVNAV进近的下滑角：

本发明实施例提供的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；根据标称下滑角的最低值、标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。本发明提供的方法，根据各个机场的实际运行环境，从安全性、限制性及舒适性三个方面考虑，得出最合适于该机场运行BAVO VNAV进近程序的最优最后进近标称下滑角，提高了飞行运行品质。

实施例2

本发明实施例提供一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定系统，如图5所示，该系统包括：

标称下滑角的最低值获取模块1，用于根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定标称下滑角的最低值；此模块执行实施例1中的步骤S1所描述的方法，在此不再赘述。

标称下滑角的最高值获取模块2，用于根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；此模块执行实施例1中的步骤S2所描述的方法，在此不再赘述。

标称下滑角确定模块3，用于根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角；此模块执行实施例1中的步骤S3所描述的方法，在此不再赘述。

本发明实施例提供的航空器最后进近航段标称下滑角的确定系统，根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；根据标称下滑角的最低值、标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。本发明提供的方法，根据各个机场的实际运行环境，从安全性、限制性及舒适性三个方面考虑，得出最合适于该机场运行BAVO VNAV进近程序的最优最后进近标称下滑角，提高了飞行运行品质。

实施例3

本发明实施例提供一种终端，如图6所示，包括：至少一个处理器401，例如CPU(Central Processing Unit，中央处理器)，至少一个通信接口403，存储器404，至少一个通信总线402。其中，通信总线402用于实现这些组件之间的连接通信。其中，通信接口403可以包括显示屏(Display)、键盘(Keyboard)，可选通信接口403还可以包括标准的有线接口、无线接口。存储器404可以是高速RAM存储器(Ramdom Access Memory，易挥发性随机存取存储器)，也可以是非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器404可选的还可以是至少一个位于远离前述处理器401的存储装置。其中处理器401可以执行实施例1的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。存储器404中存储一组程序代码，且处理器401调用存储器404中存储的程序代码，以用于执行实施例1的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。

其中，通信总线402可以是外设部件互连标准(peripheral componentinterconnect，简称PCI)总线或扩展工业标准结构(extended industry standardarchitecture，简称EISA)总线等。通信总线402可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一条线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器404可以包括易失性存储器(英文：volatile memory)，例如随机存取存储器(英文：random-access memory，缩写：RAM)；存储器也可以包括非易失性存储器(英文：non-volatile memory)，例如快闪存储器(英文：flash memory)，硬盘(英文：hard diskdrive，缩写：HDD)或固态硬盘(英文：solid-state drive，缩写：SSD)；存储器404还可以包括上述种类的存储器的组合。

其中，处理器401可以是中央处理器(英文：central processing unit，缩写：CPU)，网络处理器(英文：network processor，缩写：NP)或者CPU和NP的组合。

其中，处理器401还可以进一步包括硬件芯片。上述硬件芯片可以是专用集成电路(英文：application-specific integrated circuit，缩写：ASIC)，可编程逻辑器件(英文：programmable logic device，缩写：PLD)或其组合。上述PLD可以是复杂可编程逻辑器件(英文：complex programmable logic device，缩写：CPLD)，现场可编程逻辑门阵列(英文：field-programmable gate array，缩写：FPGA)，通用阵列逻辑(英文：generic arraylogic,缩写：GAL)或其任意组合。

可选地，存储器404还用于存储程序指令。处理器401可以调用程序指令，实现如本申请执行实施例1中的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。

本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行实施例1的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)、随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)、快闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (9)

1.一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值；

根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；

根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。

2.根据权利要求1所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，所述预设低温环境下几何下滑角的阈值为不低于2.5°。

3.根据权利要求1所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，所述预设高温环境下最后进近下降率的阈值为不大于950英尺/分钟。

4.根据权利要求1所述航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，所述根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角的步骤，包括：

获取所述标称下滑角的最低值与所述标称下滑角的最高值的平均值；

判断所述平均值对应的几何下滑角是否符合所述预设飞行温度范围几何下滑角的阈值；

当所述平均值对应的几何下滑角符合所述预设飞行温度范围几何下滑角的阈值时，将所述平均值作为最终的标称下滑角。

5.根据权利要求1所述航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，所述预设飞行温度范围为机场80％运行环境温度的区间，对应几何下滑角的阈值范围为2.8°～3.2°。

6.根据权利要求1-5任一所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法，其特征在于，所述根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定几何下滑角的最低值的步骤之前，还包括：

基于BARO VNAV程序确定几何下滑角与标称几何下滑角的对应关系。

7.一种航空器最后进近航段标称下滑角的确定系统，其特征在于，包括：

标称下滑角的最低值获取模块，用于根据预设低温环境下几何下滑角的阈值，确定标称下滑角的最低值；

标称下滑角的最高值获取模块，用于根据预设高温环境下最后进近下降率的阈值，确定标称下滑角的最高值；

标称下滑角确定模块，用于根据所述标称下滑角的最低值、所述标称下滑角的最高值及预设飞行温度范围几何下滑角的阈值，确定最终的标称下滑角。

8.一种终端，其特征在于，包括：至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器执行权利要求1-6中任一所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。

9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-6中任一所述的航空器最后进近航段标称下滑角的确定方法。