CN111611537A - 用于尾部特定参数计算的系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及用于尾部特定参数计算的系统和方法。一种用于尾部特定参数计算的装置包括存储器、网络接口和处理器。存储器被配置为存储用于飞机类型的第一飞机的尾部特定飞机性能模型。尾部特定飞机性能模型基于第一飞机的历史飞行数据和与该飞机类型的第二飞机相关联的标称飞机性能模型。网络接口被配置为从第一飞机的数据总线接收飞行数据。处理器被配置为至少部分地基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成推荐的成本指数和推荐的巡航高度。处理器还被配置为向显示装置提供推荐的成本指数和推荐的巡航高度。
Description
技术领域
本公开大体上涉及用于确定尾部特定参数的系统和方法。
背景技术
飞机驾驶员通常可以访问由飞机运营商确定的成本指数。成本指数旨在反映与飞行相关的飞机运营商的时间和与燃料相关的成本。例如，较低的成本指数通常对应于减少的燃料消耗，而较高的成本指数对应于更快的飞行和增加的燃料消耗。飞行员将成本指数(例如，目标成本指数)提供给飞机的飞行管理系统。飞行管理系统基于标称飞机性能模型推荐对应于目标成本指标的速度。出于各种原因(例如，制造差异，时间变化等)，单个飞机的性能可能会与标称飞机性能模型不同，从而导致该飞机的有效成本指数(对应于推荐的速度)与目标成本指数不同。结果，飞机运营商无法在时间相关的成本与燃料相关的成本之间实现所需的平衡。
发明内容
在一个特定实施方式中，用于尾部特定参数计算的装置包括存储器、网络接口和处理器。存储器被配置为存储飞机类型的第一飞机的尾部特定飞机性能模型。尾部特定飞机性能模型基于第一飞机的历史飞行数据和与该飞机类型的第二飞机相关联的标称飞机性能模型。网络接口被配置为从第一飞机的数据总线接收飞行数据。处理器被配置为至少部分地基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成推荐的成本指数和推荐的巡航高度/海拔(altitude)。处理器还被配置为向显示装置提供推荐的成本指数和推荐的巡航高度。
在另一特定实施方式中，一种用于尾部特定参数计算的方法包括在装置处从飞机类型的第一飞机的数据总线接收飞行数据。该方法还包括至少部分地基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成推荐的成本指数和推荐的巡航高度。尾部特定飞机性能模型基于第一飞机的历史飞行数据和与该飞机类型的第二飞机相关联的标称飞机性能模型。该方法还包括提供从装置到第一飞机的显示装置的推荐的成本指数和推荐的巡航高度。
在另一特定实施方式中，计算机可读存储装置存储指令，该指令在由处理器执行时使处理器执行包括从飞机类型的第一飞机的数据总线接收飞行数据的操作。所述操作还包括至少部分地基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成推荐的成本指数和推荐的巡航高度。尾部特定飞机性能模型基于第一飞机的历史飞行数据和与该飞机类型的第二飞机相关联的标称飞机性能模型。所述操作还包括将推荐的成本指数和推荐的巡航高度提供给第一飞机的显示装置。
本文描述的特征、功能和优点可以在各种实施方式中独立地实现，或者可以在其他实施方式中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来找到。
附图说明
图1为示出用于尾部特定参数计算的系统的框图；
图2为示出图1的系统的飞行数据解析器和存储器的各方面的图示；
图3为示出图1的系统的飞行数据解析器和存储器的额外方面的图示；
图4为示出图1的系统的尾部特定参数生成器和存储器的各方面的图示；
图5为示出图1的系统的推荐生成器和存储器的各方面的图示；
图6为示出由图1的系统生成的图形用户界面的各方面的图示；
图7为尾部特定参数计算的方法的示例的流程图；以及
图8为根据本公开的被配置为支持计算机实现的方法和计算机可执行的程序指令(或代码)的各方面的飞机的框图。
具体实施方式
本文描述的实施方式涉及用于尾部特定参数计算的系统和方法。特定的飞机包括可访问标称飞机性能模型的机载计算装置。标称飞机性能模型与特定飞机的飞机类型相关联。例如，标称飞机性能模型代表飞机类型的飞机的预测平均性能。在一些示例中，标称飞机性能模型表示飞机类型的代表性飞机(例如，新制造的飞机)的飞机性能。为了说明，制造商假定代表性飞机代表该飞机类型的所有飞机的性能。实际上，各个飞机的性能可能因飞机而异。
飞行数据解析器可以访问特定飞机的历史飞行数据。在一些示例中，飞行数据解析器被集成到特定飞机中。在替代示例中，机外装置(例如，基于地面的装置)包括飞行数据解析器。飞行数据解析器通过去除与异常值相对应的条目、对历史飞行数据的条目进行排序/分类(sorting)或其组合来更新历史飞行数据。
尾部特定参数生成器基于特定飞机的历史飞行数据生成尾部特定参数。如本文所使用的，“尾部特定”是指“特定于特定飞机的”。为了说明，尾部特定参数特定于特定飞机(或与特定飞机相关)。在一些示例中，尾部特定参数生成器被集成到特定飞机中。在替代示例中，机外装置(例如，基于地面的装置)包括尾部特定参数生成器。尾部特定参数生成器基于特定飞机的历史飞行数据生成尾部特定参数。尾部特定参数表示特定于特定飞机的飞机性能。尾部特定参数生成器通过基于尾部特定参数更新标称飞机性能模型来生成尾部特定飞机性能模型。
机载计算装置包括推荐生成器。推荐生成器从特定飞机的数据总线接收飞行数据，并基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成(例如，实时地)推荐的成本指数。在一些示例中，推荐的成本指数对应于与目标成本指数相同的特定飞机的有效成本指数。在一些示例中，机载计算装置还确定推荐的巡航高度、推荐的速度或两者。例如，机载计算装置(基于标称飞机性能模型)确定对应于推荐的成本指数的推荐的巡航高度、推荐的速度或两者。在一些示例中，推荐的成本指数、推荐的速度、推荐的巡航高度或其组合降低(例如，最小化)特定飞机的运营成本。例如，推荐的成本指数对应于飞机的有效成本指数，其平衡了与时间相关的成本和与燃料相关的成本，从而降低了(例如，最小化)总体运营成本。
如本文中所使用的，各种术语仅用于描述特定实施方式的目的而并非旨在进行限制。例如，除非上下文另外清楚地指出，否则单数形式“一”、“一个”和“该”旨在也包括复数形式。此外，术语“包含(comprise)”、“包含(comprises)”和“包含(comprising)”与“包括(include)”、“包括(includes)”或“包括(including)”可互换使用。另外，术语“其中(wherein)”与术语“其中(where)”可互换使用。如本文中所使用的，“示例性”指示示例、实施方式和/或方面，并且不应被解释为限制或指示偏好或优选实施方式。如本文所使用的，用于修饰诸如结构、部件、操作等的元素的序数术语(例如，“第一”、“第二”、“第三”等)本身并不表示元素相对于另一个元素的任何优先级或顺序，而仅仅是将元素与具有相同名称(但由于序数词的使用)的另一个元素区分开。如本文所使用的，术语“集合”是指一个或多个元素的分组，并且术语“多个”是指多个元素。
参考图1，该图示出了用于尾部特定参数计算的系统100。系统100包括飞机108。飞机108包括机载计算装置102、数据总线140、一个或多个传感器142、显示装置144或其组合。机载计算装置102包括处理器170、存储器122、网络接口130(例如，第一网络接口)、网络接口132(例如，第二网络接口)或其组合。在一个特定方面，机载计算装置102包括或对应于飞机集成装置(AID)、飞行管理系统或两者。在一个特定方面，存储器122、网络接口130、处理器170、推荐生成器176、机载计算装置102或其组合被集成到便携式电子飞行袋(EFB)计算机中。在一个特定方面，EFB计算机包括平板电脑、移动装置、通信装置、计算装置或其组合。
需指出，在以下描述中，由图1的系统100执行的各种功能被描述为由某些部件或模块执行。然而，部件和模块的这种划分仅用于说明。在一个替代方面，本文描述的由特定部件或模块执行的功能被划分为多个部件或模块。此外，在一个替代方面，图1的两个或更多个部件或模块被集成到单个部件或模块中。在一个特定方面，由机载计算装置102执行的本文所述的一个或多个功能被划分在多个装置(例如，机载计算装置102、AID、飞行管理系统、中央服务器、分布式系统，或其任何组合)中。可以使用硬件(例如，现场可编程门阵列(FPGA)装置、专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、控制器等)、软件(例如，可由处理器执行的指令)或其任意组合来实现图1所示的每个部件或模块。
存储器122包括易失性存储器装置(例如，随机存取存储器(RAM)装置)、非易失性存储器装置(例如，只读存储器(ROM)装置、可编程只读存储器和闪存)或两者。在一个特定方面，存储器122包括可由处理器170执行以启动、控制或执行本文所述的一个或多个操作的一个或多个应用(例如，指令)。在一个说明性示例中，计算机可读存储装置(例如，存储器122)包括指令，该指令在由处理器170执行时使处理器170启动、执行或控制本文所述的操作。在一个特定方面，存储器122被配置为存储指令179，指令179可由处理器170执行以执行本文所述的一个或多个操作。
在一个特定方面，存储器122被配置为存储标称飞机性能模型185。标称飞机性能模型185与飞机108的飞机类型187相关。例如，标称飞机性能模型185代表飞机类型187的飞机的预测平均性能。在一个特定方面，标称飞机性能模型185由飞机108的制造商生成。机外装置162(或另一装置)基于飞机类型187的代表性飞机(例如，新制造的飞机)的飞机性能来生成标称飞机性能模型185。在一个特定方面，标称飞机性能模型185基于代表性飞机的估算的总重量(例如，假定的总重量)。
传感器142被配置为将飞行数据105提供给数据总线140。飞行数据105指示由传感器142执行的测量，如参考图5进一步描述的。机载计算装置102被配置为经由网络接口130从数据总线140接收飞行数据105。在一个特定方面，当一个或多个传感器142经由数据总线140将飞行数据105提供给数字飞行数据记录仪时，机载计算装置102(例如，飞机集成装置)获得飞行数据105。例如，机载计算装置102在第一时间从传感器142的第一传感器获得飞行数据105的第一部分。机载计算装置102在第二时间从传感器142的第二传感器获得飞行数据105的第二部分。为了说明，第一传感器响应于检测到第一事件或两者，以第一时间间隔提供飞行数据105的第一部分。第二传感器响应于检测到第二事件或两者，以第二时间间隔提供飞行数据105的第二部分。
网络接口132被配置为经由机外网络160与机外装置162(例如，基于地面的装置)进行通信。机外网络160包括有线网络、无线网络或两者。机外网络160包括局域网(LAN)、广域网(WAN)、蜂窝网络和卫星网络中的一者或多者。
处理器170包括飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174、推荐生成器176或其组合。飞行数据解析器172被配置为将飞机108的历史飞行数据107转换成可由尾部特定参数生成器174读取的格式，从历史飞行数据107中去除异常值，或两者，如参考图3进一步描述的。尾部特定参数生成器174被配置为基于历史飞行数据107来生成尾部特定参数141，如参考图4进一步描述的。例如，尾部特定参数141表示飞机108的飞机性能。在一个特定方面，如参考图4所描述的，尾部特定参数生成器174基于尾部特定参数141生成尾部特定飞机性能模型181。例如，尾部特定参数生成器174通过基于尾部特定参数141更新标称飞机性能模型185来生成尾部特定飞机性能模型181。
在一个特定方面，飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174或两者都被集成到机外装置162中。在这个方面，机外装置162包括存储器，该存储器被配置为存储由飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174或两者使用(或生成)的数据。机载计算装置102经由机外网络160从机外装置162接收尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或两者。机载计算装置102在存储器122中存储尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或其组合。
推荐生成器176被配置为基于目标成本指数189、飞行数据105和尾部特定飞机性能模型181来生成推荐191，如参考图5进一步描述的。例如，推荐191包括推荐的成本指数193。在一个特定方面，推荐生成器176被配置为生成推荐的巡航高度195、推荐的速度197或其组合，如参考图5进一步描述的。在一个特定方面，推荐生成器176执行参考飞行数据解析器172描述的一个或多个操作。例如，推荐生成器176确定飞行数据105是否对应于异常值，并响应于确定飞行数据105不对应于异常值而生成推荐191。
在操作的第一阶段，飞行数据解析器172访问飞机108的历史飞行数据107。例如，操作的第一阶段对应于飞行前准备、飞行后更新或两者。在其他示例中，操作的第一阶段发生在飞机108的飞行期间。在一个特定方面，用户(例如，信息技术(IT)管理员)在飞机108的第一飞行之后，在飞机108的第二飞行之前，或两者)向飞行数据解析器172提供指示飞机108的飞机标识符(ID)的用户输入。响应于接收到指示飞机ID的用户输入，飞行数据解析器172访问飞机108的历史飞行数据107。在一个特定方面，如果历史飞行数据107未指示飞机ID，则用户将指示飞机108的飞机ID的用户输入提供给飞行数据解析器172。飞行数据解析器172更新历史飞行数据107，如参考图2-3进一步描述的。例如，飞行数据解析器172将重力变化调整应用于由历史飞行数据107指示的总重量值，如参考图2进一步描述的。作为另一示例，飞行数据解析器172识别与异常值相对应的历史飞行数据107的条目，并通过去除所识别的条目来更新历史飞行数据107，如参考图3进一步描述的。
尾部特定参数生成器174基于历史飞行数据107来确定尾部特定参数141，如参考图4进一步描述的。在一个特定方面，尾特定参数生成器174响应于从用户(例如，IT管理员)接收到用户输入、从飞行数据解析器172接收到历史飞行数据107、从飞行数据解析器172接收到对历史飞行数据107的更新、从飞行数据解析器172接收到指示历史飞行数据107被更新的通知或其组合，确定尾部特定参数141。
在一个特定方面，如参考图4所描述的，尾部特定参数生成器174基于尾部特定参数141生成(或更新)尾部特定飞机性能模型181。例如，尾部特定参数生成器174可以访问与飞机108的飞机类型187相关的标称飞机性能模型185。尾部特定参数生成器174通过基于尾部特定参数141更新标称飞机性能模型185来生成尾部特定飞机性能模型181。标称飞机性能模型185代表与飞机类型187的代表性飞机相对应的飞机性能。尾部特定飞机性能模型181表示飞机108的飞机性能。
在一个特定方面，机外装置162包括飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174或两者。机载计算装置102从机外装置162接收尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或两者。例如，用户(例如，飞行员)在飞行之前将用户输入提供给机载计算装置102以从机外装置162请求飞行计划。机外装置162响应于从机载计算装置102接收到对飞行计划的请求并确定该请求指示飞机108的飞机ID，而将飞行计划、尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或其组合发送至机载计算装置102。
应当理解，提供了机载计算装置102作为说明性示例。在一些示例中，机载计算装置102对应于可以在不同时间在飞机108上和在其他时间不在飞机108上的移动装置(例如，平板电脑、通信装置、计算装置或其组合)。在一个特定方面，飞行员在登上飞机108之前使用移动装置发送对飞行计划的请求。
机载计算装置102接收目标成本指数189。目标成本指数189对应于配置设置、用户输入、默认数据或其组合。在一个特定方面，机载计算装置102从机外装置162、从用户(例如，IT管理员或飞行员)或其组合接收目标成本指数189。例如，飞行员在飞行之前将目标成本指数189提供给机载计算装置102。在一个特定方面，机载计算装置102基于标称飞机性能模型185确定对应于目标成本指数189的计划高度155(例如，计划最佳高度或飞行海拔)、计划速度157、计划燃料里程159或其组合。
在操作的第二阶段期间，传感器142将飞行数据105提供给数据总线140。例如，操作的第二阶段发生在飞机108的飞行期间。在一些示例中，操作的第二阶段发生在飞机108的第一飞行之后、飞机108的第二飞行之前或两者。响应于检测到事件，响应于接收到来自飞机108的部件的请求或其组合，传感器142以特定的时间间隔将飞行数据105提供给数据总线140。在一个特定方面，飞行数据105指示在飞行期间由传感器142执行的测量。
推荐生成器176基于飞行数据105、尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181、目标成本指数189或其组合来生成推荐191，如参考图5进一步描述的。在一个特定方面，推荐生成器176响应于接收到来自用户(例如，飞行员)的用户输入、检测到飞机108的在特定高度处的巡航飞行、接收到飞行数据105、检测到飞行数据105的变化或其组合而生成推荐191。推荐191包括推荐的成本指数193。在一些方面，推荐生成器176确定与推荐的成本指数193相对应的推荐的巡航高度195、推荐的速度197或其组合，如参考图5进一步描述的。
推荐生成器176生成指示推荐191的GUI 163。例如，GUI 163指示推荐的成本指数193、推荐的巡航高度195、推荐的速度197或其组合。推荐生成器176将GUI 163提供给显示装置144。在一些方面，GUI 163指示目标成本指数189、计划高度155、计划速度157、计划燃料里程159或其组合。飞行数据105指示飞机108的检测到的速度、检测到的高度、检测到的燃料里程或其组合。在一些方面，GUI 163指示检测到的速度、检测到的高度、检测到的燃料里程或其组合。
在一个特定方面，机载计算装置102接收指示所选成本指数153、所选速度165、所选海拔167或其组合的用户输入。例如，飞行员选择所选的成本指数153、所选的高度167、所选的速度165或其组合。在一个特定方面，所选成本指数153不同于目标成本指数189、推荐的成本指数193或两者。在一些示例中，机载计算装置102自动(例如，独立于用户输入)将所选成本指数153设置为推荐的成本指数193、将所选速度165设置为推荐的速度197、将所选高度167设置为推荐的巡航高度195或其组合。
在一个特定方面，机载计算装置102确定与所选成本指数153相对应的所选速度165。例如，机载计算装置102可以访问速度计算器(例如，经济(Econ)巡航速度表)，该速度计算器将所选的成本指数153和沿着轨迹从总重量、压力比、温度比或其组合导出的风分量映射到所选的速度165。飞行数据105指示地面速度、真实空速、总重量、压力比、温度比或其组合，如参考图5进一步描述的。
在一个特定方面，GUI 163指示所选的速度165、所选的高度167、所选的成本指数153或其组合。机载计算装置102(或飞机108的另一部件)生成一个或多个控制命令，以将飞机108的高度更新为所选高度167、将飞机108的速度更新为所选速度165或两者。
在操作的第三阶段期间，响应于确定飞行数据105满足过滤标准，飞行数据解析器172将飞行数据105添加到历史飞行数据107。例如，操作的第三阶段对应于飞行后维护。在一些示例中，操作的第三阶段发生在飞机108的飞行期间。应当理解，提供了三个操作阶段作为说明性示例。在一些方面，本文描述的操作以少于三个阶段或多于三个阶段来执行。在一个特定实施方式中，推荐生成器176将飞行数据105提供给机外装置162。例如，推荐生成器176响应于确定机载计算装置102在机外装置162的通信范围内、确定飞机108具有特定状态(例如，降落)、接收到指示飞行数据105被提供给机外装置162的用户输入、从机外装置162接收请求，或其组合，而向机外装置162提供飞行数据105。在该示例中，机外装置162的飞行数据解析器172响应于确定飞行数据105满足过滤标准而将飞行数据105添加到历史飞行数据107。尾部特定参数生成器174使用更新的历史飞行数据107来生成(或更新)尾部特定飞机性能模型181，以用于飞机108的后续飞行。
因此系统100能够基于飞机108的历史飞行数据107来计算尾部特定参数141。尾部特定参数141用于确定推荐的成本指数193。在一些示例中，推荐的成本指数193对应于飞机108的实现由目标成本指数189定义的目标时间/燃料成本的有效成本指数。在一些方面，推荐的成本指数193、推荐的巡航高度195、推荐的速度197或其组合降低(例如最小化)飞行期间飞机108的运营成本。
图2-3示出了飞行数据解析器172和存储器122的各方面。图2示出了基于重力变化调整的总重量的更新以及基于历史数据的参数值的确定。图3示出了基于过滤标准的历史数据的过滤。
参考图2，图200示出了飞行数据解析器172和存储器122的各方面。飞行数据解析器172可以访问图1的飞机108的历史飞行数据107。
历史飞行数据107包括多个条目290。条目290中的每个条目对应于图1的飞行数据105的特定实例。例如，条目290包括条目242，该条目242对应于在特定飞行期间由机载计算装置102在第一时间从数据总线140接收的、由传感器142在第一时间间隔期间生成或两者的飞行数据105。在一个特定方面，条目290包括第二条目，该第二条目对应于由机载计算装置102在第二时间从数据总线140接收的、由传感器142在第二时间间隔期间生成或两者的飞行数据105。
条目242指示速度信息(例如，马赫数202、地面速度220或两者)、位置信息(例如，压力高度206、纬度216或两者)、姿态信息(例如，左迎角(AOA)210、右AOA212、俯仰姿态(例如，左俯仰214)、航向218或其组合)、周围环境条件(例如，总空气温度208)、重量信息(例如，总重量204)、燃料信息(例如，燃料流量222、燃料重量224或两者)、设置(例如，稳定器配平设置226)或其组合。在一个特定方面，历史飞行数据107对应于逗号分隔值(CSV)文件，并且CSV文件的每一行对应于历史飞行数据107的条目。
在一个特定方面，在飞机108的特定飞行期间，由传感器142检测马赫数202、总重量204、压力高度206、总空气温度208、左AOA210、右AOA212、左俯仰214、纬度216、航向218、地面速度220、燃料流量222、燃料重量224、稳定器配平设置226或其组合。例如，马赫数202对应于特定飞行期间飞机108的检测到的马赫数。总重量204对应于特定飞行期间飞机108的报告的总重量。压力高度206对应于特定飞行期间飞机108的检测到的压力高度。总空气温度208对应于特定飞行期间飞机108外部的检测到的空气温度。左AOA210对应于特定飞行期间飞机108的检测到的左AOA。右AOA212对应于特定飞行期间飞机108的检测到的右AOA。左俯仰214对应于特定飞行期间飞机108的检测到的左俯仰。纬度216对应于特定飞行期间飞机108的检测到的纬度。航向218对应于特定飞行期间飞机108的检测到的航向。地面速度220对应于特定飞行期间飞机108的检测到的地面速度。燃料流量222对应于特定飞行期间飞机108的检测到的燃料流量。燃料重量224对应于特定飞行期间飞机108的检测到的燃料重量。例如，传感器142包括燃料体积传感器，其检测飞机108的燃料的体积并基于燃料的体积确定燃料重量224。稳定器配平设置226对应于特定飞行期间飞机108的检测到的稳定器配平设置。
在一个特定方面，图1的传感器142中的每个传感器生成时间序列的值。例如，传感器142的第一传感器产生第一时间序列的值(例如，马赫数)，以及传感器142的第二传感器生成第二时间序列的值(例如，总空气温度测量)。在一个特定方面，第一传感器与第二时间序列的值(例如，以十秒间隔)异步地生成第一时间序列的值(例如，以两秒间隔)。例如，第一传感器在时间t1(例如，10:00:01)生成第一马赫数、在时间t2(例如，10:00:03)生成第二马赫数、在时间t3(例如，10:00:05)生成第三马赫数、在时间t4(例如10:00:07)生成第四马赫数、在时间t5(例如10:00:09)生成第五马赫数，并等等。第二传感器在时间t11(例如，10:00:02)生成第一总空气温度，并且在时间t12(例如，10:00:12)生成第二总空气温度。
在一个特定方面，飞行数据解析器172使用聚合或合并(binning)来确定对应于公共时间序列(例如，以五秒间隔)的飞行数据值。例如，飞行数据解析器172确定对应于第一时间间隔(例如，10:00:03-10:00:08)的条目242的值。为了说明，飞行数据解析器172基于时间t2(例如，10:00:03)的第二马赫数、时间t3(例如，10:00:05)的第三马赫数、时间t4(例如，10:00:07)的第四马赫数或其组合确定第一值(例如，马赫数202)。在一个特定方面，第一值(例如，马赫数202)基于时间t2(例如，10:00:03)的第二马赫数、时间t3(例如，10:00:05)的第三马赫数、时间t4(例如，10:00:07)的第四马赫数或其组合的平均值。
在一个特定示例中，飞行数据解析器172基于时间t11(例如，10:00:02)的第一总空气温度、时间t12(例如，10:00:12)的第二总空气温度或两者来确定第二值(例如，总空气温度208)。例如，响应于确定第一总空气温度为在第一时间间隔(例如，10:00:03-10:00:08)之前从第二传感器接收到的最新值，飞行数据解析器172将时间t11的第一总空气温度指定为第二值(例如，总空气温度208)。作为另一示例，飞行数据解析器172基于时间t11(例如，10:00:02)的第一总空气温度和时间t12(例如，10:00:12)的第二总空气温度的平均值来确定第二值(例如，总空气温度208)。
在一个特定方面，条目242指示与第一时间间隔相对应的数据收集时间292。例如，数据收集时间292包括与第一时间间隔的起点(例如，10:00:03)相对应的第一时间戳，与第一时间间隔的结束(例如，10:00:08)相对应的第二时间戳，与第一时间间隔的中间时间(例如，10:00:05)相对应的第三时间戳或其组合。
在一个特定方面，总重量204基于用户输入、配置设置、默认数据或其组合。例如，飞行员将指示总重量204(例如，初始总重量)的用户输入提供给机载计算装置102。总重量204(例如，初始总重量)基于乘客数、托运行李数或其组合。
飞行数据解析器172基于历史飞行数据107确定一个或多个值。例如，飞行数据解析器172基于左AOA 210、右AOA 212、左俯仰214或其组合来确定AOA 228(例如，检测到的迎角)。在一个特定方面，飞行数据解析器172基于以下公式确定AOA 228：
其中，AOA对应于AOA 228，AOAL对应于左AOA210，AOAR对应于右AOA 212，以及PitchL对应于左俯仰214。应当理解，提供了基于左俯仰214的计算作为说明性示例。在其他示例中，计算基于飞机108的右俯仰而不是左俯仰214。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于马赫数202和总空气温度208确定静态空气温度230。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定静态空气温度230：
其中，SAT对应于静态空气温度230，TAT对应于总空气温度208，以及M对应于马赫数202。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于静态空气温度230和压力高度206来确定国际标准大气(ISA)偏差232。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定ISA偏差232：
ΔISA＝SAT-(-56.5,hp＞36089ft
其中，ΔISA对应于ISA偏差232，SAT对应于静态空气温度230，以及hp对应于压力高度206。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于静态空气温度230确定温度比234。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定温度比234：
其中，θ对应于温度比234，以及SAT对应于静态空气温度230。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于压力高度206确定压力比236。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定压力比236：
其中，δ对应于压力比236，hp对应于压力高度206，以及e对应于欧拉数(2.718281828..)。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于温度比234和马赫数202确定真实空速238(例如，检测到的空速)。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定真实空速238：
VTAS＝661.475Mθ0.5 公式6
其中，VTAS对应于真实空速238，M对应于马赫数202，以及θ对应于温度比234。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于压力比236和总重量204确定总重量增量(gross weight over delta)240。在一个特定方面，总重量增量240基于压力比236和总重量264。如本文所述，飞行数据解析器172基于总重量204确定总重量264。在一个特定方面，飞行数据解析器172基于以下公式确定总重量增量240：
其中，Wdel对应于总重量增量240，以及δ对应于压力比236。在一个特定方面，GW对应于总重量204。在一个替代方面，GW对应于总重量264。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于真实空速238和燃料流量222确定燃料里程282。例如，飞行数据解析器172基于以下公式确定燃料里程282：
其中，FM对应于燃料里程282，VTAS对应于真实空速238，以及FF对应于燃料流量222。
在一个特定方面，飞行数据解析器172通过基于重力变化调整267调整总重量204来生成总重量264。重力变化调整267包括针对纬度、高度、科里奥利力和离心力的重力变化的调整。例如，飞行数据解析器172使用重力校正技术来确定纬度和高度重力变化253、科里奥利和离心力重力变化255或其组合。纬度和高度重力变化253表示在纬度216和压力高度206处的重力加速度。科里奥利和离心力重力变化255表示由科里奥利力和离心力引起的重力加速度。飞行数据解析器172使用重力校正技术以至少部分地基于纬度和高度重力变化253、科里奥利和离心力重力变化255或其组合来确定重力变化调整267。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于总重量204和重力变化调整267(例如，总重量264＝总重量204+重力变化调整267)确定总重量264。飞行数据解析器172更新条目242以指示总重量264。总重量264对应于考虑重力变化调节(例如，校正)的总重量204(例如，重力变化调整267)。
参考图3，图300示出了飞行数据解析器172和存储器122的各方面。飞行数据解析器172被配置为基于过滤标准301、过滤标准303或两者过滤历史飞行数据107。在一个特定方面，过滤标准301、过滤标准303或两者对应于用户输入、默认数据、配置设置或其组合。在一个特定方面，飞行数据解析器172被配置为将历史飞行数据107从第一格式转换为第二格式。例如，第一格式由传感器142支持，以及第二格式由尾部特定参数生成器174支持。
在一个特定方面，飞行数据解析器172基于压力高度206与目标高度315之间的差(例如，(压力高度206-目标高度315)的绝对值)对条目290进行排序。例如，飞行数据解析器172基于压力高度206与目标高度315之间的差的绝对值来确定条目242的第一排序值。飞行数据解析器172基于第二条目的压力高度与目标高度315之间的差的绝对值来确定条目290的第二条目的第二排序值。飞行数据解析器172基于升序或降序对条目290排序。例如，飞行数据解析器172对条目290进行排序，以使条目242在条目290中具有第一排序位置，以及第二条目在条目290中具有第二排序位置。在一个特定方面，在第一排序值小于第二排序值的情况下，第一排序位置在第二排序位置之前。在一个替代方面，在第一排序值小于第二排序值的情况下，第一排序位置在第二排序位置之后。
在一个特定方面，目标高度315(例如，目标压力高度)对应于图1的所选高度167。在一个特定方面，过滤标准301、过滤标准303、目标高度315(例如，31080英尺)、高度阈值353(例如，24900英尺)、总重量阈值355(例如，100000磅(lb))、高度变化阈值357(例如，1英尺)、燃料流量变化阈值359(例如，50lb/小时(hr))、AOA变化阈值361(例如，0.05度)或其组合对应于用户输入、配置数据、默认数据或其组合。
过滤标准301指示总体阈值条件(例如，海拔阈值353、总重量阈值355、或两者)、变化阈值条件(例如，海拔变化阈值357、燃料流量变化阈值359、AOA变化阈值361或其组合)或其组合。例如，飞行数据解析器172基于确定条目242是否满足总体阈值条件、变化阈值条件或其组合来确定条目242是否满足过滤标准301。为了说明，飞行数据解析器172响应于确定压力高度206不满足(例如，小于)高度阈值353(例如，24900英尺)、总重量264(例如，报告的总重量)不满足(例如，小于)总重量阈值355(例如，100000磅(lb))或两者来确定条目242不满足过滤标准301。在一个特定方面，飞行数据解析器172使用总体阈值条件(例如，高度阈值353、总重量阈值355或两者)来过滤出与当飞机108正经历不被视为代表飞机108的特定飞行条件(例如，巡航)的飞行条件(例如，太低、太轻、上升、下降或其组合)时收集的飞行数据相对应的条目。在一个特定方面，飞行数据解析器172确定条目290的条目之间的参数值变化。例如，条目290的条目242为在条目290的第一条目之后的下一个条目。第一条目对应于第一数据收集时间。条目242对应于数据收集时间292。条目242为在条目290的排序版本中在第一条目之后的下一个条目。在一个特定实施方式中，飞行数据解析器172基于条目290的第一排序版本来确定参数值变化，其中条目290基于数据收集时间进行排序。例如，条目242为在条目290的第一排序版本中在第一条目之后的下一个条目，因为数据收集时间292紧接着第一数据收集时间并且在该第一数据收集时间之后。在一个特定方面，第一条目和条目242中的每者对应于在飞机108的单次飞行期间收集的飞行数据。
在一个替代实施方式中，飞行数据解析器172基于条目290的第二排序版本来确定参数值变化，其中基于压力高度与目标高度315之间的差来对条目290进行排序。例如，条目242为在条目290的第二排序版本中在第一条目之后的下一个条目，因为条目242的第一排序值(例如，(压力高度206-目标高度315)的绝对值)紧接着第一条目(例如，(第一条目的压力高度-目标高度315)的绝对值)的第二排序值并在其之后。在一个特定方面，第一条目和条目242中的每者对应于在飞机108的单次飞行期间收集的飞行数据。在一个替代方面，第一条目对应于在飞机108的第一飞行期间收集的飞行数据，而条目242对应于在飞机108的第二飞行期间收集的飞行数据。第一飞行在第二飞行之前或之后。
飞行数据解析器172过滤出对应于条目290的排序版本的相邻条目之间的大变化(例如，大于阈值高度变化、大于阈值燃料流量变化、大于阈值AOA变化)的条目。例如，飞行数据解析器172基于参数值变化来确定条目242是否满足变化阈值条件。为了说明，飞行数据解析器172响应于确定条目242为条目290的第一条目之后的下一个条目(例如，条目290的排序版本)，确定高度变化363、燃料流量变化365、AOA变化367或其组合。飞行数据解析器172基于压力高度206与第一条目的压力高度之间的差来确定高度变化363。飞行数据解析器172基于燃料流量222与第一条目的燃料流量之间的差来确定燃料流量变化365。飞行数据解析器172基于AOA228与第一条目的AOA之间的差来确定AOA变化367。
在一个特定方面，飞行数据解析器172响应于确定高度变化363不满足(例如，大于)高度变化阈值357而确定条目242不满足过滤标准301。在一个特定方面，飞行数据解析器172响应于确定燃料流量变化365不满足(例如，大于)燃料流量变化阈值359而确定条目242不满足过滤标准301。在一个特定方面，飞行数据解析器172响应于确定AOA变化367不满足(例如，大于)AOA变化阈值361而确定条目242不满足过滤标准301。在一个特定方面，飞行数据解析器172使用变化阈值条件(例如，高度变化阈值357、燃料流量变化阈值359、AOA变化阈值361或其组合)来过滤出与指示相邻条目之间的较大变化(例如，高度变化363、燃料流量变化365、AOA变化367)的飞行数据相对应的条目。
飞行数据解析器172去除不满足过滤标准301的任何条目290。例如，飞行数据解析器172响应于确定条目242不满足过滤标准301，从条目290中去除条目242。可替代地，飞行数据解析器172响应于确定条目242满足过滤标准301，拒绝从条目290中去除条目242。
在一些方面，飞行数据解析器172确定条目290是否满足过滤标准301，并且拒绝确定条目290是否满足过滤标准303。在一个替代方面，飞行数据解析器172另外确定条目290是否满足过滤标准303，或者作为满足过滤标准301的替代。例如，飞行数据解析器172过滤出条目290(例如，满足过滤标准301的其余条目)中与相对较大的燃料里程偏差(例如，在两个标准偏差极限之外)相对应的条目。为了说明，飞行数据解析器172确定条目290(例如，满足过滤标准301的其余条目)是否满足相对燃料里程条件。飞行数据解析器172在去除不满足过滤标准301的任何条目290之后，确定满足过滤标准301的其余条目的统计。例如，飞行数据解析器172基于满足过滤标准301的其余条目的燃料里程确定燃料里程平均值369(例如，平均燃料里程)和燃料里程标准偏差371。为了说明，飞行数据解析器172响应于确定条目242满足过滤标准301而至少部分地基于燃料里程282来确定燃料里程平均值369、燃料里程标准偏差371或两者。
在一个特定方面，飞行数据解析器172确定条目290(例如，满足过滤标准301的其余条目)是否满足过滤标准303。例如，飞行数据解析器172响应于确定条目242满足过滤标准301，而确定条目242是否满足过滤标准303。为了说明，飞行数据解析器172响应于确定燃料里程282不满足(例如，大于)燃料里程阈值375(例如，|燃料里程282|>燃料里程阈值375)而确定条目242不满足过滤标准303。燃料里程阈值375基于燃料里程平均值369和燃料里程标准偏差371(例如，燃料里程阈值375＝燃料里程平均值369+2(燃料里程标准偏差371))。在一个特定方面，飞行数据解析器172响应于确定燃料里程282不满足两个标准偏差极限而确定条目242不满足过滤标准303。在一个特定方面，飞行数据解析器172使用过滤标准303(例如，燃料里程阈值375)来过滤出与指示相对较大的燃料里程(例如，|燃料里程282|>燃料里程阈值375)的飞行数据相对应的条目。
在一个特定方面，飞行数据解析器172去除不满足过滤标准303的任何条目290。例如，飞行数据解析器172响应于确定条目242不满足过滤标准303，从条目290中去除条目242。可替代地，飞行数据解析器172响应于确定条目242满足过滤标准303，拒绝从条目290中去除条目242。
因此，历史飞行数据107包括满足过滤标准(例如，过滤标准301、过滤标准303或两者)的条目。例如，飞行数据解析器172从条目290中去除任何不满足整体阈值条件、变化阈值条件、相对燃料里程条件或其组合的异常值。条目290(例如，满足过滤标准301、过滤标准303或两者的其余条目)对应于表示图1的飞机108的巡航性能的数据点。
参考图4，图示400示出了尾部特定参数生成器174和存储器122的各方面。尾部特定参数生成器174可以访问对应于图1的飞机108的飞机类型187的标称飞机性能模型185。
尾部特定参数生成器174基于标称飞机性能模型185和历史飞行数据107来生成(或更新)尾部特定飞机性能模型181。在一个特定示例中，尾部特定参数生成器174基于历史飞行数据107来确定燃料流量偏差402。为了说明，标称飞机性能模型185指示与总重量264、马赫数202、压力高度206、ISA偏差232或其组合相对应的估算的燃料流量451。尾部特定参数生成器174基于估算的燃料流量451与燃料流量222的比较来确定燃料流量偏差402。在一个特定方面，尾部特定参数生成器174为条目290(例如，满足图3的过滤标准301和过滤标准303的条目)中的每个条目确定与燃料流量222(例如，检测到的燃料流量)相对应的第一组值。尾部特定参数生成器174为条目290中的每个条目确定与估算的燃料流量451相对应的第二组值。
尾部特定参数生成器174确定燃料流量偏差402，使得将燃料流量偏差402施加到第二组值改善第二组值和第一组值之间的拟合度(例如，减小误差)。在一个特定方面，尾部特定参数生成器174确定燃料流量偏差402以减小第三组值和第一组值的平方误差之和。例如，条目242的平方误差基于以下公式：
其中，i对应于条目242，
对应于条目242的平方误差，FFi对应于燃料流量222，βfuel对应于燃料流量偏差402，以及FFINFLTi对应于估算的燃料流量451。
条目290的平方误差(E)的总和基于以下公式：
其中，i对应于第i个条目(例如，条目242)，
对应于第i个条目(例如，条目242)的平方误差，FFi对应于第i个条目(例如，条目242)的燃料流量222，βfuel对应于燃料流量偏差402，以及FFINFLTi对应于第i个条目(例如，条目242)的估算的燃料流量451。
条目290的平方误差(E)之和的最小值(例如，0)基于以下公式：
在这个方面，尾部特定的参数生成器174基于以下公式确定燃料流量偏差402：
应当理解，作为说明性示例，提供了确定与减小的(例如，最小化的)平方误差之和相对应的燃料流量偏差402。在其他实施方式中，尾部特定参数生成器174使用其他技术来减小第一组值(例如，检测到的燃料流量)与第三组值(例如，通过燃料流量偏差402调整的估算的燃料流量)之间的差异。在一个特定实施方式中，尾部特定参数生成器174确定燃料流量偏差402，其减小第一组值(例如，检测到的燃料流量)和第三组值(例如，通过燃料流量偏差402调整后的估算的燃料流量)之间的平均差。
尾部特定参数生成器174通过基于燃料流量偏差402更新标称飞机性能模型185来生成(或更新)尾部特定飞机性能模型181。例如，标称飞机性能模型185被配置为输出与总重量264、马赫数202、压力高度206、ISA偏差232或其组合相对应的估算的燃料流量451。尾部特定飞机性能模型181被配置为确定与总重量264、马赫数202、压力高度206、ISA偏差232或其组合相对应的估算的燃料流量461(与条目242相关)。估算的燃料流量461基于估算的燃料流量451和燃料流量偏差402(例如，估算的燃料流量461＝(燃料流量偏差402)(估算的燃料流量451))。
在一个特定方面，尾部特定飞机性能模型181指示估算的总重量对应于多个输入参数。多个输入参数包括(或基于)历史飞行数据107中指示的值。例如，估算的总重量453(与条目242相关联)基于多个输入参数，该多个输入参数包括燃料重量224、估算的燃料流量451、总重量264、压力比236、静态空气温度230、ISA偏差232、AOA 228、稳定器配平设置226、马赫数202或其组合。为了说明，多个输入参数包括第一输入参数(例如，燃料重量224/参考燃料重量)、第二输入参数(例如，估算的燃料流量451)、第三输入参数(例如，(估算的燃料流量451)2)、第四输入参数(例如，高总重量指示符)、第五输入参数(例如，压力比236)、第六输入参数(例如，静态空气温度230和ISA偏差232的总和)、第七输入参数(例如AOA 228)、第八输入参数(例如(AOA 228)2)、第九输入参数(例如(AOA 228)3)、第十输入参数(例如，稳定器配平设置226)、第十一输入参数(例如，(稳定器配平设置226)2)、第十二输入参数(例如，马赫数202)、第十三输入参数(例如，(马赫数202)2)、一个或多个其他输入参数或其组合。在一个特定方面，响应于确定总重量264不满足(例如，大于)总重量阈值，尾部特定参数生成器174确定高总重量指示符具有第一值(例如，1)。可替代地，响应于确定总重量264满足(例如，小于或等于)总重量阈值，尾部特定参数生成器174确定高总重量指示符具有第二值(例如，0)。在一个特定方面，总重量阈值、参考燃料重量(例如，40000磅)或两者对应于用户输入、配置设置、默认数据或其组合。
在一个特定方面，估算的总重量453对应于多个输入参数的加权和。例如，估算的总重量453基于以下公式：
其中，GWesti对应于估算的总重量453，β0对应于恒定的拦截项，xi对应于多个输入参数(例如，x1，x2，...，xm)中的第i输入参数，βi对应于第i输入参数的恒定权重，以及
(例如，β0,β1,β2,…,βm)对应于总重量输入调整因子404。如本文所述，尾部特定参数生成器174被配置为确定总重量输入调整因子404。
总重量264与估算的总重量453之间的差对应于残差。例如，残差基于以下公式：
在一个特定方面，尾部特定参数生成器174使用迭代线性回归(例如，Huber方法)来确定总重量输入调整因子404。例如，尾部特定参数生成器174基于残差平方的加权和确定总重量输入调整因子404。在一个特定方面，残差平方的加权和基于以下公式：
其中，zi对应于加权因子。
在一个特定方面，尾部特定参数生成器174基于减少(例如，最小化)残差平方的加权和来确定总重量输入调整因子404。例如，最小化残差平方的加权和对应于将残差平方的加权和的导数设置为零。在一个特定方面，尾部特定参数生成器174被配置为基于以下公式来减少(例如，最小化)残差平方的加权和：
尾部特定参数生成器174基于残差值和调整参数来确定加权因子。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定加权因子：
其中，k对应于调整参数。调整参数基于以下公式：
k＝1.5σ 公式18
其中，σ对应于估算误差的标准偏差。估算误差的标准偏差基于以下公式：
其中，MAR对应于中值绝对残差。
加权因子(z1)取决于残差(ri)。残差(ri)取决于总重量输入调整因子
总重量输入调整因子
取决于加权因子(zi)。尾部特定参数生成器174使用迭代方法来确定总重量输入调整因子
在一个特定方面，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定总重量输入调整因子
其中，
基于
并且GWi对应于第i条目(例如，条目242)的总重量264。
其中，xij对应于与第i条目(例如，条目242)相对应的估算的总重量453的多个输入参数中的第j输入参数。
尾部特定参数生成器174确定归一化的总重量向量
其中归一化的总重量向量
的第i个元素基于以下公式：
其中，μGW对应于与条目290中的每个条目相对应的估算的总重量453的平均值，并且σGW对应于与条目290中的每个条目相对应的估算的总重量453的标准偏差。归一化的总重量向量
的维数为N。
尾部特定参数生成器174确定归一化的输入参数矩阵
其中归一化的输入参数矩阵
的第ji个元素基于以下公式：
其中，
对应于
的第j列的平均值，并且
对应于
的第j列的标准偏差。归一化的输入参数矩阵
的维数为N x m。
基于以下公式，归一化的总重量向量
与归一化的输入参数矩阵
相关：
其中，
对应于归一化权重的m元素向量。在一个特定方面，因为所有值均已归一化为零均值，所以
不包括拦截项。在一个特定方面，归一化权重的向量
与总重量输入调整因子的向量
相关(但不相同)，如本文所述。
尾部特定参数生成器174使用迭代最小二乘法来确定归一化权重的向量
例如，尾部特定参数生成器174使用最小二乘估算来确定归一化权重向量的初始估算
其中目标函数中的所有加权因子均等于1。为了说明，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定归一化权重向量的初始估算
尾部特定参数生成器174基于对归一化权重向量的初始估算
来确定初始残差向量。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定初始残差向量：
尾部特定参数生成器174基于初始残差向量来确定中值绝对残差(MAR)。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定MAR：
尾部特定参数生成器174在每个迭代t处确定残差
和相关联的权重zi。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定残差
尾部特定参数生成器174基于以下公式确定关联的权重zi：
其中
尾部特定参数生成器174确定对应于残差
和相关权重zi的归一化β向量
的估算。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定归一化β向量
的估算：
其中，权重矩阵Z(t-1)基于以下公式：
尾部特定参数生成器174执行迭代，直到估算的归一化β向量收敛为止。尾部特定参数生成器174根据以下公式从
确定单个归一化的总重量与单个归一化的输入参数集相关：
求解GWi得出以下公式：
扩展总和得出以下公式：
重新排列得出以下公式：
将公式35与公式13进行比较(例如，
)，根据以下公式，恒定权重βj与归一化权重
相关：
并且拦截对应于以下公式：
重写得出以下公式：
因此，尾部特定参数生成器174确定总重量输入调整因子404。在一个特定方面，总重量输入调整因子404包括第一调整因子(例如，β1＝1945.05850772936、第二调整因子(例如，β2＝63.64717988524、第三调整因子(例如，β3＝-0.00283351843837169、第四调整因子(例如，β4＝608.193281131959、第五调整因子(例如，β5＝-176687.200575113)、第六调整因子(例如，β6＝-103.693898395283)、第七调整因子(例如，β7＝89247.9687202538、第八调整因子(例如，β8＝-12116.1469156739)、第九调整因子(例如，β9＝518.788789927141)、第十调整因子(例如，β10＝-22796.8715364357、第十一调整因子(例如，β11＝1874.40317603838、第十二调整因子(例如，β12＝711667.52591982、第十三调整因子(例如，β13＝-604891.665472913，或其组合。总重量输入调整因子404还包括拦截项(例如，β0＝-407864.296721922)。
尾部特定参数生成器174通过基于总重量输入调整因子404更新标称飞机性能模型185来生成(或更新)尾部特定飞机性能模型181。例如，尾部特定飞机性能模型181指示估算的总重量对应于多个输入参数和总重量输入调整因子404。为了说明，尾部特定飞机性能模型181被配置为确定估算的总重量453(与条目242相关)等于拦截项(例如，β0)、第一加权输入参数(例如，第一调整因子*燃料重量224)、第二加权输入参数(例如，第二调整因子*估算的燃料流量451)、第三加权输入参数(例如，第三调整因子*(估算的燃料流量451)2)、第四加权输入参数(例如，第四调整因子*高总重量指示符)、第五加权输入参数(例如，第五调整因子*压力比236)、第六加权输入参数(例如，第六调整因子*(静态空气温度230和ISA偏差232之和))、第七加权输入参数(例如，第七调整因子*AOA 228)、第八加权输入参数(例如，第八调整因子*(AOA 228)2)、第九加权输入参数(例如，第九调整因子*(AOA 228)3)、第十加权输入参数(例如，第十调整因子*稳定器配平设置226)、第十一加权输入参数(例如，第十一调整因子*(稳定器配平设置226)2)、第十二加权输入参数(例如，第十二调整因子*马赫数202)、第十三加权输入参数(例如，第十三调整因子*(马赫数202)2)或其组合。
在一个特定方面，尾部特定飞机性能模型181被配置为指示与飞机108相关联的隐式成本指数406。例如，尾部特定参数生成器174确定与条目290相对应的条目隐式成本指数459，并基于条目隐式成本指数459确定隐式成本指数406。为了说明，尾部特定参数生成器174基于马赫数202、地面速度220、真实空速238、特定的总重量、压力比236、温度比234或其组合确定条目隐式成本指数455(对应于条目242)。在一个特定方面，条目隐式成本指数455指示在与条目242相对应的飞行期间飞机108的估算的运营成本。在一个特定方面，特定总重量对应于总重量264。在一个替代方面，特定总重量对应于估算的总重量453。在一个特定实施方式中，尾部特定参数生成器174使用成本指数计算器(例如，Econ巡航速度表)，该成本指数计算器将马赫数202、地面速度220、真实空速238、特定总重量、压力比236、温度比234或其组合映射到条目隐式成本指数455。例如，条目隐式成本指数455基于以下公式：
其中，CIdeducedi对应于条目隐式成本指数455，Wi对应于马赫数202，VGSi对应于地面速度220，i对应于真实空速238，GWi对应于总重量264或估算的总重量453，δi对应于压力比236，θi对应于温度比234，以及f对应于成本指数计算器(例如，Econ巡航速度表)的函数(例如，映射)。
尾部特定参数生成器174将隐式成本指数406确定为条目隐式成本指数459的平均值(例如，均值)。例如，隐式成本指数406基于以下公式：
其中，CIdeduced对应于隐式成本指数406。在一个特定方面，在图1的飞机108的多次飞行中收集的历史飞行数据107和隐式成本指数406(例如，19.79031)为对应于飞机108的多次飞行的条目隐式成本指数459的平均值。
在一个特定方面，尾部特定飞机性能模型181被配置为指示飞行成本416(例如，最小运营成本)、成本指数418或两者。例如，尾部特定参数生成器174确定与条目290相对应的飞行成本469。为了说明，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定与条目242相对应的条目飞行成本465：
Cnm＝CF0(100CI+FF)/VGS$/nm 公式41
其中，Cnm对应于条目飞行成本465，CF0对应于燃料价格422，CI对应于成本指数424，FF对应于燃料流量222，以及对应于地面速度220。在一个特定方面，条目飞行成本465以美元($)/海里(nm)为单位。在一个特定方面，燃料价格422(例如，假定的燃料价格)对应于用户输入、配置设置、默认数据或其组合。在一个特定方面，成本指数424对应于图1的目标成本指数189、与飞机108的运营商(例如，航空公司)相关联的平均成本指数或两者。条目飞行成本465指示与条目242相关联的时间相关成本和燃料相关成本。
尾部特定参数生成器174确定对应于条目290的归一化成本指数429。例如，尾部特定参数生成器174基于以下公式确定与条目242相对应的归一化成本指数425：
其中，Q1对应于归一化成本指数425，CIdeduced对应于隐式成本指数406，GW对应于特定的总重量，以及δ对应于压力比236。在一个特定方面，特定的总重量包括总重量264。在一个替代方面，特定总重量包括估算的总重量453。
尾部特定参数生成器174使用曲线拟合技术以将飞行成本469拟合到归一化成本指数429。例如，尾部特定参数生成器174使用指数模型来执行曲线拟合。尾部特定参数生成器174基于曲线拟合确定模型参数。例如，尾部特定参数生成器174确定第一模型参数(c1)、第二模型参数(c2)、第三模型参数(λ1)、第四模型参数(λ2)或其组合。为了说明，尾部特定参数生成器174使用非线性优化技术(例如，Nelder-Mead算法)来确定非线性分量指标(例如，第三模型参数(λ1)、第四模型参数(λ2)或两者)并使用线性回归来确定系数(例如，第一模型参数(c1)、第二模型参数(c2)或两者)。在一个特定方面，第三模型参数(λ1)、第四模型参数(λ2)或两者具有负值。与模型参数相对应的成本模型基于以下公式：
其中，
对应于成本模型。
尾部特定参数生成器174基于成本模型来确定飞行成本416(例如，最小运营成本)。例如，飞行成本416对应于与成本模型相对应的归一化成本指数425(Q1)的最小值。为了说明，将成本模型的导数设置为零并求解Q1会得出飞行成本416。飞行成本416对应于飞机108的估算的最小运营成本。在一个特定方面，在求解Q1时去除了特定的总重量因子。在一个特定示例中，飞行成本416基于以下公式：
尾部特定参数生成器174基于飞行成本416确定特定条目的成本指数418。例如，尾部特定参数生成器174确定与飞行成本416(例如，最小飞行成本)的条目242相对应的成本指数418。为了说明，成本指数418指示如果条目242与以飞行成本416(例如，估算的最小运营成本)运行的飞行相关的话将产生的预测成本指数。尾部特定参数生成器174基于以下公式确定针对特定条目(例如，特定巡航飞行条件)的成本指数418：
其中，
对应于特定条目的成本指数418，
对应于飞行成本416，GW对应于特定条目的特定总重量，δ对应于特定条目的压力比236。在一个特定方面，特定总重量对应于总重量264。在一个替代方面，特定总重量对应于估算的总重量453。
参考图5，图500示出了推荐生成器176和存储器122的各方面。推荐生成器176可以访问尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或其组合。例如，推荐生成器176从尾部特定参数生成器174接收尾部特定参数141、尾部特定飞机性能模型181或两者。
推荐生成器176可以在飞行期间(例如，实时)访问由传感器142生成的飞行数据105。飞行数据105指示多个参数。例如，飞行数据105指示速度信息(例如，马赫数502、地面速度520或两者)、位置信息(例如，压力高度506、纬度516或两者)、姿态信息(例如，左AOA510、右AOA 512、俯仰(例如，左俯仰514)、航向518或其组合)、周围环境条件(例如，总空气温度508)、重量信息(例如，总重量564)、燃料信息(例如，燃料流量522、燃料重量524或两者)、设置(例如，稳定器配平设置526)或其组合。在一个特定方面，推荐生成器176基于飞行数据105确定(通过执行与参考图2描述的飞行数据解析器172类似的计算)总重量增量540、静态空气温度530、ISA偏差532、温度比534、压力比536、真实空速538、AOA 528、燃料里程582、数据收集时间590或其组合。
在一个特定方面，总重量564对应于从传感器142接收到的在飞行数据105中指示的总重量。在一个替代方面，从仪器接收到的飞行数据105指示第一总重量，以及推荐生成器176基于第一总重量和重力变化调整567确定总重量564(例如，总重量564＝第一总重量+重力变化调整567)。在一个特定方面，推荐生成器176通过执行与飞行数据解析器172执行的类似的计算以确定重力变化调整267来确定重力变化调整567，如参考图2所描述的。在一个替代方面，尾部特定飞机性能模型181指示重力变化调整267，并且推荐生成器176基于重力变化调整267确定重力变化调整567。在一个特定示例中，重力变化调整567与重力变化调整267相同。
在一个特定方面，推荐生成器176确定飞行数据105是否满足过滤标准301、过滤标准303或两者。例如，推荐生成器176执行与由飞行数据解析器172执行的类似的计算，如参考图3所描述的。响应于确定飞行数据105满足过滤标准301、过滤标准303或两者，推荐生成器176基于飞行数据105生成推荐191。可替代地，响应于确定飞行数据105不满足过滤标准301、过滤标准303或两者，推荐生成器176拒绝基于飞行数据105生成推荐191。
推荐生成器176被配置为基于尾部特定飞机性能模型181来确定推荐的成本指数193。例如，响应于确定尾部特定飞机性能模型181指示飞行成本416，推荐生成器176基于飞行成本416确定推荐的成本指数193。为了说明，推荐生成器176基于公式45确定推荐的成本指数193，其中，
对应于推荐的成本指数193，
对应于飞行成本416，GW对应于总重量564，以及δ对应于压力比536。
在一个特定方面，推荐生成器176被配置为使用高度计算技术(例如，最佳性能高度计算技术)来确定推荐的巡航高度195。例如，推荐生成器176基于估算的总重量544、总空气温度508、成本指数542、重心、抖振边界限制的余量、估算的风速或其组合来确定推荐的巡航高度195。为了说明，推荐生成器176基于公式45确定成本指数542，其中，
对应于成本指数542，
对应于飞行成本416，GW对应于估算的总重量555，以及δ对应于压力比536。
推荐生成器176基于总重量输入调整因子404和多个参数来确定估算的总重量555。为了说明，推荐生成器176基于以下公式确定估算的总重量555：
GWest＝β0+β1x1+β2x2+…+βmxm 公式46
其中，GWest对应于估算的总重量555。β0对应于由总重量输入调整因子指示的拦截项，如参考图4所描述的。β1,β2,…,βm对应于总重量输入调整因子404，如参考图4所描述的。x1,x2,…,xm对应于由飞行数据105所指示的参数。
在一个特定方面，估算的总重量555对应于拦截项、第一加权输入参数(例如，第一调整因子*燃料重量524)、第二加权输入参数(例如，第二调整因子*估算的燃料流量551)、第三加权输入参数(例如，第三调整因子*(估算的燃料流量551)2)、第四加权输入参数(例如，第四调整因子*高总重量指示符553)、第五加权输入参数(例如，第五调整因子*压力比536)、第六加权输入参数(例如，第六调整因子*(静态空气温度530和ISA偏差532之和))、第七加权输入参数(例如，第七调整因子*AOA 528)、第八加权输入参数(例如，第八调整因子*(AOA 528)2)、第九加权输入参数(例如，第九调整因子*(AOA 528)3)、第十加权输入参数(例如，第十调整因子*稳定器配平设置526)、第十一加权输入参数(例如，第十一调整因子*(稳定器配平设置526)2)、第十二加权输入参数(例如，第十二调整因子*马赫数502)、第十三加权输入参数(例如，第十三调整因子*(马赫数502)2)或其组合的总和。
在一个特定示例中，尾部特定飞机性能模型181指示与燃料流量偏差402、总重量564、马赫数502、压力高度506、ISA偏差532或其组合相对应的估算的燃料流量551，如参考图4所描述的。例如，估算的燃料流量551对应于基于燃料流量偏差402的第一估算的燃料流量的调整(例如，估算的燃料流量551＝(燃料流量偏差402)(第一估算的燃料流量))，其中，第一估算的燃料流量由标称飞机性能模型185指示为对应于总重量564、马赫数502、压力高度506、ISA偏差532或其组合。在一个特定方面，燃料里程582基于燃料流量522(例如，燃料里程582＝真实空速538/燃料流量522)。在一个特定方面，燃料里程582基于估算的燃料流量551(例如，燃料里程582＝真实空速538/估算的燃料流量551)。
推荐生成器176响应于确定总重量564不满足(例如，大于)总重量阈值而将高总重量指示符553设置为具有第一值(例如，1)。可替代地，响应于确定总重量564满足(例如，小于或等于)总重量阈值，推荐生成器176将高总重量指示符553设置为具有第二值(例如，0)。在一个特定方面，总重量阈值对应于用户输入、配置设置、默认数据或其组合。
在一个特定方面，推荐生成器176基于公式45确定与多个巡航高度554相关联的多个估算的成本指数558。例如，推荐生成器176确定与巡航高度574相关联的估算的总重量544和估算的压力比557。推荐生成器176使用公式45来确定与巡航高度574相关联的估算的成本指数568，其中，
对应于估算的成本指数568，
对应于飞行成本416，GW对应于估算的总重量544，以及δ对应于估算的压力比557。
在一个特定方面，多个巡航高度554对应于用户输入、配置设置、默认数据或其组合。推荐生成器176基于总重量输入调整因子404和多个参数来确定估算的总重量544。为了说明，推荐生成器176基于公式46确定估算的总重量544，其中，GWest对应于估算的总重量544。β0对应于由总重量输入调整因子指示的拦截项，如参考图4所描述的。β1,β2,…,βm对应于总重量输入调整因子404，如参考图4所描述的。x1,x2,…,xm对应于由飞行数据105指示的参数、与巡航高度574相关的参数或两者。例如，飞行数据105指示与高度无关的第一参数，并且基于巡航高度574估算与高度相关的第二参数。为了说明，第一参数包括估算的压力比557、估算的ISA偏差559或两者。
在一个特定方面，估算的总重量544对应于拦截项、第一加权输入参数(例如，第一调整因子*燃料重量524)、第二加权输入参数(例如，第二调整因子*估算的燃料流量551)、第三加权输入参数(例如，第三调整因子*(估算的燃料流量551)2)、第四加权输入参数(例如，第四调整因子*高总重量指示符553)、第五加权输入参数(例如，第五调整因子*估算的压力比557)、第六加权输入参数(例如，第六调整因子*(静态空气温度530和估算的ISA偏差559之和))、第七加权输入参数(例如，第七调整因子*AOA 528)、第八加权输入参数(例如，第八调整因子*(AOA 528)2)、第九加权输入参数(例如，第九调整因子*(AOA 528)3)、第十加权输入参数(例如，第十调整因子*稳定器配平设置526)、第十一加权输入参数(例如，第十一调整因子*(稳定器配平设置526)2)、第十二加权输入参数(例如，第十二调整因子*马赫数502)、第十三加权输入参数(例如，第十三调整因子*(马赫数502)2)或其组合的总和。
推荐生成器176基于公式5确定估算的压力比557，其中，δ对应于估算的压力比557，hp对应于巡航高度574，以及e对应于欧拉数(2.718281828..)。推荐生成器176基于公式3确定估算的ISA偏差559，其中，ΔISA对应于估算的ISA偏差559，SAT对应于静态空气温度530，以及hp对应于巡航高度574。
推荐生成器176基于多个估算的成本指数558从巡航高度554中选择推荐的巡航高度195。在一个特定方面，响应于将估算的成本指数568识别为多个估算的成本指数558中的最低值，推荐生成器176确定巡航高度574(与估算的成本指数568相关联)对应于飞机108的预测的最小运营成本巡航高度。响应于确定巡航高度574对应于飞机108的预测的最小运营成本巡航高度，推荐生成器176选择巡航高度574作为推荐的巡航高度195。
在一个特定方面，推荐生成器176基于总重量564、压力比536、推荐的成本指数193或其组合来确定推荐的速度197。例如，推荐生成器176可以访问速度计算器(例如，Econ巡航速度表)，该速度计算器将推荐的成本指数193、地面速度520、真实空速538、总重量564、压力比536、温度比534或其组合映射到推荐的速度197。
参考图6，其示出了GUI 163的各方面的示例。在一个特定方面，GUI 163由推荐生成器176、机载计算装置102、飞机108、图1的系统100或其组合来生成。
在图6中，GUI 163指示计划速度157(例如，0.780马赫)、马赫数502(例如，0.783马赫)和推荐的速度197(例如，0.783马赫)。在一个特定方面，马赫数502表示当前马赫数。例如，马赫数502表示飞机108的最近检测到的马赫数。GUI 163指示计划高度155(例如，400)、压力高度506(例如，400)和推荐的巡航高度195(例如，409)。在一个特定方面，计划高度155代表计划飞行水平，压力高度506代表当前飞行水平，以及推荐的巡航高度195代表推荐的飞行水平。GUI 163指示计划燃料里程159(例如，9.09nm/100lbs)和燃料里程582(例如，11.28nm/100lbs)。在一个特定方面，燃料里程582代表当前燃料里程。
GUI 163指示目标成本指数189、推荐的成本指数193和检测到的成本指数601。在一个特定方面，目标成本指数189代表当前目标成本指数。例如，推荐生成器176基于以下公式确定检测到的成本指数601：
其中，CIdetected对应于检测到的成本指数601，M对应于图5的马赫数502，VGS对应于地面速度520，对应于真实空速538，GW对应于总重量564或估算的总重量555，δ对应于压力比536，θ对应于温度比534，以及f对应于成本指数计算器(例如，Econ巡航速度表)的函数(例如，映射)。
因此GUI 163能够实时显示用于速度、高度、燃料里程、成本指数或其组合的计划值、实际值以及推荐值。在一些示例中，GUI 163使用户(例如，飞行员)能够在飞行期间做出关于飞机108的操作的明智的决定，其考虑改变的飞行条件和尾部特定性能。例如，用户基于比较显示的计划值、实际值和推荐值，提供指示图1的所选成本指数153、所选速度165、所选海拔167或其组合的用户输入。在一些示例中，机载计算装置102自动(例如，独立于用户输入)将所选成本指数153设置为推荐的成本指数193、将所选速度165设置为推荐的速度197、将所选高度167设置为推荐的巡航高度195或其组合。机载计算装置102(或飞机108的另一部件)基于用户输入生成一个或多个控制命令，以将飞机108的高度更新为所选的高度167，以将飞机108的速度更新为所选的速度165或其组合，如参考图1所描述的。基于推荐的成本指数193、推荐的速度197、推荐的巡航高度195或其组合的飞机108的运行相对于计划值(例如，目标成本指数189、计划速度157、计划高度155或其组合)降低飞机108的运营成本。
图7为用于尾部特定参数计算的方法700的流程图。在一个特定方面，方法700由飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174、推荐生成器176、处理器170、机载计算装置102、飞机108、图1的系统100或其任何组合执行。
方法700包括在702处从第一飞机的数据总线接收飞行数据。例如，如参考图1所描述的，图1的推荐生成器176从飞机108的数据总线140接收飞行数据105。
方法700还包括在704处基于飞行数据和尾部特定飞机性能模型来生成推荐的成本指数和推荐的巡航高度。例如，如参考图1和图5所描述的，图1的推荐生成器176基于飞行数据105和尾部特定飞机性能模型181来生成推荐的成本指数193和推荐的巡航高度195。尾部特定飞机性能模型181基于飞机108的历史飞行数据107和标称飞机性能模型185。标称飞机性能模型185和与飞机108相同的飞机类型(例如，飞机类型187)的第二飞机(例如，代表性飞机)相关联，如参考图1所描述的。
方法700还包括在706处向第一飞机的显示装置提供推荐的成本指数和推荐的巡航高度。例如，图1的推荐生成器176向飞机108的显示装置144提供推荐的成本指数193和推荐的巡航高度195。为了说明，推荐生成器176生成指示推荐的成本指数193、推荐的巡航高度195或两者的GUI 163。推荐生成器176将GUI 163提供给显示装置144。
因此方法700能够使用尾部特定参数141(例如，基于尾部特定参数141的尾部特定飞机性能模型181)来确定推荐的成本指数193。在一些示例中，推荐的成本指数193、推荐的巡航高度195或两者降低(例如，最小化)飞行期间飞机108的运营成本。
可以在如图8所示的飞机108的背景下描述本公开的各方面。飞机108包括具有多个系统820(例如，高级系统)和内部822的机身818。系统820的示例包括推进系统824、电气系统826、环境系统828、液压系统830、飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174和推荐生成器176中的一者或多者。也可以包括其他系统。
飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174、推荐生成器176或其组合被配置为支持根据本公开的计算机实现方法和计算机可执行程序指令(或代码)的各方面。例如，飞行数据解析器172、尾部特定参数生成器174、推荐生成器176或其部分被配置为执行指令以发起、执行或控制参考图1-7描述的一个或多个操作。
尽管图1至图8中的一者或多者示出了根据本公开的教导的系统、装置和/或方法，但是本公开不限于这些示出的系统、装置和/或方法。如本文中图示或描述的，图1-8中的任何一者的一个或多个功能或部件可以与图1-8中的另一者的一个或多个其他部分组合。例如，可以结合本文描述的其他操作来执行图7的方法700的一个或多个元件。因此，本文描述的任何单个实施方式都不应被解释为限制，并且在不脱离本公开的教导的情况下，可以适当地组合本公开的实施方式。例如，参考图1-7描述的一个或多个操作可以为可选的、可以至少部分地被同时执行和/或可以以与所示出或描述的顺序不同的顺序执行。
上述示例是说明性的但不限制本公开。应当理解，根据本公开的原理可以进行多种修改和变化。
本文描述的示例的说明旨在提供对各种实施方式的结构的一般理解。这些图示不旨在用作利用本文描述的结构或方法的装置和系统的所有元件和特征的完整描述。在阅读本公开后，许多其他实施方式对于本领域技术人员而言是显而易见的。其他实施方式可以从本公开得出并被利用，使得可以在不脱离本公开的范围的情况下进行结构和逻辑替换和改变。例如，方法操作可以以与图中所示不同的顺序执行，或者一个或多个方法操作可以被省略。因此，本公开和附图应被视为说明性的而非限制性的。
此外，尽管本文已说明和描述了特定示例，但应了解，经设计以实现相同或类似结果的任何后续布置可被替代以用于所示的特定实施方式。本公开旨在涵盖各种实施方式的任何和所有后续修改或变化。在阅读本说明书之后，上述实施方式的组合以及本文未具体描述的其他实施方式对于本领域技术人员而言将是显而易见的。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种用于尾部特定参数计算的装置，该装置包括：
存储器(122)，其被配置为存储用于飞机类型(187)的第一飞机(108)的尾部特定飞机性能模型(181)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；
网络接口(130)，其被配置为从所述第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；以及
处理器(170)，其被配置为：
至少部分地基于所述飞行数据(105)和所述尾部特定飞机性能模型(181)，生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)；以及
向显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
条款2.根据条款1所述的装置，其中，基于所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)的所述第一飞机(108)的运营相对于基于目标成本指数的所述第一飞机的运营降低了所述第一飞机(108)的运营成本。
条款3.根据条款1或2所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为确定飞行的隐式成本指数(455)，其中，所述推荐的成本指数(193)基于隐式成本指数(455)，并且其中，所述隐式成本指数(455)基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的报告的总重量(204、264、453)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的马赫数(202)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的地面速度(220)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的空速(238)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的压力高度(206)、所述飞行期间在所述第一飞机(108)外部检测到的空气温度(208、230)或其组合。
条款4.根据条款1-3中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为确定飞行期间所述第一飞机(108)的估算的总重量(453)，所述估算的总重量(453)基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的燃料重量(224)、参考燃料重量、所述飞行期间的估算的燃料流量(461)、所述飞行中的高总重量指示符、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的压力高度(206)、所述飞行期间在所述第一飞机(108)外部检测到的空气温度(208、230)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的马赫数(202)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的仰角(228)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的稳定器配平设置(226)或其组合，其中，所述推荐的成本指数(193)基于所述估算的总重量(453)。
条款5.根据条款1-4中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的估算的最低运营成本(416)、所述估算的总重量(453)、所述检测到的压力高度(206)或其组合来确定所述推荐的成本指数(193)。
条款6.根据条款1-5中的任一项所述的装置，其中，所述推荐的巡航高度(195)对应于所述第一飞机(108)的预测的最小运营成本巡航高度(574)，其中，所述推荐的巡航高度(195)基于与多个巡航高度(554)相关联的多个估算的成本指数(558)，其中，所述多个估算的成本指数(558)中的一个估算的成本指数(568)与所述预测的最小运营成本巡航高度(574)相关联，并且其中，所述估算的成本指数(568)基于飞行期间所述第一飞机(108)的估算的总重量(544)。
条款7.根据条款1-6中的任一项所述的装置，其中，所述存储器(122)、所述网络接口(130)和所述处理器(170)被集成到所述第一飞机(108)中。
条款8.根据条款1所述的装置，其中，所述存储器(122)、所述网络接口(130)和所述处理器(170)被集成到便携式电子飞行包(EFB)计算机中。
条款9.根据条款1-8中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为通过基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)修改所述标称飞机性能模型(185)来生成所述尾部特定飞机性能模型(181)。
条款10.根据条款1-9中的任一项所述的装置，其中，所述标称飞机性能模型(185)基于所述第二飞机的第二飞行数据，并且其中，所述处理器(170)被配置为响应于确定所述历史飞行数据(107)满足过滤标准(301、303)，基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)来修改所述标称飞机性能模型(185)。
条款11.根据条款1-10中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为在确定所述历史飞行数据(107)是否满足所述过滤标准(301、303)之前，基于所述第一飞机(108)的压力高度(206)与目标压力高度(315)之间的差对所述历史飞行数据(107)进行排序，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述压力高度(206)。
条款12.根据条款1-11中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的压力高度(206)满足高度阈值(353)而确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述压力高度(206)。
条款13.根据条款1-12中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的报告的总重量(204、264)满足总重量阈值(355)而确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述报告的总重量(204、264)。
条款14.根据条款1-13中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的第一压力高度(206)和所述第一飞机(108)的第二压力高度(206)之间的差满足高度变化阈值(357)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一压力高度(206)和所述第二压力高度(206)，其中，所述第一压力高度(206)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二压力高度(206)与第二数据收集时间相关联。
条款15.根据条款1-14中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的第一燃料流量(222)和所述第一飞机(108)的第二燃料流量(222)之间的差满足燃料流量变化阈值(359)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一燃料流量(222)和所述第二燃料流量(222)，其中，所述第一燃料流量(222)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二燃料流量(222)与第二数据收集时间相关联。
条款16.根据条款1-15中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定与所述第一飞机(108)相关联的第一迎角(228)和与所述第一飞机(108)相关联的第二迎角(228)之间的差满足迎角变化阈值(361)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一迎角(228)和所述第二迎角(228)，其中，所述第一迎角(228)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二迎角(228)与第二数据收集时间相关联。
条款17.根据条款1-16中的任一项所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为：
基于所述历史飞行数据(107)确定平均燃料里程(369)；以及
响应于确定由所述历史飞行数据(107)指示的燃料里程(282)满足燃料里程阈值(375)，确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述里程阈值(375)基于所述平均燃料里程(369)。
条款18.一种用于尾部特定参数计算的方法，所述方法包括：
在装置处从飞机类型(187)的第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；
至少部分地基于所述飞行数据(105)和尾部特定飞机性能模型(181)生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；以及
从所述装置向所述第一飞机(108)的显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
条款19.根据条款18所述的方法，还包括基于所述飞行数据(105)来更新所述尾部特定飞机性能模型(181)。
条款20.一种存储指令的计算机可读存储装置，所述指令在由处理器(170)执行时使所述处理器(170)执行以下操作：
从飞机类型(187)的第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；至少部分地基于所述飞行数据(105)和尾部特定飞机性能模型(181)生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；以及
向所述第一飞机(108)的显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
条款21.根据条款20所述的计算机可读存储装置，其中，所述操作还包括：响应于确定所述飞行数据(105)满足过滤标准(301、303)，基于所述飞行数据(105)更新尾部特定飞机性能模型(181)。
应理解，提交本公开的摘要不旨在用于解释或限制权利要求的范围或含义。另外，在前面的具体实施方式中，出于简化本公开的目的，可以将各种特征组合在一起或在单个实施方式中描述。上述示例说明但不限制本公开。还应当理解，根据本公开的原理可以进行多种修改和变化。如所附权利要求所反映的，所要求保护的主题可以涉及少于任何所公开示例的所有特征。因此，本公开的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (21)
1.一种装置，包括：
存储器(122)，其被配置为存储用于飞机类型(187)的第一飞机(108)的尾部特定飞机性能模型(181)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；
网络接口(130)，其被配置为从所述第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；以及
处理器(170)，其被配置为：
至少部分地基于所述飞行数据(105)和所述尾部特定飞机性能模型(181)，生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)；以及
向显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
2.根据权利要求1所述的装置，其中，基于所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)的所述第一飞机(108)的运营相对于基于目标成本指数的所述第一飞机的运营降低了所述第一飞机(108)的运营成本。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为确定飞行的隐式成本指数(455)，其中，所述推荐的成本指数(193)基于所述隐式成本指数(455)，并且其中，所述隐式成本指数(455)基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的报告的总重量(204、264、453)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的马赫数(202)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的地面速度(220)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的空速(238)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的压力高度(206)、所述飞行期间在所述第一飞机(108)外部检测到的空气温度(208、230)或其组合。
4.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为确定飞行期间所述第一飞机(108)的估算的总重量(453)，所述估算的总重量(453)基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的燃料重量(224)、参考燃料重量、所述飞行期间的估算的燃料流量(461)、用于所述飞行的高总重量指示符、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的压力高度(206)、所述飞行期间在所述第一飞机(108)外部检测到的空气温度(208、230)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的马赫数(202)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的仰角(228)、所述飞行期间所述第一飞机(108)的检测到的稳定器配平设置(226)或其组合，其中，所述推荐的成本指数(193)基于所述估算的总重量(453)。
5.根据权利要求4所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为基于所述飞行期间所述第一飞机(108)的估算的最低运营成本(416)、所述估算的总重量(453)、所述检测到的压力高度(206)或其组合来确定所述推荐的成本指数(193)。
6.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述推荐的巡航高度(195)对应于所述第一飞机(108)的预测的最小运营成本巡航高度(574)，其中，所述推荐的巡航高度(195)基于与多个巡航高度(554)相关联的多个估算的成本指数(558)，其中，所述多个估算的成本指数(558)中的一个估算的成本指数(568)与所述预测的最小运营成本巡航高度(574)相关联，并且其中，所述估算的成本指数(568)基于飞行期间所述第一飞机(108)的估算的总重量(544)。
7.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述存储器(122)、所述网络接口(130)和所述处理器(170)被集成到所述第一飞机(108)中。
8.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述存储器(122)、所述网络接口(130)和所述处理器(170)被集成到便携式电子飞行包(EFB)计算机中。
9.根据权利要求1所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为通过基于所述第一飞机(108)的所述历史飞行数据(107)修改所述标称飞机性能模型(185)来生成所述尾部特定飞机性能模型(181)。
10.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述标称飞机性能模型(185)基于所述第二飞机的第二飞行数据，并且其中，所述处理器(170)被配置为响应于确定所述历史飞行数据(107)满足过滤标准(301、303)，基于所述第一飞机(108)的所述历史飞行数据(107)来修改所述标称飞机性能模型(185)。
11.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为在确定所述历史飞行数据(107)是否满足所述过滤标准(301、303)之前，基于所述第一飞机(108)的压力高度(206)与目标压力高度(315)之间的差对所述历史飞行数据(107)进行排序，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述压力高度(206)。
12.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的压力高度(206)满足高度阈值(353)而确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述压力高度(206)。
13.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的报告的总重量(204、264)满足总重量阈值(355)而确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，并且其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一飞机(108)的所述报告的总重量(204、264)。
14.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的第一压力高度(206)和所述第一飞机(108)的第二压力高度(206)之间的差满足高度变化阈值(357)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一压力高度(206)和所述第二压力高度(206)，其中，所述第一压力高度(206)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二压力高度(206)与第二数据收集时间相关联。
15.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定所述第一飞机(108)的第一燃料流量(222)和所述第一飞机(108)的第二燃料流量(222)之间的差满足燃料流量变化阈值(359)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一燃料流量(222)和所述第二燃料流量(222)，其中，所述第一燃料流量(222)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二燃料流量(222)与第二数据收集时间相关联。
16.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为响应于确定与所述第一飞机(108)相关联的第一迎角(228)和与所述第一飞机(108)相关联的第二迎角(228)之间的差满足迎角变化阈值(361)来确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述历史飞行数据(107)指示所述第一迎角(228)和所述第二迎角(228)，其中，所述第一迎角(228)与第一数据收集时间相关联，并且其中，所述第二迎角(228)与第二数据收集时间相关联。
17.根据权利要求10所述的装置，其中，所述处理器(170)还被配置为：
基于所述历史飞行数据(107)确定平均燃料里程(369)；以及
响应于确定由所述历史飞行数据(107)指示的燃料里程(282)满足燃料里程阈值(375)，确定所述历史飞行数据(107)满足所述过滤标准(301、303)，其中，所述燃料里程阈值(375)基于所述平均燃料里程(369)。
18.一种用于尾部特定参数计算的方法，所述方法包括：
在装置处从飞机类型(187)的第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；
至少部分地基于所述飞行数据(105)和尾部特定飞机性能模型(181)生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；以及
从所述装置向所述第一飞机(108)的显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
19.根据权利要求18所述的方法，还包括基于所述飞行数据(105)来更新所述尾部特定飞机性能模型(181)。
20.一种存储指令的计算机可读存储装置，所述指令在由所述处理器(170)执行时使所述处理器(170)执行包括以下的操作：
从飞机类型(187)的第一飞机(108)的数据总线(140)接收飞行数据(105)；
至少部分地基于所述飞行数据(105)和尾部特定飞机性能模型(181)生成推荐的成本指数(193)和推荐的巡航高度(195)，所述尾部特定飞机性能模型(181)基于所述第一飞机(108)的历史飞行数据(107)和与所述飞机类型(187)的第二飞机相关联的标称飞机性能模型(185)；以及
向所述第一飞机(108)的显示装置(144)提供所述推荐的成本指数(193)和所述推荐的巡航高度(195)。
21.根据权利要求20所述的计算机可读存储装置，其中，所述操作还包括：响应于确定所述飞行数据(105)满足过滤标准(301、303)，基于所述飞行数据(105)更新尾部特定飞机性能模型(181)。
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