CN113257043A - 飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质 - Google Patents

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CN113257043A CN202110600236.9A CN202110600236A CN113257043A CN 113257043 A CN113257043 A CN 113257043A CN 202110600236 A CN202110600236 A CN 202110600236A CN 113257043 A CN113257043 A CN 113257043A
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Abstract

本申请提供了一种飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质，涉及导航技术领域，用于提高飞机颠簸识别的准确度。方法主要包括：按获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS‑B数据，每条所述ADS‑B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS‑B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；根据每条所述ADS‑B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS‑B数据确定的；根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。

Description

飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质
技术领域
本申请涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质。
背景技术
颠簸是指飞机在高空无云区域遇到不稳定的气流，使得飞机在动力上失去平衡，从而出现突然抬升、突然下降或者左右晃动等现象。颠簸轻则使飞机剧烈晃动，人员受伤；重则使飞行器损坏，从而影响航空安全。
由于颠簸都是飞机处于高空飞行过程中发生的，因而其颠簸预测以及识别检测都十分困难。目前主要的识别方法是采用被动式人工播报方式，即当飞机发生颠簸时，飞机上乘务员通过广播方式通知旅客相关颠簸情况，并将数据信息记录下来。但通过此种方式得到的颠簸信息不仅仅是在实效性方面十分滞后，且颠簸信息的准确性也受飞机上播报人员的主观性、机型差异等因素影响。
发明内容
本申请实施例提供一种飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质，用于提高飞机颠簸识别的准确度及识别效率。
本发明实施例提供一种飞机颠簸识别方法，所述方法包括：
获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
本发明实施例提供一种飞机颠簸识别装置，所述装置包括：
获取模块，用于获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
计算模块，用于根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
所述计算模块，还用于根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
确定模块，用于根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述飞机颠簸识别方法。
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程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述飞机颠簸识别方法。
本发明提供一种飞机颠簸识别方法、装置、计算机设备及存储介质，首先获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。与被动式人工播报方式相比，本发明根据实时获取的ADS-B数据和物理参数数据确定飞机是否发生颠簸，即计算的颠簸概率不受个人主观影响，从而通过本发明可以提高飞机颠簸识别的准确度。
附图说明
图1为本申请提供的飞机颠簸识别方法流程图；
图2为本申请提供的飞机颠簸识别装置的结构框图；
图3为本申请提供的计算机设备的一示意图。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请实施例的技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请实施例技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
请参阅图1，为本发明当中的飞机颠簸识别方法，该方法适用于识别各种民航飞机在高空中由于不稳定的大气湍流导致的晴空颠簸。所述识别方法具体包括步骤S10-步骤S40：
步骤S10，获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据。
其中，ADS-B数据用于表示飞机的飞行状态，每条ADS-B数据至少对应有获取时间、飞行高度和飞行速度。具体的，本发明实施例可与ADS-B数据数据库相连，用于获取目标飞机在一段时期内的高空中广播式自动相关监视（Automatic dependent surveillance–broadcast， ADS-B）数据。广播式自动相关监视，指飞机启动后，无需人工操作或者询问，可以自动地按照一定频率从相关机载设备获取参数向其他飞机或地面站广播飞机的各种状态信息，以供管制员对飞机状态进行监控。
如表1所示，每一条ADS-B数据具体可以包括：航班号、计划日期、出发机场、到达机场、飞机注册号、飞行经度、飞行纬度、飞行速度、飞行高度。
表1
航班号 计划日期 出发机场 到达机场 飞机注册号 飞行经度 飞行纬度 飞行速度 飞行高度 获取时间
CA1739 2021-03-20 PEK CTU B2345 113.253625 36.764553 836 9780 2021-03-20 12:32:44
CA1739 2021-03-20 PEK CTU B2345 113.253645 36.684543 833 9782 2021-03-20 12:32:48
CA1739 2021-03-20 PEK CTU B2345 113.213342 36.624853 756 9784 2021-03-20 12:32:52
CA1739 2021-03-20 PEK CTU B2345 113.35343 36.584523 788 9783 2021-03-20 12:33:00
CA1739 2021-03-20 PEK CTU B2345 113.413625 36.504538 880 9784 2021-03-20 12:33:20
可选地，可以在飞机在高空中飞行时，每隔一段时间实时获取飞机过去一段时期内的ADS-B数据，用于实时识别飞机是否有发生颠簸现象；或者可以在飞机降落后获取飞机全部或者部分高空ADS-B数据，用于事后识别飞机在一定时期内是否有发生颠簸。
步骤S20，根据获取时间和飞行高度计算每条ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差。
在本发明实施例中，在计算飞机垂直加速度的标准差之前，需要首先计算飞机垂直加速度。由于ADS-B数据中本身不含有飞机加速度，但是含有飞行高度和飞行速度，因而可以利用飞行高度和飞行速度计算飞机垂直加速度。因此计算飞机垂直加速度的具体过程为：
确定多条ADS-B数据分别对应的获取时间
Figure 722286DEST_PATH_IMAGE001
，和飞行高度
Figure 311531DEST_PATH_IMAGE002
。
当k
Figure 28951DEST_PATH_IMAGE003
时，通过下述公式计算获取时间
Figure 158581DEST_PATH_IMAGE004
对应的飞机垂直加速度
Figure 645057DEST_PATH_IMAGE005
：
Figure 405203DEST_PATH_IMAGE006
；
当k=1或n时，飞机垂直加速度
Figure 406657DEST_PATH_IMAGE007
，飞机垂直加速度
Figure 543240DEST_PATH_IMAGE008
，n为ADS-B数据的条数。
具体的，根据获取时间和飞行高度计算每条ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差，包括：通过下述公式计算获取时间为
Figure 884223DEST_PATH_IMAGE009
对应的飞机垂直加速度的标准差
Figure 806481DEST_PATH_IMAGE010
：
当
Figure 295231DEST_PATH_IMAGE011
]时：
Figure 173188DEST_PATH_IMAGE012
Figure 634256DEST_PATH_IMAGE013
当
Figure 1784DEST_PATH_IMAGE014
]时：
Figure 181092DEST_PATH_IMAGE015
Figure 190637DEST_PATH_IMAGE016
当
Figure 771791DEST_PATH_IMAGE017
]时:
Figure 776131DEST_PATH_IMAGE018
Figure 239474DEST_PATH_IMAGE019
其中，T为观测周期。一个观测周期内总共2T+1条ADS-B数据。假设已经计算出n条ADS-B数据的获取时间
Figure 990392DEST_PATH_IMAGE001
；飞机的垂直加速度
Figure 426053DEST_PATH_IMAGE020
，且观测周期为T，则能分别计算出飞机在
Figure 932120DEST_PATH_IMAGE021
时刻垂直加速度的标准差。可选地，T=3，即以前后分别有3条ADS-B数据，因而一个观测周期内总共7条ADS-B数据。
需要说明的是，观测周期可根据ADS-B数据平均每相邻两条的间隔大小确定。间隔小，观测周期可以取大一些，间隔大，观测周期可以取小些。
步骤S30，根据每条ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算目标飞机在获取时间分别对应的颠簸概率。
在本实施例中，颠簸因子根据目标飞机对应机型的物理参数数据和ADS-B数据确定的。具体的，本发明实施例可与数据库中心相连，根据民航飞机的型号获取其对应的物理参数数据。物理参数数据具体可包括：飞机质量（kg）、机翼面积(m2)、展弦比、翼弦长度、根梢比、后掠角等。
其中，展弦比为飞机的翼展长度和平均翼弦长度的比值，它对飞机机翼的气动效率和飞机的飞行性能有重大影响；翼弦长度是飞机机翼前缘到后缘的长度；翼展是飞机的翼根到翼尖的长度；后掠角是指飞机机翼与机身轴线的垂线之间的夹角；后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角）和后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角）；根梢比是飞机机翼的翼根弦长与翼尖弦长的比值，一般用η表示。
飞机颠簸因子主要是用来表示飞机对于大气湍流的响应情况。物理参数不同的飞机，对于同样的大气湍流的响应强弱肯定有差别，因而计算时既要考虑飞机的物理参数，同时也要考虑飞机在飞行时所处的速度和高度。在本发明提供的一个实施例中，计算颠簸因子的具体过程如下所示：
1.计算飞机的升力线斜率
Figure 820442DEST_PATH_IMAGE022
；
因为飞机的主要动力来源于机翼，因而升力线斜率主要取决于飞机机翼的形状、长度等特性。因此，本发明实施例通过下述公式升力线斜率
Figure 375051DEST_PATH_IMAGE022
：
Figure 461956DEST_PATH_IMAGE023
其中，
Figure 76608DEST_PATH_IMAGE024
为展弦比，
Figure 452226DEST_PATH_IMAGE025
为飞机的翼形效率，
Figure 610193DEST_PATH_IMAGE026
为以马赫为单位的飞机速度；
Figure 20446DEST_PATH_IMAGE027
，
Figure 71578DEST_PATH_IMAGE028
为前缘后掠角，
Figure 668913DEST_PATH_IMAGE029
为根梢比。可选地，
Figure 627642DEST_PATH_IMAGE025
=0.95。飞机的马赫数为飞机的速度除以当前位置的音速（声音速度）。
2.根据所述飞机的升力线斜率
Figure 626822DEST_PATH_IMAGE022
计算临时变量
Figure 583276DEST_PATH_IMAGE030
；
具体的，根据下述公式计算临时变量
Figure 933486DEST_PATH_IMAGE030
：
Figure 695906DEST_PATH_IMAGE031
其中，
Figure 812242DEST_PATH_IMAGE032
为飞机所处高空的空气密度，
Figure 674019DEST_PATH_IMAGE033
为飞机飞行的真空速度，
Figure 308262DEST_PATH_IMAGE034
为飞机的机翼面积。
3.根据临时变量
Figure 812056DEST_PATH_IMAGE030
，并依据飞机升力和重力的关系构建所述目标飞机对于高空中垂直阵风速度的频率响应函数
Figure 51408DEST_PATH_IMAGE035
4.对所述频率响应函数求解定积分得到
Figure 349665DEST_PATH_IMAGE036
：
Figure 674467DEST_PATH_IMAGE037
5.根据定积分得到
Figure 716372DEST_PATH_IMAGE036
推导得出飞机颠簸因子
Figure 544651DEST_PATH_IMAGE038
；
其中，所述
Figure 294037DEST_PATH_IMAGE039
是飞机质量，
Figure 840556DEST_PATH_IMAGE040
是虚数单位，d为积分中的微分表示，
Figure 748469DEST_PATH_IMAGE041
，表征频率。
在本发明提供的一个实施例中，所述根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，包括：
通过公式
Figure 696834DEST_PATH_IMAGE042
计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率；
其中，所述
Figure 602473DEST_PATH_IMAGE033
为所述目标飞机在获取时间
Figure 370709DEST_PATH_IMAGE043
的速度、所述
Figure 285575DEST_PATH_IMAGE044
为所述目标飞机在获取时间
Figure 822867DEST_PATH_IMAGE043
的颠簸因子，所述
Figure 696145DEST_PATH_IMAGE010
为所述目标飞机在获取时间
Figure 214326DEST_PATH_IMAGE043
的飞机垂直加速度的标准差。
步骤S40，根据颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
如表2所示，如果时刻
Figure 136146DEST_PATH_IMAGE043
的晴空颠簸概率
Figure 59103DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.3，则表示该时刻没有发生颠簸；若0.3 <
Figure 103282DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.5则表示有轻微颠簸；0.5 <
Figure 111689DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.7表示有中度颠簸；
Figure 837200DEST_PATH_IMAGE045
> 0.7表示
Figure 614663DEST_PATH_IMAGE043
时刻飞机有重度颠簸。
表2
晴空颠簸概率
Figure 829744DEST_PATH_IMAGE046
 颠簸强度
Figure 794289DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.3		 无颠簸
0.3 <
Figure 388737DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.5		 轻度颠簸
0.5 <
Figure 20706DEST_PATH_IMAGE045
<= 0.7		 中度颠簸
Figure 141109DEST_PATH_IMAGE045
> 0.7		 重度颠簸
本发明提供一种飞机颠簸识别方法首先获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。与被动式人工播报方式相比，本发明根据实时获取的ADS-B数据和物理参数数据确定飞机是否发生颠簸，即计算的颠簸概率不受个人主观影响，从而通过本发明可以提高飞机颠簸识别的准确度。
应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。
在一实施例中，提供一种飞机颠簸识别装置，该飞机颠簸识别装置与上述实施例中飞机颠簸识别方法一一对应。如图2所示，所述飞机颠簸识别装置各功能模块详细说明如下：
获取模块10，用于获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
计算模块20，用于根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
所述计算模块20，还用于根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
确定模块30，用于根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
进一步的，确定模块30，还用于确定多条所述ADS-B数据分别对应的获取时间
Figure 124109DEST_PATH_IMAGE001
，和飞行高度
Figure 457001DEST_PATH_IMAGE002
；
所述计算模块20，还用于：
当k
Figure 677898DEST_PATH_IMAGE003
时，通过下述公式计算获取时间
Figure 500360DEST_PATH_IMAGE004
对应的飞机垂直加速度
Figure 705077DEST_PATH_IMAGE005
：
Figure 44922DEST_PATH_IMAGE047
；
当k=1, n时，飞机垂直加速度
Figure 382975DEST_PATH_IMAGE007
，飞机垂直加速度
Figure 579601DEST_PATH_IMAGE008
，所述n为ADS-B数据的条数。
所述计算模块20，具体用于：
通过下述公式计算获取时间为
Figure 68352DEST_PATH_IMAGE009
对应的飞机垂直加速度的标准差
Figure 477467DEST_PATH_IMAGE010
：
当
Figure 735273DEST_PATH_IMAGE011
]时：
Figure 837222DEST_PATH_IMAGE012
Figure 16530DEST_PATH_IMAGE048
当
Figure 229337DEST_PATH_IMAGE014
]时：
Figure 810491DEST_PATH_IMAGE015
Figure 74551DEST_PATH_IMAGE049
当
Figure 6735DEST_PATH_IMAGE017
]时:
Figure 757653DEST_PATH_IMAGE018
Figure 193314DEST_PATH_IMAGE019
其中，T为观测周期。
所述计算模块20，具体用于：
计算飞机的升力线斜率
Figure 433802DEST_PATH_IMAGE022
；
根据所述飞机的升力线斜率
Figure 322124DEST_PATH_IMAGE022
计算临时变量
Figure 142313DEST_PATH_IMAGE030
；
根据所述临时变量
Figure 229217DEST_PATH_IMAGE030
，并依据飞机升力和重力的关系构建所述目标飞机对于高空中垂直阵风速度的频率响应函数
Figure 843869DEST_PATH_IMAGE035
对所述频率响应函数求解定积分得到
Figure 216557DEST_PATH_IMAGE036
：
Figure 371595DEST_PATH_IMAGE037
根据定积分得到
Figure 516269DEST_PATH_IMAGE036
推导得出飞机颠簸因子
Figure 301822DEST_PATH_IMAGE050
；
其中，所述
Figure 164736DEST_PATH_IMAGE039
是飞机质量，
Figure 123465DEST_PATH_IMAGE040
是虚数单位。
所述计算模块20，具体用于：
Figure 122645DEST_PATH_IMAGE023
其中，
Figure 344679DEST_PATH_IMAGE024
为展弦比，
Figure 491626DEST_PATH_IMAGE025
为飞机的翼形效率，
Figure 194659DEST_PATH_IMAGE026
为以马赫为单位的飞机速度；
Figure 48345DEST_PATH_IMAGE051
，
Figure 441280DEST_PATH_IMAGE028
为前缘后掠角，
Figure 278786DEST_PATH_IMAGE029
为根梢比。
所述计算模块20，具体用于：
Figure 579318DEST_PATH_IMAGE052
其中，
Figure 553090DEST_PATH_IMAGE032
为飞机所处高空的空气密度，
Figure 116926DEST_PATH_IMAGE033
为飞机飞行的真空速度，
Figure 176149DEST_PATH_IMAGE034
为飞机的机翼面积。
所述计算模块20，具体用于：
通过公式
Figure 218055DEST_PATH_IMAGE053
计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率；
其中，所述
Figure 308983DEST_PATH_IMAGE033
为所述目标飞机在获取时间
Figure 840458DEST_PATH_IMAGE043
的速度、所述
Figure 386977DEST_PATH_IMAGE044
为所述目标飞机在获取时间
Figure 232574DEST_PATH_IMAGE043
的颠簸因子，所述
Figure 180938DEST_PATH_IMAGE010
为所述目标飞机在获取时间
Figure 883315DEST_PATH_IMAGE043
的飞机垂直加速度的标准差。
关于飞机颠簸识别装置的具体限定可以参见上文中对于飞机颠簸识别方法的限定，在此不再赘述。上述设备中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图3所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种飞机颠簸识别方法。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（ROM）、可编程ROM（PROM）、电可编程ROM（EPROM）、电可擦除可编程ROM（EEPROM）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（RAM）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM（SRAM）、动态RAM（DRAM）、同步DRAM（SDRAM）、双数据率SDRAM（DDRSDRAM）、增强型SDRAM（ESDRAM）、同步链路（Synchlink） DRAM（SLDRAM）、存储器总线（Rambus）直接RAM（RDRAM）、直接存储器总线动态RAM（DRDRAM）、以及存储器总线动态RAM（RDRAM）等。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述方法包括：
获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
2.根据权利要求1所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差之前，所述方法还包括：
确定多条所述ADS-B数据分别对应的获取时间
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，和飞行高度
Figure DEST_PATH_IMAGE002
；
当k
Figure DEST_PATH_IMAGE003
时，通过下述公式计算获取时间
Figure DEST_PATH_IMAGE004
对应的飞机垂直加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE005
：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
当k=1, n时，飞机垂直加速度A1=0飞机垂直加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE007
，所述n为ADS-B数据的条数。
3.根据权利要求2所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差，包括：
通过下述公式计算获取时间为
Figure DEST_PATH_IMAGE008
对应的飞机垂直加速度的标准差
Figure DEST_PATH_IMAGE009
：
当
Figure DEST_PATH_IMAGE010
]时：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
Figure DEST_PATH_IMAGE012
当
Figure DEST_PATH_IMAGE013
]时：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE015
当
Figure DEST_PATH_IMAGE016
]时:
Figure DEST_PATH_IMAGE017
Figure DEST_PATH_IMAGE018
其中，T为观测周期。
4.根据权利要求1-3任一所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述方法还包括：
计算飞机的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE019
；
根据所述飞机的升力线斜率
Figure 336845DEST_PATH_IMAGE019
计算临时变量
Figure DEST_PATH_IMAGE020
；
根据所述临时变量
Figure 646473DEST_PATH_IMAGE020
，并依据飞机升力和重力的关系构建所述目标飞机对于高空中垂直阵风速度的频率响应函数
Figure DEST_PATH_IMAGE021
对所述频率响应函数求解定积分得到
Figure DEST_PATH_IMAGE022
：
Figure DEST_PATH_IMAGE023
根据定积分得到
Figure 592957DEST_PATH_IMAGE022
推导得出飞机颠簸因子
Figure DEST_PATH_IMAGE024
；
其中，所述
Figure DEST_PATH_IMAGE025
是飞机质量，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
是虚数单位。
5.根据权利要求4所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述计算飞机的升力线斜率
Figure 493786DEST_PATH_IMAGE019
，包括：
Figure DEST_PATH_IMAGE027
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为展弦比，
Figure DEST_PATH_IMAGE029
为飞机的翼形效率，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
为以马赫为单位的飞机速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为前缘后掠角，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为根梢比。
6.根据权利要求4所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述根据所述飞机的升力线斜率
Figure 40567DEST_PATH_IMAGE019
计算临时变量
Figure 373459DEST_PATH_IMAGE020
，包括：
Figure DEST_PATH_IMAGE034
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为飞机所处高空的空气密度，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为飞机飞行的真空速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为飞机的机翼面积。
7.根据权利要求4所述的飞机颠簸识别方法，其特征在于，所述根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，包括：
通过公式
Figure DEST_PATH_IMAGE038
计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率；
其中，所述
Figure 751613DEST_PATH_IMAGE036
为所述目标飞机在获取时间
Figure DEST_PATH_IMAGE040
的速度、所述
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为所述目标飞机在获取时间
Figure 901972DEST_PATH_IMAGE040
的颠簸因子，所述
Figure 347167DEST_PATH_IMAGE009
为所述目标飞机在获取时间
Figure 483750DEST_PATH_IMAGE040
的飞机垂直加速度的标准差。
8.一种飞机颠簸识别装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于获取目标飞机在预置时间内的广播式自动相关监视ADS-B数据，每条所述ADS-B数据都对应有获取时间、飞行高度和飞行速度；
计算模块，用于根据所述获取时间和所述飞行高度计算每条所述ADS-B数据对应的飞机垂直加速度的标准差；
所述计算模块，还用于根据每条所述ADS-B数据对应的飞行速度、飞机垂直加速度的标准差和颠簸因子计算所述目标飞机在所述获取时间分别对应的颠簸概率，所述颠簸因子根据所述目标飞机对应机型的物理参数数据和所述ADS-B数据确定的；
确定模块，用于根据所述颠簸概率确定目标飞机对应时刻是否发生飞机颠簸。
9.一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述的飞机颠簸识别方法。
10.一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程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述的飞机颠簸识别方法。
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