轨迹建模中校准空速和真实空速之间的转换

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轨迹建模中校准空速和真实空速之间的转换
申请号	CN201880073601.1	申请日	2018-11-14	公开(公告)号	CN111344645B	公开(公告)日	2023-12-12
申请人	湾流航空航天公司;			发明人	凯文·普洛瑟;
摘要	提供了系统、方法、航空器、非暂时性介质和存储器。用于航空器的航空电子系统包括存储设备和一个或多个数据处理器。所述存储设备存储用于空速类型之间转换的指令，所述一个或多个数据处理器被配置为执行所述指令以：生成航空器的校准空速；将校准空速转换为航空器的实际真实空速；确定作为航空器的压力高度的函数的、校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；并基于调整后的近似关系和未来高度估算航空器的未来空速。(56)对比文件李新胜等.空中交通管制仿真系统飞行仿真模型建模与实现.四川大学学报(工程科学版).2009,第41卷(第6期),全文.
权利要求	1.一种用于航空器的航空电子系统，所述航空电子系统包括：存储设备，其用于存储用于空速类型之间转换的指令；和一个或多个数据处理器，其被配置为执行所述指令以：生成所述航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 2.根据权利要求1所述的航空电子系统，其中所述一个或多个数据处理器还被配置为执行所述指令，以基于所测得的空气密度生成所述调整后的近似关系，作为所述实际真实空速相对于所述初始近似关系的偏移。 3.根据权利要求2所述的航空电子系统，其中所述一个或多个数据处理器还被配置为执行所述指令，以根据以下方程生成所述偏移TAS偏移：TAS偏移＝TAS拟合–TAS实际，其中TAS实际为所述实际真实空速，并且TAS拟合为在所选压力高度的根据所述初始近似关系的真实空速。 4.根据权利要求3所述的航空电子系统，其中所述一个或多个数据处理器还被配置为执行所述指令，以根据以下方程从所述未来高度的根据所述初始近似关系的近似真实空速TAS拟合新高度估算所述未来空速，作为未来真实空速TAS新：TAS新＝TAS拟合新高度+TAS偏移。 5.根据权利要求1所述的航空电子系统，其中所述一个或多个数据处理器还被配置为执行所述指令，以检索校准空速(CAS)对真实空速(TAS)的方程的拟合曲线，作为所述初始近似关系。 6.根据权利要求5所述的航空电子系统，其中所述一个或多个数据处理器还被配置为执行所述指令，以检索二阶近似，作为所述拟合曲线。 7.一种用于航空器的空速类型之间转换的方法，所述方法包括：由一个或多个数据处理器生成所述航空器的校准空速；由一个或多个数据处理器将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；由一个或多个数据处理器确定作为航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；由一个或多个数据处理器基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和由一个或多个数据处理器基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 8.根据权利要求7所述的方法，还包括生成所述调整后的近似关系，作为所述实际真实空速相对于所述初始近似关系的偏移。 9.根据权利要求8所述的方法，还包括根据以下方程生成所述偏移TAS偏移：TAS偏移＝TAS拟合–TAS实际，其中TAS实际为所述实际真实空速，并且TAS拟合为在所选压力高度的根据所述初始近似关系的真实空速。 10.根据权利要求9所述的方法，还包括根据以下公式从所述未来高度的根据所述初始近似关系的近似真实空速TAS拟合新高度估算所述未来空速，作为未来真实空速TAS新：TAS新＝TAS拟合新高度+TAS偏移。 11.根据权利要求7所述的方法，还包括检索校准空速(CAS)对真实空速(TAS)的方程的拟合曲线，作为所述初始近似关系。 12.根据权利要求11所述的方法，还包括检索二阶近似，作为所述拟合曲线。 13.一种具有指令的非暂时性计算机可读存储介质，所述指令在被执行时使一个或多个数据处理器执行以下操作：生成航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 14.根据权利要求13所述的存储介质，还包括指令，该指令被执行时使一个或多个数据处理器生成所述调整后的近似关系，作为所述实际真实空速相对于所述初始近似关系的偏移。 15.根据权利要求14所述的存储介质，还包括指令，该指令被执行时使一个或多个数据处理器根据以下方程生成所述偏移TAS偏移：TAS偏移＝TAS拟合–TAS实际，其中TAS实际为所述实际真实空速，并且TAS拟合为在所选压力高度的根据所述初始近似关系的真实空速。 16.根据权利要求15所述的存储介质，还包括指令，该指令被执行时使一个或多个数据处理器根据以下方程从所述未来高度的根据所述初始近似关系的近似真实空速TAS拟合新高度估算所述未来空速，作为未来真实空速TAS新：TAS新＝TAS拟合新高度+TAS偏移。 17.根据权利要求13所述的存储介质，还包括指令，该指令被执行时使一个或多个数据处理器检索校准空速(CAS)对真实空速(TAS)方程的拟合曲线，作为所述初始近似关系。 18.根据权利要求17所述的存储介质，还包括指令，该指令被执行时使一个或多个数据处理器检索二阶近似，作为所述拟合曲线。 19.一种航空器，包括：皮托管；静压口；航空电子系统，其包括：用于存储指令的存储设备，所述指令用于空速类型之间的转换；以及一个或多个数据处理器，其被配置为执行所述指令以：从所述皮托管和所述静压口接收传感器信号；基于所述传感器信号生成所述航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 20.一种用于航空器的航空电子系统，所述航空电子系统包括：用于产生所述航空器的校准空速的装置；用于将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速的装置；用于确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速和计算出的真实空速之间的初始近似关系的装置；用于基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系的装置；和用于基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速的装置。 21.一种用于存储供航空器的航空电子系统访问的数据的存储器，所述存储器包括：初始近似关系数据结构，其存储第一数据，所述第一数据用于确定作为所述航空器的压力高度的函数的、校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；调整后的近似关系数据结构，其存储第二数据，所述第二数据用于基于在所选压力高度的实际真实空速确定对所述初始近似关系的调整；和未来空速数据结构，其存储第三数据，所述第三数据用于基于所述调整和未来高度估算所述航空器的未来空速。
说明书全文	轨迹建模中校准空速和真实空速之间的转换 [0001] 相关申请的交叉引用 [0002] 本申请要求2017年11月14日提交的美国临时申请62/586,022的权益。上述申请的公开内容通过引用合并于此。技术领域 [0003] 本公开总体上涉及具有空速计算的航空器飞行建模，并且更具体地涉及沿着航空器的潜在轨迹的校准空速和真实空速之间的转换。背景技术 [0004] 可以使用几种不同的空速类型来描述航空器的空速。指示空速(Indicated Airspeed,IAS)将动态压力表示为航空器全静压(pitot‑static)系统中的压差。然而，指示空速未描述航空器穿过空气的实际速度。校准空速(Calibrated Airspeed,CAS)针对特定航空器类型和型号，针对已知仪器和位置误差来校正IAS。但是，CAS未表明航空器相对于航空器在其中飞行的气团的速度。真实空速(True Airspeed,TAS)通过由高度或空气温度差异引起的空气密度变化调整，来指示航空器相对于航空器在其中飞行的气团的速度。IAS、CAS和TAS中的每一个都用于飞行计划和/或飞行性能评估的某方面。因此，需要这些空速之间的计算。 [0005] 真实空速(TAS)和/或校准空速(CAS)的计算可能很困难，因为TAS/CAS关系取决于当时的大气条件。当试图预测TAS和CAS之间的未来关系时，通常使用“标准大气”。标准日(Standard Day,STD)是实际条件与标准条件匹配的日子。完整的TAS对CAS的方程需要大量计算。此外，这些方程本身依赖于具有标准海平面温度和标准递减率(lapse rate)的大气。在标准日，完整的方程将是精确的，并且将导致零误差。但是，在非标准日，即使是那些计算量大的方程也可能具有较大的误差。例如，在比标准高20摄氏度的非标准日使用该完整方程从250节(Knot)的CAS计算TAS，可能存在超过27节的误差。在比正常寒冷的日子和海平面温度为“标准”但温度递减率与标准不同的日子，可能存在类似的误差。 [0006] 飞行员通常使用经验法则(rule of thumb,ROT)来计算TAS，而无需使用完整的方程。为了使用ROT从CAS计算TAS，飞行员需要使用CAS并且每千英尺高度增加2％。例如，为了针对10000英尺处250节的CAS计算TAS，飞行员将20％(2％×10000/1000)加到CAS，估算出TAS为250加50或300节的TAS。尽管ROT方法很简单，但在很高的高度它会产生很大的误差。在很高的高度存在高达95节的误差，并且在非标准日误差会更大。例如，在20摄氏度的热天，误差可能达到123节。发明内容 [0007] 提供了系统、方法、航空器、非暂时性介质和存储器。在第一示例中，一种用于航空器的航空电子系统包括存储设备和一个或多个数据处理器。所述存储设备存储用于空速类型之间转换的指令，并且所述一个或多个数据处理器被配置为执行所述指令以：生成所述航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 [0008] 在第二示例中，一种用于航空器的空速类型之间转换的方法包括：由一个或多个数据处理器生成所述航空器的校准空速。该方法还包括由一个或多个数据处理器将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速。该方法还包括由一个或多个数据处理器确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速和计算出的真实空速之间的初始近似关系。该方法还包括由一个或多个数据处理器基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系。该方法还进一步包括由一个或多个数据处理器基于所述调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 [0009] 在第三示例中，一种非暂时性计算机可读存储介质具有指令，所述指令在被执行时使一个或多个数据处理器执行以下操作：生成航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 [0010] 在第四示例中，一种航空器包括皮托管、静压口和航空电子系统。所述航空电子系统包括：存储设备，其用于存储用于空速类型之间转换的指令；以及一个或多个数据处理器，其被配置为执行所述指令以：从所述皮托管和所述静压口接收传感器信号；基于所述传感器信号生成所述航空器的校准空速；将所述校准空速转换为所述航空器的实际真实空速；确定作为所述航空器的压力高度的函数的、所述校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系；基于在所选压力高度的所述实际真实空速和所述初始近似关系生成调整后的近似关系；和基于调整后的近似关系和未来高度估算所述航空器的未来空速。 [0011] 在第五示例中，一种存储器被配置为用于存储供航空器的航空电子系统访问的数据。该存储器包括初始近似关系数据结构，该初始近似关系数据结构存储第一数据，该第一数据用于确定作为所述航空器的压力高度的函数的、校准空速与计算出的真实空速之间的初始近似关系。所述存储器还包括调整后的近似关系数据结构，该调整后的近似关系数据结构存储第二数据，该第二数据用于基于在所选压力高度的实际真实空速确定对所述初始近似关系的调整。所述存储器还包括未来空速数据结构，该未来空速数据结构存储第三数据，该第三数据用于基于所述调整和未来高度估算所述航空器的未来空速。附图说明 [0012] 本文所述的系统和方法的优点将容易被领会，因为通过结合附图考虑以下详细描述，将会更好地理解这些优点，其中： [0013] 图1是示出根据各实施例的具有控制系统的航空器的示意图； [0014] 图2是示出作为压力高度的函数的、对应于250节校准空速的、根据现有技术的“经验法则”计算出的真实空速和实际真实空速的曲线图； [0015] 图3是示出根据各实施例的用于校准空速和真实空速之间转换的方法的流程图；和 [0016] 图4‑5是根据各实施例的空速的曲线图。具体实施方式 [0017] 以下详细描述本质上仅是示例性的，并不旨在限制本申请和使用。此外，无意受到在先前技术领域、背景技术、发明内容或以下详细描述中提出的任何明示或暗示的理论的约束。如本文所使用的，术语“模块”是指单独或任何组合的任何硬件、软件、固件、电子控制组件、处理逻辑和/或处理器设备，包括但不限于：执行一个或多个软件或固件程序的专用集成电路(ASIC)、电子电路、处理器(共享、专用或成组)和存储器、提供所描述功能的组合逻辑电路和/或其他合适组件。 [0018] 在此可以根据功能和/或逻辑块组件以及各处理步骤来描述本公开的实施例。应当理解，这样的块组件可以由被配置为执行指定功能的任何数量的硬件、软件和/或固件组件来实现。例如，本公开的一实施例可以采用各种集成电路组件，例如存储器元件、数字信号处理元件、逻辑元件、查找表等，它们可以在一个或多个微处理器或其他控制设备的控制下执行各种功能。另外，本领域技术人员将理解，可以结合任何数量的系统来实践本公开的实施例，并且本文描述的系统仅是本公开的示例性实施例。 [0019] 为了简洁起见，与信号处理、数据传输、信令、控制和系统的其他功能方面(以及系统的各个操作组件)有关的传统技术在这里可以不进行详细描述。此外，本文包含的各附图中所示的连接线旨在表示各元件之间的示例性功能关系和/或物理耦合。应当注意，在本公开的实施例中可以存在许多替代或附加的功能关系或物理连接。 [0020] 还应注意，可以在执行指令(例如，软件指令)以执行本文公开的操作的各种类型的数据处理器环境(例如，在一个或多个数据处理器上)实施所述系统和方法。非限制性示例包括在单个通用计算机或工作站上，或在联网系统上，或在客户端‑服务器配置中，或在应用程序服务提供商配置中的实施。例如，本文描述的方法和系统可以通过包括可以由设备处理子系统执行的程序指令的程序代码在许多不同类型的处理设备上实施。软件程序指令可以包括源代码、目标代码、机器代码或可操作以使处理系统执行本文所述的方法和操作的任何其他存储数据。然而，也可以使用其他实施方式，如被配置为执行本文所述的方法和系统的固件或甚至适当设计的硬件。例如，可以用指令对计算机编程以执行本文描述的流程图的各步骤。 [0021] 所述系统和方法的数据(例如，关联、映射、数据输入、数据输出、中间数据结果、最终数据结果等)可以在一种或多种不同类型的计算机实施的数据存储中存储和实施，如不同类型的存储设备和编程结构(例如，存储器、RAM、ROM、闪存、平面文件、数据库、编程数据结构、编程变量、IF‑THEN(或类似类型)语句结构等)。注意，数据结构描述用于在供计算机程序使用的数据库、程序、存储器或其他计算机可读介质中组织和存储数据的格式。 [0022] 所述系统和方法可以被提供在许多不同类型的计算机可读存储介质上，包括计算机存储机制(例如，非暂时性介质，如CD‑ROM、软盘、RAM、闪存、计算机的硬盘驱动器等)，其包含用于由处理器执行的指令(例如，软件)，以执行方法的操作并实现本文所述系统。 [0023] 本文所述的计算机组件、软件模块、功能、数据存储和数据结构可以直接或间接地彼此连接，以允许其操作所需的数据流。还应注意，模块或处理器包括但不限于执行软件操作的代码单元，并且可以例如被实施为代码的子例程单元，或被实施为代码的软件功能单元，或被实施为对象(如在面向对象的范例中)，或被实施为小应用程序(applet)，或以计算机脚本语言实施，或被实施为另一种类型的计算机代码。根据当前情况，所述软件组件和/或功能可以位于单台计算机上，或者分布在多台计算机上。 [0024] 本文公开的各实施例描述了用于计算空速的方法和系统。具体地，与上述用于转换校准空速和真实空速的传统方法相比，该方法和系统计算强度较小并且/或者更准确。因为该方法计算强度较小，所以更多的计算可以在航空器上的同一计算硬件上执行，或者可以降低计算能力以使航空器更轻且更便宜。在一些示例中，当预测2017年3月27日提交的美国专利申请15/470,776的潜在恢复轨迹时，利用该方法和系统在校准空速(CAS)和真实空速(TAS)之间转换，该专利申请通过引用并入本文。 [0025] 现在参考图1，示出了根据一些实施例的航空器100的示例。航空器100包括控制系统110、传感器系统112和致动器系统114，以及其他系统。尽管在本说明书中将航空器100描述为飞机，但是应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，控制系统110可以用于其他航空器、陆地运载工具，水上运载工具、航天运载工具或其他机械中。例如，控制系统110可以用于潜艇、直升机、飞艇、航天器或汽车中。 [0026] 控制系统110是航空电子系统，其被配置为操作航空器100并执行以下描述的方法。控制系统110包括至少一个处理器116和非暂时性计算机可读存储设备或介质117。非暂时性计算机可读存储设备或介质117是用于存储用于执行以下描述的方法的指令的存储设备。至少一个处理器116是被配置为执行所述指令以执行以下描述的方法的一个或多个数据处理器。该处理器可以是任何定制或商购的处理器、中央处理单元(CPU)、图形处理单元(GPU)、与控制系统110相关联的多个处理器中的辅助处理器、基于半导体的微处理器(形式为微芯片或芯片组)、宏处理器，其任何组合或通常用于执行指令的任何设备。例如，该计算机可读存储设备或介质可以包括在只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)和保活存储器(KAM)中的易失性和非易失性存储。可以使用许多已知存储设备中的任何一个，如PROM(可编程只读存储器)、EPROM(电PROM)、EEPROM(电可擦除PROM)、闪存或能够存储数据的任何其他电、磁、光或组合存储设备，来实施该计算机可读存储设备或介质，其中一些数据代表控制系统110在控制航空器100时使用的可执行指令。 [0027] 所述指令可以包括一个或多个单独的程序，每个程序包括用于实施逻辑功能的可执行指令的有序列表。所述指令在由处理器执行时，接收并处理来自传感器系统的信号，执行用于自动控制航空器100的部件的逻辑、计算、方法和/或算法，并生成控制信号，以供致动器系统114基于所述逻辑、计算、方法和/或算法自动控制航空器100的部件。尽管在图1中仅示出一个控制系统110，但是航空器100的实施例可包括任何数量的控制系统110，这些控制系统100通过任何合适的通信介质或通信介质的组合进行通信并且协作以处理所述传感器信号，执行逻辑、计算、方法和/或算法并产生控制信号以自动控制航空器100的特征。在各实施例中，控制系统的一个或多个指令在由处理器执行时执行以下描述的方法以计算空速。 [0028] 传感器系统112包括一个或多个感测装置，其感测航空器100的外部环境、内部环境的可观测的条件或航空器100的运行条件和状态。例如，传感器系统112可以包括加速度计、陀螺仪、RADAR、LIDAR、全球定位系统、光学相机、热像仪、超声传感器和/或其他传感器。在所提供的示例中，如本领域普通技术人员将理解的，传感器系统112包括全静压系统，该全静压系统具有皮托管118和静压口119，用于确定指示空速。 [0029] 致动器系统114包括控制一个或多个运载工具特征的一个或多个致动器装置。例如，致动器系统114可以包括多个致动器，这些致动器操纵航空器100上的控制面，使航空器100的起落架伸出或缩回，和/或移动航空器100的其他部件。 [0030] 现在参考图2，曲线图200示出了在STD之上20摄氏度的热天，作为压力高度的函数的、根据现有技术的“经验法则”(ROT)计算出的真实空速(TASROT)210和实际真实空速(TAS实际)212。所示的ROT方法是TASROT和CAS之间的线性关系，其如上所述并且由TASROT的直线形状可以看出。TAS实际212表示使用在航空器100的当前位置测得的空气密度通过下面的方程1确定的航空器100的实际真实空速。例如，控制系统110可以使用传感器系统112的全静压系统来测量当前的空气密度。在很高的高度时，TASROT210和TAS实际之间的差214很大。因此，在预测模型中CAS和TAS之间的转换可能不准确。 [0031] 现在参考图3至图5，并继续参考图1至图2，示出了根据一些实施例的用于空速类型之间转换的方法300和与方法300一致的真实空速的曲线图400和500。在所提供的示例中，控制系统110执行方法300的任务。例如，用于空速类型之间转换的指令可以存储在存储设备117上，并且一个或多个处理器116可以被配置为执行所述指令。在不脱离本公开的范围的情况下，可以利用其他系统来执行方法300。在所提供的示例中，当在航空器危害评估系统中评估航空器100的潜在轨迹时，方法300被用于在航空器100的经估算的未来位置处的校准空速和真实空速之间转换。 [0032] 任务310生成航空器的校准空速(CAS)。例如，控制系统110可以基于来自皮托管118和静压口119的传感器读数生成CAS，该传感器读数针对航空器100的特定类型和型号，针对已知仪器和位置误差进行了调整。在图4和图5中所示的示例中，CAS是250节校准空速(KCAS)。应当理解，方法300适用于CAS的任何值，并且在不脱离本公开的范围的情况下，附图中的所示的线和曲线可以改变。 [0033] 任务312将CAS转换为航空器的实际真实空速(TAS实际)。例如，控制系统110可以根据在航空器100的当前高度处实际测得的空气密度，使用下面的方程1将CAS转换为TAS实际。 [0034] 任务314确定CAS和TAS实际之间的初始近似关系。初始近似关系建立了基于标准日的随着给定的压力高度变化，TAS的递减率或变化。在图4中所示的示例中，控制系统110将初始近似关系确定为上述线性ROT。在图5中所示的示例中，控制系统110将初始近似关系确定为完整的CAS对TAS的方程的二阶曲线拟合近似510： [0035] [0036] 应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以利用用于形成拟合曲线或其他关系的其他阶和其他方法。在所提供的示例中，任务314确定基于标准日的初始近似关系。例如，初始近似关系不是基于实际条件，因为在每个高度的实际空气密度(ρ)会以不可预测的方式变化。为了针对实际条件和与标准日的差别进行调整，方法300进行到任务316。 [0037] 任务316基于航空器的当前压力高度的TAS实际和初始近似关系产生调整后的近似关系。例如，控制系统110可以将调整后的近似关系生成为相对于初始近似关系的偏移。 [0038] 在图4所示的示例中，ROT线初始近似被分解成调整后的近似关系线段410。每个线段410相对于初始近似关系偏移，使得相应线段410的中心在TAS实际212处。在所示的示例中，以5000英尺的增量选择十个高度，并且使用ROT方法来预测每个所选高度的TAS。图4中所示的示例是针对标准日(STD)，并且具有大约9节的最大误差，这比单独的ROT方法要准确得多，而仅略低于使用方程1的准确度。即使在非标准日，在所选的起始高度的2000英尺内的高度处，计算出的TAS与实际的TAS之间的最大误差也不超过10节。 [0039] 图4中所示的调整后的近似关系在计算上几乎与ROT方法一样简单，并且适用于转换沿着潜在轨迹的许多位置迭代的空速。图4中所示的关系即使在非标准日也比未调整的ROT方法准确得多。在一个示例中，根据图4的调整后的近似关系可以根据以下方程用“C”语言代码实现为比率： [0040] KCAS比率＝((初始KTAS/初始KCAS)–1)/初始高度(方程2) [0041] 在图5中所示的示例中，二阶曲线拟合近似510也在所选的起始高度分解成线段512，并且每个都偏移，使得相应线段512的中心在TAS实际212处。在很高的高度巡航时，针对STD之上或之下20度和偏离标准温度递减率±10度的非标准递减率，在2000英尺的高度带上该二阶曲线示例近似导致的误差小于3节。在一个示例中，根据图5的相对于初始二阶曲线拟合近似510(TAS曲线拟合)的偏移TAS偏移可以根据以下方程用“C”语言代码实现： [0042] TAS偏移＝TAS曲线拟合–TAS实际(方程3) [0043] 任务318基于调整后的近似关系估算未来的真实空速TAS新。例如，控制系统110可以通过首先执行任务316找到在航空器100的当前高度处的调整后的近似关系而在航空器上进行TAS新的未来估算。然后，可以基于调整后的近似关系确定在预测的未来高度处的TAS新的估算。通过跟随从当前高度到预测的未来高度的各线段410或512的曲线并在垂直轴上找到与TAS新相对应的垂直位置，可以将任务318可视化。尽管所提供的示例示出了对未来真实空速的估算，但是在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用调整后的近似关系来估算未来校准空速。例如，任务318可以基于调整后的近似关系和未来高度来估算航空器的未来空速，其中“未来空速”包括未来的真实空速和未来的校准空速。 [0044] 在一个示例中，根据图4的线性初始近似的任务318可以根据以下方程用“C”语言代码实现： [0045] KCAS＝KTAS/(1+KCAS比率×新高度)；(方程4) [0046] 在方程4中，KCAS是海氏校准空速(Knots Calibrated Airspeed)，KTAS是海氏真实空速(Knots True Airspeed)，“新高度”是要转换的空速的高度。 [0047] 在一个示例中，根据图5的二阶近似的任务318可以根据以下方程用“C”语言代码实现： [0048] TAS新＝TAS拟合新高度+TAS偏移(方程5) [0049] 在方程5中，TAS新是要在新的高度估算的空速，TAS拟合新高度是由初始近似关系表示的TAS，并且TAS偏移是在任务316中生成的偏移。 [0050] 本文描述的各实施例提供了技术问题的解决方案。具体而言，考虑到重量、功率和成本，航空器上可用的计算能力受到限制。本文描述的实施例可以允许沿着潜在航空器轨迹的许多位置的空速类型转换的许多迭代。通过促进许多迭代，可以在利用完整的转换方程的系统和方法上增加轨迹的数量和/或迭代能力。通过提供对近似关系的调整，本文描述的实施例可以提高转换后的空速的准确性。 [0051] 尽管在前面的详细描述中已经提出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，所述一个或多个示例性实施例仅是示例，并且无意以任何方式限制本公开的范围、适用性或配置。相反，以上详细描述将为本领域普通技术人员提供用于实现所述一个或多个示例性实施例的便利路线图。应当理解，在不脱离所附权利要求及其合法等同物所阐述的本公开的范围的情况下，可以对元件的功能和布置进行各种改变。