相近平行跑道航空器成对进近程序的案例研究_精品文档Word下载.doc

1、若在仪表气象条件下，则只能使用一条跑道，且每小时的进场数量也将减至30架次。这种情况使旧金山国际机场的吞吐量大为减少，从而导致进场飞机的严重延误，并影响其他相关机场（如备降场等）的运行。若能减少类似的损失，那将会获益于整个空中交通系统。为了突出仪表气象条件下机场吞吐量的损失，美联航已经向旧金山国际机场提交了一份关于相关进近的运行程序（1998，斯通）。在此程序中，进场飞机在纵向间隔很小的条件下，配对进近。通过使用广播式自动相关监视（ADS-B）以及空中交通信息机舱显示系统（CDTI），可以确定并保持该对航空器之间的纵向间隔。其中要求后机在整个进近过程中保持一定的纵向间隔，以避免航空器尾流和飞行

2、冲突。同时，各航空器对之间的纵向间隔还应满足仪表飞行规则的间隔要求。配对进近程序应被应用于旧金山国际机场外的其他机场。特别值得一提的是，在1999年春麦特公司与西雅图塔科马终端TRACON的管制员合作，在该机场推行配对进近程序，成功地实现了“人机环”（human-in-the-loop）模拟程序。其他一些机场，包括：波士顿洛根机场，费城国际机场以及纽华克国际机场可能也适用该进近程序。配对进近程序还包括间隔标准的降低。美联航建议成对航空器的纵向间隔（大约在1000英尺到6000英尺之间）不应拘泥于仪表飞行规则的现行标准，该标准规定航空器间的间隔目前至少需要达到2.5英里（FAA，1998）。在此

3、程序的运行过程中，需要采用新型的航空电子设备和机舱信息显示技术，如空中交通信息机舱显示系统等（RTCA，1997）。经过对该程序的详细分析，其原理及组成要素也可用于其他程序中以提高机场的吞吐量和容量。通过检测该程序的一些基本程序要素，本文分析了其可行性和详细的技术要求。当程序中每对航空器开始进近时，在一定范围内存在可行的纵向位置（用于该程序可行的纵向间隔范围设定），在整个进近过程中，针对这些位置进行间隔预测。然而，当预测航空器对所属的间隔范围时，会存在不确定性，因此需要进一步研究这些不确定性。本文通过检测该程序的基本几何结构，建立了运行范围。然后，确定不确定要素（这些不确定要素对航空器所属范围

4、有一定影响），并为广播式自动相关监视检测监视要求。结果表明：有必要继续进行检测时，该程序也许可行。配对进近的基本几何结构该程序的基本水平结构见图1。该程序中，几乎所有的要素（从空中交通管制程序到飞行程序）都不同于当前所使用的程序。航空器对由空中交通管制员指挥进入进近状态，起初垂直间隔为1000英尺，水平间隔约为1海里。在定位点确定之后，两架航空器将允许进入配对进近状态。此时，后机的飞行员使用自动运行工具以及机舱显示设备，确定与前机的特定距离。自动运行工具中获得的速度信息显示给飞行员，用于帮助确定所需的纵向间隔。速度信息通过广播式自动相关监视获得（RTCA，1998a）。飞过最后进近定位点后，约

5、距机场5海里处，两架航空器都无需再调整纵向间隔。请注意：各航空器对之间的间隔将执行标准仪表飞行规则的间隔要求（大于2.5海里）。图1 相关进近程序的水平几何结构两架航空器间的间距设计满足以下两点要求：第一，后机与前机的距离必须足够远，如果前机突然转向（或有其他突发事件），则有最小的冲突避让冗余；第二，后机与前机的距离必须足够近，但不会受前机尾流的影响。不考虑地面效应影响，尾流在侧风条件下应从后机的后方飞过，限定时间间隔，使后机能够安全飞行。图2描述了这两个因素。为分析该程序的可行性，必须考虑其中的诸多限制。以下将从技术和几何结构角度，研究四点限制，从而为该程序的可行性提供初始评估。1总系统误差

6、（TSE）2航空器间隔压缩影响3尾流避让要求4冲突避让要求图2 尾流与冲突避让限制首先独立研究每点限制，综合这些限制的影响及其相互作用，得出研究结论。总系统误差（TSE）为该程序制定一个初始假设，即在进近和着陆的导航过程中，局域扩增系统（LAAS）将与全球定位系统（GPS）联合使用。最初认为，由于局域扩增系统的导航系统误差对仪表着陆系统的误差来说要小得多，因此总系统误差的容差也会更小。旧金山国际机场的跑道间距仅750英尺，因此总系统误差也需很小。然而，对局域扩增系统接收机和输出信号的研究显示，该系统设计了与仪表着陆系统误差类似的偏离信号，以保持与现有机舱显示系统和自动驾驶系统（Fain，199

7、4；RTCA，1999）的兼容。因此得出的总系统误差应与仪表着陆系统的误差十分相似。为了更好的理解局域扩增系统的航空电子设备对总系统误差的设计，麦特公司查找了FAA威廉休斯技术中心搜集的数据。该技术中心安装了局域扩增系统接收机并在大量机场进行进近飞行。这些飞行既有手动飞行也有自动驾驶配对进近。该中心为麦特公司提供了31个飞往不同机场的进近过程数据，这些机场的局域扩增系统都已经过测试。针对这31个进近过程数据，图3为总系统误差随跑道入口距离的变化函数，结果综合了这31个进近，开始于距跑道入口处10海里。总系统误差是按照跑道中心线横向偏离的标准差来描述的。在应用局域扩增系统进近飞行时，典型的仪表着

8、陆系统的总系统误差与所观察的总系统误差在图中对比显示。尽管局域扩增系统的导航系统误差（NSE）相当小（RTCA，1999），但由于设计了偏离信号的输出，因此总系统误差与仪表着陆系统的误差相似。图3 基于ILS与LAAS系统的总系统误差之比显而易见，如果局域扩增系统和机舱显示系统与自动驾驶系统界面间没有设计上的改变的话，则该相关进近程序就必须减少与仪表着陆系统相类似的总系统误差，其他在着陆中使用局域扩增系统作为导航系统的程序也应如此。从实用性的角度来看，该误差可以说是一项优势（使用现行导航系统的航空器能使用该程序），但其严重限制了该程序的设计。航空器间隔压缩在分析中，第二个重要的限制因素就是航空

9、器间隔压缩的影响。在最后进近中，航空器减速导致了间隔压缩。当前机从初始进近速度降到最后进近速度的过程中，它与后机的间隔将会缩小。若后机的最后进近速度大于前机的最后进近速度，将会有额外的间隔压缩。图4描述了间隔压缩的一般结果。在航空器飞向跑道入口的过程中，该图的横坐标表示前机离跑道的距离，纵坐标则是相对应的航空器纵向间隔。图例中，两架飞机的初始速度都为170节（因为在图中离跑道入口的距离一般大于6海里）。在此飞行阶段中，航空器的纵向间隔保持不变。当前机开始减速到125节时，后机开始逼进。图4 基本航空器间隔压缩几何结构（后机最后进近速度比前机大10节）在该图例中，假设每架航空器速度每秒减少1节（

10、0.05G），此为典型的减速率。当前机减速完毕后，后机因为速度大而持续接近前机。当后机开始减速，与前机的接近率则慢慢减少。而在此例中，后机的最后进近速度比前机大10节，因此在到跑道入口前纵向间隔将会持续减少。因此，航空器间隔压缩在该程序中至关重要。正如先前所说，尾流以及飞行冲突的避让要求对纵向间隔有所限制，而航空器间隔压缩影响了航空器在这些限制条件下的运行。图5利用参数描述了航空器间隔压缩的影响。横坐标为在跑道入口处预期的间隔，纵坐标为相对应的初始进近中要求的间隔，图中描述了后机以不同的速度接地时这两个间隔的关系。所要求的初始间隔在很大程度上要靠不同的接地速度来确定，在图中由线表示。请注意穿越

11、横坐标的线，前后航空器需要交换位置才能在跑道入口处达到预期的间隔。这可能在实际运行中不可行，因为在当前目视进近程序中，不允许后机超越前机。图5针对后机不同的接地速度，初始间隔与跑道入口处间隔的关系（前机速度为125节）尾流避让尾流预测作为一项复杂的课题，在尾流传播与尾流影响的细节方面仍存在争论。因此，在文中采用传统进近方式对此进行分析，并对一些基本限制加以描述。众所周知，尾流以侧风风速横穿平行跑道。近地处（距地面小于一个翼展）存在与航空器飞行路线垂直的额外速度，称为“地面效应”。此额外速度的分量难以精确预测，但据估计，其范围约在7.5英尺/秒（约5节）较为适宜。为了对尾流进一步分析，我们将研究

12、最大允许纵向间隔，该间隔作为尾流传播速度的函数，而与尾流传播的方式无关。超过最大间隔时，遭遇尾流的概率将小于最小允许值。一旦已知穿越跑道的尾流速度，就可以立即得出最大允许纵向间隔。简言之，最大间隔就是后机的速度乘以尾流横穿翼尖与翼尖间侧向间隔的时间。平行进近 图6描述了进行尾流传播计算时的进近几何结构的要素。如果航空器的翼展高达200英尺，那么当计算用于尾流避让的最大纵向间隔时，就需考虑翼展。如果航空器机身位于跑道中心线，那么尾流仅需横穿翼尖与翼尖间的距离，而非机身与机身间的距离。如图所示，位于左跑道的航空器的右翼超过其中心线向右延伸100英尺，而位于右跑道的航空器的左翼超过其中心线向左延伸1

13、00英尺。根据上述原则，就可以将实际750英尺的跑道间距缩小为更有效的550英尺。除了翼展之外，还必须考虑计算要求间隔时的总系统误差。如果两架航空器中的任一架航空器偏离所在跑道中心线的位置，而偏向另一条跑道，那么尾流横穿时间就应减去尾流穿越该偏移距离所需的时间。图6 尾流几何结构图解图7描述了平行进近中，针对不同的尾流传播速度，航空器的最大允许纵向间隔为最大总系统误差的函数，同时假定750英尺的跑道间隔及后机的地速为125节，并假设最大总系统误差如横坐标所示。图7 750英尺跑道间隔条件下的纵向间隔要求利用实际导航系统（图3）测得的总系统误差，在既定穿越跑道误差的既定概率假设下，我们可以将图7

14、中横坐标的范围修改为从跑道入口处开始。如图8所示，我们将4个标准差值取代原有的最大总系统误差；也就是说，每架航空器同时偏离跑道中心线的概率不会高于2个标准差。假设误差按正态分布，那么发生该事件的概率就约为1/33,000。另外，在此例中同时假设后机在跑道入口外5海里处的速度为170节，进入跑道入口后的速度为125节。该假设对5海里处要求的最大间隔有所放宽。若假设概率值1/33,000满足安全要求，则在750英尺的跑道间隔条件下，难以同时实现航空器间隔压缩的预防与尾流的避让。图8所示的是，当两架航空器以1500英尺的最终间隔向跑道入口处进近时的纵向间隔曲线。其中，后机的最后进近速度比前机最后进近速度大10节。可以发现，在距跑道入口1-1/2至3海里处，不同尾流速度条件下，两机间的间隔都将超过最大允许纵向间隔。按图5所示，不难发现几乎没有例子可以满足图8所提供的标准。因此，需要采用更合适的总系统误差或其它几何分析方法。 图8 距跑道入口处距离的纵向间隔要求函数三度角偏移进近 除了直线进近外，还可以选择三度角偏移进近。该进近方式有助于减少尾流造成的限制条件，尤其针对航空器距跑道入口处较远的情况。图9描述了偏移进近的概念。图9 三度角偏移进近图10显示了三度角偏移进近时，基于