本發(fā)明涉及在大氣探測中使用的聲雷達(SODAR)系統(tǒng)，并且具體地涉及用于檢測在與機場周圍的飛機進場走廊或者離場走廊相關(guān)聯(lián)的口徑內(nèi)的飛機引起的尾流湍流(wake turbulence)和/或風切變(wind shear)的方法和系統(tǒng)。所述方法和系統(tǒng)可以實時檢測飛機引起的尾流湍流和/或風切變，以及可以測量湍流終止的時間。

背景技術(shù)：

在歐洲命名的SESAR(http://www.sesarju.eu/)中的項目以及在北美稱為NextGen(http://www.faa.gov/nextgen/)中的類似項目中很好的建立并提出了檢測飛機引起的尾跡渦(wake vortices)和相關(guān)湍流的需求。這兩個項目在ICAO ASBU文獻(http://www.icao.int/sustainability/Pages/ASBU-Framework.aspx)中做了總結(jié)，。為了滿足這些項目的目的，針對技術(shù)和系統(tǒng)存在下述需求，其能夠?qū)崟r并且在所有天氣條件下檢測飛機引起的尾流湍流的位置和強度。具體地，存在一種針對能夠檢測在飛機進場走廊或者離場走廊中的尾流湍流的系統(tǒng)的需求，該飛機的進場走廊或者離場走廊是關(guān)鍵區(qū)域，在該區(qū)域中，遇到來自先行飛機的尾流湍流的下一架飛機可能遭受顛翻，這會具有嚴重的后果。

由于產(chǎn)生升力所需的空氣位移，因此出現(xiàn)了來自飛機的尾流。尾流可演變成幾種形式，所有形式對于下一架飛機而言都存在潛在危險。尾流可向上卷起形成渦流，該渦流取決于大氣條件而可以持續(xù)20秒至幾分鐘。渦流可具有多種狀態(tài)，多種狀態(tài)可以包括具有約1m的中心直徑的中心渦流，該中心渦流以80m/s至200m/s之間的速度旋轉(zhuǎn)，并且多種狀態(tài)可以裹繞成具有高達30m的直徑的大中心渦流，其以5m/s至20m/s的速度旋轉(zhuǎn)。渦流總是具有強的空氣擾動或者與渦流相關(guān)聯(lián)的風切變，這可破壞遇到該空氣擾動或者風切變的飛機的飛行。有時，飛機引起的尾流可以直接演變成湍流而不經(jīng)歷渦流階段。因此，任何測量進場走廊安全的過程應能夠檢測所有的飛機引起的尾流。由于湍流總是與飛機尾流相關(guān)聯(lián)，那么可靠的設(shè)置是直接檢測尾流湍流。然而，單獨檢測飛機引起的尾跡渦不足以確保進場走廊對于來自先行飛機引起或者產(chǎn)生的湍流的下一架飛機是安全的。

檢測飛機引起的尾跡渦的各種方法已經(jīng)使用雷達(RADAR)、激光雷達(LIDAR)和聲雷達，其中目標是檢測尾跡渦的位置使得可以跟蹤它們。還存在測量飛機引起的尾跡渦的強度的幾種嘗試，一些已經(jīng)成功并且一些不是很成功。這些努力的總結(jié)在下面給出：http://ntl.bts.gov/lib/33000/33700/33701/WakeNet3_Europe_March2010_Sensor_Volpe.pdf。

上述努力還沒有產(chǎn)生一種能夠?qū)崟r并且在所有天氣條件下可靠地檢測所有類型的飛機引起的尾流湍流的系統(tǒng)，如針對操作的系統(tǒng)所要求的那樣實現(xiàn)在SESAR、NextGen或者ICAO ASBU項目中概述的優(yōu)點。

在US 3671927中概述的已知飛機渦流系統(tǒng)使用聲波的折射以供檢測尾跡渦，但是只能夠檢測存在的幾種渦流。發(fā)生這種情況是因為該技術(shù)只能夠檢測具有大于約80m/s的旋轉(zhuǎn)速度的飛機引起的渦流對中的其中一個(http://ntl.bts.gov/lib/46000/46000/46025/Burnham_CharacteristicsWake_VortexTracking.pdf)，并且結(jié)果是還不能夠檢測也是存在的、與飛機尾流相關(guān)聯(lián)的較慢渦流或者湍流。因此，在US 3671927中的系統(tǒng)不提供飛機引起的尾跡渦和/或湍流的可靠指示。

在US 3671927中概述的已知聲學風傳感器具有局限性，因為它通過使用掃描接收器波束，只能夠檢測在單個發(fā)射器波束中的渦流，并且因此與操作的系統(tǒng)的要求相比，存在較低的檢測可能性。在http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a062026.pdf中由R.P.McConville概述的“多普勒聲學渦流檢測系統(tǒng)”中列出了類似的系統(tǒng)，其中描述了用于檢測飛機尾跡渦的脈沖和CW聲學系統(tǒng)兩者。具體地，圖3-34顯示了后向散射脈沖、前向散射脈沖以及前向散射CW系統(tǒng)。在圖4-1中給出了前向散射CW系統(tǒng)的示意圖。CW系統(tǒng)固有地沒有范圍信息，然而通過掃描發(fā)射器和/或接收器波束能夠獲得范圍。

在申請人的、名稱為“檢測尾跡渦”的US 7284421等、以及名稱為“飛機尾跡渦特征”的US 7703319中概述的使用基于線性調(diào)頻(chirp)的SODAR檢測尾跡渦的先前嘗試由對聲學信號的折射構(gòu)成，該聲學信號具有通過渦流中心產(chǎn)生的脈沖壓縮波形(chirp)。這個系統(tǒng)給出了渦流高度的準確測量，條件是渦流中心以大于80m/s的速度旋轉(zhuǎn)，但是，因為后向散射的信噪比太低以至于不可檢測，并且因為不能夠獲得關(guān)于所有飛機引起的尾流湍流的強度和衰減時間的可靠信息，因此不能可靠地檢測以小于80m/s旋轉(zhuǎn)的渦流或者與飛機尾流相關(guān)聯(lián)的湍流。對在飛行路徑中的所有飛機相關(guān)的湍流的較差檢測起因于單個發(fā)射器天線利用足夠的發(fā)射信號僅部分地照射天線上方的區(qū)域，以獲得所需的信噪比以及飛行路徑的覆蓋寬度來提供有用的“合成口徑”。因此，US7284421沒有檢測在“合成口徑”中的所有飛機產(chǎn)生的尾跡渦和湍流，這對于確定飛行路徑針對下一架飛機是否安全是必須的。

在申請人的名稱為“聲學探測”的US 6755080、名稱為“低層大氣的空氣特性測量”的US7317659、名稱為“低層大氣的SODAR探測”的US 7178408中公開的基于線性調(diào)頻的SODAR與常規(guī)的短脈沖SODAR相比增益多45dB，并且與在其它現(xiàn)有技術(shù)中公開的線性調(diào)頻SODAR系統(tǒng)相比增益多25dB。后者的系統(tǒng)以線性調(diào)頻SODAR的更新率獨立地使用每個振幅測量，以提供尾流湍流測量。后者的系統(tǒng)通過使用具有相對高的線性調(diào)頻速率(例如至少1000Hz/秒)的線性調(diào)頻信號格式、通過在匹配濾波接收器中使用IIR窗口線性相位濾波器以及通過使用改進的天線設(shè)計來對現(xiàn)有技術(shù)做出改進。線性調(diào)頻聲學信號屬于已知的適于在脈沖壓縮或者匹配濾波接收器中使用的波形類型。在Merrill I.Skolnik、McGraw Hill的“雷達系統(tǒng)的介紹”第三版、2001年、ISBN0-07-118189-X(Introduction to Radar Systems,Third Edition,by Merrill I.Skolnik,McGraw Hill,2001,ISBN 0-07-118189-X)中給出了脈沖壓縮波形和匹配濾波器的較好介紹。

改進的天線設(shè)計包括具有用于最大隔離性的內(nèi)部聲吸收器的雙側(cè)壁以及具有相對低的旁瓣的偏饋天線。天線設(shè)計還包括相對高效率的壓縮驅(qū)動器，其能夠使聲級高達135dBa以用來傳輸。這使得線性調(diào)頻SODAR大致上能夠?qū)崟r地測量所有類型的大氣湍流而無須進行平均處理，這是任何SODAR、LIDAR或者RADAR系統(tǒng)之前沒有的能力。在聲能從大氣中的不連續(xù)和/或波動的小規(guī)模溫度后向散射時可以實現(xiàn)對湍流的測量。

用于到達和離開的安全的飛機口徑之前已經(jīng)在如下文獻中討論了：http://www.transportresearch.info/Upload/Documents/201208/20120807_184001_3122_AT C_Wake％20D2_12.pdf。在后面的參考文獻中公開的口徑處于示出模型化的尾跡渦如何根據(jù)飛機走廊進行描述的上下文中，盡管沒有給出建議以將該概念應用于實時測量尾流湍流或者實現(xiàn)這種實時測量系統(tǒng)的方法。例如，US 7284421公開了“合成口徑”，但是沒有公開如何創(chuàng)建具有非合成口徑的系統(tǒng)。

在過去的30年，為了提出一種基于尾跡渦行為建模以便估算飛機尾跡渦位置和終止時間的預測系統(tǒng)，已經(jīng)進行過多次嘗試。然而，航空界的某些部門已經(jīng)質(zhì)疑對渦流的實時測量進行取代的預測/推論信息的可行性。因此就申請人而言，不存在已知的聲脈沖壓縮系統(tǒng)，該系統(tǒng)指示為了獲得在進場走廊或者離場走廊內(nèi)安全的飛機間隔如何實時測量口徑中的飛機尾流湍流。

在本文中使用的術(shù)語“湍流”表示小規(guī)模的、不規(guī)則的空氣運動，其特征在于速度和/或方向變化的風。湍流是有意義的，因為其會混合和攪動大氣并且引起水蒸氣、煙霧、以及其它物質(zhì)和能量，從而變成垂直地分布和水平地分布兩者。

在本文中使用的術(shù)語“口徑”表示沿著機場附近的進場走廊或者離場走廊的切片或者橫截面。口徑包含在其內(nèi)飛機生成或者引起湍流并且在先行飛機引起尾流湍流之后下一架飛機經(jīng)過的區(qū)域。術(shù)語口徑還表示整個面積，在該面積內(nèi)通過飛機引起的尾流湍流可以在包括進場走廊和離場走廊的不同飛機走廊之間行進。

下面的表格示出基于線性調(diào)頻的SODAR是能夠滿足飛機尾流湍流測量系統(tǒng)要求的技術(shù)。LIDAR或者RADAR方案由于分辨率和更新率的限制，根本不能夠?qū)崿F(xiàn)表格中提出的性能的近似級別。在表格中的更新率是重要的，因為需要充分的時間分辨率以確保在口徑中的湍流是清楚的，使得能夠優(yōu)化飛機間隔。

口徑飛機尾流湍流測量需求表格

對數(shù)據(jù)的大多數(shù)工作主要集中在測量飛機尾跡渦軌跡以及然后嘗試開發(fā)這種行為的模型。這是不成功的，因為描述尾跡渦行為所要求的許多參數(shù)是可變的并且在實踐中難以或者不可能獲得。

尾跡渦問題是精確復雜的，因為涉及大量參數(shù)。撇開各種操作情景，該問題涉及通過生成渦流的飛機引入的參數(shù)、通過遇到渦流的飛機引入的參數(shù)、以及通過居間大氣層引入的參數(shù)。渦流的最初特征在于生成渦流的飛機的參數(shù)，包括重量、翼展、速度、襟翼設(shè)置以及擾流板設(shè)置、地面接近度、引擎推力、升力分布等。遇到(安全或者危險)的特征在于下一架飛機的參數(shù)，包括速度、翼展、側(cè)滾控制機構(gòu)、飛行階段等。氣象變量包括風、側(cè)風、大氣穩(wěn)定性、背景大氣湍流等，其也在確定渦流處于危險狀態(tài)多久方面起到關(guān)鍵作用。

在飛機到達和離開機場之間的當前分隔時間已經(jīng)被適當?shù)卦O(shè)定以最小化湍流遭遇。該設(shè)定通常是保守的并且依賴于分隔時間內(nèi)所估算的湍流離開或到達走廊的終止或傳輸，而在走廊內(nèi)沒有對尾流湍流的位置或強度的任何實際測量。

本申請人認識到，如果能夠?qū)崟r確定針對來自先行飛機的尾流湍流在進場走廊或離場走廊內(nèi)降低到安全閾值所花費的時間是多長，那么存在相當大的潛力來降低飛機到達和離開的分隔時間。確定飛機尾流湍流的安全閾值是相對復雜的，因為不同的飛機能夠承受不同級別的湍流。因為存在本身是高可變的正常或背景大氣湍流，該確定會進一步被復雜化。因此，為了正確地測量實際安全湍流閾值，也要求大氣背景湍流狀態(tài)的先前知識。實時確定用于飛機尾流湍流的安全閾值不僅能夠使得機場基礎(chǔ)設(shè)施具有更好的運營能力和利用率，也能夠提高安全性。

本發(fā)明的方法和系統(tǒng)可以測量口徑中的大氣湍流，包括通過飛機在口徑中生成或引起的湍流；一種確定在口徑中的不同類型湍流以及終止時間的裝置，該終止時間是飛機生成或引起的湍流降低到或低于口徑內(nèi)的設(shè)定級別或閾值或者安全級別或閾值所花費的時間。如果實時測量所述終止時間，那么可以應用合理的安全或時間緩沖或者余量從而確定針對下一架飛機經(jīng)過該口徑的安全或最佳間隔時間。

作為現(xiàn)有技術(shù)給出的本文對專利文檔或其它內(nèi)容的參考不應被視為承認或暗示該文檔或內(nèi)容是已知的，或其包含的信息在任何權(quán)利要求的優(yōu)先權(quán)日期是常規(guī)知識的一部分。

其中在本說明書(包括權(quán)利要求)中使用的術(shù)語“包括”、“包括的”或者“正包括”，它們被解釋為指明規(guī)定的特征、整體、步驟或部件的存在，但是不排除一個或多個其它特征、整體、步驟、部件或者其群組的存在。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種用于檢測大氣湍流的方法，該大氣湍流包括在與機場周圍的飛機進場走廊或離場走廊相關(guān)聯(lián)的口徑內(nèi)的飛機引起的尾流湍流和/或風切變，所述方法包括：將具有適于脈沖壓縮的波形的聲學信號傳輸?shù)剿隹趶街?；從所述大氣湍流?或風切變接收所述聲學信號的后向散射的聲學回波；在匹配濾波接收器中處理所述聲學回波以提供所述大氣湍流的測量；以及辨別所述飛機引起的尾流湍流以確定終止時間，所述終止時間是所述飛機引起的尾流湍流和/或風切變至少降低到所述口徑中的設(shè)定閾值之下所花費的時間。

優(yōu)選地，所述聲學信號包括具有至少是1kHz每秒的頻率變化率的線性調(diào)頻，以減少范圍誤差和/或優(yōu)化分辨率。在一個優(yōu)選的實施例中，多個所述聲學信號可經(jīng)由多個發(fā)射器天線傳輸。所述多個發(fā)射器天線可大體上跨越所述飛機進場走廊或離場走廊放置，以獲得口徑的可接受的覆蓋。所述多個聲學信號可大體上以相同頻率傳輸并且可包括正線性調(diào)頻和負線性調(diào)頻。在另一優(yōu)選實施例中，所述多個聲學信號可以以不同頻率傳輸并且可包括正線性調(diào)頻和負線性調(diào)頻。

所述后向散射的聲學回波可經(jīng)由多個接收器天線接收。所述多個接收器天線可大體上跨越所述飛機進場走廊或離場走廊放置，以獲得口徑的可接受的覆蓋。

所述處理可包括：模擬所述匹配濾波接收器以確定經(jīng)由所述多個接收器天線接收的所述后向散射的聲學回波的幅度，所述幅度指示所述口徑內(nèi)的所述湍流和/或風切變的級別。所述方法可包括：辨別或在飛機引起的尾流湍流和除了飛機引起的尾流湍流之外的背景大氣湍流之間進行區(qū)分。所述方法可進一步包括：比較來自每個接收器天線的振幅以創(chuàng)建所述湍流和/或風切變的水平位置。

終止時間可大體上沿著整個飛機進場走廊或離場走廊計算。所述方法可包括：從風廓線導出估算的湍流終止時間并且利用在一個或多個口徑處獲得的實際湍流終止時間來修正所估算的終止時間輪廓。

修正可通過使用從一個或多個口徑獲得的實際終止時間以及所測量的風廓線而沿著所述飛機進場走廊或離場走廊應用插值來實施，從而沿著所述飛機進場走廊或離場走廊獲得實際飛機尾流湍流終止時間。所述終止時間可被添加安全裕度以獲得飛機間隔時間。優(yōu)選地，所述閾值被設(shè)定使得所述閾值對于經(jīng)過所述口徑的下一架飛機是相對安全的。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種用于大氣湍流的系統(tǒng)，該大氣湍流包括在與機場周圍的飛機進場走廊或離場走廊相關(guān)聯(lián)的口徑內(nèi)的飛機引起的尾流湍流和/或風切變，所述系統(tǒng)包括：至少一個發(fā)射器天線，所述至少一個發(fā)射器天線用于將具有適于脈沖壓縮的波形的聲學信號傳輸?shù)剿隹趶街校恢辽僖粋€接收器天線，所述至少一個接收器天線用于從所述大氣湍流和/或風切變接收所述聲學信號的后向散射的聲學回波；匹配濾波接收器，所述匹配濾波接收器用于處理所述聲學回波以提供所述大氣湍流的測量；以及用于辨別所述飛機引起的尾流湍流以確定終止時間的裝置，所述終止時間是所述飛機引起的尾流湍流和/或風切變至少降低到所述口徑中的設(shè)定閾值之下所花費的時間。

附圖說明

現(xiàn)在將參考附圖描述本發(fā)明的優(yōu)選實施例，其中：

圖1示出用于確定沿著機場周圍的進場走廊或離場走廊的口徑中的飛機尾流湍流的存在的通用聲學線性調(diào)頻系統(tǒng)；

圖2示出相對于湍流要在其內(nèi)被測量的口徑的分開的發(fā)射器天線和接收器天線陣列；

圖3示出前向傳輸?shù)木€性調(diào)頻信號以及所接收的回波信號；

圖4示出反向傳輸?shù)木€性調(diào)頻信號以及所接收的回波信號；

圖5示出多個同時前向傳輸?shù)木€性調(diào)頻信號和所接收的回波信號；

圖6示出針對一個接收器信道在不同時間從湍流后向散射的信號；

圖7示出在機場跑道附近的進場走廊或離場走廊，其中在走廊內(nèi)具有口徑；

圖8示出在湍流相對低并且起因于除了飛機引起的尾流湍流之外的僅背景大氣湍流時利用20個發(fā)射器和接收器測量的湍流的表示；

圖9示出在湍流相對高并且起因于飛機引起的尾流湍流時利用20個發(fā)射器和接收器測量的湍流的表示；

圖10a-10c示出跑道走廊、風廓線以及沿著走廊的湍流終止時間，其中湍流終止時間結(jié)合風廓線獲得；

圖11示出用于提供具有高效率和良好隔離性的相對低的旁瓣波束的改進的發(fā)射器和接收器聲學天線結(jié)構(gòu)；

圖12示出發(fā)射器天線和接收器天線的修改設(shè)置，其中發(fā)射器天線和接收器天線包括相同的物理設(shè)備；

圖13示出用于從湍流終止時間導出飛機間隔的過程；

圖14示出相對于跑道測量的口徑；以及

圖15示出在圖12中的計算機11的元件。

具體實施方式

本發(fā)明可提供一種改進的方法和系統(tǒng)，該方法和系統(tǒng)用于檢測機場周圍的飛機到達走廊或離開走廊的口徑或部分中的飛機引起的尾流湍流和/或風切變。本發(fā)明可以可靠地檢測在口徑中的各種類型的背景大氣和飛機引起的尾流湍流的存在。這可以通過下述操作實現(xiàn)：通過重復地傳輸聲學線性調(diào)頻信號波束，以及重復地測量所接收的或后向散射的聲學回波信號的振幅以證實在口徑中存在尾流湍流。所述后向散射的聲學回波技術(shù)可以在所有天氣條件下檢測各種類型的飛機尾流湍流。

為了實時獲得針對湍流位置的口徑的充分覆蓋范圍，使用若干發(fā)射器和接收器來覆蓋所述口徑。通過使用具有大體上垂直指向波束的若干線性調(diào)頻信號發(fā)射器和接收器，與飛行路徑走廊正交的口徑可以被覆蓋，避免掃描單個波束的需求或者構(gòu)建合成口徑的需求。這種設(shè)置通過最小化跨越整個口徑獲得讀數(shù)所花費的時間來明顯地改進檢測到飛行路徑走廊口徑中的尾流湍流的可能性。

本方法的優(yōu)點是，可以實現(xiàn)從發(fā)射器測量湍流的距離，這可以在口徑內(nèi)使湍流定位。一旦湍流被定位以及其級別被確定，那么在飛機已經(jīng)經(jīng)過口徑之后，針對湍流降低到安全閾值或設(shè)定閾值之下的時間就可使用湍流的重復測量來測量。因為系統(tǒng)適于測量湍流，因此缺少湍流表示口徑對于下一架飛機而言是安全的。

在一系列接收器上所接收的信號振幅可以用于確定最嚴重湍流的可能水平位置。用于每個發(fā)射器的聲學線性調(diào)頻信號可以包括單頻帶。可替代地，不同的頻帶可以用于每個發(fā)射器，以提供湍流位置的附加水平辨別。如果使用具有增加頻率的線性調(diào)頻和具有降低頻率的線性調(diào)頻，則可以加倍可獲得頻帶的數(shù)量。如果水平位置是已知的，則可以水平地跟蹤湍流以提供關(guān)于何時湍流降低到安全閾值或設(shè)定閾值之下的附加信息。

湍流的強度與返回信號的振幅直接相關(guān)。這意味著，測量在飛機已經(jīng)經(jīng)過之后湍流降低到安全級別或閾值或者設(shè)定級別或閾值之下所花費的時間可以提供終止時間的相對直接的度量。閾值級別需要根據(jù)大氣湍流的級別調(diào)節(jié)。終止時間或者湍流降低到設(shè)定閾值之下所花費的時間可以是高度可變的，并且除了其它之外，可以取決于飛機類型、襟翼調(diào)整、重量、側(cè)風以及大氣湍流。這種可變性意味著需要進行實時測量以獲得用于湍流終止時間的可靠值。

在飛行走廊的口徑中的湍流終止時間可經(jīng)由插值與沿著進場走廊或離場走廊的風廓線信息進行組合，從而估算湍流退出整個走廊所花費的時間。側(cè)風可以確定尾流湍流退出進場走廊或離場走廊所花費的時間。因為風隨著高度變化，因此湍流終止時間也將沿著進場走廊或離場走廊而變化。可以沿著進場走廊或離場走廊添加附加的口徑，從而改進對湍流退出走廊的時間的估算。

圖1示出用于確定機場周圍的進場走廊或離場走廊中的飛機尾流湍流的存在的通用聲學線性調(diào)頻系統(tǒng)。該系統(tǒng)包括計算機10、附接到計算機10的聲卡15、功率放大器20、多個發(fā)射器天線25、多個接收器天線30以及關(guān)聯(lián)的接收器前置放大器35。計算機10生成具有脈沖壓縮波形的線性調(diào)頻信號，其被發(fā)送到聲卡15，并且然后發(fā)送到音頻功率放大器20以及發(fā)射器天線25。

每個發(fā)射器天線25產(chǎn)生聲學發(fā)射器波束26并且每個接收器天線30具有接收器波瓣圖31。每個發(fā)射器天線25在每一側(cè)都具有接收器天線30，以提供如圖2中所示的對口徑60部分的覆蓋，使得使用若干發(fā)射器天線和接收器天線可以覆蓋整個走廊。

每個發(fā)射器天線25發(fā)射可以是相同頻率或不同頻率的聲學線性調(diào)頻信號。每個發(fā)射器天線25的波束26以及每個接收器天線30的波瓣圖31可以如圖1中所示重疊，以提供等于針對該發(fā)射器接收器對的發(fā)射器波束26的覆蓋區(qū)域。從飛機引起的尾流湍流后向散射的線性調(diào)頻信號被接收器天線30的接收器波瓣圖31捕捉，傳遞到接收器前置放大器35、聲卡15并且傳遞到計算機10，在計算機10中實現(xiàn)匹配濾波接收器(參考圖15)以獲得尾流湍流的測量。

通過穿過口徑60的飛機的機翼產(chǎn)生尾流湍流，并且該尾流湍流將在不同的接收器波束31中出現(xiàn)，允許要被確定的相對高的湍流(例如圖9中的205)的近似水平的定位。一旦由于風將高的湍流吹走而高的湍流消散或離開口徑60，相對低的湍流(例如圖8中的185)對于下一架飛機將不再是威脅?？趶?0的尺寸將取決于其相對于機場跑道的位置。

圖2示出發(fā)射器天線25、接收器天線30和口徑60之間的一般關(guān)系。口徑60具有高度45和寬度41，并且通常在地面40上方。發(fā)射器天線25和接收器天線30設(shè)置在口徑60下方以便提供對口徑60的充分覆蓋。通過在箭頭方向50上添加更多的發(fā)射器天線和接收器天線55可以覆蓋更大的口徑60。

圖3示出前向傳輸?shù)木€性調(diào)頻信號75以及從口徑60接收的線性調(diào)頻信號的回波信號80。前向線性調(diào)頻信號75具有例如1000Hz的頻率范圍65，并且在例如一秒的時間段70上增加，以產(chǎn)生每秒1000Hz的線性調(diào)頻頻率。可以使用不同的線性調(diào)頻參數(shù)，但是線性調(diào)頻速率應充分高以避免范圍誤差和/或優(yōu)化分辨率?；夭ㄐ盘?0在線性調(diào)頻75傳輸之后將從口徑60接收。

圖4示出從口徑60接收的反向傳輸?shù)木€性調(diào)頻信號95以及回波信號100。反向線性調(diào)頻信號95具有例如1000Hz的頻率范圍85，并且在例如一秒的時間段90上降低?；夭ㄐ盘?00在線性調(diào)頻95傳輸之后將從口徑60接收。

圖5示出多個同時傳輸?shù)那跋蚓€性調(diào)頻信號以及從口徑60接收的回波信號120。每個前向線性調(diào)頻信號115具有頻率范圍105，并且在時間段110上增加。回波信號120在線性調(diào)頻信號115傳輸之后從口徑60接收。

圖6示出在計算機10中實現(xiàn)的匹配濾波接收器中處理之后的針對一個接收器信道的后向散射的信號135a、135b以及135c，如下面參考圖15所描述的。信號135a、135b、135c從湍流被后向散射，其在發(fā)射器天線25的波束26內(nèi)。通過高度比例尺125來表示距離地面的湍流高度，高度比例尺125具有在距離地面高度50m處的口徑底部126和在距離地面100m處的口徑頂部127。通過湍流水平尺度130表示湍流振幅，其具有40的湍流閾值131。在飛機已經(jīng)經(jīng)過之后，分別在49、56和63秒處示出湍流的測量135a、135b、135c。前兩個湍流測量135a和135b具有在閾值131之上的湍流，其在口徑126底部上方并且起因于飛機引起的尾流湍流。第三湍流測量135c具有低于口徑126底部的湍流并且起因于除了飛機引起的尾流湍流之外的大氣背景湍流級別的湍流。盡管湍流135c在湍流閾值131之上，但該湍流低于口徑126的底部。在這種情況下，在口徑中的湍流在63秒之后已經(jīng)在安全閾值131之下終止。

圖7示出機場跑道140、進場走廊或離場走廊150以及沿著走廊150相對于地平面145的口徑155和160。發(fā)射器陣列165和接收器陣列170分別位于口徑155和160下方。

圖8示出口徑中的相對低的湍流，其不存在飛機引起的湍流但是存在除了飛機引起的尾流湍流之外的背景大氣湍流。口徑的寬度180是100m，以跑道中心線為中心加減50m。口徑的高度175在地面之上從50m到100m。湍流的灰度等級190示出口徑中的湍流185從0到100的等級?；叶鹊燃壍妮^淺色端部表示湍流的較低等級。

圖9示出具有飛機引起的湍流存在的口徑中的相對高的湍流?？趶降膶挾?00是100m，以跑道中心線為中心加減50m。口徑的高度195在地面之上從50到100m。湍流灰度等級210示出口徑中的湍流205的等級?；叶鹊燃壍妮^深色端部表示湍流的較高等級。例如，遇到灰度等級上的湍流等級80會導致飛機大于45度的嚴重側(cè)滾。相比之下，遇到在設(shè)定閾值或40等級的湍流可能幾乎注意不到。

從圖9中所示出的湍流降低到圖8中所示出的湍流所花費的時間是湍流終止時間。在湍流已經(jīng)降低到圖8中所示出的等級之后，針對另一架飛機而言，經(jīng)過進場走廊或離場走廊上的口徑是安全的。湍流終止時間可以通過現(xiàn)有的諸如ACARS的系統(tǒng)廣播到其它飛機或者可以通過常規(guī)通信方式直接發(fā)送到空中交通控制系統(tǒng)。

圖10a到10c分別示出跑道走廊、關(guān)聯(lián)的風廓線以及沿著走廊的關(guān)聯(lián)湍流終止時間，其中湍流終止時間結(jié)合風廓線獲得。圖10a示出地平面220、從進場端或離場端觀察的跑道225、進場走廊或離場走廊245、地面之上的高度230以及走廊245內(nèi)的不同高度處的兩個口徑250、251。圖10b示出風廓線265，其包括跨越跑道225與高度230相對的風速235。用于尾流湍流的終止時間可以被認為是側(cè)風265將尾流湍流205從口徑250、251吹走所花費的時間。

參考圖10c，通過經(jīng)由側(cè)風速265而分割口徑寬度41(參考圖2)可以獲得尾流湍流終止時間240的估算輪廓270。因為湍流終止時間可以通過除了側(cè)風之外的因素控制，因此圖10c中示出的尾流湍流終止時間的估算輪廓270需要通過獲得實際湍流終止時間的測量而修正。這可通過修正在多個高度處估算的終止時間270實現(xiàn)，在這些高度處，通過將估算的終止時間255、260轉(zhuǎn)換成實際終止時間280、285而從口徑250、251獲得終止時間的實際測量。然后，可通過使用估算的終止時間270和新值280以及285的插值，獲得實際終止時間275的完整輪廓。

圖11示出高性能天線結(jié)構(gòu)的橫截面視圖，該高性能天線結(jié)構(gòu)具有相對高的效率、低旁瓣等級以及優(yōu)異的隔離性，這些特性對于準確測量空氣湍流是有用的。這種天線結(jié)構(gòu)可以用于發(fā)射器和接收器兩者。天線結(jié)構(gòu)可以放置在地面285上并且垂直指向。天線結(jié)構(gòu)可以通過基座290固定到地面285。天線結(jié)構(gòu)的側(cè)壁可以是圓形的或者方形的，并且由HDPE 8mm厚的塑料層295和300制成，塑料層295和300通過50mm的空氣分開。在內(nèi)側(cè)，相對高質(zhì)量的UV穩(wěn)定聲學吸收劑泡沫305可以在兩個外層的邊緣上方延伸從而最小化在兩個外部部分的邊緣上方的聲波的衍射。偏置拋物反射器310可以包括1.2m直徑的衛(wèi)星天線類型Prodelin系列1123。驅(qū)動器315可以包括具有附接的40度的喇叭的BMS音頻類型4591。喇叭320可以提供拋物反射器310的正確闡釋，以確保最佳效率和相對低的旁瓣等級。

圖12示出發(fā)射器和接收器天線的修改設(shè)置，其中發(fā)射器天線和接收器天線包括相同的天線設(shè)備405，每個天線設(shè)備具有波束形狀410?？赏ㄟ^計算機400操作轉(zhuǎn)向開關(guān)400，使得在線性調(diào)頻脈沖信號傳輸?shù)臅r間期間，開關(guān)400將天線405連接到發(fā)射器放大器21。在傳輸脈沖的末端處，開關(guān)400可以被換向以使天線405連接到接收器前置放大器35。這種設(shè)置可以使多個天線405減少一半，但是當發(fā)射器放大器21連接到天線405時，還要設(shè)定用于測量的最小范圍。最小范圍是傳輸?shù)木€性調(diào)頻的脈沖長度乘以聲速的一半。

圖13示出在飛機已經(jīng)經(jīng)過口徑之后直到口徑中的湍流降低到設(shè)定閾值之下的用于測量時間的過程示例。在飛機經(jīng)過口徑時，時間軸500從零開始，并且湍流軸505示出從重復的湍流測量獲得的湍流520的實際級別。級別515是設(shè)定的湍流閾值40，在該閾值之下，對于另一架經(jīng)過口徑的飛機而言是安全的。飛機引起的湍流520最初將上升到背景湍流級別510之上，并且在一段時間之后將最終返回到該級別。因為大氣背景湍流隨著時間明顯地變化，所以需要背景湍流級別的滑動平均以創(chuàng)建當前的大氣湍流510，從當前的大氣湍流510，通過將裕度530添加到大氣湍流510，可以辨別或獲得飛機引起的尾流湍流的適當級別515。在時間為0處飛機經(jīng)過口徑與湍流降低到設(shè)定閾值之下之間的時間段是湍流終止時間525。通過將安全裕度526添加到湍流終止時間525，可以得出飛機間隔時間527。

圖14示出如何相對于跑道600測量口徑。跑道600形成計算口徑寬度620的基礎(chǔ)?？趶骄嚯x跑道的距離610可以乘以.03以獲得側(cè)向裕度605。側(cè)向裕度605可以被添加到跑道寬度615以獲得口徑寬度620。在地面635上方的口徑底部側(cè)的高度630被稱為障礙間隙面，并且對于每個跑道進場都是特定的。口徑的高度640是在口徑位置處的飛機進場路徑的高度。

圖15示出圖2中的計算機的元件。計算機11包含線性調(diào)頻參數(shù)輸入700，諸如fo和t(df/dt)(線性調(diào)頻速率)。數(shù)字生成的線性調(diào)頻730被施加到聲卡16內(nèi)的D/A轉(zhuǎn)換器，以生成要被施加到功率放大器21的模擬線性調(diào)頻信號735。所接收的模擬回波信號被施加到前置放大器35，并且然后被施加到聲卡16內(nèi)的A/D轉(zhuǎn)換器以生成數(shù)字輸出740。數(shù)字輸出740被施加到匹配濾波接收器725。匹配濾波接收器725具有兩個部件，即輸入FIR數(shù)字濾波器710，其選擇要被施加到匹配濾波器715的感興趣的頻率范圍。在所接收且濾波的數(shù)字信號745在頻率域內(nèi)乘以逆向的傳輸?shù)木€性調(diào)頻760之后，匹配濾波器715在頻率域中操作，其中所接收的信號的輸出幅度720從逆向FFT750獲得。輸出幅度720可以提供大氣中的湍流級別的直接指示，并且可以用于提供大氣湍流數(shù)據(jù)510以及湍流520的實際級別(參考圖13)。

最后，應理解的是，各種變化、修改和/或添加可以引入到之前描述的部分的構(gòu)造和設(shè)置中，而不偏離本發(fā)明的精神或范圍。