KR20020060165A

KR20020060165A - 항공 관제 시스템

Info

Publication number: KR20020060165A
Application number: KR1020027002425A
Authority: KR
Inventors: 댄 배런
Original assignee: 추후제출; 레이던 컴퍼니
Priority date: 1999-08-24
Filing date: 2000-08-24
Publication date: 2002-07-16
Also published as: JP3973905B2; AU7069100A; HK1043229B; CA2382396C; AU769965B2; HK1043229A1; DE60006550T2; CA2382396A1; US6420993B1; WO2001015119A9; ES2211595T3; ATE254325T1; DK1210702T3; KR100551505B1; EP1210702A1; DE60006550D1; WO2001015119A1; JP2003507826A; EP1210702B1; PT1210702E

Abstract

본 발명은 과도한 수의 발못된 경고를 제공하지 않는 기동중인 항공기 사이의 저촉을 예측하기 위한 장치 및 기술에 관한 것이다. 이러한 기술은 실제와 가장 유사하게 예측이 이루어지도록 저촉 예측동안의 시간 구간을 제한하는 정보를 이용한다.

Description

항공 관제 시스템{AIR TRAFFIC CONTROL SYSTEM}

당업계에 알려진 바와 같이, 항공 관제 시스템은 안전 및 질서정연하고 신속한 항공 교통 흐름을 개선하기 위한 서비스이다. 안전은 원칙적으로 다른 항공기, 장애물, 그리고 지상과의 충돌을 방지하고; 악기상을 회피하도록 항공기를 지원하며; 운항이 금지된 공역으로 항공기가 이동하지 않게 하며; 조난 항공기를 구조하는 것에 대한 문제이다. 질서정연하고 신속한 교통 흐름은 조종사가 선택한 항로를 따라 항공기를 효율적으로 이동하게 한다. 일반적으로 선착순 처리 기준에 따라, 개별 항공기에 공평하게 공간을 배정된다.

또한 알려진 바와 같이, 항공 관제 서비스는 항공 관제 시스템에 의해 제공된다. 항공 관제 시스템은 항공기를 탐지하고 추적하는 항공 감시 레이더 시스템으로부터 수신한 데이터를 처리하는 컴퓨터 및 디스플레이 형태이다. 항공 관제 시스템은 특정 지리 영역에서 항공기의 식별 및 위치를 결정하도록 민간용 및 군용 분야에 사용된다. 이러한 탐지 및 추적은 상호간에 근접하여 비행하는 항공기에게통지하고 충돌 상황에 있는 항공기에 경고하기 위해 필요하다. 항공기가 소위 최소 분리 기준(MSS)보다 짧은 거리에 있을 때 항공기는 MSS에 "위반" 또는 "저촉" 되었다고 한다. 이러한 경우에, 항공 관제 시스템은 소위 "저촉 경고"를 발생시킨다.

저촉 경고(CA) 알고리즘의 장점은 급박한 저촉을 예측할 수 있는 능력 뿐만 아니라, 잘못된 저촉 예측을 방지하는 것에서 찾을 수 있다. 상호간에 접근하는 두 개의 항공기 저촉은 두 개의 항공기 사이의 수평 거리가 수평 최소 분리 기준(HMSS)내에 있고, 동시에, 이들 항공기 사이의 수직 거리가 수직 최소 분리 기준(VMSS)보다 짧은 경우에 존재한다. 예컨대, 임의의 상황에서, 항공기는 수평으로는 3 해리(NM)까지 분리되고, 또는 수직으로 최소한 1000피트(feet)까지 분리가 되어야 한다.

만약 각각의 항공기의 속도가 일정하다면, 항공 관제 시스템의 CA 기능은 항공기의 상대적인 위치와 항공기 속도에 기초하여, 장래 발생하는 잠재적인 저촉을 예측할 수 있다. 만약 항공기가 기동중이라면 (선회를 포함한 가속, 감속중이라면), 종래 항공 관제 시스템은 한 쌍의 항공기가 현재 수직 분리 기준에 위배되어 저촉하는지를 탐지할 수 있을 뿐이다. 따라서, 만약 상호간에 수직으로 접근하는 두 개의 항공기가 수직 최소 분리 기준(VMSS)에 위배되지 않는다면, 종래 항공 관제 시스템은 저촉을 예측할 수 없고, 이로 인해, 저촉 발생 전에 이러한 저촉을 경고할 수 없다.

속도 산정-추적기(tracker-estimated velocity)를 사용하여 신뢰가능한 저촉을 예측하기 위해, 속도는 일정해야 하고 매우 정확하게 산정되어야 한다. 이러한 조건은 안정 상태(직선 및 일정 속도 비행) 추적에서만 충족된다. 항공기가 기동할 때, 여러 이유로, 속도 산정-추적기는 항공기 분리를 예측하는데 사용될 수 없다.

한가지 이유는 목표물이 기동중에 상호 접근할 때, 사실상 이들 목표물은 상호 방향으로 가속되기 때문이다. 그러나, 종래 항공 관제 시스템의 추적 기능은 가속도 또는 선회 속도 모두를 산정하지 않는다. 또 다른 이유는 만약 CA 기능이 추적기의 현재 산정 속도에 기초하여 저촉을 예측한다면, 수직 위반이 동시에 발생하는 것을 고려하지 않고 더 느린 수평 접근을 계산하여, 이로 인해 경고를 발생하지 않기 때문이다. 속도를 산정한 추적기가 정확하지 않은 또 다른 이유는 목표물이 기동중일 때, 목표물 속도 산정의 정확성이 유도된 변화-기동(maneuver-induced transient)에 의해 감소되기 때문이다. 회전할 때, 산정된 방위는 일반적으로 항공기의 진방위(true heading)에 뒤처진다.

본 발명은 일반적으로 항공 관제 시스템에 관한 것으로, 특히 기동중인 항공기가 설정된 최소 분리 기준보다 짧은 거리내에 있는지를 예측하기 위한 방법 및 장치에 관한 것이다.

도 1은 항공 관제 시스템의 블록도이다.

도 2는 수직 분리 위반과 동시에 가장 빠른 접근 및 가장 느린 접근 위반 수평 분리를 도시한 그래프이다.

도 3은 상호 방향으로 이동하는 항공기에서 예측된 저촉 개시 시간의 불확실성을 감소시킨 것을 도시하는 그래프이다.

도 4는 두 개의 항공기가 저촉 접근하는 시스템-플랜 궤도를 도시한다.

도 5는 예시적으로 두 개의 기동 항공기 궤적을 도시한다.

도 6은 본 발명의 기술을 시험하기 위한 접근을 도시한다.

도 7은 방해물 경고 가능성의 개선점을 도시한다.

도 8은 저촉 경고 가능성의 개선점을 도시한다.

도 9와 9A는 가능한 저촉 목표물의 정보를 처리하는 처리 단계 세트를 도시한 일련의 흐름도이다.

항공기의 기동선(maneuver dynamics)이 알려지지 않은 경우에 항공기 분리 기준의 위반을 예측하는 한가지 기술은 기동 저촉 예측(Maneuver Conflict Prediction)(MANCONP) 기술로 불린다. 그러나 이러한 기술이 갖는 한가지 문제점은 항공기가 만나는 임의의 형태에서 바람직하지 않고 매우 많은 잘못된 예측을 발생한다는 것이다.

따라서, 상기 단점을 극복하고, 항공기의 가속도 또는 방위 정보를 필요로하지 않으며, 과도한 수의 잘못된 경고를 발생하지 않게 하는 기동중인 항공기 사이의 저촉을 예측하는 기술을 제공하는 것이 바람직하다.

최소 분리 기준(MSS)의 위반을 선언하기 위해 변화가능한 설계 파라미터와 두개의 논리 조건을 이용하여 항공 관제(ATC) 시스템에서 다수의 잘못된 예측을 감소시키는 기술이 제공된다. 이러한 조건은 저촉 경고(CA)가 선언될 수 있는 동안 경고 시간을 짧게하여 잘못된 예측의 가능성을 현저하게 감소시킨다. 바람직하게 설계 파라미터의 크기를 선택함으로써, 주어진 항공 교통 환경에서 경고 시간의 길이와 잘못된 예측율 사이에 최적의 균형값(tradeoff)이 설정될 수 있다.

본 발명은 예측이 실제로 유사하게 될 때 저촉 예측이 이루어지는 동안의 시간 간격을 제한하도록 유용한 정보를 이용하는 것이다. 본 발명의 기술은, 경고 시간이 길어질 때 예측은 더욱 잘못될 수 있음을 고려하여, 두 개의 항공기 사이의 임계 분리 거리를 설정하는 것이다. 항공기는 시스템이 ("히트(hit)" 표시가 제공되는) 저촉 예측을 제공하기 전에 임계 분리 거리에 도달해야 한다. 최대 분리는 주어진 공역(특정 공항)에서 항공 교통 환경에 적합하게 설정될 수 있도록 수정가능한 설계 파라미터 값으로서 제공될 수 있다. 다음으로, 장래 위반이 산정되는 경우에만 저촉이 선언되도록 제한한다.

본 발명의 기술은 저촉 예측이 부가되는 상황 등급에 수직으로 기동중인 항공기 세트를 추가하도록 (Standard Terminal Automation Replacement System 또는 STARS와 같은) 항공기 제어 시스템에서 구현된다. 이렇게 함으로써, 항공 관제 시스템의 안전 기능이 개선된다. 본 발명의 기술은 고도 변화율이 기동중인 항공기사이에서 저촉을 검출하는데 사용되는 조건과 같은 시스템 조건을 충족시키는데 사용될 수 있다.

본 발명의 기술은 민간용 및 군용 ATC를 포함한 여러 ATC 시스템뿐만 아니라 민간 ATC 시스템보다 훨씬 높은 퍼센트의 기동 항공기를 다루는 방공 시스템에도 적합하다.

본 발명과 본 발명의 특징은 도면의 설명으로 더욱 상세하게 이해될 수 있다.

본 발명의 항공 관제 시스템을 설명하기 전에, 일부 도입 개념과 용어를 설명한다. 여기서 "기동" 또는 "기동중"이란 용어는 항공기 또는 다른 목표물의 비행 경로 또는 이동을 설명하는데 사용된다. 특히, 목표물이 임의의 크기로 속도를 변화시킬 때 목표물이 "기동중" 또는 "기동"을 진행한다고 한다. 속도는 속력 및 방위로 정의된다. 따라서, 목표물은 직선 경로를 따라 이동할 때에도 기동중일 수 있다.

일반적인 개괄로서, 도 1을 참조하면, 항공 관제 시스템(10)은 예컨대, 근거리 통신망과 같은 것이 제공될 수 있는 회로망(14)을 통해 항공 관제 자동 (ATCA)시스템(16)에 연결된, 일반적으로(12)로 지시된 하나 이상의 레이더 시스템(12a-12N)을 포함한다. 복수의 레이더 시스템(12)이 존재하는 경우에, 각각의 레이더 시스템(12)은 단일 레이더 시스템(12)에 의해 탐지될 수 있는 것보다 더 넓은 지리 영역에 대하여 연속적인 레이더 탐지권이 제공되도록 다른 물리적 위치에 위치할 수 있다.

동작에서, 일반적으로 알려진 것처럼 각각의 레이더 시스템(12)은 각각에 해당하는 안테나(18a-18N)를 통해 무선 주파수(RF) 신호를 사전설정된 공간 영역으로 송신한다. 송신된 RF 신호 부분은 예컨대, 사전설정된 공간 영역으로 비행하는 항공기에 해당하는 목표물(20,22)을 포착한다. 목표물(20,22a)을 포착하는 송신된 RF 신호의 부분은 각각의 레이더(12)에 의해 수신되는 귀환 또는 목표 신호로서 목표물(20,22)로부터 반사된다.

일부의 경우에, 각각의 목표물(20,20a)은 트랜스폰더를 포함하고, 레이더 시스템(12)에서 송신된 RF 신호는 소위 질문 신호를 포함한다. 질문 신호는 목표물(20,22)에 탑재된 트랜스폰더에 질문하고 적합한 질문 신호에 응답하여, 트랜스폰더는 목표물(20,22)로부터 각각의 레이더 시스템(12)까지 응답 신호를 전송한다. 따라서, 각각의 레이더(12)로부터 수신한 귀환 또는 목표물 신호의 제 1 부분은 목표물(20,22)로부터 반사된 RF 신호의 부분에 해당할 수 있고 목표물 신호의 제 2 부분은 목표물의 트랜스폰더로부터 송신된 응답 신호에 해당할 수 있다.

하나 이상의 레이더 시스템(12) 각각은 목표물 데이터 신호를 ATCA 시스템(16)으로 제공한다. 각각의 ATCA 시스템(16)은 특정 기능을 수행하는 하나 이상의 프로세서(24a-24N)을 포함한다. 여기서 도시된 ATCA 시스템(16)은 경로를 지시하는 개별 항공기에 의해 제공되는 비행 데이터 플랜을 처리하기 위한 비행 데이터 프로세서(24a), 하나 이상의 디스플레이(28a-28K)에 나타나도록 적절하게 처리된 정보를 제공하는 제어 판넬 프로세서(24b), 특정 방식으로 목표물 데이터 신호를 처리하는 레이더 데이터 프로세서(24c), 그리고 저촉 경고(CA) 프로세서(28M)를 포함한다. CA 프로세서(24M)는 MSS 위반의 신뢰성 있는 예측을 제공하는 기동 저촉 경고 예측(MANCONP) 프로세서와, 경고를 발생시킨 항공기가 분기를 시작할 때까지 저촉 경고를 유지하는 근접 저촉(PROCON) 프로세서를 포함한다. 또한 CA 프로세서(24M)는 비-기동 항공기와 관련한 데이터를 처리하기 위한 선형 저촉 예측 프로세서(LINCON)를 포함한다.

물론 당업자는 ATCA 시스템(16)이 특정 분야에 따라서 추가 또는 더 적은 프로세서를 포함할 수 있다는 것을 알 수 있다. 예컨대, 일부 실시예에서는 ATCA 시스템(16)에 의해 수행되는 모든 기능을 동시에 수행하는 단일 프로세서를 이용하는 것이 바람직할 수 있다.

프로세서(24)는 회로망(32)을 통해 일반적으로 27로 표시된 하나 이상의 입/출력(I/O) 시스템(27a-27K)에 연결된다. 시스템(27b-27K)을 대표하여 I/O 시스템(27a)을 취하면, 각각의 I/O 시스템(27a)는 프로세서와 임의의 다른 하드웨어 그리고 그래픽 사용자 인터페이스(GUI)를 제공하는데 필요한 소프트웨어를 포함한다. 각각의 I/O 시스템은 자체에 연결될 수 있는 디스플레이(28a)와, 예컨대, 당업자에게 공지된 것처럼 디스플레이(28)의 그래픽 사용자 인터페이스와 인터페이싱하는 키보드 및 포인팅 장치(pointing device)와 같은 것이 제공될 수 있는 입력 장치(30)를 포함한다. 물론, 당업자는 다른 입력 장치가 사용될 수도 있다는 것을 알 것이다. 디스플레이(28)는 다른 물리적 위치에 위치할 수 있다.

무엇보다, ATCA 시스템(16)은 자체에 제공되는 목표물 데이터를 유지하고 갱신하여, 항공 관제 시스템의 레이더 시스템 부분에 의해 탐지되고 추적되는 목표물의 위치 및 속력을 유지한다. 이러한 기능을 수행할 때, 통상적으로 ATCA 시스템은 각각의 추적되는 목표물에 고유 식별표 또는 "라벨"을 할당한다.

때때로 항공 관제 시스템(10)은 하나 이상의 목표물이 허용된 최소 분리 기준(MSS)에 있거나 이것보다 물리적으로 더 가까이 있는 것을 지시하는 경고를 발생한다. 만약, 목표물이 기동중이라면, 본 발명에 따라서, 분리 기준의 위반이 발생하는지를 예측할 수 있다. 항공기가 근접하여 기동중인 상황은 통상적으로 항공기이착륙 장소, 즉 공항 및 터미털 레이더 접근 제어(TRACON) 영역 주변에서 발생한다.

항공 관제 시스템(10)은 다수의 목표물을 추적하는데, 여기서는 단순하고 용이한 설명을 위해 두 개의 목표물(20,22)이 도시되었다. 상호간에 근접하여 비행중인 두 개의 목표물(20,22)은 목표물 쌍(23)을 형성한다. 이들 목표물 쌍(23)의 두 개의 항공기중 적어도 하나는 기동중이며 따라서 종래 기술을 사용하여 항공 분리 기준의 위반을 신뢰성있는 예측을 방해한다. 이러한 경우에, 저촉 경고(CA) 프로세서(24M)에 의해 수행되는 처리 단계는 MSS 위반의 신뢰성있는 예측을 제공한다.

MANCONP 프로세서는 목표물(20,22)에 대한 합성 비행 경로를 계산하고 항공기 기동선이 알려지지 않은 경우에 항공기 분리 기준 위반을 예측한다. 항공기 분리 기준 위반의 예측이 상대적으로 소수의 잘못된 예측을 갖도록 이루어질 수 있는 한가지 특징적인 방법이 도 2-9A와 함께 하기에서 상세하게 설명된다.

종래 ATC 시스템의 추적 기능은 가속도와 회전 속도를 산정하기 않기 때문에, 비기동 항공기에 대한 것과 동일한 정확도로 기동중인 항공기 사이의 저촉을 예측하는 것은 불가능하다.

그러나, 본 발명에 따라서, 이러한 MSS 위반이 개시되는 가장 빠른 시간 및 가장 느린 시간이 경계하는 시간 구간내에서 수평 위반의 개시 시간을 배치하는 것이 가능하다. 가장 빠른 시간은 예컨대, 만약 두 개의 항공기가 현재 산정된 속력으로, 정면 비행한다고 할 때, 가장 빠른 가능한 접근을 가정하여 얻어진다. 가장느린 시간은, 항공기 사이의 거리가 접근 속력(항공기 사이의 거리가 변하는 비율)에서 감소할 때, 가장 느린 가능한 접근을 가정하여 얻어진다. 접근 속력은 상대 속도(두 개의 항공기 속도차)의 크기보다 더 작다. 또한, 가장 빠른 개시 시간 및 가장 느린 개시 시간에 따라서, 해당 종료 시간이 계산된다. 두 개의 개시 및 종료 시간 쌍은 가장 빠르고 가장 느린 접근 각각이 위반에 있는 동안의 두 개의 구간을 한정한다. 만약, 두 개의 구간이 상호간에 중첩하고 또한 이들이 항공기 쌍이 수직 위반에 있는 동안의 구간을 중첩한다면, 저촉이 잠재하고 "히트"가 로깅될 수 있다. (다섯 개의 연속적인 "히트"중 세 개는 관제사에게 저촉 경고를 표시할 필요가 있다.)

도 2를 참조하면, 도 2에 도시된 플롯은 교차하는 직사각형으로써 이들 중첩하는 구간을 도시한다. 올바른 예측의 개선 가능성이 필요한 일 실시예에서, 만약 네 개의 구간이 임의의 공통 중첩 시간을 공유하지 않는다면, "히트"는 로깅되지 않는다. 가장 빠르고 가장 느린 구간 각각이 수직 위반 구간의 부분을 중첩하지만, 상호간에 중첩하지 않는다면, 이들은 "히트"를 로깅하지 않는다. 저촉의 산정된 기간은 세 개의 직사각형이 중첩하는 동안의 구간과 동일하다. 도 2에서, 이러한 구간은 t_S1과 t_Z2사이이며, t_S1과 t_Z2사이의 차를 초과하지 않는 알려지지 않은 양에 의해 실제의 것보다 더 늦은 시간에서 개시한다. 그러나, 이러한 알려지지 않은 양은 개시 시간이 사실상 재-산정됨에 따라서 감소된다. 그러나, 일부 분야에서 적어도 하나의 수평 구간이 수직 구간과 중첩할 때 "히트"가 로깅되는 것이바람직할 수 있다.

MANCONP 프로세서(24M)는 주기적으로 가장 빠른 접근과 가장 느린 접근을 재-계산하여 상호간에 상대적인 사각형을 재위치시킨다. (항공기가 최소 분리 기준에 의해 분리될 때) 실제 저촉의 임계값에서 가장 느리고 가장 빠른 수평 접근의 개시 시간은 동일하다(t_f1=t_s1). 이런 방식에 따라서, 항공기가 이러한 임계값에 접근하고, t_f1과 t_s1의 차이는 좁혀지지만, 개시 시간의 불확실성은 감소한다. 예컨대, 만약 t_z1이 t_f1보다 더 작아지는 방식에 따라서, 불확실성이 t_S1과 t_f1의 감소된 차이에 경계한다(도 3 참조). 만약 t_z1이 t_s1보다 더 크다면, 개시 시간은 t_Z1으로 산정될 것이다.

도 4를 참조하면, 접근 속력을 산정하기 위한 처리를 도시하는 플롯이 도시되어 있다. 접근 속력의 산정을 계산할 때, 기동중의 추적기 속도 산정은 신뢰할 수 없기 때문에 알고리즘에 사용되지 않는다. 대신에, 접근 속력은 항공기 사이의 거리가 감소하는 비율을 계산하여 얻어질 수 있다. 일반적으로 레이더는 두 개의 분명한 항공기 위치를 동시에 측정하지 않기 때문에, 항공기 중 하나의 위치는 다른 항공기가 관측되는 시간과 동시에 삽입(interpolate)되어야 한다.

바람직하게 삽입은 우선한 레이더에 의해 측정된 위치 사이에서 소위 "시스템 플랜"으로 이루어진다. 만약 항공기 위치가 플랫 표면상으로 관제사에게 표시되지 않는다면, "시스템 플랜"으로 불리는 플랜상에 항공기 위치를 투영하는 것이 필요하다. 따라서 이러한 시스템 플랜은 탐지 공역내 모든 항공기 위치의 스테레오투영(stereographic projection)을 포함하는 플랜에 해당한다.

레이다 좌표(경사 범위 및 방위각)의 삽입은 더욱 정확해질 수 있지만, 항공기가 인접한 타일(tile)내에서 다른 우선한 레이더와의 모자이크 경계에 걸쳐 이동할 때, 연속적인 측정이 두 개의 다른 레이더로부터 취해질 때 삽입은 가능하지 않을 수 있다. 동일한 모자이크 타일 내의 복수 레이더로부터 시스템-플랜 위치 사이의 삽입은 또한 이들이 다른 스테레오투영 바이어스를 포함하기 때문에 회피되어야 한다. 바람직한 실시예에서, 삽입은 또한 레이더 기록 위치대신에, 추적기-산정(또한 매끄럽게 알려진) 위치 사이에서 이루어질 수 있다.

분리 기준의 위반을 예측할 수 있는 MANCONP는 또한, 방해물 경고로 불리는 잘못된 예측을 방지할 필요성과 균형이 되어야 한다. 실제 예측은 두 개의 접근 항공기가 허용된 최소 분리 기준(MSS)보다 작게 분리되기 전에 올바르게 산정되어야 한다. 이상적으로, MSS가 위반되지 않을 때, 경고가 부여되지 않는다. 그러나, 기동중인 항공기의 예측된 분리는 정확하게 계산될 수 없기 때문에, 최소 분리가 MSS에 가까워질 때, MSS가 위반되는지 아닌지를 정확하게 예측하는 것이 가능하지 않다. 따라서, MANCONP 프로세서(24)가 최소 분리가 제한된 양까지 허용된 최소값보다 더 큰 임의의 상황에서 "히트"를 로깅할 수 있다. 설계자의 목표는 잘못된 "히트"의 수를 낮추는 것이다. 하기 설명된 수정은 유용한 정보의 두 개의 항목을 사용하여 이러한 목적을 달성하는 것이다.

정보의 첫번째 항목은 예측이 이루어지는 시간이 경과하기 때문에, MSS 위반이 발생했는지를 -올바르게 또는 틀리게- 산정될 때 알고리즘이 종료될 수 있다는것이다. MANCONP 프로세서는 위반이 발생했는지 계산된 후에 시간대 위반이 음이라는 사실에 의해 이러한 조건을 확인할 수 있다. 따라서, t_s1과 t_f1, t_z1이 도 3에서 원래의 위치보다 왼쪽에 있을 때, MANCONP 프로세서는 "히트"를 로깅하지 않는다. 이러한 제한은 "히트" 처리를 종료하고 방해물 경고의 턴-오프를 촉진시킨다. 만약 저촉 예측이 올바르다면, 근접 저촉(PROCON) 프로세서는 항공기가 분기를 개시할 때까지 경고를 계속 유지하기 때문에, MANCONP 프로세서에 의한 "히트"는 계속 턴오프될 수 있다.

정보의 제 2 항목은 예측시간이 길어질 때 MANCONP 프로세서가 잘못된 "히트"를 더욱 로깅할 수 있다. 따라서, 다수의 잘못된 "히트"는 항공기 분리가 MSS에 근접할 때까지 "히트" 로깅을 대기하여 방지될 수 있다. 이것은 "히트"가 로깅되지 않는 이상의 분리 임계값을 한정하여 달성된다. 이러한 임계값은 MSS에 상수(설계 파라미터)를 추가하여 한정된다. 예컨대, 만약 상수가 "A"라면, 항공기가 A+MSS 보다 크게 분리되는 한 "히트"는 로깅되지 않는다.

이상적으로 무소음 환경에서 시험되고, 초기에 잠재 저촉이 없는 목표물이 "히트"를 로깅하기 위한 필요 조건을 충족하지 않는 것으로 확인된 기동 비행의 대표적인 궤도에서, 목표물이 상호 방향으로 회전하고 위험 상황을 발생시킴으로써 위반 구간이 상호 방향으로 이동하고 중첩되어 제한된 경고 시간으로 즉, 분리 기준의 실제 위반이 발생하기 전에, 저촉 경고를 발생하기 위한 조건을 생성한다. 검증된 비행 경로가 일반적으로 도 5에 도시되어 있고 이들 동작 파라미터가 표 1에 나열되어 있다. 결과는 표 2에 도시되어 있다.

모든 경우에, 목표물은 수평 저촉을 발생하지 않고, 수직 저촉을 갖지 않는 고도로 분리되어, 수평, 직선, 평행 경로로 비행을 개시한다. 도 5의 A로 표시된 구성에서, 목표물은 회전을 개시하여, 상호간에 접근한다. 도 5의 B로 표시된 구성에서, 하나의 목표물만이 다른 목표물로 회전을 개시하지만, 다른 목표물은 계속해서 직선으로 비행한다. 모든 경우에, 하나의 목표물은 하강하고 다른 목표물은 일정한 속도로 상승한다. 수평 및 수직 분리 기준은 각각 3 해리와 1000 피트로 설정되어 있다. 전체로, 네 개의 경우가 시험되고, 이들중 세 개의 경우가 저촉 결과를 나타낸다. 레이더의 스캔 주기는 5초로 가정한다.

표 1: 항공기 쌍 동작 특성

도 5에서 A로 표시된 구성으로 비행하는 경우 1과 경우 2는 각각 빠른 접근과 느린 접근은 나타내며, 더 느린 접근은 더 긴 경고 시간을 갖는다. 경우 1에서, 저촉은 두 개의 목표물이 회전을 개시한 이후 30초에서 시작하고 제 1 "히트"는 - 두 개의 스캔이 동일한 - 회전 개시후 10초에 로깅된다. 이것은, STARS와 같은 종래 항공 관제 시스템에서 기동을 탐지하기 위해 2-3회 스캐닝할 수 있는 것을고려하면 매우 짧은 시간이며, 만약 저촉 경고 처리 기술이 기동을 탐지한 후에만 발동한다면, 경고 시간이 더 짧아지는 것을 나타낸다. 따라서, 자체에 추적 및 저촉 경고 처리 기술을 적절하게 갖는, 본 발명의 저촉 경고 처리 기술은 모든 비분기 쌍에 대하여 계산될 수 있고, 동시에 모든 기술에 의해 계산되는 시간중에서 가장 빠른 경고를 사용한다. 이러한 접근은 기동을 개시할 때 "히트" 로깅의 임의의 추가 지연을 제거하고 항공기 비행 경로의 비-기동과 기동 세그먼트사이의 이음새없는(seamless) 변화를 갖는 CA 기능을 갖는다.

경우 2에서, 초기 분리는 더 크며 접근은 더 느리기 때문에, 저촉 전 제 1 "히트"는 49초에서 로깅된다. 경우 3과 4는 도 5에서 B로 표시된 구성을 나타낸다. 경우 3에서, 목표물은 저촉이 배제될 정도로 초기에 충분히 멀리 떨어져 있고, "히트"가 로깅되지 않는다. 경우 4에서, 목표물은 더 근접하여 이동하고, 저촉 전에 제 1 "히트"는 44초에서 로깅된다.

표 2 : 시험 결과

MSS에 근접한 최소 분리의 조우는 방해물 경고를 발생시킨다. 이러한 조건은 도 6에서 도시된 구성 C에서 생성된다. 이러한 조우의 (표 3에 표시된) 경우 5와 6에서, 최소 분리는 2.7 해리이고 MANCONP 프로세서에 의해 수행되는 처리는1.2 해리의 MSS에 대하여 시험되며, 이것은 이상적으로 저촉 경고가 선언되지 않는 것을 의미한다.

표 3 : 구성 C의 항공기 쌍 동작 특성

방해물 경고 가능성을 계산하기 위해, 이들 두 개의 경우(경우 5와 6)에서의 각각의 비행 경로는 시뮬레이팅된 ARS-9 잡음 목표물 기록(ARS-9 레이더의 측정 잡음 특성을 시뮬레이팅한 목표물 기록)으로 1000회 반복된다. 시뮬레이션은 목표물의 실제 위치에 추가되는 불규칙한 잡음을 생성하는 난수 발생기를 사용하여 이루어진다. 항공기 비행 경로를 각각 다른 불규칙 잡음을 갖는 1000회 반복하여, 통계 샘플이 얻어진다.

이러한 두 개의 경우에서 반복된 비행 경로와 추적 위치 그리고 속도 데이터는 MANCONP 프로세서에 제공된다. 경고 횟수는 방해물 가능성을 계산하여 카운팅된다. 경우 5에서, 처리 기술은 다수의 잘못된 경고를 감소시키는 기술을 포함한 MANCONP 프로세서에 의해 수행되고, 경우 6에서는 그러하지 않다. 시뮬레이션의 결과가 도 7에 도시되어 있다.

도 7을 참고하면, 잘못된 예측을 감소시키는 기술을 포함하는 MANCONP 프로세서(수정된 MANCONP로 불림)에 의해 수행되는 처리 기술의 경우와 그러하지 않은 경우(경우 6) 사이의 비교가 도시되어 있다. 도 7은 방해물 경고 가능성의 현저한 개선을 나타낸다. 수정을 하여, 방해물 경고는 14초 보다 작게 지속하는 짧은 기간 이상의 절반 시간보다 작게 발생한다. 수정되지 않은 처리 기술은 훨씬 빠르고 (52초 더 빠름) 더 높은 가능성(96퍼센트)을 갖는 방해물 경고를 선언한다. 수정은 항공기 분리가 3.6 해리에 도달하기 전에 임의의 히트를 처리하지 않고 더 낮은 방해물 경고를 생성하고, 이것은 1.2 해리의 MSS 이상의 2.4 해리 임계값에 해당한다. 이러한 임계값을 사용하면 실제 경고가 선언될 수 있는 시간을 지연하고 따라서 경고 시간이 짧아진다.

도 8을 참조하면, (경우 7의) MANCONP를 사용한 저촉 경고 가능성과 (경우 8의) MANCONP를 사용하지 않은 저촉 경고 가능성 사이의 비교가 도시되어 있다. 이러한 경우에, 최소 분리는 0.5 해리이고, 이것은 MSS 이하이다. 수정된 알고리즘은 위반 이전에 6.5초의 경고를 선언하지만, 원래의 알고리즘은 38초의 경고를 선언한다. 이것은 저촉 경고 시간과 방해물 경고 가능성 사이의 정밀한 균형점을 나타낸다. 경고 시간은, 더 많은 방해물 경고가 감소시켜, 2.4 해리 이상으로 분리 임계값이 상승하여 증가할 수 있다. 이러한 임계값의 최적값은, 적어도 부분적으로 동작 환경에서 널리 행해지는 기동 형태에 의존하기 때문에, 폭 넓은 시험후에만 결정될 수 있다. 수정의 긍정적인 부수물은 경고가 이러한 비교에서 9.5초에서 바로 턴오프된다는 것이다. 이상적으로, 경고는 항공기가 분기를 개시하자마자 턴오프된다.

도 9와 도 9A는 기동 표적 또는 목표물 사이의 저촉을 예측하는 항공 관제 자동 시스템(10)(도 1)의 부분으로서 제공된 CA 프로세서(24M)에 의해 수행된 처리를 도시하는 일련의 흐름도이다. (도 9에서 엘리먼트(80)로 표기된) 사각형 엘리먼트는 컴퓨터 소프트웨어 지시 또는 지시 그룹을 나타내는 "처리 블록"이다. 도 9A에서 엘리먼트(98)로 표기된) 마름모꼴 엘리먼트는 처리 블록이 표시하는 컴퓨터 소프트웨어 지시의 실행에 영향을 미치는 컴퓨터 소프트웨어 지시 또는 지시 그룹을 나타내는 "결정 블록"이다.

선택적으로, 처리 및 결정 블록은 디지털 신호 프로세서 회로 또는 주문형 집적 회로(ASIC)와 같은 기능적으로 동일한 회로에 의해 수행되는 단계를 나타낸다. 흐름도는 임의의 특정 프로그램 언어를 도시하지 않는다. 오히려, 흐름도는 당업자가 회로를 제조하거나 특정 장치에 필요한 처리를 수행하는 컴퓨터 소프트웨어를 생성하는데 필요한 기능적 정보를 도시한다. 루프의 개시와 변수 및 임시 변수의 사용과 같은 많은 루틴 프로그램 엘리먼트는 도되지 않는다. 여기서 나타나지 않았지만, 설명한 단계의 특정 시퀀스는 오로지 예시적이고 발명의 사상을 벗어나지 않으면서 변화될 수 있다는 것은 당업자에게 자명하다.

하기의 표 A-1는 기동 표적 또는 목표물 사이의 저촉을 예측하기 위한 처리 기술에 의해 사용되는 목표물 특성 및 분리 기준을 나열한다. 하기 설명된 본 발명에 따른 기술의 특정 구현은 예시적일 뿐이며 제한되지 않는다. 동일한 개념은 여러 다른 기술을 사용하여 다른 여러 방식으로 구현될 수 있다.

표 A-1 : 목표물 특성

다시 도 9와 도 9A를 참조하면, 저촉 예측이 제공되도록 수행하는 처리가 목표물의 위치, 고도, 그리고 현재(n^th) 및 이전((n-1)^th) 스캔 시간을 얻는 단계에서 시작한다. 처리는 목표물의 시스템-플랜 위치 및 고도의 증가가 다음과 같이 계산되는 단계(82)로 진행한다:

다음으로 처리는 목표물의 위치 및 고도가 동기화되는 단계(84)로 진행한다.동기화는 다음과 같이 계산된다.

만약 (t_i,n-1<t_2,n<t_1,n)이라면 (도 4 참조)

값 k는

로 정의되고

로 계산한다.

반면에, 값 k는

로 정의되고

로 계산된다.

단계(80-84)는 집합적으로 삽입 단계로 불릴 수 있다.

다음으로 처리는 수평 및 수직 분리가

와 같이 계산되는 단계(86)로 진행하고, 여기서 수평 거리는

(도 4 참조)

에 해당하고 수직 거리는

에 해당한다.

다음으로 처리는 집합 성분이 계산되는 단계(88)로 진행한다. 수평 집합 성분은

로 계산된다. 만약 수평 집합 성분이 음이면, 목표물은 수평으로 집합한다. 만약 수평 집합 성분이 음이 아니라면, 처리는 종료될 수 있다.

만약 수평 집합 성분이 음이라면 수직 집합 성분이 다음으로 계산된다. 수직 집합 성분은 다음과 같이 계산될 수 있다. 만약 값이 △Z_12,n≥0 이라면 C_v,n= V_z1,n- V_z2,n이 된다. 만약 값이 △Z_12,n≤0 이라면 C_v,n= V_z2,n- V_z1,n이 된다.

만약, 수직 집합 성분이 음이라면, 목표물은 수직으로 집합한다. 만약 수직 집합 성분이 음이 아니라면, 처리는 종료할 수 있다.

다음으로 처리는 두 개의 항공기 사이의 상대 속도가 계산되는 단계(90)으로진행한다. 상대 속도는 다음과 같이 계산될 수 있다. 접근 속도는 S_s= -C_h로 정의하고 정면 속도는 S_f= S₁+S₂로 정의한다. 수직 상대 속도는 S_z= │V_z1- V_z2┃로 계산될 수 있다.

단계(92)에서 위반 구간이 계산된다. 수직 위반은 t_z= -R_v/C_v및 τ_z= D_v/S_z로부터 계산될 수 있다.

수직 위반 개시 시간은 t_z1= t_z- τ_z로 계산되지만 수직 위반 종료 시간은 t_z2= t_z+ τ_z로 계산될 수 있다.

가장 빠른 수평 위반은 t_f1= t_f- τ_f에 해당하는 위반 개시 시간과 t_f2= t_f+ τ_f에 해당하는 위반 종료 시간을 이용하여 t_f= R_h/ S_f및 τ_f= D_h/ S_f로부터 계산될 수 있다.

유사하게, 가장 빠른 수평 위반은 t_s1= t_s- τ_s에 해당하는 위반 개시 시간과 t_s2= t_s+ τ_s에 해당하는 위반 종료 시간을 이용하여 t_s= R_h/ S_s및 τ_s= D_h/ S_s로부터 계산될 수 있다.

처리 단계(98-102)는 집합적으로 히트에 대한 조건이 충족되는지를 결정한다. 잠시 도 2와 도 3을 참고하면, 이러한 결정은 모든 세 개의 막대가 동시에 종재하는 영역을 확인하여 이루어질 수 있다.

수학적으로, 이것은 다음과 같이 표현될 수 있다:

만약(t_f2>t_z1이고 t_f1<t_z2이며 t_s2>t_z1이고 t_s2>t_f1이며 t_s1<t_f2이고 (t_s1>0 또는 t_z1>0)이고 (R_h<D_h+T_h)라면 처리 블록(104)에서 도시된 것과 같이 "히트"가 선언된다.

위반의 산정된 개시 시간은 Ts = max{t_f1, t_s1, t_z1}로 표현될 수 있고 위반의 산정된 종료 시간은 Ts = max{t_f2, t_s2, t_z2}로 표현될 수 있다.

만약 상기 기준이 충족되지 않는다면, "히트"가 선언되지 않는다. 히트의 선언 유무와 관련없이, 다음으로 처리는 추가 처리에 대한 단계(106)으로 진행한다. 다음으로 처리가 도시된 것처럼 종료된다.

본 발명의 바람직한 실시예가 설명되었지만, 본 발명이 개념에 다른 실시예가 포함될 수 있다는 것은 당업자에게 자명하다. 따라서 이러한 실시예는 설명된 실시예로 제한되지 않으며 종속항의 사상과 범위로만 제한되지 않는다.

여기에서 인용된 모든 공개와 참조는 표현상 자체내의 참조로 포함될 수 있다.

Claims

하나의 표적이 다른 표적에 대하여 상대적으로 기동하는 적어도 두 개의 표적사이에서의 저촉을 예측하는 방법으로서,

(a) 상기 적어도 두 개의 표적 사이에서 구간 중첩이 존재하는지를 결정하는 단계;

(b) 상기 적어도 두개의 표적 사이의 분리 기준이 충족되는지를 결정하는 단계; 및

(c) 상기 적어도 두 개의 표적이 집중되는지를 결정하는 단계를 포함하는 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적이 집중되는지를 결정하는 단계는,

상기 적어도 두 개의 표적의 위치 및 고도를 삽입하는 단계;

수평 및 수직 거리를 계산하는 단계;

상기 적어도 두 개의 표적에 대한 집중률을 계산하는 단계;

상기 적어도 두 개의 표적의 상대 속도를 계산하는 단계;

상기 적어도 두 개의 표적의 위반 구간을 계산하는 단계; 및

구간 중첩 검사를 수행하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
제 2 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 위치 및 고도를 삽입하는 단계는,

상기 적어도 두 개의 표적의 현재 및 이전 스캔에 대한 위치, 고도 그리고 시간을 얻는 단계;

상기 목표물 시스템-플랜-위치 및 고도의 증가를 계산하는 단계; 및

상기 목표물 위치 및 고도를 동기화하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 수평 및 수직 거리를 계산하는 단계는,

상기 수평 거리를로 계산하는 단계; 및

상기 수직 거리를로 계산하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
제 2 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 상대 속력을 계산하는 단계는,

접근 속력을 계산하는 단계;

정면 속력을 계산하는 단계; 및

수직 속력을 계산하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
제 2 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 위반 구간을 계산하는 단계는,

위반 개시 시간을 계산하는 단계; 및

위반 종료 시간을 계산하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
하나의 표적이 다른 표적에 대하여 상대적으로 기동하는 적어도 두 개의 표적사이에서의 저촉을 예측하는 장치로서,

(a) 상기 적어도 두 개의 표적 사이에서 구간 중첩이 존재하는지를 결정하는 수단;

(b) 상기 적어도 두 개의 표적 사이의 분리 기준이 충족되는지를 결정하는 수단; 및

(c) 상기 적어도 두 개의 표적이 집중되는지를 결정하는 수단을 포함하는 장치.
제 7 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적이 집중되는지를 결정하는 수단은,

상기 적어도 두 개의 표적의 위치 및 고도를 삽입하는 수단;

수평 및 수직 거리를 계산하는 수단;

상기 적어도 두 개의 표적에 대한 집중률을 계산하는 수단;

상기 적어도 두 개의 표적의 상대 속도를 계산하는 수단;

상기 적어도 두 개의 표적의 위반 구간을 계산하는 수단; 및

구간 중첩 검사를 수행하는 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제 7 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 위치 및 고도를 삽입하는 수단은,

상기 적어도 두 개의 표적의 현재 및 이전 스캔에 대한 위치, 고도 그리고 시간을 얻는 수단;

상기 목표물 시스템-플랜-위치 및 고도의 증가를 계산하는 수단; 및

상기 목표물 위치 및 고도를 동기화하는 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제 7 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 상대 속력를 계산하는 수단은,

접근 속력을 계산하는 수단;

정면 속력을 계산하는 수단; 및

수직 속력을 계산하는 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제 7 항에 있어서, 상기 적어도 두 개의 표적의 위반 구간을 계산하는 수단은,

위반 개시 시간을 계산하는 수단; 및

위반 종료 시간을 계산하는 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
레이더 시스템; 및

MSS 위반을 신뢰성 있게 예측하는 기동 저촉 경고 예측(MANCONP) 프로세서; 및

상기 레이더 시스템에 연결되고, 상기 기동 저촉 경고 예측 프로세서에 연결되며, 경고를 발생시킨 항공기가 분기할 때까지 상기 저촉 경고를 유지하는 근접 저촉 (PROCON) 프로세서를 구비하는 저촉 경고 프로세서를 포함하는 항공 관제 시스템.
제 12 항에 있어서, 상기 기동 저촉 경고 예측 프로세서는,

(a) 구간 중첩 프로세서;

(b) 상기 구간 중첩 프로세서에 연결된 분리 기준 프로세서; 및

(c) 상기 분리 기준 프로세서에 연결된 집중 프로세서를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공 관제 시스템.
제 12 항에 있어서, 상기 기동 저촉 경고 예측 프로세서는 상기 저촉 경고가 선언되는 경고 시간을 짧게하는 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공 관제 시스템.
제 12 항에 있어서, 상기 기동 저촉 경고 예측 프로세서는,

상기 MSS 위반이 개시되는 가장 빠른 시간과 가장 느린 시간에 인접하는 시간 구간내에 상기 수평 위반의 개시 시간을 위치시키는 제 1 수단;

상기 해당 종료 시간을 계산하는 제 2 수단을 포함하는데, 상기 두 개의 개시 및 종료 시간 쌍은 상기 가장 빠른 접근과 가장 느린 접근이 각각 위반되는 동안의 두 개의 구간을 한정하며; 및

상기 두 개의 구간이 상호 중첩하고 또한 상기 두 개의 구간이 상기 항공기 쌍이 수직 위반인 동안의 구간을 중첩하여 저촉이 잠재적으로 존재하고 히트가 로깅될 수 있는지를 결정하는 제 3 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공 관제 시스템.
제 12 항에 있어서, 상기 제 1 수단은 상기 가장 빠른 가능한 접근을 추정하는 가장 빠른 시간과 상기 가장 느린 접근을 추정하는 가장 느린 시간을 얻는 것을 특징으로 하는 항공 관제 시스템.