用于检测飞机引起的尾流湍流的方法和系统与流程

本发明涉及在大气探测中使用的声雷达(SODAR)系统，并且具体地涉及用于检测在与机场周围的飞机进场走廊或者离场走廊相关联的口径内的飞机引起的尾流湍流(wake turbulence)和/或风切变(wind shear)的方法和系统。所述方法和系统可以实时检测飞机引起的尾流湍流和/或风切变，以及可以测量湍流终止的时间。

背景技术：

在欧洲命名的SESAR(http://www.sesarju.eu/)中的项目以及在北美称为NextGen(http://www.faa.gov/nextgen/)中的类似项目中很好的建立并提出了检测飞机引起的尾迹涡(wake vortices)和相关湍流的需求。这两个项目在ICAO ASBU文献(http://www.icao.int/sustainability/Pages/ASBU-Framework.aspx)中做了总结，。为了满足这些项目的目的，针对技术和系统存在下述需求，其能够实时并且在所有天气条件下检测飞机引起的尾流湍流的位置和强度。具体地，存在一种针对能够检测在飞机进场走廊或者离场走廊中的尾流湍流的系统的需求，该飞机的进场走廊或者离场走廊是关键区域，在该区域中，遇到来自先行飞机的尾流湍流的下一架飞机可能遭受颠翻，这会具有严重的后果。

由于产生升力所需的空气位移，因此出现了来自飞机的尾流。尾流可演变成几种形式，所有形式对于下一架飞机而言都存在潜在危险。尾流可向上卷起形成涡流，该涡流取决于大气条件而可以持续20秒至几分钟。涡流可具有多种状态，多种状态可以包括具有约1m的中心直径的中心涡流，该中心涡流以80m/s至200m/s之间的速度旋转，并且多种状态可以裹绕成具有高达30m的直径的大中心涡流，其以5m/s至20m/s的速度旋转。涡流总是具有强的空气扰动或者与涡流相关联的风切变，这可破坏遇到该空气扰动或者风切变的飞机的飞行。有时，飞机引起的尾流可以直接演变成湍流而不经历涡流阶段。因此，任何测量进场走廊安全的过程应能够检测所有的飞机引起的尾流。由于湍流总是与飞机尾流相关联，那么可靠的设置是直接检测尾流湍流。然而，单独检测飞机引起的尾迹涡不足以确保进场走廊对于来自先行飞机引起或者产生的湍流的下一架飞机是安全的。

检测飞机引起的尾迹涡的各种方法已经使用雷达(RADAR)、激光雷达(LIDAR)和声雷达，其中目标是检测尾迹涡的位置使得可以跟踪它们。还存在测量飞机引起的尾迹涡的强度的几种尝试，一些已经成功并且一些不是很成功。这些努力的总结在下面给出：http://ntl.bts.gov/lib/33000/33700/33701/WakeNet3_Europe_March2010_Sensor_Volpe.pdf。

上述努力还没有产生一种能够实时并且在所有天气条件下可靠地检测所有类型的飞机引起的尾流湍流的系统，如针对操作的系统所要求的那样实现在SESAR、NextGen或者ICAO ASBU项目中概述的优点。

在US 3671927中概述的已知飞机涡流系统使用声波的折射以供检测尾迹涡，但是只能够检测存在的几种涡流。发生这种情况是因为该技术只能够检测具有大于约80m/s的旋转速度的飞机引起的涡流对中的其中一个(http://ntl.bts.gov/lib/46000/46000/46025/Burnham_CharacteristicsWake_VortexTracking.pdf)，并且结果是还不能够检测也是存在的、与飞机尾流相关联的较慢涡流或者湍流。因此，在US 3671927中的系统不提供飞机引起的尾迹涡和/或湍流的可靠指示。

在US 3671927中概述的已知声学风传感器具有局限性，因为它通过使用扫描接收器波束，只能够检测在单个发射器波束中的涡流，并且因此与操作的系统的要求相比，存在较低的检测可能性。在http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a062026.pdf中由R.P.McConville概述的“多普勒声学涡流检测系统”中列出了类似的系统，其中描述了用于检测飞机尾迹涡的脉冲和CW声学系统两者。具体地，图3-34显示了后向散射脉冲、前向散射脉冲以及前向散射CW系统。在图4-1中给出了前向散射CW系统的示意图。CW系统固有地没有范围信息，然而通过扫描发射器和/或接收器波束能够获得范围。

在申请人的、名称为“检测尾迹涡”的US 7284421等、以及名称为“飞机尾迹涡特征”的US 7703319中概述的使用基于线性调频(chirp)的SODAR检测尾迹涡的先前尝试由对声学信号的折射构成，该声学信号具有通过涡流中心产生的脉冲压缩波形(chirp)。这个系统给出了涡流高度的准确测量，条件是涡流中心以大于80m/s的速度旋转，但是，因为后向散射的信噪比太低以至于不可检测，并且因为不能够获得关于所有飞机引起的尾流湍流的强度和衰减时间的可靠信息，因此不能可靠地检测以小于80m/s旋转的涡流或者与飞机尾流相关联的湍流。对在飞行路径中的所有飞机相关的湍流的较差检测起因于单个发射器天线利用足够的发射信号仅部分地照射天线上方的区域，以获得所需的信噪比以及飞行路径的覆盖宽度来提供有用的“合成口径”。因此，US7284421没有检测在“合成口径”中的所有飞机产生的尾迹涡和湍流，这对于确定飞行路径针对下一架飞机是否安全是必须的。

在申请人的名称为“声学探测”的US 6755080、名称为“低层大气的空气特性测量”的US7317659、名称为“低层大气的SODAR探测”的US 7178408中公开的基于线性调频的SODAR与常规的短脉冲SODAR相比增益多45dB，并且与在其它现有技术中公开的线性调频SODAR系统相比增益多25dB。后者的系统以线性调频SODAR的更新率独立地使用每个振幅测量，以提供尾流湍流测量。后者的系统通过使用具有相对高的线性调频速率(例如至少1000Hz/秒)的线性调频信号格式、通过在匹配滤波接收器中使用IIR窗口线性相位滤波器以及通过使用改进的天线设计来对现有技术做出改进。线性调频声学信号属于已知的适于在脉冲压缩或者匹配滤波接收器中使用的波形类型。在Merrill I.Skolnik、McGraw Hill的“雷达系统的介绍”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)中给出了脉冲压缩波形和匹配滤波器的较好介绍。

改进的天线设计包括具有用于最大隔离性的内部声吸收器的双侧壁以及具有相对低的旁瓣的偏馈天线。天线设计还包括相对高效率的压缩驱动器，其能够使声级高达135dBa以用来传输。这使得线性调频SODAR大致上能够实时地测量所有类型的大气湍流而无须进行平均处理，这是任何SODAR、LIDAR或者RADAR系统之前没有的能力。在声能从大气中的不连续和/或波动的小规模温度后向散射时可以实现对湍流的测量。

用于到达和离开的安全的飞机口径之前已经在如下文献中讨论了：http://www.transportresearch.info/Upload/Documents/201208/20120807_184001_3122_AT C_Wake％20D2_12.pdf。在后面的参考文献中公开的口径处于示出模型化的尾迹涡如何根据飞机走廊进行描述的上下文中，尽管没有给出建议以将该概念应用于实时测量尾流湍流或者实现这种实时测量系统的方法。例如，US 7284421公开了“合成口径”，但是没有公开如何创建具有非合成口径的系统。

在过去的30年，为了提出一种基于尾迹涡行为建模以便估算飞机尾迹涡位置和终止时间的预测系统，已经进行过多次尝试。然而，航空界的某些部门已经质疑对涡流的实时测量进行取代的预测/推论信息的可行性。因此就申请人而言，不存在已知的声脉冲压缩系统，该系统指示为了获得在进场走廊或者离场走廊内安全的飞机间隔如何实时测量口径中的飞机尾流湍流。

在本文中使用的术语“湍流”表示小规模的、不规则的空气运动，其特征在于速度和/或方向变化的风。湍流是有意义的，因为其会混合和搅动大气并且引起水蒸气、烟雾、以及其它物质和能量，从而变成垂直地分布和水平地分布两者。

在本文中使用的术语“口径”表示沿着机场附近的进场走廊或者离场走廊的切片或者横截面。口径包含在其内飞机生成或者引起湍流并且在先行飞机引起尾流湍流之后下一架飞机经过的区域。术语口径还表示整个面积，在该面积内通过飞机引起的尾流湍流可以在包括进场走廊和离场走廊的不同飞机走廊之间行进。

下面的表格示出基于线性调频的SODAR是能够满足飞机尾流湍流测量系统要求的技术。LIDAR或者RADAR方案由于分辨率和更新率的限制，根本不能够实现表格中提出的性能的近似级别。在表格中的更新率是重要的，因为需要充分的时间分辨率以确保在口径中的湍流是清楚的，使得能够优化飞机间隔。

口径飞机尾流湍流测量需求表格

对数据的大多数工作主要集中在测量飞机尾迹涡轨迹以及然后尝试开发这种行为的模型。这是不成功的，因为描述尾迹涡行为所要求的许多参数是可变的并且在实践中难以或者不可能获得。

尾迹涡问题是精确复杂的，因为涉及大量参数。撇开各种操作情景，该问题涉及通过生成涡流的飞机引入的参数、通过遇到涡流的飞机引入的参数、以及通过居间大气层引入的参数。涡流的最初特征在于生成涡流的飞机的参数，包括重量、翼展、速度、襟翼设置以及扰流板设置、地面接近度、引擎推力、升力分布等。遇到(安全或者危险)的特征在于下一架飞机的参数，包括速度、翼展、侧滚控制机构、飞行阶段等。气象变量包括风、侧风、大气稳定性、背景大气湍流等，其也在确定涡流处于危险状态多久方面起到关键作用。

在飞机到达和离开机场之间的当前分隔时间已经被适当地设定以最小化湍流遭遇。该设定通常是保守的并且依赖于分隔时间内所估算的湍流离开或到达走廊的终止或传输，而在走廊内没有对尾流湍流的位置或强度的任何实际测量。

本申请人认识到，如果能够实时确定针对来自先行飞机的尾流湍流在进场走廊或离场走廊内降低到安全阈值所花费的时间是多长，那么存在相当大的潜力来降低飞机到达和离开的分隔时间。确定飞机尾流湍流的安全阈值是相对复杂的，因为不同的飞机能够承受不同级别的湍流。因为存在本身是高可变的正常或背景大气湍流，该确定会进一步被复杂化。因此，为了正确地测量实际安全湍流阈值，也要求大气背景湍流状态的先前知识。实时确定用于飞机尾流湍流的安全阈值不仅能够使得机场基础设施具有更好的运营能力和利用率，也能够提高安全性。

本发明的方法和系统可以测量口径中的大气湍流，包括通过飞机在口径中生成或引起的湍流；一种确定在口径中的不同类型湍流以及终止时间的装置，该终止时间是飞机生成或引起的湍流降低到或低于口径内的设定级别或阈值或者安全级别或阈值所花费的时间。如果实时测量所述终止时间，那么可以应用合理的安全或时间缓冲或者余量从而确定针对下一架飞机经过该口径的安全或最佳间隔时间。

作为现有技术给出的本文对专利文档或其它内容的参考不应被视为承认或暗示该文档或内容是已知的，或其包含的信息在任何权利要求的优先权日期是常规知识的一部分。

其中在本说明书(包括权利要求)中使用的术语“包括”、“包括的”或者“正包括”，它们被解释为指明规定的特征、整体、步骤或部件的存在，但是不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、部件或者其群组的存在。

技术实现要素：

根据本发明的一个方面，提供一种用于检测大气湍流的方法，该大气湍流包括在与机场周围的飞机进场走廊或离场走廊相关联的口径内的飞机引起的尾流湍流和/或风切变，所述方法包括：将具有适于脉冲压缩的波形的声学信号传输到所述口径中；从所述大气湍流和/或风切变接收所述声学信号的后向散射的声学回波；在匹配滤波接收器中处理所述声学回波以提供所述大气湍流的测量；以及辨别所述飞机引起的尾流湍流以确定终止时间，所述终止时间是所述飞机引起的尾流湍流和/或风切变至少降低到所述口径中的设定阈值之下所花费的时间。

优选地，所述声学信号包括具有至少是1kHz每秒的频率变化率的线性调频，以减少范围误差和/或优化分辨率。在一个优选的实施例中，多个所述声学信号可经由多个发射器天线传输。所述多个发射器天线可大体上跨越所述飞机进场走廊或离场走廊放置，以获得口径的可接受的覆盖。所述多个声学信号可大体上以相同频率传输并且可包括正线性调频和负线性调频。在另一优选实施例中，所述多个声学信号可以以不同频率传输并且可包括正线性调频和负线性调频。

所述后向散射的声学回波可经由多个接收器天线接收。所述多个接收器天线可大体上跨越所述飞机进场走廊或离场走廊放置，以获得口径的可接受的覆盖。

所述处理可包括：模拟所述匹配滤波接收器以确定经由所述多个接收器天线接收的所述后向散射的声学回波的幅度，所述幅度指示所述口径内的所述湍流和/或风切变的级别。所述方法可包括：辨别或在飞机引起的尾流湍流和除了飞机引起的尾流湍流之外的背景大气湍流之间进行区分。所述方法可进一步包括：比较来自每个接收器天线的振幅以创建所述湍流和/或风切变的水平位置。

终止时间可大体上沿着整个飞机进场走廊或离场走廊计算。所述方法可包括：从风廓线导出估算的湍流终止时间并且利用在一个或多个口径处获得的实际湍流终止时间来修正所估算的终止时间轮廓。

修正可通过使用从一个或多个口径获得的实际终止时间以及所测量的风廓线而沿着所述飞机进场走廊或离场走廊应用插值来实施，从而沿着所述飞机进场走廊或离场走廊获得实际飞机尾流湍流终止时间。所述终止时间可被添加安全裕度以获得飞机间隔时间。优选地，所述阈值被设定使得所述阈值对于经过所述口径的下一架飞机是相对安全的。

根据本发明的另一方面，提供一种用于大气湍流的系统，该大气湍流包括在与机场周围的飞机进场走廊或离场走廊相关联的口径内的飞机引起的尾流湍流和/或风切变，所述系统包括：至少一个发射器天线，所述至少一个发射器天线用于将具有适于脉冲压缩的波形的声学信号传输到所述口径中；至少一个接收器天线，所述至少一个接收器天线用于从所述大气湍流和/或风切变接收所述声学信号的后向散射的声学回波；匹配滤波接收器，所述匹配滤波接收器用于处理所述声学回波以提供所述大气湍流的测量；以及用于辨别所述飞机引起的尾流湍流以确定终止时间的装置，所述终止时间是所述飞机引起的尾流湍流和/或风切变至少降低到所述口径中的设定阈值之下所花费的时间。

附图说明

现在将参考附图描述本发明的优选实施例，其中：

图1示出用于确定沿着机场周围的进场走廊或离场走廊的口径中的飞机尾流湍流的存在的通用声学线性调频系统；

图2示出相对于湍流要在其内被测量的口径的分开的发射器天线和接收器天线阵列；

图3示出前向传输的线性调频信号以及所接收的回波信号；

图4示出反向传输的线性调频信号以及所接收的回波信号；

图5示出多个同时前向传输的线性调频信号和所接收的回波信号；

图6示出针对一个接收器信道在不同时间从湍流后向散射的信号；

图7示出在机场跑道附近的进场走廊或离场走廊，其中在走廊内具有口径；

图8示出在湍流相对低并且起因于除了飞机引起的尾流湍流之外的仅背景大气湍流时利用20个发射器和接收器测量的湍流的表示；

图9示出在湍流相对高并且起因于飞机引起的尾流湍流时利用20个发射器和接收器测量的湍流的表示；

图10a-10c示出跑道走廊、风廓线以及沿着走廊的湍流终止时间，其中湍流终止时间结合风廓线获得；

图11示出用于提供具有高效率和良好隔离性的相对低的旁瓣波束的改进的发射器和接收器声学天线结构；

图12示出发射器天线和接收器天线的修改设置，其中发射器天线和接收器天线包括相同的物理设备；

图13示出用于从湍流终止时间导出飞机间隔的过程；

图14示出相对于跑道测量的口径；以及

图15示出在图12中的计算机11的元件。

具体实施方式

本发明可提供一种改进的方法和系统，该方法和系统用于检测机场周围的飞机到达走廊或离开走廊的口径或部分中的飞机引起的尾流湍流和/或风切变。本发明可以可靠地检测在口径中的各种类型的背景大气和飞机引起的尾流湍流的存在。这可以通过下述操作实现：通过重复地传输声学线性调频信号波束，以及重复地测量所接收的或后向散射的声学回波信号的振幅以证实在口径中存在尾流湍流。所述后向散射的声学回波技术可以在所有天气条件下检测各种类型的飞机尾流湍流。

为了实时获得针对湍流位置的口径的充分覆盖范围，使用若干发射器和接收器来覆盖所述口径。通过使用具有大体上垂直指向波束的若干线性调频信号发射器和接收器，与飞行路径走廊正交的口径可以被覆盖，避免扫描单个波束的需求或者构建合成口径的需求。这种设置通过最小化跨越整个口径获得读数所花费的时间来明显地改进检测到飞行路径走廊口径中的尾流湍流的可能性。

本方法的优点是，可以实现从发射器测量湍流的距离，这可以在口径内使湍流定位。一旦湍流被定位以及其级别被确定，那么在飞机已经经过口径之后，针对湍流降低到安全阈值或设定阈值之下的时间就可使用湍流的重复测量来测量。因为系统适于测量湍流，因此缺少湍流表示口径对于下一架飞机而言是安全的。

在一系列接收器上所接收的信号振幅可以用于确定最严重湍流的可能水平位置。用于每个发射器的声学线性调频信号可以包括单频带。可替代地，不同的频带可以用于每个发射器，以提供湍流位置的附加水平辨别。如果使用具有增加频率的线性调频和具有降低频率的线性调频，则可以加倍可获得频带的数量。如果水平位置是已知的，则可以水平地跟踪湍流以提供关于何时湍流降低到安全阈值或设定阈值之下的附加信息。

湍流的强度与返回信号的振幅直接相关。这意味着，测量在飞机已经经过之后湍流降低到安全级别或阈值或者设定级别或阈值之下所花费的时间可以提供终止时间的相对直接的度量。阈值级别需要根据大气湍流的级别调节。终止时间或者湍流降低到设定阈值之下所花费的时间可以是高度可变的，并且除了其它之外，可以取决于飞机类型、襟翼调整、重量、侧风以及大气湍流。这种可变性意味着需要进行实时测量以获得用于湍流终止时间的可靠值。

在飞行走廊的口径中的湍流终止时间可经由插值与沿着进场走廊或离场走廊的风廓线信息进行组合，从而估算湍流退出整个走廊所花费的时间。侧风可以确定尾流湍流退出进场走廊或离场走廊所花费的时间。因为风随着高度变化，因此湍流终止时间也将沿着进场走廊或离场走廊而变化。可以沿着进场走廊或离场走廊添加附加的口径，从而改进对湍流退出走廊的时间的估算。

图1示出用于确定机场周围的进场走廊或离场走廊中的飞机尾流湍流的存在的通用声学线性调频系统。该系统包括计算机10、附接到计算机10的声卡15、功率放大器20、多个发射器天线25、多个接收器天线30以及关联的接收器前置放大器35。计算机10生成具有脉冲压缩波形的线性调频信号，其被发送到声卡15，并且然后发送到音频功率放大器20以及发射器天线25。

每个发射器天线25产生声学发射器波束26并且每个接收器天线30具有接收器波瓣图31。每个发射器天线25在每一侧都具有接收器天线30，以提供如图2中所示的对口径60部分的覆盖，使得使用若干发射器天线和接收器天线可以覆盖整个走廊。

每个发射器天线25发射可以是相同频率或不同频率的声学线性调频信号。每个发射器天线25的波束26以及每个接收器天线30的波瓣图31可以如图1中所示重叠，以提供等于针对该发射器接收器对的发射器波束26的覆盖区域。从飞机引起的尾流湍流后向散射的线性调频信号被接收器天线30的接收器波瓣图31捕捉，传递到接收器前置放大器35、声卡15并且传递到计算机10，在计算机10中实现匹配滤波接收器(参考图15)以获得尾流湍流的测量。

通过穿过口径60的飞机的机翼产生尾流湍流，并且该尾流湍流将在不同的接收器波束31中出现，允许要被确定的相对高的湍流(例如图9中的205)的近似水平的定位。一旦由于风将高的湍流吹走而高的湍流消散或离开口径60，相对低的湍流(例如图8中的185)对于下一架飞机将不再是威胁。口径60的尺寸将取决于其相对于机场跑道的位置。

图2示出发射器天线25、接收器天线30和口径60之间的一般关系。口径60具有高度45和宽度41，并且通常在地面40上方。发射器天线25和接收器天线30设置在口径60下方以便提供对口径60的充分覆盖。通过在箭头方向50上添加更多的发射器天线和接收器天线55可以覆盖更大的口径60。

图3示出前向传输的线性调频信号75以及从口径60接收的线性调频信号的回波信号80。前向线性调频信号75具有例如1000Hz的频率范围65，并且在例如一秒的时间段70上增加，以产生每秒1000Hz的线性调频频率。可以使用不同的线性调频参数，但是线性调频速率应充分高以避免范围误差和/或优化分辨率。回波信号80在线性调频75传输之后将从口径60接收。

图4示出从口径60接收的反向传输的线性调频信号95以及回波信号100。反向线性调频信号95具有例如1000Hz的频率范围85，并且在例如一秒的时间段90上降低。回波信号100在线性调频95传输之后将从口径60接收。

图5示出多个同时传输的前向线性调频信号以及从口径60接收的回波信号120。每个前向线性调频信号115具有频率范围105，并且在时间段110上增加。回波信号120在线性调频信号115传输之后从口径60接收。

图6示出在计算机10中实现的匹配滤波接收器中处理之后的针对一个接收器信道的后向散射的信号135a、135b以及135c，如下面参考图15所描述的。信号135a、135b、135c从湍流被后向散射，其在发射器天线25的波束26内。通过高度比例尺125来表示距离地面的湍流高度，高度比例尺125具有在距离地面高度50m处的口径底部126和在距离地面100m处的口径顶部127。通过湍流水平尺度130表示湍流振幅，其具有40的湍流阈值131。在飞机已经经过之后，分别在49、56和63秒处示出湍流的测量135a、135b、135c。前两个湍流测量135a和135b具有在阈值131之上的湍流，其在口径126底部上方并且起因于飞机引起的尾流湍流。第三湍流测量135c具有低于口径126底部的湍流并且起因于除了飞机引起的尾流湍流之外的大气背景湍流级别的湍流。尽管湍流135c在湍流阈值131之上，但该湍流低于口径126的底部。在这种情况下，在口径中的湍流在63秒之后已经在安全阈值131之下终止。

图7示出机场跑道140、进场走廊或离场走廊150以及沿着走廊150相对于地平面145的口径155和160。发射器阵列165和接收器阵列170分别位于口径155和160下方。

图8示出口径中的相对低的湍流，其不存在飞机引起的湍流但是存在除了飞机引起的尾流湍流之外的背景大气湍流。口径的宽度180是100m，以跑道中心线为中心加减50m。口径的高度175在地面之上从50m到100m。湍流的灰度等级190示出口径中的湍流185从0到100的等级。灰度等级的较浅色端部表示湍流的较低等级。

图9示出具有飞机引起的湍流存在的口径中的相对高的湍流。口径的宽度200是100m，以跑道中心线为中心加减50m。口径的高度195在地面之上从50到100m。湍流灰度等级210示出口径中的湍流205的等级。灰度等级的较深色端部表示湍流的较高等级。例如，遇到灰度等级上的湍流等级80会导致飞机大于45度的严重侧滚。相比之下，遇到在设定阈值或40等级的湍流可能几乎注意不到。

从图9中所示出的湍流降低到图8中所示出的湍流所花费的时间是湍流终止时间。在湍流已经降低到图8中所示出的等级之后，针对另一架飞机而言，经过进场走廊或离场走廊上的口径是安全的。湍流终止时间可以通过现有的诸如ACARS的系统广播到其它飞机或者可以通过常规通信方式直接发送到空中交通控制系统。

图10a到10c分别示出跑道走廊、关联的风廓线以及沿着走廊的关联湍流终止时间，其中湍流终止时间结合风廓线获得。图10a示出地平面220、从进场端或离场端观察的跑道225、进场走廊或离场走廊245、地面之上的高度230以及走廊245内的不同高度处的两个口径250、251。图10b示出风廓线265，其包括跨越跑道225与高度230相对的风速235。用于尾流湍流的终止时间可以被认为是侧风265将尾流湍流205从口径250、251吹走所花费的时间。

参考图10c，通过经由侧风速265而分割口径宽度41(参考图2)可以获得尾流湍流终止时间240的估算轮廓270。因为湍流终止时间可以通过除了侧风之外的因素控制，因此图10c中示出的尾流湍流终止时间的估算轮廓270需要通过获得实际湍流终止时间的测量而修正。这可通过修正在多个高度处估算的终止时间270实现，在这些高度处，通过将估算的终止时间255、260转换成实际终止时间280、285而从口径250、251获得终止时间的实际测量。然后，可通过使用估算的终止时间270和新值280以及285的插值，获得实际终止时间275的完整轮廓。

图11示出高性能天线结构的横截面视图，该高性能天线结构具有相对高的效率、低旁瓣等级以及优异的隔离性，这些特性对于准确测量空气湍流是有用的。这种天线结构可以用于发射器和接收器两者。天线结构可以放置在地面285上并且垂直指向。天线结构可以通过基座290固定到地面285。天线结构的侧壁可以是圆形的或者方形的，并且由HDPE 8mm厚的塑料层295和300制成，塑料层295和300通过50mm的空气分开。在内侧，相对高质量的UV稳定声学吸收剂泡沫305可以在两个外层的边缘上方延伸从而最小化在两个外部部分的边缘上方的声波的衍射。偏置抛物反射器310可以包括1.2m直径的卫星天线类型Prodelin系列1123。驱动器315可以包括具有附接的40度的喇叭的BMS音频类型4591。喇叭320可以提供抛物反射器310的正确阐释，以确保最佳效率和相对低的旁瓣等级。

图12示出发射器和接收器天线的修改设置，其中发射器天线和接收器天线包括相同的天线设备405，每个天线设备具有波束形状410。可通过计算机400操作转向开关400，使得在线性调频脉冲信号传输的时间期间，开关400将天线405连接到发射器放大器21。在传输脉冲的末端处，开关400可以被换向以使天线405连接到接收器前置放大器35。这种设置可以使多个天线405减少一半，但是当发射器放大器21连接到天线405时，还要设定用于测量的最小范围。最小范围是传输的线性调频的脉冲长度乘以声速的一半。

图13示出在飞机已经经过口径之后直到口径中的湍流降低到设定阈值之下的用于测量时间的过程示例。在飞机经过口径时，时间轴500从零开始，并且湍流轴505示出从重复的湍流测量获得的湍流520的实际级别。级别515是设定的湍流阈值40，在该阈值之下，对于另一架经过口径的飞机而言是安全的。飞机引起的湍流520最初将上升到背景湍流级别510之上，并且在一段时间之后将最终返回到该级别。因为大气背景湍流随着时间明显地变化，所以需要背景湍流级别的滑动平均以创建当前的大气湍流510，从当前的大气湍流510，通过将裕度530添加到大气湍流510，可以辨别或获得飞机引起的尾流湍流的适当级别515。在时间为0处飞机经过口径与湍流降低到设定阈值之下之间的时间段是湍流终止时间525。通过将安全裕度526添加到湍流终止时间525，可以得出飞机间隔时间527。

图14示出如何相对于跑道600测量口径。跑道600形成计算口径宽度620的基础。口径距离跑道的距离610可以乘以.03以获得侧向裕度605。侧向裕度605可以被添加到跑道宽度615以获得口径宽度620。在地面635上方的口径底部侧的高度630被称为障碍间隙面，并且对于每个跑道进场都是特定的。口径的高度640是在口径位置处的飞机进场路径的高度。

图15示出图2中的计算机的元件。计算机11包含线性调频参数输入700，诸如fo和t(df/dt)(线性调频速率)。数字生成的线性调频730被施加到声卡16内的D/A转换器，以生成要被施加到功率放大器21的模拟线性调频信号735。所接收的模拟回波信号被施加到前置放大器35，并且然后被施加到声卡16内的A/D转换器以生成数字输出740。数字输出740被施加到匹配滤波接收器725。匹配滤波接收器725具有两个部件，即输入FIR数字滤波器710，其选择要被施加到匹配滤波器715的感兴趣的频率范围。在所接收且滤波的数字信号745在频率域内乘以逆向的传输的线性调频760之后，匹配滤波器715在频率域中操作，其中所接收的信号的输出幅度720从逆向FFT750获得。输出幅度720可以提供大气中的湍流级别的直接指示，并且可以用于提供大气湍流数据510以及湍流520的实际级别(参考图13)。

最后，应理解的是，各种变化、修改和/或添加可以引入到之前描述的部分的构造和设置中，而不偏离本发明的精神或范围。