part1, b (airborne collision avoidance system)...

항공기기술기준 부록KAS Part 1 B, ACAS

제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28i

별첨< >

부록Part 1, B공중충돌경고장치(Airborne Collision Avoidance System) 기술기준

목 차

제 장 공중충돌경고장치1 Page

공중충돌경고장치 관련 정의1.1 ····································································································1

의 일반규정 및 특성1.2 ACAS Ⅰ ·································································································3

와 의 일반규정1.3 ACAS ACASⅡ Ⅲ ··························································································5

충돌회피 로직의 성능1.4 ACAS Ⅱ ···························································································35

확장된 스퀴터를 사용하는1.5 ACAS ·························································································49

제 장 공중충돌경고장치 기술적 특성에 대한 지침2

장치 기능 및 성능1. , ····················································································································· 52

시스템 성능에 영향을 미치는 요소2. ························································································56

기술적인 구현에 대한 고려사항3. ······························································································59

위협탐지 및 경보발생을 위한 알고리즘 및 변수4. ······························································ 100

하이브리드 감시 기법을 이용하는5. ACAS Ⅱ ····································································· 120

충돌회피 로직의 성능6. ·············································································································· 122


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제 장 공중충돌경고장치1 (ACAS)

주 공중충돌경고장치 에 대한 지침은 본 기술1. (ACAS; Airborne Collision Avoidance System)기준의 첨부 에 포함되어 있음1 .

주 국제민간항공기구 협약의 부속서 제 장의 절에서 허용된 것과 같이 가2. (ICAO) 5, 3 3.2.2 SI아닌 대체 단위도 사용하였음 논리 계산 수준의 일관성을 위하여 및 와. ft/s, NM/s kt/s같은 단위를 제한적으로 사용하였음.

공중충돌경고장치 관련 정의1.1

공중충돌경고장치 형식 보고 피하라 라는 조치에 도움을 주는 정보를 제공하지" I (ACAS I)". “ ”만 회피지시 를 생성하는 능력은 포함되지 않은, (RA) ACAS.

주 은 국제민간항공기구 가 국제적인 이행 및 표준화를 위해 의도된 것이 아님. ACAS I (ICAO) .그러므로 다른 형식과의 호환 가능한 작동 및 간섭 제한을 위하여 요구되는, ACAS ACAS의 특성만 항에 정의되어 있음I 1.2 .

공중충돌경고장치 형식 접근경보 에 추가하여 수직 회피지시 를 제공하" II (ACAS II)" (TA) (RA)는 ACAS.

공중충돌경고장치 형식 접근경보 에 추가하여 수직 및 수평 회피지시 를" III (ACAS III)" (TA) (RA)제공하는 ACAS.

송신 송신 주소가 있는 장모드 인 항공기와 항공기간의 감시 호"ACAS (ACAS broadcast)" S출신호(UF=16).

"회피지시 보상의 작동 가 현재 발행조건이 유(active Resolution Advisory Complement)" RAC RA효할 경우 작동되며 들은 초 이내에 수신된 이면서 취소되지 않은 들은 작동된다, RAC 6 RAC RAC .

교차고도 자신의 항공기가 위협 항공기보다 적어도" RA (altitude crossing RA)" ACAS위에 또는 아래에 있을 때 상향 또는 하향 상태를 감지한 경우 이를 고도교차 회피30m(100ft)

지시 라고 한다(RA) .

상승 상승을 권고하는 양성 하지만 증가된 상승은 아니다" RA (climb RA)" RA, .

최근접 접근 자신의 항공기와 침입기 사이의 최소 거리 발생 그" (closest approach)" ACAS .러므로 최근접 접근했을 때의 거리는 두 항공기 사이의 가장 작은 거리이며 최근접 접근의 시

간이란 이것이 발생하는 시간이다.

조정 를 장비한 두 대의 항공기가 회피지시정보 를 교환함으로서" (coordination)" ACAS (RAC)적합한 회피지시 를 선택하는 과정(RA) .

조정 호출신호 또는 에 의해서 방사되고 회피 메시지" (coordination interrogation)" ACAS II III를 포함하고 있는 모드 호출신호 업링크 전송S ( ).

조정 응답 또는 장비의 한 부분인 모드 트랜스폰더에 의" (coordination reply)" ACAS II III S한 조정 호출신호의 수신을 통보하는 모드 응답 다운링크 전송S ( ).


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"수정 현재의 비행경로로부터 벗어나도록 조종사에게 권고하는 회피지시RA (corrective RA)" (RA).

사이클 본 록에서 사용되는 사이클 이라는 용어는 또는 에 의해서 실행" (cycle)" " " ACAS II III되는 일련의 기능을 완전하게 회 통과하는 것을 말하며 명목상 초에 한 번이다1 , 1 .

강하 강하를 권고하는 양성 하지만 증가된 강하는 아니다" RA (descend RA)" RA, .

설정 항적 의 항공기와 항공기간 감시에 의해 생성되는 실제 항공" (established track)" ACAS기의 항적.

증가된 비율의 이전의 상승 또는 하강 회피지시 에 의해 권고한" RA (increased rate RA)" (RA)것을 초과하는 값으로 고도율을 증가하도록 권고하는 강력한 회피지시.

침입기 의 감시범위 내에 있으면서 가 설정 항적을 가지고 있는" (intruder)" ACAS ACAS SSR트랜스폰더를 장착한 항공기. discourse

자신의 항공기 가능한 충돌로부터 보호하는 본 부록에 규정하는 를 장" (own aircraft)" ACAS착하고 의 지시에 반응하여 기동할 수 있는 항공기, ACAS .

양성" RA (positive RA)" 조종사에게 상승 또는 하강하라고 권고하는 회피지시 에 적용(ACAS II ).

잠재적인 위협 자신의 항공기에 가까이 근접해 있거나 또는 계속적인 거" (potential threat)" ,리 및 고도 측정 결과가 자신의 항공기와 충돌 또는 거의 충돌에 가까운 항로를 지시하기 때

문에 특별한 주의가 요구되는 침입기 잠재적인 위협에 대비해서 제공되는 경고시간은 접근경.보 가 발효될 만큼 충분히 작지만 회피지시 가 발효될 만큼 작지는 않다(TA) , (RA) .

예방 현재 비행경로에서의 이탈을 피하기 위해 현재의 비행경로에 어떠" RA (preventive RA)"한 수정도 요구하지 않으면서 조종사에게 권고하는 회피지시.

감지 의 감지는 강하율의 제한이나 상승이 요구되는 경우에"RA (RA sense)" ACAS II RA , "위쪽으로 이고 상승률의 제한이나 하강이 요구되는 경우에는 아래쪽으로 이다 특정한 거리까" , " " .지 수직율의 제한이 요구되는 경우에는 위쪽으로 와 아래쪽으로 가 동시에 감지될 수 있다, “ ” “ ” .

주 동시에 여러 위협이 있다면 감지는 위쪽으로 와 아래쪽으로 모두가 될 수 있으며. , RA “ ” “ ” ,는 어떤 위협항공기의 아래 그리고 또 다른 위협항공기의 위쪽으로 적절하게 분리하ACAS ,

기 위한 를 생성한다RA .

회피지시 비행승무원에게 다음 권고를 제공하는 지시사항" (RA; Resolution Advisory)" .

모든 위협으로부터 분리되도록 하기 위한 기동 또는a) ,현재의 분리를 유지하도록 하기 위해 기동 제한b) .

회피지시보상 를 수신하는 가 이용할 수" (RAC; Resolution Advisory Complement)" RAC ACAS있는 선택 기동들을 제한함으로서 정확한 회피 기동을 보장하기 위해 모드 호출신호를 통해S서 한 로부터 다른 에 제공되는 정보ACAS ACAS .

회피지시보상 레코드 가 수신한 것 중에 현재 유효한 모든 수직" (RAC record)" ACAS와 수평 의 조합 이 정보는 모드 응답을 통하여 한 에서 다른RAC(VRCs) RAC(HRCs) . S ACAS

로 또는 모드 지상국에 제공된다ACAS S .


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회피지시 강도 에 의해 지시되는 기동의 크기 는 취소되기 전에 연속" (RA strength)" RA . RA적인 몇 개의 강도를 동반할 수 있다 새로운 강도가 발효되면 이전 강도는 자동적으. RA , RA로 없어진다.

회피 메시지 회피지시정보 를 포함하는 메시지" (RA message)" (RAC) .

감지가 반전된 감지가 반전된 회피지시" RA (reversed sense RA)" .

감도 레벨 선택 로직과 관련된 변수의 값은 물론 잠재적 위협과" (S, sensitivity level)" RA ,위협 탐지 로직에 의해 제공되는 경고 시간을 제어하기 위해서 접근경보 와 충돌 회피 알(TA)고리즘에서 사용되는 변수 집합을 정의하는 정수.

위협 자신의 항공기에 가까이 근접했거나 또는 연속적으로 측정한 거리 및 고도 값" (threat)"이 자신의 항공기와 충돌 또는 거의 충돌할 수 있는 진로에 있기 때문에 특별히 주의하여야

하는 침입기 이 위협에 대비해서 제공되는 경고 시간은 가 판정될 만큼 충분히 작다. RA .

항적 항공기가 합리적으로 점유하였던 위치를 나타내는 최소한 개 측정값의 연결" (tract)" 3 .

"접근경보 (TA; Traffic Advisory)" 어떤 침입기가 잠재적인 위협임을 비행승무원에게 제공하는 지시.

수직속도제한 주어진 고도율의 범위를 피하도록 권고하는 회피" RA (vertical speed limit RA)"지시 는 예방 또는 수정을 위한 것일 수 있다. VSL RA .

경고 시간 양쪽 항공기가 모두 가속하지 않을 때 잠재적 위협 또는 위협 탐" (warning time)" ,지로부터 가장 가깝게 접근하기까지의 시간 간격.

의 일반 규정 및 특성1.2 ACAS I

기능적인 요건1.2.1은 다음의 기능을 수행해야 한다ACAS I .

트랜스폰더를 장비하고 있는 인접한 항공기의 감시함a) SSR(Secondary Surveillance Radar) .시각적 확인 보조재으로써 인접한 항공기의 근접 위치를 식별해주는 지시를 운항 승무원에b)게 제공함.

주 는 모드 호출신호만을 사용해서 작동하도록 되어 있다 더구나 은 다. ACAS I A/C . , ACAS I른 와 조화를 이루지 못한다 그러므로 모드 트랜스폰더는 에 장착되는 부ACAS . S ACAS I품으로서 요구되지 않는다.

신호 포맷1.2.2모든 신호의 무선주파수 특성은 부속서 권 제 장 에서 까지ACAS I ICAO 10 4 3 , 3.1.1.1 3.1.1.16와 에서 까지의 규정에 적합해야 한다3.1.2.1 3.1.2.4 .

간섭 제어1.2.3방사 무선주파수 최대 출력 항공기의 종축에 대한 각도에서 송신의 유효1.2.3.1 . 0° ACAS I

방사 출력은 를 초과하지 않아야 한다24dBW .

불필요한 방사 출력 이 호출신호를 송신하지 않을 때 임의 방향으로의 유효1.2.3.2 . ACAS I ,


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방사 출력은 을 초과하지 않아야 한다-70dBm .주 본 요건은 호출신호를 송신하지 않을 때 이 인접해 있는 항공기의 트랜스폰. , ACAS I SSR더나 무선장비 또는 지상국 장비에 간섭을 일으키거나 또는 이들의 감도를 감소시킬 수 있

는 무선주파수 에너지를 방사하지 않도록 하기 위한 것이다.

1.2.3.3 간섭제한 각각의 호출기는 간섭영향 및 을 최소화하기 위해. ACAS I (1.2.3.3.3 1.2.3.3.4)모든 모드에서 자신의 호출신호 비율이나 출력 또는 두 가지 모두를 제어해야 한다SSR .주 이 제한은 인접한 모든 다른 호출기로부터의 호출신호와 함께. ACAS I, ACAS II, ACAS III이와 같은 호출신호로 야기되는 모든 간섭 영향을 낮은 레벨로 유지하도록 보장하는 수단이다.

자신의 트랜스폰더 응답률 결정 는 항의 규정에 적합함을 보장하기1.2.3.3.1 . ACAS I 1.2.3.3.3위해서 자신의 트랜스폰더가 호출신호에 응답하는 비율을 감시해야 한다.

1.2.3.3.2 및 호출기의 숫자 결정 은 또는 항의 규ACAS II ACAS III . ACAS I 1.2.3.3.3 1.2.3.3.4정에 적합함을 보장하기 위해서 인접한 및 호출기의 숫자를 계산하여야 한ACAS II ACAS III다 이 숫자는 방송 을 감시해서 얻어야 하며 적어도 의 공칭 주. ACAS (UF=16) (1.3.7.1.2.4) , 1Hz파수에서 이전 초의 기간 내에 수신된 분명한 항공기 주소의 숫자로 갱신되어야 한다20 ACAS .

1.2.3.3.3 모드 간섭 한계 호출기의 출력은 다음의 한계를 초과하지 않아야 한다A/C ACAS I . .

n a{ ∑k 1

k=1P a(k)}에 대한 상한값

If f r≤240 If f r≥240

0123456789

10111213141516171819202122≥

25025025025025025025025025025024522821019317515814412610991746042

11811310810398948984797470656055504541363126211712

여기서:


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n a 자신의 근처에서 와 를 장비하고 운항중인 항공기의 숫자 트랜스폰더 수= ACAS II ACAS III (

신기 문턱값 로 수신된 방송을 기준으로-74dBm ACAS );최종 호출신호 사이클 동안 괄호안 수식의 평균값{ } = 8 .

P a(k) 초 호출신호 사이클 에서= 1 W k번째 모드 호출신호 동안 단일 호출신호로 구성된A/C ,

펄스 그룹에서 가장 진폭이 큰 펄스의 모든 방향으로 안테나에서 방사된 피크 출력

k 모드 호출신호에 대한 색인 번호= A/C , k = 1, 2, .... , k t;

k t 초 호출신호 사이클에서 송신된 모드 호출신호의 수= 1 A/C ;

f r 자신의 트랜스폰더 모드 응답 비율= A/C .

모드 간섭 제한 모드 호출신호를 사용하는 은 단지 모드1.2.3.3.4 S ACAS I . S ACAS I A/C호출신호만을 사용하는 보다 더 큰 간섭 영향을 야기하지 않아야 한다ACAS I .

와 의 일반 규정1.3 ACAS II ACAS III주 이 절에서는 또는 를 표시하기 위해 약어 를 사용하였다1. ACAS II ACAS III ACAS .주 장치의 장착에 대한 규정은 항공법 제 조의 및 법시행규칙 제 조 에 있음2. ACAS 42 2 135 2 .주 이 항에서 사용한 장비를 갖춘 위협 라는 용어는 또는 를 장비함으로3. “ ” ACAS II ACAS III

써의 위협을 나타내기 위한 것이다.

기능적인 요건1.3.1기능 는 다음의 기능을 수행하여야 한다1.3.1.1 ACAS . ACAS .

감시a)의 생성b) TA

위협 탐지c)의 생성d) RA

조정e)지상국과의 통신f)

장비는 각각의 작동 사이클에서 부터 까지의 기능을 수행해야 한다ACAS b) e) .

주 이들 기능의 어떤 특성은 장치가 다른 장치 모드 지상국 그리고 시. ACAS ACAS , S ATC스템과 함께 만족스럽게 협력하는 것을 보장할 수 있도록 표준화 되어야 한다 표준화된.각각의 특성은 이하에서 논의된다 임의의 다른 특성은 권고사항으로서 이곳에 제시하였다. .

한 사이클의 지속시간은 초를 초과하지 않아야 한다1.3.1.1.1 1.2 .

감시 성능 요건1.3.2일반 감시 요건 는 다른 항공기의 모드 와 모드 트랜스폰더를 호출1.3.2.1 . ACAS SSR A/C S

하고 트랜스폰더 응답을 탐지해야 한다 는 응답하는 항공기의 거리와 상대적인 방위각. ACAS을 측정해야 한다 이 측정값과 트랜스폰더 응답에 의해 전달된 정보를 사용해서 는 응. , ACAS답하는 각 항공기의 상대적인 위치를 추정하여야 한다 는 지면반사 간섭 신호 강도의. ACAS , ,변화가 존재할 때 이와 같은 위치 결정을 획득하기 위한 설비를 포함하여야 한다, .


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항적 확정 확률 다음의 모든 조건이 충족되었을 때 는 가장 가까운 접근1.3.2.1.1 . , ACAS 30초전에 항적을 설정하는 확률이 최소한 이 되도록 트랜스폰더를 구비한 항공기에 대한 확0.90 ,정된 항적을 생성하여야 한다.이들 항공기의 고도각은 항공기 피치면에 상대적으로 도 이내이다a) ACAS ±10 .이들 항공기의 고도 변화율의 크기는 이하이다b) 51m/s(10,000ft/min) .이들 항공기의 트랜스폰더와 안테나는 부속서 권 제 장 및 의 표준을c) ICAO 10 4 3 , 3.1.1 3.1.2충족한다.이들 항공기의 접근 속도와 방향 트랜스폰더를 장비한 비행기의 해당지역 밀도 인접d) , SSR ,한 다른 호출기의 숫자 방송을 감시하여 결정한 항 는 표 에 명ACAS (ACAS , 1.3.7.1.2.4 ) 1-1시된 조건을 만족한다.최소 경사거리가 이거나 그 이상이다e) 300m(1000ft) .

표 1-1.

조 건 성능

사분면

최대 교통 밀도 56km(30NM)이내의 다른

최대 숫자ACAS

전방 측면 후방

최대 접근 속도 항공기/ 항공기/성공 확률m/s kt m/s kt m/s kt km 2 NM 2

260 500 150 300 93 180 0.087 0.30 30 0.90

620 1200 390 750 220 430 0.017 0.06 30 0.90

항에 규정한 조건경계 중에 어떤 한 가지를 초과할 때 는 항적 확정1.3.2.1.1.1 1.3.2.1.1 , ACAS확률의 급격한 하락이 없이 계속적인 감시를 제공해야 한다.

는 지상에 있다고 보고하는 모드 항공기를 추적하지 않아야 한다1.3.2.1.1.2 ACAS S .주 모드 항공기는 지상에 있다는 것을 성능 필드에 또는 송신 부. S (CA) DF=11 DF=17 (ICAO속서 권 제 장 항 을 부호화하거나 수직상태 필드에 전송 부10 4 3 , 3.1.2.5.2.2.1 ) (VS) DF=0 (ICAO속서 권 제 장 항 을 부호화해서 보고할 수 있다 대체 방안으로 항공기가 모10 4 3 , 3.1.2.8.2.1 ) . ,드 지상 감시를 하고 있는 중이라면 지상 상태는 다운링크 포맷의 비행 상태 필드S , (FS)

또는 부속서 권 제 장 항 을 감시함으로서 결정할 수도DF=4, 5, 20, 21(ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.5.1 )있다.

권고사항 항공기에 인접한 트랜스폰더로부터의 평균 모드 비동1.3.2.1.1.3 . ACAS SSR A/C기 응답률이 초당 응답이고 감시 하에 있는 개개의 트랜스폰더에 의해 수신되는 피크 호240 ,출신호 비율이 초당 일 때 는 요구되는 추적 성능을 달성해야 한다500 , ACAS .주 위에서 언급한 피크 호출신호 비율은 모드 신호원으로부터의 호출신호를 포함한다. .

항적 불일치 확률 확정된 모드 항적이 보고된 거리 및 고도에서 실제 항공기와1.3.2.1.2 . A/C

대응되지 않을 확률은 10 -2이하이어야 한다 확정된 모드 항적의 경우에는 이 확률이. S , 10 -6

이하이어야 한다 어떠한 교통 환경에서도 이와 같은 제한사항을 초과하지 않아야 한다. .

거리 및 방위각의 정확성1.3.2.1.3


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거리는 또는 그 이상의 해상도로 측정되어야 한다1.3.2.1.3.1 14.5m(1/128NM) .

1.3.2.1.3.2 권고사항 침입기 추정 위치의 상대적인 방위각 오차는 를 초과하지 않아야 한. 10° rms다.주 침입기의 상대적인 방위각 정확성은 잠재적인 위협의 시각적인 확인에 도움을 주기에 충분.하고 실질적이다 부가적으로 이와 같은 상대적인 방위각 정보는 위협탐지에 유용한 것으. ,로 밝혀졌으며 침입기가 위협이라는 것을 알릴 수 있다 그러나 이 정확성은 수평적인, . RA의 근거로서는 불충분하며 수평적인 거리 오류의 신뢰성 있는 예측에도 충분하지 못하다, .

간섭 제어1.3.2.2방사 무선주파수 최대 출력 항공기의 종축에 대한 각도에서 송신의 유효1.3.2.2.1 . 0° ACAS

방사 출력은 를 초과하지 않아야 한다27dBW .

불필요한 방사 출력 가 호출신호를 송신하지 않을 때 임의 방향으로의 유1.3.2.2.1.1 . ACAS ,효 방사 출력은 을 초과하지 않아야 한다-70dBm .

간섭 제한 압력고도 이하에서 작동하는 각각의 호출기는1.3.2.2.2 . 5,490m(18,000ft) ACAS명시한 부등식 에 적합하도록 자신의 호출신호 비율이나 출력 또는 두 가지 모두를(1.3.2.2.2.2)제어해야 한다.

다른 숫자의 판정 는 간섭 제한사항을 만족한다는 것을 보장하기 위1.3.2.2.2.1 ACAS . ACAS해서 인접한 다른 및 호출기의 숫자를 계산하여야 한다 이 계산은, ACAS II ACAS III . ACAS방송 항 을 감시함으로서 얻어야한다 각 는 탐지 범위에 있는 다른(UF=16, 1.3.7.1.2.4 ) . ACAS

의 수를 판정하기 위해 이와 같은 방송 호출신호를 감시해야 한다ACAS .

간섭 제한 부등식 에 제시한 경우를 제외하고 는 다음의1.3.2.2.2.2 ACAS . 1.3.2.2.2.2.1 , ACAS세 부등식이 참이 되도록 호출신호 비율 및 출력을 조절해야 한다.

{∑i 1

i=1[ p( i)250 ]

α

} < minimun [ 2801+n a,11α 2 ] (1)

{∑i 1

i=1m( i)} < 0.01 (2)

{ 1B ∑k 1

k=1

P a(k)250 } < minimum [ 80

1+n a,3] (3)

이들 부등식에 있는 변수는 다음과 같이 정의된다.i t 초 호출신호 사이클에서 송신된 모드 호출신호 모드 및 모드 의 수= 1 ( A/C S) . 이것은

에 제시한 경우를 제외하고 기능에 의하여 사용한 모든 모드 질문에1.3.2.2.2.2.1 ACAS S그리고 질문을 포함해야 한다UF = 0 UF = 19 .

i 모드 와 모드 호출신호에 대한 인덱스 번호= A/C S , i = 1, 2, ,… i t ;


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α = α 1의 최소값은 아래에 주어진 특별한 조건에서 1/4 [n b/n c]로 계산되며, α 2는

Log 10[n a/n b]로 계산된다 여기서. , n b와 n c는 자신의 로부터 감시를 근ACAS ACAS

거로 이내의 그리고 이내에서 작동하는 를11.2km(6NM) ACAS II, 5.6km(3NM) ACAS III장비한 항공기 비행중 또는 지상에 있는 의 숫자로 정의한다( ) . 지상 또는 전파고도

이하에서 작동하고 있는 항공기는 공중과 지상에 있는 모든610m(2,000ft) AGL ACAS

및 항공기를ACAS II ACAS III n b와 n c의 값에 포함시켜야 한다 그렇지 않다면 그 이. (

상에서 작동중이라면 공중에 있는 및 항공기만을), ACAS II ACAS III n b와 n c의 값에

포함시켜야 한다. ,과 의 값들은 최소 최대 으로 제한된다0.5, 1.0 .

이에 추가하여,

[( n b≤1 또는) ( n b≤4 이고 n c≤2 그리고 n a>25 이면)] α 1=1.0,

[( n c>2 이고) ( n b>2n c 그리고) ( n a≤40 이면)] α 1=0.5;

p( i) 초 호출신호 사이클에서= 1 i번째 호출신호 동안 단일 호출신호를 포함한 펄스 그룹에,서 가장 큰 진폭을 갖는 펄스의 모든 방향으로 안테나로부터 방사되는 피크 출력;

m ( i) 초 호출신호 사이클에서= 1 i번째 호출신호와 관련하여 자신의 트랜스폰더를 위한 상,호 억제간격의 지속시간

B 빔 첨예화 계수 호출신호 사이드로브 억제의 결과로 생긴 빔 폭에 대하여 빔 폭의= ( 3 dB비율 사이드로브 억제 송신기를 구비한 호출기의 경우 적절한 빔 폭은 사). (SLS) ACAS ,이드로브 억제에 의해 제한된 임의 트랜스폰더로부터 모드 가 응답하는 방위각까지A/C트랜스폰더 집단에 걸쳐 평균적으로 확장되어야 한다.

참조{ } 1.2.3.3.3

P a(k) 〃

k 〃

k t 〃

n a 〃

주 와 방송 및 은 호출신호이다. RA ACAS (1.3.6.2.1 1.3.7.1.2.4) .

동안의 송신 모든 항공기 항공기간 조정 호출신호 방송은 최고1.3.2.2.2.2.1 RA . - , RA, ACAS출력으로 송신되어야하며 이들 호출신호는 기간 동안 의 부등식 과 의 왼, RA 1.3.2.2.2.2 (1) (2)쪽 항에 있는 모드 호출신호의 합으로부터 제외되어야 한다S .

지상에 있는 장치로부터의 송신 항공기가 지상에 있다고 알릴 때1.3.2.2.2.2.2 ACAS . ACAS

마다 호출신호는 간섭제한 부등식에서 다른 및 항공기의 숫자, ACAS ACAS II III ( n a 를 문턱)

값 의 트랜스폰더 수신기로 받은 방송에 기초하여 얻은 값의 배인 값으로 설정-74dBm ACAS 3하도록 제한되어야 한다 간섭 제한사항 때문에 모드 호출신호 출력이 감소할 때마다 오. A/C ,른쪽 및 왼쪽 순서와 전방의 순서가 맞을 때까지 전방 빔의 모드 호출신호 출력이 우선적A/C으로 감소되어야 한다 그 다음에 전방 오른쪽 왼쪽 호출신호 출력은 후방 호출신호 출력과. , , ,맞을 때까지 순차적으로 감소되어야 한다 모드 출력의 추가적인 감소는 전방 측면 후방. A/C , ,의 호출신호 출력을 순차적으로 감소시킴으로서 이루어져야 한다.


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고도 이상에서 장치의 전송 항에서 제공한1.3.2.2.2.2.3 5,490m(18000ft) ACAS . 1.3.2.2.2.2.1

경우 외에 압력고도 이상에서 작동되는 각각의 호출기는, 5,490m(18000ft) ACAS n a 및 α가

일 때 에서의 부등식 및 이 참이 되도록 호출신호 비율이나 출력 또는 두1 1.3.2.2.2.2 (1) (3) ,가지 모두를 제어하여야 한다.

접근경보1.3.3 (TA)기능 는 운항 승무원에게 잠재적인 위협을 경고하기 위해 를 제공하여야1.3.3.1 TA . ACAS TA

한다 이와 같은 는 잠재적인. TA 위협기의 상대적인 위치를 시각적으로 쉽게 확인하도록 표시

하여야 한다.

잠재적 위협의 표시 잠재적 위협은 교통표시기에 호박 또는 노란색으로 표시되어야1.3.3.1.1 .한다.주 이러한 색상들은 일반적으로 주의해야할 상태를 나타내는데 적합하도록 고려되어야 한1.

다.주 수직방향의 비행정보와과 주변 항공기의 상대적 고도차와 같은 시각적인 인식에 도움을2.

주는 추가 정보가 같이 표시되어 질 수 있다.주 잠재적 위협기의 기수방향 정보가 표시된다면 보다 개선된 교통상황인지가 가능하게 된3.

다 메시지로부터 기수방향 정보 추출.(ADS-B )

인접한 항공기의 표시1.3.3.2

권고사항1.3.3.2.1 . 임의의 와 또는 가 표시되는 동안 거리 이내 고도가RA ( ) TA , 11km(6NM) ,보고되는 경우는 고도의 인접한 항공기가 화면에 표시되어야 한다 이 인접한±370m(1200ft) .항공기는 위협과 잠재적인 위협으로 구별 색깔 또는 부호형식으로 되어야 하며( ) , 나 보다RA TA현저하게 표시되지 않아야 한다.

권고사항 위협 및 잠재적 위협 정보인 와 또는 표시 정보는 주변의 항공기1.3.3.2.2 . RA ( ) TA표시나 충돌회피와 무관한 기타 정보에 가려지지 말아야 한다.

의 전조인 의 기준은 기준 이전에 만족되는 것이어야 한다1.3.3.3 RA TA. TA RA .

경고시간 고도를 보고는 침입기의 경우 공칭 경고시간은 초 보다 크1.3.3.3.1 TA . , TA (T+20 )지 않아야 한다 여기서 는 회피지시 생성을 위한 공칭 경고시간이다. , T .

주 이상적으로는 가 항상 보다 선행하지만 이것이 늘 가능하지는 않다 예를 들면 항. , TA RA , . ,적이 처음 확정되었을 때 이미 기준이 만족되었을 수 있고 또는 침입기의 갑작스럽고 급RA ,격한 기동이 지연시간을 한 사이클보다 작게 만들 수도 있다TA .

위협 탐지1.3.4

위협의 선언 는 침입기가 위협인지 아닌지를 결정하기 위해 각 침입기의 고유1.3.4.1 . ACAS


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한 특성을 평가해야 한다.

침입기 특성 위협을 식별하기 위해 사용되는 침입기의 특성은 최소한 다음사항을1.3.4.1.1 .포함하여야 한다.추적된 고도a) .추적된 고도변화율b) .추적된 경사거리c) .추적된 경사거리 변화율d) .

침입기 의 감도 레벨e) ACAS , S i

또는 를 구비하지 않은 침입기의 경우ACAS II ACAS III , S i는 로 설정하여야 한다1 .

자신의 항공기 특성 위협을 식별하기 위해 사용되는 자신의 항공기 특성은 최소한1.3.4.1.2 .다음사항을 포함하여야 한다.고도a) .고도변화율b) .자신의 감도레벨c) ACAS (1.3.4.3).

감도 레벨 는 여러 가지의 감도레벨에서 작동할 수 있어야 한다 이 감도레벨은1.3.4.2 . ACAS .다음을 포함하여야 한다.

다른 항공기의 호출신호와 모든 보고가 금지되는 대기 모드a) S=1, “ ” .가 금지되는 전용 모드b) S=2, RA “TA ” .는 물론 표 에 표시한 경고시간을 제공하는 발효를 가능하게 하는 레벨c) S=3-7, TA , 1-2 RA .

자신의 감도 레벨1.3.4.3 ( S 0 선택 자신의 감도 레벨 선택은 다음과 같은 여러 가지) . ACAS

공급원으로부터 획득한 감도레벨제어 명령어에 의해 결정되어야 한다(SLC) .고도대역 또는 기타 외부요인을 기반으로 에 의해 자동으로 생성된 명령어a) ACAS SLC .조종사가 입력한 명령어b) SLC .모드 지상국으로부터 받은 명령어c) S SLC .

허용되는 명령어 코드 승인 가능한 명령어 코드는 최소한 다음사항을 포1.3.4.3.1 SLC . SLC함하여야 한다.

코드

고도 대역 기반 SLC 2-7조종사가 입력한 SLC 0,1,2모드 지상국으로부터의S SLC 0,2-6

고도 대역 명령어 가 고도를 기초로 하는 명령어를 선택하였다면1.3.4.3.2 - SLC . ACAS SLC ,명령어 값 변화가 요구되는 공칭 고도 문턱값에 다음과 같은 이력현상을 적용하여야 한SLC

다 상승하고 있는 항공기의 경우 명령어는 적절한 고도 문턱값에서 이력현상 수; ACAS SLC치를 더하여 증가시켜야 한다 하강하고 있는 항공기의 경우 명령어는 적절한 고; ACAS SLC도 문턱값에서 이력현상 수치를 빼서 감소시켜야 한다.


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조종사의 명령어 조종사가 설정한 명령어의 경우 값 은 감도 레벨 선1.3.4.3.3 SLC . SLC , 0택이 다른 명령어에 근거를 두어야 하는 자동 모드 선택을 나타내어야 한다“ ” .

표 1-2.

감도 레벨 2 3 4 5 6 7

공칭 경고 시간 없음RA 초15 초20 초25 초30 초35

모드 지상국의 명령어 모드 지상국 을 통해서 송신된1.3.4.3.4 S SLC . S (1.3.8.4.2.1.1) SLC명령어의 경우 값 은 관련 지상국이 명령어를 보내지 않았다는 것과 감도 레벨 선택은, 0 SLC ,다른 모드 지상국으로부터의 이 아닌 명령어를 포함하여 다른 명령어에 근거를 두고 있다S 0는 것을 나타내어야 한다.

명령어 코드의 선택 당국은 가 선택한 이 아닌 임의의1.3.4.3.4.1 SLC ATS . ATS ATS 0 SLC명령어 코드를 조종사에게 적절하게 알려주기 위한 절차가 적절함을 보장해야 한다.

선택 규칙 자신의 감도 레벨은 에 열거한 모든 공급원으로부터 수신1.3.4.3.5 . ACAS 1.3.4.3된 이 아닌 가장 작은 명령어로 설정하여야 한다0 SLC .

생성을 위한 변수 값의 선택 자신의 감도 레벨이 이거나 보다 클 때1.3.4.4 RA . ACAS 3 3 ,

감도 레벨에 의해 좌우되는 생성에 사용되는 변수 값은 자신의 감도 레벨RA ACAS S 0와 침

입기 의 감도 레벨ACAS S i중 보다 큰 값을 기초로 하여야 한다.

1.3.4.5 생성을 위한 변수 값의 선택 조종사 또는 모드 지상국으로부터 값 전용 모TA . S 2(“TA ”드인 명령어가 수신된 경우 외에는 감도 레벨에 의해 좌우되는 생성에 사용되는 변수) SLC , TA값이 의 경우 와 동일한 기준으로 선택되어야 한다 이 경우 생성을 위한 변수 값RA (1.3.4.4) . , TA은 조종사 또는 모드 지상국으로부터의 명령어가 없다면 기존의 값을 유지하여야 한다S SLC .

회피지시1.3.5 (RA)생성 칩입기의 비행경로 분석이 명확하지 않거나 위협 항공기의 기동이 를1.3.5.1 RA . , RA

무효로 할 위험이 높기 때문에 적절한 분리를 예측할 수 있는 선택이 불가능한 경우를 제RA외하고 는 모든 위협에 대해서 를 생성하여야 한다, ACAS RA .

위협기의 표시 위협기는 빨간색으로 표시되어야 한다1.3.5.1.1 . .

1.3.5.1.2 취소 일단 가 위협에 대응해서 생성되면 가 취소될 수 있다는 연속적인RA . RA , RA두 개의 사이클에서 위협 탐지를 나타내는 것이 완화되는 시험이 있을 때 까지는 유지되거나

수정되어야 하며 이 시점에서 는 취소되어야 한다, RA .

선택 는 모든 위협 항공기로부터 적절한 분리를 제공하도록 예측하는1.3.5.2 RA . ACAS RA,그리고 이 장의 다른 규정에 적합한 항공기의 현재 비행경로에 대한 영향을 최소화하는ACAS


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를 생성하여야 한다RA .

유효성 는 과 항의 규정적인 조건인 가능한 위협 궤적의 거1.3.5.3 RA . RA 1.3.5.5.1.1 1.3.5.6리를 고려하여 분리를 증가시키기 보다는 감소시키기 쉬운 기동 또는 기동제한을 권고하거나,지속적으로 권고하지 않아야 한다.주 항 참조. 1.3.5.8

년 월 일 이후에 설치되는 새로운 는 의 적합여부를 검증하도록 항1.3.5.3.1 2014 1 1 ACAS RA공기 자신의 수직 상승하강율을 모니터링하여야 한다 만약 에 따르지 않는 것으로 감지된/ . RA다면 는 자신의 항공기가 지시에 따라 기동하고 있다는 가정을 중단하고 관찰된 수, ACAS RA직 상승하강율을 따라야 한다/ .

주 수정된 수직 상승하강율 에 대한 가정은 요구성능 불일치 항공기의 수직1. / (Vertical rate)상승하강율과 일치될 때 반대 방향으로 기동하도록 가 지시할 가능성이 크다/ RA .

주 또는 표준장비 또는 또는 버전 는 위 권고사항2. RTCA/DO-185 DO-185A ( TCAS 6.4 7.0 )요건을 충족하지 못한다.

주 또는 표준장비 요건을 충족하는 버전 은3. RTCA/DO-185B EUROCAE/ED-143 TACS 7.1위 요건을 충족한다.

권고 모든 는 항의 요구사항에 부합되어야 한다1.3.5.3.2 . ACAS 1.3.5.3.1 .

년 월 이후부터 모든 장치는 항의 요구사항을 준수하여야 한다1.3.5.3.3 2017 1 ACAS 1.3.5.3.1 .

항공기의 성능 에 의해 생성되는 는 항공기의 성능에 적합해야 한다1.3.5.4 . ACAS RA .

지상으로의 근접 자신의 항공기가 이하에 있을 때는 하강 가1.3.5.4.1 . 300m(1,000ft) AGL RA생성되거나 유지되지 않아야 한다.

자신의 항공기가 이하에 있을 때 는 감도레벨 로 작동1.3.5.4.2 300m(1,000ft) AGL , ACAS 3-7하지 않아야 한다.

감지의 반전 조정을 확보하기 위해 항에서와 같이 허용되거나 기존의 감지에1.3.5.5 . 1.3.5.5.1의해 가장 근접한 곳에서 예측된 분리를 하는 경우 외에는 는 한 사이클에서 다음 사이, ACAS클까지 의 감지를 반전시키지 않아야 한다RA .

장비를 갖춘 위협 항공기에 대응하는 감지 반전 장비를 갖춘 위협 항공기로부터 수1.3.5.5.1 .신된 가 현재의 감지와 모순되고 또한 자신의 항공기 주소가 위협 항공기의 주소보다RAC RA ,값이 큰 경우에 는 수신된 에 적합하도록 감지를 수정해야 한다, ACAS RAC RA .

주 항은 위협에 대비한 자신의 또한 반전될 것을 요구한다. 1.3.6.1.3 ACAS RAC .


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자신의 항공기 주소가 위협 항공기의 주소보다 값이 큰 경우에 는 장비를 갖1.3.5.5.1.1 , ACAS춘 위협 항공기로부터 수신된 와 모순되는 방법으로 감지를 수정하지 않아야 한다RAC RA .

강도 유지 낮은 고도 에서는 강하 가 생성되지 않는다는 요건에 있을1.3.5.6 RA . (1.3.5.4.1) RA때 중요한 응답을 획득하기 위한 가장 가까운 접근까지의 시간이 너무 짧거나 또는 위협 항공,기가 거리를 벗어나고 있는 경우에 는 수정되지 않아야 한다, RA .

1.3.5.7 약화 가 계속해서 강해지는 것이 필요할 것 같은 경우에 가 약화되지 않아야 한RA . RA , RA다.

를 갖춘 위협 항공기 는 위협 항공기 로 송신되는 모든 와 모1.3.5.8 ACAS . RA (1.3.6.1.3) RAC순되지 않아야 한다 자신의 가 위협 항공기에 대한 를 생성하기 전에 위협 항공기. ACAS RAC로부터 를 수신한 경우에 는 수신된 와 모순되지 않아야 한다 단 이런 가 분리RAC , RA RA . , RA를 증가시키기 보다는 감소시킬 것 같거나 또는 자신의 항공기 주소가 위협 항공기의 주소보

다 작은 값인 경우에는 예외로 한다.

주 어떠한 위협항공기는 위쪽으로 지나가야 하고 또 다른 위협항공기는 아래쪽으로 지나가는. ,것이 필요한 하나 이상의 위협 항공기와 조우하는 경우 이 기준은 의 전체 지속기간에, , RA관한 것으로 해석될 수 있다 특별히 나중에 수평비행으로 모든 위협항공기와 적절한 분리. ,를 제공하려는 계산된 의도가 있다면 자신의 항공기 위 아래 에 있는 하나의 위협항공기, ( )쪽으로 상승 하강 하기 위한 를 지속하도록 허용할 수 있다( ) RA .

서브필드의 부호화 의 각 사이클 감지 강도 속성 등은 활성1.3.5.9 ARA . RA , RA , , RA(ARA)서브필드 에서 부호화 되어야 한다 서브필드가 초 간격동안 갱신되지 않(1.3.8.4.2.2.1.1) . ARA 6은 경우에 동일한 메시지의 서브필드 와 함께 으로 설정되어야 한다, MTE (1.3.8.4.2.2.1.3) 0 .

시스템 응답 시간 감지 및 강도의 존재에 대한 타당한 응답 수신으로부터1.3.5.10 . RA SSR조종사에게 전달하기까지의 시스템 지연은 가능한 짧아야 하며 초를 초과하지 않아야 한다1.5 .

조정 및 통신1.3.6를 장비한 위협 항공기와의 조정에 관한 규정1.3.6.1 ACAS

여러 항공기와의 조정 여러 항공기가 있는 상황에서는 가 장비를 갖춘 각각1.3.6.1.1 . , ACAS의 위협 항공기와 개별적으로 조정하여야 한다.

조정하는 동안의 데이터 보호 는 특히 회피 메시지를 처리하는 동안 동시다1.3.6.1.2 . ACAS ,발적인 과정에 의해 저장된 데이터를 동시에 접근하는 것을 방지하여야 한다.

조정 호출신호 적절한 분리 를 제공하기 위해 예보할 수 있는 를 선택하1.3.6.1.3 . (1.3.5.1) RA는 것이 불가능하기 때문에 의 생성이 지연되지 않는 한 는 매 사이클마다 장비를RA , ACAS갖춘 각각의 위협 항공기에게 조정 호출신호를 송신하여야 한다 위협 항공기에 송신하는 회피.


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메시지는 그 위협 항공기를 위해서 선택된 를 포함하여야 한다 가 위협 항공기에RAC . ACAS대한 를 선정하기 전에 해당 위협 항공기로부터 가 수신된 경우에 를 수신한 이RAC RAC , RAC후 사이클 이상 경과하지 않고 가 고도교차가 아니며 가 자신의 를 독립적으3 , RAC , ACAS RA로 선택해야 하는 경우로서 자신의 항공기 주소가 위협항공기의 주소보다 더 낮은 값을 갖지

않는다면 선정되는 는 수신된 와 모순이 없어야 한다 장비를 갖춘 위협 항공기로부, RAC RAC .터 수신된 와 자신의 가 해당 위협 항공기에 대해 선택한 와 모순이 있는 경우RAC ACAS RAC에 자신의 항공기 주소가 위협항공기의 주소보다 더 큰 값이라면 는 선정한 를 수, ACAS RAC신된 와 모순이 없도록 수정하여야 한다RAC .

주 회피 메시지에 포함된 는 의 경우 수직 의 형태이. RAC , ACAS II(1.3.8.4.2.3.2.2) RAC(VRC)고 의 경우 수직 와 또는 수평 형태이다, ACAS III RAC(VRC) ( ) RAC(HRC) .

1.3.6.1.3.1 조정의 종료 침입기가 를 유지하도록 하는 이유가 없어지는 사이클 동안. RA ACAS는 조정 호출신호를 사용하여 그 침입기에게 회피 메시지를 보내야 한다 그 회피 메시지는 침.입기가 를 유지하는 원인이었던 동안 보냈던 마지막 에 대한 취소코드가 포함되어야 한RA RAC다.

주 단일 위협항공기와 조우하는 동안 취소 조건이 충족되면 그 위협항공기는 더 이상. , RA RA의 원인이 되지 않는다 다수의 위협 항공기와 조우하는 동안은 한 대의 위협 항공기에 대. ,하여 취소 조건이 충족되면 비록 가 다른 위협항공기 때문에 유지되어야 하더라도RA , RA ,이 위협항공기는 더 이상 의 원인이 되지 않는다RA .

조정 호출신호는 위협 항공기로부터 조정 응답이 수신될 때까지 송신되어야1.3.6.1.3.2 ACAS하며 회 이상 회 이하까지 송신한다 연속적인 호출신호는 균일하게 배분된 밀리, 6 12 . 100±5초 간격이어야 한다 최대 번의 시도가 있었을 때까지 응답이 없으면 는 규칙적인 절. 12 , ACAS차 단계를 지속하여야 한다.

는 정보를 전송하는 조정 호출신호의 모든 필드를 위한 패리티 보호1.3.6.1.3.3 ACAS RAC및 를 제공하여야 한다(1.3.8.4.2.3.2.6 1.3.8.4.2.3.2.7) .

주 이것은 수직 수직 취소 수평 및 수평 취소. RAC(VRC), RAC (CVC), RAC(HRC) RAC (CHC)를 포함한다.

자신의 가 장비를 갖춘 위협 항공기에 대응해서 자신의 감지를 반전시킬 때1.3.6.1.3.4 ACAS마다 현재 및 이후의 사이클에서 해당 위협 항공기에 보내지는 회피 메시지에는 새롭게 선정,된 와 반전하기 전에 보낸 의 취소 코드가 모두 포함되어야 한다RAC RAC .

수직 가 선정되었을 때 자신의 가 위협 항공기로 보내는 회피 메시지 내1.3.6.1.3.5 RA , ACAS에 포함한 수직 는 다음과 같아야 한다RAC(VRC)(1.3.8.4.2.3.2.2) .

가 위협 항공기의 위로 분리를 제공하고자 하는 경우 위로 통과하지 말 것a) RA , “ ”.가 위협 항공기의 아래로 분리를 제공하고자 하는 경우 아래로 통과하지 말 것b) RA , “ ”.


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1.3.6.1.4 회피 메시지 처리 회피 메시지는 수신된 순서대로 처리되어야 하며 저장된 데이터를. ,동시에 접근할 수 있는 가능성을 예방하기 위해 요구되는 제한된 지연과 이전에 수신된 회피,메시지의 처리로 인한 지연만 허용된다 지연되고 있는 회피 메시지는 있을 수 있는 메시지의.손실을 방지하기 위해 일시적으로 대기열에 놓아야 한다 회피 메시지의 처리에는 메시지의 디.코딩 및 메시지로부터 추출된 정보로서 적절한 데이터 구조를 업데이트 하는 것이 포함되어야

한다.

주 항에 따라서 회피 메시지 처리과정은 조정 잠금 상태에 의해 사용이 금지되지 않. 1.3.6.1.2 ,은 다른 데이터에 접근하지 않아야 한다.

부호화된 감지 비트에 패리티 에러가 있음을 나타내거나 회피 메시지에 정의되지1.3.6.1.4.1않은 값이 탐지되는 경우에 다른 로부터 수신된 또는 취소 메시지는 무시된, ACAS RAC RAC다 패리티 에러가 없고 정의되지 않은 회피 메시지가 없이 수신된 또는 취소 메시. RAC RAC지는 유효한 것으로 간주되어야 한다.

1.3.6.1.4.2 의 저장 다른 로부터 수신된 유효한 는 저장되거나 해당 에 대RAC . ACAS RAC ACAS응하여 이전에 저장된 를 갱신하기 위해서 사용되어야 한다 유효한 취소 메시지는 이전RAC . RAC에 저장된 를 삭제하여야 한다 초 동안 갱신되지 않고 저장되어 있는 는 삭제되어야 한RAC . 6 RAC다.

레코드 갱신 다른 로부터 수신된 유효한 또는 취소 메시지1.3.6.1.4.3 RAC . ACAS RAC RAC는 레코드 갱신에 사용되어야 한다 레코드에 있는 하나의 비트가 임의의 위협 항RAC . RAC공기에 의해서 초 동안 재확인되지 않는 경우에 그 비트는 로 설정되어야 한다6 , 0 .

지상국과의 통신에 관한 규정1.3.6.2 ACAS

항공기에서 발신하는 의 다운링크 어떤 가 존재할 때 는1.3.6.2.1 ACAS RA . ACAS RA , ACAS다음의 기능을 수행하여야 한다.

응답 에서 지상국으로의 전송을 위한 보고를 자신의 모드 트랜스a) Comm-B (1.3.11.4.1) RA S폰더로 전달해야 한다.방송 을 주기적으로 송신해야 한다b) RA (1.3.7.3.2) .

감도레벨제어 명령어 는 모드 지상국으로부터 받은 명령어를 저1.3.6.2.2 (SLC) . ACAS S SLC장해야 한다 모드 지상국으로부터 수신된 명령어는 호출신호의 서브필드에 포함된. S SLC IIS사이트 번호에 의해서 표시된 것처럼 동일한 지상국으로부터 받은 명령어에 의해서 대치SLC될 때까지 계속 유효하다 모드 지상국으로부터 받은 기존의 저장되어 있는 명령어가 분. S 4내에 새롭게 갱신되지 않거나 또는 수신된 명령어가 인 값을 가지고 있, SLC 15(1.3.8.4.2.1.1)는 경우에 해당 모드 지상국을 위해서 저장되어 있는 명령어는 으로 설정되어야 한, S SLC 0다.

와 모드 트랜스폰더 사이의 데이터 전달에 관한 규정1.3.6.3 ACAS S


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2816

로부터 모드 트랜스폰더까지의 데이터 전달1.3.6.3.1 ACAS S는 보고 와 조정 응답 에서의 송신을 위해서 정보를a) ACAS RA (1.3.8.4.2.2.1) (1.3.8.4.2.4.2) RA

자신의 모드 트랜스폰더로 전달해야 한다S .는 감도레벨 보고 의 송신을 위해서 현재의 감도레벨을 자신의 모드 트b) ACAS (1.3.8.4.2.5) S

랜스폰더로 전달해야 한다.는 데이터 링크 성능 보고 의 송신을 위해서 성능 정보를 자신의 모드c) ACAS (1.3.8.4.2.2.2) S

트랜스폰더로 전달해야 한다.

모드 트랜스폰더로부터 까지의 데이터 전달1.3.6.3.2 S ACAS는 모드 지상국에서 전송된 감도레벨 제어 명령어 를 자신의 모드a) ACAS S (1.3.8.4.2.1.1) S

트랜스폰더로부터 수신한다.는 다른 로부터 전송된 방송 메시지 를 자신의 모드 트랜b) ACAS ACAS ACAS (1.3.8.4.2.3.3) S

스폰더로부터 수신한다.는 항공기 항공기간 조정 목적을 위해 다른 로부터 전송된 회피 메시지c) ACAS - ACAS (1.3.8.를 자신의 모든 트랜스폰더로부터 수신한다1.2.3.2) S .

프로토콜1.3.7 ACAS

감시 프로토콜1.3.7.1

모드 트랜스폰더의 감시1.3.7.1.1 A/C .

는 모드 트랜스폰더를 갖춘 항공기의 감시를 위해서 모드 만의 전체 호1.3.7.1.1.1 ACAS A/C C출 호출신호 부속서 권 제 장 를 사용하여야 한다(all-call) (ICAO 10. 4 3 , 3.8.2.1.5.1.2) .

출력증가와 순차적인 질문을 사용하는 감시 질문은 간섭을 줄이고 모드 타겟1.3.7.1.1.2 A/C탐지 향상을 위하여 하나의 펄스로 처리되어야 한다S1- .

모드 트랜스폰더의 감시1.3.7.1.2 S

탐지 는 모드 획득 스퀴터 를 위한 를 감시해야 한다1.3.7.1.2.1 . ACAS S (DF=11) 1,090MHz .는 모드 획득 스퀴터 또는 확장된 스퀴터 를 사용하여 모드 를 장착ACAS S (DF=11) (DF=17) S

한 항공기의 존재를 탐지하고 주소를 판정하여야 한다.

주 개별 항공기를 획득하기 위한 획득 스퀴터 또는 확장된 스퀴터 의 사용이1. (DF=11) (DF=17)용인되며 두 가지 스퀴터를 위한 감시도 용인할 수 있다 그러나 모든 항공기가 확장된, .스퀴터를 송신하지는 않기 때문에 는 획득 스퀴터를 항상 감시하여야만 한다ACAS .

주 향후 확장된 스퀴터의 지속적인 전송에 대신 의존하면서 항공기가 획득 스퀴터를 전송2. ,하지 않도록 허용된다면 획득 및 확장된 스퀴터 모두를 감시하는 것이 모든 장치, ACAS에게 필수적인 사항이 될 것이다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2817

감시 호출신호 수신 신뢰도에 근거하여 의 신뢰할 만한 감시 범위에 있는1.3.7.1.2.2 . ACAS것으로 판정된 어떤 항공기로부터 비트 항공기 주소를 처음 받았을 때 그 항공기가 자신의24 ,항공기 위아래 고도 범위 내에 있다면 는 거리획득을 위해서 짧은 항3,050m(10,000ft) , ACAS공기 항공기간 호출신호 를 전송하여야 한다 이와 같은 고도 조건이 유지된다면 사이- (UF=0) . , 5클 마다 최소한 한번씩 감시 호출신호를 전송해야 한다 탐지된 항공기와 자신의 항공기가 모.두 가속하지 않은 상태로 현재의 자세로 진행하고 가장 근접하는 곳까지의 거리가

로 동등하다는 가정 하에 탐지한 항공기의 거리가 보다 작거나 가장5.6km(3NM) , 5.6km(3NM)근접하는 곳까지 계산한 시간이 초 이하인 경우에는 감시호출 신호가 매 사이클에 전송되60 ,어야 한다 아래와 같은 경우 감시 호출신호는 사이클 동안 중지되어야 한다. , 5 .

응답이 성공적으로 수신되고 그리고a) ,자신의 항공기와 침입 항공기가 기압고도 이하에서 운항하고 있으며 또b) 5,490m(18,000ft) ,

한,탐지된 항공기와 자신의 항공기가 모두 가속하지 않은 상태로 현재의 자세로 진행하고 가장c)근접하는 곳까지의 거리가 로 동등하다는 가정 하에 탐지된 항공기의 거리가5.6km(3NM) ,

이상이면서 가장 근접하는 곳까지 계산한 시간이 초를 초과하는 경우이다5.6km(3NM) 60 .

거리 획득 호출신호 는 거리 획득을 위해서 짧은 항공기 항공기간 감시포1.3.7.1.2.2.1 . ACAS -맷 을 사용해야 한다 는 획득 호출신호에서 부속서 권 제 장(UF=0) . ACAS AQ=1(ICAO 10 4 3 ,

및 부속서 권 제 장 으로 설정해야 한다3.1.2.8.1.1) RL=0(ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.1.2) .

주 1. A 로 설정하면 응답에서 필드의 비트 가 과 동등하게 되며 다른 장치Q=1 RI 14 1 , ACAS로부터 유도한 응답과 자신의 호출신호에 대한 응답을 구별하는데 도움을 준(1.3.7.1.2.2.2)

다.

주 호출신호 획득에서 짧은 획득 응답 을 명령하기 위해 을 으로 설정한다2. , (DF=0) RL 0 .

호출신호 추적 는 호출신호 추적을 위해 및 인 짧은 항공기1.3.7.1.2.2.2 . ACAS RL=0 AQ=0 -항공기간 감시 포맷 을 사용해야 한다(UF=0) .

감시 응답 이 프로토콜은 항에 설명되어 있다1.3.7.1.2.3 . 1.3.11.3.1 .

방송 방송은 상부 안테나에서 최대 출력으로 매 초에서 초마다1.3.7.1.2.4 ACAS . ACAS 8 10실질적으로 이루어진다 지향성 안테나를 사용하는 장비는 매 초에서 초 동안 완전한 원형. 8 10유효범위에 실질적으로 제공되도록 작동해야 한다.

주 방송은 다른 모드 트랜스폰더가 응답하지 않으면서 호출신호를 받아들이도록 하며 트랜. S ,스폰더 출력 데이터 인터페이스에서 필드를 포함한 호출신호 내용을 제공하도록 한다MU .

조합은 데이터를 호출하는 항공기의 비트 주소를 포함한UDS1=3, UDS2=2 ACAS 24-방송으로 인식하게 한다 이것은 간섭을 제한하기 위해 각 에게 자신의 탐지ACAS . ACAS

범위 내에 있는 다른 의 수를 판정하는 방법을 제공한다 필드의 포맷은ACAS . MU에 설명되어 있다1.3.8.4.2.3 .


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항공기 항공기간 조정 프로토콜1.3.7.2 -조정 호출신호 또는 로 보고하는 다른 항공기가 위협 으로 선언되는 경1.3.7.2.1 . RI=3 4 (1.3.4)

우 는 및 인 호출신호 부속서 권 제 장 그림, ACAS AQ=0 RL=1 UF=16 (ICAO 10 4 3 , 3.1.2.3.2,를 전송해야 한다 필드는 에 명시된 서브필드 안에 회피 메시지를 포함하3-7) . MU 1.3.8.4.2.3.2

고 있어야 한다.

주 1. 및 인 호출신호는 다른 항공기가 응답을 하도록 하기 위한 것이AQ=0 RL=1 UF=16 DF=16다.주 또는 를 보고하는 항공기는 단지 수직적인 능력만 있거나 또는 수직 및 수평2. RI=3 RI=4 ,

회피 능력을 모두 가지고 작동하는 를 갖춘 항공기이다ACAS .

조정 응답 이들 프로토콜은 에 설명되어 있다1.3.7.2.2 . 1.3.11.3.2 .

지상국과의 통신을 위한 프로토콜1.3.7.3 ACAS

모드 지상국에 대한 보고 이들 프로토콜은 에 설명되어 있다1.3.7.3.1 S RA . 1.3.11.4.1 .

방송 방송은 가 표시되는 기간 동안 초 간격으로 지터화된 하부 안테1.3.7.3.2 RA . RA RA 8나로부터 최대 출력으로 전송되어야 한다 방송은 에 명시된 것과 같은 필. RA 1.3.8.4.2.3.4 MU드를 포함하여야 한다 방송은 이전 초 동안 존재했던 가장 최근의 를 묘사하여야 한. RA 8 RA다 지향성 안테나를 사용하는 장비는 매 초 동안 완전한 원형 유효범위에 실질적으로 제공되. 8도록 작동해야 하며 모든 방향에서 동일한 감지 및 강도로 방송되어야 한다, RA .

데이터 링크 성능 보고 이들 프로토콜은 에 설명되어 있다1.3.7.3.3 . 1.3.11.4.2 .

1.3.7.3.4 감도 레벨 제어 동일한 호출신호에서 부속서 권 제 장ACAS . TMS(ICAO 10 4 3 ,가 인 값을 가지면서 가 또는 인 경우에만 는 명령에 따라 작동해야3.1.2.6.1.4.1) 0 DI 1 7 , ACAS SLC

한다.

신호 포맷1.3.8모든 신호의 무선주파수 특성은 부속서 권 제 장 부터1.3.8.1 ACAS ICAO 10 4 3 , 3.1.1.1 3.1.1.6

까지 부터 까지 그리고 및 의 기준에 적합하여야 한다, 3.1.2.1 3.1.2.3 , 3.1.2.5 3.1.2.8 .

와 모드 신호 포맷 사이의 관계1.3.8.2 ACAS S주 는 감시와 통신을 위해서 모드 전송을 사용한다 항공기 항공기 간 통신 기. ACAS S . - ACAS능은 장비를 갖춘 위협 항공기와 결정을 조정하도록 허용한다 공중 지상간ACAS RA . -

통신 기능은 지상국으로 를 보고와 충돌 회피 알고리즘의 변수 제어를 위해ACAS RA장비를 갖춘 항공기에 대한 명령 업링크를 허용한다ACAS .

신호 포맷 규약 모든 신호의 데이터 부호화는 부속서 권 제 장1.3.8.3 . ACAS ICAO 10 4 3 ,의 표준에 적합해야 한다3.1.2.3 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2819

주 가 사용하는 항공기 항공기간 전송에서 로 전송된 호출신호는 업링크 전송. ACAS - , 1,030MHz으로 지정되어 있으며 업링크 포맷 코드를 포함한다 로서 수신된 응답은 다(UF) . 1,090MHz운링크 전송으로 지정되어 있고 다운링크 포맷 코드를 포함한다(DF) .

필드 설명1.3.8.4

주 에 의해서 사용되지만 부속서 권 제 장 에서 충분히 설명되지 않1. ACAS ICAO 10 4 3 , 3.1.2은 항공기 항공기간 감시 및 통신 포맷을 그림 에 제시하였다- 1-1 .

업 링크

UF=0 00000 3 RL:1 4 AQ:1 18 AP:24

UF=16 10000 3 RL:1 4 AQ:1 18 MU:56 AP:24

다운링크DF=0 00000 VS:1 CC:1 1 SL:3 2 RI:4 2 AC:13 AP:24

DF=16 10000 VS:1 2 SL:3 2 RI:4 2 AC:13 MV:56 AP:24

그림 에 의해 사용되는 감시 및 통신 포맷1-1. ACAS

주 이 절에서는 기능을 달성하기 위해 에 의해서 처리되는 모드 필드 그리고2. ACAS ACAS S (그들의 서브필드 를 정의한다 일부 필드 다른 모드 기능을 위해서도 사용) . ACAS ( SSR S되는 것들 는 부속서 권 제 장 에서 할당되지 않은 코드와 함) ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6 ACAS께 설명된다 이와 같은 코드는 에서 할당된다 오직 장비에 의해서만 사. 1.3.8.4.1 . ACAS용되는 필드 및 서브필드는 에서 할당된다1.3.8.4.2 .

주 에서 사용된 비트 번호부여 규약은 각각의 필드 또는 서브필드내의 비트가 아닌3. 1.3.8.4전체 업링크 또는 다운링크 포맷 내의 비트 번호부여에 반영한다.

부속서 권 제 장 에서 소개된 필드 및 서브필드1.3.8.4.1 ICAO 10 4 3 3.1.2

주 이 절에서는 부속서 권 제 장 에서 를 위해서 예약됨 으로 지정된. ICAO 10 4 3 , 3.1.2 “ACAS ”임무 필드 및 서브필드를 위한 코드가 명시된다.

다운링크 요청 다운링크 요청 필드의 코딩 의미는 다음과 같다1.3.8.4.1.1 DR( ). .

코딩

0-1 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.5.2 .2 메시지로 이용 가능함ACAS .3 메시지와 메시지로 이용 가능함Comm-B ACAS .4-5 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.5.2 .6 방송 메시지 및 메시지로 이용 가능함Comm-B 1 ACAS .7 방송 메시지 및 메시지로 이용 가능함Comm-B 2 ACAS .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2820

8-31 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.5.2 .

항공기 항공기간 응답 정보 필드의 코딩 의미는 다음과 같다1.3.8.4.1.2 RI( - ). RI .

코딩

0 작동하는 가 없음ACAS .1 할당되지 않음.2 회피 성능이 억제된 ACAS.3 수직 회피 능력만 있는 ACAS.4 수직 및 수평 회피 능력이 있는 ACAS.5-7 할당되지 않음.8-15 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.2.2 .

이 필드를 포함하고 있는 응답 포맷의 비트 는 호출신호의 비트를 복제하여야 한다14 AQ .장치가 고장이거나 대기상태인 경우에 필드는 작동하는 가 없음 으로ACAS , RI “ ACAS ”(RI=0)

응답해야 한다 감도레벨이 이거나 또는 단지 모드로만 선택된 경우에 회피 성능이 억제. 2 TA , “된 로 응답해야 한다ACAS”(RI=2) .

주 필드에서 코드 은 해당 응답이 추적 응답이라는 것을 나타내며 또한 호출된 항공기. RI 0-7 ,의 성능을 제공한다 코드 는 해당 응답이 획득응답이라는 것을 나타내며 또한ACAS . 8-15 ,호출된 항공기의 최대 진대기속도를 제공한다.

응답 요청 응답 요청 필드의 코딩 의미는 다음과 같다1.3.8.4.1.3 RR( ). .

코딩

0 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.1.2 .19 회피지시 보고서 전송함.

20-31 부속서 권 제 장 참조함ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.1.2 .

필드 및 서브필드1.3.8.4.2 ACAS주 다음의 문단은 부속서 권 제 장 에서 정의되지 않았지만 를 갖춘 항. ICAO 10 4 3 , 3.1.2 ACAS공기가 사용하는 필드 및 서브필드의 위치와 코딩에 대해서 기술한다.

의 서브필드1.3.8.4.2.1 MA1.3.8.4.2.1.1 정의 서브필드 이 비트 서브필드는 의 나머지 부분을 정의한ADS(A- ). 8 (33-40) MA다.주 코딩의 편의를 위해 는 각각 비트씩인 및 두 그룹으로 표현된다. , ADS 4 ADS1 ADS2 .

이고 일 때 이어지는 서브필드는 에 포함된다1.3.8.4.2.1.2 ADS1=0 ADS2=5 , MA .

감도레벨제어명령 이 비트 서브필드는 자신의 를1.3.8.4.2.1.3 SLC (ACAS ). 4 (41-44) ACAS위한 감도레벨명령을 표시하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2821

코딩

0 발효된 명령 없음.1 할당되지 않음.2 감도레벨을 로 설정함ACAS 2 .3 감도레벨을 으로 설정함ACAS 3 .4 감도레벨을 로 설정함ACAS 4 .5 감도레벨을 로 설정함ACAS 5 .6 감도레벨을 으로 설정함ACAS 6 .

7-14 할당되지 않음.15 이 지상국으로부터 받은 이전의 명령어 취소함SLC .

주 감도레벨 제어 명령의 구조는 다음과 같다. MA .

33 37 41 45

ADS1=0 ADS2=5 SLC 44

36 40 44 88

의 서브필드1.3.8.4.2.2 MB .보고를 위한 의 서브필드 이고 일 때 아래 나타낸 서브1.3.8.4.2.2.1 RA MB . BDS1=3 BDS2=0 ,

필드는 에 포함되어야 한다 비트 종료 지시기 를 제외한 보고서의 모든 서MB . 59(RA ) RA MB브필드는 가 마지막으로 유효했던 당시에 보고되었던 정보를 의 끝 이후 초 동안RA RA 18±1유지하고 있어야 한다.

유효 이 비트 서브필드는 서브필드 를 전송1.3.8.4.2.2.1.1 ARA ( RA). 14- (41-54) ((1.3.6.2.1 a))하는 트랜스폰더와 관련이 있는 에 의해서 생성된 의 특성을 나타내어야 한다ACAS RA . ARA비트는 서브필드 의 값 그리고 수직 를 위한 의 비트 값에 의MTE (1.3.8.4.2.2.1.3) , RA ARA 41해 결정된 의미를 가져야 한다 의 비트 의미는 다음과 같다. ARA 41 .

코딩

0 하나 이상의 위협항공기가 있고 가 어떤 위협항공기 아래쪽으로 그리고 또 다른, RA위협항공기의 위쪽으로 분리를 제공하고자 하거나 또는 가 생성되지 않았다, RA .

일 때(MTE=0 )1 위협항공기가 오직 하나이거나 가 모든 위협항공기에 대해 같은 방향으로 분리를, RA

제공하고자 한다.

비트 이고 는 또는 일 때 비트 은 다음의 의미를 갖는다ARA 41=1 MTE 0 1 , 42-47 .

비트 코딩

42 0 는 예방사항이다RA .1 는 수정사항이다RA .

43 0 상향 감지 가 생성되었다RA .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2822

1 하향 감지 가 생성되었다RA .44 0 는 증가된 비율이 아니다RA .

1 는 증가된 비율이다RA .45 0 는 감지 반전이 아니다RA .

1 는 감지 반전이다RA .46 0 는 교차 고도가 아니다RA .

1 는 교차 고도이다RA .47 0 는 수직속도 한정이다RA

1 는 양성이다RA48-54 를 위한 예약 비트ACAS III

비트 이고 일 때 비트 은 다음의 의미를 갖는다ARA 41=0 MTE=1 , 42-47 .

비트 코딩

42 0 상향 감지에서 는 수정을 요구하지 않는다RA .1 상향 감지에서 는 수정을 요구한다RA .

43 0 는 적극적인 상승을 요구하지 않는다RA .1 는 적극적인 상승을 요구한다RA .

44 0 하향 감지에서 는 수정을 요구하지 않는다RA .1 하향 감지에서 는 수정을 요구한다RA .

45 0 는 적극적인 강하를 요구하지 않는다RA .1 는 적극적인 강하를 요구한다RA .

46 0 는 교차를 요구하지 않는다RA .1 는 교차를 요구한다RA .

47 0 는 감지 반전이 아니다RA .1 는 감지 반전이다RA .

48-54 를 위한 예약 비트ACAS III

주 비트 이고 일 때 수직 는 생성되지 않는다. ARA 41=0 MTE=0 , RA .

1.3.8.4.2.2.1.2 레코드 이 비트 서브필드는 다른 항공기로부터 수RAC (RAC ). 4 (55-58) ACAS신된 현재 유효한 모든 를 나타내어야 한다 의 이 비트는 다음과 같은 의미를 갖는다RAC . RAC .

비트 회피지시정보(RAC)55 아래로 통과하지 말 것.56 위로 통과하지 말 것.57 왼쪽으로 선회하지 말 것.58 오른쪽으로 선회하지 말 것.

하나의 비트가 로 설정되면 관련 가 유효하다는 것을 나타낸다 으로 설정되면 관련된1 RAC . 0가 무효라는 것을 나타낸다RAC .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2823

종료 지시기 이 비트 서브필드는 에 의해 이전에 생성1.3.8.4.2.2.1.3 RAT (RA ). 1 (59) ACAS된 가 생성 중단 되었을 때를 나타낸다RA .

코딩

0 는 서브필드에 표시되는 를 현재 생성하고 있다ACAS ARA RA .1 서브필드에 의해 표시되는 가 종료되었다ARA RA .(1.3.11.4.1)

주 에 의해 가 중단된 후 초 동안 모드 트랜스폰더에 의해서 보고되는 것1. ACAS RA , 18±1 S이 아직 필요하다 예를 들면 종료 지시기는 항공교통관제사 표시장치로(1.3.11.4.1). , RA부터 시기적절한 표시 제거를 허용하기 위해 또는 특별한 공역 내에서 지속기간RA , RA의 판단을 위해 사용된다.

주 는 여러 가지 이유로 종결될 수 있다 보통은 충돌이 해소되어 위협 항공기의 거리가2. RA . ,멀어지고 있을 때 또는 어떤 이유로 위협 항공기의 모드 트랜스폰더가 충돌위험 동안, S의 고도 보고를 중단했을 때 등이다 종료 지시기는 이와 같은 경우에 있어서 가. RA RA제거되었다는 것을 나타내기 위해 사용된다.

다수의 위협항공기 조우 이 비트 서브필드는 현재 위협회1.3.8.4.2.2.1.4 MTE ( ). 1 (60) ACAS피 로직에 의해 개 이상의 위협항공기를 동시에 처리하고 있다는 것을 나타낸다2 .

코딩

0 하나의 위협 항공기가 회피 로직에 의해 처리되고 있다 비트 일 때(ARA 41=1 );또는 회피 로직에 의해 처리되는 위협항공기가 없다 비트 일 때(ARA 41=0 )

1 개 이상의 위협 항공기가 회피 로직에 의해 동시에 처리되고 있다2 .

위협 형태 지시기 서브필드 이 비트 서브필드 는 서브필드1.3.8.4.2.2.1.5 TTI ( ). 2 (61-62) TID에 포함된 식별 데이터의 형태를 정의하여야 한다.

코딩

0 에 식별 데이터 없음TID .1 는 하나의 모드 트랜스폰더 주소를 포함하고 있다TID S2 는 고도 거리 방위각 데이터를 포함하고 있다TID , ,3 할당되지 않음

위협 식별 데이터 서브필드 이 비트 서브필드 는 위협 항공기1.3.8.4.2.2.1.6 TID ( ). 26 (63-88)의 모드 주소를 포함하거나 또는 위협 항공기가 모드 를 갖추지 않은 경우에는 고도 거S , S ,리 방위각을 포함하여야 한다 회피 로직에 의해 개 이상의 위협 항공기가 동시에 처, . ACAS 2리되고 있는 경우에 는 가장 최근에 선언된 위협 항공기에 대한 식별 또는 위치 데이터를, TID포함하고 있어야 한다 인 경우에 는 비트 에 위협 항공기의 주소를 포함하고. TTI=1 , TID 63-86있어야 하며 비트 과 은 으로 설정되어야 한다 이면 는 다음과 같은 세가지, 87 88 0 . TTI=2 , TID서브필드를 포함해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2824

위협 식별 데이터 고도 서브필드 이 비트 서브필드 는 가장1.3.8.4.2.2.6.1 TIDA( ). 13 (63-75)최근에 보고된 위협 항공기의 모드 고도 코드를 포함해야 한다C .

코딩

비트 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75

모드 코드 비트C C 1 A 1 C 2 A 2 C 4 A 4 0 B 1 D 1 B 2 D 2 B 4 D 4

위협 확인 데이터 거리 서브필드 이 비트 서브필드 는1.3.8.4.2.2.1.6.2 TIDR ( ). 7 (76-82)에 의해서 산정된 가장 최근의 위협 항공기까지의 거리를 포함해야 한다ACAS .

코딩(n)n 산정된 거리(NM)0 거리 산정이 가능하지 않음.1 미만0.05

2-126 (n-1)/10 ±0.05127 이상12.55

위협 식별 데이터 방위각 서브필드 이 비트 서브필드 는1.3.8.4.2.2.1.6.3 TIDB ( ). 6 (83-88)항공기 기수방향을 기준으로 위협 항공기의 가장 최근에 산정된 방위각을 포함해야 한ACAS

다.

코딩(n)n 산정한 방위각(°)0 방위각 산정이 가능하지 않음.

1-60 과 사이6(n-1) 6n61-63 할당되지 않음

주 보고서를 위한 의 구조는 다음과 같다. RA MB .

33 37 41 55 59 60 61 63BDS1=3 BDS2=0 ARA RAC RAT MTE TT1=1 TID

36 40 54 58 59 60 62 88

33 37 41 55 59 60 61 63 76 83BDS1=3 BDS2=0 ARA RAC RAT MTE TT1=1 TIDA TIDR TIDB

36 40 54 58 59 60 62 75 82 88

데이터 링크 성능 보고에 대한 의 서브필드 이고 일 때1.3.8.4.2.2.2 MB . BDS1=1 BDS2 =0 ,데이터 링크 성능보고를 위해 다음의 비트 패턴이 트랜스폰더로 제공되어야 한다.

비트 코딩

가 고장이거나 대기 중48 0 ACAS작동 중1 ACAS

69 0 하이브리드 감시운용이 되지 않음1 하이브리드 감시운용에 적합

만 생성하는70 0 TA ACAS


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2825

와 를 생성하는1 TA RA ACAS

주 데이터 링크 성능보고 구조에 대한 서브필드의 요약은 부속서 권 제 장1. MB ICAO 10 4 3 ,에서 설명하였다3.1.2.6.10.2.2.2 .

주 의 유효 호출신호를 제한하기 위한 하이브리드 감시장치의 사용은 에서 설명2. ACAS 1.5.1한다 확장 스퀴터 메시지의 디코딩을 지원하기 만을 위한 능력은 비트 를 설. DF=17 72정하기 위해 충분하지 않다.

필드 회피 메시지 방송 및 방송을 전송하기 위해 긴 항공기 항공1.3.8.4.2.3 MU . , ACAS RA -기간 감시 호출신호 그림 의 비트 필드를 사용하여야 한다( 1-1) 56 (33-88) .

정의 서브필드 이 비트 서브필드는 의 나머지 부분을 정1.3.8.4.2.3.1 UDS (U- ). 8 (33-40) MU의해야 한다.

주 코딩의 편의를 위해서 는 각각 비트인 두개의 그룹 과 로 표현한다. , UDS 4 , UDS1 UDS2 .

회피 메시지를 위한 의 서브필드 이고 일 때 다음 서브필1.3.8.4.2.3.2 MU . UDS1=3 UDS2=0 ,드가 에 포함되어야 한다MU .

다수의 위협항공기 비트 이 비트 서브필드는 다수의 위협항공기1.3.8.4.2.3.2.1 MTB ( ). 1 (42)가 존재하는지 또는 존재하지 않는지를 나타내야 한다.

코딩

0 호출하는 가 하나의 위협 항공기를 가지고 있다ACAS .1 호출하는 가 개 이상의 위협 항공기를 가지고 있다ACAS 2 .

수직 이 비트 서브필드는 주소를 부여한 항공기와 관련1.3.8.4.2.3.2.2 VRC ( RAC). 2 (45-46)된 수직 를 표시하여야 한다RAC .

코딩

0 보낸 수직 없음RAC .1 아래로 통과하지 말 것.2 위로 통과하지 말 것.3 할당되지 않음.

비트72 비트71 버전ACAS

0 0 RTCA/DO-185(pre ACAS)

0 1 RTCA/DO-185A

1 0 RTCA/DO-185B & EUROCAE ED 143

1 1 미래버전


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2826

수직 의 취소 이 비트 서브필드는 주소를 부여한 항공기1.3.8.4.2.3.2.3 CVC ( RAC ). 2 (43-44)로 이전에 보낸 수직 의 취소를 표시하여야 한다 새로운 위협항공기에 대해서는 이 서브RAC .필드가 으로 설정되어야 한다0 .

코딩

0 취소 없음

1 이전에 보낸 아래로 통과하지 말것 을 취소“ ”2 이전에 보낸 위로 통과하지 말것 을 취소“ ”3 할당되지 않음

수평 이 비트 서브필드는 주소가 있는 항공기와 관련된1.3.8.4.2.3.2.4 HRC ( RAC). 3 (50-52)수평 를 표시해야 한다RAC .

코딩

0 수평 가 없거나 또는 수평적인 회피 능력 없음RAC .1 다른 감지는 좌선회이다 좌선회하지 말 것ACAS ; .2 다른 감지는 좌선회이다 우선회하지 말 것ACAS ; .3 할당되지 않음.4 할당되지 않음.5 다른 감지는 우선회이다 좌선회하지 말 것ACAS ; .6 다른 감지는 우선회이다 우선회하지 말 것ACAS ; .7 할당되지 않음.

수평 의 취소 이 비트 서브필드는 주소를 부여한 항공기1.3.8.4.2.3.2.5 CHC ( RAC ). 3 (47-49)로 이전에 보낸 수평 의 취소를 나타내야 한다 이 서브필드는 새로운 위협항공기에 대해RAC .서는 으로 설정되어야 한다0 .

코딩

0 취소가 없거나 또는 수평적인 회피 능력 없음.1 이전에 보낸 좌선회하지 말 것 을 취소함“ ” .2 이전에 보낸 우선회하지 말 것 을 취소함“ ” .

3-7 할당되지 않음.

수직 감지 비트 서브필드 이 비트 서브필드는 와 서1.3.8.4.2.3.2.6 VSB ( ). 4 (61-64) CVC VRC브필드에 있는 데이터를 보호하기 위해 사용되어야 한다 비트의 가능한 조합 개 각. 43-46 16각에 대해서 다음의 코드가 전송되어야 한다VSB .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2827

CVC VRC VSB코딩 43 44 45 46 61 62 63 640 0 0 0 0 0 0 0 01 0 0 0 1 1 1 1 02 0 0 1 0 0 1 1 13 0 0 1 1 1 0 0 14 0 1 0 0 1 0 1 15 0 1 0 1 0 1 0 16 0 1 1 0 1 1 0 07 0 1 1 1 0 0 1 08 1 0 0 0 1 1 0 19 1 0 0 1 0 0 1 110 1 0 1 0 1 0 1 011 1 0 1 1 0 1 0 012 1 1 0 0 0 1 1 013 1 1 0 1 1 0 0 014 1 1 1 0 0 0 0 115 1 1 1 1 1 1 1 1

주 서브필드 비트 설정을 생성하기 위해 사용되는 법칙은 하나의 패리티 비트가 부가된. VSB거리 해밍코드로서 이 코드는 전송되는 개의 비트에서 개까지의 에러를 탐지하는 능3 , 8 3력을 생성한다.

수평 감지 비트 서브필드 이 비트 서브필드는 와1.3.8.4.2.3.2.7 HSB ( ). 5 (56-60) CHC HRC서브필드에 있는 데이터를 보호하기 위해 사용되어야 한다 비트의 가능한 조합 개. 47-52 64각각에 대해서 다음의 코드가 전송되어야 한다HSB .

CHC HRC HSB코딩 47 48 49 50 51 52 56 57 58 59 60

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 01 0 0 0 0 0 1 0 1 0 1 12 0 0 0 0 1 0 1 0 0 1 13 0 0 0 0 1 1 1 1 0 0 04 0 0 0 1 0 0 1 1 1 0 05 0 0 0 1 0 1 1 0 1 1 16 0 0 0 1 1 0 0 1 1 1 17 0 0 0 1 1 1 0 0 1 0 08 0 0 1 0 0 0 0 1 1 0 19 0 0 1 0 0 1 0 0 1 1 010 0 0 1 0 1 0 1 1 1 1 011 0 0 1 0 1 1 1 0 1 0 112 0 0 1 1 0 0 1 0 0 0 113 0 0 1 1 0 1 1 1 0 1 014 0 0 1 1 1 0 0 0 0 1 015 0 0 1 1 1 1 0 1 0 0 116 0 1 0 0 0 0 1 0 1 0 117 0 1 0 0 0 1 1 1 1 1 018 0 1 0 0 1 0 0 0 1 1 019 0 1 0 0 1 1 0 1 1 0 120 0 1 0 1 0 0 0 1 0 0 121 0 1 0 1 0 1 0 0 0 1 022 0 1 0 1 1 0 1 1 0 1 023 0 1 0 1 1 1 1 0 0 0 124 0 1 1 0 0 0 1 1 0 0 0


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2828

주 서브필드 비트 설정을 생성하기 위해 사용되는 법칙은 하나의 패리티 비트가 부가된. HSB거리 해밍코드로서 이 코드는 전송되는 개의 비트에서 개까지의 에러를 탐지하는 능3 , 11 3력을 생성한다.

항공기 주소 이 비트 서브필드는 호출하는 항공기의1.3.8.4.2.3.2.8 MID ( ). 24 (65-88) ACAS비트짜리 항공기 주소를 포함하여야 한다24 .

주 회피 메시지를 위한 의 구조는 다음과 같다. MU .

33 37 41 42 43 45 47 50 53 56 61 65UDS1=

3UDS2=

0-1- MTB CVC VRC CHC HRC -3- HSB VSB MID

36 40 41 42 44 46 49 52 55 60 64 88

25 0 1 1 0 0 1 1 0 0 1 126 0 1 1 0 1 0 0 1 0 1 127 0 1 1 0 1 1 0 0 0 0 028 0 1 1 1 0 0 0 0 1 0 029 0 1 1 1 0 1 0 1 1 1 130 0 1 1 1 1 0 1 0 1 1 131 0 1 1 1 1 1 1 1 1 0 032 1 0 0 0 0 0 1 1 0 0 133 1 0 0 0 0 1 1 0 0 1 034 1 0 0 0 1 0 0 1 0 1 035 1 0 0 0 1 1 0 0 0 0 136 1 0 0 1 0 0 0 0 1 0 137 1 0 0 1 0 1 0 1 1 1 038 1 0 0 1 1 0 1 0 1 1 039 1 0 0 1 1 1 1 1 1 0 140 1 0 1 0 0 0 1 0 1 0 041 1 0 1 0 0 1 1 1 1 1 142 1 0 1 0 1 0 0 0 1 1 143 1 0 1 0 1 1 0 1 1 0 044 1 0 1 1 0 0 0 1 0 0 045 1 0 1 1 0 1 0 0 0 1 146 1 0 1 1 1 0 1 1 0 1 147 1 0 1 1 1 1 1 0 0 0 048 1 1 0 0 0 0 0 1 1 0 049 1 1 0 0 0 1 0 0 1 1 150 1 1 0 0 1 0 1 1 1 1 151 1 1 0 0 1 1 1 0 1 0 052 1 1 0 1 0 0 1 0 0 0 053 1 1 0 1 0 1 1 1 0 1 154 1 1 0 1 1 0 0 0 0 1 155 1 1 0 1 1 1 0 1 0 0 056 1 1 1 0 0 0 0 0 0 0 157 1 1 1 0 0 1 0 1 0 1 058 1 1 1 0 1 0 1 0 0 1 059 1 1 1 0 1 1 1 1 0 0 160 1 1 1 1 0 0 1 1 1 0 161 1 1 1 1 0 1 1 0 1 1 062 1 1 1 1 1 0 0 1 1 1 063 1 1 1 1 1 1 0 0 1 0 1


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2829

방송을 위한 의 서브필드 및 일 때 다음의 서브필1.3.8.4.2.3.3 ACAS MU . UDS1=3 UDS2=2 ,드가 에 포함되어야 한다MU .

항공기 주소 이 비트 서브필드는 호출하는 항공기의1.3.8.4.2.3.3.1 MID ( ). 24 (65-88) ACAS비트짜리 항공기 주소를 포함하여야 한다24 .

주 방송을 위한 의 구조는 다음과 같다. ACAS MU .

33 37 41 65

UDS1=3 UDS2=2 24 MID

36 40 64 88

방송을 위한 의 서브필드 및 일 때 에는 다음의 서1.3.8.4.2.3.4 RA MU . USD1=3 UDS2=1 , MU브필드가 포함되어야 한다.

유효 이 비트 서브필드는 에서 정의한 것1.3.8.4.2.3.4.1 ARA ( RA). 14 (41-54) 1.3.8.4.2.2.1.1과 같이 코드화되어야 한다.

레코드 이 비트 서브필드는 에서 정의한1.3.8.4.2.3.4.2 RAC (RAC ). 4 (55-58) 1.3.8.4.2.2.1.2것과 같이 코드화되어야 한다.

종료 지시기 이 비트 서브필드는 에서 정의한1.3.8.4.2.3.4.3 RAT (RA ). 1- (59) 1.3.8.4.2.2.1.3것과 같이 코드화되어야 한다.

다수의 위협항공기 조우 이 비트 서브필드는 에서1.3.8.4.2.3.4.4 MTE ( ). 1- (60) 1.3.8.4.2.2.1.4정의한 것과 같이 코드화되어야 한다.

모드 식별 코드 이 비트 서브필드는 보고하는 항공기의 모1.3.8.4.2.3.4.5 AID ( A ). 13- (63-75)드 식별 코드를 나타내어야 한다A .

모드 고도 코드 이 비트 서브필드는 보고하는 항공기의1.3.8.4.2.3.4.6 CAC ( C ). 13 (76-88)모드 고도 코드를 나타내어야 한다C .

코딩

비트 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88

모드 코드 비트A C 1 A 1 C 2 A 2 C 4 A 4 0 B 1 D 1 B 2 D 2 B 4 D 4

코딩

비트 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75

모드 A

코드 비트 0


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2830

주 방송을 위한 의 구조는 다음과 같다. RA MU .

33 37 41 55 59 60 61 63 76

UFS1=3 UDS2=1 ARA RAC RAT MTE -2- AID CAC

36 40 54 58 59 60 62 75 88

필드 긴 항공기 항공기간 감시 응답 그림 의 이 비트 필드는1.3.8.4.2.4 MV . - ( 1-1) 56 (33-88)항공기 항공기간 조정 응답 메시지 전송에 사용되어야 한다- .

1.3.8.4.2.4.1 정의 서브필드 이 비트 서브필드는 의 나머지 부분을 정의한VDS (V- ). 8 (33-40) MV다.주 코딩의 편의를 위해서 는 각각 비트인 두개의 그룹 과 로 표현한다. , VDS 4 , VDS1 VDS2 .

조정 응답을 위한 의 서브필드 및 일 때 에는 다음의1.3.8.4.2.4.2 MV . VDS1=3 VDS2=0 , MV서브필드가 포함되어야 한다.

유효 이 비트 서브필드는 에서 정의한 것1.3.8.4.2.4.2.1 ARA ( RA). 14 (41-54) 1.3.8.4.2.2.1.1과 같이 코드화되어야 한다.

레코드 이 비트 서브필드는 에서 정의한1.3.8.4.2.4.2.2 RAC (RAC ). 4 (55-58) 1.3.8.4.2.2.1.2것과 같이 코드화되어야 한다.

종료 지시기 이 비트 서브필드는 에서 정의한1.3.8.4.2.4.2.3 RAT (RA ). 1 (59) 1.3.8.4.2.2.1.3것과 같이 코드화되어야 한다.

다수의 위협항공기 조우 이 비트 서브필드는 에서1.3.8.4.2.4.2.4 MTE ( ). 1 (60) 1.3.8.4.2.2.1.4정의한 것과 같이 코드화되어야 한다.

주 조정 응답을 위한 의 구조는 다음과 같다. MV .

33 37 41 55 59 60 61

VDS1=3 VDS2=0 ARA RAC RAT MTE -28-

36 40 54 58 59 60 88

감도 레벨 보고 이 비트 다운링크 필드는 짧거나 긴 항공기 항공기1.3.8.4.2.5 SL ( ). 3 (9-11) -간 응답 포맷 및 에 모두 포함되어야 한다 이 필드는 현재 가 작동하고 있는(DF=0 16) . ACAS감도 레벨을 나타내어야 한다.

코딩

0 작동하지 않는 ACAS.1 는 감도레벨 로 작동하고 있다ACAS 1 .2 는 감도레벨 로 작동하고 있다ACAS 2 .3 는 감도레벨 으로 작동하고 있다ACAS 3 .4 는 감도레벨 로 작동하고 있다ACAS 4 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2831

5 는 감도레벨 로 작동하고 있다ACAS 5 .6 는 감도레벨 으로 작동하고 있다ACAS 6 .7 는 감도레벨 로 작동하고 있다ACAS 7 .

교차링크 성능 비트 다운링크 필드 는 교차링크 성능1.3.8.4.2.6 (cross-link) . 1 (7) (Downlink field)을 지원해 주는 트랜스폰더의 능력을 표시해 준다 즉 을 가진 필드의 내용에 대한. UF=0 DS디코드 와 을 가진 응답에 상응하는 지정된 레지스터 의 내용을(Decode) DF=16 GICB (Register)응답하는 트랜스폰더의 능력

장비 특성1.3.9 ACAS

인터페이스 최소한 다음의 입력 데이터가 에 제공되어야 한다1.3.9.1 . ACAS .항공기 주소 코드a) .

가 사용하기 위해 모든 트랜스폰더에 의해 수신하는 항공기 항공기 및 지상국 항공b) ACAS S - -기간 모드 전송S (1.3.6.3.2).자신의 항공기의 최대 순항 진대기속도 성능 부속서 권 제 장c) (ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.2.2).압력 고도d) .무선 고도e) .

주 와 의 추가적인 입력에 대한 특별한 요구사항은 다음의 적절한 절에 수록. ACAS II ACAS III하였다.

항공기 안테나 시스템 는 두 개의 안테나를 통하여 호출신호를 송신하고 응답1.3.9.2 . ACAS을 받는데 하나는 항공기 상부에 다른 하나는 항공기 하부에 설치되어 있다 상부에 설치된, .안테나는 지향성이어야 하며 방향을 찾기 위해 사용될 수 있어야 한다.

편파 전송의 편파는 수직이어야 한다1.3.9.2.1 . ACAS .

방사 패턴 항공기에 설치되었을 때 각 안테나의 고도에서 방사패턴은 지상에서의1.3.9.2.2 .쿼터 웨이브 모노폴의 것과 규정상 동등하여야 한다- .

안테나 선택1.3.9.2.31.3.9.2.3.1 스퀴터 수신 는 상부와 하부 안테나를 통해서 스퀴터를 수신할 수 있어야 한. ACAS다.

호출신호 호출신호는 두 안테나에서 동시에 전송되지 않아야 한다1.3.9.2.3.2 . ACAS .

압력고도 신호원 로 제공되는 자신의 항공기에 대한 고도 데이터는 자신의 모1.3.9.3 . ACAS

코딩

0 교차링크 성능을 지원할 수 없는 트랜스폰더 표시

1 교차링크 성능을 지원할 수 있는 트랜스폰더 표시


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2832

드 및 모드 보고를 위한 기준을 제공하는 신호원으로부터 얻어야 하며 가능한 가장 정교C S ,한 양자화 자료로 제공되어야 한다.

권고사항 이상의 분해 정밀도를 제공하는 신호원이 사용되어야 한다1.3.9.3.1 . 7.62m(25ft) .

이상의 분해 정밀도를 제공하는 신호원이 가용하지 않고 자신의 항공기1.3.9.3.2 7.62m(25ft) ,를 위한 고도 데이터가 길햄 부호화된 것뿐이라면 최소한 두 개의 독립적인 신호원을(Gilham) ,활용하여야 하며 부호화 오차를 탐지하기 위해 연속적으로 비교되어야 한다.

권고사항 두 개의 고도 데이터 신호원을 활용하여야 하며 로 전달하기 전에1.3.9.3.3 . , ACAS오차 탐지를 위해 비교되어야 한다.

두 개의 고도 데이터 신호원을 비교했을 때 신호원 중 하나에 오차가 있는 경우1.3.9.3.4 ,의 규정을 적용하여야 한다1.3.10.3 .

감시1.3.10

감시 기능 다음의 조건 중에 적어도 하나가 만족되는 경우에 경고를 제공하기 위해1.3.10.1 . ,서 는 감시 기능을 계속 수행해야 한다ACAS .간섭 제어 로 인한 호출신호 출력 제한이 없고 최대 복사출력은 항에 명시된a) (1.3.2.2.2) , 1.3.2감시 요건을 만족하기 위해서 필요한 것보다 적게 감소되었다.또는 제공 능력을 감소시키는 장비의 어떤 다른 고장이 탐지되었다b) TA RA .작동에 반드시 필요한 외부 신호원으로부터의 데이터가 제공되지 않거나 또는 제공c) ACAS ,

된 데이터가 신뢰성이 없다.

작동에 대한 영향 감시 기능은 다른 기능에 부정적인 영향을1.3.10.2 ACAS . ACAS ACAS주지 않아야 한다.

감시 반응1.3.10.3 . 감시기능이 고장 을 발견했을 때 는 다음사항을 수행해야 한(1.3.10.1) , ACAS다.운항 승무원에게 비정상적인 조건이 존재함을 지시a) .더 이상의 호출신호 중지b) .

가 작동하지 않고 있다는 것을 나타내기 위해 자신의 항공기의 회피 성능을 포함하고c) ACAS있는 임의의 모드 송신 발생S .

와 함께 사용되는 모드 트랜스폰더에 대한 요건1.3.11 ACAS S

트랜스폰더 성능 부속서 권 제 장 항에서 정의한 트랜스폰더의 최소1.3.11.1 . ICAO 10 4 3 , 3.1성능에 추가하여 와 함께 사용되는 모드 트랜스폰더는 다음과 같은 성능이 있어야 한, ACAS S다.다음의 포맷을 다룰 수 있는 능력a) .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2833

포맷 번호 포맷 이름

UF=16 긴 항공기 항공기간 감시 호출신호-

DF=16 긴 항공기 항공기간 감시 응답-

장 모드 호출신호 를 수신하고 초당 회 의 비율로 연속해서 장 모드b) S (UF=16) , 16.6 ms( 60 ) S응답 을 생성하는 능력(DF=16) .

c) 주소가 부여된 모든 수신된 호출신호의 데이터 내용을 장비로 전달하기 위한 수단ACAS ACAS .안테나 다이버시티 부속서 권 제 장 항에 명시된 것과 같음d) (ICAO 10 4 3 , 3.1.2.10.4 ).상호 억제 능력e) .무효 상태의 트랜스폰더 출력량 제한f) .

모드 트랜스폰더 전송기가 무효 상태가 되었을 때 모드 트랜스폰더 안테나 단자에서S , S인 피크 펄스 출력은 을 초과하지 않아야 한다1,090MHz±3MHz -70dBm .

와 의 모드 트랜스폰더 사이의 데이터 전달1.3.11.2 ACAS ACAS S

에서 모드 트랜스폰더로의 데이터 전달1.3.11.2.1 ACAS S모드 트랜스폰더는 보고 와 조정 응답 의 전송을 위해서 자a) S RA (1.3.8.4.2.2.1) (1.3.8.4.2.4.2)신의 로부터 정보를 받아야 한다ACAS RA .모드 트랜스폰더는 감도레벨 보고 의 전송을 위해서 자신의 로부터 현재b) S (1.3.8.4.2.5) ACAS의 감도 레벨을 받아야 한다.모드 트랜스폰더는 데이터링크 성능 보고 및 필드에서의 항공기 항공기c) S (1.3.8.4.2.2.2) RI -간 다운링크 포맷 및 의 전송을 위해서 자신의 로부터 성능DF=0 DF=16(1.3.8.4.1.2) ACAS정보를 받아야 한다.모드 트랜스폰더는 필드에서 다운링크 포맷 및 의 전송을 가능하게하거나 금지시d) S RI 0 16키는 지시를 자신의 로부터 받아야 한다RA ACAS .

모드 트랜스폰더에서 로의 데이터 전달1.3.11.2.2 S ACAS모드 트랜스폰더는 모드 기지국에서 전송하여 수신한 감도레벨 제어명령a) S S (4.3.8.4.2.1.1)을 자신의 로 전달해야 한다ACAS .모든 트랜스폰더는 다른 에서 전송하여 수신한 방송 메시지 를b) S ACAS ACAS (1.3.8.4.2.3.3)자신의 로 전달해야 한다ACAS .모드 트랜스폰더는 항공기 항공기간 조정 목적을 위해서 다른 가 전송하여 수신한c) S - ACAS회피 메시지를 자신의 로 전달해야 한다ACAS .모드 트랜스폰더는 방송 에서의 전송을 위해 자신의 로 자신 항d) S RA (1.3.8.4.2.3.4.5) ACAS공기의 모드 식별 데이터를 전달해야 한다A .

다른 와의 정보의 통신1.3.11.3 ACAS ACAS

감시 응답 모드 트랜스폰더는 감시 호출신호에 대한 응답을 위해1.3.11.3.1 . ACAS S ACAS서 단 또는 장 감시 포맷을 사용하여야 한다 감시 응답은 부속서 권(DF=0) (DF=16) . ICAO 10 4


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2834

제 장 에 명시한 필드 부속서 권 제 장 와 에 명시3 , 3.1.2.8.2 VS , ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.2 1.3.8.4.1.2한 필드 에 명시한 필드를 포함해야 한다RI , 1.3.8.4.2.5 SL .

1.3.11.3.2 조정 응답 모드 트랜스폰더는 의 조건에 부합하는 를 갖춘. ACAS S 1.3.11.3.2.1 ACAS위협항공기로부터 조정 호출신호를 수신하면 조정 응답을 전송하여야 한다 조정 응답은. ICAO부속서 권 제 장 에 명시한 필드 부속서 권 제 장 및10 4 3 , 3.1.2.8.2 VD , ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.2

에 명시한 필드 에 명시한 필드 그리고 에 명시된 필1.3.8.4.1.2 RI , 1.3.8.4.2.5 SL 1.3.8.4.2.4 MV드와 함께 장 항공기 항공기간 감시 응답 포맷인 을 사용해야 한다 조정 응답은 트랜스폰- DF=16 .더의 최소 응답비율 한계 부속서 권 제 장 가 초과하더라도 전송되어야(ICAO 10 4 3 , 3.1.2.10.3.7.2)한다.

트랜스폰더가 호출신호의 데이터 내용을 자신과 관련된 로 전송할 수1.3.11.3.2.1 ACAS ACAS있는 경우에만 모드 트랜스폰더는 다른 로부터 수신된 조정 호출신호에 대해, ACAS S ACAS서 조정 응답으로 응답해야 한다.

지상국으로의 정보의 통신1.3.11.4 ACAS모드 지상국으로의 보고 기간 동안 그리고 가 끝난 다음 초 동1.3.11.4.1 S RA . RA RA 18±1

안 모드 트랜스폰더는 에 명시한 것과 같은 모드 감지에 대한 응답으로, ACAS S 1.3.8.4.1.1 S적절한 필드 코드를 설정함으로써 보고가 있었음을 나타내야 한다 보고는DR RA . RA

에 명시한 필드를 포함하여야 한다 보고는 이전 초 기간 동안 존재1.3.8.4.2.2.1 MB . RA 18±1했던 가장 최근의 를 묘사해야 한다RA .주 또는 인 응답을 수신했을 때 모드 지상국은 감시 호출신호 또는. DR=2, 3, 6 7 , S Comm-A호출신호에서 로 또는 로 그리고 으로 설정함으로써 항공RR=19 , DI 7 DI=7 , RRS=0 ACAS≠

기에게 보고의 다운링크를 요청할 수 있다 이와 같은 호출신호가 수신되면 트랜스폰RA . ,더는 필드에 보고가 포함된 응답으로 회신한다MB RA Comm-B .

데이터 링크 성능 보고 의 모드 트랜스폰더가 지상국에 보내는 모드 데1.3.11.4.2 . ACAS S S이터링크 성능보고에 의해 의 존재가 표시되어야 한다ACAS .주 이와 같은 표시는 트랜스폰더가 에 명시된 것과 같이 데이터링크 성능보고의. 1.3.8.4.2.2.2코드를 설정하도록 한다.

비행승무원에 대한 표시1.3.12

수정 및 예방1.3.12.1 RA권고사항 비행승무원에 대한 표시사항은 수정 및 예방 를 구별해야 한다. RA .

교차 고도1.3.12.2 RA권고사항 가 교차 고도 를 생성할 경우에 비행승무원에게는 그것이 교차라는 특별. ACAS RA ,한 표시를 주어야 한다.


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충돌회피 로직의 성능1.4 ACAS II

주 변경사항은 시스템 성능 측면에서 한 가지 이상에 영향을 줄 수 있으므로 첨부 지침의. , 1제 절에 기술된 관련 시스템의 잠재적인 개선을 고려할 때는 주의를 기울여야 한4 ACAS II다 대안의 설계는 다른 설계의 성능을 저하시키지 않아야 하며 그러한 호환성은 높은 신. ,뢰도로 입증되어야 한다는 것이 필수적이다.

충돌회피 로직의 성능에 관련된 정의1.4.1주 표기. [ t 1, t 2]는 t 1과 t 2 사이의 간격을 나타낼 때 사용된다.

고도 층 각각의 조우는 다음과 같은 여섯 개의 고도층 중의 하나에 해당한" (altitude layer)".다고 본다.

층 1 2 3 4 5 6

부터 2,300ft 5,000ft 10,000ft 20,000ft 41,000ft

까지 2,300ft 5,000ft 10,000ft 20,000ft 41,000ft

조우하는 고도층은 두 대의 항공기가 가장 가까이 접근했을 때의 평균고도로서 결정된다.

주 충돌회피 로직의 성능을 정의하기 위해서 고도측정 또는 고도와 지표면사이 관계의 물리. ,적인 기준을 명시할 필요는 없다.

접근각도 를 평행으로 정의하고 도를 기수방향으로 정의한 가장" (approach angle)" 0° , 180° ,가까이 접근했을 때 두 대 항공기의 지표침로 차이.

교차조우 두 대 항공기의 고도 분리가 조우기간의 처음과 마지막 모두" (crossing encounter)"를 초과하고 조우기간이 끝나는 지점에서 두 대 항공기의 상대적인 수직위치가 조우기간100ft ,

처음의 수직위치로부터 역전되는 조우.

조우 충돌회피 로직의 성능을 정의하기 위해 조우는 두 대 항공기의 모의 항적" (encounter)" ,으로 구성한다 항공기의 수평좌표는 항공기의 실제 위치를 나타내지만 수직좌표는 고도계의. ,도도 측정을 나타낸다.

조우 등급 조우는 항공기가 조우시간의 처음과 마지막의 전환여부에 따" (encounter class)"라 그리고 조우의 교차 여부에 따라 분류된다, .

조우 시간 시간 간격" (encounter window)" [ tca 초-40 , tca 초+10 ].

수평분리거리 조우에서 관찰된 최소 수평 분리" (hmd; horizontal miss distance)" .

수평항공기 전환을 하지 않는 항공기" (level aircraft)" .

원래의 항적 를 장착한 항공기의 원래의 항적이란 동일한 조우상" (original trajectory)". ACAS ,태의 미장착 항공기를 따라가는 것이다ACAS .

원래의 속도 모든 경우 를 장착한 항공기의 원래 속도는 항공기가 고유“ (original rate)”. ACAS의 항적을 따라갈 때의 고도속도이다.


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요구되는 속도 표준 조종 모델의 경우 요구되는 속도는 와 일치하는 고“ (required rate)”. , RA유한 속도에 가장 근접한 것이다.

공칭 가장 가까운 접근 시간 표준 조우모델 로“tca (the time of closest approach)”. . (1.4.2.6)

조우하는 경우 수직 및 수평 분리, ( vmd 및 hmd 를 포함한 다양한 변수가 명시된 조우의 구)성을 위한 기준시간.

주 표준 조우모델 에서의 조우는. (1.4.2.6) tca에 시작하여 밖으로 향하는 두 항공기의 항적을

설정하여 구성된다 이 과정이 완료되면. , tca는 가장 가까운 접근의 정확한 시간이 아닐

수도 있으며 몇 초의 차이는 허용된다, .

전환하는 항공기 일정 관심기간 동안 측정된 평균 수직 속도 크기가“ (transitioning aircraft)”.분당 를 초과하는 항공기400ft .

선회 범위 선회가 끝나는 시점의 항공기 지표침로에서 선회를 시작한 시점의“ (turn extent)”.항공기 지표침로를 빼는 것으로 정의한 기수방향 변화.

수직분리거리 가장 가까운 접근에서의 수직적인 분리 표준 조“ (vmd; vertical miss distance)”. .

우모델 에서의 조우를 위하여(1.4.2.6) , tca 시간에서 수직 분리를 구축함.

요건이 적용되는 조건1.4.2다음의 가정 조건을 및 에 명시된 성능 요건에 적용해야 한다1.4.2.1 1.4.3 1.4.4 .

침입기가 이내에 있는 한 거리 방위각 측정치 및 고도 보고가 각 사이클마다 가능하a) 14NM ,다 단 거리가 을 초과하는 경우는 그렇지 않다. , 14NM .거리와 방위각 측정의 오차는 표준 거리 및 방위각 오차 모델 및 과 일치한b) (1.4.2.2 1.4.2.3)

다.모드 로 응답하는 침입기의 고도보고는 단위로 표현된다c) C 100ft .자신의 항공기는 불연속적인 값이 아니면서 또는 그 이상으로 정밀하게 표현된 고도측d) , 1ft정이 가능하다.양측 항공기의 고도측정 오차는 모든 특정한 조우에서 일정하다e) .양측 항공기의 고도측정 오차는 표준 고도오차 모델 에 부합한다f) (1.4.2.4) .에 대한 조종 응답은 표준 조종 모델 에 부합한다g) RA (1.4.2.5) .가 를 생성하는 것을 포함하는 근접 조우 공역에서의 항공기 운용은 표준 조우 모h) ACAS RA

델 과 부합한다(1.4.2.6) .가 장착된 항공기는 그들의 에 의해 요구되는 기동을 수행하기 위한 능력에 제한을i) ACAS RA

받지 않는다.그리고 항에 명시된 것과 같은 다음의 요건을 만족하여야 한다j) , 1.4.2.7 .

각각의 조우에 포함된 칩입기는 장착한 항공기가 아니다 또는1) ACAS (1.4.2.7 a)),침입기는 를 장착하였으나 장착되지 않은 조우 항공기와 일치하는 항적을 따른다2) ACAS

또는(1.4.2.7 b)),3) 침입기가 자신의 와 동일한 충돌회피 로직을 가진 를 장착하고 있다ACAS ACAS (1.4.2.7

c)).

주 고도측정 문구는 어떠한 양자화에도 우선하는 고도계에 의한 측정을 말한다. “ ” .


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매 사이클마다 감시보고가 가능하지 않을 때 또는 침입기를 위한 고도측정 양자화가1.4.2.1.1 ,유효할 때 또는 자신의 항공기를 위한 고도측정이 양자화되었을 때 충돌회피 로직의 성능은, ,고도 오차의 통계분포 표준 조우 모델을 특성화하는 여러 가지 변수의 통계분포 또는 조언의,변화에 대한 조종사의 반응에 따라 급격하게 저하되지 않아야 한다.

표준 거리 오차 모델1.4.2.2모의 거리 측정에서의 오차는 평균 와 표준편차 의 정상 분포로부터 취해야 한다0ft 50ft .

표준 방위각 오차 모델1.4.2.3모의 방위각 측정에서의 오차는 평균 와 표준편차 의 정상 분포로부터 취해야 한다0.0° 10.0° .

표준 고각측량 오차 모델1.4.2.4모의 고도 측정에서의 오차는 확률밀도를 갖는 평균 인 라플라스 분포와1.4.2.4.1 0 (Laplacian)

같이 분포한 것으로 가정하여야 한다.

P(e)=12λexp (- |e|λ )

각각의 항공기를 위한 고도계 오차의 통계적인 분포를 정의하기 위해 요구되는 변수1.4.2.4.2

λ는 λ 1 과 λ 2 두 값 중의 하나를 가져야 하며 이는 다음과 같은 조우의 고도층에 따라 결,

정된다.

층 1 2 3 4 5 6

m ft m ft m ft m ft m ft m ft

λ1 10 35 11 38 13 43 17 58 22 72 28 94

λ2 18 60 18 60 21 69 26 87 30 101 30 101

가 장착된 항공기의1.4.2.4.3 ACAS λ 값은 λ 1이 되어야 한다.

를 장착하지 않은 항공기의 경우1.4.2.4.4 ACAS , λ의 값은 다음의 확률을 이용하여 무작위로

선택하여야 한다.

층 1 2 3 4 5 6확률(λ1) 0.391 0.320 0.345 0.610 0.610 0.610확률(λ2) 0.609 0.680 0.655 0.390 0.390 0.390

표준 조종 모델1.4.2.5충돌회피 로직의 성능 평가에 이용하는 표준 조종 모델은 다음과 같아야 한다1.4.2.5.1 .

모든 는 적절한 지연 이후에 요구되는 속도까지 필요하다면 가속함으로써 수행된다a) RA ( ) .항공기의 현재 속도가 항공기의 원래 속도와 같으면서 원래 속도가 에 적합한 경우 항b) RA ,공기는 자신의 원래 속도를 유지하며 이는 원래의 비행경로에서의 가속 가능성이 있기 때,문에 반드시 일정해야 하는 것은 아니다.항공기가 를 준수하여 그 현재 속도가 원래의 속도와 같으나 원래의 속도가 변하여c) RA , RA와 일치하지 않게 되는 경우 항공기는 계속해서 를 따른다, RA .초기 가 고도속도의 변화를 요구할 때 항공기는 의 표시장치로부터 초의 지연 후에d) RA , RA 5


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2838

의 가속으로 응답한다0.25g .가 수정되고 원래의 속도가 수정된 에 적합할 때 항공기는 필요하다면 항에 명시e) RA RA , ( ) h)

된 지연 이후에 항에 명시된 가속도로서 원래의 속도로 복귀한다g) .가 수정되고 원래의 속도가 수정된 에 적합하지 않을 때 항공기는 항에 명시된 지f) RA RA , h)

연 이후에 항에 명시된 가속도로서 에 적합하도록 응답한다g) RA .가속이 인 경우에 수정된 가 역전된 감지 또는 증가된 속도 가 아니라면g) 0.35g , RA RA RA ,가 수정되었을 때 사용되는 가속도는 이다RA 0.25g .

초기 로부터 초에 가속이 시작되는 경우 초기 로부터 초 이내에 가속이 시작되지h) RA 5 , RA 5않으면 가 수정될 때 사용되는 지연은 초 이다RA 2.5 .가 취소되면 항공기는 필요한 경우 초의 지연 이후에 의 가속으로 자신의 원래i) RA , ( ) 2.5 0.25g

속도로 복귀한다.

표준 조우 모델1.4.2.6표준 조우 모델의 요소1.4.2.6.1충돌 위험 에 대한 의 효과와 항공교통관리 에 대한 의1.4.2.6.1.1 (1.4.3) ACAS (ATM)(1.4.4) ACAS

호환성을 계산하기 위해서 다음의 각각을 위한 조우의 세트를 만들어내야 한다, .두 대의 항공기 주소 배열a) .개의 고도층b) 6 .개의 조우 등급 그리고c) 19 ,

에 명시한 또는 개의d) 1.4.2.6.2.4 9 10 vmd 모음.이 세트의 결과는 에서 주어진 상대적인 가중치 부여를 이용하여 조합되어야 한다1.4.2.6.2 .

1.4.2.6.1.1.1 조우의 각 세트는 최소한 회의 독립적이고 무작위로 생성된 조우를 포함하여야 한500다.

1.4.2.6.1 각 조우에서 두 항공기의 비행경로는 다음의 무작위로 추출한 특성으로서 구성되어야 한다.수직면에서a)

적절한1) vmd 모음 중에서의 vmd

조우기간 시작부분에서 각 항공기의 수직속도2) z 1 과 조우기간 종료부분에서 각 항공기의 수직속도 z 2 수직 가속도3)수직가속의 시작시간4)

수평면에서b)

1) hmd접근 각도2)가장 가까운 접근에서 각 항공기의 속도3) ;각 항공기의 선회여부에 대한 결정4)선회 범위 경사각 및 선회 종료시간5) ,각 항공기의 속도변경 여부에 대한 결정6)속도 변화의 크기7)


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2839

주 조우의 다양한 특성을 선택하는 것이 모순될 가능성이 있다 이런 경우에 개개의 특성이나. . ,조우 전체에 대한 선택을 버림으로써 가장 적절하게 문제를 해결할 수 있다.

1.4.2.6.1.3 hmd 의 통계 분포에는 두 가지 모델을 사용하여야 한다 충돌위험(1.4.2.6.4.1) .

에 대한 효과의 계산에서는(1.4.3) ACAS , hmd가 이하로 제한되어야 한다 에500ft . ATM(1.4.4)

대한 호환성 계산에서는ACAS , hmd가 더 넓은 범위의 값으로부터 선택되어야 한

다.(1.4.2.6.4.1.2)

주 및 은. 1.4.2.6.2 1.4.2.6.3 hmd가 적도록 위험비율 계산을 위해 제한되거나 아니면 더 큰(“ ”)값 호환성을 위해 을 취할 수 있는지 여부에 따라 좌우되는 표준 조우 모델에서의(“ATM ”) ,항공기 비행경로를 위한 수직적인 특성을 명시한다 그렇지 않다면 수직면과 수평면에서. ,의 조우 특성은 독립적이다.

조우 등급 및 가중치1.4.2.6.2항공기 주소 각 항공기는 똑같이 더 높은 항공기 주소를 가지기 쉽다1.4.2.6.2.1 . .고도층 고도층의 상대적인 가중치는 다음과 같다1.4.2.6.2.2 . .

층 1 2 3 4 5 6확률 층( ) 0.13 0.25 0.32 0.22 0.07 0.01

조우 등급1.4.2.6.2.3

항공기가 조우기간의 처음1.4.2.6.2.3.1 ( tca 이전 및 마지막에) ( tca 이후 수평인지 또는) (L)위치를 전환하고 있는지 여부에 따라 그리고 조우가 교차하고 있는지 여부에 따라 조우는(T) , ,다음과 같이 분류된다.


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번 항공기1 번 항공기2등급 이전tca 이후tca 이전tca 이후tca 교차

1 L L T T 예

2 L L L T 예

3 L L T L 예

4 T T T T 예

5 L T T T 예

6 T T T L 예

7 L T L T 예

8 L T T L 예

9 T L T L 예

10 L L L L 아니오

11 L L T T 아니오

12 L L L T 아니오

13 L L T L 아니오

14 T T T T 아니오

15 L T T T 아니오

16 T T T L 아니오

17 L T L T 아니오

18 L T T L 아니오

19 T L T L 아니오

조우 등급의 상대적인 가중치는 다음과 같은 층에 따라 좌우되어야 한다1.4.2.6.2.3.2 .

위험 비율의 계산 호환성ATM

등급 층 1-3 층 4-6 층 1-3 층 4-61 0.00502 0.00319 0.06789 0.078022 0.00030 0.00018 0.00408 0.004403 0.00049 0.00009 0.00664 0.002204 0.00355 0.00270 0.04798 0.065935 0.00059 0.00022 0.00791 0.005496 0.00074 0.00018 0.00995 0.004407 0.00002 0.00003 0.00026 0.000828 0.00006 0.00003 0.00077 0.000829 0.00006 0.00003 0.00077 0.00082

10 0.36846 0.10693 0.31801 0.0901111 0.26939 0.41990 0.23252 0.3538612 0.06476 0.02217 0.05590 0.0186813 0.07127 0.22038 0.06151 0.1857114 0.13219 0.08476 0.11409 0.0714315 0.02750 0.02869 0.02374 0.0241816 0.03578 0.06781 0.3088 0.0571417 0.00296 0.00098 0.00255 0.0008218 0.00503 0.00522 0.00434 0.0044019 0.01183 0.03651 0.01021 0.03077

1.4.2.6.2.4 vmd 모음

각 조우의1.4.2.6.2.4.1 vmd는 교차가 없는 조우 등급을 위해서는 개의, 10 vmd 모음 중에

하나 그리고 교차하는 조우 등급을 위해서는 또는, 9 10 vmd 모음 중에서 하나를 취하여야


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2841

한다. vmd 모음 중 각각은 위험율을 계산하기 위해서 의 범위를 가지거나 에 대한100ft , ATM

호환성 계산을 위해서는 의 범위를 가져야 한다 최대200ft . vmd는 위험율 계산에서는 1,000ft,그 외에는 로 하여야 한다2,000ft .

비교차 조우 등급의 경우1.4.2.6.2.4.2 , vmd 모음의 상대적인 가중치는 다음과 같아야 한다.

vmd 모음 위험율 계산 호환성ATM

1 0.013 0.1282 0.026 0.1353 0.035 0.2094 0.065 0.1715 0.100 0.1606 0.161 0.0927 0.113 0.0438 0.091 0.0259 0.104 0.01410 0.091 0.009

주. vmd 모음을 위한 가중치는 총계가 이 되지 않는다 명시된 가중치는 지상 레이더1.0 . ATC

데이터에 잡힌 조우의 분석에 기초한다 누락된 부분은 잡힌 조우가 이 모델에서의 최대. vmd

를 초과하는 vmd를 포함한다는 사실을 반영하고 있다.

교차 등급의 경우1.4.2.6.2.4.3 , vmd 모음의 상대적인 가중치는 다음과 같아야 한다.

vmd모음 위험율 계산 호환성ATM1 0.0 0.0642 0.026 0.1443 0.036 0.2244 0.066 0.1835 0.102 0.1716 0.164 0.0987 0.115 0.0468 0.093 0.0279 0.106 0.015

10 0.093 0.010

주 교차 등급의 경우. , vmd는 조우가 교차조우로서 적합하도록 를 초과해야 한다 그러므100ft .

로 위험율 계산에서는 vmd 모음 중에서 항이 없고 에 대한 호환성 계산에서는1 , ATM vmd

모음의 항이 로 제한된다1 [100ft, 200ft] .

수직면에서의 항공기 비행경로의 특성1.4.2.6.3

1.4.2.6.3.1 vmd 각 조우의. vmd는 적절한 vmd 모음에 포함된 일정한 간격의 분포로부터

무작위로 선택되어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2842

수직 속도1.4.2.6.3.2

1.4.2.6.3.2.1 각 조우에서 각각의 항공기는 수직 속도가 일정, ( z 하거나 또는 수직적인 비행경)로가 tca 초에서 수직 속도가-35 z 1 이고 tca 초에서의 수직 속도가+5 z 2 가 되도록 구축되어

야 한다 각각의 수직 속도. z , z 1 또는, z 2 는 처음에 그것이 포함되는 간격을 무작위로 선택한 후 선택된 간격에 걸쳐 일정한 분포로부터 정밀한 값을 선택함으로써 결정되어야 한다, .

수직 속도가 포함된 간격은 항공기가 수평인지 에서 로 표시됨 또1.4.2.6.3.2.2 (1.4.2.6.2.3.1 “L” ),는 전환 중인지 에서 로 표시됨 여부에 따라 좌우되며 다음과 같아야 한다(1.4.2.6.2.3.2 “T” ) , .

L T

분당 분당[ 240ft, 400ft] 분당 분당[ 3,200ft, 6,000ft]

분당 분당[ 80ft, 240ft] 분당 분당[ 400ft, 3,200ft]

분당 분당[ -80ft, 80ft] 분당 분당[ -400ft, 400ft]

분당 분당[ -240ft, -80ft] 분당 분당[ -3,200ft, -400ft]

분당 분당[ -400ft, -240ft] 분당 분당[ -6,000ft, -3,200ft]

전체 조우기간에 걸쳐서 수평인 항공기의 경우 수직 속도1.4.2.6.3.2.3 , z 는 일정해야한다. z가 포함된 간격에서의 확률은 다음과 같아야 한다.

z 분당( ft) 확률 ( z )분당 분당[ 240ft, 400ft] 0.0382분당 분당[ 80ft, 240ft] 0.0989분당 분당[ -80ft, 80ft] 0.7040분당 분당[ -240ft, -80ft] 0.1198분당 분당[ -400ft, -240ft] 0.0391

전체 조우기간에 걸쳐서 수평이 아닌 항공기의 경우1.4.2.6.3.2.4 , z 1 및 z 2 를 위한 간격은고도층 그리고 항공기가 조우기간 비율에서 수평으로 의 초기와 조우기간의 마지막에 수평에서, ( ) (비율로 또는 초기와 마지막에서 모두 전환하고 있는지 여부에 따른 복합적인 확률을 사용하여)무작위로 선택함으로써 함께 결정되어야 한다 수직 속도 간격에 대한 복합적인 확률은 다음과.같아야 한다.

층 에서 비행경로가 비율 대 수평 인 항공기1~3 “ ”

z 2 간격 z 1 및 z 2 간격의 복합적인 확률

분당 분당[ 240ft, 400ft] 0.0019 0.0169 0.0131 0.1554 0.0000

분당 분당[ 80ft, 240ft] 0.0000 0.0187 0.0019 0.1086 0.0000

분당 분당[ -80ft, 80ft] 0.0037 0.1684 0.0094 0.1124 0.0075

분당 분당[ -240ft, -80ft] 0.0037 0.1461 0.0094 0.0243 0.0037

분당 분당[ -400ft, -240ft] 0.0000 0.1742 0.0094 0.0094 0.0019

분당 -6,000ft 분당 -3,200ft 분당 -400ft 분당 400ft 분당 3,200ft 분당 6,000ft z 1 층 에서 비행경로가 비율 대 수평 인 항공기4~6 “ ”


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2843


분당 분당[ 240ft, 400ft] 0.0105 0.0035 0.0000 0.1010 0.0105

분당 분당[ 80ft, 240ft] 0.0035 0.0418 0.0035 0.1776 0.0279

분당 분당[ -80ft, 80ft] 0.0279 0.1219 0.0000 0.2403 0.0139

분당 분당[ -240ft, -80ft] 0.0035 0.0767 0.0000 0.0488 0.0105

분당 분당[ -400ft, -240ft] 0.0105 0.0453 0.0035 0.0174 0.0000

분당 -6,000ft 분당 -3,200ft 분당 -400ft 분당 400ft 분당 3,200ft 분당 6,000ft z 1

층 에서 비행경로가 수평 대 비율 인 항공기1~3 “ ”


분당 분당[ 3200ft, 6000ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

분당 분당[ 400ft, 3200ft] 0.0074 0.0273 0.0645 0.0720 0.1538

분당 분당[ -400ft, 400ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

분당 분당[ -3200ft, -400ft] 0.2978 0.2084 0.1365 0.0273 0.0050

분당 분당[ -6000ft, -3200ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

분당 -400ft 분당 -240ft 분당 -80ft 분당 80ft 분당 240ft 분당 400ft z 1 층 에서 비행경로가 수평 대 비율 인 항공기4~6 “ ”

z 2 간격 z 1 및 z 2 간격의 복합적인 확률분당 분당[ 3200ft, 6000ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0192

분당 분당[ 400ft, 3200ft] 0.0000 0.0000 0.0962 0.0577 0.1154

분당 분당[ -400ft, 400ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

분당 분당[ -3200ft, -400ft] 0.1346 0.2692 0.2308 0.0577 0.0192

분당 분당[ -6000ft, -3200ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

분당 -400ft 분당 -240ft 분당 -80ft 분당 80ft 분당 240ft 분당 400ft z 1 층 에서 비행경로가 비율 대 비율 인 항공기1~3 “ ”


분당 분당[ 3200ft, 6000ft] 0.0000 0.0000 0.0007 0.0095 0.0018분당 분당[ 400ft, 3200ft] 0.0000 0.0018 0.0249 0.2882 0.0066분당 분당[ -400ft, 400ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000분당 분당[ -3200ft, -400ft] 0.0048 0.5970 0.0600 0.0029 0.0011분당 분당[ -6000ft, -3200ft] 0.0000 0.0007 0.0000 0.0000 0.0000

분당 -6,000ft 분당 -3,200ft 분당 -400ft 분당 400ft 분당 3,200ft 분당 6,000ft z 1 층 에서 비행경로가 비율 대 비율 인 항공기4~6 “ ”


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z 2 간격 z 1 및 z 2 간격의 복합적인 확률분당 분당[ 3200ft, 6000ft] 0.0014 0.0000 0.0028 0.0110 0.0069분당 분당[ 400ft, 3200ft] 0.0028 0.0028 0.0179 0.4889 0.0523분당 분당[ -400ft, 400ft] 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000분당 분당[ -3200ft, -400ft] 0.0317 0.3029 0.0262 0.0152 0.0028분당 분당[ -6000ft, -3200ft] 0.0110 0.0220 0.0014 0.0000 0.0000

분당 -6,000ft 분당 -3,200ft 분당 -400ft 분당 400ft 분당 3,200ft 분당 6,000ft z 1

비율 대 비율 항적의 경우 수직속도의 차이1.4.2.6.3.2.5 “ ” , | z 2- z 1|가 분당 이하라면566 ft

항적은 z 1 과 동일한 일정한 속도로 구성되어야 한다.

수직 가속도1.4.2.6.3.3항의 조건에서 전체 조우기간 동안 수평이 아닌 항공기의 경우 속도1.4.2.6.3.3.1 1.4.2.6.3.2.5 , ,

는 최소한 조우기간 초기인 [ tca 초-40 , tca 초 간격 동안에는-35 ] z 1 과 같은 값으로 일정하여

야 하며 조우기간의 종료시인, [ tca 초+5 , tca 초 간격 동안에는+10 ] z 2 와 같은 값으로 일정하여야 한다 수직 가속도는 그 사이의 기간 동안 일정해야 한다. .

수직 가속도1.4.2.6.3.3.2 ( z 는 다음과 같이 모델화하여야 한다) .

z = ( A z 2 - z 1 ) + ε여기서 변수, A는 다음과 같이 경우에 따라 변하는 값이다.

A (s - 1)

경우 층 1-3 층 4-6비율 대 수평 0.071 0.059수평 대 비율 0.089 0.075비율 대 비율 0.083 0.072

그리고 오차, ε는 다음의 확률 밀도를 이용하여 무작위로 선택된다.

P(ε)=12μexp (- |ε|μ )

여기서 μ = 0 .3 ft s - 2이다.

주 가속도. z 의 부호는 z 1 과 z 2 에 의해 결정된다 이 부호를 역으로 하는 오차. ε는 거부

되어야 하며 오차를 재선택하여야 한다, .

가속시작 시간 가속시작 시간은 시간간격1.4.2.6.3.4 . [ tca 초-35 , tca 초에서 균일하게 분포-5 ]

하여야 하며, tca 초 이전에+5 z 2 에 도달하도록 하여야 한다.

수평면에서의 항공기 비행경로의 특성1.4.2.6.4수평 분리 거리1.4.2.6.4.1

충돌위험 에 대한 의 효과를 계산하기 위해1.4.2.6.4.1.1 (1.4.3) ACAS , hmd는 범위에[0, 500 ft]


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서 균일하게 분포되어야 한다.

과 의 호환성에 관한 계산을 위해1.4.2.6.4.1.2 ATM ACAS , hmd는 hmd의 값이 다음과 같은

누적 확률을 갖도록 분포되어야 한다.

누적 확률 누적 확률

hmd (ft) 층 1-3 층 4-6 hmd (ft) 층 1-3 층 4-60 0.000 0.000 17,013 0.999 0.868

1,215 0.152 0.125 18,228 1.000 0.8972,430 0.306 0.195 19,443 0.9163,646 0.482 0.260 20,659 0.9274,860 0.631 0.322 21,874 0.9396,076 0.754 0.398 23,089 0.9467,921 0.859 0.469 24,304 0.9528,506 0.919 0.558 25,520 0.9659,722 0.954 0.624 26,735 0.983

10,937 0.972 0.692 27,950 0.99312,152 0.982 0.753 29,165 0.99613,367 0.993 0.801 30,381 0.99914,582 0.998 0.821 31,596 1.00015,798 0.999 0.848

접근각도 수평접근각도의 누적분포는 다음과 같아야 한다1.4.2.6.4.2 . .

접근각도(°) 누적 확률접근각도(°) 누적 확률

층 1-3 층 4-6 층 1-3 층 4-60 0.00 0.00 100 0.38 0.2810 0.14 0.05 110 0.43 0.3120 0.17 0.06 120 0.49 0.3530 0.18 0.08 130 0.55 0.4340 0.19 0.08 140 0.62 0.5050 0.21 0.10 150 0.71 0.5960 0.23 0.13 160 0.79 0.6670 0.25 0.14 170 0.88 0.7980 0.28 0.19 180 1.00 1.0090 0.32 0.22

항공기 속도 가장 가까운 접근에서 각 항공기의 수평대지속도의 누적분포는 다음1.4.2.6.4.3 .과 같아야 한다.


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대지속도

노트( )누적 확률 대지속도

노트( )누적 확률

층 1-3 층 4-6 층 1-3 층 4-645 0.000 325 0.977 0.52850 0.005 350 0.988 0.60275 0.024 0.000 375 0.997 0.692

100 0.139 0.005 400 0.998 0.813125 0.314 0.034 425 0.999 0.883150 0.486 0.064 450 1.000 0.940175 0.616 0.116 475 0.972200 0.700 0.171 500 0.987225 0.758 0.211 525 0.993250 0.821 0.294 550 0.998275 0.895 0.361 575 0.999300 0.949 0.427 600 1.000

수평적인 기동 확률 각 조우에서 각각의 항공기에 대한 선회 확률 선회가 요구될1.4.2.6.4.4 . ,때의 속도변경 확률 그리고 선회가 요구되지 않을 때의 속도변경 확률은 다음과 같아야 한다, .

속도변경 확률 속도변경 확률

층 확률 선회( ) 선회가 요구될 때 선회가 요구되지 않을 때

1 0.31 0.20 0.50

2 0.29 0.20 0.25

3 0.22 0.10 0.15

4, 5, 6 0.16 0.05 0.10

1.4.2.6.4.4.1 속도변경이 요구되면 속도증가 확률은 가 되고 속도감소 확률은 가 되어야 한, 0.5 0.5다.

선회 범위 모든 선회범위에 대한 누적분포는 다음과 같아야 한다1.4.2.6.4.5 . .

누적 확률

선회 범위 (°) 층 1-3 층 4-615 0.00 0.0030 0.43 0.5860 0.75 0.9090 0.88 0.97120 0.95 0.99150 0.98 1.00180 0.99210 1.00

선회 방향은 좌선회 확률이 우선회 확률이 가 되는 무작위이어야 한다1.4.2.6.4.5.1 0.5, 0.5 .

경사각도 선회하는 동안 항공기의 경사각도는 이상이어야 한다 경사각도가1.4.2.6.4.6 . 15° .


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와 같아지는 확률은 층 에서는 층 에서는 이어야 한다 더 큰 경사각도15° 1 3 0.79, 4 5 0.54 .～～

의 누적분포는 다음과 같아야 한다.

누적 확률

경사각도 (°) 층 1-3 층 4-615 0.79 0.5425 0.96 0.8235 0..99 0.9850 1.00 1.00

선회 종료시간 각 항공기의 선회 종료시간 누적분포는 다음과 같아야 한다1.4.2.6.4.7 . .

선회 종료시간 누적 확률

이전 초(tca ) 층 1-3 층 4-60 0.42 0.285 0.64 0.6510 0.77 0.7615 0.86 0.8520 0.92 0.9425 0.98 0.9930 1.00 1.00

속도 변경 조우가 있을 때 속도를 변경하고 있는 각 항공기를 위해서 일정한 가1.4.2.6.4.8 . ,속 또는 감속이 무작위로 선택되어야 하며 조우하는 동안에 적용되어야 한다 가속은 노트, . 2 /초 와 노트초 사이에서 균일하게 분포되어야 한다 감속은 노트초 와 노트초 사이에서 균6 / . 1 / 3 /일하게 분포되어야 한다.

침입기의 장치1.4.2.7 ACAS및 에 명시한 각각의 성능 요건은 침입기의 및 비행경로에 관하여 적용되어1.4.3 1.4.4 ACAS

야 하는 다음 조건의 세 가지 독특한 상황에 적용한다.각 조우에 포함된 침입기가 를 장착하지 않았고 자신의 항공기가 장착a) ACAS (1.4.2.1 j) 1)),되지 않았을 때 따라가는 것과 동일한 비행경로를 따르는 경우

침입기는 를 장착하고 있지만 장착하지 않은 항공기 조우 에서와 동일한b) ACAS , (1.4.2.1 j) 2))비행경로를 따르는 경우

가 있거나 없거나에 관계없이 동일한 비행경로를 따른다1) RA .침입기 는 를 생성하고 자신의 항공기 조종사에게 처음 알려진 모든 직후2) ACAS RA , RA에 수신된 를 전송한다RAC .침입기 에 의해 생성되어 자신의 항공기로 전송된 감지가 자신의 항공기에3) ACAS RAC의해 선택되고 침입기로 전송된 처음 감지와 반대이다RAC (1.3.6.1.3).침입기가 전송한 는 자신의 항공기에 의해 수신된다4) RAC .요건은 자신의 항공기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때와 침입기가 더 낮은 항공기5) ,주소를 가졌을 때 모두 적용한다.

침입기가 자신의 의 충돌회피 로직과 동일한 충돌회피 로직을 가진 를 장착한c) ACAS ACAS경우(1.4.2.1 j) 3)).자신의 항공기 및 조종사의 성능에 관한 조건을 침입 항공기 그리고 조1) , ACAS , ACAS종사에게 동등하게 적용한다.


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한 항공기에 의해 전송된 는 다른 항공기에 의해 수신된다2) RAC .요건은 자신의 항공기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때와 침입기가 더 낮은 항공기3) ,주소를 가졌을 때 모두 적용한다.

다른 충돌회피 로직 설계 사이의 호환성1.4.2.8권고사항 대안적인 충돌회피 로직 설계를 고려하는 경우 인증당국은 다음을 확인해야 한다. , .a) 기존의 설계를 사용하는 장치가 포함된 조우에서 대안 설계의 성능은 수락될 수 있다ACAS , .대안 설계를 사용함으로서 기존 설계의 성능이 저하되지 않는다b) .

주 다른 충돌회피 로직 설계 간의 호환성을 논의하기 위해 항에 기술된 조건은 이. , 1.4.2.7 b)런 관점에서 예상할 수 있는 가장 심각한 것이다.

충돌위험의 감소1.4.3항의 조건 하에서 충돌회피 로직은 예상되는 충돌의 수가 가 없을 때 예상되는 다1.4.2 , ACAS

음과 같은 충돌수의 비율로 감소되는 것이어야 한다.침입기에 가 장착되지 않았을 때는a) ACAS 0.18침입기가 를 장착하였으나 응답하지 않았을 때는b) ACAS 0.32.침입기가 를 장착하고 응답할 때는c) ACAS 0.04.

항공교통관리 와의 호환성1.4.4 (ATM)방해 경고 비율1.4.4.1

항의 조건하에서 충돌회피 로직은 방해 인 의 비율이 다음을 초과1.4.4.1.1 1.4.2 , “ ”(1.4.4.1.2) RA하지 않는 것이어야 한다.

가 처음 발생했을 때 자신 항공기의 수직 속도가 분 이하인 경우에는RA 400ft/ 0.06가 처음 발생했을 때 자신 항공기의 수직 속도가 분을 초과한 경우에는RA 400ft/ 0.08

주 방해 의 발생 및 주파수에 대한 영향은 무시할 수 있으므로 침입기의 장착에 의. RA , ACAS하여 이 요건이 인증되는 것은 아니다.

가 없는 조우의 어떤 지점에서 수평적인 분리와 수직적인 분리가 동시에 다음1.4.4.1.2 ACAS의 값보다 적지 않은 경우에는 가 방해 로 간주되어야 한다, RA “ ” .

수평적인 분리 수직적인 분리

이상FL100 2.0NM 750ft미만FL100 1.2NM 750ft

모순이 없는 감지의 선택1.4.4.2

항의 조건하에서 충돌회피 로직은 가장 가까운 접근에서 가 없을 때 발생하는 것과1.4.2 , ACAS반대인 신호로서 에 따라 고도 분리를 야기하는 조우의 확률이 다음 값을 초과하지 않는RA것이어야 한다.침입기가 를 장착하지 않았을 때는a) ACAS 0.08


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침입기가 를 장착하였으나 응답하지 않았을 때는b) ACAS 0.08침입기가 를 장착하고 응답할 때는c) ACAS 0.12

에 의해 발생한 편차1.4.4.3 ACAS

항의 조건하에서 충돌회피 로직은 나타나는 값보다 큰 편차 를 유발하는 의1.4.4.3.1 1.4.2 , “ ” RA수가 전체 숫자에서 다음 비율을 초과하지 않는 것이어야 한다RA .

가 처음 발효되었을 때RA ,자신 항공기의 수직 속도가

분당 미만400ft 분당 초과400ft

침입기가 를 장착하지 않았을 때ACAS

편차 300ft≥ .15 .23

편차 600ft≥ .04 .13

편차 1,000ft≥ .01 .07

침입기가 를 장착하였으나 응답하지 않았을 때ACAS

편차 300ft≥ .23 .35

편차 600ft≥ .06 .16

편차 1,000ft≥ .02 .07

침입기가 를 장착하고 응답 할 때ACAS

편차 300ft≥ .11 .23

편차 600ft≥ .02 .12

편차 1,000ft≥ .01 .06

항의 목적을 위해 가 장착된 항공기의 원래 비행경로로부터의 편차1.4.4.3.2 1.4.4.3.1 , ACAS “ ”는 가 처음 발생되던 시간부터 의 취소에 따라 를 장착한 항공기가 자신의 본래의RA , RA ACAS고도 비율을 회복했을 때까지의 간격에서 측정되어야 한다 편차는 이 간격동안 를 장착. ACAS한 항공기가 자신의 에 응답할 때 따르는 비행경로와 원래의 비행경로 사이의 가장 큰 고RA도차이로서 항상 계산되어야 한다.

상충하는 대상의 상대적인 값1.4.5권고사항 충돌회피 로직은 충돌위험을 최대한 실질적으로 감소시키고 항에 정의한 것과. (1.4.3같이 측정 에 대한 혼란을 최대한 실질적으로 제한하는 것이어야 한다 항에 정의한) ATM .(1.4.4것과 같이 측정)

확장된1.5 스퀴터를 사용하는 ACAS

확장된 스퀴터 위치데이터를 이용한 하이브리드 감시1.5.1 ACAS주 하이브리드 감시는 확장된 스퀴터. 을DF=7 통해 가용한 수동적인 위치정보의 장점을 취하

도록 에서 이용하는 기술이다 하이브리드 감시를 이용하여 는 직접적인 유효ACAS . , ACAS


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거리 측정을 통하여 확장된 스퀴터에 의해 제공된 위치를 검증한다 초기 검증은 항적 초.기획득에서 수행된다. 고도 또는 거리가 일치되지 않는 항적 은 매 초마다 재검(targets) 60증 이 수행되어야 한다 침입기가(Revalidation) . 고도 또는 거리로 인접한 위협항공기가 되었

다면 초마다 한 번씩 재검증이 수행된다 최종적으로 고도와 거리 모두에서 인접한 위, 10 . ,협항공기가 된 침입기에 대해서는 초당 회씩 규칙적인 능동 감시가 수행된다 이런 방법1 .으로 비위협 침입기에 대한 수동 감시 한번 검증된 가 사용되며 호출 비율을 낮춘, ( ) , ACAS다 독립적인 안전성 모니터로서의 독립성을 유지하기 위해 능동 감시는 침입기가. ACAS ,근접한 위협항공기가 될 때마다 사용된다.

정의1.5.1.1

능동 감시 자신의 항공기의 호출신호에 대한“ (active surveillance)”. 응답ACAS 으로부터 얻은

정보를 이용하여 침입기를 추적하는 과정

하이브리드 감시 독립성을 유지하기 위해 주로 수동 감시를 이“ (hybrid surveillance)”. ACAS용하여 추적되고 있는 다른 항공기를 감시하고 검증하기 위해 능동 감시를 이용하는 과정

최초 획득 항적이 없는 모드 항공기로부터 스퀴터를 받아서 능동 호출“ (initial acquisition)”. S신호를 구성하여 새로운 항적의 형성을 시작하는 과정

“검증 (validation)” 수동 정보를 사용하여 이것을 능동 호출신호에 의해 얻은 상대 위치와 비.교함으로서 침입기의 상대적 위치를 검증하는 과정

수동 감시 호출신호 없이 다른 항공기의 확장된 스퀴터를 이용함으로“ (passive surveillance)”.서 다른 항공기를 추적하는 과정 는 어떤 다른 목적이 아닌 능동 감시의 필요성을 모니. ACAS ,터링 하기 위해서 습득된 정보를 이용한다.

비위협 침입기의 수동 감시를 위해 확장된1.5.1.2 스퀴터 항공기 위치 메시지를 수신하려고

장착된 는 이와 같은 수동 위치정보를 다음과 같은 방법으로 활용하여야 한다ACAS .

수동 감시1.5.1.31.5.1.3.1 검증 확장된 스퀴터로 보고되는 침입기의 위치를 검증하기 위해. , 는 확장된ACAS스퀴터에 보고된 침입기의 위치와 자신의 항공기 위치와 지리적 비행방향을 계산하여 상대적

인 거리 및 상대방위각을 결정해야 한다 이렇게 유도된 거리 및. 상대방위각과 스퀴터에서 보

고된 고도는 항공기의 능동 호출신호에 의해서 판단된 거리ACAS , 상대방위각 및 고도와 비

교되어야 한다 유도되고 측정된 거리 및. 상대방위각과 스퀴터의 차이 그리고 스퀴터와 응답,고도의 차이는 계산되어야 하며 확장된 스퀴터 데이터의 유효여부를 결정하기 위한 시험에 사,용되어야 한다 이와 같은 시험이 만족스럽다면 수동 위치는 검증된 것으로 간주되어야 하고. , ,항적은 수동 데이터에 유지되어야 한다 위의 시험 중에 어떤 것이라도 실패하면. , 항과1.5.1.4같은 근접위협이 아니라면 항적은 수동 데이터로 유지되어야 한다 위의 시험 중에 어떤 것들.이라도 검증에 실패하면 능동감시 는 침입항적으로 간주되어야 한다, (active surveillance) .

1.5.1.3.2 추가 능동 호출신호 확장된 스퀴터 데이터가 없을 때 최소한 침입기의. (1.3.7.1.2.2),항적이 요구되는 만큼 자주 갱신된다는 것을 보장하기 위해 매번 스퀴터 정보인 다음에 필요,


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한 능동 호출신호 시간을 사용하여 항적이 갱신되어야 하는 시간을 산정하여야 한다 호출신호.를 보내야 하는 시기 이전에 더 이상의 스퀴터가 수신되지 않으면 그 때 능동 호출신호를 보,내야 한다.

근접위협 항공기의 거리와 고도 분리 테스터로 결정된 근접 위협이라면 침입기는 능동1.5.1.4 .감시 상태에서 탐지되어야 한다 이러한 테스트는 침입기가 잠재적 위협이 되기 전에 근접위협.이라고 간주하고 항에 서술한 바와 같이 교통 조언 을 발생하도록 초당1.3.3 (traffic advisory) 1회씩 테스터를 수행해야 한다 모든 근접 위협과 잠재적 위협 및 위협은 능동감시를 이용하여.추적되어야 한다.

1.5.1.5 재검증 및 모니터링.만약 어떤 항공기가 수동적인 감시 상태에서 탐지된다면 항의(passive surveillance) , 1.5.1.3.1조건과 같이 확장된 스퀴터 데이터를 검증하고 모니터하기 위하여 주기적인 능동 질문(active

이 수행되어야 한다 재검증 초기화율 은 비위협에 대하여는 매 분interrogations) . (default rates)마다 근접에 대해서는 매 초마다 수행되어야 한다 에서 요구한 테스터는 매 질문, 10 . 1.5.1.3.1마다 수행되어야 하며 능동감시는 이러한 재검증 테스터가 되지 않았을 경우 침입기 추적에

사용되어야 한다.

전면적인 능동 감시 다음의 조건이 수동 감시 데이터를 사용하여 업데이트되고 있는1.5.1.5 .항적에 적합하다면,

a) | a 그리고| 10,000ft,≤

b) | a 또는| 3,000ft, |≤ a - 3,000ft| / | a 초 그리고| 60 ,≤

c) r 또는3NM, (≤ r - 3NM) / | r 초| 60 .≤

여기서: a 침입기 고도 간격= (ft)a 추정 고도 비율 초= (ft/ )r 침입기 경사거리= (NM)r 추정 거리 비율 초= (NM/ )

항공기는 유효 항적으로 선언되고 위의 조건이 충족되는 한 매 초마다 능동 거리 측정으로, , 1업데이트되어야 한다.

모든 위협 잠재적 위협 근접위협은 능동감시에서 추적되어야 한다1.5.1.5.1 , , .

능동감시 상태에서의 추적은 만약 근접 잠재적 위협이 아니거나 위협이 아닐 경우 수1.5.1.6 ,동감시로 전환되어야 한다 근접위협이 더 이상 없다는 것을 결정하는 데에 사용하는 테스트는.

에서 사용되는 것과 유사하여야 하나 능동과 수동 감시로의 잦은 전환 가능성을 방지하1.5.1.4 ,는 자기이력 을 가지도록 하기 위해서는 더 큰 매개변수 를 가진다(hysteresis) (larger threshold) .

주 근접 침입기가 더 이상 없다는 것을 결정하기 위한 테스트는 에서 확인할. RTCA/DO-300수 있다.

개선된 수신기 이 있는 의 작동1.5.2 MTL ACAS


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주 와는 독립적인 확장된 스퀴터의 적용은 편의상 수신기를 이용하여 실행될. ACAS ( ) ACAS수 있다 그러한 적용에 있어서 개선된 수신기 최소 트리거 레벨 의 사용은 그. , (MTL) 60NM리고 그 이상의 거리로부터 확장 스퀴터 수신을 가능하게 할 것이다.

보다 더 민감한 을 가진 수신기와 함께 작동하는 는 다음 문단에 명1.5.2.1 -74dBm MTL ACAS시한 성능을 수행하여야 한다.

1.5.2.2 이중 최소 트리거 레벨 수신기는 통상적인 과 함께 작동하는. ACAS MTL(-74dBm)에 의해 응답이 탐지되는지 여부에 따라 각 스퀴터 수신을 위한 표시를 설정할 수 있어야ACAS

한다 통상적인 에서 수신된 스퀴터 수신은 후속처리를 위해 감시기능으로 전달되어. MTL ACAS야 한다 이 조건을 충족하지 않는 스퀴터 수신은 감시기능으로 전달되지 않아야 한다. ACAS .주 위치보고 정보를 포함하는 확장된 스퀴터는 확장된 스퀴터 적용과 관련되는 표시장치를1.

위해 배포될 것이다.주 개선된 이 있는 수신기로 작동하는 경우 감시기능을 위한 통상적인 의2. MTL , ACAS MTL

사용은 현재의 감시 작동을 유지한다ACAS .

이중 또는 재트리거가 가능한 응답 프로세서 모드 응답 처리 기능은 다음과1.5.2.3 . ACAS S같아야 한다.통상적인 에서 또는 그 이상에서 수신된 모드 응답 포맷을 위한 별도의 응답 프로세a) MTL S서 그리고 통상적인 이하에서 수신된 모드 응답 포맷을 위한 별도의 응답 프로세서, MTL S를 사용한다.현재 처리중인 응답보다 더 강한 모드 선두신호를 탐지하면 재트리거하는 모드b) 2~3dB S ,응답 프로세서를 사용한다S .

주 낮은 레벨의 스퀴터 예 통상적인 이하의 것 가 를 위한 획득 스퀴터의 처리를. ( , MTL ) ACAS방해하지 않도록 보장하기 위해 주의를 기울여야 한다 낮은 레벨의 스퀴터가 응답 프로세.서를 획득하도록 허용된다면 이런 일이 발생할 수 있다 이것은 각 기능을 위해 별도의 응.답 프로세서를 사용하거나 또는 응답 프로세서가 더 높은 레벨의 스퀴터에 의해 재트리거,되도록 요구함으로서 예방할 수 있다.

제 장 공중충돌경고장치 기술적 특성에 대한 지침2

주 본 자료는 공중충돌경고장치 기술기준의 첨부로써 수직 회피 능력을 가진 공중1. (ACAS) ,충돌경고장치 별도로 언급하지 않은 한 의 기술적인 특성에 관한 지침을(ACAS: ACAS II)제공하기 위한 것이다.

주 국제민간항공기구 협약의 부속서 제 장의 절에서 허용된 것과 같이 가2. (ICAO) 5, 3 3.2.2 SI아닌 대체 단위도 사용하였음 논리 계산 수준의 일관성을 위하여 및 와. ft/s, NM/s kt/s같은 단위를 제한적으로 사용하였음.

장치 기능 및 성능1. ,

장치의 특성1.1 ACAS


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공중충돌경고장치 는 프로세싱 장치 모드 트랜스폰더 제어장치 적절한1.1.1 (ACAS) ACAS , S , ,안테나 및 경보제공 수단을 포함한다.

항공기의 장치는 인접한 다른 항공기의 트랜스폰더에 신호를 보내고 트랜스1.1.2 ACAS SSR폰더 응답을 받는다 응답에 대한 컴퓨터 분석을 통해 장치는 어느 항공기가 충돌 위협. , ACAS이 되는지 결정하고 충돌을 피하기 위해 비행승무원에게 적절한 표시 경보 를 제공한다, ( ) .

장치는 두 등급의 경보를 제공할 수 있다 접근경보 는 나중에 회피지시를 유1.1.3 ACAS . (TA)발할 수 있는 침입하는 항공기의 대략적인 위치를 지시한다 회피지시 는 위협이 되는 항공. (RA)기로부터 분리를 유지하거나 증가시키기 위해 예보하는 수직적인 기동을 제안한다.

제공되는 경보1.2접근경보1.2.1

접근경보 는 자신의 항공기에 대한 침입기의 거리 거리비율 고도 고도비율 및 방위각을(TA) , , ,지시한다 자동적인 고도보고 능력이 없는 모드 또는 모드 가 장착된 항공기에는 고도정. C, S보가 없는 가 제공될 수 있다 로 전달되는 정보는 비행승무원이 인접한 항공기를TA . ACAS TA시야에 두도록 돕기 위한 것이다.

회피지시1.2.2컴퓨터의 위협탐지 로직이 근접한 항공기와 조우하는 것이 충돌에 가깝거나 충1.2.2.1 ACAS

돌로 이어질 수 있다고 판단하는 경우 컴퓨터의 위협회피 로직은 장착 항공기의 안전, ACAS한 수직 분리를 보장할 적절한 수직 기동을 결정한다 선택된 기동은 항공기의 상승률. ACAS성능 및 지상 접근에 의해 부과되는 제한 내에서 적절한 수직 거리를 확보한다.

조종사에게 제공되는 회피지시 는 가지 분류등급으로 나누어질 수 있으며 조종사1.2.2.2 (RA) 2 ,에게 현재의 비행경로를 벗어나도록 지시하는 수정지시 예를 들면 항공기가 수평비행중일 때( ,상승할 것 와 조종사에게 특정 수직속도를 유지하거나 피하라고 조언하는 예방지시 예를 들“ ”) (면 항공기가 수평비행중일 때 상승하지 말 것 이다, “ ”) .

정상적인 환경에서 한대 또는 여러 대의 침입기와 조우하는 동안 는 오직 한 개1.2.2.3 , ACAS의 만 발효한다 는 최초의 침입기가 위협이 되는 순간 또는 그 직후에 발효되고 침입RA . RA ( )기가 하나라도 위협으로 남아있는 한은 유지되다가 마지막 침입기의 위협이 중지되었을 때( ) ,취소된다 그럼에도 불구하고 의 일부분으로 비행승무원에게 제공된 지시는 수정될 수도. , RA있다 침입기가 고도 형상을 변화시키거나 두 번째 혹은 세 번째 위협의 탐지가 조우 초기의.평가를 변화시킬 때 는 강화되거나 반전될 수도 있다 또한 적절한 분리가 달성되었지만, RA .침입기가 일시적으로 위협으로 남아있을 때는 는 약화될 수도 있다RA .

경고시간1.2.3위협이 탐지되는 경우 항공기가 가까이 접근하기 전에 임의의 시점에서 장치는 를, ACAS RA생성한다 경고시간의 길이는 시스템을 사용할 때 선택한 보호 용량에 의해 좌우된다. ACAS .

에 의해 사용되는 가장 가까운 접근 이전의 공칭 회피지시 시간은 초부터 초까지ACAS 15 35


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다양하다 는 이전 초 내지 초 사이에서 발효될 것이다 경고시간은 에 기술한. TA RA 5 20 . 3.5.12것과 같이 감도 레벨에 의해 좌우된다.

회피지시의 항공기 항공기간 조정1.2.4 -장치에 의해 탐지된 항공기가 모드 트랜스폰더 및 자동 압력 고도 보고장1.2.4.1 ACAS A/C

치 만을 가지고 있다면 그 항공기의 조종사는 자신의 항공기가 를 장착한 항공기에 의, ACAS해 추적되고 있음을 인식하지 못할 것이다 장착 항공기의 조종사가 이와 같은 항공기. ACAS와 조우하여 를 받고 지시받은 것과 같이 기동할 때 장착 항공기는 침입기가RA , ACAS ACAS항공기의 기동을 무효화할 정도로 가속하지 않는다면 위협 항공기를 피할 수 있을 것이다.

침입하는 항공기가 를 장착하고 있다면 가 모순되지 않도록 보장하기1.2.4.2 ACAS , ACAS RA위해 항공기 항공기간 모드 데이터 링크를 통하여 조정 절차가 수행된다- S .

공중 지상간 통신1.2.5 -는 공중 지상간 모드 데이터 링크를 사용해서 지상국과 통신할 수 있다 모드1.2.5.1 ACAS - S .

지상국에 의한 장치로의 감도레벨 제어 명령 전송은 통신의 한 측면이다 이 특징은S ACAS .장착 항공기가 기지국의 유효 영역 내에서 이동할 때 모드 지상국이 현지의 교통 환ACAS , S

경에 적합한 경고시간을 채택하도록 허용한다 이렇게 함으로서 충돌 경고 시간과 경고비RA .율 사이에서 효과적인 우선권이 보장된다.

또한 공중 지상간 모드 의 데이터 링크는 를 모드 지상국으로 전송하기1.2.5.2 - S ACAS RA S위해 사용할 수 있다 그리고 이 정보는 항공교통서비스 기관이 관할 공역 내에서. ACAS RA를 감시하기 위해 사용할 수 있다.

에 의해서 수행되는 기능1.2.6 ACAS에 의해 수행되는 기능은 그림 에 도식화되어 있다 그림을 단순하게 유지하1.2.6.1 ACAS A-1 .

기 위해 자신의 항공기 추적 및 침입기 항공기 추적 기능은 그림 의 감시 하위에 한번, “ ” “ ” A-1 “ ”만 표시하였다 그렇지만 충돌 회피 기능을 지원하도록 하기 위한 추적기는 감시기능을 지원. ,하기에 적합하지 않을 수도 있다 충돌회피 및 감시기능 모두를 적절하게 지원하기 위해서는.분리된 추적 기능이 필요할 수도 있다.

감시는 보통 사이클당 회 수행되지만 어떤 침입기에 대해서는 보다 빈번하게 수행되1.2.6.2 1 ,거나 빈도가 낮게 수행될 수도 있다 예를 들면 감시는 간섭 제한 부등식 관점에서 일부 비위. ,협적인 침입기에 대해서는 빈도가 낮게 수행될 수 있고 또는 방위각 추정 향상을 위해 일부,침입기에 대해서는 보다 빈번하게 수행될 수도 있다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2855

그림 기능의 도해A-1. ACAS

기능을 수행함에 있어 사용되는 변수는 충돌 회피 보호가 정상적인 항공교통관1.2.6.3 ACAS제 운용에 최소한의 간섭이 되도록 자동 또는 수동으로 조절된다(ATC) .

침입기 특성1.3

침입기의 트랜스폰더 장치1.3.1는 고도를 보고하는 모드 또는 모드 트랜스폰더를 장착한 항공기에 를 제공한다ACAS A/C S RA .

몇몇 항공기는 트랜스폰더를 가지고 있지만 고도 부호기를 가지고 있지는 않다 이와 같은SSR .항공기는 고도정보가 없어서 충돌 위협 평가를 할 수 없기 때문에 는 를 생성할 수 없, ACAS RA다 이와 같은 항공기에 대해서는 장치가 거리 거리 비율 및 방위각을 묘사하는 만. , ACAS , TA을 생성할 수 있다 오직 모드 트랜스폰더만 장착한 항공기와 모드 또는 모드 트랜스. A A/C S폰더를 장착하지 않았거나 작동하지 않고 있는 항공기는 에 의해 추적 받을 수 없다ACAS .

침입기의 접근속도 및 교통밀도1.3.2고밀도 공역에서 작동하도록 설계된 장치는 제 장 항 및 표 에 정의된1.3.2.1 ACAS 1 1.3.2 1-1

침입기에 대한 전반적인 감시성능을 제공할 수 있다.

성능에 영향을 주는 다차원 조건 공간에서 두 가지의 다른 밀도 영역을 정의하1.3.2.2 ACAS는 표 에 나열된 조건은 전형적인 성능의 항공측정으로부터 유추된 것이다 항공측, 1-1 ACAS .정 데이터는 어떤 조건경계가 초과되었을 때 항적구성 확률이 급격히 낮아지지 않을 것임을

나타내었다.

성능은 주어진 교통 밀도 내에서 최대 접근속도일 때 가장 가까운 접근 지점으로부터1.3.2.3 ,최소한 초 전에 원하는 목표를 추적하는 확률 측면에서 정해진다 각각의 두 가지 밀도영역30 .과 관련된 최대 교통 밀도는 다음과 같이 정의된다.

ρ = n ( r )/ πr 2

여기서, n ( r )은 항공기의 지상 위치에 대해서 반경 인 원형 지역 상부의 트랜스ACAS r SSR


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2856

폰더 장착 항공기 수 자신의 항공기는 제외 에 대한 최대 초 시간 동안의 평균값이다 공중( ) 30 .측정에서 두개의 밀도 영역에 대한 반경이 달랐다 고밀도 측정에서 반경은 이었, . , 9.3km(5NM)다 저밀도 측정에서 반경은 이었다 밀도가 일정한 원형 지역 경계 바깥쪽의 교. , 19km(10NM) .통량 밀도는 거리에 반비례해서 항공기 대수가 다음과 같이 감소하는 것으로 가정할 수 있다.

n (r )= n ( r 0)r /r 0

여기서, r 0는 밀도가 일정한 지역의 반지름이다.

밀도가 항공기 항공기 보다 클 때 균일한 밀도의 공칭 반지름1.3.2.4 0.017 /km2 (0.06 /NM²) ,

r 0는 의 값을 취한다 밀도가 위에 표시한 것과 같거나 그보다 작을 때9.3km(5NM) . , r 0는 명

목상 이다18.5km(10NM) .

그 표는 항공기 항공기 인 고밀도 공역에서 트랜스폰더를 장착한1.3.2.5 0.087 /km2 (0.3 /NM²)전체 항공기의 가 최소한 모드 를 장착하고 있다는 추가적인 가정을 기반으로 하고 있25% S다 모드 를 장착 항공기가 보다 적은 경우 모드 항공기에 대한 추적확률은 증가. S 25% , A/C

된 동기 오류선택 때문에 미만으로 낮아질 수도 있다0.90 . r 0내의 교통 밀도가 표에 주어진

한계를 초과하거나 또는 r 0외부의 교통량이 r보다 빠르게 계속 증가한다면 모드 항공, A/C

기에 대한 실질적인 항적 완성확률 또한 증가된 동기 오류선택 때문에 미만이 될 수 있0.90다 접근 속도가 주어진 한계를 초과하는 경우에 모드 및 모드 항공기에 대한 항적이. , A/C S늦게 설정될 수 있다 그 지역의 다른 수가 표에 주어진 한계를 초과하는 경우에 제 장. ACAS , 1

의 간섭 제한 요구조건은 송신기 출력 및 수신기 감도가 더욱 감소되어 설정 시1.3.2.2 ACAS간이 더 늦어지는 것을 필요로 한다 하지만 추적 확률은 이와 같은 한계가 초과될 때 점차적. ,으로 저하되는 것이 필요하다.

그 표는 추적 성능이 접근속도와 교통밀도의 절충안을 포함하고 있다는 사실을1.3.2.6 ACAS반영한다 교통 밀도 및 침입기의 접근속도가 모두 동시에 클 때 높은 확률의 추적을 유지하. ,는 것이 불가능할 수 있음에도 불구하고 비교적 저밀도의 노선 공역 전형적으로 항공기, ( 0.017

보다 낮은 밀도로 특성화된 예 항공기 에서 운항중이거나 운용상의 이유로 접/km2 , : 0.06 /NM²) ,근속도가 보통 이하이며 고밀도 및 저고도인 터미널 공역에서 운항중일 때260m/s(500kt) ,

설계는 고속 침입기에 대한 신뢰할 만한 추적 확정이 가능하다ACAS .

또한 그 표는 보다 높은 접근속도가 측면 또는 후방보다는 전방과 관계된다는 사실을1.3.2.7고려하므로 감시 설계는 측면 또는 후방에서의 가장 높은 접근 속도에 대한 신뢰할 만, ACAS한 탐지를 제공하도록 요구되지 않는다.

시스템의 거리 한계1.3.3요구되는 의 공칭 추적거리는 이다 그렇지만 고밀도에서 운항할 때 간섭제ACAS 26km(14NM) . ,한 특성이 시스템 거리를 약 로 감소시킬 수 있다 거리는9.3km(5NM) . 9.3km(5NM)

조우에 대한 보호를 제공하기에 적절하다260m/s(500kt) .

전자기 환경에 대한 간섭의 제어1.4


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2857

장치는 모든 교통밀도에서 전자기 환경을 저하시킴이 없이 작동할 수 있다 각각1.4.1 ACAS .의 장치는 해당 공역에서 작동중인 다른 장치의 수를 알고 있다 이와 같은 지식ACAS ACAS .은 작동에 의해 해당 시간의 이상 억제되는 트랜스폰더가 없음을 보장하고 또한, ACAS 2% ,

가 지상 의 감시 성능을 저하시키는 수락할 수 없게 높은 왜곡된 신호 발생에ACAS SSR (fruit)기여하지 않음을 보장하기 위해 사용된다 인접한 다수의 장치는 그들 자신의 전송을. ACAS협조적으로 제한한다 그러한 의 수가 증가함에 따라 그들 각각에 대한 호출신호 할당이. ACAS ,감소한다 이렇게 해서 모든 장치는 탐지거리 내의 다른 장치의 수를 감시한다. ACAS ACAS .그 후에 이 정보는 필요에 따라 자신의 호출신호 비율과 출력을 제한하기 위해 사용된다 이.제한이 사실상 최대일 때 장치의 유효거리는 를 초과하는 조우에서 허용, ACAS 260m/s(500kt)되는 경고시간을 제공하기에 적절하지 않을 수도 있다 이 조건은 보통 접근속도 성능이 충분.한 저고도에서 닥친다 항공기가 지상에 있을 때마다 는 자동적으로 호출신호의. ACAS ACAS출력을 제한한다 이 제한은 간섭 제한 부등식에서 다른 수 를 측정치의 배로 설정. ACAS (na) 3함으로써 이루어진다 이 값은 지상에 있는 장치가 회피할 수 없는 것 이상의 어떤 간. ACAS섭을 전자기 환경에 제공하지 않음을 보장하기 위해 선택된다 이 값은 국지적인 항공교통의.신뢰성 있는 지상 감시를 지원하기 위해서 고밀도의 터미널 지역에서는 약ACAS

그리고 이 없는 넓은 지역의 감시를 제공하기 위해서 매우 낮은 밀도의 공역5.6km(3NM), SSR에서는 약 인 감시거리를 제공할 것이다26km(14NM) .

항공기의 주소를 제공하는 메시지를 포함하는 호출신호의 주기적인 전송에1.4.2 ACAS ACAS의해 장치의 존재가 다른 장치에 알려진다 이 전송은 모드 의 방송 주소를 사, ACAS ACAS . S용해서 매 초 내지 초마다 전송된다 모드 트랜스폰더는 응답 없이 방송 호출신호로부터8 10 . S메시지를 받도록 설계되었다 항공기의 모드 트랜스폰더에 의해 수신되는 알림 메시. ACAS S지는 인접한 장치의 숫자를 추정하기 위한 간섭 제한 알고리즘에 의해 감시된다ACAS .

시스템 성능에 영향을 미치는 요소2.

동기 혼신2.1모드 호출신호가 전송되면 이를 탐지한 모든 트랜스폰더는 응답한다 응답기간이 이C , . 21 ㎲기 때문에 로부터의 거리가 서로 약 이내인 항공기는 호출하는 항공기, ACAS 2.8 (1.5 NM)㎞

에서 끊임없이 동기적으로 서로 겹치는 응답을 생성한다 겹쳐진 응답의 수는 항공기 밀도와.로부터의 거리에 비례한다ACAS .

적절한 밀도의 터미널 지역에서는 열개 또는 그 이상의 겹쳐진 응답이 수신될 수도 있다 약. 3개의 겹쳐진 응답만이 신뢰성 있는 디코드가 가능하다 그러므로 각각의 호출신호에 대해서 응.답하는 트랜스폰더의 수를 줄일 필요가 있다 위스퍼 샤우트 및 지향성 전송 기술을 그러한 동. -기적인 혼신을 제어하기 위해 활용할 수 있다 및 참조 교통 밀도가 최고인 곳에서의(3.2 3.3 ).

장치 운용에는 두 가지 모두 필요하다ACAS .

지형 반사로부터의 다중경로2.2트랜스폰더는 항공기 하부에 장착된 파 단극 안테나를 사용한다 이런 종류의2.2.1 SSR 1/4 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2858

스터브 안테나는 수평면 아래 의 각도에서 최대 고도이득을 가진다 이는 지상 항공기20 30° . -～

간 감시에는 적합하지만 직접적인 항공기 항공기간 감시 경로는 지면 반사 경로 특히 수상과, - ,같은 불리한 곳에서 운용될 수 있다.

장치가 하부에 장착된 안테나를 사용하는 경우 직접적인 신호보다 반사되는 신호2.2.2 ACAS ,가 지속적으로 더 강한 지형이 있다 그렇다 하더라도 상부에 장착된 안테나가 호출신호를 위. ,해 사용될 때 그 최대 이득은 양의 상승각에서 발생하고 신호 다중경로의 비율은 개선된다, - .따라서 가 상부 안테나로 전송할 때 다중경로의 효과는 현저하게 감소된다 상부 안테나ACAS , .가 사용될 때조차도 다중경로는 여전히 수신기의 문턱값을 때때로 초과할 것이다 그러므로, .낮은 레벨의 다중경로를 삭제할 필요가 있다 는 가변적인 수신기 문턱값을 통하여 이와. ACAS같은 삭제를 달성할 수 있다 항 참조(3.4 ).

고도측정 데이터 품질2.3

측정 오차2.3.1마주치는 두 항공기 사이의 수직분리는 모드 또는 모드 응답으로 보고되는 침입2.3.1.1 C S

기 고도와 자신의 고도 차이로서 측정된다 항공기가 항공운송용인 경우 보통은 정확한. ACAS ,고도측정값을 가질 것이며 침입기는 보다 덜 정확한 고도측정값을 가질 수 있다, .

고도측정에서의 오차는 두 가지 형태의 영향을 야기한다 첫째 항공기가 거의 충돌하2.3.1.2 . ,는 진로에 있는 경우에 오차는 안전한 통과를 지시할 수 있고 거의 임박한 공중충돌은, , ACAS로 해결되지 않을 것이다 둘째 항공기가 거의 충돌하는 진로에 있지만 고도로서 분리되어 있. ,는 경우에 오차는 를 보다 가까운 조우를 유발할 수도 있는 잘못된 방향의 기동, ACAS ACAS을 유도할 수 있다.

는 보고된 고도를 근거로 가장 가까운 접근에서 항공기 사이를 최소한2.3.1.3 ACAS이상의 차이 확보를 시도한다 그러므로 침입기와 의 고도측정 오차 조합이90m(300ft) . ACAS에 도달한 경우에 가 있음에도 불구하고 부적절한 수직 분리의 제한적인 위험90m(300ft) , ACAS

성이 있을 것이다 해수면부터 까지의 고도에서 및 비 항공기 모두의 고. FL 400 ACAS ACAS도측정 예상오차에 대한 연구의 결론은 두 항공기가 모두 약 의 제곱합의 근, 15m(50ft) (RSS)오차를 달성할 수 있는 정확도가 높은 고도측정 시스템을 장착하고 있는 경우에 이 위험은 거,의 무시할 수 있다는 것이다 나아가서 정확도가 높은 고도측정 시스템을 구비한 가 전. , ACAS형적인 항공기로 구성된 교통 환경 약 의 오류로서 정상 분포된 에서 운용중이( 30m(100ft) RSS )라면 이 경우 고도측정 오차는 때때로 부적절한 를 유도할 것이다 하지만 이것이, ACAS RA .시스템의 유효성을 심각하게 저해하는 정도로 자주 발생하지는 않을 것이다 조우하는 두 항공.기 모두 정확도가 낮은 고도측정 시스템을 가지고 있는 경우에 성능은 부적절하게 된다고 간,주된다 이 때문에 는 정확도가 높은 시스템을 구비하여야 한다는 요구조건으로 귀결된. ACAS다.

고도 비트 결함2.3.2침입하는 항공기로부터의 모드 또는 모드 고도 보고 또는 자신 항공기의 고도 데이터가C S ,비트 오류를 포함하고 있는 경우에 는 대응하는 수직 위치나 속도를 잘못 추정할 수 있, ACAS


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다 이와 같은 오류는 측정 오차의 영향과 유사한 영향을 줄 수 있다 이와 같은 오류는 대부. .분 고도 데이터의 신호원이 길햄 부호기일 때 발생하는 경향이 있으며 자신의 항공기(Gilham) ,고도를 위해 길햄 부호화된 데이터를 사용하는 것은 심각하고 부정적인 결과가 있을 수 있다.길햄 부호화된 데이터 외에 다른 대체 신호원이 없는 경우 두 개의 부호기가 사용되어야 하,며 고도 데이터를 에 제공하기 전에 오류를 탐지하기 위한 모드 트랜스폰더 내의 비, ACAS S교 기능이 사용되어야 한다.

자신의 항공기 고도에 대한 신뢰성2.3.3정밀한 고도 데이터 자이로 비행자료 컴퓨터 등 다양한 신호원으로부터 얻을 수 있는 및 전( , )파 고도 데이터를 포함하는 자신의 고도 데이터의 모든 신호원은 신뢰성을 확인하는 것이 요

구된다.

의사 접근경보 및 회피지시를 야기하는 지상기지의2.4사이트 감시 에 대한 가능성SSR (PARROTS)

는 지상 레이더 시스템의 작동 감시 또는 트랜스폰더를 시험하는데 사용되는 지상기지ACAS ,의 트랜스폰더 시설을 포함하여 유효거리 내에 있는 모든 트랜스폰더를 호출한다 이와SSR .같은 지상기지의 트랜스폰더가 틀린 고도 데이터로 응답하는 경우에 가 의사 및, ACAS TA RA를 생성하는 가능성이 존재한다 이 문제를 예방하기 위해 차 감시 레이더 시스템의 매. , 2 (SSR)뉴얼에는 위치조정이 가능한 거리참조 기준 트랜스폰더 및 트랜스폰더 시험 시설(PARROTS)의 작동에 관한 정보가 제공된다.

모드 주소의 배치와 할당2.5 SSR S

안전한 운용을 보장하기 위해서 시스템은 모든 모드 장착 항공기가 고유한 주소를 가지도, S록 요구한다 동일한 주소를 가진 여러 대의 항공기 또는 부속서 제 권 제 부 제 장에. , 10, 3 , 1 , 9부합하지 않는 주소를 가지는 항공기는 감시 및 조정기능에 부정적인 영향을 줄 수 있다.

시스템이 성능에 영향을 미치는 잠재성2.6 TCAS I ACAS II

주. 이 자료의 목적에 부합하도록 은 보고 피하라 는 원칙에 도움을 주는 항적 경계경, TCAS I “ ”보 정보를 조종승무원에게 제공하기 위해 호출신호를 사용하는 시스템으로 정의한다SSR .

일부 시스템은 회피지시가 억제된 간섭제한 기법을 채택한다 이와 같은 시스TCAS I ACAS II .템은 의 표준 및 권고절차 를 따르지 않는다 의 간섭제한은 다른ACAS I (SARPs) . ACAS II ACAS항공기 방송 및 모드 트랜스폰더 응답을 사용하는 와의 직접적인 상호작용에 의존하II (ACAS S )

고 있기 때문에 그러한 항공기의 존재는 인접한 항공기의 감시성능에 직접적, TCAS I ACAS II으로 영향을 줄 수 있다 그러한 시스템이 서로 예 회전익 항공기 또는 활공기 가까이. TCAS I ( : )인접하여 운항하도록 알려진 항공기에 장착되어 있다면 그 영향은 다른 항공기의 감, ACAS II시거리를 감소시킬 수도 있고 충돌회피 경고의 준비를 지연시킬 수도 있다 이와 같은 관점에, .서 시스템은 일정한 지속시간 동안 서로 가까이 인접하여 운항하도록 알려진 항공기에, TCAS I


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사용되지 않아야 한다 이와 같은 장치는 매우 많은 숫자가 장착되어 있을 수 있기 때. TCAS I문에 전자기 환경에서의 영향이 용납될 수 있음을 보장하도록 주의를 기울여야 한다, SSR .

기술적인 구현에 대한 고려사항3.

시스템 작동3.1

침입기의 감시3.1.1아래에 기술한 감시 과정의 주목적은 위치 보고를 얻어서 이것을 항적 구성에 연계시3.1.1.1

키기 위한 것이다 이것에는 추적기 사용이 포함되고 속도계산을 필요로 한다. .

장치는 일반적으로 초당 회의 호출신호를 전송한다 호출신호는 항공기의 세로3.1.1.2 ACAS 1 .축에 대하여 상대적으로 의 고각에서 측정된 의 공칭 유효방사출력 레벨로 전송된0° +54±2dBm다 모드 및 모드 고도 보고 트랜스폰더가 이 호출신호를 수신했을 때 트랜스폰더는. A/C S ,그들의 고도를 보고하는 응답을 전송한다 장치는 호출신호 전송과 응답 수신 사이의. ACAS왕복 시간을 사용해서 각 침입기의 거리를 계산한다 고도비율 및 거리비율은 응답 정보를 추.적함으로서 결정된다.

간섭 과부하 간섭제한 조건 또는 다른 성능저하 영향이 없다면 장치는 모드 및3.1.1.3 , , , , A/C모드 목표에 대해서 의 거리까지 감시를 제공할 수 있을 것이다 그러나 거리가S 26km(14NM) .증가할수록 감시 신뢰도가 저하되기 때문에 장치는 최대거리 내의 목표에 대해, 22km(12NM)서만 충돌가능 위협을 평가해야 한다 이 거리를 벗어난 목표물은 생성에 해당되지 않아야. RA한다 그렇지만 는 공칭 거리 떨어진 장착 항공기로부터의. , ACAS 56km(30NM) ACAS ACAS방송 호출신호를 탐지할 수 있다.

장치는 모드 또는 모드 가 혼재된 목표를 최대 대 항공기의 목표 용량까지 감3.1.1.4 A/C S 30시하는 능력을 가져야 한다 장치는 최대 교통 밀도가 항공기 항공기. ACAS 0.017 /km2(0.06

또는 반경 내에 항공기 대 정도일 때 고속으로 접근하는 목표에 대한/NM²) 26km(14NM) 27 ,신뢰성 있는 감시가 가능하여야 한다.

평균 교통밀도가 위의 값을 초과할 때 신뢰성 있는 감시 거리는 감소한다 장치3.1.1.5 , . ACAS는 평균 교통밀도 항공기 항공기 에서 오직 이하로 접근하0.087 /km2(0.3 /NM²) 260m/s (500kt)는 목표의 신뢰성 있는 감시를 제공할 수 있다 속도가 인 목표에 대해 요구되. 260m/s (500kt)는 감시 거리는 약 이다 총 목표량이 을 초과하지 않으면서 단기간의 최대 교9.3km(5NM) . 30통밀도가 항공기 항공기 또는 그 이상에서 감시를 제공하는0.087 /km2(0.3 / NM²) 9.3km(5NM)것이 가능하다 까지의 모든 거리에서 전반적인 목표의 수가 을 초과한다면 저. 26km(14NM) 30 ,속 목표의 신뢰성 있는 감시를 제공하기 위해서 원거리 목표는 절충 없이 항상 버려질 수 있

다 그러므로 최대 성능 목표 개 모드 또는 모드 의 모든 혼재 는 에 적절하며. 30 ( A/C S ) ACAS ,감시하고 있는 모드 와 모드 목표의 합이 을 초과한다면 초과하는 목표는 목표 형태A/C S 30 ,와 관계없이 거리를 감소시키기 위해 제거된다.


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모드 트랜스폰더를 구비한 침입기의 감시3.1.2 A/C모드 트랜스폰더의 감시는 오직 모드 전체 호출 중간모드 호출신호 부속3.1.2.1 A/C C - ( ) (ICAO

서 권 제 장 의 주기적인 전송으로 이루어진다 이것은 모드 트랜스폰더가10 4 3 , 3.1.2.1.5.1.2) . S아닌 모드 트랜스폰더로부터 응답을 유도한다 이렇게 함으로써 모드 트랜스폰더가 모A/C . S드 트랜스폰더 응답을 동시에 왜곡하는 것을 예방한다 동시적인 왜곡을 줄이기 위한 다A/C .른 기술은 일정한 각도 안에 있는 항공기만을 호출하기 위한 지향성 안테나의 사용 그리(1) ,고 유사한 링크 한계 항 참조 를 가진 항공기만을 호출하는 일련의 가변적인 출력 억(2) (3.2.2 )제 및 호출신호 위스퍼 샤우트 로 알려진 의 사용이다 이 두 가지 기술을 함께 사용하는 것(“ - ” ) .은 동시적인 왜곡의 영향을 극복하는 강력한 도구를 제공한다.

위스퍼 샤우트 는 각각의 감시 갱신기간 동안 다른 출력 레벨로 전송되는 일련의 호출3.1.2.2 “ - ”신호를 채택한다 최저 출력에서와는 달리 순차적인 호출신호 각각은 억제 전송보다 선행하고. , ,호출신호의 첫째 펄스가 억제 전송의 두 번째 펄스로 사용되어진다 억제 전송펄스는 호출신호.첫째 펄스의 초 이전에 시작한다 억제 펄스는 응답하는 트랜스폰더가 호출신호 만을 탐지2 .μ

하고 억제는 탐지하지 않도록 하기위해 동반하는 호출신호보다 더 낮은 출력 레벨로 전송된다.이 절차에서 어떤 트랜스폰더가 호출신호에 응답하지 않는 가능성을 예방하기 위해서 억제 펄,스는 그 다음의 더 낮은 호출신호 출력보다 어느 정도 더 낮은 출력 레벨로 전송된다 연속적.인 호출신호 사이에 시간간격은 최소한 가 되어야 한다 이를 통하여 이어지는 호출신호에1ms .대한 응답을 위해 원거리 트랜스폰더로부터의 응답이 누락되지 않도록 보장한다 이 절차에서.의 모든 호출신호는 단일 감시 갱신주기 내에서 전송된다.

오직 모드 인 각각의 전체 호출 호출신호에 대한 응답은 각 응답의 고도 부호와 거리3.1.2.3 C -를 결정하기 위해 처리된다 수신된 펄스 각각의 소재를 식별하기 위해 주의를 기울인다면 세. ,개까지는 겹친 응답에 대한 고도 부호를 결정하는 것이 가능하다.

위스퍼 샤우트 절차에 반응하여 모든 응답이 수신된 후 각각의 탐지된 항공기에 대한3.1.2.4 “ - ” ,보고가 하나씩만 생성되도록 중복된 응답은 합쳐져야 한다 보고는 알고 있는 침입기 예 기존. ( :의 항적 의 예상 위치에 대한 거리와 고도에 연계시킬 수도 있다 침입하는 항공기는 고비율) .명목상 초당 회 로 호출되기 때문에 거리와 고도를 사용하면 양호한 연계 성능을 달성할 수( 1 ) ,있다 모드 부호는 연계시킬 필요가 없다 연계시키는 보고는 관련 항적을 연장하기 위해 사. A .용된다 기존의 추적과 관련이 없는 보고는 새로운 추적으로 시작하기 위해 이전의 연계되지.않은 보고와 비교될 수 있다 새로운 추적을 시작하기 전에 이와 같은 시초를 유발한 응답은. ,가장 현저한 고도부호 비트가 모두 일치한다는 것을 보장하기 위해 시험되어 질 수 있다 지형.으로부터의 다중경로 반향에 의해 야기되는 잘못된 거짓 목표를 억제하고 식별하기 위해서 기

하학적인 계산이 수행될 수 있다.

시작된 추적은 충돌회피 알고리즘으로 전달되기 전에 추적유효기준에 대하여 시험할3.1.2.5수 있다 이 시험의 목적은 다중 경로와 왜곡으로 야기되는 의사 항적을 거부하기 위한 것이.다 의사 항적은 일반적으로 짧은 항적 수명에 의해 특성화된다. .

모드 응답에서 고도를 보고하지 않는 항공기는 모드 응답 프레임 펄스를 사용하3.1.2.6 C C여 탐지된다 이와 같은 항공기는 상관관계 기준인 거리를 사용해서 추적된다 상관관계를 위. .


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한 방위각의 부가적인 이용은 모드 가 아닌 추적 오류의 수를 감소시키는데 도움이 될 것이C다.

응답 병합 각각의 위스퍼 샤우트 단계 동안 하나 이상의 위스퍼 샤우트 호출신호에3.1.2.7 . “ - ” “ - ”대하여 응답하는 모드 목표 또는 상부와 하부 안테나 모두로부터의 호출신호에 응답하는A/C ,목표에 의해 다중응답이 생성될 수 있다 목표가 각각의 감시 갱신주기 동안 하나 이상의 호출.신호에 반응할 수 있을지라도 장치는 임의의 목표에 대하여 하나의 위치 보고만을 생성하도록,요구된다.

모드 감시 시작 장치는 아래의 및 가 만족되는 경우에만 시작 위치 보고를3.1.2.8 A/C . a) b) ,충돌회피 알고리즘에 넘겨 줄 것이다.초기에 각각 세 개의 연속적인 감시 갱신 기간에 목표로부터 모드 응답이 수신된다a) , C .응답은 다른 추적과 관련된 감시 응답과는 관계가 없다1) .가장 최근의 두 개 응답에 의해 표시된 거리 비율은 미만이다2) 620m/s(1,200kt) .그 거리가 가장 최근의 응답 두 개를 통과하는 직선의 이내에 있다는 개3) 95.3m(312.5ft)념 하에서 가장 오래된 응답은 위에서의 거리비율과 일치한다, .응답은 그들의 고도 부호 비트끼리 서로 상관관계가 있다4) .

네 번째 상관응답은 위 의 연속적인 세 개의 응답중 세 번째 응답 이후 감시갱신주기 회b) a) 5이내에 수신되며 위 의 에서 정해진 예상고도 부호의 이내이다, a) 4) ±60m(±200ft) .

다음은 목표에 대한 최초의 고도 추적 부호를 결정하고 응답부호 비트의 상관관계를3.1.2.8.1 ,평가하기 위해 용인되는 규칙 모음의 예이다 세 개의 응답은 다음과 같을 경우에만 관련이 있.다.그들의 및 부호펄스의 여덟 개 모두가 일치하거나 또는a) D, A B ,

및 부호펄스의 일곱 개가 일치하면서 최소한 그들의 부호 펄스중 하나가 일치해b) D, A B , C야 한다.

세 개의 응답사이에서 부호 일치에 대한 시험은 응답펄스 위치 각각에 대해 개별적3.1.2.8.2으로 이루어진다 이 시험은 부호펄스가 따로 존재한다는 것을 기반으로 하고 있다 세 개의. .모든 응답이 위치에서 로 탐지되거나 세 개의 모든 응답이 그 위치에서 으로 탐지되는 경1 , 0우 주어진 응답펄스 위치에 대해서 일치하게 된다 그와 같은 펄스 탐지와 관련된 신뢰는 일, .치에 영향을 주지 않는다.

응답펄스 위치에 대한 확인 플래그는 같은 위치의 내에서 펄스를 가질 수3.1.2.8.3 ±0.121ms있는 또 다른 수신된 응답 실재 또는 허상 모두 이 존재할 때마다 로 설정한다 그렇지 않( ) “low” .다면 신뢰도 플래그를 로 설정한다“high” .

주어진 응답펄스 위치에 대해서 세 개의 응답 간에 일치가 발생하지 않을 때 그 위3.1.2.8.4 ,치에 대한 초기 추적 펄스 부호 산정은 각각의 펄스 부호값과 세 개의 응답 내에 그들의 펄스

부호와 관련된 신뢰도 플래그를 근거로 한다.


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주어진 펄스 위치에 대해서 일치가 이루어지지 않았을 때 해당 위치에서 초기 추적3.1.2.8.5 ,부호를 산정하기 위한 규칙은 신뢰도 을 예상하는 원리에 기초를 둔 것이다 그 규칙은“low” 1 .다음과 같다.가장 최근의 세번째 응답 안에서 주어진 펄스 위치에 대하여 탐지된 부호가 신뢰도a) ( ) “high”또는 이라면 그 위치에 대한 초기 추적 펄스 부호 산정은 가장 최근의 응답 그 위치에0 , ,서 탐지된 부호와 같다.가장 최근의 응답에서 주어진 펄스 위치에 대해서 탐지된 부호가 신뢰도 인 경우b) “low” 1 ,그 위치에 대한 초기 추적 펄스 부호 산정은 신뢰도 이 아닌 것으로 제공된 그 위치“low” 1의 두 번째 응답에서 탐지된 부호와 같다 두 번째 또한 신뢰도가 이라면 초기 추. “low” 1 ,적 펄스 부호 산정은 그 위치의 첫 번째 응답에서 탐지된 부호와 같다.

모드 감시 확대3.1.2.9 A/C일반사항 장치는 다음과 같은 조건일 경우에만 목표에 대한 위치 보고를 충돌회피3.1.2.9.1 .

알고리즘으로 계속 전달해야 한다.항적이 이미지로 식별되지 않았다 참조 그리고a) (3.1.2.9.6 ). ,응답고도가 이전의 응답 이력으로부터 예측한 고도를 중심으로 의 고도 영역에b) ±60m(200ft)서 일어난다.시작 절차 이후에 위협 평가에 사용되는 모든 응답은 이전 응답의 이력으로부터 예측한 거c)리를 중심으로 하는 거리 영역에서 발생한다.

3.1.2.9.2 거리 상관관계 다음은 거리 영역의 크기를 결정하기 위해 용납되는 제반 규칙의 예이.다.추적은 적어도 의 입력 거리 정밀도로서 증가하는 거리 순서로 개별적으로 처리되a) 15m(50ft)며 최소한 의 계산상의 정확성을 유지한다 거리는 와 로서 귀납적인, 1.8m(6ft) . 0.67 0.25 ( -α β α

추적기에 의해 예측되고 산정된다) .β

각각의 감시 갱신 후에 각 목표에 대한 새로운 거리측정이 가능해진다 측정은 오류를 포b) , .함하기 때문에 현재 목표의 위치와 속도에 대해 개선된 산정값을 얻기 위해서는 이전의 측,정을 기반으로 평탄화하여야 한다 거리 및 거리비율 산정 방정식은 다음과 같다. .

r(t)산정값 = r(t)예측값 +[α×(r(t)측정값-r(t)예측값)]

r ( t)산정값 = r ( t -Tp )산정값 +[ (β/T p)×(r(t)측정값-r( t)예측값 )]

여기서, T p는 현재 측정과 이전 측정 사이의 시간 차이다.

이득 는 현재 및 이전의 측정값에 대해 상대적인 신뢰 정도를 결정한다 단위 이득은c) , .α β

현재 측정값에 완전한 신뢰성을 부여하며 평탄화로 귀결되지 않는다.위 방정식으로부터 얻은 산정값은 다음 측정시간에 거리를 예측하기 위해 아래와 같이 연d)속해서 사용된다.

r(t+T n)예측값=r(t)산정값+[ r ( t)산정값×T n]

여기서, T n은 다음 측정과 현재 측정 사이의 시간 차이다.

거리 상관관계 영역은 다음과 같이 예측된 거리를 중심으로 영역의 폭을 갖는다e) 1/2 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2864

마지막 간격을

유지한 경우,

760 ft

마지막 간격을

갱신한 경우,

570 ft

+

항적이 설정되지 않은 경우:

0

항적이 설정되어 있는 경우:

이면0.00 NM r<0.17 NM , 2,000 ft≤

이면0.17 NM r<0.33 NM , 1,000 ft≤

이면0.33 NM r<1.00 NM , 600 ft≤

이면1.00 NM r<1.50 NM , 240 ft≤

이면1.50 NM r , 0 ft≤

항적이 이상에 있다면 두 번째 괄호에 포함된 항목은 를 곱한다f) 3,050m(10,000ft) , 4 .

고도 상관관계 고도 상관관계의 목적을 위해서 고도는 인 알파베타3.1.2.9.3 . , =0.28, =0.06α β

추적기에 의해 예측하고 산정된다 추적기는 를 으로 나눈 계산상의 정확도를 유. 30m(100ft) 16지한다 고도 예측은 증분에 가깝게 나머지를 버리고 그레이 부호로 변환된. 30m(100ft) , (grey)다 예측된 고도 의 그레이 부호 또한 계산된다 위협 탐지 로직에 의해 수행된. ±30m(±100ft) .보다 더 긴 시간 동안의 고도예측은 더 정확한 고도추적 절차를 필요로 한다 참조 거리(3.5.3 ).상관관계 영역 내에 위치하는 응답은 증가하는 거리 순서로 고도 상관관계를 위해 시험된다.항적은 위에서 계산된 세 개의 그레이 부호 중에서 모든 비트가 정확히 일치하는 첫 번째 응

답으로 갱신된다 부합하는 응답이 없다면 두개의 추가적인 그레이 부호가 계산되고 위의 과. , ,정이 다시 시도된다 두개의 부호는 예측된 고도 이다. ±60m(200ft) .

추적 갱신 및 완성 갱신응답이 있는 경우 이것은 다른 추적의 갱신에 대한 더 이3.1.2.9.4 . ,상의 고려 또는 추적 초기화 과정에서 배제된다 갱신응답이 없는 경우에 거리와 고도 산정은, . ,예측된 값에 대응하는 것과 동일하게 설정한다 이것이 갱신응답을 가지지 않는 여섯 번째의.연속적인 간격이라면 추적은 삭제된다 갱신응답이 있지만 항적이 이미지로 식별되지 않는다, .면 참조 항적은 설정된 것으로 플래그되고 그러므로 그것은 이제 위험 탐지 로직에(3.1.2.9.6 ), ,의해 사용가능하다 한번 설정되면 심지어 그것이 계속해서 이미지 항적을 위한 조건을 만족. ,하더라도 삭제될 때까지는 추적이 설정된 채로 유지된다.

추적 분기에 대한 시험 모든 추적이 처리되었을 때 그것은 현재 탐색하는 동안 새3.1.2.9.5 . ,롭게 초기화된 추적과 조합되고 그리고 나서 모든 추적은 주어진 추적의 짝이 동일한 침입기,를 나타내는 것이 아닌지 여부를 결정하기 위해 쌍으로 검사된다 다음과 같은 경우에는 추적. ,중 오직 하나만 유지되고 초기화 이후 더 많은 응답을 나타내는 추적에 우선권이 주어진다.거리가 최대 이내의 차이가 있고a) 150m(500ft) ,거리비율은 최대 이내의 차이가 있다b) 4.6m/s(8.9ft) .또한c)고도는 최대 이내의 차이가 있거나 또는1) 30m(100ft) ,고도비율은 최대 이내의 차이가 있으며 두 개의 추적이 동일한 탐색동안2) 3m/s(10ft/s) ,초기화되었다.

이미지 항적 처리 지상으로부터의 반사 투영된 응답에 의해 형성된 추적은 이미지3.1.2.9.6 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2865

항적으로 간주된다 다음과 같이 보다 짧은 거리에 추적 실제 추적으로 간주된다 이 존재하는. ( )경우 항적은 이미지로 식별된다, .고도 목표에 대한 실제 고도와 이미지 고도 사이의 차이가 이하이거나 이미지a) 60m(200ft) ,항적과 실제 항적이 고도 보고가 없고,

측정된 이미지 거리비율과 계산된 이미지 거리비율b) r i 의 차이가 이하이면서21m/s(40kt) ,

계산된 이미지 거리비율이 단일 반사의 경우에 대해서 다음과 같거나,

r i= (12)[ r +( 1

2r i-r )[ ( (2r i-r)2-r 2+(z 0-z)

2)12 ( z 0+ z)+ rr-(z0-z)( z 0- z )]]

또는 중 반사 경우에 대해서, 2 ,

r i = (1r i)[ ( r 2i - r 2+ (z 0- z ) 2 )

12 ( z 0 + z ) + r r - ( z 0- z )( z 0 - z )]

여기서,

r i는 이미지 거리,

r 은 실제 거리,z는 고도를 보고하는 목표에 대해서는 실제 고도 또는 고도를 보고하지 않는 목표에 대해서,는 자신의 고도

z 0는 자신의 고도

항적이 이미지로 확인되는 경우에 그대로 유지될 수는 있지만 위협 탐지 로직에 의해 사용하,기 위해 설정된 것으로 플래그될 수는 없다.

모드 보고 누락 장치는 유효한 마지막 상관관계 응답 수신에 뒤이은 개의 감3.1.2.10 A/C . 6시 갱신주기 동안 모드 목표를 위한 예측된 위치 보고를 충돌 회피 알고리즘에 계속 전, A/C달한다 목표가 다시 항의 감시 초기화 기준을 만족하지 않는다면 장치는 유효한 마지. 3.1.2.8 ,막 상관관계 응답 수신에 뒤이은 개 이상의 감시 갱신주기 동안 위치 보고를 전달하지 않는6다.

모드 트랜스폰더를 가진 침입기의 감시3.1.3 S효율적인 항공기 항공기간 감시 기술은 모드 트랜스폰더를 장착한 침입기를 위해서3.1.3.1 - S

개발되었다 모드 의 선택적인 주소 때문에 모드 트랜스폰더의 감시와 관련된 동기 왜곡. S , S이 없다 그렇지만 다중경로는 다루어져야 하며 모드 트랜스폰더의 감시는 간섭을 최소화. , , S하기 위해서 가능한 적은 호출신호로서 이루어져야 한다.

모드 변조 포맷은 본질적으로 모드 변조 포맷보다 다중경로에 더 내성이 있다3.1.3.2 S A/C .그렇지만 모드 트랜스폰더의 더 큰 길이는 다중경로에 의해 더 쉽게 겹치는 경향이 있다, S .상부장착 안테나와 가변 수신 문턱값 모드 응답 선두신호를 보호하기 위한 은 신뢰성 있는( S )항공기 항공기간 감시를 위한 용인되는 레벨에 대한 다중경로 내성을 증가시킨다 항공- . ACAS기에 안테나 다이버시티 트랜스폰더를 사용하는 것은 서로 모순되는 항공기 사이의 조ACAS정을 위해 추가적인 신뢰성을 제공한다.

모드 호출신호 비율은 트랜스폰더 전송의 수동적인 탐지 그리고 곧 위협이 될 수3.1.3.3 S ,있는 침입기에게만 초당 회 호출신호를 보냄으로서 낮게 유지된다 곧 위협이 될 것 같지 않1 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2866

은 침입기에게는 덜 빈번하게 예 매 초당 회 호출신호를 보내야 한다 수동적인 주소 획득( : 5 1 ) .은 및 시스템의 다른 요소와의 불필요한 간섭을 예방한다 는 모드 인 전SSR ACAS . ACAS S -호출 응답을 듣는다 부속서 권 제 장 의 획득 스퀴터 전송 또는(DF=11, ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.5.1 ,

부속서 권 제 장 의 확장 스퀴터 전송 이것은 모드 지상국DF=17, ICAO 10 4 3 , 3.1.2.8.6.1 ). S전 호출 호출신호에서 또는 획득 스퀴터를 위한 초 의 간격 범위에서 자동 전송 스퀴- , 0.8 1.2 (～

터로 칭한다 에서 그리고 확장 스퀴터를 위한 보다 짧은 간격에서 발생할 수 있다 스퀴터의) , .수신은 상부 및 하부 안테나가 교대로 할 수 있다 수신이 바뀔 때는 모드 안테나 다이버시. , S티 트랜스폰더에 의해 전송된 스퀴터와의 바람직하지 않은 동기를 피하기 위해 바뀌는 시기를

제어하는 것이 필요할 것이다.

스퀴터에서 비트인 항공기 주소는 정확한 주소를 얻는 높은 확률을 보장하기 위해3.1.3.4 24오류 부호에 의해 보호된다 스퀴터 전송은 고도정보를 포함하지 않기 때문에 는 지상. , ACAS호출신호 혹은 다른 항공기로부터의 호출신호에 대한 응답으로 생성되는 모드 응답ACAS S으로부터 수동적으로 고도를 얻기 위해 시도한다 주소 탐지 직후에 고도가 수신되지 않으면. ,모드 항공기는 고도를 얻기 위해 능동적으로 호출한다S .

는 탐지된 모드 항공기의 고도를 결정한 후에 목표가 무시될 수 있는지 여부3.1.3.5 ACAS S , ,또는 그 거리와 거리 비율을 결정하기 위해 호출해야 하는지를 결정하기 위해 이 항공기의 고

도를 자신의 고도와 비교한다 측정된 거리와 산정된 거리비율이 충돌 위협 또는 곧 그렇게 될. (수 있는 것 임을 나타낸다면 침입기는 초에 한 번씩 호출신호를 받고 얻어지는 항적 정보는) , 1 ,충돌 회피 알고리즘에 제공되어야 한다 보다 원거리에 있는 항공기는 항적을 유지하기 위해.필요한 만큼 빈번하게 호출되어야 하며 충돌 위협이 되기 전에 초당 회 호출되어야 한다, 1 .

고도 비교와 조합한 수동적인 탐지 및 비위협 침입기에 대한 덜 빈번한 호출신호의 사3.1.3.6용은 다른 항공기의 국부적인 밀도가 매우 높을 때 모드 호출신호 비율을 자동적으, ACAS S로 감소시킨다 그렇게 함으로서 감시 성능을 향상시키기 위한 보다 높은 호출신호 출력 레벨. ,이 가용하다.

모드 감시 시작3.1.3.7 S장치는 최소한의 모드 호출신호로 모드 감시를 제공하기 위한 것이다 모드3.1.3.7.1 S S . S

목표의 식별은 또는 로 수신되는 전송을 수동적으로 감시함으로서 결정된다 오DF=11 DF=17 .류검출 및 수정은 처리되는 주소의 수를 감소시키기 위해 수신된 스퀴터에 적용된다 스퀴터가.수신된 모드 목표의 고도는 단거리 항공기 항공기간 감시응답 부속서 권S DF=0( - , ICAO 10 4제 장 또는 감시고도응답 부속서 권 제 장 로 수신되는3 , 3.1.2.8.2) DF=4( , ICAO 10 4 3 , 3.1.2.6.5)전송 또는 선택적인 능동 호출신호 항공기 항공기간 감시 호출신호 제 장 를 수동적으( - , 1 , 1.3.8.4)로 감시하고 관련되는 항공기 항공기간 감시응답을 감시함으로서 결정된다 장치는 모드 또, - . S는 모드 호출신호에 대한 응답 수신이나 전송이 없을 때마다 스퀴터 및 고도 응답을 감시C ,한다 각각의 수신된 응답은 추가적인 조치를 취해야 하는지 결정하기 위해 검사된다. .

위협이 나타나지 않은 항공기로부터 아주 적은 스퀴터 및 고도응답이 수신된다면 불필3.1.3.7.2 ,요한 호출신호의 수를 줄이기 위해 스퀴터 목표는 호출되지 않는다 위협이 될 수 있는 목표는 유.효한 목표라고 칭한다 고도 정보가 자신의 고도의 내에 있음을 나타내지 않으면. 3,050m(10,000ft) ,


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장치는 목표를 호출하려고 하지 않는다 고도정보를 수신하지는 않지만 오류가 없는 스퀴터를 계.속 수신하는 목표에는 항공기가 호출신호를 보낸다 상대적인 고도 영역ACAS . 3,050m(10,000ft)를 지나가는 목표의 적시 획득 설정을 위해서 자신의 고도로부터 를 벗어나는, 3,050m(10,000ft)목표의 고도는 요구되지 않은 또는 응답을 이용하거나 또는 그러한 응답이 없을 경DF=0 DF=4 ,우에는 응답을 유도하기 위해 보내는 주기적인 호출신호를 이용하여 감시된다DF=0 .

다음은 불필요한 호출신호를 감소시키기 위한 스퀴터 및 고도 응답 처리에 용인되는3.1.3.7.3하나의 방법을 예로 든 것이다.a) 유효한 스퀴터가 처음 수신되었을 때 에서 초기화된 계속적인 합계는 그것과 관련이 있다, 0 .특별한 주소와 함께 스퀴터나 고도응답이 수신되지 않는 경우 각각의 연속되는 감시 갱신주기,동안 합계는 씩 감소되고 그리고 그 합은 임의의 스퀴터 또는 고도 응답 각각의 수신에 대해1 ,씩 증가된다 그 과정은 합계가 이상이 될 때까지 계속된다 합계가 이하가 되면 그16 . 20 . -20 ,

주소는 시스템으로부터 제거된다 그것이 이상이 되면 그 목표는 유효한 것으로 선언된. +20 ,다.목표가 유효한 것으로 선언되면 그것의 고도가 고도와 이상 차이b) , ACAS 3,050m (10,000ft)가 나지 않는 한 호출된다 그렇지 않은 경우에는 그 고도는 또는 응답을 사. , DF=0 DF=4용하여 감시되며 그러한 응답이 없는 경우에는 응답을 유도하기 위해 매 초에 한, , DF=0 10번씩 호출함으로써 감시된다.이와 같은 조건 중 어떤 것이라도 만족된다면 계속적인 합계의 값이 을 초과한다 하더라c) , 20도 합계는 계속해서 늘어나거나 줄어들 것이다.

모드 의 거리 획득3.1.3.8 S장치는 위에서 정의한 것과 같은 상대적인 고도에 있는 또는 부적절한 고도 정보가3.1.3.8.1 ,

수신된 유효한 목표 각각의 거리를 결정하기 위해 획득 호출신호 부속(UF=0, 16, AQ=1, ICAO서 권 제 장 를 전송해야 한다10 4 3 , 3.1.2.8.1.1) .

획득 호출신호가 유효 응답을 유도하지 못하는 경우에 추가적인 호출신호가 전송되어야3.1.3.8.2 ,한다 단일 목표로 보내는 주소화된 획득 호출신호의 총 수는 단일 감시갱신기간 내에서 을 초과. 3하지 않아야 한다 첫 획득 호출신호는 상부 안테나를 사용하여 전송되어야 한다 목표에 대한 두. .개의 획득 호출신호가 유효한 응답을 유도하지 못한 경우에 해당 목표에 대한 그 다음 두 개의,획득 호출신호는 하부 안테나를 사용해서 전송되어야 한다 첫 감시갱신기간 동안의 획득 시도에.서 유효한 응답이 수신되지 않는다면 는 처음 개의 연속적인 감시 갱신 기간에 걸쳐 분포, ACAS 6된 총 개의 획득 호출신호를 송신한다 획득 호출신호가 개의 감시 갱신주기 내에 응답유도에9 . 6실패한다면 해당 획득 과정은 성공적인 획득일 것 같음을 나타내는 추가적인 충분한 스퀴터왜곡, /신호 가 수신될 때까지 중단된다 이것을 성취하기 위한 한 가지 방법은 에서 기술된 것(fruit) . 3.1.3.7과 같은 연속적인 스퀴터왜곡신호를 처리하는 것이지만 증분 은 로 대치된다 획득에서 두 번/ , 16 8 .째 실패가 발생한다면 그 과정은 의 증분으로 반복된다 계속해서 실패한 후에는 증분 가 사용, 4 . 2된다.

목표를 획득하기 위해서 추가적인 시도가 이루어진다면 그들은 다음 사항 외에는 위3.1.3.8.3 ,에서 기술한 형태를 따른다.두 번째 그리고 세 번째 시도에서 하나의 감시 갱신간격 동안에 오직 하나의 호출신호만a) ,


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만들어 지며 유효한 응답이 없는 경우에는 처음 개의 감시 갱신간격 동안에 개의 호출신, 6 6호가 전송되어야 한다.추가적인 모든 시도는 전체적인 개의 갱신간격 동안에 단일 호출신호로 구성된다b) 6 .

유효한 획득 응답이 수신되면 응답의 필드는 목표의 수직 상태를 결정짓기 위해3.1.3.8.4 , VS검사된다 목표가 지상에 있다고 판단되면 이륙했을 때의 적시 획득을 보장하기 위해 필요한. ,만큼 자주 호출함으로서 그 것의 수직적인 상태가 주기적으로 감시된다 이륙한 목표로부터 유.효한 획득 응답이 수신되었을 때 고도 데이터 및 고도 양자화 비트의 신뢰성을 확인하기 위하,여 회의 감시 갱신간격 이내에 하나 이상의 호출신호가 목표로 전송되어야 한다 서로2 .

이내이면서 자신의 고도로부터 이내인 고도값을 갖고 동일하게150m(500ft) 3,050m(10,000ft) ,양자화된 비트값을 가지는 두 개의 응답이 공중의 목표로부터 수신되면 해당 목표를 위한 주,기적인 감시 호출신호가 추적 호출신호로 지정되는 시작된다(“ ” ) .

목표의 거리는 에 대한 잠재적인 위협을 결정하기 위해 산정된 거리비율이 사3.1.3.8.5 ACAS용된다 목표가 당장의 잠재적인 위협이 아니라면 곧 경보가 발효될 것 같은 잠재적인 위협보. ,다 덜 빈번하게 호출될 수 있다 각각의 감시 갱신간격 초마다 목표의 잠재적인 위협 레벨. 1 ,

은 다음과 같이 계산된다(Tau, ) .τ

Τau =- ( r- SMOD 2/r)/ r

여기서, r은 추적된 거리이고, r 은 상관관계 거리비율이며 는 감시 거리 변경인자로, SMOD서 와 동등하다 산정된 상관관계 거리비율이 보다 적은 음의 값이거나 양의5.6km(3NM) . -6kt

값이면 항공기가 천천히 접근하거나 또는 분기하고 있는 를 계산하는데 이용되는 값( ), Tau r

은 이다 인 값은 평행 접근과 같이 값이 빠르게 변화하는 상황에서-6kt . 5.6km SMOD Tau가 공칭 초 호출신호 사이클을 항상 이용할 것임을 보장한다 값이 초 이하인ACAS 1 . Tau 60

목표는 매초당 회의 공칭 비율로 호출된다 값이 초 보다 큰 목표는 목표의 고도와1 . Tau 60 ,자신의 항공기 고도가 모두 미만이면 초마다 회인 비율로 호출되고 목표5,490m(18,000ft) 5 1 ,또는 자신의 항공기 고도가 이상이면 최소한 초에 회 이상인 비율로 호출5,490m(18,000ft) 5 1된다.

모드 감시 확장3.1.3.9 S장치는 다음과 같은 경우에만 모드 목표를 위한 위치정보를 충돌회피 알고리즘에3.1.3.9.1 S

전달한다 최초 거리 획득 이후 위협평가에 사용되는 모든 응답이 이전의 응답 이력으로부터.예측한 고도와 거리를 중심으로 한 거리와 고도에서 방생하고 고도 양자화 비트가 이전 값과,일치하며 짧은 특별한 감시 응답에서의 필드가 이전 회의 감시갱신 사이클 동안 최소한, VS 3회 이상 목표가 비행중임을 나타낸다 거리 및 고도 영역은 및 각각에서1 . 3.1.2.9.2 3.1.2.9.3모드 추적을 위해 사용하였던 것과 동일하다A/C .

추적 호출신호가 유효한 응답 유도에 실패하는 경우에 추가적인 호출신호가 전송된3.1.3.9.2 ,다 단일 목표를 주소화하는 추적 호출신호의 총 수는 단일 감시 갱신기간 동안 회 또는 개. 5 , 6의 연속적인 감시 갱신 기간에 걸쳐 분포하는 을 초과하지 않아야 한다 첫 추적 호출신호16 .는 그 목표의 최종 성공적인 호출신호에 사용되었던 안테나를 사용하여 전송된다 연속적인. 2개의 추적 호출신호가 유효한 응답 유도에 실패하는 경우에 그 목표에 대한 다음의 호출신호,개는 다른 안테나를 사용하여 전송된다2 .


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모드 응답 누락 목표가 매 초마다 회 호출되고 추적 호출신호에 대한 마지막3.1.3.10 S . 5 1 ,유효 응답의 수신에 이어 목표가 매초마다 회 또는 초당 번의 감시 갱신간격동안 호출된다1 11면 추적 호출신호에 대한 최종 유효 응답의 수신에 이어 개의 감시 갱신 간격을 위한 모드, 6목표의 예측한 위치 보고를 충돌 회피 알고리즘에 계속 전달한다 목표가 의 거리 획S . 3.1.3.7

득 기준을 다시 만족시키지 않는다면 장치는 매 초당 회의 비율인 추적 호출신호에 대한, 5 1최종 응답의 수신에 이어 초당 회 이상의 감시 갱신 간격 이상 또는 초당 회의 비율인 추11 1적 호출신호에 대한 최종 응답의 수신에 이어지는 여섯 번 이상의 감시 갱신간격 동안 모드 S목표의 위치보고를 전달하지 않는다 스퀴터가 수신되는 경우에 재획득 과정을 단축시키기 위. ,해 제거된 항적의 모드 주소가 추가적으로 초 동안 유지된다S 4 .

모드 과부하 전체적으로 최고 목표수가 을 넘지 않으면 장치는 목표의 거리3.1.3.11 S . 30 ,분포에 상관없이 모든 모드 목표에 대한 위치 보고를 전달한다S .

모드 출력 프로그래밍 목표에 대한 모드 추적 호출신호 항공기 항공기간 조정3.1.3.12 S . S ( -호출신호가 아닌 것 의 전송 출력레벨은 아래와 같은 내의 목표에 대한 거리의) 18.5km(10NM)함수로서 자동적으로 감소한다.

P T=P max+20 logr10

여기서, P T는 조절된 출력 레벨이며, P max는 또는 그 이상의 거리에 있는 목18.5km(10NM)

표로 전송되는 공칭 출력 레벨 전형적으로 이며( 250W) , r은 목표의 예측된 거리이다 실제 전송.

되는 출력은 제 장 의 간섭 제한 부등식에 의해 부가된 제한값 및1 , 1.3.2.2.2.2 P T 보다 더 작

다.

모드 추적 용량 항공기에 인접한 곳에서의 항공기 밀도가 공칭상 당3.1.3.13 S . ACAS km2모드 항공기일 때 당 항공기 항공기로부터 이내에는 약0.087 S (NM² 0.3 ), ACAS 9.3km(5NM)

대의 항공기가 있고 이내에는 약 대의 항공기가 있을 것이다 그러므로24 , 56km(30NM) 142 .장치는 적어도 개의 항공기 주소를 위한 용량을 가지고 있어야 한다ACAS 150 .

모드 감시를 위한 방위각 산정의 활용3.1.3.14 S방위각 산정 능력은 고밀도 모드 감시에 대해서는 요구되지 않는다 그러나 방위3.1.3.14.1 S .

각 산정을 이용할 수 있다면 지향성 모드 의 호출신호의 사용은 그 장치의 송신기 출력 요, S구조건을 현저하게 감소시키는 것을 볼 수 있다 간섭 제한값이 초과되지 않으면 지향성 모드. ,호출신호는 방위각 정보가 없을 때도 사용될 수 있다S .

3.1.3.14.2 또한 방위각 산정은 전체적인 모드 호출신호 비율을 감소시키기 위해 자신의 비행S속도 정보와 연계하여 사용될 수 있다 다음은 그러한 감소를 달성하는 하나의 가능한 방법이다. .

두 대의 항공기가 정면충돌 진로에 있다는 보수적인 가정에 기초하여 충돌까지의3.1.3.14.3시간을 계산하는 대신 위협 항공기의 방위각과 자신의 항공기의 제한된 선회율을 고려하고, ,그리고 자신의 항공기가 침입기 방향으로 선회하기 위해 요구될 수 있는 시간을 허용함으로써,충돌까지의 시간은 증가될 수 있다 이와 같은 계산은 목표 항공기가 똑바로 충돌지점을 향해.


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서 보고된 최대속도로 이동하고 있다고 계속 가정하는 것이다.

송신기3.2

출력 레벨3.2.1간섭이 없으며 지상에 있는 파 단극 안테나의 것과 동일한 패턴의 안테나를 사용3.2.1.1 1/4

할 때 의 공칭 유효 방사 출력을 사용함으로써 의 거리에서 트랜스, 54dBm(250W) 26km(14NM)폰더의 신뢰성 있는 항공기 항공기간 감시를 제공하는 것이 가능하다- .

모든 누설은 항공기에 탑재된 모드 트랜스폰더의 성능에 심각한 영향을 줄3.2.1.2 ACAS S수 있기 때문에 송신기 출력은 전송 사이에서 주의 깊게 제한되어야 한다 에서 트, . 1,030MHz랜스폰더로 누설되는 출력은 일반적으로 이하 레벨로 유지되어야 한다 트랜스폰더 안-90dBm .테나와 안테나의 물리적인 간격이 이상인 경우 두 안테나간의 커플링 손실은ACAS 50cm ,

을 초과할 것이다 그러므로 안테나 단자에서 의 무선주파수 출력이 비20dB . , ACAS 1,030MHz활동적인 상태에서 을 초과하지 않고 그리고 인 최소 안테나 간격이 유지되는 경-70dBm , 50cm우에 안테나로부터 트랜스폰더 안테나로의 직접적인 간섭은 을 초과하지 않을, ACAS -90dBm것이다 이 요구조건은 호출신호가 전송되지 않을 때 가 바로 인접해 있는 항공기 또는. , , ACAS지상시설에 있는 트랜스폰더 또는 다른 무선 장치를 간섭하거나 감도를 저하시킬 수 있SSR는 무선주파수 에너지를 복사하지 않음을 보장하기 위한 것이다.

3.2.1.3 전형적인 항공기 설치에 의해 두 개의 장치가 나란히 장착되었을 때 경계에서 트랜, ACAS스폰더 경계까지의 직접적인 누설은 이하임을 보장하기 위한 측정을 하여야 한1,030MHz -110dBm다.

3.2.1.4 각각의 장치는 다른 것으로부터의 송신기 누설이 있을 때 감도 요구조건을 만족한다는 것을보장하기 위하여 장치는 동등한 분류의 모드 트랜스폰더와 나란히 시험하는 것이 요구된다, ACAS S .

위스퍼 샤우트 에 의한 동기 간섭의 제어3.2.2 “ - ”모드 동기 간섭을 제어하고 보다 높은 교통밀도의 공역에서 작동을 용이하3.2.2.1 A/C ACAS

게 하기 위하여 각각의 감시 갱신기간 동안 다른 출력 레벨인 일련의 호출신호가 전송될 수도,

있다 가장 낮은 출력에서 것과는 달리 일련의 호출신호 각각은. P 1 펄스보다 선행하는2㎲

억제 펄스( S 1으로 표시함 보다 선행한다) . S 1과 P 1의 조합은 억제 전송으로서의 역할을 한

다. S 1은 P 1보다 더 낮은 출력 레벨로 전송된다 연속적인 호출신호 사이의 최소 시간은.

가 되어야 한다 일련의 모든 호출신호는 단일 감시 갱신간격 내에 전송되어야 한다1ms . .

각 단계에서 억제 전송은 항상 아래의 호출신호보다 더 낮은 출력레벨이기 때문에 이3.2.2.2 ,기술은 위스퍼 샤우트 로 참조된다 이 의도적인 기법은 각 항공기가 임의의 과정에서 오직 하“ - ” .나 또는 두 개의 호출신호에만 응답하는 것이다 주어진 거리에서 모드 트랜스폰더의 전. A/C형적인 집단은 수신기 케이블 손실 안테나 차폐의 편차 때문에 유효 감도가 광범위할 수 있, ,다 이상적으로는 집단에 속한 각 트랜스폰더는 두개의 호출신호에 차례로 응답하고 일련의. , ,고출력 호출신호를 동반하는 보다 높은 출력 억제 전송에 의해 꺼질 것이다 몇몇 항공기의 거.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2871

리가 서로 충분히 인접해 있어서 그들의 응답이 동기 간섭하는 상황이 되는 경우 그들 모두가,동일한 호출신호에 응답하지는 않을 것이므로 그 결과 동기 간섭의 심각성은 감소할 것이다, .또한 위스퍼 샤우트의 사용은 호출신호 링크에 대한 다중경로의 영향의 심각성을 감소시킨다- .

그림 는 고밀도 모드 감시에 대한 요구조건에 부합하는 위스퍼샤우트 수열을 정의3.2.2.3 A-2a A/C -하며 그림 는 저밀도 모드 감시에 대한 요구조건에 부합하는 위스퍼샤우트 수열을 정의, A-2b A/C -한다 다섯 가지의 구별되는 부분 수열이 정의되는데 상부 안테나의 네 개 빔 각각에 대해 하나씩. , ,그리고 하부 전방향성 안테나에 대해 하나이다 호출신호는 어떤 순서로도 전송될 수 있다 간섭을. .제한하기 위해 그림 의 고밀도 수열을 생략하였을 때 단계는 간섭제한 우선권 열에 제시한 순A-2a ,서대로 삭제된다 그림 의 저밀도 수열은 간섭을 제한하기 위해 출력이 감소되고 마지막 칸에. A-2b ,표시한 것과 같이 각 호출신호 및 그와 관련된 값은 간섭 제한 우선권 열에 제시한 순서대로MTL씩 감소된다 수열 중에 숫자가 가장 낮은 단계가 처음에 삭제되거나 감소된다 모든 수열에서1dB . .

개개의 펄스 또는 단계의 타이밍은 상부전방 안테나 수열에서 최저인 세 개의 출력 단계를 예시하-는 그림 에 정의되어 있다 호출신호의 첫 번째 펄스는 억제의 두 번째 펄스로서의 역할을 한다A-3 . .

그림 및 그림 에 도표화한 최소 트리거 레벨 값은 모든 호출신호에 응3.2.2.4 A-2a A-2b (MTL)답을 전방향에서 받는다는 가정에 기초한다 지향성 수신 안테나가 사용되는 경우 값은. - , MTL안테나 이득을 고려하기 위해서 조정되어야 한다 예를 들면 이득이 인 그물망 안테나의. , 3dB경우 표에서 모든 값은 만큼 높아질 것이다 그리고 단계 번호 에서 은, MTL 3dB . 1 MTL

이 아닌 이 될 것이다-74dBm -71dBm .

단계번호

최소 유효 방사호출신호 출력

간섭제한우선순위 MLT

(dBm) (-dBm)1 S . . I 52 1 742

상부 안테나

전방

S . I 51 5 743 S . . I 50 9 744 S . I 49 13 745 S . . I 48 17 746 S . I 47 21 747 S . . I 46 25 748 S . I 45 29 739 S . . I 44 33 72

10 S . I 43 37 7111 S . . I 42 41 7012 S . I 41 45 6913 S . . I 40 49 6814 S . I 39 53 6715 S . . I 38 57 6616 S . I 37 61 6517 S . . I 36 64 6418 S . I 35 67 6319 S . . I 34 70 6220 S . I 33 73 6121 S . . I 32 76 6022 S . I 31 77 5923 S . . I 30 78 5824 . . . I 29 79 57

27 37 47 57유효 방사 출력 (dBm)

주 는. “I” P 1, P 3 및 P 4 호출신호 펄스의 ERP를 나타낸다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2872

그림 고밀도 위스퍼 샤우트 수열의 예A-2a. -

단계번호

최소 유효 방사호출신호 출력

간섭제한우선순위 MLT

(dBm) (-dBm)25, 26 S . . I 48 2, 3 7427, 28

상부 안테나

좌측 및 우측 방향

S . I 47 6, 7 7429, 30 S . . I 46 10, 11 7431, 32 S . I 45 14, 15 7333, 34 S . . I 44 18, 19 7235, 36 S . I 43 22, 23 7137, 38 S . . I 42 26, 27 7039, 40 S . I 41 30, 31 6941, 42 S . . I 40 34, 35 6843, 44 S . I 39 38, 39 6745, 46 S . . I 38 42, 43 6647, 48 S . I 37 46, 47 6549, 50 S . . I 36 50, 51 6451, 52 S . I 35 54, 55 6353, 54 S . . I 34 58, 59 6255, 56 S . I 33 62, 63 6157, 58 S . . I 32 65, 66 6059, 60 S . I 31 68, 69 5961, 62 S . . I 30 71, 72 5863, 64 . . . . I 29 74, 75 57

65 S . I 43 4 7166 S . . I 42 8 7067 S . I 41 12 6968 S . . I

상부 안테나

후방

40 16 6869 S . I 39 20 6770 S . . I 38 24 6671 S . I 37 28 6572 S . . I 36 32 6473 S . I 35 36 6374 S . . I 34 40 6275 S . I 33 44 6176 S . . I 32 48 6077 S . I 31 52 5978 S . . I 30 56 5879 . . . . I 29 60 57

80 S . . IBOTTOM

OMNIANTENNA

34 80 6281 S . . I 32 81 6082 S . . I 30 82 5883 . . I 28 83 56

27 37 47 57유효 방사 출력 (dBm)

는“S” S 1억제 펄스의 ERP를 나타낸다.는“S.I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 2 dB적다는 것을 의미한다.는“S..I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 3 dB적다는 것을 의미한다.

단계 및 에서는23, 63, 64, 79 83 , S 1 펄스가 전송되지 않는다.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2873


는“S” S 1억제 펄스의 ERP를 나타낸다.

는“S.I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 2 dB적다는 것을 의미한다.

는“S..I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 3 dB적다는 것을 의미한다.

단계 및 에서는23, 63, 64, 79 83 , S 1 펄스가 전송되지 않는다.

그림 고밀도 위스퍼 샤우트 수열의 예 계속A-2a. - ( )

단계

번호

최소 유효 방사

호출신호 출력

간섭제한

우선순위 MLT

(dBm) (-dBm)

1S

. . . . . . . . .I 52

주 각각 감소가. 1 dB그림 에서의 전방A-2a빔을 위한 우선순위를차례대로 따른다.

74

상부 안테나

2 S . . . . . . . . . I 48 74전방

3 S . . . . . . . . . I 44 72

4 S . . . . . . . . . I 40 68

5 S . . . . . . . . . I 36 64

6 . . . . . . . . . I 32 60

7, 8 S . . . . . . . . . I 48주 각각 감소가. 1 dB그림 에서의 우측A-2a /좌측 빔을 위한 우선순위를 차례대로 따른다.

74상부 안테나

9, 10 S . . . . . . . . . I 44 72좌측 및 우측

11, 12 S . . . . . . . . . 방I향

40 68

13, 14 S . . . . . . . . . I 36 64

15, 16 . . . . . . . . . I 32 60

17 S . . . . . . . . . I 43주 각각 감소가. 1 dB그림 에서의 후방A-2a빔을 위한 우선순위를차례대로 따른다.

71상부 안테나

18 S . . . . . . . . . I 39 67후방

19 S . . . . . . . . . I 35 63

20 . . . . . . . . . I 31 59

21 S . . I 34주 각각 감소가. 1 dB그림 에서의 하부A-2a빔을 위한 우선순위를차례대로 따른다.

62하부

22 전방향 S . . I 32 60

23 S . . I 30 58

24 . . I 28 56

22 32 42 52최소 유효 방사 출력 (dBm)



제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2874

는“S” S 1억제 펄스의 ERP를 나타낸다.

“S . . 는I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 3 dB적다는 것을 의미한다.

“S . . . . . . . . . 는I” S 1ERP가 호출신호 ERP보다 10 dB적다는 것을 의미한다.각 분할의 마지막 단계에서는4 , S 1 펄스가 전송되지 않는다.

그림 저밀도 위스퍼 샤우트 수열의 예A-2b. -

26dBm

1ms 1ms

27dBm

24dBm

2 s

26dBm

28dBm

I 24

I 23I 22

S 23

S 22

2 s

그림 상부 안테나를 위한 전방향성 위스퍼A-3.

샤우트 수열에서 최저 출력 단계에 대한 타이밍-

출력은 호출신호를 위한 유효 방사 출력으로 정의된다 모든 출력 레벨은 공칭3.2.2.5 . ±20dB이어야 한다 단계적인 증분의 허용오차는 이어야 하며 증분은 수열의 모든 출력 범위. ±1/2dB ,에 걸쳐서 일정해야 한다.

대부분의 호출신호는 그것이 지면으로부터의 다중경로 간섭에 영향을 덜 받는 상부 안3.2.2.6테나로부터 전송된다.

특정한 안테나 빔을 위한 적절한 위스퍼 샤우트 부분 수열의 선택은 감시에 의3.2.2.7 - ACAS해 결정된 것과 같은 그 빔 내부의 모드 동기 왜곡의 현재 또는 예상되는 레벨에 기초하A/C여 각 호출신호 사이클마다 수행된다 고밀도 위스퍼 샤우트 부분 수열은 두 개의 연속적인 모. -드 응답 내에 최소한 하나의 저신뢰도 고도 부호 비트가 존재한다는 증거로서 동기 왜곡이C그 빔 속에 나타날 때마다 안테나 빔을 위해 선택된다 레벨 위스퍼 샤우트 수열은 다음의. 6- -모든 경우에 안테나 빔을 위해 선택된다.그 빔의 감시거리 내에 하나의 모드 항공기가 존재하고 동기 왜곡이 나타나지 않을 때a) A/C ,또는

동기 왜곡이 나타나지 않고 모드 목표가 서로 왜곡 거리 내에 있지 않으며 신뢰성 있b) , A/C ,는 감시 거리 내의 모드 항공기 밀도가 항공기 항공기 이하이다A/C 0.23 /km (0.43 /NM) .특정한 안테나 빔 내에서 위협에 대하여 가 생성될 때마다 경보 기간 동안 고레벨 수열TA ,이 그 빔을 위해 사용된다 가 생성될 때마다 경보 기간 동안 고레벨 수열이 모든 빔을. RA ,위해 사용된다.

설정된 모드 감시 항적이 없거나 세 개의 상관관계 모드 획득 응답으로 구성된3.2.2.8 A/C , C


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2875

어떠한 후보 항적이 안테나 빔의 감시 거리 내에 존재하지 않는다면 왜곡 해소는 불필요하며, ,는 그 빔에서 하나의 모드 호출신호를 전송한다 각 빔 내의 단일 호출신호와 이와 관ACAS C .

련된 의 출력레벨은 간섭제한에 의해 결정된 것과 같이 대응하는 저 레벨 위스퍼 샤우트MTL -부분 수열의 최고 허용 출력레벨과 동등하다 단일 모드 호출신호은 다중경로로 인한 모드. C변환을 업링크 할수 있으며 로 분리된 침입기로부터의 모드 및 모드 응답의 혼합을, 13 A C㎲

유발할 수도 있다 그러므로 는 신뢰성 있는 감시 획득 및 추적을 위해 다음의 경우 항. ACAS상 빔을 위해 저 레벨 위스퍼 샤우트 부분 수열을 선택한다- .그 빔에서 단일 호출신호는 이전의 감시 갱신 간격에서 수신된 모드 응답의 측정 거리a) A/C ,또는 이전 응답의 거리로부터 만큼 벗어난 거리를 중심으로 하는 거±13 1,525m(5,000ft)㎲

리 영역 내에서 발생하는 모드 응답으로 귀결되거나 또는A/C ,설정된 모드 항적 또는 획득 중인 과정 내의 모드 항적이 다른 빔으로부터 그 빔을 통b) C C과하고 있다 는 두 개의 상관관계 획득 응답이 수신되지 않는 개의 감시 갱신 간. ACAS 10격 이후에 단일 호출신호로 다시 전환한다.

간섭한계3.2.3.장치는 간섭 영향을 제어하기 위하여 세 개의 특유한 부등식의 세트를 만족한3.2.3.1 ACAS

다 압력 고도 이하에서 작동하는 에 적용되는 세 부등식은 다음의 물. 5,490m(18,000ft) ACAS리적인 기법과 관련이 있다 호출신호에 의해 야기되는 다른 트랜스폰더의 시. (1) ACAS “ON”간 감소 호출신호의 전송 동안에 상호 억제에 의해 야기되는 자신의 트랜스폰더의, (2) “ON”시간 감소 의 모드 호출신호에 의해 야기되는 모드 왜곡신호, (3) ACAS A/C A/C (fruit).

이상의 압력고도에서 작동하는 를 위해 부등식 과 에서5,490m(18,000ft) ACAS (1) (3) n a를 1

로 설정하면 의 초 호출신호 출력비율 생성에 상한값을 제공함으로써 단일 가, ACAS 1 / ACAS무제한의 출력으로 전송하는 것을 예방할 수 있다.

부등식 이 보장하는 것은 거리에서 균일 대 지역에서 균일의 제한 하에 희생 트랜3.2.3.2 (1) , - - , “ ”스폰더 주위의 모든 분포에 대해서 희생 트랜스폰더가 초의 기간 동안에ACAS “ ” 1

이내의 모든 호출기로부터의 호출신호 개 이상은 결코 탐지하56km(30NM) ACAS ACAS 280지 못하리라는 것이다 보다 작은 수의 트랜스폰더에 의한 저출력 전송이 탐지되었기 때문에.

장치가 미만으로 전송한다면 부등식의 왼쪽 부분은 장치의 호출신호 비율ACAS 250W , ACAS증가를 허용한다 이 부등식 왼쪽의 합계 이내인 각각의 정상 출력 값은 국부적인 분포. ACAS

에 대한 부등식을 성립시키는 지수 α를 포함한다. α의 값은 현지의 항공기 분포 곡선ACAS을 정의하며 거리 이내에 있는 다른 의 수 및 분포에 대한 자신의, 56km(30NM) ACAS ACAS

측정으로부터 유도된다 분포가 지역에서 균일. ACAS - ( α 로부터 거리에서 균일=1) - ( α 까지 변=0.5)화함에 따라 희생 트랜스폰더에 가까운 항공기의 밀도 및 그로 인한 전자기적 영향이, “ ” ACAS커지게 된다 간섭에 대한 증가되는 잠재성은 부등식의 정상화된 출력값중 하나보다 작. ACAS은 지수를 이용하여 생기는 보다 큰 정도의 간섭제한에 의해 상쇄된다 이 부등식의 오른쪽에.있는 첫 항의 분모는 근처의 다른 호출기와 모든 장치가 유사한 방법으로 호출ACAS ACAS신호 비율 및 출력을 제한해야 한다는 사실을 설명한다 그렇게 함으로서 어떤 지역에서. ,

장치의 수가 증가함에 따라 그들의 호출신호 비율 및 출력은 감소하며 모든 트랜스폰ACAS , ,더에 대한 전체 호출신호 비율이 초당 회 이하로 유지된다ACAS 280 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2876

항공기가 거리에서 균일 대 지역에서 균일의 한계 사이에서 분포되어 있고3.2.3.3 ACAS - - ,호출신호를 받을 때마다 억제 또는 지연응답에 의해 동안에 희생 의 이륙이 제공ACAS 35 “ ”㎲

되는 공역 내에서 호출신호에 의해 야기되는 총 시간은 결코 를 초과하지 않을, ACAS “off” 1%것이다 측정 및 시뮬레이션은 고밀도 터미널 지역에서는 총 시간이 보다 높을 수도. “off” 1%있다는 것을 나타내며 이것은 거리에서 균일 대 지역에서 균일로 정의되는 구역을 벗어난, - -

항공기 분포 때문이며 보다 클 것으로 예상되는 임의의 호출신호에 대한 모드ACAS , 35 S㎲

트랜스폰더의 회복시간 때문이기도 하다 이 부등식의 오른쪽 두 번째 항은 이 전체 간. ACAS I

섭 제한 할당의 일부분을 이용할 수 있도록 하기 위해, n a와 상관없이 를 위한 호출ACAS II

신호 출력비율 결과의 최대치를 제한한다 분모에서의. α값에 의해 분포에 대응되는 이ACAS항은 가까운 곳에 약 개의 다른 가 거리가 일정하게 분포되어있거나 가까운 곳에, 6 ACAS II ,약 개의 다른 가 영역이 일정하게 분포되어 있다면 각각의 장치가 평균 출26 ACAS II ACAS II력 이상으로 결코 전송할 수 없다는 것을 보장한다.

고밀도 터미널 지역은 착륙지점으로부터 약 에서 로 산정한3.2.3.3.1 14.8-18.5km(8-10NM) 1%위반 때문에 보다 높은 부하를 겪게 될 것이다 이와 같은 지역에서 지상 감시 시스템 및.

모두를 위한 감시성능을 충분히 보장하기 위해ACAS , n b 및 n c의 계산에서 610m(2,000ft)

이하를 비행하는 는 지상에서 작동하는 및 또한 포함한다 이 값AGL ACAS ACAS II ACAS III .은 다음과 같은 실질적인 이유로 선택되었다.전파 고도계의 사용은 이하에서 충분한 측정 정확도를 제공하며 그리고a) 610m(2,000ft) ,항공기가 계기착륙시스템 활공 경로로 접근하고 있다고 가정한다 그러한 경우b) (ILS) . ,

은 공항으로부터 약 인 거리에 대응한다610m(2,000ft) AGL 11.2km(6NM) .

새로운 접근절차 예 또는 를 기반으로 하는 는 간섭을 제한하기 위해 추가적인 고( : MLS GNSS )려사항을 필요로 할 수도 있다 그리고 접근에서 조차 항공기가 유효한 활주로 상공에 있. ILS ,지 않은 동안에는 및 를 대기 로 전환하는 절차를 수립하도록 권고한다ACAS II ACAS III “ ” .

부등식 는 항공기에 탑재한 트랜스폰더가 동일한 항공기의 장치로부터3.2.3.4 (2) ACAS ACAS의 상호 억제 신호에 의해 시간의 이상 꺼지지 않을 것임을 보장한다1% .

부등식 은 희생 모드 트랜스폰더가 자신의 탐지 거리 이내의 모든 호출3.2.3.5 (3) “ ” A/C ACAS기로부터의 호출신호에 응답하는 초 기간에 모드 응답을 회 이상은 생성하지 않을 것1 A/C 40임을 보장한다 부등식 처럼 그것은 인접한 다른 호출기를 고려하고 그리고 단일. (1) , ACAS ,

장치의 출력을 제한하기 위해 감소된 전송출력을 고려하는 항을 포함한다 초당 회인ACAS . 40모드 응답은 다중 모드 지상 감지 유효범위의 혼잡한 영역에서 없이 작동하는A/C A/C ACAS트랜스폰더를 위한 응답비율의 약 이다20% .

간섭제한의 예3.2.3.63.2.3.6.1 예를 들어 호출신호 제한이 요구되지 않을 때 지향성 장치의 전체적인 모드, , ACAS

및 모드 호출신호 비율은 전형적으로 아래와 같을 것이다 모드 호출신호 비율A/C S . A/C k t

는 전형적으로 초당 회의 위스퍼 샤우트로 일정하다 정상적인 위스퍼 샤우트 출력의 합 즉83 - . - ,부등식 의 왼쪽에 있는 모드 기여도를 대략 으로 가정한다 모드 호출신호 비율은(1) A/C 3 . S


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2877

인접한 모드 항공기의 수에 좌우된다 항로상의 공역에서 이내에 있는 각각의S . 56km(30NM)모드 항공기에 대해 초당 약 의 호출신호가 전형적인 평균이다 당 항공기S 0.08 . km2 0.006

당 항공기 인 균일한 항공기 밀도에서 이내에 있는 항공기의 수는 이(NM² 0.02 ) , 56km(30NM) 57

다 이들 중 가 를 장착했다면. 20% ACAS , n a 이며 부등식 의 오른쪽의 변수 항은 이=12 (1) 21.5

다 그 구역에서 항공기의 수가 을 초과하지 않는다면 고정된 항이 계속 제어하게 되. ACAS 26 ,고 내에 모드 항공기가 대략 대 존재할 때까지는 어떠한 제한도 하지 않는56km(30NM) S 100다.

부등식 와 에서도 유사한 고려사항을 유지한다 부등식 에서 각각의 상부 안3.2.3.6.2 (2) (3) . (2)테나 호출신호와 관련된 상호 억제 간격은 이다 하부 안테나 상호 억제 간격은 이다70 . 90 .㎲㎲

그러므로 부등식 의 왼쪽에 있는 모드 의 기여도는 이며 모드 호출신호 비율(2) A/C 0.0059 , S은 제한을 위반하기 전에 초당 상부 안테나 호출신호 만큼 높아질 수 있다 전형적인 위스59 .퍼 샤우트 수열에서 부등식 의 왼쪽은 대략 이다 이내에 있는 항공기- , (3) 3 . 56km(30NM) ACAS의 수는 부등식 을 위반하지 않고 만큼 높아질 수 있다(3) 26 .

호출신호 비율 또는 밀도가 제한사항중 하나를 위반하는 지점까지 증가할 때 정상적3.2.3.6.3 ,인 모드 또는 모드 호출신호 비율 또는 둘 다는 그 부등식을 만족시키기 위해서 감소A/S S ,되어야 한다 바깥쪽의 밀도가 당 항공기 당 항공기 에 도달했. 56km(30NM) km2 0.029 (NM² 0.1 )다면 반경 내에는 대의 항공기가 있을 것이다 이들 중에서 가 를, 56km(30NM) 283 . 10% ACAS

장착하였다면, n a 이다 부등식 과 에서 오른쪽의 한계 값은 각각 및 이 된=28 . (1) (3) 9.66 2.76

다 이와 같은 보다 낮은 제한사항을 만족시키기 위하여 부등식 의 왼쪽에 대한 모드. , (1) A/C및 모드 의 기여도는 모두 감소되어야 할 것이다 그 결과 모드 및 모드 목표의 감시S . , A/C S거리는 감소할 것이다.

부등식 은 지수3.2.3.6.4 (1) α를 포함하며 이것은 지역에서 균일 대 거리에서 균일의 제한 하, - -에 분포된 의 근처에서 작동하는 희생 트랜스폰더가 초 동안에 개 이상의, ACAS “ ” 1 280 ACAS호출신호는 결코 탐지할 수 없는 그러한 특별한 지역의 항공기 밀도에 이 부등식을 대, ACAS응시키기 위해 기여한다.

α의 값은 자신의 인접한 국부적인 분포 특성을 정의한다ACAS ACAS .

이것은 방송 호출신호 및 감시로부터 추출한 이내 이ACAS ACAS 56km(30NM) , 11.2km(6NM)

내 그리고 이내의 의 상대적인 숫자에 기초한다, 5.6km(3NM) ACAS . α의 값은 다음에서의 최소

값이다.

이내의 항공기 수인a) 56km(30NM) ACAS n a와 이내의 항공기 수인11.2km(6NM) ACAS

n b의 비율의 로그를 로그 로 나눈 값25 ,

b) 이내의 항공기 수인11.2km(6NM) ACAS n b 이내의 항공기 수, 5.6km(3NM) ACAS n c의 비율1/4 .

이내 항공기의 지역에서 균일 분포는56km ACAS - α값이 이 되도록 하며 거리에서 균일 분1.0 , -

포는 의 값이 되도록 한다 감소하는0.5 . α값은 보다 큰 출력 감소를 유발하고 이로 인해 감시


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2878

거리가 더 줄어들기 때문에, α의 최소값은 최고 밀도인 터미널 지역에서 충돌회피를 위한 적

절한 감시거리를 유지하기 위해서 로 한정된다 측정된 현지 분포가 다음과 같은 특0.5 . ACAS

별한 상황을 고려하기 위해 α 1 값에 추가적인 제한이 부과된다.

분포가 확정할 수 없도록1) ACAS ( n b 너무 작은 수인 경우에는=1) , α 1은 로 제한된다1 .

분포가 상대적으로 높아서 전반적인 의 수2) ACAS ACAS ( n b 4,≤ n c 2,≤ n a 가 모순되>25)

는 경우, α 1은 로 제한되거나 또는1 ,

분포가 상대적으로 낮아서 전반적인 의 수3) ACAS ACAS ( n c>2, n b>2 n c , n a 가 모순<40)

되는 경우, α 1은 로 제한된다0.5 .

간섭제한 절차3.2.3.7

각각의 감시 갱신 간격의 처음에서3.2.3.7.1 , n a , n b 및 n c는 위에 나타낸 것처럼 결정된

다 그 후. n a는 부등식 과 의 오른쪽 현재 제한사항을 평가하기 위해 사용된다 부등식(1) (3) .

에서 모드 변수의 평탄화된 값 또한 계산되어야 한다S .

n b 및 n c는 다음 식에 따라 α 1의 값을 계산하기 위해 사용된다.

α 1=1/4 [n b/n c]

n a와 n b는 다음 식에 따라 α 2의 값을 계산하기 위해 사용된다.

α 2=Log 10[n a/n b]

Log 1025

또한,

[( n b≤1 또는) ( n b≻4n c 또는) ( n b≤4 및 n c≤2 및 n a≻25 인 경우)] , α 1 이다=1.0 .

[( n b≺2n c 또는) (( n c≻2 및) ( n b≤2n c 및) ( n c≤40 인 경우))] , α 1 이다=0.5 .

( n a≻25n b 인 경우) , α 2 이고=1.0 ,

( n a≤5n b 인 경우) , α 2 이다=0.5 .

α 값은 α 1 및 α 2의 최소값이다.

3.2.3.7.2 모든 항공기항공기간 조정 호출신호와 및 방송 호출신호는 최대 출력으로- RA ACAS전송된다 항공기항공기간의 조정 호출신호와 및 방송 호출신호는 이와 같은 부등식. - RA ACAS의 왼쪽에 있는 모드 호출신호의 합계에 포함되지 않는다 가 표시될 때마다 해당 침입기S . RA ,에 대한 감시 호출신호는 최대의 링크 신뢰성을 허용하도록 최대 출력으로 전송될 수 있다. RA의 주파수가 매우 낮기 때문에 이와 같은 전송은 측정 가능한 간섭 증가를 유발하지 않는다, .

부등식 또는 중 왼쪽 부분의 평탄화된 값이 현재의 제한사항과 같거나 이를 초3.2.3.7.3 (1) (2)과하고 자신의 항공기가 압력고도 이하에서 운항 중인 경우에 모드, ACAS 5,490m(18,000ft) ,및 모드 모두의 감시 변수는 부등식을 만족시키기 위하여 변경되어야 한다 부등식S A/C . (3)

의 왼쪽이 현재의 제한사항을 초과하고 자신의 항공기가 압력고도 이, ACAS 5,490m(18,000ft)하에서 운항 중인 경우에 모드 감시 변수는 부등식을 만족시키기 위하여 변경된다, A/C .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.2879

모드 감시는 에 기술한 위스퍼 샤우트 수열에서 일련의 단계를 생략함으로3.2.3.7.4 A/C 3.2.2 -서 변경될 수 있다 각각의 위스퍼 샤우트 단계는 수신기 설정과 독특하게 연관된다 그. - MTL .러므로 모드 감시 기간에서 수신기 감도는 이와 같은 출력 감소와 일치하도록 자동적으로A/C맞추어져야 한다.

모드 목표에 대한 전체적인 감시 감도는 호출신호 출력을 감소시키고 모든 모드3.2.3.7.5 S ,스퀴터 수신기간 동안 수신기 을 증가시킴으로써 감소될 수 있다 이것은 목표의 수를S MTL .

감소시킴으로써 모드 호출신호 비율을 간접적으로 감소시킬 것이다 많은 모드 호출신호S . S는 거리 미상의 목표로 전송된 획득 호출신호이다 그러므로 항적파일로부터 원거리 목표를 단.순히 제거하는 모드 호출신호 비율의 직접적인 제어는 효과적이지 않다S .

비행중인 의 경우 모드 및 모드 감시 출력과 감도의 감소는 모드 와3.2.3.7.6 ACAS , A/C S S

모드 목표의 감시거리 사이의 동등함이 전방 빔에 존재하는 방법으로 이루어진다A/C . n b를

위해 모든 방향으로 신뢰성 있는 의 감시거리를 제공하도록 비행중인 장11.2km(6NM) , ACAS치를 위한 모든 빔에서 최대 허용 간섭제한 출력 감소는 모드 의 경우 이며 모드 의S 10dB A/C경우 이다 지상의 를 위한 모드 감시 출력 및 감도의 감소는 각 빔에서 같은7dB . ACAS A/C위스퍼 샤우트 성능을 얻기 위해 이루어진다 이것은 모드 출력 및 감도의 감소가 전방 빔- . A/C이 측면 빔과 같아질 때까지 이루어지고 전방 및 측면 빔이 후방 빔과 같아질 때까지 이루어,지는 것을 필요로 한다 이륙에 앞서 모든 방향으로의 감시를 위한 신뢰성 있는 의. 5.6km(3NM)감시 거리를 제공하도록 지상에 있는 장치를 위한 최대 허용 간섭제한 출력의 감소는, ACAS다음과 같다.전방 빔 모드 의 경우 그리고 모드 의 경우a) : S 13dB, A/C 10dB.측면 빔 모드 의 경우 그리고 모드 의 경우b) : S 13dB, A/C 6dB.후방 빔 모드 의 경우 그리고 모드 의 경우c) : S 13dB, A/C 1dB.

또한 비행중이거나 지상에 있는 를 위한 모드 및 모드 감시 출력과 감도 감소는, ACAS A/C S ,장치가 조기에 제한되지 않고 모든 목표 형태의 혼합과 시스템의 최대밀도 성능까지의ACAS ,

모든 밀도에 대한 세 가지 제한 수식에 명시된 허용값을 최소 이상 사용하는 성능을 가75%지도록 함으로써 이루어질 수 있다 평탄화된 제한 값 중에서 어느 값이 초과하는 경우 하나. ,의 감시 갱신기간 내에서 간섭을 제한하기 위한 적절한 조치를 필요로 한다 환경이 간섭 제한.을 풀도록 허용하기 위해 충분하게 지속적으로 개선될 때 감시 감도를 점진적으로 회복하기,위한 수단이 제공되어야 한다.

교차 링크 호출신호는 간섭제한 부등식 왼쪽 항의 모드 호출신호의 합계에3.2.3.7.7 ACAS - S포함된다.

전형적인 간섭제한 절차의 실행3.2.3.8

다음은 실행 가능한 하나의 간섭제한 절차를 설명한다 그것은 모드 및 모드3.2.3.8.1 . S A/C목표에 대해 산정된 감시 거리가 거의 동등함을 최대화하고 유지하기 위하여 부등식 (1), (2),에 나타나는 시스템 변수를 변경한다 이와 같은 부등식을 계산할 때 모드 변수의 초(3) . , S 8

평균이 사용되고 모드 변수의 현재 또는 예측된 값이 사용된다 그림 의 흐름도에 절, A/C . A-4


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차를 예시하였다.

그림 간섭제한 흐름도A-4.

단계 제어처리에서의 첫 번째 단계는 다음 중 어느 하나에 해당한다면 현재의3.2.3.8.2 1. ,스캔 동안 임시로 사용 예정된 위스퍼 샤우트 단계의 수를 감소시키는 것이다- .부등식 이 위배되거나 또는a) (3) ,부등식 또는 가 위배되고 마지막 스캔의 모드 감시 거리는 예정된 위스퍼 샤우트b) (1) (2) , S -수열의 사용 때문에 발생하는 모드 감시 거리를 초과하지 않는다A/C .

위스퍼 샤우트 단계는 모드 프로세서의 설계에 의해 지시된 순서로 제거되며 제거된 단계- A/C ,의 수는 위 조건 중 어느 것도 만족되지 않음을 보장할 만큼 충분히 크다 임시로 사용 예정된.위스퍼 샤우트 단계 수의 값은 마지막 스캔에서 사용된 수로 초기화된다 모드 및 모드- . S A/C감시 거리의 상대적 크기는 항공기의 바로 전방에 위치한 모드 및 모드 트랜스ACAS S A/C폰더를 가진 목표물에 의해 보이는 산정된 유효 방사 출력 으로부터 결정된다 주어진 방(ERP) .향에서의 는 안테나로의 입력 결과 및 그 방향에서의 안테나 패턴 이득에 의해 결정된다ERP .트랜스폰더 감도가 동일하다면 모드 거리는 모드 전송 출력이 모드 전송 출력보다, S S A/C크거나 작은지 여부에 따라 모드 거리보다 크거나 작다 모드 트랜스폰더는 모드A/C . A/C S트랜스폰더보다 다소 낮은 감도를 가질 수도 있으므로 모드 출력이 모드 출력을, A/C S 3dB초과하는 필요충분조건을 만족하는 경우 모드 거리가 모드 거리보다 크다고 가정한다, A/C S .


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단계 제어과정에 있는 두 번째 단계는 부등식 또는 가 위배되고 마지막3.2.3.8.3 2. , (1) (2) ,스캔의 모드 감시거리가 예정된 위스퍼 샤우트 수열의 사용결과로 야기되는 모드 감시S - A/C거리를 초과한다면 획득을 위한 모드 호출신호 출력을 감소하고 모드 스퀴터 수신, S 1dB , S을 위한 을 마지막에 사용한 값으로부터 증가시키기 위한 것이다MTL 1dB .

그러한 변화가 이루어 졌을 때 이와 같은 것이 부등식 을 만족하기 위해 필요한 경우에 보, (3) ,장하는 초 동안에 허용되는 변화는 오직 위스퍼 샤우트 스텝 수의 감소이다 부등식 과8 - . (1) (2)에서 사용되는 초의 평균은 변화 이후로 시스템의 처리에 의해 결정되기 때문에 이 초 동8 , 8결은 모드 변화의 효과가 명백하게 되도록 허용한다S .

스텝 세 번째 단계는 초 동결에 의해 방해 받지 않으면서 다음 조건을 만족한다3.2.3.8.4 3. 8면 그러한 임시적인 계획에 위스퍼 샤우트 단계를 더하기 위한 것이다, - .부등식 및 은 만족되고 단계가 증가 된 후에도 계속 만족될 것이다a) (1), (2) (3) , .마지막 스캔의 모드 감시 거리는 예정된 수열의 사용으로 발생하는 모드 감시 거리b) S A/C

를 초과한다.위의 또는 를 위배하지 않으면서 가능한 많은 단계가 증가된다a) b) .

단계 최종적으로 위의 의 항 조건을 만족하지만 조건 를 만족하지3.2.3.8.5 4. , 3.2.3.8.4 a) , b)않는다면 획득을 위한 모드 호출신호 출력의 증가 그리고 모드 스퀴터왜곡신호, S 1dB S /

를 위한 의 감소시키는 효과에 대한 평가가 이루어진다 부등식 및 가 계(fruit) MTL 1dB . (1) (2)속적으로 만족되지 않을 것임을 그 평가가 나타낸다면 변경은 이루어지지 않는다 부등식, 1dB .이 계속해서 만족될 것임을 그 평가가 나타낸다면 변경이 이루어지며 위의 에, 1dB , 3.2.3.8.3기술된 경우 외에는 보장되는 초 동안 모드 또는 모드 변수에 더 이상의 변화가 이루8 A/C S어지지 않는다.

호출신호 지터3.2.4장치로부터의 모드 호출신호는 다른 지상 기반 및 운항중인 호출기와의 동기 간섭ACAS A/C -

가능성을 피하기 위해서 의도적으로 지터화 된다 모드 감시 호출신호는 를 위한 모드. S ACAS호출신호 계획 과정의 고유한 무작위 특성 때문에 지터화가 필요하지 않다S .

안테나3.3

지향성 호출신호의 사용3.3.1당 항공기 당 항공기 까지의 항공기 밀도에서 모드 목표의 신뢰3.3.1.1 km2 0.087 (NM² 0.3 ) , A/C

성 있는 감시를 위해 지향성 안테나를 추천한다 추천하는 안테나 시스템은 항공기 상부에 설.치된 개 빔 안테나와 항공기 하부의 전방향성 안테나로 구성된다 지향성 안테나는 또한 항공4 .기의 하부의 전방향성 안테나 대신에 사용될 수도 있다 지향성 안테나는 전방 후방 좌측 우. , , ,측을 향하는 빔을 연속적으로 생성한다 이와 같은 것과 함께 매개체 지시각도의 필요성 없이.모든 방위각에서 목표물을 위한 감시 유효범위를 제공한다.

지향성 안테나는 전형적으로 도와 도 사이의 모든 고도각을 위한 의 방위3.3.1.2 +20 -15 90±10°

에서 의 빔 폭을 가진다 호출신호 빔 폭은 각각의3dB . P 1 호출신호 펄스를 간격으로 뒤2㎲


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따르는 P 2 사이드로브 억제 펄스의 전송에 의해 제한되어야 한다. P 2 펄스는 별도의 제어

패턴 전방향성일 것인 으로 전송된다( ) .

위와 아래로부터 낮은 접근속도로 접근하는 항공기의 시기적절한 탐색이 필요하다 이3.3.1.3 .와 같은 항공기의 탐색은 항공기 피치면에 상대적인 고도각 이내에서 충분한 안테ACAS ±10°나 이득의 필요성을 암시한다 지향성 안테나는 전형적으로 인 공칭 의 수직 빔. ACAS 30° 3dB폭을 가지고 있다.

지향성 안테나 패턴의 형상과3.3.1.4 P 2 전송의 상대적인 진폭은 다음과 같이 제어된다.

부터 사이의 임의의 방위각 그리고 와 사이의 임의의 고도각에 위치한 최a) 0° 360° +20° -15°대 억제 트랜스폰더는 개의 지향성 빔 중 적어도 하나의 호출신호에 응답한다4 .최소 억제 트랜스폰더는 두 개 이하인 인접한 지향성 빔으로부터의 호출신호에 응답한다b) .

최대 억제 트랜스폰더는 P 1대 P 2의 수신 비율이 을 초과하는 경우에만 응답하는 것으로3dB

정의된다 최소 억제 트랜스폰더는. P 1대 P 2의 수신 비율이 을 초과하는 경우에 응답하0dB

는 것으로 정의된다.

각 안테나 빔 전방 좌측 우측 후방 전방향 으로부터의 유효 방사 출력 은 그림3.3.1.5 ( , , , , ) (ERP)

에 주어진 것과 같은 각 공칭값의A-2a ± 이내가 될 것으로 예상된다2dB .

및 가 대략 빔 중심에서 출력 이득 생성을 가지기 위한 전방으로3.3.1.6 TRP=49dBm BW=90°의 지향성 전송은 다음 식과 같다.

PG=TRP

BW/360 o=55 dBm

이것은 공칭보다 더 크고 지향성 빔의 교차점에서 적절한 유효범위를 제공한다 측방 및1dB , .후방 빔의 는 항공기가 이와 같은 방향으로부터 접근할 때 발생하는 보다 낮은 접근속도TRP를 고려하기 위해 전방의 빔에 대해 상대적으로 감소한다 모드 감시 성능은 지향성 여기. A/C (서는 빔의 수 이 상부에 장착된 안테나를 위해 증가하는 것처럼 일반적으로 향상될 것이다 그) .렇지만 하부의 지향성 안테나 사용은 탐지능력에 있어서 오직 제한적인 개선만을 제공할 것이,고 최고 출력에서 사용되는 경우에 지상 반사 다중경로로 기인한 의사 트랙 비율 증가에 의, , -해 장치의 전반적인 성능은 저하될 것이다.

방향 탐지3.3.2응답하는 트랜스폰더로부터의 전송 도착 각도는 여러 단순하고 실제적인 방향탐지 기술에 의

해 정확도 보다 더 좋게 결정될 수 있다 이와 같은 기술은 전형적으로 항공기 표면10° RMS .에 설치된 파 간격으로 사각형 배열을 한 개 또는 개의 단극 방사 요소를 채택한다 이와1/4 4 5 .같은 요소로부터의 신호는 수신된 신호의 도착방향 산정을 제공하기 위한 상 또는 진폭에서

비교될 수 있는 또는 개의 구분된 빔으로부터 생성되는 것과 같이 조합될 수 있다 이와2 4 .같은 방향탐지 정확도의 레벨은 조종사에게 침입하는 항공기의 육안 획득을 효과적으로 돕기

위한 를 제공하기 위해 적절하다TA .


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동기왜곡의 제어를 위한 지향성 전송3.3.3지향성 호출신호의 사용은 동기 왜곡을 감소시키기 위한 하나의 기술이다 지향성 호출3.3.3.1 .

신호는 호출신호의 영역의 크기를 줄일 수 있다 유효범위는 반드시 모든 방향에서 제공되어야.한다 따라서 다중 빔은 가 장착된 항공기에 가까운 모든 항공기로부터 응답을 유도하기. ACAS위해 사용된다 빔 사이에 유효범위 공백이 존재하지 않도록 빔을 중첩하기 위해 주의를 기울.여야 한다.

안테나는 전형적으로 개 또는 개의 구분된 빔 위치 사이에서 스위칭을 할 수 있는3.3.3.2 4 8비교적 단순한 배열일 수 있다 개 빔의 위치의 경우 안테나의 빔 폭은 도 규칙에 따를. 4 , 100°것으로 예상된다 호출중인 모드 트랜스폰더를 위한 유효 안테나 빔 폭은 송신기 사이드. A/C로브 억제의 수단에 의해 빔 폭보다 더 좁게 만들 수 있다3dB .

안테나 위치3.3.4상부에 설치된 지향성 안테나는 항공기 중심선 위에 그리고 가능한 최대한 전방으로 위치하여

야 한다 안테나와 모드 트랜스폰더 안테나는 장치 사이의 누설 에너지의 연결을 최. ACAS S소화하기 위해 기체에서 가능한 멀리 떨어진 곳에 설치하여야 한다 이와 같은 간격은 최소한.

의 연결 손실로 귀결되는 간격과 같은 이하가 결코 아니어야 한다20dB 0.5m(1.5ft) .

수신기 및 프로세서3.4

감도3.4.1모드 트랜스폰더 의 최소 트리거 레벨의 것과 동등한 감도는 그러한 항공기가 공칭 전S (-74dBm ) ,송 출력의 트랜스폰더를 장착하고 있음을 제공하는 의 거리에서 수평 비행중인 거의26km(14NM) ,고도가 같은 항공기의 신뢰성 있는 탐지를 제공하기 위한 적절한 링크 여유를 제공할 것이다.

수신기 문턱값의 제어3.4.2

수신기는 다중경로의 영향을 제어하기 위해 가변 유동적인 문턱값을 사용한다3.4.2.1 ACAS ( ) .응답의 첫 번째 펄스가 수신될 때 가변 수신기 문턱값 기술이 수신기 문턱값을 최소 트리거,레벨 로부터 수신된 펄스의 최고 레벨 이하인 고정된 값 예 에서의 레벨까지 올린다(MTL) ( : 9dB) .수신기 문턱값은 이것이 로 복귀하는 시간에서 모드 응답기간 동안 이 레벨에서 유지MTL A/C된다 다중경로 복귀값이 직접경로 응답에 비해 약하다면 직접경로 응답의 첫 번째 펄스는 다. ,중경로 복귀값이 탐지되지 않도록 수신기 문턱값을 충분히 올린다.

이와 같은 문턱값은 약한 응답을 구별하는 경향이 있기 때문에 가변 수신기 문턱값은3.4.2.2 ,전통적으로 모드 응답 프로세스에서는 회피되어져 왔다 그렇지만 위스퍼 샤우트 호출신A/C . , -호와의 연계하여 사용될 때 이와 같은 불리함은 대부분 극복된다 호출신호 수열의 주어진 임, .의 단계에서 강한 응답이 문턱값을 올려서 약한 중첩 응답을 거부하도록 하는 것이 가능하다, .하지만 위스퍼 샤우트 호출신호에서 위스퍼 샤우트 과정이 신호 강도에 의해 목표를 그룹으로, - , -분류하기 때문에 각각의 호출신호 응답으로 수신된 중첩 응답은 거의 같은 진폭이다, .

각각의 위스퍼 샤우트 호출신호에 이어지는 응답 수신 주기에서 사용되는 수신3.4.2.3 - ACAS


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기 은 전술한 방법으로 호출신호 출력과 관계가 있다 특별히 감도가 낮은 은 유도된MTL . , MTL ,모든 응답이 검출되도록 호출신호 링크와 응답 링크 사이의 균형을 유지하고 있는 동안,

수신기에 있는 모드 왜곡신호율 을 제어하기 위해 보다 낮은 호출신호 출ACAS A/C (fruit rate)력과 함께 사용한다.

펄스 처리3.4.3상대적으로 넓은 동적 거리 수신기는 수신된 펄스를 충실하게 재생한다 규정은 수신된3.4.3.1 .

펄스의 가장 자리에 정확하게 위치하기 위해 포함될 수 있고 실제 응답으로부터의 부호 펄스,에 의해 합성되는 거짓 프레임 펄스를 제거하기 위해 로직을 제공할 수 있다 중첩된 펄스 가.장자리가 명확하게 구별될 수 있는 상황에서 프로세서는 펄스를 분해할 수 있다 이것은 또한.거의 동일한 진폭의 중첩된 펄스가 이어지는 펄스의 불명료를 야기할 때 숨겨진 펄스의 위치,를 재구성할 수 있다 응답 프로세서는 최소한 개의 중첩된 응답을 다루고 정확하게 디코드하. 3는 능력을 가지고 있다 또한 대역을 벗어난 신호를 거부하고 전형적인 펄스 를 초. 0.5 ( DEM )㎲

과하는 상승시간을 가진 펄스를 거부하기 위한 수단도 제공된다.

모드 수신 주기 동안 모드 응답이 수신되었다면 모드 왜곡신호 응답의 오3.4.3.2 C S , C (fruit)류 스트링이 생성될 수 있다 의 장치는 이와 같은 거짓 응답을 거부하도록 되어 있다. ACAS .

오류 검출 및 수정3.4.4이상인 접근 속도와 당 항공기 당 항공기 보다 큰3.4.4.1 260m/s(500kt) km2 0.009 (NM² 0.03 )

밀도 또는 미만인 접근 속도와 당 항공기 당 항공기 보다, 260m/s(500kt) km2 0.04 (NM² 0.14 )큰 밀도에 의해 특성화된 공역에서 사용하고자 하는 항공전자장치는 모드 응답 오류ACAS S수정을 위한 성능이 요구된다 이와 같은 고밀도에서 오류수정은 모드 왜곡신호 의. , A/C (fruit)영향을 극복하기 위해 필수적이다 모드 오류수정은 하나의 중첩되는 모드 응답이 있을. S A/C때 모드 의 응답의 성공적인 수신을 허용한다, S .

3.4.4.2 오류 수정 디코드는 다음과 같은 응답에 사용하기 위한 것이다 모든 호출 응답. DF=11 ,짧은 항공기항공기간 감시응답 그리고 긴 항공기항공기간 감시응답획득 및 비획DF=0 - , DF=16 - (

득 모두 추가하여 짧은 감시 고도 응답의 수동적인 감시는 오류 수정 디코드를 필요로 한). , DF=4다.

오류 수정이 요구되는 두 개 이상의 획득 응답이 모드 거리 획득 영역 내에서 수신3.4.4.3 S된다면 처음으로 수신된 응답 이상에 오차 수정을 적용하는 것은 비실용적일 수도 있다 처음, .것 이외의 다른 획득 응답은 수정이 필요하지 않다.

수신기 사이드로브 억제3.4.5지향적으로 호출하는 장치는 호출하는 구역의 바깥에 있는 근처의 항공기에 의해 생성ACAS ,된 응답 왜곡신호 을 제거하기 위해 수신기 사이드로브 억제 기술을 이용할 수 있다 이것은( ) , .감시 갱신 주기 동안에 처리되는 응답의 수를 감소시킨다.

이중 최소 트리거 레벨3.4.6에 의해 이용된 수신기의 이 확장 스퀴터와 함께 보다 긴 거리의 작동을 얻기 위해ACAS MTL


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낮춰진다면 변경되지 않은 수신기가 이용하였던 에서 수신된 스퀴터 수신을 분류, ACAS MTL하기 위한 설비가 만들어져야 한다 전통적인 또는 보다 높은 에서 수신된 스퀴터 수. MTL MTL신은 감시 기능으로 보내진다 전통적인 미만에서 수신된 스퀴터 수신은 감ACAS . MTL ACAS시에 이용되지는 않으며 확장 스퀴터 응용으로 직접 보내진다 에 의한 필터링은 가, . MTL ACAS자신의 유효 감시성능의 거리를 벗어난 항공기 호출을 시도하는 것을 방지하기 위해 필요하다.이는 어떠한 감시성능 향상 없이 호출신호 비율을 증가시킬 것이다 향상된 을 갖ACAS . MTL는 수신기로 작동할 때 감시 기능을 위해 전통적인 을 이용하는 것은 감시, ACAS MTL ACAS의 현재 작동을 보존한다.

충돌 회피 알고리즘3.5

주 의 충돌 회피 로직에 대한 지침자료는 두 부분으로 구성되었다 이 절은 표. ACAS II . ACAS준 및 권고절차 의 표준을 언급하고 예로써 로직의 특정한 실행의 설계 특성을(SARPs) , ACAS이용하여 중요한 개념에 대해 상세히 설명한다 제 절은 이 특정한 실행에 의해 사용된. 4 ACAS알고리즘 및 변수에 대한 더 자세한 설명을 제공한다 이와 같은 배치의 결과로 이번 절의 단. ,락에서는 다음 절의 단락을 자주 참조한다.

일반사항3.5.1알고리즘은 명목상 초당 회 반복하는 사이클에서 작동한다 사이클의 시작에3.5.1.1 ACAS 1 .

서 감시 보고는 모든 침입기의 항적을 갱신하고 요구되는 새로운 항적을 초기화하기 위해 사,용된다 각 침입기는 그들의 거리 거리 비율 고도 고도 비율 그리고 방위각에 대한 현재의. , , , ,산정에 의해 표시된다 자신의 항공기 고도 및 고도 비율 산정도 또한 갱신된다. .

항적이 갱신된 후에 위협 탐지 알고리즘은 어떤 침입기가 잠재적인 충돌 위협인지를3.5.1.2 ,결정하기 위해 사용된다 두 가지 위협 레벨 잠재적인 위협 및 위협이 정의된다 위협은 를. , . RA경고하는 반면 잠재적인 위협은 를 경고한다TA .

분석 알고리즘은 위협 검출 알고리즘에 의해 식별되는 모든 위협으로부터 수직적인 분3.5.1.3리를 제공하고자 하는 를 생성한다 각각의 를 장착한 위협항공기와의 조정이 를RA . ACAS RA선택하는 과정의 일부분으로서 발생할 수 있다 각각의 를 장착한 위협 항공기와의 짝을. ACAS이루는 조정은 어떤 항공기가 다른 항공기의 위를 지나가고 그것이 모순되지 않는 회피 기동, ,보장을 확보하기 위해 필요하다.

위협 탐지3.5.2충돌위협 탐지는 거리와 고도의 동시적인 접근에 기초한다 는 침입기 및 자신의3.5.2.1 . ACAS

항공기 위치를 추정하기 위해 거리 비율과 고도 비율 데이터를 사용한다 짧은 시간 간격 예. ( :지금부터 초 이내에 침입기의 거리가 작다 로 된다고 예상되고 고도 분리가 작다 로 된다25 ) “ ” , “ ”고 예상되는 경우에 침입기는 위협으로 선언된다 또는 위협선언은 현재의 거리 및 고도 분리, . ,가 작다 는 것에 기초할 수도 있다 예측되는 미래의 위치가 얼마나 멀 것인지를 설정하고 언“ ” . ,제 분리가 작다 가 되는지 결정하기 위한 문턱값을 설정하는 알고리즘 변수는 위협 탐지 알고“ ”리즘이 작동하고 있는 감도 레벨에 따라 선택된다.


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각 감도레벨은 알고리즘에 의해 사용되는 탐지 변수를 위한 값의 특정한 세트를 규정3.5.2.2한다 이것은 가장 가깝게 접근하기까지의 예측된 시간 최소경사 거리 그리고 수직적인 분리. , ,를 위한 문턱값을 포함한다 감도레벨 제어 과정을 통해서 이와 같은 변수에 고밀도 터미널. ,볼륨 공역에서 발생하는 보다 작은 항공기 분리를 고려하기 위해 다른 값이 할당된다 감도IV .단계는 자신의 항공기 고조를 사용하여 자동적으로 선택되거나 모드 지상국으로부터의 명, S령 또는 수동 조종 스위치에 의해 선택될 수 있다 참조, (3.5.12 ).

3.5.2.3 가 침입기 의도에 대한 지식이 없다는 불리함 때문에 위협 탐지 변수를 위해 사용되ACAS ,는 값은 모든 상황에 대해 최적화 될 수 없다 결론은 임박한 충돌의 적절한 경고를 줄 필요성과 불.필요한 경보의 생성 가능성 사이에서 균형을 맞추어야 한다는 것이다 후자는 최종 순간에 침입기.기동에 의해 결정되는 조우로부터 유발될 수 있다 이와 같은 관점에서 도움을 주는 의 특징은. ACAS공역의 보호된 영역의 다양성이다 이 영역은 두 항공기간의 상대적인 속도에 대해 크기가 자동적으.로 연계되고 상대적인 속도 벡터에 평행한 방향에서 자동적으로 정렬된다 이와 같은 과정에서 방위, .각은 역할을 하지 않는다 각각의 조우는 그 조우에 맞추어진 보호된 영역을 발생시킨다 항공기가. .다수인 상황에서는 항공기를 위해 각각의 위협과 짝을 이루는 개개의 보호된 영역이 있다, ACAS .

보호된 영역3.5.3자신의 항공기를 에워싸는 보호된 영역을 침입기가 통과할 때 침입기는 위협이 된다 보호된, .영역은 거리 시험 거리 데이터만을 사용한 및 고도 시험 고도 및 거리 데이터를 사용한 에 의( ) ( )해 규정된다 이와 같은 시험의 적용은 양성 또는 음성인 결과 보호된 영역의 적절한 부분 안. (에 또는 밖에 위협이 있음을 의미하는 를 유도한다 두 가지 시험 모두가 양성인 결과를 나타) .낼 때 침입기는 위협으로 선언된다, .

보호된 영역의 용어설명3.5.3.1충돌 면 거리 벡터 및 침입기에서 시작하는 순간적인 상대 속도 벡터를 포함하는 평면“ ”.

임계 교차단면 구역 주축과 직교하는 평면에서의 보호 영역의 교차단면이 최대인 구역“ ”.

순간적인 상대 속도 상대 속도 현재 값의 계수“ (s)”. .

선형 분리 거리“ ( m a 침입기와 자신의 항공기 모두 현재의 위치로부터 비가속 운동으로 진)”.

행한다는 가정 하에 발생하는 거리의 최소값.

가장 가까운 접근까지의 선형 시간“ ( t a 침입기와 자신의 항공기 모두 현재의 위치로부터 비)”.

가속 운동으로 진행한다면 가장 가까운 접근까지 걸리는 시간, .

거리 예측을 하기 위해 가 이용할 수 있도록 주어진 정보가 오직 거리와 거리 비율 추정이ACAS라면 선형 분리 거리 및 가장 가까운 접근까지의 선형시간은 모두 주목할 만한 분량이 아니다, .주목할 만한 분량이 아닌 선형 분리 거리 및 가장 가까운 접근까지의 선형시간은 다음 등식에,

의해 주목할 만한 양의 거리 r 및 거리 비율 r 과 관계가 있다.

t a =( r 2 -m 2

a )

( - r r )

주축“ ”. 보호된 영역의 환경에서 순간적인 상대 속도 벡터와 평행한 항공기를 통과하는 선, ACAS Ⅱ


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거리 수렴 거리 비율이 과 같거나 이보다 적은 경우에 항공기는 거리 내에서 수렴하는 것“ ”. 0 ,으로 간주된다.

거리 시험3.5.43.5.4.1 제 절에서 기술한 실행에서 사용되는 거리 시험의 결과로 생성되는 보호된 영역은 그4 ACAS ,림 에 예시된 시험의 실현가능한 실행의 최대 차원 관점에서 정의될 수 있다 이것은 항공기와 순A-5 .간적인 상대 속도 벡터 모두를 포함하는 평면에서의 거리 검사에 의해 생성되는 보호된 영역을 통하

여 구역을 제시한다 보호된 영역은 속이 찬 곡선을. x축 주위로 회전시킴으로써 생성될 수 있는 것

이다 주축의 길이는 상대 속도. s의 함수라는 것에 주목하라 실현가능한 거리 검사를 위해 순간적인. ,상대 속도 벡터에 수직인 평면에서 보호된 영역을 통과하는 최대 교차구역의 반경은 m c이다 보호된.

영역에 진입하는 시간에서의 상대속도가 가장 가까운 접근까지 유지된다면 경보가 생성될 수 있는,최대 분리 거리를 나타낸다 주축의 길이는. m c가 경보를 생성할 것 같은 예측된 분리 거리를 제어하

는 동안 경고시간을 결정하는 주요 특징이다 이상적으로 경고 시간은. , T초가 될 것이며, m c는 D m

그림 에서 점선인 원의 반경보다 작은 분리 거리를 갖도록 예측된 침입기만이 경보에 적합하도( A-5 )록 한다 제 절에서 기술한 실행에 명시한 것과 같이. 4 ACAS , D m의 의미는 항공기가 일정한 가속도

뱅크각 로 선회할 때g/3( =18°) , T시간 동안 경험하게 되는 횡방향 이동을 표시한다 그러므로 두 항. ,

공기 중 하나가 의 가속도로 기동중인 경우에 가장 가까운 접근까지의 시간이g/3 , T일 때 계획된,분리 거리 D m으로의 조우는 충돌을 야기할 수 있다 적절한 방위각 비율 또는 거리 가속도 데이터가.

없을 때 는 목적을 달성할 수 없다 그림 은, ACAS . A-6 m c 즉 상대속도 및 감도레벨의 함수로서( ,

m cˆ 에 대한 최대값을 보여준다 뒤 쫓아 올 때 발생할 수 있는 것과 같이 상대속도가 매우 느릴 때) . ,

거리 시험에 의해 만들어진 보호된 영역은 항공기를 중심으로 한 반경ACAS D m인 구형이 된다.

주축

s

X

Y

순간적인칩입기

상대 속도

sT/2 + (D m + s T )2 2 2 1/2

ACAS

mc

Dm

그림 순간적인 충돌 평면에서 보호된 영역을 통과하는 단면A-5.

3.5.4.2 가장 가까운 접근 이전에 대략 T초가 남았을 때 상대 속도 벡터가 항공기를 중, ACAS


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심으로 하는 반경 m c의 원을 통과하면서 상대 속도 벡터에 수직인 평면에 위치할 것으로 예상,

될 수 있는 경우에 거리 시험은 본질적으로 양성인 결과가 나온다, . m c값은 적절한 수직 분리

를 위한 값에 비해 매우 크기 때문에 거리 시험만을 사용하면 불필요한 많은 수의 경보를 생성,할 것이다 따라서 고도 데이터를 사용하여 보호된 영역을 보다 알맞은 비율로 하기 위해 거리.시험을 맞추는 것이 필요하다 필연적으로 이것은 수직면에서 기동에 대한 특전을 감소시킨다. , .

3.5.4.3 거리 시험의 제한은 상대속도 벡터에 수직인 D m의 변화를 유발하는 기동을 허용하는

T초의 공칭 경고시간을 주도록 설계된다 상당히 큰 상대속도를 갖는 조우의 경우 선회하는 항. ,공기에 의해 만들어진 상대가속도는 상대속도 벡터에 거의 수직임을 입증할 수 있다 낮은 상대.속도의 경우 상대속도 방향으로 가속의 실제 성분이 존재할 수 있다 이와 같은 성분에 기인한, .

경고 시간의 감소는 sT보다 큰 보호된 영역의 주축에 대해 최소 길이를 가짐으로써 보상된다.

m = (D m + s T /4)2c

2 2 1/2

so = 7 so = 6

so = 5

so = 4

so = 3

순간적인 상대속도(kt)0

1

2

3

4

5

200 400 600 800 1 000 1 200

그림 위험한 분리거리A-6.

고도 시험3.5.5고도시험의 목적은 거리시험에 대해서는 양성 결과를 주지만 그럼에도 불구하고 수직3.5.5.1 ,

거리에서는 적절하게 분리된 침입기를 걸러내기 위한 것이다 고도시험은 항공기에 대한 표준.수직분리 거리가 표준 수평분리 거리보다 일반적으로 훨씬 작다는 지식에서 경보 비율을 감소

시키기 위해 사용된다 명목상 모든 항공기에서 거리 시험에 의해 제공되는 가속 보호가 대부.분 수평면으로 제한되는 것은 필연적인 결과이다 또한 상대 가속도가 없을 때조차도 가장 가. , ,까이 접근했을 때 얼마간의 수직분리가 존재할 것으로 예상된다면 고도시험은 경고를 지연할,수 있다 두 항공기의 상대적인 움직임의 고도에서의 조망을 그림 에 나타냈다 는. A-7 . AOB

항공기를 포함하면서 상대속도 벡터에 수직인 면을 나타낸다 침입기가 수평적으로는ACAS .로부터 분리되어 있을 수 있으므로 그림의 평면에 반드시 있을 필요는 없다 고도시험의ACAS , .


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본질적인 특징은 예상되는 수직 분리 거리가, Z m보다 작다면 양성 결과를 주는 것을 목적으로

하는 것이다 제 절에 기술한 실행에서. 4 ACAS , Z m은 로부터 까지 단계180m(600ft) 240m(800ft)

별로 고도에 따라 변한다.

주요 관심은3.5.5.2 D m보다 작은 분리 거리가 예측되는 침입기에게 있기 때문에 상대 속도,

벡터가 그림 에서 실선으로 표시된 임계 영역을 통해 지나가는 것이 예측되는 경우에 이상A-7 ,적인 고도시험 이상적 거리시험과 조합하여 은 양성 결과를 줄 것이다 실제로 벡터가 점선으( ) . ,로 정의된 보다 넓은 지역을 통해 지나간다면 에 약술한 고도시험 및 거리시험은 만, 3.5.1.2.1족되는 경향이 있다 빗금친 부분을 통해 지나가는 침입기는 불필요한 경보를 발생시키기 쉽.다.

Dm

mc

칩입기

s

Zm

cosZm

Zm

A

B(a) (b)

그림 이상적인 고도시험을 위한 위험 구역A-7.

가장 가까이 접근하는 시간을 예측하기 위해서는 고도시험이 거리시험보다 좋지 않다3.5.5.3 .어떠한 다른 조건도 적용되지 않는 경우에 거리시험이 경보시간을 결정함을 의미한다 그렇지, .만 제 절에서 기술한 실행에서 고도시험의 부가적인 특징은 항공기 중의 하나가 다른, 4 ACAS항공기 위 또는 아래로 분리하여 근접 조우를 회피하는 우발성에 대하여 보호하기 위한 시도,를 한다 조우의 두 가지 형태가 알려져 있다 첫째 현재 고도분리가. . , Z t보다 작은 것(4.3.4.2

참조 둘째 현재 고도분리가), , Z t보다 크고 항공기가 고도 측면에서 수렴하고 있는 것이다 첫, .

번째 형태의 경우 고도시험은 임계 구역이 관통될 것으로 예상되는 것만을 요구한다 두 번째, .

의 경우 추가적인 조건은 공통고도에 도달하는 시간이 때때로 공칭경고시간, T보다 작은 문

턱값 시간과 같거나 그 보다 작다는 것이다 그 결과는 가장 가깝게 접근하기 전에 고도에서의.교차가 예측되는 침입기에 대한 거리 시험에 의해 경고 시간이 제어되는 반면 나중의 경고는,가장 가깝게 접근하는 것 외에 교차 고도에 대해서 주어진다는 것이다.

확정된 위협3.5.6확정된 위협이란 위협으로 선언된 후 아직 회피지시가 유지되고 있는 칩입기이다3.5.6.1 , .


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침입기를 위협으로 선언하기 전에 동일한 작동 사이클에서 거리시험 및 고도시험 모두3.5.6.2 ,에 대해 양성인 결과 도출을 위한 필요성 은 오직 새로운 위협에 대해서만 적용한다(3.5.2.1) .그 후에는 거리 시험만이 적용되며 양성인 결과는 위협 상태를 유지하는 효과가 있다 고도시, , .험을 생략하는 이유는 신속한 조종 응답 또는 초기에는 고도기준만을 만족시키는 침입기가 가,장 가까운 접근까지 도달하기 전에 위협 상태가 취소될 수도 있다는 사실 때문이다.

경보율3.5.7경보율을 제어하는 주요 변수는 상대속도 분리 거리 및 주위의 항공기 밀도이다 경보3.5.7.1 , .

율에 영향을 미치는 주요 변수는 T , D m 및 Z m이다 경보율은 일정한 속도인 항공기에 대해.무작위로 계산될 수 있지만 보고 피하라 및 의 영향은 실제 교통량을 위한 그런 계산을, “ ” ATC매우 어렵게 만든다 비록 고도 시험의 결과에 관련된 어떠한 도움도 주지 못하지만 경보를. ,유발할 수도 있는 조우의 일부 특징에 대한 약간의 안내를 그림 이 제공한다 예를 들어A-6 . ,감도레벨 과 사이의 고도 에 대해 수평 분리가 보다 크고 상대 속5(FL 50 FL 100 ) , 5.5km(3NM)도가 약 보다 작은 경우에 어떠한 경보도 있을 수 없다는 것을 알 수 있다440m/s(850kt) , .

지상의 레이더 감시 데이터 및 장치의 초기경험을 이용한 시뮬레이션은 전반적3.5.7.2 ACAS인 경보율이 전형적인 혼잡 공역에서 비행시간당 약 로부터 비행 시간당 까지의 범위30 1 50 1에 있다는 것을 나타낸다.

위협 지시3.5.8조정3.5.8.1

위협 항공기가 또는 를 갖추고 있는 경우에 자신의 는 모순되지 않는ACAS II ACAS III , ACAS가 선택되는 것을 보장하기 위해 모드 데이터 링크를 통하여 위협 항공기의 와 조RA S ACAS

정하는 것이 요구된다 선택된 경보의 성질은 또한 위협 항공기가 장치를 갖추었다는. ACAS사실에 의해서 영향을 받을 수 있다.

회피지시의 분류3.5.8.2의 탈출 기동은 수직면으로 제한되며 감지 위쪽 또는 아래쪽 및 강도에 의해 특3.5.8.1 ACAS , ( )

성화 될 수 있다 상향 감지를 동반한 의 목적은 자신의 항공기가 위협 항공기 위로 안전하. RA게 통과하리라는 것을 보장하기 위한 것이다 하향 감지를 동반한 의 목적은 자신의 항공기. RA가 위협 항공기 아래로 안전하게 통과하리라는 것을 보장하기 위한 것이다 상향 감지를 동반.한 강도의 예는 수직속도 제한 명시된 목표 하강 속도까지 하강하지 말것 또는 상승RA “ ”( ), “ ”, “ ”등이다 하향 감지를 동반한 강도의 예는 수직속도 제한 명시된 목표 상승 속도까지 상. RA “ ”( ), “승하지 말 것 또는 하강 등이다 는 두 가지 형태가 있는데 특정한 비율로 상승 또는 하”, “ ” . RA ,강하기 위한 요구조건을 의미하는 양성 그리고 규정된 수직속도의 범위를 회피하여야 함을, “ ”,의미하는 수직속도 제한 이 있다 임의의 경보는 수정 또는 예방 일 수 있다 예방경보는 그, “ ” . “ ” “ ” .렇지 않지만 수정지시는 자신 항공기의 현재 수직 비율의 변화를 필요로 한다, .

상승 능력을 감소시키는 비행 포위선도 제한사항 및 항공기 형상 때문에 생성된3.5.8.2.2 , RA는 비행하는 동안 비행경로 한계와 일치하여야 한다 에 이용할 수 있는 항공기의 기동. ACAS한계 표시는 실제 항공기 성능에 대한 보수적인 판단을 제공하여야 한다 이것은 특히 상승 금.


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지에 해당된다 고고도 하향 감지 가 상승으로 반전되는 드물지만 긴급한 경우에 있어서. RA ,를 준수하기 위해 필요한 항공기 성능을 상승 금지에도 불구하고 아주 자주 사용할 수 있RA

어야 한다 그러한 성능을 이용할 수 없을 때는 조종사는 즉시 수평을 유지함으로써 최소한. ,부분적으로라도 항상 반전을 준수할 수 있어야 한다.

고도 분리 목표3.5.8.3충돌을 회피하기 위해 는 항공기 치수에 상응하는 가장 가까운 접근 및 최악3.5.8.3.1 , ACAS

의 경우인 항공기 위치에서 충실한 고도 분리를 제공하여야 한다 단지 측정된 고도 데이터만.을 사용할 수 있기 때문에 두 항공기에서의 고도측정 오류를 위한 적당한 여유가 있어야 한,다 또한 회피동작은 가장 가까운 접근 전에 시작되어야 하므로 이와 같은 동작은 가장 가까. , ,운 접근에서 오류 신호원을 포함하여 예측한 고도 분리를 기초로 한다 이 요소는 조종사에게. ,제공되는 는 가장 가까운 접근에서 요구되는 고도 분리가 가용한 시간에 이루어질 수 있어RA

야 한다는 요구조건으로 귀결된다 이 고도 분리 목표. A l은 고도측정 오차를 적절히 보상하

기 위해 고도 함수로서 변해야 한다 제 절에 기술된 실행에서. 4 ACAS , A l은 부터90m(300ft)

까지 변한다210m(700ft) .

분리 거리가 알려지지 않았고 위협 항공기가 기동을 할 수 있으며 거리 관찰이 불3.5.8.3.2 , ,완전하기 때문에 가장 가까운 접근까지의 시간은 정확히 추정될 수 없다 그렇지만 유용하고, . ,용인될 수 있다고 밝혀진 제한은 분리 거리가 가장 큰 관계값( D m 과 영 값을 가진다고 가정한)

가장 가까운 접근까지의 시간이며 다른 모든 오류 신호원은 무시되어진다 이 간격은 거리 비, .율이 매우 작은 값을 취하는 조우에서 중요하다 전체 간격에 걸쳐서 고도 분리를 유지함으로.써 의 선택은 최소거리의 시간을 산정함에 있어서 잠재적인 큰 오류의 영향을 받지 않게, RA된다 그러한 오류는 거리 비율 산정에서 작은 절대오류로부터 발생할 수 있다 예방 의 경. . RA우 에 의해 권고된 한계까지 비율의 즉각적인 변화는 가장 가까운 접근에서 자신의 항공, RA ,기의 고도범위 하향 를 위한 상한 상향 를 위한 하한 를 유도하기 위한 계산을 야기한( RA , RA )다.

최소 방해3.5.8.4원칙적으로 보다 큰 고도 분리 목표는 보다 활발한 탈출 기동에 의해 이루어질 수3.5.8.4.1 ,

있으나 억제되는 것은 승객의 안락함 항공기 성능 그리고 의 인가고도로부터 벗어나는, , ATC것이다 제 절 이하에서 기술한 변수는 충돌을 피하기 위해 필요한 전형적인 고도 비율. 4 ACAS ,이 분당 라는 예상을 기초로 한 것이다1500ft .

의 감지 및 강도의 초기선택은 아래에 기술한 예외사항을 조건으로 항공3.5.8.4.2 RA , , ACAS기의 수직적인 궤적에서 가능한 가장 적은 변화를 요구하고자 하는 것이다 그리고 경보는 조.우의 이후 단계에서 가능하다면 적절하게 약화되고 가장 가까운 접근에서 요구되는 분리가 이,루어졌을 때 함께 제거되어야 한다 가장 우선적인 고려사항은 허가로부터 어떤 이탈도, . ATC최소화하는 것이다.

조종사 반응3.5.8.5조종사는 시스템의 유효성에 대한 주요 영향을 훈련하기 때문에 모든 의 설계를 위해, ACAS


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조종사의 반응과 관련한 일정한 가정이 필요하다 제 절에서 기술한 실행은 새로운 경보. 4 ACAS ,를 위한 초의 지연 응답과 탈출 속도를 확정하기 위한 의 수직 가속도를 사용한다 그 다음5 g/4 .의 경보 변경을 위해서는 응답시간이 초로 감소한다 조종사 반응지연이 설계에서 가정한 조2.5 .종사의 예상 반응지연을 초과하는 경우에 는 적절한 수직 분리를 제공하지 못할 수 있다, ACAS .

수평비행 중인 침입기3.5.8.6경보 시간에 수평비행중이며 그 후에도 계속해서 수평비행하는 침입기는 에3.5.8.6.1 , ACAS

몇 가지 문제점을 제공한다 자신의 항공기 또한 수평 비행 중이라면 고도예측 문제가 존재하. ,지 않는다 모든 항공기가 하여야 하는 것은 현재의 고도간격을 목표 값까지 증가시키. ACAS는 방향으로 움직이는 것이다 이 간단한 로직에 생길 수 있는 장애물은 항공기가 상승. , ACAS할 수 없거나 또는 지상에 너무 가까워서 안전하게 하강하지 못할 수도 있다는 것이다.

단지 수평을 이탈함으로서 종종 분리가 이루어질 수 있으므로 항공기가 상승3.4.8.6.2 , ACAS또는 하강할 때 기동 제한 문제점은 대부분 소멸된다 가 자신의 고도에 대한 고해상도. ACAS데이터를 제공 받는 경우에 예측 문제점은 중요하지 않게 될 것이다, .

상승하강하는 침입기3.5.8.7 /상승 또는 하강하는 침입기는 수평 비행하는 침입기보다 많은 어려움을 제공한다 고도 비율을 결.정하는 것이 종종 문제가 된다 자신의 항공기에 가깝게 지나갈 것으로 예측된 상승 또는 하강하.는 위협 항공기는 관찰된 고도 비율을 유지하여 근접 조우를 피하기보다는 수평자세진입(level-off)이 더 쉽다는 증거가 있다 그러므로 에 의한 선택은 위협 항공기가 수평자세진입을 할. ACAS RA수도 있다는즉 에 응답하여 예측에 의해 편향되어야 한다 위협 항공기의 추적된 고도 비율( , ATC ) .의 낮은 신뢰도는 이 비율의 보다 나은 산정을 기다리는 생성 지연을 야기할 수도 있다RA .

고도교차3.5.8.8 RA항공기의 고도와 교차할 것으로 예상되는 침입기는 그러한 침입기가 수평자3.5.8.8.1 ACAS ,

세진입을 할 수 있기 때문에 완전히 유효한 의 설계를 극히 어렵게 만든다 때때로 발생ACAS .하는 몇몇 고도교차 는 조종사에 의해 직관에 어긋나는 것으로 발견된다 실제로 이와 같RA . ,은 는 잠깐 동안 수직분리를 놓쳐서 처음에는 조종사가 침입기쪽으로 기동하도록 요구한다RA .그럼에도 불구하고 교차 고도 가 분명히 적절한 조우가 관찰되었으며 이것이 조우를 완전, RA ,히 피하기 위해 바람직하거나 가능성이 있다는 것은 아직 입증되지 않았다 고도교차 의 빈. RA도는 항공기의 관리 및 동작에 의존하는 경향이 있다 높은 비율로 상승 및 하강하는 항공기는.다른 항공기보다 빈번히 교차 포함 를 발생시키는 것으로 알려져 있다 명확한 비행 레RA( RA ) .벨에 고속으로 접근하고 다른 항공기의 수직 및 수평으로 근접해서 가까운 곳에서 수평자세진

입을 하는 잠재적인 영향을 아래에 기술하였다 이와 같은 영향을 완화시키기 위한 수단은.에 기술되어 있다3.5.8.9 .

그림 에 그려진 시나리오의 경우 수평인 항공기를 향해 침입기가 상승하3.5.8.8.2 A-8 , ACAS고 있는 동안 경보가 발생하는 것을 가정하자 상승이 계속된다고 할 때 최상의 탈출전략은. ,위협 항공기의 고도를 통과하여 교차하도록 자신의 항공기가 위협 항공기 쪽으로 하강하는 것,이다 상승으로 벗어나는 것은 충분한 수직 여유공간을 제공할 수도 있지만 동일한 탈출 속도. ,의 경우 하강이 더 큰 여유공간을 줄 것이다 위협 항공기가 자신의 항공기 아래의 기본적인, .


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비행레벨에서 수평자세진입을 하고 자신의 항공기가 하강하는 경우에 위험한 상황이 발생하, ,는 것을 볼 수 있다 수평적인 분리가 작은 상황에서 항공기가 요구되는 고도 분리로 안전하. ,게 교차하도록 하기 위해 관제사에 의해 사용되기 때문에 그러한 기동은 일부 통제되는 공역,에서 흔한 일이다 최대한의 고도 분리를 부여할 것 같은 감지의 선택에 기초하는 설계. ACAS는 하나가 그렇지 않고 다른 것은 발생할 때 근접 조우를 야기할 수 있다 설계는 그러, . ACAS한 우발성을 가능한 배제하도록 하는 장치를 포함해야 한다.

유도 근접 조우를 피하기 위한 장치 위협 항공기의 의도에 대한 정보가 전혀 없을 때3.5.8.9 . ,위협 항공기가 현재의 고도 비율을 계속유지 한다고 가정하는 것이 합리적인 것으로 보이지만,있음직한 위협 항공기 기동의 영향을 완화하기 위한 시도에서 를 선택한다 다른 특성은 이RA .어지는 위협 항공기의 기동이 탐지되는 우발성을 위해 구비되어야 한다 예를 들면 제 절에. , 4기술된 실행은 아래 설명된 로직을 이용한다.

감지 선택의 편향 가장 가까운 접근3.5.8.9.1 . ( A l 에서 최소한 적절한 고도 분리를 제공하기)

위해 양성인 비교차 고도 경보가 예측되는 경우 위협 항공기가 수평자세진입을 하지 않으면,가장 가까이 접근하기 전에 그 항공기가 고도에서 교차하지 못하도록 하는 감지에 우선권을

부여한다 어떤 환경에서는 고도교차 가 비교차 고도 보다 더 파괴적이라는 증거가 있. , RA RA다.

증가된 비율의 회피지시 에 기술한 과정의 결과로써 선택된 감지가 자신의3.5.8.9.2 . 3.5.8.9.1항공기를 위협으로부터 멀어지도록 하는 경우 위협 항공기가 고도 비율을 증가시킨다면 조우,는 여전히 해소되지 않을 수 있다 그런 상황에서 항공기의 조종사는 위협 항공기를 추. ACAS월하기 위해 자신의 고도 비율을 증가시키도록 요청 받을 수 있다.

5초

1 000 ft

침입기

가장 가까운접근

경보

ACAS

Aℓ

Aℓ

Aℓ

그림 유도 근접 조우A-8.

고도 분리 시험 감지 선택 편향성이 항상 위협 항공기로부터 멀어지도록 하는 로3.5.8.9.3 . RA귀결되지는 않으며 위협 항공기의 수평자세진입 또는 고도 비율의 감소로 인한 유도 근접 조,우의 기회를 더욱 감소시키기 위해 고도 분리 시험이 제공된다 이 시험은 위협 항공기의 의도.


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가 보다 큰 신뢰로 추론될 수 있을 때까지 의 생성을 지연시키는 것을 포함한다 그러므로RA .가 조우를 해결하지 못하도록 하는 위험성이 없지 않다 제 절에 기술된 실행은ACAS . 4 ACAS

아래 기술된 로직으로서 이와 같은 모순되는 위험의 균형을 잡는다 현저한 고도. 3.5.8.9.3.1비율을 가진 위협 항공기를 묘사하는 그림 에 나타낸 형태의 시나리오에서 그 항공기가 고A-8 ,도에서 여전히 잘 분리되어 있을 때 경고는 지연 없이 주어질 것이다 예를 들면 경고 시간이. ,초이고 고도 비율이 분당 일 때 처음의 분리는 이다 이 상황25 900m(3,000ft) , 380m(1,250ft) .

이 고도교차 가 요구되는 상황이라면 즉 편향된 감지 선택이 유효하지 않다면 는 현RA , , ACAS

재 고도 분리가 표준 분리보다 작은 문턱값IFR A c 이하로 떨어질 때까지 경보의 생성을 지

연시킨다 위협 항공기가 그 문턱값을 교차하기 전에 임의의 고도에서 실제로 수평자세진을 한.

다면 경보 상태는 취소되거나, ( Z m 밖에서의 수평자세진입 또는 비교차 고도 경보가 생성될),

것이다 그렇지 않고 위협 항공기가 개방된 고도를 단지 지나칠 가능성이 없다면 자신의 항공. , ,기 레벨 쪽으로 또는 그것을 통과하는 모든 지시가 있고 보다 큰 신뢰와 함께 교차 고도 경보,가 발행될 수 있다 그 상황이 비교차 고도 경보가 요구되는 상황이라면 감소된 시간 문턱값. ,

( T v 이 고도 시험을 위해서 사용된다 이 수직 문턱값 시험 은 침입기에 의해서 시작되) . (VTT)

는 수평자세진입 기동이 감지될 수 있도록 충분히 긴 를 유지하도록 설계된다RA .

고도 분리 시험은 오직 계기비행규칙 교통 환경에서 경험된 문제점을 주로 완3.5.8.9.3.2 (IFR)화하기 위한 것이다 이것은 고도를 지나가거나 또는 비계기비행 분리조차 포함되는. (non-IFR)

것과 같은 A c에 대한 값을 선택하기 위하여 요구되는 것처럼 보일수도 있다 그렇지만 조우. ,

를 해결할 수 없는 의 위험성을 세심하게 고려하여야 한다ACAS .

를 갖춘 침입기로부터 지시 메시지를 받을 때까지 수평인 항공기의 는3.5.8.9.3.3 ACAS , ACAS의 선택을 지연시킴으로서 그 시험은 를 장착한 두 항공기간에 협력의 이점을 취한RA , ACAS

다 나중의 는 거의 확실하게 자신의 고도 비율에서 감소를 선택해야 하고 조정 과정은. ACAS ,수평인 항공기가 수평 상태를 계속 유지할 수 있는 결과가 될 것이다 실제로 조우를 해결하기.위한 시작에서의 지연은 작을 것이지만 그러나 두 항공기가 모두 회피 동작을 취하기 때문에, ,해결의 실패 위험성은 지연을 위한 감도가 낮아진다 지연은 초까지로 제한되며 이것은 조정. 3 ,을 시작한 위협 항공기를 위해 보통은 충분하다.

감지 반전 위에서 설명한 유도 근접 조우를 피하기 위해 예방 조치를 취했음에도 불3.5.8.9.4 .구하고 여전히 포함되지 않은 상황이 있다 예를 들면 시계비행규칙 교통을 포함한 공, . , (VFR)역에서 의 명목상 분리로 수평자세진입을 하는 위협 항공기가 발생할 수 있다 그, 150m(500ft) .런 상황에서는 고도 분리 시험이 덜 효과적일 수 있다 위협 항공기의 기동이 처음 선택한. RA를 무효화 했다고 가 판단하면 경보 감지는 반전될 수 있다 이와 같은 조치가 취해질ACAS , .때 가장 가까운 접근에서 목표의 고도분리를 달성하기 위한 요구조건은 유연해질 수 있다, .

유도 근접 조우의 다른 요인3.5.8.10

고도측정 오류 분리 목표3.5.8.10.1 . ( A l 를 나타내는 고도 분리 변수는 가 장착된 항공) , ACAS

기가 실제로 아무것도 존재하지 않는 근접조우를 야기하지 않을 높은 확률을 제공하기에 충분

한 고도측정 오류 허용오차를 포함해야 한다 그러나 고도측정 총 오류의 경우 원래의 분리가. ,적절할 때 근접 조우가 유도될 낮은 확률이 남아 있다 이와 유사하게 가 고도측정 오류. , ACAS


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때문에 근접 조우를 해결할 수 없을 낮은 확률이 있다.

둘 중 하나의 항공기를 위한 길햄 부호화한 데이터의 사용은 고도보고 오3.5.8.10.1.1 (Gilham)류의 특별한 요인이며 유도 근접 조우가 유발된다 자신의 항공기의 경우 그러한 오류는 길햄, . ,부호화되지 않은 고도 신호원을 사용함으로서 예방할 수 있다.

모드 오류3.5.8.10.2 C모드 데이터를 제공하기 위해서 위협 항공기의 고도를 부호화 하는 동안의 오3.5.8.10.2.1 C

류는 그것이 충분히 클 때 고도측정 총 오류와 매우 같은 방법으로 근접 조우를 유도한다, , .가 조종사에게 항공기의 보고된 고도가 부정확하다는 것을 충고하기 위한 조치를 취하는ATC

공역에서는 그러한 조우의 빈도가 매우 낮을 것이다, .

오류가 비트로 한정될 때 보다 심각한 형태의 모드 오류가 발생한다 이들은3.5.8.10.2.2 C , C .보통 보고된 고도의 허용오차 값 이내에 항공기가 있음을 확인하는 에 의해 확인되지 않는다ATC .고정되거나 또는 누락된 비트는 단지 의 오류를 생성할 수 있다 그렇지만 이와 같C 30m(100ft) . ,은 결함은 에 의해 인식된 침입기의 고도 비율에 보다 심각한 영향을 가질 수 있으며 이런ACAS ,식으로 유도 근접 조우를 야기할 수 있거나 또는 근접 조우를 해결하기 위해 실패할 수 있다, .

상대 조종사 반응 의 감지에 반대인 기동은 위협 항공기와의 수직 분리 감소를 유3.5.8.10.3 . RA발할 수도 있으므로 피해야 한다 이것은 특히 간 조정된 조우의 경우에 정확한 것이. ACAS-ACAS다.

다수 항공기의 조우3.5.8.11는 아주 근접해 있는 세 대 이상인 항공기의 가능성을 고려하며 개별적인 근3.5.8.11.1 ACAS ,

거로써 다루어지는 각 위협에 대항하여 제공하는 각각의 경보와 모순되지 않는 종합적인 RA를 생성하는 것이 필요하다 그러한 환경에서 항공기가 모든 위협에 대하여 고도분리. , ACAS

A l을 항상 달성할 것으로 예상할 수는 없다.

지상 기반 레이더 감시 데이터 기록과 장치가 있는 항공기의 초기경험을 기3.5.8.11.2 - ACAS초로 한 시뮬레이션은 다수의 항공기 충돌이 드물다는 것을 나타냈다 또한 위협을 피하기 위. ,한 항공기의 기동으로 장치를 갖춘 제 의 항공기 등과의 조우를 유발하는 도미노 영향의 증3 “ ”거는 없다 그러한 사건은 대기 패턴에서 발생한다고 예상될 수도 있지만 이를 확인할 가용한. ,증거가 없다.

수직 비율 추정3.5.9수직적인 추적 알고리즘은 항공기 수직 비율의 추정을 도출하기 위해 또는3.5.9.1 25 100ft

증분으로 양자화된 고도 정보를 이용할 수 있어야 한다 이 추적기는 보고된 고도에서 도약이.있을 때 수직 비율의 과추정을 피해야 하며 이는 작은 수직비율의 항공기가 하나의 양자화된, ,고도 레벨로부터 다른 것으로 이동하기 때문이다 하지만 추적기는 실제 비율 변화에 늦게 반. ,응하기 때문에 단지 추적기의 평탄화를 증가시킴으로써 응답 한계를 달성할 수는 없다, . 100ft로 양자화된 고도보고의 경우 고도 추적기 제 절에 있는 는 가속에 대한 응답을 희생하지 않, ( 4 )고 독립된 고도 전환 앞선 고도 보고와 다른 고도 보고 에 대한 응답을 억제하는 특별한 추적( )


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갱신 절차를 이용한다 추적기는 또한 신뢰도에 기여하는 여러 가지 특성을 포함한다. .

수직 추적 알고리즘의 몇 가지 주요한 특징은 다음과 같다3.5.9.2 .임의의 고도보고 사용이 갱신 과정에 의해 수락되기 전에 이전에 수신된 보고의 수열을 부a) ,여하여 보고가 합리적으로 보이는지를 결정하기 위한 시험을 수행한다 보고가 비합리적으.로 보인다면 비록 이후 보고의 신뢰성 확인에 그것을 사용할 수 있다 하더라도 제거된다, .그 알고리즘은 고도보고가 아닌 고도 전환 사이의 시간을 재귀적으로 평균한다b) .

c) 추적기는 분리된 고도 전환 즉 고도에서 어떤 기울기의 부분이 아닌 전환 에 대한 응답을 엄( , )격히 제한한다 분리된 고도 전환은 전환 방향에서 명시된 적절한 비율까지 비율 추정의 초.기화를 유발한다 비율추정은 각각의 연속적인 스캔에서 전환이 없이 으로 감쇄될 것이다. 0 .앞선 전환의 방향과 일치하는 전환이 관찰되었을 때 기울기가 선언된다 고도 비율은 두d) , .변화 사이의 시간과 일치하는 값으로 초기화 된다.양자화 효과에 기인한 비율의 진동은 기울기 또는 수평항적이 선언될 때 억제된다 기울기e) .기간 동안 전환 없다는 것이 이전에 추정된 비율과 일치하는 지를 판정하기 위해 고도 전, ,환이 없음을 나타내는 고도보고를 시험한다 일치하지 않는다면 비율은 보다 낮은 값으로. ,초기화된다 일치하는 경우에 비율은 변화 없이 유지된다. , .기울기가 선언되고 전환이 관찰되었을 때 전환이 방향 및 시기 모두에서 이전에 추정된 비f) ,율과 일치하는지를 확인하기 위한 시험이 이루어진다 일치하지 않는다면 비율은 초기화된. ,다 일치하는 경우에 비율은 평탄화에 의해 갱신된다 전환은 지터에 기인할 수도 있으며. , . ,실제로 기울기가 지속될 수도 있다.각각의 탐색 동안 추적기는 고도 비율 추정에 배치할 수 있는 신뢰 정도를 표시하는 추적g) ,신뢰 지표를 제공한다 최근의 고도 보고가 추적기의 고도 및 고도 비율 추정 모두와 일치.할 때 높은 신뢰도가 선언된다 가능한 수직가속을 포함하는 고도보고가 일치하지 않을, “ ” .때 또는 둘 이상의 계속되는 사이클 동안 고도보고가 누락되었을 때 낮은 신뢰도가 선언, “ ”된다 낮은 신뢰도는 발생의 지연을 정당화할 수도 있다. “ ” RA .추적기는 실제 고도 비율이 위치할 것으로 예상되는 상한 및 하한 경계를 제공한다 고도h) .비율 경계는 발생이 지연되는지를 판정하기 위해 사용되며 고도 비율 신뢰도가 낮을RA , “ ”때 감지 반전의 필요성을 평가하기 위해 사용된다.

항공기 항공기간 조정3.5.10 -조정 호출신호 가 유사하게 장치를 갖춘 침입기를 위협이라고 선언할 때 모드3.5.10.1 . ACAS ,

데이터 링크를 통한 조정을 위해 호출신호가 후자로 전송된다 지시 메시지를 포함하는S RA .이와 같은 호출신호는 침입기가 위협으로 남아있는 동안 처리 사이클당 한 번씩 만들어진다, .장치를 갖춘 위협 항공기는 조정응답을 전송함으로써 지시 메시지의 수신을 항상 인정한다.

조정 호출신호 처리3.5.10.2는 침입기에 대한 를 저장하고 레코드를 갱신함으로써 또 다른3.5.10.2.1 ACAS RAC RAC ,

를 갖춘 침입기로부터 수신된 지시 메시지를 처리한다ACAS .

는 수직 그리고또는 수평 를 적절히 의미하기 위해 사용3.5.10.2.2 RAC RAC(VRC) / RAC(HRC)되는 일반적인 용어이다 특히 모드 호출신호에서 제공되는 정보는 를 위한 와. , S ACAS II VRC

을 위한 그리고또는 이다ACAS III VRC / HRC .


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레코드는 에 의해 수신된 현재 유효한 모든 그리고또는3.5.10.2.3 RAC ACAS RAC(VRC /의 조합이다 레코드의 비트는 개의 값 좌선회하지 말 것 및 우선회하지HRC) . RAC 4 2 HRC (“ ” “

말 것 그리고 이에 뒤따르는 개의 값 아래로 통과하지 말 것 및 위로 통과하지 말”), 2 VRC (“ ” “것 에 대응한다 레코드에서 하나의 비트가 정해진다면 그것은 하나 이상의 로부”) . RAC , ACAS터 대응하는 가 수신되었음을 의미한다 또 다른 로부터 가 수신될 때마다RAC . ACAS RAC ,

레코드 내에서 대응하는 비트가 정해진다 또 다른 로부터 취소가 수신될 때RAC . ACAS RAC마다 현재의 비트를 정하는 다른 가 없는 한 대응하는 비트는 제거된다, ACAS .

조정 순서3.5.10.3조정 메시지 및 관련 처리의 순서는 그림 에서 도해하였다 조정 완료의 실패는 위협항공기A-9 .가 모순된 감지를 선택하는 결과가 될 수도 있다RA .

다른 ACAS항공기

위협 선언

대기

자신의 ACAS

지시 메시지

조정 응답 메시지

지시 처리 시작RAC선택

이 위협을 위한 RAC저장RAC기록 갱신

지시 과정 종료

그림 조정 순서A-9.

조정 프로토콜3.5.10.4장치를 갖춘 침입기를 위협이라고 선언한 후 는 처음에 그 위협으로부터 지3.5.10.4.1 , ACAS

시 메시지를 수신했는지를 확인하기 위해 점검한다 수신한 경우에 는 위협 항공기의 수. , ACAS직감지와 모순이 없는 를 선택한다 수신하지 못한 경우에 는 조우의 기하학적 배열RA . , ACAS을 기초로 하는 를 선택한다 어떤 경우에도 는 스캔당 한 번씩 수직 감지 정보를 지RA . , ACAS시 메시지에서의 회피지시정보 형태로 위협 항공기에게 전송한다 가 위협 항공기(RAC) . ACAS위를 지나가도록 선택했을 때 는 위로 통과하지 말 것 이며 가 위협 항공기 아래, RAC “ ” , ACAS로 지나가도록 선택했을 때는 아래로 통과하지 말 것 이다, “ ” .

3.5.10.4.2 를 위협 항공기로서 탐지했을 때 위협 항공기는 비교처리를 행한다 어떤 이유ACAS , .로 인해 두 항공기가 동일한모순되는 분리 감지를 선택하는 경우에 보다 높은 비트 항공기( ) , 24-주소를 가진 항공기는 그 감지를 반전한다 두 항공기가 동시에 서로를 위협 항공기로서 탐지하거.나 성공적인 통신을 방해하는 일시적인 링크 실패가 있는 경우 이와 같은 일이 발생할 수 있다, .

조정 데이터 보호3.5.10.5는 자신의 항공기를 위협 항공기로 인지하는 다른 장착 항공기로부터 수신한 현재ACAS ACAS-

의 및 유효한 를 저장한다 저장된 정보가 자신의 에 의하여 선택에 사용되RA RAC . ACAS RA는 동안 하나 이상의 에 응답하여 변경되지 않음을 보장하기 위해 데이터는 한 번에 오, ACAS ,


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직 하나의 만 이용 가능하거나 또는 오직 하나의 에 응답하여 변경될 수 있도록ACAS , ACAS보호되어야 한다 예를 들면 이것은 데이터 저장이 자신의 에 의해 접근되거나 또는 위. , ACAS협 로부터 새로운 데이터가 제공될 때마다 조정 잠금 상태에 들어감으로써 이루어질 수ACAS ,있다 조정 잠금 상태가 활성화된 동안 지시 메시지가 수신되는 경우에 데이터는 현재 조정. ,잠금 상태가 끝날 때까지 보류된다 들어오는 위협 지시 메시지가 처리에 비동기적으로. ACAS수신되며 이와 같은 처리를 효과적으로 방해하기 때문에 내에서의 서로 다른 처리에, ACAS의한 동시 데이터 접근 가능성이 존재한다.

지상 통신3.5.11지상으로의 회피지시 보고 가 존재할 때마다 는 자신이 모드 지상3.5.11.1 ACAS . RA , ACAS S

국을 위해 이용 가능한 보고를 가지고 있음을 항공기의 모드 트랜스폰더에 표시한다 이RA S .것은 메시지가 지상으로 전송되기를 기다리고 있음을 표시하는 플래그를 트랜스폰더가 정하도

록 한다 이 플래그를 수신했을 때 모드 감지기는 보고의 전송을 요청할 수도 있다 이. , S RA .와 같은 요청이 수신될 때 자신의 모드 트랜스폰더는 응답 포맷으로 메시지를 제, S Comm-B공한다 또한 는 가 조종사에게 표시되는 시간동안 초 간격으로 주기적인 방송을 생. , ACAS RA 8성한다 방송은 비록 경보가 종료되었더라도 이전의 초 기간 동안 변수가 취했던 마지막. 8 RA값을 보고한다 이것은 지상에 있는 특별한 방송 신호 수신기를 사용함으로써 모드 지. RA , S상국 감시 유효범위가 존재하지 않는 지역에서 활동이 감시되도록 허용한다 방ACAS RA . RA송은 보통 지상의 장치로 향하지만 업링크 전송으로서 정의된다, .

위협 탐지 변수의 지상국 제어 위협 탐지 변수는 주소화된 감도 레벨 제어 명3.5.11.2 . (SLC)령 메시지를 포함하고 있는 호출신호를 항공기로 전송함으로써 하나 이상의 모드 지ACAS , S상국에 의해 제어될 수 있다 주어진 모드 지상국으로부터 명령 메시지를 수신했을 때. S SLC ,

는 지상국 번호로 표시된 명령 값을 저장한다 하나 이상의 지상국이 그러한 메시ACAS SLC .지를 전송한 경우에 는 수신된 값 중 가장 낮은 것을 사용한다 그것이 분 이내에 해당, ACAS . 4사이트로부터의 또 다른 메시지에 의해 갱신되지 않는다면 는 각 사이트의 명령을, ACAS SLC개별적으로 종료시킨다 또한 해당 지상국으로부터 명시된 취소 부호가 수신되었다면. , , ACAS는 지상국으로부터의 명령을 즉시 취소할 수 있다 명령은 링크된 호출신SLC . SLC Comm-A호 내에서는 사용될 수 없다.

감도 레벨 제어3.5.12위협 탐지 변수의 제어는 다음과 같이 제공된 명령의 방법으로 유효화 될 수 있ACAS SLC

다.고도 대역을 기초로 하는 내부적으로 생성된 값a) .모드 지상국 참조 으로부터 그리고b) S (3.5.11.2 ) ,조종사가 작동하는 스위치로부터c) .

에 의해 사용되는 감도레벨은 이와 같은 세가지 신호원에 의해 제공된 이 아니면서 가ACAS , 0장 작은 명령에 의해 정해진다 모드 지상국 또는 조종사가 감도레벨 세팅에 특별한SLC . S관심을 가지고 있지 않을 때 값이 그 신호원으로부터 로 전달되며 그 것은 선택과정, 0 ACAS ,에서 고려되지 않는다 감도레벨은 보통 고도대역을 기초로 하여 내부적으로 생성된 값에 의해.정해진다 항공기가 고도 문턱값의 영역에 남아있을 때 명령값의 요동을 예방하기. ACAS , SLC


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위해 고도 문턱값 부근에 이력현상이 사용된다.

탑재된 모드 트랜스폰더와의 호환성3.6 S

와 모드 트랜스폰더의 호환성 있는 작동은 항공전자공학 억제 버스를 통하여 그3.6.1 ACAS S들의 작동을 조정함으로써 이루어진다 모드 트랜스폰더는 전송시간 동안 그리고 직. S ACAS후 곧 억제된다 전형적인 억제주기는 상부 안테나로부터 그리고 하부 안테나로부. a) 70 b)㎲

터 이다 이와 같은 억제 주기는 에 의해 발생된 다중경로로 하여금 모드 트랜스90 . ACAS S㎲

폰더로부터의 응답을 유도하지 못하도록 한다SSR .

와 조합된 모드 트랜스폰더 상의 불필요한 출력제한은 모드 트랜스폰더가3.6.2 ACAS S S로 하여금 그 요구사항을 만족시키지 못하도록 방해하지 않는다는 것을 보장하기 위해ACAS ,부속서 권 제 장의 에서보다 더 엄격하다 트랜스폰더의 불필요한 복사ICAO 10 4 3 3.1.2.10.2.1 .

출력을 제 장 안테나에 대한 트랜스폰더의 분리를 으로 가정-70dBm( 1 , 1.3.11.1), ACAS -20dBm했을 때 그 결과인 포트에서의 간섭레벨은 이하가 될 것이다, ACAS RF -90dBm .

추가적인 호환성 요구조건은 송신기의 누설 출력을 낮은 레벨로 유지하는 것이다3.6.3 ACAS참조(3.2.1 ).

비행승무원에게 보내는 지시3.7

표시장치3.7.1실행은 전형적으로 하나 또는 두 개의 표시장치에 회피지시 정보를 표시한다3.7.1.1 ACAS .

표시장치는 승무원에게 근처 교통량의 평면적인 현황을 보여준다 표시장치는 승무원TA . RA에게 수직면에서 실행되거나 회피되는 기동을 보여준다 표시장치 및 표시장치는 조종. TA RA사에게 정보를 전달하기 위해 구분된 표시기 또는 장치를 이용할 수도 있고 또는 하나의 표시,장치에 두 기능이 조합될 수도 있다 표시되는 정보는 조종실에서 이용 가능한 기존의 표. RA시장치와 통합되거나 또는 전용 표시장치에 나타낼 수 있다.

접근경보3.7.1.2표시장치는 승무원에게 근처 교통량의 평면적인 현황을 보여준다 그러므로 전달3.7.1.2.1 TA .

되는 정보는 승무원이 근처 교통량을 시야에 두도록 도와주고자 하는 것이다 시뮬레이션을 통.해 교통량을 표 모양의 문자숫자로 표시하면 승무원이 읽고 이해하기에 어렵다는 것이 입증, /되었으며 이와 같은 형태의 표시장치를 교통량 정보를 표시하는 주요 수단으로서 사용하는 것,은 권고되지 않는다 표시장치는 침입기에 대한 다음의 정보를 표시하는 성능을 제공한다. TA .위치 거리 및 방위각a) ( ).고도 상대 고도 또는 침입기가 고도를 보고하는 경우에는 절대 고도 그리고b) ( ),고도를 보고하는 침입기에 대한 고도 비율 표시 상승중 또는 하강중c) ( ).

표시장치는 각각의 표시되는 침입기의 위협 레벨 즉 및 가까운 교통량3.7.1.2.2 TA , RA, TA을 표시하기 위해 형태 및 색을 사용할 수도 있다 발생을 위한 시험과 위협탐지를 위한. TA시험간의 본질적인 차이는 경고시간을 위해 보다 큰 값을 사용한다는 것이다.


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가까운 교통량의 연속적인 표시는 에 요구되는 요소는 아니다 그렇지만 정확3.7.1.2.3 ACAS . ,한 항공기를 잠재적인 위협으로 식별하는 것을 보장하기 위해 조종사는 잠재적 위협 뿐만 아,니라 가까운 교통량에 관한 안내를 필요로 한다 표시장치 라는 단어는 시각적인 표시장치가. “ ”침입기 위치표시의 유일하게 용납되는 수단이라는 것을 의미하고자 하는 것은 아니다.

이상적으로는 가 에 항상 선행되지만 이것이 항상 가능한 것은 아니다 예를3.7.1.2.4 , TA RA , .들면 항적이 처음 확정되었을 때 기준이 이미 만족되었을 수도 있고 또는 침입기의 갑작, RA ,스럽고 급격한 기동은 소요 시간을 사이클보다 작게 만들 수 있다TA 1 .

회피지시3.7.1.3표시장치는 도달되거나 회피되는 수직 속도 표시를 승무원에게 보여준다 표시장치는RA . RA

순간 수직속도 지시기 또는 주 비행표시장치 에 통합시킬 수 있다 표시장치는(IVSI) (PED) . RA예방 와 수정 를 구별하는 수단을 제공할 수도 있다RA RA .

청각 및 음성 경보3.7.2청각 경보는 또는 가 발생되었음을 승무원에게 경고하기 위해 사용된다 를 알리기TA RA . RA위해 사용되는 용어를 선택할 때 명령 오해의 가능성을 최소화하는 어구를 선택하도록 주의를,기울여야 한다 청각적인 통보는 모든 위협적인 항공기와 항공기의 충돌 해제를 표시하. ACAS기 위해서도 승무원에게 제공된다.

승무원 제어 기능3.8최소한 승무원이 수동으로 다른 입력에 기초하는 감도레벨 모드를 자동 으로 선택하거나, , “ ” , TA만 발행될 수 있는 모드를 선택하거나 또는 최소한 감도레벨 을 포함하는 특정한 감도레벨을, 1선택하는 수단이 제공되어야 한다 감도레벨 이 선택되었을 때 장치는 본질적으로 대. 1 , ACAS “기 상태이다 용어 대기 는 이와 같은 선택을 지정하기 위해 사용될 수도 있다 현재의” . “ ” . ACAS감도레벨은 승무원에 의해 선택된 것과 다를 수도 있다 가 대기 중에 있거나 또는. ACAS “ ” TA만이 발행되었을 때 승무원에게 표시하기 위한 장치가 구비되어야 한다 에 대한 제어는, . ACAS모드 트랜스폰더에 대한 제어와 통합될 수도 있고 또는 두 시스템이 별도의 제어기를 가질S ,수도 있다 와 모드 제어기가 통합되었다면 승무원이 작동 중에 트랜스폰더만의 모드. ACAS S ,를 선택하도록 허용하는 수단이 제공되어야 한다.

성능 감시3.9장치는 장치의 정상적인 작동을 방해하거나 또는 간섭하지 않고 모든 중요한 기ACAS , ACAS

능의 기술적인 상태를 계속적으로 판정하기 위한 자동 성능 감시기능을 포함하여야 한다 이와.같은 감시기능에 의해 판정된 것과 같은 비정상적인 상태가 존재함을 승무원에게 표시하기 위

한 장치를 구비해야 한다.

위협탐지 및 경보발생을 위한 알고리즘 및 변수4.

주 아래에 주어진 특성은 충돌 회피 로직을 위해 참고적인 설계를 설명한다 그렇1. ACAS II .


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지만 이 설명이 성능이 동일하거나 보다 나은 다른 설계의 사용을 배제하지는 않는다, .주 소문자인 수학 기호는 이 장 전체에 걸쳐 변수를 표시하기 위해 사용된다 대문자 기호2. .

는 변수를 위해 사용된다 몇몇 변수에 사용된 점 표시는 수량을 지시하는 것이 아닌. ,표기법에 의해 제안된 차원이 있음을 표시한다 예를 들면 속도 변수를 위한 거리시간. , / .

추적 성능 특성4.1

거리 추적4.1.1

거리 거리 비율 및 거리 가속도, ( r , r , r 는 연속적인 거리 측정으로) , α, β 및 γ 값이 각

각 이라는 그들의 최소값에 도달할 때까지 감소하는0.40, 0.10, 0.01 α, β 및 γ 계수를 사용

하는 적합한 α- β- γ 추적기에 의해 산정된다 해당 거리 가속도 산정은 다음의 공식을 이용하.

여 가장 가까운 접근에서 예상되는 분리거리(m 를 추정하는데 이용된다) .

m 2 = r 2-r 2

1+ r r / r 2 이런 추정은 산정오류의 크기 때문에 또는 수평면에서 한 대의 항공기가 기동을 할 수 있기,때문에 신뢰할 수 없을 지도 모른다는 것을 나타낼 때는 계산되지 않는다 후자의 계산은 항적.의 수명 관찰된 연속적인 거리 예측의 정확도 관찰된 거리 가속도 측정의 일관성 이전에 산, , ,정된 분리거리와 일치하는 선형 궤적에 기초한 두 번째 거리 추적의 관측된 일관성 그리고 대,략적인 방위각 추적의 관측된 일관성에 의존한다.

고도 추적4.1.2고도 데이터의 신호원 침입기의 고도는 침입기의 모드 또는 모드 보고로부터 얻4.1.2.1 . C S

어진다 자신의 항공기 고도는 자신의 모드 또는 모드 보고를 위한 기초자료를 제공하는. C S신호원으로부터 얻어지며 가용한 가장 정밀한 양자화에서 얻는 것이 요구된다, .

고도보고 신뢰성 어떠한 고도보고가 수락되기 전에 그 보고를 신뢰할 수 있는지를4.1.2.1.1 . ,결정하기 위한 시험이 이루어진다 신뢰성 영역은 이전에 추정된 고도 및 고도 비율을 기초로.하여 계산된다 보고가 신뢰성 영역 바깥쪽에 있는 경우에 고도보고는 버려지고 고도추적은. , ,마치 보고가 누락된 것처럼 갱신된다.

자신의 고도 비율 항공기 자신의 고도 비율은 어떠한 경우에도 에 기4.1.2.2 . ACAS , 4.1.2.3.6술된 추적기의 비율 출력보다 크지 않고 가능한 작은 오류를 갖는 신호원으로부터 얻어진다, .

침입기 고도 추적4.1.2.3고도 추적 용어의 설명4.1.2.3.1

확정된 비율 추적 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도보고 패턴이 그 침입기가 일정“ ”.하고 이 아닌 고도 비율로 상승 또는 하강하고 있다는 것을 추정하도록 해주는 고도추적0 .

수평 추적 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도 보고 패턴이 그 침입기가 수평비행하“ ”.고 있다는 것을 추정하도록 해주는 고도추적.

새로운 추적 새롭게 초기화된 고도 추적“ ”. .


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진동하는 추적 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도 보고 패턴이 그 침입기가 수평비“ ”.행하고 있다는 것을 추정하도록 해주는 방법으로 두 개 또는 그 이상의 값 사이에서 진동하는

고도추적.

전환 해당 추적을 위해 신뢰할 수 있는 마지막 고도 보고와는 다른 추적을 위한 고도보고“ ”. .

기울기 가장 최근의 두 고도레벨 전환이 동일한 방향인 경우에 고도 비율을 위한 기울기가“ ”. ,존재한다.

비율이 확인되지 않은 추적 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도보고 패턴이 다른 어“ ”.떤 방법으로도 분류되는 추적이 되지 못하게 하는 고도추적.

추적의 모든 사이클에서 각각의 추적은 하나이며 오직 하나의 추적분류로 간주된4.1.2.3.1.1 ,다.

모든 추적 분류는 또 다른 추적 분류가 만족될 때까지 유지된다4.1.2.3.1.2 .

는 침입기의 고도를 추적한다 추적은 수신된 양자화 고도보고를 사용하는4.1.2.3.2 ACAS II .그들의 트랜스폰더로부터 오는 자동 기압고도 보고를 기초로 한다 매 마이클에서 모든 침입기.에 대해 추적기는 고도 및 고도비율 추정을 제공한다, .

주 모드 고도 데이터를 추적에 결합시키는 기능은 제 장 에서 기술된다 아래에 기. S 1 , 1.3.2.1 .술된 고도 추적기는 이 기능이 추적기의 적용 이전에 수행되었다고 가정한다.

각각의 추적에서 고도 추적의 기준 설계는 고도보고가 초당 한번의 고도보고인4.1.2.3.2.1 , 1공칭 비율로 수신된다고 가정한다 그렇지만 다시 말해서 주어진 추적을 위해 수신된 고도 보. , ,고가 추적 사이클 이전에 없는 경우에는 보고 누락을 허용한다, .

두 가지 형태중 하나인 침입기의 고도추적이 생성되고 유지된다 고도 보고가4.1.2.3.2.2 . 100ft단위로 제공될 때 추적으로 칭하는 것이 얻어진다 그러한 추적은 고도 추적기라고100ft . 100ft하는 전용 추적기에 의해 갱신된다 고도 보고가 단위로 제공될 때 추적으로 칭하는. 25ft 25ft것이 얻어진다 그러한 추적은 고도 추적기라고 하는 전용 추적기에 의해 갱신된다. 25ft .

4.1.2.3.2.3 특별한 로직은 제공되는 고도 보고에서의 확인된 단위 변경에 따라 자동적으로

고도 추적기와 고도 추적기 사이에서 침입기 고도 추적을 변경한다 그러한 변경은100ft 25ft .동일한 단위로 표현되는 세 개의 연속적인 유효한 고도 보고가 수신되면 확인된 것으로 간주한,다.

고도 보고 단위의 변경이 관찰되었으나 아직 확인되지 않은 경우 현재의 추적이4.1.2.3.2.4 , ,유지되고 고도 보고는 일시적으로 저장된다 단위 변경이 확인되면 일시적으로 저장되었던 모. ,든 고도보고와 함께 변경 이전에 계산된 최종 고도비율 추정을 이용하여 추적은 다시 초기화

된다.


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추적기는 순응형4.1.2.3.2.5 25ft α-β 추적기이다 그것은 에 간략하게 설명되어 있. 4.1.2.3.5다.

고도 추적기의 설계는 침입기의 실제 고도 비율이 이하 일 때 다시 말4.1.2.3.2.6 100ft 100ft ,해서 추적 사이클당 하나의 양자화 간격보다 더 작을 때 안정적인 고도 비율 추정을 위한 필, ,요성이 동기가 되었다 이와 같은 추적기는 하나의 양자화 레벨을 횡단하기 위해 걸리는 시간.을 추정함으로써 고도 비율을 간접적으로 추정한다 이 설계에 대한 더 자세한 내용은.

에 제공되었다4.1.2.3.6 .

고도 비율 신뢰도 매 사이클의 모든 침입기에 대해 추적기는 고도 비율 추정에서4.1.2.3.3 . ,높은 또는 낮은 신뢰도를 표시를 제공한다 및“ ” “ ” (4.1.3.3.6.9 4.1.3.3.6.10).

고도비율의 합리성 추적기는 최적 추정 고도비율 및 이 고도 비율에 대해 수신된4.1.2.3.4 . “ ”일련의 보고와 일치하는 상한 및 하한 경계를 제공한다.

양자화 보고4.1.2.3.5 25ft

의 증가분으로 양자화된 고도 보고의 경우 순응형4.1.2.3.5.1 25 ft , α -β 추적기가 이용된다.이 추적기는 추정 비율의 크기와 함께 예측 오류의 크기 즉 예측된 고도와 보고된 고도의 차,

이에 의존하는 세트의3 α 및 β 값 중에서 선택한 감지에 순응한다 이와 같은. α 및 β 값은

다음과 같다.

현재 고도 비율 추정이 미만일 때7.0ft/s ,• α=0.4, β 이며 그렇지 않다면=0.100 , ,

예상오차가 미만인 경우22.5ft ,• α=0.5, β 이며 그렇지 않다면=0.167 , ,

• α=0.6, β 이다=0.257 .

4.1.2.3.5.2 추적기는 고도 및 고도비율 추정값이 구별되는 세트를 유지한다 첫 번째 것은 표준2 .

α- β 평탄화 방정식으로부터 직접 유도된 것이다 이 세트는 순전히 추적기에 내장된다 두 번. .째 세트는 충돌 회피 로직을 거친 추정값을 포함한다 이것은 첫 번째 세트와는 다음과 같이 다.르다 로직을 거치는 고도 추정값은 보고된 고도의 양자화된 간격의 이내로 제한된. 1/2(±12.5ft)다 로직을 거치는 고도 비율 추정값은 내부 추정값이 절대값 미만으로 감소할 때 으로. , 2.5ft/s 0정해지고 내부 추정값이 절대값 이상으로 증가할 때까지는 값이 계속 으로 유지된다5.0ft/s 0 .

추적기는 이전에 정의된 추적 분류 두 가지 수평 추적과 확정된 비율 추적4.1.2.3.5.3 ,만을 이용한다 이것은 마지막 고도 전환 이후에 최소한 개의 추적 사이(4.1.2.3.1) . (4.1.2.3.1) 7

클이 경과했을 때 수평추적임을 선언한다 그리고 나서 내부 비율 추정이 으로 재설정된다. 0 .충분히 가까운 간격의 고도 전환에 뒤이어서 내부 비율 추정 그리고 그로 인해 또한 로직을 거(치는 비율추정 이 이상으로 증가하면 그것은 확정된 비율 추적으로 선언된다) 5.0ft/s , .

추정값의 신뢰도는 추적이 최소한 번의 추적 사이클 동안 존재하고 최소한 개의4.1.2.3.5.4 4 , 2연속적인 추적 사이클에서의 예측 오류가 보다 크지 않을 때 높은 으로 선언된다 예측22.5ft , “ ” .오류가 보다 클 때 그것은 낮은 으로 설정된다 또한 개의 연속적인 사이클에서 고도22.5ft , “ ” . , 2


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보고가 누락되면 낮은 으로 설정된다“ ” .

양자화 보고 증분으로 양자화된 고도보고의 경우 고도추적기의 성능은4.1.2.3.6 100ft . 100ft ,고도 비율 추정값이 이 절에서 기술한 것과 같이 적절한 부호 및 크기를 가지도록 설정하는

기준 추적기의 그것과 모든 면에서 같거나 더 좋다.

추적기 변수 기준 추적기는 다음의 변수를 사용한다4.1.2.3.6.1 . .

z 고도 비율 추정, m/s(ft/s).z gu 참조4.1.2.3.6.5.1 .Δz 현재 보고와 신뢰할 수 있는 가장 최근의 보고 사이의 고도차이

T n 초1 .

Q 30.5m (100ft).t r 신뢰할 수 있는 가장 최근의 보고 이후의 시간 초( ).

t p 가장 최근의 두 개의 고도레벨 전환 사이의 시간 또는 한 사이클 내의 다중 전환에서 이,와 같은 전환 사이의 평균 시간 초( ).t b 가장 최근의 전환 이후 추정된 레벨 점유시간 초( ).

t bm 레벨 점유시간에서 계산된 낮은 경계 초( ).

β t b를 위해 계산된 평탄화 계수.

β . . t b를 기초로 하는 β를 위한 한계값.

b t 가장 최근의 개 고도 레벨 전환 사이에 교차된 고도 레벨의 수2 .

b z 가장 최근의 비율에서 교차된 고도 레벨들의 수.

ε t b의 평탄화된 오류 추정 초( ).

d t 가장 최근의 고도 전환의 부호 고도 증가의 경우 감소의 경우( +1, 1).－

x * 이어지는 고도 레벨 전환이 갱신되기 전 임의의 변수 의 값, x .

보고 신뢰성 다음의 조건 중 하나가 만족되는 경우에 고도 보고는 신뢰성이 있는4.1.2.3.6.2 . ,것으로 간주된다.

a) Δz= 0

b) |Δz- z t r|-Qt r /T n- z gu t r≤0

추적 분류 도표4.1.2.3.6.3확정된 비율 추적 둘 이상의 연속된 전환이 동일한 방향에서 관찰되고 그 간격 동안 추적“ ”. ,분류가 수평 추적으로 전환되지 않을 만큼 두 전환 간의 시간 간격이 충분히 짧거나 수평 추적(의 정의 참조 또는 관찰된 전환이 기존의 기울기와 반대 방향이고 이전의 전환 이후 시간이), ,예상외로 작다 인 경우에는 고도 추적은 확정된 비율로 분류된다“ ” , (4.1.2.3.6.8.1).

수평 추적 다음 전환이 예상되었던 시간 이후에“ ”. , T 1 보다 긴 시간 동안 보고가 동일한 레

벨에서 수신되거나 또는 전환이 예상되었건 예상되지 않았던 간에, T 2 보다 긴 시간 동안 하

나의 보고가 예상된다면 고도 추적은 수평으로 분류된다, .

새로운 추적 첫 번째 고도보고와 첫 번째 전환 사이의 기간 동안 또는“ ”. T 2가 경과할 때까

지 고도 추적은 새로운 추적으로 분류된다, (4.1.2.3.6.3.1).


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진동하는 추적 전환이 바로 앞의 전환에 대한 반대 방향으로 발생하고 단지 하나의 레벨이“ ”. ,횡단되며 추적 분류가 그 간격 수평 추적의 정의 참조 동안 수평추적으로 변경되지 않을 만, ( )큼 두 전환간의 시간 간격이 충분히 짧은 경우에 고도 추적은 진동하는 추적으로 분류된다, .그리고 만약 추적이 확정된 비율로서 분류되었다면 그 전환 이후의 시간은 예상외로 작다 가, , “ ”아니다(4.1.2.3.6.8.1).

미확인 비율 추적 전환이 새로운 추적 또는 수평 추적에 대해 발생하거나 이전의 전환과“ ”. ,반대 방향인 전환이 발생하고 하나 이상의 레벨이 확정된 비율 추적 진동하는 추적 또는 미, ,확인 비율 추적으로 횡단되는 경우에 고도 추적은 확인되지 않은 비율 추적으로 분류된다, .

다음의 값이 사용된다4.1.2.3.6.3.1 .

T 1=40초 , T 2=20초

추적이 미확인 비율로 이미 분류되었고 이전에 하나 이상의 레벨이 횡단 되었던4.1.2.3.6.3.2 ,것과 반대방향으로 전환이 발생하는 경우에 고도 비율은 마치 추적이 미확인 비율로 분류된,것처럼 결정된다(4.1.2.3.6.5).

추적이 분류되었고 그리고 추적의 분류 사이의 전환은 그림 에4.1.2.3.6.3.3 (4.1.2.3.6.3), A-10제시하였다 추적은 새로운 측정이 고도 비율 측정을 갱신하기 위해 어떻게 이용되어야 하는지.를 결정하기 위해 분류된다.

추적이 새로운 추적 수평 추적 또는 진동하는 추적인 경우에 비율의 크기는 으4.1.2.3.6.4 , , , 0로 정해진다.

수량4.1.2.3.6.4.1 ε 과 b z 는 으로0 , t b는 초로 정해진다100 .

4.1.2.3.6.4.2 추적이 수평 추적으로 분류되는 경우 이전의 모든 전환과 현재의 모든 경향은 무시된,다.


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그림 추적 분류 사이의 변경A-10.

추적이 처음에는 미확인 비율 추적이 되고 그리고 나서 또 다른 전환이 관찰될 때까4.1.2.3.6.5 ,

지 이전 주기에서 결정된 값으로부터 각 사이클마다 감쇄될 때 비율의 크기는, z gu 로 정해진다.

4.1.2.3.6.5.1 z gu 의 값은 이고 감쇄 상수는 이다2.4m/s(480ft/min) 0.9 .

수량4.1.2.3.6.5.2 ε 과 b z 는 으로0 , t b는 Q/| z|로 정해진다.

확정된 비율 추적의 경우 비율의 크기는 양자화 간격을 확정된 레벨 점유시간으로4.1.2.3.6.6 ,나누어 정해진다 레벨 점유시간은 기울기의 방향인 전환을 수신했을 때 추정되며 다음 전환. ,이 발생하거나 또는 연착될 때까지 상수로 유지된다 (4.1.2.3.6.7).

추적이 처음 확정되었을 때 수량4.1.2.3.6.6.1 , ε , b z 및 t b는 다음과 같이 정해진다.

ε = 0 , b z = 1, t b=maximum( t p 초, 1.4 )

전환이 빠르거나 늦지 않는 한 수량4.1.2.3.6.6.2 (4.1.3.3.6.6.3), ε , b z 및 t b는 세 번째 및

그 다음의 전환을 다음과 같이 반복적으로 평균함으로써 계산된다.

ε'= 0.8ε *+ ( t p- t*b )

β ..=( t *b-T n)

2

[ ( t *b )2+64T 2n]

b z = b*z + b t

β=maximum (b tb z

, β .. )

ε = ε '


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|ε'|≤1.35 또는 하나 또는 그 이상의 보고 누락 이후에 가장 최근의 전환이 관찰되었다면( , ,인 경우2.85) ,

b z 이고=3 ,

β 이며=0.5 ,

ε = 0.3 ε '이다 그렇지 않은 경우에는.

두 경우 모두에서, t b= t*b+β( t p- t

*b)

빠르거나 늦은 전환4.1.2.3.6.6.3

|t p-t*b|>1.5초 또는 하나 또는 그 이상의 보고 누락 이후에 가장 최근의 전환이 관찰되었다( ,

면 초 이거나, 3.0 ) b t가 ( t r /t*b+1.1)≥b t≥( t r /t

*b-1.1 )인 거리 밖에 놓여 있는 경우 수량,

ε , b z 및 t b는 다음과 같이 정해진다.

b z =1

ε = 0

t bm=minimum ( (0.7t p+0.3t*b),1.4초 )

t b=maximum ( t p , t bm )

비율은 다음과 같이 계산된다. z = d tQ /t*b

연착 전환 그 다음 예상된 전환시간 이후 최소한4.1.2.3.6.7 . T 3 또는 하나 또는 그 이상의( ,

보고 누락 이후에 가장 최근의 전환이 관찰되었다면, T 4 동안 같은 레벨에서 보고가 수신되) ,

는 경우에 비율의 크기는 이전의 사이클에서 얻어진 값으로부터 각 사이클마다 감쇄된다 이, .

와 같은 환경에서 t b의 값은 변경되지 않는다.

다음의 값이 사용된다4.1.2.3.6.7.1 .

T 3 = 1.5초

T 4 = 3.0 초

비율 감쇄에 대해 다음 공식이 사용된다.

z = d tQ /[ t b+(0.3t b+0.5T n)(0.7+ ( t l- t b)/T n)2]

여기서, t l 가장 최근의 전환 이후의 시간 초= ( )

수량4.1.2.3.6.7.2 b z 는 maximum ( 2 , b *z - 1 )로 정해진다.

지터에 기인한 전환 기울기를 따랐던 바로 앞선 전환의 기울기와 반대 방향이고4.1.2.3.6.8 . ,단지 하나의 레벨만이 교차되며 바로 앞선 전환 이후의 시간이 예상외로 작다 라는 전환이, “ ”관찰되는 경우에 비율의 크기는 이전의 사이클에서 얻어진 값으로 정해진다 그 이후에 그러, .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28108

한 전환은 와 의 요구조건을 제외하고는 누락된 것으로 처리된다4.1.2.3.4 4.1.2.3.6.10 e) .

4.1.2.3.6.8.1 t p≤0.24 t*b 일 때 바로 앞선 전환 이후의 시간은 예상외로 작다 로 선언된다, “ ” .

수량4.1.2.3.6.8.2 ε , b z 및 t b는 변경되지 않는다.

추적 고신뢰도 선언 현재의 고도보고를 신뢰할 수 있고 다음 조건 중 하나 이상4.1.2.3.6.9 . ,을 만족했을 때 추적된 비율에서 높은 신뢰도가 선언된다, “ ” .

고도 전환 없이a) T 5 보다 긴 시간동안 새로운 추적이 관찰된다(4.1.2.3.6.9.1) .

고도전환 없이b) T 6 보다 긴 시간동안 미확인 비율추적이 관찰된다(4.1.2.3.6.9.1) .

추적이 수평 추적으로 분류된다c) .추적이 처음에는 확정된 비율 추적으로 분류된다d) .확정된 비율 추적의 경우 전환이 발생했을 때 예상된 전환 시간 갱신되기 전 에 대하여 관e) , ( )

찰된 전환 시간의 비율은 R 1과 R 2 사이에 들어간다 또는 이와 같은 시간(4.1.2.3.6.9.1) . ,

사이의 차의 절대값은 T 8보다 작다 또는 가장 최근에 관찰된 전환과 이전의 전환 사이의. ,

시간은 T 8 보다 길다(4.1.2.3.6.9.1) .

확정된 비율 추적의 경우 전환이 발생하고 이전의 보고는 누락되었을 때f) , ,

| t p-t*b|≥T 7, t p/t

*b≥1 및 - t p-T 9≤ ( t b- t p )b t≤T 9 이다.

추적이 진동하는 추적으로 분류된다g) .신뢰할 수 있는 최종 고도보고의 처리에 따라 신뢰도가 이전에 높은 으로 정해졌고 낮은h) “ ” , “ ”

신뢰도 선언에 대한 의 부터 까지의 조건이 만족되지 않는다4.1.2.3.6.10 a) e) .

다음의 값이 사용된다4.1.2.3.6.9.1 .

T 5 = 9초

T 6 = 9초

T 7 = 1.1초

T 8 = 8.5초

T 9 = 1.25 초

R 1 = 2/3

R 2 = 3/2

추적 저신뢰도 선언 다음 조건 중 하나 이상을 만족했을 때 추적된 비율에서4.1.2.3.6.10 . ,낮은 신뢰도가 선언된다“ ” .새로운 추적의 경우 에서의 조건 가 만족될 때까지a) , 4.1.2.3.6.9 a)미확인 비율 추적의 경우 에서의 조건 가 만족될 때까지b) , 4.1.2.3.6.9 b)

c) 확정된 비율추적의 경우 관찰된 전환시간이 에서의 조건 또는 를 만족하지 않을, 4.1.2.3.6.9 e) f)때

예상된 전환이d) T 10 보다 더 늦을 때(4.1.2.3.6.10.1)


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28109

확정된 비율 추적의 경우 에서의 조건이 만족될 때e) , 4.1.2.3.6.8이전에는 신뢰도가 낮은 이었고 높은 신뢰도 선언을 위한 조건이 만족되지 않을 때f) “ ” , “ ”

(4.1.2.3.6.9).

4.1.2.3.6.10.1 T 10 = 0.25초 값이 사용된다.

고도보고 누락 고도보고가 누락되었을 때는4.1.2.3.7 . ,고도 비율 추정의 이전 값이 유지된다 그리고a) . ,둘 이상의 연속된 사이클 동안 고도보고가 누락될 때 추적된 비율에서의 신뢰도는 낮은 으b) , “ ”

로 선언된다.

접근경보4.2 (TA)

생성4.2.1 TA모드 고도를 보고하는 침입기에 대해서는 동일한 작동 사이클에서 거리시험4.2.1.1 C , (4.2.3)

및 고도시험 모두를 적용하여 각각에 대해 결과가 양성으로 나왔을 때 가 생성된다(4.2.4) , TA .

고도를 보고하지 않는 트랜스폰더를 장착한 침입기에 대해서는 거리시험 을 적용4.2.1.2 , (4.2.3)한 결과가 양성으로 나왔을 때 가 생성된다, TA .

경고 시간4.2.2 TA고도를 보고하는 침입기의 경우 를 위한 거리시험은 다음과 같은 공칭 경고 시간을 도출한, TA다.

S 2 3 4 5 6 7경고 시간TA T+10 T+10 T+10 T+15 T+15 T+13

여기서 감도 레벨, S =

감도 레벨 내지 에 대한 의 값은 에 주어졌다 감도 레벨 를 위한 의4.2.2.1 3 7 T 4.3.3.3.1 . 2 T값은 초이다10 .

거리시험4.2.3 TA

를 위한 거리시험은 위협탐지 를 위해 사용되었던 것과 동일한 형태를 갖는다 감도TA (4.3.3) .

레벨 내지 에 대한3 7 D m의 값은 에 주어졌으며4.3.3.2.1 , g (T w-T )2 /6씩 증가한다 여기.

서, T w는 요구되는 경고 시간이다 감도레벨 를 위한TA . 2 D m의 기초값은 0.19km(0.10NM)

이다.

고도시험4.2.4 TA다음의 조건 세트 중 하나가 만족되는 경우에 고도 시험은 양성인 결과를 도출한다, .현재 고도 분리가 작다 이거나 또는a) “ ” , ,


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28110

항공기가 고도에서 수렴하고 있으며 같은 고도가 되기까지의 시간은 작다 이다b) , “ ” .

이와 같은 용어 및 조건은 및 에서 정의된다 고도가 같아지기4.3.4.1, 4.3.4.2, 4.3.4.3 4.3.4.5 .

까지의 시간에 대한 시간 문턱값이 경보 시간 이며TA (4.2.2) , Z t에 사용된 값은 다음과 같다.

FL z 0 미만300 이상300

Z t m 260 370

( Z t ft 850 1,200)

위협의 정의4.3

위협 탐지 특성4.3.1침입기 특성 위협을 정의하기 위해 사용되는 침입기의 특성은 다음과 같다4.3.1.1 . .

추적된 고도a) : z i추적된 고도 변화 비율b) : z i 추적된 경사 거리c) : r추적된 경사 거리의 변화 비율d) : r

침입기 의 감도 레벨e) ACAS : S i

또는 를 장착하지 않은 침입기의 경우ACAS II ACAS III , S i는 로 정해진다1 .

자신의 항공기 특성 자신의 항공기에 대한 다음과 같은 특성이 위협을 정의하는데 이4.3.1.2 .용된다.

고도a) : z 0

고도 변화 비율b) : z 0 자신의 감도레벨 제 장c) ACAS ( 1 , 1.3.4.3): S 0

고도대역 명령 기준 로직은 표 에 표시된 것과 같은 고도대역을 기초로4.3.1.3 SLC . A-1 SLC명령을 선택한다.

공칭 고도 대역 명령SLC부호

감도 레벨이 변하는

곳에서의

고도 문턱값

이력현상 값

부터 까지0 1,000 ft AGL 2 1,000 ft AGL ±100 ft

부터 까지1,000 ft 2,350 ft AGL 3 2,350 ft AGL ±200 ft

부터 까지2,350 ft AGL FL 50 4 FL 50 ±500 ft

부터 까지FL 50 FL 100 5 FL 100 ±500 ft

부터 까지FL 100 FL 200 6 FL 200 ±500 ft

이상FL 200 7

표 A-1.


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28111

위협선언을 위한 기준4.3.2다음 조건 모두가 동일한 사이클에서 적용되는 경우에 한해서 침입기는 위협이 된다, .거리시험이 양성인 결과를 나타낸다a) .다음중 한 가지만 적용b) ,고도시험이 양성인 결과를 나타낸다1) .위협 항공기로부터 고도교차 가 수신되었다2) RAC .

확정된 위협 최소한 거리 시험이 양성인 결과를 나타낸다면 확정된 위협의 위협 상4.3.2.1 . ,태는 연속되는 사이클에서 유지된다.

거리시험4.3.3

거리 수렴 추정된 거리 비율이4.3.3.1 . R t 보다 작다면 항공기는 거리 측면에서 수렴하고,

있는 것으로 간주된다 이 경우 거리시험에 사용되는 거리 비율 추정은 추정된 거리 비율 및. ,

- R t 의 최소값이다.

4.3.3.2.1 R t 를 위해서 의 값이 사용된다3m/s(6kt) .

거리 발산 거리 측면에서 수렴하고 있다고 간주되지 않는 항공기는 거리 측면에서 발4.3.3.2 .

산하고 있다고 간주된다 추정 거리에 추정 거리 비율을 곱한 결과가. P m 보다 작다면 거리,

발산은 느리다 고 간주된다“ ” .

4.3.3.2.1 P m 을 위해 다음 값이 사용된다.

S 3 부터 까지4 6 7

P m km 2/s 0.0069 0.0096 0.0137

( P m NM 2/s 0.0020 0.0028 0.0040 )

거리시험 기준 다음 조건 중 어느 하나가 만족될 때 거리시험은 양성인 결과를 나타4.3.3.3 . ,낸다.다음 사항 모두 만족a)항공기가 거리 측면에서 수렴하고 있다1) .다음 부등식이 만족된다2) .

(r-D 2m /r)/ | r' | <T

여기서, r ' = minimum( r , - R t )항공기가 거리 측면에서 발산하고 있지만 거리가b) , D m보다 작고 거리발산은 느리다 이다“ ” .

현재 사이클에서 추정 분리거리를 계산할 수 없거나 계산된 분리거리가c) , H m보다 작다.

그리고 다른 모든 조건에 대해 거리 시험의 결과는 음성이다, .

주 위의 항 의 공식은 다음조건을 위한 실제 내용을 제공한다 거리 및 거리 비율 추정값. a) 2) .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28112

은 직선 분리거리가, D m 보다 작거나 같고 가장 가까운 접근까지의 직선 시간이, T보다

작은 조우가 있을 수 있다는 것을 나타낸다.

변수4.3.3.3.1 T , D m 및 H m의 값은 다음과 같다.

S 3 4 5 6 7T 초 15 20 25 30 35

D m ( )㎞ 0.37 0.65 1.0 1.5 2.0

( D m (NM) 0.20 0.35 0.55 0.80 1.1)

H m (m) 382 648 1,019 1,483 2,083

(H m (ft) 1,251 2,126 3,342 4,861 6,683)

고도시험4.3.4고도시험 용어의 설명4.3.4.1

고도 발산 비율“ ( a )” a의 변화 비율.

현재 고도 분리“ ( a 자신의 항공기와 침입기 사이에 현재 추적된 고도 분리의 계수)”. .

가장 가까운 접근까지의 시간“ ( τ u , τ m 최소 거리까지 도달하는데 걸리는 추정 시간)”. . τ u

는 최대값 직선 상대 운동 및 분리 거리 을 가정한 이고( 0 ) , τ m은 최소값 직선 상대 운동 및 관(

심이 있는 최대 분리 거리 D m을 가정한 이다) .

고도가 같아지기까지의 시간“ ( τ v 같은 고도에 도달하기 위해 걸리는 추정 시간)”. .

“수직 분리 거리 ( v m 가장 가까운 접근의 추정시간에 예측되는 고도분리에 대한 추정 하한 경계)”. .

현재 고도분리 기준 로직에서4.3.4.2 . Z t를 Z m과 동일하게 설정했을 때, a < Z t이면 현재,

고도분리는 작다로 선언된다‘ ’ .

고도 수렴4.3.4.3

4.3.4.3.1 a 는 다음과 같이 계산된다.

z 0- z i≥ 0 이면, a = z 0 - z i z 0- z i < 0 이면, a = z i - z 0

4.3.4.3.2 a < - Z c 이면 항공기는 고도 측면에서 수렴하고 있다고 선언된다, .

4.3.4.3.3 Z c 값은 양성이고 보다 크지 않다, 0.3m/s(60ft/min) .

수직분리 거리4.3.4.4

항공기가 거리4.3.4.4.1 ( r ≤ 0 내에서 집중하고 있을 때 가장 가까운 접근까지의 시간 및) ,수직분리 거리는 다음과 같이 계산된다.

r ' = m inim um ( r , - R t )


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28113

τ u= minimum (|r/ r '|,T )

r ≥ D m이면, τ m = | ( r-D2m /r) / r' |

r < D m이면, τ m = 0

v m 1 = ( z 0- z i)+ ( z 0 - z i )τ uv m 2 = ( z 0- z i)+ ( z 0 - z i )τ mv m1v m2≤ 0 이면,

v m = 0

그렇지 않을 때,v m1 > 0 인 경우, v m =minimum (v m1 ,v m2 )

v m1 < 0 인 경우, v m =maximum (v m1 ,v m2 )

4.3.4.4.2 |v m|<Zm이면 수직분리 거리는 작다 로 선언된다, “ ” . Z m의 최대값은 다음과 같이 주

어진다.

FL z 0 이하200 부터 까지200 420 이상420

Z m (m) 183 213 244

( Z m (ft) 600 700 800 )

고도가 같아지기까지의 시간4.3.4.5

4.3.4.5.1 a 가 - Z c 보다 작은 경우 고도가 같아지기까지의 시간은 다음과 같이 계산된다, .

τ v = - a / a

주 항공기가 고도 및 거리에서 수렴하고 있지 않다면. , τ v는 사용되지 않는다.

자신의 항공기의 수직 비율 크기가 이상이 아니거나 또는 자신의 항공기의4.3.4.5.2 600ft/min ,

수직 비율이 침입기의 것과 부호는 동일하지만 크기가 작은 조우의 경우, τ v < T v 이면, τ v

는 작다 로 선언된다 이와 다른 모든 조우의 경우“ ” . , τ v < T이면, τ v는 작다 로 선언된다“ ” .

변수 T v의 값은 다음과 같다.

S 3 4 5 6 7T v초 15 18 20 22 25

고도시험 기준 다음 세 가지 조건중 어느 것이라도 만족될 때 기준 로직의 고도 시4.3.4.6 . ,험은 양성인 결과를 제공한다.a) 항공기가 거리 측면에서 수렴하고 있고 현재 고도분리는 작다이며 수직분리가 작다이다, “ ” , “ ” .항공기가 거리 및 고도 측면에서 수렴하고 있고 고도가 같아질 때까지의 시간은 작다 이b) , “ ”

며 수직분리 거리가 작다 이거나 가장 가까운 접근, “ ” ( τ v< τ u 이전에 같은 고도가 발생한다)

고 예상된다.항공기가 거리 측면에서 발산하고 있고 현재 고도 분리는 작다 이다c) , “ ” .

또한 다른 모든 조건의 경우 고도 시험의 결과가 음성이다, , .

의 생성4.4 RA


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형태4.4.1 RA형태는 제 장 에서 정의된다RA 1 , 1.4.1 .

생성의 지연4.4.2 RA주 는 여기에 기술된 환경을 제외한 모든 위협 또는 조정 목적을 위해 생성된다. RA .다음 조건 중 어느 것이라도 만족될 때 기준 로직은 새로운 위협에 대하여 새로운 를 생성, RA하거나 기존 를 수정하지 않는다RA .

위협 항공기로부터 고도교차 가 수신되지 않았다a) RAC .다음 중 하나b)고도 분리 시험 은 음성인 결과를 나타낸다1) (4.4.2.1) .위협 항공기가 고도비율 상한 경계까지 고도비율 하한 경계까지 또는 이와 같은 경계2) , ,사이의 모든 고도비율까지 동일한 고도 비율을 갖거나 안 갖거나 추적된 고도 비율에서,

침입기의 신뢰도는 낮으며 어떠한 회피기동도 최소한“ ”, A t 인 예측된 분리를 제(4.4.2.2)

공하지 않을 것이다.위협 항공기의 추적된 고도 비율에서 낮은 신뢰도가 존재하고 현재 고도분리가3) “ ” ,

보다 크며 다른 가능한 위협과는 별개로 고려된 위협에 대응하여 선택되는46m(150ft) ,는 교차하는 고도일 것이다RA .

고도분리 시험4.4.2.1

4.4.2.1.1 | z 0|≤ 인 경우 자신의 항공기 고도 비율은 작다 로 선언된다, “ ” .

값이4.4.2.1.2 3.0 m/s (600 ft/min) 에 사용된다.

그 값이 초보다 작다면 위협선언에서의 지연은 수락가능 으로 선언된다4.4.2.1.3 3.0 , “ ” .

최대 고도 분리 문턱값인4.4.2.1.4 A c는 자신 및 위협항공기의 수직 비율이 반대방향이고,

두 수직 비율중 어느 것도 작다 가 아닐 때 인 값이 주어지고 그렇지 않으면“ ” 260m(850ft) ,의 값이 주어진다183m(600ft) .

고도 분리가 이면 최소 라고 선언된다4.4.2.1.5 100ft " " .

거리 비율이4.4.2.1.6 D m/T보다 크면 조우는 천천히 접근중 으로 선언된다, “ ” .

시험조건 위협 항공기가 새로운 위협이며 동시에 발생한 다른 가능한 위협과는 별4.4.2.1.7 . ,개라고 간주될 때 새로운 위협에 대응하여 선택되는 가 다음 중 어느 하나에 해당한다면RA ,고도 분리 시험은 음성인 결과를 나타낸다.교차 고도이면서 다음중 어느 하나가 만족될 때a) ,

현재의 고도 분리가1) A c를 초과한다.


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위협 항공기가 를 장착하고 있고 그것으로부터 유효한 가 수신되지 않았고2) ACAS , RAC ,자신의 항공기의 고도 비율은 작다 이며 위협 항공기의 고도 비율은 작다 가 아니며“ ” , “ ” ,의 발행이나 기존 의 변경에서 지연이 수락가능 하다RA RA “ ” .

b) 조우가 천천히 접근중이 아니라면 위험한 간격동안에 최소한 최소 분리를 생성할 수 없다“ ” , “ ” .

조우가 천천히 접근중 이고 거리가c) “ ” , D m보다 적거나 D m , T m 거리까지의 시간이 초 미5

만이라면 가장 가까운 접근에서 최소한 최소 분리를 생성할 수 없다, “ ” .그렇지 않은 경우에 고도분리 시험의 결과는 양성이다, .

다음의 값이4.4.2.2 A t에 사용된다.

z 0 A t m (A t ft)이하FL 100 61 (200)부터 까지FL 100 FL 200 73 (240)부터 까지FL 201 FL 420 122 (400)이상FL 420 146 (480)

인접한 고도층 사이의 경계에는 의 이력현상이 적용된다4.4.2.2.1 ±500ft .

고도분리 목표 의 초기 강도는 가장 가까운 접근에서 최소한4.4.3 . RA A l의 고도분리 목표를

만족하도록 선택된다 단 에 기술한 환경에서는 예외로 한다. , 4.4.3.2 .

변수4.4.3.1 A l을 위해 다음 값이 사용된다.

z 0 A t m (A t ft)이하FL 50 91 (300)부터 까지FL 50 FL 100 107 (350)부터 까지FL 100 FL 200 122 (400)부터 까지FL 201 FL 420 183 (600)이상FL 420 213 (700)

인접한 고도층 사이의 경계에는 의 이력현상이 적용된다4.4.3.1.1 ±500ft .

4.4.3.2 부적절한 수직 분리 에 대한 제한사항제 장 및 이하이 가장 가까운 접근. RA ( 1 , 1.3.5 1.4.4 ) ,

에서 적어도 A l의 고도분리를 제공하기 위해 예보되는 의 생성을 배제한다면 는 가장 가까RA , RA

운 접근에서 이 장에서의 다른 규정과 일치하는 가장 큰 고도 분리를 제공하기 위해 예보되는 것이

다.

임계 간격 가장 가까운 접근을 위한 예보는 충돌이 발생할 수 있는 동안의 시간 간격4.4.3.3 .에 대한 것이다.

임계 간격은4.4.3.3.1 τ m ∙ ∙과 τ u ∙ ∙ 사이의 시간이다 여기서. ,

r≥ D m인 경우,


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r ' = minimum ( r ,- R t )τ u ∙ ∙ = minimum ( τ *u ∙∙,| r/ r '| ,T e )

τ m ∙ ∙ = minimum ( τ *m ∙∙| ( r- D2m /r)/ r' | )

r < D m인 경우,

T m l= 0

여기서, τ *u ∙ ∙와 τ *

m ∙ ∙은 거리시험 을 새롭게 거친 위협 항공기에 대한(4.3.3) T e와 모두 동

일하며 그렇지 않다면 이전 사이클의, , τ u ∙ ∙및 τ m ∙ ∙각각의 값이다.

다음의 변수 값이 사용된다4.4.3.3.1.1 .

S 3 4 5 6 7T e ' 초 25 30 30 35 40

위협 항공기의 항적 는 다음과 같은 위협 항공기와의 충돌을 피하기 위해 충분한4.4.3.4 . RA고도분리를 제공하도록 설계된다.그들의 현재 고도 비율을 유지하는 위협 항공기a)처음 위협이 되었을 때는 상승중이거나 하강중이고 수평비행을 하기 위해 그들의 고도 비b) ,율을 감소시키거나 기동하는 위협 항공기

예보된 고도분리는 위협 항공기가 그의 현재의 고도 비율을 유지할 것이라는 가정을4.4.3.4.1기초로 한다 단 를 갖춘 위협 항공기에 대해 항에서 기술한 것은 예외이다. , ACAS 4.4.4.4 .

자신의 항공기 항적 가장 가까운 접근에서의 예보된 고도 분리는 에 대한4.4.3.5 . , RA ACAS항공기의 응답에 관한 다음의 가정을 기초로 한다II .

a) 예방 의 경우 자신의 항공기 고도 비율은 에 의해 명시된 한계 내에서 유지될 것이다RA , RA .

수정 의 경우 자신의 항공기 항적은b) RA , T p + T s 동안 현재의 비율에서 비가속도 비행을

하고 이어서 선택된 고도 비율, ( g ∙ ∙ 에 이르기 위해 수직면으로 일정한 가속) ( Z g 을 한)

후에 이 비율에서 비가속도 운동을 하는 것으로 구성될 것이다, .

주 가장 가까운 접근까지의 예보된 시간이 매우 짧아서 선택된 고도 비율. g ∙ ∙ 에 도달하지

못할 수도 있다.

조종사의 반응시간을 표시하는 변수4.4.3.5.1 T p는 초기 강도에 대해서는 초의 값 또RA 5 ,

는 계속되는 모든 강도에 대해서는 초인 값을 취한다RA 2.5 .

변수4.4.3.5.2 T s의 값은 관련 응답의 수신으로부터 조종사에게 를 표시하기까지의SSR RA

시스템 지연을 모방하도록 선택된다.

변수4.4.3.5.3 Z g 는 반전 감지 또는 증가된 비율의 에 대해서는 의 값 그 외의RA RA 0.35g ,

경우에는 인 값을 취한다0.25g .


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4.4.3.5.4 선택된 고도 비율 g ∙ ∙가 항공기의 성능을 초과한다면 항공기에 적합한 값으로 대체된,다.

의 제한사항4.4.4 RA가용한 강도의 범위 기준 로직은 조우 해결에서 표 의 수직 강도 선택을4.4.4.1 RA . A-2 RA

제공하는 능력을 가진다.

제한사항 형태 g ∙ ∙

상향 감지 RA증가된 상승 양성 > c lm ∙ ∙

상승 양성 c lm ∙ ∙

하강하지 말 것 VSL 0이상으로 하강하지 말 것2.5m/s VSL -2.5m/s(-500ft/min)이상으로 하강하지 말 것5.1m/s VSL -5.1m/s(-1,000ft/min)이상으로 하강하지 말 것10m/s VSL -10m/s(-2,000ft/min)

하향 감지 RA증가된 상승 양성 < d e s ∙ ∙

하강 양성 d e s ∙ ∙

상승하지 말 것 VSL 0이상으로 상승하지 말 것2.5m/s VSL +2.5m/s(+500ft/min)이상으로 상승하지 말 것5.1m/s VSL +5.1m/s(+1,000ft/min)이상으로 상승하지 말 것10m/s VSL +10m/s(+2,000ft/min)

표 강도 선택A-2. RA

증가된 비율의 기준 로직은 의 초기 강도를 선택할 때 증가하는 상승 및 하4.4.4.1.1 RA. RA ,강 강도를 고려하지 않는다 기존 에 대한 예측된 분리가 부적절하고 감지의 반전이 수. RA RA락 가능한 선택사항이 아닐 경우에만 이러한 강도를 사용한다 이러한 강도는 증가된RA . RA

감지의 긴급성을 조종사에게 전달하기 위한 것이다 강도는. RA c lm ∙ ∙ 또는 d e s ∙ ∙ 중 적절

한 것에서 선택한 고도비율 g ∙ ∙의 증가에 상응한다.

선택된 고도 비율에서 까지의 증가는 다음의 조건 모두를 만족했4.4.4.1.1.1 13m/s(2,500ft/min)을 때 생성된다.감지가 동일한 양성 가 현재 표시되고 있고 한 사이클 이상 동안 표시되었다 또한 다음a) RA , .중 어느 하나에 해당한다.위협 항공기가 장치를 갖추었거나 현재 가 고도교차가 아니라면 위협 항공기의 추적1) RA ,된 고도 비율에서의 신뢰도는 높다 이고 현재 강도는 가장 가까운 접근“ ”(4.1.2.3.6.9) , RA에서 보다 적은 고도분리를 제공할 것으로 예측된다61m(200ft) .위협 항공기는 장치를 갖추지 않았으며 현재 가 고도교차이며 가장 가깝게 접근할2) , RA ,때까지 초 이하가 남았으며 또한 가장 가까운 접근에서 위협 항공기의 고도가 상승10 ,또는 하강 각각의 경우에 자신의 항공기 현재고도 위 또는 아래로 미만RA 61m(200ft)이 될 것으로 현재 예측된다.

가장 가까운 접근까지 남은 시간은b) T ir보다 작고 초보다는 크다, 4 .


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자신의 항공기가 이상에서 하강하고 있거나 또는 이상에서 상승c) 1,450ft AGL , 1,650ft AGL하고 있고 증가 상승 는 항공기의 성능 한계로 인해 금지되지 않는다, RA .

d) τ u 가 증가하고 있고 않다 또는 증가한다면 위협 항공기까지의 거리가(4.3.4.4.1) . ,

미만이다3.2km(1.7NM) .

다음의 값이 T ir에 사용된다.

S 3 4 5 6 7T ir 초, 13 18 20 24 26

주 위의 조건 의 는 감지반전 을 인정하지 않는 고도교차 조우에서 장치를 갖1. a) 2) (4.4.4.3.1)추지 않은 위협 항공기가 수평을 벗어나는 것에 대응하는 증가된 비율의 사용을 허RA용한다 이와 같은 상황은 위협 항공기가 가장 가까운 접근에서 예측된 고도가 이어지는.각각의 사이클에서 항공기의 현재 고도를 따르는 것과 같이 낮은 가속도로 수ACAS II평을 벗어나고 있기 때문에 발생할 수 있다.

주 조건 는 충돌회피 로직과 지상접근 경보장치 사이의 바람직하지 않은 상호작2. c) (GPWS)용을 예방한다.

4.4.4.1.2 c lm ∙ ∙ 및 d e s ∙ ∙에 대한 기본값은 각각 와7.6m/s(1,500ft/min) -7.6m/s이다 값이 항공기의 상승 성능을 초과하는 경우에 상승(-1,500ft/min) . 7.6m/s(1,500ft/min) , RA

를 생성할 수 있도록 하기 위해 적절한 값으로 대체될 수 있다 실제 상승율 또는 하강율이 기.본 비율을 초과하는 경우 그것이 최고 비율 미만이라면 실제비율로 대체되며 그, 4,400ft/min ,렇지 않다면 최고 비율 가 사용된다4,400ft/min .

주 구분된 표시 예를 들면 항공기가 최고 상승고도에 있다는 것 에 응답하여 상승이 금지될. ( , )수도 있다 그렇지만 어떤 항공기는 제 장 항을 준수하기 위해. , 1 , 1.3.5.4 7.6m/s(1,500ft/min)로 상승하는 가 영구히 금지되어야 한다는 것과 같은 그러한 상승 성능 한계를 가질 수RA있다.

유지 하강 는 명시된 고도 이하에서 생성되거나 유지되지 않는다는 요구조4.4.4.1.3 RA . RA건에 따라 제 장 다음 중 어느 하나라도 해당되면 는 변경되지 않는다 제 장( 1 , 1.3.5.4.1), RA ( 1 ,1.3.5.6).거리시험이 음성인 결과를 나타내지만 침입기는 위협으로 남아 있다a) , .가장 가까운 접근까지 초미만이 남았다b) 2.5 .침입기가 거리 측면에서 발산하지만 가 아직 취소되지 않았다c) , RA (4.3.5.1.1).

의 약화 낮은 고도에서는 하강 가 생성되지 않는다는 요구조건에 따라 제 장4.4.4.1.4 RA . RA ( 1 ,다음 중 어느 하나라도 해당되면 는 약화되지 않는다 제 장1.3.5.4.1), RA ( 1 , 1.3.5.7).

가 양성이고 현재 고도 분리는a) RA , A l보다 작다.

b) 모든 강도가 초미만 동안 표시되거나 또는 반전된 감지 가 초미만 동안 표시된다RA( ) 10 , RA 5 .위협 항공기의 추적된 고도 비율에서 낮은 신뢰도가 존재한다c) “ ” .가 수직속도제한 이다d) RA RA .


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또한 양성 는 수평비행으로 복귀를 허용하는 강도를 벗어나도록 하향 의 경우 상승, RA RA ( RA “하지 말 것 상향 의 경우 하강하지 말 것 약화되지 않는다”, RA “ ”) .주 의 약화에 대한 이와 같은 제한사항은 위협이 되지 않는 항공기의 선언에는 적용되지. RA않는다 제 장( 1 , 1.3.5.1.1).

고도교차에 대비하는 초기편향 새롭게 생성된 는 비교차로서 제공된다4.4.4.2 . RA .

비교차 는 가장 가까운 접근에서 최소한a) RA A l의 고도분리를 제공하도록 예측된다.

가장 가깝게 접근할 때까지의 전체 시간간격 동안 최소한 최소 수직분리 를 유지하b) “ ” (4.4.2.1)기 위하여 표준 응답 으로 비교차 에 응답하는 것이 예상된다, (4.4.3.5) RA .

확정된 위협에 대한 감지반전 다음의 조건이 적용될 때 감지반전이 생성된다4.4.4.3 . .위협 항공기가 장치를 갖추지 않았거나 장치를 갖추고 보다 높은 항공기 주소를 갖a) ACAS ,고 있으며 위협 항공기로 된 이후 최소한 초가 경과하였으며 자신의 는 이전에, 9 , ACAS를 반전시키지 않았다RA .

가장 가까운 접근까지 초 이상 남아있다b) 4 .

위협 항공기까지의 거리가 인 시간까지c) 3.2km(1.7NM) , τ u 의 값은 증가하지 않았(4.3.4.4.1)

다.다음 중 하나를 만족d) ,

현재 는 고도교차이다1) i) RA .현재 고도분리는 최소한 이거나 가장 가까운 접근 전에 초 이상이 남았ii) 61m(200ft) , 10다면 이다, 30m(100ft) .다음 중 하나를 만족iii) ,

가 생성되었을 때는 위협 항공기가 자신의 항공기 초기고도를 교차한다고 예측- RA ,되었지만 지금 가장 가까운 접근에서의 위협 항공기의 고도는 상승 및 하강 의, RA경우에서 각각 자신의 항공기의 현재고도 이상 또는 이하가 된다고 예측되거나, ,가 생성된 시간에 위협 항공기가 자신의 항공기의 초기고도를 교차하도록 예측- RA

되었지만 상승 및 하강 를 위해 가장 가까운 접근에서 도달할 수 있는 예측된, RA분리에 대한 현재의 추정은 보다 큰 분리가 반전된 감지 에 대하여 얻어질 것, RA을 보여준다.가장 가까운 접근에 도달할 때까지 반전된 감지를 가진 자신의 항공기는 가장 가까iv) ,운 접근에서 위협 항공기의 고도에서의 최대 경계를 초과할 수 있다.

현재 는 고도교차가 아니다2) i) RA .최소한 다음중 하나를 만족ii) ,위협 항공기가 감지의 방향으로 자신의 항공기 고도를 최소한 까지 교- RA 30m(100ft)차했다.위협항공기가 를 장착하지 않았고 자신의 항공기는 위협항공기의 고도를 아직- ACAS ,가로지르지 않았으나 수직 비율이 에 반대이며 에 따르기 위한 즉각적인 기동, RA , RA이 가장 가까운 접근 이전에 교차 고도를 막지는 못할 것이다.

위협항공기는 를 장착하지 않았으며 현재 분리는- ACAS , A c를 초과하지 않으며

자신의 항공기와 위협항공기의 수직 비율은 같은 방향으로 를(4.4.2.1.4), 1,000ft/min


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초과하며 는 최소한 초 동안 양성이었으며 위협 항공기의 추적 비율 신뢰성은, RA 9 ,높고 고도교차가 가장 가까운 접근 이전에 일어날 것으로 예측되거나 또는 가장 가,까운 접근에서 수직 분리가 이하가 될 것으로 예측된다30m(100ft) .

주 조정목적 또는 기존 감지에 대해 가장 가까운 접근에서 예측된 분리가 적절하지 않은 경우.이외에는 확정된 위협 항공기에 대한 의 감지는 반전될 수 없다 장RA (4 , 4.3.5.5)

하향 감지 의 반전 결과로서 발생하는 상승 는 기동 제한사항 표시에 상관없이4.4.4.3.1 RA RA생성된다.

를 장착한 위협항공기에 대응하는 비교차 를 위한 강도 선택 를 장착한4.4.4.4 ACAS RA . ACAS위협항공기와 상충되는 경우 기준 로직은 보통 자신의 항공기의 기존 수직 비율에 대하여 방,향이 반대인 비교차 상승 또는 하강 를 생성할 것이며 다음 조건이 만족되면 수직 비율을RA ,

으로 제한하기 위한 가 대신 생성될 것이다0ft/min RA자신의 항공기와 위협 항공기가 수직으로 수렴하고 있다a) .자신의 항공기 수직 비율이b) l o ∙ ∙를 초과한다.위협 항공기의 수직 비율은c) l o ∙ ∙ 보다 낮다.두 항공기 모두 수평을 벗어나기 위해d) Z losep를 초과하면 가장 가까운 접근에서 수직 분리,가 달성될 것이다.

에 따라 생성된 수직 속도 제한 의 는 두 항공기 모두4.4.4.4.1 4.4.4.4 0ft/min RA , l o ∙ ∙을 초

과하는 비율로 변경하면서 서로를 향해 수직으로 가속하지 않으면 유지된다 그렇지 않다면, . ,기준 로직은 를 감지하기에 적절한 상승 또는 하강 를 즉시 생성할 것이다RA RA .

의 값이4.4.4.4.2 6m/s(1,000ft/min) l o ∙ ∙를 위해 사용된다 의 값이. 244m(800ft) Z losep를 위해

사용된다.

하이브리드 감시 기법을 이용하는5. ACAS II

개요5.1

하이브리드 감시는 확장 스퀴터를 통해 이용가능한 수동적인 위치정보의 장점을 취하기5.1.1위하여 에서 사용하는 기술이다 하이브리드 감시를 이용하여 직접 능동적인 거리를 측ACAS . ,정하여 는 확장 스퀴터에 의해 제공된 위치를 검증한다 최초 검증은 추적 초기화에서ACAS .수행된다 침입기가 고도 또는 거리 측면에서 가까운 위협이 된다면 초마다 한번씩 재검증. 10이 이루어진다 결국 고도 또는 거리 측면에서 가까운 위협이 된 침입기에 대해서는 정기적으. ,로 초당 회의 능동적인 감시가 이루어진다 이런 방법으로 수동 감시 검증된 적이 있는 는 비1 . , ( )위협적인 침입기에 대해 이용되며 이렇게 해서 호출신호 비율을 낮추고 있다 독립적인, ACAS .안전 감시장치인 독립성을 보존하기 위해 능동적인 감시는 침입기가 근접한 위협이 될ACAS ,때마다 이용된다 하이브리드 감시 알고리즘의 회로 구성도가 그림 에서 제공되었다. A-11 .


제정 개정: 1993.08.24 1B - : 2012.02.28121

확장 스퀴터 위치보고에서 보고된 고도는 의 주소화된 호출신호에 대한 응답에서5.1.2 , ACAS보고된 고도를 제공하기 위해 이용되는 동일한 신호원으로부터 모드 트랜스폰더내에 적재된S다 그러므로 확장 스퀴터 위치보고 내의 보고된 고도는 트랜스폰더가 능동적인 호출신호에. ,응답하는데 실패하는 경우 능동적인 감시하에 있는 추적의 고도를 갱신하기 위해 사용된다, .

하이브리드 감시장치의 특성5.2

최초 검증5.2.1수동 항적은 추적 파일에 없거나 능동적인 감시하에 있는 추적과는 관련이 없는 확장5.2.1.1 , ,

스퀴터의 수신에 의한 비트의 주소로 시작된다 후자의 경우는 위치보고를 포함하고 있는24 . ,확장 스퀴터가 수신되기 전에 짧은 스퀴터가 능동 추적을 설정했다면 발생할 수 있다.

는 짧은 스퀴터 획득을 다룬 것과 같은 방식으로 확장 스퀴터 획득을 다루게 될5.2.1.2 ACAS것이다 장 에 짧은 스퀴터를 위해 명시한 것과 동일한 수 에서 요구되는. ACAS MTL(3 3.1.2.8.5 )수의 스퀴터를 수신한 후에 미리 정해진 횟수에 대해 능동 감시에서 한 번의 시도가 이루어진,다 성공적인 응답은 항적을 획득하게 된다 성공하지 못한 시도는 데이터가 검증될 수. . , ADS없었기 때문에 이 항공기 주소에 대한 획득을 무시한다 계속되는 확장 스퀴터의 수신은 후속, .되는 획득시도를 하게 된다.

확장 스퀴터 정보를 제공하는 항공기의 경우에는 성공적인 획득 응답은 정보를 검증할5.2.1.3 ,기회를 제공할 것이다 그러나 어느 경우에도 짧은 또는 긴 스퀴터 요구되는 상관관계가 있는. ( ),스퀴터의 수와 시도된 호출신호의 수의 관점에서 추적 획득에 대한 동일한 기준이 적용된다.

최초의 정보 검증은 추적이 수동적인 데이터로 유지될 수 있는지를 판정하기 위5.2.1.4 ADS ,해 수동 항적 개시에서 수행된다 능동 감시 측정은 응답에 레지스터 확장 스퀴터 공. , 05[HEX](중 위치 의 내용을 제공하기 위해서 교차링크 명령을 전달하는 주소화된 짧은 호출신호) ACAS를 사용하여 이루어진다 이 호출신호에 대한 응답은 또한 항공기 속도 성능과 공중 위. ADS-B치보고에 추가하여 보고되는 기압고도를 제공한다 자신의 항공기 및 침입기의 보고된 위치로.부터 계산된 상대적인 거리 및 방위각은 실제 거리 및 방위각 측정값과 비교되며 위치보고에,서 제공된 고도는 능동 호출신호로부터 얻은 고도와 비교된다 보고된 정보가 능동 호출신호를.통해 얻은 거리 방위각 또는 고도와 제 장 에서 권고된 한계 이내로 일치하지 않으, 1 , 1.5.1.3.2면 추적은 능동적인 추적으로 선언되고 이 후에는 이 항공기로부터 확장 스퀴터를 가, , ACAS무시한다.

재검증 및 감시5.2.2상대고도 인 항공기에 대해 다음의 조건이 만족되면10,000ft ,≤

침입기 고도차이 또는 까지의 수직 초 또는( 3,000ft 3,000ft TAU 60 )≤ ≤

거리차이 또는 까지의 거리 초( 3NM 3NM TAU 60 )≤ ≤

위치보고를 지속적으로 재검증하고 감시하기 위해 능동 호출신호는 매 초마다 이루어진다, 10 .차이가 탐지되면 항공기를 능동 추적으로 표시한다.

능동 감시5.2.3


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상대고도 인 항공기에 대해 다음 조건이 만족되면10,000ft ,≤

침입기 고도차이 또는 까지의 수직 초( 3,000ft 3,000ft TAU 60 )≤ ≤

그리고 거리차이 또는 까지의 거리 초( 3NM 3NM TAU 60 )≤ ≤

항공기가 능동 추적으로 표시되며 초마다 한 번씩 유효거리 측정이 갱신된다, 1 .

위협 평가 선언5.2.4침입 항공기가 위협 또는 잠재적 위협으로 선언되면 유효거리 측정이 계속된다5.2.4.1 , .

그림 하이브리드 감시 알고리즘A-11. ACAS

충돌회피 로직의 성능6.

성능 요구조건의 목적6.1

충돌 회피 로직은 식별된 침입기 즉 가 추적을 확정한 모든 항공기 에 관6.1.1 ACAS , ( , ACAS )련된 정보를 수신하고 그 정보에 기초하여 충돌회피 경보를 생성하는 의 부분이다 어떤, ACAS .

장치에서는 이것은 마이크로프로세서에 내장된 소프트웨어의 형태를 취하는 경향이 있ACAS ,으며 이 소프트웨어는 수학적 알고리즘을 실행할 것이다 이런 알고리즘은 한 와 다른, . ACAS

에서 다를 수 있으며 충돌회피 로직을 위한 성능 요구조건의 목적은 수학적인 알고리즘ACAS ,의 성능이 수락 가능함을 보장하기 위한 것이다.

충돌회피 알고리즘의 발전과 소프트웨어로서의 그들의 실행은 개별적인 과정으로 여겨졌6.1.2으며 비록 실제로 알고리즘이 만족스럽다는 것을 입증하기 위해 이용되는 소프트웨어가, ,

에 설치된 소프트웨어와 밀접한 관련이 있을 수도 있겠으나 이와 같은 표준은 알고리즘ACAS ,


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과 관련이 있다 충돌회피 로직을 위한 성능 요구조건은 충돌회피 소프트웨어가 소프트웨어로. ,서 만족스럽다는 것을 보장하기 위한 필수적 요소일지라도 이를 보장하기 위한 것은 아니다, .소프트웨어의 만족스러운 성능은 그 알고리즘이 신뢰성 있게 실행되었다는 것을 보장하기 위,한 음향 소프트웨어 공학 경험을 사용함으로서 달성되어야 한다.

6.1.3 임의의 두 장치에서 충돌회피 로직의 상호 운용가능성은 그들의 가 모순되지 않으며 각, RA ,각의 자체가 완전하여 시스템의 목적에 충분하다는 것을 보장함으로서 이루어진다 모순이 없RA .음은 조정에 관한 요구조건에 의해 보장된다 장 그리고 각각의(4 , 4.3.5.5.1, 4.3.5.8 4.3.6.1.3). RA가 충분하다는 것은 충돌회피 로직 성능 요구조건에 의해 그리고 특히 다른 항공기가 를 장, ACAS착하였으나 조정이 되지 않는 경우의 만족스러운 성능 요구조건에 의해 보장된다 장.(4 , 4.4.2.1 j)2)).

성능 요구조건은 문제의 로직이 다른 로직의 성능에 필적하거나 더 우수6.1.4 , ACAS ACAS한 전체적인 성능을 가지고 있다는 것에 대한 통합적인 보장을 제공하기 위한 것이다 그것들.은 어떤 특정한 공역에서 로직의 성능을 기술하지는 않는다 여러 목적을 위해 특정한 공역에. ,서 로직의 성능을 결정하거나 연구하는 최선의 방법은 지상 레이더 데이터에 기초ACAS ATC한 시뮬레이션 수단이다 이 가능성은 에서 더 논의하도록 한다. 6.4.4 .

요구조건이 적용되는 조건6.2

해설6.2.1제 장 에 주어진 조건은 다음의 요구조건을 정의하기 위해 명시되었으나 모든 정6.2.1.1 1 1.4.2 ,

상적 운용조건에서 만족스러운 성능이 요구된다 이것은 예상될 수 있는 정상적인 편차를 반영.하고 계산된 성능 측정이 확고함 즉 가정한 조건이 악화됨에 따라 급격히 저하되지 않음 을, ( , )보장하는 방법으로 성능 측정이 계산되는 조건을 변화시킴으로서 입증하여야 한다, .

감시 오류6.2.2감시오류는 아주 많은 형태를 취할 수 있다6.2.2.1 .

침입기에 대한 추적 실패a)추적 지연b)추적 조기 중단c)추적 중이나 사이클 보고가 가용하지 않음d) ,보고 예를 들면 거리 의 측정 오류e) ( )

의 전체적인 유효성에 대한 모든 평가로서 추적을 실패하는 경우인 항목 를 고6.2.2.2 ACAS a)려하는 동안 데이터가 없을 때는 로직이 유효하다는 것을 증명할 필요가 없다, .

추적 형성이 늦어지는 항목 는 의 생성을 지연시키거나 아마도 이 로직 내부의6.2.2.3 , b) RA (다양한 추적기가 수렴하지 않아서 낮은 신뢰성으로 인해 가 지연되기 때문에 또는 부적절, RA ),한 최초의 아마도 추적기의 출력이 수렴하기 전에 사용되기 때문에 로 귀결될 수 있다 최RA( ) .선의 방법은 시험하는 로직과 함께 사용되는 실제 감시시스템을 위해 추적 형성이 늦어지는,주파수를 결정하는 것이다.


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6.2.2.4 일단 추적이 형성되면 누락된 보고는 추적의 정확도를 저하시키거나 추적에서 낮은 신뢰,도를 야기할 수 있고 두 경우 모두 최초 의 지연 부적절한 생성 또는 가 생성된 이후, RA , RA , RA에 의 뒤 늦은 변경이 생길 수 있다 최선의 방법은 시험하는 로직과 함께 사용되는 실제 감시RA . ,시스템을 위해 누락된 보고의 주파수를 결정하는 것이다 주어진 사이클에서 보고가 누락되는 확.률은 침입기의 거리 고도 그리고 이전 사이클에서 보고가 누락 되었는지 여부의 함수가 될 것이,다.

실제 방위각 측정 오차는 기체 안테나 및 다른 안테나의 위치 그리고 동일한6.2.2.5 , , ACAS ,기체에 부착된 장애물 등에 의해 높게 좌우된다 방위각 측정은 특징적으로 매우 부족하므로. ,초기의 설계는 충돌회피로직에 그것을 이용하지 않았다 연속적인 거리측정이 중요한ACAS .수평 분리 거리를 지시할 때 를 억제하는 필터를 포함하고 있는 그 이후의 설계는 어떤 항RA ,공기도 가속하고 있지 않다는 것을 확인하기 위해 방위각 및 방위각 비율 측정을 이용하였다.해당 필터는 방위각측정이 분석한 분리 거리와 일치하지 않으면 이용할 수 없게 된다 제 장. 1 ,

에 명시된 조건은 로직에서 이와 같은 종류의 특성을 다루기 위한 것이다1.4.2 , .

모든 설치가 분리 거리 필터의 주요한 기초 또는 충돌회피 로직의 어떤 다른6.2.2.6 ACAS ,측면을 제공하기 위해 충분히 정확한 방위각측정을 제공할 것 같지는 않다.

또한 거리 및 방위각 측정은 교통량 표시장치에 사용하기 위한 침입기의 상대적인 위6.2.2.7 ,치 결정에 이용된다 이렇게 사용하기 위한 요구조건은 충돌회피로직의 요구조건보다 덜 엄격.하며 제 장 및 에 명시한 모델은 이렇게 이용하는 방위각을 갖지 않는다, 1 , 1.4.2.2 1.4.2.3 .

고도 양자화6.2.3침입기의 고도는 모드 또는 모드 보고로서 이용 가능할 것임으로 또는 의 단위C S , 100ft 25ft로 표현된다 제 장 에서는 성능요구조건을 만족한다는 것을 확인할 목적으로. 4 , 4.4.2.1 c) , 100ft의 단위가 가정된다고 기술하였다 충돌회피로직의 성능은 침입기의 고도가 의 단위로 이. 25ft용 가능할 때 향상될 것으로 기대되며 그리고 이런 경우임을 확인하기 위해 바람직하다, .

대부분의 경우 자신의 항공기 고도는 모드 또는 모드 보고의 형성 이전에 측정으6.2.3.2 , C S로서 가 이용할 수 있을 것이며 제 장 의 는 이렇게 가정되었다는 것을 기술하ACAS , 1 1.4.2.1 d)고 있다 로 본래의 고도 측정을 제공하는 것이 가능하지 않은 설치의 경우 충돌회피로. ACAS ,직은 자신의 항공기에 의해 생성된 모드 또는 모드 보고를 이용해야 할 것이다 이것은C S .로직의 성능을 저하시킬 것으로 예측되지만 제 장 은 이와 같은 성능저하가 수락 가, 1 1.4.2.1.1능하도록 요구한다 고도보고 측정에 반대되는 가 자신의 항공기를 위해 사용될 때 해당 로직. ( ) ,이 성능요구조건을 만족할 것으로 예상되지 않는다 이 시험은 정상적인 표준에 부합하지 않. ,는 입력의 사용에 의해 성능을 절충하기 위해 필요했던 곳에 장착한 결과로 주어진 측정결과

가 수락가능으로 판정되는지의 여부 그리고 로직이 자신의 항공기를 위한 고도 데이터의 양자,화에 상당히 민감하다는 것을 표시하는지 여부에 대한 것이다.

표준 고도측정 오류 모델6.2.4표준 고도측정 오류 모델은 충돌위험에서 의 효과를 계산하기 위해 필요하6.2.4.1 (6.3.2) ACAS


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다 비록 운용되는 고도계의 관찰된 성능에 기초하지만 이 모델을 그러한 성능의 기준 기록으. ,로서 사용하려는 의도는 없다 그들이 와 연계하여 사용되건 그렇지 않건 이 모델에 기. ACAS ,술된 성능에 부합하는 고도계를 위한 묵시적인 요구조건은 아직 거의 없다 이 모델은 단지 충.돌회피 로직의 성능과 관련된 요구조건이 적용되는 조건을 정의하는 목적으로만 표준화된다.

이 모델은 고도계 측정에서의 오류를 위해 가정되어야 하는 분포를 설명한다 그것은6.2.4.2 .모드 또는 모드 고도 보고를 생성하는데 필요한 양자화 효과를 배제한다 그럼에도 불구C S .하고 충돌 위험에 대한 효과의 계산은 이런 양자화를 충분히 고려해야 하며 이는 모사, ACAS ,된 고도 측정을 양자화 하여 그것이 모사된 로직에 제공되는 모의 보고를 형성함으로써ACAS이루어진다.

의 효과에 대한 시뮬레이션은 항공기의 측정된 고도에 대한 정확한 정보를 포함6.2.4.3 ACAS할 것이다 시뮬레이션의 실제 고도는 또는 항공기에 알려지지 않는다 시뮬레이션의 실. ATC .제 고도는 모사된 측정 및 무작위인 고도계 오차의 합계이다 수평 분리 거리가 매우 작은 모.든 조우에서는 약간의 충돌위협이 있으며 그것은 두 항공기의 실제 고도 차이가 그들이 충돌, ,할 정도로 충분히 작을 확률과 같다 그러므로 충돌 위험에 대한 효과의 계산은. ACAS (6.3.2),두 항공기의 측정된 고도 차이 안에 통계학적인 오차분포를 형성하는 것을 포함한다 각 항공.기 당 하나인 두 가지 통계학적인 분포의 혼합, .

제 장 에 명시된 오류 모델의 경우 실제 수직 분리6.2.4.4 1 , 1.4.2.4 , d가 문턱값 h 에서는(6.3.2로 취한 보다 작을 확률은 다음과 같다100ft ) .

λ 1 = λ 2 그리고 a≥h 일 때,

확률(|d|≤h)=14λexp ( -(a+h)λ )[ exp ( 2hλ )(2λ+a-h)-(2λ+a+h)]

λ 1 = λ 2 그리고 a<hit 일 때,

확률(|d|≤h)=1-14λexp ( -(a+h)λ )[ exp ( 2aλ )(2λ+a-h)-(2λ+a+h)]

λ 1≠λ 2 그리고 a≥hit 일 때,

확률(|d|≤h)=

λ 21exp ( -aλ 1 )sinh (hλ 1 )-λ

22exp ( -aλ 2 )sinh (

hλ 2 )

λ 21 - λ22

λ 1≠λ 2 그리고 a<hit 일 때,

확률(|d|≤h)=

λ 21[1-exp ( -hλ 1 )cosh (aλ 1 )]-λ

22[1-exp ( -hλ 2 )cosh (

aλ 2 )]

λ 21 - λ22

여기서, λ 1 및 λ 2는 두 항공기에 대한 λ의 값이며, ait는 에서와 같은 분명한 수직 분6.3.2

리이다 즉 두 항공기의 고도계에 의해 측정된 고도분리. , .

표준 조종사 모델6.2.5표준 조종사 모델은 에 대한 조종사의 정상적인 반응의 합리적인 예측을 나타낸다6.2.5.1 RA .


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그렇지만 그것은 잠재적인 반응의 모든 범위를 포함하지는 않는다 예를 들면 충돌회피를 저, . ,해하는 지연 반응 분리로부터 큰 편차를 야기하는 과도하고 극단적인 반응이다 어떤 응답의, .경우 예를 들면 응답하지 않거나 또는 상승 에 대한 응답으로 다음 비행레벨로 움직이려는( , RA결정 는 로직의 성능을 시험하기에 적절하지 않지만 표준모델에 대한 다음과 같은 수정은 로) ,직이 정확한 조종사 응답에 과도하게 의존적인지 여부를 보여주게 될 것이다.

6.2.5.2 제 장 의 내용에서 충돌위험의 감소에서 제시된 불완전한 조종사 응답은 다음과 같1 , 1.4.3다.조종사가 느리게 응답한다 즉 초기 에 대해서는 초 이내 변경된 에서는 초 이내a) . , RA 8 , RA 5 .조종사는 부적합한 속도를 목표로 한다 즉 요구된 속도보다 작은 등b) . , 200ft/min .

제 장 의 내용 항공교통관리 에 대한 의 효과에서 제시된 과도한 응6.2.5.3 1 , 1.4.4 , ‘ (ATM) ACAS ’답은 다음과 같다.조종사가 빠르게 응답한다 즉 초기 에서는 초 이내 변경된 에서는 초 이내a) , , RA 3 , RA 1 .조종사는 과도한 속도를 목표로 한다 즉 요구된 속도 이상인 등b) . , 500ft/min .조종사는 를 약화시키기 위한 응답에 실패한다c) RA .

조종사가 위에 기술된 것과 같이 응답할 때 로직은 성능요구조건을 만족할 것으로 기6.2.5.4 ,대되지 않지만 이와 같은 비표준 조종사 응답을 이용한 성능 측정의 계산은 조종사의 응답의,정확성에 대한 로직의 감도를 간파할 수 있도록 할 것이다 이 시험은 부정확한 응답의 결과로.주어지는 측정에서의 변경이 수락 가능하다고 판단되는지 여부 그리고 조종사로부터 온 것으,로 추정되는 응답에 로직이 지나치게 민감하다는 것을 나타내는지 여부를 알기위한 것이다.

표준 조우 모델6.2.6실제로 두 가지 조우 모델이 있으며 위험 비율 계산에 이용되는 것 수평 분리 거리가6.2.6.1 , , (

작을 때 과 이 포함된 로직 설계의 적합성을 평가할 때 이용되는 것 수평 분리 거리는) , ATM (수평 분리 최소값과 동등할 수 있음 이 그것이다 이것은 다른 방법으로 수락 불가능하게ATC ) .

단순화되는 것을 극복할 수 있는데 두 모델 모두가 조우의 수평 및 수직 특성을 독립적으로,다루는 것이다.

표준 모델은 두 개의 국가에서 수집된 대량의 지상 레이더 데이터 분석 결과이다 이는6.2.6.2 .계산 목적이 아닐지라도 이 표준 모델을 이용하여 계산된 성능 측정이 운용의 현실성에 관련,되는 것으로 누구나 기대할 수 있다는 것을 의미한다 분석된 데이터는 데이터를 제공하는 레. ,이더의 위치에 의존하는 조우 모델에서 나타난 공역 특성의 매우 고려할 만한 변화를 보여주

었다 두 국가의 데이터 특성은 근본적으로 다르다 이것은 표준 조우모델이 어떤 특정 위치에. .대해 유효하게 되는 성능에 대한 예측을 제공할 수 없다는 것을 의미한다 그렇지만 표준 성. ,능의 정의를 위해 표준 모델이 필수적이라면 표준화된 모델은 충분히 복합적이고 대표적인 것,으로 간주된다.

표준 조우 모델의 변수를 결정하기 위해 제 장 예를 들면 조우 등급의 상대적6.2.6.3 ( 1 1.4.2.6),인 가중치 같은 조우는 지상 레이더 데이터로부터 재구성된다 이것은 조우의 측면을 재해석, .하도록 요구하며 다음은 이와 같은 예이다, .


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표준 조우모델 제 장 에 나와 있는 고도층 에 대한 정의는 단지 충돌회피 로직6.2.6.3.1 ( 1 1.4.1) “ ” ,을 표준화할 목적으로만 만들어졌기 때문에 단순하다 지상레이더 데이터에서 관찰된 실제 조.우에서 지표면 레벨이 압력고도 와 일치하지 않을 때 평균해수면 에 대한 압력고도와, 0ft , (MSL)지표면으로부터의 높이를 구분하는 것이 필요하다 실제 레이더 데이터에서 관찰된 조우에 적.합한 고도층을 결정하기 위해 사용되는 방법은 절대고도 이하에서 일어나는 경, (AGL) 2,300ft우 고도층 에 위치시키고 그렇지 않다면 에 대한 압력고도를 이용하는 것이다 고도가1 , MSL .높은 곳에서는 때때로 하나 이상의 고도층이 누락된다, .

조우의 처음과 끝에서 항공기의 수직 비율6.2.6.3.2 z 1 및 z 2 는 표준 조우 모델에서 정확

한 시에 즉, tca 초 및-35 tca 초에서 값을 가진다 지상 레이더 데이터에서 관측된 실제 조+5 .

우를 위해 데이터를 처리 할 때, z 1 및 z 2 를 위해 사용되는 값은 조우의 처음 초 즉10 ,

[ tca 초-40 , tca 초 및 마지막 초 즉-30 ] 10 , tca, tca 초 동안의 평균 수직 비율이다+10 ] .

유사한 상태에서 실제 조우의6.2.6.3.3 , tca는 가장 가까운 접근에서의 실제 시간이며, hmd는

가장 가까운 접근에서의 실제 수평분리이다 수직 분리 거리. vmd는, hmd 인 조우의500 ft≥

경우에는 가장 가까운 접근에서의 수직분리이며 두 항공기의 수평분리가 이하인 시간 동, 500ft안은 최소 수직분리이다.

6.2.6.3.4 표준 조우 모델의 어떤 측면예 조우동안의 속도 변경 크기은 지상 레이더 데이터의( , )검토로서 결정되지 못할 수도 있으며 항공기 동역학의 일반적인 개념을 사용하여 명시되어야 한,다.

표준 모델 조우와 레이더 데이터에서 관찰된 조우 사이에 정확히 일치하지 않음을6.2.6.3.5포함시키기 위해 표준 조우 모델의 목적은 충돌회피 로직의 성능을 표준화하는 기초를 제공, “하기 위한 것 임을 명심할 필요가 있다 본질적으로 모델이 운용의 본질에 가능한 충실하다는” . ,것을 보장하기 위한 실질적인 모든 노력이 이루어졌으나 정확한 적합성은 요구되지 않으며 달,성되지도 않을 것이다 이것이 다른 모델을 사용하기 위한 이유는 아니며 여기에 언급된 요구. ,조건에 대한 충돌회피 로직의 성능을 평가하기 위해 유효한 유일한 모델은 그 목적을 위해 이

곳에 명시한 모델이다.

제 장 에 명시한 것과 동등하다고 입증될 수 있는 표준 조우 모델 구축은 모두6.2.6.4 1 1.4.2.6허용된다 다음은 동등한 대안의 두 가지 예이다. .

제 장 은 성능 측정이 광범위한 특징 특히 항공기 주소의 순서 고도층 조6.2.6.4.1 1 , 1.4.2.6.1 , ( , , ,우 등급 그리고 수직 분리 거리에 대한 추정값 에 의해 정의된 조우 세트의 생성과 이와 같, ) ,은 세트로부터의 결과를 제 장의 에 규정한 가중치와 결합에 의해 계산된다고 기술한1 1.4.2.6.2다 이것은 보다 일반적인 형태의 조우 예 비교차 조우 만큼 상대적으로 드문 형태의 조우. ( , ) ,예 교차 조우 를 많이 시뮬레이션하는 것을 포함한다 이와 같은 접근은 각각의 세트 내에서( , ) .가능성의 전체 범위가 적절히 조사되는 것을 보장한다 그렇지만 규정한 가중치에 비례하는. ,각 세트의 수많은 조우를 생성하고 모든 조우를 하나의 더 큰 집단에 결합함으로서 동일한 결,과를 얻을 수 있다 이와 같은 대안적인 접근에 대한 유일한 단서조항은 별개로 간주되는 가. ,


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장 작은 세트로부터 얻은 결과가 통계적으로 신뢰할만하다는 것을 보장하기 위해 전체 조우의

수는 충분히 커야만 한다는 것이다.

6.2.6.4.2 각각의 수직 비율에 대한 통계적인 분포는 처음에 최종값이 놓여야 할 곳에서 하나의,간격이 선택되고 그리고 나서 그 간격 내에서 균일한 분포를 사용하여 최종값이 선택되는 것을,요구하는 것으로 규정되었다 이것은 단지 제 장 의 표를 명확히 나타내기 위해 채택. 1 , 1.4.2.6.3.2.4한 방안이다 그것은 각 간격 내에서 선형적이며 각 간격을 지나면서 그 간격에 대해 명시된 확률. ,과 동일하게 누적된 확률이 증가하는 통계분포를 이용하여 직접 그 값을 선택하는 것과 동등하다.

표준 조우 모델에서의 조우는 개념상 가장 가까운 접근으로부터 바깥쪽으로 구성된다6.2.6.5 .

이와 같은 개념상 가장 가까운 접근 시간은 고정적이며 제 장 에서, 1 1.4.2.6 “ tca 로 표기되었”

다 수직면에서는. , tca 이전 초와35 tca 이후 초에서의 수직 비율이 선택되고 필요하다면 가5

속하는 기간에 의해 결합되며 그리고 나서, tca에서의 수직분리가 vmd를 위해 선택된 값과

같도록 요구함으로써 궤적에서의 고도가 확정된다 수평면에서는. , hmd를 위해 선택된 값 접,

근각 및 항공기 속도가 tca 시간에 두 대 항공기의 상대적인 궤적을 정의한다 그리고 나서.

항공기의 선회 및 속도 변경은 tca의 이전과 이후에 궤적을 수정함으로써 부과된다 이와 같.

은 과정을 끝났을 때 비로소 가장 가까운 접근의 시간이, tca에 근접한다.

침입기의 장치6.2.7 ACAS기준은 침입기의 장치 및 침입기가 행동하리라고 예상되는 방법과 관련하여 세 가지6.2.7.1

세트의 조건을 명시한다.각 조우에 관련된 다른 항공기가 를 장착하지 않았다a) ACAS .

b) 다른 항공기가 를 장착하였으나 장착하지 않은 항공기의 조우와 동일한 궤적을 따른다ACAS , .다른 항공기가 자신의 와 동일한 충돌회피 로직을 보유한 를 장착하였다c) ACAS ACAS .

첫 번째 상황 는 를 장착하지 않은 침입기와의 조우에서 로직이 만족스럽게 수6.2.7.2 a) ACAS행될 것이라는 것을 보장한다 다른 두 가지 상황은 모두 다른 항공기가 를 장착하였을. ACAS때 충돌회피 로직을 시험하지만 다른 관점에서 이루어진다 상황 가 조정과정의 억제 하에, . b)로직이 만족스럽게 수행되는 것을 보장하는 반면 상황 는 두 항공기가 모두 를 장착한, c) ACAS것이 파악되었을 때 이익이 예상된다는 것을 보장한다.

상황 에 적용되는 조건은 자신의 가 최초 를 선택하도록 하기 위한 것이나6.2.7.3 b) ACAS RA ,이후에 자신의 로직의 성능에서 조정 필요성의 영향에 대한 가장 비관적이고 합리적인ACAS가정을 적용한다 자신의 항공기가 더 낮은 항공기 주소를 가질 때 시험의 조건은 의 감지. , RA가 반전될 수 없다는 것을 수반한다 나아가서 초기 설계는 최초의 조정 지연 그 목적은 조정. , (이 완료되도록 허용하고 조종사가 의 급격한 변경을 보는 것을 피하도록 하기 위한 것이, RA다 이 포함되어 있기 때문에 자신의 가 통보될 때까지 침입기는 및 를 생성) , ACAS RA RA RAC하지 않는다 이 요구조건의 의도는 그러한 어떤 지연의 해로운 영향에도 불구하고 성능이 만.족스럽다는 것을 보장하기 위한 것이다.

상황 는 두 항공기의 행동이 완전히 협조적인 것을 요구하지만 두 가 모두 해6.2.7.4 c) , ACAS


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당 로직을 이용하고 있다는 사실이 성능측정이 해당 로직과 관련이 있다는 것과 해당 로직이

효과적이라는 것을 보장한다.

위에서 논의된 것과 마찬가지로 성능 규격은 전체 시스템이 아닌 로직의 만족스러운6.2.7.5 ,작동을 보장하기 위한 것이다 운용환경에서 전체적인 시스템의 이익 측면으로 보다 폭 넓은.해석을 할 수 있는 범위를 위해 상황 는 조우에 대한 더욱 신뢰성 있는 성능, c) ACAS-ACAS측정을 제공하는 것으로 생각될 수 있다 상황 에서 로직의 규정된 성능은 침입기가. b) ACAS를 장착하지 않은 경우보다 더 나쁘다 왜냐하면 상황 는 단지 조정에 의해 부과된 제약만. , b)을 내세우기 때문이다 그렇지만 침입기의 조정이 보장될 수 없고 일부 조종사가 가끔 에. , , RA응답을 하지 않을 것이라는 사실은 세 측정 모두가 운용상 적절하다는 것을 의미한다.

충돌위험의 감소6.3

로직 위험률의 상태6.3.1제 장 의 목적을 위해 계산된 위험률은 로직 성능의 측정이며 전체에 대6.3.1.1 1 , 1.4.3 , ACAS

한 것은 아니다 예를 들면 는 침입기에 대하여 조종사가 성공적인 육안 탐색을 수행하. , ACAS도록 촉구함으로써 충돌을 방지할 수 있으나 추적이 확정되지 않았거나 조종사가 를 무시, RA하면 실패할 수도 있다 이와 같은 것은 제 장 을 위해 요구된 계산에 반영되지 않은 전. 1 , 1.4.3체 시스템의 측면이다.

운용 또는 정책결정에 대한 제 장 을 위해 계산된 로직 위험률 수치의 적절성을6.3.1.2 1 , 1.4.3 “ ”고려했을 때 그것들을 단지 에 부가될 수 있는 신뢰성으로만 간주하는 것이 도움이 될 수, RA있다 그것들은 가 발생한 순간에 조종사가 를 따를 것인지 또는 무시할 것인지를 결정. , RA , RA하기 위한 근거로서 이외의 정보가 없을 때 를 따르는 것이 곧 충돌위험이 있을 것이RA , RA라는 영향을 표현한다 대략적인 지침으로서 에 의해 생성되는 충돌위험은 를 따르는. , ACAS RA것으로부터 발생하므로 로직 위험률은 이것을 유도 위험률 로 과장한다 반면에 전체 시스템, “ ” . ,의 많은 다른 실패 모드 때문에 충돌을 예방하기 위한 성능을 과장하기도 한다ACAS .

제 장 의 목적을 위해 계산된 수치는 공역에서 또는 항공사가 직면한 전체적인6.3.1.3 1 , 1.4.3충돌위험에 대한 의 효과에 관한 지침으로서 부적절하다ACAS .

로직 위험률의 계산6.3.2위험률6.3.2.1 R은 다음과 같이 쓸 수 있다.

R=ΣACAS를갖추었을때의충돌확률ΣACAS가없을때의충돌확률

여기서 합계는 모든 조우에 대해서 또는 보다 실질적으로는 가 있거나 없거나 모든 충, , , ACAS돌위험에 기여한 모든 조우이다 운용의 사실성을 나타내게 될 조우의 특성 및 통계에 대한 필.요성은 제 장 에서 표준화되었으며 에서 논의되었다1 1.4.2.6 , 6.2.6 .

추정되는 충돌의 위험은 충돌이라는 단어의 해석에 따라 달라진다 이 문제는6.3.2.2 ‘ ’ . ACAS가 있거나 또는 없을 경우의 충돌 위험 간의 비율 관점에서 요구조건을 표현함으로서 대부분

피할 수 있으며 최대 규모의 항공기에 대하여 실질적인 허용이 이루어졌다는 것이 중요하다, .


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두 항공기 중심점 사이의 수직분리가 미만인 것을 마치 충돌을 허용할 만큼 충분히 작다100ft고 취급하는 것은 합리적일 것이다 계산된 위험률은 비록 그것이 비율일지라도 충돌 의 정의. , “ ”에 민감하다는 것이 알려졌기 때문에 충돌에 대해 근사치로서 현저하게 큰 분리 거리를 이용,하는 것은 권고될 수 없을 것이다.

다음과 같을 때 충돌이 발생하는 근사치가 만들어졌다면6.3.2.3 , ,

|d| <100 ft일 때 여기서, d 는 실제 수직 분리이다 그러면.

R =Σ확률(ACAS가있으며,|d|<100 ft)Σ확률(ACAS가없으며,|d|<100 ft)

여기서 총합 은 수평 분리 거리가 또는 매우 작은 모든 조우에 대한 것이다, ( ) 0 .Σ

이제 고도 오차인6.3.2.4 e 명백한 수직 분리인, a를 도입하면,

a = d + e

a는 개념상 고도계에 의해 측정된 고도 분리이다 모델화된 고도계 판독값은 컴퓨터 시뮬레이.션에서 임의의 정확성을 알 수 있기 때문에 양자화 오차를 고려하기 위해서는 필요하지 않을,것이다 그것들은 가 추적하는 모델화된 모드 보고로서 에 제공되기 전에 양자. ACAS C ACAS화 된다 이 때문에 제 장 의 표준에서 양자화 효과를 배제하였다. 1 1.4.2 .

6.3.2.5 a with를 를 갖춘 정확한 수직 분리로ACAS , a without을 를 갖추지 않는 정확한ACAS

수직분리로 정의한다 그러면 다음과 같다. .

가 있고ACAS , |d|<100 ft 이면 그 경우에만, , |a with-e| < 100 ft

즉, a with-100 ft < e < a with+ 100 ft

같은 방법으로,

가 없고ACAS , |d|<100 ft 이면,

그 경우에만, a without-100 ft < e < a without+ 100 ft

그러므로 위험률은 다음과 같이 주어진다6.3.2.6 .

R =Σ확률 (a with-100 ft < e < a with+100 ft)

Σ확률 (a without-100 ft < e < a without+100 ft)

위험률 계산에 이 공식을 이용하기 위해, a with 및 a without의 값은 가 없는 충돌위험과ACAS

가 충돌을 유도하게 될 위험이 있는 모든 잠재적인 실제 조우를 충분히 대표하는 조우의ACAS집단에 대해 결정되어야 한다 가상 측정된 고도분리의 이와 같은 값을 알고 있을 때 고도 측. ,정에서의 오차에 대한 지식으로 계산을 완료한다.

유도된 위험 및 미해결된 위험6.3.3가 없을 때 발생할 수 있는 충돌을 가 예방할 것임을 입증하기에 충분하지6.3.3.1 ACAS ACAS

못하다 로직이 다른 안전한 환경에서 충돌을 야기할 수도 있는 위험이 충분히 고려되. ACAS어야 하며 특히 관리되는 공역 내에서 유도된 위험에 잠재적으로 직면하고 있는 조우의 수가,


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충돌에 가까운 수를 상당히 많이 초과하기 때문이다.

제 장 에서 표준화된 로직 위험 비율의 상한값을 가 유도한 충돌위험의 대6.3.3.2 1 , 1.4.3 ACAS략적인 상한값에 효과적으로 놓는다 비록 일부 다른 결함도 가 충돌을 유도하게 할 수. ACAS있지만 예를 들면 보이지 않는 제 자의 항적으로 항공기를 향하게 하는 또는 를 따르는( 3 TA RA조종사의 기동 유도된 위험은 대부분 를 따르는 것에 기인한다 운용 조건에서 를 발), RA . , RA생시키거나 따르는데 실패하는 것은 유도된 충돌의 위험을 감소시키게 될 것이다 비록 이것이(절대적 위험을 증가시키지만).

이 요구조건은 로직이 충돌위험을 감소시키도록 설계되어 있고 로직에 의해 유도된6.3.3.3 , ,위험과 해결할 수 없는 위험을 구별할 수 없다는 것이다 그러한 구별은 가능하며 위험을 고. ,도계 오차에 의한 위험과 부적절한 로직의 운용으로 인한 위험으로 세분하는 것도 가능하지만,그러나 이런 실행은 로직의 설계를 위해서는 거의 가치가 없다는 것을 고려해야 한다.

위험률을 계산하기 위한 지상 레이더 데이터의 사용6.3.4지상레이더 데이터에서 관찰된 조우를 에 설명한 안전성 계산의 근거로 이용하는 것이 가6.3.2능하다 그렇지만 계산은 매우 희박한 사건을 고려하였기 때문에 그 결과를 해석하는 것이 어. ,렵고 수개월간의 데이터가 이용되었다 하더라도 실제 조우에서는 없었던 충돌위험을 삽입하, ,기 위해 궤적이 수정되어야 한다 조우 모델에서 다양한 조우 등급에 기인한 가중치의 선택을.알리기 위해 레이더 데이터를 이용하고 그렇게 함으로서 여기에 나타난 표준 모델보다 문제의, ,공역을 더욱 잘 나타낼 수 있는 이상적인 조우 모델 버전을 생성하는 것이 더욱 실질적이다.

과의 호환성6.4 ATM

방해 경보율6.4.1는 불완전한 정보를 기초로 급박한 충돌의 위험을 진단하는 것이 요구된다 더6.4.1.1 ACAS .

나아가서 이 정보는 항공기 분리를 위해 주요 근거를 제공하는 정보와 독립적이어야 한다 운, .용상의 시각에서 보면 충돌의 위험이 없을 것으로 보이는 조우에서 경보가 있을 것이다 제, . 1장 은 이와 같은 방해 경보가 가능한 한 드물도록 요구하고 있다, 1.4.4.1 .

제 장 에 주어진 방해 의 설명은 정상적인 표준 분리가 완전히 없어지지6.4.1.2 1 , 1.4.4.1.2 RA ,않았다면 가 방해가 된다는 시각에서 이루어졌다 게다가 수평 분리 거리 필터의 이용을, RA . ,요구하기 위해서는 수평 분리 문턱값이 충분히 엄격하도록 의도한 것이다 수평 분리 문턱값은.정상적인 분리의 로 정해졌으며 수직 분리 문턱값은 인가된 고도로부터 인 의40% , 200ft ATC이탈 허용오차에 기초한 수치로 정해졌다.

모순되지 않는 감지의 선택6.4.2제 장 의 요구조건은 위험한 조우를 해결하는 방법을 제한하고자 하는 것이 아니며 오1 , 1.4.4.2 ,히려 충돌의 위험이 없는 조우에서 의 대부분이 생성되기 쉽다는 인식에 기초한다 이것은RA .

가 두 항공기의 수직분리를 반전시킴으로서 또는 항공기의 정상적인 운용을 혼란케ACAS ATC하는 주파수에 통계학적인 제한사항을 둔다.


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에 의해 야기된 이탈6.4.3 ACAS제 장 의 를 따름으로써 야기되는 이탈에 대한 제한사항은 와 마찬가지로 정상1 , 1.4.4.3 RA ATC적인 항공기의 운용에 대해 혼란을 제한한다 인가된 고도로부터의 이탈은 에게 가장 명백. ATC한 혼란이지만 항공기가 하강하고 있을 때 상승하기 위한 에 의해 야기되는 것과 같은 다, RA른 이탈도 에 의해서는 똑같이 심각한 것으로 보여질 수 있다ATC .

지상 레이더 데이터의 이용 또는 표준 조우 모델6.4.4과의 호환성을 위한 요구조건에 대한 적합성은 관찰되는 항공기의 오직 적은 비6.4.4.1 ATM ,

율만이 를 장착하고 있다면 지상 레이더의 유효범위 내에서 발생하는 실제 운용상ACAS , ATC조우의 재구성에 기초한 시뮬레이션을 사용하여 가장 설득력 있게 시험될 수 있다 그렇지만. ,실제 데이터에 기초한 그러한 시뮬레이션의 결과는 이용된 충돌회피 로직이 그런 것만큼 데이

터가 수집된 공역 또는 공역 의 특성을 반영할 것이다 그러므로 충돌회피 로직을 검증하기 위( ) .해 실제 조우 데이터를 사용함에 있어 실질적인 어려움이 상당히 있으며 제 장 의 규정, 1 , 1.4.4은 제 장 에 명시된 표준 조우 모델에 기초한 인공적인 조우의 사용을 가정한다1 , 1.4.2.6 .

충돌회피 로직의 작동을 묘사하는 성능 측정을 얻기 위해 표준 조우 모델을 사용하는6.4.4.2것은 어느 특정한 공역에서 그것의 작동과 관련된 간접적인 증거만을 제공할 것이다 지상 레, .이더 데이터에 접근하고 현지의 와 의 상호작용을 이해하고자 하는 당국은 표준조, ATC ACAS ,우 모델보다 오히려 그들의 지상레이더 데이터에 기초한 시뮬레이션을 이용하도록 권고된다.그렇게 할 때 관측된 항공기가 이미 를 장착하였다면 그들은 그 결과가 반전될 수 있다, ACAS ,는 것을 알릴 필요가 있다 그들은 또한 데이터로부터 유도된 시뮬레이션된 가 통계학적인. RA대표라는 것을 보장하기 위해 충분한 데이터를 수집할 필요가 있다 예를 들면 한 국가에서. ,일 동안 수집된 데이터는 어떤 형태의 에 대해서는 실제 예를 거의 포함하지 않는다100 RA .

충돌하는 물체의 상대적인 값6.5

를 위한 충돌회피 로직의 설계는 경보에 의해 야기되는 혼란과 충돌위험의 감소 사ACAS , ACAS이에서 운영상 수용할 수 있는 균형을 맞춰야 한다 충돌위험 제 장 및 혼란 제 장. ( 1 , 1.4.3) ATC ( 1

과 관련된 요구조건은 시제품 시스템과 함께하는 작업으로부터 성취할 수 있다고 알려진1.4.4)최소한의 표준이다 기타 설계는 다른 것을 최소화하기 위한 필요성의 문맥에서 실질적인 것만. ,큼 충돌위험 및 혼란이 모두 최소화 된다는 것을 입증될 수 있을 때만 수용할 수 있다, ATC .

part1, b (airborne collision avoidance system)...

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