相近平行跑道航空器成对进近程序的案例研究doc.docx
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相近平行跑道航空器成对进近程序的案例研究doc
近距平行跑道配对进近程序的案例研究
乔纳森·哈默
本文分析了一种新的进近程序——配对进近程序，已提议用于近距平行跑道（跑道中心线间隔小于2500英尺）中，该程序能使跑道在仪表气象条件下得到更充分地利用。
本文分析了航空器尾流和冲突避让两方面因素。
研究发现，在近距平行跑道进近中，必须利用角度偏移进近方式，才可以同时避免航空器尾流和冲突风险。
介绍
当前美国的空中交通运行中，目视气象条件（VMC）下的近距平行跑道通常采用目视飞行规则（VFR）同时平行运行。
但是，在仪表气象条件（IMC）下，则必须遵守仪表飞行规则（IFR）。
通常，如果平行跑道间距小于3000英尺，则不允许同时使用平行跑道。
对许多拥有近距平行跑道的机场而言，目视进近容量的损失，将会导致机场吞吐量实质性的下降。
例如，旧金山国际机场（SFO），其28L跑道和28R跑道间距为750英尺。
当进近至28L跑道和28R跑道时，若使用目视飞行规则，每小时能降落大约60架飞机。
若在仪表气象条件下，则只能使用一条跑道，且每小时的进场数量也将减至30架次。
这种情况使旧金山国际机场的吞吐量大为减少，从而导致进场飞机的严重延误，并影响其他相关机场（如备降场等）的运行。
若能减少类似的损失，那将会获益于整个空中交通系统。
为了突出仪表气象条件下机场吞吐量的损失，美联航已经向旧金山国际机场提交了一份关于相关进近的运行程序（1998，斯通）。
在此程序中，进场飞机在纵向间隔很小的条件下，配对进近。
通过使用广播式自动相关监视（ADS-B）以及空中交通信息机舱显示系统（CDTI），可以确定并保持该对航空器之间的纵向间隔。
其中要求后机在整个进近过程中保持一定的纵向间隔，以避免航空器尾流和飞行冲突。
同时，各航空器对之间的纵向间隔还应满足仪表飞行规则的间隔要求。
配对进近程序应被应用于旧金山国际机场外的其他机场。
特别值得一提的是，在1999年春麦特公司与西雅图－塔科马终端TRACON的管制员合作，在该机场推行配对进近程序，成功地实现了“人机环”（human-in-the-loop）模拟程序。
其他一些机场，包括：
波士顿洛根机场，费城国际机场以及纽华克国际机场可能也适用该进近程序。
配对进近程序还包括间隔标准的降低。
美联航建议成对航空器的纵向间隔（大约在1000英尺到6000英尺之间）不应拘泥于仪表飞行规则的现行标准，该标准规定航空器间的间隔目前至少需要达到2.5英里（FAA，1998）。
在此程序的运行过程中，需要采用新型的航空电子设备和机舱信息显示技术，如空中交通信息机舱显示系统等（RTCA，1997）。
经过对该程序的详细分析，其原理及组成要素也可用于其他程序中以提高机场的吞吐量和容量。
通过检测该程序的一些基本程序要素，本文分析了其可行性和详细的技术要求。
当程序中每对航空器开始进近时，在一定范围内存在可行的纵向位置（用于该程序可行的纵向间隔范围设定），在整个进近过程中，针对这些位置进行间隔预测。
然而，当预测航空器对所属的间隔范围时，会存在不确定性，因此需要进一步研究这些不确定性。
本文通过检测该程序的基本几何结构，建立了运行范围。
然后，确定不确定要素（这些不确定要素对航空器所属范围有一定影响），并为广播式自动相关监视检测监视要求。
结果表明：
有必要继续进行检测时，该程序也许可行。
配对进近的基本几何结构
该程序的基本水平结构见图1。
该程序中，几乎所有的要素（从空中交通管制程序到飞行程序）都不同于当前所使用的程序。
航空器对由空中交通管制员指挥进入进近状态，起初垂直间隔为1000英尺，水平间隔约为1海里。
在定位点确定之后，两架航空器将允许进入配对进近状态。
此时，后机的飞行员使用自动运行工具以及机舱显示设备，确定与前机的特定距离。
自动运行工具中获得的速度信息显示给飞行员，用于帮助确定所需的纵向间隔。
速度信息通过广播式自动相关监视获得（RTCA，1998a）。
飞过最后进近定位点后，约距机场5海里处，两架航空器都无需再调整纵向间隔。
请注意：
各航空器对之间的间隔将执行标准仪表飞行规则的间隔要求（大于2.5海里）。
图1相关进近程序的水平几何结构
两架航空器间的间距设计满足以下两点要求：
第一，后机与前机的距离必须足够远，如果前机突然转向（或有其他突发事件），则有最小的冲突避让冗余；第二，后机与前机的距离必须足够近，但不会受前机尾流的影响。
不考虑地面效应影响，尾流在侧风条件下应从后机的后方飞过，限定时间间隔，使后机能够安全飞行。
图2描述了这两个因素。
为分析该程序的可行性，必须考虑其中的诸多限制。
以下将从技术和几何结构角度，研究四点限制，从而为该程序的可行性提供初始评估。
1．总系统误差（TSE）
2．航空器间隔压缩影响
3．尾流避让要求
4．冲突避让要求
图2尾流与冲突避让限制
首先独立研究每点限制，综合这些限制的影响及其相互作用，得出研究结论。
总系统误差（TSE）
为该程序制定一个初始假设，即在进近和着陆的导航过程中，局域扩增系统（LAAS）将与全球定位系统（GPS）联合使用。
最初认为，由于局域扩增系统的导航系统误差对仪表着陆系统的误差来说要小得多，因此总系统误差的容差也会更小。
旧金山国际机场的跑道间距仅750英尺，因此总系统误差也需很小。
然而，对局域扩增系统接收机和输出信号的研究显示，该系统设计了与仪表着陆系统误差类似的偏离信号，以保持与现有机舱显示系统和自动驾驶系统（Fain，1994；RTCA，1999）的兼容。
因此得出的总系统误差应与仪表着陆系统的误差十分相似。
为了更好的理解局域扩增系统的航空电子设备对总系统误差的设计，麦特公司查找了FAA威廉休斯技术中心搜集的数据。
该技术中心安装了局域扩增系统接收机并在大量机场进行进近飞行。
这些飞行既有手动飞行也有自动驾驶配对进近。
该中心为麦特公司提供了31个飞往不同机场的进近过程数据，这些机场的局域扩增系统都已经过测试。
针对这31个进近过程数据，图3为总系统误差随跑道入口距离的变化函数，结果综合了这31个进近，开始于距跑道入口处10海里。
总系统误差是按照跑道中心线横向偏离的标准差来描述的。
在应用局域扩增系统进近飞行时，典型的仪表着陆系统的总系统误差与所观察的总系统误差在图中对比显示。
尽管局域扩增系统的导航系统误差（NSE）相当小（RTCA，1999），但由于设计了偏离信号的输出，因此总系统误差与仪表着陆系统的误差相似。
图3基于ILS与LAAS系统的总系统误差之比
显而易见，如果局域扩增系统和机舱显示系统与自动驾驶系统界面间没有设计上的改变的话，则该相关进近程序就必须减少与仪表着陆系统相类似的总系统误差，其他在着陆中使用局域扩增系统作为导航系统的程序也应如此。
从实用性的角度来看，该误差可以说是一项优势（使用现行导航系统的航空器能使用该程序），但其严重限制了该程序的设计。
航空器间隔压缩
在分析中，第二个重要的限制因素就是航空器间隔压缩的影响。
在最后进近中，航空器减速导致了间隔压缩。
当前机从初始进近速度降到最后进近速度的过程中，它与后机的间隔将会缩小。
若后机的最后进近速度大于前机的最后进近速度，将会有额外的间隔压缩。
图4描述了间隔压缩的一般结果。
在航空器飞向跑道入口的过程中，该图的横坐标表示前机离跑道的距离，纵坐标则是相对应的航空器纵向间隔。
图例中，两架飞机的初始速度都为170节（因为在图中离跑道入口的距离一般大于6海里）。
在此飞行阶段中，航空器的纵向间隔保持不变。
当前机开始减速到125节时，后机开始逼进。
图4基本航空器间隔压缩几何结构（后机最后进近速度比前机大10节）
在该图例中，假设每架航空器速度每秒减少1节（0.05G），此为典型的减速率。
当前机减速完毕后，后机因为速度大而持续接近前机。
当后机开始减速，与前机的接近率则慢慢减少。
而在此例中，后机的最后进近速度比前机大10节，因此在到跑道入口前纵向间隔将会持续减少。
因此，航空器间隔压缩在该程序中至关重要。
正如先前所说，尾流以及飞行冲突的避让要求对纵向间隔有所限制，而航空器间隔压缩影响了航空器在这些限制条件下的运行。
图5利用参数描述了航空器间隔压缩的影响。
横坐标为在跑道入口处预期的间隔，纵坐标为相对应的初始进近中要求的间隔，图中描述了后机以不同的速度接地时这两个间隔的关系。
所要求的初始间隔在很大程度上要靠不同的接地速度来确定，在图中由线表示。
请注意穿越横坐标的线，前后航空器需要交换位置才能在跑道入口处达到预期的间隔。
这可能在实际运行中不可行，因为在当前目视进近程序中，不允许后机超越前机。
图5针对后机不同的接地速度，初始间隔与跑道入口处间隔的关系（前机速度为125节）
尾流避让
尾流预测作为一项复杂的课题，在尾流传播与尾流影响的细节方面仍存在争论。
因此，在文中采用传统进近方式对此进行分析，并对一些基本限制加以描述。
众所周知，尾流以侧风风速横穿平行跑道。
近地处（距地面小于一个翼展）存在与航空器飞行路线垂直的额外速度，称为“地面效应”。
此额外速度的分量难以精确预测，但据估计，其范围约在7.5英尺/秒（约5节）较为适宜。
为了对尾流进一步分析，我们将研究最大允许纵向间隔，该间隔作为尾流传播速度的函数，而与尾流传播的方式无关。
超过最大间隔时，遭遇尾流的概率将小于最小允许值。
一旦已知穿越跑道的尾流速度，就可以立即得出最大允许纵向间隔。
简言之，最大间隔就是后机的速度乘以尾流横穿翼尖与翼尖间侧向间隔的时间。
平行进近图6描述了进行尾流传播计算时的进近几何结构的要素。
如果航空器的翼展高达200英尺，那么当计算用于尾流避让的最大纵向间隔时，就需考虑翼展。
如果航空器机身位于跑道中心线，那么尾流仅需横穿翼尖与翼尖间的距离，而非机身与机身间的距离。
如图所示，位于左跑道的航空器的右翼超过其中心线向右延伸100英尺，而位于右跑道的航空器的左翼超过其中心线向左延伸100英尺。
根据上述原则，就可以将实际750英尺的跑道间距缩小为更有效的550英尺。
除了翼展之外，还必须考虑计算要求间隔时的总系统误差。
如果两架航空器中的任一架航空器偏离所在跑道中心线的位置，而偏向另一条跑道，那么尾流横穿时间就应减去尾流穿越该偏移距离所需的时间。
图6尾流几何结构图解
图7描述了平行进近中，针对不同的尾流传播速度，航空器的最大允许纵向间隔为最大总系统误差的函数，同时假定750英尺的跑道间隔及后机的地速为125节，并假设最大总系统误差如横坐标所示。
图7750英尺跑道间隔条件下的纵向间隔要求
利用实际导航系统（图3）测得的总系统误差，在既定穿越跑道误差的既定概率假设下，我们可以将图7中横坐标的范围修改为从跑道入口处开始。
如图8所示，我们将4个标准差值取代原有的最大总系统误差；也就是说，每架航空器同时偏离跑道中心线的概率不会高于2个标准差。
假设误差按正态分布，那么发生该事件的概率就约为1/33,000。
另外，在此例中同时假设后机在跑道入口外5海里处的速度为170节，进入跑道入口后的速度为125节。
该假设对5海里处要求的最大间隔有所放宽。
若假设概率值1/33,000满足安全要求，则在750英尺的跑道间隔条件下，难以同时实现航空器间隔压缩的预防与尾流的避让。
图8所示的是，当两架航空器以1500英尺的最终间隔向跑道入口处进近时的纵向间隔曲线。
其中，后机的最后进近速度比前机最后进近速度大10节。
可以发现，在距跑道入口1-1/2至3海里处，不同尾流速度条件下，两机间的间隔都将超过最大允许纵向间隔。
按图5所示，不难发现几乎没有例子可以满足图8所提供的标准。
因此，需要采用更合适的总系统误差或其它几何分析方法。
图8距跑道入口处距离的纵向间隔要求函数
三度角偏移进近除了直线进近外，还可以选择三度角偏移进近。
该进近方式有助于减少尾流造成的限制条件，尤其针对航空器距跑道入口处较远的情况。
图9描述了偏移进近的概念。
图9三度角偏移进近
图10显示了三度角偏移进近时，基于尾流避让的纵向间隔限制。
从图10中可以清晰地发现，从尾流避让角度而言，偏移进近似乎更加可行。
如图所示，在距跑道入口处约2海里之前，图中的纵向间隔一直都低于三条曲线所对应的最大间隔。
在向跑道口进近的整个过程中，图例所示的纵向间隔始终都低于10节的传输曲线。
正如该图所证，从几何分析角度出发，该三度角偏移进近符合要求。
同时也应注意，偏移进近在距跑口约6海里处会获得2500英尺的横向间隔。
根据FAA的标准，超过该数值时，尾流就不再是间隔的影响因素。
图10三度角偏移进近对纵向间隔的尾流限制
冲突避让
本节研究针对冲突避让的最小纵向间隔问题。
为了评估冲突避让的几何特征，采用蒙特卡罗模拟。
蒙特卡罗模型模拟样本航迹，其中包括飞行技术误差的统计模型。
图11显示了当前后两架航空器进近且后机作三度角偏移进近时，包含两架航空器飞行技术误差的航迹。
蒙特卡罗模拟对前机的“转弯错误”（航空器意外偏转到其他进近航路中去，在过去的分析中认为，从原定航路偏向直至30度）进行建模。
基于过去对精确跑道监控（PRM）的分析，前机发生转弯错误的角度可以限定在30度之内（Fain，1994），并使该错误角度在5度-30度之间随机分布。
而且，当发生错误的航空器以向心加速度0.1G-1G进行转弯飞行时，其倾斜角也应随机分布。
发生错误的时间也应随机分布，以便错误可以发生在整个进近过程的任意时刻。
图12显示了错误发生的样本分布情况。
图11三度角进近的噪声抽样航迹
图12发生转弯错误的航空器航迹示例（三度角偏移进近）
分析“飞行错误”的目的是当前机发生“转弯错误”时，确定后机所需的最小纵向距离，以避免严重的半空中危险接近（NMAC）。
为此，定义当两机水平间隔小于500英尺时，将发生严重的半空中危险接近，相应的垂直间隔不作明确限定。
在此从两方面对几何结构进行研究：
最后进近定位点外和最后进近定位点内。
研究结果显示：
如果航空器在最后进近定位点外（据跑道入口处5海里）的纵向间隔大于3000英尺，那么在模拟环境下发生半空中危险接近的概率为零。
进入最后进近定位点后，如果航空器在跑道入口处保持间隔大于1000英尺，在最后进近定位点处保持间隔大于2000英尺，那么发生半空中危险接近的概率也为零。
如果最小间隔能保持在最后进近定位点处的2000英尺到跑道入口处的1000英尺范围内进行线形变化，则较为适宜。
表1总结了这些结论。
表1.
距跑道入口处的冲突避让要求距离
最小纵向间隔
>5海里（最后进近定位点外）
3000英尺
5海里（最后进近定位点处）
2000英尺
0（跑道入口处）
1000英尺
进近几何结构与程序概要
基于之前的尾流限制研究，并结合冲突避让限制和航空器间隔压缩的研究，可以设定一个可能满足航空器配对进近的程序。
该程序阐述如下：
最后进近前
1飞行员将航空器的最后进近速度输入自动控制系统中。
1.1管制员要求两架航空器飞行员口头读出各自的计划最后进近速度。
2在航空器进入最后进近前，管制员确定一组航空器对，并确定其前后次序。
2.1管制员告知两架航空器各自的进近次序。
2.2后机的自动控制系统判定其最后进近速度是否适用于配对进近（有时依据最后进近定位点的标称速度）。
2.3如果两架航空器的最后进近速度不谐调，后机飞行员必须通知管制员，并采用标准仪表飞行规则间隔。
如果协调，则继续进行。
最后进近
3管制员引导指定的航空器对进入最后进近。
后机至少要与前机保持3000英尺的水平距离，但不大于2海里，垂直间隔需满足标准仪表飞行规则间隔要求。
（管制员为前机指定飞至最后进近点的速度）。
管制员询问后机飞行员，问其是否“能够达到所需间隔”。
4后机自动控制系统计算出所需的初始间隔（IRSD），确定在飞过航空器对复飞点（MPAP）时能否达到该间隔。
4.1如果后机机组确定不可能达到所需的初始间隔，则告知管制员，同时配对进近程序失败。
4.2如果后机机组确定可以达到所需的初始间隔，则告知管制员“能够达到所需间隔”。
5当后机能够达到所要求的间隔时，则在剩余的进近过程中负责与前机保持可靠的间隔。
除非有突发状况，否则管制员不再继续监视该对航空器的间隔。
5.1后机可以配对进近。
5.2后机可以缩小垂直间隔。
5.3后机根据机载自动控制系统继续控制其飞行速度，以此与前机保持所需的初始间隔。
5.4后机应与前机保持3000英尺或以上的安全间隔。
（前机必须相应保持此安全间隔，如表1所示。
）此为“初始冲突避让限制”。
5.5无论何时，如果前机不满足“冲突避让限制”，须向后机机组发出告警，后机执行复飞。
6当前机飞越最后进近定位点时，立刻开始减速至最后进近速度。
7一旦前机飞越最后进近定位点，则：
7.1后机必须在指定位置上，例如，在所需的初始间隔的限制范围内。
7.2如果后机不在限制范围内，则必须复飞。
7.3如果后机在限制范围内，该继续执行配对进近程序。
7.4此后，由于两架航空器间存在侧向汇聚，冲突避让限制将缩小。
初始调整值为2000英尺。
由此至跑道入口处，该间隔将线性缩小至1000英尺。
7.5从该点之后，后机将不再主动维持与前机的间隔。
8尾列保护点（WVPP）是指航空器侧向间隔2500英尺时的点。
当后机穿越尾流保护点时，后机后方将会出现尾流限制。
此时，后机则必须继续保持在尾流的前方，同时保证前机处在冲突避让限制的前方。
9当后机飞越最后进近定位点时，立即开始减速至最后进近速度。
10后机的自动控制系统监视冲突避让限制和尾流限制。
如果任何一个限制不被满足，或预测到任何一个限制将不被满足时，机组将会接到报警，同时启动复飞程序。
注：
程序的初始要求是飞行员在最后进近定位点之内不做任何机动。
图13描述了进近基本几何结构和如前所述的一些关键点。
图13配对进近平面几何结构
图14通过例子描述了纵向间隔限制和两架航空器在实施配对进近时的间隔模式。
在距跑道入口处2.5海里外，通过假设受到15节的侧风影响时的最坏情况，确定尾流限制。
在2.5海里以内，通过假定受到10节的侧风影响时的最坏情况，确定尾流传播速度。
（由于地面效应影响下的尾流速度与此类似，因此这种情况可能接近于地面效应影响下的无风情况）。
并假设两架航空器以170节的速度到达最后进近定位点，然后以每秒一节的速率减速至其最后进近速度。
图14尾流与冲突避让限制实例
配对进近程序在特定风影响的情况下仍然适用，图中的尾流限制曲线只是一个例子。
在实际情况下，需要对该曲线进行优化以适应具体环境。
在运行中，需要对风进行监测，如果风速超出了该程序的运行界限，则进近程序必须停止。
从该程序的经济方面考虑，需要通过详细测定来权衡尾流避让的最大间隔和实用间隔的关系。
此外，图14中的尾流限制适用于前机距跑道入口处小于6.25海里范围的情况，此时侧向间隔应小于2500英尺。
同时请注意，距跑道入口处约0.75海里尾流限制与距跑道入口处的距离成反比，此处是平行进近的开始阶段。
在此例中，距跑道入口处5海里处，最后进近定位点外，假设存在尾流限制的变化。
这也是由于后机的速度从170节降到了125节，此速度的变化假定始于最后进近定位点。
在跑道入口处合适的间隔取决于在入口处如何适当折中1000英尺（以满足冲突避让限制）和6000英尺（以满足尾流限制）两个间隔。
在跑道入口处将会存在一个3500英尺的间隔的目标点。
图15中，同样假设后机在最后进近定位点处以每秒一节的速率开始减速，在前机最后进近速度为125节的情况下，该图描述了后机可能采用的速度（该速度不会产生任何冲突）。
图中的横坐标表示航空器在跑道入口处间隔，纵坐标表示最后进近定位点外的间隔。
图中最左侧的垂直直线代表跑道入口处冲突避让限制，最右侧的垂直直线代表跑道入口处尾流避让限制的近似值（假设总的尾流传播速率为10节，后机最后进近速度为125节）。
图中3000英尺处的水平线代表最后进近定位点以外的冲突避让限制。
在上述三条线构成的方形区域内部的所有线都满足各种限制。
图15间隔限制与间隔压缩的关系
如果目标点在跑道入口处为3500英尺，在图中用垂直虚线表示，将方形区域划分为两部分。
本例中后机的速度必须大于等于115节。
请注意，如果后机以115节作为最后进近速度，则在复飞点外（在纵坐标上）后机刚好处在冲突避让限制的界限上，但很难保持这种状态。
如果后机速度大于或等于120节，则其将会获得更多的安全范围，速度越快获得额外的安全范围将越大。
在最后进近阶段，后机的速度比前机的速度大20节并不会有明显的影响。
最后纵向间隔误差的敏感度预测
在图14中可以发现，冲突避让限制曲线和尾流限制曲线之间两条轨迹出现了重叠。
位于下方的轨迹曲线被称为“理想预测”，表示当后机计算出所需的初始间隔时出现的标称预测值。
该预测基于以下几点：
1.前机的预期最后进近速度；
2.后机的预期最后进近速度；
3.两架航空器的实际最后进近速度；
4.两架航空器设定的减速率；
5.两架航空器设定的减速点（最后进近定位点）；
6.最后进近定位点与跑道入口处之间的逆风轮廓线；
7.相对所需的初始间隔而言，在最后进近定位点外达到的间隔。
在“理想预测”曲线上，跑道入口处的间隔恰好为3500英尺，此间隔较为恰当。
在此点上，利用上述所列的7个参数，将会得出一个位于最后进近定位点外所需的间隔，同样也叫做所需的初始间隔。
然而在实际飞行中，上述列出的6个参数中可能会有一个或多个期望值并不精确，因此实际的最后间隔会与预测间隔将会有所差异。
图中的“实际（飞行）”曲线已对此列举说明。
在此，将确定上述7个参数对进近程序误差的敏感度。
如上所述，在进近程序的第4步中涉及到的所需的初始间隔的计算是建立在最后间隔预测的基础上的，而该预测是基于这7个变量。
在某些情况下这些变量很容易确定，而有时这些变量必须通过航空器类型或其它方面来推算。
例如，两架航空器的最后进近速度由飞行员所输入的数据与数据链相结合得到的。
需要设定两架航空器的减速率，且其可能很不稳定。
依据所设定的减速率可能产生的误差，有必要掌握航空器的类型和重量。
初始进近速度可以通过开始进近后前机的速度进行计算，也可以通过飞行员输入获得。
若飞行员想在最后进近定位点开始减速，减速点可设定为最后进近定位点。
此外，必须通过所能得到的气象数据预计逆风情况。
可以确定这些变量的设定值和实际值之间的差值，来计算最后间隔误差的敏感度。
方程1描述了在跑道入口处考虑所有参数（逆风将作独立考虑）的最后间隔：
（1）
式中：
：
最后间隔
：
最后进近定位点距跑道入口处的距离
：
后机最后进近速度
：
前机最后进近速度
：
前机初始进近速度（最后进近定位点外）
：
后机初始进近速度
：
初始间隔（最后进近定位点外）
：
后机减速率
：
前机减速率
通过对
求偏导，可以针对这些变量的变化而确定跑道入口处间隔的敏感度。
若要保证最后间隔会在1000－6000英尺之间，则要求最后间隔的标准差小于750英尺。
若目标点为3500英尺，则误差冗余为正负2500英尺。
若误差的标准差为750英尺，则跑道入口处的实际间隔会超过限定范围的可能性为千分之一。
若实际间隔超出冗余范围时必须复飞，千分之一为最低要求。
初始间隔
的敏感度预测
对
求偏导：
（2）
对
求标准差：
（3）
方程3描述了与初始间隔标准差对应的最后间隔标准差，是由后机最后进近速度与其初始进近速度之比来决定的。
例如，如果后机的初始进近速度是170节，最后进近速度为125节，那么最后间隔标准差比初始间隔标准差的系数小0.74。
减速率at，al的敏感度预测
对at求偏导：
（4）
对al求偏导：
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