航空无线电导航设备第一部分：仪表着陆系统(ILS)技术要求分析

航空无线电导航设备

第1部分：仪表着陆系统（ILS）技术要求

MH／T 4006.1-1998

1 范围

本标准规定了民用航空仪表着陆系统设备的通用技术要求，它是民用航空仪表着陆系统设备制定规划和更新、设计、制造、检验以及运行的依据。

本标准适用于民用航空行业各类仪表着陆系统设备。

2 引用标准

下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文。本标准出版时，所示版本均为有效。所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列要求最新版本的可能性。

GB 6364—86 航空无线电导航台站电磁环境要求

Mt{／T 4003—1996航空无线电导航台和空中交通管制雷达站设置场地规范

中国民用航空通信导航设备运行、维护规程(1985年版)

中国民用航空仪表着陆系统Ⅰ类运行规定(民航总局令第57号)

国际民用航空公约附件十航空电信(第一卷)(第4版1985年4月) 国际民航组织8071文件无线电导航设备测试手册(第3册1972年)

3 定义、符号

本标准采用下列定义和符号。

3.1航道线course line

在任何水平面内，最靠近跑道中心线的调制度差(DDM)为。的各点的轨迹。

3.2航道扇区course sector

在包含航道线的水平面内，最靠近航道线的调制度差(DDM)为0.155的各点迹所限定的扇区。

3.3半航道扇区half course sector

在包含航道线的水平面内，最靠近航道线的调制度差(DDM)为0.0775的各点轨迹所限定的扇区。

3.4调制度差difference in depth of modulatlon(DDM)

较大信号的调制度百分比减去较小信号的调制度百分比，再除以100。

3.5位移灵敏度(航向信标)displacement sensitivity(10calizer)

测得的调制度差与偏离适当基准线的相应横向位移的比率。

3.6角位移灵敏度angular displacemeat seusitivity

测得的调制度差与偏离适当基准线的相应角位移的比率。

3.7仪表着陆系统下滑道ILS glide path

在包含跑道中心线的垂直平面内.最靠近水平面的所有调制度差(DDM)

为。的各点轨迹。

3.8仪表着陆系统下滑角ILS glide path angle

表示平均仪表着陆系统下滑道的直线与水平面之间的角度。通常用口表示。

3.9仪表着陆系统下滑道扇区ILS glide path sector’

在包含仪表着陆系统下滑道的垂直平面内，由最靠近下滑道的调制度差(DDM)等于o.175的各点轨迹所限定的扇区。

3.1 0仪表着陆系统半下滑道扇区half ILS glide path sector

在包含仪表着陆系统下滑道的垂直平面内，由最靠近下滑道的调制度差(DDM)等于o.087 5的各点轨迹所限定的扇区。

3.11 仪表着陆系统“A”点ILS point“A”

在进场方向沿着跑道中心线延长线、距跑道入口7.5 km(4 n mile)处测得的仪表着陆系统下滑道上的一点。

3.12仪表着陆系统。B”点ILS point“B”

在进场方向沿着跑道中心线延长线、距跑道入口1 OSO m(3 500 ft)处测得的仪表着陆系统下滑道上的一点。

3.13仪表着陆系统“C”点ILS point。C”

标称仪表着陆系统下滑道直线部分在包含跑道入口的水平面上方30 m(100 ftj高度处所通过的一点。

3.14仪表着陆系统“D”点ILS point“D”

在跑道中心线上方4 m(12 ft)、距跑道入口向着航向信标的方向900 m(3 000 ft)的一点。

3.15仪表着陆系统“E”点ILS point“E”

在跑道中心线上方4 m(12 ft)、距跑道终端向跑道入口方向600 m(2 000 ft)的一点。

3.16仪表着陆系统基准数据点ILS reference daturn(point“T”)

位于跑道中心线与跑道入口交叉处垂直上方规定高度上的一点。仪表着陆系统下滑道直线向下延伸的部分通过此点。

3.17双频下滑信标系统two—frequency glide path system

通过使用特定的下滑信标波道中两个隔开的载波频率所提供的两个独立的辐射场型来达到覆盖的一种仪表着陆系统下滑信标系统。

3.1 8单频下滑信标系统single—frequency glide path system

通过使用特定的下滑信标波道中的单一载波频率所提供的辐射场型来达到覆盖的一种仪表着陆系统下滑信标系统。

3.19双频航向信标系统two—frequency localizer system

通过使用特定的航向信标波道中两个隔开的载波频率所提供的两个独立的辐射场型来达到覆盖的一种仪表着陆系统航向信标系统。

3.20单频航向信标系统single.frequency localizxer system

通过使用特定的航向信标波道中的单一载波频率所提供的辐射场型来达到覆盖的一种仪表着陆系统航向信标系统.

3.21 宽孔径航向天线系统wide—apture localizer antenna system

使用天线阵宽度较宽的航向信标天线系统.来达到覆盖的一种航向天线系统.该种天线系统所提供的辐射场型波束宽度较窄.

3.22 窄孔径航向天线系统narrow。apture localizer antenna system

使用天线阵宽度较窄的航向信标天线系统，来达到覆盖的一种航向天线系统，该种天线系统所提供的辐射场型波束宽度较宽。

3.23 仪表着陆系统临界区ILS criucal area

在航向信标和下滑信标附近一个规定的区域。在仪表着陆系统运行过程中.车辆、航空器不得进入该区域，以防止其对仪表着陆系统空间信号造成不能接受的干扰。

3.24 仪表着陆系统敏感区ILS sensitive area

是临界区延伸的一个区域，在仪表着陆系统运行过程中，车辆、航空器的停放和活动都必须受到管制，以防止可能对仪表着陆系统空间信号的干扰。

3.25 远场监视器(航向信标) far field monitor(Iocalier)

一种安装在仪表着陆系统进近航道上，通过接收航向信标发射的信号来监视航道信号准确度的远场监视系统。

3.26 测距仪(DME)distance measuring equipment

一种工作于超高频波段，通过接收和发送无线电脉冲对而提供装有相应设备的航空器至该地面设备连续而准确斜距的导航设备，

3.27 载波加边带信号carrier and sidebands(CSB)

它是初始相位同相且幅度相等的90 Hz和150 Hz调制单音分别对载波调幅后相加而产生的载波和边带信号。

3·28 纯边带信号sidebands only(SBO)

它是初始相位反相且幅度相等的90 Hz和150 Hz调制单音分别对载波调幅并抑制载波后相加而产生的纯双边带信号。

4 系统技术要求

4.1 用途

仪表着陆系统是国际民航组织标准的着陆导航系统，它为正在着陆过程中的航空器提供航道、下滑道和距离引导信息，从而使航空器能安全地降落到跑道上。

4.2 组成

仪表着陆系统由航向信标、下滑信标和指点信标组成。

注：必要时，可以采用安装在适当位置的测距仪DME来代替仪褒着陆系统组成中的部分或全部指点信际。

4.3 分类

仪表着陆系统可分为以下类型：

a) Ⅰ类设备性能的仪表着陆系统：设备产生的信号可使飞机从仪表着陆系统覆盖区边缘到航向信标的航道和下滑信标的下滑道，从跑道入口的水平面算起，在高度不大于60 m(200 ft)处相交的一点，能够得到引导信息；

b) Ⅱ类设备性能的仪表着陆系统：设备产生的信号可使飞饥从仪表着陆系统匿盖区边缘到航向信标的航道和下滑信杯的下滑道，从跑道入口的水平面算起，在高度不大于30 m(100 ft)处相交的一点.能购得到引导信息。

c) Ⅰ类设备性能的仪表着陆系统：设备产生的信号可使飞机借助必要的辅助设备从仪表着陆系统的覆盖区边缘到跑道表面能够得到引导信息。

4.4 系统要求

仪表着陆系统系统要求如下：

a) 仪表着陆系统设备的技术要求必须符合国际民航组织《国际民用航空公约》附件十、《航空电信》十、《航空电信》；

b) 仪表着陆系统台址及各台周围的电磁环境必须符合GB 6364；

c) 仪表着陆系统台址及各台周围障碍物环境必须满足MH／T 4003-1996

d) 各种设备均应采用全固态电路和双机配置(天线系统除外)，在交流电源供电时，各种设备应能不间断连续工作；

e) 对于Ⅱ类或Ⅲ类运行的仪表着陆系统，航向信标应配有远场监视器，以对航道信号进行监视；

f) 在有两套仪表着陆系统设备为一条跑道的相反两端提供服务的地方，若两套仪表着陆系统同频，或其中一套需按Ⅱ类或Ⅲ类运行时，必须采取措施以保证在同一时间内只有一套仪表着陆系统工作；

g) 地面车辆、航空器等的停放和活动必须满足仪表着陆系统临界区和敏感区的要求，以避免干扰运行中的仪表着陆系统。为此，在机场滑行道上，针对机场的不同运行等级应分别画出飞机等待线，并设有明显标志和灯光指示；

h)仪表着陆系统各部分设备的接地系统应符合设备厂家以及国家和行业的技术要求。

5 航向信标技术性能

5.1 用途

航向信标应由其天线系统产生一个由90 Hz单音和150 Hz单音幅度调制的合成场型，该场型应产生一个航道扇区。当观测者站在跑道进场端，面向航向信标时，150 Hz单音调制的射频载波的调制度应在他的右手方向占优势，90 Hz单音调制的射频载波的调制度应在他的左手方向占优势。在航道线上90 Hz单音与150 Hz单音调制度差为0。航向信标向正在着陆过程中的飞机提供航道线引导信息。

5.2 组成航向信标由发射机系统、监视系统、控制和交换系统、天线系统、电源系统、遥控和状态显示系统组成。

5.3 分类

航向信标分类如下：

a) 根据向飞机提供引导信息的程度不同，航向信标可分为：Ⅰ类设备性能航向信标、Ⅱ类设备性能航向信标、Ⅲ类设备性能航向信标；

b) 为了满足在不同场地条件下向飞机提供不同程度的引导信息的需要，航向信标主机可分为：单频航向信标主机、双频航向信标主机；航向信标天线系统可分为：窄孔径航向信标天线系统、宽孔径航向信标天线系统。

5.4 台址

航向信标的天线系统通常设于跑道中心延长线上，距跑道末端250 m～400 m处。机房偏置60 m。必须保证天线阵发射源和跑道入口上方15 m 处通视。航向信标天线阵、近场监视天线以及机房的高度必须满足民用机场端净空规定。远场监视器(对Ⅱ类和Ⅲ类使用)通常设置在跑道入口和中指点信标之间，其监视信号应能送至导航集中控制室。

5.5 射频

5.5.1 航向信标设备必须工作在108 MHz～111.975 MHz的频段内。射频载波频率容差不超过±0.002％·双射频载波的航向信标，其载波所占用的额定频段应对称于指配的频率。加上所有的容差，两个载波的频率间隔应既不小于5 kHz，又不大于14 kHz.

5.5.2 航向信标发射的电磁波必须是水平极化。当一架航空器位于航道线上并以与水平面成20°横滚姿态时，则航道线上的垂直极化成分不得超过相当于0.016 DDM的误差。

5.5.2.1 对于Ⅰ类设备性能的航向信标。当一架航空器位于航线上并以与水平面成20°横滚姿态时，则航道线上的垂直极化成分不得超过相当于0.008 DDM的误差。

5.5.2.2 对于Ⅰ类设备性能的航向信标，当一架航空器位于航线上并以与水平面成20°横滚姿态时，则航道线上两边由0.02 DDM限定的扇区内辐射的垂直极化成分不得超过相当于0.005 DDM的误差。

5.5.3 对于Ⅰ类设备性能的航向信标，从发射机发射的信号不应含有在0.0l Hz～10 Hz频段内引起峰值到峰值大于0.005 DDM的明显的航道线波动。

5.6 覆盖

5.6.1 航向信标的覆盖区应从航向信标天线阵的中心到下列距离；

a)在前向航道线左右10°范围内为46.3 km(25 n mile)；

b)在前向航道线左右10°～35°之间为为31.5 km(17 n mile)，图1中(a)所示；

c)在a)、b)规定的覆盖距离以内.在跑道头标高以上600 m高度或在中间和最后进场区内最高点的标高以上300 m(以较高的为准)高度，必须能够

接收到航向信标的信号。在覆盖距离内，向上直到从航向信标天线阵向外延伸并与地平面成7°夹角的平面.必须能够接收到这和信号，图1中(b)所示。

(a)方位覆盖

注：

1 P点应高出跑道入口的标高以上600 m（

2 000 ft）或者应高出中间和最后进近区域中最高点的标高300 m(1000ft)，以高者为准。

2 D为在上述a)、b)中所规定的距离和方位。

b)仰角覆盖

图1 航向信标覆盖区

5.6.2 除5.6.2.1、5.6.2.2和5.6.2.3所规它的外，在规定的立体覆盖的所

有部分，场强不应低干40μV／m(﹣114 dBW／m2)。

5.6.2.1 对于Ⅰ类设备性能的航向信标，在仪表着陆系统下滑道上和航向信标的航道扇区内，从18.5km(10 n mile)到包含跑道入口的水平面以上60 m(200 ft)高度，最低场强应不低于90μV／m(﹣107dBW／m2)。

5.6.2.2 对于Ⅱ类设备性能的航向信标，在仪表着陆系统下滑道上和航向信标的航道扇区内，最低场强在18.5km(10 n mile)处不应低于100μV／m(﹣106 dBw／m2)，在包含跑道入口的水平面以上15 m(50 ft)高度上增加不低于200 μV／m(﹣100 dBw／m2)。

5.6.2.3对于Ⅲ类设备性能的航向信标，在仪表着陆系统下滑道上和航向信标的航道扇区内，最低场强在18.5 km(10 n mile)处不应低于100μV／m(﹣106 dBw／m2)，在包含跑道入口的水平面以上6 m(20 ft)的高度上增加不低于200μV／m(﹣100 dBw／m2)。从这一点到跑道中心线以上4 m(12 ft)，以及从跑道入口向着航向信标方向量到300m(1000ft)的一点，此后向着航向信标所在方向沿跑道长度4 m(12 ft)高度上，场强不应低于100μV／m(﹣106 dBw／m2)。

5.6.3 在7°仰角以上，信号应尽量减低。

5.7 航道结构

5.7.1 对于Ⅰ类设备性能的航向信标，航道线的弯曲应不超过下列幅度，见表1。

表1

5.7.2对于Ⅰ类和Ⅲ类设备性能的航向信标，航道线的弯曲应不超过下列幅度，见表2。

表2

航空无线电导航台站电磁环境要求

航空无线电导航台站电磁环境要求 1 引言 航空无线电导航是以各种地面和机载无线电导航设备，向飞机提供准确、可靠的方位、距离和位置信息。来自非航空导航业务的各类无线电设备，高压输电线，电气化铁路，工业、科学和医疗设备等引起的有源干扰和导航台站周围地形地物的反射或再辐射，可能会对导航信息造成有害影响。为使航空无线电导航台站与周围电磁环境合理兼容，保证飞行安全，特制订本标准。 本标准适用于航空无线电导航台站电磁环境管理和作为非航空导航设施与航空无线电导航台站电磁兼容的准则。 2 中波导航台（NDB） 2．1中波导航台是发射垂直极化波的无方向性发射台。机载无线电罗盘接收中波导航台发射的信号，测定飞机与中波导航台的相对方位角，用以引导飞机沿预定航线飞行、归航和进场着陆。 2．2中波导航台包括机场近距导航台、机场远距导航台和航线导航台。近距导航台和远距导航台通常设置在跑道中心延长线上，距跑道端1000—11000m之间。航线导航台设置在航路或航线转弯点、检查点和空中走廊进出口。 2．3中波导航台工作在150—700kHz范围内国家无线电管理部门划分给无线电导航业务和航空无线电导航业务的频段。 2．4远距导航台和航线导航台覆盖区半径为150km（白天）。近距导航台的覆盖区半径为70km（白天）。2．5中波导航台覆盖区内最低信号场强，在北纬40o以北为70μV／m（37dB），在北纬40o以南为120μV ／m（42dB）。 2．6在中波导航台覆盖区内，对工业、科学和医疗设备干扰的防护率*为9 dB, 对其它各种有源干扰的

防护率为15dB。 2．7 以中波导航台天线为中心，半径500 m以内不得有110kV及以上架空高压输电线；半径150m以内不得有铁路、电气化铁路、架空金属线缆、金属堆积物和电力排灌站；半径120m以内不得有高于8m的建筑物；半径50 m以内不得有高于3 m的建筑物（不合机房）、单棵大树和成片树林。 3 超短波定向台（VHF／UHF DF） 3．1 超短波定向台是一种具有自动测向装置的无线电定向设备，通过接收机载电台信号，测定飞机的方位，引导飞机归航，辅助飞机进场着陆，配合机场监视雷达识别单架飞机。 3．2超短波定向台通常设置在跑道中心延长线上，亦可与着陆雷达配置在一起。 3．3超短波定向台工作在118～150MHz和225～400MHz两个频段中，国家无线电管理部门划分给移动业务和航空移动业务的频段。 * 防护率系指保证导航接收设备正常工作的接收点处信号场强与同频道干扰场强的最小比值，以分贝 （dB）表示。 3．4超短波定向台最低定向信号场强为90μV／m（39dB）。 3．5超短波定向台对工业、科学和医疗设备干扰的防护率为14dB，对其它有源干扰的防护率为20dB。3．6 以定向台大线为中心，半径700m以内不得有110kV及以上的高压输电线；500m以内不得有35kV 及以上的高压输电线、电气化铁路和树林；300 m以内不得有架空金属线缆、铁路和公路；70m以内不得有建筑物（机房除外）和树木；70m以外建筑物的高度不应超过以大线处地面为准的2．5o垂直张角。 4 仪表着陆系统（ILS）

基于航空无线电导航系统仿真研究

基于航空无线电导航系统仿真研究-电气论文 基于航空无线电导航系统仿真研究 杜春辉 （吉林省民航机场集团飞行区管理部导航保障室，吉林长春130035）【摘要】无线电的导航系统是航空飞行的重要组成部分，也是飞行检验仿真的基础。主要分析了Simulink与Matlab在建模仿真中的特点和航空无线电导航系统及其仿真的特点，并进一步的研究了Simulink与Matlab与高层结构（HLA）在兼容性方面所表现出来的强大的兼容性以及可重用性的优点，充分的说明了其在通信系统中的作用，并建立了机载接收分系统、空间信号合成、天线分配网络以及地面航向信标的Simulink 仿真模型，进而得出了正确的波形，进而提出了将Simulink模型加入到基于高层结构的通信系统综合仿真系统联邦的解决措施。 关键词无线电导航系统；仿真；Simulink与Matlab；模型 基于航空的无线电导航系统的全数字的仿真是航空飞行检验的基础，同时其也是仿真系统中不可或缺的组成部分，在整个系统中起着非常重要的作用。随着我国经济与科学技术的迅猛发展，我国的无线电导航技术也逐渐的走向成熟，无线电导航系统简单的来说就是利用无线电导航技术引导飞机进入相应的航线，并为飞机进行着陆引导，该系统对飞机的自动驾驶仪以及确定下滑道、航道等提供了精准的数据，有效的的保证了飞机的安全驾驶。但是，导航信息质量的高低以及着陆系统性能的发挥情况还受到一些因素的影响，主要的影响因素有两个方面，一个方面的影响因素是场地环境条件以及配置地点的影响，以及电磁干扰以及电波的传递条件等外界因素。另一方面是受到设备本身性能的限制。

1在无线电导航系统仿真中对Simulink与Matlab的可用性兼容性的研究 根据相关的数据统计表明，很多大学和研究机构将建立较为完善的Simulink 模型应用到HLA仿真中进行研究，都取得了一定的成果。在众多的研究案例中，比较成熟的研究案例有清华大学的Matlab与HLA/RTI的通用适配器，MAK公司的HLA/DIS Toolbox 的研究以及国防科研究的KD-HLA-Simulink工具箱，并将该工具箱完全的集成在Simulink的环境中，同时还为用户提供相应的Simulink的模块，该模块就是所说的HLA模块，该模块的功能是实现与RTI之间的接口。而MAK公司研发的HLA/DIS Toolbox 实际上是在基于HLA/D IS 标准仿真环境与MATLABSimulink之间提供了一个接口，通过这个接口，可以实时的或者是将已经记录的HLA/D IS数据输入到MATLAB中进行数据的分析，或者是将Simunlink或MATLAB的模型整合到HLA/D IS的环境之中，在进行Toolboox的使用时，Simulink与Matlab的应用程序就成为了一个完整的HLA/D IS的联邦成员。总而言之，上述的研究成果都为无线电导航系统的Simulink模型加入到通信系统中的综合仿真系统的建立提供了良好的条件与基础。 2实例 利用Simulink建立了无线电导航系统的米波仪表着陆系统地面分系统以及机载分系统的仿真模型，通过验证和校验。基于HLA的米波仪表着陆系统的仿真的体系架构如图1所示： 机载设备和地面设备是仪表着陆系统的两个重要组成部分，其中地面设备主要

飞机场通讯导航设施

飞行 区代码代表跑道长 度（米） 飞 行 区 代 号 翼展（米） 主起落 架外轮 间距 （米） 1L<800A WS<15T<4.5 2800≤L<1200B15≤WS<24 4.5≤T<6 31200≤L<1800C24≤WS<366≤T<9 4L≥1800D36≤WS<529≤T<14 E52≤WS<659≤T<14 F65≤WS<8014≤T<16 注：4F级飞行区配套设施必须保障空中客车A380飞机全重（560吨）起降。 飞机场通讯导航设施 飞机场通讯导航设施航空通讯有陆空通讯和平面通讯。陆空通讯飞机场部门和飞机之间的无线电通讯.主要方式是用无线电话；远距离则用无线电报。飞机场无线电通讯设施20 世纪80 年代，载波通讯和微波通讯发达的区域，平面通讯一般不再利用短波无线电通讯设备。无线电发讯台主要安装对飞机通讯用的发射设备；也不再单建无线电收讯台，而将无线电收讯台和无线电中心收发室合建在飞机场的航管楼内。航空导航分航路导航和着陆导航。 中文名 飞机场通讯导航设施 意义 飞机场所需的各项通讯、导航设施 主要方式 用无线电话

时间 20 世纪80 年代 飞机场所需的各项通讯、导航设施的统称。 航空通讯有陆空通讯和平面通讯。 陆空通讯飞机场空中交通管制部门和飞机之间的无线电通讯。主要方式是用无线电话；远距离则用无线电报。 平面通讯飞机场和飞机场各业务部门之间的通讯。早期以人工电报为主。现在则有电报、电话、电传打字、传真、图象、通讯、数据传输等多种通讯方式；通讯线路分有线、无线、卫星通讯等。 ①飞机场无线电通讯设施。在城市划定的发讯区修建无线电发讯台，收讯区修建无线电收讯台。无线电中心收发室则建在飞机场航管楼内。发讯台和收讯台、收发室，以及和城市之间都要按照发射机发射功率的大小和数量，保持一定的距离。功率愈大，距离要愈远。收、发讯台的天线场地以及邻近地区应为平坦地形，易于排除地面水，收讯台址还应特别注意远离各种可能对无线电电波产生二次辐射的物体（如高压架空线和高大建筑物等）和干扰源（如发电厂、有电焊和高频设备的工厂、矿山等）。20世纪80年代，载波通讯和微波通讯发达的区域，平面通讯一般不再利用短波无线电通讯设备。无线电发讯台主要安装对飞机通讯用的发射设备；也不再单建无线电收讯台，而将无线电收讯台和无线电中心收发室合建在飞机场的航管楼内。 ②飞机场有线通讯设施。有电话通讯和调度通讯。 航空导航分航路导航和着陆导航。 航路导航①中、长波导航台(NDB)。是设在航路上，用以标出所指定航路的无线电近程导航设备。台址应选在平坦、宽阔和不被水淹的地方，并且要远离二次辐射体和干扰源。一般在航路上每隔200～250公里左右设置一座；在山区或某些特殊地区，不宜用NDB导航。 ②全向信标/测距仪台(VOR/DME)。全向信标和测距仪通常合建在一起。全向信标给飞机提供方位信息；测距仪则给飞机示出飞机距测距仪台的直线距离。它对天线场地的要求比较高。在一般情况下，要求以天线中心为中心，半径300米范围内，场地地形平坦又不被水淹。该台要求对二次辐射体保持一定的距离。台址比中、长波导航台的要求严。在地形特殊的情况下，可选用多普勒全向信标/测距仪台(DVOR/DME),以提高设备的场地适应性。该台的有效作用距离取决于发射机的发射功率和飞机的飞行高度。在飞行高度5700米以上的高空航路上，两台相隔距离大于200公里。

无线电导航的发展历程

1．无线电导航的发展历程 无线电导航是20世纪一项重大的发明 电磁波第一个应用的领域是通信，而第二个应用领域就是导航。早在1912年就开始研制世界上第一个无线电导航设备，即振幅式测向仪，称无线电罗盘(Radiocompass)，工作频率0.1一1.75兆赫兹。1929年，根据等信号指示航道工作原理，研制了四航道信标，工作频率为0.2一0.4兆赫兹，已停止发展。1939年便开始研制仪表着陆系统(ILS),1940年则研制脉冲双曲线型的世界第一个无线电定位系统奇异(Gee)，工作频率为28一85兆赫兹。1943年，脉冲双曲线型中程无线电导航系统罗兰A(Loran-A)投入研制，1944年又进行近程高精度台卡(Dessa)无线电导航系统的研制。 1945年至1960年研制了数十种之多，典型的系统如近程的伏尔(VOR)、测向器( D ME)、塔康(Tacan)、雷迪斯特、哈菲克斯(Hi-Fix)等;中程的罗兰B(Loran-B)、低频罗兰(LF-Loran)、康索尔(Consol)等;远程的那伐格罗布((Navaglohe)、法康(Facan)、台克垂亚(Dectra)、那伐霍(Navarho),罗兰C(Loran-C)和无线电网(Radionrsh)等;超远程的台尔拉克(Delrac)和奥米加(Omega)与。奥米加;空中交通管制的雷康(Rapcon)、伏尔斯康(VOLSCAN)、塔康数据传递系统(Tacandata-link)和萨特柯((Satco)等，另外还有多卜勒导航雷达(Doppler navigation tadar)，这期间主要保留下来的系统如表1 表1主要地基无线电导航系统运行年代表 1．1 无线电导航发展的重大突破 1960年以后，义发展了不少新的地基无线电导航系统。如近程高精度的道朗((TORAN)、赛里迪斯(SYLEDIS)、阿戈(ARGO)、马西兰(MAXIRAN)、微波测距仪（TRISPONDER)以及MRB-201,NA V-CON,RALOG-20,RADIST等等;中程的有罗兰D (Loran-D)和脉冲八(Pulse8)等;远程的恰卡(Chayka);超远程的奥米加((Omega与 );突破在星基的全球导航系统，还有新的飞机着陆系统。同时还开始发展组合导航与综合导航系统，以及地形辅助导航系统等。表2列出几种常用的系统及主要性能与用量。 表2几种常用的地基系统性能与用量 *D为飞行距离。

航空无线电导航技术习题

《航空无线电导航技术》习题 1、超短波通信的特点是（C ）。 A：不受地形地物的影响B：无衰落现象 C：通信距离限定在视距D：频段范围宽，干扰小2、长波、中波的传播是以（B）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波3、短波传播是以（A ）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波4、超短波传播是以（C ）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波5、高频通信采用的调制方式是（B）。 A：等幅制B：调幅制C：调频制D：调相制 6、关于短波通信使用频率，下述中正确的是（B ）。 A：距离远的比近的高B：白天比晚上的高 C：冬季比夏季的高D：与时间、距离等无关7、天波传输的特点是（ A ）。 A：传播距离远B：信号传输稳定 C：干扰小D：传播距离为视距 8、地波传输的特点是（ A ）。 A：信号传输稳定B：传播距离为视距 C：受天气影响大D：传播距离远 9、直射波传播的特点是（ C ）。

A：传播距离远B：信号传输不稳定 C：传播距离为视距D：干扰大 10、单边带通信的缺点是（D ）。 A：频带宽B：功率利用率低C：通信距离近 D：收发信机结构复杂，要求频率稳定度和准确度高 11、飞机与塔台之间的无线电联络使用（B ）通信系统。 A：高频B：甚高频C：微波D：卫星12、飞机与区调或站调之间的无线电联络使用（A）通信系统。 A：甚高频B：高频C：微波D：卫星13、目前我国民航常用的空管雷达是（A ）。 A：一、二次监视雷达B：脉冲多普勒雷达 C：着陆雷达D：气象雷达 14、相对于单独使用二次雷达，使用一次、二次雷达合装的优点是（ C ）。 A：发现目标的距离更 B：常规二次雷达条件下提高雷达系统的距离分辨力 C：能够发现无应答机的目标 D：克服顶空盲区的影响 15、二次监视雷达与一次监视雷达相比的主要优点是（A）。 A：能够准确提供飞机的高度信息 B：能够探测气象信息并能够给出气象轮廓 C：能够准确提供飞机的距离信息

仪表着陆系统概述及原理

仪表着陆系统 仪表着陆系统(Instrument Landing System, ILS) 又译为仪器降落系统，盲降系统，是 应用最为广泛的飞机精密进近和着陆引导系统。它的作用是由地面发射的两束无线电信号 实现航向道和下滑道指引，建立一条由跑道指向空中的虚拟路径，飞机通过机载接收设备，确定自身与该路径的相对位置，使飞机沿正确方向飞向跑道并且平稳下降高度，最终实现 安全着陆。 盲降是仪表着陆系统ILS的俗称。因为仪表着陆系统能在低天气标准或飞行员看不到 任何目视参考的天气下引导飞机进近着陆，所以人们就把仪表着陆系统称为盲降，即飞行 员在肉眼无法看清机场跑道的情况下操控航班降落。 1.简介 仪表着陆系统是飞机进近和着陆引导的国际标准系统，它是二战后于1947年由国际 民航组织ICAO确认的国际标准着陆设备。全世界的仪表着陆系统都采用ICAO（国际民 用航空组织，国际民航组织，International Civil Aviation Organization）[1]的技术性能要求，因此任何配备盲降的飞机在全世界任何装有盲降设备的机场都能得到统一的技术服务。 “盲降”一词即使对经常坐飞机的人来说也有些陌生，它是普通旅客接触不到的航空专 有名词，并非字面意思“闭着眼睛降”或“盲目降落”。盲降是仪表着陆系统ILS的俗称，在低 能见度天气时，地面导航台与机载设施建立相关后，系统可由自动驾驶仪完成对准跑道及 后续着陆等行为。有别于天气正常时的“目视进场”，此方式依靠仪表着陆系统引导飞机进 近着陆，可理解为“不依赖眼睛”即称“盲降”。 仪表着陆系统通常由一个甚高频（VHF）航向信标台、一[3] 个特高频（UHF）下滑 信标台和几个甚高频（VHF）指点标组成。航向信标台给出与跑道中心线对准的航向面， 下滑信标给出仰角2.5°—3.5°的下滑面，这两个面的交线即是仪表着陆系统给出的飞机进 近着陆的准确路线。指点标沿进近路线提供键控校准点即距离跑道入口一定距离处的高度 校验，以及距离入口的距离。飞机从建立盲降到最后着陆阶段，若飞机低于盲降提供的下 滑线，盲降系统就会发出告警。

飞机导航系统

飞机导航系统 一、判断题 1、导航是一个时间和空间的联合概念，需要在特定的时刻描述在特定空间位置的状态，空间位置的描述可以采用地理坐标，由于导航通常是相对于某一具体目的地面而言的，因此采用地理坐标是方便而合理的. 2、无线电导航具有不受时间、天气的限制，精度高，定位时间短，设备简单，可靠等优点. 3、测距询问脉冲有用户发出，该询问脉冲需要经过特殊的编码以区别是哪个用户的询问脉冲，导航台站收到该脉冲后，及时向该用户发射应答脉冲，由用户接收并测量询问脉冲和应答脉冲之间的时间间隔，由导航台测量载体和导航台之间的距离. 4、无线电导航中的角参量可以分为两类：一类用于描述载体与导航台之间的相对角度关系;另一类用于描述载体的飞行状态，如导航、俯仰、横滚等. 5、频率测距通常是利用发射信号与反射信号的频率差来进行距离测量的，不一定要有反射面，因此作为频率测距系统. 6、载体航行状态指的是载体作为一个刚体在空间运动时所表现的非物理状态，通常与一定的参照量（如载体坐标系，当地理坐标系）相联系，他们可以从不同的角度进行描述，如方位、距离、位置、速度、姿态等. 7、 VOR方位飞机所在未知的磁北方向顺时针测量到飞机与VOR连线之间的夹角，是以飞机为基准来观察VOR台在地理上的方位. 8、无线电高度表，又称雷达高度表是一种等幅调频测距无线电导航设备。利用普通雷达的工作原理，以地面为发射体，在飞机上发射电波，并接收地面的反射波以测定飞机到地面的高度. 9、仪表着陆系统(ILS)决断高度（DH）是指驾驶员对飞机着陆或复飞做出判断的最低高度，在决断上，驾驶员必须看见跑到才能着陆，否则放弃着陆，进行复飞. 10、ADF指示的角度是飞机横轴方向到地面导航台的相对方位，因此，若要得到飞机相对于导航台的方位，还必须获知飞机的航向，这需要与磁罗盘或其他航向测量设备相结合. 二、选择题 1、无线电导航距离测量主要有___________________________三种测量方法。 2、导航参量的方位以经线北端为基准，顺时针测量到水平面上某方向线的高度 3、 ADF无线电罗盘，是一种_________________测向无线电导航系统，利用设置在地面的无方向信标（NDB）发射无线电波，在机上用环形方向性天线接收和处理电波信号，获取飞机到地面导航台的相对方位. 4频率测距的基本原理实际上的发射信号为__________________信号，由于颠簸的传播需要时间，那么在某一时刻，反射回来的信号的频率与正在发射的信号的频率之间的差频将反映这段时间，而这段时间同时也代表往返的距离. 5、 VOR伏尔是一种__________比较测向进程导航系统。机载设备通过接收地面VOR导航台发射的甚高频电波，可直接测量从飞机所在位置的磁北方向到地面导航台的位置，以近一步确定飞机相对于所选航道的偏离状态. 6、位置线或位置面，单值确定载体的位置，至少需要测定____条位置线或____个位置面，根据相交定位法实现定位.

中国民航仪表着陆II类进近规定

中国民用航空仪表着陆系统Ⅱ类运行规定 （中国民用航空总局令第57号） 【颁布日期】1996-10-16 【实施日期】1996-10-16 【失效日期】 【颁布单位】民航总局 【文 号】 第一章总则 第一条为了保障民用航空仪表着陆系统Ⅱ类运行安全和有秩序地实施，制定本规定。 第二条本规定适用于民用机场实施的仪表着陆系统Ⅱ类运行（以下简称Ⅱ类运行）。 第三条凡从事民用航空活动的单位均应依据本规定制订Ⅱ类运行实施细则和工作程序。 第四条本规定中下列用语的含义为： （一）精密进近：使用仪表着陆系统（ＩＬＳ）、微波着陆系统（ＭＬＳ）或精密进近雷达（ＰＡＲ）提供方位和下滑引导的仪表进近。 （二）非精密进近：使用全向信标台（ＶＯＲ）、导航台（ＮＤＢ）或航向台（ＬＬＺ，或ＩＬＳ下滑台不工作）等地面导航设施，只提供方位引导，不具备下滑引导的仪表进近。 （三）机场运行最低标准：机场适用于起飞或着陆的限制，对于起飞，用能见度（ＶＩＳ）或跑道视程（ＲＶＲ）表示，如果需要应包括云高；对于精密进近着陆，用能见度（ＶＩＳ）或／和跑道视程（ＲＶＲ）和决断高（ＤＨ）表示；对于非精密进近着陆，用能见度（ＶＩＳ）、最低下降高（ＭＤＨ）和云高表示。 （四）超障高（ＯＣＨ）：以跑道入口的标高平面为测算高的基准，按照适当的超障准则确定的最低高。（五）决断高（ＤＨ）：在精密进近中，以跑道入口的标高平面为基准规定的高，航空器下降至这个高，如果不能取得继续进近所需的目视参考，必须开始复飞。 （六）能见度（ＶＩＳ）：白天能看到和辨别出明显的不发光物体或晚上能看到明显的发光物体的距离。（七）跑道视程（ＲＶＲ）：航空器在跑道中线上，驾驶员能看到跑道道面标志或跑道边灯或中线灯的最大距离。 （八）精密进近和着陆运行类别 Ⅰ类（ＣＡＴＩ）运行：决断高不低于６０米（２００英尺），能见度不小于８００米或跑道视程不小于５５０米的精密进近和着陆。 Ⅱ类（ＣＡＴⅡ）运行：决断高低于６０米（２００英尺），但不低于３０米（１００英尺），跑道视程不小于３５０米的精密进近和着陆。 ⅢＡ类（ＣＡＴⅢＡ）运行：决断高低于３０米（１００英尺），或无决断高，跑道视程不小于２００米的精密进近和着陆。 ⅢＢ类（ＣＡＴⅢＢ）运行：决断高低于３０米（１００英尺），或无决断高，跑道视程小于２００米，但不小于５０米的精密进近和着陆。 ⅢＣ类（ＣＡＴⅢＣ）运行：无决断高和无跑道视程的精密进近和着陆。 （九）ＩＬＳ临界区：在航向信标和下滑信标附近一个规定的区域，在ＩＬＳ运行过程中车辆、航空器不得进入该区域，以防止其对ＩＬＳ空间信号造成不能接受的干扰。 （十）ＩＬＳ敏感区：是临界区延伸的一个区域，在ＩＬＳ运行过程中车辆、航空器的停放和活动都必须受到管制，以防止可能对ＩＬＳ空间信号的干扰。 （十一）无障碍区（ＯＦＺ）：由内进近面、内过渡面、中止着陆面和部分升降带所包围的空间，在这个空间内，除少量规定的项目外，没有任何固定的障碍物穿透。

飞机导航基础知识

飞机导航基础知识 7.1航向 即飞机机头的方向（航向角是由飞机所在位置的经线北端顺时针测量到航向线的角度）； 航向角的大小由飞机纵轴的水平投影线与地平面上某一基准线之间的夹角来度量。 【基准线：为真子午线（地理经线）的叫真航向； 基准线：为磁子午线（地理磁线）的叫磁航向； 基准线：为真子午线（地理磁场与金属机体磁场的合成磁场的水平分量）的叫罗航向】 7.2方位角 以经线北端为基准，顺时针转到水平面上某方向线的夹角。 分为电台方位角、飞机磁方位角、相对方位角 7.3航迹与航迹角 飞机重心在地面投影点移动的轨迹，叫航迹。 以飞机经线北端顺时针转至航迹的角度饺子航迹角。 7.4偏流角 当有侧风时，飞机的实际航迹就会与飞机的航向不一致； 航向线与航迹线之间的夹角称为偏流角；航迹线偏向航向的右侧叫正偏流角，反之为负偏流角。 7.5偏航距离 从飞机实际位置到飞机航段两个航路点连线间的垂直距离。 7.6地速 飞机在地面投影点移动的速度，即飞机相对于地面的水平移动速度。 7.7空速 飞机相对于周围空气的运动速度。 7.8风速与风向 指飞机当前位置处于相对地面的大气运动速度和方向； 空速、地速与风速三者之间的关系： 地速（Sg）=空速（Sa）+风速（Sw） 7.9航路点 飞机的飞行目的地、航路上可用于改变航向、高度、速度等或向空中交通管制中心报告的明显位置，叫做航路点。 7.10侧滑角 飞机所在位置的空速于飞机纵轴平面的夹角

无线电导航与导航参量 无线电导航的实现----接收和处理无线电信号： 导航台位置精确已知 接收并测量无线电信号的电参量 电参量与导航参量的对应关系---根据有关的电波传播特性，电参量转换成导航需要的、接收点相对于该导航台坐标的导航参量。 导航参量—表示飞机位置与基准点（一般为导航台）之间关系的一些参数。 典型导航参数：位置、高度、方向、距离、距离差等 位置线的定义 在无线电导航中，通过无线电导航系统 测得的电信号中的某一电参量（如幅度、 频率、相位及时间延迟等），可获得相应 的导航参量，对接收点而言，某导航参 量（如方向、高度、距离、距离差等） 为定值的点的轨迹线叫做位置线。 几何定位方法——用几何线或面相交来完成定位的方法 无线电定位普遍采用的一种方法 是无线电导航原理的一个重要组成部分 空间导航与平面导航 飞机导航—严格讲都是空间导航问题 空间导航的定位喜爱通过位置面相交来实现 飞机的空间导航问题可以转化为平面导航问题 在远距离导航中，飞机的高度同它到最近导航台的距离相比较是很小的，可以近似按平面导航来处理； 即使是近距离导航，飞机是装有数据计算机和有高度数据输入的情况下，可以通过计算修正来测得飞机的地平面位置。 位置线的类型：直线、圆、等高线、双曲线。 相应地，可以吧导航系统划分为： #侧向系统，如VOR、ADF的位置线是直线； #测距系统，如DME的位置线是平面上的圆； #测高系统，如LRRA（以地心为圆心的圆）；

无线电导航的发展历程

无线电导航的发展历程 Document serial number【KKGB-LBS98YT-BS8CB-BSUT-BST108】

1．无线电导航的发展历程 无线电导航是20世纪一项重大的发明 电磁波第一个应用的领域是通信，而第二个应用领域就是导航。早在1912年就开 始研制世界上第一个无线电导航设备，即振幅式测向仪，称无线电罗盘(Radiocompass)，工作频率一兆赫兹。1929年，根据等信号指示航道工作原理，研制了四航道信标，工作频率为一兆赫兹，已停止发展。1939年便开始研制仪表着陆系统(ILS),1940年则研制脉冲双曲线型的世界第一个无线电定位系统奇异(Gee)，工作频率为28一85兆赫兹。1943年，脉冲双曲线型中程无线电导航系统罗兰A(Loran-A)投入 研制，1944年又进行近程高精度台卡(Dessa)无线电导航系统的研制。 1945年至1960年研制了数十种之多，典型的系统如近程的伏尔(VOR)、测向器( D ME)、塔康(Tacan)、雷迪斯特、哈菲克斯(Hi-Fix)等;中程的罗兰B(Loran-B)、低频罗兰(LF-Loran)、康索尔(Consol)等;远程的那伐格罗布((Navaglohe)、法康(Facan)、台克垂亚(Dectra)、那伐霍(Navarho),罗兰C(Loran-C)和无线电网(Radionrsh)等;超远程的台尔拉克(Delrac)和奥米加(Omega)与。奥米加;空中交通管制的雷康(Rapcon)、伏尔斯康(VOLSCAN)、塔康数据传递系统(Tacandata-link)和萨特柯((Satco)等，另外还有 多卜勒导航雷达(Doppler navigation tadar)，这期间主要保留下来的系统如表1 表1主要地基无线电导航系统运行年代表 1．1 无线电导航发展的重大突破 1960年以后，义发展了不少新的地基无线电导航系统。如近程高精度的道朗((TORAN)、赛里迪斯(SYLEDIS)、阿戈(ARGO)、马西兰(MAXIRAN)、微波测距仪（TRISPONDER)以及MRB-201,NAV-CON,RALOG-20,RADIST等等;中程的有罗兰D (Loran-D)和脉冲八(Pulse8)等;远程的恰卡(Chayka);超远程的奥米加((Omega与);突破在星基的全球导航系统，还有新的飞机着陆系统。同时还开始发展组合导航与综合导航系统，以及地形辅助导航系统等。表2列出几种常用的系统及主要性能与用量。 表2几种常用的地基系统性能与用量 *D为飞行距离。

MHT 4006.3-1998 航空无线电导航设备 第3部分 测距仪(DME)技术要求

MH/T 4006.3－1998 航空无线电导航设备第3部分：测距仪（DME）技术要求 1 范围 本标准规定了民用航空测距仪设备的通用技术要求，它是民用航空测距仪设备制定规划和更新、设计、制造检验以及运行的依据。 本标准适用于民用航空行业各种地面测距仪（DME）设备。 2 引用标准 下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文。本标准出版时，所示版本均为有效。所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列标准最新版本的可能性。GB6364-86 航空无线电导航台站电磁环境要求 MH/T 4003－1996 航空无线电导航台和空中交通管制雷达站设置场地规范 中国民用航空通信导航设备动行维修规程（1985年4月版） 国际民用航空公约附件十航空电信（第一卷）（第4版1985年4月） 国际民用航空级织8071文件无线电导航设备测试手册（第3版 1972年） 3 定义 本标准采用下列定义和符号。 3.1 测距仪 distance measuring equipment （DME） 一种工作于超高频波段，通过接收和发送无线电脉冲对而提供装有相应设备的航空器至该地面设备连续而准确斜距的导航设备。 3.2 寂静时间 dead time 应答器接收机在收到一对正确询问脉冲对并产生译码脉冲后的一段封闭时间，以防上对应答脉冲的再次应答，并可防止多路径效应引起和回波响应。 3.3 发键时间 key down time 正在发射莫尔斯码的点或划的时间 3.4 脉冲幅度 pulse amplitude 脉冲包络的最大电压值。 3.5 脉冲上升时间 pulse rise time 脉冲包络前沿10％振幅点至90％振幅点之间的时间。 3.6 脉冲下降时间 pulse decay time 脉冲包络后沿90％振幅点到10％振幅点之间的时间。 3.7 脉冲宽度 pulse duration 脉冲包络前、后沿上50％振幅点之间的时间间隔。 3.8 X、Y模式 mode X、Y 用脉冲对的时间间隔来进行DME发射编码的一种方法，以便一个频率可以重复使用。 3.9 应答效率 reply efficiency 应答器所发射的应答数与其所收一的有效询问总数的比值，以百分比表示。 3.10 等值各向同性辐射功率 equivalent isotropically radiated power 馈送到天线上的功率与天线在给定方向上的增益（相对于各向同性天线的绝对增益或各向同性增益）的乘积。 3.11 pp/s pulse-pairs per second 脉冲对/秒。

飞机导航方法

飞机导航方法 所谓飞机的导航.就是引导飞机航行使之能够按照预定的航线,在准确的时间内到达目的地,完成预定的航行任务。在飞机导航中,所要解决的主要问题是确定飞机在飞行过程中的瞬时位置。这是因为,要使飞机完成预定的航行任务,除了必须知道起始位置和目标位置外, 更主要的是必须知道瞬时位置,这样才能对下一步如何飞行进行决策,从而把飞机引导到目标位置。可见飞机的导航是极为重要的。 随着科学技术的发展和飞机对导航要求的不断提高,出现了各种各样导航方法。下面作一些简单介绍。 1．仪表导航 根据空速表、航向仪表和其它议表测得的飞机空速、航向、姿态、攻角、偏流角、风速和风向等数据,进行航程推算,从而确定出飞机的位置。飞机自动领航仪就是使这种计算过程能连续进行的自动化导航仪器。仪表导航有一定的自主性,工作可靠,能够连续工作,体积和重量也较小，但它的导航定位精度比校低。 2．红外线导航 利用红外线辐射仪检测和显示地面目标,再与事先知道的地面目标进行比较,从而确定出飞机的位置。红外线导航的作用距离有限,受雨、雾等外界条件影响大,而且必须事先知道地面目标本身所发出红外辐射的情况才成。 3．全景雷达导航 利用雷达摄取地面图像,再与事先摄制的地面图像进行比较,从而确定出飞机的位置。以全景雷达导航为基础,还发展成自动地图导航。全景雷达导航不受气象条件限制,导航定位精度也较高，但它要向外发射电波，易受干扰且隐蔽性差。 4．电视导航 通过电视设备观察地面，然后将图象与地图进行比较，从而确定飞机的位置。电视导航的定位精度高,但技术复杂,易受干扰,并且受到能见度的影响。 红外线导航、全景雷达导航和电视导航等导航方法，均是属于形象比较的导航方法。 5．天文导航 通过观测天空星体来确定飞机相对星体的位置，由于在一定时刻星体相对地球的位置是一定的，故经计算之后,便可确定出飞机的位置。天文导航系统主要由星体跟踪器、陀螺稳定平台和计算机组成。 天文导航不依赖地理条件,具有全球导航能力,没有积累的导航定位误差。它不向外发射电波,隐蔽性好,也不受无线电干扰,可靠性好。但它的结构复杂,体积和重量较大,短期工作精度不高。特别是它受气象条件限制,在云雾中飞行时便无法使用,故有时工作是不连续的。

无线电导航原理与系统课件

无线电导航原理与系统课件 无线电导航原理与系统 第三章无线电导航理论基础 一.空间坐标系无线电导航的基本任务就是确定被引导的航行体在运动过程中的状态参数，包括位置、速度、加速度、姿态等，这些参数是在一定的空间坐标系内定义的，因此要进行导航首先必须建立适当的参考坐标系。地球是人类的活动中心，在选择导航空间坐标系的时候，总是以地球为考虑的出发点。首先介绍一下地球的几何形状及其参数, 以便于认识和理解下面介绍的各种空间坐标系。一.空间坐标系地球的几何形状及其参数地球是一个旋转椭球；但是地球又不是一个理想的旋转椭球体，其表面起伏不平，很不规则，有高山、陆地、大海等。在实际应用中，人们采用一个旋转椭球面按照一定的期望指标（如椭球面和真实大地水准面之间的高度差的平方和为最小）来近似大地水准面，并称之为参考椭球面。参考椭球面的大小和形状可以用两个几何参数来描述，即长半轴a和扁率f。一.空间坐标系地球的几何形状及其参数目前应用中两个比较重要的参考椭球系是克拉索夫斯基椭球和WGS-84椭球。我国使用了40多年的1954北京坐标系（京-54坐标系），就是基于克拉索夫斯基椭球系。一.空间坐标系参考椭球上的主要面、线和曲率半径 1 参考椭球的法截面和法截线如图所示，O为参考椭球的中心。过地面点P作椭球面的垂线PK，称之为法线。包含过P点的法线的平面叫法截面。法截面与椭球面的交线叫做法截线。一.空间坐标系一.空间坐标系在实际计算中，为了方便往往在某一范围内把椭球面当作球面来处理，一般取该点所有方向的法截面曲率半径的平均值作为近似球面半径，称为平均曲率半径R，可推导出它的计算公式为：一.空间坐标系一.空间坐标系常用导航坐标系天球坐

航空无线电导航设备第一部分：仪表着陆系统(ILS)技术要求

航空无线电导航设备 第1部分：仪表着陆系统（ILS）技术要求 MH／T 4006.1-1998 1 范围 本标准规定了民用航空仪表着陆系统设备的通用技术要求，它是民用航空仪表着陆系统设备制定规划和更新、设计、制造、检验以及运行的依据。 本标准适用于民用航空行业各类仪表着陆系统设备。 2 引用标准 下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文。本标准出版时，所示版本均为有效。所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列要求最新版本的可能性。 GB 6364—86 航空无线电导航台站电磁环境要求 Mt{／T 4003—1996航空无线电导航台和空中交通管制雷达站设置场地规范 中国民用航空通信导航设备运行、维护规程(1985年版) 中国民用航空仪表着陆系统Ⅰ类运行规定(民航总局令第57号) 国际民用航空公约附件十航空电信(第一卷)(第4版1985年4月)国际民航组织8071文件无线电导航设备测试手册(第3册1972年)

3 定义、符号 本标准采用下列定义和符号。 3.1航道线course line 在任何水平面内，最靠近跑道中心线的调制度差(DDM)为。的各点的轨迹。 3.2航道扇区course sector 在包含航道线的水平面内，最靠近航道线的调制度差(DDM)为0.155的各点迹所限定的扇区。 3.3半航道扇区half course sector 在包含航道线的水平面内，最靠近航道线的调制度差(DDM)为0.0775的各点轨迹所限定的扇区。 3.4调制度差difference in depth of modulatlon(DDM) 较大信号的调制度百分比减去较小信号的调制度百分比，再除以100。 3.5位移灵敏度(航向信标)displacement sensitivity(10calizer) 测得的调制度差与偏离适当基准线的相应横向位移的比率。 3.6角位移灵敏度angular displacemeat seusitivity 测得的调制度差与偏离适当基准线的相应角位移的比率。 3.7仪表着陆系统下滑道ILS glide path 在包含跑道中心线的垂直平面内.最靠近水平面的所有调制度差(DDM)

仪表着陆系统概述及原理

仪表着陆系统概述及原 理 IMB standardization office【IMB 5AB- IMBK 08- IMB 2C】

仪表着陆系统 仪表着陆系统(InstrumentLandingSystem,ILS)又译为，盲降系统，是应用最为广泛的飞机精密和。它的作用是由地面的两束信号实现航向道和下滑道指引，建立一条由跑道指向空中的，飞机通过机载设备，确定自身与该路径的相对位置，使飞机沿正确方向飞向跑道并且平稳下降高度，最终实现安全着陆。 是仪表着陆系统ILS的俗称。因为仪表着陆系统能在低天气标准或飞行员看不到任何目视参考的天气下引导飞机进近着陆，所以人们就把仪表着陆系统称为盲降，即飞行员在肉眼无法看清的情况下操控航班降落。 1.简介 仪表着陆系统是飞机和着陆引导的系统，它是二战后于1947年由ICAO确认的国际标准着陆设备。全世界的仪表着陆系统都采用（国际民用航空组织，国际民航组织，InternationalCivilAviationOrganization）[1]的技术性能要求，因此任何配备的飞机在全世界任何装有盲降设备的机场都能得到统一的技术服务。 “盲降”一词即使对经常坐飞机的人来说也有些陌生，它是普通旅客接触不到的航空专有名词，并非字面意思“闭着眼睛降”或“盲目降落”。盲降是仪表着陆系统ILS的，在低天气时，地面与机载设施建立相关后，系统可由完成对准跑道及后续着陆等行为。有别于天气正常时的“目视进场”，此方式依靠仪表着陆系统引导飞机着陆，可理解为“不依赖眼睛”即称“盲降”。 仪表着陆系统通常由一个甚高频（VHF）信标台、一[3]个特高频（UHF）下滑信标台和几个甚高频（VHF）指点标组成。航向给出与跑道中心线对准的航向面，下滑信标给出仰角°—°的下滑面，这两个面的交线即是仪表着陆系统给出的飞机进近着陆的准确路线。指点标沿进近路线提供键控校准点即距离跑道入口一定距离处的高度校验，以及距离入口的距离。飞机从建立盲降到最后着陆阶段，若飞机低于盲降提供的下滑线，系统就会发出告警。 2.系统分类 一个完整的仪表着陆系统包括方向引导、距离参考和目视参考系统。 2.1方向引导系统 (Localizer,LOC/LLZ)，位于跑道进近方向的远端，波束为角度很小的扇形，提供飞机相对与跑道的航向道(水平位置)指引； 下滑台(GlideSlope,GS或GlidePath,GP)，位于跑道入口端一侧，通过仰角为3度左右的波束，提供飞机相对跑道入口的下滑道(垂直位置)指引； 2.2距离参考系统 指点标，(MarkerBeacon)，距离跑道从远到近分别为外指点标(OuterMarker,OM)，中指点标(MiddleMarker,MM)和内指点标(InnerMarker,IM)，提供飞机相对跑道入口的粗略的距离信息，通常表示飞机在依次飞过这些时，分别到达最终进近定位点(FinalApproachFix,FAF)、I类运行的决断高度、II 类运行的决断高度。 有时(DistanceMeasuringEquipment,DME)会和仪表着陆系统同时安装，使得飞机能够得到更精确的距离信息，或者在某些场合替代指点标的作用。应用DME进行的ILS进近称为ILS-DME进近

飞机导航系统例题

一、判断是非题 对的打√，错的打× （例题中都是正确的，实际会改变） 1.惯性导航保密性强，是一种自备式导航。 2.惯性导航随着航行时间和航行距离的增长，位置累积误差越来越大， 需要进行位置较准。 3.大多数组合导航系统以惯导系统为主，原因主要是惯导系统能够提供 比较多的导航参数，还能提供全姿态信息参数，这是其它导航系统所不能比拟的。（√） 4.飞机的飞行目的地、航路上可用于改变航向、高度、速度等或向空中 交通管制中心报告的明显位置，叫做航路点。 5.单值地定位，测得一个导航参量，即获得一条位置线（或一个位置面） 是不够的，至少是两个（平面定位）或两个以上（空间定位）； 6.无线电导航的缺点是：它必须要辐射和接收无线电波，因而易被发现， 易受自然和人为干扰，有些导航系统还需要配备必要的地面设备。 7.} 8.现代民用飞机普遍使用以VOR/DME为基础的RNAV系统，即VOR/DME RNAV系统； 9.测向系统的位置线是直线，如VOR、ADF等。 10.用测距系统（如DME）的圆位置线与测向系统（如VOR）的直线位置 线相交的方法，可确定飞机的位置M，该定位法叫做ρ-θ定位系统，也称为极坐标定位。 11.实际应用中，利用同台安装的全向信标台和测距台即可实现ρ-θ定位； 12.由飞机测定对两个地面导航台（如两个DME台）的距离，可获得两个 圆位置线，其交点M为飞机位置； 13.两个圆位置线有两个交点，出现定位双值； 14.采用ρ-ρ-ρ定位系统，即用三个地面台，确定三个圆位置线，可确定飞 机的唯一位置M。 15.由飞机测定对两个地面导航台（如两个VOR台）的方位，可获得两条 直线位置线，其交点M即为飞机位置，采用该定位法的系统叫做θ-θ定位系统。 16.利用奥米伽导航系统（或罗兰系统）测得一组两个导航台的距离差，

无线电导航系统 罗兰-C

无线电导航系统罗兰-C 【概述】 罗兰的全称是远程导航，是一种远程双曲线无线电导航系统，作用距离可达2000公里，工作频率为100千赫。罗兰-C是低频、脉冲式的双曲线无线电导航与定位系统，它是在40年代由美国麻省理工学院应美国陆军的要求而研制的。罗兰-C是一种远距离(1850km)、低频(100kHz)的含标准时间频率信息的双曲线无线电导航系统、定位系统，它的作用距离大，覆盖面广，导航、定位精度高，在全球范围内得到广泛应用。 它使用两个同步发射器信号到达的时间差来定位。较低的频率允许地波沿地球表面曲面传播较远的距离，多脉冲允许接收机把天波与地波区分开来。根据不同的几何条件、接收机测时精度及传播条件，罗兰-C可以提供100～200m的精度。 【原理】 罗兰C定位原理 到两定点距离差为一常数： 双曲线（具有双值性） 副台延时：ts＝β主副＋Δ β主副：主台→副台电波传播时间 Δ：副台编码延时 船台测时间差：Δt＝β主副＋Δ＋t副－t主 β主副：消除双值性；Δ：识别各副台 罗兰C系统由设在地面的1个主台与2～3个副台合成的台链和飞机上的接收设备组成。测定主、副台发射的两个脉冲信号的时间差和两个脉冲信号中载频的相位差，即可获得飞机到主、副台的距离差。距离差保持不变的航迹是一条双曲线。再测定飞机对主台和另一副台的距离差，可得另一条双曲线。根据两条双曲线的交点可以定出飞机的位置。这一位置由显示装置以数据形式显示出来。由于从测量时间差而得到距离差的测量方法精度不高，只能起粗测的作用。副台发射的载频信号的相位和主台的相同，因而飞机上接收到的主、副台载频

信号的相位差和距离差成比例。测量相位差就可得到距离差。由于100千赫载频的巷道宽度（见奥米加导航系统）只有1.5公里，测量距离差的精度很高，能起精测的作用。测量相位差的多值性问题，可以用粗测的时间差来解决(见无线电导航)。罗兰C导航系统既测量脉冲的时间差又测量载频的相位差，所以又称它为低频脉相双曲线导航系统。1968年研制成功的罗兰D导航系统提高了地面发射台的机动性，是一种军用战术导航系统。 【应用领域】 罗兰C 系统是一种陆基远程无线电导航系统,用于舰船、飞机及陆地车辆的导航定位。该系统的主要特点是覆盖范围大, 岸台采用固态大功率发射机, 峰值发射功率可达2MW, 因此其抗干扰能力强,可靠性高。我国建有3 个罗兰C 导航台链, 是一种为我国完全掌握的无线电导航资源, 可覆盖我国沿海的大部分地区, 在战时具有重要意义。卫星导航是通过在地球上空布设若干个导航卫星, 发播导航电文, 接收机通过接收到卫星导航电文数据来解算出位置数据。由于卫星导航覆盖范围广( 可全球覆盖) 、全天候、高精度等优点, 得到了广泛应用。目前可用的卫星导航系统有美国的GPS、俄罗斯的GLONASS 以及我国的双星导航卫星, 欧洲的GALILEO 导航卫星系统将在2008 年建成使用, 日本也计划发展区域卫星导航系统。但卫星导航系统也有其弱点, 卫星导航系统是星基导航, 由于卫星距地面较高, 卫星发射信号功率受到限制等因素, 使得卫星导航信号微弱, 易被干扰。由于星基无线电导航和陆基无线电导航各有其优缺点, 并且各自独立, 因此, 研究罗兰C 和卫星导航的优势互补以及它们的组合应用具有一定的现实意义。 【背景】 Loran（罗兰）是远程导航的缩写，罗兰C（Loran C）是于五十年代末在第二次世界大战中期成功研制罗兰A的基础上改进并投入使用的远程双曲线导航系统，1974年向民用开放。罗兰C的地面发射系统是由至少3个发射台组成的台链，彼此精确同步。用户接收来自2个台的信号时，只要测出它们到达的时间差，便知道自己处于一条以这两个台为焦点的双曲线上；同时又测出另外两个台信号的时间差，便又得知处于另一条双曲线上；显而易见，用户必然处于这两条双曲线的交点上，从而可确定出用户的位置。从1945年到1974年，罗兰仅由美、苏两个大国掌握，苏联建立了类似于罗兰C的恰卡（Chayka）导航系统，后加拿大加入美国的罗兰C应用体系，八十年代中期国际航空界正式启用罗兰C，随后欧盟建立了多个罗兰C台链，日本、韩国、我国、印度也都相继建了台链。到目前为止，全世界共建成了30多个罗兰C台链。在陆基无线电导航系统中，罗兰C的用户是最多的，大多数是用于航海，也用作航空和陆上导航。虽然GPS的问世对罗兰C的应用有较大影响，但罗兰C具有它的独到之处，不可能完全被GPS所取代；若把罗兰C与GPS组合使用，则将在覆盖范围、实用性、完善性等方面得到改善。由此可知，罗兰C的优点：罗兰C采用100 kHz单一的低频，该频率传播距离远、稳定性好，使罗兰C具有作用距离远的优点。但罗兰C无法覆盖全球。 在六十年代中期，美国海军提出了“Timation”计划，美国空军提出了621B计划，并付之实施。但在发射了数颗实验卫星和进行了大量实验后发现各自都还存在一些大的缺陷。所以在此背景下，1973年美国国防部决定发展各军种都能使用的全球定位系统(GPS Global Positioning System),并指定由空军牵头研制.在项目的实施中,参加的单位有美国空军、陆军、海军、海军陆战队、海岸警卫队、运输队、国防地图测绘局、国防预研计划局,以及一些北大西洋公约组织和澳大利亚。历时20多年，耗资数百亿美元，于1994年3月10日，24颗工作卫星全部进入预定轨道，GPS系统全面投入正常运行，技术性能达到了预期目的，其中粗码（C/A码）的定位精度到达20m，远远超过设计指标。GPS是现代科学的结晶，它的推广应用有力地促进了人类社会进步。 【美国、北欧Loran-C链的技术改造】