导航功能

飞机在起飞以前：只要把飞机当时所处
的经纬度通过CDU或直接通过IRS控制显 示装臵输入到IRS的计算机去。整个系统 就开始工作。 飞机起飞以后，无线电导航系统开始工 作，并和IRS的信号相结合，一直到飞机 降落到跑道上。 在整个飞行阶段，都由FMS进行计算、操 纵，并在有关的显示设备上给飞行员指 明飞机当时所处准确位臵，飞行速度和 飞机飞行高度等飞行动态数据。
在选择导航方式时：首先判断各导航设备工作正 常与否，如DME/DME正常，则首先选用它，否 则选择DME/VOR或IRS。 （1）当选定/后，先删区小于和最接近9海里 的台，再在剩下的台中选择配对和计算合适的 几何关系。 如果选出的一对台满足要求，即： h12000英尺时，交会角在30-150之间，或： h12000英尺时，交会角接近90。 则选择该对地面台，并给出此二台的频率，对 DME/DME自动调谐。
AB ( X B X A ) 2 ( Z B Z A ) 2
直线AB相对OZd轴的方位角AB为:
Fra Baidu bibliotek
AB
XB XA arctg( ) ZB ZA
由余弦定理可得BC边的对角的余弦值为:
T 50微秒 S 12.363微秒 / 海里
T-发射电波到接收颠簸之间的时间;S-距离;
12.363:电波每传播一海里并返回所需时间.
发射机
距离计算 和显示
询问脉冲
接收机 机上DME询问机 回答脉冲
接收机 地面DME应答机
发射机
S A D B
O
∆Z
G
∆X A
F AB E mZ
Xd C
导航台选取原则：
在/导航方式中：选择相应两个地面台时，这一对 地面台必须满足一定的几何关系，即： 当飞机高度小于12000英尺，交会角必须在30-150 的范围内。 当飞机高度大于12000英尺时一对地面台的交会角应 接近90。 在/导航方式：其最佳的台则为最近飞机的地面台。
但是在现代航空中，由于飞机飞行速度的提高，航 空交通的日益拥挤，客观上要求飞机的导航系统 除确定上述几个基本参量以及其它一些参量以外， 还要有连续的、适时的操纵指令输出。 飞机上由于装载了许多由计算机组成的控制装臵， 可以使操纵指令传输到自动飞行控制系统和自动 油门系统。
速度指令输送到自动油门系统，产生沿着飞机机体
飞行管理系统常用的导航设备：
惯性基准系统（IRS）； 数字式大气数据计算机（DADC）； 无线电导航设备：测距装臵（DME）:工作于960～

1215兆赫的波段、甚高频全向信标（VOR）:工作 于112～118兆赫的波段， 、塔康（TACAN）、奥 米加导航（Omega）:工作于10～14千赫，用于远 程导航，提供飞机到地面台的距离，其导航的作 用距离达8000公里、仪表着陆系统（ILS）、微波 着陆系统（MLS）； 多卜勒导航系统； 无线电高度表 磁罗盘 卫星导航系统（全球定位系统）（GPS）
A H Zd
AB mx
B B
D
上图中 A,B 分别为二个地面台的所在位臵 , 设 A 台的地理位 臵为 (XA,ZA);B 台为 (XB,ZB). 飞机在该坐标系上的投影点 为C,其坐标假设为(Xc,Zc).由机上DME测得的飞机到A台 和B台的距离分别为A , B.
因为A和B二个地面台在坐标系OXdZd上的位臵是已知的,因 此二个地面台之间的距离AB为:
由/计算位臵
/定位即:测距—测距。它是通过机上的二台DME装臵， 测量飞机到二个地面台的距离，来确定飞机当前位臵的一种 方法.要测距除了机上要有DME询问机外,还要有地面DME应答 机. 首先,FMC自动选定某一个地面DME台的工作频率进行自动调 谐,(或由飞行员人工选顶与DME台在一起的VOR台的工作频率. 此时,机上DME也自动地调谐到到与该VOR配对的DME工作频率 上.)
三、导航计算方法
经导航管理选定了导航方式和相应的导航 设备，并经调谐后，根据导航设备输出 的相应值，即可计算飞机当前位臵等导 航参数。由导航功能给出的各值，为 EFIS和CDU提供必要的显示信息，也为 以后的制导提供所需的参数。
三、导航计算方法
假设北京的位臵为P，经度为P
纬度为P， 济南的位臵为Z，经度为Z纬度 为Z， 北京到济南段的理论航线就 是北京和济南的连线PZ，如果 飞机始终沿着PZ飞行，也就是 始终保持飞机的应飞航向P （P是PZ线和磁北方向的夹 角），那么，飞机能准确地飞 达济南。
（2）如果找不到一对能满足这些要求的，则程 序自动转入寻找/导航，选择一个最近飞机 位臵的地面台。 （3）如/导航中仍找不到合适的一个地面台， 程序转入IRS导航，并在CDU上显示此状况。 “导航管理”功能块每5分钟自动调谐一次。 （4）当导航设备出现故障后，它能自动重新选 择导航设备，和重新自动调谐，以确保导航的 正常进行。
三、导航计算方法
FMC导航计算基本原理：要求飞机在整个飞行过程中 不断地计算出飞机的当时坐标位臵（经纬度）以及 飞机的应飞航向A，并要不断测定飞机的实际航向 r。 这样，当飞机偏离到A点时，FMC应计算飞机的应飞航 向A，从IRS得到飞机的实际航向r，求取飞机在A 点的航向误差=r-A 。然后，FMC把误差输 到飞机的飞行控制系统，操纵舵面使飞机改变飞行 姿态，一直到航向误差为0，飞机便沿AZ航线飞 行。
导航系统都需要解决的三个主要问题是：
如何确定飞机当时的位臵； 如何确定飞机从一个位臵向另一个位臵前进的方向； 如何确定离地面某一点的距离或速度、时间。 当然，现代飞机导航系统所要解决的问题还很 多，但主要的是这几个基本问题。 从根本上说，导航就是给飞行员提供飞机飞行中位臵、 方向、距离和速度等导航参量。
EFIS根据导航数据库的一些数据，选择在200海里范围内最近飞机位臵的20 个地面台，编辑成表（每2分钟编辑一次），送入导航管理模块，作为选择 DME/DME一对地面台或DME/VOR台的依据。 当驾驶员通过VOR控制板选定自动调谐状态，和通过ILS控制板决定不选用 ILS时，导航管理功能块即进行自动调谐。
无线电导航的定位方案有
测距—测距（即/导航方式）：通过机上二 台测距装臵（DME），测量飞机到二个地面台 的距离，由此确定飞机当前位臵的一种无线电 导航方案； 测距—测角（即/导航方式）：通过机上的 一台测距设备DME测量飞机到地面台的距离， 通过机上的VOR接收设备测量飞机相对该地面 台的方位角，由此确定飞机当前位臵的一种导 航方案。 同样，如果用塔康台也可实现/导航方案。 除此之外，尚有测角—测角和双曲线系统 等导航方案，在此不在一一介绍了。
K Vg sin( r ) 2 180 t A p p dt 0 2 ( Re H ) cos A
式中: P、 P—飞机在北京起飞时的经、纬度；Re—地球半径； —偏 流角;H —飞机飞行的平均高度 ; K、K —经纬度的修正因子， 即椭圆度修正；。 以上这些数据都储存在FMC的导航数据库内，都是已知的。
一、导航（接收机）的管理
导航管理是指对导航接收机的管理。 导航管理是导航功能块的一个子模块，可用 来选取待自动调谐的导航设备和实现自动 调谐。如果某些导航设备一旦出现故障或 距离/几何要求不满足时，可重新选择导 航设备和重新调谐。此外，还可人工参与 调谐。
“导航管理”要求输入
电子飞行仪表系统（EFIS）：选定的最接近飞 机当前位臵的20个导航台，以供“导航管理” 选择； VOR控制板给出的自动/人工调谐信息； ILS选定信息；以“导航管理”在决策时的依 据； 导航数据库给出的相对应的一些导航数据：导 航台位臵、频率、海拔高度等等。 飞行管理计算机内部制导功能块提供的参数，
FMC导航计算基本原理（续）
(一)位臵计算
飞机在飞行中任何瞬时的坐标经纬度由FMC根据无线电 信号和IRS信号进行计算。北京的经纬度为P和P ， 飞机飞到A点，其纬度的增量为，经度的增量为 ，那么在任一瞬时的经、纬度为：
A p p
2 180 t r )dt 0 K V g cos( 2 ( Re H )
经“导航管理”处理后，输出：
选定的导航方式和导航设备； 调协VOR/DME的频率值；响应遥控的调谐要求 （由CDU输入）。
导航管理模块设计的准则
导航设备按导航定位方式的优先级来选择。其优先级： 测距—测距（/）； 测距—测角（/）。 前者优先级最高。 当无线电导航不能实现时，则只能选用惯性基准系统 （IRS）。 如果途中导航设备出现故障，则仍按上述优先级降级重 选导航设备。当无线电导航的定位方式确定后（即选 定了/或/后），选择EFIS提供的20个导航台中最 佳的导航台。 当导航台选定后，必须检验该导航台是否满足要求，例 如：飞机是否处在VOR的混乱圆锥区等等。 这些设计的准则，其目的是确保导航的正常进行和导航 的精度。
第三节 FMCS导航功能
一、导航设备 二、导航（接收机）的管理 三、导航计算方法 四、滤波器 五、位臵信号的修正FMC导航功能举例 六、FMC导航功能举例
第三节 FMCS导航功能
导航 就是有目的地、安全有效地引导飞机从一地到另 一地的飞行水平控制过程。 导航要从起飞机场开始，根据要飞抵的目的地 选择航线；确定： 离目的地或某个要飞跃的航路点的距离； 预定到达时间； 确定速度等。
确定自动调谐频率和其它调谐信息的 和数据有：
飞机在空中； 自动调谐； IRS有效信号； ILS选择通道信号；以及 该FMC是主机还是属于从机等信号。 这些都是确定自动调谐的先决条件。 计算得来的飞机当时位臵数据； 飞机当时高度； 制导部分电路来的：

航路代码名称； 航路程序要求的导航设备； 当时实施的航路段等。
方向的加速度以达到事先确定的飞行速度。 输送到自动飞行控制系统的指令有的是产生横向加 速度以改变飞机的航向；有的产生垂直加速度以使 飞机爬高或下降。
在整个飞行过程中，自动操纵飞机由起飞机场以预 定航线、以经济方式飞向目的地。
本节所述的“导航”是指飞行管理系统实 现的其中一个功能，而不是泛指的导航。 飞行管理系统的导航功能已把早期的惯 性导航、无线电导航和仪表着陆系统功 能结合在一起，由它提供一个综合导航 功能。即用来完成： 导航管理； 确定飞机的当前位臵和速度； 计算当前的风值。
通常导航的方式两种：
航位推测导航：
直接定位法。
这些导航方法常被飞行管理系统采用， 但在飞行管理系统中首推的还是直接定位法， 并采用无线电导航。
航位推测导航：是一种测量飞机地速或加速度，根据 已知初始位臵和速度经积分计算推算飞机当前位臵 和速度的一种方法。它不需要用定位设备，但要知 道起始位臵。如惯性导航系统、多卜勒导航系统等 等均属于此，通常又称为自主式导航。优点：因它 不依据外界环境的帮助，因而也不受外界环境的影 响。 直接定位法：是用导航系统测量飞机相对导航台的方 位或距离，根据等位臵线来确定飞机所在当前位臵。 这种直接定位方法由于要选用的导航台不同，因而 又称为无线电导航和卫星导航。
图3—2为导航管理的流程图
图中符号： —为飞机当前位臵到地面台的距离； h—为飞机当前的飞行高度； HL、LL和TM—分别表示地面台的类型：
h18000英尺为高层型（HL），此时仅能选用高层
型的地面台，其最大距离为25海里。 h12000英尺为末端型（TM），则可采用末端型、 低层型和高层型的地面台，其最大距离为25海里。 介于18000～12000英尺之间的为低层型（LL），在 此高度范围内，可选择高层型或低层型的地面台， 其最大作用距离为40海里。