导航基础
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第六章 导航基础
6.1 导航参量
6.2 导航定位基础
6.3 区域导航基础
6.1 导航参量
6.1.1 大地坐标和经纬度
6.1.2 导航参数
6.1.1 大地坐标和经纬度
• 飞机是相对于地球表面运动的，在导航中通常利用地理坐标(大地坐标)来表示飞机的位置。
• (一)大圆和大圆航线
任何平面与地球表面的相交线都是圆。
• 大圆:通过地心的平面与地球表面相交的圆,把地球分成两半，是地球表面上最大的圆。
小圆:不通过地心的平面与地球表面相交的圆。
• 大圆航线：沿大圆连线飞行的航线。
大圆弧连线是地球表面上任何两点之间距离最短的连线。
(二)赤道和纬度
• 通过地心且与地轴相垂直的平面，把地球分成南北两个半球，平面与地球表面的交线称为赤道。
• 在大地坐标中，赤道相当于平面直角坐标中的横坐标轴。
(二)赤道和纬度
• 其余与地轴相垂直的平面与地球表面的交织都是小圆，这些小圆称为纬圈(纬线)。
• 纬圈平面都是和赤道平面相平行的，纬圈与地心的连线与赤道平面之间的夹角，就是这个纬圈的纬度(缩写为Lat)。
• 用纬度可以表示地球上任何一点的南北位置。
• 赤道的纬度为0度；
• 赤道以北为北纬(N)0-90度，北极的纬度为90度N；
• 赤道以南为南纬(S)0-90度，南极的纬度为90度S。
(三)子午线和经度
• 包含地轴的平面与地球表面的交线那是大圆。这些大圆都通过地极，称为经圈，经圈总是与纬圈正交的。
• 经圈的一半叫作经线，又叫子午线。
• 国际上约定，以通过英国伦敦南郊的格林尼治天文台子午仪中心的经线，作为起始经线，又叫本初子午线。
• 以起始子午线(0度子午线)为基推，可以用经度(缩写为Long)来表示其他经线的位置。
• 地球表面上任意一点的经度，就是通过该点的子午线平面与起始经线平面之间的夹角。
• 起始子午线向东为东经(E)0~180度；以西为西经(W) 0~180度。
• 用纬度和经度来表示地球上任何基点在大地坐标中的地理位置。
6.1.2 导航参数
(一)航向
(二)方位角
(三)航迹与航迹角
(四)所需航迹角(DTX)
(五)航迹角误差(TKE或TAE)
(六)偏流(DA)
(七)航路点(WPT)
(八)距离(DIS)
(九)偏航距离(XTK)
(十)地遍(GS)
(十一)空速(AS)
(十二)风速(WS)与风向(WD)
(十三)估计到达时间与待飞时间(ETA).
6.1.2 导航参数
(一)航向(HDG)
• 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(飞机纵轴前线的延长线在水平面上的投影)的角度。
磁航向:以磁经线为基准的航向；
真航向:以真经线为基准的航向。
• (二)方位角
• 方位(bearing)角是以经线北为基准，顺时针量到水平面上某方向线的角度，
例如在图6-5中。北（N）、东（E）、南（S）、西（W）的方位角分别为0度、90度、180度、270度；电台的方位角是40度。
电台方位角和飞机方位角
• 表示方位时,必须明确以哪一点为基准点。
当从飞机A处观察地面电台S时，从A点处的经线北端量到飞机与电台的法线AS的角度θS称为电台方位角；
如果从电台S处观测飞机，从S处的经线北端量到电台与飞机的连线SA的角度θA，则称为飞机方位角。
相对方位角
• 在飞机上观测地面或空中目标，也常以飞机纵轴的前端同观测线在水平面上的夹角来表示目标的方向，这一角度称为相对方位角θr。
图6.8导航参量
• (三)航迹与航迹角(TK)
航迹线或航迹(TK):飞机重心在地面的投影点的移动航迹。
飞机在某一时刻的实际运动方向角就是该时刻飞机的航迹角。
航迹角是从经线北端顺时针量到航迹去向的角度。
• (四)所需航迹角(DTK)
所需航迹(角)是飞行员所希望的飞机的运动方向。
在图6-8(a)中就是经线北端与连接航路点(WPT)0和航路点1的粗浅之间的夹角。
有时也可以把所需航迹叫作待飞航迹。
• (五)航迹角误差(TKE或TAE)
航迹角误差是所需航迹和实际航迹间的夹角，即所需航迹与地速向量之间的夹角。
航迹角误差通常标明左(L)或右(R)。
• (六)偏流(DA)
在存在测风时，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。
当航迹线偏向航向的右边时，规定偏流角为正值。
6-8所示偏向左侧，规定偏流角为负值。
• (七)航路点(WPT)
航路上，用于飞机改变航向、高度、速度等或向空中交通管制中心报告的明显位置，称为航路点。
• (八)距离(DIS)
指从飞机当前位置至飞住的目的地或前方航路点之间的距离，即待飞距离。
通常，航路是由几个航路点连成的折线航路。在不加声明时，距离是指飞机沿指定航路飞往目的地的沿航距离。
两个航路点之间的距离为连接两个航路点的大圆距离。
• (九)偏航距离(XTK)
指从飞机实际位置到飞行航段两个航路点连线之间的垂直距离。
• (十)地速(GS)
飞机在地面的投影点移动速度叫作地速。
地速是飞机相对于地面的水平运动速度。
• (十一)空速(AS)
空速是飞机相对于周围空气的运动速度。
• (十二)风速(WS)与风向(WD)
• (十三)估计到达时间(ETA)与待飞时间.
估计到达时间是从飞机目前位置到飞行目的地(或前方航路点)之间的估计飞行时间。
估计到达时间是以格林尼治时间为基准的。
待飞时间是自飞机当前位置起，按飞机当的地速值等计算的沿航线飞达目的地的空中飞行时间。
6.2 导航定位基础
6.2.1 概述
6.2.2 位置线与导航定位方法
6.2.3 导航定位的基本原理
6.2.1 概述
• 一、导航的基本概念
导航的领域是很广泛的，导航的定义从就字面上说，就是引导航行的意思。
• 导航的定义：
导航是有目的地、安全有效地引导运动体(船只、潜艇、地面车辆以及飞机、宇宙飞船等)从一地到另一地的控制过程。
从导航的定义出发，
• 导航的过程一定是从目的地开始。
• 根据要飞往的目的地来选择航线、确定距离、安排时间表，这就是飞机的进程；
• 为了使飞机遵照事先安排的时间表，沿着所选定的航线飞行，必须要使飞机在某一方向上(一般称为航向)、以一定的速度飞行，为了得到所要求的速度和航向，要通过驾驶仪表来控制飞机飞行的加速度。
控制飞机轴线加速度是为了遵守进程中的时间表；
控制飞机横向加速度是为了改变飞机的航向;
控制垂直面内加速度是为了爬高、或下降。
图6一10基本的导航环-导航过程
基本的导航环
• “引导环”（外环）是通过导航系统对飞机位置的测量，并根据所规定的航线来确定飞机进程中的航向和航速。
• “控制环”（内环）是得到所要求的航向和航速的一个环节。
• “航向和航速环”（中环）则是导航过程中的纽带，
它把导航与普通的观测区别开来，因为观测只涉及到位置；
它也把导航与无目的滑翔区别开来，因为滑翔只涉及到驾驶。
二、导航的基本课题
• 一个领航员，不管他采用什么样的导航方法，都是为了解决三个基本的导航课题：
• 1、如何确定他的位置；
• 2、如何确定他从一个位置向另一个位置前进的方向；
• 3、如何确定压离(或速度、时间)；
• 对每个航行领航员来说，他都是在利用导航手段不断确定他中的位置、方向、距离、时间和速度。这些通常称之为“导航参量”。
在这些导航参量中，对慢速运动体来说，或对于远距离航行来说，“位置”是关键。
• 按传统的观点，导航系统就是定位系统。
• 但是，在现代航空中的两个变化：
极高的飞行速度：当飞行速度很快时，驾驶员关心的导航参量是“航向”和“距离”，以解决“到终点或下一个航路点要经哪条航线?还有多远?”的问题；
交通密度的增加：使得飞机在空中活动范围受到严格的限制，这时所需要的是连续的、适时的驾驶信息输出，以便通过制导计算机来实行自动操纵。
• 总之，由于导航的目的和对象的不同，要求解决的问题也会有所区别。
• 但从根本上说，导航就是为了给领航员提供航行中的位置、方向、距离和速度这些导航参量。
• 因此，导航的研究，就是要弄清楚这些导航参量如何地进行测量和如何地运用；而导航的实践，就是运用所得到的结果来保证运动体安全而有效地航行。
三、导航的分类
导航分成四大类：
观测导航、推算航法、天体导航和无线电导航。
1、观测导航
• 它是利用某种观测仪器(包括肉眼)经常地或连续地对所熟悉的地物或导航设施进行观测，以便确定运动体的位置和运动方向的一种导航。
• 这种导航简单、可靠；但能见度低，或在海洋、沙漠中无熟悉地标可供观测时，就无法导航了。
• 现代雷达导航就是居于这种导航。
2、推算航法
• 它是根据运动体的运动方向和所航行的距离(或速度、时间)的测量，从过去已知的位置来推算当前的位置，或预期将来的位置，从而可以得到一条运动轨迹。以此来引导航行。
• 这种导航克服了观测导航的缺点。因为它不需要对地标或地面导航设施进行观测，不受天气、地理条件的限制，保密性强。
• 是一种自备式导航，但随着航行时间和航行距离的增长，位置累积误差越来过大，因此，航行一定时间后，需要进行位置校准。
• 在航空导航的早期阶段，航向的测量是用磁罗盘，距离的测量是用空速表和航空钟。在现代航空中，则发展为惯性导航和多卜勒导航。
3、天体导航
• 天空中的星体(太阳、月亮、其他行星、恒星等)相对于地球有一定的相对运动轨道和位置。通过观测两个以上星体的位置参数(如仰角)，来确定观测者在地球上的位置，从而引导运动体航行，就是天体导航。
• 它和推算航法一样，也不需要地面支撑设施。具有保密性强的特点。由于它的定位精度高，因而人们常用它来校正推算航法的累积误差。很显然，天体导航的缺点是要受时间(白天与黑夜)、气象条件的限制，而且定位时间较长，操作计算也比较复杂。
4、无线电导航
• 无线电导航是借助于运动体上的电子设备接收和处理无线电波来获得导航参量的一种导航。
• 无线电导航的特殊优点是：
不受时间、天候的限制；
精度高，几米的定位精度也是可能达到的；定位时间短，甚至可次连续地、适时地定位；
设备简单、可靠；
在复杂气象条件下或夜间飞机着陆中，无线电导航则是唯一的导航手段。
• 无线电导航的一个先天性缺点是：
它必须要辐射和接收无线电波，因而易被发现和干扰，其地面设施也易道破坏。
四、对理想的通用定位和导航系统的要求
• 1、全球覆盖：系统必须在地球表面下或表面上、空中任何位置上工作。
• 2、绝对准确度和相对准确度都必须很高。对准确度的要求，无论是绝对的和相对的，应根据应用情况在2~4000米之内。
• 3、准确度应不受环境影响：不管用户的位置、速度和加速度如何，系统的准确度都应能达到；应该不存在多路径误差或信号传播通过大气层、电离层产生的误差，如果产生了这些误差，应能从数据中适当除去。
• 4、有效的实时反应；定位数据的更新率可随运动而连续变动。
• 5、无多值解：如果存在解的多值性，设备应能自动地或由操作员很快地进行分辨。
• 6、容量无限：系统应能容纳无数用户，且不会降低性能。
• 7、未经准许的用户不能使用系统导航以达到他所要求达到的目的。
• 8、系统必须在现巳分配的频谱带宽之内工作而不干扰别的系统。
• 9、全体用户共用一个坐标格网。
• 10、高的平均无故障间隔。
• 11、体积、重量、价格、平均修复时间、部署时间和电源消耗都要小。
• 12、适当扩大用户：设备应具有机载式、舰载式、车载式和背负式等多种形式。
• 13、通信能力强。
6.2.2 位置线与导航定位方法
一、位置线
• 所谓位置线，就是通过导航系统所测得的电信号所对应的导航参量为定值时，该参量值所对应的接收点位置的轨迹线。
二、位置线的种类与导航系统
• 导航系统可能的位置线有直线、圆、双曲线等。
• 相应地，可以把导航系统划分为测向系统、测距系统及测距差系统。
• 测向系统，如全向信标、自动定向机的位置线是直线。
• 测距系统的位置线是平面上的圆。
• 测高系统的位置线也是一个圆，不过这个圆是以地心为圆心、以地球半径与飞机离地高度之和为半径的。在可以把地球表面看成是平面的范围内，才可以把等高线看成是与地平面平行曲直线。
• 测距差系统，如利用测距差原理工作的奥米伽导航系统、罗兰系统等，其位置线为双曲线，这类系统又可以叫作双曲导航系统。
三、导航定位方法
1、ρ-θ定位系统
• 利用测距系统的圆形位置线与测向系统的直线位置线相交的方法，可以确定接收点(飞机)的具体位置M，这种定位方法称为ρ-θ定位，也称为极坐标定位。见图6-12(a)。
2、θ-θ定位系统
• 通过测定对于两个导航台的方位，可以获得两条径向直线，从而通过这两条直线的交点可确定飞机的位置。
3、ρ-ρ、ρ-ρ-ρ定位系统
• 利用2个或3个测距台，即可进行上述ρ-ρ或ρ-ρ-ρ定位。
4、双曲线定位系统
• 通过测量到一组导航台的距离差，可以得到一组双曲线；同时测量到另一组导航台的距离差，又可以得到另一组双曲线。
• 利用这两组双曲线的交点，即可确定飞机的位置。
6.2.3 导航定位的基本原理
一、无线电导航的基本原理
• 无线电导航是借助于载体上的电子设备接收和处理无线电波获得导航参量，以保障载体安全、准确、及时地到达目的地的一种导航手段。
• 优点：不受时间、天气的限制；精度高；定位时间短；设备简单、可靠等。
• 缺点：在于它必须要辐射和接收无线电波，因而易被发现和干扰，且绝大多数无线电导航设备需要载体外的导航台支持工作，一旦导航台失效，将使与之相应的无线电导航设备在此期间无法使用。
无线电导航原理：
• 无线电波在空间的传播过程中具有下列特性：
• (1)无线电波在理想均匀媒质中，沿直线传播；
• (2)无线电波经电离层反射后，入射波和反射波在同一铅垂面内。
• (3)无线电波在不连续媒质的界面上会产生反射；
• (4)在理想均匀媒质中，无线电波传播的速度恒定。
• 利用上述特性，通过无线电波的发射、接收和处理，无线电导航设备能够测量出所在载体相对于导航台的方向、距离、距离差和速度等导航参量(几何参量)。
• 在二维或三维空间内，若导航台的位置已知，相对于该位置的某一几何参量相同的点的轨迹应为一条曲线或一个曲面，该曲线或曲面称为位置线或位置面。
• 显然，要单值地确定载体的位置，至少需要测定两条位置线(在二维空间内)个位置面(在二缩空间内)，然后利用相交定位法完成定位。
• 在二维平面内，经常采用的位置线及其相交定位法如图6—14所示。
图6一14位置线及其相交定位
测向定位系统
直线位置线定位，
或“θ-θ”定位，
如ADF、VOR；
二、无线电导航系统的分类
(一)按测量电信号的不同参量分类
(1)振幅式无线电导航系统；
(2)频率式无线电导航系统；
(3)脉冲(时间)式无线电导航系统
(4)相位式无线电导航系统，
(5)混合式(如脉冲／相位式)无线电导航系统，
(二)按位置线的几何形状分类
(1)直线位置线系统(测向系统，或测角系统)；
(2)圆位置线系统(测距系统)；
(3)双曲线位置线系统(测距差系统)；
(4)混合位置续系统(圆一直线位置线系统，
(三)按作用距离分类
(1)近程导航系统(约为100km~500km)；
(2)中程导航系统(约为500km~1000km)
(3)远程导航系统(约为2000km~3000km)
(4)超远程导航系统(大于10000km)。
(四)按系统中机载设备的独立程度分类
(1)他备式导航系统(系统中有载体外的设备)
(2)自备式导航系统(系统中无裁体外的设备)
(五)按飞机的飞行阶段分类
(1)航路导航系统(保证飞机在预定航线上安全飞行的导航系统)
(2)终端区域导航系统(保证飞机进近引导和着陆的导航系统)。
三、常用航空无线电导航系统
(1)无线电高度表（RA）；
(2)全球定位系统(GPS)；
(3)自动定向机（ADF）；
(4)甚高频全向信标(VOR)；
(5)测距机(DME)；
(6)塔康(TACAN)系统；
(7)仪表着陆系统(ILS)系统；
(8)空中交通管制(ATC)系统；
(9)微被着陆系统(MLS)；
(10)气象雷达（WXR）；
(11)精密进近雷达(PAR)；
(12)罗兰(LORAN)系统；
(13)多卜勒(DOP)导航。
• 无线电导航所占用的频率范围几乎覆盖了所有的无线电频段。
6.3 区域导航基础
6.3.1 区域导航（RNAV）的基本概念
6.3.2 区域导航（RNAV）系统
6.3.1 区域导航（RNAV）的基本概念
• 区域导航，就是指那些能够在一个广阔的区城内(而非限制在定点之间)提供导航能力的导航系统。
• 现代民用飞机已普通使用以VOR／DME为基础的RNAV系统，即VOR／DME.RNAV系统。它是一种利用VOR的方位角、DME的斜距以及气压高度作为基本输入信号，来计算飞机到某个航路点的航向和距离的导航和引导系统。
• 图6-15为VOR／DME.RNAV系统示意图。
图6-15.VOR／DME.RNAV系统
6.3.2 区域导航（RNAV）系统
一、RNAV的基本原理
• VOR／DME.RNAV的基本原理是：通过连续地测得飞机到VOR／DME地面信标台的方位相距离信息，从而获得飞往某个确定的航路点的航向和距离。
• 假定以磁北(N)方向作为角度关系的基准方向，则RNAV三角形的各边与角度：
• 其中ρ1、θ1可通过VOR／DME地面信标测得，为已知量；
• 且对某个特定的航路点来说，ρ2、θ2为确定量，可由驾驶员输入导航计算机或从导航计算机数据库中调用。
• RNAV三角形可用模拟方法来求解，为此，可将它画成如图6—16所示的矢量三角形。
• 把RNAV三角形的每个元素用—个矢量来表示，矢量的大小利方向分别代表距离和角度。
• 例如：可用正弦波或者矩形波的振幅和相位来分别代表距离(ρ1、ρ2)和角度(θ1、θ2)。由图3—16所示的RNAV三角形的矢量解中可见，矢量ρ3∠θ3为二个矢量（ρ1∠θ1和ρ2∠θ2 ）之和，即
• ρ3∠θ3＝ρ2∠θ2—ρ1∠θ1
• 现代民用飞机的RNAV系统均利用计算机来求解RNAV三角形。
• 先要将RNAV三角形表示在直角坐标系内，然后再根据直角坐标与极坐标的关系写出ρ3、θ3的表达式，并将解RNAV三角形的有关公式编成程序，连同三角函数数值表均存储在导航计算机的只读存储器(ROM)中备用。
• 图6-18直角坐标(x、y)和极坐标(ρ、θ)的关系
(1)(y2-y1)／(x2-x1)＞0，则θ3在第一、三象限内；
(2)(y2-y1)／(x2-x1)＜0，则θ3在第二、四象限内；
(3)(y2-y1)=0， 则θ3=0°，180°；
(4)(x2-x1)=0， 则θ3=90°,270°。
• 由于θ3是连续计算的量，所以不会出现多值性问题。
• 利用RNAV系统进行导航时，往往还需要计算航线偏差，这时需要解图3-18的航线偏差三角形。
• 航线偏差通常以距离给出，这是因为驾驶员总想知道的是究竟飞机偏离预定航线有多远。
• 在航线偏差三角形中，由于其中一边(ρ3)和所有角度均为已知量，故可用余弦定理求得航线偏差距离(ρ)：
• 对于精确导航来说，上述的RNAV三角形必须是在水平面内的投影，遗憾的是飞机到DME地面信标的距离是按斜距(s)给出的。
• 为了得到水平距离(G)，必须解图6-20所示的斜距三角形。
• 信标海拔高度必须从飞行数据存储组件、自动数据输入组件或通过键盘馈送进入设备，
• 而飞机高度可从编码高度计算得到。由图6-20可知
二、RNAV系统方框图
• 图6—21为典型的RNAV系统方框图。
• RNAV系统由导航计算机、VOR接收机、DME询问器、中央大气数据计算机、控制显示单元、水平状态指示器和自动驾驶侧滚通道所组成。
• 导航计算机是RNAV系统的核心，其基本任务是接收导航传感器送来的导航信息，包括来自VOR接收机的方位和DME询问器的斜距，以及来自中央大气数据计算机的气压高度，并按预编的程序连续地求解RNAV三角形，得到飞往某个航路点的航迹，包括距离和磁方位。
• 导航数据库或者是存储在导航计算机内，或者是在外部存储器中。
• 导航数据库包括：实现RNAV导航所需要的城市之间的航线、导航设备(VOR／DME信标)及航路点的全部信息。
• 控制显示组件的作用是：将有关信息(如飞行计划装入信息3输入导航计算机；显示导航信息。
• 在某些RNAV系统中，导航计算机还可给航线偏差指示器(在HSI上)发送航线偏差信号，向时给自动驾驶仪发送横向操纵指令。
三、VOR／DME.RNAV的基本方式
1、ρ-θ方式
• 在由飞机位置(A)、航路点位置(B)和VOR／DME地面信标台位置(C)构成的RNAV三角形ABC中，已知AC边长度(DME距离)、BC边长度(由数据库得到)和∠ABC（飞机方位角与航路点方位角之差），故可计算出AB边的长度，它给出飞机到航路点的距离，并可汁算出∠ABC，它给出到航路点的航向或航迹角。
2、ρ-ρ方式.
• ρ-ρ方式是利用两个DME信标的距离信息来实现RNAV的一种方法。
• 采用ρ-ρ方式RNAV，比ρ-θRNAV方式的导航精度高。
• 在ρ-ρ方式时，导航数据库应能提供每个航路点及两个导航设备(DME)的参数。
• 为了实现ρ-ρ方式RNAV，飞机上安装两台RNAV计算机，
左RNAV计算机接收来自左VOR／DME的信号；
右RNAV计算机接收来自右VOR／DME的信号。
• 图6-26ρ-ρ方式RNAV计算机
• 惯性传感器组件(或叫做惯性基准组件IRU)提供惯性校准的高度和加速度数据。系统间数据库提供两台计算机之间的数据共享。因此。它们可用相同的输入数据，并比较计算数据，以进一步提高导航精度。
• 每台计算机也可得到VOR的方位信息，但一般不用。只是在DME信号丢失时，计算机才自动地恢复到ρ-θ.RNAV方式。
• 在具有双重计算机的RNAV系统中，当飞机从——个航路点飞向另—个航路点时，两台计算机自动调谐到每一侧的VHF导航频率。如果接到自动驾驶仪，飞机将跟踪它行计划。
四、RNAV的主要优缺点
(1)成本低
由于VOR／DMI.RNAV系统的地面设备简单，对地面设备的安装场址无特殊要求，而且它可提供直线航线，故它与其他许多RNAV系统相比较具有成本低廉的明显优点。
(2)航线多
由于利用RNAV使得在某个确定的地理区域内空域容量或航线增加。原因在于：RNAV能提供机场之间的直线航线；RNAV系统能够在VOR／DME覆盖范围内，对任何航线都可提供导航能力，各条航线可利用同一导航设备及其—组航路点有效地实现RNAV。
(3)精度高
由于VOR／DME.RNAV系统的机载设备采用了数字电子技术和计算机控制，再加上采用适当的RNAV方式，可使导航精度和可靠性大为提高。
四、RNAV的主要优缺点（续）
• 特别应该指出的是：若在某一地理区域内，增添平行的航线和更多的飞行，将是一种可能提高导航精度的有效办法。
• 新一代700系列DME询问器具有频扫功能，它可报告多达5个DME地面信标台的距离信息。
• 所以，RNAV计算机就可以选择具有最好角度的距离信息来进行数学计算，结果得到优良的航向、距离和现在位置的计算结果、从而提高导航精度。
• 图6—27为利用具有频扫功能DME的RNAV系统示意图。
图6-27 利用频率扫描DME的RNAV系统示意图
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