无线电导航设备与系统.docx
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无线电导航设备与系统
无线电导航设备与系统
概述
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在空间传播时的无线电信号参量（如幅度、频率及相位等）获得载体相对导航台的导航参量（如方位、距离、速度等），从而获取载体的实时位置信息，以保障载体安全、准确、及时地到达目的地的一种导航手段。
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。
无线电导航的主要缺点在于它必须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。
航空导航系统所必备
●确定所产生的信号特性的方法；
●带有天线的发射机，用来产生和发射无线电波；
●飞机接收设备和天线，用来截获信号并对接收到的信号进行选择和译码；
●为驾驶员提供的适当的视觉显示装置，用来对接收到的信号进行适当的评价。
导航参量
●用于描述载体的航行状态
●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物理状态，通常与一定的参照系（如载体坐标系、当地地理坐标系等）相联系，它们可以从不同的角度来进行描述，如方位、距离、位置、速度、姿态等，而狭义的航行状态通常仅仅局限于速度和姿态的描述。
●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角度。
●相对方位：
以飞机纵轴的前端与观测线在水平面上的夹角来表示目标的方向。
方位
相对方位
基本原理
●在二维或三维空间中，若导航台的位置已知，相对于该位置的某一导航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；单值确定载体的位置，至少需要测定两条位置线（在二维空间内）或三个位置面（在三维空间内），根据相交定位法实现定位。
位置线（a）圆位置线;（b）直线位置线;（c）等高线;（d）双曲线
位置线相交定位
位置线定位原理
☐如果通过无线电方式测量到了三个独立的几何参量，则可以得到，三个独立的位置面方程：
☐因而可以得到载体在空间中的三维位置。
☐按位置线形状分类
（a）测向定位系统（直线位置线定位）；
（b）测距定位系统（圆位置线定位）；
（c）测距测向定位系统（圆—直线位置线定位）；
（d）测距差定位系统（双曲线位置线定位）；
（e）测距测距差系统（圆—双曲线位置线定位）。
☐按测量电波信号的物理参量分类
⏹振幅式系统；
⏹频率式系统；
⏹脉冲（时间）式系统；
⏹相位式系统；
⏹混合式（脉冲/相位）系统。
☐按作用距离分类
⏹近程系统（约100km~500km）；
⏹中程系统（约500km~1000km）；
⏹远程系统（约2000km~3000km）；
⏹超远程系统（大于10000km）。
☐按导航台位置分类
⏹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）；
⏹终端区域导航系统（保证飞机进近引导和着陆的导航系统）。
☐按机载设备的独立程度分类
⏹他备式导航系统（需要与导航台配合实现既定功能）；
⏹自备式导航系统（不需依赖机载设备以外的任何设施即可实现既定功能）。
无线电导航基本原理
☐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极坐标，也可用直角坐标。
由于导航通常是相对于某一具体目的地而言的，因此采用极坐标（角度和距离）是方便而合理的。
☐在无线电导航的设计中往往构建一定的机制使得实际中测量的无线电信号参量（幅度、频率及相位等）与角度（导航台方位角、载体姿态角）、距离（距离、距离差）等几何参量建立对应关系。
然后利用几何参量与待求导航参数之间的数学关系，即可求得所需的导航参量。
角度（方位）测量原理
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，如航向、俯仰、横滚等。
角度测量通常有两种方法，振幅法和相位法。
其中，振幅法主要用于第一类角的测量，相位法根据系统机制的不同可以进行两类角的测量。
振幅法的基本思想是利用天线的方向图实现电波振辐与导引角的对应关系，有两种实现体制：
⏹导航台采用方向性天线发射信号，用户端采用无方向性天线接收，定义为站台主动式；
⏹导航台采用无方向性天线发射信号，用户端采用方向性天线接收，定义为用户主动式。
利用天线方向图测定导引角参量（即导航台方位），可采取三种方法：
⏹最大值测向法
⏹最小值测向法
⏹比较测向法
最大值测向法
⏹用天线方向图的最大值来确定来波（即导航台）的方向。
⏹用这种方法测向时，天线方向图尖锐才能使方向图最大值变化灵敏。
如最大值附近变化缓慢，则降低测向精度。
最大值测向示意图
最小值测向法
⏹与最大值法相反，最小值法是将接收天线的最小值（理想的最小值为零值点）对准来波方向。
天线中心所转过的角度即为导航台相对机轴方向的方位。
⏹对于这种方法，方向图变化灵敏；但信号最小时，易受噪声干扰的影响，所以最小值测向法抗干扰性差。
最小值测向示意图
比较测向法
⏹如果将构成天线方向图的两个波束，部分的重叠起来，则可以获得一条等讯号线。
转动天线到两个波束接收信号强度相等的方向，即可确定出导航台方位。
⏹这种方法与最小值法类似，当两个波束的调制频率不同时可以很容易地判断出载体偏离等讯号线的方向，其测量灵敏度介于最大值法和最小值法之间。
比较测向示意图
距离测量原理
●无论是距离，还是距离差、距离和的测量，都是利用电磁波在均匀介质空间中传播时的直线性和等速性。
●距离测量主要有相位、频率和脉冲（时间）三种测量方法。
脉冲法测距
●实质上是用窄脉冲对时间轴进行标定，通过脉冲间隔读取时间，进而测量距离。
通常，脉冲测距有两种方式：
有源方式和无源方式。
●通常测距询问脉冲由用户发出，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，延迟一定的时间（为了进行零距离测量）后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，便可以测量载体和导航台站之间的距离，即
☐无源测距指的是用户仅接收导航台发射的脉冲信号来测得传播延迟。
要做到这一点，则要求用户的时钟与导航台的时钟基准严格同步，每一个时刻点严格相等，这就要求它们的时钟振荡源之间既同频又同相，既无频差又无钟差。
因此，严格意义的无源测距往往需要在测距之前已经在用户和导航台之间进行了时钟同步工作。
☐在用户和导航台的时钟同步之后，导航台发射测距脉冲，同时在测距脉冲中对发射时刻表示并传输，用户收到测距脉冲后，测定脉冲的到达时间，利用已知的脉冲发射时刻，就可算得真实的距离。
☐实际应用中，很难保持用户与导航台之间时钟的同频同相，因此相应地采用“伪距”测量。
☐所谓“伪距”，即非真实的距离，实际中指用户接收信号时间和导航台站发出信号之间的时间差，代表了包含真实距离和两地钟差在内的时间折算量。
其推广的含义还包括电波在传播和测量过程中的其它误差。
☐伪距的测量与上述方法基本相同，所不同的是不需要测距之前进行时钟的同步工作，因而大大简化了系统的工程实现。
相位测距
☐相位测距（差）是通过测量电波在载体和导航台之间信号相位的变化来确定距离（差）。
相位测距示意图
☐上图中，由电波传播的特性可知A和B两点信号的相位差为
☐在测距时，为了避免时间同步问题，通常测量双程相位差，即电波往返于AB间的相位差：
☐由此得到AB间的距离为
相位测距差示意图
☐应用相位法测量距离差时，实际是测量载体收到导航台A、B发射电波的相位差。
由于导航台之间是严格同步的，因此载体接收两个信号相位的不同完全是由电波传播的行程差引起的。
☐由于载体与导航台之间的距离通常较大，相位法测距中存在一个明显的多值问题。
从而影响到准确度与作用距离的提高，为此需要采取相应去除多值模糊的措施。
频率测距
☐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，因此作为频率测距系统，必须要有一定的反射面，所以频率测距通常用来进行高度的测量。
频率测距示意图
☐频率测距的基本原理：
实际上的发射信号为一线性时间调频信号，即频率与时间成正比。
由于电波的传播需要时间，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。
☐设发射机在
时刻向地面发射信号的频率为
，经一时间延迟后由地面反射回来，如果不考虑多普勒效应，则反射回来的信号频率不变，而此时发射机发射的频率变为
，则检出直达信号与反射信号的差频为
。
显然，差频的大小与传播延迟有关，即取决于
速度测量原理
☐根据多普勒效应测量飞行速度
多普勒测速的原理
☐多普勒测速的基本原理：
假设在A点有一发射机，发射频率为
的等幅振荡信号；有一接收机接收上述振荡信号以及一频率测量器。
在B点有接收机和发射机：
接收机接收信号，发射机转发所接收到的信号。
A和B点间距离随时间变化
。
由于
，在A点接收到的返回振荡相位为
☐对相位
微分，当考虑多普勒效应时，可以得到频率增量
☐假设A和B点间的距离以常速W变化，即r=Wt，此时
☐进入A点接收机输入端的信号有两个：
一是由本发射机耦合而来的频率为
的振荡信号；另一个是经过A点与B点间2倍距离
的转发信号。
☐测出多普勒频率
，即可决定速度W。
☐速度矢量W可直接用于导航：
分解为直角坐标轴分量，对两个分量进行时间积分，可得到所经路径的分量，进而获得相应的经度和纬度增量，引入初始经纬度值，即可得到载体位置的当前坐标。
定位原理
☐无线电导航定位，就是通过电波信号参量所测量到的导航参量确定用户位置的方法。
☐定位的方法之一是通过测得的导航几何参量与几何位置之间的数学关系进行位置的确定，称之为位置线/面法；
☐另一种定位通过所测得的高阶运动参量，如速度等，以积分的形势确定位置，称之为推航定位。
航空无线电导航系统
自动测向器（ADF）
☐ADF（AutomaticDirectionFinding），又称无线电罗盘，是一种振幅最小值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。
飞机到地面导航台的相对方位
☐系统的工作频率在150kHz～1800kHz范围内，属中长波波段，因此主要依靠地波或直达波传播。
☐地波的传播距离可以达到几百公里，但易受到天波的污染，特别在夜间。
只有当飞机离地面导航台站较近时，方位读数才比较可靠，测向精度可达2°左右。
☐ADF指示的角度是飞机纵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。
☐飞机上通常把磁罗盘和ADF的指示部分结合在一起，构成无线电磁指示器（RMI,RadioMagneticIndicator）。
RMI指示方位原理
ADF指示器
☐ADF的主要功能：
⏹测量飞机纵轴方向到地面导航台的相对方位角，并显示在方位指示器上；
⏹对飞机进行定位：
现代飞机上一般装备两部ADF。
两部ADF所测得的相对方位显示于同一指示器上，由这两个方位角可确定飞机对地面导航台的两条相应位置线，根据位置线相交定位原理即可确定飞机的地理位置；
利用两个地面导航台为飞机定位
判断飞机飞越导航台的时间
⏹判断飞机飞越导航台的时间：
当飞机飞向导航台时，根据相对方位角的变化来判断飞越导航台的时间。
如方位指示由0°转向180°的瞬间即为飞越导航台的时间；
⏹利用方位指示保持沿预定航路飞行，即向/背台飞行；
⏹由于工作于中长波段，可接收民用广播信号，并可用于定向。
⏹ADF的组成
⏹地面导航台：
由中波发射机、发射天线及辅助设备组成，安装在每个航站和航线的某些检测点上，不断地向空间全方位地发射无线信号，称为无方向信标（NDB）。
⏹机载设备：
主要包括自动测向接收机、控制盒、方位指示器、环形天线和垂直天线或组合式环形/垂直天线。
⏹机载设备
⏹自动测向接收机：
一般为超外差式设计；
⏹控制盒：
用于控制各种工作状态的转换、频率选择和远、近台的转换等，并可进行调谐；
⏹方位指示器
⏹天线
⏹机载天线
⏹采用两个（正交）环形天线和一个垂直天线，一个环形天线的环面与飞机纵轴垂直，当飞机对准导航台时接收信号最小，另一个环形天线的环面与飞机横轴垂直，当飞机对准导航台时接收信号最大，即接收信号的强弱随飞机的纵轴移动而变化，而接收信号的相位在最小值时转换。
这一信号再与垂直天线（用于辨向）接收信号叠加即可确定方位。
简单的矩形环形天线及其方向图
☐双值性的消除
⏹环形天线旋转一周，感应电动势有两个最小值（相差180度），测出的方位具有双值性。
环形天线和垂直天线的合成方向图为心形，合成感应电动势只有一个最小值，从而消除了环形天线的双值性，实现单值定向。
环形与垂直天线的合成方向图
（以环形天线的零点为定向零点）
☐天线方向图转动
⏹测向过程中，ADF需要随时转动环状天线的8字形方向图，使其最小值（零值点）对准被测的地面导航台。
为使方向性图能够旋转，一种方法是用电机直接拖动环状天线转动，另一种方法是天线固定不动，通过测角器来实现方向图转动。
测角器原理（组成与方向图）
☐两个环状天线正交安装（分别与飞机的纵轴垂直和平行），并固定不动，两个天线的线圈分别接到测角器的两个励磁线圈（固定线圈）上。
☐测角器中形成一个合成磁场，测角器的转子线圈（活动线圈），在合成磁场作用下产生的感应电势，感应电势振幅随来波方向按余弦规律（即“8”字形）变化。
☐转子线圈的转动取代环状天线的转动，达到了方向性图旋转的目的。
全向信标系统（VOR）
☐VOR（VHFOmnidirectionalRange，伏尔）是一种相位比较测向近程导航系统。
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方位（VOR方位），以进一步确定飞机相对于所选航道的偏离状态。
☐被ICAO（国际民航组织）所采用，1949年起成为国际标准航线的无线电导航设备，用作航路导航，也用作非精密进近引导。
VOR方位、磁航向与相对方位
☐VOR方位：
飞机所在位置的磁北方向顺时针测量到飞机与VOR台连线之间的夹角，是以飞机为基准来观察VOR台在地理上的方位。
☐飞机磁方位：
从VOR台的磁北方向顺时针测量到VOR台与飞机连线之间的夹角，是以VOR台为基准来观察飞机相对VOR台的磁方位。
☐与同样是测向导航导航设备的ADF相比，VOR具有以下特点：
☐ADF采用地面无方向性天线发射，机上采用方向性天线接收的方法测向；VOR则采用地面导航台用方向性天线发射，机上采用无方向性天线接收的方法测向。
☐VOR可以直接提供飞机的方位角（相对于地面导航台）而无需航向基准，且测向精度高于ADF。
☐工作频率高（108M~118MHz），因此受静电干扰小，指示较稳定。
但作用距离受视线距离的影响，与飞行高度有关。
☐地面导航台站的场地要求较高，如果地形起伏较大或有大型建筑物位于附近，则由于反射波的干涉，将引起较大的方位误差。
☐VOR系统的工作频段为108~118MHz，频段内共有160个通信频道，频道间隔为50kHz。
☐用于航路导航的VOR导航台（CVOR），使用频率112~118MHz，共有120个频道，其作用距离可达100海里以上。
☐用于引导进近着陆的VOR导航台（TVOR），使用频率108~112MHz，共有80个频段，其作用距离一般为25海里以上。
☐VOR的主要功能：
☐对飞机进行定位：
VOR机载设备测出从两个已知的VOR台到飞机的磁方位角，便可得到两条位置线，根据位置线相交定位原理即可确定飞机的地理位置；VOR台通常和测距台（DME）安装在一起，利用VOR测量飞机磁方位角，利用DME测量飞机到VOR/DME台的距离，也可确定飞机的地理位置（基于测向测距定位原理）。
☐沿选定的航路导航：
飞机沿预选的航道飞向或飞离VOR台，通过航道偏离指示指出飞机偏离预选航道的方向和角度，以引导飞机沿预选航道飞往目的地。
☐VOR测定方位的基本原理
VOR台发射被两个低频信号（30Hz）调制的射频信号，这两个低频信号分别为基准相位信号和可变相位信号，机载设备接收VOR台的发射信号，并测量这两个信号的相位差（相位差正比于飞机磁方位），即可得到飞机磁方位及VOR方位。
VOR工作原理说明
☐将VOR台想象为一个灯塔：
它向四周发射全方位光线（相当于基准相位信号）的同时，还发射一个自磁北方向顺时针旋转的光束（相当于可变相位信号）。
如果一个远距离观测者记录从开始看到全方位光线到看到旋转光束之间的时间间隔，并已知光束旋转速度，即可计算出观测者的磁方位角：
观测者磁方位角
基准相位信号（其相位在VOR台周围各个方位上相同）
可变相位信号（其相位随VOR台的径向方位而变）
☐为了在接收机中能够区分两个30Hz信号，VOR台发射信号采用两种不同的调制方式
⏹基准相位信号：
首先用30Hz信号对9960Hz的副载波调频，然后调频副载波再对载波调幅，其相位在VOR台周围360度方位上均相同，由无方向性天线发射。
⏹可变相位信号：
用30Hz信号直接对载波（108M~118MHz）调幅，其相位随VOR台的径向方位而变，由方向性天线发射。
合成辐射场（旋转的心形方向图）
仪表着陆系统（ILS）
☐ILS（InstrumentLandingSystem）是在机场终端区引导飞机精密进近着陆的着陆引导设备，基于振幅比较测向原理。
ILS提供的引导信号，使飞机沿跑道中心线的垂直面和规定的下滑角，从450m高空引导到跑道入口水平面以上的决断高度（DecisionHeight），然后由驾驶员看着跑道操纵飞机目视着陆。
☐ILS能在气象条件恶劣和能见度差的条件下给驾驶员提供引导信息，保证飞机安全近进和着陆。
☐1949年，ILS被ICAO定为飞机标准近进和着陆设备。
☐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。
在决断高度上，驾驶员必须看见跑道才能着陆，否则放弃着陆，进行复飞。
☐ICAO根据飞机在不同气象条件下的着陆能力，规定3类着陆标准，使用跑道视距和决断高度来表示。
☐跑道视距是指在跑道表面的水平方向上能在天空背景上看见物体的最大距离。
☐ILS能满足I和II类着陆标准，而III类着陆则要求更复杂的辅助设备配合。
☐ICAO规定的着陆标准等级
☐ILS包括3个分系统
⏹航向信标（Localizer），提供飞机偏离航向面的横向引导信号，工作频段为108.1～111.95MHz，频段内共有40个通信波道，波道间隔为50kHz；
⏹下滑信标（Glideslope），提供飞机偏离下滑面的垂直引导信号，工作频段为329.15～335.0MHz，频段内也有40个通信波道，波道间隔为150kHz；
⏹指点信标（MarkerBeacon），提供距离引导信号，工作频率固定在75MHz。
航向和下滑信标产生的引导信号
☐航向信标（LOC）
沿跑道中心线两侧辐射两束水平交叉波瓣，分别被90Hz和150Hz信号调幅，在通过跑道中心延长线的垂直面内形成航向引导面。
☐机载航向接收机
接收航向信标信号，经处理，输出飞机相对于航向面的偏离信号，并显示到水平姿态指示器（HSI）上。
当飞机在跑道面上，即对准跑道中心线，则偏离指示为零；若飞机在航向面左侧，航道杆将偏向右，向驾驶员提供“向右飞”的指令；反之亦然。
航向信标辐射场与飞机偏离航向面指示
☐下滑信标（GS）
沿飞机主降方向两侧辐射两束垂直交叉波瓣，分别被90Hz和150Hz信号调幅，形成与跑道水平面成2°～4°仰角的下滑引导面，与航向面的交线即为下滑道（线）。
☐机载下滑接收机
接收下滑信标信号，经处理，输出相对于下滑面的偏离信号，并显示到HIS上。
当飞机在下滑面上，下滑指针在中心零位；若飞机在下滑面上方，指针向下指，向驾驶员提供“向下飞”的指令；反之亦然。
下滑信标辐射场与飞机偏离下滑面指示
☐指点信标（MB）
将2～3个指点信标台安装在跑道中心延长线规定距离上，分别称为内/中/外指点信标。
每个指点信标台发射垂直向上的扇形波束，信标台之间音频识别码（莫尔斯码）及调制频率互异。
☐机载指点接收机
只有在飞机飞越指点信号台上空的扇形区域范围时，接收机才能接收到信标信号。
接收机收到信号后，分别使驾驶舱仪表板上不同颜色的识别灯亮，同时驾驶员从耳机中能听到不同的音频音响信号，从而可以判断飞机在哪个信标台上空，即到跑道头的距离。
指点信标系统示意
☐外指点信标：
指示下滑道截获点；调制频率400Hz，识别电码为两划/秒（蓝色灯）。
☐中指点信标：
用于测定I类着陆标准的决断高度点，即下滑道通过中指点信标台上空的高度约60m；调制频率1300Hz，识别电码为一点一划/秒（琥珀色灯）。
☐内指点信标：
用于测定II类着陆标准的决断高度点，即下滑道通过内指点信标台上空的高度约30m；调制频率3000Hz，识别电码为六点/秒（白色灯）。
测距器（DME）
☐DME（DistanceMeasuringEquipment），是一种有源脉冲测距近程测距导航系统。
☐与空管二次雷达系统不同，DME由机载询问器发出询问信号而由地面应答器（即测距信标台）返回应答信号。
☐DME测距信标台常与VOR导航台装置在一起，形成测距测向定位导航系统。
☐1959年起，DME成为国际民航组织（ICAO）批准的标准测距系统。
☐DME测距的基本原理
机载测距器的发射电路产生射频脉冲对信号，通过无方向性天线辐射出去，即为“询问”信号；
测距信标台的接收机收到这一询问信号后，经50μs的延迟，由其发射机产生相应的“应答”信号发射；
机载测距器在接收到地面射频脉冲对应答信号后，即可由距离计算电离根据询问脉冲与应答脉冲之间的时间延迟t，计算出飞机到测距信标台之间的视线距离
DME系统示意
☐测距机的询问频率和信标台的应答频率相差63MHz。
☐询问器的询问频率范围为1025M~1150MHz，共有126个询问波道，波道间隔为1MHz。
☐信标台的应答频率范围为962~1213MHz，共有252个测距波道，波道间隔为1MHz。
☐在252个测距波道中，所采用的脉冲对的时间间隔有两种，分别称为X波道和Y波道：
☐X波道：
询问脉冲对与应答脉冲对的时间间隔均为12μs；
☐Y波道：
询问脉冲对间隔为36μs，但应答脉冲间隔为30μs；
☐所有询问及应答脉冲的宽度均为3.5μs。
X/Y波道的脉冲对信号
（a）X波道信号（b）Y波道信号
☐X/Y波道的询问/应答频率安排
在1025M~1150MHz范围内，共可安排126个询问频率，采用X/Y波道方式，则共有252个应答波道，分别为1X~126X，1Y~126Y波道。
以30X波道为例，机上询问频率为1054MHz，地面应答频率为991MHz，而30
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