无线电导航与雷达 (资料保留)

无线电导航与雷达(资料保留)第三章无线电导航与雷达系统3.1导航系统概述3.2自动定向机3.3仪表着陆系统3.4全向信标系统3.5无线电高度表（LRRA）3.6测距机3.7机载应答机系统3.8避撞系统3.9气象雷达系统3.10机载GPS导航系统简介3.11近地警告系统3.1导航系统概述3.1.1导航系统的功用与导航参数3.1.2导航系统的分类导航系统的功用导航是引导飞行器达到预定目的地的过程。导航系统测量飞机的位置、速度、航迹、姿态等参数，供驾驶员或自动飞行控制系统引导飞行器按预定航线航行。导航参数1、航向飞机的航向是指飞机的机头方向。（1）真航向真子午线（即地理经线）与飞机纵轴在水平面上的夹角为真航向角。（2）磁航向磁子午线(即地球磁经线)与飞机纵轴在水平面上的夹角为磁航向角。磁航向与真航向的关系为：真航向＝磁航向＋磁差（3）罗航向

（4）陀螺航向：（5）大圆航向通过地心的截面与地球表面相交的圆圈最大，称为大圆圈；飞机沿大圆线飞行的航向称为大圆航向。2、航线飞机在空中飞行时所选用的飞行路线称为航线。（1）大圆航线地球表面上任意两点之间的距离，以大圆圈线为最短，即航程最近。飞机沿大圆圈线飞行的航线称为大圆航线。（2）等角航线在地球表面上，与各子午线相交的角度都相等的曲线叫做等角线。飞机在无风条件下飞行，如保持真航向始终不变，则该飞机的飞行路线是一条等角线。3.1.2导航系统的分类根据导航方法及原理的不同，可将导航系统分为以下几种：1、导航仪表飞机上最简单的导航设备是导航仪表。导航仪表可单独测出飞机的一些导航参数，如磁航向、空速、高度等，供给飞行员操纵飞机，完成导航任务。例如：磁罗盘、空速表、高度表2、无线电导航系统利用无线电技术测量导航参数的系统称为无线电导航系统。无线电导航系统的种类较多，可实现测高、测向、测速、测距和定位等基本功能。无线电导航系统的优点是定位精度不会随飞行时间的增加而增大。其缺点是工作受外界因素如气候、地形、外部干扰等因素的影响，以及需要地面导航设备(卫星导航需众多卫星)等。3、天文导航天文导航基本原理是利用光学仪器(如六分仪)人工观测星体高度角，进而确定航行体的位置。4、卫星导航系统卫星导航系统是利用导航卫星来实现导航的。导航卫星严格地控制在预定的轨道上运行，利用装在航行体上的无线电装置测出航行体与卫星之间的相对速度或位置，从而确定航行体在地球上的位置等导航参数。卫星导航系统有其精度极高的突出优点，但它仍属于被动式导航，易受外界因素影响，在少数地区无法覆盖。5、惯性导航系统惯性导航利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定的运动初始条件下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度和位置等参数，从而引导航行体完成预定的航行任务。惯导系统的突出优点是：(1)自主性比较强，它可以不依赖任何外界系统的支援而单独进行导航；(2)对准后的短时定位精度较高。此外，它的输出参数多，尤其是它还可输出载体的姿态参数，这是其它导航系统所没有的。惯导系统的缺点是定位精度随时间的增加而降低，或定位误差随时间的增加而积累。这对飞机和舰船，尤其是远程飞行的飞机，是应当考虑的。6、组合导航上述几种类型的导航系统各有优缺点。为了提高导航系统的定位精度和性能，往往将上述两种以上的导航系统组合成为组合式导航系统。目前通常应用的是由惯导系统与无线电导航系统组成的组合方式，或由惯导系统与卫星导航系统组成的组合方式。3.2自动定向机自动定向机的功用3.2.2系统组成3.2.3自动定向的基本原理3.2.1自动定向机的功用自动定向机（ADF）也叫无线电罗盘。自动定向机可利用100—2000kHz频段范围内的民用广播电台和专用的NDB电台（无方向导航台），方便地测量飞机与地面导航台的相对方位。现代民用飞机通常装有两部定向机。现代飞机的自动定向机的主要功能是测定飞机纵轴方向到地面导航台的相对方位角，进行向台（TO）或背台（FROM）飞行。此外，可利用ADF收听新闻和音乐。自动定向系统的工作频率范围为190—1750kHz，即便工作于中、低频段。3.2.2系统组成一、定向接收机二、控制盒三、方位指示器四、垂直天线和环形天线一、自动定向接收机现代机载自动定向机大多采用超外差式调幅接收电路。二、控制盒与定向机的工作方式1、定向（ADF）方式此时定向机可利用方向性天线（环形天线）和垂直天线（无方向性天线）的信号实现自动定向。2、天线（ANT方式）当方式开关置于天线方式时，只有垂直天线所接收的信号可以输入接收机。定向机只能用以接收所选择电台的信号，相当于一台收音机，不能定向。3、测试（TEST）测试方式用于测试定向机系统。

三、方位指示器无线电方位磁指示器四、天线1、环形天线的方向特性环形天线是一种方向性的天线，其方向性图为以环形天线为中心的“8”字图形。2、垂直天线是无方向性天线。利用环形天线同垂直天线相结合的方法实现单值定向。3.2.3自动定向的基本原理自动定向机利用环形天线方向性特性测定地面电台的相对方位。一、环形天线的方向特性二、自动定向机的单值定向一、环形天线的方向特性环形天线是一种方向性的天线，其方向性图为以环形天线为中心的“8”字图形。二、自动定向机的单值定向垂直天线是无方向性天线利用环形天线同垂直天线相结合的方法实现单值定向。3.3仪表着陆系统仪表着陆系统的功用3.3.2ILS的系统组成及地面设备配置仪表着陆系统技术参数3.3.4航向偏离指示原理3.3.5下滑指示的基本原理

指点信标系统3.3.1仪表着陆系统的功用一、功用二、着陆标准等级一、功用

在恶劣气象条件和能见度不良条件下给驾驶员提供引导信息，保证飞机安全进近和着陆。

二、着陆标准等级Ⅰ类设施的运用性能：在跑道视距不小于800m的条件下，以高的进场成功概率，能将飞机引导至60m的决断高度。Ⅱ类设施的运用性能：在跑道视距不小于400m的条件下，以高的进场成功概率，能将飞机引导至30m的决断高度。Ⅲ类设施的运用性能：没有决断高度限制，在跑道视距不小于200m的条件下，着陆的最后阶段凭外界目视参考，引导飞机至跑道表面。因此目叫“看着着陆”（seetoland）。Ⅲ类设施运用性能：没有决断高度限制和不依赖外界目视参考，一直运用到跑道表面，接着在跑道视距50m的条件下，凭外界目视参考滑行，因此目叫“看着滑行”（seetoxi）。Ⅲc类设施的运用性能：无决断高度限制，不依靠外界目视参考，能沿着跑道表面着陆和滑行。3.3.2ILS的系统组成及地面设备配置ILS系统包括三个分系统：提供横向引导的航向信标（localizer）系统提供垂直引导的下滑信标（glidealope）系统提供距离的指点信标（markerbeacon）航向和下滑信标产生的引导信号3.3.3仪表着陆系统技术参数

航向信标工作频率为108.10—111.95MHz范围中1/10MHz为奇数的频率，共有40个波道。下滑信标工作频率为329.15—335MHz的UHF波段，频率间隔150kHz，共有40个波道。指点信标工作频率为固定的75MHz。航向信标和下滑信标工作频率是配对工作的。机上的航向接收机和下滑接收机是统调的，控制盒上只选择和显示航向频率，下滑频率自动配对调谐。3.3.4航向偏离指示原理地面航向台沿跑道中心线两侧发射两束水平交叉的辐射波瓣，跑道左边的甚高频载波辐射波瓣被90Hz低频信号调幅，跑道右边的甚高频载波辐射波瓣被150Hz低频信号调幅。当飞机在航向道上时，90Hz调制信号等于150Hz调制信号。若飞机偏离到航向道的左边，90Hz调制信号大于150Hz调制信号反之，150Hz调制信号大于90Hz调制信号3.3.5下滑指示的基本原理下滑接收机的通过对90Hz和150Hz调制音频下滑的比较，引导飞机对准下滑道。如所接收的90Hz信号等于150Hz信号，下滑偏离指针指在中心零位（C飞机）。若飞机在下滑道的上面，90Hz音频大于150Hz音频，偏离指针向下指（A飞机），表示下滑道在飞机的下面。反之，飞机在下滑道下面时，150Hz音频大于90Hz音频，指针向上指（B飞机），表示下滑道在飞机的上面。下滑信标辐射场和偏离指示3.3.6指点信标系统

指点信标台发射频率均为75MHz。而调制频率和台识别码各不相同，以便使飞行员识别飞机在哪个信标台上空。航道指点信标台安装在沿着着陆方向的跑道中心线延长线上。在飞机飞越各指点信标台上空时，对应的指点信标指示灯亮，且可听道各指点信标台所发射的不同的音频编码键控调制。3.4全向信标系统全向信标系统的功用3.4.2全向信标系统的组成3.4.3全向信标系统的基本工作原理3.4.1全向信标系统（VOR）的功用1、基本功用是引导飞机沿选定的航路飞行机载VOR接收机接收VOR台所发射的信号，经处理后可指示出VOR台的磁方位角，并进而计算飞机相对于预选航道的偏差。飞行员根据EHSI等仪表上的航道偏离杆的指示，即可驾驶飞机沿预选航道飞行。2、定位利用VOR接收机所测出的VOR方位角，加上由测距机所提供的飞机到VOR／DME台的距离，便可进行定位计算，确定飞机的地理位置。3.4.2全向信标系统的组成一、VOR接收机二、控制盒三、天线四、指示器二、控制盒甚高频导航控制盒是VOR，ILS，DME共用四、指示器1、无线电磁指示器（RMI）：可指示磁航向、VOR方位、相对方位角。2、水平状态显示器（EHSI）如下图。3.4.3全向信标系统的基本工作原理一、有关的角度定义二、VOR系统的基本工作原理三、VOR工作频率分配一、有关的角度定义1、VOR方位角VOR方位角是指从飞机所在位置的磁北方向顾时针测量到飞机与VOR台连线之间的夹角。VOR方位也称电台磁方位。2、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，叫飞机磁方位。它是以VOR台为基准来观察飞机相对VOR台的磁方位。3、磁航向磁航向是指飞机所在位置的磁北方向和飞机纵轴方向（机头方向）之间顺时针方向测量的夹角。4、相对方位角飞机纵轴方向和飞机到VOR台连线之间顺时针方向测量的夹角，叫相对方位角，或称电台航向。二、VOR系统的基本工作原理VOR台发射信号是由两个低频信号调制的射频信号。一个称为基准相位信号，另一个称为可变相位信号。基准相位信号的相位在VOR台周围的各个方位上相同；可变相位信号的相位随VOR台的径向方位而变。飞机磁方位决定于基准和可变相位信号之间的相位差。机载设备接收VOR台的发射信号，并测量出这两个信号的相位差，就可得到飞机磁方位角，再加180°就是VOR方位。三、VOR工作频率分配VOR和LOC工作在同一甚高频频段的不同频率上。VOR／LOC工作频率范围从108.00—117.95MHz，频率间隔50kHz，共有200个波道。其中108.00—111.95MHz之间的频率，VOR／LOC共用，其中十分位为偶数的频率为VOR波道；112—117.95MHz之间的频率均为VOR波道。3.5无线电高度表（LRRA）系统功用和组成调频连续波（FMCW）高度表3.5.3等差频FMCW高度表3.5.4飞机安装延时校正和多设备安装干扰3.5.5高度指示与决断高度3.5.1系统功用和组成一、无线电高度表的功用二、无线电高度表的组成一、无线电高度表的功用无线电高度表测量飞机相对地面的真实高度或叫垂直高度。测高范围为0—2500英尺，属于低高度无线高度表，简称LRRA。主要应用于飞机的起飞和着陆阶段。现代无线电高度表的工作频率为4300MHz（c波段）。二、无线电高度表的组成无线电高度表的类型： 调频连续波（FMCW）高度表 等差频FMCW高度表 脉冲式高度表LRRA系统包括收/发机组件、发射天线、接收天线和高度指示器。接收天线和发射天线可以互换。

3.5.2调频连续波（FMCW）高度表FMCW高度表发射信号是调频连续波，可以用正弦波调频或用三角波调频。在接收机收到反射波的t2时刻的发射频率为f2,而所接收的信号频率为f1，即在t时间内，发射频率从f1变化到f2,f=f2-f1，所以可以用f来测量高度，因为它反映了时间差t，即反映了高度。3.5.3等差频FMCW高度表在等差频FMCW高度表中，保持差频Fb和频偏ΔF不变，而调制周期TM是随飞机高度变化的。由于发射信号是调频连续波，而且差频保持不变，故叫等差频FMCW高度表。由于当飞机高度增加时电波往返传播时间Δt增加，因此需增大调频波的调制周期TM才能保持差频Fb不变。反之，当飞机高度减小时，电波往返传播时间Δt也减小，因此需减小调频波的调制周期。所以这种高度表实际上是用调制周期TM的大小来测量高度的。3.5.4飞机安装延时校正

和多设备安装干扰一、飞机安装延时（AID）二、减小多设备安装互相干扰的方法三、高度跳闸信号一、飞机安装延时（AID）飞机停在地面上时，地面反射信号相对发射信号会产生传播延时，这个延时所产生的高度叫安装延时高度，它决定于收发电缆长度，收发天线之间距离和飞机停在地面上天线离地高度。二、减小多设备安装互相干扰的方法

飞机上通常装2套或3套无线电高度表，同时工作。一部高度表可能会接收到另一部高度表的泄漏信号，或接收到另一部高度表的地面反射信号，这就会造成干扰。减少互相干扰的方法是：（1）保证天线间有足够的间隔（2）在装两部高度表的飞机上，使两部高度表的频率调制信号相位相差180º（3）飞机上装三部无线电高度表时，使用不同的调制频率，来减小相互干扰。三、高度跳闸信号

高度跳闸信号是指当无线电高度低于某一高度（如1500ˊ，500ˊ，200ˊ，50ˊ，20ˊ，10ˊ）时，输出一个接地信号加到其它相关系统，以控制其他系统的工作。3.5.5高度指示与决断高度一、高度表指示器二、EADI上的高度指示一、高度表指示器（1）高度指针从-20—2500尺，指示器上的刻度在0—500尺是线性变化，500—2500尺以内是对数变化。当高度大于2500尺时，高度指针由指针板盖住。（2）决断高度（DH）旋钮当飞机高度低于决断高度时，决断高度灯亮。（3）警告旗警告旗出现，这时高度指示无效，不能用于飞行。（4）测试按钮在自动着陆期间，断开人工自检功能二、EADI上的高度指示无线电高度显示（RA＞DH）RA显示从-20—2500尺，字是白色，大于2500尺，显示空白。决断高度显示DH显示在RA的上面，字是绿色。包括DH后面跟着是选定的决断高度。EFIS控制板上DH选择范围是-20—999尺。显示范围是0—999尺。如果选择DH是负值，则显示空白。决断高度警戒结束决断高度警戒可以自动结束或人工复位。自动结束出现在飞机着地或飞机爬升到比选定决断高度高75尺时。人工复位是通过按压EFIS控制板上的复位按钮实现的。复位后，RA显示回到白色，DH显示回到绿色。3.6测距机(DME)测距机的功用测距机系统的工作方式距离计算原理3.6.4机载测距机系统3.6.5应用微处理器及数字技术的新型测距机3.6.1测距机的功用测距机用于测量飞机与地面测距信标台之间的斜距ρ-θ定位ρ-ρ或ρ-ρ-ρ定位利用机场DME台和机场VOR台，可以实现对飞机的进近引导。

3.6.2测距机系统的工作方式测距机系统是采用询问-应答方式实现测量距离的。机载测距机中的发射电路产生射频脉冲对信号，地面测距信标台的接收机收到这一询问信号后，经过50μs的延迟，由其发射机产生相应的“应答”信号发射；机载测距机在接收到地面射频脉冲对应答信号后，即可由距离计算电路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。机载测距机称为询问器，地面测距机称为应答器，或称为信标台。测距机的询问频率范围为1025—1150MHz，地面测距台的应答频率范围为962—1213MHz。测距机的询问频率和测距信标台的应答频率相差63MHz。3.6.3距离计算原理测距机发出的询问信号与相应的测距信标台应答信号所经历的是往返距离2R。3.6.4机载测距机系统一、测距机

测距机（询问器）用以产生1025—1150MHz的射频脉冲询问信号，接收并处理地面应答信号，完成距离计算由于飞机上的测距机和空中交通管制应答机、TCAS都工作于频率相近的L频段，所以不应同时辐射信号，以免相互干扰。为此，当一台测距机发射时，应抑制两台ATC应答机、TCAS计算机和另一台测距机发射，反之亦然。

二、距离显示器三、测距机的控制对测距机的控制包括波道选择与工作方式控制。（一）频率选择测距机的工作波道是与甚高频导航系统配对选择的，因此由甚高频导航控制盒上的频率选择旋钮统一选择。（P431页图-3-14）（三）测试按钮按下测试按钮即可起动测距机的内部的自检电路。通过显示器的显示，可以判断设备工作是否正常。四、天线测距机采用的是L波段的短刀形宽频带天线。

3.6.5应用微处理器及数字技术的新型测距机四种工作方式和特点准备、单波道、直接扫频和自由扫频准备方式时，测距机的接收电路是正常工作的，但发射电路不产生询问信号。单波道，就是测距机工作于所选定的单一工作波道，与相应的一个地面测距台相配合，提供飞机到该测距台的距离信息。当选择直接扫频式时，测距机可按照一定的优先顺序，与所选择的5个地面测距台配合，提供飞机到这5个测距台的距离信息。而当测距机工作于自由扫频方式时，对地面测距台的选择优先顺序是由测距机内的微处理器本身来控制的。选择的准则通常是根据各地面测距台的远近和信号的可提供状况。工作方式灵活、应用广泛测距精度、工作可靠性等性能大为提高3.7机载应答机系统空中交通管制与二次雷达的工作方式3.7.2二次雷达系统的询问信号和应答信号

旁瓣抑制（SLS）3.7.4机载应答机系统应答机的基本工作原理

3.7.1空中交通管制与二次雷达的工作方式

ATC应答机是空中交通管制雷达信标系统（ATCRBS）—二次雷达的机载设备。ATCRBS以询问-应答方式工作，获得所需的信息（飞机代码、高度、距离、方位等）传送到交通管制中心，有秩序地实施空中交通，防止飞机相撞，保持飞机之间的安全间隔，提高中心机场的利用效率。3.7.2二次雷达系统的询问信号和应答信号一、询问信号二、机载应答机的应答信号1、识别应答码2、高度应答码一、询问信号模式A用于识别，模式C用于高度询问。询问信号为1030MHz的脉冲射频信号。模式A的脉冲间隔为8μЅ

C模式为21μЅ各模式脉冲的脉冲宽度为0.8μЅ。二、机载应答机的应答信号A模式的识别询问，应答机产生识别码应答信号C模式的高度询问，回答飞机的实时气压高度编码信息。应答机产生的识别或高度应答信号的频率是相同的，都是1090MHz,脉冲宽度为0.45us。应答脉冲串由框架脉冲F1与F2,信息脉冲及SPI脉冲组成的。框架脉冲是应答信号的标志脉冲信息脉冲共有12个，排列顺序如图所示1、识别应答码识别码是空中交通管制中用于表明飞机身份的代码，由空中交通管制部门制定。识别码为四位八进制码（例如4012），可利用控制盒面板上的识别码旋钮来设定

在飞行员按下应答机控制合上的识别（IDENT）按钮后，在框架脉冲F2之后的4.35μЅ处会出现一个特别位置识别脉冲——SPI脉冲。SPI脉冲的出现可使地面显示终端上的该机图象更加辉亮或加粗,以便管制人员识别.应答脉冲的宽度为0.45μЅ，间隔为1.35μЅ的整数倍。2、高度应答码

当应答机回答模式C的询问时，它的应答脉冲串表示飞机的气压高度信息。气压高度信息是由大气数据计算机提供的。3.7.3

旁瓣抑制（SLS）机载应答机只有在飞机被二次雷达天线主瓣照射时产生应答信号,接收到天线旁瓣信号时，不应答.由于管制终端区内的飞机距离二次雷达天线较近,所以被天线旁瓣所照射到的飞机上应答机也往往会产生应答信号,使显示器上出现多个目标的错误显示.为了抑制旁瓣触发,采用三脉冲旁瓣抑制系统.地面二次雷达所产生的询问信号有三个射频脉冲组成,其中P1与P3脉冲由方向性的天线辐射,旁瓣抑制脉冲P2则由无方向性的天线辐射。

控制P1,P3脉冲与P2脉冲的辐射功率比例,使得在方向性天线主瓣范围内的飞机所接收到的P1、P3脉冲幅度高于P2脉冲。这样，应答机即可通过比较P1、P3脉冲与P2的幅度判明飞机是处在二次雷达方向性天线的主瓣内还是旁瓣内，从而决定是否产生应答信号。如果P1脉冲大于P2脉冲的幅度9dB,即表明飞机处于二次雷达天线的主波瓣法线方向上，产生应答信号；P2脉冲大于P1脉冲，则表明P1脉冲是旁瓣照射产生的，不产生应答信号；应答机在模糊区的应答概率随P1脉冲的增大而增大。无方向性天线辐射方向性天线主瓣3.7.4机载应答机系统

一、应答机应答机面板上设置的故障指示器用以表明系统是否存在或发生过故障。自检按钮（SELFTEST）用以自检。自检正常时，控制合上的绿色信号灯亮。二、天线

应答机的天线为L波段的短刀型天线。飞机上装有两部应答机天线。应答机天线为无方向性天线。应答机天线与测距机天线是相同的，可以互换。三、控制盒系统选择开关（ATC）用于选择应答机进行应答。识别码显示在显示窗中。高度报告开关用以控制应答机是否应答高度询问（模式C），并用以选择第一套或第二套大气数据计算机来作为高度报告信息源。按压一次识别钮（IDNT），可在应答脉冲串中增加一个SPI脉冲，在地面ATC雷达荧光屏上，该机的图像变得更亮，SPI脉冲保持约18秒故障灯在检测到不正常的工作状况时亮。3.7.5应答机的基本工作原理由天线所接收的1030MHz询问脉冲信号，经由接收机得到视频脉冲信号。译码电路按照控制盒所选择的模式，鉴别P3脉冲与P1脉冲之间的时间间隔。如果询问模式与所置定的询问模式相符，则译码成功，就产生一个模式起动脉冲加到编码电路去启动编码发射电路。如果询问模式为高度询问模式，则在应答机控制合上选择高度应答方式时，译码电路即可输出模式C起动控制信号，以触发编码器和发射机产生高度应答信号。在编码器产生编码脉冲串期间，抑制电路所产生的内抑制脉冲使接收机抑制约28μs，以防止译码器在应答编码期间再次产生编码触发信号。与此同时，抑制电路还产生外抑制信号加至测距机和TCAS，以防止在应答机发射应答脉冲期间测距机或TCAS也发射射频信号，产生相互干扰。3.7.6S模式应答机现代民用飞机上装备的是离散寻址信标系统的机载应答机，称为S模式应答机。离散寻址信标系统的基本思想，是以选择性的“点名”询问-应答方式，取代ATCRBS的广播式询问-应答方式，以克服多架飞机应答机应答信号的干扰问题。离散寻址信标系统赋予每一架飞机一个独特的24位地址码。地面雷达以数字式的询问信号，询问所指定地址码的飞机。新型离散寻址信标系统与现行的交通管制雷达信标系统是双向兼容的。3.8避撞系统TCAS的功用3.8.2TCAS系统的组成与部件功用3.8.3TCAS系统的基本工作原理监视能力与τ的概念3.8.1TCAS的功用

一、机载防撞系统的功用二、TCASⅡ在EHSI上提供的信息三、EFIS控制合对TCAS显示的控制四、音频信息一、机载防撞系统的功用TCASⅡ可提供本机邻近空域中的交通状况显示，发出交通咨询TA并能在确实存在潜在的危险接近时提前向机组发出决断咨询（解脱咨询）RA。TCASⅡ所提供的决断咨询回避措施为垂直机动咨询：爬升(clime)或下降（decent）。二、TCASⅡ在EHSI上提供的信息

TCASⅡ能提供入侵（相遇）飞机的相对位置等图象信息，相关的字符信息，以及与交通咨询、解脱咨询相关联的语音提醒信息等，显示在TCAS的专用显示器、电子飞行仪表系统或其它显示器上。显示在EHSI或导航显示器ND上的TCAS信息主要是入侵飞机的图像及其相对位置、威胁等级等，见图3－29。（1）入侵飞机的相对位置。（2）威胁等级――以四种不同的符号来表示对本机威胁等级不同的飞机：一般（其它）飞机以空心的菱形图案表示；邻近飞机显示为实心的菱形；发出交通咨询的飞机的图象为黄色的圆形；交通咨询伴随有语音提醒信息“TRAFFIC,TRAFFIC”(“交通，交通”)。解脱咨询的飞机为红色的矩形图案。（3）相对高度：“＋”表示对方高于本机；“－”表示对方低于本机。（4）升降速度：当相遇飞机的相对升降速度等于或大于500英尺/分时以向上或向下的箭头表示。（5）无方位飞机信息是以字符方式显示的该机的距离和相对高度。字符为黄色表示交通咨询；决断咨询字符为红色。（6）超显示范围飞机信息以“OUTOFFSCALE”（“超出显示范围”）表示。（7）威胁提醒：在出现交通咨询或解脱咨询的时，显示黄色或红色的“TRAFFIC”（“交通”）字符。（8）模式信息：按下EFIS控制合上的TFC（交通）按钮，才可能在显示器上显示TCAS信息。此时，EHSI上显示绿色的“TFC”（“交通”）。EADI上的RA信息EADI可用于显示TCAS所发出的解脱咨询信息。解脱咨询信息是本机为回避入侵飞机所应采取的垂直机动措施，如爬升、下降等三、EFIS控制合对TCAS显示的控制由于TCAS系统需利用EHSI和EADI来显示交通咨询和解脱咨询等信息，所以与EFIS控制合的上的有关控制元件的设置有关。（1）EHSI的工作模式在EHSI工作于NAV、VOR/ILS、MAP模式时，可以显示TCAS的信息。（2）TFC按钮只有在按下TFC按钮后，EHSI才可以显示TCAS的有关信息。（3）距离选择TCAS的显示距离决定于EHSI控制合上的距离选择开关。由于TCAS的监视范围较小，所以为观察TCAS提供的交通信息，通常选用较小的距离，如20、10海里。四、音频信息TCAS除了可以提供各种视觉信息发出交通咨询或解脱咨询信息外，还同时以合成语音来提醒飞行员。3.8.2TCAS系统的组成与部件功用一、TCAS计算机/收发机二、两部方向性天线三、XPNDR/TCAS控制合四、S模式应答机及上下天线一、TCAS计算机/收发机TCAS计算机是机载防撞系统的核心。主要用以询问及接收入侵飞机的应答信号，完成防撞计算。基本功用为：监视邻近空域中的飞机；获取所跟踪飞机的数据；进行威胁评估计算；产生交通咨询或解脱咨询等。TCASⅡ计算机的前面板的LED指示器和一个自检按钮的功能1、

TTR-PASS和TTR-FAIL这两个LED指示器用于表示TCASⅡ计算机/收发组本身的工作状况。组件工作正常时，绿色的TTR-PASS（收发组正常）应亮；组件故障时，则红色TTR-FAIL（收发组故障）指示器亮。2、

XPNDR（应答机）TCASⅡ计算机需与S模式应答机通过两条ARINC429总线频繁地交换数据。当应答机故障或TCASⅡ计算机无法正常获得由应答机提供的数据时，XPNDR（应答机）指示器亮。3、

UPPERANT（上天线）UPPERANT（上天线）红色指示器亮表示TCASⅡ收发机的上天线故障4、

LOWERANT（下天线）LOWERANT（下天线）红色指示器亮表示TCASⅡ收发机的下天线故障。5、

RADALT（无线电高度）当TCAS计算机无法获得由无线电高度表所提供的无线电高度信息时，RADALT（无线电高度）指示器亮。6、HDNG（航向）TCAS计算机所需的航向数据是由惯性基准组件提供的。在无法获得由惯性基准组件提供的航向数据时，HDNG（航向）指示器亮。8、

R/A（解脱咨询）在TCAS计算机所输出的解脱咨询信息不能正常输出到相应的显示器上显示时，R/A红色指示器亮。9、

T/A（交通咨询）T/A红色指示器亮表示TCAS计算机所输出的交通咨询信息不能正常输出到相应的显示器上显示。10、

TEST按钮按下TEST按钮，即可启动TCAS计算机的全面自检。在按下TEST按钮、TCAS的自检过程中，所有的状态显示器先全部亮约1秒；然后全部断开；此后，才显示系统当前的工作状态。二、两部方向性天线TCAS利用其方向性天线实现与相遇飞机的询问-应答，并获得目标的方位信息。TCARS的方向性天线内部设有四个辐射单元，这四个辐射单元互成900，分别指向飞机的前、后、左、右。每部天线通过四根同轴电缆与TCARS收发案相连接，每根同轴电缆的接头标有顺序号，且所涂的颜色不同，安装时应注意。三、XPNDR/TCAS控制盒1、工作方式开关工作方式开关用于选择应答机和TCAS的工作方式与功能。（1）STBY(准备)工作方式开关置于STBY(准备)位时，应答机和TCAS发射机均不发射，但能接收。此时系统处于准备状态。（2）ALTRPTOFF（不报告高度） 此时应答机系统处于模式A方式，可以正常应答模式A的询问，但不会应答模式C的询问。TCAS发射机仍处于准备状态。（3）XPNDR（应答机）工作方式开关置于（应答机）位时，应答机处于全功能状态，可以正常应答模式A和模式C的询问。（4）TA（交通咨询）此时在应答机正常工作的基础上，TCAS也正常工作，可在需要时产生交通咨询，但仍不能产生解脱咨询。（5）TA/RA（解脱咨询）工作方式开关置于TA/RA（解脱咨询）位，应答机和TCAS均处于全功能状态。控制合上其它功能开关的功用与应答机相同。3.8.3TCAS系统的基本工作原理一、TCAS的信息获取 二、TCAS的询问信号三、TCAS计算机与其它系统的交连一、TCAS的信息获取TCAS是通过“收听-询问-应答”方式获取监视空域中其它飞机的信息的。TCAS接收机收听其它飞机的应答信号或断续发射信号，从而感知周围空域中其它飞机的存在。TCAS计算机的防撞信息获取过程，不依赖于地面ATC雷达。在获得所需的信息后，TCAS计算机即对所监视的飞机的运动趋势进行分析评估，重点监视那些对本机可能构成威胁的飞机的运动状况，并将所监视的飞机的相对位置以及威胁等级显示在显示器上。必要时，计算机即发出相应的交通咨询或决断咨询。上述信息的获取与威胁评估过程是不间断地进行并实时地更新的。二、TCAS的询问信号1、模式A、C呼叫询问TCAS计算机通过模式A、C询问，获得相遇飞机的信息，计算该飞机的距离，并利用方向性天线来测量其方位。2、TCAS对模式S应答机的询问与信息获取TCAS计算机按24位地址码对这类飞机进行S模式的询问，获得该机的高度信息，计算该飞机的距离，并利用方向性天线来测量其方位。3、在相遇飞机的应答机为S模式应答机且装备TCAS的情况下，本机的TCAS计算机即可与该机建立基于S模式数据链的空-空协调关系。空-空协调关系建立后，双方的TCAS计算机即可确定由哪一方来控制回避机动，并保证所发出的垂直避撞机动咨询为互补性的。三、TCAS计算机与其它系统的交连输入信息主要包括无线电高度、航向、大气数据计算机产生的有关本机的高度、速度、升降速度等信息。L波段设备的相互抑制飞机上的两部应答机、两部测距机和TCAS均工作于L波段。为避免相互干扰，同一时刻只应有一部处于发射状态。在五部L波段设备中的一部开始发射之前，产生一个宽度为28μs的外抑制波门加到其它L波段设备，以避免其它L波段设备进入发射状态，并保护其接收设备。来自近地警告系统的抑制信号近地警告系统的产生的“低于下滑道”、“拉起”和“风切变”警告信息的优先权高于TCAS的咨询信息，所以，在近地警告系统发出上述三种警告信号时，会抑制TCAS输出交通咨询和解脱咨询。3.8.4监视能力与τ的概念一、监视空域二、τ的概念三、跟踪与显示能力一、监视空域TCAS的监视空域为环绕本机的立体空域，TCAS所监视的本机前方距离可达30海里。通常监视距离为14海里。二、τ的概念TCAS计算机中所进行的监视与跟踪计算的基础，是基于对入侵飞机接近率的连续监视。TCAS计算机提前发出TA、RA的时间在TCAS计算机发出交通咨询TA并进而发出决断咨询RA后，从飞行员意识到潜在的危险并按照决断咨询RA采取机动回避措施，到使飞机改变当前的飞行高度而脱离危险，是需要一定的时间的。TA门限为20—48秒，RA为15—30秒。从TCAS计算机发出交通咨询TA到发出决断咨询RA的间隔时间为15秒左右。τ取决于目标的距离接近率与距离，其关系如下：τ=距离/距离接近率TCASⅡ发出交通咨询TA的高度范围为±1200英尺。三、跟踪与显示能力TCAS计算机的最大监视能力可达30架。TCAS计算机的最大跟踪能力为每平方海里0.32架，即5海里×5海里范围内最多可跟踪8架。3.9气象雷达系统机载气象雷达系统用于在飞行中实时地探测飞机前方航路上的危险气象区域，以选择安全的回避航路，保障飞行安全工作方式有“气象”、“气象与湍流”、“地图”等几种。一、气象方式（WX）此方式的功用是在飞行中连续地向飞行员提供飞机前方航路及其两侧扇形区域中的气象状况及其它障碍物的平面显示图象。可有效探测降水区、潮湿的冰雹、湿性湍流、风切变等目标的存在，提供目标的强度、距离、方位信息。对云雾、雪花等不能有效探测，对晴空湍流也不能检测。机载气象雷达还能有效地发现航路上的山峰、相遇飞机等目标。但绝不能把气象雷达作为地形回避设备或防撞引导设备来应用。二、地图方式气象雷达的“地图”（MAP）方式用于观察飞机前下方的地表特征图形，诸如山峰、河流、湖泊、海岸线、大城市等的地形轮廓图像。三、湍流方式湍流区域中的气流运动急速多变，方向变化不定。气象雷达工作于湍流方式时，雷达能检测出危险的湍流区域，将其显示为明显的品红色图象或白色图象。气象雷达湍流方式的检测距离通常为４０海里。四、测试方式在测试方式，有的雷达发射机所产生的射频能量被引导到等效负载上去耗散掉，天线并不向外辐射能量。有的雷达则使发射机工作约1秒钟，以检查收发组工作状况。3.9.2雷达的基本组成一、雷达收发组二、雷达天线组三、显示器与控制盒四、波导系统

一、雷达收发组

现代气象雷达发射电路通常采用主振-放大式发射电路。 气象雷达接收机的基本任务是从杂乱的噪生背景中检测出微弱的目标回波来，产生视频回波信号输送被显示器。二、雷达天线组气象雷达所使用的天线有平板型天线和抛物面天线两类。现代气象雷达均应用平板型天线。波瓣宽度一般为3

5°。为维护方便，天线组件上装有方位扫掠控制开关：将开关扳至断开位，即可停止天线的方位扫掠。三、显示器与控制盒彩色显示器在显示气象目标时通常用绿、黄、红色来表示强度逐渐增大的降水区域。在显示地面目标时，通常用蓝绿色、黄色、品红色来代表反射强度不同的地面目标。彩色WXR所显示的目标图像的亮度与目标的距离、面积、降雨率无关四、波导系统波导系统用以实现雷达收发组和天线之间的射频能量传输。维护WXR波导应注意连接正确，可靠；防止进水，防污垢，防尘土进入；密封圈防老化；防止变形，腐蚀。保证雷达信号的正常传输，保证雷达性能。3.9.3

气象雷达探测目标的基本原理一、雷达探测目标的基本原理机载气象雷达所发射的是频率为9.3千兆赫的X波段信号，其波长为３.2厘米。降雨区及其它空中降水气象目标能够对这一波段的信号产生有效的反射，形成具有一定能量的回波信号，从而被雷达接收机所检测。为了探测飞机航路前方及其左右两侧的气象情况，气象雷达天线是在一定范围内进行往复方位扫掠的。二、

雷达发射信号及其基本参数气象雷达发射机所产生的雷达发射信号，为9.3GHz的周期性脉冲射频信号。机载气象雷达的脉冲重复频率一般在120

3000Hz之间。脉冲宽度一般为数微秒。3.9.5雷达维护中的一些注意事项

1．散热问题雷达收发组设置有专用的冷却风扇，以利于散热。2、防磁使用磁控管的雷达收发组的磁控管外装有磁性很强的永久磁铁；有的雷达使用包含有铁磁物质（铁氧体）的收发开关。工作中应注意避免影响它们的磁性。3、电磁辐射及其它在必须使雷达工作于辐射能量的方式时，应通知其他人员离开飞机前方的扇形区，应上仰天线；不对准机库。另外，当本架或附近的飞机正在加油或抽油时，不得使雷达工作于辐射能量方式。以免引燃汽油蒸气。4、防止天线变形在维护过程中应避免敲打撞击与强力扳动天线，以防止天线变形。3.10机载GPS导航系统简介3.10.1机载GPS导航系统概述一、功用机载GPS借助导航卫星给飞机电子设备和机组人员提供飞机位置信息。GPS可以提供下列数据：经度、纬度、高度、精确时间和地速。二、组成与接口二、组成与接口

机载GPS系统由GPS天线和多模式接收机（MMR）组成。GPS天线接收L波段（1575.42MHZ）射频信号并送给MMR。多模式接收机MMR用于接收天线来的卫星导航数据和计算GPS数据,计算出飞机位置和精确时间再把它送给飞行管理计算机（FMCS）.FMCS把GPS来的位置信息或导航无线电来的位置信息与IRS数据结合起来，并计算出最终的飞机位置。大气惯导组件（ADIRU）把位置数据送给多模式接收机.MMR从ADIRU得到惯性基准数据，它利用这些数据对系统初始化，并且在低卫星覆盖期间帮助系统工作。MMR输出的数据送给IRS主警戒组件。IRS主警戒组件对这些数据进行监视。一旦MMR组件出现故障，IRS主警戒组件就会使在IRS方式选择板上的GPS故障灯点亮。通过CDU上的显示的GPS数据来判断机载GPS的工作是否正常。利用CDU进行GPS的的检查和使用。3.10.2系统工作方式一、GPS的工作模式二、工作频率三、自动限制四、卫星信号的处理一、GPS的工作模式GPS有以下工作模式：获取模式（Acquisitionmode）导航模式(Navigationmode)高度辅助模式(Altitudeaidedmode)辅助模式(Aidedmode)。1、获取模式在该模式下，GPS处于搜索和锁定卫星信号。GPS接收机在开始计算GPS数据之前必须找到至少4颗卫星。GPS首先从ADIRU获得当前飞机的位置和高度，然后再综合内部导航数据库就可计算出哪些卫星是可用的。这样很快就能进入下一模式---导航模式(Navigationmode)。如果ADIRU数据无效的话，GPS仍能获得有效的卫星信号。只不过这样会多花一些时间，因为它要搜索所有卫星。通常在ADIRU数据有效的情况下，GPS只要花75秒钟就可获得卫星信号。而在ADIRU数据无效的情况下，就得花大约4

10分钟时间。2、导航模式(Navigationmode)在该模式下，GPS接收机就能计算出GPS数据。3、高度辅助模式(Altitudeaidedmode)借助4颗有效卫星，GPS可以存储ADIRU高度与GPS计算高度之差。GPS这样做的目的是为了当仅有3颗有效卫星的时候可以估算出GPS的高度。在该模式下，GPS将ADIRU来的高度和地球半径进行求和，并作为第4距离。GPS在以下三种情况下进入高度辅助模式：---GPS曾工作在导航模式---只有3颗有效卫星可供使用---GPS已在内存中存储了惯导高度和GPS高度的差值一旦第4颗卫星出现，GPS将重新启动正常工作方式。4、辅助模式(Aidedmode)在短暂的卫星覆盖不好期间（小于30秒），GPS将进入辅助模式。在辅助模式下，GPS从ADIRU处接收惯导高度、航迹角和地速信息。一旦卫星覆盖转好，GPS就能迅速回到导航模式。在辅助模式下GPS的输出为NCD（无计算数据）。如果GPS在30秒内不能跟踪这些卫星，GPS就进入获取模式。二、工作频率卫星向机载GPS发射的信号频率是L1（1575.42MHZ）和L2（1227.6MHZ）频率。卫星发送状态数据给地面监视站的下行频率是1783.74MHZ。地面站发送信息到卫星的上行频率是2227.5MHZ。3.11近地警告系统3.11.1概述3.11.2近地警告系统的工作方式3.11.3近地警告系统的部件功能3.11.4维护实践3.11.1概述一、近地警告系统的功用二、GPWS的基本工作原理三、警告信息四、近地警告系统的基本组成与接口一、近地警告系统的功用

当飞机处于不安全的接地飞行状态，或飞机进入风切变区域（由向相反方向快速移动的大量空气组成）时向机组发出警告，以使飞行员意识到飞机所处的危险状态并立即采取纠正措施，使飞机脱离不安全的接地飞行状态。二、GPWS的基本工作原理近地警告计算机根据相关机载导航系统所获得的各种飞机飞行运动参数，实时地监测飞机相对于地面的飞行运动状态。近地警告计算机将由其它机载电子系统所获得的飞行运动状态和构型状态数据与存储在计算机中的事先设定的门限值进行比较，一旦发现飞机进入不安全的近地飞行状态，即可及时发出警告。三、警告信息近地警告系统所发出的警告信息为：1、驾驶舱中的模拟警告语音；2、仪表板上的警告灯光信号；3、电飞行仪表系统显示组件上的相关视频信息。四、近地警告系统的基本组成与接口

飞机上装备一套近地警告系统。系统的基本组件为：1、近地警告计算机GPWC一部；2、近地警告系统控制板；3、近地警告灯／抑制电门组件。近地警告系统需通过警告电子组件、扬声器和耳机、主警告灯等发出警告信息。近地警告系统需由相关系统获得所需的信息。在近地警告计算机发出近地警告信息时，还将有关警告状态输送给飞行数据记录器系统予以记录。在近地警告计算机发出“拉起”、“低于下滑道”、“风切变”警告信息时，抑制TCAS计算机发出有关警告，因为上述三种近地警告信息具有较高的优先权。3.11.2近地警告系统的工作方式一、近地警告系统的警告方式近地警告系统GPWS能根据不同的导致危险接近地面飞行的原因，发出相应的警告，这就是近地警告系统的工作方式。通常，近地警告系统有以下几种警告方式。过大的下降率警告方式在飞机的离地高度较低时，如果飞机的下降率超出了安全飞行的极限，近地警告系统即发出相应的警告。过大的接近率警告方式由于地形的上升（如接近山峰时），即使飞机的飞行姿态没有改变，也可能导致飞机与上升的地面之间的接近率过大。显然，近地警告系统应当发出接近率过大的警告。掉高度过大警告方式飞机不在着陆期间或飞机在爬高期间（起飞或复飞）过大地掉高度，近地警告系统发出掉高度过大的警告。飞机离地净高太小警告方式当飞机不在着陆期间飞机离地净高太小时发出警告。低于下滑道过大警告方式飞机在进近过程中起落架放下后，如偏低于下滑道过大则系统发出警告。风切变警告方式当飞机遭遇风切变时系统发出警告。高度呼叫用于在飞机下降过程