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全球定位系统 YE201 目录标题章节标题页码全球定位系统 — 概述 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34—58—00 . . . . 1 概况 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4 驾驶舱部件位置 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6 部件位置 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8 天线位置 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 接口 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12 接收机 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16 GPS天线 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18 工作原理1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20 工作原理2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24 工作原理3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26 功能说明 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30 CDU故障监控功能说明 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32 CDU显示 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34 培训知识点1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36 培训知识点2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38 多模式接收机自检 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40 34—58—00—001 Rev 3 02/10/1997 全球定位系统 — 概述目的全球定位系统 — 概述目的全球定位系统（GPS）利用导航卫星对飞机系统和机组提供飞机位置。缩略语和术语 ADIRU — 大气数据惯性基准组件 AMP — 放大器 APU — 辅助动力装置 ARINC — 航空无线电公司 ATT — 姿态 A/D — 模拟/数字 BITE — 机内自检设备 CDU — 控制显示组件 CONV — 转换器、变流机 dc — 直流电 34—58—00—001 Rev 3 02/10/1997 DET — 检测 D/A — 数字/模拟 ELEC — 电气的 flt — 飞行 FMC — 飞行管理计算机 GP — 一般性目的 GPS — 全球定位系统 HEX — 十六进制 IRS — 惯性基准系统 L — 左 LBL — 纵剖线的左侧 MMR — 多模式接收机 nav — 导航 NCD — 无计算数据 NVM — 非易失性存贮器 ovht — 过热 pos — 位置 PPS — 精确定位服务 R — 右 RAIM — 接收机自治完好性监控 RBL — 纵剖线的右侧 rcvr — 接收机、接受器 RF — 无线电射频 SAT — 卫星 SCR — 可控硅整流器件 SPS — 标准定位服务 SS — 单掷、单发 sta — 站位 UTC — 世界协调时 △tBIAS — 时钟偏差 V — 电压 WL — 水平线 34—58—00—001 Rev 3 11/16/2000 全球定位系统概述全球定位系统 — 概述 GPS — 概述概况全球定位系统（GPS）计算数据为：－纬度－经度－高度－精确时间－地速飞机上有两套GPS系统，1号天线接收的卫星信号后送到1号多模式接收机（MMR 1），2号天线连接2号多模式接收机（MMR 2）。MMR对飞机位置和精确时间进行计算，将此数据送给飞行管理计算机系统（FMCS）和IRS主提醒组件。FMCS利用GPX或导航无线电的定位数据和惯性基准数据一起去计算飞机位置。 34—58—00—002 Rev 9 12/29/1998 ADIRU的位置数据送给MMR，IRS主提醒组件从两个MMR获得GPS数据。当两个GPS接收机都有故障时使得在IRS方式选择组件上的GPS故障灯亮，或者当一个GPS接收机故障时并且主提醒告示牌被压下时GPS故障灯亮。近地警告计算机（GPWC）从多模式接收机（MMR）获得GPS位置和速度数据。时钟从MMR获得GPS时间数据。 34—58—00—002 Rev 9 01/26/2001 天线右大气数据惯性基准组件左大气数据惯性基准组件惯性基准组件主提醒告示器飞行管理计算机时钟近地警告计算机全球定位系统概述 GPS — 部件位置概况这是在驾驶舱内与GPS有关的部件： 34—58—00—013 Rev 2 10/08/1996 －控制显示组件－主提醒告示器－主提醒灯－ IRS主提醒组件－告示器和变暗模件－ IRS方式选择板 34—58—00—013 Rev 2 03/13/1997 －控制显示组件(2) －告示灯和变暗组件 GPS －飞行舱部件位置 IRS主提醒组件前电子板 P5后顶板－　IRS方式选择板 P61板－左主提醒灯－主提醒警告器－右主提醒灯 P7防眩板 GPS — 部件位置 34—58—00—003 Rev 2 02/13/1997 概况 GPS传感器是在多模式接收机（MMR）内。MMR是在电子设备舱内。MMR1在E1—2机架上，而MMR2在E1—4机架上。 34—58—00—003 Rev 2 02/13/1997 多模式接收机2的机架多模式接收机1的机架 GPS －部件位置电子设备舱 GPS — 天线位置 34—58—00—004 Rev 3 08/006/1996 概况 GPS天线装在机身顶部 34—58—00—004 Rev 3 12/14/2000 GPS 2 天线（482A站位　＋１５，纵剖线右　５　） GPS 1天线（482站位　＋１５，纵剖线左　５　） GPS — 天线位置 GPS — 接口空白页 34—58—00—005 Rev 7 02/13/2001 GPS — 接口电源和天线接口每个MMR有一个跳开关，将115伏交流电送给MMR。每个MMR接收从一个天线送来的射频信号。 ADIRU数据总线 MMR从ADIRU获得惯性基准数据。每个MMR同时从对应侧ADIRU和非对应侧ADIRU的接受惯性基准（IR）数据。正常工作时，MMR1使用左ADIRU数据，而MMR2使用右ADIRU数据。如果有一个ADIRU丢失数据时，MMR将使用另侧的ADIRU的数据。 MMR利用这些数据进行系统初始化，并有助于在卫星信号覆盖不好时系统的工作。 MMR数据输出总线 MMR输出如下数据： 34—58—00—005 Rev 7 02/13/2001 － GPS纬度－ GPS纬度（精值）－ GPS经度－ GPS经度（精值）－ GPS时间和日期－ GPS状态－水平品质指标－水平完好性限度 MMR将数据送给如下组件：－ FMC1 －时钟（正付驾驶侧的）－近地警告计算机（GPWC）－ IRS主提醒组件飞行管理计算机（FMC） MMR向FMC送出如下参数：－纬度－经度－时间－水平品质指标－水平完好性限度 FMC利用这些数据作FMC位置更新和实际导航性能（ANP）计算。时钟时钟使用GPS时间及其数据近地警告计算机（GPWC） MMR向GPWC送出如下GPS参数：－纬度（粗值）－经度（粗值）－纬度（精值） GPS — 接口－经度（精值）－地速－真航迹角－高度－垂直速度－水平精度扩散因子（HDOP）－垂直精度扩散因子（VDOP）－水平品质指标（HFOM）－垂直品质指标（VFOM）－日期－时间（世界协调时）－水平完好性限度（HIL）－传感器状态经度、纬度（粗值和精值）给出飞机位置的信息是为了得到地形诤立和地形觉察功能。地速、真航迹角、高度和垂直速度用于地形觉察功能。 34—58—00—005 Rev 7 02/13/2001 水平精度扩散因子、垂直精度扩散因子水平品质指标和垂直品质指标的一些信息可用以计算飞机的位置精度。时间和日期信息用于故障监控程序中标明每个故障发生的日期时间。水平完好性限度用以确定当前的完好性限度，以及确定GPS不能被隔离的卫星故障。传感器状态为GPWC提供其监控所需的GPS接收机工作状态。 IRS主提醒组件 IRS主提醒组件从MMR提供监控所需的日期信息。 SDI程序销钉 3个程序销钉说明MMR为1号或2号。 1号多模式接收机 34—58—00—005 Rev 7 01/30/2001 115V 交流转换汇流条 115V 交流转换汇流条 2 GPS — 接口 IRS 4号总线 GPS数据输出电源数据输出射频电源 MMR 1 MMR 2 2号天线 GPS 1号天线原宿识别码射频 1号飞行管理计算机正驾驶时钟近地警告计算机 IRS主提醒组件 2号多模式接收机副驾驶时钟右ADIRU IRS 4号总线左ADIRU P6跳开关板 P18－1跳开关板 GPS — 接收机目的多模式接收机（MMR）内包含有GPS接收机，GPS接收机接收导航卫星的信号并计算GPS数据。实物描述 MMR为ARINC-600标准的3MCU组件，宽3.6英寸、高7.9英尺、长14.6英寸，无源冷却。MMR重10磅，用115伏400用交流电工作。 34—58—00—006 Rev 8 11/02/1999 34—58—00—006 Rev 8 04/07/1998 接插头 GPS — 接收机存储卡槽孔液晶显示器测试电门多模式接受机 GPS — GPS天线概况 34—58—00—007 Rev 3 05/16/1997 GPS天线接收L频段（1575.42MHz）信号，将之送给多模式接收机（MMR）。每个天线含有集成的预放大级为MMR提高信号电平。天线预放大级使用从MMR送来的12伏直流电源。 34—58—00—007 Rev 3 02/13/1997 不准涂漆 GPS — GPS天线底视图插座安装螺丝孔顶视图 GPS — 工作原理 — 1 空白页 34—58—00—008 Rev 3 01/05/1998 GPS — 工作原理之 — 1 GPS的工作段 GPS有三个工作段，它们是：－卫星段－用户段－控制段卫星段卫星段是离地球高10900海里轨道上的一群卫星。每个卫星每12小时绕地球为中心的轨道转一圈。共有21个工作卫星和三个备用卫星。卫星连续发射带有导航数据、测距码、和精确时间的无线电信号。用户段 34—58—00—008 Rev 3 01/05/1998 用户段就是飞机上的GPS接收组件，它接收卫星信号。GPS利用卫星数据计算飞机的位置。控制段控制段就是地面上的控制和监测站，它们连续地监测并跟踪各个卫星。控制段完成如下工作：－监测并修正卫星的轨道和卫星时钟－算出并生成卫星导航电文。此电文具有说明卫星未来位置的更新信息，并收集有所有GPS卫星的最新数据。－有规则地不断更新卫星导航电文。控制段有一个主控站和5个监测站，其中三个监测站也作数据的上行装载站。主控站位于美国科罗拉多州的勘探平士，它是GPS的运行中心。在主控站有一个原子钟，此钟是GPS的基准。监测站每天24小时跟踪24颗卫星，主控站远距离通过在线连接控制着各个监测站，这些监测站的位置如下：－阿申辛岛－科罗拉多州的斯平士－迪亚哥加西阿岛－夏威夷－卡哇加列岛监测站和飞机上的接收机一样地接收着各个卫星的这些信息。监测站完成如下工作：－记录卫星时钟的精度－向主控站采集并转发气象数据，例如气压、气温和露点。主控站用以计算对流层信号延迟。－对所有可见卫星连续测距，主控站利用此数据计算并预测卫星轨道。 GPS — 工作原理 — 1 主控站借上行装载站向卫星发送以下数据：－轨道修正指令，使该卫星利用其控制喷射筒修正其轨道。－卫星的导航电文。上行装载站位置分别在阿申辛岛、迪亚哥加西阿岛、卡哇加列岛。 GPS精度民间用户可以取用标准定位服务（SPS），SPS的定位精度为在95%概率上达到15~25米。由于美国的安全问题，美国国防部故意对民间用户降低定位精度，使其为100米。军事用户可以取用精密定位服务（PPS），PPS的定位精度在95%概率上为小于18米。 34—58—00—008 Rev 3 01/05/1998 34—58—00—008 Rev 3 02/19/1997 GPS — 工作原理 — 1 控制段用户段卫星段 GPS — 工作原理 — 2 距离 GPS接收机采用测距原理，即测量从接收机到卫星之间的距离。接收机内经常存贮着卫星在轨道上的位置。接收机利用无线电信号测量从一颗卫星到达飞机的一段时间，由于接收机已知卫星的位置，并且无线电信号是以光速传播的，所以就能算出和卫星之间的距离。接收机利用单程测距原理，接收机必须正确地知道在什么时候卫星上送出无线电信号，接收机将收到的卫星信号和接收机中产生的和卫星发送信号相同的信号比较，两个信号的相差（△t）就是卫星信号到达接收机的时间。每个卫星上有一个原子钟保持着精确的时间，所有卫星上的时间其精确度相当。飞机上的接收机也有一个内部时钟，但不是原子钟，并不很精确。因此，接收机的时间要像卫星同样的精确是不可能的。 34—58—00—009 Rev 2 02/11/1997 假设接收机内部时钟的偏差为（△tBIAS），而△tBIAS是未知数，必须在接收机中算出。此△tBIAS就是接收机时间和GPS时间之间的差值。为了计算飞机位置（纬度、经度和高度）以及时间偏差△tBIAS，接收机必须知道至少4颗卫星的位置，接收机应同时测量对4颗卫星的距离，然后利用4个距离方程解出4个未知数，即解出：－纬度－经度－高度－ △tBIAS GPS时间所有卫星上的时间都应和世界协调时（UTC）同步。卫星上将此时间发送给接收机。卫星上的UTC的精度约为100纳秒。接收机按ARINC 429格式发送UTC数据，接收机也非常精确地每秒钟发送出一个时间标记。 34—58—00—009 Rev 2 08/06/1996 时间差 GPS －工作原理－ 2 GPS时间距离3 距离1 距离4 距离2 GPS时间测距 GPS — 工作原理 — 3 34—58—00—010 Rev 4 02/20/1998 空白页 GPS — 工作原理 — 3 GPS工作方式 GPS有三种工作方式，即：－捕获方式－导航方式－高度支助方式－悬挂方式捕获方式 GPS接收机寻找并锁定着一些卫星的信号上。GPS在开始计算GPS数据前必须找到至少4颗卫星。GPS还从大气数据惯性基准系统（ADIRS）获得数据，在捕获方式时GPS将利用这些从ADIRS来的如下数据：－位置－高度 34—58—00—010 Rev 4 02/20/1998 GPS利用这些数据和内部数据库计算飞机在现在位置下哪些卫星可用。有了这些数据GPS可以较快地进入导航方式。如果没有ADIRS数据可用，GPS仍能捕获卫星信号，因为它要搜寻所有的卫星，所以捕获方式的时间加长了。当GPS找到所有这些卫星后计算那几个能用。当ADIRS数据可用时，捕获卫星信号所需时间约75秒；当ADIRS不能提供数据时，GPS就需约4分钟（最大10分钟）的捕获卫星时间。导航方式当GPS捕获并锁定了至少4颗卫星的信号后进入导航方式，在导航方式时它计算GPS数据。高度支助方式当4颗卫星可用时，GPS存贮ADIRS的惯性高度和GPS高度之间的差值。保存此高度差值是为了当只有3颗卫星可用时，可以估计出GPS高度。在高度支助方式下，GPS将从ADIRS得到的飞机高度加上地球半径的长度作为第4个数据。只有在下列三个条件成立下，GPS进入高度支助方式：－ GPS已在导航方式－只有3颗卫星可用，并且对定位有较好的几何位置关系－在GPS存贮器内存贮着惯性高度和GPS高度之间的差值当第4个卫星重新在视野中见到后，GPS重新恢复正常工作。悬挂方式当卫星信号的覆盖变坏，在一个短时间（少于30秒）内GPS进入悬挂方式。覆盖变坏的例子如，虽然原有4颗卫星的信号可用，但由于飞机倾斜后丢失了某些卫星信号的接收。在悬挂方式，GPS接受从ADIRU送来的惯性高度、航迹角、地速等数据。GPS利用这些数据使得重新达到好的卫星信号覆盖时，可以加快使GPS恢复到导航方式。在悬挂方式时GPS的输出为“无计算数据（NCD）”。如果在30秒以上，GPS不能跟踪卫星，则GPS返回到捕获方式。 GPS频率卫星向飞机发射L1（1575.42 MHz）和L2（1227.6 MHz）两种频率的信号，而卫星向地面监测站发射的卫星状态数据的下行链频率为1783.74 MHz。而上行装载站向卫星发射信息的频率为2227.5 MHz。自治完好性极限 34—58—00—010 Rev 4 02/20/1998 GPS接收机具有接收机自治式完好性监测（RAIM）功能。RAEM对卫星的工作状态进近监测，即监测GPS接收机用以计算数据的那些卫星状态。RAIM功能的输出是对GPS位置误差的估值。自治完好性监测值送给FMC，FMC利用此自治完好性监测数据决定GPS数据是否能用于导航。 GPS算出值：－纬度－经度－高度－世界协调时（UTC）－日期－北/南飞行速度－西/东飞行速度－垂直速度－航迹角－自治完好性极限－ GPS工作状态 34—58—00—010 Rev 4 02/19/1997 高度支助方式距离4 见到 4个卫星吗？卫星覆盖不好吗？已过 30秒了吗？见到 4个卫星吗？只有 3个卫星吗？卫星覆盖不好吗？见到 4个卫星吗？高度支助方式悬挂方式导航方式捕获方式电源接通地球半径距离1 距离3 距离2 飞机高度 GPS方式 GPS — 工作原理 — 3 GPS — 功能说明电源从115伏交流输入形成各种供应多模式接收机（MMR）的直流电。卫星信号处理 GPS天线首先将卫星信号放大然后送给MMR，在MMR中的低噪放大器（LNA）将从天线送来的卫星信号放大，检波后送给模数转换器（A/D），A/D将数字信号送给微处理器，微处理器计算飞机位置和其他GPS数据。GPS数据输给下列组件：－近地警告系统（GPWS）－时钟－飞行管理计算机（FMC—1） IRS主提醒组件接收从1号和2号GPS系统送来的数字故障数据。 34—58—00—011 Rev 5 02/01/2001 输入 ADIRU将惯性基准数据通过4号输出总线送来供初始化用。程序销钉用作ARINC 429数据的源宿识别码告诉MMR的位置（即1号或2号）。 34—58—00—011 Rev 5 01/30/2001 此时不用左IRS总线右IRS总线 GPS — 功能说明接收器非易失性存储器模数变换 GPS数据（去时钟和近地警告计算机）发送器接收器程序销钉 GPS 1号天线 1号多模式接收机自检模拟输出微处理器离散接口本振低噪放大器电源 GPS数据（去1号FMC和IRS主提醒警告器）此时不用 GPS — 故障监控—功能说明一个GPS故障如果一个GPS故障，没有告示，直至你压下系统状态告示板重现（recall）键。当你压下告示板，如下的告示出现：－ IRS方式选择组件上的GPS灯亮－系统状态告示器上的IRS灯亮－左右主提醒灯亮当你松开告示板，所有告示器仍亮直止你压下左或右主提醒灯（重置）进行重置后才灭。两个GPS故障如果两个GPS都存故障，这些告示为：－ IRS方式选择组件上的GPS灯亮－系统状态告示器上的IRS灯亮－左右主提醒灯亮 34—58—00—012 Rev 5 07/21/1997 当你压下并松开左或右任意一个主提醒灯时，ERS灯和主提醒灯灭，但GPS灯仍亮着。 34—58—00—012 Rev 5 02/02/2001 重现 2号GPS失效 1号GPS失效亮/暗接地 GPS — 故障监控—功能说明亮/暗直流设置/重置逻辑 IRS失效右主提示灯左主提示灯系统状态告示板告示器和减暗组件 IRS方式选择组件接收处理器 IRS主提醒组件 GPS — CDU显示概况 GPS数据显示在控制显示组件（CDU）上，有3个位置页面显示GPS数据，即：－位置初始化页面（1/3）－位置基准页面（2/3）－位置偏离页面（3/3）你可以利用后页或前页键去读取所有3个页面，显示出GPS数据的页面为：－位置基准（POS REF）－位置偏（POS SHIFT）位置基准页面 POS REF页面显示着左（1）和右（2）GPS位置位置偏离页面 34—58—00—014 Rev 5 04/07/1997 POS SHIFT页面显示着GPS位置相对于飞行管理计算机（FMC）位置的偏离。每个位置偏离用/分成两个部份：－ GPS位置相对于FMC位置的方位－ GPS位置相对于FMC位置的距离，以海里（NM）计。培训知识点所有CDU显示的GPS数据，GPS1为左GPS，GPS2为右GPS。当飞机在地面上时，位置偏离（POS SHIFT）页面的数据场内并不显示信息。 34—58—00—014 Rev 5 01/30/2001 GPS — CDU显示前页后页后页前页 GPS方位和距离（地面时不显示） GPS位置 GPS —培训知识点— 1 概况 GPS具有连续监测的自检设备（BITE），用三种方法检测GPS故障：－当GPS1和GPS2两套都有故障时，GPS故障灯亮。－当某一个GPS系统有故障时，你压下一个主提醒告示器时，GPS故障灯亮。－在飞行管理计算机的传感器状态（FMC SENSOR STATUS）页面上可以显示MMR故障，在飞行管理计算机传感器数据（FMC SENSOR DATA）页面上可以显示MMR的内部故障。 34—58—00—015 Rev 6 03/30/2000 34—58—00—015 Rev 6 11/05/1997 GPS —训练信息点— 1 重现并 1号或2号GPS有故障 GPS两个系统均有故障 GPS失效灯亮 GPS失效灯亮 IRS方式选择板主提示告示器压下重现 GPS —培训知识点— 1 概况这是显示GPS维护数据的两个页面－ FMC传感器状态页面－ FMC传感器数据页面 FMCS传感器状态页面 FMCS SENSOR STATUS页面上显示着GPS系统工作状态，当显示OK表明系统有效，当显示FAIL表明GPS系统故障。要提取故障的工程数据时，在CDU的暂存行中键入100，并将右6选行键（LSK6R）压下。 FMCS传感器数据页面 34—58—00—016 Rev 10 04/21/1999 当左GPS（1）或右GPS（2）已有故障后，在此页面上将显示工程数据。如果两套GPS系统都有效时，此页面上没有GPS系统的工程数据出现。可能显示的数据如下：－系统码－标签码－故障状态－故障时间－监测码 34—58—00—016 Rev 10 01/16/1999 GPS　训练信息点－２ FMCS传感器数据 FMCS传感器状态 GPS —多模式接收机自检前面板自测试在接收机前面板上压下测试电门，开始MMR的自检。于是MMR进行内部工作检查和接口检查，测试结果显示于液晶显示器上。当你压下测试电门后，测试进行着的页面表示接收机通过将近持续5秒钟的自检，页面底部有5秒钟的进程刻度，在这一行的某一位上表明测试进行时间。 “TEST COMPLETE NO FAILURES”显示后，表明通过了测试没有故障，“TEST COMPLETE TAILURES”显示，则表明测试失败的情况（有故障）。在测试顺序中，在前面板上可以提供选择后显示在电门的上方的：－ MAINT；此选择表明页面上包含有程序销钉的选择和离散接口状态－ RETURN；此选择导致显示返回到开始测试页面 34—58—00—018 Rev 3 01/30/1998 － WHY？；当有故障时出现这种选择，压下此选择后显示出故障－ MORE；此选择表明任何时间跟随着还有更多的数据页面测试完成无故障测试正在进行 34—58—00—018 Rev 3 01/30/1998 按下压下测试还有页面接口状态接收机失效返回起始页测试完成失败故障原因还有页面接口状态多模式接收机自检多模式接收机 30秒种后显示恢复正常

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