DME的原理
测距机
距离测量设备DME是Distance Measuring Equipment的缩写，是国际民航组织批准的近程导航系统之一，它由机载询问器（机载DME询问机）和地面应答器（DME天线和地面DME台）组成。DME通过测量脉冲信号的发射和接受时差而获得飞机到地面台的斜距。当飞机的飞行高度远小于到台的斜距时，可将DME测得的斜距视作飞机到地面台的平距。
DME询问机发射的脉冲对间隔是随机的，每架飞机使用的脉冲对间隔不一样，才能彼此有别，在同一空域有几架飞机使用各自的DME系统时，使飞机能识别自己发射的询问信号。同时，每个DME地面台都能周期性地用摩尔斯码，以1350Hz发射该台的识别字母，使飞机可以确认哪个DME地面台是它的询问对象。
DME地面台总与VOR地面台或ILS地面台靠在一起，当在电子飞行仪表系统（EFIS）控制面板上选定VOR方式时，DME的频率与VOR频率一起调谐；当在EFIS控制面板上选定ILS方式时，DME频率与ILS频率一起调谐。但在EFIS控制面板上选定MAP和PLAN方式时，DME频率是由飞机管理计算机提供的。
DME距离的显示可以在无线电远距磁显示器（RDMI）上，也可以在EHSI 上，距离>=100海里时，显示可以精确到1海里。距离<100海里时，DME距离显示可以精确到十分之一海里。DME系统有故障，显示为空白，距离超出允许显示范围，或无计算数据，显示为虚线。选定ILS或VOR方式，DME距离在EHSI上显示，但选定MAP和PIAN方式时，EHSI上显示的是根据飞行管理计算机来的待飞距离（distance-to-go），而不是DME距离。
一．D ME系统的组成
DME系统是一种询问——应答式脉冲测距系统，由机载设备和地面设备组成，见图1。
图1 DME系统的组成
(1)DME系统地面设备
DME系统地面设备由应答器、监视器、控制单元、机内测试设备、天线和电键器组成。应答器是DME系统地面设备的主要组成部分，它由接收机、视频信号处理电路和发射机组成。接收机的作用是接受、放大和译码所接受的询问信号；视频信号处理电路的主要作用是对询问脉冲译码，并经过一定的时间的延迟后，产生编码回答脉冲对；发射机的作用是产生、放大和发送回答脉冲对。
现在民航使用的DME设备通常具有全固态设计、微机控制及采用双监控器、双应答器构型等特点，从而大大提高了地面信标设备工作的可靠性、精度和可维修性，如AWA公司生产的LDB—102型测距设备和ALCATEL公司生产的FSD-40/45型测距设备等。
以AWA公司生产的LDB—102型测距设备为例。LDB—102型测距机由接收机单元(RV)、发射机驱动器(TD)、测试询问器(TI)、发射机电源模块、监视单元、1千瓦射频放大单元(仅用于1kW设备)、控制和测试单元(CTU)、射频面板、交流电源单元、天线、远端维护与监视系统(RMM，通常与VRB—52D型DVOR 共同使用)等组成。图2为设备简要框图及信号流程(以1kW单机为例)，以下介绍1kW单机系统，双机系统的每一个应答机与之相同。150W设备除1kW射频放大单元外，其余流程相同。
接收机模块主要提供接收的功能。
发射机驱动器上有脉冲整形板、激励器、中频功放器、功率调制放大器
测试询问器包括主板、射频产生器、调制和检测器、应答检测器以及衰减器。测试询问器是一个独立的工作单元，它以一定的速率模拟飞机进行询问，测距机(DME)应答机将这些询问脉冲作为正常的询问并给出相应的应答。
监视器从天线以及相连的测试询问器上获得输入信号，这些信号代表了设备运行的参数，并且监视器对每一个信号进行通过/失败检测。这个通过/失败结果由控制与测试单元获得并且根据所需进行告警指示或者产生控制行动控制和测试单元监视、控制并且测试LDB—102型测距机(DME)内部不同的功能。
1千瓦射频功率放大器由功率分配器，功率合成器和10个250W的射频放大模块组成。
射频面板位于控制与测试单元后的机柜后部。所有的天线反馈及耦合元件，使150W或1kW设备功率放大器降低射频衰减和泄露。射频面板上安装有定向耦合器、环流器和接收机预选滤波器。
发射机电源模块产生发射机驱动器所需的电流，在150W机器中，射频功率放大器的所需电源也由此产生。
交流电源单元用于将220V交流变压后，给设备提供所需24V直流等，并给备用电源充电。
远端维护和监视系统负责监视LDB—102(通常还有VRB—52D型DVOR)的操作和状态参数，并且可以进行开/关机操作。它包括台站维护处理器(NMP)和中央监视终端系统等。
台站维护处理器安装在机柜上，它是一个包含四个串口的信号板计算机，包含0.5M字节电池后备的内存和一个电池备份的实时时钟。中央监视终端系统安装在监控中心，它包括一个IBM兼容机(至少486)和一个工业标准操作系统(Windows3.11)以及中央监视终端系统软件。
天线有两种：Chu天线和内扫描DME/N型天线。通常使用内扫描DME/N
型天线。
图2 LDB—102型测距设备简要框图及信号流程
来自飞机的询问信号被测距机(DME)的天线接收，天线连接到测距机(DME)设备上的射频板。信号流经定向耦合器和环流器后到预选滤波器。环流器的作用是防止耦合的发射机输出直接进入接收机。预选滤波器包含三个调谐到接收频率的耦合谐振腔，它隔离中频镜象频率，隔离伪频率并且对发射机输出频率更进一步衰减。然后，询问信号送到接收机模块。
接收机检测并解码“通道视频”而且对同步回答触发脉冲对编码。如果必要，随机应答脉冲对被加上，对于同步应答保持一个最小应答率945Hz。通过减少接收机灵敏度，最大应答率被限制在2800Hz。1350Hz的识别码在每40秒发送一次。
接收机输出应答脉冲对触发发射机驱动器模块上的调制产生器，送到1千瓦射频功放模块。发射机驱动器的激励频率由接收机模块上的本地振荡器提供。
功放上的输出被送回到射频板上，经过环流器和定向耦合器到天线，对飞机发送应答信号。在双机系统上，射频板上含一个同轴转换中继，当一台发射机连接到天线时，另一台发射机连接到假负载。
设备中还包括一个测试询问器和一个监控器，这两个单元一起用于检测测距机的性能。测试询问器连续地向测距机(DME)询问这如同模拟一架飞机，发射机对这些信号进行应答，然后监控器检测并处理应答信号对应答信号各项参数进行门限比较。
测试询问器产生的询问脉冲通过定向耦合器到信标接收机，应答机对这些询问的应答也通过此定向耦合器送到测试询问器。
(2) DME 系统机载设备
机载DME 系统由询问器、距离指示器、天线和控制盒组成。机载DME 询问器由发射机、接收机和距离测量电路等组成，完成信号的发射、接受和距离的测量。控制盒对询问器收发信机提供需要的控制和转换电路，还可以对VHF 通信或导航接收机提供频率的选择。DME 距离指示器可以显示飞机到地面DME 台的斜距，飞机的地速以及飞机到台时间等信息。询问天线的作用是发射询问信号和接受回答信号，它是具有垂直极化全向辐射图形的单个L 波段天线。
询问器是DME 系统机载设备的主要组成部分，目前的典型产品有Collins DME-700、Bendix DME-37A DME 询问器等700系列DME 。
以Collins DME-700为例，Collins DME-700在对台工作方式时可提供多个所选地面信标台的距离信息；在自由扫描工作方式时，可提供在其工作范围ienei 的所有地面信标台的距离信息。距离信息供给飞行管理计算机系统用于高精度定位，并可在驾驶舱显示。另外，在上述两种工作方式时，还可以提供所选信标台的音响信号。
Collins DME-700由机壳、电源、频率合成器、激励器、功放、接收机、视频处理器、距离处理器、和监控器等组件组成。如图3是Collins DME-700组成简化框图。
飞机电源
稳压非稳压
机壳组件包括母板组件、后部插座、射频连接板和环行器/低通滤波器组件。 电源组件的作用是把115V 、400Hz 飞机电源变换为DME 工作所需要的直流电压。
频率合成器组件的功能是为所选择的DME 信道产生正确的发射机信号。它包括一个VCO 和一个稳定主控振荡器(SMO)。VCO 产生L 波段信号，并经由激励器-功放组件放大和调制。SMO 包括锁相环，用以给VCO 产生调谐电压。
激励器组件调制并放大来自频率合成器的L 波段信号，供给功放脉冲的RF
图3 DME-700组成简化框图
输出信号，供给接收机连续波(CW)激励信号。激励器包括4级放大器和1级调制器。
功放组件由RF放大器和调制器组成。它放大并整形加到天线上去的RF脉冲信号。
接收机接受选择、放大和检波输入的地对空信号。它由预选器、63MHz中放和10.7MHz中放/检波器组成。
视频处理器由脉冲对译码器、中放自动增益控制（AGC）放大器、输入/输出(I/O)装置、数字/模拟(D/A)转换器、ARINC429总线接口电路、识别滤波器和音频放大器组成。完成的基本功能是：对中频视频输出译码；控制接收机中频增益；调谐接收机预选器；与ARINC接口；提供音频识别信号。
距离处理器由CPU、存储器电路、发射机脉冲对编码器。自检信号产生器、控制总线接口和包括距离时钟在内的距离计数器网络组成。它的功能是：给DME 发射机产生激励器和功放触发脉冲；测量第一个询问脉冲与所接受的第一个视频脉冲之间的时间间隔。
监控器组件提供检测DME-700内部故障的设备。它由故障监控电路、非易失性存储器、输入/输出电路和DME-700面板自检开关及故障指示器组成。
(3)精密测距机(DME/P)
DME/P是微波着陆系统(MLS)的一个必要组成部分，它提供精密测距功能。
图4为典型的DME/P地面信标应答器的方框图可以将它看作是由两个独立的应答器所组成：一个用于回答FA方式询问，另一个则用于回答IA方式询问。每个应答器均由接收机、信号处理电路和发射机组成。两个应答器公用一个接收机，用于接受IA方式和FA方式询问。
至FA方式回答延迟调整
图4 DME/P系统地面信标应答器方框图
图5为典型的DME/P系统机载询问方框图。它由接收机、信号处理电路、发射机及其IA、FA方式编码器等电路组成。
二．DME 系统的测距原理
(1) 测距原理
DME 系统测距是从机载询问器向地面信标发射询问脉冲对开始的，地面台
接受这些询问脉冲对经过50s μ的固定延迟后，发射应答脉冲对，见图6。其中50s μ固定延迟，称为主延迟。其作用是：一则使对询问的回答时间统一；二则可读出距离指示器零海里处（相应与地面信标台所在机场跑道的接地点处）。因此，5s μ延迟也叫做零海里延迟。
询问器的距离计算电路根据从发射询问脉冲对至接受应答脉冲对之间所经过的时刻差，计算出飞机到地面信标台的斜距。
由于点播传播速度可以认为是一个常数，即8310/m s ?，飞机到地面信标台
图6 DME 的测距原理示意图 图5 DME/P 系统机载询问器方框图
的斜距可以用下式来表示：
()2R D R D t t c
R t t τ
-=
-= 式中 R ——询问器与应答器之间的距离，以海里为单位；
R t ——自发射询问脉冲对到接受回答脉冲对之间所经过的时间，以微秒为单
位；
50D t s μ=——地面信标台接受询问和发送回答之间的延迟时间；
12.359τ=——射频电波传输1海里并返回所需要的时间，以微秒为单位。 (2) 频闪原理
要测定发射询问脉冲对到接受应答脉冲对的时刻差，关键在于识别处从地面应答器应答的机载询问器本身的应答信号。接受信号可能包括地面台对自己询问信号的应答信号、对其他飞机测距机询问的应答信号以及地面信标台断续发射的脉冲和识别信号。为了识别地面应答机的应答信号，机载询问机通过所谓的频闪搜索原理来实现。
频闪搜索的基本原理是：使询问器在开始询问的一段时间内，产生一串重复频率随机变化的询问脉冲对，于是地面台对飞机的应答脉冲对重复频率也按一定规律随机变化。由于它们的变化规律是随机的，具有独特的变化形式，因而可以和其他飞机询问和地面台应答脉冲对重复频率的随机变化加以区别，这样就可以使询问器辨认出对自己询问的应答。
三． D ME 系统的信号特征和系统性能 (1) 工作频率
DME 系统工作在962~1213MHz 频段内。机载询问器的询问频率在1025~1150MHz 频段，地面信标台的回答频率在962~1213MHz 频段。
DME 系统信道安排为X 和Y 两种信道。X 信道编排为：1X,2X,……,126X ；Y 信道编排为：1Y ,2Y ,……，126Y 。这样，DME 系统共有256个信道。无论询问还是回答信道，相邻两个信道频率间隔为1MHz .任何一个信道的发送和接受频率差均为63MHz ，即
63R I f f MHz =±
式中 I f ——询问器的询问频率；R f ——信标台的回答频率。
DME 系统的X/Y 信道安排见图7。其中X 信道126个，Y 信道126个。在头63X 信道内，回答频率比机载询问频率低63MHz ；在64X~126X 信道内，回答频率高于机载询问频率63MHz 。而头63Y 信道内，回答频率比机载询问频率高63MHz ；在64Y~126Y 信道内，回答频率比询问频率低63MHz 。
图7 X/Y 信道安排
尽管民用DME系统设计为具有252个信道的工作能力，但其中有52个信道往往是不用的。这52个信道是：1~16X和Y;60~69X和Y。DME实际上只能工作在17~59X和Y；70~126X和Y，共200个信道上。原因是：其一，在DME/VOR 和DME/ILS连用方式中，VOR和ILS只占用200个信道；其二，避开1030MHz 和1090MHz ATC应答器工作频率，以避免与它们之间可能的干扰。
由于DME系统地面信标台往往与VOR和ILS地面台安装在一起，为了充分利用频谱，有关导航设备（如DME/VOR/ILS）工作频率一般是配对分配的。例如：当在VOR控制面板上选定一个VOR频率时，DME的频率也就自动地调定了。国际民航组织（ICAO）规定的甚高频导航与DME系统的频率配对列表于表1中。
表1 频率配对分配表
(2) 脉冲对及脉冲间隔
DME 的机载询问器和地面应答器，发射的信号都是脉冲对，对于X 信道，脉冲间隔为12s μ；射频脉冲对的包络为钟形脉冲，脉冲宽度为3.5s μ。见图8。
3.50.5s
μ±
a. DME 系统询问信号格式
b. DME 系统回答信号格式
脉冲
上升时间
脉冲下降时间
c. DME 系统发射脉冲的形状
(3) 脉冲对重复频率
为保证记载询问器的正常工作以及地面应答器的容量限制，应答机发射的应答脉冲不能低于945对每秒，同时不能高于2800对每秒。
(4) 识别信号
在我国，DME 的识别信号为三个英文字母的摩尔斯电码。 (5) 系统延时
DME 的系统延时根据国际民航组织的规定为50s μ，代表地面应答机收到询
问信号经过处理后发射应答喜好的时间差，其目的在于克服多路径反射波的干扰。
(6) DME 的容量限制
国际民航组织规定，DME 最多能为100架飞机提供距离信息。
(7) 覆盖范围和测距精度
DME 的有效覆盖范围为200 n mile ，在有效覆盖范围内，系统的测距误差不大于0.5 n mile 。
四． D ME 系统在飞机导航中的使用方案
DME 提供的斜距信息在飞机导航中可有多种用途：
图8 DME 信号格式和脉冲形状
(1) 定位
DME 作为自动飞行控制系统的传感器所提供的距离信息，送到飞行管理计算机系统（FMCS ）用于飞机的精确定位。
(2) 航路间隔
为确保飞机的飞行安全和正常，所有在航路飞行的飞机均必须按指定的高度层和一定的距离间隔飞行。而航路间隔可利用DME 提供的距离信息来实现。
(3) 进近到机场
在某些情况下，驾驶员可以利用DME 提供的距离信息操纵飞机以某个方位飞向DME/VOR 信标台，然后转弯以便在新的方位上飞行到某个位置时再作圆周飞行，使飞机最后进入着陆航向，见图9。
3
6912
1518
21
24
303327中指点信标
远指点信标
(4) 有时驾驶员为了避开某个空中禁区，可以操纵飞机在距空中禁区某一距离上作圆周飞行，待飞到一个新的径线方位时，再朝DME/VOR 信标飞行，见图10。
(5) 在指定位置等待
驾驶员可根据航站DME 所提供的距离信息，保持DME 距离指示器读数为常数，即做圆周飞行，以等待进场着陆。
(6) 计算地速和到台时间
飞机在飞行中，DME 询问器连续地测量到所选地面信标台的斜距。由于这个斜距是随飞机接近或离开信标台而变化的，所以测量斜距的变化率就可给出飞机接近或离开信标台的速度。
DME 系统是飞机无线电导航广泛使用的一种近程导航设备。它既可用作导航设备，也可用作机场导航设备。当它与其他近程导航和着陆设备如甚高频全向信标(VOR/DVOR)和仪表着陆系统(ILS)相配合构成航线或机场导航设备时，可有多种使用方案：
3
3318
A ．DME
系统用作航线导航设备
DME 系统用作导航设备时，主要有以下几种使用方案： (a) DME/DME 使用方案
这种方案就是ρρ-体制定位方案。飞机分别测得至两个航线DME 地面信标台的距离来确定飞机的位置。为了提高定位精确度，消除定位的多值性，在实践中也可同时利用三个航线地面信标台所提供的距离信息进行定位，构成ρρρ--体制定位系统，如图11。
(a) DME/DME 使用方案
(b) VOR/DME 使用方案
(b) DME/VOR/DVOR 使用方案
这种方案就是ρθ-体制定位方案。在此定位方案中，飞机可同时接受来自
图10 利用DME 避开保护空域 图11 DME/DME 和VOR/DME 使用方案
VOR或DVOR提供的以磁北为基准的方位信息和来子DME地面信标的距离信息，用以确定飞机的位置。由于ρθ
-是ICAO审定的标准近距导航系统，故使用最为普遍。
(c) VOR/TACAN(VORTAC)使用方案
塔康(TACAN)是一种能给飞机提供到某一固定地面的方位和距离信息的战术空中导航系统。实际上，它是一种军用航空ρθ
-导航体系。由于TACAN与DME系统具有相同的测距功能，因此TACAN系统的机载设备与DME系统的地面设备，或者DME系统的机载设备与TACAN系统的地面信标可以互相配合工作，两者完全相容。
B．DME系统用作机场导航设备
DME系统用作机场导航设备时，可有以下三种使用方案：
(a) DME/ILS使用方案
在某些不便于安装指点标的机场内，常由DME系统地面信标与ILS相配合。即使在微波着陆系统(MLS)代替(ILS)功能后，MLS仍需要有提供距离信息的相应设备，即精密测距机(DME/P)，只不过DME/P可提供更加精确的距离信息而已。
(b)DME/TVOR/DVOR使用方案
这与航线ρθ
-体系定位系统类似，即由机场DME地面信标与机场全向信标(TVOR)或机场多普勒全向信标(DTVOR)相配合，构成ρθ
-体制定位系统。此方案既可以更加有效的利用空域外，还可以提高在ILS进近程序中的安全性。(c)DME/DME使用方案
这也与航线ρρ
-体制定位系统类似。DME/DME使用方案构成机场航站ρρ
-设备还可以用作短场起落(STOL) -体制定位系统。在某些小机场内，ρρ
和垂直起落(VTOL)飞机的着陆设备。
C．DME系统用于区域导航(RNA V)
区域导航是指那些能够在一个广阔的区域内提供导航能里的导航系统。现在民用飞机已普遍使用以VOR/DME为基础的RNA V系统，即VOR/DME RNA V 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12为VOR/DME RNA V系统示意图。
图13为典型的RNA V系统方框图。它由导航计算机、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。
图12 VOR/DME RNA V系统
北斗卫星导航系统定位原理及应用
xxxx导航系统定位原理及其应用 北斗卫星定位系统是由中国建立的区域导航定位系统。该系统由四颗（两颗工作卫星、2颗备用卫星）北斗定位卫星（北斗一号）、地面控制中心为主的地面部份、北斗用户终端三部分组成。北斗定位系统可向用户提供全天候、二十四小时的即时定位服务，授时精度可达数十纳秒(ns)的同步精度，北斗导航系统三维定位精度约几十米，授时精度约100ns。美国的GPS三维定位精度P码目前己由16m提高到6m，C/A码目前己由25-100m提高到12m，授时精度日前约20ns。。 北斗一号导航定位卫星由中国空间技术研究院研究制造。四颗导航定位卫星的发射时间分别为： 2000年10月31日； 2000年12月21日； 2003年5月25日， 2007年4月14日，第三、四颗是备用卫星。2008年北京奥运会期间，它将在交通、场馆安全的定位监控方面，和已有的GPS卫星定位系统一起，发挥?双保险?作用。北斗一号卫星定位系统的英文简称为BD，在ITU（国际电信联合会）登记的无线电频段为L波段（发射）和S波段（接收）。北斗二代卫星定位系统的英文为Compass（即指南针），在ITU登记的无线电频段为L波段。北斗一号系统的基本功能包括： 定位、通信（短消息）和授时。北斗二代系统的功能与GPS相同，即定位与授时。 其工作原理如下： ?北斗一号?卫星定位系出用户到第一颗卫星的距离，以及用户到两颗卫星距离之和，从而知道用户处于一个以第一颗卫星为球心的一个球面，和以两颗卫星为焦点的椭球面之间的交线上。另外中心控制系统从存储在计算机内的数字化地形图查寻到用户高程值，又可知道用户出于某一与地球基准椭球面平行的椭球面上。从而中心控制系统可最终计算出用户所在点的三维坐标，这个坐标
二维码导航工作原理
总体设计: 该系统由以陀螺仪导航系统、视觉系统、AGV子系统、电源管理系统、传感器系统和装置机械结构五部分组成。导航采用陀螺仪导航为主，视觉导航为辅，最大化融合和利用各导航的优势，提高系统的可靠性和导航精度。 其运行原理如下：AGV在接收到工作中心的指令后，由导航系统将其指引至货物装载处，装载完毕后，按照预设指令，其分析起点-终点路径后，规划出最佳行走路径，行走至指定位置。该过程中不断利用导航系统识别周围特征标志信息，以实时利用AGV子系统计算分析其所处位置，之后利用无线通信方式发送至工作中心电脑，以管理和规划工业现场的总体物流运行进度，避免相互干涉，提高运输效率。 项目技术归纳为以下几点： （1）陀螺仪导航与视觉联合导航：本系统采用陀螺仪导航系统专用模块，主要实现技术为差分定位，并结合工业现场的地图，利用车载控制系统实时分析系统地图坐标数据，之后与地图信息对比以获取定位信息。项目采用图QR码扫描自适应阈值算法的视觉技术识别运动过程中的关键标志物，辅以航位推算系统以达到路径自动辨识和规划，从而最终达到对AGV导航的目的。通过视觉定位QR码技术导航的图像获取、摄像机标定、特征提取和深度恢复等过程，以达到对物体的位置精确定位。 QR码（二维码） （2）路径规划：AGV运行路径规划分为全局规划和局部规划。全局规划中采用切线图法，即将路径中关键点作为特征点，将该特征点的切线表示弧，这样可以获取AGV起始点和目标点的最短路径，提高AGV路径进行规划的速度；局部规划中采用人工势场法，其设计思想是将AGV在工业现场作业视为一种抽象人造受力场中的运动，通过建立人工势场的负梯度方向指向系统的运动控制方向，目标点对AGV产生引力，障碍物对AGV产生斥力，其驱动结果使其在势场合力作用下控制AGV运动方向并计算AGV位置，为防止工业现场AGV在到达目标位置前陷入局部小点而无法达到预设位置，系统利用模拟退火算法使势函数跳出局部极小点，以使AGV顺利到达目标位置。 （3）多任务分解及协调：为解决多个AGV间任务分配、路径规划和相互协调，系统采用模糊动态数学模型的方法，该方法基于专家辨识系统的设计思路，将任务分配分解为“最重要、重要、一般、次要”四个等级，并将路径规划为“最近、较近、合理、备选”四个等级，之后利用模糊动态数学模型进行建模和分析，输出最佳的任务分解和路径规划。具体应用中，利用工业现场工作中心对多个AGV提前预置任务和目标路径，提供给系统的初始输入和输出，由系统自动完成对任务和路径的分析，并将指令传送至各AGV车载控制系统，以达到AGV间的任务协调和路径选取。需要指出的是，为了解决实际应用过程中由于任务的不断更
导航定位技术原理及应用__复习资料
1试说明GPS全球定位系统的组成以及各个部分的作用。 (1) 空间星座 GPS卫星星座由24颗（3颗备用）卫星组成，分布在6个轨道内，每个轨道4颗。 基本功能：接收和存储由地面监控站发出的导航信息，接收并执行监控站的控制指令；利用卫星的微处理机，对部分必要的数据进行处理；通过星载原子钟提供精密时间标准；向用户发送定位信息；在地面监控站的指令下，通过推进器调整卫星姿态和启用备用卫星。 (2) 地面监控 地面监控部分由分布在全球的5个地面站组成，包括5个监测站，1个主控站，3个信息注入站。 监测站：对GPS卫星进行连续观测，进行数据自动采集并监测卫星的工作状况。 主控站：协调和管理地面监控系统，主要任务：根据本站和其它监测站的观测资料，推算编制各卫星星历、卫星钟差和大气修正参数，并将数据传送到注入站；提供全球定位系统时间基准；各监测站和GPS卫星原子钟，均应与主控站原子钟同步，测出其间的钟差，将钟差信息编入导航电文，送入注入站；调整偏离轨道的卫星，使之沿预定轨道运行；启用备用卫星代替失效工作卫星。 注入站：在主控站控制下，将主控站推算和编制的卫星星历、钟差、导航电文和其它控制指令等，注入到相应卫星的存储系统，并监测注入信息的正确性。 (3) 用户设备 由GPS接收机硬件和数据处理软件以及微处理机和终端设备组成。 GPS接收机硬件主要接收GPS卫星发射的信号，以获得必要的导航和定位信息及观测量，并经简单数据处理而实现实时导航和定位。GPS软件主要对观测数据进行精加工，以便获得精密定位结果。 2试说明我国北斗导航卫星系统与GPS的区别 一是使用范围不同。“北斗一号”是区域卫星导航系统，只能用于中国及其周边地区，而GPS是全球导航定位系统，在全球的任何一点只要卫星信号未被遮蔽或干扰，都能接收到三维坐标数据。二是卫星的数量和轨道是不同的。“北斗一号”有3颗，位于高度近3.6万千米的地球同步轨道。三是定位原理不同。“北斗一号”是用户首先发射要求服务的信号，通过卫星转发至地面控制中心，地面控制中心计算出用户机的位置后再通过卫星答复用户，而GPS只需要4个卫星的位置信息，由用户接收机解算出三维坐标，由于“北斗一号”本身是二维导航系统，仅靠2颗星的观测信号尚不能定位，观测信号的获得需要具有转发或收发信号功能，而通信功能是GPS不具备的。 3 GPS相较其他导航定位系统的特点 1.功能多,用途广.可以用于导航,测时,测速,测量及授时. 2.定位精度高. 3.实时定位. 天球：以地球质心为中心，半径r为任意长的一个假想的球体。 大地经纬度：大地经度是指通过参考椭球面上某一点的大地子午面与本初子午面之间的二面角，大地纬度是指过参考椭球面上某一点的法线与赤道面的夹角 天文经纬度：天文经度是指本初子午面与过观测点的子午面所夹的二面角，天文纬度是指过某点的铅垂线与赤道平面之间的夹角。 黄道：地球公转的轨道面与天球相交的大圆即地球绕太阳公转时，地球上观测者所见到太阳在天球上运动的轨迹春分点：当太阳在黄道上从天球南半球向北半球运行时，黄道与天球赤道的交点 赤经：从春分点沿着天赤道向东到天体时圈与天赤道的交点所夹的角度 赤纬：从天赤道沿着天体的时圈至天体的角度
导航原理讲义第一章
导航原理（principle of navigation） i) 使用教材：无（主要是没有合适的教材，要自己编）。ii）参考书： 1.惯性导航原理，邓正隆，哈尔滨工业大学出版社， 1994； 2.GPS卫星导航定位原理与方法，刘基余，科学出版 社，2003； 3.Elliott D. Kaplan. Understanding GPS：principles and applications（second edition）. 中译本：1）GPS原理与应用（第一版），邱致和（20所），电子工业出版社； 2）GPS原理与应用（第二版），寇艳红（北航），电子工业出版社，2007。 4）Pratap Misra，Per Enge. Global Positioning System: Signals, Measurements and Performance(second Edition). 中译本： GPS 信号，测量与性能（第二版），罗鸣等，电子工业出版社； iii）课程考核方式：课堂大作业形式。 iv）课程的主要内容： 惯性导航部分； 北斗部分；
GPS部分； 天文导航部分； 组合导航部分； 新增部分： 量子导航 Simulation-based（粒子滤波）。瑞典林雪平大学(LinkOping University)的Rickard Karlsson提出一种无需GPS即可定位并导航的新技术。
第一章导航及其发展 §1.1 导航的基本概念 1、导航的定义 在各种复杂的气象条件下，采用最有效的方法并以规定的所需导航性能，引导运载体航行的过程（引导运载体按一定航线从一个地点（出发点）到另一个地点（目的地）的过程）。 2、导航参数 导航过程中需要用来完成导航任务的参数。 载体的位置、速度、姿态（角度）等，其中最重要的参数是确定载体的位置，即定位。所以，导航的核心就是定位。 3、导航的任务 1）引导运载体进入并沿预定航线航行； 2）导引运载体在夜间和各种气象条件下安全着陆或进港。 3) 为运载体准确、安全地完成航行任务提供所需要的其他导引及情报咨询服务； 4）确定运载体当前所处的位置及其航行参数（最重要）。 4、导航与定位的区别与联系 区别： 导航是对运动点而言的，观测时间很短，观测数据要进行实时处理，提供相对参考位置的相对坐标，定位精度不及固定点高。 定位是对固定点而言的，允许较长时间的观测，观测数据
GPS导航系统基本原理
简述GPS导航系统的基本原理 利用GPS定位卫星，在全球范围内实时进行定位、导航的系统，称为全球卫星定位系统，简称GPS。 GPS导航系统的基本原理是测量出已知位置的卫星到用户接收机之间的距 离，然后综合多颗卫星的数据就可知道接收机的具体位置。要达到这一目的，卫星的位置可以根据星载时钟所记录的时间在卫星星历中查出。而用户到卫星的距离则通过记录卫星信号传播到用户所经历的时间，再将其乘以光速得到（由于大气层电离层的干扰，这一距离并不是用户与卫星之间的真实距离，而是伪距（PR））。当GPS卫星正常工作时，会不断地用1和0二进制码元组成的伪随机码（简称伪码）发射导航电文。GPS系统使用的伪码一共有两种，分别是民用的 C/A码和军用的P(Y）码。C/A码频率1.023MHz，重复周期一毫秒，码间距1微秒，相当于300m；P码频率10.23MHz，重复周期266.4天，码间距0.1微秒， 相当于30m。而Y码是在P码的基础上形成的，保密性能更佳。导航电文包括卫 星星历、工作状况、时钟改正、电离层时延修正、大气折射修正等信息。它是从卫星信号中解调制出来，以50b/s调制在载频上发射的。导航电文每个主帧中包含5个子帧每帧长6s。前三帧各10个字码；每三十秒重复一次，每小时更新一次。后两帧共15000b。导航电文中的内容主要有遥测码、转换码、第1、2、3数据块，其中最重要的则为星历数据。当用户接受到导航电文时，提取出卫星时间并将其与自己的时钟做对比便可得知卫星与用户的距离，再利用导航电文中的卫星星历数据推算出卫星发射电文时所处位置，用户在WGS-84大地坐标系中的位 置速度等信息便可得知。 可见GPS导航系统卫星部分的作用就是不断地发射导航电文。然而，由于用户接受机使用的时钟与卫星星载时钟不可能总是同步，所以除了用户的三维坐标x、y、z外，还要引进一个Δt即卫星与接收机之间的时间差作为未知数，然后用4个
VOR导航原理要点
VOR导航原理 前言 我一贯是本着有趣的原则在玩FS，经历了最初的新奇、乱飞、坠机、装各种插件、飞各种气象、飞航路、做视频、不断地挑战管制的极限后，终于觉得无趣了。前几天开螺旋桨飞机找找感觉，发现很多机机都有2个类似航向表的东东，里面还带杠杠，如下图。 网上搜了一下，大概是说，“那是VOR导航仪表，竖杆往左偏，说明飞机偏离VOR台航线了，就要向左飞回航线，竖杠向右偏就要向右飞回航线，保持竖杆一直居中就能飞到VOR信标了“。 好，原来这么简单，于是上天飞，这下可把我坑苦了，因为我看到的很多情况都不是那么回事，经历了各种迷茫后，决定好好研究一下这个东东，最终发现上面的红色字体部分是极特殊的情况下才有效的，当然正常飞VOR导航的大部分时间里也是在利用这个极特殊的规则，但是，可但是，但可是，如果你仅仅知道这个特殊规则，那么百分百的，你会和以前的我一样，迷失在VOR仪表中的指示中。 为了让初学者少走弯路，迅速的理解和掌握VOR导航，我们将利用赛纳斯C172SP这个小飞机，做一次自由飞行，对一些常见的VOR导航知识和应用做一次深入的探讨。经过这次探讨后，你就应该理解VOR导航这个东东了。如果你对VOR导航完全没有概念，建议你耐心的按顺序从上往下看。如果你想带着疑问了解VOR，那么可以从第三章开始倒着看。 一、基本原理 所谓导航，就是要知道目标相对自己的位置，或者说自己相对目标的位置，然后调整自己的方向，向目标前进。VOR这个东东就是用来指示你与地面固定点的相对位置的，其英文原文是：Very HighFrequency Omnidirectional Radio Range，翻译成中文就是甚高频全向信标，这是个什么东西呢？看下图：
GPS导航的使用原理和方法
GPS导航的使用原理和方法 GPS导航的使用原理和方法 手册的使用 为了可以使您的GPS导航仪发挥最大的用途，并且了解所有的操作细节，请仔细阅读本《使用手册》。使用过程中，您还会看到以下一些补充信息： 【提示】：有关主题的解释或说明； 【相关信息】：有关主题的相关扩展信息； 【注意事项】：有关主题的注意或警告事项。请您对该信息予以充分的重视并遵循相关操作，否则将可能给您和他人带来破坏性的影响。本《使用手册》仅适用于本公司GPS导航仪产品。 1．本章介绍GPS导航仪的外观组件和基本的使用说明，让您很快熟悉各项基本操作。 * 为导航仪供电、充电 首次使用本GPS 导航仪，必须使用电源适配器将电池充满电。 1．1 供电 GPS导航仪有两种供电方式：电池供电, USB 接口供电。 导航仪未连接至充电适配器时，导航仪通过锂聚合物电池供电。系统主界面右上角的电池电量图标[ ]标注当前电池剩余电量。 GPS 导航仪外接充电适配器时，GPS 导航仪通过外接电源供电。
【提示】本导航仪采用内置、不可更换的锂聚合物电池供电。在一般情况下（如背光亮度设置较低），全充满电的电池可以持续供电3小时左右。视您如何使用GPS 导航仪而定，电池的实际供电时间将有所不同。某些功能（音频、视频、高亮度背光）需消耗大量电能，可能会显著减少供电时间。 【注意事项】本机使用内置、不可更换的理电池。为了避免起火或烧伤的危险，请勿拆开、刺穿、碰撞或将电池丢弃于火或水中。电池会破裂、爆炸、或释放出危险的化学物质。 1．1．1 使用电源适配器充电 第一次使用本GPS 导航仪时，必须使用电源适配器为其充电。 1. 将电源适配器DC 端连接GPS 导航仪机身左侧的USB 接口； 2. 另外一端连接电源插座，供电同时充电。 【提示】充电指示灯亮红灯表示充电进行中。请等候电池充满电，途中勿拔除适配器。充满电时充电指示灯会变为绿灯。以后使用中，电池电力不足或电池已经耗尽的情况下请及时进行充电。 1．1．2 使用车载电源适配器充电 1. 请将车载电源适配器的一端连接到GPS 导航仪机身左侧的USB 接口； 2. 另一端连接车上的点烟器以便为导航仪供电同时充电。 【注意事项】请在汽车发动后再插入车载电源适配器，以免汽车发动瞬间电流冲击机身并造成损坏。 2．基本使用
GPS导航系统的工作原理
美国ＧＰＳ：由美国国防部于20世纪70年代初开始设计、研制，于1993年全部建成。1994年，美国宣布在10年内向全世界免费提供ＧＰＳ使用权，但美国只向外国提供低精度的卫星信号。据信该系统有美国设置的“后门”，一旦发生战争，美国可以关闭对某地区的信息服务。 欧盟“伽利略”：1999年，欧洲提出计划，准备发射30颗卫星，组成“伽利略”卫星定位系统。今年该计划正式启动。 俄罗斯“格洛纳斯”：尚未部署完毕。始于上世纪70年代，需要至少18颗卫星才能确保覆盖俄罗斯全境；如要提供全球定位服务，则需要24颗卫星。 中国“北斗”：2003年我国北斗一号建成并开通运行，不同于GPS，“北斗”的指挥机和终端之间可以双向交流。去年5月12日四川大地震发生后，北京武警指挥中心和四川武警部队运用“北斗”进行了上百次交流。北斗二号系列卫星今年起将进入组网高峰期，预计在2015年形成由三十几颗卫星组成的覆盖全球的系统。 最成熟的是美国的GPS卫星导航系统，下面我来介绍一下这种导航系统。 全球卫星定位系统(Globle Positioning System) 是一种结合卫星及通讯发展的技术,利用导航卫星进行测时和测距。全球卫星定位系统(简称GPS) 是美国从本世纪70 年代开始研制, 经过20余年的研究实验，耗资300亿美元，到1994年3月，全球覆盖率高达98%的24颗GPS卫星星座己布设完成。具有海陆空全方位实时三维导航与定位能力的新一代卫星导航与定位系统。经过近十年我国测绘等部门的使用表明,全球卫星定位系统以全天候、高精度、自动化、高效益等特点,成功地应用于大地测量、工程测量、航空摄影、运载工具导航和管制、地壳运动测量、工程变形测量、资源勘察、地球动力学等多种学科,取得了好的经济效益和社会效益。 GPS的组成 GPS全球卫星定位系统由三部分组成:空间部分—GPS星座(GPS星座是由24颗卫星组成的星座，其中21颗是工作卫星，3颗是备份卫星);地面控制部分—地面监控系统; 用户设备部分—GPS 信号接收机。 1.空间部分 GPS的空间部分是由24 颗工作卫星组成,它位于距地表20 200km的上空, 均匀分布在6 个轨道面上(每个轨道面4 颗) ,轨道倾角为55°。此外,还有4 颗有源备份卫星在轨运行。卫星的分布使得在全球任何地方、任何时间都可观测到4 颗以上的卫星,并能保持良好定位解算精度的几何图象。这就提供了在时间上连续的全球导航能力。GPS 卫星产生两组电码, 一组称为C/ A 码( Coarse/ Acquisition Code11023MHz) ;一组称为P 码(Procise Code 10123MHz) ,P 码因频率较高,不易受干扰,定位精度高,因此受美国军方管制,并设有密码,一般民间无法解读,主要为美国军方服务。C/ A 码人为采取措施而刻意降低精度后,主要开放给民间使用。
2009-03-01'GPS导航基本原理与应用1(曾庆化)
§1.1§1.2§1.3(6)(4)(12)GPS 导航基本原理与应用 教师：曾庆化 自动化学院 2009年3月 Principles and Applications of GPS Navigation
第一章绪论z1.1、GPS定位技术的发展 z1.2、GPS定位系统的组成 –GPS空间星座部分 –GPS地面监控部分 –用户设备 z1.3、美国对GPS用户的限制性政策–两种服务 –实施可选择性SA政策【时间选择】 （以及SD政策）【地区选择】。 –精测距码（P码）加密（A-S）措施 –反限制性政策的措施 (12) (6)(4)§1.1§1.2§1.3
1.1 GPS定位技术的发展（1-1）z1957年10月，前苏联第一颗人造地球卫星。 z1958年底，美国海军武器实验室着手研制“海 军卫星导航系统（NNSS）”，又名“子午仪卫 星导航系统”。1964年成功实现。 z20世纪60年代中期，海军提出“Timation”方 案，空军提出“621B”方案。（优缺点） z1973年，美国海陆空三军共同研制“Navigation Satellite Timing and Ranging/Global Positioning System”,授时与测距导航系统。简 称GPS。 (12) (6)(4) §1.1§1.2§1.3
1.1 GPS定位技术的发展（1-2）z星座发展情况 21星配置图 24星配置 (12) (6)(4) §1.1§1.2§1.34
1.1 GPS定位技术的发展（1-3）z工作示意图情况 (12) §1.1§1.2§1.3 (6)(4)