《自动飞行控制系统》课件25 导航功能

1、第三节FMCS导航功能一、导航设备二、导航（接收机）的管理三、导航计算方法四、滤波器五、位置信号的修正FMC导航功能举例六、FMC导航功能举例第三节 FMCS导航功能导航 就是有目的地、安全有效地引导飞机从一地到另一地的飞行水平控制过程。 导航要从起飞机场开始，根据要飞抵的目的地选择航线；确定：离目的地或某个要飞越的航路点的距离；预定到达时间；确定速度等。导航系统都需要解决的三个主要问题是：如何确定飞机当时的位置；如何确定飞机从一个位置向另一个位置前进的方向；如何确定离地面某一点的距离或速度、时间。 当然，现代飞机导航系统所要解决的问题还很多，但主要的是这几个基本问题。从根本上说，导航就是给飞

2、行员提供飞机飞行中位置、方向、距离和速度等导航参量。但是在现代航空中，由于飞机飞行速度的提高，航空交通的日益拥挤，客观上要求飞机的导航系统 除确定上述几个基本参量以及其它一些参量以外，还要有连续的、适时的操纵指令输出。飞机上由于装载了许多由计算机组成的控制装置，可以使操纵指令传输到自动飞行控制系统和自动油门系统。速度指令输送到自动油门系统，产生沿着飞机机体方向的加速度以达到事先确定的飞行速度。输送到自动飞行控制系统的指令有的是产生横向加速度以改变飞机的航向；有的产生垂直加速度以使飞机爬高或下降。在整个飞行过程中，自动操纵飞机由起飞机场以预定航线、以经济方式飞向目的地。本节所述的“导航”是指飞行

3、管理系统实现的其中一个功能，而不是泛指的导航。飞行管理系统的导航功能已把早期的惯性导航、无线电导航和仪表着陆系统功能结合在一起，由它提供一个综合导航功能。即用来完成：导航管理；确定飞机的当前位置和速度；计算当前的风值。飞机在起飞以前：只要把飞机当时所处的经纬度通过CDU或直接通过IRS控制显示装置输入到IRS的计算机去。整个系统就开始工作。飞机起飞以后，无线电导航系统开始工作，并和IRS的信号相结合，一直到飞机降落到跑道上。在整个飞行阶段，都由FMS进行计算、操纵，并在有关的显示设备上给飞行员指明飞机当前所处准确位置，飞行速度和飞机飞行高度等飞行动态数据。飞行管理系统常用的导航设备：惯性基准系

4、统（IRS）；数字式大气数据计算机（DADC）；无线电导航设备：测距装置（DME）:工作于9601215兆赫的波段、甚高频全向信标（VOR）:工作于112118兆赫的波段， 塔康（TACAN）、奥米加导航（Omega）:工作于1014千赫，用于远程导航，提供飞机到地面台的距离，其导航的作用距离达8000公里、仪表着陆系统（ILS）、微波着陆系统（MLS）；多普勒导航系统；无线电高度表磁罗盘卫星导航系统（全球定位系统）（GPS）通常导航的方式两种：航位推测导航：直接定位法。 这些导航方法常被飞行管理系统采用，但在飞行管理系统中首推的还是直接定位法，并采用无线电导航。航位推测导航：是一种测量飞机地

5、速或加速度，根据已知初始位置和速度经积分计算推算飞机当前位置和速度的一种方法。它不需要用定位设备，但要知道起始位置。如惯性导航系统、多普勒导航系统等等均属于此，通常又称为自主式导航。优点：因它不依据外界环境的帮助，因而也不受外界环境的影响。直接定位法：是用导航系统测量飞机相对导航台的方位或距离，根据等位置线来确定飞机所在当前位置。这种直接定位方法由于要选用的导航台不同，因而又称为无线电导航和卫星导航。无线电导航的定位方案有 测距测距（即/导航方式）：通过机上二台测距装置（DME），测量飞机到二个地面台的距离，由此确定飞机当前位置的一种无线电导航方案；测距测角（即/导航方式）：通过机上的一台测距

6、设备DME测量飞机到地面台的距离，通过机上的VOR接收设备测量飞机相对该地面台的方位角，由此确定飞机当前位置的一种导航方案。同样，如果用塔康台也可实现/导航方案。 除此之外，尚有测角测角和双曲线系统等导航方案，在此不在一一介绍了。一、导航（接收机）的管理导航管理是指对导航接收机的管理。导航管理是导航功能块的一个子模块，可用来选取待自动调谐的导航设备和实现自动调谐。如果某些导航设备一旦出现故障或距离/几何要求不满足时，可重新选择导航设备和重新调谐。此外，还可人工参与调谐。“导航管理”要求输入电子飞行仪表系统（EFIS）：选定的最接近飞机当前位置的20个导航台，以供“导航管理”选择；VOR控制板给

7、出的自动/人工调谐信息；ILS选定信息；以“导航管理”在决策时的依据；导航数据库给出的相对应的一些导航数据：导航台位置、频率、海拔高度等等。飞行管理计算机内部制导功能块提供的参数，经“导航管理”处理后，输出：选定的导航方式和导航设备；调谐VOR/DME的频率值；响应遥控的调谐要求（由CDU输入）。导航管理模块设计的准则 导航设备按导航定位方式的优先级来选择。其优先级：测距测距（/）；测距测角（/）。 前者优先级最高。当无线电导航不能实现时，则只能选用惯性基准系统（IRS）。如果途中导航设备出现故障，则仍按上述优先级降级重选导航设备。当无线电导航的定位方式确定后（即选定了/或/后），选择EFIS

8、提供的20个导航台中最佳的导航台。当导航台选定后，必须检验该导航台是否满足要求，例如：飞机是否处在VOR的混乱圆锥区等等。这些设计的准则，其目的是确保导航的正常进行和导航的精度。图32为导航管理的流程图 图中符号：为飞机当前位置到地面台的距离；h为飞机当前的飞行高度；HL、LL和TM分别表示地面台的类型：h18000英尺为高层型（HL），此时仅能选用高层型的地面台，其最大距离为25海里。h12000英尺为末端型（TM），则可采用末端型、低层型和高层型的地面台，其最大距离为25海里。介于1800012000英尺之间的为低层型（LL），在此高度范围内，可选择高层型或低层型的地面台，其最大作用距离为

9、40海里。导航台选取原则：在/导航方式中：选择相应两个地面台时，这一对地面台必须满足一定的几何关系，即：当飞机高度小于12000英尺，交会角必须在30-150的范围内。当飞机高度大于12000英尺时一对地面台的交会角应接近90。在/导航方式：其最佳的台则为最近飞机的地面台。EFIS根据导航数据库的一些数据，选择在200海里范围内最近飞机位置的20个地面台，编辑成表（每2分钟编辑一次），送入导航管理模块，作为选择DME/DME一对地面台或DME/VOR台的依据。当驾驶员通过VOR控制板选定自动调谐状态，和通过ILS控制板决定不选用ILS时，导航管理功能块即进行自动调谐。在选择导航方式时：首先判断

10、各导航设备工作正常与否，如DME/DME正常，则首先选用它，否则选择DME/VOR或IRS。（1）当选定/后，先删去小于和最接近9海里的台，再在剩下的台中选择配对和计算合适的几何关系。如果选出的一对台满足要求，即：h12000英尺时，交会角在30-150之间，或：h12000英尺时，交会角接近90。则选择该对地面台，并给出此二台的频率，对DME/DME自动调谐。（2）如果找不到一对能满足这些要求的，则程序自动转入寻找/导航，选择一个最近飞机位置的地面台。（3）如/导航中仍找不到合适的一个地面台，程序转入IRS导航，并在CDU上显示此状况。“导航管理”功能块每5分钟自动调谐一次。（4）当导航设备

11、出现故障后，它能自动重新选择导航设备，和重新自动调谐，以确保导航的正常进行。确定自动调谐频率和其它调谐信息的数据有：飞机在空中；自动调谐；IRS有效信号；ILS选择通道信号；以及该FMC是主机还是属于从机等信号。 这些都是确定自动调谐的先决条件。计算得来的飞机当时位置数据；飞机当时高度；制导部分电路来的：航路代码名称；航路程序要求的导航设备；当时实施的航路段等。 经导航管理选定了导航方式和相应的导航设备，并经调谐后，根据导航设备输出的相应值，即可计算飞机当前位置等导航参数。由导航功能给出的各值，为EFIS和CDU提供必要的显示信息，也为以后的制导提供所需的参数。三、导航计算方法假设北京的位置为

12、P，经度为P纬度为P，济南的位置为Z，经度为Z纬度为Z， 北京到济南段的理论航线就是北京和济南的连线PZ，如果飞机始终沿着PZ飞行，也就是始终保持飞机的应飞航向P（P是PZ线和磁北方向的夹角），那么，飞机能准确地飞达济南。 三、导航计算方法三、导航计算方法 FMC导航计算基本原理：要求飞机在整个飞行过程中不断地计算出飞机的当时坐标位置（经纬度）以及飞机的应飞航向A，并要不断测定飞机的实际航向r。这样，当飞机偏离到A点时，FMC应计算飞机的应飞航向A，从IRS得到飞机的实际航向r，求取飞机在A点的航向误差=r-A 。然后，FMC把误差输到飞机的飞行控制系统，操纵舵面使飞机改变飞行姿态，一直到航向

13、误差为0，飞机便沿AZ航线飞行。 FMC导航计算基本原理（续）(一)位置计算 飞机在飞行中任何瞬时的坐标经纬度由FMC根据无线电信号和IRS信号进行计算。北京的经纬度为P和P ，飞机飞到A点，其纬度的增量为，经度的增量为，那么在任一瞬时的经、纬度为： 式中:P、 P飞机在北京起飞时的经、纬度；Re地球半径； 偏流角;H 飞机飞行的平均高度; K、K 经纬度的修正因子，即椭圆度修正；。以上这些数据都储存在FMC的导航数据库内，都是已知的。由/计算位置 /定位即:测距测距。它是通过机上的二台DME装置，测量飞机到二个地面台的距离，来确定飞机当前位置的一种方法.要测距除了机上要有DME询问机外,还要

14、有地面DME应答机. 首先,FMC自动选定某一个地面DME台的工作频率进行自动调谐,(或由飞行员人工选顶与DME台在一起的VOR台的工作频率.此时,机上DME也自动地调谐到到与该VOR配对的DME工作频率上.)T-发射电波到接收颠簸之间的时间;S-距离;12.363:电波每传播一海里并返回所需时间.发射机距离计算和显示接收机发射机接收机询问脉冲回答脉冲机上DME询问机地面DME应答机SDBAOCGBABADHFEABABmxZXmZZdXd上图中A,B分别为二个地面台的所在位置,设A台的地理位置为(XA,ZA);B台为(XB,ZB).飞机在该坐标系上的投影点为C,其坐标假设为(Xc,Zc).由

15、机上DME测得的飞机到A台和B台的距离分别为A , B.因为A和B二个地面台在坐标系OXdZd上的位置是已知的,因此二个地面台之间的距离AB为:直线AB相对OZd轴的方位角AB为:由余弦定理可得BC边的对角的余弦值为:直角三角形ACD的边长AD与CD为:三角形AHD的边长AH(mZ)与HD(mX)为:因为:X=CF+GF=CF+Mx Z=DF+DE=DF+Mz测距机所得的距离是飞机到地面DME台的斜距S.已知A台的海拔高度为B,由大气数据计算机测得的飞机气压高度为A,地面距离D为:应当说明的是,机上DME测得的是飞机到地面台的斜距,而不是上述中A和B的水平距离.这是因为地球是一个椭圆型的球体,

16、它的半径在各处不尽相同,赤道附近地球半径最大,而在南北极附近,地球半球最小.我们把飞机到地面DME台的斜距转为地面距离时,实际上不是直线距离,而是一个弧线距离.由于飞机所处地点地球半径不同,虽然有飞机到地面DME台的斜距相同,实际地面的弧线距离是不同的.SD2D1R1R2aabb设飞机飞行高度为hc,飞机到地面DME台的斜距为S.若当地球半径为R1,那么,从飞机在地球上的投影a到地面DME台b之间的地面距离为D1,D1所对地球圆心角为,若飞机在当地地球半径为R2的地区飞行,由于当地地球半径为R2,从飞机在地球上的投影a到地面DME台b之间的地面距离为D1,D1所对地球圆心角仍为.因为:所以:所

17、以,当采用飞机上DME测距机来计算到地面DME台的地面弧线距离时,需要用本地地球半径的数值对计算值稍加修正,才能得到精确值.(二)按/计算飞机的当前位置 /即测距测角，它是通过机上DME和VOR装置或VORTAC（伏尔塔康），测量飞机到地面台的距离（）和测量飞机相对该地面台的方位（），确定飞机当前位置的一种导航方法。tt240参考相位信号可变相位信号旋转天线最大幅值位置120公里ABVORDME地面台磁北磁北VOR台参考信号可变信号（北）参考信号可变信号（南）参考信号可变信号（西）参考信号可变信号（东）/定位VOR连续不断地向天空发射两种电波：参考调频信号电波：向任何方向发射，飞机在任何位置都

18、收得到的同一电波；旋转天线发射的可变信号电波，其调幅相位随地面VOR台的经向方向而变；当飞机处在VOR台的不同经向的同一时刻收到的参考调频信号电波是相同的，而收到的可变调幅信号电波的调幅相位是随经向线而变化的。这两个信号分别经过调频和调幅检波后，检测到它们之间的相位差。再经过VOR接收机内部信号处理，向FMCS输送相对于地面VOR台的方位数字信号。 FMCS收到了同一地点的VOR和DME台的方位和距离信号后，就可以很容易确定飞机当时的位置。由于在导航数据库中，地面台的经纬度已知道，那也就可以得知飞机当时所处的经纬度位置。ZdXd0YdBBAACYBYAZAXZNMD上图中OXdYdZd为当地地

19、理坐标系, OXdZd为水平面(海平面).假设已知地面台B在坐标系上位置为(XBYBZB),B为B点在水平面上的投影.飞机在该坐标系的位置坐标值为(XAYAZA),飞机在水平面上的投影点为A.地面台B相对磁北的磁差以M表示.由飞机上ADC可测得飞机当前的气压高度YA值.因为地面台的海拔已知,则可得飞机的实际飞行高度AC=h为: h=YA-YB由机上DME测得飞机A到地面台B的距离值,机上VOR测得飞机相对该台的方位角为值.因此,BC(AB)距离可计算得:仪表着陆航向修正功能计算是当飞机在进近阶段时进行的.飞行员做飞行计划时,若已经选用了仪表着陆方式（ILS）,那么,飞机在下降到大约离地1500

20、英尺时,飞行员在DFCS的MCP板上选用了“APP(进近)方式”后，FMC进入仪表着陆准备阶段，航向和下滑道接收机开始工作。当航向接收机截获航向道，亦即飞机在截获航向道过程中，航向偏离信号，偏离信号变化率，飞机的倾斜角等数值小于一定值。航向道截获后，航向修正开始，根据ILS的航向道偏离信号，经过运算处理，转为制导指令，由DFCS操纵副翼使飞机保持在跑道中心线上。飞机在地面或飞机在空中但没有有效的无线电信号时，那就只使用IRS的三个位置数值的加权平均值作为飞机的位置数值。无线电位置计算出的无线电位置信号以及伴随的表示无线电位置信号是可置信的有效信号，输送到位置滤波器和补偿滤波器。位置滤波器：还从

21、导航数据库得来机场区域的导航数据、飞机纬度以及IRS的位置误差数据送到补偿滤波器和导航功能块，用飞机位置的纬度、经度误差对IRS进行位置修正。补偿滤波器接收各处来的数据，再对各数据进行修正，最后得到飞机的精确位置输到本地地球半径计算模块，根据飞机现在位置计算本地地球半径，并把飞机经纬度输到制导部分的输入输出总线。北YdZdXd东o（X1，Z1）（X2，Z2）（三）速度与风值的计算（三）速度与风值的计算计算飞机当前速度和风速值的原始信息，是由IRS、ADC和无线电导航设备等装置提供的。IRS提供飞机的地速、升降速度、真航向和磁航向等信息。ADC则提供飞机的真空速信息。 由此可计算得速度、风速、飞

22、行轨迹角、航迹偏转角g和偏流角等值。 由上述可知，按/或/可计算得飞机每一时刻的当前位置。假设飞机在某一时刻的当前位置（在水平面上的坐标值）为（X1，Z1）经T时刻后飞机的位置移动到坐标（X2，Z2）值，则飞机的平均地速值在沿OXd轴和沿OZd轴上的分量VGx和VGy 根据ADC提供的VT值和IRS提供的真航向T值，以及以上计算得到的VG值，即可计算风速值。风速在OXd和OZd二轴上的分量VWX和VWZ，和风速值VW可得：飞机的平均地速Vg值则为：飞机的相应航迹偏转角 为：由前图几何关系，可以求得风向W为：可得偏流角f为： f =T -G尾随风VWT的大小为： VWT = VW cos（G -

23、W）侧风VWC的大小则为： VWC = VW sin（G -W）飞机的总的飞行速度V为：利用上述推导公式，即可计算飞机的当前位置、速度和风速值。速度与风值的计算（四）航迹角、应飞航向和待飞距离航迹角：应飞航向：待飞距离：飞机应飞航向A和待飞距离D也有许多中计算方法，下面只举例一种简单的方形计算法（适用于 2）。四、滤波器 在实际中，按照上述计算公式求得的飞机当前位置、速度和风速值，不是最优估计值。由于导航设备提供的原始信息中，包含有误差和噪声，这些可能是设备本身的误差造成的，也可能是外干扰引起的，一般都是随机的，因此也不可能预测。 为了提高导航的精度，获得一个最优估计的飞机位置、速度和风速值，

24、在导航的计算中都广泛地采用了滤波技术。 在导航计算中采用的滤波器有：平滑滤波器（包括加权的）、互补滤波器和卡尔曼滤波器。（一）平滑滤波器平滑滤波器在导航的计算中，常用于对单个信号或用几个不同方法或用几个装置测量同一物理量进行滤波的一种滤波器，以对测量值进行数据平滑，获取一个较优的估计值。如:真空速平滑滤波器、风速平滑滤波器和位置平滑滤波器 。真空速平滑滤波器TASiTASi-1上图为一真空速平滑滤波器。来自于ADC输出的真空速TASr值，包含有大量的随机噪声，因为真空速的输入在皮托（全）静压系统中受到随机风的影响。为了使此随机风不影响导航精度，在真空速的输出后，附加一平滑滤波器。即：滤波器的输

25、出TASi为ADC的输出TASr与上一时刻（以前储存的）滤波器输出TASi-1之和的平均值。不难看出，这个数字滤波器等效于连续系统中的一阶低通滤波器，可用于滤除高频的噪声分量，使数据更为平滑。 TASi （ADC） 风速平滑滤波器 VWEVWN VWE i-1VWN i-1VWN iVWE i上图为风速平滑滤波器。它是一种采用加权平均的滤波器，图中系数G为加权系数。图中VWE和VWN为前述计算的二个风速分量（相应于前面计算的风速VWE和VWN；图中VWEi和VWNi为滤波器的输出风速值，VWEi-1和VWNi-1为上一时刻的滤波器输出值。 比较前面两个滤波器可以看出：这两种滤波器的性质是一样的

26、，它们都等效于连续系统中的一阶低通滤波器，目的均在于滤除其中的高频噪声分量。当风速平滑滤波器中的加权系数取为0.5时，则与真空速平滑滤波器式完全一样。可见加权系数的加入，其大小的改变，相当于改变一阶低通滤波器的时间常数。因此，通过改变加权系数的大小，可以获得不同的滤波效果，使滤波器输出值的方差最小。 位置平滑滤波器 （IRS1）X1,Z1（IRS2）X2,Z2（IRS3）X3,Z3 X，Z上图为一种位置的平滑滤波器，它是采用最优的加权平均法来实现的，以获得一个位置的最优估计值（即输出值的方差最小）。图中（X1，Z1）、（X2，Z2）和（X3，Z3）分别为三套惯性基准系统（IRS1，IRS2和I

27、RS3）输出的三个位置信息；（X，Z）为滤波器输出的位置值；G1和G2为二个加权系数，值的大小取决于三套惯性基准系统（IRS）的精度统计特性 。 应当说明的是：上述位置平滑滤波器，仅当三套IRS工作均正常时才能使用，否则会产生很大的误差。为此，在B767-200飞行管理系统中，当三套IRS中的其中一套大于30海里，或其中一套发出故障指示，则改由另外二套正常工作中的一套提供位置输出信息。 （二）互补滤波器互补滤波器是一种对多个不同导航设备提供的信息进行综合处理的滤波器，可获得比一个单独导航设备得到精度更高的信息和更高的可靠性。ADC高度互补滤波器高度互补滤波器为一个二阶滤波器，其输入来自ADC输

28、出的气压高度hB，以及由IRS提供的法向加速度值 。图中系数1与2可用于调节该滤波器的时间常数和阻尼系数。通过该滤波器对二个输入信号的处理，可获得垂直速度和高度的最优估计值（ 和H）。 一个很“干净”的高度值，他包含有ADC中有用的高度高频分量，又包含有IRS来的H中有用的低频分量。互补滤波器也正是取自二个信号的有用的部分，相互补充而构成的一种滤波器。图中的限幅器是用于保护，防止过大的瞬变过程引起的误差。在导航计算中，可能会出现信号的意外丢失，或信号中某一位出现误差，或设备故障或信号转换等，他们都将会产生很大的瞬变过程，导致计算误差。在互补滤波器中，加入这种限幅器装置后，即可使产生的瞬变得到抑

29、制。 高度互补滤波器五、位置信号的修正FMC首先接收来自IRS的飞机当时位置信号，飞机航向和飞机速度数据作为基本的导航数据。之所以使用IRS的数据作为导航的基本数据，是因为IRS是一种自主式导航系统，也称为推算式导航法。但由于IRS自身结构及设计原理使其随着航行时间和航行距离的延长，位置累积误差越来越大。因而，经过一定时间后，需要用别的信号对IRS的位置数据进行修正。 飞机起飞后，无线电导航系统开始工作。作为FMS的传感器的无线电导航接收机是两台DME和VOR，它们是靠接收和处理地面发射台的无线电电波而工作的。无线电导航的定位时间短，精度高，设备简单可靠。FMS就是用无线电导航确定的位置对惯性

30、基准装置的位置进行修正。修正是在飞行途中进行的，尤其是在跨洋飞行前，必须对惯性基准装置进行快速对准，以将惯导位置校正到当时准确的无线电位置上，或计算出跨洋飞行前惯导位置与无线电位置之间的偏差值，以便在无法收到无线电位置时，对惯性基准装置计算出的位置进行修正。 五、位置信号的修正六、FMC导航功能举例-B737-800FMCS导航功能计算以下数据：水平位置垂直位置实际导航性能（ANP）FMC使用ADIRU位置、航向和速度数据滤波的导航传感器的独立的测量值产生一个在水平面内飞机位置的精确计算。注意：ADIRU必须是在NAV方式下，才能向FMC提供有效的数据。B737-800导航功能 在同一时刻，F

31、MC只选择一种导航更新方式。 计算/更新FMC位置使用的的传感器和他们被选择的优先级如下：ADIRU/GPSADIRU/DME/DMEADIRU/DME/VORADIRU/DME/LOC仅 ADIRU B737-800导航功能作为FMC位置更新的最高优先级是从MMR中的GPS接收机来的GPS数据。下一个优先级是具有最佳距离和几何条件的一对DME台。DME/DEM更新的最大范围通常是200海里（NM），但FMC总是使用那些最接近飞机位置的台。FMC总是调谐两个DME，其交会角度大于30，小于150（最佳角度是90）。如果在范围之内没有两个DME台或没有必需的几何条件，FMC将使用来自同站安装的V

32、OR/DME台的DME距离和VOR方位。最大的VOR/DME更新距离是25海里。注意：FMC将自动调谐DME询问器，但VOR必须由飞行机组人工调谐。 B737-800导航功能在机场终端区域，当飞机截获航向道进近时，FMC使用LOC偏离和DME距离来更新FMC的位置。LOC/DME更新的最大的作用距离是20海里，并且飞机的高度必须不高于航向信标台标高6000英尺。同时，飞机的航迹必须在航向信标台航道的45之内，至少5秒钟LOC偏离必须小于1.25点。如果GPS数据和NAV无线电数据得不到或无效，FMC仅使用用FMC计算的一个固定的误差偏差进行修正的ADIRU数据。飞机在地面，如GPS数据有效，F

33、MCS能够使用GPS数据来更新FMC位置，但不能用VHF NAV进行无线电更新。B737-800导航功能导航功能也计算下面的导航数据：飞机位置（纬度、经度和高度）地速 飞行路径角偏流角 航迹角 风速和风向水平位置精度（实际的导航性能） FMC使用以下输入计算如上参数：惯性位置（纬度、经度和惯性平滑的高度） 垂直速度（惯性平滑的） 地速分量（N-S、E-W速度矢量） 航向（磁和真）压力高度（未修正的和气压修正的）真空速GPS数据 DME斜距 VOR方位 ILS LOC偏离B737-800导航功能水平位置：计算纬度和经度。FMC使用从GPS数据计算的位置和ADIRU的输入，并根据惯性水平位置来修正ADIRU。这就是以经纬度来计算的FMC位置。如果数据是有效的，FMC将使用本边多功能接收机（MMR）的GPS输入，如果本边的数据无效，则使用对边的GPS数据。垂直位置：计算高度和飞行航迹角（FPA）高度是从ADIRU惯性高度经气压高度修正而计算得到的。飞行航迹角（FPA