ICS 49.090 V 35
HB 8392-2013
民用飞机多模式接收机(MMR)技术要求
Technical requirements for multi-mode receiver (MMR)of civil aircraft
2013-04-25 发布 2013-09-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1.1-2009 给定的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国航空无线电电子研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：陈涤非、王蓓、黄永葵、龚世明、龚诚、朱占奎、张起睿、王锐、朱晓飞。
民用飞机多模式接收机(MMR)技术要求
1 范围
本标准规定了安装在民用飞机上的多模式接收机(MMR)的一般要求、接口要求、各组成接收机的技术要求，以及天线、显示控制、飞机特征模块和自动测试等要求。
本标准适用于民用飞机 MMR。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
GB/T 14282.2-1993 仪表着陆系统(ILS)下滑信标接收机性能要求和测试方法
GB/T 14282.4-1993 仪表着陆系统(ILS)航向信标接收机性能要求和测试方法
HB 6167 民用飞机机载设备环境试验条件和试验方法
HB 6096-1986 SZ-01 数字信息传输系统
HB 7390-1996 民用飞机电子设备接口要求
SJ 20546-1996 仪表着陆系统(ILS)航向信标接收机通用规范
MH/T 4006.1-1998 航空无线电导航设备第 1 部分：仪表着陆系统(ILS)技术要求
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
比例引导扇区 proportional guidance sector
MLS 中，某一功能所提供的角度引导信息与机载天线相对零角度基准的角位移成正比的空域(见GJB 2275-1995 中 3.20)。
3.2
余隙引导扇区 clearance guidance sector
MLS 中，覆盖区外所提供的方位引导信息与航空器的角位移不成正比，但可提供偏离相对比例引导扇区左或右的稳定指示的空域(见 GJB 2275-1995 中 3.13)。
3.3
覆盖扇区 coverage sector
由地面导航信标台提供特定功能的服务，且信号功率密度大于或等于最低规定值的空域。
3.4
覆盖区外指示信号 out-of-coverage indication signal (OCI)
为了防止飞机得到错误引导信息，地面天线向覆盖区外发播的一种信号。该信号应能使机载设备指示出现告警。(见 GJB 2275-1995 中 3.9)。
3.5
最后进近段 final approach segment (FAS)
在飞机作最后进近飞行的空间中规定的一段三维空间区域。
3.6
基本数据 basic data
由 MLS 地面台发播的与着陆引导系统工作直接有关的数据(见 GJB 2275-1995 中 3.1)。
3.7
辅助数据 auxiliary data
除了基本数据之外发播的数据供飞机位置计算用的地面台位置信息和其他补充信息的数据(见GJB 2275-1995 中 3.2)。
3.8
波束宽度 beamwidth
MLS 中，在-3 dB 点上测得的扫描波束主瓣宽度(见 GJB 2275-1995 中 3.19)。对于方位功能是在水平面，对于仰角功能是在垂直面。
3.9
控制运动噪音 control motion noise (CMN)
控制运动噪音是一种 MLS 引导信号误差。当机载设备输出与自动驾驶仪交联时， 它将引起航空器姿态改变，并使舵面、驾驶杆发生抖动， 但不会使航空器偏离预定的航道或上滑道(见 GJB 2275-1995中 3.18)
3.10
航道跟随误差 path following error (PFE)
航道跟随噪声是一种 MLS 引导信号误差，它能引起航空器偏离预定航道线或下滑道(见 GJB 2275 -1995 中 3.16)。
3.11
分离角 separation angle
MLS 接收的直达信号与多径信号在编码角度上的差值，可表达为角度或波束宽度。
3.12
Ⅰ 类运行 category I operation
Ⅰ类运行：决断高不低于 60 m (200 英尺)，能见度不小于 800 m 或跑道视程不小于 550 m 的精密进近和着陆。
3.13
Ⅱ类运行 category II operation
Ⅱ类运行：决断高低于 60 m (200 英尺)，但不低于 30 m (100 英尺)，跑道视程不小于 350 m 的精
密进近和着陆。
3.14
Ⅲ类运行 category Ⅲ operation
ⅢA 类运行：决断高低于 30 m (100 英尺)，或无决断高，跑道视程不小于 200 m 的精密进近和着陆。
ⅢB 类运行：决断高低于 30 m (100 英尺)，或无决断高，跑道视程小于 200 m，但不小于 50 m 的精密进近和着陆。
ⅢC 类运行：无决断高和无跑道视程的精密进近和着陆。
3.15
仿 ILS ILS look alike
仿 ILS 是在 MLS 模式和GLS 模式下提供与 ILS 接收机相同的航道偏离输出信号，与飞机上现有的ILS 设备接口兼容。
4 符号和缩略语
4.1 符号
下列符号适用于本文件。
fc ——载波频率。
4.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
ACMS—airplane condition monitoring system，飞机条件监视系统;
AFCS—automatic flight control system，自动飞行控制系统;
AIDS—aircraft integrated data system，飞机综合数据系统;
APD—airplane personality data，飞机特征数据;
APM—airplane personality module，飞机特征模块;
ATE—automatic test equipment，自动测试设备;
BAZ—back azimuth，反方位;
BCD—binary coded decimal，二进制编码的十进制数;
BITE—built-in test equipment，机内测试设备;
BNR—binary，二进制编码;
BP—bottom-plug，下部插头;
Bwi—band width of interference，干扰信号带宽;
CDI—course deviation indicator，航道偏离指示器;
CDU—control display unit，控制显示组件;
CFDIU—centralized fault display interface unit，中央故障显示接口单元;
CFDS—central fault display system，中央故障显示系统;
CMC—central maintenance computer，中央维护计算机;
CMN—control motion noise，控制运动噪音;
CRC—circle redundancy correct，循环冗余校验;
CW—course width，LTP/FTP 处的航道宽度;
DADS—digital Air Data System，数字式大气数据系统;
DDM—difference in depth of modulation，调制度差;
DGNSS—differential global navigation satellite system，差分全球导航卫星系统; DISC—discrete，离散量;
DITS—digital information transfer system，数字信息传输系统;
DME—distance measuring element，测距仪;
DME/P—distance measuring element/precise，精密测距仪;
DPSK—differential phase-shift keying，差分移相键控;
DUT—device under test，被测设备;
EFIS—electronic flight instrument system，电子飞行仪表系统;
EMF—electromotive force，电动势;
EOT—end of the transsmion，传输结束;
ETOPS—extended twin engine operations，持续的双引擎工作;
ETX—end of the text，正文结束;
FAS—final approach segment，最后进近段，亦称最终进场段;
FASD—final approach segment data，最后进近段数据，亦称最终进场数据;
FASDM—final approach segment data message，最后进近段数据消息;
FLS—FMS landing system，FMS 着陆系统;
FM—frequency modulation，调频;
FMS—flight management system，飞行管理系统;
FPAP—flight path alignment point，飞行航道校准点;
GARP—GLS azimuth reference point，GLS 方位基准点;
GBAS—ground based augment system，地基增强系统;
GCP—guidance control point，引导控制点;
GMT—greenwich mean time，格林威治标准时间;
GNSS—global navigation satellite system，全球导航卫星系统;
GNSSU—global navigation satellite system unit，全球导航卫星系统单元;
GLS—GNSS landing system，GNSS 着陆系统;
GNLU—global navigation and landing unit，全球导航和着陆接收机;
GPA—glide path angle，下滑角;
GPIP—glide path intercept point，下滑道截断点;
GRP—guidance reference point，引导基准点;
GS—glide-slope，下滑信标;
HSI—horizontal situation indicator，水平态势指示器;
ILS—instrument landing system，仪表着陆系统;
INST—instrument，飞行仪表;
IRS—inertial reference system，惯性基准系统;
LAAS—local area augment system，本地增强系统;
LED—light emitting diode，发光二极管;
LNA—low noise amplifier，低噪声放大器;
LOC—localizer，航向信标;
LRU—line replaceable unit，外场可更换单元;
LTP/FTP—landing threshold point/fictitious threshold point，着陆入口点/假想的入口点;
MMR—multi-mode receiver，多模式接收机;
MFR—message fault ratio，报文故障率;
MLS—microwave landing system，微波着陆系统;
MP—middle-plug，中部插头;
MTBF—mean time between failures，平均故障间隔时间;
MTBUR—mean time between unscheduled removals，平均无故拆除间隔时间; N/A—not available，不可用;
NCD—no computed data，非计算数据;
NVM—nonvolatile memory，非易失存储器;
OCI—out-of-coverage indication，覆盖区外指示;
OMD—onboard maintenance documentation，机载维护文件;
OMS—onboard maintenance system，机载维护系统;
ON/OFF—通/断;
OS—on-side，本侧;
P—parity，奇偶校验;
PFE—path following error，航道跟随误差;
PRAIM—predicted receiver autonomy integrity monitor，预测的 RAIM; PVT—position-velocity-time，位置-速度-时间;
RAIM—receiver autonmous integrity monitoring，接收机自主完好性监视; RF—radio frequency，射频;
RFDU—remote fault display unit，远程故障显示单元;
RPDS—reference path data selector，基准航道数据选择器;
RSDS—reference station data selector，基准台数据选择器;
RSS—root sum square，和的平方根;
RX—receive，接收;
SATCOM—satellite communication，卫星通信;
SBAS—satellite based augment system，星基增强系统;
SBM—scanning beam minimum，扫描波束最小值;
SDI—source/destination identifier，源端标识符;
SRU—shop seplaceable unit，内场可更换单元;
SSM—sign/status matrix，符号/状态矩阵;
STX—start of the text，正文开始;
TAS—true air speed，真空速;
TBD—to be determined，待定;
TCH—threshold crossing height，入口交叉高度(TCP 的高度);
TCP—threshold crossing point，下滑道在入口上方的交叉点;
TP—top-plug，上部插头;
TX—transmit，发送;
UTC—universal time coordinated，国际标准时间;
VOR—VHF omnidirectional range，甚高频全向信标;
VDB—VHF data broadcast，甚高频数据广播;
VSWR—voltage standing wave ratio，电压驻波比;
XS—cross-side，邻侧。
5 一般要求
5.1 组成
MMR 主要包含 ILS 接收机、MLS 接收机、GNSS 接收机、数据广播接收机以及输入/输出接口等部分。MMR 的组成方框图见附录 A。
数据广播接收机输出的差分修正和其他相关数据可在 MMR 内部连接到内部的 GNSS 接收机，也可从邻侧 MMR 的数据广播接收机的输出连接到本侧 MMR 的 GNSS 接收机。
5.2 相关设备
5.2.1 天线
MMR 应提供与下列天线的连接端口：
a) MLS 着陆天线，指向朝前，在进近期间提供连续不中断的信号覆盖。
b) MLS 全向天线，安装位置应能补充着陆天线的信号覆盖。在整个 360˚方位范围以及当飞机横滚、俯仰时，该天线能辅助提供连续的信号。
c) MLS 尾部/C-波段数据链天线端口(可选)。该天线应在 360˚方位角、横滚-20˚~20˚和俯仰
-20˚~20˚的范围内有效接收着陆信号。如果使用 MLS C-波段的数据广播，该天线还用于接收差分修正信号。
d) GS 天线。
e) LOC/VDB 天线。
f) GNSS 天线，用于内部的 GNSS 接收机。
g) 可提供另一个补充的 VDB 天线。
h) 可提供另一个 GNSS 天线，用于接收伪卫星信号或数据广播信息。
5.2.2 控制设备
MMR 应能接受来自专用控制器的控制，或来自无线电管理系统等同的数据输入的控制。MMR 应利用数字信息传输系统所规定的串行数字命令格式接收控制数据。
5.2.3 仪表
MMR 的显示信息输出到综合的显示仪表上，例如 CDI 和 HSI。
5.2.4 飞机特征模块(APM)
MMR 应能与外部的 APM 连接。MMR 利用APM 保存的数据进行参数配置。APM 数据可用于 GLS精密进近。
5.2.5 参数配置的数据源
MMR 应能从表 1 所示的数据源配置参数。
5.3 外形尺寸
MMR 单元外形尺寸应符合 HB 7390-1996 中的 3MCU 规格的尺寸规定。同时还应符合 HB 7390 -1996 对重量、机架配套装置结构、前部及后部凸出部分结构和冷却的规定。
表 1 参数配置的数据源
5.4 连接器
MMR 单元应采用符合 HB 7390-1996 中标准的 2 型连接器。该连接器上部(TP)有 4 个同轴接插件(接插件位置标志 11)、中部(MP)有 118 个信号接插件和两个同轴接插件(接插件位置标志 14)、下部(BP)有两个同轴接插件和电源接插件(接插件位置标志 04)。该连接器位于 MMR 单元后部面板的中心部位，识别销符合 HB 7390-1996 中连接器标记编号 03 的要求。
连接器的结构布置图见附录 B 中的 B.1，连接器接线的见附录 B 中的 B.2。
5.5 电源特性
5.5.1 主电源
MMR 单元应使用交流 115 V、频率范围为 360 Hz～800 Hz 的单相电源为主电源。
如果用户要求，也可以使用直流电源作为主电源，电源特性应满足详细规范的要求。
5.5.2 电源中断
如果电源中断不大于 0.2 s，设备应能正常工作，且向所有有源引导信号和警告旗输出提供电流输出。
对于电源中断引起的设备关机，当电源恢复后，设备应自动恢复正常工作。根据断电时间不同， 要求分别如下：
a) 对于短时间电源中断引起的设备关机，即电源中断持续时间小于 5 s，当电源恢复后，设备应执行“热启动”，使设备立即恢复正常工作，无需执行加电初始测试程序;
b) 对于长时间的电源中断，即电源中断持续时间大于 10 s，当电源恢复后，设备应执行“冷启动”，使设备执行加电初始测试程序;
c) 当电源中断持续时间在 5 s～10 s 之间，设备应满足详细规范的要求。
5.5.3 电源控制
设备一般不需要主电源 ON/OFF 开关，电源的断路器通常配置在飞机电源配电中心。应通过安装在飞机机身的开关，实现对设备主电源的 ON/OFF 控制。
5.5.4 交流电公共零线
连接器中标记为“交流 115 V 零线”的引脚应连接到“地”，且固定在单独的接地螺栓上。为降低噪声和辐射，接地线应尽可能短。
5.5.5 公共地
MMR 单元连接器中标记为“底板地”的引脚应为直流地，搭接到飞机基本结构件结构地，不使用交流电源的回路。
5.6 环境适应性
MMR 的环境适应性应符合 HB 6167 的规定，参见附录 C。
5.7 冷却
MMR 应确保在自然冷却情况下的可靠性。
在具备强迫通风冷却的条件下，MMR 的结构设计应提供符合 HB 7390-1996 规定的通风冷却方式。在一个大气压(101.3 kPa)标准条件下，LRU 进出口气压降级 I 级为(50±30)Pa。
5.8 功耗
MMR 的功耗与系统配置有关。对于只配置 ILS 的 MMR，功耗应不大于 40 W;对于配置 ILS、 MLS、GLS 和 GNSS 的 MMR，功耗应不大于 75 W。
注：上述的功耗不包括控制面板的功耗。
5.9 互换性
对于 MMR 单元，不同承制方的产品需具备互换性。
对于天线，不同承制方的产品需具备互换性。如果需要使用前置放大器， 应将前置放大器和天线组合，进行一体化设计，确保互换性。
5.10 模块化
MMR 的电路和结构设计应符合模块化要求，模块按照功能划分。
5.11 测试性和维护性
MMR 应通过使用BITE、专用测试设备和完备的维护文件，改善 MTBUR。
MMR 的结构和模块功能划分的设计应便于装拆。承制方应随机提供包含所有零、部件的完备的维修手册。
6 接口要求
6.1 HB 6096-1986 总线接口
6.1.1 概述
MMR 应采用 HB 6096-1986 数据总线进行数据的输入和输出，符合 HB 6096-1986 所定义的数字信号接口标准。MMR 使用的 HB 6096-1986 数据总线输入标号和输出标号见附录 D。
注：如果本文件内容与 HB 6096-1986 之间存在冲突，应优先采用后者。
6.1.2 调谐/功能选择数据输入端口 A 和 B
6.1.2.1 调谐数据源的选择
MMR 可采用串行数字调谐/功能选择输入。MMR 应提供两个串行数字调谐数据输入端口，一个为“调谐/功能选择数据输入端口A”，另一个为“调谐/功能选择数据输入端口B”。
应依据调谐/功能选择数据源(离散量输入)的状态，确定接收哪一个输入端口的数据。当该离散量为“地”时，接收输入端口 A 的数据，忽略输入端口 B 的数据;当该离散量为“开路”时，接收输入端口 B 的数据，忽略输入端口 A 的数据。
当通过专门的控制面板提供调谐数据时，控制面板的数据总线应连接到接收机的调谐/功能选择数据输入端口 B，输入端口 A 不用，调谐/功能选择数据源离散量应处于“开路”状态。当通过中央无线电管理系统来提供调谐数据时，主控制源(一般为 FMS)、备份控制源(一般为CDU)和调谐/功能选择数
据源离散量应按无线电管理系统要求的方式进行连接。
注：在某些飞机中，调谐数据中包含跑道方位信息。
6.1.2.2 更新率
串行数字调谐数据的更新率标称值应为 5 Hz，最小值应为 3 Hz。
6.1.2.3 数据有效性
当非调谐/测试禁止离散量接地时，且连续三次没有接收到有效的调谐标记(字从总线上删除表示调谐信息源故障)，或连续三次接收的字奇偶校验错误，接收机则判定数据丢失，并转换到待命模式(模式处理见 6.2)。
当调谐/测试禁止离散量开路时，MMR 不应响应输入数据。该离散量的来源通常是自动飞行控制系统(见 6.4.2.3)。
6.1.2.4 SDI
MMR 应根据 SDI(第 9 位和第 10 位)来识别调谐/功能字，其编码是设备的安装位置编号，或是“00”编码(即“全访问”码)。
6.1.3 仿 ILS 的输出接口
6.1.3.1 输出端口
仿 ILS 的输出数据从两个相互隔离的低速率 HB 6096-1986 端口输出。AFCS 应连接到标记为(AFCS)#1 的输出端口，其他应用设备应连接到仿 ILS(INST)的#2 输出端口。
6.1.3.2 数据更新率
仿 ILS 的航道偏离数据的更新率应至少为 16 Hz。
注：在偏离计算速率小于 16 Hz 的情况下(如 GLS 工作模式)，MMR 重复最后计算的偏离值，以满足更新率要求。
MMR 也可对偏离值进行外推计算，以获得更高的更新率。
6.1.3.3 数据滤波
“仿 ILS”的航道偏离输出应通过一个截止频率为 10 rad/s 的单极点滤波器。滤波后，航道偏离输出响应时间应不大于 0.6 s。
注：数据平滑滤波要与偏离字的计算和更新的速率相一致，该速率要满足通过一个截止频率为 10 rad/s 的单极点滤波器的要求。该滤波器在整个(0～1)rad/s 范围内相位滞后不大于 6˚,以保证 AFCS 的稳定性。
6.1.3.4 数据时延
数据时延是从射频信号输入到天线至正确的航道偏离在 HB 6096-1986 总线上输出的总的时间延迟。数据时延不包括数据传输到驾驶舱显示或自动飞行控制系统时，HB 6096-1986 总线传输延迟和其他 LRU 的延迟。
对于 MLS 和 ILS 工作模式，由于信号在 MMR 内部传输，数据时延是 MMR 内部的传输延迟。对于 GLS 工作模式，总的延迟包括 MMR 内部延迟和外部(如广播数据)到 MMR 的传输延迟。
在所有的工作模式下，MMR 航道偏离输出的数据时延应不大于 100 ms。
6.2 MMR 模式状态和告警通告接口
6.2.1 MMR 模式状态通告
MMR 可能包括 ILS、MLS、GLS、GNSS 或数据链等若干功能。应通过标号 271(见附录 D 中的
D.3)输出每一种功能的状态。对于不工作的功能，应不发出故障告警。
MMR 每一种功能的工作状态如下：
a) 模式未安装;
b) 故障(未选择);
c) 可用(未选择);
d) 已选状态;
e) 已选状态、且有故障。
标号 271 应反映每一种模式的实时状态。一旦出现故障，应立即按“可用模式”或“已选模式”通告模式状态。
当处于待命模式时，标号 271 的第 11 位置为 1，且将最近一次激活的模式指示为已选状态，待命模式的第 26 位被置为 1(即无故障)。
当处于功能测试模式时，标号 271 的 SSM 置为功能测试，且测试模式指示为已选状态。
注： 由于标号 271 用于支持机载系统的自动配置管理，不是一个维护标号，因而该标号中所关联的信息完好性要求要高于一般的维护标号。未选模式的故障通告的实时性要求低于已选模式。
6.2.2 MMR 告警通告
当 MMR 不能确认或验证接收数据是否有误(如奇偶校验错误)，即使监视器判断设备工作正常，设备也应将受影响的数据字的 SSM 设置为 NCD。当监视器检测到设备有故障，设备应将相关字的 SSM设置为“故障告警”编码，且将状态标号 271 的相应位设置为“故障”指示。
除上述外，对影响完好性的故障(由 SSM 数据位设定)，MMR 应停止在仿 ILS 的(AFCS)#1 总线和在仿 ILS 的(INST)#2 总线上的数据传输;其他数据总线不受影响。此时， “输出数据中断”编程引脚连接到编程引脚公共端，“输出数据非中断”编程引脚不连接到编程引脚公共端。设置“输出数据中断”编程引脚不连接到编程引脚公共端表示该数据禁止功能不工作。
通过设置相应的符号/状态数据位来通告设备故障或疑似出现故障，用于中断偏离数据输出。该要求是为了确保某些自动着陆系统配置的特殊需要。数据中断特性通过相应的编程引脚激活。在接收机的安装中不管是否需要该特性，都应对编程引脚进行适当的连接，且不要在该引脚上连接任何外部负载。
6.2.3 未选择的模式的故障通告时间要求
MMR 未选择的模式的故障通告时间应满足实际要求，未选择的模式的故障通告(通过标号 271)时间应不超过 10 min。
6.3 音频输出
6.3.1 音频输出功率
对于 ILS，在输入信号电平为 1 mV，调制频率为 1 kHz、调制度为 30%时，接收机应能在 600 Ω负载上输出 5 mW～40 mW 的音频信号。对于合成音频，输出功率要求不变。
在 600 Ω 负载上，音频额定功率为 10 mW(对于 1kHz 音频信号)。
6.3.2 音频源阻抗
在采用附录 E 中所示的测量方法时，音频输出阻抗应小于 20 Ω。
6.3.3 音频输出电平随负载阻抗的变化
设置在 600 Ω 负载上输出额定音频功率，当负载在 450 Ω~2.4 kΩ 之间变化时，输出电压变化应不大于 2 dBV;当负载在 200 Ω~200 kΩ 之间变化时，输出电压变化应不大于 6 dBV。
6.3.4 音频输出功率调节
MMR 各功能的音频输出功率应可调节。在 600×(1±20%)Ω 的负载上，调节范围应为 5 mW 到40 mW。
6.3.5 音频输出保护
音频输出电路应能承受输出短路和开路，在短路和开路消除之后应能恢复正常工作。
6.3.6 音频频率响应
对 ILS，语音/识别音频率响应应符合 GB/T 14282.4-1993 中的 4.15 的要求。对语音/识别音滤波器的要求如下：
a) 当选择了“识别”功能，应不采用语音/识别音滤波器，只要求识别 1020 Hz 的键控识别音;
b) 当选择了“语音”功能，则应采用语音/识别音滤波器，允许 1020 Hz 附近出现衰减，但不应显著地降低话音的识别度。
注：建议对 150 Hz 和 5 kHz 进行抑制(相对于中心频率为 20 dB 或以上)。ILS 调制音频中较高的为 150 Hz，双频航向信标的载波最小间隔为 5 kHz。
6.3.7 谐波失真
对于 ILS，在施加调制频率为 1 kHz、调制度为 30%、信号电平为 1 mV 的测试信号时，且在
200 Ω~600 Ω 负载上输出功率为 40 mW 时，总的谐波失真应不超过 7.5%;当施加的测试信号的调制度为 90%时，总的谐波失真应不超过 20%(通过增益控制保持 40 mW 的输出功率不变)。以上测量包括噪声限幅器的影响。
6.3.8 莫尔斯码音频输出
MMR 应输出莫尔斯码音频信号，该信号可以为解调的音频信号，也可以为合成信号。对于 ILS，应为实际解调的信号。合成的莫尔斯码识别音参见《国际民用航空公约》附件十 《航空电信》-1995(第一卷)中的 3.1.3.9。
6.3.9 静音
除功能测试外，当航向偏离输出(标号 173)被置为 NCD 或“故障告警”时，音频输出应静音。功能测试时，音频输出可以是静音，也可以是测试音。
6.4 离散量
6.4.1 电气要求
6.4.1.1 标准“开路 ”
标准的“开路”信号相对于信号公共端的阻抗不小于 100 kΩ。
注：在许多安装中，使用单个开关给几个 LRU 提供一个逻辑输入。在 LRU 的输入电路中可能要利用一个或多个上
拉电阻器，可导致“开路”呈现为直流电压，该直流电压的标称值为 27.5 V，范围是 18.5 V～36 V。
6.4.1.2 标准“地 ”
标准“地”信号可通过电子开关或机械开关产生。机械开关类型的“地”相对于信号公共端的阻抗应不大于 10 Ω;电子“地”相对于信号公共端的直流电压值应不大于 3.5 V。
6.4.1.3 标准“施加电压”输出
标准“施加电压”标称值应为 27.5 V，电源范围为 18.5 V～36 V。在负载不小于 50 kΩ 的情况
下，当电压不大于 3.5 V 时，为“没有施加”。
6.4.1.4 标准离散量输入
标准离散量输入应只有“开路”和“地”两个状态。在“地”状态，最大电流应不超过 20 mA。
接收机的每个离散量输入都应采取二极管隔离，以确保当有多个接收机负载的情况下，其中一个接收机关机不会导致输入端电压下降。
6.4.1.5 标准离散量输出
标准离散量输出应只有“开路”和“地”两个状态。在“地”状态，最大电流应不超过 20 mA。
接收机的离散量输出应采取二极管隔离，以确保有多个接收机的情况下，其中一个接收机关机不会导致输出电压下降。
6.4.2 离散量输入
6.4.2.1 信号类型
MMR 应能接收和处理下列 HB 6096-1986 离散量输入信号：
a) 调谐/功能选择数据源A/B;
b) 调谐/测试禁止;
c) 空/地选择;
d) 功能测试;
e) 着陆天线选择;
f) 数据链天线选择输入(保留);
g) 数据加载使能。
6.4.2.2 调谐/功能选择数据源
应通过调谐/功能选择数据源离散量输入信号选择调谐/功能数据输入源是端口A 还是端口B，该信号接地表示端口 A 为输入源。
6.4.2.3 调谐/测试禁止
当调谐/测试禁止离散量输入“开路”时，应允许接受正常的调谐和功能测试命令;当该输入接地时，应不改变当前工作状态，以保证着陆阶段不响应外部的输入，设置如下：
a) 禁止启动机内测试;
b) 禁止改变射频信道、频率、进近选择和模式选择;
c) 禁止改变调谐输入端口;
d) 当调谐/测试禁止离散量接地后，无论调谐和方向输入数据是否改变或丢失，来自 MMR 的调谐(标号 033)和方向(标号 017 和标号 105)输出数据应保持不变(即当选择了禁止时，该输出值和 SSM 应被“锁定”)。
该离散量的接地时，电流应不超过 5 mA;该离散量是开路时，应上拉至 10 V～36 V 电压上，该引脚对地阻抗应不小于 50 kΩ。
注：该离散量数据源通常与飞行控制计算机相连。因为该离散量功能重要，要能防止该接口无意的短路。
6.4.2.4 空/地选择
“空/地”状态源的离散量输入接地表示飞机处于空中。
6.4.2.5 功能测试
应通过功能测试离散量输入控制接收机进入“机内测试”模式，该引脚接地表示“机内测试”模式，且此时调谐/测试禁止离散量不置为“禁止”状态。
6.4.2.6 着陆天线选择
MMR 在最后的进近和着陆期间需要选择天线，以计算 GCP 的偏离值。应通过着陆天线选择离散量输入选择着陆天线的射频端口，以禁止根据信号电平自动选择天线端口。该引脚接地表示选择着陆天线。该离散量的状态反映在标号 271 的第 20 位上(见附录 D 中的 D.3)。
注：可根据飞机的配置，改变该离散量输入的使用。飞机的航向信标天线或方位角捕获的天线安装在尾部或顶部，当飞机进近着陆时，需选择使用安装在机头的着陆天线。
6.4.2.7 数据链天线选择输入
数据链天线选择输入是外部天线继电器的离散量输入，用于确认继电器的开关状态。该输入接地表示继电器开关处于着陆状态，即使用着陆天线。
注：该离散量输入仅用于利用自动驾驶仪控制 LOC/VOR 天线继电器的场合，或为了满足接收 VHF GLS 或数据广播模式的要求，在 ILS LOC 天线、VOR 天线或 VHF 天线之间切换天线的场合。
6.4.2.8 数据加载使能
数据加载使能的离散量输入接地表示数据加载功能被使能。在正常工作期间，应禁止数据加载功能。
6.4.3 离散量输出
6.4.3.1 输出种类
MMR 应提供下列标准的离散量输出：
a) 天线开关位置确认;
b) VHF 天线开关控制。
6.4.3.2 天线开关位置确认
MMR 应向自动驾驶系统提供一个离散量输出，确认天线已选择并锁定到着陆天线的配置。在 MLS模式下，该离散量接地表示 MMR 选择并锁定到 MLS 着陆天线。在 ILS 模式下，当采用外部的天线继电器时，该离散量则为 VHF 天线输入离散量的状态;当采用内部 VHF 开关时，该离散量为内部 VHF开关的状态。该离散量的状态反映在标号 271 的第 21 位(所有模式下)和标号 270 的第 21 位(MLS 模式下)。(见附录 D 中的 D.3)
注： 目前飞机安装要求采用外部的天线继电器，以选择 VOR 天线与LOC 天线。该离散量输出便于自动驾驶仪对天线监视。在仅安装 ILS 的情况下，该离散量一般直接来自天线继电器。在 MLS 或 GLS 模式时，需自动驾驶仪给予回应，确认是选择了航向天线还是着陆天线。
6.4.3.3 VHF 天线开关控制
在 ILS 模式下，VHF 天线开关控制离散量输出应重复着陆天线选择输入离散量的状态。在 GLS 模式下，MMR 应通过该输出离散量控制外部的天线继电器，以选择接收 GLS 数据广播效果最好的 VHF天线。
注：该输出离散量只用于通过自动驾驶仪控制 LOC/VOR 天线继电器，或通过外部的天线继电器选择 ILS LOC 天线、 VOR 天线或新的 VHF 天线的情况，以接收 VHF DGNSS 数据广播。在 GLS 或数据广播模式下，该离散量允许MMR 改变由自动驾驶仪施加的控制逻辑，以保证最佳接收效果。
6.4.4 可编程离散量
6.4.4.1 种类
MMR 应提供下列的可编程离散量：
a) SDI 编程;
b) 输出数据中断编程;
c) MLS 天线前置放大器编程;
d) 天线监视器编程;
e) GNSS 输出高/低速率输出选择离散量;
f) GNSS 不使能编程引脚;
g) 外部数据广播安装编程。
6.4.4.2 SDI 编程
应提供两个编程引脚对 MMR 在飞机上的 SDI 进行编码(见附录 B 中的表 B.1)。这两个引脚应正确地连接到编程共用引脚。该要求适用于所有的 MMR 模式。
6.4.4.3 输出数据中断编程(二个引脚)
应通过一个输出数据中断编程引脚和一个输出数据非中断编程引脚，在仿 ILS 数据总线的 SSM 位出现影响完好性的故障时停止输出数据传输，控制输出数据的中断为使能或不使能(见 6.2 和附录 B 中的表 B.1)。
6.4.4.4 MLS 天线前置放大器编程
应通过 MLS 天线前置放大器编程引脚指示需要通过同轴电缆向MLS 天线前置放大器供电(见附录B 中的 B.2.2)。
6.4.4.5 天线监视器编程
当天线监视器编程引脚(MP 5H)连接到编程公共端(MP 4K)时，应报告所安装的模式天线的故障(例如短路或开路)。当该编程引脚为开路时，不报告天线故障。
6.4.4.6 GNSS 高/低速率输出选择离散量
GNSS 高/低速率输出选择离散量用于确定 GNSS 输出总线的输出数据速率。开路表示选择高速的HB 6096-1986 传输，接地表示选择低速的 HB 6096-1986 传输。
6.4.4.7 GNSS 不使能编程
应通过 GNSS 不使能编程引脚对 MMR 内部的 GNSS 接收机功能进行使能控制。该编程引脚的状态反映在标号 351 的第 19 位和标号 271 的第 18 位和第 19 位。当该编程引脚接地时，MMR 关闭内置的 GNSS 接收机功能;开路则表示内置的 GNSS 接收机使能(如果可用的话)。
注：“GNSS 不使能编程” 离散量用以说明机载系统的配置，状态反映在标号 271 中，且还反映在标号 351 中，以支持 OMS。
6.4.4.8 外部数据广播安装编程
应通过外部数据广播安装编程引脚指明 GLS 数据广播是否为外部输入的。该引脚的状态反映在标号 351 的第 20 位。
6.4.4.9 备用的编程引脚定义
备用的编程引脚可用二进制编码自定义， 即允许配置其他可编程信息。备用的编程引脚定义与MMR 标准的编程引脚定义是独立的。备用编程引脚定义应确切、不重复，也可利用 APM 进行配置。
备用编程引脚见附录 F。
6.5 数据加载接口
MMR 应有数据加载输入引脚(见附录 B 的表 B.1)。数据加载确认字应在仿 ILS 输出总线#1 和#2上输出。如果对 GNSS 功能进行数据加载，数据加载确认字可选择在 GNSS 输出总线上输出。输出应在专用的数据加载传输总线和仿 ILS 输出总线上传输。应由数据加载使能离散量控制数据加载是否使能。
7 ILS 接收机技术要求
7.1 LOC 接收机
7.1.1 频率范围和信道划分
LOC 接收机频率范围应为 108.00 MHz～111.95 MHz，其信道划分和频率配对应符合 SJ 20546 -1996 附录 A 表 A 的规定。
7.1.2 频率选择
频率选择应通过 HB 6096-1986 的标号 033 指定。
7.1.3 接收机灵敏度(音频接收)
当接收机施加电平为 5 μV、调制频率为 1 kHz、调制度为 30%的测试信号时，接收机输出的信噪比(定义为信号与噪声之和对噪声的比值，即(S+N)/N，下同)应不小于 6 dB。
当输入信号电平为 -86 dBm～-33 dBm 时，音频输出信噪比应不小于 20 dB。
注：接收机的灵敏度测量采用硬微伏(Hard Microvolts)为单位，即信号源的输出电平是以开路 EMF 来校准。如果信号源要在匹配负载上校准输出电平，则需在信号源和负载之间串接 6 dB 衰减器，此时负载上的电平即为“硬微伏”。
7.1.4 接收机灵敏度(ILS 接收)
当接收机天线端口的输入信号为 5 μV 时，接收机输出应为 “警旗隐藏”，即没有 NCD 告示。
7.1.5 选择性
选择性要求如下：
a) 通带特性。在fc ±9 kHz 频率范围内，输出电平衰减应不大于 6 dB。
b) 阻带特性。在fc ±31.5 kHz 频率范围外，输出电平衰减应不小于 60 dB;在fc ±40 kHz 频率范围外，输出电平衰减应不小于 80 dB。
c) 需在稳定性与中频滤波器矩形系数之间进行权衡选择。本标准对具体的中频滤波器矩形系数或具体的接收机稳定性均未作规定。
对于双频航向信标系统(定义见 MH/T 4006.1-1998 中的 3.19)，该系统下接收机性能要求见GB/T 14282.4-1993 中的 4.12。
7.1.6 杂散响应抑制
对所有的杂散响应信号(包括镜像信号)应至少衰减 80 dB。在 108 MHz～136 MHz 的频带内的所有杂散信号响应至少衰减 100 dB，最佳衰减量为 120 dB。
7.1.7 自动增益控制
当输入信号电平在 11.2 μV～5 mV(即-86 dBm～-33 dBm)范围内变化时，接收机音频输出功率的变化应不大于 6 dB。
7.1.8 减敏和抗干扰
7.1.8.1 交叉调制
接收机应对无用的 LOC 信号进行抑制，要求如下：
a) 施加载波频偏为 0.045 MHz～3.95 MHz 之间、调制频率为 150 Hz、调制度为 30%、电平为
5 mV 的无用 LOC 信号;
b) 同时施加调制频率为 90 Hz、调制度为 20%，及调制频率为 150 Hz、调制度为 20%，电平为
50 μV～10 mV 的有用信号;
c) 当加入或去除无用信号时，接收机航道偏差输出的变化应不大于 0.004 DDM。
7.1.8.2 抗 VOR 干扰能力
当施加一个或多个 VOR 信号，信号载波频偏为 0.044 MHz～0.094 MHz 或-0.044 MHz～-0.094 MHz、电平为大于有用信号 46 dB 或为 40 mV(取两者中较小者)，接收机的航道偏差输应不超出 7.6规定的精确度范围。
在第二及其后的邻近信道上施加 VOR 信号干扰时，且其电平大于有用信号 60 dB 或为 40 mV(取两者中较小者)，接收机的航道偏差输出应不超出 7.6 规定的精确度范围。
注：附录 G 提供了ILS 航向信标台最大辐射场强的理论值。理论上的场强值要高于 7.1.8.1 和 7.1.8.2 中最大无用信号电平值所等效的场强。建议承制方利用附录中的数据来提高设计要求。
7.1.8.3 抗 VHF 通信电台干扰能力
当 VHF 通信电台发射频率在 118.00 MHz～136.00 MHz 之间、且频率偏离 LOC 接收机中心频率
6 MHz 及以上、发射功率为 25 W、VHF 通信天线与LOC 天线之间的空间衰减为 35 dB 时，ILS 接收机应能正常工作。
注：VHF 通信电台的输出信号在偏离 LOC 工作频率 6 MHz 及以上的噪声电平至少比 LOC 接收机最小的灵敏度电平低 10 dB。
7.1.8.4 带外 FM 广播互调干扰
两个 FM 广播电台信号可能在 ILS 接收机内产生 3 阶互调信号，并落在 ILS 工作频率上。
FM 广播信号在 107.7 MHz～108.0 MHz 范围内的三阶互调门限见公式(1)：
2N1+N2+72<0………………………………………………(1)
式中：
N1 ——FM 广播电台 1 在 ILS 接收机输入端的信号电平，单位为 dB;
N2 ——FM 广播电台 2 在 ILS 接收机输入端的信号电平，单位为 dB。
FM 广播信号在 107.7 MHz 以下时，三阶互调门限见公式(2)：
2N1+N2+3(24-20logΔ∫/0.4)<0…………………………………(2)
式中：
N1 ——含义同公式(1);
N2 ——含义同公式(1);
Δ∫ ——频率，单位为 MHz，计算方法见公式(3)：
Δ∫ =108.1-∫1……………………………………………(3)
式中：
∫1 ——FM 广播电台 1 的频率，该电台的频率更靠近 108.1 MHz，单位为 MHz。
当 FM 广播信号电平低于公式(1)～公式(3)给出的数值时，接收机灵敏度性能应符合附录 H 中的要求。
注：测试时施加的 FM 信号一个为无调制的信号，另一个为噪声调制信号。
7.1.8.5 带外 FM 广播减敏干扰
ILS 接收机应符合附录 H 中图 H.1 指出的减敏门限标准。任何的广播信号电平低于附录 H 指出的数值时，接收机灵敏度性能应符合附录 H 中的要求。
7.1.9 第二个 VHF RF 天线端口
MMR 应有一个保留的第二个 VHF 天线的输入端口(MP 2T)，该端口可接到飞机的 VOR 或 GLS VHF 数据广播天线。
应通过着陆天线选择的离散量输入(见 6.4.2.6)来控制在两个 VHF 天线之间进行转换。当该离散量接地时，LOC 天线端口(BP 12)被选择用于着陆天线输入(在 ILS 模式下)，且天线开关位置确认输出离散量(MP 5K)应接地(见 6.4.3.2);当该离散量为开路时，则应选择第二个 VHF 天线。
为了满足接收机性能要求，应考虑内部 RF 开关的插损。
7.2 LOC 接收机音频输出
7.2.1 音频输出
接收机应输出 ILS 信标台的音频识别码。音频输出的要求见 6.3。
7.2.2 音频输出隔离
音频输出应与地隔离。
7.2.3 音频相位偏差
音频输出的相位与调制频率为 1 kHz 的射频信号的包络相比，相位偏差应在-30˚~120˚范围之内。
7.3 GS 接收机
7.3.1 频率范围和信道划分
GS 接收机频率范围应在 328.6 MHz～335.4 MHz，其信道划分和频率配对应符合 SJ 20546-1996附录 A 表 A 的规定。
7.3.2 频率选择
GS 频率应从 LOC 接收机的频率选择中配对得到。
7.3.3 接收灵敏度
当 MMR 天线端口施加电平为 20 μV 的测试信号时，接收机输出应为完全的“警旗隐藏”，即没有 NCD 告示。
7.3.4 选择性
选择性要求如下：
a) 通带特性。在fc ±17 kHz 频率范围内，输出电平衰减应不大于 6 dB。
b) 阻带特性。在fc ±80 kHz 频率范围外，输出电平衰减应不小于 60 dB;在fc ±120 kHz 频率范围外，输出电平衰减应不小于 80 dB。
c) 需在稳定性与中频滤波器矩形系数之间进行权衡选择。本标准对具体的中频滤波器矩形系数或
具体的接收机稳定性均未作规定。
对于双频下滑信标系统(定义见 MH/T 4006.1-1998 中的 3.17)，该系统下接收机性能要求见GB/T 14282.2-1993 中的 4.12。
7.3.5 无用信号响应
对所有的无用信号应至少衰减 80 dB。
7.3.6 自动增益控制
当输入信号电平在 200 μV～50 mV 范围内变化，且 DDM 为 0.091±0.002 时，与输入电平为
700 μV 时相比，输出的 DDM 值变化应不大于±15%。
7.3.7 交叉调制
接收机应对无用的 GS 信号进行抑制，要求如下：
a) 施加载波频率范围为 326.6 MHz～335.4 MHz，但不包括有用信号中心频率(fc)至 fc ±
283 kHz 的频带(即第二个邻近信道的最内侧边界)、调制频率为 150 Hz、调制度为 30%、电平为 7.5 mV 的无用信号;
b) 同时施加载波频率为fc、调制频率为 90 Hz、调制度为 40%，及调制频率为 150 Hz、调制度为 40%、信号电平在 75 μV～7 mV 的有用信号;
c) 当加入或去除无用信号时，接收机航道偏差输出的变化应不大于 0.008 DDM;
d) 在fc ±133 kHz 至fc ±283 kHz 的频带内(第一个邻近信道的最内侧边界至第二个邻近信道的最内侧边界)，当有用信号电平在 750 μV～7.5 mV 范围内，接收机航道偏差输出应不超出上述的要求。
注：附录 G 提供了有关交叉调制性能要求的来源背景信息。
7.4 HB 6096-1986 数据格式
7.4.1 航道偏离字数据格式
航向偏离字的第 1 位～第 8 位应使用 HB 6096-1986 标号 173，下滑偏离字的第 1 位～第 8 位应使用 HB 6096-1986 标号 174。每一个字的第 9 位和第 10 位应用作 SDI 功能。计算的偏离应在第 17位～第 28 位采用 2 的补码小数记数法进行编码，其分辨率约为 0.0001 DDM(航向信标)和 0.0002 DDM(下滑信标)。第 12 位应置为二进制“0”，表明偏离来源是 ILS 接收机。第 13 位～第 16 位是填充位(用有效数据或二进制“0”填充)。当调谐/测试禁止离散量被激活时，每个航向偏离字和每个下滑偏离字的第 11 位都应置为二进制“1”。
注：给机组的偏离信息为 BNR 编码，不需要 BCD 编码信息。
7.4.2 航道偏离输出极性
当 LOC 和 GS 的 90 Hz/150 Hz 混合调制中的 90 Hz 分量占优时，航道偏离数据字中的第 29 位应为 HB 6096-1986 定义的二进制“+”符号编码的状态，相应的指示为“右飞”(航向)或“下飞”(下滑)。
当 LOC 和 GS 的 90 Hz/150 Hz 混合调制中的 150 Hz 分量占优时，偏离数据字中的第 29 位应为HB 6096-1986 定义的二进制“-”符号编码的状态，相应的指示为 “左飞”(航向)或“上飞”(下滑)。
注：在实际工作中，接收机的偏离输出不可能是恒定的 0 DDM 值，因此不需要为这种理论上的状态定义符号位。
7.4.3 输入数据格式
HB 6096-1986 标号 033 包含了信道频率。
机场跑道方向字应按 HB 6096-1986 规定，使用标号 017(对 BCD 数据)和标号 105(对 BNR 数据)。跑道方向信息由驾驶员选择。该字的重复率应符合附录 D 中规定的时间间隔。
地面台识别码(应为标号 263 和标号 264)是按 ISO 第 5 号字母编码的 ILS 设备识别信息。
7.5 偏转线性
7.5.1 航向偏转线性
对于航向航道误差，其环境条件应满足 GB/T 14282.4-1993 的规定，此外还应符合下列要求：
a) 应考虑-15℃~55℃的温度范围;
b) 应考虑 50 μV～20 mV 的输入信号电平范围;
c) 应考虑调制信号频率变化不大于±1.5%;
d) 调制度应保持为常数。
施加一个标准的 LOC 测试信号，且调制度差为 0 DDM~±0.0465 DDM 范围内，统计的 2σ 偏离误差(统计方法见 GB/T 14282.4-1993 附录 A)应不超过公式(4)。
式中：
x ——标准偏转。
在±0.0465 DDM~±0.155 DDM 范围内，偏离误差应在 10%之内;在±0.155 DDM~±0.310 DDM 范围内，偏离误差应在 20%之内。当DDM 从±0.310 增加到±0.400 时，偏转不应减小。
7.5.2 下滑偏转线性
对于下滑航道误差，其环境条件应满足 GB/T 14282.2-1993 的规定，此外还应符合下列要求：
a) 应考虑-15℃~55℃的温度范围;
b) 应考虑 50 μV～20 mV 的输入信号电平范围;
c) 应考虑调制信号频率变化不大于±1.5%;
d) 调制度应保持为常数。
施加一个标准的 GS 测试信号，且调制度差为 0 DDM~±0.0465 DDM 范围内，统计的 2σ 偏离误差(统计方法见 GB/T 14282.4-1993 附录 A)应不超过公式(5)。
式中：
x ——标准偏转。
在±0.0455 DDM~±0.175 DDM 范围内，偏离误差应在 10%之内。当 DDM 从±0.175 增加到±0.800，偏转不应减小。
7.6 偏转稳定度
7.6.1 航向偏转稳定度
除按 GB/T 14282.2-1993 的规定外，在下列条件下，航向航道误差应不超出±0.004 DDM(95%置信度)：
a) 温度范围为-15℃~55℃;
b) 输入信号的调制频率在±1.5%范围内。
7.6.2 下滑偏转稳定度
除按 GB/T 14282.2-1993 的规定外，在下列条件下，下滑航道误差应不超出±0.0093 DDM(95%
置信度)：
a) 温度范围为 -15℃~55℃;
b) 输入信号的调制频率在±1%范围内。
7.7 偏转响应
航向和下滑的偏离输出应在 600 ms 内达到其规定值的 63%、过冲量不大于 2%。
注：响应时间定义为：当加到接收机天线端口的信号电平为 1000 μV、其调制度差瞬间从 0~±0.093(航向)或从 0~ ±0.091(下滑)变化时，偏离输出达到其规定值的 63%的时间。
7.8 监视
7.8.1 输入信号监视
当下列条件存在时，LOC 监视器和GS 监视器应独立地将各自偏离输出 SSM 设置为 NCD：
a) 无射频信号或无 90 Hz、150 Hz 调制信号;
b) 当 90 Hz 或 150 Hz 调制信号之一的调制度减小到零，而另一个维持在其正常值时;
c) 90 Hz/150 Hz 合成信号的调制度小于其标称值的 70%;
d) 当 LOC 信号是标称的 0.093 DDM，而产生的偏离输出小于 0.0465 DDM，或当 GS 信号是标称的 0.091 DDM，而产生的偏离输出小于 0.0455 DDM。
7.8.2 故障监视
7.8.2.1 航向故障监视
当存在下列条件时，LOC 监视器应将航向偏离输出的 SSM 设置为故障告警：
a) 设备驱动通道的输出与监视通道的输出不一致，偏差值的最大值为±0.0065 DDM，最小值为出现扰乱性告警的最小电平;
b) 设备偏转灵敏度的变化范围超过标称值的+50%或-30%。
注 1：某些接收机飞越航向信标台的间隙区域时，过调制监视器探测到偏转灵敏度变化偏离标称值大于 50%，从而导致了扰乱性告警，即监视器不能区分该告警是由接收机故障引起的，还是由于间隙区域信号“过调制”引起的假告警。
注 2：在航向信标间隙区域，信号总的调制度大于标称值的 40%，导致信号过调制，在航向扇区界限以外的输出不小于 0.155 DDM。不具备精密的信号的监视能力的 ILS 接收机可能发生这种问题。如果实际总调制度没有达到偏转灵敏度变化 50%或以上，可能出现假告警。
注 3：建议使用其他途径来增强对设备偏转灵敏度的监视。
7.8.2.2 下滑故障监视
当存在下列条件时，GS 监视器应将下滑偏离输出的 SSM 设置为故障告警：
a) 设备驱动通道的输出与监视通道的输出不一致，偏差值的最大值为±0.009 DDM，最小值为出现扰乱性告警的最小电平;
b) 设备的偏转灵敏度变化偏离标称值大于 50%或小于-30%。
7.8.3 完好性监视
LOC 和 GS 故障监视器应适应高可信度、高性能、多类型的自动着陆系统要求。
注：如果在设备内部进行监视器性能测试，除检测到故障，测试功能在选择 ILS 信道 2 s 后不能影响设备的正常工作。
7.9 故障告警通告
无论是由于输入信号变化还是由于接收机故障，当#1 数字数据输出的偏转灵敏度或偏离误差超出
7.8.2 中规定的容限时，偏离输出的 SSM 应在 500 ms 内显示 NCD 或故障告警。
7.10 地面台识别报告
按 7.2 输出地面台音频识别信号。地面台的识别码应按 HB 6096-1986 ISO 第 5 号字母表编码，并按标号 263 和标号 264 在数据总线输出。
当 ILS 接收机接收到新的识别码时，识别码应至少连续两次接收相同，以确认该信号有效。在确认之前，解码的识别码应在 SSM 字段以“NCD”发送。如果出现故障， 含有地面台识别码的数据字应从输出总线中删除。如果 15 s 后没有重复接收到识别码，则认为地面台信号丢失，以后再按新的识别码重新接收识别码。地面台识别码的发送间隔应按 HB 6096-1986。
7.11 天线
7.11.1 航向天线
7.11.1.1 频率范围
航向天线工作频率范围应覆盖 108.00 MHz～118.00 MHz。
7.11.1.2 电压驻波比(VSWR)
在 LRU 连接器输入端测得的 VSWR 应不大于 5:1，传输线特征阻抗应是 50 Ω。
7.11.1.3 极化
天线应采用水平极化，在工作频率范围内，从天线正前方接收到的垂直极化信号应比对同方向的水平极化信号至少低 10 dB。
7.11.1.4 增益
水平面的方向图应是正前方增益高，以便在 90˚~270˚之间捕获方位角。该方向图应与飞机的纵轴相对称，以减小因机身干扰而造成的天线相位中心的移动。
7.11.1.5 隔离度
如果天线提供多个输出，端口间的隔离度应至少为 6 dB。
7.11.1.6 安装
天线安装符合 7.1.8.2 的要求，并应对机载 VHF 通信天线信号进行有效隔离。
7.11.2 下滑天线
7.11.2.1 频率范围
下滑天线工作频率范围应覆盖 328.6 MHz～335.4 MHz。
7.11.2.2 电压驻波比(VSWR)
天线 VSWR 在带宽内应不大于 2.5:1，传输线特征阻抗应是 50 Ω。
7.11.2.3 极化
天线应采用水平极化。
7.11.2.4 增益
天线方向图应是正前方增益高，在飞机姿态变化时不被机翼或机身的遮挡。
8 MLS 接收机技术要求
8.1 概述
接收机应能接收和处理来自 MLS 地面台发射的 MLS 数据，并以正确的格式输出数据。接收机应能执行除 BAZ 外的所有 MLS 数据的解码，即进近方位角、高速率进近方位角、进近仰角，基本数据字和辅助数据字。
8.2 MLS 工作模式
MLS 接收机只能在自动模式下工作。在自动模式下，MLS 接收机应选择一个进近方位角和仰角，方位角和仰角数据应从地面方位设备发射的基本数据字中获得。
8.3 接收机控制
8.3.1 控制源种类
对于 MLS 接收机来说，有三种控制信息源，即：
a) 在 HB 6096-1986 数据总线上接收控制信息，见 8.3.2;
b) 从 MLS 进近地面方位设备的基本数据字和辅助数据字中获得控制信息，见 8.3.3 和 8.3.4;
c) 通过连接器输入的离散量输入信号，见 6.4.2。
8.3.2 信道选择调谐/功能选择数据
标号 033 用于 MLS 模式使能，还可选用标号 036(用于向后兼容)。模式选择详见第 11 章。用于MLS 的 HB 6096-1986 标号见附录 D 中的 D.1。
8.3.3 选择方位角
符合 GJB 2598-1996 中 3.9.11.2 对自动选定的要求。
8.3.4 选择仰角
符合 GJB 2598-1996 中 3.9.11.1 对自动选定的要求。
8.3.5 距离输入
应保留一个 HB 6096-1986 端口用于输入距离数据。该数据的来源可以是 DME/P，或是任意的其他相应的距离数据源。
8.4 射频要求
8.4.1 射频响应
射频响应应满足下列要求：
a) 天线端口的输入电平应不大于-20 dBm;
b) 对于全向天线端口(#3)，输入信号电平应不小于-106 dBm;
c) 对于着陆和尾部天线端口，输入信号电平应不小于-100 dBm。
上述要求是通过测量天线增益、天线前置放大器增益和电缆损耗而得到(见附录 I)。
注 1：本标准的规定与《国际民用航空公约》—1995 附件十的表 G-2 相一致，即信号在 MLS 覆盖区内的功率密
度大于-89.5 dBW/m2 (频率 5 GHz)，相当于机载天线(增益为 0 dBi)的输出信号电平为-95 dBm。
注 2：假设电缆最大损耗为 11dB。
8.4.2 信道划分
工作频率范围和信道划分符合 GJB 2275-1995 中 5.1.1.1 的要求，详细的 DME/MLS 角引导、 DME/VOR 和 DME/ILS/MLS 的波道划分和频率配对见 GJB 2275-1995 附录 A 中的表 A1。
8.4.3 捕获灵敏度
MLS 接收机捕获 DPSK 信号的灵敏度电平应优于-106 dBm，其他信号电平见表 2。接收机在捕获后向关联的仪表和 AFCS 设备提供引导信号。在比例覆盖区和余隙区域中捕获到有用 MLS 输入信号后，MLS 接收机应向仪表提供“警旗-隐藏”的指示，并按 8.7 的规定向 AFCS 提供数据输出。
表 2 相对于 DPSK 信号的电平单位为 dB
注：捕获灵敏度要考虑在地面台覆盖区边缘，采用全向天线且馈线损耗 11 dB(接收机输入信号为-106 dBm)的情况。
8.4.4 动态范围
当来自天线的信号电平为-20 dBm～-100 dBm 时，设备应按 8.6 规定的精确度要求输出有效数据。当方位角与仰角信号强度相差 75 dB 时，设备应按 8.6 规定的精确度要求输出有效数据。
8.4.5 频率稳定度
当有用信号的频率在中心频率的±12 kHz 范围内改变时，MLS 接收机的精确度等性能应符合本章有关要求。
8.4.6 MLS 射频天线端口
8.4.6.1 概述
MMR 有两个 MLS 天线端口(TP4 和 TP3)和一个备用的(可选)C 波段天线端口(TP1)。为达到 MLS系统的全部功能，MMR 接收机的信号处理应能从三个 MLS 天线中选择信号电平最强的天线。标号 270的第 11 位和第 12 位的 MLS 离散量反映了所选择的 MLS 天线(见附录 D)。
注：在满足航道偏离输出信号的响应要求的前提下，需减小 MLS 射频开关对偏离输出的影响。
MMR 输出的航道偏离数据在 MLS 天线转换期间应保持连接(即不出现 NCD)。天线转换应至
