ICS 49.090 V 45
HB/Z 423-2015
民用飞机全球定位系统(GPS)机载辅助
导航设备使用指南
Usage guide for civil airplane airborne supplemental navigation equipment
using global positioning system (GPS)
2015-07-14 发布 2016-01-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按 GB/T 1.1-2009 给出的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国航空工业第六一八研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：魏伟、许猛、朱晓飞、黄永葵、蒋昱、党进、张会锁、贺超。
民用飞机全球定位系统(GPS)机载辅助导航设备使用指南
1 范围
本指导性技术文件规定了对使用全球定位系统(GPS)的民用飞机机载辅助导航设备(以下简称设备)的性能要求和测试过程、安装的设备性能要求和操作特性等诸多方面的内容。
本指导性技术文件适用于民用飞机 GPS 机载辅助导航设备的使用。
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，仅所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。
ARINC 743A GNSS 传感器(GNSS sensor)
RTCA/DO -160G 机载设备环境条件和测试步骤(Enviroment conditions and test procedures for airborne equipment)
RTCA/DO -178B 机载系统和设备合格审定中的软件考虑(Software considerations in airborne systems and equipment certification)
RTCA/DO-202 GPS 航空系统最低性能标准(Minimum aviation system performance standards (MASPS) for GPS)
3 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
RNAV——区域导航(area navigation)
4 要求
4.1 要求目的和范围
4.1.1 引言
本文包括了使用 GPS 输入的辅助导航(2D 和 3D)设备的最低使用性能标准。当一架飞机拥有经过批准的、可使用的唯一的导航系统时，机载的辅助导航设备才可作为主要的导航参考。包含在这些标准中的是应对设备的使用者、设计者、制造者和安装者有用的设备特性。本文件定义了针对用于平面制导的 2D 系统和用于平面和垂直制导的 3D 系统的性能、功能和特征。设备可被制造和测试来满足巡航、终端和进近模式或它们的任意组合模式的 2D 或 3D(或二者皆应)的要求。
本文的 4.1 提供了所需要的信息和假设来理解在其他章节中描述的设备规格和要求的理由。它描述了典型的用途和使用目标，并为其他章节中的标准内容描述构筑了基础。所包括的关于 VOR/DME 的解释用于注释和指导的目的。定义都包括在附录 A 中。
本文的 4.2 包括了设备的最低使用性能标准。这些标准定义了在标准使用条件和强调的物理环境条件下所需的性能。它也详述了所推荐的用于验证符合性必要的试验台测试。
本文的 4.3 描述了已安装设备所需的性能要求。当不能通过试验台测试来充分验证性能时， 专门包括了对已安装设备的测试。
本文的 4.4 描述了设备安装的使用特性，并定义了将确保使用者和使用能在预期的使用环境中安全和可靠实施的条件。
推荐制造者、安装者和使用者遵循这些标准， 作为确保设备在日常航空操作中所遇到的一般条件下能顺利实现其预定功能的一种手段。
本文中的“设备”包括所有使设备正确完成预定功能的必要的元件和部件(由设备的制造者和安装者决定)。例如，机载区域导航“设备”可能包括：传感器(可能有数个)、一台计算机、一部和飞机已有显示系统相交联的输入输出装置、一部控制装置、一部显示装置、减震基座(可能有数个)等。在假设的这个例子中，所有前述的成分或部件组成了这个“装置”。但不应从这个例子推断每个区域导航系统都必然包括所有前述的成分或部件。这将取决于设备制造者所采用的设计。
如果设备运行需要一套计算机软件，则应考虑包含在 RTCA/DO-178B“机载系统和设备合格审定中的软件考虑”中的指导方针。
设备制造者应考虑适合于安装认证的失效状态类别的划分，以确定在 RTCA/DO-178B 中所定义的软件等级。
相关政府机构要负责这些标准任何调整的应用。
因为设备性能特性的测量值可能是测量方法的函数(即与测量方法相关)，本文件推荐了标准的测试条件和方法。
4.1.2 系统特性
4.1.2.1 总则
区域导航是应用导航过程，来提供在所使用的导航源覆盖的区域内的任意选择的路线上，建立和保持飞行航线的能力。提供这种能力的系统，在这里被称为 RNAV 设备，是一种机载设备或者是一些装置的结合，其基本用途是提供相对于一个选择的地理位置点(称为航路点)的导航信息。
实际上，给飞行员显示的侧向导航信息一般都采用目前飞机位置相对于所定义航路点的方位和距离的方式，以及沿着理想航线朝向或离开这个航路点的偏移。一些设备也可以提供辅助信息的各种方式信息帮助飞行员，但这种对于设备的基本功能而言是辅助的。
垂直导航(VNAV)也可以规定的航路点高度和高度限制来实施辅助。RNAV 设备的导航精度将允许沿要飞行的航线来导航。用于垂直导引的高度参考是气压高度而不是几何高度。
如果是要认证用于终端区域和进近操作，则设备的能力必须与终端区域环境下的导航路径和过程相匹配，并且应当允许在用于 RNAV 非精确进近的空域内或边缘上导航。
4.1.2.2 航路点定义
一个航路点可用几种方法定义，例如用名字、数字或位置。航路点位置对于在时间紧急的飞行阶段计算导航信息和使飞行员负担最小化是必要的。应用最少的航路点数提供足够的航路点来定义巡航航段的当前和下两个航段、以及定义进近和偏离进近的过程。如果设备只是设计用于长距离的巡航导航， 可略去用于进近和复飞的航路点定义。
在某些设计中，以纬度和经度的方式把航路点输入到设备中。在另外的设备中， 可用相对于 RNAV设备已知的某位置的方位和距离来规定航路点的位置。此外对于使用 VNAV 的设备，海拔高度/高度可与航路点结合。
RNAV 设备基本上在进行横向导航时只需要一个、最多同时需要两个航路点来提供导航信息。必须存储的航路点数目与设备的设计(TO-FROM 或 TO-TO)和飞行阶段(巡航/终端/进近)有关。
RNAV 设备应存储的航路点的个数取决于它们被操作的类型。为了在非精确进近过程中尽可能减少
飞行员的负担，所有在进近过程的航路点(包括初始的复飞进近航路点)应在进近过程开始前就存储好。本文的 4.2.2.1.6 分段的进近过程所需的航路点个数反映了这种考虑。这就预期到 GPS 的进近过程将同前面 RNAV 进近过程的设计相同，也就是，最多有几个导引航路点，在最终的进近阶段有 1 到 3 个航路点和 1 个复飞航路点。应注意的是较大的航路点存储， 不仅可存储复杂的进近过程，而且还可存储复杂的标准终端到达航路，可进一步减轻负担。
注：因为 RNAV 设备可存储多重航路点和允许复杂过程，增加了操作过程的复杂性，可增加机组人员工作量导致的导航误差的可能性。采用简单过程会增加飞行安全性。RNAV 路线的灵活性的主要优点是过程可被简化、绝大多数的进近可以“直截了当 ”。
4.1.2.3 选择航线
4.1.2.3.1 总则
为了执行 RNAV 设备期望的最基本功能之一，即提供到(TO)或(FROM)从目前航路点的航线的有关导引信息，有必要定义那条航线的方位。
4.1.2.3.2 TO-FROM(到-从)设备
在一些设备中，飞行员有必要使用航线选择器或键盘来进入理想航线。一旦进入，这条航线对于现行航路点就是可适用的，并且设备必须指示出在现有的几何位置下，这条航线是要 TO(到)还是FROM(源自)那个航路点。能存储不止一个航路点的 TO-FROM 设备通常也能存储源自这些存储航路点的向外和向内的航线。
4.1.2.3.3 TO-TO(到-到)设备
另外一种设计是，飞行员不是按通常要求的进入一条理想航线。航线是由存储在飞行计划中的两个连续航路点之间的大圆来定义。以这种方式设计的设备通常总是在计算的航线上飞 TO(向)现行航路点。在到达航路点后，不是飞 FROM(离)它，而是按顺序转到下一个连续的航路点，这个航路点就变为当前航路点。飞机就会沿这条新计算出的航迹飞 TO(向)那个航路点。
4.1.2.4 航线计算
设备应在选择到一个航路点的航线或在两个航路点的直接航线(大圆)的基础上建立一条理想航线。在附录 B 中描述了计算方法。
4.1.2.5 坐标系
RNAV 设备按照它们的参考系结构分为两个基本类。最简单的情形是 VOR/DME 或“基站参考”设备，参考系是极坐标系，以刚调协过的 VOR/DME 为中心。设备中的位置只是用相对于那个站的形式来表示，但通常用相对一个航路点的方位和距离来表示，这个航路点的位置相对于参考的 VOR/DME作了规定。
信号所提供的 GPS 坐标系是在美国国防部的世界测量系统 1984(WGS-84)(国防地图机构的技术报告 DMA TR-8350.2)中规定的笛卡尔地心地球固联坐标系。在 GPS 中，当前的位置是相对于 WGS -84 来确定的。为了确定到任何航路点的方位和距离， 当前位置和航路点必须在同一个公共参考系中。
VOR 系统通常有接近地磁北的机站(电子)北。因为有根据的历史、技术和操作上的原因，电子 VOR方位角和地磁方位角的差别可达到 4˚到 6˚之多。因为所有在 NAV 中使用的图表都用电子 VOR 方位角来表示航路和方位，当所有的飞机都在 VOR 环境下操作时，不会出现明显的操作性问题。但是当一些飞机在 RNAV(纬度/经度)环境下操作时，由于角度差异就会出现一种明显的导航系统问题。这个问题发生在所有用于 VOR 航线导航的 RNAV 系统上，VOR 航线以地磁方位角为基准，在图表上做了地磁变化的补偿，而这个问题的出现是由于相应的 VOR 站没有及时更新(见附录 C)。
4.1.2.6 选择卫星
只要导航辅助被作为位置传感器，台站或卫星选择的任务就可能落在 RNAV 的设备上。卫星选择有可能在精度、几何(分布)、信号质量、飞行阶段或其他考虑的基础上来完成。由于具备了自动选择卫星的功能，设备就必须在计算导航解之前要检验卫星数据的正确性。
4.1.2.7 侧向和垂向的导引输出
通常是由横向偏移、航路点距离和理想航迹的显示来满足 RNAV 制导的基本需求。一些同飞行制导计算机结合的 RNAV 设备，可能以用于飞行指导装置或如同自动驾驶仪输入的侧向和/或垂直导引信号的形式，提供额外的制导和控制。这种选择由于飞行计算机提供了增强的预期、机动和控制功能， 从而可能减少在侧向和垂直平面上的飞行技术错误(FTE)。为了达到使乘客舒适的操控和稳定性要求， 可能要一直以 FTE 的需求来滤波或“软化(ease on)”设备输出。
当提供了导引信号时，应采用分级或限制数量的方式，以同飞机控制和性能极限相一致。
4.1.2.8 GPS 信号特性
每颗卫星传输的信号被定义卫星的位置、GPS 系统时间、它的时钟误差、以及传输数据的健康状况和精度的数据所调制。用户设备使用距离修正技术来计算位置。用户设备是利用卫星的伪距来计算接收机的内部时钟偏移和 3D 位置定位。
4.1.2.9 GPS 纬度/经度传感器
据估计 GPS 传感器可能发展设计成为与飞行管理系统组合、但又分离封装的部件。这样的传感器将会受到飞行管理系统的遥控，可能给具备航路点导航计算能力的飞行管理系统提供纬度/经度信息。这样的 GPS 传感器在与飞行管理系统、RNAV 系统或它合适的模拟器连接后，应按照本文件来测试性能。传感器的联合精度应在这里规定。
4.1.3 预定的使用和操作环境
4.1.3.1 总则
本文件描述了能为巡航、终端(包括离开和到达)和进近(包括复飞)飞行阶段提供导航和制导功能的RNAV 设备。所有这些功能都设计为与同时的区域导航和 VOR/radar 导航环境(包括最低导航性能规定的越洋要求)相协调。
4.1.3.2 在当前 ATC 系统中的区域导航
当前的 ATC 环境主要被 VOR 和雷达所支配。一般都将 RNAV 用于 VFR (Visual Flight Rules，视觉飞行规则)操作。将 RNAV 用于 IFR(Instrument Flight Rules，仪表飞行规则)的情况在不断增加，但变化与地理区域、飞行阶段和操作者的工作负担有相当的关系。
IFR 2D RNAV 的操作，用于有图表或无图表高海拔的传统 VOR 和 RNAV 航线，和低海拔的、非公共的、非管制的 RNAV 航线，以及非精密进近过程。RNAV 设备主要是用于采用经纬度坐标系的指定海洋区域的导航。其他装有 IFR(仪表飞行规则)RNAV 设备的航班则使用喷气机航路、VOR 航路和直接的点到点航路。一些 RNAV 设备能够提供从一个航段转弯到另一个航段的航线指引，并能自动完成转弯预期。但因为不是所有的飞机都具备这样的能力，空中交通控制(Air Traffic Control，ATC)系统提供适当的程序上的缓冲区域，来解决在这种转弯中可能出现的飞过头的问题。
在当前的 ATC 运行环境中，对于垂直平面内的空域保护和障碍清除，主要是考虑测高误差、飞行技术误差和水平位置的不确定性。对于水平飞行操作， 没有水平不确定性问题，为巡航和终端阶段所分配的空域就缩减为由在表 1 中列出的指定高度所确定的通道。爬升和下降时， 沿航迹的位置不确定性就
成为了一个要素，分配的空域就要延伸包括当前指定高度和新指定高度之间的所有高度。分配的空域被限制为长方形，分别由当前飞机位置和地理位置(航路点)，并辅助以新指定的高度来确定水平起点和终端。长方形的大小取决于被净空的空域， 由交通条件所决定，空中交通控制也可能要求通过报告交叉高度来减小这个长方形。当飞机处于绝对的监视之下， 空中交通管理人员可根据他的判断改变所分配空域的形状和大小。图 1 描述了沿典型的爬升、巡航和下降剖面分配空域的边界。
在当前的非 RNAV/VNAV IFR 飞行操作中，由人工或自动驾驶仪将水平飞行保持在 ATC 参照高度表指定的限制高度上。IFR 飞行中的水平面上升或下降变化的完成，要按照基本基于飞机或发动机性能的控制策略来做油门和倾斜的(人工的或自动的)调整，但飞行员可做改变以确保符合 ATC 指定的航路点高度限制。上述所有操作都是一个 RNAV3D 系统可选择的，并且如果实施就应符合规定的 VNAV 精度要求。为了在当前的 ATC 飞行环境中实现 VNAV，要设置下列最低的 VNAV 能力要求：
a) 在最终进近位置能模拟 ILS/MLS 的垂直导引功能来做直线垂直剖面的导引;
b) 在到达最终进近位置之前按照 ATC 为航路点指定的高度做爬升和下降的导引。
在 b)中没有详细规定飞机以何方式达到航路点高度限制。这要求使性能最优化，或采用不超过飞机保护门限的飞行剖面。
表 1 典型的垂直误差估计汇总(ft，99.7%的概率)
图 1 垂直净空边界(典型的)
4.1.3.3 历史上的考虑
1970 年，FAA 建立了较高高度的 RNAV 航路结构。因这些航路的基本排列都是避开所有的特殊用途的空域和地区交通流，与 VOR 航路结构相比没有节省里程。RNAV 航路结构并没有考虑以后发展的中心到中心的交通流。因为 SIDs 和 STARs 和其他优先采用的过程通常试图进入 VOR 系统。自 1970s早期短时间的兴趣之后，较高高度的 RNAV 航路结构就没有受到大的关注。到 1978 年，RNAV 航路结构就显著减少了，到 1981 年年初，所有已公布的较高高度的 RNAV 航路结构都被废止了。
到 1970 年底，随机的区域导航路线较以前的网格系统更能最好地发挥经济潜能和使用 RNAV。随着更多飞机装备 RNAV 设备，直飞(direct)航路技术在(美国)国内空域发展了起来。基于对航路的全面了解，控制者通常在得到请求时会授权(clear)飞机(建立)直飞航路(direct routing)。
在 1977 年 12 月 29 日，实施了指定越洋航线的 ICAO 标准。按照这些 RTCA 标准设计和测试的设备要符合 ICAO 的最低导航性能规定。
在 1980 年和 1981 年做了运行评估，以确定在(美国)国内得到授权的直飞(随机)航路上应用纬度和经度坐标系的实用性。没有发现对 ATC 系统有包括增加控制人员工作量的负面作用。在对主要机场的流动航路点的识别做了一些小调整之后，颁布了 FAA Advisory Circular 90-82，批准了装备 RNAV 航空电子设备和飞行高度超过 FL 390 的随机航线。
任何使用 RNAV 设备的飞机可被授权随机航线，并且机组成员要负责确保导航设备适合于要飞的航线。
将来可能不再提供连续的雷达监测。RNAV 巡航的随机航线、出发和进近(SIDs 和 ATARs)，目前需要 RNAV 设备，这样的设备应达到在表 2 列出的系统使用精度要求。
4.1.3.4 航路宽度的考虑
4.1.3.4.1 总则
喷气式飞机的航路、未建立的区域导航航路和海洋上空的航路， 没有公布的宽度;但是航路的排列
策划要采用 FAR Part 71 中规定的宽度、或可能定义为±3n mile(宽度)来防止特殊空域的重叠、或空域要被保护起来用于其他喷气式飞机的航路(FAA Order 7400.2C，处理空域事务的程序)。
表 2 航迹横向的 RNAV(区域导航)精度要求(95%)
4.1.3.4.2 进近
在最终的进近阶段，RNAV 的精度是要定义一个净空区域而不是航路宽度，最终进近梯形的宽度是4n mile(在航路中心线两侧±2n mile)在最终进近位置/航路点，然后变窄到跑道航路点置换区域的跑道门限宽度(见图 2)。
图 2 进近航路宽度
4.1.3.4.3 终端
终端航路对离开机场的飞机提供进入巡航体系的通道，并为到达的飞机安排进入和执行依靠设备的进近过程。在得到适当设施支援的地点，到达初始进近位置/航路点的基本终端区域航路宽度是4n mile(在航路中心线两侧±2n mile)。
4.1.3.4.4 美国联邦航路
每条美国联邦航路包括从 1200ft 向地球表面上空延伸的空域，但不包括 18000MSL，例外是：到夏威夷的美国联邦航路无高度限制。如在 FAR Part 71.5 中所规定的，每条美国联邦航路是 8n mile 宽并包括了两边平行边界距中心线都是 4n mile 的空域。
4.1.3.4.5 喷气式飞机的航路
喷气式飞机的航路无宽度规定，航路排列的策划应利用 4.1.3.3.1 中的航路宽度的考虑。
4.1.3.4.6 RNAV 航路
按照 FAA Order 7400.2C 的定义建立或指派 RNAV 航路的宽度为 8n mile(在航路中心线两侧都是
4n mile)。FAA Order 7400.2C 的 RNAV 航路的概念建立在 VOR/DME 的基础上，航路设计考虑了使用 DME 的 RNAV 设备的斜距误差。这导致了基本航路的宽度向靠近参照设备的一边扩展。
4.1.3.4.7 越洋航路
在世界的不同区域越洋的航路的中心线分离从 120n mile 到 60n mile 不等。施加的分割标准取决于飞机总体上的导航性能、预期的空中交通流量、可用的导航辅助等。这个 MOP 定义了对在北大西洋(N MILEPS)空域运行的设备要求。对其他越洋空域的规定与对北大西洋空域的要求可能相同也可能没有同样的苛求。当前精度不低于±12.6n mile(2σ)的设备要达到北大西洋 N MILEPS 中规定的横向(侧面的)分隔区的要求。
4.1.3.5 假定的空中交通控制环境
下列是简要的“要求的区域导航操作环境定义”(完整定义以附录 D 的方式提供)，作为 RNAV 环境的基础，一个基本假设是，如果具备符合 ATC RNAV 机动指示的机载能力，则 ATC 则在空中交通控制中将要使用 RNAV 能力。这个基本假设，以及随后的部分，将会使 RNAV 的使用，从一个混合的环境，在其中RNAV 的使用者只是整个ATC 系统使用者的一小部分，演化为另一种环境，在其中具有RNAV装备的交通可能代表大多数。可预期随着 RNAV 装备的操作数量的增加，控制者对在 ATC 系统中使用RNAV 的熟悉程度也会增加。反过来这会增加使用 RNAV 机动程序和分配 RNAV 航路(图上标明的和没有标明的)。
区域导航设备对于很多种类的飞机、操作人员和操作情形都有实际应用。 RNAV 的一般特性、当在适当的位置传感器输入辅助下在任何理想航线上的操作能力，都等同运用在整个系列的飞机上。出于一些优点，所有类型的飞机都能使用 RNAV 提供的能力。一些潜在的好处是：
a) 直接或缩短的航线;
b) 减少巡航和重点的耽搁;
c) 预备不冲突的进近航路;
d) 消除盘旋进近;
e) 在没有装备仪器的跑道上预备直接进近。
所有空域使用者有 RNAV 设备的潜在使用要求，范围包含偏僻的或拥挤的环境、以及低和高海拔地区。相似地， 很多种类的使用者既能在定义的相当好的航路结构、进度表或者交通流模式下操作， 又能在更特别的无组织的直接运行模式下操作。RNAV 设备的一个主要优点是具有唯一的能力来创立专门的直升机航路，同固定翼飞机安全隔离，为所有的空域使用者提供了节约运营成本的手段。
除了为使用者和购买者提供的各种优点之外，RNAV 设备还能增强 ATC 系统的灵活性。附录 D 详细说明了几个可选择应用的 RNAV 机动方式，来表现出这些潜在的好处。自从附录 D 编好之后，美国国家空域系统(U.S. National Airspace System，NAS)的发展还没有产生作为运行环境要求的平行航迹漂移量补偿需求。因此尽管在附录 D 中描述的许多程序都是建立在平行航迹漂移量补偿的基础上，还是未将其确定为这个规范的最低要求。
在 2D 和 3D 的 RNAV 系统中，存在着很多种类的可能的设备配置和复杂度水平，正象普遍变化的设备应用趋势。本文件把内容限制在 RNAV 的 2D 或侧向导引应用，以及包括垂直导引的 3D 应用上。以时间为基准的区域导航(Time-Based Aera Navigation，TNAV)当前不是区域导航的最低要求。然而GPS 所独有的精确时间特性，使未来空中的导航和交通控制应用有机会提供以时间为基准的四维导航能力。
4.1.3.6 运行环境设想
运行环境设想主要包括：
a) ATC 系统提供 RNAV 和径向导航操作;
b) 定义和批准使用 RNAV 的进近方式;
c) ATC 使用 RNAV 的机动方式来完成脱离已建立的或以前已清理过障碍的航线;
d) VNAV 可在 NAS 导航的所有阶段使用，但预先定义的航路结构设计不会预先知道它的使用。出于经济性、舒适性、燃油经济性或其他操作方面的原因，并且同以高度表为基本参考相协调、坚持清除 ATC 高度交叉;
e) 将需要 RNAV 设备用于操作 RNAV SIDs、STARs、借助工具的进近和航线;
f) 所有的 RNAV 航线由可被 VOR/DME 地面站的地磁和 DME 的方位和斜距、和/或纬度和经度识别的航路点来定义;
g) RNAV 将继续被用于 IFR 和 VFR 两种操作;
h) 直升机和固定翼飞机都将使用 RNAV 设备。
4.1.3.7 越洋的工作
本文件主要涉及在 NAS 中的 GPS 导航装置的性能。必须认识到 GPS 可为跨洲的飞行提供有用的导航信息。对这种区域导航的准确性要求没有 NAS 严酷。这些条件对在这种环境下使用的 GPS 导航装置只有少许不同的要求。
4.1.3.8 时间和速度
GPS 设备也能提供准确的时间和速度信息。这可能是未来对 UTC 和地面速度在其他应用如自动依赖监视(Automatic Dependent Surveillance，ADS)上的要求。
4.1.4 误差预计
4.1.4.1 总则
设想传输的信号同美国国防部(DoD)的 ICD-GPS-200B 关于 GPS 传输信号的规定相一致。
4.1.4.2 VOR/DME 误差预计
下列误差预计要用来在以 VOR/DME 为基础的空域中确定空域和障碍清除的要求。
4.1.4.3 GPS 误差预计
4.1.4.3.1 总则
全部的 GPS 位置定值误差应等于或小于在表 3a 中列出的误差。为了用带 SA 的 C/A 码达到平均100m 的精度，需要 1.5 或更小的 HDOP 值。
注：导航误差同时依赖于 HDOP 和用户等价距离误差(User Equivalent Range Error，UERE)。UERE 由 URE，即空间控制部分或用户距离误差，和 UEE，即用户设备误差构成。HDOP、URE 和 UEE 的方差将影响系统总的精度。
表 3b 提供了GPS 位置计算的误差成分分配的例子，成为总位置固定误差的预计。误差成分是取舍平衡的选择对象，但位置固定误差的取舍平衡必须要在表 3a 和表 3b 的限度之内。
带航线选择误差、显示误差和 FTE 的定位误差的 RSS 合成，被定义为系统使用精度(见附录 E)。虽然重要的是总的系统使用精度(包括所有的误差分配)，要同空域规划者在为仪器飞行操作建立保护空域时采用的精度相一致，必须要认识到设备制造者和安装者无法控制很多影响总的系统使用误差的因素。机载 GPS 接收机的外部误差源的分配，是建立在本文件出版之时可获得的最好数据的基础上，作为例子提供的，随着技术的发展有可能发生变化。
表 3a 有 SA 的 GPS 定位误差预计 a
表 3b GPS 的 RNAV 误差预计 a (95%置信水平)
在使用 GPS RNAV 时，必须考虑两种类型的操作。当飞行员利用显示信息用手控制飞机飞行时，就是“人工飞行”;当导航导引和飞行控制系统或飞行指导装置相耦合时，就是“耦合飞行”。
当使用人工飞行时，GPS RNAV 的使用精度是 GPS 位置确定精度的函数。航线选择误差依赖于航路点输入分辨率，航线计算误差依赖于 RNAV 设备、显示分辨率和人工 FTE(Flight Technical Error)。基于 FAA 测试的在不同飞行阶段的 2σ (95%概率)的人工 FTE 如下所示：
越洋的 2.0n mile
巡航的终端的
进近的
1.0n mile 1.0n mile
0.5n mile
对于 TO-TO 操作的 GPS RNAV 人工飞行系统使用精度要求列在表 3c 中。
当运用自动耦合的飞行时，GPS RNAV 系统的使用精度是 GPS 位置确定精度的函数，航线选择精度依赖于航路点的输入分辨率、航线计算误差和飞行管理系统的输入分辨率(2.47 角秒 arc-seconds)。耦合的自动飞行控制预期为系统使用误差增加 0.25n mile 或更少的 FTE(飞行技术误差)。对于 TO-TO操作的 GPS RNAV 2σ 耦合飞行系统使用精度要求列在表 3d 中。耦合飞行指导装置的数值列在附录 E中。
表 3c 对于人工飞行的 GPS 系统使用误差(95%置信水平)
表 3d 对于耦合的自动飞行控制的 GPS 系统使用误差(95%置信水平)
无真实的统计数据而要证明 FTE 数值的困难性，排除了把 FTE 作为设备制造者和安装者的系统正式要求。因此，系统的使用误差不是明确规定的要求，而系统误差或位置确定误差却是明确规定的要求。但 FTE 的数值是发展变化的，从而能被系统使用者和空域规划者所使用。
注：在详细说明和描述系统的精度时，由于一些误差成分(例如 FTE)是线型的，同时其他误差成分是 2D 或 3D 的精度(例如 GPS 位置)。当详细说明 2D 精度时，通常使用 95%的置信水平。当应用 2D 精度的时候，就使用了drms 不确定性，两个 drms 是径向误差的两倍。
径向误差被定义为所采集量测点与真实位置点距离的方均根(root-mean-square，rms)值。通常由首先定义一组任意指向的正交轴、原点在真实位置点来计算。沿每个轴的方差被计算、被合并， 计算出平方根。当误差的分布是椭圆的，就象通常静止的、放在地面的系统， 这些轴就被方便起取作误差椭圆的长轴和短轴。于是置信水平就取决于误差椭圆的拉长。当误差椭圆缩为一个线条，两个 rms 测量的置信水平就接近 95%;当误差椭圆变
为圆，置信水平就接近 98%。因为采取了 95%的置信水平，对于实际达到的精度，所有的误差预算指标都是谨慎的。只要两种总误差预算都没有超标， 就允许这两种误差预算被选择减少或平衡。较高性能的传感器或其他要素所采用的这些误差平衡的程度，要在制造商提供的安装指南中被反映出来。这样的指南要包括由于这些误差平衡所导致的使用设备的所有局限性的基本描述。比这些还要大的 FTE 值必须要被其他系统误差的相应减小而抵消。关于 FTE 的讨论见附录 E，FTE 不被用来确定沿航迹方向的误差。
4.1.4.3.2 TO-FROM 航线计算效果
除了上述影响 GPS 设备计算位置的精度的因素以外，当使用角度参照系时，还有同位置和理想航线是否匹配相关的计算误差。因为输入误差依赖于角度输入(1 度)，当与定义理想航线的(多个)航路点接近时，这些误差就会很小，但会随着距航路点距离的增加而增加。因为把 GPS 作为传感器的 TO - FROM 导航的价值有限，只是期望用于短距离的导引，对于 TO-FROM 的 GPS RNAV 导航没有引入误差。
4.1.4.3.3 北向参考的效果
GPS 的位置精度不依赖于与定义预定航线的航路点的距离。但是当 GPS 用于 1 条航线被 “到”或“自”1 个航路点的射线(选择 1.0 度的角度误差)所定义，垂直于航迹的全部系统精度就是 GPS 的位置精度和到航路点的距离的函数，以确定航线的角度误差的形式。任何 TO-FROM 的应用应具有下列功能：
a) 有技术防备来确保正确的北向参考用于航线;
b) 对范围有适当的限制，从而使公布航线上的全部航段的分辨误差都在误差预计范围内。
注：最显著的导航误差来自于，需要按照 VOR/DME 定义的航路点所确定航线来导航，而这些航路点按照 VOR 的北向来确定方位角度。这个“位置北”与当地的地磁北可能相差 2˚以上。
4.1.4.4 误差预计-VNAV
VNAV 设备的性能，连同空域和障碍清除的保护，建立在表 1 详细说明的误差预计上。
表 1 阐明了误差被假设为独立情况下的典型的误差预计，用 RSS 方法求总和。
注：表 1 中的误差可被用来选择减少或平衡(见第 4.3 节和附录 E)。
4.1.5 系统的完好性
4.1.5.1 GPS 完好性的基本概念
系统的完好性是涉及在系统不能用于导航时对用户及时告警的能力。电子导航系统传统的保证完好性的方法一直是监测传输信号，如果信号被测出无论是何种原因超出了规格，就要向用户及时发出告警。对于信号在空间的精度可直接同在某一特殊方向的水平位置精度直接相关联的 2D 系统，如VOR/DME，这种方法确实是适宜的。但 GPS 则更复杂一些，因为它是一个 4 维系统，包括 3 个位置元素和时间，并且空间信号误差通过相对复杂的此时刻的卫星几何函数表现为水平位置误差。GPS 完好性系统于是要把它得到的伪距误差信息转换成为引入的位置误差信息，然后要判断误差是否超出了在目前飞行阶段所规定允许的半径误差。则这个允许的半径误差就被相应地作为告警门限。如果发现水平误差超出了告警门限，必须要及时告警。
除了 GPS 系统自身包含的安全措施，随着民用 GPS 的发展，还研发了两种进一步确保 GPS 完好性的独特方法。一种是接收机自主完好性监测(RAIM)概念，另一种是以GPS 完好性通道(GIC)命名的地面监测方法。这些在随后的 4.1.5.2 和 4.1.5.3 中有简要描述，而术语 RAIM 和 GIC 则贯穿于本文件的全文。
4.1.5.2 接收机自主完好性监测(RAIM)
有许多种方法来实施自主的或独立的完好性监测，但人们所提出的所有的方法都使用了对量测信息的自身连贯性检测。这当然需要余度， 为了在同步的基础上做自身连贯性检测，就必须要有 5 颗可见卫星。并且在噪声存在的条件下要使检测有效， 就必须满足对卫星几何分布的约束条件。总的来说， 有许多可见星的能抗干扰的卫星系统有助于形成能抗干扰的 RAIM 系统。反过来，稀疏卫星分布的最低限度的余度只可能生成有限可用的 RAIM 系统，也就是在短时间段内无法做有效的连贯性检测。RAIM 的主要特色是完全独立的并且软件上相对容易实施(见附录 F 所描述的一种 RAIM 方法)。
4.1.5.3 GPS 完好性通道(GIC)
专门用于 GPS 完好性地面监测站网络的概念是另一种发展的思想。利用这种概念，地面站将监测所有的可见卫星，并且把所观测的伪距误差的原始测量值或对于每颗卫星的“好”或“不好”的简单评价传播给用户。GPS 接收机于是就决断，在导航问题中所使用这组卫星，所产生的解是否在规定的告警门限以内。与 RAIM 相比，这种确保完好性方法的一个优势是，监测站的位置是精确知道的，因此不需要卫星的余度来检测卫星的故障。用 GIC 也可容易地完成识别(隔离)异常卫星。
在准备这份 MOPS 之时 GIC 系统还未能实施，但对它在具体位置建立时所采用的状态了解很多，这在附录 C 中讨论。
4.1.6 有关测试的考虑
4.1.6.1 精度测试
精度测试过程应使下列两个因素在门限之内：(1)纬度/经度的转化;(2)按航路点的导航。这些能够单独做或同时做。本文件的 4.2.0 用两个部分勾画做这项工作的过程：一个是用于确定纬度/经度;另一个是用于相对(航路点)导航。
4.1.6.2 测试过程
4.1.6.2.1 总则
从 4.2.0 到 4.4.0 详细说明的测试过程，是作为推荐的证明最低可接受性能参数符合性的手段。尽管引用了明确的测试过程，还可使用其他方法。如果他们提供了至少等价的信息，可使用这些替代过程。在这样的情况下，这里引用的过程应作为评估替代过程能否被接受的一个标准。
4.1.6.2.2 环境测试
环境测试在 4.2.4 中作了详细说明。这些测试，像试验台测试，在设备的功能和性能水平上执行。这些过程和他们辅助的极限要求，提供了试验室手段来确定设备在预期的实际航空操作条件下电气和机械性能。测试结果可能被设备制造商作为设计指导、安装指导的准备工作， 并且在某些情况下，获得设备设计和制造的正式许可。
4.1.6.2.3 试验台测试
在 4.2.5 中详细说明的测试步骤提供了在模拟条件下证明设备性能的手段。测试结果可被用作设计指导来检测制造符合性，并且在某些情形下用于获得设备设计和制造的正式许可。
由于这种设备可能的补充传感器和定位模式的数目，注定不可能为设备的所有当前和未来设计制定出完全的测试步骤。包含在 4.2.5 中的测试步骤适用于最低的系统需求。除此之外， 对补充传感器和设备特殊设计的发展和测试需求也在 4.2.5 中描述。
4.1.6.2.4 安装的测试
安装测试的步骤和它们的关联极限需求在 4.3 中描述。尽管试验台和环境测试步骤不属于安装测试部分，但它们的成功完成通常是完成安装测试的先决条件。然而在某些情形下， 为了验证电源特性或者
与飞机上其他安装设备交联接口，已安装的系统的测试可能会取代试验台的模拟测试。安装的测试通常在地面或飞行中进行。
测试的结果可能用于证明设备在预期的运行环境中的功能和性能。
4.1.6.2.5 操作的测试
这部分测试在 4.4 中。这些测试步骤目的是确保在预期环境中操作能可靠地执行。
4.1.7 组合的系统
4.1.7.1 总则
通过把 GPS 与其他导航系统组合，可能获得比单独的 GPS 或其他导航系统更好的导航性能。组合导航系统可在卫星调整时帮助提供导航覆盖，并在卫星故障、飞机机动或信号覆盖中断时继续导航。当满足了在表 4 定义的完好性要求时，系统将满足操作性能精度要求。设备应自检测系统性能的下降。应认识到也存在其他组合的系统，这些系统将满足已建立的完好性和系统性能要求。
4.1.7.2 混合的惯性系统
GPS 和惯性系统的组合可产生改进的混合解。利用 GPS 的量测有可能“标校”惯导系统的误差参数，以显著减小典型的惯性误差。混合的惯性系统将在飞机机动、卫星信号阻断和重新捕获过程中通过提供连续的位置数据而得到实质性的改善。混合的惯性系统也具有和 RAIM 联合的完好性监测技术。
4.1.7.3 多传感器的 RNAV 系统
把 GPS 组合进入一个 RNAV 系统可看作引入了另一个传感器或位置数据源，可提供比当前单独无线电导航或单独惯性传感器更好的导航性能。
4.2 设备性能要求和测试过程
4.2.1 一般要求
4.2.1.1 总则
4.2.1.2 适航性
设备的设计和制造必须提供合适的安装，不能损害飞机的适航性。
4.2.1.3 功能
设备必须能实现制造者确定的预期功能。
4.2.1.4 防火性
除了对火情蔓延影响不大的小零件(如旋钮、紧固件、密封垫、垫圈、小电气零件等)外， 使用的所有材料应可自熄灭。
4.2.1.5 控制器的操作
飞行期间预期将使用的控制器的设计应最大限度地减少错误，并且在所有可能的位置组合和顺序中，这种操作都不能产生如下状态：其存在或持续有损于设备持续工作的性能。
4.2.1.6 控制器的可达性
飞行人员应不易触及在飞行中一般不作调整的控制装置。
4.2.1.7 传感器接口
同其他机载设备的接口设计应保证：RNAV 设备的正常或异常工作不应对其他设备造成不利影响。
4.2.1.8 控制/显示能力
应具备合适的接口满足数据输入输出和设备控制操作的需要。应该使操作者能人工选择航路点。用一只手就应该完成控制/显示操作。
4.2.1.9 控制/显示可读性
设备应被设计成为在正常的驾驶员座舱条件下，所有的显示和控制应是易读的，并且应被安排为有助于设备的使用。
注：为保证显示易读性的设备安装限制应包括在安装指南中。
4.2.1.10 测试的影响
设备应被设计成为在进行特定的测试过程时，除非有专门的说明，不应产生对设备性能有害的状态。
4.2.1.11 机动的预期
对于机动，如转向去截获一条新航线，或转换到已建立好的一条直飞航段，或爬升、下降、改平的变化，或升/降角度的变化，在空域中操作时必须能被预期。这种预期可通过设备内的计算方法、一些操作过程、或两者的结合来完成。不考虑选择实施机动预期的方法， 飞机性能包线直接影响了这项要求的有效性(见 4.3.2 和附录 H)。
4.2.1.12 更新率
显示更新的间隔应小于或等于 1 s。
4.2.2 2 维区域导航的功能和精度要求——标准条件
4.2.2.1 设备的功能要求
4.2.2.1.1 航迹横向偏移
4.2.2.1.1.1 数值显示信息
在巡航或终端模式中，设备应提供航迹横向偏移最小±20n mile(左或右)的数值显示或电输出，应提供对应 9.9n mile 最小为 0.1n mile 的分辨率，以及 99n mile 最小为 1n mile 的分辨率。飞行员可选择显示。
参考中心的 CDI 显示，显示或输出应提供对应 9.9n mile 最低为 0.3n mile 的精度，以及对应 33n mile最低为 1n mile 的精度，或实际横向航迹的 2%，取其中的大者。
如果用于进近模式，参考中心的 CDI 显示，显示或输出应精确到 0.1n mile 之内。
注：数值显示不必和航迹横向显示放在一起，也不必在飞行员的主要视野范围内。
4.2.2.1.1.2 非数值显示信息
设备应按下列要求连续提供显示或电输出：
中心显示的精度
(见注释) 0.2 0.1
显示或电输出的线性度 20% 20%
注：这个误差包括在 4.2.2 的精度要求里。
4.2.2.1.2 航路点距离显示
到航路点的距离显示应符合：最低以 0.1n mile 的分辨率显示到航路点距离 99.9n mile 的范围，对于更大的范围，显示的分辨率低于 1.0n mile。对于存储“到”和“从”航路点的设备，本设备应具备显示至少 150n mile 的到航路点距离的能力;对于只存储“到”和“到”航路点的设备，本设备应具
备显示至少 260n mile 的到航路点距离的能力。
注：对于可在巡航阶段任意清除航路的操作，可期望航路点之间更长距离的显示。
4.2.2.1.3 “到-从”显示
对于存储“到”和“从”航路点的设备，应用连续显示或电输出来表明飞机相对于穿过航路点又垂直于理想航线的直线的相对位置，是在实际航路点之前或之后。
对于存储“到”和“到”航路点的设备，允许飞越实际的航路点，应用连续显示或电输出来表明飞机越过了一条既穿过航路点又垂直于理想航线的直线。
4.2.2.1.4 选择飞行航线
设备应提供选择和显示由两个航路点定义的飞行航线的手段。此外， 如果选择了“到”-“从”模式，设备应提供选择和显示一个实际的航路点和经过这个航路点的理想路线的手段。进入和显示这样一条路线的分辨率应不低于 1˚。
注：这里假定所选择的路线是数字化输入的。如果采用了模拟技术，应证明选择路线的误差不超过 0.5˚。
4.2.2.1.5 航路点输入
设备至少应提供以纬度和经度为坐标的航路点的能力。两种量的输入分辨能力应不低于 0.1,，如果具备以相对于另一个航路点的(范围)和半径输入航路点的能力，则航路点的输入分辨能力应不低于0.1n mile 和 0.1˚(对于巡航的模式，不低于 0.1n mile 和 0.1˚是可接受的)。
4.2.2.1.6 航路点存储
设备应具备输入、设计和存储至少下列数量离散航路点(包括使用的航路点)的能力：
如果设备具备一种进近模式，它应以选择进近的正确顺序存储完全序列的航路点。航路点序列应包括至少下列内容：
初始进近点;
最终进近点;
复飞点;
复飞保持点。
设备应被设计成为当选择进近模式时就不可能输入航路点坐标数据。航路点坐标可包含在设备数据库中或按照 4.2.2.1.5 的规定采用人工输入。
注：存储航路点能力较差(与上面所列相比)的设备可能不被某些终端或进近过程所接受。
4.2.2.1.7 航路点或航段序列
应提供以任意选择的顺序来人工或自动利用一个序列存储航路点方法。应制定出规定来显示现行的航路点的标志和预览可被激活使用的后面的航路点或航段。激活的(正在被使用的)和存储的航路点不必同时显示。应有方法表明正显示的航路点是否正在被使用。
4.2.2.1.8 位置显示
所计算的飞机的位置应能以“到”或“从”正在被使用的航路点或父母亲航路点的范围(距离)和方位来表示。距离和方位对应 99.9n mile 至少应达到 0.1n mile 和 1.0˚分辨率，对于更大的距离，分辨率不能低于 1.0n mile 和 1.0˚。一些设备也可用经纬度显示。如果采用，则分辨率至少应达到 0.1,。
注：这项要求的目的是使得操作者在受到请求时能够把这个信息发送给空中交通控制(中心)(ATC)。
4.2.2.1.9 输入数据观察
设备应具备在使用航路点之前能按照 4.2.2.1.5 中规定的分辨率观察和修改飞行计划/导航数据的能力。当出于核实的目的把数据从存储器中调出时，它们也应保留在存储器中。对于多重航路点设备，数据的检查或观察不应妨碍或以任何方式影响导航导引。
4.2.2.1.10 故障/状态指示
设备应指示：
a) 主电源问题。
b) 对一个特定飞行阶段会导致无法接受导航的不合适或不正确的导航信号或信息源(见4.2.2.1.13);
1) 在进近模式下，缺少合适的导航信号或信息源应在主导航显示上指示出来。在其他模式下，一种适当设置的指示标志可用来满足这项要求。
2) 设备应按照表 4 检测和指示无法接受的导航。
c) 进近模式指示。如果设备有进近能力，当进近模式被选择的时候应有方法为飞行员提供指示。表 4 GPS 位置完好性性能要求
故障/状态指示的出现应独立于任何操作。
注：让操作人员在无辅助的情况下监控影响精度的变化参数是不现实的。因此设备应监控那些由传播、接收、几何
分布、可选择适用性或其他达到可能范围的影响因素所导致的性能下降的指示参数， 并且能在发出性能下降指示后自动补偿、取消选定或人工放弃。
4.2.2.1.11 卫星选择和指示
设备应具备下列能力：
a) 自动选择卫星用于导航计算;
b) 由数据内容确定每颗卫星的适宜性：包括适当的参数如“健康”状态、完全的历书数据、正确的星历表和奇偶正确性;
c) 把不适宜的卫星停止使用;
d) 为预期的航段提供与完好性要求相一致的警告措施。
4.2.2.1.12 航路点输入后的设备计算反应时间
从输入航路点到从数据获得导航导引显示之间的时间滞后不应超过 5s。
注：为了和飞机动力学和操作条件相一致，设备的输出可能被滤波或“减弱 ”。
4.2.2.1.13 对 GPS 接收机的完好性告警
4.2.2.1.13.1 总的完好性要求
设备应具备完好性保证。不论采用何种方法保证完好性， 完好性(检测)系统应满足表 4 的要求。伴随表 4 的注释是其内容的一个基本部分。
4.2.2.1.13.2 发出完好性告警
GPS 设备在每个正在执行的飞行航段必须能发出清晰和及时的告警。告警应在下列两种情形下发出：
a) 完好性监控设备表明 GPS 水平半径位置误差超过了当前飞行航段所规定的告警门限;
b) 由于差的卫星几何分布、不充足的卫星冗余、可能的设备故障等任何原因造成的无法对导航结果做确定的完好性检测的情况。
注：“及时”的说法是在所规定的时间内为当前飞行航段发出告警。本文件对告警表示无特殊形式的规定，除了对于非精确进近方式必须要在主导航显示上表明对个飞行航段的有问题的完好性确认。
4.2.2.1.13.3 执行 RAIM
GPS 设备制造者可选择使用任何 RAIM 技术来达到表 4 和本文 4.2.1.13.2 中规定的要求。应要求设备制造商证明符合这些规定(见 4.2.5.2.6)。
4.2.2.1.13.4 执行 GIC/RAIM
GPS 机载设备制造商在 GIC 系统(完好性检测总系统，包括地面站、通讯联系以及机上的 GPS 所需要的任何处理)可用时，可选择利用 GIC 系统提供完好性保证。这种选择也包括 GIC 系统和 RAIM 关联使用。如果使用 GIC/RAIM 保证完好性，系统应达到表 4 和本文 4.2.2.1.13.2 中规定的要求。应要求设备制造商证明符合这些规定(见 4.2.5.2.6)。
4.2.2.1.13.5 RAIM 和其他导航传感器相关联(混合完好性监测系统)
可预期在某些时候卫星的分布会使得无法单独用 RAIM 做可靠的自身一致性检查。在 GPS 最低航空系统性能标准(RTCA/DO-202)和其他标准中都建议，在这些情况下，可用外部的导航传感器信息如大气高度、惯导数据和罗兰等来辅助 RAIM。这样的联合完好性检测系统将被称为混合完好性监测系统。
GPS 机载设备制造商可选择利用在 GPS 设备中实现的混合系统提供完好性保证。如果使用混合系统，它应达到表 4 和本文 4.2.2.1.13.2 中规定的要求。应要求设备制造商证明符合这些规定(见4.2.5.2.6)。
4.2.2.2 2D 精度要求(95%概率)
机载设备导致的误差综合不应超过表 5 中的任一个值。参考的地球应使用 WGS-84 椭球对应的纬度/经度值(见附录 B)。因为 FTE 因子不受设备制造商和安装者的控制，这些误差源未包含在表 5 中。
表 5 GPS RNAV 2D 精度要求(95%)
4.2.2.3 信号处理要求
4.2.2.3.1 灵敏度和动态范围
当输入信号强度在-130dBmic(dB 是相对于 1 mW 输入等方向性的圆极化天线)和-123dBmic 之间、对于天线的仰角在 7.5˚到 90˚之间、噪声密度为-178 dBm/Hz(天空背景温度 Tsky=115K)时，应满足所有的要求。
4.2.2.3.2 连续干扰波(CWI，Continuous Wave Interference)
设备在图 3 所示的干扰信号影响下性能不应降级。
4.2.2.3.3 捕获时间
初始化的纬、经度误差在±60n mile 之内、初始化的时间和日期误差在±1 min 之内、历书正确并且卫星无遮挡，则从开始通电到第一次正确定位的时间应小于 5min(95%的置信水平)。
4.2.2.3.4 动态跟踪
分为下列两类：
a) 常态机动：当飞机从常态机动状态恢复到无加速的飞行状态，设备则应不超过 10s 就在飞行的任何阶段、最大地速如下所示时达到表 5 的要求。正常机动包括 180˚的转向同时水平加速度达到并包括 0.58g，突然变化达到并包括 1.3 倍的标准比率(但不超过 0.58g)，垂直加速度达到并包括±0.5g;
飞行阶段最大地速
巡航 800 节(kt)
终端 350 节(kt)
RNAV 进近 180 节(kt)
b) 非常态机动：当飞机从非常态机动状态恢复到无加速的飞行状态，设备则应不超过 60s 就在飞行的任何阶段、最大地速如下所示时达到表 5 的要求。非常态机动下包括水平加速度不超过达到并包括 1.73g。
图 3 信号拒绝
4.2.3 标准条件下的(VNAV)功能和精度要求
4.2.3.1 设备功能要求
4.2.3.1.1 总则
除了 4.2.2 节 2D RNAV 要求外，下面的一组功能要求是 VNAV 设备为了操作的安全和有效应达到的最低要求。这些要求是用来在不考虑 VNAV 设备种类的前提下保证在垂直平面内的可接受操作。
4.2.3.1.2 航路点高度
设备应提供人工手段输入和存储当前航路点直接相关的高度。输入航路点高度的分辨率对于巡航和终端不应低于 100 ft、对于进近阶段不应低于 10 ft。应在设备制造商规定的高度范围内满足这个要求。
4.2.3.1.3 垂直路径偏移
设备应用连续的电输出或其他方法确定相对与理想的垂直剖面的偏离的数量和方向。确定相对垂直
偏移的数值在巡航和终端不应小于±500 ft、在进近过程不应小于±150 ft，并且分辨率分别不应低于100 ft 和 30 ft。
4.2.3.1.4 垂直剖面
垂直剖面应满足以下要求：
a) 在上升航段，如果系统具备此能力，设备应提供一个参考垂直剖面，帮助服从航路点的高度限制;
b) 在水平航段，如果系统具备此能力，设备应提供一个参考垂直剖面，帮助服从规定的高度;
c) 在下降航段，在到达最终进近固定航路点之前，设备应提供一个参考垂直剖面，帮助服从航路点的高度限制。可能会使用直线段剖面，但不是必需的;
d) 在从最终进近固定航路点开始的进近阶段，设备应提供一种手段来规定一种要遵循的不变的高度速度(垂直剖面的沿航迹方向距离的线性变化)。这种剖面可采用以一条直线来连接两个航路点的相关联的高度的形式，或以一条直线按照一种特定的梯度角截止于或出发于一个规定的航路点(以相关联的高度);
e) 对于规定了梯度角的设备，角度分辨率应不低于 0.1˚。
4.2.3.2 VNAV 精度要求
有测高的 VNAV 设备，在常态的下降飞行剖面(见附录 E)中应达到表 6 的要求。
注：在垂直导航中使用的高度参考是气压高度而不是地理高度。
表 6 以 ft 表示的在机载垂直导航系统中使用的垂直导引设备的最低精度要求(99.7%)
4.2.4 设备性能——环境条件
4.2.4.1 总则
在本条中描述的环境测试和性能要求目的，是要提供一种实验室手段，来确定在实际使用中可能遇到的有代表性的条件下设备的整体性能特性。
本条中的一些环境测试不必做，除非制造商希望使设备达到那种特殊环境条件要求。这些测试都用“当被要求时”标明。制造商希望使设备达到这些额外的环境条件时， 则这些“当被要求时”的测试都应当做。
除非另外说明，用于在环境测试条件下确定设备性能的测试过程都在 RTCA/DO-160G 中描述。
一些 4.1.2 和 4.3 中的性能要求不需要在 RTCA/DO-160G 的所有条件下测试。判断和经验表明这些特殊的性能参数对一定的环境条件不敏感，在 4.1.2 和 4.3 中描述的性能水平，暴露在这些特殊的环境条件下观察不到降级的情况。
可能使用复杂的硬件计划那样的替代方法来满足本节的环境测试需要。如果使用了这样的方法， 则使用的测试程序就要测试所有的用于推导和计算输出参数的相关硬件。
4.2.4.2 温度和高度测试
RTCA/DO-160G 针对设备使用的情况种类包含了几个温度和高度测试过程。
4.2.4.2.1 低温度操作测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.2 短时间的高温度操作测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.3 高温度操作测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.4 在飞行中失去冷却的测试
如需进行此项测试，设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.5 高度测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.2-2D 精度要求;
d) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
e) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.6 减压测试(当被要求时)
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.2-2D 精度要求;
d) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
e) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.2.7 过压测试(当被要求时)
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.2-2D 精度要求;
d) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
e) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.3 温度变化测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.4 湿度测试
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.1.12-设备计算反应时间;
d) 4.2.2.2-2D 精度要求;
e) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
f) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.5 冲击测试
4.2.4.5.1 操作时的冲击
设备应在 RTCA/DO-160G 的测试条件下满足本文件的下列要求：
a) 4.2.2.1.1-航迹横向偏移;
b) 4.2.2.1.2-航路点距离显示;
c) 4.2.2.2-2D 精度要求;
d) 4.2.3.1.2-垂直路径偏移;
e) 4.2.3.2-VNAV 精度要求。
此外，所有的系统控制、显示、输入和输出应能执行它们的设计功能。
4.2.4.5.2 坠撞安全性冲击
实施坠撞安全性冲击测试可能导致设备在测试中的损坏。因此这项测试可在其他测试完成后进行。在这种情形下，本文件的 4.2.1.9“测试的效果”就不适用。
