领航学是研究利用领航设备引领飞机航行的一门应用学科。
确定飞机位置、飞机航向、飞行时间是领航需要解决的三个基本问题。
第1章
1、地球磁场三要素：磁差、磁倾、地磁力（地球磁场强度）。（P6）
2、磁经线北端偏离真经线北端的角度，叫作磁差或磁偏角，用MV或VAR表示，
磁差范围-180 ~+180，磁差常见的表达形式有：MV-2，VAR2 W（P6）
3、地球表面任何一点的地球磁场强度方向（及自由磁针的轴线方向，也就是磁力线的切线
方向）与水平面之间的夹角，就叫磁倾角，简称磁倾。地球磁场对磁体（如磁针）的作用力
叫地磁力。（P8）
4、例1.1通过查询地图上等磁差线，某地1960年磁差为-1.5 ，年变率为-0.8 '，求该地2011 年磁差：MV（2011）= -1.5 （2011 -1960）（-0.8'）： -2。（P9）
5、航线（航段）的方向，用航线角（Course）表示，即从航线起点的经线北端顺时针量到
航线（航段）去向的角度。航线角范围0 ~360。因经线有真经线、磁经线，所以航线角
用真航线角（TC）和磁航线角（MC两种来表示，换算关系式：MC=TC-MV/（ P9）
6、地球表面上的大圆航线距离最短，但是每经过一条经线就要改变航线角；等角航线的航
线角不变，但是航线距离比大圆航线长。因此远程航线的全程应选择大圆航线（取其短），再分成数段，每段按等角航线飞行（取其航线角不变）。（P11
地图三要素：地图比例尺、地图符号、地图投影方法
无线电高度表测量飞机真实高度
确定飞机位置的方法：地标定位、无线电定位、推测定位
推测飞机位置必须掌握：推测起点、航迹、地速、时间
地形的表示包括：标高点、等高线、分层着色
7、现代大中型飞机都可以使用大圆航线，而小型飞机（如运五、TB等）受导航设备限制只能采用等角航线。（P12
&等角正圆柱投影又称墨卡托投影，是圆柱投影的一种，由荷兰地图学家墨卡托（G. Mercator ）于1569年创立。（P19）等角正割圆锥投影图又称为兰伯特投影图，是德国人兰伯特（https://www.doczj.com/doc/4711115744.html,mbert ）创制的。（P21
9、几幅相同比例尺的航图拼接时，按照图幅编号顺序和邻接图表（通常在航图左侧上方的
图边缘处）的提示，裁去上图和左图相接部分的图边，依照上图压下图、左图压右图的原则，
将相同的经、纬线以及主要的线状地标对齐接合。（P25）
10、标准大气条件下，气压每减小1hPa,高度升高8.25m ;气压每减小1mmHg高度升高11叶由于在飞行中选择的气压基准面不同，因此有三种气压高度：场压高、修正海压高度、标准气压高度。（P32）
11、离场航空器在爬升过程中，保持本机场的QNH直至到达过渡高度。在穿越过渡高度或者
在过渡高度以下穿越修正海平面气压适用区域的侧向水平边界时，必须立即将高度表气压刻
度调到标准气压1013.2hPa，其后航空器的垂直位置用飞行高度层表示。航空器在修正海平面气压适用区域内，按过渡高度平飞时，应使用机场的修正海平面气压。（P39）
12、最低安全高度（MSA-Minimum Safe Altitude ）是指保证飞机不与地面障碍物相撞的最
低飞行高度。最小超障余度（即安全真高）（MOC-Mi nimum Obstacle Cleara nee ）是指保证飞机超越障碍时所应保证的最小垂直间隔，它的大小依据可能造成高度偏差的气象条件、仪表误差、飞机性能及驾驶员技术水平等因素，由有关主管部门发布。规定：航线仪表飞行的
最小超障余度是平原地区为400m,丘陵和山区为600m＞（P41-P42
13、最低安全高度的计算是在航线两侧各25km区域内的最大标高，加上最小超障余度，以
及由于沿航线飞行的最低海平面气压低于760mmHg而产生的气压修正量，即MSAELEV+MOC+H，式中H =（760-航线最低海压）11m,但一般不做计算，可忽略，ELEV（标高？）可从地图作业或航行资料中查出。例：宁陕至小烟庄，航线两侧25k m范围内的最高超障物是秦岭山脉的静裕脑，其标高为3015m,则该航线的最低安全高度
MSA=3015+600=3615n（注：宁陕至小烟庄属山区，最小超障余度取600m）（P42）
14、飞机纵轴前方的延长线叫航向线。从飞机所在位置经线北端顺时量到航向线的角度，叫航向角；航向角的范围为0 ~360 （P43）
15、马赫数（M数-Mach Number）:马赫数是该飞行高度上的真空速与音速a之比，即M=TAS/a
16、表速与真空速的换算：飞行中由表速计算真空速的步骤为BAS—臼》CAS —F q》lAS—Fr EAS—兰匚TAS（P56-57）
17、马赫数与真空速之间的关系可用数学式表示为TAS =1224 ?. 273 ' tH M
式中可以看
\ 288
出：保持一定的M数飞行，高度升高时，气温降低，真空速减小；在同飞行高度，空中温度越高，真空速越大。（P57
18、根据飞机的速度表的不同，速度单位有公里/时（km/h）、英里/时（mile/h ）、海里/时（kn）和米/ 秒（m/s），换算关系为:1 kn=1.15 mile/h=1.852 km/h ，1 m/s=3.6 km/h ,。例：180kn=333km/h=207mile/h=93m/s。常用的质量单位是公斤（kg）、磅（lb ），关系为：1 kg=2.205 lb 。例：200kg=441 lbs。常用的容积单位有公升、英加仑、美加仑，关系式为：1公升=0.2642美加仑=0.2204英加仑。例：3000美加仑=2500英加仑=11400公升。（P68-69）第2章19、风有两种表示方法：一种是气象上用的风叫气象风，其风向是指风吹来的真方向，即从真经线北端顺时针量到风的来向的角度，用WD m表示，单位：米/秒（m/s）、海里/时（kn）；一种是领航上用的风叫航行风，其风向是指风吹去的磁方向，即从磁经线北端顺时针量到风
的去向的角度，用WD n表示，单位：公里/时（km/h八海里/时（kn ）。注：WD n=WD m±180【MV。或WD m=WD n±180 ”+MV 例：成都飞重庆，预报风为WD m=70 则WD n=70 +180 =250 （由于该飞行地区磁差较小，MV=-2，可忽略不计）（P78）
20、航行速度三角形：3个向量包含了6个元素：磁航向MH真空速TAS风向WD风速WS磁航迹MTK 地速GS还有两个元素是三角形的两个内角，即偏流DA和风角WA（课本图2.5 ）。用地速向量同空速向量的夹角，即航迹线偏离航向线的角度来表示，这一角度叫
偏流角（DA-Drift An gle ）,简称偏流。注：以TAS为基准，左侧风，规定偏流为正（+DA）, 右侧风，规定为负（-DA）。在航行速度三角形中，航迹线同风向线的夹角（即地速向量同风速向量的夹角、叫风角（WA-WindAngle ）。以航迹线为基准，左侧风，由航迹线顺时针量到风向线，为正值，+WA右侧风，由航迹线逆时针量到风向线，为负值，-WA。风角（WA范
围从0 ~_180 , 0表示顺风，180表示逆风，_90 （左或右）正侧风，0 ~_90 （左或右）表示顺侧风，_90 ~180 （左或右）表示逆侧风。（P81-82 ）
第3章
21、飞机沿预定航线飞行应该保持的航向，称为应飞航向，用MF应表示。无风时，MF应=MC
飞机受到侧风情况，必须使飞机的航向迎风修正一个偏流角，即在航线角基础上迎风修正一
个偏流，得到应飞航向MH应=MC-DA （P90-91 ）
22、计算携带油量：最少携带油量=（航线飞行时间+备份时间）耗油率+ 地面用量
航行备用油量根据天气情况、飞机性能、航程和到备降机场的距离等确定。国内飞行，保证
飞机若不能在着陆机场着陆，飞抵最远备降机场上空还有不少于45min的油量。以起飞机场
为备降机场，不得少于1h30min的备用油量。飞机自反航点返航，还有不少于45min的油量。国际航线飞行的备用油量，包含航线飞行时间的10%勺燃油量，飞抵备降机场的燃油量（按
实际距离或370km）;在备降机场上空的460m （1500ft、高度等待30min的燃油量；在备降机场进近着陆的燃油量。直升机通常不少于30min的航行备用油量。（P92）
23、P93-94对尺计算：风角WA=WD-MC风角范围0二±180 ：所以当WD n— MC >180°
时，应在较小的角度上先加360后再相减。对尺计算偏流、地速，图 3.4。例3.3-3.5。
24、飞机的航迹线与航线间的夹角，叫偏航角，用TKE （Track Angle Error 、表示。航迹
线偏在航线右边，偏航角为正；航迹线偏在航线左边，偏航角为负，磁航迹角等于磁航线角
与偏航角之和，即MTK=MC+T KE（P103-104 ）
25、P107例题3.11 （此外还有相关计算）
第4章
26、机载导航设备和地面的导航台站之间的连线，即无线电波的传播路线叫无线电方位线，
简称方位线。（图4.1 ）。（P121）利用甚高频全向信标（VOR测定方位，其方位指示器有多种形式，主要有无线电磁指示器（RMI）、航道偏离指示器（CDI）、水平状态指示器（HSI）。27、位置线交点定位法分类—」定位（测向-测向定位），可以实现■' ■ ■ ■'定位的有双NDB 台、双VOR台、NDB/VOF台和ILS中的航向信标（LOC等；「」定位（测距-测向定位），可以实现
P-0定位的有NDB/DME VOR/DME ILS/DME等；P —P定位（测距-测距定位），可以实现，、一r定位的有DME/DME等;双曲线定位（测距差定位），可以实现双曲线定位的
有ONS （P146-147）
28、P156 例题4.11
飞行中测出DA=+5 , TKE=-3，说明飞机偏在航线（左、右？）侧，空中风为（左、右？）侧风。
若DA-3 , ：GS-25，说明空中风为：右侧逆风
第5章
29、仪表进近程序（Instrument Approach Procedure-IAP ）是航空器根据飞行仪表提供的方位、距离和下滑信息，对障碍物保持规定的超障余度所进行的一系列预定的机动飞行程序。仪表进近
程序构成：进近航段、起始进近航段、中间进近航段、最后进近航段、复飞航段。
P163-164
仪表进近程序的基本形式有：直线航线程序、反向航线程序、直角航线程序、推测航迹程序。
30、在当前的导航设备中，能够实施精密进近程序的系统有仪表着陆系统（ILS ）、精密进近
雷达（PAR、微波着陆系统（MLS和使用卫星进行精密进近的系统（GLS。在仪表进近的最后进近航段，只能够为飞机提供航迹引导的程序，叫非精密进近（Non-Precision Approach Procedure ）。非精密进近有：N DB S近、VOR进近、VOR NDB吉合DME t近。
起始进近采用直线航段（NDE方位线或VOR径向线）或DME弧的进近程序。
31、着陆入口速度V at是该型飞机在着陆形态下以最大允许着陆重量进近着陆时失速速度的
1.3 倍，即V at =1.3V s。
32、仪表进近转弯坡度或转弯率：程序设计规定，等待和起始进近使用的坡度平均为25 ,
目视盘旋为20，复飞转弯为15。使用上述坡度时，相应转弯率不得超过 3 /s ;如果转
弯率超过3 /s时，则应采用3 /s转弯率所对应的坡度。计算表明，转弯坡度25、真空
速170kn （315km/h ）,其转弯率为3 °/s ;真空速小于170kn时，25。坡度对应的转弯率将大于3 /s。因此，实际应用中按照：TAS>170k n（ 315km/h ），采用25 ; TAS! 170k n（ 315km/h）, 采用3 /s转弯率对应的坡度。（P170）
33、起始进近主区内的最小超障余度是300m中间进近主区内的最小超障余度是150m> 下降梯度（Gr）是飞机在单位水平距离内所下降的高度，等于飞机下降的高度与所飞过的水平距离之比，采用百分数表示，表示下降轨迹的平均倾斜度。
最低下降高度（MDA是以平均海平面（MSL为基准；最低下降高（MDH是以机场标高或入口标高为基准。最低下降高度/高（MDA/H是非精密进近程序中规定的一个高度，飞机在最后进近中下降到这一
高度时，如果不能建立目视参考，或者处于不能进入正常着陆位置时，
不能继续下降高度，而应保持这一高度到复飞点复飞。（P171
34、P180例题5.5。P189图上数据能读懂。
35、修正角航线的开始点必须是电台，修正角航线由出航航迹（背台边）、基线转弯（入航
转弯）和入航航迹（向台航迹）构成。图 5.28. （P188
36、P192风的分解：在修正角航线飞行中，将预报风分解成平行出航航迹的顺（逆）风分
量WS1和侧风分量W5，则WS,二WS cos〉，WS2二WS sin〉，其中〉为风向与出航航迹MC出之间的夹角
37、风的修正：飞机受到左侧风影响，应向左减少一个A, MH应=MC出-A ;飞机受到右侧风影响，应向右增加一个A, MH应=MC出+A= （P194 ）
决断高度/高（DA/DH是指飞行员对飞机着陆或复飞作出判断的最低高度，飞机下降到这一
高度时，飞行员必须目视跑道并处于正常的着陆位置才能转入目视下降着陆，否则应当立即
复飞。
38、P206计算17、18 题
第6章
39、从区域导航的发展和当前的使用来看，可以用于区域导航的导航系统有VOR/DME、
DME/DM E惯性导航系统（INS/IRS ）、全球卫星导航系统（GNSS、飞行管理系统综合（FMS
（P207-208 ）
第7章
40、飞行管理计算机系统（FMCS由飞行管理计算机（FMC和控制显示组件CDU组成，它协调、处理并控制其他分系统的工作。自动飞行控制系统（AFCS是FMS的操作系统，它对
自动驾驶、飞行指引系统、速度配平、马赫配平等提供综合控制。它由两台或三台飞行控制计算机（FCC、一个方式控制板（MCP及一些其他部件组成。惯导系统按结构可分为两大
类：平台式惯导系统和捷联式惯导系统。28天更新一次。
41、全球定位系统GPS其全称为定时和测距的导航卫星，它的含义是利用导航卫星进行测时和测距，以构成全球定位系统。包括三部分：空间GPS 卫星、地面控制站组、用户GPS 接收机。GPS优点：GPS具有全球、全天候、连续导航能力，能提供连续、实时的三维空间
坐标、三维速度和精密时间，并具有良好的抗干扰性能；GPS具有高精度，三维空间定位精
度优于10m三维速度精度优于3cm/s，时间精度为20~30ns ；GPS能满足各类用户，可用于铁路、航空、城市交通、农业、森林防火、地震预报、救援等；GPS具有多种功能，可以广
泛用于导航、搜索、通信、交通管理、授时、航空摄影、大地测量等；GPS为连续输出，更
新率高，一般为每秒一次，适用于高动态移动用户的定位；GPS用户设备简单，购置费用较
低。GPS缺陷：GPS卫星工作于L波段，电波入水能力差，不能用于水下导航；GPS的完好
性监测和报警能力不足，对卫星的一些软故障要在很长时间后才能发出故障状态信息；GPS 的可用性即所有地区的连续服务能力不足，某些时候在某些地方将出现少于 4 颗卫星的情况；整个系统维护费用太高。（P234）
42、FMS的主要功能：导航和制导；编排飞行计划，实施性能管理；全自动着陆能力；快速诊断故障能力。（P240）
43、飞行管理系统（FMS有：飞行管理计算机系统（FMCS由飞行管理计算机（FMC和控
制显示组件CDU组成，它协调、处理并控制其他分系统的工作；控制系统（AFCS是FMS
的操作系统，它对自动驾驶、飞行指引系统、速度配平、马赫配平等提供综合控制；自动油门系统；传感器系统。
采用FMS编排飞行计划的方法有：选择公司航路、人工选择航路。
44、飞行管理系统由飞行管理计算机系统、自动飞行控制系统、自动油门系统和传感器系统四部分组成。
45、PBN的导航规范包括RNP和RNAV