對于ILS飛行檢驗(yàn)，需要5組共15個(gè)飛行軌跡數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)可分為兩類：飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)和飛行軌跡數(shù)據(jù)。根據(jù)飛機(jī)模型和飛行力學(xué)原理，用數(shù)學(xué)的方法來產(chǎn)生一個(gè)與實(shí)際完全相符的飛行軌跡數(shù)據(jù)文件，將會因?yàn)楦黠w行軌跡量之間的耦合關(guān)系，使數(shù)學(xué)模型建立非常復(fù)雜，甚至無法建立起**的數(shù)學(xué)模型。這里為了簡化建模，認(rèn)為兩類數(shù)據(jù)按照各自獨(dú)立的規(guī)律變化，兩者之間的變化沒有關(guān)系。這樣假設(shè)的前提下，不考慮在飛行檢驗(yàn)中飛機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)，可以很方便的用數(shù)學(xué)公式產(chǎn)生出任意時(shí)刻**的理想飛行軌跡數(shù)據(jù)濕度傳感器探頭, 不銹鋼電熱管, PT100傳感器, 流體電磁閥,鑄鋁加熱器,加熱圈，飛行軌跡數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)是相互獨(dú)立的3個(gè)位置時(shí)間函數(shù)，這樣計(jì)算便可很方便的得到任意時(shí)刻的**測試用數(shù)據(jù)，用來對ILS飛行檢驗(yàn)中飛行軌跡進(jìn)行建模。

　　1. 1檢驗(yàn)飛機(jī)飛行軌跡數(shù)據(jù)生成算法

　　根據(jù)飛行載體位置（經(jīng)度、緯度、高度）是隨時(shí)間變化的函數(shù)，可計(jì)算地球直角坐標(biāo)系中飛行載體位置所對應(yīng)的直角坐標(biāo)值R （ x、y、z） ，即可得出飛機(jī)相對跑道中線的方位角等飛行檢驗(yàn)數(shù)據(jù)。

　　2ILS機(jī)載導(dǎo)出數(shù)據(jù)生成算法

　　ILS空間調(diào)制度差（DDM）和機(jī)載接收機(jī)角度導(dǎo)出方程分別為ILS地面設(shè)備天線陣輻射的純邊帶（SBO）信號方向函數(shù)、載頻加邊帶（CSB）信號方向函數(shù)以及SBO信號的調(diào)制度；分別為檢驗(yàn)飛機(jī)相對基準(zhǔn)線的角度和由饋電或反射引起的信號相位隨機(jī)抖動而導(dǎo)致的測角誤差（簡稱隨機(jī)角度誤差） ；< 0為航道扇區(qū)寬度、可由地面檢驗(yàn)測出；δ為基準(zhǔn)方位設(shè)備的測量誤差，其服從在區(qū)間（- 0。05°- 0。05°）的均勻分布。

　　因?yàn)镚PS系統(tǒng)中使用的是經(jīng)緯坐標(biāo)系，實(shí)際中往往要根據(jù)檢驗(yàn)機(jī)場的實(shí)際條件進(jìn)行經(jīng)緯坐標(biāo)系和跑道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換，設(shè)地平坐標(biāo)系中某點(diǎn)的坐標(biāo)為x、y、z ，坐標(biāo)原點(diǎn)對應(yīng)的經(jīng)度為λ0，緯度為φ0，高程為h 0，坐標(biāo)變換分3步進(jìn)行：①λ0，φ0， h 0轉(zhuǎn)地心坐標(biāo)x 1、y 1、z 1；②x、y、z轉(zhuǎn)地心坐標(biāo)x 2、y 2、z 2；③x′、y′、z′轉(zhuǎn)經(jīng)緯度坐標(biāo)λ，φ， h。

　　3結(jié)論

　　ILS飛行檢驗(yàn)組織程序復(fù)雜，其需要由飛行檢驗(yàn)機(jī)構(gòu)和被校機(jī)場所在地的空中交通管制部門具體實(shí)施，且實(shí)際檢驗(yàn)的實(shí)施受機(jī)場環(huán)境、氣候和飛行檢驗(yàn)人員素質(zhì)等多種因素的影響。本文提出用簡化飛行航線的方法，建立GPS作為基準(zhǔn)系統(tǒng)的ILS飛行檢驗(yàn)?zāi)Ｐ停淠康闹荚诶糜?jì)算機(jī)仿真經(jīng)濟(jì)性、可重復(fù)性和無破壞性，對飛行檢驗(yàn)進(jìn)行仿真研究，分析對ILS飛行檢驗(yàn)可能產(chǎn)生影響的因素，以減少實(shí)際飛行檢驗(yàn)次數(shù)，達(dá)到節(jié)省經(jīng)費(fèi)的目的。并且本文的系統(tǒng)建模與仿真方法，也完全適用于其它的無線導(dǎo)航系統(tǒng)飛行檢驗(yàn)的建模及仿真研究。