嵌入式全球定位慣性導航系統(tǒng)（ Embedded Global Positioning Inertial Navigation System, EGI）

接受TCTO 1F-15E737后，被稱作嵌入式全球定位慣性導航系統(tǒng)的系統(tǒng)代替了AHRS。Suite 3軟件可識別EGI的存在且不顯示或處理AHRS功能，與AHRS相比，EGI可提供更穩(wěn)定可靠的姿態(tài)與航向源。選定EGI作為當前位置保持源（PPKS）時，它將成為位置與速度信息的首要源，它還可在INS故障時提供INS信息的完整備份。正常情況下INS會是你的首要導航源。

EGI十分易用，飛機啟動后系統(tǒng)自動通電，自動開始對準，并在就緒后進入導航模式。

全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System, GPS)

GPS是天基定位與授時系統(tǒng)。21顆導航星分6個軌道，以1萬英里的高度每12小時環(huán)繞地球一圈，他們以特定方式分分布，使得地球上無論何時何地都能看見至少4顆衛(wèi)星，授時系統(tǒng)可向用戶提供通用協(xié)調時（祖魯時間）以用于衛(wèi)星獲取。

GPS網絡的目標包括向廣泛的用戶群體提供服務，分別有精確定位服務PPS與標準定位服務（SPS）。PPS系統(tǒng)可提供更高的精度，主要軍用。

GPS使用世界測地系統(tǒng)84（WGS84）絕對地球坐標，而不是陸基發(fā)射器，所以GPS是定位系統(tǒng)，而不是TACAN之類的導航系統(tǒng)。定位是三維的，包括了高度信息。

GPS導航星在L波段廣播調制無線電波。各個衛(wèi)星發(fā)送器獨有信號，使EGI能分辨哪顆是哪顆，EGI上的數據處理器將測量信號并用時間信息解出你的位置。

天氣不會影響GPS衛(wèi)星，GPS被設計成在作戰(zhàn)環(huán)境下也可提供服務，GPS星座已經就位并運營數年，美國空軍有意將GPS整合進所有飛行器以及徹底取代TACAN、VOR與VORTAC系統(tǒng)。

戰(zhàn)斗機導航單元(Fighter Navigation Unit) INS/EGI

FNU INS是姿態(tài)與磁航向信息的首要源。其可提供當前位置信息的后備源。EGI將作為當前位置速度、姿態(tài)信息的首要源。雖然EGI的存在使TACAN不再必要，不過還是可以用TACAN導航。EGI替換了AHRS并將GPS數據整合進現(xiàn)有機上系統(tǒng)。

任務導航儀(Mission Navigator, MN)

MN一直基于FNU INS。MV重置會將MN對準置當前FNU INS位置，機組可只更新MN而不更新FNU INS。

最可用速度取決于PPKS。選中EGI為PPKS時，最佳可用速度是位置速度連續(xù)性（PVC）濾波器速度。

GPS歷書

GPS接收機首次運行時必須先搜索衛(wèi)星信號。GPS星座歷書可提供位置與粗略時間，以幫助搜索。歷書數據包含每顆衛(wèi)星的軌道參數，并可維持最多180天有效。歷書數據可用于預測衛(wèi)星能見度與距離，進而縮小 GPS接收機的搜索窗口。

獲取第1顆衛(wèi)星后，可從衛(wèi)星導航信息中獲得當前歷書，可以從任意 GPS衛(wèi)星獲得完整歷書。這一過程最多要花12.5分鐘。

AFMSS（譯注：美空任務支持系統(tǒng)）將GPS歷書數據添加進CC初始化子目錄中。預存歷書數據僅可由AFMSS在MC/DTM中提供。 MC/DTM被CC讀取，并在初始化時供EGI使用。當前歷書數據每周更新一次，在飛行后寫入時寫入MC/DTM中。飛行后MC/DTM插入AFMSS，做任務總結時AFMSS自動更新。

若電池功能正常EGI會儲存歷書數據。若電池失效則需要MC/DTM歷書數據。若儲存的數據并非本周的歷書，EGI會用從衛(wèi)星獲取的歷書替換它。衛(wèi)星獲取的途徑相對快，但歷書數據過時一周以上時最多可花半小時，歷書時效性直接影響衛(wèi)星獲取時間。

EGI

EGI是將慣性傳感器組件與GPS接收器和卡爾曼濾波器結合的導航平臺。

EGI慣性傳感器組件與處理陀螺儀與加速度信息的內部電路組合，計算出東南西北、垂直速度與加速度、X/Y/Z軸速度與加速度、俯仰、滾轉、磁航向、時間航向。其包含有計算慣性經緯度與高度計算，陀螺羅經信號與儲存航向對準的電路。

EGI GPS接收機通過跟蹤并處理衛(wèi)星信號來準確測量飛機位置速度與時間，以幫助飛機定位。EGI所提供的更準確的信息，增強了導航、傳感器指示、目標獲取與武器投放能力。

卡爾曼濾波器用于對速度位置校準進行精確建模與誤差評估，以提升性能。

EGI的慣性傳感器GPS接收機與卡爾曼濾波器將一起算出當前位置速度高度的exa混合節(jié)，需要三科技以上的衛(wèi)星，才能得到最佳EGI的慣性傳感器，GPS接收機與卡爾曼濾波器將一起算出當前位置，速度高度的exe混合鍵，需要三科技以上的衛(wèi)星才能得到最佳ega混合金。

EGI對準

飛機發(fā)電機上線時，EGI自動開機，沒有正式發(fā)行的EGI對準所需的機組程序。

EGI對準模式有：

GC對準 4分鐘-從CC或FNU INS獲得PP。進入GC時，儲存于其中的PP將發(fā)送至EGI。

SH對準 30秒-需在上次飛行中EGI關機前，執(zhí)行完整EGI GC對準，且下次啟動前飛機未移動。

運動中對準(IMA) 飛機運動時對準。必須有衛(wèi)星跟蹤，最多要花10分鐘完成。

EGI關機

為優(yōu)化性能。需要以特定方法關機。飛行結束后，F(xiàn)NU INS關閉時，CC向EGI發(fā)送關機指令，一次飛行的定義是飛機超過80節(jié)，經歷了機輪離地與機輪再次承重之后再關停。INS關機前會執(zhí)行一次FNU INS飛躍更新。EGI儲存監(jiān)控數據與初始化數據，供下次開機時使用。這一步用時大約為10秒。完成后EGI開始GC對準。除非下次想用SH對準，否則無須完成GC對準。

EGI性能監(jiān)控器

EGI性能監(jiān)控器保留最近對準與導航信息的歷史。其儲存基于一次完整的飛行，此歷史需要：

l? 空速大于80節(jié)。

l? EGI處于導航模式30分鐘以上。

l? EGI在飛行結束時收到FNU INS飛躍更新。

l? FNU INS關閉。

若在FNU INS關閉到發(fā)動機關機之間留出30秒，則此數據將儲存在非易失性存儲中。

EGI GC對準

GC對準是最準確的對準模式。從兩臺發(fā)動機都上線到完成對準要4分鐘。對準需要從CC或GPS向EGI中輸入PP。CC在開機時發(fā)送一次儲存在FNU INS中的PP，若之后用UFC向FNU INS中輸入新PP，則新PP會被再發(fā)送一次。若EGI密鑰得驗，GPS正追蹤四顆衛(wèi)星，EGI會從GPS接受PP。它隨后會替換輸入的PP。

EGI預存航向對準（SH）

SH對準是一種快速對準模式。它要花30秒完成且無需輸入PP。若要進行SH對準，上次關機前必須進行一次完整EGI GC對準，且飛機移動不超過1°。EGI設定好進行SH對準后，以后每次開機它都繼續(xù)進行SH對準，直到飛機移動或輸入一個與當前PP差值大于九百英尺的新PP。

EGI IMA

若飛機在對準時移動或離地，EGI會進行IMA。這一過程可花最多十分鐘，并會需要GPS的輔助。IMA的前幾分鐘改變一下航向可加快對準。

“Y”碼

可用EGI訪問軍用的PPS。PPS由一個被稱為Y碼的加密模式增強。加密密鑰通過KYK-13在特殊的密鑰接口中載入EGI LRU。

CC會指令EGI使用Y碼，若EGI未能追蹤Y碼超過五分鐘或EGI未載入密鑰，則CC會指令EGI在混合解中不再使用GPS。額外的非Y碼模式選項將可用，并可在詳情頁面中選擇。 BIT錯誤提示窗口中將會顯示EGI*，同時AV BIT燈亮起，告知機組此情況。

在詳情頁面中框全NON Y后可在混合解中使用非加密GPS。若Y碼再次可用，GPS會在無需機組操作的情況下跟蹤Y碼衛(wèi)星，同時NON Y字樣會從詳情頁面中消失。若NON Y字樣再次出現(xiàn)，只要重新框選就能重新使用非加密的GPS信號。

Time of day (TOD)

不要把它與Have Quick TOD混淆，EGI使用祖魯時間的TOD以幫助跟蹤衛(wèi)星與定位飛機。若EGI更換過電池，則需輸入TOD時間與日期，以縮短衛(wèi)星獲取時間。

TOD時間通過UFC HUD錄制頁面的按鈕一輸入。日與月輸入格式為M1-1到M12-31，如果月份不變，輸入M1或M31來更改日期。

祖魯時間通過UFC數據一頁面的按鈕八輸入。祖魯時間輸入格式為M000000至M235959，必須輸入全部6位數字。

開機或CC重置且機輪承重時，當日時間緩存（TODB）與實時時鐘（RTC）在GPS時間有效時重設為GPS時間，否則TODB重置為RTC時間。若在機組輸入時間前GPS時間可用了，TODB與RTC將重置為GPS時間。

若機組輸入時間后GPS又可用了，GPS時間會被載入TODB與RTC，但不會更改機組輸入的CC時間。

用GPS時間初始化TODB與RTC會將其設置為祖魯時間。你相對GPS的位置是根據到達時間測距得出的，因此機上TODB及RTC時間與GPS之間的同步至關重要。信號發(fā)出的時間將與EGI收到它的時間進行比較，通過時間差可得出從跟蹤中的衛(wèi)星到本機的距離，有4顆衛(wèi)星時，可得出非常準確的位置。

混合GPS/INS

EGI與FNU INS完全相互獨立，在計算飛機位置的流程上有不同的運作方式。EGI將GPS與慣性傳感器結合，以得出混合解。EGI混合解使用GPS衛(wèi)星距離測量與慣性傳感器測量，以提供EGI混合地平線位置、速度、高度、位置。準確度為30英尺圓概率誤差，速度準確度為0.34fps。

EGI混合解的計算僅在EGI內進行，即使GPS出于某些原因不可用時也是。若短時間丟失GPS輔助。EGI的卡爾曼濾波器將調整以減少慣性傳感器誤差。不過若GPS輔助缺失超過30分鐘，EGI一般會積累比FNU INS解更大的誤差。不能像對FNU INS一樣對EGI進行位置或速度更新以修正誤差。

當前位置保持源(PPKS)

可用PPKS有EGI、MN、INS。大氣數據處理器（ADP）保留為默認PPKS，但不是機組可選項。啟動時PPKS默認為INS，必須由機組手動更改(表G-1)。推薦將EGI作為PPKS，并應在EGI與FNU INS各自完成GC對準后手動選擇EGI。

系統(tǒng)高度源與PPKS選項綁定。SYSG是由PVC濾波器對EGI混合高度與混合垂直速度的組合，SYSB是有溫度修正的氣壓高度。

UFC PPKS子菜單選項

可在USB菜單二中顯示PPXXX的按鈕四處進入PPS子菜單。在進入子菜單前可在按鈕四處看見當前使用的PPKS（圖G-1）。

PPKS的選擇在PPKS子菜單中的按鈕十處完成（圖G-1）?？蛇x擇EGI、INS、MN。開機默認選中INS。此菜單中按鈕一處顯示當前PPKS（圖G-1）。

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選中EGI為PPKS時，密鑰與GPS輔助信息顯示于按鈕一處。前綴“K”代表載入EGI的密鑰有效，后綴的*代表正使用GPS信息改善混合解。EGI追蹤的衛(wèi)星少于四顆或水平誤差大于120英尺超過五分鐘時，星號消失（按鈕八，圖G-1）。按鈕八與按鈕九（圖G-1）處顯示水平（H）與垂直誤差（V）。若EGI處于對準模式或無效，“INS”字樣會顯示在誤差值的位置。在其它所有PPKS（INS/MN）中，按鈕八與按鈕九處空白。

若EGI處于導航模式，混合解估計球面差向顯示在菜單二的按鈕七處（圖G-1）。若EGI處于對準模式，按鈕七處顯示“ALN”。若EGI關機或無效，按鈕七處顯示“INV”。

EGI更新

UFC更新菜單已變更，位置更新源不再包含TACAN。按鈕七處的TACAN被EGUI代替（圖G-2）。MN PP RST會想MN位置重置至FNU INS，在FNU INS無效時無法進行MN重置。

系統(tǒng)高度設置與PPKS綁定，被稱為SYSG（EGI）與SYSB（INS/MN）。重置時按鈕二處的SYS ALT會變?yōu)镾YSGXXXX或SYSBXXXX，持續(xù)5秒。僅使用中的系統(tǒng)高度會重置，若重置并未發(fā)生，則INV顯示5秒。

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EGI位置更新

不能對EGI進行位置或速度更新，EGI不能在周期性輔助中向FNU INS或MN提供數據。

若要更新FNU INS，必須選中INS為PPKS，更新為卡爾曼權重更新。FNU INS更新的同時MN也會更新（圖G-3）。

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MN位置可由任意PPKS更新，并將全盤接受更新。

EGI UFC 更新菜單用于進行一次性的，從EGI到FNUINS或MN的位置更新。

按鈕二與三處會顯示FNU INS/MN與EGI之間的東南，西北誤差?？汕袚Q按鈕四處選項以提供高度更新。若按鈕，四處空白，僅進行經緯度的位置更新，若要更新FNU INS位置，其必須先為PPKS。

速度更新

MN與FNU INS PVU可在任意PPKS下進行。不過EGI速度從不用來更新FNU INS或MN速度。

EGI為PPKS時，CC會向雷達發(fā)送速度修正。速度修正是EGI速度與參考速度間的差值。參考速度源只能是FNU INS或ADP。

若EGI為OOKA，則進行HRM區(qū)塊繪圖前無須進行PVU。若MN為PPKS。則在進行HRM區(qū)塊繪圖前還是建議進行PVU。

高度更新

SYSG不能從任意源更新，EGI為PPKS，高度無法更新，在任何PPKS下都可進行飛越或瞄準吊艙高度更新，不過只有SYSB會被更新。起飛后若SYSB高度誤差大，則建議更新。 進行高度更新的唯一理由就是SYSB誤差過大。