109 高普考高考三級 航空器維修 航空儀電系統 考古題詳解

核心觀念

本題考查航空儀電系統中慣性導航系統（Inertial Navigation System, INS）的硬體架構、物理感測原理與系統構型演進。涉及之核心觀念包含：

1. 自治式導航原理（Autonomous Navigation）：INS 不依賴任何外界電波（如 VOR、DME、GPS）或大氣數據，完全依據牛頓運動定律，利用載具內部感測器量測相對於慣性空間之運動物理量，經由時間積分推算載具之即時位置、姿態與速度。
2. 比力方程式（Specific Force Equation）：加速度計量測之物理量為比力（Specific Force）$\vec{f}$，即加速度 $\vec{a}$ 與重力加速度 $\vec{g}$ 之向量差： $\vec{f} = \vec{a} - \vec{g}$ 導航計算時必須精確補償重力分量及地球自轉引起的柯氏力（Coriolis force）。
3. 姿態矩陣與座標轉換：利用陀螺儀量測之角速度，計算機體座標系（Body Frame）相對於導航座標系（Navigation Frame，如地平座標系 Local-Level Frame）的姿態轉換矩陣或四元數（Quaternion）。

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解題方法

本題為標準的四合一申論題型，作答必須緊扣題目的四個問號，採層次分明的四段式結構切入：

1. 感測器種類：精確列出兩大核心感測元件（加速度計、陀螺儀），並補充現代航空器主流型式（如 RLG、FOG、MEMS）。
2. 感測之控制變數：明確區分「直接量測之原始物理量」與「積分／推導出之導航變數」，切勿將輸入與輸出混淆。
3. 機構安裝分類：按機構結構分為「穩定平台式（Gimbaled System）」與「捷聯式／繫留式（Strapdown System）」，說明兩者在空間基準維繫上的根本差異（機械維繫 vs. 數學計算維繫）。
4. 優缺點比較：以系統複雜度、重量體積、可靠度（MTBF）、動態範圍承受度、成本及「萬向環鎖死（Gimbal Lock）」等維度進行客觀對比，輔以對照表呈現。

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選項分析

本題為高考三級「航空儀電系統」之專業申論題，無選擇題選項。評分給分點與作答要領如下：

• 第一問（感測器種類）：滿分關鍵在於同時寫出「加速度計」與「陀螺儀」，並指出各軸向配置（三軸正交配置）。
• 第二問（控制變數）：需精準點出陀螺儀量測「角速率／姿態角」，加速度計測量「比力／線加速度」，進而推導出速度與位置。
• 第三問（機構類型）：關鍵字為「穩定平台式（Gimbaled）」與「捷聯式（Strapdown）」，缺一不可。
• 第四問（優缺點比較）：需說明平台式具備「感測器量程要求低」之優點但有「機械結構繁複與萬向環鎖死」之缺點；捷聯式具備「高可靠度、體積輕小」之優點但有「感測器動態範圍與運算負載高」之技術挑戰。

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解題技巧

1. 破除常見觀念陷阱：

• 陷阱一：誤以為加速度計量測的是純線性加速度。實務上加速度計測得的是「比力（Specific Force）」，必須扣除重力加速度向量 $\vec{g}$ 後才是真正的慣性運動加速度。
• 陷阱二：忽略維繫空間基準的方式。平台式是以「實體伺服馬達轉動萬向環」維持地平基準；捷聯式是以「微處理器進行即時座標變換矩陣運算」建立解析式數學平台（Analytic Platform）。

2. 記憶口訣：

• 感測器組：「三軸加速量線動，三軸陀螺測角旋」。
• 構型比較：「平台式靠機構，重且易卡環；捷聯式靠算力，輕小耐震動」。

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【答案】

一、內部感測器種類

現今航空器之慣性導航系統（INS）內部主要包含兩大類核心慣性感測器，各自沿三維正交軸（$X$ 軸、$Y$ 軸、$Z$ 軸）配置：

核心觀念

本題評量航空儀電與慣性導航系統（Inertial Navigation System, INS）的基礎幾何與力學原理，涵蓋三大主軸：

1. 大地測量與地球形狀模型（Geodesy & Earth Models）：導航電腦（如 FMS、INS）將地球視為旋轉橢球體（Reference Ellipsoid），須利用「橢圓扁率」建立座標系，並區分「地心緯度」與「大地緯度（Geodetic Latitude）」以修正重力向量與向心力加速度。
2. 導航三角向量（Navigation Triangle of Velocities）：航空器在風場中運動時，水平運動向量包含預計路徑（「航道」）、實際對地路徑（「軌跡」）與機頭朝向（「航向」）之間的幾何關係。
3. 陀螺儀機構學與平台穩定性（Gyroscopic Mechanics）：傳統三軸環架式慣性平台（Gimbaled Platform）在特定飛行姿態下發生的奇異點（Singularity）現象，即「環架鎖定」。

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解題方法

申論名詞釋義題應採取「標準定義 $\rightarrow$ 數學式／幾何關係 $\rightarrow$ 航空儀電系統之工程應用／影響」的三段式架構作答，使論述兼具學理深度與實務背景：

• 扁率：列出長短半軸數學式，點出 WGS-84 參考標準與 INS 重力補償。
• 航道與軌跡：透過航行風三角形（Wind Triangle），以「預計」與「實際」對比定義，並結合水平狀況指示器（HSI）之儀表顯示。
• 地心緯度：以地球截面幾何輔以法線與球心連線之差異，對比大地緯度，並列出兩者轉換關係。
• 環架鎖定：從自由度（Degrees of Freedom, DOF）損失切入，說明俯仰角達 $\pm 90^\circ$ 時環架共平面之物理機制與現代捷聯式（Strapdown）系統的四元數解決方案。

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名詞意涵詳解

(一) 橢圓扁率（Flattening, $f$）

1. 定義： 描述旋轉橢球體偏離正球體程度之幾何參數。地球自轉產生之離心力使赤道隆起、兩極平坦，形成略扁的扁球體（Oblate Spheroid）。
2. 數學公式： $f = \frac{a - b}{a} = 1 - \frac{b}{a}$ 式中：

• $a$ 為橢球之半長軸（Semi-major Axis，即赤道半徑）。
• $b$ 為橢球之半短軸（Semi-minor Axis，即極半徑）。

3. 航空儀電之應用： 現代航空導航標準大地測量系統（如 WGS-84 模型）定義赤道半徑 $a \approx 6378137\text{ m}$，扁率倒數 $1/f \approx 298.257223563$。飛行管理系統（FMS）與 GPS 接收機藉由此扁率計算航空器之精確三維大地座標、地表曲率半徑以及導航電腦所需的柯氏力與重力修正值。

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(二) 航道（Course, CRS）

1. 定義： 航空器在水平面上**預期（Intended）**飛行的地表路徑方向，以特定參考北（真北、磁北或網格北）為基準，順時針量測之水平角度（$000^\circ \sim 360^\circ$）。
2. 幾何與儀表意義：

• 航道是規劃的飛行路線（Desired Track, DTK）。
• 在航空儀電中，飛行員透過水平狀況指示器（Horizontal Situation Indicator, HSI）或電子飛行儀表系統（EFIS）的航道旋鈕（Course Selector）設定基準航道。
• 實際飛行時若偏離航道，航道偏差指針（CDI）即顯示橫向偏差距（Cross-Track Error, XTK）。

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(三) 地心緯度（Geocentric Latitude, $\psi$）

1. 定義： 地表上任一點與地球質心（地球中心）之連線，與赤道平面之間所形成的夾角。
2. 與大地緯度（Geodetic Latitude, $\phi$）之區別與轉換：

• 大地緯度（$\phi$）：地表特定點之橢球法線（垂直於橢球表面切平面之直線）與赤道平面之夾角。航空海圖與常規導航所稱之「緯度」均為大地緯度。
• 數學關係： $\tan\psi = \frac{b^2}{a^2} \tan\phi = (1 - f)^2 \tan\phi$
• 在赤道（$0^\circ$）與兩極（$\pm 90^\circ$），地心緯度等於大地緯度（$\psi = \phi$）；在緯度約 $45^\circ$ 處兩者差異達到最大值（約 11.6 角分）。

3. 航空儀電之應用：

核心觀念

本題評量航空電子導航系統（Avionics Navigation Systems）中五大經典系統之物理機制（工作頻段、電波傳播與天線信號處理）與航電介面輸出參數（儀表指示、引導量與導航解算數據）：

1. 自動定向儀（ADF）：LF/MF 頻段、地面 NDB（無方向性信標）、環形天線與感應天線向量疊加合成心臟形（Cardioid）指向圖形以消除 $180^\circ$ 方向模糊、測定相對方位角（Relative Bearing, RB）。
2. 測距儀（DME）：UHF 頻段、次級雷達詢問-應答機制、固定延遲時間（$50\,\mu\text{s}$）、脈衝對時間差換算視線傾斜距離（Slant Range）。
3. 儀器降落系統（ILS）：VHF 航向臺（LOC）與 UHF 下滑臺（GS）之雙音頻（90 Hz / 150 Hz）空間調變深度差（DDM）、75 MHz 指點標（Marker Beacon）之距離定位。
4. 都卜勒雷達（Doppler Radar）：自主式導航（Self-contained）、SHF 頻段（Ku/X-band）、都卜勒頻移效應（Doppler Shift）、雅努斯（Janus）多波束幾何解算三維對地速度向量與偏航角。
5. 羅蘭長距離導航-C（LORAN-C）：LF 頻段地波傳播、主副臺脈衝組同步發射、群重複間隔（GRI）、到達時間差（TDOA）建構雙曲線定位線（Hyperbolic LOP）交會解算經緯度。

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解題方法

本題為標準的航電系統申論題。解題架構應嚴格遵循題目要求的兩大維度：「操作原理」與「可獲得的輸出資訊」，切入剖析要點如下：

1. 操作原理切入點：依序點出「頻段與地面/機載架構」、「信號物理傳播與天線/波瓣特性」、「核心物理數學公式或信號解算機制（如 DDM、都卜勒頻移方程式、二次雷達脈衝時間差、雙曲線幾何）」。
2. 輸出資訊切入點：明確區分「主導航參數（如角偏差、距離、地速、座標）」、「次要/輔助資訊（如音訊識別碼、告警旗、TTS）」及「呈現儀表或航電匯流排傳輸資料（如 RMI、CDI、HSI、PFD）」。

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選項分析

本題為申論題（非選擇題），無選項需逐一排除。閱卷評分標準在於五大系統之操作物理原理是否推導完整、數學公式定義是否精確，以及各系統於現代航電整合介面中輸出資料之完整性。

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解題技巧

1. 作答版面結構化：每子題皆以「1. 操作原理」與「2. 可獲得的輸出資訊」分項條列，層次分明，便於閱卷委員給分。
2. 關鍵公式化：

• ADF：$MB = MH + RB$
• DME：$R = \frac{c \cdot (\Delta t - t_{\text{delay}})}{2}$
• ILS：$DDM = |m_{90} - m_{150}|$
• 都卜勒雷達：$f_d = \frac{2 v}{\lambda} \cos \theta$
• LORAN-C：$\Delta d = c \cdot \Delta t$（雙曲線軌跡）
• 將幾何關係與時間換算公式明確寫出，能大幅提升專業說服力。

3. 避開常見陷阱：

• DME 測得者為**傾斜距離（Slant Range）**而非水平地面距離，直接飛越電臺正上方時指示值為飛行高度（換算海浬）。
• ADF 天線是由「環形天線（8字形）」與「感應天線（全向圓形）」合成心臟形圖形，切勿漏寫消除 $180^\circ$ 模糊性的機制。
• ILS 的 90 Hz 與 150 Hz 調變方向：LOC 是「左 90 Hz、右 150 Hz」；GS 是「上 90 Hz、下 150 Hz」，不可顛倒。
• 都卜勒雷達為**自主式（Self-contained）**系統，完全不依賴地面發射臺。

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【答案】

(一) 自動定向儀（ADF, Automatic Direction Finder）

1. 操作原理：

• 工作頻段：低頻/中頻（LF/MF，約 $190\text{ kHz} \sim 1750\text{ kHz}$），接收地面無方向性信標臺（NDB）或商業 AM 廣播電臺信號。
• 天線系統與合成指向：
• 機載設備包含「環形天線（Loop Antenna）」與「感應天線（Sense Antenna）」。
• 環形天線具有「8字形（Figure-of-eight）」雙向接收圖形，在垂直環面方向接收訊號為零值（Null），但存在 $180^\circ$ 的指向模糊（Ambiguity）。
• 感應天線為全向垂直天線，具圓形（Circular）接收圖形。
• 將兩天線接收信號經 $90^\circ$ 移相後疊加，合成單一零點的「心臟形（Cardioid）」方向圖形。
• 方位角測定：系統利用伺服機構帶動天線旋轉，或採用電子測向解算器（Goniometer），自動追蹤信號之最小點（Null position），天線零位所指即為地面電臺方向。

2. 可獲得的輸出資訊：

• 相對方位角（Relative Bearing, RB）：飛機縱軸（機頭方向）順時針量至電臺方向的夾角，顯示於相對方位指示器（RBI）。
• 磁方位角（Magnetic Bearing, MB）：結合航向姿態參考系統（AHRS）之磁航向（MH），由公式計算： $MB = MH + RB$ 直接顯示於無線電磁羅盤（RMI）或電子水平狀況指示器（EHSI）。
• 音訊識別碼（Audio Station ID）：解調地面 NDB 傳送之莫氏碼（Morse code）音頻識別信號或語音廣播。

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(二) 測距儀（DME, Distance Measuring Equipment）

1. 操作原理：

• 工作頻段：特高頻（UHF，波道範圍 $962\text{ MHz} \sim 1213\text{ MHz}$，通常與 VOR 或 LOC 頻率配對）。
• 次級雷達脈衝測距技術：
• 機載詢問器（Interrogator）發射特定間距的脈衝對（Pulse Pairs），以偽隨機抖動（Jittered PRF）防止多機干擾。
• 地面應答機（Transponder）接收後，經過一固定內部延遲時間（$t_{\text{delay}} = 50\,\mu\text{s}$），在相差 $\pm 63\text{ MHz}$ 的應答頻率上回傳脈衝對。
• 機載接收機鎖定並識別自機發射的脈衝對特徵，量測發射至接收之總傳播時間差 $\Delta t$。
• 計算飛機與地面臺之間的直線傾斜距離 $R$： $R = \frac{c \cdot (\Delta t - t_{\text{delay}})}{2}$ （其中 $c$ 為光速，電波每海浬往返時間約為 $12.36\,\mu\text{s}$）。

核心觀念

本題為高普考「航空器維修」類科《航空儀電系統》中，導航系統與天體力學（軌道力學）之經典基礎申論題，命題核心包含兩大主軸：

1. 航空 GPS 接收器測位原理：

• 飛行時間（Time of Flight, TOF）與測距原理：接收器藉由量測各衛星訊號發射至接收之時間延遲，求得衛星與航空器間之幾何「偽距」（Pseudorange）。
• 空間三邊測量（Trilateration / Multilateration）與四維未知數求解：航空器三維空間位置 $(x, y, z)$ 與接收器石英鐘之「時間偏差」（Clock Bias, $\delta t$）共 4 個未知數，故至少需 4 顆可見衛星之聯立觀測方程式方能定錨。
• 航空專用完整性需求：接收器自主完整性監控（RAIM, Receiver Autonomous Integrity Monitoring）之容錯與備援邏輯。

2. 刻卜勒三大定律（Kepler's Laws of Planetary Motion）：

• 天體與人造衛星於中心重力場（二體問題，Two-body problem）下運行的三大力學基礎：
• 第一定律（軌道定律 / 橢圓定律）：軌道幾何形態。
• 第二定律（面積定律 / 等面積定律）：角動量守恆與軌道速度變化。
• 第三定律（週期定律 / 調和定律）：軌道半長軸與運行週期之數學比例關係。

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解題方法

本題為申論題型，答題結構應劃分為「GPS 接收器操作原理」與「刻卜勒三大定律說明」兩大部分，切入重點如下：

1. GPS 接收器原理部分：

• 採「訊號接收與星曆解碼 $\to$ 偽距量測 $\to$ 建立四維聯立觀測方程式 $\to$ 幾何求解與時間校正 $\to$ 航電專用 RAIM 機制」的完整因果鏈條說明。
• 務必列出標準觀測幾何方程式，精準說明為何需要第 4 顆衛星（消除廉價石英鐘與高精度衛星原子鐘之間的時鐘偏差）。

2. 刻卜勒三大定律部分：

• 依序條列第一、第二、第三定律。
• 每一條定律均需具備：物理定義、數學公式／向量關係，以及連結至 GPS 衛星運行實務（如：GPS 衛星之軌道離心率接近零但仍為微橢圓、中地球軌道高度約 $20,200\text{ km}$、運行週期約半個恆星日約 11 小時 58 分鐘）。

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選項分析

本題為純申論論述題，無單選或多選選項。閱卷評分點與得分比重解析如下：

• 第一子題：GPS 接收器操作原理（配分約佔 50%）

• 滿分要件：必須點出「三邊測量原理」、「光速傳播時差量測」、「偽距觀測方程式」，並清楚指陳空間三維座標加時間偏差共 4 個未知數需 4 顆衛星。若能補充航空器 RAIM 機制（5 顆檢測、6 顆排除）可獲加分關鍵分。

• 常見失分點：誤寫為「只需 3 顆衛星即可定位」（忽略接收器時鐘誤差 $\delta t$）；未寫出偽距公式。

• 第二子題：刻卜勒三大定律（配分約佔 50%）

• 滿分要件：三大定律名稱正確、敘述精確，且第三定律必須附帶公式 $\frac{T^2}{a^3} = \text{常數}$，並說明地心引力常數 $\mu$。

• 常見失分點：第一定律遺漏「地球位於焦點之一」；第二定律僅寫「等面積」而未指出「角動量守恆」及近地點速度大於遠地點；第三定律公式記反（寫成 $\frac{a^2}{T^3}$）。

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解題技巧

1. 破題方程式具象化：寫出聯立距離方程，能瞬間向閱卷委員展現理工背景之嚴謹性。
2. 「第四顆衛星」的關鍵字：閱卷老師評閱 GPS 原理時，必看的關鍵詞為「偽距（Pseudorange）」與「接收機時鐘偏差（Receiver Clock Bias）」，切勿遺漏。
3. 刻卜勒定律的 GPS 實務參數扣合：說明第三定律時，若能直接寫出 GPS 衛星軌道參數（軌道半長軸 $a \approx 26,560\text{ km}$、軌道高度約 $20,200\text{ km}$、週期 $T \approx 11\text{ 小時 } 58\text{ 分鐘}$），極具專業說服力。

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【答案】

一、航空器 GPS 接收器之操作原理

航空器安裝之全球衛星定位系統（GPS）接收器，其核心操作原理為基於到達時間（Time of Arrival, TOA）的空間偽距三邊測量法（Pseudorange Trilateration），具體步驟與運作機制如下：

1. 訊號接收與星曆解碼：

• GPS 衛星以高精度銫或銣原子鐘為基準，持續向地面廣播載波訊號（如 L1：$1575.42\text{ MHz}$），內含虛擬隨機雜訊碼（PRN Code）、星曆（Ephemeris，精確軌道參數）與導航電文（Almanac、衛星時鐘修正值）。
• 航空器接收器接收訊號後，利用內部生成的複本碼進行互相關比對（Cross-correlation），測得訊號自衛星發射時間 $t^s$ 至接收器接收時間 $t_r$ 之傳播時間差 $\Delta t = t_r - t^s$。

2. 偽距（Pseudorange）量測：

• 訊號以電磁波光速 $c$ 傳播，接收器與第 $i$ 顆衛星間之觀測距離稱為「偽距」 $\rho_i$：

核心觀念

本題旨在測驗通信與航空導航電子系統中極為基礎的**自由空間路徑損耗（Free-Space Path Loss, FSPL）**計算。

1. 定義：電磁波在無障礙物阻擋的均勻無耗損介質（自由空間）傳播時，電磁波能量隨傳播距離增加以球面波形式向外擴展，使接收天線孔徑所截取的功率密度隨距離平方呈反比衰減。
2. 公式（弗里斯傳輸方程式之自由空間損耗項）： $FSPL = \left( \frac{4\pi d}{\lambda} \right)^2$ 以分貝（$\text{dB}$）表示時： $FSPL_{\text{dB}} = 10 \log_{10} \left( \frac{4\pi d}{\lambda} \right)^2 = 20 \log_{10} \left( \frac{4\pi d}{\lambda} \right)$ 式中：

• $d$：傳送距離（單位：$\text{m}$）
• $\lambda$：電磁波波長（單位：$\text{m}$）

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解題方法

步驟一：統一物理量單位（換算為 SI 制公尺 $\text{m}$）

• 波長 $\lambda = 10\text{ cm} = 0.1\text{ m} = 10^{-1}\text{ m}$
• 傳送距離 $d = 20{,}000\text{ km} = 20{,}000 \times 10^3\text{ m} = 2 \times 10^7\text{ m}$

步驟二：代入路徑損耗比值

$\frac{4\pi d}{\lambda} = \frac{4\pi \times (2 \times 10^7)}{0.1} = 8\pi \times 10^8$

步驟三：取常用對數展開計算分貝（$\text{dB}$）值

$FSPL_{\text{dB}} = 20 \log_{10} \left( 8\pi \times 10^8 \right) = 20 \left[ \log_{10}(8) + \log_{10}(\pi) + \log_{10}(10^8) \right]$

代入常用對數數值：

• $\log_{10}(8) = 3 \log_{10}(2) \approx 3 \times 0.30103 = 0.90309$
• $\log_{10}(\pi) \approx \log_{10}(3.14159) \approx 0.49715$
• $\log_{10}(10^8) = 8$

核心觀念

本題評量航空器慣性導航與大氣數據儀電系統的運作架構，涵蓋三大核心觀念：

1. 慣性導航系統（Inertial Navigation System, INS）的運動學與力場補償： INS 依據牛頓第二運動定律，由加速度計測量載具在慣性空間中的「比力」（Specific Force $\vec{f} = \vec{a} - \vec{g}$），並由陀螺儀量測旋轉角速率。當在非慣性系且具曲率之地球表面導航時，必須對重力場、地球自轉引起的效應（科氏加速度與地球角速率）、沿地球曲率運動引起的效應（載具傳遞角速率與向心加速度）及感測器固有誤差進行即時數學或機械補償。
2. 大氣數據感測系統（Pitot-Static / Air Data System）原理： 利用伯努利定律（Bernoulli's Principle）與流體力學動壓定義，透過皮托管（Pitot Tube）與靜壓孔（Static Port）量測全壓（Total Pressure, $P_t$）與靜壓（Static Pressure, $P_s$），二者之差為動壓（Dynamic Pressure, $q_c = P_t - P_s$），由**大氣數據計算機（Air Data Computer, ADC）或大氣數據慣性基準單元（ADIRU）**換算為指示空速（IAS）、計算空速（CAS）及真實空速（TAS）。
3. 駕駛艙儀表顯示介面： 區分傳統類比儀表與現代玻璃座艙（Glass Cockpit）電子飛行儀表系統（EFIS）的空速呈現方式。

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解題方法

本題為典型申論簡答題，應切入題目的三個問句逐項作答，條理分明：

一、INS 在地球表面定位導航必須補償之因素

加速度計量測的是比力 $\vec{f}$，在局部地理坐標系（Local Level Frame，即北-東-地坐標系 NED）下，飛機相對於地表的加速度方程為： $\dot{\vec{v}} = \vec{f} + \vec{g} - (2\vec{\Omega}_e + \vec{\omega}_{en}) \times \vec{v}$

因此，必須執行以下補償：

1. 重力加速度補償（Local Gravity Compensation）：

• 加速度計無法區分慣性加速度與地球重力引力。垂直向與水平向的加速度計量測值必須扣除局部重力向量 $\vec{g}$。
• 需依據高精度地球橢球引力模型（如 WGS-84）針對飛行器當前的緯度與高度計算精確重力值，以防止垂直通道因微小誤差而積分發散。

2. 地球自轉效應補償（Earth Rotation Effects）：

• 科氏加速度補償（Coriolis Acceleration）：飛機在自轉的地球系中移動時，產生假想力效應 $2\vec{\Omega}_e \times \vec{v}$（其中 $\vec{\Omega}_e$ 為地球自轉角速度向量，大小約為 $7.292 \times 10^{-5}\text{ rad/s}$），加速度計量測值必須扣除此項。
• 地球自轉角速率補償（Earth Rate）：陀螺儀感測的是相對於慣性空間的絕對旋轉，必須從陀螺儀讀數中扣除隨緯度變化的地球自轉水平與垂直分量，以維持導航平台（或數學虛擬平台）與地表真北／水平坐標系對齊。

3. 地球曲率與載具運動傳遞速率補償（Transport Rate & Centripetal Acceleration）：

• 傳遞角速率補償（Transport Rate, $\vec{\omega}_{en}$）：飛機以速度 $\vec{v}$ 沿曲率半徑為 $R$ 的地表運動時，局部水平坐標系相對於地球也在轉動（其角速度分量包含南北向速度引起的 $\frac{v_N}{R}$ 與東西向速度引起的 $\frac{v_E}{R\cos\lambda}$）。陀螺儀與解算算法必須補償此角速率，方能使導航坐標系時刻與飛機當下位置的局部水平面切齊。
• 向心加速度補償（Centripetal Acceleration）：扣除載具沿球曲面飛行所產生的向心項 $\vec{\omega}_{en} \times \vec{v}$。

4. 舒勒調諧特性（Schuler Tuning）：

• 為防止水平方向因加速度計零偏或對準誤差累積而造成定位發散，系統將閉迴路參數配置為「舒勒擺」週期： $T = 2\pi\sqrt{\frac{R}{g}} \approx 84.4\text{ 分鐘}$ 使系統水平誤差呈現幅值受限的週期性震盪，而非無限制發散。

5. 感測器零偏與漂移補償（Sensor Bias and Drift Compensation）：

• 補償加速度計之零偏（Bias）、比例因子誤差（Scale Factor Error）及非線性誤差。
• 補償陀螺儀之隨機漂移（Random Drift）、常值零偏（Run-to-run Bias）及重力敏感性誤差（g-sensitivity）。

二、飛機空速之測得系統

• 測量航電系統：皮托管靜壓系統（Pitot-Static System），在現代民航機與軍機上則整合為**大氣數據計算機（Air Data Computer, ADC）或大氣數據慣性基準組件（Air Data Inertial Reference Unit,