第一章航空電子系統(tǒng)電子教案飛行慣導(dǎo)系統(tǒng)第一頁，共41頁。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)概述導(dǎo)航概念導(dǎo)航分類坐標(biāo)系概念慣導(dǎo)系統(tǒng)功用和分類慣導(dǎo)元件慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理平臺(tái)式慣導(dǎo)基本工作原理捷聯(lián)式慣導(dǎo)基本工作原理慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)系統(tǒng)組成及功用慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式(重點(diǎn)是對(duì)準(zhǔn)方式)大氣數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)介紹功用系統(tǒng)組成及功能小結(jié)思考題第二頁，共41頁。導(dǎo)航概念:引導(dǎo)載體到達(dá)預(yù)定目的地的過程.導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量飛機(jī)的位置、速度、航跡、風(fēng)向/風(fēng)速、姿態(tài)等導(dǎo)航參數(shù)，駕駛?cè)藛T或自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)能靠它引導(dǎo)航行體按預(yù)定航線航行。制導(dǎo)與導(dǎo)航概念的區(qū)別：導(dǎo)航：著重于利用IRS和無線電導(dǎo)航信號(hào)準(zhǔn)確地確定飛機(jī)當(dāng)時(shí)的位置。制導(dǎo)：是計(jì)算航跡偏差，并產(chǎn)生操縱指令，使飛機(jī)沿著所選定的飛行剖面飛行。概述第三頁，共41頁。導(dǎo)航系統(tǒng)分類:1導(dǎo)航儀表2無線電導(dǎo)航系統(tǒng)3天文導(dǎo)航系統(tǒng)4衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)5慣性導(dǎo)航6綜合導(dǎo)航系統(tǒng)

慣性導(dǎo)航原理：利用牛頓力學(xué)定律測(cè)出飛機(jī)運(yùn)動(dòng)加速度，經(jīng)積分運(yùn)算得出運(yùn)動(dòng)速度和位移量，進(jìn)而計(jì)算出地速，位置等導(dǎo)航參數(shù)。因?yàn)榧铀俣扔?jì)需安裝在陀螺穩(wěn)定平臺(tái)上，因此平臺(tái)可以輸出飛機(jī)的姿態(tài)和航向。加速度計(jì)和陀螺都是測(cè)量相對(duì)慣性空間的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，它們都是慣性元件，都是利用慣性效應(yīng)去敏感相對(duì)慣性空間的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。所以叫“慣性導(dǎo)航系統(tǒng)”。優(yōu)點(diǎn)：慣導(dǎo)不依賴任何外界信息來測(cè)量導(dǎo)航參數(shù)，因此不受天氣或人為的干擾，具有很好的隱蔽性，是一種完全自由式導(dǎo)航系統(tǒng)。

缺點(diǎn)：是定位誤差隨時(shí)間而積累，長(zhǎng)時(shí)間工作會(huì)產(chǎn)生超出允許范圍的積累誤差。此外，陀螺、加速度計(jì)、計(jì)算機(jī)的精度要求高。第四頁，共41頁。

坐標(biāo)系概念:根據(jù)牛頓力學(xué)定律，利用加速度計(jì)連續(xù)地測(cè)量，從而去計(jì)算飛機(jī)相對(duì)某一導(dǎo)航坐標(biāo)系（人工建立的陀螺平臺(tái)或計(jì)算機(jī)的“數(shù)學(xué)平臺(tái)”）的加速度信息，通過計(jì)算輸出飛機(jī)相對(duì)導(dǎo)航坐標(biāo)系的其他導(dǎo)航參數(shù)。

概述第五頁，共41頁。1、慣性坐標(biāo)系——地球中心為原點(diǎn)，即地球中心慣性坐標(biāo)系。一軸沿地球自轉(zhuǎn)軸方向，另兩軸在赤道平面內(nèi)。坐標(biāo)不隨地球轉(zhuǎn)動(dòng)。概述第六頁，共41頁。

2、地球坐標(biāo)系——地球中心為原點(diǎn)，ox為赤道平面與本初子午線（指向格林威治經(jīng)線），oz沿地軸指向北極（與地軸重合）。oy與其構(gòu)成右手坐標(biāo)系，指向東經(jīng)90o方向。固聯(lián)于地球，與地球一起轉(zhuǎn)動(dòng)。3、地理坐標(biāo)系――原點(diǎn)在飛機(jī)重心或地球表面上某點(diǎn)，ox指東oy指北，oz垂直當(dāng)?shù)仄矫嬷赶蛱臁８攀龅谄唔摚?1頁。4、機(jī)體坐標(biāo)系――原點(diǎn)在飛機(jī)重心，ox沿飛機(jī)橫軸指向右，oy沿飛機(jī)縱軸指向前，oz沿飛機(jī)立軸指向上，固聯(lián)于飛機(jī)。5、平臺(tái)坐標(biāo)系――oxyz，原點(diǎn)在飛機(jī)重心，ox、oy兩軸總在水平面內(nèi)且互相垂直，oz垂直水平面，指向天。平臺(tái)坐標(biāo)系可以與地理坐標(biāo)系重合，也可以在水平面內(nèi)與地理坐標(biāo)系成一定夾角，成為流動(dòng)方位坐標(biāo)系。（三軸陀螺穩(wěn)定平臺(tái)）概述第八頁，共41頁。慣導(dǎo)系統(tǒng)功用和分類:功用：IRS向FMCS輸送飛機(jī)經(jīng)緯度位置、真航向、磁航向、南北和東西向速度、俯仰角和傾斜角、高度、升降速度、地速等數(shù)據(jù)。

測(cè)加速度積分獲得速度，再積分獲得位移，與初始位置比較獲得位置。角速度積分獲得角度變化值，從而得到姿態(tài)和航向信息。分類：平臺(tái)式慣導(dǎo)系統(tǒng)和捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)慣導(dǎo)元件:激光陀螺和加速度計(jì)概述第九頁，共41頁。激光陀螺測(cè)量角速度原理

概述第十頁，共41頁。加速度計(jì)工作原理概述第十一頁，共41頁。慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理平臺(tái)式慣導(dǎo)基本工作原理第十二頁，共41頁。指北平臺(tái)式慣導(dǎo)系統(tǒng)主要包括：慣性平臺(tái)、計(jì)算機(jī)和控制顯示器三大部分。一般慣性平臺(tái)和計(jì)算機(jī)裝在一起稱為慣導(dǎo)組件。控制部分包括工作方式選擇控制和顯示格式控制。慣性平臺(tái)包括三個(gè)二自由度積分陀螺組成的穩(wěn)定系統(tǒng)（或二個(gè)三自由度陀螺組成的穩(wěn)定系統(tǒng)），三個(gè)穩(wěn)定系統(tǒng)使平臺(tái)相對(duì)空間穩(wěn)定，抗干擾力矩并使平臺(tái)與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)隔離。平臺(tái)上安裝三個(gè)加速度計(jì)，分別測(cè)量導(dǎo)航坐標(biāo)系三個(gè)軸的軸向加速度。垂直加速度一般只作為飛行控制系統(tǒng)阻尼功能，不做導(dǎo)航計(jì)算．指北方位平臺(tái)式慣導(dǎo)的對(duì)準(zhǔn)：使平臺(tái)坐標(biāo)系與導(dǎo)航坐標(biāo)系（地理坐標(biāo)系）重合，建立初始條件。對(duì)準(zhǔn)分粗對(duì)準(zhǔn)和精對(duì)準(zhǔn)。粗/精對(duì)準(zhǔn)要求速度快。粗對(duì)準(zhǔn)要求盡快將平臺(tái)對(duì)準(zhǔn)到一定精度范圍內(nèi)；精對(duì)準(zhǔn)是計(jì)算機(jī)對(duì)平臺(tái)各參數(shù)進(jìn)行精確計(jì)算并加以校正的過程。慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理第十三頁，共41頁。捷聯(lián)式慣導(dǎo)基本工作原理慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理第十四頁，共41頁。“數(shù)學(xué)平臺(tái)”體現(xiàn)在方向余弦矩陣將加速度由機(jī)體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系（指北平臺(tái)）上。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)將“數(shù)學(xué)平臺(tái)”上的加速度分量進(jìn)行計(jì)算，獲得導(dǎo)航數(shù)據(jù)。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)向姿態(tài)矩陣提供“平臺(tái)”的速度指令，以便根據(jù)當(dāng)時(shí)位置在計(jì)算機(jī)中建立“地理坐標(biāo)系”。姿態(tài)計(jì)算提供姿態(tài)和方位信號(hào)輸出。導(dǎo)航計(jì)算部分向顯示器提供位置、地速、航跡、風(fēng)向、風(fēng)速等信息。姿態(tài)計(jì)算部分向顯示器提供姿態(tài)、航向、狀態(tài)等信息。慣導(dǎo)系統(tǒng)工作原理第十五頁，共41頁。系統(tǒng)組成及功用慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式(重點(diǎn)是對(duì)準(zhǔn)方式)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第十六頁，共41頁。系統(tǒng)組成及功能慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第十七頁，共41頁。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第十八頁，共41頁。1.IRS方式選擇組件慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第十九頁，共41頁。四種工作方式：對(duì)準(zhǔn)：確立當(dāng)?shù)厮矫婧驼姹保斯ひ氘?dāng)?shù)亟?jīng)緯度。導(dǎo)航：完成對(duì)準(zhǔn)后，進(jìn)行導(dǎo)航計(jì)算。姿態(tài)：只提供姿態(tài)、航向輸出，當(dāng)IRS導(dǎo)航失效時(shí)轉(zhuǎn)到ATT方式，一旦置ATT方式時(shí)，再轉(zhuǎn)到NAV方式，則NAV方式無效。地面某些飛行計(jì)劃設(shè)置時(shí)，可轉(zhuǎn)到ATT方式，引入航向值。關(guān)斷：MSU轉(zhuǎn)到OFF位，延時(shí)30秒，IRU記憶飛行中的故障，存儲(chǔ)在非易失存儲(chǔ)器中。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十頁，共41頁。四個(gè)檢測(cè)器（通告燈）：對(duì)準(zhǔn)（ALIGN）：對(duì)準(zhǔn)過程燈亮10分鐘，當(dāng)對(duì)準(zhǔn)失效時(shí)，燈閃亮。直流供電（ONDC）：115V400Hz失效，僅由電瓶供電時(shí)，燈亮。只能向IRU供電15-20分鐘。IRS啟動(dòng)時(shí)允許閃亮。（右IRU直流供電5分鐘自動(dòng)關(guān)斷）。直流故障（DCFAIL）：28V失效，但I(xiàn)RU在115V400Hz電源正常條件下，仍能正常工作。故障（FAULT）：自檢/監(jiān)控系統(tǒng)探測(cè)到系統(tǒng)有故障時(shí)，燈亮。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十一頁，共41頁。2.慣性系統(tǒng)顯示組件（ISDU）

慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十二頁，共41頁。選擇電門-選擇顯示數(shù)據(jù)，共有以下五種。TEST-啟動(dòng)自檢程序，IRU標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)輸出，在ISDU和相應(yīng)顯示器上顯示。NAV方式地速大于20KT或ATT方式，檢查禁止。TK/GS-左顯示TK0-359.9度（分辨率為0.1o）右顯示GS0-2000KT（分辨率為1KT）PPOS-左顯示Ф（S90o-N90o）右顯示λ（E180o-W180o），分辨率0.1分WIND-右顯示U（0-256KT），分辨率1KT左顯示δ（0-359o），分辨率1o如果ADC送來的真空速TAS小于101KT，風(fēng)速顯示100KT且風(fēng)向與飛機(jī)航向相同。HDG/STS-左顯示ψ（0-359.9o），分辨率0.1o慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十三頁，共41頁。右顯示器的左邊，在ALIGN期間由7分鐘倒計(jì)時(shí)；右邊顯示失效代碼。BRT：與顯示選擇同軸調(diào)鈕，以調(diào)節(jié)顯示亮度。鍵盤：其中N（2）、W（4）、H（5）、E（6）、S（8），第一次按下顯示字符，以后為數(shù)字顯示。引入數(shù)據(jù)不合理，則“CLR”燈亮，需要按下“CLR”鍵，燈滅。引入字符和數(shù)字時(shí)，“ENT”燈亮，按下該鍵，將數(shù)字引入計(jì)算機(jī)，“ENT”燈滅監(jiān)測(cè)：當(dāng)IRU探測(cè)到不正常狀況存在時(shí)，ISDU將顯示相應(yīng)的失效代碼。（顯示選擇電門在HDG/STS位）慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十四頁，共41頁。3.慣性基準(zhǔn)組件（IRU）慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十五頁，共41頁。三個(gè)加速度計(jì)，分別測(cè)量飛機(jī)三個(gè)軸的軸向加速度三個(gè)激光陀螺，分別測(cè)量飛機(jī)三個(gè)軸的旋轉(zhuǎn)角速度計(jì)算機(jī)，對(duì)陀螺和加速度計(jì)進(jìn)行誤差補(bǔ)償，建立姿態(tài)矩陣，姿態(tài)速率計(jì)算并解算姿態(tài)參數(shù)。對(duì)加速度信號(hào)進(jìn)行坐標(biāo)變換，計(jì)算水平和垂直導(dǎo)航參數(shù)。完成IRS對(duì)準(zhǔn)程序，故障監(jiān)控。IRU前面板有一個(gè)“故障球”指示器，黃色半球顯示為故障狀態(tài)，黑色半球顯示為正常狀態(tài)。一個(gè)檢查按鈕，與ISDU上的“TEST”位并聯(lián)，按下后啟動(dòng)自檢程序。MSU選擇ATT方式或地速大于20KT時(shí)不允許進(jìn)行自檢。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)第二十六頁，共41頁。校準(zhǔn)方式慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第二十七頁，共41頁。（A）對(duì)準(zhǔn)的目的：通電后，利用加速度計(jì)和激光陀螺建立/確定當(dāng)?shù)氐卮咕€（地平面），真北，從而粗略測(cè)出當(dāng)時(shí)的姿態(tài)角、航向、緯度等，并人工引入當(dāng)?shù)亟?jīng)緯度。①粗對(duì)準(zhǔn)-未修正加速度計(jì)和陀螺誤差條件下，估算精度不高時(shí)，獲得姿態(tài)和位置數(shù)據(jù)。②精對(duì)準(zhǔn)-計(jì)算機(jī)反復(fù)檢測(cè)，反復(fù)校正后獲得精確的姿態(tài)及導(dǎo)航數(shù)據(jù)。以上均為自動(dòng)校正過程。

慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第二十八頁，共41頁。（B）對(duì)準(zhǔn)方法/步驟①正常對(duì)準(zhǔn)（a）MSU開關(guān)從OFF轉(zhuǎn)到ALIGN/NAV位，ALIGN燈亮，ONDC燈亮5秒，然后滅。引入當(dāng)?shù)丕丁ⅵ耍↖SDU上引入/CDU引入）（b）對(duì)準(zhǔn)顯示，ISDU右顯示器7到0分鐘倒計(jì)時(shí)，整個(gè)過程共10分鐘。正常情況下10分鐘后ALIGN燈滅，對(duì)準(zhǔn)結(jié)束，MSU可轉(zhuǎn)到NAV位；當(dāng)10分鐘校準(zhǔn)后ALIGN燈繼續(xù)亮，MSU開關(guān)由ALIGN位轉(zhuǎn)到NAV位，ALIGN燈滅，也說明校準(zhǔn)正常。如果引入的Ф、λ不正確，則ALIGN燈閃亮；系統(tǒng)有故障，MSU上FAULT燈亮。（c）對(duì)準(zhǔn)故障顯示1過大的移動(dòng)，顯示3。2緯度不一致（原因兩條），ALIGN燈閃亮。CDU上出現(xiàn)SETIRSPOSITION。3無初始位置輸入，ALIGN燈閃亮，顯示8。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第二十九頁，共41頁。②快速對(duì)準(zhǔn)當(dāng)IRS正常對(duì)準(zhǔn)后，由于起飛延誤，滑行等待，可以重新對(duì)準(zhǔn)，此時(shí)MSU開關(guān)由NAV位轉(zhuǎn)回到ALIGN位，經(jīng)30秒后，再轉(zhuǎn)回到NAV位，ALIGN燈滅。快速校準(zhǔn)去掉了任一速度誤差（GS估算為0）并舍掉姿態(tài)誤差及位置移動(dòng)誤差，導(dǎo)航狀態(tài)的航向?qū)⒃诳焖傩?zhǔn)期間起作用。快速校準(zhǔn)的先決條件是:(a)

IRS正常工作，MSU開關(guān)已在NAV位(b)

GS小于20KTIRS的快速對(duì)準(zhǔn)方法：當(dāng)IRS正常對(duì)準(zhǔn)后，由于起飛延誤，滑行等待，可以重新對(duì)準(zhǔn)，此時(shí)MSU開關(guān)由NAV位轉(zhuǎn)回到ALIGN位，經(jīng)30秒后，再轉(zhuǎn)回到NAV位，完成快速校準(zhǔn)，ALIGN燈滅。快速消除導(dǎo)航誤差慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第三十頁，共41頁。導(dǎo)航方式慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第三十一頁，共41頁。IRS姿態(tài)方式

ATT方式是備用工作方式，只有在下列條件使用ATT方式：飛行中，工作在NAV方式，短時(shí)短電，10秒后轉(zhuǎn)為備用（電瓶）供電，ONDC燈亮。飛行中，工作在NAV方式，監(jiān)控系統(tǒng)探測(cè)到故障，MSU上FAULT燈亮。短航線飛行（或其他原因）不需要NAV方式時(shí)，不需要提供地速、位置、航跡等其他導(dǎo)航數(shù)據(jù)或需要姿態(tài)信息時(shí)。注：一旦轉(zhuǎn)到ATT位，再轉(zhuǎn)到ALIGN/NAV無效，除非在地面斷電（OFF）后，飛機(jī)靜止條件下由ALIGN順序進(jìn)行。所以，一般轉(zhuǎn)到ATT方式時(shí)有2秒延遲，防止誤入。當(dāng)選擇姿態(tài)方式，IRS要求輸入飛機(jī)的磁航向信息。可以在CDU和ISDU上輸入。慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)工作方式第三十二頁，共41頁。大氣數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)介紹功用：ADR和IR功能系統(tǒng)組成及功能第三十三頁，共41頁。第三十四頁，共41頁。第三十五頁，共41頁。第三十六頁，共41頁。第三十七頁，共41頁。組合導(dǎo)航概念衛(wèi)星導(dǎo)航與慣性導(dǎo)航組合優(yōu)點(diǎn)組合形式第三十八頁，共41頁。小結(jié)概述導(dǎo)航概念導(dǎo)航分類坐標(biāo)系概念慣導(dǎo)系統(tǒng)功用和分類慣導(dǎo)元件