第一章航空电子系统电子教案飞行惯导系统

第一章航空电子系统电子教案飞行惯导系统第一页，共41页。惯性导航系统概述导航概念导航分类坐标系概念惯导系统功用和分类惯导元件惯导系统工作原理平台式惯导基本工作原理捷联式惯导基本工作原理惯性基准系统系统组成及功用惯性基准系统工作方式(重点是对准方式)大气数据惯性基准系统介绍功用系统组成及功能小结思考题第二页，共41页。导航概念:引导载体到达预定目的地的过程.导航系统测量飞机的位置、速度、航迹、风向/风速、姿态等导航参数，驾驶人员或自动飞行控制系统能靠它引导航行体按预定航线航行。制导与导航概念的区别：导航：着重于利用IRS和无线电导航信号准确地确定飞机当时的位置。制导：是计算航迹偏差，并产生操纵指令，使飞机沿着所选定的飞行剖面飞行。概述第三页，共41页。导航系统分类:1导航仪表2无线电导航系统3天文导航系统4卫星导航系统5惯性导航6综合导航系统

惯性导航原理：利用牛顿力学定律测出飞机运动加速度，经积分运算得出运动速度和位移量，进而计算出地速，位置等导航参数。因为加速度计需安装在陀螺稳定平台上，因此平台可以输出飞机的姿态和航向。加速度计和陀螺都是测量相对惯性空间的运动参数，它们都是惯性元件，都是利用惯性效应去敏感相对惯性空间的运动参数。所以叫“惯性导航系统”。优点：惯导不依赖任何外界信息来测量导航参数，因此不受天气或人为的干扰，具有很好的隐蔽性，是一种完全自由式导航系统。

缺点：是定位误差随时间而积累，长时间工作会产生超出允许范围的积累误差。此外，陀螺、加速度计、计算机的精度要求高。第四页，共41页。

坐标系概念:根据牛顿力学定律，利用加速度计连续地测量，从而去计算飞机相对某一导航坐标系（人工建立的陀螺平台或计算机的“数学平台”）的加速度信息，通过计算输出飞机相对导航坐标系的其他导航参数。

概述第五页，共41页。1、惯性坐标系——地球中心为原点，即地球中心惯性坐标系。一轴沿地球自转轴方向，另两轴在赤道平面内。坐标不随地球转动。概述第六页，共41页。

2、地球坐标系——地球中心为原点，ox为赤道平面与本初子午线（指向格林威治经线），oz沿地轴指向北极（与地轴重合）。oy与其构成右手坐标系，指向东经90º方向。固联于地球，与地球一起转动。3、地理坐标系――原点在飞机重心或地球表面上某点，ox指东oy指北，oz垂直当地平面指向天。概述第七页，共41页。4、机体坐标系――原点在飞机重心，ox沿飞机横轴指向右，oy沿飞机纵轴指向前，oz沿飞机立轴指向上，固联于飞机。5、平台坐标系――oxyz，原点在飞机重心，ox、oy两轴总在水平面内且互相垂直，oz垂直水平面，指向天。平台坐标系可以与地理坐标系重合，也可以在水平面内与地理坐标系成一定夹角，成为流动方位坐标系。（三轴陀螺稳定平台）概述第八页，共41页。惯导系统功用和分类:功用：IRS向FMCS输送飞机经纬度位置、真航向、磁航向、南北和东西向速度、俯仰角和倾斜角、高度、升降速度、地速等数据。

测加速度积分获得速度，再积分获得位移，与初始位置比较获得位置。角速度积分获得角度变化值，从而得到姿态和航向信息。分类：平台式惯导系统和捷联式惯导系统惯导元件:激光陀螺和加速度计概述第九页，共41页。激光陀螺测量角速度原理

概述第十页，共41页。加速度计工作原理概述第十一页，共41页。惯导系统工作原理平台式惯导基本工作原理第十二页，共41页。指北平台式惯导系统主要包括：惯性平台、计算机和控制显示器三大部分。一般惯性平台和计算机装在一起称为惯导组件。控制部分包括工作方式选择控制和显示格式控制。惯性平台包括三个二自由度积分陀螺组成的稳定系统（或二个三自由度陀螺组成的稳定系统），三个稳定系统使平台相对空间稳定，抗干扰力矩并使平台与飞机运动隔离。平台上安装三个加速度计，分别测量导航坐标系三个轴的轴向加速度。垂直加速度一般只作为飞行控制系统阻尼功能，不做导航计算．指北方位平台式惯导的对准：使平台坐标系与导航坐标系（地理坐标系）重合，建立初始条件。对准分粗对准和精对准。粗/精对准要求速度快。粗对准要求尽快将平台对准到一定精度范围内；精对准是计算机对平台各参数进行精确计算并加以校正的过程。惯导系统工作原理第十三页，共41页。捷联式惯导基本工作原理惯导系统工作原理第十四页，共41页。“数学平台”体现在方向余弦矩阵将加速度由机体坐标系转换到导航坐标系（指北平台）上。导航计算机将“数学平台”上的加速度分量进行计算，获得导航数据。导航计算机向姿态矩阵提供“平台”的速度指令，以便根据当时位置在计算机中建立“地理坐标系”。姿态计算提供姿态和方位信号输出。导航计算部分向显示器提供位置、地速、航迹、风向、风速等信息。姿态计算部分向显示器提供姿态、航向、状态等信息。惯导系统工作原理第十五页，共41页。系统组成及功用惯性基准系统工作方式(重点是对准方式)惯性基准系统第十六页，共41页。系统组成及功能惯性基准系统第十七页，共41页。惯性基准系统第十八页，共41页。1.IRS方式选择组件惯性基准系统第十九页，共41页。四种工作方式：对准：确立当地水平面和真北，人工引入当地经纬度。导航：完成对准后，进行导航计算。姿态：只提供姿态、航向输出，当IRS导航失效时转到ATT方式，一旦置ATT方式时，再转到NAV方式，则NAV方式无效。地面某些飞行计划设置时，可转到ATT方式，引入航向值。关断：MSU转到OFF位，延时30秒，IRU记忆飞行中的故障，存储在非易失存储器中。惯性基准系统第二十页，共41页。四个检测器（通告灯）：对准（ALIGN）：对准过程灯亮10分钟，当对准失效时，灯闪亮。直流供电（ONDC）：115V400Hz失效，仅由电瓶供电时，灯亮。只能向IRU供电15-20分钟。IRS启动时允许闪亮。（右IRU直流供电5分钟自动关断）。直流故障（DCFAIL）：28V失效，但IRU在115V400Hz电源正常条件下，仍能正常工作。故障（FAULT）：自检/监控系统探测到系统有故障时，灯亮。惯性基准系统第二十一页，共41页。2.惯性系统显示组件（ISDU）

惯性基准系统第二十二页，共41页。选择电门-选择显示数据，共有以下五种。TEST-启动自检程序，IRU标准数据输出，在ISDU和相应显示器上显示。NAV方式地速大于20KT或ATT方式，检查禁止。TK/GS-左显示TK0-359.9度（分辨率为0.1º）右显示GS0-2000KT（分辨率为1KT）PPOS-左显示Ф（S90º-N90º）右显示λ（E180º-W180º），分辨率0.1分WIND-右显示U（0-256KT），分辨率1KT左显示δ（0-359º），分辨率1º如果ADC送来的真空速TAS小于101KT，风速显示100KT且风向与飞机航向相同。HDG/STS-左显示ψ（0-359.9º），分辨率0.1º惯性基准系统第二十三页，共41页。右显示器的左边，在ALIGN期间由7分钟倒计时；右边显示失效代码。BRT：与显示选择同轴调钮，以调节显示亮度。键盘：其中N（2）、W（4）、H（5）、E（6）、S（8），第一次按下显示字符，以后为数字显示。引入数据不合理，则“CLR”灯亮，需要按下“CLR”键，灯灭。引入字符和数字时，“ENT”灯亮，按下该键，将数字引入计算机，“ENT”灯灭监测：当IRU探测到不正常状况存在时，ISDU将显示相应的失效代码。（显示选择电门在HDG/STS位）惯性基准系统第二十四页，共41页。3.惯性基准组件（IRU）惯性基准系统第二十五页，共41页。三个加速度计，分别测量飞机三个轴的轴向加速度三个激光陀螺，分别测量飞机三个轴的旋转角速度计算机，对陀螺和加速度计进行误差补偿，建立姿态矩阵，姿态速率计算并解算姿态参数。对加速度信号进行坐标变换，计算水平和垂直导航参数。完成IRS对准程序，故障监控。IRU前面板有一个“故障球”指示器，黄色半球显示为故障状态，黑色半球显示为正常状态。一个检查按钮，与ISDU上的“TEST”位并联，按下后启动自检程序。MSU选择ATT方式或地速大于20KT时不允许进行自检。惯性基准系统第二十六页，共41页。校准方式惯性基准系统工作方式第二十七页，共41页。（A）对准的目的：通电后，利用加速度计和激光陀螺建立/确定当地地垂线（地平面），真北，从而粗略测出当时的姿态角、航向、纬度等，并人工引入当地经纬度。①粗对准-未修正加速度计和陀螺误差条件下，估算精度不高时，获得姿态和位置数据。②精对准-计算机反复检测，反复校正后获得精确的姿态及导航数据。以上均为自动校正过程。

惯性基准系统工作方式第二十八页，共41页。（B）对准方法/步骤①正常对准（a）MSU开关从OFF转到ALIGN/NAV位，ALIGN灯亮，ONDC灯亮5秒，然后灭。引入当地Ф、λ，（ISDU上引入/CDU引入）（b）对准显示，ISDU右显示器7到0分钟倒计时，整个过程共10分钟。正常情况下10分钟后ALIGN灯灭，对准结束，MSU可转到NAV位；当10分钟校准后ALIGN灯继续亮，MSU开关由ALIGN位转到NAV位，ALIGN灯灭，也说明校准正常。如果引入的Ф、λ不正确，则ALIGN灯闪亮；系统有故障，MSU上FAULT灯亮。（c）对准故障显示1过大的移动，显示3。2纬度不一致（原因两条），ALIGN灯闪亮。CDU上出现SETIRSPOSITION。3无初始位置输入，ALIGN灯闪亮，显示8。惯性基准系统工作方式第二十九页，共41页。②快速对准当IRS正常对准后，由于起飞延误，滑行等待，可以重新对准，此时MSU开关由NAV位转回到ALIGN位，经30秒后，再转回到NAV位，ALIGN灯灭。快速校准去掉了任一速度误差（GS估算为0）并舍掉姿态误差及位置移动误差，导航状态的航向将在快速校准期间起作用。快速校准的先决条件是:(a)

IRS正常工作，MSU开关已在NAV位(b)

GS小于20KTIRS的快速对准方法：当IRS正常对准后，由于起飞延误，滑行等待，可以重新对准，此时MSU开关由NAV位转回到ALIGN位，经30秒后，再转回到NAV位，完成快速校准，ALIGN灯灭。快速消除导航误差惯性基准系统工作方式第三十页，共41页。导航方式惯性基准系统工作方式第三十一页，共41页。IRS姿态方式

ATT方式是备用工作方式，只有在下列条件使用ATT方式：飞行中，工作在NAV方式，短时短电，10秒后转为备用（电瓶）供电，ONDC灯亮。飞行中，工作在NAV方式，监控系统探测到故障，MSU上FAULT灯亮。短航线飞行（或其他原因）不需要NAV方式时，不需要提供地速、位置、航迹等其他导航数据或需要姿态信息时。注：一旦转到ATT位，再转到ALIGN/NAV无效，除非在地面断电（OFF）后，飞机静止条件下由ALIGN顺序进行。所以，一般转到ATT方式时有2秒延迟，防止误入。当选择姿态方式，IRS要求输入飞机的磁航向信息。可以在CDU和ISDU上输入。惯性基准系统工作方式第三十二页，共41页。大气数据惯性基准系统介绍功用：ADR和IR功能系统组成及功能第三十三页，共41页。第三十四页，共41页。第三十五页，共41页。第三十六页，共41页。第三十七页，共41页。组合导航概念卫星导航与惯性导航组合优点组合形式第三十八页，共41页。小结概述导航概念导航分类坐标系概念惯导系统功用和分类惯导元件