第五章惯性导航系统(-70)课件

第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统所谓导航，是指在某参考系内将运动物体以一点引导到另一点的过程。惯性导航所要解决的基本问题是不断确定载体的姿态、速度和位置。任何物质的运动和变化，都是在空间和时间中进行的。物体的运动或静止及其在空间的位置，是指它相对另一物体而言。这就是说，在描述物体的运动时，必须选定一个或几个物体作为参考系。当物体对于参考系的位置有了变化时，就说明该物体发生了运动。惯性导航的基本原理，是根据牛顿运动定律，在载体内部通过测定惯性力的大小来确定其运动加速度。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统所谓导航，是指在惯性导航是一种自主式导航，它军用新机、民用新机、旧飞机设备改装都要考虑配置的导航设备。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述惯性导航是通过测量飞机的加速度（惯性），并自动进行积分运算，以获得飞机即时速度和即时位置数据的一门综合性技术。导航是引导飞机到达目的地的过程。飞机的导航系统有两种工作状态：提供导航信息，驾驶员根据提供的信息引导飞机沿规定的航线到达目的地；提供导航信息输入飞机飞行自动控制系统，使飞机自动地沿规定航线飞行，后者构成了制导系统。惯性导航是一种自主式导航，它军用新机、民用新机、旧飞机设备改第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述用一种叫加速度计的仪表测量到飞机（物体）的运动加速度后，飞机即时速度和即时位置可由下式获得若初始时刻的初速度v0=0，初始位移S0=0，则有不管初始值v0与S0是否为零，在应用上述速度和位移公式时均可计算出任何时刻的速度和任何一段时间内飞机（物体）所飞过的路程。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述实际惯导系统不仅能提供即时速度和即时位置，还可以测量飞机的姿态。在捷联式惯导系统中可提供多达35个参数，构成惯性基准系统。35个参数中主要有：即时经度和纬度；飞机地速，航迹角；飞机三个姿态角和角速度；沿机体轴的三个线加速度；垂直速度；惯性高度。此外，在由大气数据系统提供真空速条件下，还输出风速风向（角）等。惯导系统通常由惯性测量组件、计算机、控制显示器等组成。惯性测量组件包括加速度计和陀螺仪惯性元件。三个陀螺仪用来测量飞机的沿三轴的转动运动；三个加速度计用来测量飞机的平动运动的加速度。计算机根据加速度信号进行积分计算，还进行系统的标定、对准，以及进行机内的检测和管理。控制显示器实时显示导航参数。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统一、概述第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识主要坐标系1、实用惯性坐标系地心惯性坐标系和地球坐标系2、地球坐标系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识主要第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识主要坐标系地理坐标系3、地理坐标系4、机体坐标系机体坐标系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识主要第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识地球经度和纬度地轴与地球表面的交点为地球的两极，通过地理南、北极的大圆弧叫做子午线或经线，它是表示地理南北的方向线。子午线和地轴构成的平面叫做子午面。通过格林威治天文台的子午线为本初子午线，它与地轴构成的平面为本初子午面。子午面与本初子午面之间的夹角叫做经度。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识地球经度和纬度通过地心并垂直于地轴的平面的大圆为赤道平面，赤道平面与地球表面的交线为赤道。赤道是纬线，且是一个大圆。凡是垂直于地轴的平面与地球表面的交线都是纬线。地垂线与赤道平面之间的夹角叫做纬度。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地地理坐标系的绝对角速度地理坐标系OENζ相对惯性坐标系的转动角速度应包括两个部分：相对角速度，它是由于飞机相对于地球运动而形成的；牵连角速度，它是地球相对惯性坐标系运动形成的。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地地理坐标系的绝对角速度飞行速度引起地理坐标系转动飞行速度北向分量vN引起地理坐标系绕平行于地理东西方向的地心轴转动，其转动角速度为以飞机水平飞行的情况进行讨论：设飞机所在地的纬度为，飞行高度为h，速度为v，航向角为ψ。把飞行速度分解为沿地理北向和地理东向两个分量第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地地理坐标系的绝对角速度飞行速度引起地理坐标系转动飞行速度东向分量vE引起地理坐标系绕地轴转动，其转动角速度为把上两项平移到地理坐标系的原点，并投影到地理坐标系，可得上式表明，飞机飞行速度将引起地理坐标系的绕地理东向、北向和垂线方向相对地球坐标系转动。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地地理坐标系的绝对角速度地球坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在地理坐标系上的投影为地球自转角速度在地理坐标系上的投影上式表明，地球自转也将引起地理坐标系绕地理北向和垂线方向相对惯性坐标系的转动。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地地理坐标系的绝对角速度综合考虑地球自转和飞行速度的影响，得当地地理坐标系的绝对角速度为地球自转角速度在地理坐标系上的投影第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统二、有关知识当地第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型加速度计是惯性导航系统的重要惯性元件，它用于测量飞机的线加速度，并输出与加速度成比例的电信号。加速度计按检测加速度质量的运动方式分，有线加速度计和摆式加速度计。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型加速度计的力学模型线加速度计在加速度作用下，敏感质量沿加速度方向作位移运动。……当飞机沿输入轴（敏感轴）方向以加速度a相对惯性空间运动时，敏感质量将朝与加速度相反方向相对壳体位移，从而压缩（或）拉伸弹簧。稳态时有如下关系即稳态时敏感质量的相对位移量xA与飞机的加速度a成正比。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型加速度计的力学模型在摆式加速度计中，检测质量做成单摆形式。当飞机有沿负x轴加速度a时，则敏感质量摆感受到a引起的惯性力F=-ma，其方向与a相反。摆锤在F作用下，绕转轴y产生转矩Ma和转角a

。由于转轴转动使弹簧变形而产生弹性力矩Ms=-ka，Ms与Ma方向相反。又由于摆锤偏离z轴方向，重力形成与弹性力矩方向相同的mglsinα力矩分量，摆式加速度计平衡如下图所示。当稳态时力矩平衡方程为第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型加速度计的力学模型当α很小时，于是得式中m为摆锤质量，k为弹性系数，均为常数，故得用传感器输出电压，取u=k2α，可得输出电压为可见，只要测量出输出电压，就可知道被测加速度。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型按加速度计活动系统的支承方式分类，可分为轴承支承摆式加速度计、挠性支承加速度计、悬浮（例如静电、永磁体等）加速度计等。按加速度计信号传感器的种类可分为电位计式加速度计、电容式加速度计、电感或差动变压器式加速度计、振动弦式加速度计等。按测量方式分有开环加速度计和闭环加速度计（力反馈式加速度计）。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型开环加速度计原理方框图被测加速度活动系统信号传感器放大器输出电量开环加速度计不需要把输出量反馈到输入端（加速度计的活动系统）与输入进行比较，对于每一个被测量的加速度值，便有一个输出值与之对应。为了满足实际应用的需要，开环加速度必须精确校准，要求在工作中校准值不发生变化。开环加速度计的优点是结构简单，成本低，容易维护。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速度计的类型闭环加速度计原理方框图被测加速度活动系统信号传感器放大器输出电量力发生器（或力矩器）闭环加速度计又称力反馈式加速度计，采用反馈原理，把输出反馈到输入端，构成闭环系统。具体说，被测加速度经过检测元件、信号传感器、放大器等环节变成电信号，加到对活动系统有控制作用的力发生器（或力矩器），用力（或力矩）作为反馈量。闭环加速度计具有较强的抗干扰能力。惯性导航系统的加速度计都是闭环加速度计。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计加速第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计液浮摆式加速度计液浮摆式加速度计结构示意图具有反馈系统的摆式加速度计原理为了提高摆式加速度计的精度，采用液体悬浮技术。液体悬浮就是将浮子中性地悬浮在某种惰性液体中，使摆组件在液体中处于全浮状态（浮力等于重力），摆组件支承中摩擦力矩几乎为零，从而提高灵敏度，大大降低了摆组件的干扰力矩。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计液浮第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计挠性加速度计挠性加速度计挠性加速度计也是一种摆式加速度计，它与液浮摆式加速度计的区别在于，它的摆组件不是悬浮在液体中，而是用挠性杆支撑。检测质量用挠性杆与壳体相连。挠性杆是一种由弹性材料制成的弹性支承。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计挠性第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计挠性加速度计圆柱形挠性支承挠性加速度计原理电路第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统三、加速度计挠性第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题比力引力对加速度计测量的影响设加速度计检测质量m仅受到沿敏感轴（输入端）方向的引力mG（G为引力加速度），则检测质量将沿引力作用方向相对壳体位移，拉伸弹簧。当位移达一定值时，弹簧形成的确弹簧力kxG（xG为位移量）恰与引力mG相等，稳态时，有如下等式沿同一轴向的运动加速度矢量a和引力加速度矢量G引起检测质量位移的方向相反。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题比力比较两图，可见沿同一轴向的运动加速度矢量a和引力加速度矢量G引起检测质量位移的方向相反。因此当同时考虑运动加速度和引力加速度时，运用力学分析，在稳态时，检测质量的位移为即位移量与（a-G）成正比。阻尼器仅起阻尼作用。借助于位移传感器可将位移量变换成电信号，表明加速度计的输出与（a-G）成正比。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题比力在惯性导航系统中，把加速度计的输入量（a-G）称为比力。检测质量上所受包括外力（弹簧力F外）和引力mG，在惯导系统的力反馈式加速度计中，会产生反馈外力作用于活动检测质量（也记为F外），及引力mG，不管在哪种情况下，由牛顿第二定律均可得可见，比力f的大小与弹簧变形量成正比，所以加速度计实际感测的是比力。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题绝对加速度表达式动点q的位置矢量设飞机质心q在地球表面附近运动，它在惯性参考系中的位置矢量为R，在地球坐标系中的位置矢量为r，而地心相对日心的位置矢量为R0。由图中矢量关系，可写出位置矢量方程：R=R0+r将上式对时间求一阶导数，则有：根据矢量的绝对导数与相对导数的关系，可把等式右边第二项写成：第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题绝对加速度表达式动点q的位置矢量由此得到飞机绝对速度表达式为上式等号左边代表飞机相对于惯性空间的速度，即飞机的绝对速度；等号右边第一项是地球公转引起的地心相对惯性空间的速度，它是飞机牵连速度的一部分；第二项是飞机相对地球的速度，即飞机的相对速度，它是相对地球飞行我们感兴趣的导数参数；第三项是地球自转引起的牵连点相对惯性空间的速度，它是飞机牵连速度的另一部分。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题绝对加速度表达式将上式对时间求一阶导数，则有将二项代回原式，并认为ωie等于常数，得绝对加速度为对等式右第二、三项分别应用绝对导数与相对导数关系，则有第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题绝对加速度表达式等式左边代表飞机相对惯性空间的加速度，即飞机的绝对加速度；等式右边第一项是地球公转引起的地心相对惯性空间的加速度，它是飞机牵连加速度的一部分；第二项是飞机相对地球的加速度，即飞机的相对加速度；第四项是地球自转引起的牵连点的向心加速度，它是飞机牵连加速度的一部分。第三项飞机的哥氏加速度；第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题导航的基本方程引力加速度G，是地球引力加速度Ge、月球引力加速度Gm、太阳引力加速度GS和其它天体引力加速度的矢量和，即由此可得加速度计检测质量敏感的比力为于检测质量属于在地球表面附近的运动，并和地球一起绕太阳公转，因而它也具有与地球相同的向心加速度，故而第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题导航的基本方程在地球表面附近，月球引力加速度的量值Gm≈3.9×10-6Ge；太阳系中距地球最近的是金星，其引力加速度约为1.9×10-8Ge

；太阳系的行星中质量最大的是木星，其引力加速度约为3.7×10-8Ge

。至于太阳系外的其它星系，因距地球遥远，其引力加速度更加微小。对于一般精度的惯导系统，月球及其它天体引力加速度的影响可略去不计。考虑这些关系，加速度计检测质量感测的比力可写为第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题导航的基本方程上式中，der/dt为飞机相对地球的速度，用v代表；同时地球引力加速度Ge与地球自转引起的向心加速度ωie×（ωie×r）形成地球重力加速度，有这样，加速度计检测质量感测的比力为第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题导航的基本方程在惯导系统中，加速度计被安装在飞机内的某一测量坐标系中。例如，对平台式惯导系统，安装在与平台固定的平台坐标系中；对于捷联式惯导系统，直接安装在飞机机体坐标系中。假设安装加速度计的测量坐标系为p系，它相对地球坐标系的转动角速度ωep，m则有于是，加速度计检测质量感测的比力表达式为此式称为比力方程。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问题导航的基本方程为了标明相对速度v坐标系之间关系，以vep代表v，那么上式经整理则有（等式左边是飞机（测量坐标系）相对地球系的相对加速度，是惯性导航系统要提取的信息；右边第二项是测量坐标系相对地球转动引起的向心加速度；第三项是飞机的相对速度；第三项的后一项是飞机相对速度与牵连角速度引起的哥氏加速度。）上二式是惯性导航系统的基本导航方程。令代入上式，得第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统四、加速度测量问第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统基本组成惯导系统结构示意图平台式惯导系统是以惯性导航平台为核心组成惯导系统，它一般由惯性平台、计算机和控制显示器三个部件组成。平台上装有三个单自由度速率积分陀螺分别构成三方稳定平台；在平台上装有三个加速度计，测量飞机以任意方向作加速度运动时的三个方向的加速度。通过对三个加速度测量值的处理和积分计算，便可得到需要的导航参数。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统单通道惯性导航系统单自由度惯导系统原理当飞机以加速度aN向北飞行时，地垂线的方向不断变化，其变化的角速度为绕oxp负向，大小为vN/R。在飞机飞行过程中，平台要保持在当地水平面内，其法线也应以角速度-（VN/R）跟踪地垂线方向的变化。若这个系统各环节没有误差，开始时刻平台严格地在当地水平面内。为了做到平台法线跟踪当地地垂线方向变化，须对平台上的陀螺力矩输入一个与-（vN/R）成比例的指令，使平台绕稳定轴以-（VN/R）转动，跟踪输入指令。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统单通道惯性导航系统单自由度惯导系统原理信号的具体传递过程是：加速度计AN以传递函数ka（kA），敏感加速度aN，并以电信号形式输入积分器，积分器的传递系数为ku，积分后即得到飞机电信号的即时速度vN，此信号除以地球半径R，就变为由飞机速度vN引起的地垂线在空间转动角速度信号，此信号作为驱动的指令角速度，并以电流形式送入陀螺力矩器，使力矩器产生一个绕陀螺内框轴的控制力矩。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统单通道惯性导航系统单自由度惯导系统原理再看陀螺内框轴形成控制力矩后到平台法线跟踪地垂线的过程。陀螺在沿内框轴力矩作用下，其信号传感器产生与内框转角成比例的信号，经放大校正，输入稳定电机，平台将绕平台稳定轴转动（陀螺在平台上），实现平台的跟踪工作状态。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统单通道惯性导航系统平台跟踪地垂线加速度计敏感比力值第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统单通道惯性导航系统单轴惯导系统的修正回路当飞机有加速度aN时，存在两条并联的前向回路，一条表示地垂线在空间的转动，另一条代表平台自动地跟踪转动。如果两者不一致，将产生误差角α，通过重力加速度g反馈到加速度计的输入端，形成闭合回路。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统惯导系统中的舒拉条件加速度作用下的物理摆物理摆运动方程为：地垂线空间变化角速度为当α为小角度时,利用上式可得第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统惯导系统中的舒拉条件加速度作用下的物理摆如果适当选择物理参数,使得：可得令ωs2=g/R，上式微分方程的解为舒拉条件如果满足舒拉条件,物理摆将不受加速度a影响，一直跟踪地垂线。…在惯性导航系统中，只有通过调整修正回路的参数，舒拉原理才得以实现。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导航系统惯导系统中的舒拉条件由单轴惯性导航系统，当要求αa=αb，即要求平台误差角α=0，上式变为在αa=αb时，由此可得以下等式上式为修正回路应满足的方程，称为舒拉调整条件。在满足眦条件时，飞机在以后沿子午线等高飞行过程中，即使有加速度作用，平台也不偏离当地水平面，平台转动的角速度恰好等于地垂线改变的角速度。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统五、平台式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统六、指北方位惯导系统及特点单自由度陀螺仪组成惯导系统第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统六、指北方位惯导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统六、指北方位惯导系统及特点指北方位惯导系统的特点指北方位惯导系统的平台好像是一个综合姿态传感器，飞机的航向、俯仰、横滚信号均可直接从框架环上拾取，相当一个地平方向仪，或称高精度的全姿态传感器，使用比较方便。由于平台坐标系控制在地理坐标系内，三个正交加速度计分别测出东向、北向、垂直方向的比力分量，利用这些信号推算导航参数，计算直观、简单。指北方位惯导系统方案的主要缺点是：由于平台始终水平指北，在高纬度地区经线密集，东西向速度会引起很大的经度变化率，要求给方位陀螺施加过大的控制力矩，平台跟踪速度大，这给陀螺力矩器和平台稳定回路的设计都带来困难。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统六、指北方位惯导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系统初始对准简介飞机的速度和位置是由加速度的输出经积分得到的，要积分必须知道初始条件，比如初始速度和位置。在指北方位惯导系统中，平台是测量加速度的基准，要求平台处于预定的地理坐标系内。可见惯导系统进入正常的导航工作状态前，应当首先解决积分运算的初始条件和平台的初始取向。初始对准是应用惯导的一个十分重要的问题。初始对准有静基座对准和动基座对准。静基座对准是指飞机在机场起飞前的惯导系统的对准问题。动基座对准是指飞机处于运动情况下的对准。平台初始对准的主要任务是将平台调整到所选定的导航坐标系的位置，例如指北方位惯导系统，则要求实际的平台坐标系调整到与预定地理坐标系之间误差角最小的位置。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系统初始对准简介根据对准精度要求，初始对准过程分为粗对准和精对准。粗对准对精度没有严格要求，但对准过程要求快，要求尽快地将平台调整到某一精度范围；精对准在粗对准的基础上进行，提高对准精度是主要的。在满足精度要求的基础上缩短对准时间是初始对准面临的主要矛盾，尤其是军机，对准速度是一个重要指标。平台初始对准的方法可分为两类，其中一类是利用惯导系统本身的惯性元件—陀螺与加速度计测得信号，结合系统原理进行自动校准。它是一个闭环控制回路，依靠惯性元件的敏感重力加速度g和地球自转角速度ωie的功能，自动调整平台水平和北方向。另一类是引入外部基准，如可以通过光学或机电方法，将外部参考系引入平台，使平台对准在外部提供的基准上。在精对准过程中，一般先进行水平对准，然后进行方位对准，在水平对准过程中，方位陀螺不参加对准工作，在水平对准的基础上再进行方位对准。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系统初始对准简介平台水平粗对准的过程是，当平台不水平时，平台台面与真实水平面之间出现误差角，平台上的加速度计感测重力加速度的正弦分量，并输出与分量成比例的电信号，经直流放大器送到陀螺力矩器，陀螺的输出信号经放大校正后进入稳定电机，稳定电机带动平台，向减少误差角的方向转动。当平台误差减少到加速度感测阀值以内时，即平台误差角达到地定精度范围内时，加速度计输出信号为零，陀螺输出消失，平台停止转动，这样平台便自动对准到具有一定水平的精度范围内，上述粗对准信号传递过程与单通道惯导系统有加速度时的信号传递过程相同。实际应用惯导系统，飞机在停机坪，系统启动后，平台被大体锁定在飞机机体坐标系内，但平台不一定在水平面内。粗对准回路信号不经过计算机计算，且影响调整平台精度的许多因素都未被考虑，因而调整平台精度不高，主要强调平台快速接近水平，也称快速模拟调水平。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系统初始对准简介水平精对准与粗对准回路相比，信号流程基本相同，区别仅在于加给陀螺力矩器的控制信号要经过计算机计算。计算机的输入信号除了加速度计信号外，还要求输入陀螺漂移误差、地球半径、地球自转角速度和当地纬度等参数。北向加速度和东向陀螺组成的水平回路误差图第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系统初始对准简介方位对准是在水平对准基础上进行的，方位对准的目的是平台方位与地理北一致。在水平对准过程中利用了重力加速度矢量使平台跟踪当地水平面，方位对准则是利用地球自转矢量使平台跟踪地球北向。东向加速度和北向陀螺组成的水平回路误差图第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统七、平台式惯导系第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理捷联式惯导系统是将惯性元件（陀螺和加速度计）直接固联在飞机上的惯导系统。“Strap”有捆扎的意思，“捷联”原文是“Strapdown”，有捆扎上即“直接固联”的意思。从结构上说，捷联式惯导系统与平台式惯导系统的主要区别是前者去掉实体的惯导平台，而将完成平台功能的职能存储在计算机内，构成所谓的“数学平台”。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理二维坐标系旋转右图中两套坐标系，OXY和Oxy。设开始时两坐标系重合，当Oxy绕公共点O逆时针转过θ角后，两坐标系不再重合；设OM保持不动，由于Oxy的旋转，OM在OXY坐标系中有坐标X，Y，在Oxy坐标系中有坐标x，y。由图得用矩阵排列一下，得第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理二维坐标系旋转说明只要知道Oxy坐标旋转的角度θ，则可将单位向量进行互换。相应地变换为若令那么且有由此可见，经由变换矩阵A可实现旋转坐标系之间的坐标变换。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理在惯导技术中，遇到的是三维坐标系的变换问题，常将坐标系oxyz依附于飞机，即为机体坐标系；OXYZ代表参考坐标系，即可选定为导航坐标系。飞机在空间的转动是三维运动，可选用三个独立的角度来表示它相对参考系的位置。因此，可通过一个正交矩阵Cbn进行oxyz与OXYZ坐标系之间三维坐标变换，即存在第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理载体加速度计组件陀螺仪组件误差补偿由载体坐标系至“平台”坐标系列的方向余弦矩阵导航计算姿态矩阵计算姿态计算显示器沿“平台”坐标系比力分量“平台”转动速率方向余弦矩阵元素位置速度方向余弦矩阵元素姿态方位数字平台计算机捷联式惯导系统原理图第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统基本原理在捷联式惯导系统中，加速度信息的坐标变换、姿态矩阵计算、姿态角和航向角的提取，这三项功能都在计算机里完成，起着物理平台的作用，构成所谓的“数学平台”。由于惯性测量组件直接安装在运载体（飞机）上，工作环境恶劣，要求它在飞机振动、冲击、温度变化等条件下仍能正确测量，参数和性能有高的稳定性，故对惯性元件要求比平台高。运载体的复杂运动包括角运动都将直接作用在惯性元件上，由此会产生多项误差，因此，在捷联式惯导系统中需要采取误差补偿措施。平台式惯导系统为提高可靠性，采用相同的两套系统，而捷联式惯导系统则采用多惯性元件，构成余度系统。由于采用了余度技术，增加了惯性元件故障的容许次数，提高了系统的可靠性。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统激光陀螺惯性基准系统波音７３７－３００飞机惯性基准系统组成飞行管理系统大气数据系统飞机系统惯性基准系统显示组件方式选择组件数／模转换器（１）惯性基准组件（１）真航向、磁航向飞机姿态惯性基准系统惯性基准组件（２）数／模转换器（２）高度、垂直速度角速度线加速度即时位置地速、航迹角风矢量第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统激光陀螺惯性基准系统波音７５７、７６７飞机惯性基准系统组成飞行管理系统大气数据系统飞机系统惯性基准方式板（左）惯性基准组件真航向、磁航向飞机姿态惯性基准系统（中）惯性基准组件高度、垂直速度角速度线加速度即时位置地速、航迹角风矢量（右）惯性基准组件初始化数据气压高度、真空速、高度速率第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统激光陀螺惯性基准系统惯性基准组件外形惯性基准组件是惯性基准系统的重要组件。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统激光陀螺惯性基准系统惯性传感器装置惯性基准组件内部主要有：固联于箱体上分别沿飞机机体轴安装的三个激光陀螺、三个挠性加速度计组成的惯性组件。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导航系统激光陀螺惯性基准系统惯性传感器在飞机上的安装惯性组件在不同型号飞机上安装的相对关系。第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统八、捷联式惯性导第五章惯性导航系统第五章惯性导航系统电子姿态指引仪电子水平状态指示器垂直速度指示器无线电距离磁指示器大气数据计算机气象雷达姿态、航向、航迹风速、风向偏航角三轴速度／加速度惯性垂直速度数字式飞行数据搜集系统组件高度真空速高度速率经度、纬度风速、风向偏流角飞行路径角惯性垂直速度地速加速度惯性基准组件防滑自动刹车系统飞行管理计算机近地警告系统飞行控制计算机偏航阻尼器推力管理计算机惯性基准方式板姿态起始位置位置三轴速度、加速度磁航向真航向姿态磁