惯导(5页).doc

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1、-惯导-第 5 页惯导系统概述惯性导航系统的概念惯性导航系统（INS，以下简称惯导）是利用惯性元件和惯性测量原理来测量飞机的飞行参数的一种导航系统。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息。惯性导航系统的分类从结构上来说，以惯性导航系统中有无惯性平台为依据，可将惯性导航分成以下几种：平台式惯性导航系统系统的主要特征就是具有由稳定回路隔离运载器使其不受运载器机动干扰的平台，在平台式系统中，由于平台不跟随运载器转动，陀螺的动态范围可以比较小，并且由于由稳定回路隔离运载

2、器的机动干扰，也就易于保证系统的工作精度如图1。图1 平台式惯导又可分为指北方位惯导系统、自由方位惯导系统和游动方位惯导系统。指北方位惯导系统，主要指陀螺平台建立的理想平台坐标与地理坐标系完全重合的惯导系统。这种系统平台台面在水平面内，且有一轴始终指向北方。指北方位导航系统的特点：（1）由于平台是指北方位的水平平面，因此，它相当于一个高精度的全姿态传感器，可以直接提供俯仰、倾斜和航向信号，取代了用普通陀螺做成的姿态系统、航向系统、速率脱落传感器等。（2）由于平台稳定在地理坐标系内，加速度计测出沿地理系两个轴的分力，用它们求解导航参数以及指令角速率方程比较简单，因而对计算机要求较低。（3）系统的

3、缺点是不能在高纬度区工作，这是因为飞机在高纬度地区飞行时，可能引起方位迅速变化，这样给陀螺力矩器的设计和平台稳定回路的设计带来较大的困难，另外计算机在计算方位指令速率时，当纬度接近90时，计算机会溢出；此外，在极区进行起始对准也很困难。上述因素限制了指北方位惯导系统的使用范围。自由方位惯导系统，指陀螺平台保持在当地水平面内，其方位轴指向惯性空间的某一个方向，并保持稳定的惯导系统。这样的平台系统上的方位陀螺将不施加控制信号，只能对控制平台保持在当地水平面内的陀螺施加控制指令。该平台系统克服了指北方为惯导系统中方位控制的困难，但因其平台坐标系的方位与地理坐标系的方位存在一个自由角度，这样在导航计算

4、中必须进行坐标转换，所以导航参数计算要比指北方为惯导系统更复杂。游动方位惯导系统是使建立的平台台面仍处于当地水平面内，但方位轴只加跟踪地球自转的分量，其游动方位惯导平台虽在水平面内，但它的方位既不指北，也不指惯性空间，好像在“游动”，称该系统为游动方位惯导系统。游动方位惯导系统的特点：（1）游动方位惯导系统克服了指北方位惯导系统方位回路设计、方位指令计算的困难。（2）游动方位惯导系统可以进行全球导航，基本上不受极区影响。捷联式惯性导航系统这是把陀螺仪和加速度计直接与运载体固联的惯性导航系统，它的各种导航与制导信息都由计算机提供的。这种系统中的陀螺仪和加速度计要跟运载体一起转动，因而动态范围要比

5、平台式系统的大得多。由于没有平台，所以结构简单，工作可靠如图2。图2 捷联式惯导现在应用于大多数民航客机，其工作原理及特点将在后面进行详细介绍。混合式惯性导航系统这种系统是介于平台式和捷联式系统之间的导航系统，也就是根据不同情况使平台具有一条或两条稳定回路的惯性导航系统，或者也可以说是双轴捷联式或单轴捷联式系统。惯性性导航系统的组成惯性导航系统主要由惯性导航组件（INU-Inertial Navigation Unit）、控制显示组件（CDUControl Display Unit）和方式选择组件（MSUMode Selector Unit）组成。一般飞机还备有一个备用电池组件（BUBatte

6、ry Unit），主电源失效时可作备用供电。惯性导航组件是惯性导航系统的核心，主要完成导航参数的测量和计算。控制显示组件主要包括导航参数的显示、初始熟知的引入、系统试验、故障显示和告警等。方式选择组件主要用来控制系统的工作状态，它包括准备、对准、导航、姿态基准和断开等方式。此外，还有准备导航、电池警告两个示警灯。由于现今大型飞机上多用捷联式惯导所以下面就以捷联式惯导为例分析其原理与功用。 惯性导航系统的基本原理：惯性导航的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，利用一组加速度计连续的进行测量，而后从中提取运动载体相对某一选定的导航坐标系（可以人工建立的物理平台，也可以是计算机存储的“数学平台”）的

7、加速度信息；通过一次积分运算（载体的初始速度已知）便得到载体相对导航坐标系的即时速度信息；再通过一次积分运算（载体初始位置已知）便又得到载体相对导航坐标系的即时位置信息。对于地表附近运动的载体，例如飞机，如果选取当地地理坐标系为导航坐标系，则上述速度信息的水平分量就是飞机的地速，上述的位置信息将换算为飞机所在处的经度、纬度和高度。此外，借助于已知导航坐标系，通过测量或者计算，还可得到载体相对于当地地平坐标系的姿态信息，即航向角，俯仰角和横滚角。于是通过惯性导航系统的工作，便即时的提供出全部导航参数。假设航行范围比较小，就可以忽略地球的曲率，把地面看成一个水平面。如果在飞机上安装一个稳定平台，平

8、台上装有两个加速度计，一个始终指向地理北向的北向加速度计,它测量飞机沿南北方向的加速度分量;一个是始终指向地理东向的东向加速度计，它测量飞机沿东西方向的加速度分量，如图3所示。将这两个方向上的加速度分量进行积分，便可得到飞机沿这两个方向上的地速分量：式中、为北向和东向的初始速度。再对速度积分就得到飞机相对地面移动的距离：式中、为北向和东向相对定位基准的初始距离。 同时也可求出飞机所在的经纬度（此时认为地球不旋转）： 式中，为飞机初始纬度和经度，R为地球半径。图3惯性导航系统常见故障惯性导航系统故障类型分为严重故障、非重要故障和其他故障。所谓严重故障就是指该故障会使姿态信息、角速度、加速度等数据

9、输出无效。表现为方式选择组件 MSU 上的失效灯亮，惯性基准组件 IRU的黄色故障球出现。相关的ARINC429数据字中符号状态矩阵为失效状态。此时，如果将方式选择电门从导航位转到姿态位，且姿态方式有效，方式选择组件上的失效灯依然保持点亮状态。非重要故障会影响惯导系统的导航性能，但不会将相关的 ARINC429数据字中的符号状态矩阵设为无效。此类故障若在地面检测出来则使方式选择组件上失效灯亮和惯性基准组件上的黄色故障球出现，但当地速大于 20节后失效灯灭，黄色故障球保持，直到地速小于20节后失效灯再次点亮。在地面可以根据相关的ARINC429 数据字中符号矩阵状态来识别此类故障，比较直接的方法

10、是检查惯导系统数据的使用者应无故障旗或失效指示，因为此类故障没有改变 ARINC429 数据字的符号状态矩阵。此外，根据机组反映的现象也可以识别，若空中失效灯不亮而落地后失效灯亮，则为非重要故障。空中出现这种故障时，若处在导航方式，则仅有惯性基准组件上出现黄色故障球，而没有失效灯指示；若在姿态方式，失效灯和故障球均不指示失效。在将导航方式转到姿态方式时，惯性导航系统将启动一个激光强度监控，用来检测惯性基准组件上激光陀螺的激光强度正常时检测电瓶为 1.2V以上，若检测电瓶在 1.21.1V之间，则该组件仍可使用若检测电瓶低于 1.1V后变成严重故障就必须更换。这种特殊故障与其他非重要故障的区别在于只有发生空地转换且地速低于 40节时，才会点亮方式选择组件上的失效灯。若惯导系统在地面从关断位进入其他方式，此故障不会导致方式选择组件上的失效灯亮，而其他非重要故障则会导致失效灯亮。自检电路所检测到的其他失效状态此类故障不会导致任何失效指示仅仅存贮起来用于组件的修理。