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1、第十七章 惯性导航系统,2003 年 3月,17.1 惯性导航系统概述,功用测量飞机的位置、地速、航迹、风、姿态、航向等导航参数。人工引导/或利用A/P控制飞机的运动轨迹。 分类 1导航仪表 2无线电导航系统受气候及环境干扰 3天文导航系统利用光学仪器，跟踪测量星体高度角及方位，以计算出航星体在地球上的位置和航向，但也受云层及气象条件的限制。 4卫星导航系统导航为向严格地控制在预定轨道上运行。利用装载飞机上的无线电设备测出飞机与卫星之间的相对速度和位置，从而计算出飞机在地球上的位置等参数。,IRS 概述（续）,5惯性导航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

2、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”。,IRS 概述（续）,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。,IRS 概述（续）,主要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。 6综合导航系统为了提高定位精度和性能，将两种以上的导航系统组合为“组合导航系统”利用各自的优点，尽量避

3、开各自的缺点，起到优势互补的作用。,IRS 概述（续）,惯性导航系统的功用和分类： 根据牛顿定律，利用一组加速度计连续地测量，从中取出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导航参数。,平台是惯性导航系统必须解决以下几个问题：,1必须采用一组高精度的加速度计； 2必须利用一组高性能的陀螺仪来模拟一个稳定的导航坐标系； 3必须有效地将飞机的运动加速度和重力加速度分开，并消除其他有害加速度； 4必须建立精密的计算和补偿网络。 捷联式惯导将惯性元件直接安装在飞机上，省去了平台，有计算机的“数学平台”所代替。需要机体坐标系到导航坐

4、标系的转换计算。,坐标系,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，,坐标系,2地球坐标系地球中心为原点，相对地球不旋转（oxyz），ox为赤道平面与本初子午线（指向格林威治经线），ox沿地轴指向北极（与地轴重合）。y与其构成右手坐标系，指向东经90方向。固联于地球，与地球一起转动。 3 地理坐标系原点在地球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。,坐标系,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。 平台坐标系oxyz，原点在飞机重心，ox

5、、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。,陀螺稳定平台,陀螺稳定平台定义利用陀螺特性，直接或间接地使某一物体（平台稳定器）相对地球或惯性空间保持给定位置，或按给定规律改变起始位置的一种陀螺装置。 陀螺稳定平台的特点能承受较大干扰负荷力矩，而又能较精确的输出测量角。 陀螺稳定平台（稳定器）的分类1按稳定轴数分：单轴，双轴，三轴，2按稳定原理分：直接陀螺稳定器、动力陀螺稳定器、间接陀螺稳定器。,单轴陀螺稳定器基本工作原理直接陀螺稳定器,1、外框轴有干扰力矩作用时，陀螺绕内框轴进动，同时产生

6、陀螺力矩，与干扰力矩方向相反，抵搞干扰力矩，起到平衡干扰力矩的作用，保持被稳定对象在惯性空间内角位置不变。,直接陀螺稳定器,缺点：1长时间受到方向不变的干扰力矩时，陀螺将失去稳定性。 2干扰力矩M全靠陀螺力矩L去抵消（LH= M），所以要求H大，即J大，大，即增大转子半径和质量（有一定限度），故体积大，重量大。,单轴陀螺稳定器基本工作原理动力陀螺稳定器,2.动力陀螺稳定器-利用陀螺力矩L和稳定系统的电机M共同抵消干扰力矩. 右图中,陀螺有两个自由度,把平台看作外框,则平台轴就是外框轴,即三自由度。设干扰力矩作用在平台轴上，陀螺绕内框轴进动,动力陀螺稳定器 （续）, 产生陀螺力矩 内框轴进动 角

7、信号 放大 稳定电机，产生电机力矩M，而且M与L方向相同，与M方向相反，共同抵消干扰力矩M，故有很高的抗干扰能力。但，陀螺内框轴有干扰力矩时，整个陀螺和平台一起绕平台轴进动（视为三自由度陀螺），平台轴的漂移误差= M/H。故提高动力陀螺稳定器的稳定精度，必须尽量减少陀螺内框轴上的干扰力矩（液浮陀螺）。当需要稳定轴（平台轴）按某一规律相对惯性空间运动时，则在内框轴上加“修正力矩”来实现。,动力陀螺稳定器 （续）,右图为三自由度陀螺组成的动力陀螺稳定器，稳定陀螺的外框轴，也就稳定了“稳定对象”。,积分陀螺仪单轴陀螺稳定器基本工作原理间接陀螺稳定器,间接陀螺稳定器-只由稳定系统的稳定力矩（电机力矩）

8、平衡干扰力矩。与动力陀螺稳定器的区别是，陀螺只是感受干扰力矩的敏感元件，不起稳定作用，只由稳定电机抵消干扰力矩。 当平台稳定轴有干扰力矩时，平台周6转动，而三自由度陀螺稳定不动，则平台轴相对陀螺外框轴偏转一个角度，产生电信号 放大 电机产生稳定力矩平衡干扰力矩。 但，陀螺内框轴上有干扰力矩时，会引起平台轴（稳定轴）漂移（转动）误差。故需要高精度陀螺仪（抗干扰陀螺仪，液浮陀螺等）。,二双轴陀螺稳定平台（中心垂直陀螺仪）,中心垂直陀螺仪,平台轴横向安装（平台的横向稳定轴），也是真实俯仰角的测量轴。 平台的外框轴纵向安装（平台的纵向稳定轴），也是真实倾斜角的测量角。 两个二自由度陀螺，上陀螺内框轴与

9、平台外框轴相垂直；下陀螺内框轴与平台轴（横轴）相垂直。两陀螺H大小相等，方向相反。陀螺内框轴相对平台转角范围限制在5内。 两套动力稳定系统，两套液体摆水平修正系统，两套起动系统（加快平台的起动过程） 稳定系统工作原理-上陀螺进动角传感器和纵向稳定电机组成纵向稳定系统。 下陀螺进动角传感器和横向稳定电机组成横向稳定系统。,中心垂直陀螺仪,中心垂直陀螺仪,稳定电机是两相感应电机，有两个控制绕组 起动绕组 稳定绕组 稳定绕组接收进动角传感器的信号，产生稳定力矩；起动绕组受起动系统控制，产生起动力矩（2） 修正系统-由于地球自转，飞机进动，平台横轴偏离当地水平面，液体摆电路控制下陀螺的纵向修正电机产生

10、修正力矩 下陀螺进动 传感器信号加到横向稳定电机，使平台恢复水平；平台外框轴相对水平面偏离时，纵向液体摆电路控制上陀螺的横向修正电机，从而控制纵向稳定电机。共同作用下，保持平台与当地水平面一致。,起动工作原理：,起动工作原理：,注意：当一个稳定轴有干扰力矩时，另一个稳定轴也转动（交叉影响）。设M作用在平台纵轴上 外框轴（纵轴）有一较小的角运动，由于下陀螺保持稳定不动，故传感器相对平台转动，输出角信号 横向稳定电机产生力矩 平台轴转动。同理，M作用在平台横轴上，其纵轴也会转动，形成平台的章动，是两轴交叉影响的结果。,三三轴陀螺稳定平台,具有三个稳定轴，三套稳定系统，两套水平修正系统，一套方位修正

11、系统（即在双轴陀螺稳定平台基础上，增加了一套方位稳定系统和方位修正系统） 基本组成：三个二自由度陀螺，陀螺和陀螺的内框轴垂直与平台台面，两个自转轴互相垂直，陀螺的内框轴平行与台面，三个自转轴都平行与平台 台面。,三轴陀螺稳定平台（续）,纵向稳定轴（平台外框轴）； 横向稳定轴（平台内框轴）； 方位稳定轴（平台转轴） 陀螺-进动角传感器、稳定信号分配器、放大器、纵向稳定电动机，组成纵向稳定系统； 陀螺-进动角传感器、稳定信号分配器、放大器、横向稳定电机组成横向稳定系统； 陀螺-进动角传感器、放大器、方位稳定电机组成方位稳定系统。 平台上的液体电门、陀螺和上的修正电机组成水平袖珍系统，使平台保持水平

12、。 三个稳定轴分别装有倾斜、俯仰、方位角传感器，输出姿态和航向信号。 平台水平稳定和修正原理与双轴陀螺稳定平台相同。当方位稳定轴受到干扰力矩M时，陀螺进动 进动角传感器输出信号 放大 方位稳定电机产生稳定力矩M平衡干扰力矩M。,为什么、稳定信号需要分配？怎么样分配？,分配原因-平台方位保持不变（稳定），但飞机（平台基座）航向变化，两者产生相对角位移 使得陀螺、陀螺与纵向稳定电机和横向稳定电机对应关系发生了变化，必须对稳定信号随航向变化而重新分配。设航向0时，陀螺感受纵向轴的干扰力矩，产生纵向稳定电机力矩；陀螺感受横向轴的干扰力矩，产生横向稳定电机力矩。 航向90时，平台方位不变，陀螺、陀螺的自

13、转轴方向也不变；而纵/横向稳定电机随飞机转过90，陀螺与稳定电机不再相对应。变成了陀螺感受横向轴的干扰力矩，但信号控制纵向稳定电机：理，陀螺也交错了。失去了稳定能力。 航向为45时，设横向轴有干扰力矩M，陀螺感受的干扰力矩按Msin45规律变化，陀螺感受的干扰力矩按Mcos45规律变化。但，干扰力矩只在横轴上，即只能横向稳定电机产生稳定力矩，需要把Mcos和Msin信号综合，加到横向稳定电机上，（这是分配原则）,2怎样分配？,纵向稳定电机接收陀螺的Mcos和陀螺的Msin信号。 横向稳定电机接收陀螺的Msin和陀螺的Mcos信号。 信号分配器是一个旋转变压器，即正弦余弦解算器。旋转变压器的两个

14、转子（cos和sin转子）装在方位轴上，保持方位不变，绕组接收陀螺的信号，绕组接收陀螺的信号，两绕组互相垂直。旋转变压器的两个定子绕组相互垂直，固定在平台的内框上，随飞机航向而转动，故定子绕组接收陀螺的Mcos和陀螺的Msin信号，加到纵向稳定电机。定子绕组接收陀螺的Msin信号，加到横向稳定电机。符合分配原则。,四舒拉摆原理和积分修正法：,惯导系统中，要求平台精度在几角秒数量级之内，必须采取有效措施，保证在有害加速度干扰时，平台不产生倾斜误差，即使平台的法线始终跟踪地垂线。使平台摆动周期满足舒拉摆周期。 舒拉摆-设地球不动，飞机沿子午面运动，在飞机上悬挂一个物理摆，飞机以加速度a沿大园飞行。

15、由于加速度a原因，摆会偏离地垂线角。,积分修正法,上图中，A点时，平台在当地水平面内，经t至B点，为使平台在B点也处在水平面内，平台必须作两种运动：平动和转动。需要两种运动回路组成的单轴稳定器。 由A至B，地垂线变化角为，相应的角加速度 = = a/R a- 加速度计测得的飞机纵向加速度。 经二次积分，=dtdt 加速度信号为u=ka,设向北飞行，一次积分得V成正比的电信号，计算V/R转动角速度，加给陀螺力矩器 二自由度积分陀螺强迫进动，角传感器输出信号控制稳定电机，使平台转动，使平台稳定在当地水平面上,积分修正法,积分修正法,设单轴稳定器，包括二自由度陀螺仪、信号器、力矩器、稳定电机、平台及

16、稳定轴等，并在平台上沿平台轴置一个线加速度计A、积分器、除法器等。测量轴向加速度（纵向加速度）。,积分修正法,17.3惯导元件挠性陀螺仪,弹性支承的三自由度转子陀螺。它由磁滞马达、驱动轴、挠性接头、陀螺转子、信号器、力矩器和壳体等组成。 磁滞马达带动驱动轴经过挠性接头使转子高速旋转。,挠性陀螺仪,挠性接头沿转子轴线方向具有高刚度和高强度；而转子轴线相垂直的两正交进动轴，则轴子的弹性约束力矩极低，所以高速旋转的转子就成了相对惯性空间具有高度定轴性的自由转子。两对信号器分别测量转子绕两个正交进动轴的角位移，并有两对力矩器沿两个测量轴十佳必要的修正力矩，便是用于惯导的三自由度转子陀螺。磁力补偿挠性陀

17、螺；动力调谐式挠性陀螺；都是消除挠性接头的弹性力矩对陀螺的影响。,液浮陀螺仪,液浮陀螺仪主要有二自由度浮子积分陀螺仪和三自由度液浮陀螺仪,液浮陀螺仪,二自由度积分陀螺仪为保证内框轴转角很小，采取减小H，；KD很大；陀螺封装在一个圆柱形浮桶内，浮桶用宝石轴承支撑在壳体上，浮子与壳体之间充有比重较大的氟化物液体。 浮子内充有密度较小，传热较快的惰性气体，以减小陀螺转子转动受到的阻力，有利散发热量，防止机件氧化。 浮子外的氟化物液体是整个浮子组件的重量与浮子大小相等，并浮力的作用中心恰好与组合件的中心重合（即在陀螺支点上），浮子处于全浮状态，使轴承基本上无负载，从而摩擦力矩大大减小，提高了陀螺的灵敏

18、度和准确性；由于液体的缓冲作用，大大提高了抗震动和冲击能力。 特点：H小，小；KD大；灵敏度/精度高；一般很小，长时间积分，当较大时，内框轴上的力矩器的力矩去平衡陀螺力矩。,激光陀螺,激光陀螺：干涉仪式激光陀螺 谐振腔式激光陀螺(有源,无源) 激光源在谐振腔之外称无源(外腔式） 激光源在谐振腔之内称有源(内腔式） 激光的特点：接近单值的频率，具有教好的单色性； 具有较好的相干性，即一束光经缝隙分成两束光或两束光之间很容易实现干涉而产生明、暗相间的干涉条纹； 直线传播性好，能量集中，亮度高。,激光陀螺,1.无源干涉仪式光纤（激光）陀螺 由“光导纤维”构成环形光路，=0时，光程差L=L2-L1=0

19、 此时，干涉条纹不动 当基座以角速度b旋转时，光程差L=L2-L1=4Ab/c c：光速 R：环路半径 A：环路包围的面积 与L相对应的时间差t为 t=4Ab/c2 干涉条纹的相位差=kb 式中，k=4Afo/c2光纤陀螺的标度因数（灵敏度系数） fo光的电磁频率，光纤陀螺中fo为常数 以上可知，测量可得到旋转角速度b，但测量灵敏度较低。采用多匝光纤组成的环路，如n匝，则A增加了n倍，精密测量后=4Afonb/c2,灵敏度提高了n倍。,激光陀螺,1.激光陀螺仪有源谐振腔式激光陀螺基座以b旋转时，光程差L=4sb/c s光环路包围的面积 两束光的差频f=4sb/L ， 波长 L激光器周长 =4s

20、/L , N=4s/l N在t时间内，由于频差所累积的干涉条纹周期数， 在t时间内激光的陀螺的总转角 激光器分晶体激光器、气体激光器、半导体激光器，飞机上采用了气体激光器，应用氦氖、二氧化碳， 采用高压放电方法，即气体放电激励。,激光陀螺仪,两束光的光程不等时，震荡频率不等，产生f，fb，合棱镜出产生的干涉条纹时移动的，用光敏监测器测出条纹移动的速率，即条纹周期计数，代表b，经计算可输出。 干涉条纹的移动方向（b方向），由光检测器输出的、符号反映出来。,激光陀螺仪,激光陀螺误差：包括1闭锁，2比例因子不稳定，3零漂。 闭锁输入b 的绝对值小于阀值l 时，无f输出，即f0。 解决闭锁，采用抖晃电

21、机产生机械抖动偏频，使l 趁近于0。 比例因子不稳定即K4S/L不是常数，使b 与f的线性度不稳定，通过气体选材用电源合理加以解决，提高环路的加工工艺。 零漂在电子电路及软件用加以补偿。,加速度计 摆式加速度计,摆式加速度计包括：1敏感元件（重锤）2转轴3平衡弹簧4输出/显示装置。,摆式加速度计,当加速度a0时，摆锺在重力作用下在铅垂线方向，转轴转角 =0，弹簧的弹性力矩M=0，指示为0（测量基准）。,摆式加速度计,当沿X轴有加速度a时，摆锤在惯性力F=ma作用下绕Y轴产生转动力矩M，转轴偏离其始位置，当转角为时，弹簧变形产生弹性力矩M=K，M与M方向相反。摆锤偏离Z方向，则摆锤的重力mg产生

22、与M方向相同的恢复力矩mglsin。Y轴上力矩平衡时， malcos=k+mglsin 当很小时，cos1,sin,则： mal=k+mgl,摆式加速度计,=， =Ka K=,加速度计的比例因子 因为m、l、g为常数，提高弹性力矩系数K的稳定性，可提高加速度计指示的线速度。 加速度a作用下，摆锤偏离角，因为cos1,sin,故应使尽量小，才能准确指示。根据方程，增大弹簧的弹性力矩系数K，可使减小，提高指示的准确性。一般都存在非线性误差（因为不可能很小）。 摆式加速度计存在弹簧的弹性温度误差。长时间工作会产生弹性疲劳，造成疲劳误差。,挠性加速度计,挠性加速度计,挠性加速度计的敏感质量块由细颈的挠

23、性杆支承，挠性杆一般用恒弹性材料，如石英等材料，把细颈与敏感质量块连到一起，消除了轴承支承的摩擦力矩，干扰力矩较小，稳定性较好。质量块上绕有力矩线圈（回中线圈），利用反馈电流产生的电磁力，使质量块回到中立位置。质量块的两端固定安装两个永久磁铁，相对壳体位置不变，当无加速度时，质量块停在中立位置，两端形成的两个电容C1、C2相等，电桥电路输出为0。 当沿测量轴有加速度a时，惯性力F作用在质量块上，在F的作用下，质量块偏离中心位置，电容C1、C2不相等，电桥失衡，输出电压反映了质量块偏离量的大小。电桥的失衡信号经放大、解调、校正和直流功率放大，加到力矩线圈，产生电磁力矩使质量块回中。回中电流反映了

24、加速度a的大小。为了输出与加速度成比例的电信号，在力矩线圈电路中串入一个采样电阻，其电压值反映加速度a的大小。,174惯性导航系统,指北陀螺平台惯导系统，使平台坐标系与地理坐标系重合。,惯性导航系统,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

25、尼功能,惯性导航系统,故，平台作为理想的导航坐标系，为加速度计一个良好的测量环境及测量基准，与飞机的角运动无关。导航坐标系原点为U，X，飞机运动量为U，X，飞机瞬时位置为：,游动方位惯性导航系统,平台仍处于当地水平面内，但方位轴加入跟踪地球自转的分量（Xsinu），称游动方位平台坐标系，平台系与地理坐标系之间的方位差角称游动角。其特点如下： 克服了指北平台方位回路设计、方位指令计算的困难 可进行全球导航，基本不受极区影响 在极区飞行时，仍在U，X溢出问题 极地飞行仍需其他辅助导航手段。,自由方位惯导系统,平台保持在当地水平面内，平台方位相对地球子午线任意角度，方位陀螺不施加控制信号。导航计算中

26、增加了坐标转换计算的工作量。,平台式惯导初始对准,对准实质-将平台调整到预定的坐标系内（地理坐标系）静基座（地面），初始速度为0，初始位置为当地U，X，动基座条件下，初始条件由外界提供。 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。,平台式惯导初始对准,初始对准包括的内容： （1）水平对准，把平台调整到当地水平面内 （2）方位对准，使平台的OY轴与地理坐标系的OY重合，即指向正北。,1742捷联式惯导系统,一概述

27、 特点：加速度计和陀螺仪直接与飞机固联，用计算机的“数学平台”代替陀螺稳定平台。 结构简单，重量轻，无活动部件，便于维护； 无活动部件，电路少，使用激光陀螺，工作可靠性提高； 计算精度要求高，抗冲击性高； 增加了垂直导航功能，输出垂直速度和惯性高度。,捷联式惯导系统基本工作原理,捷联式惯导系统基本工作原理,“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

28、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。,IRS,IRS,IRS,IRS,IRU的组成： 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

29、检。,MSU选择工作方式/状态通告,对准-估算当地纬度，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。 工作状态通告（灯） 对准（ALIGN）-对准过程灯亮10分钟，当对准失效时，灯闪亮。,MSU选择工作方式/状态通告 （续）,直流供电（ON DC）-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

30、障（DC FAIL）-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。,ISDU,选择电门-选择显示数据 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TK 0-359.9度（分辨率为0.1） 左显示GS 0-2000KT（分辨率为1KT） PPOS-左显示（S90-N90） 右显示（E180-W180），分辨率0.1分 WIND-左显示U（0-256KT），分辨率1KT 右显示（0-359），分辨率1 飞机停在地

31、面时，显示U=100KT HDG/STS-左显示（0-359.9），分辨率0.1,ISDU （续）,右显示器的左边，在ALIGN期间由7分钟倒计时；右边显示故障码（M/C）。 BRT-与显示选择同轴调钮，以调节显示亮度。 带灯的键，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。,（二）IRS对准,（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。 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。 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。,（B）对准方法/步骤,正常对准 （a） MSU开关从OFF转到ALIGN/NAV位，ALIGN灯亮，ON DC灯亮5秒，然后灭。引入当地、，（ISDU上引入/CDU引入） （b） 对准显示，ISDU右显示器