A320飞机惯性导航系统校准分析与维护
空客A320飞机维修故障分析及质量改进方法分析
空客A320飞机维修故障分析及质量改进方法分析摘要：本文先围绕空客A320飞机维修中出现故障问题进行了分析，进而根据故障分析为空客A320飞机维修的质量改进提供了方法。
通过分析，希望为民航飞机维修提供建议，并为民航飞机维修质量做出保障。
关键词：空客A320飞机维修；故障分析；质量改进方法引言：现今，民航事业高速发展，但维修方面的故障问题和质量问题却一直存在，需要进一步的分析和改进，为给民航乘客良好的出行体验做出努力，也为促进我国民航事业的进步起到助力作用。
1、分析空客A320飞机维修存在的故障1.1飞机整体设备缺陷首先，民航飞机内部的设备出现故障问题，空客A320飞机是一架数字操控的飞机，内部设备也存在一定安全隐患。
例如，空调系统的故障，主要系统气路出现漏洞和堵塞，空调冷凝器接口会出现漏洞，导致气体泄露，并且导致气压变化，会有杂质流到冷凝器中，时间一长，会给通气路带来堵塞，需要及时清理排查。
其次，飞机外部设备也会存在故障问题。
例如，起落架系统里故障，飞机轮胎的问题，会出现轮胎爆胎情况，在飞机起落时可能会被尖锐物品扎爆轮胎，这样会导致轮胎内外气压不稳进而给飞机起落带来阻碍，容易造成事故。
最后，民航飞机的燃油也会存在问题，燃油活门出现故障，会使线路磨损加重，进而无法正常运作和燃烧油来作为动能，需要及时修复，故障解除。
1.2飞机结构复杂首先，空客A320内部采用大量现代化技术来应用，所以集合众多现代化科学手段，导致里面检查和应用起来比较复杂。
其次，内部的机械原理、电气原理、自动化操作和通讯原理等多项技术应用，所以技术支撑的内部环节需要严格控制，一旦一个组件出现问题，会连带出现多重问题，而且对于维修寻找工作难度很高。
最后，空客A320内部空间很大，但环节结构复杂，一个微小故障很容易维修中造成扩大性的失误，进而影响维修质量和巨大的经济损失1.3维修人员素质不高首先，缺乏维修人才。
对于飞机工作者，大部分都是飞机清理和飞机检查这些工作，对于飞机出现故障问题的维修人才却重视程度不高。
导航工程技术专业常见问题解析惯性导航系统误差源分析与校正方法
导航工程技术专业常见问题解析惯性导航系统误差源分析与校正方法导航工程技术专业常见问题解析——惯性导航系统误差源分析与校正方法导航工程技术专业涉及众多领域，其中惯性导航系统是一项重要的研究方向。
在实际应用中，惯性导航系统常常会面临误差问题，其中误差源的分析与校正方法是解决这一问题的关键。
本文将针对常见问题，对惯性导航系统的误差源进行分析，并介绍一些常用的校正方法。
一、惯性导航系统误差源分析误差源是影响惯性导航系统精度的主要因素，它们包括三个方面：传感器误差、初始对准误差和模型误差。
1. 传感器误差惯性导航系统的传感器包括加速度计和陀螺仪，它们在测量物体加速度和角速度时会引入误差。
加速度计误差主要包括随机误差和系统误差，随机误差受到环境因素和器件制造工艺的影响，而系统误差则与加速度计的设计和校准有关。
陀螺仪误差主要包括漂移误差和尺度因子误差，漂移误差是由于运动过程中陀螺仪会逐渐累积误差，而尺度因子误差则影响陀螺仪的测量精度。
2. 初始对准误差初始对准误差是指惯性导航系统在初始使用时，由于传感器的摆放和安装不准确，导致系统初始姿态估计存在误差。
初始对准误差主要包括零偏误差、尺度因子误差和非正交误差等。
3. 模型误差模型误差是指惯性导航系统在建立数学模型时，对实际物理情况的简化和假设所引入的误差。
模型误差主要包括系统动态误差、参数误差和非线性误差等。
二、惯性导航系统误差校正方法为了提高惯性导航系统的精度，人们提出了多种误差校正方法，下面将介绍其中的几种常用方法。
1. 传感器误差校正方法传感器误差校正方法主要包括校准和滤波两种方式。
校准方法通过对传感器特性和误差进行建模，利用实验数据对模型进行参数估计，从而实现误差校正。
滤波方法利用滤波算法对传感器输出进行优化和平滑处理，以降低误差对导航结果的影响。
2. 初始对准误差校正方法初始对准误差校正方法主要包括传感器标定和初始对准两个步骤。
传感器标定通过实验测量得到传感器的误差参数，然后将其输入到初始对准算法中进行优化，最终实现初始对准误差的校正。
导航工程技术专业实操惯性导航系统的调试与校准
导航工程技术专业实操惯性导航系统的调试与校准导航工程技术专业的学生在实际操作中需要了解和掌握惯性导航系统的调试与校准方法。
惯性导航系统是一种重要的导航设备，利用加速度计和陀螺仪等传感器来测量和计算飞行器、船舶或车辆的速度、角度和位置。
它具有自主性强、精度高、适应性广等特点，在航空航天、海洋探测、导弹制导等领域具有广泛的应用。
一、惯性导航系统调试惯性导航系统调试是指在系统安装和运行之前，通过连接、设置和调试各个组件，确保系统的正常工作。
惯性导航系统由加速度计、陀螺仪和信号处理单元组成。
在调试过程中，首先要连接各个组件，并正确接入电源。
接下来，需要进行系统状态检测，确保各个传感器工作正常。
接着，进行信号质量检测和噪声检测，保证信号的准确度和稳定性。
最后，进行系统校准和标定，以提高系统的精确度和可靠性。
二、惯性导航系统校准惯性导航系统的校准是为了消除或校正传感器误差、提高导航系统的精密定位能力。
校准分为静态校准和动态校准，其中静态校准又包括零偏校准和刻度因子校准。
1. 零偏校准零偏是指传感器输出在无输入或无运动状态下的非零输出。
在静态校准时，需要将传感器置于无运动状态，并记录输出的零偏值。
通过零偏校准可以消除传感器的初始误差，提高测量准确度。
2. 刻度因子校准刻度因子是指传感器输出与实际输入之间的比例关系。
在静态校准中，通过施加已知幅值的输入信号，并记录传感器输出，可以计算刻度因子。
刻度因子校准可以修正传感器的放大倍数偏差，提高测量的准确性。
3. 动态校准动态校准是在运动状态下进行的校准。
通过在不同方向上的加速度和角速度变化，在运动过程中校准惯性导航系统。
动态校准可以消除因惯性导航系统在实际应用中遇到的运动误差和地球自转效应等因素对导航精度的影响。
三、惯性导航系统调试与校准注意事项在进行惯性导航系统调试与校准时，需要注意以下事项：1. 环境干净静止：避免外界干扰和仪器漂移，确保数据的可靠性和准确性。
2. 合理选择校准模式：根据实际应用需求，选择静态校准或动态校准。
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正方法探究
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正方法探究导航工程技术专业实操：惯性导航系统的误差分析与校正方法探究随着现代导航技术的快速发展和广泛应用，惯性导航系统在航空、航海、地面车辆等领域中扮演着重要的角色。
然而，由于各种原因，惯性导航系统在实际应用中难免会产生一定的误差，因此，学习误差分析与校正方法成为导航工程技术专业的必修内容。
本文将对惯性导航系统的误差来源、误差分析方法以及误差校正方法进行探究和总结。
一、误差来源分析惯性导航系统的误差来源复杂多样，主要包括器件固有误差、测量误差和环境误差等。
器件固有误差主要指惯性测量单元（IMU）中的陀螺仪零偏、比例因素误差以及加速度计安装误差等。
测量误差包括各类传感器的随机误差和系统偏差，例如传感器的量程不确定性和非线性等。
环境误差主要指温度变化、振动和加速度的不均匀性等对导航系统性能产生的影响。
二、误差分析方法为了准确地分析惯性导航系统的误差，工程技术人员通常采用以下两种方法：定态误差分析和动态误差分析。
1. 定态误差分析定态误差分析方法主要通过在不同工作状态下对系统进行测试，统计并分析其误差特性。
具体步骤如下：首先，对系统进行静态校准，获取系统在各参数状态下的误差特性曲线；其次，根据实测数据，利用统计学方法对误差进行分析，包括误差均值、标准差等参数的计算；最后，通过建立数学模型，对定态误差进行综合分析，找出误差随参数变化的规律。
2. 动态误差分析动态误差分析方法主要通过对系统在不同运动条件下的实测数据进行分析，确定误差的变化规律和影响因素。
具体步骤如下：首先，选择不同运动模型，例如匀速、加速度等，设计实验方案并采集数据；其次，通过数据处理方法，对误差进行分析和提取，包括误差漂移速率、相关性等参数的计算；最后，根据误差分析结果，优化系统设计和算法，减小误差对导航精度的影响。
三、误差校正方法误差校正是提高惯性导航系统精度的关键环节，校正方法的选择和优化对于系统的性能至关重要。
A320飞机惯性导航系统 校准 分析与维护
A320飞机惯性导航系统校准分析与维护A320飞机惯性导航系统校准分析与维护惯性导航是指利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件的情况下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度、位置等导航参数，以引导航行体完成预定航行任务。
这种建立在牛顿力学基础上的导航方法不依赖于任何外界信息，不受自然或人为因素的干扰，具有很好的隐蔽性，在航海、航空、航天等领域得到了广泛应用。
惯性导航由于采用积分计算，其定位误差随时间而积累。
目前普遍采用将惯性导航与其他种类的导航相组合的办法，这种组合能取各种导航方法之长，大大提高导航系统整体的定位精度和性能，是一种较为理想的导航方式。
我公司执管A320系列飞机采用惯性导航、无线电导航或惯性导航、卫星导航的组合导航方式，其中惯性导航系统采用捷联式惯性导航系统。
系统的核心部件为三个惯性基准组件(IR)，每个惯性基准组件已与相应的大气数据基准组件(ADR)组合在一起，称为大气数据惯性基准组件(ADIRU)。
每个IR内均有三个激光陀螺和三个加速度计，分别用来测量绕飞机三轴的角加速度和沿飞机三轴的线加速度，测得的加速度信号经微处理器计算后，可以得到飞机各种各样的导航参数，这些参数一方面在各种显示仪表上显示，供飞行人员使用，另一方面传送至其他许多系统和设备，以完成特定的功能。
每套惯性导航系统均有两种工作方式，导航方式和姿态方式。
导航方式是系统的正常工作方式，系统能提供全部的导航参数;姿态方式是系统导航计算功能失效后的减精度工作方式，此时系统仅能提供飞机的姿态和航向信息。
惯性导航系统进入导航工作方式前，必须进行校准。
这是因为惯导系统采用的是积分计算，在进行计算前，系统必须知道飞机的初始状态。
在校准过程中，系统寻找飞机所在处的地垂线，并确定当地的真北方位，从而获得飞机的初始姿态和初始方位信息。
惯性导航系统通常有两种校准方式，正常校准和快速校准(又称反转校准)。
(完整版)A320-CFM56-5B-VBV系统维护总结
VBV故障分析CFM56-5B发动机尽管总体性能较好、可靠性高，但是使用过程中也出现了一些问题。
据统计，VBV系统故障是目前公司的一个较大的问题。
VBV的故障主要有哪些呢？下面就让我们来看看！VBV系统常见的故障有：燃油齿轮马达漏油活门卡阻（止动机构卡阻）柔性轴打滑或被剪切断1.燃油齿轮马达漏油根据CFM I给出的资料看出燃油渗漏是由于发动机原因导致航班延误和取消的首要因素。
在冬天过夜后或当天第一次启动冷发启动时发动机底部余油处，漏油比较厉害，甚至形成喷射状。
根据手册我们可以制作出如下图的一个故障分析树。
故障分析：CFM56-5B的VBV活门是处于全关位的（为防止在维修发动机时，工具从VBV活门掉入发动机，造成不必要的延误或换发），而发动机在启动时由于转速较低，对空气的压缩能力较小，所以高压压气机的空气流量不能过大，否则会造成压气机喘振甚至有可能放炮，这样就要求VBV必须处于全开位，好让多余的空气流走，所以要求VBV活门能够迅速地打开，这样要求燃油齿轮马达有较大的动力，也就要求作动燃油齿轮马达的燃油有很大的压力。
当发动机冷发启动时，尤其是在冬天的时候，外间大气温度较低，如果发动机这时是冷发时，燃油齿轮马达里的橡胶密封圈就会有较大的收缩，虽然流过的燃油有较高的温度，但还是不能使密封圈完全膨胀，使得密封圈与壁面存在一定的间隙，就会使得高压的燃油从这些间隙挤出来，从余油口流出。
所以CFM I建议暖车5分钟，让燃油与封圈充分的热交换，达到完全膨胀，起到密封作用，这样就不会漏油了！说明这是一种正常的现象，但发动机在5分钟以后还有余油的话就应该注意了。
因为燃油齿轮马达也可能由于磨损导致漏油。
同时颤振导致轴承油膜受到破坏，当大运动量时油膜厚度不够，导致磨损和过热。
齿轮马达过度磨损的主要原因急促的小排量震动（颤震）阻止了大排量运动所需要的液压动力膜支撑及冷却作用的产生，这会导致:- 在齿轮表面和轴承板之间过度磨损- 轴承磨损并过热- 主轴封严磨损(碳封严头部)目前的FADEC软件已加入VBV颤震衰减逻辑, 应能够减轻齿轮马达和其它VBV系统部件的磨损:- 5BI for CFM56-5B/P (SB 73-063 - 1999)排故建议：在上CFM56-5B航线维护课程时，敖良忠老师给出的个人建议是：在发动机启动后，待稍微稳定一下，来回轻轻地动几下油门，让燃油的热量迅速地传给密封圈，让马达迅速达到热平衡。
空运飞行员的航空器导航设备校准与使用技巧
空运飞行员的航空器导航设备校准与使用技巧导航设备对于空运飞行员在飞行任务中的准确性和安全性至关重要。
在进行空中导航时，准确地使用和校准导航设备是空运飞行员必备的技能之一。
本文将介绍空运飞行员在航空器导航设备校准与使用中的一些技巧和注意事项。
一、导航设备的校准导航设备的准确性取决于其校准的精确度。
以下是空运飞行员进行导航设备校准的技巧：1. 开始前校准：在每次飞行任务开始前，应确保导航设备的正确工作。
这包括校准惯性导航系统（INS）和全球卫星定位系统（GPS），以确保精确的位置信息。
2. 地面基准校准：在地面上，空运飞行员可以利用已知的地标和导航点校准导航设备。
通过与地面基准进行比对，可以准确地确定导航设备的误差，并进行相应的调整。
3. 空中校准：在飞行过程中，由于多种因素的影响，导航设备可能会产生误差。
空运飞行员应定期进行导航设备校准，以纠正任何误差并确保准确导航。
二、导航设备的使用技巧在校准导航设备后，空运飞行员需要熟练掌握导航设备的使用技巧。
以下是一些使用导航设备的技巧：1. 了解导航系统：空运飞行员应该充分了解使用的导航系统的功能和特点。
这包括了解各个按键和菜单的作用，以及了解系统提供的各种导航功能。
2. 监控导航信息：飞行过程中，导航设备提供的信息非常重要。
空运飞行员应时刻监控导航设备的信息，包括航向、高度、地速和剩余燃料等。
及时获取并分析这些信息，有助于飞行员做出正确的飞行决策。
3. 多个导航设备的使用：在一次飞行任务中，航空器通常配备了多个导航设备，如通用导航系统（GPS）和惯性导航系统（INS）。
空运飞行员应熟练掌握不同导航设备的使用方法，并能够根据实际情况选择和切换导航设备，以确保飞行的安全性和准确性。
4. 与航空通信设备的配合：导航设备和航空通信设备是相互关联的。
空运飞行员应掌握导航设备与航空通信设备的联动操作，确保在飞行过程中能够及时获取和传输导航相关的信息。
总结：空运飞行员的航空器导航设备校准与使用技巧对于飞行任务的准确性和安全性都至关重要。
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正导航工程技术专业涉及到许多重要的导航系统，其中之一就是惯性导航系统。
惯性导航系统是一种可以独立运行的导航系统，通过测量和计算物体的加速度和角速度来确定位置和方向。
然而，惯性导航系统存在着一定的误差，这些误差需要进行分析和校正，以确保导航的准确性和可靠性。
一、误差来源与分类惯性导航系统的误差主要来自于两个方面：传感器误差和初始值误差。
传感器误差是由于惯性传感器本身的不完美性能引起的，包括随机误差和系统误差。
随机误差是在测量中出现的偶然误差，一般可通过多次测量求平均值来减小；系统误差是固定的、与物理因素相关的常数误差，一般可通过校正来减小。
初始值误差是由于系统初始状态的不准确引起的，包括位置误差和姿态误差。
二、误差分析1.传感器误差分析传感器误差是惯性导航系统中最主要的误差来源之一。
对于加速度计和陀螺仪这两种常用的传感器，需要对其误差进行分析和研究。
加速度计的误差主要包括刻度因子误差、偏置误差和温度误差等。
陀螺仪的误差主要包括零偏误差、刻度因子误差和温度误差等。
通过实验和数据处理，可以确定传感器误差的大小和特征，并为后续的误差校正提供依据。
2.初始值误差分析初始值误差是惯性导航系统中由于初始状态不准确引起的误差。
对于位置误差，可以通过其他导航系统的辅助定位来进行校正。
例如，可以利用全球定位系统（GPS）提供的位置信息来校正初始位置误差。
对于姿态误差，可以利用陀螺仪提供的角速度测量值来进行校正。
通过比较惯性导航系统的测量结果与辅助定位系统的结果，可以计算出初始值误差，并进行修正。
三、误差校正方法误差校正是惯性导航系统中非常重要的一步，它可以通过多种方法来实现。
常用的误差校正方法包括零偏校正、温度校正、刻度因子校正等。
零偏校正是通过对传感器的输出进行标定，确定其零偏值，并在测量中进行相应的修正。
温度校正是通过对传感器输出的温度特性进行建模，校正温度引起的误差。
民用飞机惯性基准导航系统校准分析
民用飞机惯性基准导航系统校准分析惯性基准导航系统是民用飞机中最重要的机载系统之一，该系统为飞机的显示系统、飞行控制系统等多个系统提供飞机的飞行姿态、航向、加速度等信息，其准确性对飞机的安全稳定飞行具有不可替代的作用。
文章对民用飞机惯性基准导航系统的结构以及系统的校准进行了研究，希望能够给民航机务维护的工作提供一定的参考。
标签：民用飞机；惯性基准系统；校准1 民用飞机惯性基准导航系统组成惯性基准导航系统是近几年发展起来的新型惯性导航系统。
该系统具有体积小、质量轻、可靠性高等特点，能够通过飞机主控中心总线系统向主控中心输出飞机的姿态、航向、加速度等信息。
惯性基准导航系统主要由惯性基准装置（IRU）、飞机个性化模块（APM）以及安装托架三个部分构成[1]。
其中IRU是惯性基准导航系统中最重要的部分，它包含了所有惯性测量元件以及计算功能，而APM则主要用于存储IRU的安装校准数据、飞机的具体型号等方面的数据，这样能够在更换IRU部件之后，直接读取数据，而无需从新对IRU装置进行校准。
每套惯性系统均有两种工作方式，分别为导航方式和姿态方式，其中导航方式是系统的正常工作方式，在此种工作方式下，惯性基准导航系统能够向飞机的控制中心提供全部导航参数；而姿态方式则是在飞机的系统导航功能失效之后所进行的一种降低精度的工作方式，此时，系统只能向飞机控制中心提供包括姿态和航向等的少量数据信息。
2 民用飞机惯性基准导航系统的校准2.1 正常校准飞机在停靠地面通电之后，将惯性导航控制显示组件上的工作方式按钮从OFF状态拨出置为NA V状态，系统会自动在5秒钟的电瓶测试之后进入到正常校准的状态中，此时，控制显示组件上的“ALIGN（校准）”灯会稳定的点亮，飞机中央电子监控显示屏中会显示“IRSIN ALING >7”的信息提示。
此时大气数据基准组件提供的计算空速、垂直速度以及气压高度数据会在正、副驾驶员位的主飞行显示器上进行显示[2]。
民航A320飞机维修故障与质量改进方法分析
民航 A320飞机维修故障与质量改进方法分析摘要：本文将详细介绍民航A320飞机故障维修内容，通过专业的研究与调查，精准找出优化民航A320飞机维修故障的质量改进方法，其内容包含改造维修技术、设置专业维修方案、搭建维修数据管理系统及完备维修人员素养等，从而有效增强民航A320飞机故障维修质量。
关键词：质量改进方法；飞机维修故障；起落架引言：随着我国民航飞机数量的增加，对该类飞机的维修与保护正变得愈发重要，相关部门应及时掌控民航飞机的各项故障，利用对其内部各环节的质量控制来加强飞机运行质量，提升飞机飞行的安全性。
1民航A320飞机故障维修内容1.1停留刹车故障一般来讲，民航A320飞机在实际运行中要借助停留刹车体系来完成对应的刹车工作，而飞行员会利用刹车手柄来完成刹车指令传送，将该信号发送到控制活门内，该活门在接收到具体的刹车信号会直接开启，将该信号形成的压力作用到刹车制动上。
在实际操作中，若飞行员难以完成该刹车信号的传输时，即会产生停留刹车故障，在生成该项故障后，要及时借助电动泵来完成系统压力供给，透过对压力指示器内部压力数值的观察来精准查看停留刹车装置的运行状态，当该刹车系统的电门控制带有关闭属性时，需及时检查刹车备件的工作状况，并运用测试结果来找寻出故障原因，继而实行对应的刹车维修工作。
1.2起落架故障民航A320飞机内部的起落架系统多承受着飞机的着陆、起飞与停放等形态的重力，当其着陆时若产生起落架故障，会遭受不同程度的颠簸与撞击。
在起落架产生故障后，会引发收放系统的崩溃，具体来看，收放系统内部的电子损伤多源自该系统内的指示灯警报，当其传感器失效或产生电路故障时，则会给该电子设备带去不同程度的损伤。
在检测与维修起落架故障时，相关人员应及时检测其内部的故障元件，借助合适的维修手册来完成内部故障的排查，利用该故障产生的具体形态来逐一排除相关故障，继而最终确认故障生成的原因，并借助有效性举措加以维护[1]。
飞行中惯导定位误差的修正方法研究
飞行中惯导定位误差的修正方法研究【摘要】惯性导航系统是目前应用于飞机上的主要现代导航设备之一，将其用于军用飞机，可实现摆脱GPS卫星限制、不受无线电磁、辐射干扰、扩大飞机活动范围、深入边沿、陌生地区和远洋上空执行任务等重大军事作用。
但同时惯性导航系统也具有导航定位误差随时间的增长不断累积，导致导航精度不断降低的缺点。
因此，分析和探讨如何修正飞行中惯性导航系统累积定位误差的方法，提高导航精度，对惯性导航系统在军用飞机上的进一步推广使用具有重要的意义。
本文分析了在军用飞机的领航应用过程中，可以使用的各种修正惯导定位误差的方法。
【关键词】惯导定位误差；地标定位；无线电罗盘定位；塔康定位1.惯性导航系统产生定位误差的主要原因惯性导航系统依据牛顿力学定律，利用惯性敏感元件感测飞机相对惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件下，自动推算出飞机的地速向量、位置及其它航行数据。
不考虑惯性部件陀螺仪本身的漂移误差，定位的精度主要与其定位的基本原理有关。
惯导定位的基本原理是推算，所依据的基本方程如下：其中：WE、WN分别为东西向、南北向地速，由测量初始时的飞机速度及东西向、南北向加速度对时间积分求的；j0、l0为测量初始的纬、经度；R为飞机围绕地心转动的曲率半径。
由惯导定位的简要原理可知，推算的飞机位置必然是存在误差的，并且误差要随着飞行时间的增长而不断增大。
对于战斗机来说，续航时间一般为1-2小时，经空中加油后可达2-6小时之间。
经证实这段飞行时间正好是惯性导航系统误差的上升区间，并且定位误差直接影响着飞机的导航精度和武器和攻击的成功率。
因此，在飞行中必须对惯导系统推算的飞机位置加以修正，以保证飞行任务的顺利完成。
2.修正惯性导航系统累计定位误差的方法目前，高精度的惯性导航系统中，通过采用静电陀螺仪、激光陀螺仪以及光纤陀螺仪作为惯性敏感元件，从陀螺仪及加速度级的设计、材料和工艺方面，提高定位的精度和可靠性。
这种方法本身受到技术发展的限制，并且成本昂贵，在飞行领域普及尚需一定的时间。
A320飞机惯性导航系统校准分析与维护
A320飞机惯性导航系统校准分析与维护e=U y / (K y -g ) （2）利用横向加速度计测星飞机的倾斜角与上同理，飞机停在地面上，倾斜角为Y、俯仰角为0时，重力加速度g沿飞机横轴的分厳g siny 被横向加速度计敏感到，输出伯号Ux则U x =K x -g -siny （K x为横向加速度计比例系数）。
当倾斜角Y很小时，sin仟Y（Y单位为弧度）。
Y=U x / （K x ・g）当飞机既有俯仰又有倾斜时，用上述公式测得的俯仰角为飞机真实俯仰角，测得的倾斜角为飞机非真实倾斜角（真实俯仰角为飞机纵轴与水平面之间的夹角，非真实倾斜角为飞机横轴与水平面之间的夹角）•30秒后.飞机的俯仰角和倾斜角被计算出来.正、副驾驶位的PFD上姿态旗消失，飞机符号及空地球出现，俯仰、倾斜刻度及指示被显示。
2. 陀螺•罗盘（或方位角）处理及水平精校准此阶段至少需要9分30秒，主要用于测量飞机的真航向角，并使用地球自转角速度的垂直分量计算出飞机所在处的纬度。
（1）克航向角的测定假定飞机停在地面上，俯仰角.倾斜角均为0,真航向角为屮，飞机所在处纬度为由于飞机停在地面上，随地球一起自转，其自转角速度等于地球自转角速度3e （we为佔度 /小时）,cue在飞机所在处水平面上的水平分S w e cosO 在当地地垂线上的垂直分最为3 e・sin0）。
水平分量3 e cosO又可以分解为沿飞机纵轴的分塑3 e cos（P cos^P和沿飞机横轴的分量3 e cos0）sin屮垓这二个分量分别被纵向陀螺及横向陀螺所敏感，输出信号V y和V x则V y = L y ・3 y = L y ・3 e •cosO cos屮V X =L X・3X =L X・3e -cosOsin 屮（Ly为纵向陀螺比例系数.L x为横向陀螺比例系数）。
V x / V y = L x / L y ・tg屮屮—arctg［（Vx -L y ）/（V y ・L x）］（2）飞机所在处纬度的测定由上可知，垂宜分*u）e sin<P可被垂宜陀螺敏感到，输出信号VZ则VZ = LZ -u> e sinO （L Z为垂直陀螺比例系数）<t>c a 1 =arcsin［V Z /（L Z ・ e ）］考虑到飞机停放时，e. Y不一定为牢，故上述所得w、OC a 1为近似值。
军用飞机导航系统故障分析与排除
军用飞机导航系统故障分析与排除摘要：通过对某型军用飞机一起惯导系统故障进行分析研判，采用飞参判读的方法进行故障定位，并成功排除故障。
关键词：惯导系统；飞行参数；记录1故障情况该型军用飞机惯导系统由惯导主机、多普勒雷达、磁航向传感器、卫星接收天线等组成，是飞机的主导航设备，可以为综合显示系统、自动驾驶仪及飞参采集记录系统提供高精度数字化信号。
一架该型军用飞机转场过程中，飞行两小时后综显导航画面数据出现卡滞，故障清单显示卫星接收机故障、组合导航部件失效、速度越界故障。
机组对组合导航系统断电后重新上电进行空中对准，组合导航系统正常工作了几分钟后再次出现上述故障现象。
机组再次断电6min左右，重新上电进行空中对准，组合导航系统工作正常。
军用飞机出现空中组合导航系统故障会造成飞机飞行数据异常、导航数据失效，严重时会造成军用飞机操纵困难，迷失航线，严重影响飞行安全。
当飞行时出现军用飞机组合导航系统故障后，飞行机组要妥善处理，落地后及时开展排故工作。
故障清单显示卫星接收机故障、组合导航部件失效、速度越界故障，两次重启后，组合导航系统工作正常，落地后通电检查，故障未复现，更换惯性测量部件和卫星接收天线后，地面通电检查工作正常，但后续飞行训练中再次出现该故障。
安装在该型军用飞机上的组合导航系统具有全天候自主导航能力，作为载机的主要信息源，能够为飞控系统、综合显示系统及其他航电设备提供各种导航信息，它含有1台捷联惯性测量部件、1台磁航向传感器、1台卫星接收天线和1台多普勒雷达。
该系统是以捷联系统为核心的三组合导航系统，捷联系统将惯性敏感元件直接与飞机固联、由计算机的“数字平台”代替真实平台，它由惯性器件的载体——台体及其模拟线路、计算机线路、二次电源等组成。
台体由2个二自由度挠性陀螺和3个相互垂直的加速度计组成。
陀螺测量飞机的角速度，再通过计算机积分计算角速度得出飞机的姿态和航向；加速度计测量飞机的加速度，再通过计算机积分计算加速度得出飞机的速度和位置。
A320系列飞机CIDS系统偏差的技术讨论(23)
A320系列飞机CIDS系统偏差的技术讨论近期我南航A320系列飞机出现了几起由于CIDS系统故障引起的航班延误，通过事件的分析可以看出部分机务工作者对CIDS系统偏差（本身缺陷）造成的CIDS故障认识不足，处理经验不够，因此我们结合AIRBUS最近发布的SIL23-73R6（CIDS系统偏差概述）为大家做一个介绍，希望能起到抛砖引玉的作用，使相关机务工作者了解CIDS系统存在的各种偏差（缺陷）以及操作和维护建议，为减少乃至杜绝由于CIDS系统偏差造成的延误起到一定作用。
本文针对的是DIR（CIDS 的主控制器）件号为Z014H0000xxx的增强型CIDS 系统。
CIDS作为飞机一个重要的综合性系统，控制并监控客舱系统，并可以进行不同系统和组件的测试。
CIDS涵盖了空调、通讯、防火、逃离设施、防冰、灯光以及水/废水等重要系统，因此CIDS在MEL中为不能放行的项目，其重要性不言而喻。
让我们先看一下CIDS的系统框图，了解CIDS系统的复杂程度。
1TW:CFDIU47HH/57HH: 空调系统控制器IFE: 空中娱乐系统PRAM: 预录广播和登机音乐简单总结一下，CIDS系统的主要部件包括：CIDS DIR（2个），负责数据总线的控制；不同件号的DIR对应本文涉及的CIDS 硬件构型，包括-30C、-X31A和-X132B；FAP（1个），对CIDS系统编程、控制并指示CIDS和其他相关客舱系统的状态；OBRM（1个），CIDS软件存储载体，不同件号的OBRM对应本文涉及的CIDS软件构型，包括-31A、-31B、-31C、-31D和-32A；A型DEU（多个），数据总线与客舱相关系统/组件间的接口；B型DEU（多个），数据总线与机组相关系统/组件间的接口。
CIDS实现的功能包括：旅客广播、客舱和机组内话、服务内话、预录广播和登机音乐、空中娱乐、旅客指示灯光、旅客呼叫、客舱照明、厕所和货舱烟雾探测、空调、应急撤离信号、饮用水指示、废水指示、厕所真空系统、门及滑梯压力监控、应急电源组件和CFDS信息显示。
A320机队常见故障和处理方法
A320机队常见故障和处理方法< xmlnamespace prefix ="o" ns="urn:schemas-microsoft-com:office:office" />21章1：电子舱通风故障：1）如只有电子舱通风的故障警告，须检查蒙皮进气活门和出气活门，确认开度正常，进出气量正常，进气口无外来物。
复位计算机跳开关（MONG），一般信息会消失，等一分钟左右后做测试，如立即测试可能会出现虚假的测试正常信息。
如果过一会信息再次出现，可能性最大的是气滤，其次是计算机。
2）如出现鼓风扇或排气扇信息，检查是否有相关跳开关跳出。
检查蒙皮进气口，如有杂物堵塞，会出现鼓风扇信息。
否则出现此类信息，一般复位是无效的，只能按MEL保留或排故。
3）注意：鼓风扇故障可能会导致同时出现排气扇信息。
如果电源电压，频率偏离较大也可能会导致多个电子舱通风跳开关跳出，信息出现。
2：空调系统：1）温度不可调节，可考虑区域温度控制器。
但如果是温度高，降不下来，则控制器的可能性很小，一般是组件性能问题，短停不处理，但要打印环境报告给技术部门。
2）单组件故障，可按要求保留。
3：座舱压力系统：1）A319飞机有时在报告中有CPC1+2故障警告。
这一般是由于有时机组在执行高原航班时会选择人工控制模式造成的，在地面正常就不用处理。
4：后货舱通风或加温故障：复位不好则保留。
不允许防活物。
22章1：与FMGC相关的：1）通电后FD不能自动接通：说明FMGC自检或数据对比没有通过，哪边的不能接通，在其ND下方会提示选择与另一部ND相同的距离范围，一般复位相应的FMGC后会正常。
2）校准惯导后某部FD或AP接不通，先复位跳开关，如无效，对老320飞机的FMGC可进行拔卡复位，拔出跳开关，拔出A13卡，闭合跳开关，一分钟后再拔出跳开关，插入卡，闭合跳开关。
一分钟后信息消失。
如还不行，MEL保留(该方法在第一种情况下也适用)。
A320系统知识普
在进一步介绍FM部分的功能之前,我们先了解一下飞机的位置计算方法.飞机导航系统最主要的目的之一就是确定飞机的位置。
目前A320系列飞机机载导航系统有三种，即惯性导航系统（IRS）、无线电导航系统RNAV和GPS，每种导航系统都能计算出各自的飞机位置，而最终显示在ND上的飞机位置由FM计算完成。
1. 混合惯导位置A320系列飞机有3套IRS，每套IRS都将计算出的飞机惯性位置送到FMGC，如果这三个IRS位置均有效，FMGC则根据这3个位置计算出一加权平均值，即"混合惯导（MIX IRS）位置"（见图1）。
当其中一个IRS位置偏差异常时，FMGC在MIX IRS位置的计算中使用一定的法则以消除这个IRS位置的影响（见图2）。
如果其中一个IRS位置失效或者偏差太大，FMGC就将此IRS位置剔除，仅使用一个IRS位置，优先权顺序从高到底依次为：本侧ＩＲＳ位置、ＩＲＳ３位置、另一侧ＩＲＳ位置。
2. 无线电位置A320系列飞机上的无线电导航系统有甚高频全向信标系统（VOR）和测距机系统（D ME），采用DME/DME或VOR/DME的组合方式来最终确定飞机的无线电位置。
如果在进近阶段还会使用LOC信号进一步修正位置。
无线电位置计算方法见下图所示.3.GPS位置A320系列飞机有2套GPS系统，GPS接收机在MMR1和2中.在接收到GPS信号后, 空客的飞机有两种计算方法AUTONOMOUS和HYBRIDAUTONOMOUS方式用于A300机型,MMR把GPS数据直接送到FMS,结合ADIRU送来的IRS位置计算飞机的混合位置.HYBRID用于A320,330等新机型, MMR把GPS数据送到ADIRU,由ADIRU来计算出各自的混合GPIRS数据后,送到FMS选择相应数据.4.FM位置飞机的FM位置即是FMGC在ND上用来显示的当前飞机的位置。
正常情况下，FM1位置在ND1上显示，FM2位置在ND2上显示。
国航A320系列 RA维护总结
系统简介
RA（Radio Altermeter）是测量飞机到地面的真实 高度，通过发射特定调频的无线电波向地面，并接 收地面的反射波，计算两者的时间差来测量高度的， 主要用于进近，起飞，着陆阶段。320系列飞机上装 有两套无线电高度表，每套系统由收发组、接收天 线、发送天线、风扇组成。目前我们所执管飞机安 装的是LRA-900型无线电高度表，工作范围-15ft到 5000ft，工作频率4300MHZ。
3.TCAS 利用无线电高度表信息自动调节灵敏度等级
4.FWC 下降到400ft时，FWC产生语音读数报告不同阶段高度值 5.WXR 低于2300ft时自动开启风切变探测
RCTPN 2 ANNTENA -5SA2
XMSN 2 ANNTENA 6SA2
XMSN 1 ANNTENA 6SA1
RCTPN 1 ANNTENA -5SA1
ra维护总结无线电高度显示在姿态球正下方显示低于2500ft的高度下降到低于500ft时在高度刻度右下方出现一根红色竖条随着高度降低逐渐升起下降到低于300ft时姿态球下部出现一条白色地面线逐渐上升1dmc发送高度数据到dmc以显示在pfd上2egpws根据无线电高度在不同情况下产生各种方式的近地警告3tcas利用无线电高度表信息自动调节灵敏度等级4fwc下降到400ft时fwc产生语音读数报告不同阶段高度值5wxr低于2300ft时自动开启风切变探测rctpnanntena5sa1rctpnanntena5sa2xmsn6sa1xmsn
无线电高度显示在姿态 球正下方，显示低于 2500ft的高度
下降到低于500ft时，在 高度刻度右下方出现一 根红色竖条，随着高度 降低逐渐升起
下降到低于300ft时，姿 态球统
飞机惯性导航部件安装及校准研究
飞机惯性导航部件安装及校准研究摘要：本文将围绕飞机惯性导航（简称惯导）部件安装及校准进行分析讨论，利用局域GPS完成不确定度的测量分析，以此满足惯导安装要求，通过建模手段探究局域GPS的测量精度。
根据实际结果显示，测量精度与激光发射器的姿态、信号数量以及位置等因素有关，若发射器之间的距离不超过20m，测量方位角在10~70度之间，此时采用局域GPS可以保证极高的测量精确性。
关键词：飞机惯性导航部件；激光发射器；GPS引言：飞机惯性导航部件的安装校准精确性，会直接决定惯导系统的应用性能，以往的惯导安装校准方法，大多采用电子经纬仪以及安装校准夹，但此类方法耗时较高，且无法保证精度，因此已不适用新飞机的研制要求。
而局域GPS则属于一种高精度数字化技术，与传统激光跟踪仪等测量技术相比，不仅可以省略坐标系转换，还能降低转站误差，可以结合不同测量对象进行测量场的灵活布置。
因此，笔者将基于局域GPS，深入探究飞机惯性导航部件的安装与校准方法。
一、飞机惯性导航部件安装及校准分析局域GPS可通过获取传感器被测点坐标值，接收激光发射器信号，来收集测量点仰角与方位角。
若能够确定不同激光发射器的位置关系，便可利用激光发射器信号，测量被测点空间坐标值。
（一）测量点布设通常来说测量点可分为以下两种形式：一是圆柱传感器，需安装在测量点上实现自动测量；二是利用手持测量杆实现测量点的手动测量。
前者在使用时需要将被测点选在螺纹孔上，以便后续传感器的安装，而后者只需利用手持式测量杆测量被测点即可，该方法的测量更为简洁且效率更高。
为此，笔者将采用手动测量的方法，依照惯导安装校准的位置特点，在辅助校准平板上布置多个测量点，之后利用相关公式计算安装校准时的平板横滚、俯仰安装角误差[1]。
设三个测量点的坐标依次为：（x1，y1，z1）、（x2，y2，z2）、（x3，y3，z3），则计算公式为：其中Wx、Wy、Wz分别代表辅助平板横滚、航向与俯仰方向的角度误差。
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A320飞机惯性导航系统校准分析与维护内容摘要：惯性导航是指利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件的情况下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度、位置等导航参数，以引导航行体完成预定航行任务。
这种建立在牛顿力学基础上的导航方法不依赖于任何外界信息，不受自然或人为因素的干扰，具有很好的隐蔽性，在航海、航空、航天等领域得到了广泛应用。
惯性导航由于采用积分计算，其定位误差随时间而积累。
目前普遍采用将惯性导航与其他种类的导航相组合的办法，这种组合能取各种导航方法之长，大大提高导航系统整体的定位精度和性能，是一种较为理想的导航方式。
关键词：ADIRU 校准维护我公司执管A320系列飞机采用惯性导航、无线电导航或惯性导航、卫星导航的组合导航方式，其中惯性导航系统采用捷联式惯性导航系统。
系统的核心部件为三个惯性基准组件（IR），每个惯性基准组件已与相应的大气数据基准组件（ADR）组合在一起，称为大气数据惯性基准组件（ADIRU）。
每个IR内均有三个激光陀螺和三个加速度计，分别用来测量绕飞机三轴的角加速度和沿飞机三轴的线加速度，测得的加速度信号经微处理器计算后，可以得到飞机各种各样的导航参数，这些参数一方面在各种显示仪表上显示，供飞行人员使用，另一方面传送至其他许多系统和设备，以完成特定的功能。
每套惯性导航系统均有两种工作方式，导航方式和姿态方式。
导航方式是系统的正常工作方式，系统能提供全部的导航参数；姿态方式是系统导航计算功能失效后的减精度工作方式，此时系统仅能提供飞机的姿态和航向信息。
惯性导航系统进入导航工作方式前，必须进行校准。
这是因为惯导系统采用的是积分计算，在进行计算前，系统必须知道飞机的初始状态。
在校准过程中，系统寻找飞机所在处的地垂线，并确定当地的真北方位，从而获得飞机的初始姿态和初始方位信息。
惯性导航系统通常有两种校准方式，正常校准和快速校准（又称反转校准）。
正常校准飞机停在地面通电后，将惯导控制显示组件（CDU）上方式选择旋钮从OFF（关）位拔出置NAV（导航）位，系统在进行5秒钟的电瓶测试后即进入正常校准，CDU上校准（ALIGN）灯稳定地亮，飞机中央电子监控（ECAM）上显示屏显示"IRS IN ALIGN >7"信息。
此时，ADR提供的计算空速（CAS）、垂直速度（V/S）和气压高度（ALT）数据在正、副驾驶员位主飞行显示器（PFD）上显示。
惯性导航系统的正常校准一般需10分钟，校准过程主要分为三个阶段；1. 水平粗校准正常校准的头30秒为水平粗校准阶段，主要利用加速度计测量飞机的姿态角，即俯仰角和倾斜角。
(1) 利用纵向加速度计测量飞机的俯仰角飞机停在地面上，俯仰角为θ、倾斜角为０时，虽然沿飞机纵轴方向没有线加速度，但纵向加速度计壳体随飞机纵轴俯仰了θ角，此时加速度计的质量摆敏感到了重力加速度ｇ的分量ｇ·ｓｉｎθ 输出信号Ｕｙ则Ｕｙ＝Ｋｙ·ｇ·sinθ(Ｋｙ为纵向加速度计比例系数）当俯仰角θ很小时，sinθ≈θ（θ单位为弧度）。
θ=Ｕｙ/（Ｋｙ·ｇ）(2) 利用横向加速度计测量飞机的倾斜角与上同理，飞机停在地面上，倾斜角为γ、俯仰角为0时，重力加速度ｇ沿飞机横轴的分量ｇ·sinγ被横向加速度计敏感到，输出信号Ｕｘ则Ｕｘ＝Ｋｘ·ｇ·sinγ（Ｋｘ为横向加速度计比例系数）。
当倾斜角γ很小时，sinγ≈γ（γ单位为弧度）。
γ=Ｕｘ/ （Ｋｘ·ｇ)当飞机既有俯仰又有倾斜时，用上述公式测得的俯仰角为飞机真实俯仰角，测得的倾斜角为飞机非真实倾斜角（真实俯仰角为飞机纵轴与水平面之间的夹角，非真实倾斜角为飞机横轴与水平面之间的夹角）。
30秒后，飞机的俯仰角和倾斜角被计算出来，正、副驾驶位的PFD上姿态旗消失，飞机符号及空地球出现，俯仰、倾斜刻度及指示被显示。
2. 陀螺-罗盘（或方位角）处理及水平精校准此阶段至少需要9分30秒，主要用于测量飞机的真航向角，并使用地球自转角速度的垂直分量计算出飞机所在处的纬度。
(1) 真航向角的测定假定飞机停在地面上，俯仰角、倾斜角均为0，真航向角为Ψ，飞机所在处纬度为Φ。
由于飞机停在地面上，随地球一起自转，其自转角速度等于地球自转角速度ωｅ（ωｅ为15度/小时），ωe在飞机所在处水平面上的水平分量ωｅ·cosΦ 在当地地垂线上的垂直分量为ωｅ·sinΦ。
水平分量ωｅ·cosΦ又可以分解为沿飞机纵轴的分量ωｅ·cosΦ·cosΨ和沿飞机横轴的分量ωｅ·cosΦ·sinΨ 这二个分量分别被纵向陀螺及横向陀螺所敏感，输出信号Ｖｙ和Ｖｘ则Ｖｙ＝Ｌｙ·ωｙ＝Ｌｙ·ωｅ·cosΦ·cosΨＶｘ＝Ｌｘ·ωｘ＝Ｌｘ·ωｅ·cosΦ·sinΨ(Ｌｙ为纵向陀螺比例系数、Ｌｘ为横向陀螺比例系数）。
Ｖｘ/ Ｖｙ＝Ｌｘ/ Ｌｙ·tgΨΨ＝arctg[(Vx ·Ｌｙ)/(Ｖｙ·Ｌｘ)](2) 飞机所在处纬度的测定由上可知，垂直分量ωｅ·sinΦ可被垂直陀螺敏感到，输出信号ＶＺ则ＶＺ＝ＬＺ·ωｅ·sinΦ（ＬＺ为垂直陀螺比例系数）Φｃａｌ＝arcsin[ＶＺ/(ＬＺ．ωｅ)]考虑到飞机停放时，θ、γ不一定为零，故上述所得Ψ、Φｃａｌ为近似值。
此外，在以上计算飞机θ、γ、Ψ和Φｃａｌ值时，没有考虑激光陀螺和加速度计的误差，也没有考虑到校准时飞机的动态干扰，如风、装卸货物的震动等因素，因此计算值精度不高，应作进一步修正。
激光陀螺和加速度计的误差对系统精度至关重要，目前一般利用现代控制理论中的卡尔曼滤波技术对激光陀螺和加速度计进行误差处理和补偿，以达到精校准所需要的精度要求。
3. 输入位置数据处理在正常校准中，飞机所在处的经纬度位置可从CDU或多功能控制显示组件（MCDU）上输入。
正常校准约5分钟后，真航向角被测定出来，如果此时已输入飞机有效的经纬度位置，则机长和副驾驶位的PFD、ND（导航显示器）上航向旗消失，航向标尺和航向指示符出现。
系统接收到有效的经纬度位置后，内部软件即执行BITE TEST（机内自测试），用以检查输入的经纬度位置（Φｅｎｔ、δｅｎｔ）是否在上次断电时系统记录的最后经纬度位置（Φｒｅｃ、δｒｅｃ）所允许的范围之内。
系统进行的BITE TEST主要包括以下三项：(1) 3+3Ｔ测试人工输入的飞机经纬度位置与系统记录的最后位置之间的径向距离不得超过3+3Ｔ海里（Ｔ为上一航班系统导航方式的工作时间）；(2) 输入的经纬度值与系统记录的经纬度值的比较；要求：|Φｅｎｔ－Φｒｅｃ|≤1°，｜δｅｎｔ－δｒｅｃ｜≤1°；(3) 计算纬度值与输入纬度值的比较要求：|Φｃａｌ－Φｅｎｔ|≤0.5°。
如果上述三项测试均能通过，则人工输入的经纬度值被系统接收，10分钟后校准结束，CDU上ALIGN 灯灭，系统进入导航工作方式。
系统在校准过程中，有时会出现CDU上ALIGN灯闪亮的现象，这不是系统故障的表现，通常可能有以下三种原因造成：一是系统在校准过程中出现差错，此时关掉相应的IR，重新校准即可；二是接通IR后，10分钟内一直未输入飞机的经纬度位置，此时PFD和ND上航向旗不消失，航向标尺及航向指示符不出现，在CDU或MCDU上输入飞机有效的经纬度位置后，ALIGN灯灭，系统进入导航方式；三是人工输入的经纬度位置与系统记录的最后位置相差太大，无法通过BITE TEST，此时PFD和ND上航向旗不消失，航向标尺及航向指示符也不出现，这有可能是系统在上次航班导航方式中积累误差太大，或者是飞机断电后被移动了机位，此时，只需再次输入飞机所在处的经纬度位置，系统确认此位置为飞机目前的正确位置，ALIGN 灯灭，系统进入导航方式。
快速校准飞机停在地面上，地速小于20节时，在CDU上将IR方式选择旋钮在5秒钟内从NAV位置OFF位后再置NAV位，即可对系统进行快速校准，快速校准约需1分钟时间，并仍需输入飞机有效的经纬度位置。
在快速校准中，所有的计算速度被置零，并使用上一次导航方式中飞机有效的姿态和航向数据进行精调。
通常当飞机执行完一个航班后，如果还要继续飞行，或者当机场流量控制导致飞机停留原地等待了较长时间，为消除系统的积累误差，机组不必重新进行正常校准，通过快速校准即可在很短时间内消除误差。
常见故障及维护注意事项激光陀螺惯性导航系统可靠性较高，平均无故障时间（MTBF）通常可达上万飞行小时，在两年的A320飞机维护工作中发现，该系统较少出现故障。
一般系统出现故障时，系统内部软件能有效地探测到，CDU 上FAULT（故障）灯亮，ECAM上显示屏出现故障信息，显示设备上出现相应的故障旗，一些导航参数消失。
而更多时候，驾驶舱内没有惯导系统的故障指示，机组却经常反映正、副驾驶位显示器上飞机的显示位置相差太大，或者是飞机滑行时正、副驾驶位的地速指示不一致，在地面上对系统进行测试，测试结果又总是正常。
对于这种情况，可以根据以下两项性能指标来判断系统性能下降是否超标，从而决定是否更换相应的惯性基准组件。
1. 径向位置误差（RPE）RPE更换标准的上下限值见表1RPE数值由MCDU→MFGC→DATA→POSITION MONTIOR读出。
导航时间由飞行记录本上的记录时间加上30分钟（假设ADIRU开始校准到关闭舱门准备退出之间的时间）所得。
更换IR的标准：在AREA1区域时：ADIRU可用，没有更换的必要。
在AREA2区域时：不需立即更换ADIRU，但必须监控后续航段，如仍在灰色区域则需更换ADIRU。
在AREA3区域时：更换ADIRU。
2. 剩余地速偏差（RGSE）当飞机停稳后，可对每部IR进行RGSE值的检查。
读取RGSE值的方法有二种，一是通过ND左上角的GS（地速）显示值，IR1在机长位的ND上读取，IR2在副驾驶位的ND上读取，对于IR3，须将ATT/HDG（姿态/航向）选择旋钮转换至CAPT 3（机长3)或F/03（副驾驶3）位后，在相应的ND上读取。
此外，在CDU上将显示方式置TK/GS（航迹/快速）位后，依次将系统选择旋钮置1、2、3位，即可分别读取三套IR的RGSE值。
更换IR的标准：当RGSE值小于15节时，系统性能符合要求，不必更换IR。
当RGSE值大于15节而小于21节时，应在下次飞行航段结束时再观察，如仍在此范围，需更换相应的IR。
当RGSE值大于21节时，系统性能下降已超标，立即更换IR。