第五章惯性导航系统(PPT-70)
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惯性导航系统
Amplifier Pick-off Gyroscope
Accelerometer
Gimbal drive motor
Figure 13.3
8
Civil Aviation Flight University of China
The Gyro-stabilised Platform
NBAA 2003
Civil Aviation Flight University of China
5
Inertial Navigation System( INS)
NBAA 2003
Accelerometers can be maintained physically horizontal to the earth on a gyrostabilised platform called an Inertial Navigation System (INS), Alternatively, the accelerometers can be fixed to the aircraft axes, in which case the accelerations due to gravity and aircraft manoeuvres are removed mathematically from the accelerometer outputs. This system, called a strapdown inertial system, is the basis of an Inertial Reference System (IRS).
Since the accelerometer is just being kept level, it does not sense a component of gravity and is able to sense only true horizontal accelerations of the aircraft. Here we have illustrated a single axis platform. In reality, movement can occur in three axes of the platform, pitch, roll, and yaw.
Accelerometer
Gimbal drive motor
Figure 13.3
8
Civil Aviation Flight University of China
The Gyro-stabilised Platform
NBAA 2003
Civil Aviation Flight University of China
5
Inertial Navigation System( INS)
NBAA 2003
Accelerometers can be maintained physically horizontal to the earth on a gyrostabilised platform called an Inertial Navigation System (INS), Alternatively, the accelerometers can be fixed to the aircraft axes, in which case the accelerations due to gravity and aircraft manoeuvres are removed mathematically from the accelerometer outputs. This system, called a strapdown inertial system, is the basis of an Inertial Reference System (IRS).
Since the accelerometer is just being kept level, it does not sense a component of gravity and is able to sense only true horizontal accelerations of the aircraft. Here we have illustrated a single axis platform. In reality, movement can occur in three axes of the platform, pitch, roll, and yaw.
导航系统-惯性导航PPT课件
Rh Rh
VE
R hcos
V sin
R hcos
N VN
ψ
沿东向轴的变化: 沿北向轴的变化: 沿垂直轴向的变化:
E
VN Rh
V cos
Rh
N
cos
V sin
Rh
Z
sin
V R
h
sin
tg
2021年3月17日
导航系统
V VE E
23
导航系统--区域导航 地理坐标系相对于惯性系的运动角速度
导航系统--区域导航
导航系统课程内容
传统导航
➢ 仪表导航 ➢ 无线电导航
区域导航
➢ 简单区域导航（DME/DME、DME/VOR）
➢ 惯性导航
所需导航性能
➢ RNP参数
基于性能的导航（PBN）
2021年3月17日
导航系统
1
导航系统--区域导航
惯性导航概述
惯性导航系统功能
➢ 自动测量飞机各种导航参数及飞机控制参数，供飞行员使用 ➢ 与飞机其他控制系统相配合完成对飞机的人工或自动控制
2021年3月17日
导航系统
13
导航系统--区域导航
机体系与地理系之间的关系
地理系向机体系转换:
俯仰 XB
XG
γ:倾斜 XB
YG
:俯仰
YB
ZG ψ:真航向
ZB
倾斜 YB
XB 偏航
2021年3月17日
导航系统
ZB ZB
YB
14
导航系统--区域导航
坐标系变换
V
x
y
V
'
x' y'
则 V ' CV
VE
R hcos
V sin
R hcos
N VN
ψ
沿东向轴的变化: 沿北向轴的变化: 沿垂直轴向的变化:
E
VN Rh
V cos
Rh
N
cos
V sin
Rh
Z
sin
V R
h
sin
tg
2021年3月17日
导航系统
V VE E
23
导航系统--区域导航 地理坐标系相对于惯性系的运动角速度
导航系统--区域导航
导航系统课程内容
传统导航
➢ 仪表导航 ➢ 无线电导航
区域导航
➢ 简单区域导航（DME/DME、DME/VOR）
➢ 惯性导航
所需导航性能
➢ RNP参数
基于性能的导航（PBN）
2021年3月17日
导航系统
1
导航系统--区域导航
惯性导航概述
惯性导航系统功能
➢ 自动测量飞机各种导航参数及飞机控制参数，供飞行员使用 ➢ 与飞机其他控制系统相配合完成对飞机的人工或自动控制
2021年3月17日
导航系统
13
导航系统--区域导航
机体系与地理系之间的关系
地理系向机体系转换:
俯仰 XB
XG
γ:倾斜 XB
YG
:俯仰
YB
ZG ψ:真航向
ZB
倾斜 YB
XB 偏航
2021年3月17日
导航系统
ZB ZB
YB
14
导航系统--区域导航
坐标系变换
V
x
y
V
'
x' y'
则 V ' CV
惯性导航系统
ER-FGI 1100光纤惯性导航系统 飞机、车辆、舰船等运载体提供高精度、全 自主的导航信息，包括载体运动角速度、加 速度、航向、姿态、速度、位置等。
ER-INS800 RLG惯性导航系统
车辆导航; 船载;
ER-MEMS惯性导航系统: ER-MGI210 / 230紧密集成导航系统 可广泛应用于无人驾驶飞行器、车辆导航、航 空、平台稳定控制等领域
ER-5610MEMS惯性/卫星综合导航系统 无人机,天线测量,飞机的黑匣子,街景车,电气检查无人 驾驶汽车
ER-5680 MEMS惯性/卫星综合导航系统 无人驾驶飞机,天线测量,光电检测是稳定的, 街景车电气检查无人驾驶汽车，智能无人驾 驶汽车
ER-711 MEMS惯性测量装置 : 该应用是测绘、测量、制导弹药、民用航空、车辆和其他特殊设备等
ER-5500 FOG IMU : 智能弹药(JDAM);航空测绘;车辆导航和定位;姿 态控制;起伏测量;组合导航系统;
航姿参考系统的定义
航姿参考系统（AHRS）包括多个轴向传感器，能够为飞行 器提供航向，横滚和侧翻信息，这类系统用来为飞行器提 供准确可靠的姿态与航行信息。
惯性导航系统的原理
惯性导航（Inertial Navigation）是 20 世纪中期发展起来的自主式的导航技术。通过惯性测量 组件（IMU）测量载体相对惯性空间的角速率和加速度信息，利用牛顿运动定律自动推算载体的瞬 时速度和位置信息，具有不依赖外界信息、不向外界辐射能量、不受干扰、隐蔽性好的特点，且惯 导系统能连续地提供载体的全部导航、制导参数（位置、线速度、角速度 2018.4.17
惯性导航系统
惯性导航系统的定义 惯性导航系统的原理 惯性导航系统的优缺点 惯性导航系统的分类 惯性导航系统的运用 惯性导航系统的产品
惯性导航ppt课件
受任何干扰 、隐蔽性强 、输出信息量大 、输出信息实时性强
等优点 ，使其在军事领域和许多民用领域都得到了广泛的应
用 ，已被许多机种选为标准导航设备或必装导航设备 。
一、惯性导航技术的发展历史
图1.4 陀螺仪弹
惯性导航是一门涉及精密机械、计算机技术、微电子、光 学、自动控制、材料等多种学科和领域的综合技术。由于陀螺 仪是惯性导航的核心部件，因此，可以按各种类型陀螺出现的 先后、理论的建立和新型传感器制造技术的出现，将惯性技术 的发展划分为四代。
几种姿态结算是重点
三、惯导系统的分类
Bortz 和 Jordon 最早提出了等效旋转矢量概念用于陀 螺输出不可交换误差的修正， 从而在理论上解决了不可交换 误差的补偿问题， 其后的研究就主要集中在旋转矢量的求解 上 ，根据在相同姿态更新周期内 ，对陀螺角增量等间隔采样 数的不同 、有双子样算法、 三子样算法等 。为减少计算量 Gilmore 提出了等效旋转矢量双回路迭代算法Miller 讨论 了在纯锥运动环境下等效旋转矢量的三子样优化算法， 此后 ，在 Miller 理论的基础上 Jang G. Lee 和 Yong J.Yoon 对等效旋转矢量的四子样优化算法进行了研究。 Y.F.Jiang 对利用陀螺的角增量及前一更新周期采样值的算法进行了研究 ， 研究结果表明， 采样阶数越高，更新速率越快 ，姿态更新 算法的误差就越小。 Musoff 提出了圆锥补偿算法的优化指 标， 分析了圆锥补偿后的算法误差与补偿周期幂次 r 的关系 。 这些理论研究奠定了姿态更新算法的经典理论基础 。
一、惯性导航技术的发展历史
图1.5 惯导技术发展历史
二、惯性传感器的最新发展现状
2.1陀螺仪 定义：传统意义上的陀螺仪是安装在框架中绕回转体的对
惯性导航_第5章
武汉大学测绘学院 卫星应用研究所
2．动态差模型
对于陀螺 的一个轴 ，其表达 式为
D1 D2 D3 D4 D5 D6 dx 2 x y z x y z
2 2 2 D 7 D D D10 D11 D12 x 8 y 9 z x y y z x z
姿态矩阵计算
迭代次数
NO
导航计算
控制信息计算
结束
武汉大学测绘学院 卫星应用研究所
一、系统的初始化
系统的初始化包括三项任务：
1．给定飞行器的初始位置和初始速度等初始信息。 2．数学平台的初始对准：确定姿态矩阵的初始 值，是在计算机中用对准程序来完成的。在物理概 念上就是把“ 数学平台” 的平台坐标系和导航坐标系 相重合，称其为对准。 3．惯性仪表的校准：对陀螺的刻度系数进行标 定，对陀螺的漂移进行标定。对加速度计标定刻度 系数。
式中
、 、 、 、 、 分别为 飞行器相 对惯 x y z x y z
性空 间沿陀螺 三个轴的 角速度 及角加速 度分量 (弧 度／S 、 弧度 ／S )。D 4 为 刻度系数，D 4 x 为陀螺 的正常 输出值，其它 名项 为误 差项，对 应的系数 D l 至 D12 为动 态误差系 数。
b b 、 a 一—沿飞 行器 坐标 ib ib
系表 示的 陀螺及 加速度 计输 出的 原始测量 值；
b b 、aib 一—误 差 补 偿后 的 ib
陀螺 及加速度 计的输出 值；
b b 、 aib —— 由误差 模型 ib
给出 的陀 螺及加 速度计 的估 计 误 差 ( 包 括静 态 和 功 态 误 差项 )。
武汉大学测绘学院 卫星应用研究所
惯性导航导资料
惯性导航导资料内容1、2、3、4、5、6、7、8、9、概述目标系统叙述全面的系统综合程序导航方程机动化卡尔曼滤波任务目标系统设计与仿真仪器校准10、后期任务评估11、将来趋势12、设备市场需求13、个人市场需求14、时间表1、简介惯性导航系统（ins）始于第二次世界大战。
它最初就是由dr.robertgoddard为icbm 设计而变成。
ins主要用作测量边线、速度和姿态，测量车辆的加速度和角速度。
如果晓得了边线、速度和姿态参数，车辆就能够被鼓励。
在过去的60年里，ins技术发展非常快速。
在系统方面：为了最小化运动机械部件，它由万向架系统发展至捷联系统。
在仪器方面：由机械陀螺发展至激光陀螺，再发展为光纤陀螺。
系统和仪器发展的目的可以归咎于下面几个方面：价格、体积、重量、精度和可靠性。
为了最优化应用，系统需要特殊设计为了将资源减至至最轻，须要创建设计程序和数据库2、目标完备的ins/gps系统光纤陀螺加速计gps（c/a码）高度计雷达为航空测量和sar应用进行特殊的用户化结构设计系统设计和结构密切有关，比如：常规的飞机导航系统结构无法用作陆地测量；因此，理解和用户化系统设计和结构将使应用性能最优化，而且实现最理想的目标。
创建标准的设计程序系统的设计程序可以最优化资源并使工程师和学生的培训和自学资源最佳化并使指导者须要花费的精力减至至最轻?创建设计数据库积累设计经验文件标准化设计共同组成数据库模块化避免重复工作缩短系统执行时间和能量需求为以后的项目精简系统共同组成/挑选过程3、系统描述4、全面的系统综合程序任务定义惯性测量装置（imu）定义/挑选外部探测器定义/挑选导航系统方程机械化增量系统设计电子硬件/软件设计系统综合工厂/静态测试公路测试飞行测试修正优化、精细化设计任务定义任务目的和目标系统特点任务环节系统定义硬件定义/选择imu定义/选择imu挑选imu差错分析及细分imu差错建模外部传感器外传感器挑选外传感器差错分析外传感器系统及差错建模增量系统设计卡尔曼滤波器设计?状态选择?动态方程?测量方程系统及外传感器噪声原产?滤波调整?微调外传感器综合导航机械化综合电子硬件/软件设计及同时实现功率、cpu等接口实时软件工作循环导航方程机械化捷联机械化方向和北向机械化wgs84数据选择其他参数选择地球参数、地球引力模型、海拔模型导航系统方程同时实现仿真及脱机系统实现、实时实现系统综合综合imu，外传感器，机械化方程，卡尔曼滤波，电子硬件工厂/静态测试系统单元部件检查粗队列算法检查精细队列算法检查系统性能预测公路测试地面车辆测试系统单元部件检查高等级动态鞭策飞行测试最后检查检查环节实测飞行环节定义修正和精化系统设计如果需要，根据测试结果修改系统测试结果分析问题解答5、导航系统方程机理ins机理的目的是为了利用加速计和陀螺测量的加速度和角速率信息计算新的位置、速度、和姿态。
导航系统(PPT)
GPS导航
GPS导航是用导航卫星发射的导航定位信息引导运动 载体安全到达目的地的一门新兴科学。 性能特点有:全球全天候导航、高精度和多功能。 GPS系统的组成:GPS卫星导航系统是由地面支持网、 空中卫星群和用户设备: 地面支持网：GPS系统的地面支持网由五个监测站、 一个主控站和四个注入站组成。监测站收集卫星及当地气 象资料送给主控站。主控站根据这些资料计算卫星轨道等 导航信息，然后由注入站每隔8h向卫星发送一次，更新卫 星资料，以便卫星向用户设备转发导航信息。该子系统的 功能是监控卫星并根据测算结果向卫星提供时间改正参数、 卫星星历等资料。
GPS导航
GPS系统是一种测距定位系统，GPS导航仪接收卫星 分布的信息，根据星历表信息可以求得每颗卫星发射信号 时的位置。导航仪测量卫星信号传播的时间间隔，因为这 时间间隔中还包含着时钟误差，信号传播延时等影响，所 以乘以光速求得是导航仪与卫星的伪距离 GPS导航是一种广义的GPS动态定位，从目前的应用 看来，主要分为以下几种方法： （1）单点动态定位 （2）实时差分动态定位 （3）后处理差分动态定位
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
惯性导航
惯导系统按结构可归纳为两大类： 平台式惯导系统和捷联式惯导系统。它 可以自动测量飞机各种导航参数及控制 参数，供飞行员使用，并与飞机其他控 制系统相配合完成对飞机的人工或自动 控制。
水声导航
换能器
信标
长基线定位系统
长基线水声定位系统: 包括船上信号处理装置、母船吊放至水中的声 学收发装置、海底应答器阵和安装UUV上的应答器。 海底基阵由三个以上的应答器组成 通过母船吊放的声学收发装置对UUV及海底基 阵进行询问和应答，UUV上应答器对海底基阵的问 答，可以得到各应答器之间的斜距，根据测阵的结 果及斜距就可以计算出UUV及母船相对于海底基阵 的位置。
惯性导航系统概论惯性导航ppt课件
8
2.4 第四代发展阶段 当前，惯性技术目标是实现高精度、高可靠性、低成本、
小型化、数字化、应用领域更加广泛的导航系统一方面，陀螺 的精度不断提高；另一方面，随着新型固态陀螺仪的逐渐成熟 ，以及高速大容量的数字计算机技术的进步。
9
10
2 我国惯导的发展历程 我国从“六五”开始，原国防科工委就把惯性技术纳人预先
11
3 惯性导航系统的发展方向
惯性导航系统的设计和发展须要考虑权衡的主要因素： 1)必须针对并满足应用的需求。其中导航性能和价格成本是
首要的两个特性指标。价格成本包含系统自身成本、维护 成本和使用寿命。因此对于很多导航应用，合理的价格仍 然被置于应用要求的最前面。导航性能包括：导航的精确 性、连续性、完整性、易用性。易用性是指系统易于使用 和维护、系统的自主性等。 2)实际的应用环境是最大的挑战。系统的体积、功耗、可靠 性和可用性会关系到惯性导航系统能否在具体的应用环境 中被采用。
基本导航参数即时位臵地速航向角航迹角航迹误差偏流角风速风向待飞时间待飞距离飞机姿态角角速率52惯性导航系统基本功能电子信息工程学院15基本导航参数电子信息工程学院16惯性导惯性导航组件航组件自动驾驶仪自动驾驶仪气象雷达气象雷达自动信自动信号引进号引进组件组件更新更新不更新不更新信号器信号器真航向磁航向真航向磁航向备用电池组件备用电池组件大气数据系统大气数据系统调协头调协头航路航路进近转换进近转换测距器测距器dmedme全向信标全向信标vorvor控制显控制显示组件示组件方式选方式选择组件择组件水平状水平状态指示态指示姿态指引姿态指引指示器指示器惯导系统与飞机其它系统的连接电子信息工程学院1753惯性导航系统基本组成和简要原理1
惯性导航原理
1
第五章惯导系统概论
2.4 第四代发展阶段 当前，惯性技术目标是实现高精度、高可靠性、低成本、
小型化、数字化、应用领域更加广泛的导航系统一方面，陀螺 的精度不断提高；另一方面，随着新型固态陀螺仪的逐渐成熟 ，以及高速大容量的数字计算机技术的进步。
9
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2 我国惯导的发展历程 我国从“六五”开始，原国防科工委就把惯性技术纳人预先
11
3 惯性导航系统的发展方向
惯性导航系统的设计和发展须要考虑权衡的主要因素： 1)必须针对并满足应用的需求。其中导航性能和价格成本是
首要的两个特性指标。价格成本包含系统自身成本、维护 成本和使用寿命。因此对于很多导航应用，合理的价格仍 然被置于应用要求的最前面。导航性能包括：导航的精确 性、连续性、完整性、易用性。易用性是指系统易于使用 和维护、系统的自主性等。 2)实际的应用环境是最大的挑战。系统的体积、功耗、可靠 性和可用性会关系到惯性导航系统能否在具体的应用环境 中被采用。
基本导航参数即时位臵地速航向角航迹角航迹误差偏流角风速风向待飞时间待飞距离飞机姿态角角速率52惯性导航系统基本功能电子信息工程学院15基本导航参数电子信息工程学院16惯性导惯性导航组件航组件自动驾驶仪自动驾驶仪气象雷达气象雷达自动信自动信号引进号引进组件组件更新更新不更新不更新信号器信号器真航向磁航向真航向磁航向备用电池组件备用电池组件大气数据系统大气数据系统调协头调协头航路航路进近转换进近转换测距器测距器dmedme全向信标全向信标vorvor控制显控制显示组件示组件方式选方式选择组件择组件水平状水平状态指示态指示姿态指引姿态指引指示器指示器惯导系统与飞机其它系统的连接电子信息工程学院1753惯性导航系统基本组成和简要原理1
惯性导航原理
1
第五章惯导系统概论
惯性导航系统原理_三轴陀螺稳定平台(4)
ωr irz
sinθ f
cosθ f ωirrz 0
−ωirry sinθ f
+
ωr irz
cosθ f
zb θr
yf θf
yr 8
5.2.1角速度耦合关系分析
3.方位环a的角速度
xa
xf
θa
cosθa sinθa 0
C
a f
=
−
sin
θa
cosθa
0
0
0 1
ωωiiaaaaxy
2010.05.21
2
5.1三轴平台简介
为何需要在运载体内部建立起导航坐标系？
建立导航坐标系有哪些途径？
始终与载体
捷联式惯
直接固联在
一起变化指
导系统 平台式惯
陀螺和加 运载体上 速度计
数学平台 导航坐标系
在用三个
物理平台
向不定 敏感轴
始终与要求
导系统
环架支承
的导航坐标
起来的平
系重合
台台体上
平台的两种工作状态？
Mr
Hale Waihona Puke 制的，绕俯仰环轴的转动角度范围根
据需要而定。
方位坐标分解器
f为俯仰环
a为方位环
Mf Ma
r为横滚环 力矩马达
凡是要求转动角度超过360°的环架轴，输 电装置都要采用电刷-滑环组件，对转动角
小于180°的环架轴，通常采用软导线或其 他形式的输电装置。
2010.05.21
5
5.1三轴平台简介
(1)基座坐标系b:与机体固联，xb、 yb、zb分别指向飞机的右、前、上。
θr=0、θf=0、θa=0（即环架处于中立位置）时，才为正交坐标系。 6 2010.05.21
《惯性导航系统》课件
轨道监测。
惯较高的测量精度，适用于精密导航和定位。
可靠性
不受外界环境干扰，适用于复杂环境和恶劣条件。
鲁棒性
不受信号遮挡和干扰，适用于密集城市和山区等特殊环境。
惯性导航系统的发展趋势
1
集成化
将惯性传感器和导航算法集成在一起，提高系统性能。
2
精度提升
《惯性导航系统》PPT课
件
本课件介绍了惯性导航系统的定义、组成和原理，以及在航空、航海、矿业
和地震勘探等领域的应用场景。
什么是惯性导航系统
惯性导航系统是一种利用惯性传感器测量和计算对象运动状态和位置的系统。
惯性导航系统的应用场景
1
航空 ✈️
2
飞机、无人机等飞行器的导航和姿态控
航海 ⛵️
船舶的导航、位置定位和目标跟踪。
引入更精密的传感器技术和导航算法，提高导航精度。
3
多源数据融合
融合其他导航系统数据，提高位置和姿态的准确性。
惯性导航系统的应用前景
航空航天领域
工业制造领域
军事领域
飞行器导航、姿态控制和自主
机器人导航、定位和轨迹规划
武器系统导航、目标跟踪和战
导航技术的重要组成部分。
的关键技术。
场监测的重要手段。
结论
惯性导航系统在现代导航领域具有重要作用，随着技术的不断发展，其应用
前景将更加广泛。
制。
3
矿业 ⛏️
地下矿场的测量和导航。
4
地震勘探
地震仪的定位和震源分析。
惯性导航系统与其他导航系统的比较
GPS
北斗卫星导航系统
轨道测量系统
全球卫星定位系统，依赖卫
中国自主建设的卫星导航系
第五章 惯性导航系统(PPT-70)
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。
地理坐标系
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
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 v N v cos
加、加速度计
加速度计的类型
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
用传感器输出电压，取u=k2α，可得输出 电压为
u k1k 2 k a a
可见，只要测量出输出电压，就可知道被 测加速度。
加速度计的力学模型
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
四、加速度测量问题
比力
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
地理坐标系
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
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 v N v cos
加、加速度计
加速度计的类型
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
用传感器输出电压，取u=k2α，可得输出 电压为
u k1k 2 k a a
可见，只要测量出输出电压，就可知道被 测加速度。
加速度计的力学模型
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
四、加速度测量问题
比力
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
惯性导航概述 - 惯性导航概述
MSU
课程教学内容介绍
惯性导航基础 基本概念、导航参考基准描述、导航坐标系
惯性级加速度计 基本原理、性能指标、基本结构、再平衡回路
惯性级陀螺仪 基本原理、性能指标、挠性陀螺、激光陀螺
课程教学内容介绍
惯性平台 平台作用、工作原理、控制回路分析、平台结构
惯性导航原理 舒勒回路、导航方程、力学编排方程
惯导基本原理
加速度分解及速度参数计算
VE VE0
t
0 aE dt
t
VN VN0
0 aN dt
VU VU0
t
0 aU dt
惯导基本原理
位置参数计算
0
t
VE
dt
0 (R h) cos
0
t VN dt 0 Rh
h h0
t
0VU dt
惯导基本原理
基本原理
惯导基本原理
舰船导航
分类： 陆地导航
航空导航 航天导航
按技术分
惯性导航 无线电导航 多普勒雷达导航 卫星导航 天文导航 地形辅助导航 组合导航
惯导基本原理
基本概念 利用惯性测量元件（陀螺、加速度计）测量载体相对惯性空
间的角运动参数和线运动参数，在给定运动初始条件下，经导 航解算得到载体速度、位置及姿态和航向的一种导航方法。
基本结论
★导航依据→牛顿第二定律（惯性系） ★导航方法→基于加速度的积分推算 ★导航精度→加速度的精确测量
惯导基本原理
主要特点
★自主性强、隐蔽性好 ★抗干扰力强、适用条件宽 ★ 导航参数丰富、数据更新率高 ？导航误差随时间积累、平面导航而不是立体导航 （高度通道发散）
惯导基本原理
基本组成
IMU CDU
课程教学内容介绍
惯性导航基础 基本概念、导航参考基准描述、导航坐标系
惯性级加速度计 基本原理、性能指标、基本结构、再平衡回路
惯性级陀螺仪 基本原理、性能指标、挠性陀螺、激光陀螺
课程教学内容介绍
惯性平台 平台作用、工作原理、控制回路分析、平台结构
惯性导航原理 舒勒回路、导航方程、力学编排方程
惯导基本原理
加速度分解及速度参数计算
VE VE0
t
0 aE dt
t
VN VN0
0 aN dt
VU VU0
t
0 aU dt
惯导基本原理
位置参数计算
0
t
VE
dt
0 (R h) cos
0
t VN dt 0 Rh
h h0
t
0VU dt
惯导基本原理
基本原理
惯导基本原理
舰船导航
分类： 陆地导航
航空导航 航天导航
按技术分
惯性导航 无线电导航 多普勒雷达导航 卫星导航 天文导航 地形辅助导航 组合导航
惯导基本原理
基本概念 利用惯性测量元件（陀螺、加速度计）测量载体相对惯性空
间的角运动参数和线运动参数，在给定运动初始条件下，经导 航解算得到载体速度、位置及姿态和航向的一种导航方法。
基本结论
★导航依据→牛顿第二定律（惯性系） ★导航方法→基于加速度的积分推算 ★导航精度→加速度的精确测量
惯导基本原理
主要特点
★自主性强、隐蔽性好 ★抗干扰力强、适用条件宽 ★ 导航参数丰富、数据更新率高 ？导航误差随时间积累、平面导航而不是立体导航 （高度通道发散）
惯导基本原理
基本组成
IMU CDU
惯性导航基本原理
主要内容
4.1 引言 4.2 单自由度陀螺测量原理 4.3 加速度计测量原理 4.4 平台式惯性导航基本原理 4.5 捷联惯性导航基本原理 4.6 惯性导航误差分析
精选ppt
25
陀螺、加速度计固联在载体上。
测量载体相对于惯性系的旋转角速度、加速 度矢量（在载体坐标系中的值）。然后依据初始 时刻载体的位置、速度及姿态，计算出载体坐标 系相对于惯性系的姿态角、加速度，对加速度一 次（二次）积分得到速度（位置）。
x D0xDxfxDyfyDzfz DxyfxfyDyzfzfyDzxfxfz Dxxfx2Dyyfy2Dzzfz2
陀螺仪动态误差的数学模型：
x DxxDyy Dzz
ExxEyy Ezz
Exyxy Exzxz Ezyzy Exx2xEyy2y Ezz2z
精选ppt
Байду номын сангаас
36
一种捷联惯导系统误差模型：
L 4As
c
精选ppt
12
激光陀螺结构示意图 精选ppt
谐振腔 激光束 激光管 平面镜 光电读出器
13
光纤陀螺结构示意图
精选ppt
14
激光陀螺
国内：0.002 º/h 精选ppt
光纤陀螺
国外：0.001 º/h
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主要内容
4.1 引言 4.2 单自由度陀螺测量原理 4.3 加速度计测量原理 4.4 平台式惯性导航基本原理 4.5 捷联惯性导航基本原理 4.6 惯性导航误差分析
精选ppt
10
H
内环轴 测角器
外环 内环
转子
外环轴 测角器
机械式双自由度陀螺结构示意图
精选ppt
11
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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。
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
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。
速度分解为沿地理北向和地理东向两
个分量
vN v cos
vE v sin
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
vN v cos Rh Rh
飞行速度引起地理坐标系转动
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
第五章 惯性导航系统
一、概 述
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。
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。
地理坐标系
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
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
n
v sin Rh
tg
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
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。
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
vE
R hcos
v sin
R hcos
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
rE
v
cos Rh
rN
cos
v sin Rh
飞行速度引起地理坐标系转动
r
sin
v sin tg Rh
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
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
eE 0 eN e cos e e sin
经度和纬度
第五章 惯性导航系统
地 球
二、有关知识
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。
经度和纬度
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
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
主要坐标系
二、有关知识
1、实用惯性坐标系
2、地球坐标系
地心惯性坐标系和地球坐标系
第五章 惯性导航系统
主要坐标系
3、地理坐标系
二、有关知识
4、机体坐标系
地理坐标系
机体坐标系
第五章 惯性导航系统
地 球
二、有关知识
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
三、加速度计
加速度计的类型
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
机即时速度和即 时位置可由下式 获得
a dv d 2S dt dt 2
t
v v0
adt
0
S v0
t dt 1 a
0
2
t 0
t dt 2
0
若初始时刻的初速度v0=0，初始位移S0=0，则有
t
v 0 adt S 1 a t t dt 2
2 00
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。
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
• 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。
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。
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。
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
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
E
v cos Rh
N
e cos
v sin Rh
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
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。
速度分解为沿地理北向和地理东向两
个分量
vN v cos
vE v sin
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
vN v cos Rh Rh
飞行速度引起地理坐标系转动
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
第五章 惯性导航系统
一、概 述
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。
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。
地理坐标系
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
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
n
v sin Rh
tg
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
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。
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
vE
R hcos
v sin
R hcos
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
rE
v
cos Rh
rN
cos
v sin Rh
飞行速度引起地理坐标系转动
r
sin
v sin tg Rh
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
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
eE 0 eN e cos e e sin
经度和纬度
第五章 惯性导航系统
地 球
二、有关知识
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。
经度和纬度
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
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
主要坐标系
二、有关知识
1、实用惯性坐标系
2、地球坐标系
地心惯性坐标系和地球坐标系
第五章 惯性导航系统
主要坐标系
3、地理坐标系
二、有关知识
4、机体坐标系
地理坐标系
机体坐标系
第五章 惯性导航系统
地 球
二、有关知识
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
三、加速度计
加速度计的类型
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
机即时速度和即 时位置可由下式 获得
a dv d 2S dt dt 2
t
v v0
adt
0
S v0
t dt 1 a
0
2
t 0
t dt 2
0
若初始时刻的初速度v0=0，初始位移S0=0，则有
t
v 0 adt S 1 a t t dt 2
2 00
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。
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
• 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。
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。
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。
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
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
E
v cos Rh
N
e cos
v sin Rh