第五章 惯性导航系统(PPT-70)
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惯性导航PPT汇总
22
1.2导航-发展历程
组合导航
惯性、卫星导航系统都存在各自的优缺点，对导航信息进行信息融合， 其优点如下：
(1) 互补、超越。组合导航系统融合了各导航子系统的导航信息，相互取 长补短，超越了单个子系统的性能和精度，同时提高了系统环境适应 性；
(2) 冗余、可靠。同一导航信息可通过多个导航子系统测量，获得冗余的 测量信息，增强了系统的冗余度，提高了系统的可靠性；
航空测量
摄影等
海、陆、空、天
32
1.4 惯性技术发展史
理论和基础：
1、1687年牛顿提出了力学三大定律和引力定律，为惯 性导航奠定了理论基础；
2、1765年俄国欧拉院士出版了著作《刚体绕定点运动 的理论》，首次利用解析的方法对定点转动刚体作了 本质解释，创立了陀螺仪理论的基础；
3、1778年法国拉格朗日在《分析力学》中建立了在重 力力矩作用下定点转动刚体的运动微分方程组。
组合导航
载体机动性增大、航程加长，对导航系统提出了高精度、 长航时/航程、高可靠性的要求。
各种导航系统在不同程度上存在不足与缺陷。
导航系统迫切需要实现多信息的融合，以提高其冗余度和 容错能力。
以惯性导航为主的组合导航系统，子系统取长补短，使组 合后的导航精度远高于子系统单独工作的精度，大大扩大 了导航系统的使用范围，提高了系统的精度和可靠性。
⑤惯性导航：利用惯性敏感器（陀螺仪和加速度计）测量
相对于惯性坐标系的转动和平移来完成。
8
1.2导航-发展历程
指南针：北宋初期。 罗盘针：把指南针固定在方位盘中。
战国时期，利用磁石制成，确定南北方位。
指南针的始祖——司南
中国古代罗盘针
9
1.2导航-发展历程
1.2导航-发展历程
组合导航
惯性、卫星导航系统都存在各自的优缺点，对导航信息进行信息融合， 其优点如下：
(1) 互补、超越。组合导航系统融合了各导航子系统的导航信息，相互取 长补短，超越了单个子系统的性能和精度，同时提高了系统环境适应 性；
(2) 冗余、可靠。同一导航信息可通过多个导航子系统测量，获得冗余的 测量信息，增强了系统的冗余度，提高了系统的可靠性；
航空测量
摄影等
海、陆、空、天
32
1.4 惯性技术发展史
理论和基础：
1、1687年牛顿提出了力学三大定律和引力定律，为惯 性导航奠定了理论基础；
2、1765年俄国欧拉院士出版了著作《刚体绕定点运动 的理论》，首次利用解析的方法对定点转动刚体作了 本质解释，创立了陀螺仪理论的基础；
3、1778年法国拉格朗日在《分析力学》中建立了在重 力力矩作用下定点转动刚体的运动微分方程组。
组合导航
载体机动性增大、航程加长，对导航系统提出了高精度、 长航时/航程、高可靠性的要求。
各种导航系统在不同程度上存在不足与缺陷。
导航系统迫切需要实现多信息的融合，以提高其冗余度和 容错能力。
以惯性导航为主的组合导航系统，子系统取长补短，使组 合后的导航精度远高于子系统单独工作的精度，大大扩大 了导航系统的使用范围，提高了系统的精度和可靠性。
⑤惯性导航：利用惯性敏感器（陀螺仪和加速度计）测量
相对于惯性坐标系的转动和平移来完成。
8
1.2导航-发展历程
指南针：北宋初期。 罗盘针：把指南针固定在方位盘中。
战国时期，利用磁石制成，确定南北方位。
指南针的始祖——司南
中国古代罗盘针
9
1.2导航-发展历程
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
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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
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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
惯性导航系统
惯性导航系统一、惯性导航系统（Inertial Navigation System，INS）1、基本观点惯性导航系统（ INS）是一种不依靠于外面信息、也不向外面辐射能量的自主式导航系统。
其工作环境不单包含空中、地面，还能够在水下。
惯性导航系统目前已经发展出挠性惯导、光纤惯导、激光惯导、微固态惯性仪表等多种方式。
陀螺仪由传统的绕线陀螺发展到静电陀螺、激光陀螺、光纤陀螺、微机械陀螺等。
激光陀螺丈量动向范围宽，线性度好，性能稳固，拥有优秀的温度稳固性和重复性，在高精度的应用领域中向来占有着主导地点。
因为科技进步，成本较低的光纤陀螺（ FOG）和微机械陀螺（ MEMS）精度愈来愈高，是将来陀螺技术发展的方向。
我国的惯导技术最近几年来已经获得了长足进步，液浮陀螺平台惯性导航系统、动力调谐陀螺四轴平台系统已接踵应用于长征系列运载火箭。
其余各种小型化捷联惯导、光纤陀螺惯导、激光陀螺惯导以及般配 GPS修正的惯导装置等也已经大批应用于战术制导武器、飞机、舰艇、运载火箭、宇宙飞船等。
如漂移率0.01 ° - 0.02 °/h 的新式激光陀螺捷联系统在新式战机上试飞，漂移率0.05 °/h 以下的光纤陀螺、捷联惯导在舰艇、潜艇上的应用，以及小型化挠性捷联惯导在各种导弹制导武器上的应用，都极大的改良了我军装备的性能。
惯性导航系统有以下主要长处：（ 1）因为它是不依靠于任何外面信息，也不向外面辐射能量的自主式系统，故隐蔽性好，也不受外界电磁扰乱的影响；（ 2）可全天流全世界、全时间地工作于空中、地球表面以致水下；（ 3）能供给地点、速度、航向和姿态角数据，所产生的导航信息连续性好并且噪声低；（ 4）数据更新率高、短期精度和稳固性好。
其弊端是：（1）由于导航信息经过积分而产生，定位偏差随时间而增大，长久精度差；（2）每次使用从前需要较长的初始瞄准时间；（3）设施的价钱较昂贵；（4）不可以给出时间信息。
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
15
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
导航原理_惯性导航_平台式惯导系统
iippppyx
C11 C21
C12 C22
C13
C23
0 0
eeppppyx
ippz C31 C32 C33 ie eppz
CC1233iiee
p epx
p epy
C33ie
p epz
对于自由方位系统，
p ipz
0 ，所以
eppzC33 ie
下面再确定
p epx
和
L arcsin C 33
主 arctan
C 32 C 31
f主 arctan
C 13 C 23
• 由于反三角函数是多值函数，所以应该
先求其主值，然后再根据经纬度、自由
方位角的定义域和
C
p e
有关元素的正负
号确定经纬度、自由方位角的真值。
真值确定方法
的真值确定
主
C 31
-
-+
主1800 主1800
随着纬度L的增高，对方位陀螺的施矩电流 急剧上升，在极区（L=90度）根本无法工作。 在水平速度解算中有正切函数，当L=90度时， 速度中的计算误差被严重放大，甚至产生溢
出。所以指北方位系统不能在高纬度地区正 常工作，而只适用于中、低纬度地区的导航。
5.2自由方位系统的力学编排
指北方位系统不能在高纬度地区正常 工作，原因是纬度很高时方位陀螺无 法正常施矩。为了克服此缺陷，提出 了对方位陀螺不施矩的编排方案，而 对水平陀螺施矩控制平台始终保持水 平，这样的系统就是自由方位系统。
p epy
ω e pp ω e pg ω g pp C g p ω e gg ω g pp
e ep pp py xcsoi nfsf
si nf cofs
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
导航原理_惯性导航_平台式惯导系统参考文档PPT共75页
25、学习是劳动，是充满思想的劳动。——乌申斯基
谢谢！
导航原理_惯性导航_平台式 惯导系统参考文档
31、别人笑我太疯癫，我笑他人看不 穿。(名 言网) 32、我不想听失意者的哭泣，抱怨者 的牢骚 ，这是 羊群中 的瘟疫 ，我不 能被它 传染。 我要尽 量避免 绝望， 辛勤耕 耘，忍 受苦楚 。我一 试再试 ，争取 每天的 成功， 避免以 失败收 常在别 人停滞 不前时 ，我继 续拼搏 。
21、要知道对好事的称颂过于夸大，也会招来人们的反感轻蔑和嫉妒。——培根 22、业精于勤，荒于嬉；行成于思，毁于随。——韩愈
23、一切节省，归根到底都归结为时间的节省。——马克思 24、意志命运往往背道而驰，决心到最后会全部推倒。——莎士比亚
33、如果惧怕前面跌宕的山岩，生命 就永远 只能是 死水一 潭。 34、当你眼泪忍不住要流出来的时候 ，睁大 眼睛， 千万别 眨眼!你会看到 世界由 清晰变 模糊的 全过程 ，心会 在你泪 水落下 的那一 刻变得 清澈明 晰。盐 。注定 要融化 的，也 许是用 眼泪的 方式。
35、不要以为自己成功一次就可以了
谢谢！
导航原理_惯性导航_平台式 惯导系统参考文档
31、别人笑我太疯癫，我笑他人看不 穿。(名 言网) 32、我不想听失意者的哭泣，抱怨者 的牢骚 ，这是 羊群中 的瘟疫 ，我不 能被它 传染。 我要尽 量避免 绝望， 辛勤耕 耘，忍 受苦楚 。我一 试再试 ，争取 每天的 成功， 避免以 失败收 常在别 人停滞 不前时 ，我继 续拼搏 。
21、要知道对好事的称颂过于夸大，也会招来人们的反感轻蔑和嫉妒。——培根 22、业精于勤，荒于嬉；行成于思，毁于随。——韩愈
23、一切节省，归根到底都归结为时间的节省。——马克思 24、意志命运往往背道而驰，决心到最后会全部推倒。——莎士比亚
33、如果惧怕前面跌宕的山岩，生命 就永远 只能是 死水一 潭。 34、当你眼泪忍不住要流出来的时候 ，睁大 眼睛， 千万别 眨眼!你会看到 世界由 清晰变 模糊的 全过程 ，心会 在你泪 水落下 的那一 刻变得 清澈明 晰。盐 。注定 要融化 的，也 许是用 眼泪的 方式。
35、不要以为自己成功一次就可以了
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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 2 dv d S 机即时速度和即 a 2 dt dt 时位置可由下式 t v v 0 获得 0 adt
S v0 dt
0
t
t
1 t t 2 a dt 2 0 0
若初始时刻的初速度v0=0，初始位移S0=0，则有
飞行速度引起地理坐标系转动
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
N e cos
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。
第五章 惯性导航系统
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
v sin Rh v sin e sin tg Rh
经度和纬度
第五章 惯性导航系统
二、有关知识
地 球
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
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
v E 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
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
v adt
0
S
1 t t 2 a dt 2 0 0
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 惯性导航系统一、概 述第章 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
• 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。
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
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。
vE v sin R h cos R h cos
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
v rE
rN r
cos Rh cos v sin Rh sin v sin tg Rh
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
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
二、有关知识
主要坐标系
3、地理坐标系 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
二、有关知识
地 球
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。