首先，飛機慣導系統分為兩類：平台式慣導和捷聯式慣導。737-800就是捷聯式慣導。它沒有電氣機械平台，但是它有一個計算機建立的數學平台。
對於738的ADIRU：
在校準過程中，必須為ADIRU輸入當前位置數據。ADIRU計算當前位置緯度但它不能計算當前位置經度。ADIRU使用維護人員的輸入獲得緯度和經度。ADIRU將緯度輸入值與它的計算值作比較，確保它的緯度計算值是正確的。ADIRU不會檢測錯誤的經度輸入。
平台式慣導的校準是使平台坐標系調整到理想坐標繫上並達到一定精度。捷聯式慣導的校準是計算當地的地垂線，確定當地的真北和當前緯度，從而得到飛機的姿態角，並建立起始姿態矩陣。
當ADIRU測量的這些值和當前位置（緯度和經度）被輸入後，ADIRU完成它的校準到真北，並准備導航。
ADIRU的校準時間和緯度有關。在赤道校準時間最短，是5分鍾。最大在南北緯度78.25度，是17分鍾。其中在南北緯60度之間，校準時間不會多於10分鍾。當緯度在60度和70.2度和78.25之間時，校準時間定為17分鍾。
當緯度超過南北緯78.25度時，ADIRU 將不會校準。
平台式慣導校準分3步：1鎖定2模擬調水平3數字校準。
738的捷聯式慣導校準主要包括：1從感受的重力計算當地的地垂線。
2使用當地的地垂線、加速度和由陀螺感受到的地球轉動計算真北和緯度。
3當真北、當地的地垂線和緯度計算完成並輸入緯度和經度時，校準完成。准備導航。
Ⅱ 飛機慣導為何要校準不校準會怎樣
必須校準，校準的過程就是用GPS定位，定位以後使得以後的一系列動作都在這個定位的基礎上運行，如果不校準飛行地圖無法顯示當前位置，就好像開車用導航沒有收到衛星信號導航就沒用的。
1）如果只是知道基準機場的代碼的情況下：
在CDU內「POS INIT」頁面的草稿欄里輸入機場的代碼~~~
然後按壓2L選擇按鍵，將機場代碼輸入到「REF AIRPORT」欄內，並顯示機場位置的數據~~
接著按壓2R選擇按鍵，將位置數據移到草稿欄里，這樣，草稿欄里就是機場的經緯度數據了~
最後按壓4R選擇按鍵，位置數據就從草稿欄移到「SET IRS POS」框中了~~
2）如果直接就知道該機場的經緯度，用CDU自帶鍵盤在草稿欄里輸入（注意不要使用空格和小數點），輸好後再按壓4R，位置數據就從草稿欄移到「SET IRS POS」框中了~~
3）如果都不知道，還可以從GPS位置入手，
先進入CDU的「POS INIT」頁面，然後按壓CDU鍵盤上的下一頁鍵，進入「PDS REF」頁~~
該頁4L或5L顯示的就是GPS L或GPS R的位置數據，選擇其中一個按壓，數據進入草稿欄。
Ⅲ 飛機是靠什麼辨別航行路線的
樓上說的都不錯，偶也來湊熱鬧~
GPS是美國軍方控制的系統，雖然其民用碼向全球免費開放，但是保留拒絕許可權。比如在特殊時期可以使局部地區降低精度、亂碼、中斷信號，對航空使用尚無安全保障，即使在美國也不能作為單一導航方式使用。
實際上，飛機有很多種導航方式，其中主要用GPS導航、VOR/DME地面台ρ-ρ定位導航、慣性基準系統導航。而無論哪種導航，都要把信號送到飛行管理計算機FMC，由FMC利用以上各系統提供的數據，綜合計算飛機位置。
733飛機的GPS改裝，是把VHF導航接收機換成MMR，而且FMC也要更換。
所以有GPS的飛機用GPS，沒有GPS的用VOR/DME，然後都需要和慣導的數據一起由FMC進行綜合計算。慣導是FMC計算位置必不可少的。當然，沒有慣導的飛機可以用AHC或其它導航。
我在737NG飛機上校完慣導，發現FMC採用的是GPS位置數據，而不是我輸入的經緯度。所以FMC是它認為誰的精度高就用誰的數據來計算位置。
Ⅳ 我在737-800飛機上向用手機自帶的GPS查詢速度是1075km/h，這可能嗎
慣導和無線電導航都有。其中無線電導航包括甚高頻全向信標VOR、測距機DME、自動定向機ADF、GPS衛星導航等等。
航路上主要使用VOR/DME地面信標台實行RNAV區域導航，一些小機場使用NDB台實行ADF導航。慣導和GPS可以提供飛機位置信息。慣導一般民航客機都是有的，GPS不一定都有。慣導現在一般不用陀螺儀平台式的了，都用捷聯式激光陀螺。另外飛機進近時用ILS儀表著陸系統導航。
其實飛機上的導航系統還不止這些呢，現在民航客機都是用FMS飛行管理系統，實行全自動導航。FMC接收各個導航系統的數據信息，結合導航資料庫加以綜合計算，利用自動駕駛和自動油門系統，操縱飛機以最佳的飛行路徑、最佳的飛行剖面、最省燃油的方式從起飛機場飛到目的地機場。
Ⅳ 關於慣導的問題
首先，飛機慣導系統分為兩類：平台式慣導和捷聯式慣導。737-800就是捷聯式慣導。它沒有電氣機械平台，但是它有一個計算機建立的數學平台。
對於738的ADIRU：
在校準過程中，必須為ADIRU輸入當前位置數據。ADIRU計算當前位置緯度但它不能計算當前位置經度。ADIRU使用維護人員的輸入獲得緯度和經度。ADIRU將緯度輸入值與它的計算值作比較，確保它的緯度計算值是正確的。ADIRU不會檢測錯誤的經度輸入。
平台式慣導的校準是使平台坐標系調整到理想坐標繫上並達到一定精度。捷聯式慣導的校準是計算當地的地垂線，確定當地的真北和當前緯度，從而得到飛機的姿態角，並建立起始姿態矩陣。
當ADIRU測量的這些值和當前位置（緯度和經度）被輸入後，ADIRU完成它的校準到真北，並准備導航。
ADIRU的校準時間和緯度有關。在赤道校準時間最短，是5分鍾。最大在南北緯度78.25度，是17分鍾。其中在南北緯60度之間，校準時間不會多於10分鍾。當緯度在60度和70.2度和78.25之間時，校準時間定為17分鍾。
當緯度超過南北緯78.25度時，ADIRU 將不會校準。
平台式慣導校準分3步：1鎖定2模擬調水平3數字校準。
738的捷聯式慣導校準主要包括：1從感受的重力計算當地的地垂線。
2使用當地的地垂線、加速度和由陀螺感受到的地球轉動計算真北和緯度。
3當真北、當地的地垂線和緯度計算完成並輸入緯度和經度時，校準完成。准備導航。
Ⅵ 慣導完全校準和快速校準區別
必須校準，校準的過程就是用GPS定位，定位以後使得以後的一系列動作都在這個定位的基礎上運行，如果不校準飛行地圖無法顯示當前位置，就好像開車用導航沒有收到衛星信號導航就沒用的。
1）如果只是知道基準機場的代碼的情況下：
在CDU內「POS INIT」頁面的草稿欄里輸入機場的代碼——
然後按壓2L選擇按鍵，將機場代碼輸入到「REF AIRPORT」欄內，並顯示機場位置的數據——
接著按壓2R選擇按鍵，將位置數據移到草稿欄里，這樣，草稿欄里就是機場的經緯度數據了——
最後按壓4R選擇按鍵，位置數據就從草稿欄移到「SET IRS POS」框中了——
2）如果直接就知道該機場的經緯度，用CDU自帶鍵盤在草稿欄里輸入（注意不要使用空格和小數點），輸好後再按壓4R，位置數據就從草稿欄移到「SET IRS POS」框中了——
3）如果都不知道，還可以從GPS位置入手，
先進入CDU的「POS INIT」頁面，然後按壓CDU鍵盤上的下一頁鍵，進入「PDS REF」頁——
該頁4L或5L顯示的就是GPS L或GPS R的位置數據，選擇其中一個按壓，數據進入草稿欄。
Ⅶ 飛機起飛前在駕駛倉內check list都有哪些內容
(一)駕駛艙初步准備-駕駛艙預先准備駕駛艙初步准備
駕駛艙安全檢查
──電瓶電門接通位（ON），護蓋蓋好。
──直流電流表選擇電瓶位（BAT），檢查電壓26±4伏，電流表指零。
──電動液壓泵電門在關閉位（OFF）。
──起落架手柄在放下位，三個綠燈亮。
——檢查地面電源電門打開。 如有地面電源可用，可接通匯流條並核實「匯流條斷開燈」滅。
APU起動（如需要）
──檢查電瓶電壓26±4伏，火警測試正常後方可起動APU。
起動：將APU起動電門扳致「起動位」瞬間保持，然後松開至「ON」位，當APU發電機關斷匯流條燈亮（藍色），APU起動完畢。
──接通 APU電源。
註：地面APU工作時，電瓶電門必須保持在接通位，否則APU將停車。APU作引氣源之前，必須先讓APU運行1分鍾。
註：如果在地面要求APU長時間工作，而中央油箱加有燃油，應把左中央油箱燃油泵電門放在ON位，以防起飛前燃油不平衡。
註：當APU正在工作，而且飛機匯流條上有交流電的任何時候，至少應該接通一個燃油增壓泵給APU壓力供油，以延長APU燃油控制組件的使用壽命。
──襟翼手柄位置與襟翼位置指示器一致。
──慣導基準系統（IRS）方式選擇鈕扳至導航位（NAV）。
註：在慣導開始校準之前，飛機必須停住並保持不動，直到校準結束。注意核實兩個直流接通燈（ON DC）亮，三秒鍾後滅，校準燈（ALIGN）亮。 顯示選擇鈕放在航向/狀態位（HDG/STS）。
駕駛艙預先准備
FMC/CDU………………………………輸入現在飛機實際位置（PPOS）位置起始頁……………………………………………………………選擇
使用可用的最精確的信息，在調定IRS位置線上輸入現在位置，證實方框提示符由輸入的現在位置替代。
音頻選擇板－一調定。
飛行操縱面板…………………………………………………………檢查
所有5個電門護蓋——蓋好。備用襟翼主電門－OFF。
偏航阻尼器電門………………………………………………………OFF
儀表和導航轉換電門………………………………………………正常位
導航轉換和顯示電門……………………………自動和正常（737-800）
燃油系統………………………………………………………………檢查
翼梁活門關閉燈暗亮（737-800）。核實過濾旁通燈滅。
交輸選擇器一關。 核實「活門開」燈滅。
燃油量——檢查。 核實所有油箱的總油量符合放行要求。
燃油泵電門——OFF。 註：APU工作時，打開一個燃油泵。
廚房電源電門 ON
電氣系統 調定
AC表選擇電門—APU GEN
備用電源電門—AUTO
匯流條轉換電門—AUTO
設備冷卻電門 正常位 核實「OFF」燈滅。
緊急出口燈電門 預位 核實護蓋蓋好和「未預位」燈滅。
禁止吸煙電門—ON 系好安全帶電門—OFF
風擋刷選擇器 OFF
風擋加溫電門 OFF
空速管加溫電門 OFF
大翼防冰和發動機防冰電門 OFF 核實「活門開」燈滅
液壓 正常
電動液壓泵開，發動機液壓泵開。 核實電動泵「低壓燈」滅以及：
剎車壓力—最低—2800，A和B系統壓力—最低2800，油量表—高於RF位。（737-800無RF指示）
檢查完畢後將電動液壓泵關閉。
增壓指示器 檢查
座艙壓差—零
座艙高度—機場標高
座艙升降率—零
外部燈光電門 按需
點火選擇電門 右點火 註：每天第一次起動時選擇「右點火」，以後起動時交替選擇點火電門。
發動機起動電門 OFF
EFIS控制面板 調定（B737-800至地圖電門）
最低高度（MINIMUMS）基準選擇器 按需（737-800）
選擇無線電（RADIO）或氣壓（BAROMETRIC）位，根據情況適當調整決斷高度或高度基準（737-800）。
米制（METERS）電門 按需（737-800）
氣壓基準選擇器 調定（737-800）
選擇氣壓高度基準，調整當地高度表設定值。
VOR/ADF電門 按需（737-800）
方式選擇器 地圖方式（737-800）
中央電門（CENTRE） 按需（737-800）
距離范圍選擇器 按需（737-800）
活動（TRAFFIC）電門 按需（737-800）
地圖電門 按需（737-800）
導航電門（如安裝） 按需
選擇PMC、ANS—左或ANS—右位置，作為適用於離場用的導航系統方式。
MCP板 調定 當 MCP板上選擇一個數值後，確認儀錶板上有相應的顯示。
兩個航道窗—調定並交叉檢查
飛行指引儀電門—OFF
自動油門電門—OFF
航向窗—起飛跑道航向
轉彎坡度角限制—按需
高度—起飛的起始高度或ATC的指定高度
自動駕駛—脫開
信標台電門 按需（737-800無）
時鍾 調定
飛行儀表 調定 註：必須完成IRS校準。核實電子飛行儀表系統EFIS 正確
飛行方式信號牌 空白
飛行儀表指示正確。
選擇V速度前顯示「無V速度（NO V SPD）」故障旗（B737-800） 核實無其他故障旗顯示。
高度表 調定高度表上的橘色游標調機場標高加1000英尺。（修正海壓），飛場壓時調零。
地圖導航顯示 正確 核實無故障旗顯示。
航路 有顯示，顯示正確
備用儀表 調定 備用地平儀 調定
調定地平線指示，核實姿態正確。
備用高度表和空速表 調定
調定高度表並核實空速為零。
顯示選擇面板 調定（B737-800）
主面板顯示組件選擇器 正常（737-800）
下顯示組件選擇器 正常（737-800）
燈光控制 按需
油量指示器 檢查
N1游標參考鈕 壓下 N1游標由FMC控制。
發動機儀表 檢查
註：只有將起動電門放在地面位才有發動機排氣溫度，燃油流量，滑油壓力和滑油溫度指針指示和讀數顯示（B737-800）。
主要和次要發動機指示 正常
發動機顯示控制面板 調定（B737-800）
N1調定（N1SET）選擇器 自動 允許FMC控制N1游標。
速度基準選擇器 自動 使FMC可以控制基準游標。
自動剎車選擇電門 OFF
雷達 測試並調定
減速板手柄 下卡位
反推手柄 壓下
推力手柄 關閉
起動手柄 關斷
停留剎車 剎住 核實停留剎車警告燈亮。
安定面配平切斷電門 正常位
VHF通訊電台 調定
VHF導航電台 調定並核實離場電台
EFIS控制面板 調定
EHIS范圍選擇器 按需
EHIS方式選擇器 地面
氣象雷達電門 OFF
地圖電門 按需
音頻選擇器面板 調定
HF電台 調定 警告：飛機在加油時，禁止使用HF系統以防傷害地面人員或引起火災。
圓頂燈和面板燈光控制 按需
應答機 調定
ADF電台 調定並打開
方向舵和副翼配平 檢查
確認電動液壓泵關閉，將方向舵配平左右各打10度，方向舵腳蹬隨動一致，回零；將副翼配平左右各打5度，駕駛盤隨動一致，回中立。
安定面配平超控電門 正常
FMC/CDU 調定
識別頁—檢查 核實飛機和發動機型號和導航數據有效日期顯示正確。
位置起始頁面—選擇 在「SET IRS POS」行輸入現在位置。核實GMT正確，按需要可輸入當地時間。
航路頁—選擇 輸入公司航路代碼或者起飛和目的地機場，然後輸入航路。檢查核實航路。
離場頁—選擇 選擇現用跑道和離場/過渡程序。
航路頁—選擇 核實選擇的離場程序和航路，修正並連接航路，然後生效執行。
性能起始頁—選擇輸入無油重量、備份燃油和成本指數。輸入巡航高度並核實過渡高度。按需輸入風速/風向和國際標准大氣溫差或爬升頂點溫度，然後執行。
離場頁—選擇（如果先前未輸入過） 選擇適當的跑道和離場/過渡程序。
選擇「航路」頁核實選擇的離場程序，修正並連接航路，然後執行。
推力方式顯示 檢查 核實虛線已顯示。
駕駛艙准備－右座進行
空調系統 組件按需，引氣接通
空氣溫度選擇器—按需
空氣配平電門（如安裝） 開
溫度選擇器—按需
「沖壓活門全開」燈—亮
循環風扇電門—自動
空調組件電門— 一個組件自動。
隔離活門電門—自動 註：737-800可以選擇雙組件自動位或高流量位，打開隔離活門。
發動機引氣電門—打開
APU引氣電門—按需，
接通以APU起動發動機。 關閉以外接氣源供氣起動發動機。
增壓系統 調定
飛行高度窗—巡航高度
著陸高度窗—目的地機場標高
座艙升降率選擇電門（若安裝）—三角指標位。
座艙高度窗（若安裝）—低於目的地機場標高200英尺
飛行/地面電門—地面
增壓方式選擇器—自動 核實「自動失效」燈滅(二) 駕駛艙直接准備-推出開車程序-滑行-起飛
駕駛艙直接准備
旅客開始登機
系好安全帶。
偏航阻尼器電門開、燈滅。
空調組件按需。
燃油泵電門ON中央油箱的燃油只要超過1000磅，就必須將其燃油泵電門打開，以防損壞飛機結構。 核實左座各操作動作是否正確。
風擋加溫電門ON
電動液壓泵電門打開（ 如需推出時，A系統液壓泵關、B系統液壓泵開。）
飛行指引電門開（先打開主飛一側的飛行指引，核實其MA燈亮）。
自動剎車選擇RTO。
停留剎車按需若飛機需要推出時，停留剎車松開；若飛機不需要推出時，停留剎車剎住。
艙單送到
將無燃油重量的准確數字輸入FMC/CDU。
決定起飛方式和爬升方式。
輸入起飛襟翼（B737-800）N1限制頁——選擇（B737-800）輸入外界大氣溫度如計劃使用減推力起飛，輸入假設（選擇的）溫度。如計劃使用減推力爬升，核實減推力的正確性。按需使用減推力。
核實V1、VR、V2的正確性，速度窗調定V2。
根據全重查出起飛V1、VR、V2，並輸入FMC/CDU。
用空速表上的游標依次調好V1； V2+15；210（或220或230）；VR；80。（737-800自動顯示）。
核查重心位置和配平單位 , 設置配平位置
推出開車程序
推出
得到允許推出開車指令後 1． 打開防撞燈；2． 核實停留剎車松開；
推出到位後，根據地面指揮剎住停留剎車。 加強地面觀察。
開車
1． 關閉空調組件；
2． 檢查APU引氣開、氣源壓力不低於30PSI（737-800無）。
起動得到允許後，再次核實停留剎車剎住。
起動2發，將起動電門扳到「GRD」位，記時，監控發動機的工作情況。根據指示報告「活門開、壓力降（737-800無）、N2有」。監控N2在18％----20％時，N1轉速上升。報告「N1有」。
在下列情況下將發動機起動手柄提到慢車卡位：
·N1轉動並·N2達到25％或（如果達不到25％N2）。
·在最大起動機轉速下且N2不低於20％。（若大約在5秒種內N2的增加量小於1％，則達到最大起動機轉速）。提起動手柄後，10秒內發動機EGT上升。流量、滑油壓力上升，溫度正常。
監控提起動手柄根據指示報告「EGT有、流量有、滑油壓力上升。」N2在46％時（737-800為56％），監控起動機電門跳到OFF位。報告「起動機脫開、壓力回升（737-800無）、活門燈滅」。在標准大氣條件下：N1約20％，N2約59％，燃油流量600磅/小時，EGT約410℃（737-800）。監控發動機參數正常。報告「2發進入慢車」
以同樣程序起動1發
註：以下情況應立即終止起動：
1． 發動機手柄提到慢車前沒有N1；
2． 發動機手柄提到慢車後，地面10秒、空中30秒內EGT不上升；
3．發動機手柄提到慢車後，N1、N2不上升或上升很慢；
4．EGT急劇上升並超過極限（725℃）；5．發動機進入慢車後無滑油壓力。
雙發起動後
1． 接通發動機電源；
2． 打開空速管加溫；
3． 發動機防冰按需；
4． 打開A系統液壓泵；
5． 檢查右座的開車後的動作；
6．口令「起動後檢查單」
7．檢查並回答檢查單。
雙發起動後
1． 兩個空調組件「自動」位；
2． APU引氣電門關閉並計時；
3．飛行／地面電門「飛行」位（如安裝）；
4． APU按需（737-800）。
滑行
收到滑行指令，打開滑行燈（夜間打開內著陸燈、轉彎燈和滑行燈）。
松開停留剎車，柔和增加推力（N1值不大於40％），使飛機穩步滑行，以不大於10節的速度離開停機位。滑至開闊地帶，口令「襟翼5」，將襟翼手柄放到5位，檢查襟翼5，手柄位置、指示器指示一致，
嚴格按規定速度滑行（直線不大於25節，正常使用15—20節，轉彎不大於15節，正常使用7—8節，停機坪和擁擠地帶不大於10節）。適時進行旅客廣播接到同意進跑道指令後1．打開內側著陸燈；打開固定著陸燈（737-800）；2．起動電門「連續位」；3．打開頻閃燈4．自動油門預位；5．應答機開（TA/RA）；6． 氣象雷達按需。 滑進跑道，准備起飛。
起飛
操縱飛機對正跑道中心線。向ATC「請示起飛」。
允許起飛 1． 記時；2． 加油門至40％N1；3．轉速穩定，按下TO/GA電門。
用舵保持好方向，握住駕駛桿並稍稍向前推。 確保推力手柄加到起飛N1
註：推力調定後，速度在達到V1之前，在頂風極大的情況下，推力手柄可能不會加到全推力N1，此時可按要求人工前推推力手柄。
監控V1、VR，在VR時柔和的以每秒2.5----3度的速率抬機頭。監控儀表和操縱動作。
跟住飛行指引或飛行姿態15度。 正上升率500英尺/分以上，核實正上升，口令「收輪」。 將起落架手柄放置UP（收上）位。
監視發動機儀表
注意高度，報告「400」英尺。 按壓航向選擇，或其它水平方式。檢查方式正確。
高度1000英尺， 核實1000英尺，口令「N1、210（220、230）、UP速度（737-800）」。
注意速度，報告「V2+15」。 核實並口令「襟翼1」。收襟翼1，監視襟翼和縫翼的收起。
注意速度報告「速度190（200、210）」。「襟翼1機動速度」（737-800）。
核實並口令「襟翼0」。 按口令收襟翼手柄於UP位。
核實並口令「垂直導航」。 接通垂直導航，核實方式正確。
按ATC指令下令調整航向和高度。
核實並口令「執行、水平導航」。 按壓執行鍵和水平導航。
通過過渡高度或ATC指令，報告「過渡高度」。
核實並口令「1013」。調高度表為「1013」。起落架手柄關斷位（OFF），自動剎車關斷。爬升 按照FMC的正常經濟速度爬升，可將航程成本減至最低。 在任何全重條件下，經濟爬升速度通常超過250節，在10000英尺以下，FMC爬升速度限制在250節以下或襟翼收上的操縱速度，以較高的為准。 根據需要選擇爬升頁面1．經濟爬升頁（正常情況下使用）；2． 最大上升率（顛簸或ATC要求時使用）；3．最大上升角（特情或限制要求時使用）。 注意收聽ATC指令，經常巡視座艙內的各種設備指示。 注意高度，高度10000英尺，關閉內側著陸燈、按需將系好安全帶電門放「自動位」。 根據天氣和飛機活動情況，正確使用雷達和防撞系統（TCAS）。調好前後方的導航台（ADF），注意核實航跡。 接近巡航高度時，注意檢查增壓系統巡航高度窗、MCP板、FMC所輸入的高度要一致。核實改平飛以及正確的飛行方式顯示和N1限制顯示。 這個是B737-800的完整版起飛及航前檢查單
Ⅷ 模擬飛行X插件機PMDG737-800的雷達和導航開不起來高手來！求助啊啊啊！
請校準慣導 IRS
如果你後頂板上的兩套慣導已經打到NAV位，那麼就請看你這張圖的FMC，左2位置輸入機場代碼，之後在右二位置會出現機場坐標，點擊右二鍵，然後在點擊右四鍵，把機場左邊輸入到右四的一串白框裡面，然後等待一段時間就可以了
Ⅸ 波音737 飛行途中一慣導失效怎麼辦
用VOR,NDB等無線電導航，或者要求空管以雷達引導
Ⅹ 飛機捷聯慣導系統是怎麼工作的
在軍、民領域中的各類飛行器上，慣導系統作為一種現代化導航設備已被廣泛應用，尤其在現代軍事航空領域中發揮著舉足輕重的作用。 早期的慣導系統由於採用了機械式精密穩定平台，被稱為平台式慣導系統，它不僅體積大、重量重、可靠性低、維護復雜、費用昂貴，而且系統性能還受到機械結構的復雜性和極限精度的制約。最早的機械式慣導系統是美國麻省理工學院研製的於1953年投於使用的空間穩定慣性基準設備，其直徑為1.5m，重量達908kg，系統精度約為0.925km/h。到20世紀70年代，美空軍採用了高級慣性基準球用於MX洲際彈道導彈上，將系統的精度提高了一個數量級以上。它代表了機械實現的頂峰，該系統採用了浮球平台結構，直徑為0.5m，重量為52kg。 隨著計算機和微技術的迅猛發展，利用計算機的強大解算和控制功能代替機電穩定系統成為可能。於是，一種新型慣導系統--捷聯慣導系統從20世紀60年代初開始發展起來，尤其在1969年，捷聯慣導系統作為"阿波羅"-13號登月飛船的應急備份裝置，在其服務艙發生爆炸時將飛船成功地引導到返回地球的軌道上時起到了決定性作用，成為捷聯式慣導系統發展中的一個里程碑。 一、捷聯慣導系統工作原理及特點 慣導系統主要分為平台式慣導系統和捷聯式慣導系統兩大類。慣導系統（INS）是一種不依賴於任何外部信息、也不向外部輻射能量的自主式導航系統，具有隱蔽性好，可在空中、地面、水下等各種復雜環境下工作的特點。 捷聯慣導系統（SINS）是在平台式慣導系統基礎上發展而來的，它是一種無框架系統，由三個速率陀螺、三個線加速度計和微型計算機組成。平台式慣導系統和捷聯式慣導系統的主要區別是：前者有實體的物理平台，陀螺和加速度計置於陀螺穩定的平台上，該平台跟蹤導航坐標系，以實現速度和位置解算，姿態數據直接取自於平台的環架；後者的陀螺和加速度計直接固連在載體上作為測量基準，它不再採用機電平台，慣性平台的功能由計算機完成，即在計算機內建立一個數學平台取代機電平台的功能，其飛行器姿態數據通過計算機計算得到，故有時也稱其為"數學平台"，這是捷聯慣導系統區別於平台式慣導系統的根本點。由於慣性元有固定漂移率，會造成導航誤差，因此，遠程導彈、飛機等武器平台通常採用指令、GPS或其組合等方式對慣導進行定時修正，以獲取持續准確的位置參數。如採用指令+捷聯式慣導、GPS+慣導（GPS/INS）。美國的戰斧巡航導彈採用了GPS+INS +地形匹配組合導航。 慣導系統基本工作原理是以牛頓力學定律為基礎，通過測量載體在慣性參考系的加速度，將它對時間進行積分，之後將其變換到導航坐標系，得到在導航坐標系中的速度、偏航角和位置信息等。對捷聯慣導系統而言，平台的作用和概念體現在計算機中，它是寫在計算機中的方向餘弦陣。直接安裝在載體上的慣性元件測得相對慣性空間的加速度和角加速度是沿載體軸的分量，將這些分量經過一個坐標轉換方向餘弦陣，可以轉換到要求的計算機坐標系內的分量。如果這個矩陣可以描述載體和地理坐標系之間的關系，那麼載體坐標系測得的相對慣性空間的加速度和角速度，經過轉換後便可得到沿地理坐標系的加速度和角速度分量，有了已知方位的加速度和角速度分量之後，導航計算機便可根據相應的力學方程解出要求的導航和姿態參數來。捷聯慣導系統原理方框圖如圖1所示。 捷聯慣導系統和平台式慣導系統一樣，能精確提供載體的姿態、地速、經緯度等導航參數。但平台式慣導系統結構較復雜、可靠性較低、故障間隔時間較短、造價較高，為可靠起見，通常在一個運載體上要配用兩套慣導裝置，這就增加了維修和購置費用。在捷聯慣導系統中，由於計算機中存儲的方向餘弦解析參考系取代了平台系統以物理形式實現的參考系，因此，捷聯慣導系統有以下獨特優點。 （1）去掉了復雜的平台機械繫統，系統結構極為簡單，減小了系統的體積和重量，同時降低了成本，簡化了維修，提高了可靠性。 （2）無常用的機械平台，縮短了整個系統的啟動准備時間，也消除了與平台系統有關的誤差。 （3）無框架鎖定系統，允許全方位（全姿態）工作。 （4）除能提供平台式系統所能提供的所有參數外，還可以提供沿彈體三個軸的速度和加速度信息。 但是，由於在捷聯慣導系統中，慣性元件與載體直接固連，其工作環境惡劣，對慣性元件及機（彈）載計算機等部件也提出了較高的要求。 （1）要求加速度表在寬動態范圍內具有高性能、高可靠性，且能數字輸出。 （2）因為要保證大攻角下的計算精度，對計算機的速度和容量都提出了較高的要求。 二、捷聯慣導系統發展趨勢 進入20世紀80~90年代，在太空梭、宇宙飛船、衛星等民用領域及在各種戰略、戰術導彈、軍用飛機、反潛武器、作戰艦艇等軍事領域開始採用動力調諧式陀螺、激光陀螺和光纖式陀螺的捷聯慣導系統，尤其是激光陀螺和光纖式陀螺是捷聯慣導系統的理想器件。激光陀螺具有角速率動態范圍寬、對加速度和震動不敏感、不需溫控、啟動時間特別短和可靠性高等優點。激光陀螺慣導系統已在波音757/767、A310民機以及F-20戰斗機上試用，精度達到1.85km/h的量級。20世紀90年代，激光陀螺慣導系統估計佔到全部慣導系統的一半以上，其價格與普通慣導系統差不多，但由於增加了平均故障間隔時間，因而其壽命期費用只有普通慣導系統的15%~20%。光纖陀螺實際上是激光陀螺中的一種，其原理與環型激光陀螺相同，克服了因激光陀螺閉鎖帶來的負效應，具有檢測靈敏度和解析度極高（可達10-7rad/s）、啟動時間極短（原理上可瞬間啟動）、動態范圍極寬、結構簡單、零部件少體積小、造價低、可靠性高等優點。採用光纖陀螺的捷聯航姿系統已用於戰斗機的機載武器系統中及波音777飛機上。波音777由於採用了光纖陀螺的捷聯慣導系統，其平均故障間隔時間可高達20000h。採用光纖陀螺的捷聯慣導系統被認為是一種極有發展前途的導航系統。 盡管捷聯慣導系統不能避免慣性器件的固有缺點，但由於它具有諸多優點，因此，目前捷聯慣導系統在各類民用的航天飛行器、運載火箭、客/貨機及軍事領域的各類軍用飛機、戰術導彈等武器系統上都已被廣泛採用。隨著航空航天技術的發展及新型慣性器件的關鍵技術的陸續突破進而被大量應用，捷聯慣導系統的可靠性、精度將會更高，成本將更低，同時，隨著機（彈）載計算機容量和處理速度的提高，許多慣性器件的誤差技術也可走向實用，它可進一步提高捷聯慣導系統的精度。此外，隨著以繞飛行體軸旋轉角增量為輸出的新型高精度捷聯式陀螺的出現，用以描述剛體姿態運動的數學方法也有了新的發展，將以經典的歐拉角表示法向四元素表示法發展。 不管慣性器件的精度多高，由於陀螺漂移和加速度計的誤差隨時間逐漸積累（這也是純慣導系統的主要誤差源之一，它對位置誤差增長的影響是時間的三次方函數），慣導系統長時間運行必將導致客觀的積累誤差，因此，目前人們在不斷探索提高自主式慣導系統的精度外，還在尋求引入外部信息，形成組合式導航系統，這是彌補慣導系統不足的一個重要措施。 組合導航系統通常以慣導系統作為主導航系統，而將其他導航定位誤差不隨時間積累的導航系統如無線電導航、天文導航、地形匹配導航、GPS等作為輔助導航系統，應用卡爾曼濾波技術，將輔助信息作為觀測量，對組合系統的狀態變數進行最優估計，以獲得高精度的導航信號。這樣，既保持了純慣導系統的自主性，又防止了導航定位誤差隨時間積累。組合導航系統不僅在民用上而且在軍事上均具有重要意義。 隨著 GPS的普及， SINS /GPS組合導航系統顯示出巨大的發展潛力。該組合導航系統由GPS提供三維位置、三維速度和精確的時間信息，系統的核心是卡爾曼濾波器，它是在線性最小方差下的最優估計。美國海軍在海灣戰爭發射的"斯拉姆"導彈的慣導系統採用了GPS技術，其命中精度達10~15m之內；美國於20世紀80年代研製的已在"三叉戟"核潛艇上部署的射程達11110km的"三叉戟2"D-5戰略導彈，採用了CNS/INS(天文導航系統/慣性導航系統)組合導航系統，其導彈落點圓周概率(CEP)小於185m。 三、捷聯慣導系統的軍事應用 目前，捷聯慣導系統已在軍民領域被廣泛應用，本文僅介紹其在部分飛航式導彈/炸彈上的應用（見表1）。對於飛航式戰術地地導彈，由於其全程均在稠密大氣層內飛行，且射程遠，飛行時間長，容易受到大氣干擾的影響，因此，採用捷聯慣導系統是唯一可選的制導方式；對於中遠程的空空導彈，因導彈的發射距離遠，具有攻擊多目標的能力，捷聯慣導系統也是比較理想的中制導方式；中遠程地空導彈的制導方式一般為初始制導+中制導+末制導，其中中制導一般採用具有捷聯慣導系統的組合導航系統；各類反艦導彈採用捷聯慣導系統也可簡化降低成本，提高性能價格比。