首先，飞机惯导系统分为两类：平台式惯导和捷联式惯导。737-800就是捷联式惯导。它没有电气机械平台，但是它有一个计算机建立的数学平台。
对于738的ADIRU：
在校准过程中，必须为ADIRU输入当前位置数据。ADIRU计算当前位置纬度但它不能计算当前位置经度。ADIRU使用维护人员的输入获得纬度和经度。ADIRU将纬度输入值与它的计算值作比较，确保它的纬度计算值是正确的。ADIRU不会检测错误的经度输入。
平台式惯导的校准是使平台坐标系调整到理想坐标系上并达到一定精度。捷联式惯导的校准是计算当地的地垂线，确定当地的真北和当前纬度，从而得到飞机的姿态角，并建立起始姿态矩阵。
当ADIRU测量的这些值和当前位置（纬度和经度）被输入后，ADIRU完成它的校准到真北，并准备导航。
ADIRU的校准时间和纬度有关。在赤道校准时间最短，是5分钟。最大在南北纬度78.25度，是17分钟。其中在南北纬60度之间，校准时间不会多于10分钟。当纬度在60度和70.2度和78.25之间时，校准时间定为17分钟。
当纬度超过南北纬78.25度时，ADIRU 将不会校准。
平台式惯导校准分3步：1锁定2模拟调水平3数字校准。
738的捷联式惯导校准主要包括：1从感受的重力计算当地的地垂线。
2使用当地的地垂线、加速度和由陀螺感受到的地球转动计算真北和纬度。
3当真北、当地的地垂线和纬度计算完成并输入纬度和经度时，校准完成。准备导航。
Ⅱ 飞机惯导为何要校准不校准会怎样
必须校准，校准的过程就是用GPS定位，定位以后使得以后的一系列动作都在这个定位的基础上运行，如果不校准飞行地图无法显示当前位置，就好像开车用导航没有收到卫星信号导航就没用的。
1）如果只是知道基准机场的代码的情况下：
在CDU内“POS INIT”页面的草稿栏里输入机场的代码~~~
然后按压2L选择按键，将机场代码输入到“REF AIRPORT”栏内，并显示机场位置的数据~~
接着按压2R选择按键，将位置数据移到草稿栏里，这样，草稿栏里就是机场的经纬度数据了~
最后按压4R选择按键，位置数据就从草稿栏移到“SET IRS POS”框中了~~
2）如果直接就知道该机场的经纬度，用CDU自带键盘在草稿栏里输入（注意不要使用空格和小数点），输好后再按压4R，位置数据就从草稿栏移到“SET IRS POS”框中了~~
3）如果都不知道，还可以从GPS位置入手，
先进入CDU的“POS INIT”页面，然后按压CDU键盘上的下一页键，进入“PDS REF”页~~
该页4L或5L显示的就是GPS L或GPS R的位置数据，选择其中一个按压，数据进入草稿栏。
Ⅲ 飞机是靠什么辨别航行路线的
楼上说的都不错，偶也来凑热闹~
GPS是美国军方控制的系统，虽然其民用码向全球免费开放，但是保留拒绝权限。比如在特殊时期可以使局部地区降低精度、乱码、中断信号，对航空使用尚无安全保障，即使在美国也不能作为单一导航方式使用。
实际上，飞机有很多种导航方式，其中主要用GPS导航、VOR/DME地面台ρ-ρ定位导航、惯性基准系统导航。而无论哪种导航，都要把信号送到飞行管理计算机FMC，由FMC利用以上各系统提供的数据，综合计算飞机位置。
733飞机的GPS改装，是把VHF导航接收机换成MMR，而且FMC也要更换。
所以有GPS的飞机用GPS，没有GPS的用VOR/DME，然后都需要和惯导的数据一起由FMC进行综合计算。惯导是FMC计算位置必不可少的。当然，没有惯导的飞机可以用AHC或其它导航。
我在737NG飞机上校完惯导，发现FMC采用的是GPS位置数据，而不是我输入的经纬度。所以FMC是它认为谁的精度高就用谁的数据来计算位置。
Ⅳ 我在737-800飞机上向用手机自带的GPS查询速度是1075km/h，这可能吗
惯导和无线电导航都有。其中无线电导航包括甚高频全向信标VOR、测距机DME、自动定向机ADF、GPS卫星导航等等。
航路上主要使用VOR/DME地面信标台实行RNAV区域导航，一些小机场使用NDB台实行ADF导航。惯导和GPS可以提供飞机位置信息。惯导一般民航客机都是有的，GPS不一定都有。惯导现在一般不用陀螺仪平台式的了，都用捷联式激光陀螺。另外飞机进近时用ILS仪表着陆系统导航。
其实飞机上的导航系统还不止这些呢，现在民航客机都是用FMS飞行管理系统，实行全自动导航。FMC接收各个导航系统的数据信息，结合导航数据库加以综合计算，利用自动驾驶和自动油门系统，操纵飞机以最佳的飞行路径、最佳的飞行剖面、最省燃油的方式从起飞机场飞到目的地机场。
Ⅳ 关于惯导的问题
首先，飞机惯导系统分为两类：平台式惯导和捷联式惯导。737-800就是捷联式惯导。它没有电气机械平台，但是它有一个计算机建立的数学平台。
对于738的ADIRU：
在校准过程中，必须为ADIRU输入当前位置数据。ADIRU计算当前位置纬度但它不能计算当前位置经度。ADIRU使用维护人员的输入获得纬度和经度。ADIRU将纬度输入值与它的计算值作比较，确保它的纬度计算值是正确的。ADIRU不会检测错误的经度输入。
平台式惯导的校准是使平台坐标系调整到理想坐标系上并达到一定精度。捷联式惯导的校准是计算当地的地垂线，确定当地的真北和当前纬度，从而得到飞机的姿态角，并建立起始姿态矩阵。
当ADIRU测量的这些值和当前位置（纬度和经度）被输入后，ADIRU完成它的校准到真北，并准备导航。
ADIRU的校准时间和纬度有关。在赤道校准时间最短，是5分钟。最大在南北纬度78.25度，是17分钟。其中在南北纬60度之间，校准时间不会多于10分钟。当纬度在60度和70.2度和78.25之间时，校准时间定为17分钟。
当纬度超过南北纬78.25度时，ADIRU 将不会校准。
平台式惯导校准分3步：1锁定2模拟调水平3数字校准。
738的捷联式惯导校准主要包括：1从感受的重力计算当地的地垂线。
2使用当地的地垂线、加速度和由陀螺感受到的地球转动计算真北和纬度。
3当真北、当地的地垂线和纬度计算完成并输入纬度和经度时，校准完成。准备导航。
Ⅵ 惯导完全校准和快速校准区别
必须校准，校准的过程就是用GPS定位，定位以后使得以后的一系列动作都在这个定位的基础上运行，如果不校准飞行地图无法显示当前位置，就好像开车用导航没有收到卫星信号导航就没用的。
1）如果只是知道基准机场的代码的情况下：
在CDU内“POS INIT”页面的草稿栏里输入机场的代码——
然后按压2L选择按键，将机场代码输入到“REF AIRPORT”栏内，并显示机场位置的数据——
接着按压2R选择按键，将位置数据移到草稿栏里，这样，草稿栏里就是机场的经纬度数据了——
最后按压4R选择按键，位置数据就从草稿栏移到“SET IRS POS”框中了——
2）如果直接就知道该机场的经纬度，用CDU自带键盘在草稿栏里输入（注意不要使用空格和小数点），输好后再按压4R，位置数据就从草稿栏移到“SET IRS POS”框中了——
3）如果都不知道，还可以从GPS位置入手，
先进入CDU的“POS INIT”页面，然后按压CDU键盘上的下一页键，进入“PDS REF”页——
该页4L或5L显示的就是GPS L或GPS R的位置数据，选择其中一个按压，数据进入草稿栏。
Ⅶ 飞机起飞前在驾驶仓内check list都有哪些内容
(一)驾驶舱初步准备-驾驶舱预先准备驾驶舱初步准备
驾驶舱安全检查
──电瓶电门接通位（ON），护盖盖好。
──直流电流表选择电瓶位（BAT），检查电压26±4伏，电流表指零。
──电动液压泵电门在关闭位（OFF）。
──起落架手柄在放下位，三个绿灯亮。
——检查地面电源电门打开。 如有地面电源可用，可接通汇流条并核实“汇流条断开灯”灭。
APU起动（如需要）
──检查电瓶电压26±4伏，火警测试正常后方可起动APU。
起动：将APU起动电门扳致“起动位”瞬间保持，然后松开至“ON”位，当APU发电机关断汇流条灯亮（蓝色），APU起动完毕。
──接通 APU电源。
注：地面APU工作时，电瓶电门必须保持在接通位，否则APU将停车。APU作引气源之前，必须先让APU运行1分钟。
注：如果在地面要求APU长时间工作，而中央油箱加有燃油，应把左中央油箱燃油泵电门放在ON位，以防起飞前燃油不平衡。
注：当APU正在工作，而且飞机汇流条上有交流电的任何时候，至少应该接通一个燃油增压泵给APU压力供油，以延长APU燃油控制组件的使用寿命。
──襟翼手柄位置与襟翼位置指示器一致。
──惯导基准系统（IRS）方式选择钮扳至导航位（NAV）。
注：在惯导开始校准之前，飞机必须停住并保持不动，直到校准结束。注意核实两个直流接通灯（ON DC）亮，三秒钟后灭，校准灯（ALIGN）亮。 显示选择钮放在航向/状态位（HDG/STS）。
驾驶舱预先准备
FMC/CDU………………………………输入现在飞机实际位置（PPOS）位置起始页……………………………………………………………选择
使用可用的最精确的信息，在调定IRS位置线上输入现在位置，证实方框提示符由输入的现在位置替代。
音频选择板－一调定。
飞行操纵面板…………………………………………………………检查
所有5个电门护盖——盖好。备用襟翼主电门－OFF。
偏航阻尼器电门………………………………………………………OFF
仪表和导航转换电门………………………………………………正常位
导航转换和显示电门……………………………自动和正常（737-800）
燃油系统………………………………………………………………检查
翼梁活门关闭灯暗亮（737-800）。核实过滤旁通灯灭。
交输选择器一关。 核实“活门开”灯灭。
燃油量——检查。 核实所有油箱的总油量符合放行要求。
燃油泵电门——OFF。 注：APU工作时，打开一个燃油泵。
厨房电源电门 ON
电气系统 调定
AC表选择电门—APU GEN
备用电源电门—AUTO
汇流条转换电门—AUTO
设备冷却电门 正常位 核实“OFF”灯灭。
紧急出口灯电门 预位 核实护盖盖好和“未预位”灯灭。
禁止吸烟电门—ON 系好安全带电门—OFF
风挡刷选择器 OFF
风挡加温电门 OFF
空速管加温电门 OFF
大翼防冰和发动机防冰电门 OFF 核实“活门开”灯灭
液压 正常
电动液压泵开，发动机液压泵开。 核实电动泵“低压灯”灭以及：
刹车压力—最低—2800，A和B系统压力—最低2800，油量表—高于RF位。（737-800无RF指示）
检查完毕后将电动液压泵关闭。
增压指示器 检查
座舱压差—零
座舱高度—机场标高
座舱升降率—零
外部灯光电门 按需
点火选择电门 右点火 注：每天第一次起动时选择“右点火”，以后起动时交替选择点火电门。
发动机起动电门 OFF
EFIS控制面板 调定（B737-800至地图电门）
最低高度（MINIMUMS）基准选择器 按需（737-800）
选择无线电（RADIO）或气压（BAROMETRIC）位，根据情况适当调整决断高度或高度基准（737-800）。
米制（METERS）电门 按需（737-800）
气压基准选择器 调定（737-800）
选择气压高度基准，调整当地高度表设定值。
VOR/ADF电门 按需（737-800）
方式选择器 地图方式（737-800）
中央电门（CENTRE） 按需（737-800）
距离范围选择器 按需（737-800）
活动（TRAFFIC）电门 按需（737-800）
地图电门 按需（737-800）
导航电门（如安装） 按需
选择PMC、ANS—左或ANS—右位置，作为适用于离场用的导航系统方式。
MCP板 调定 当 MCP板上选择一个数值后，确认仪表板上有相应的显示。
两个航道窗—调定并交叉检查
飞行指引仪电门—OFF
自动油门电门—OFF
航向窗—起飞跑道航向
转弯坡度角限制—按需
高度—起飞的起始高度或ATC的指定高度
自动驾驶—脱开
信标台电门 按需（737-800无）
时钟 调定
飞行仪表 调定 注：必须完成IRS校准。核实电子飞行仪表系统EFIS 正确
飞行方式信号牌 空白
飞行仪表指示正确。
选择V速度前显示“无V速度（NO V SPD）”故障旗（B737-800） 核实无其他故障旗显示。
高度表 调定高度表上的橘色游标调机场标高加1000英尺。（修正海压），飞场压时调零。
地图导航显示 正确 核实无故障旗显示。
航路 有显示，显示正确
备用仪表 调定 备用地平仪 调定
调定地平线指示，核实姿态正确。
备用高度表和空速表 调定
调定高度表并核实空速为零。
显示选择面板 调定（B737-800）
主面板显示组件选择器 正常（737-800）
下显示组件选择器 正常（737-800）
灯光控制 按需
油量指示器 检查
N1游标参考钮 压下 N1游标由FMC控制。
发动机仪表 检查
注：只有将起动电门放在地面位才有发动机排气温度，燃油流量，滑油压力和滑油温度指针指示和读数显示（B737-800）。
主要和次要发动机指示 正常
发动机显示控制面板 调定（B737-800）
N1调定（N1SET）选择器 自动 允许FMC控制N1游标。
速度基准选择器 自动 使FMC可以控制基准游标。
自动刹车选择电门 OFF
雷达 测试并调定
减速板手柄 下卡位
反推手柄 压下
推力手柄 关闭
起动手柄 关断
停留刹车 刹住 核实停留刹车警告灯亮。
安定面配平切断电门 正常位
VHF通讯电台 调定
VHF导航电台 调定并核实离场电台
EFIS控制面板 调定
EHIS范围选择器 按需
EHIS方式选择器 地面
气象雷达电门 OFF
地图电门 按需
音频选择器面板 调定
HF电台 调定 警告：飞机在加油时，禁止使用HF系统以防伤害地面人员或引起火灾。
圆顶灯和面板灯光控制 按需
应答机 调定
ADF电台 调定并打开
方向舵和副翼配平 检查
确认电动液压泵关闭，将方向舵配平左右各打10度，方向舵脚蹬随动一致，回零；将副翼配平左右各打5度，驾驶盘随动一致，回中立。
安定面配平超控电门 正常
FMC/CDU 调定
识别页—检查 核实飞机和发动机型号和导航数据有效日期显示正确。
位置起始页面—选择 在“SET IRS POS”行输入现在位置。核实GMT正确，按需要可输入当地时间。
航路页—选择 输入公司航路代码或者起飞和目的地机场，然后输入航路。检查核实航路。
离场页—选择 选择现用跑道和离场/过渡程序。
航路页—选择 核实选择的离场程序和航路，修正并连接航路，然后生效执行。
性能起始页—选择输入无油重量、备份燃油和成本指数。输入巡航高度并核实过渡高度。按需输入风速/风向和国际标准大气温差或爬升顶点温度，然后执行。
离场页—选择（如果先前未输入过） 选择适当的跑道和离场/过渡程序。
选择“航路”页核实选择的离场程序，修正并连接航路，然后执行。
推力方式显示 检查 核实虚线已显示。
驾驶舱准备－右座进行
空调系统 组件按需，引气接通
空气温度选择器—按需
空气配平电门（如安装） 开
温度选择器—按需
“冲压活门全开”灯—亮
循环风扇电门—自动
空调组件电门— 一个组件自动。
隔离活门电门—自动 注：737-800可以选择双组件自动位或高流量位，打开隔离活门。
发动机引气电门—打开
APU引气电门—按需，
接通以APU起动发动机。 关闭以外接气源供气起动发动机。
增压系统 调定
飞行高度窗—巡航高度
着陆高度窗—目的地机场标高
座舱升降率选择电门（若安装）—三角指标位。
座舱高度窗（若安装）—低于目的地机场标高200英尺
飞行/地面电门—地面
增压方式选择器—自动 核实“自动失效”灯灭(二) 驾驶舱直接准备-推出开车程序-滑行-起飞
驾驶舱直接准备
旅客开始登机
系好安全带。
偏航阻尼器电门开、灯灭。
空调组件按需。
燃油泵电门ON中央油箱的燃油只要超过1000磅，就必须将其燃油泵电门打开，以防损坏飞机结构。 核实左座各操作动作是否正确。
风挡加温电门ON
电动液压泵电门打开（ 如需推出时，A系统液压泵关、B系统液压泵开。）
飞行指引电门开（先打开主飞一侧的飞行指引，核实其MA灯亮）。
自动刹车选择RTO。
停留刹车按需若飞机需要推出时，停留刹车松开；若飞机不需要推出时，停留刹车刹住。
舱单送到
将无燃油重量的准确数字输入FMC/CDU。
决定起飞方式和爬升方式。
输入起飞襟翼（B737-800）N1限制页——选择（B737-800）输入外界大气温度如计划使用减推力起飞，输入假设（选择的）温度。如计划使用减推力爬升，核实减推力的正确性。按需使用减推力。
核实V1、VR、V2的正确性，速度窗调定V2。
根据全重查出起飞V1、VR、V2，并输入FMC/CDU。
用空速表上的游标依次调好V1； V2+15；210（或220或230）；VR；80。（737-800自动显示）。
核查重心位置和配平单位 , 设置配平位置
推出开车程序
推出
得到允许推出开车指令后 1． 打开防撞灯；2． 核实停留刹车松开；
推出到位后，根据地面指挥刹住停留刹车。 加强地面观察。
开车
1． 关闭空调组件；
2． 检查APU引气开、气源压力不低于30PSI（737-800无）。
起动得到允许后，再次核实停留刹车刹住。
起动2发，将起动电门扳到“GRD”位，记时，监控发动机的工作情况。根据指示报告“活门开、压力降（737-800无）、N2有”。监控N2在18％----20％时，N1转速上升。报告“N1有”。
在下列情况下将发动机起动手柄提到慢车卡位：
·N1转动并·N2达到25％或（如果达不到25％N2）。
·在最大起动机转速下且N2不低于20％。（若大约在5秒种内N2的增加量小于1％，则达到最大起动机转速）。提起动手柄后，10秒内发动机EGT上升。流量、滑油压力上升，温度正常。
监控提起动手柄根据指示报告“EGT有、流量有、滑油压力上升。”N2在46％时（737-800为56％），监控起动机电门跳到OFF位。报告“起动机脱开、压力回升（737-800无）、活门灯灭”。在标准大气条件下：N1约20％，N2约59％，燃油流量600磅/小时，EGT约410℃（737-800）。监控发动机参数正常。报告“2发进入慢车”
以同样程序起动1发
注：以下情况应立即终止起动：
1． 发动机手柄提到慢车前没有N1；
2． 发动机手柄提到慢车后，地面10秒、空中30秒内EGT不上升；
3．发动机手柄提到慢车后，N1、N2不上升或上升很慢；
4．EGT急剧上升并超过极限（725℃）；5．发动机进入慢车后无滑油压力。
双发起动后
1． 接通发动机电源；
2． 打开空速管加温；
3． 发动机防冰按需；
4． 打开A系统液压泵；
5． 检查右座的开车后的动作；
6．口令“起动后检查单”
7．检查并回答检查单。
双发起动后
1． 两个空调组件“自动”位；
2． APU引气电门关闭并计时；
3．飞行／地面电门“飞行”位（如安装）；
4． APU按需（737-800）。
滑行
收到滑行指令，打开滑行灯（夜间打开内着陆灯、转弯灯和滑行灯）。
松开停留刹车，柔和增加推力（N1值不大于40％），使飞机稳步滑行，以不大于10节的速度离开停机位。滑至开阔地带，口令“襟翼5”，将襟翼手柄放到5位，检查襟翼5，手柄位置、指示器指示一致，
严格按规定速度滑行（直线不大于25节，正常使用15—20节，转弯不大于15节，正常使用7—8节，停机坪和拥挤地带不大于10节）。适时进行旅客广播接到同意进跑道指令后1．打开内侧着陆灯；打开固定着陆灯（737-800）；2．起动电门“连续位”；3．打开频闪灯4．自动油门预位；5．应答机开（TA/RA）；6． 气象雷达按需。 滑进跑道，准备起飞。
起飞
操纵飞机对正跑道中心线。向ATC“请示起飞”。
允许起飞 1． 记时；2． 加油门至40％N1；3．转速稳定，按下TO/GA电门。
用舵保持好方向，握住驾驶杆并稍稍向前推。 确保推力手柄加到起飞N1
注：推力调定后，速度在达到V1之前，在顶风极大的情况下，推力手柄可能不会加到全推力N1，此时可按要求人工前推推力手柄。
监控V1、VR，在VR时柔和的以每秒2.5----3度的速率抬机头。监控仪表和操纵动作。
跟住飞行指引或飞行姿态15度。 正上升率500英尺/分以上，核实正上升，口令“收轮”。 将起落架手柄放置UP（收上）位。
监视发动机仪表
注意高度，报告“400”英尺。 按压航向选择，或其它水平方式。检查方式正确。
高度1000英尺， 核实1000英尺，口令“N1、210（220、230）、UP速度（737-800）”。
注意速度，报告“V2+15”。 核实并口令“襟翼1”。收襟翼1，监视襟翼和缝翼的收起。
注意速度报告“速度190（200、210）”。“襟翼1机动速度”（737-800）。
核实并口令“襟翼0”。 按口令收襟翼手柄于UP位。
核实并口令“垂直导航”。 接通垂直导航，核实方式正确。
按ATC指令下令调整航向和高度。
核实并口令“执行、水平导航”。 按压执行键和水平导航。
通过过渡高度或ATC指令，报告“过渡高度”。
核实并口令“1013”。调高度表为“1013”。起落架手柄关断位（OFF），自动刹车关断。爬升 按照FMC的正常经济速度爬升，可将航程成本减至最低。 在任何全重条件下，经济爬升速度通常超过250节，在10000英尺以下，FMC爬升速度限制在250节以下或襟翼收上的操纵速度，以较高的为准。 根据需要选择爬升页面1．经济爬升页（正常情况下使用）；2． 最大上升率（颠簸或ATC要求时使用）；3．最大上升角（特情或限制要求时使用）。 注意收听ATC指令，经常巡视座舱内的各种设备指示。 注意高度，高度10000英尺，关闭内侧着陆灯、按需将系好安全带电门放“自动位”。 根据天气和飞机活动情况，正确使用雷达和防撞系统（TCAS）。调好前后方的导航台（ADF），注意核实航迹。 接近巡航高度时，注意检查增压系统巡航高度窗、MCP板、FMC所输入的高度要一致。核实改平飞以及正确的飞行方式显示和N1限制显示。 这个是B737-800的完整版起飞及航前检查单
Ⅷ 模拟飞行X插件机PMDG737-800的雷达和导航开不起来高手来！求助啊啊啊！
请校准惯导 IRS
如果你后顶板上的两套惯导已经打到NAV位，那么就请看你这张图的FMC，左2位置输入机场代码，之后在右二位置会出现机场坐标，点击右二键，然后在点击右四键，把机场左边输入到右四的一串白框里面，然后等待一段时间就可以了
Ⅸ 波音737 飞行途中一惯导失效怎么办
用VOR,NDB等无线电导航，或者要求空管以雷达引导
Ⅹ 飞机捷联惯导系统是怎么工作的
在军、民领域中的各类飞行器上，惯导系统作为一种现代化导航设备已被广泛应用，尤其在现代军事航空领域中发挥着举足轻重的作用。 早期的惯导系统由于采用了机械式精密稳定平台，被称为平台式惯导系统，它不仅体积大、重量重、可靠性低、维护复杂、费用昂贵，而且系统性能还受到机械结构的复杂性和极限精度的制约。最早的机械式惯导系统是美国麻省理工学院研制的于1953年投于使用的空间稳定惯性基准设备，其直径为1.5m，重量达908kg，系统精度约为0.925km/h。到20世纪70年代，美空军采用了高级惯性基准球用于MX洲际弹道导弹上，将系统的精度提高了一个数量级以上。它代表了机械实现的顶峰，该系统采用了浮球平台结构，直径为0.5m，重量为52kg。 随着计算机和微技术的迅猛发展，利用计算机的强大解算和控制功能代替机电稳定系统成为可能。于是，一种新型惯导系统--捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，尤其在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的应急备份装置，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系统发展中的一个里程碑。 一、捷联惯导系统工作原理及特点 惯导系统主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。惯导系统（INS）是一种不依赖于任何外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统，具有隐蔽性好，可在空中、地面、水下等各种复杂环境下工作的特点。 捷联惯导系统（SINS）是在平台式惯导系统基础上发展而来的，它是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。平台式惯导系统和捷联式惯导系统的主要区别是：前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于陀螺稳定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；后者的陀螺和加速度计直接固连在载体上作为测量基准，它不再采用机电平台，惯性平台的功能由计算机完成，即在计算机内建立一个数学平台取代机电平台的功能，其飞行器姿态数据通过计算机计算得到，故有时也称其为"数学平台"，这是捷联惯导系统区别于平台式惯导系统的根本点。由于惯性元有固定漂移率，会造成导航误差，因此，远程导弹、飞机等武器平台通常采用指令、GPS或其组合等方式对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参数。如采用指令+捷联式惯导、GPS+惯导（GPS/INS）。美国的战斧巡航导弹采用了GPS+INS +地形匹配组合导航。 惯导系统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，之后将其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置信息等。对捷联惯导系统而言，平台的作用和概念体现在计算机中，它是写在计算机中的方向余弦阵。直接安装在载体上的惯性元件测得相对惯性空间的加速度和角加速度是沿载体轴的分量，将这些分量经过一个坐标转换方向余弦阵，可以转换到要求的计算机坐标系内的分量。如果这个矩阵可以描述载体和地理坐标系之间的关系，那么载体坐标系测得的相对惯性空间的加速度和角速度，经过转换后便可得到沿地理坐标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后，导航计算机便可根据相应的力学方程解出要求的导航和姿态参数来。捷联惯导系统原理方框图如图1所示。 捷联惯导系统和平台式惯导系统一样，能精确提供载体的姿态、地速、经纬度等导航参数。但平台式惯导系统结构较复杂、可靠性较低、故障间隔时间较短、造价较高，为可靠起见，通常在一个运载体上要配用两套惯导装置，这就增加了维修和购置费用。在捷联惯导系统中，由于计算机中存储的方向余弦解析参考系取代了平台系统以物理形式实现的参考系，因此，捷联惯导系统有以下独特优点。 （1）去掉了复杂的平台机械系统，系统结构极为简单，减小了系统的体积和重量，同时降低了成本，简化了维修，提高了可靠性。 （2）无常用的机械平台，缩短了整个系统的启动准备时间，也消除了与平台系统有关的误差。 （3）无框架锁定系统，允许全方位（全姿态）工作。 （4）除能提供平台式系统所能提供的所有参数外，还可以提供沿弹体三个轴的速度和加速度信息。 但是，由于在捷联惯导系统中，惯性元件与载体直接固连，其工作环境恶劣，对惯性元件及机（弹）载计算机等部件也提出了较高的要求。 （1）要求加速度表在宽动态范围内具有高性能、高可靠性，且能数字输出。 （2）因为要保证大攻角下的计算精度，对计算机的速度和容量都提出了较高的要求。 二、捷联惯导系统发展趋势 进入20世纪80~90年代，在航天飞机、宇宙飞船、卫星等民用领域及在各种战略、战术导弹、军用飞机、反潜武器、作战舰艇等军事领域开始采用动力调谐式陀螺、激光陀螺和光纤式陀螺的捷联惯导系统，尤其是激光陀螺和光纤式陀螺是捷联惯导系统的理想器件。激光陀螺具有角速率动态范围宽、对加速度和震动不敏感、不需温控、启动时间特别短和可靠性高等优点。激光陀螺惯导系统已在波音757/767、A310民机以及F-20战斗机上试用，精度达到1.85km/h的量级。20世纪90年代，激光陀螺惯导系统估计占到全部惯导系统的一半以上，其价格与普通惯导系统差不多，但由于增加了平均故障间隔时间，因而其寿命期费用只有普通惯导系统的15%~20%。光纤陀螺实际上是激光陀螺中的一种，其原理与环型激光陀螺相同，克服了因激光陀螺闭锁带来的负效应，具有检测灵敏度和分辨率极高（可达10-7rad/s）、启动时间极短（原理上可瞬间启动）、动态范围极宽、结构简单、零部件少体积小、造价低、可靠性高等优点。采用光纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统中及波音777飞机上。波音777由于采用了光纤陀螺的捷联惯导系统，其平均故障间隔时间可高达20000h。采用光纤陀螺的捷联惯导系统被认为是一种极有发展前途的导航系统。 尽管捷联惯导系统不能避免惯性器件的固有缺点，但由于它具有诸多优点，因此，目前捷联惯导系统在各类民用的航天飞行器、运载火箭、客/货机及军事领域的各类军用飞机、战术导弹等武器系统上都已被广泛采用。随着航空航天技术的发展及新型惯性器件的关键技术的陆续突破进而被大量应用，捷联惯导系统的可靠性、精度将会更高，成本将更低，同时，随着机（弹）载计算机容量和处理速度的提高，许多惯性器件的误差技术也可走向实用，它可进一步提高捷联惯导系统的精度。此外，随着以绕飞行体轴旋转角增量为输出的新型高精度捷联式陀螺的出现，用以描述刚体姿态运动的数学方法也有了新的发展，将以经典的欧拉角表示法向四元素表示法发展。 不管惯性器件的精度多高，由于陀螺漂移和加速度计的误差随时间逐渐积累（这也是纯惯导系统的主要误差源之一，它对位置误差增长的影响是时间的三次方函数），惯导系统长时间运行必将导致客观的积累误差，因此，目前人们在不断探索提高自主式惯导系统的精度外，还在寻求引入外部信息，形成组合式导航系统，这是弥补惯导系统不足的一个重要措施。 组合导航系统通常以惯导系统作为主导航系统，而将其他导航定位误差不随时间积累的导航系统如无线电导航、天文导航、地形匹配导航、GPS等作为辅助导航系统，应用卡尔曼滤波技术，将辅助信息作为观测量，对组合系统的状态变量进行最优估计，以获得高精度的导航信号。这样，既保持了纯惯导系统的自主性，又防止了导航定位误差随时间积累。组合导航系统不仅在民用上而且在军事上均具有重要意义。 随着 GPS的普及， SINS /GPS组合导航系统显示出巨大的发展潜力。该组合导航系统由GPS提供三维位置、三维速度和精确的时间信息，系统的核心是卡尔曼滤波器，它是在线性最小方差下的最优估计。美国海军在海湾战争发射的"斯拉姆"导弹的惯导系统采用了GPS技术，其命中精度达10~15m之内；美国于20世纪80年代研制的已在"三叉戟"核潜艇上部署的射程达11110km的"三叉戟2"D-5战略导弹，采用了CNS/INS(天文导航系统/惯性导航系统)组合导航系统，其导弹落点圆周概率(CEP)小于185m。 三、捷联惯导系统的军事应用 目前，捷联惯导系统已在军民领域被广泛应用，本文仅介绍其在部分飞航式导弹/炸弹上的应用（见表1）。对于飞航式战术地地导弹，由于其全程均在稠密大气层内飞行，且射程远，飞行时间长，容易受到大气干扰的影响，因此，采用捷联惯导系统是唯一可选的制导方式；对于中远程的空空导弹，因导弹的发射距离远，具有攻击多目标的能力，捷联惯导系统也是比较理想的中制导方式；中远程地空导弹的制导方式一般为初始制导+中制导+末制导，其中中制导一般采用具有捷联惯导系统的组合导航系统；各类反舰导弹采用捷联惯导系统也可简化降低成本，提高性能价格比。