先进飞行控制系统第(8)课件

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1、先进飞行控制系统先进飞行控制系统第六节课第六节课(20121102)2.52.5飞机（本体）自然特性分析飞机（本体）自然特性分析2.5.1纵向自然特性分析2.5.2横侧向自然特性分析因为飞机的飞行参数根据高度、速度的不同而不同，所以高度、马赫数决定飞行状态，也决定飞行包线。研究整个飞行包线内的性能需要取飞机的不同状态来研究，如1000米一个高度，一个高度下三个速度。2.5.12.5.1纵向（本体）自然特性分析纵向（本体）自然特性分析（1）复频域分析由求得复根由求得复根根据两个共轭复根在复平面的位置就可以决定飞机纵向的稳定性及动态特性。2.5.12.5.1纵向（本体）自然特性分析纵向（本体）自然

2、特性分析2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析（2）频域分析绘制飞机的Bode图或开环频率特性图来分析闭环系统性能例：某飞机在作等速平飞，各大导数为：2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析（2）频域分析由此可得：短周期固有频率为长周期固有频率为其频率特性图为：张明廉书图1-562.2.42.2.4飞机自然特性分析飞机自然特性分析2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析由图知：的幅值在短周期固有频率处远比在长周期固有频率处的要小（约差70dB）。说明在短周期响应中飞行速度的变化很小，与前结论相同。而且在长周期频率处，幅值有-40dB

3、/dec的变化，相角有的衰减，说明在长周期频率处是一二阶振荡环节2.2.42.2.4飞机自然特性分析飞机自然特性分析2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析由图知：的频率特性在长周期固有频率处变化很小（这是因为表达式中分母的长周期二次因式与分子的二次因式是相当接近的），而在短周期固有频率处非常接近于一个二阶震荡环节，说明主要反映短周期频率特性。2.2.42.2.4飞机自然特性分析飞机自然特性分析2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析由图知：长、短周期固有频率处均具有相当的数值说明无论是以长周期频率操纵飞机，还是以短周期频率操纵飞机都会引起产生相当数量的

4、变化。2.5.12.5.1飞机纵向自然特性分析飞机纵向自然特性分析（3）时域分析飞机自然特性的时域分析，即为给飞机施加单位阶跃输入信号，测量其输出。可得如图所示结果：由图可见：在短周期运动中，的幅值变化很小，长周期运动中的幅值几乎为零。2.2.42.2.4飞机自然特性分析飞机自然特性分析2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析（1）复频域分析）复频域分析由由 求得共轭复根求得共轭复根由由 求得实根求得实根由由 求得实根求得实根根据一个共轭复根及两个实根在复平面的位置就可以决定根据一个共轭复根及两个实根在复平面的位置就可以决定飞机横侧向稳定性及动态特性。飞机横侧向稳定性及动态特性

5、。2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析（2）频域分析绘制飞机的Bode图或开环频率特性图来分析闭环系统性能例：某飞机在作等速平飞，各大导数为：2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析（2）频域分析由此可得：荷兰滚模态固有频率为滚转模态固有频率为螺旋模态固有频率为其频率特性图为：张明廉书图1-662.2.42.2.4飞机自然特性分析飞机自然特性分析2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析除外，其余传递函数的频率特性中均出现荷兰滚峰值。说明除了由脉冲偏转引起的响应过程外，其余脉冲响应中荷兰滚都起主要作用。与的对数幅频特性在荷兰滚频率是比较突出；而

6、在快速倾斜运动对应的频率时，振幅变化较小。因而在的过渡过程中，快速运动分量不显著。从的对数幅频特性来看，在快速运动所对应频率处振幅特性下降较大，说明的过渡过程中，快速倾斜运动占主要地位。2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析综上所述，方向舵偏转主要引起荷兰滚模态运动，对滚转运动的影响不很明显。副翼偏转主要引起滚转模态运动，对荷兰滚模态有一定的影响。2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析（3）时域分析飞机自然特性的时域分析，即为给飞机施加单位阶跃输入信号，测量其输出。可得如图所示结果：由图可见，副翼引起的滚转角为快速运动，荷兰滚模态影响除滚转角以外的所有其他参

7、数。2.5.22.5.2横侧向自然特性分析横侧向自然特性分析（3）时域分析由图可见，在副翼作用下，滚转角在很短时间内变化很大；荷兰滚模态在各参数中均占主要地位；偏航角不能自稳定。第三章第三章 测量与传感器测量与传感器要实现飞行自动控制，首要的问题是如何精确测量飞行器的各种飞行参数，例如：飞机的姿态角、角速度、过载、飞行高度和速度等。测量这些参数的仪表和传感器有陀螺仪、加速度计、马赫数传感器和高度传感器等。本章讨论飞行控制系统中常用的测量飞行参数的各种传感器的工作原理及应用。第三章第三章 测量与传感器测量与传感器飞机高度的测量 电磁波反射、垂直速度积分和大气压测高度飞机空速及马赫数的测量 同样用

8、空速管引入静、总压算得动压来测量。飞机气流角的测量-迎角（侧滑角）传感器 有风标式、压差式和探头式。 第三章第三章 测量与传感器测量与传感器飞机加速度的测量 简单式、浮子摆式和挠性摆式飞机姿态角的测量垂直陀螺仪测俯仰角和滚转角；航向陀螺仪测航向角。飞机位置的测量无线电测距、雷达测距 3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量（1 1）定义 飞行高度指飞机在空中距离某一基准面的垂直距离。由于所选测量的基准面不同，测出的高度也不同。飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：飞

9、机与气压为101325Pa101325Pa的气压面之间的垂直距离。3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量（1 1）定义 飞行高度指飞机在空中距离某一基准面的垂直距离。由于所选测量的基准面不同，测出的高度也不同。飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：飞机与气压为101325Pa101325Pa的气压面之间的垂直距离。3.13.1飞行高度的测量飞行高度的测量（2）测量方法1）利用电磁波的反射测量高度电磁波在空中以光速c（）传播且碰到地面能够反射。根据电磁波发射到反射回

10、来的时间就可以算出真实飞行高度3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量2）利用飞机垂直方向加速度通过积分来测量飞行高度其中：飞机沿垂直方向的加速度。3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量3）根据大气压力来测量飞行高度气压式高度传感器根据大气压力（常称静压）随高度升高而减小的规律来测量高度，并输出与之相应的电压信号。图3-2为气压式高度传感器（也称静压式高度表）原理图：3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量3.13.1 飞行高度的测量飞行高度的测量气压式高度表由以下几部分安装在密封的仪表壳体内组成1、真空膜盒2、传动放大器3、补偿装置4、信号转换器3.13.1飞行高度的测量飞行高度的测

11、量作为敏感元件的真空膜盒由两波纹膜片焊接而成，膜盒内部抽成真空，可以认为压力等于零，膜盒外部的压力等于飞机周围的大气压力。当作用在真空膜盒上的气压等于零时，其处于自然状态；当高度升高，作用在膜盒上的大气压力p逐渐减小时，膜盒将逐渐膨胀，根据膜盒中心的位移可得作用在膜盒上的大气压力对应一定的高度。选择相应的基准气压面，传感器可输出相应于相对高度、标准高度或绝对高度的电信号。3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量（1）空速测量1）定义飞机相对于空气的运动速度叫做空速。飞行速度是飞机飞行中的重要参数之一。飞行员根据空速的大小可以判断作用在飞机上的空气动力情况，以便正确地操纵飞机。另外，还可

12、以根据空速、风速、风向计算出地速，由地速和飞行时间计算出飞行距离。3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量飞机的飞行速度有四种：真空速：飞机相对于空气的运动速度，或者说考虑空气密度影响的飞机运动速度，简称为空速。指示空速：归化到标准空气速度（即海平面的空气密度）的真空速，或者说忽略空气密度变化的飞机运动速度。指示空速又称为仪表空速，简称表速。地速：飞机相对于地面运动速度的水平分量，也是真空速和风速水平分量的向量和。垂直速度：飞机相对于地面运动速度的垂直分量，即飞机的升降速度。3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量2）速度测量原理目前常用的测量速度的方法是通过测量相对气流的压力

13、来间接测量飞行速度。根据流体连续方程和能量守恒定理所导出的伯努利方程是测量速度的基本方程。3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量如如图图3-53-5为为测测量量空空速速的的空空速速管管，由由一一个个正正对对迎迎面面气气流流开开口口的的内内管管和和一一个个侧侧面面有有若若干干个个圆圆型型小小孔孔的的外外管管构构成成。内内管管称称为为总总压压管管，相相应应的的开开口口称称为为总总压压孔孔；外外管管称称为为静静压压管管，侧侧面面孔孔称称为为静静压压孔孔。两两管管分分别别通通过过导导管管通通至至开开口口膜膜盒盒与与密密封封的的仪仪表表壳壳体体内

14、。如图内。如图3-63-6所示：所示：3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量迎面气流流经空速管被分成两路，一路气流受到阻滞，因为迎面气流流经空速管被分成两路，一路气流受到阻滞，因为总压孔直径很小，在总压孔直径很小，在“A”A”点出现停滞点（即零速度点点出现停滞点（即零速度点 又称为驻点）又称为驻点）, ,根据能量守恒定理，停滞点上的动能完全转化根据能量守恒定理，停滞点上的动能完全转化为压力能。为压力能。在不可压缩气流情况下，在不可压缩气流情况下，、点处的伯努利方程为：点处的伯努利方程为： （3-13-1）式中：式中： 为气流受到全阻滞点

15、上的压力，称为总压为气流受到全阻滞点上的压力，称为总压3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量工作原理工作原理安装在飞机上的空速管感受到飞机飞行时气流产生的总压安装在飞机上的空速管感受到飞机飞行时气流产生的总压 和和静静压压 ，通通过过导导管管分分别别送送到到开开口口膜膜盒盒和和密密封封的的仪仪表表壳壳体体内内膜膜盒盒内内外外的的压压力力差差即即为为动动压压，在在动动压压的的作作用用下下，膜膜盒盒产产生生位位移移，经经过过放放大大传传动动机机构构使使电电刷刷相相对对于于电电位位计计滑滑动动，从从而而输输出出与与压压差差成成比比例例的的电电信信号号。在在静静压压和和气气温温一一定定的的情

16、情况况下下，动动压压的的大大小小完完全全取取决决于于空空速速的的大大小小，所所以以膜膜盒盒的的位位移移量量即即反反映映了了飞机当时的飞行速度。飞机当时的飞行速度。3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量（2 2）马赫数测量）马赫数测量 马赫数是飞行速度与飞机所在高度的声速之比。当飞机马赫数是飞行速度与飞机所在高度的声速之比。当飞机MaMa数超过临界数超过临界MaMa数时，飞机某些部位由于局部激波的出现，使数时，飞机某些部位由于局部激波的出现，使得飞机的空气动力特性发生显著的变化，导致飞机的稳定性得飞机的空气动力特性发生显著的变化，导致飞机的稳定性和操纵性变坏。这时，仅仅根据空速表来判断

17、飞机所受的空和操纵性变坏。这时，仅仅根据空速表来判断飞机所受的空气动力情况则是不够的，而必须借助于马赫数传感器来测量气动力情况则是不够的，而必须借助于马赫数传感器来测量MaMa数。数。 3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量 由于由于，而声速，而声速为：式中：式中：为标准海平面准海平面处的声速；的声速；其中：其中：为常数常数当飞行速度小于当飞行速度小于400km/h时，有：时，有： （3-4） 3.23.2空速及马赫数的测量空速及马赫数的测量由由式式（3-43-4）知知，MaMa数数仅仅与与 和和 有有关关，而而与与 无无关关，故故MaMa数数表表的的结结构构和和工工作作原原理理与与

18、真真空空速速表表类类似似，只只是是各各个个元元件件及及结结构构的的数数值值不不同同而而已已，也也就就是是说说，测测量量动动压压和和静静压压就就可可反反映映MaMa数数3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量迎角大小与飞机的升力和阻力密切相关，当迎角大到临界迎迎角大小与飞机的升力和阻力密切相关，当迎角大到临界迎角时，飞机将发生失速，所以迎角的测量十分重要。一方面角时，飞机将发生失速，所以迎角的测量十分重要。一方面将测得的迎角信号输送给仪表显示或送到失速告警系统，以将测得的迎角信号输送给仪表显示或送到失速告警系统，以供飞行员观察；另一方面，飞行控制系统中亦常引入迎角信供飞行员观察；另一方面

19、，飞行控制系统中亦常引入迎角信号以限制最大法向过载。号以限制最大法向过载。定义定义迎角也称为攻角，是飞机机翼弦线与迎面气流间的夹角；侧迎角也称为攻角，是飞机机翼弦线与迎面气流间的夹角；侧滑角是飞机速度向量滑角是飞机速度向量V V与飞机对称平面间的夹角。两者均反映与飞机对称平面间的夹角。两者均反映飞机轴线与气流方向间的夹角。飞机轴线与气流方向间的夹角。3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量测量原理测量原理实际中，在飞机上要准确测量真实迎角是非常困难的。由实际中，在飞机上要准确测量真实迎角是非常困难的。由于飞机和迎角传感器对气流存在干扰，使得在飞机上不同于飞机和迎角传感器对气流存在干扰，

20、使得在飞机上不同位置处的气流流场与理想气流间存在差别。因此，迎角传位置处的气流流场与理想气流间存在差别。因此，迎角传感器只能测量出传感器所在处的气流方向与飞机弦线间的感器只能测量出传感器所在处的气流方向与飞机弦线间的夹角，即局部迎角。夹角，即局部迎角。当机翼（或机身）的迎角发生改变时，机翼上、下表面的当机翼（或机身）的迎角发生改变时，机翼上、下表面的压力将发生变化。压力的重新分配将造成机翼产生一个与压力将发生变化。压力的重新分配将造成机翼产生一个与迎角大小有关的压力差。所以可利用这个压力差来测量迎迎角大小有关的压力差。所以可利用这个压力差来测量迎角的大小，制成迎角传感器。角的大小，制成迎角传感

21、器。3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量迎角传感器按其敏感方式可分为迎角传感器按其敏感方式可分为：风标式风标式和和探头式探头式两大类两大类按其具体结构可分为按其具体结构可分为：风标式风标式、压差管式压差管式和和探头式探头式三种三种按信号转换方式又可分为按信号转换方式又可分为：电位计式电位计式和和同步器式同步器式两大类。两大类。1）风标式迎角（侧滑角）传感器）风标式迎角（侧滑角）传感器图图3-73-7表示典型的风标式迎角传感器的结构原理。表示典型的风标式迎角传感器的结构原理。3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量风标式迎角传感

22、器的工作原理是：当翼型叶片中心线平行与风标式迎角传感器的工作原理是：当翼型叶片中心线平行与迎面气流时，（即迎角迎面气流时，（即迎角 时），作用于叶片上、下表面时），作用于叶片上、下表面的压力相等，叶片不转动，电刷处于中立位置，无电信号输的压力相等，叶片不转动，电刷处于中立位置，无电信号输出；当飞机以一定的迎角飞行时，作用在叶片上、下表面的出；当飞机以一定的迎角飞行时，作用在叶片上、下表面的气动力不相等，产生压差，使叶片绕其轴旋转，直到中心线气动力不相等，产生压差，使叶片绕其轴旋转，直到中心线与迎角气流方向一致为止。与迎角气流方向一致为止。叶片转角即是飞机当时的迎角叶片转角即是飞机当时的迎角，经

23、放大传动机构，带动电刷转动，输出与迎角成比例的电信经放大传动机构，带动电刷转动，输出与迎角成比例的电信号。风标式迎角传感就是因为它能使翼面与气流方向一致而号。风标式迎角传感就是因为它能使翼面与气流方向一致而得名。得名。3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量风标式迎角传感器靠感受气流测量飞机的迎角，必须正确地风标式迎角传感器靠感受气流测量飞机的迎角，必须正确地安装。一般安装在机头或机翼处。如果必须安放在其他地方安装。一般安装在机头或机翼处。如果必须安放在其他地方则需经过风洞和飞行试验校正误差，保证测量准确。此种迎则需经过风洞和飞行试验校正误差，保证测量准确。此种迎角传感器最高精度可达（

24、角传感器最高精度可达（ ）。）。另外，若将具有对称剖面的翼型叶片安装在机体坐标轴系的另外，若将具有对称剖面的翼型叶片安装在机体坐标轴系的OxzOxz平面中，则传感器可用来测量飞机的侧滑角。平面中，则传感器可用来测量飞机的侧滑角。3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量2）压差管式迎角（侧滑角）传感器）压差管式迎角（侧滑角）传感器压差管式迎角传感器压差管式迎角传感器由由压差管和开口膜盒压差管和开口膜盒式式压力传感器组压力传感器组成。如图成。如图3-83-8所示：所示：压差管头部为半球形，在其轴线的对称两边开有两个夹角压差管头部为半球形，在其轴线的对称两边开有两个夹角为为 的对称小孔，开口

25、膜盒式压力传感器包括开口膜盒、的对称小孔，开口膜盒式压力传感器包括开口膜盒、放大传动机构和电位计三个部分，如图放大传动机构和电位计三个部分，如图3-93-9所示：所示：3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量3.33.3迎角和侧滑角的测量迎角和侧滑角的测量测量原理为：当压差管轴线与气流方向一致时（即迎角测量原理为：当压差管轴线与气流方向一致时（即迎角 ）两两个个小小孔孔所所感感受受的的压压力力 与与 相相等等。 与与 通通过过导管分别送到开口膜盒和密封的仪表壳体内，压差导管分别送到开口膜盒和密封的仪表壳体内，压差 ，电电刷刷处处于于中中立

26、立位位置置，输输出出信信号号为为零零。当当气气流流方方向向与与压压差差管管轴轴线线出出现现迎迎角角（ ）时时，两两个个小小孔孔所所感感受的压力受的压力 与与 不再相等，不再相等， 。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量加速度传感器是用来测量飞机运动的加速度并输出加速度信加速度传感器是用来测量飞机运动的加速度并输出加速度信号的装置。飞机运动包括：重心的线运动和绕机体三轴的角号的装置。飞机运动包括：重心的线运动和绕机体三轴的角运动，因此，加速度传感器也分为线加速度传感器和角加速运动，因此，加速度传感器也分为线加速度传感器和角加速度传感器。多数飞机的角加速度信号是通过速率陀螺

27、仪与微度传感器。多数飞机的角加速度信号是通过速率陀螺仪与微分电路得到，所以这里仅介绍广泛应用于各类飞机上的线加分电路得到，所以这里仅介绍广泛应用于各类飞机上的线加速度传感器。速度传感器。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量线加速度传感器用来测量飞机重心的线加速度。传感器的敏线加速度传感器用来测量飞机重心的线加速度。传感器的敏感轴处于机体轴的三个轴向，可感受和测量飞机三个轴的线感轴处于机体轴的三个轴向，可感受和测量飞机三个轴的线加速度。若敏感轴与机体坐标轴系中的加速度。若敏感轴与机体坐标轴系中的z z轴重合，线加速度传轴重合，线加速度传感器测量飞机的法向加速度感器测量飞机

28、的法向加速度 ；若敏感轴与；若敏感轴与x x和和y y轴重合，则轴重合，则分别测量飞机的纵向加速度分别测量飞机的纵向加速度 和侧向加速度和侧向加速度 。显然，这。显然，这三种传感器的组成、工作原理和传递函数都相同，只是测量三种传感器的组成、工作原理和传递函数都相同，只是测量范围不同。故以纵向为例介绍。范围不同。故以纵向为例介绍。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量（1 1）简单式线加速度传感器）简单式线加速度传感器图图3-193-19所示为一种简单的线加速度传感器的工作原理图。所示为一种简单的线加速度传感器的工作原理图。简单的线加速度传感器主要由弹簧和弹簧所支撑的可动质

29、量简单的线加速度传感器主要由弹簧和弹簧所支撑的可动质量块块mm以及电位计式信号变换器和阻尼器组成。以及电位计式信号变换器和阻尼器组成。将线加速度传感器装在飞机重心处，可移动质量块感受飞机将线加速度传感器装在飞机重心处，可移动质量块感受飞机中心的线加速度，故称敏感质量块。中心的线加速度，故称敏感质量块。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量假设飞机在惯性空间内运动，其位移量为假设飞机在惯性空间内运动，其位移量为 ，相应的线加速，相应的线加速度度 。由于线加速度传感器通过仪表壳体与飞机相连。由于线加速度传感器通过仪表

30、壳体与飞机相连飞机的位移量也就是仪表壳体的位移量，其线加速度就是传飞机的位移量也就是仪表壳体的位移量，其线加速度就是传感器的输入量。仪表中的敏感质量块具有惯性，相对惯性空感器的输入量。仪表中的敏感质量块具有惯性，相对惯性空间有运动，其位移量为间有运动，其位移量为z z；电刷固连于质量块（包括惯性阻尼；电刷固连于质量块（包括惯性阻尼器的活塞），在仪表壳体内相对电位计骨架（仪表壳体）的器的活塞），在仪表壳体内相对电位计骨架（仪表壳体）的位移量为位移量为x x，所以线加速度传感器的输出量为：，所以线加速度传感器的输出量为：3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量忽略弹簧质量和电刷

31、与电位计间的摩擦力，质量块忽略弹簧质量和电刷与电位计间的摩擦力，质量块mm的惯性的惯性力为：力为： ；阻尼力为：；阻尼力为： ；弹簧力为：；弹簧力为： ，相应的运动方程为：相应的运动方程为：带入关系带入关系 ，消去变量，消去变量z z得：得：3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量可得相应的传递函数为：可得相应的传递函数为：为典型的二阶振荡环节，阻尼比为：为典型的二阶振荡环节，阻尼比为： ；自然振荡频率为：自然振荡频率为： 稳态时稳态时上式表明，当飞机作等加速度运动时，敏感质量块惯性力上式表明，当飞机作等加速度运动时，敏感质量块惯性力 与弹簧变形引起的弹簧力与弹簧变形引起的

32、弹簧力 大小相等，方向相反，从大小相等，方向相反，从而使质量块处于平衡位置而使质量块处于平衡位置x x。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量将输出电压将输出电压 （ 为电位计的传递函数）代入上式，为电位计的传递函数）代入上式，可得：可得：表明，线加速度传感器的输出正比于飞机线加速度，相位差表明，线加速度传感器的输出正比于飞机线加速度，相位差 。单位加速度所产生的相对位移量定义为线加速度传感器的分单位加速度所产生的相对位移量定义为线加速度传感器的分辨率，即辨率，即由此可见，线加速度传感器的分辨率反比于其固有频率的平由此可见，线加速度传感器的分辨率反比于其固有频率的平方，即

33、弹簧刚度越小，质量块的质量越大，线加速度传感器方，即弹簧刚度越小，质量块的质量越大，线加速度传感器的分辨率越高，即灵敏度越高。的分辨率越高，即灵敏度越高。3.43.4惯性量（线加速度）的测量惯性量（线加速度）的测量简单线加速度传感器构造简单、价格较低，广泛应用于增稳简单线加速度传感器构造简单、价格较低，广泛应用于增稳控制增稳和电传操纵系统以及自动驾驶仪中。但简单加速度控制增稳和电传操纵系统以及自动驾驶仪中。但简单加速度传感器具有电刷与电位计的摩擦力较大的缺点，而且质量块传感器具有电刷与电位计的摩擦力较大的缺点，而且质量块易受振动等因素的影响，线性特性较差。这种线加速度传感易受振动等因素的影响，

34、线性特性较差。这种线加速度传感器的精度一般为：器的精度一般为： ，难以满足高精度的要求。为了，难以满足高精度的要求。为了解决上述问题，可用力矩系统取代弹簧，并增加浮子式阻尼解决上述问题，可用力矩系统取代弹簧，并增加浮子式阻尼器，这就是目前常用的浮子摆式加速度传感器。器，这就是目前常用的浮子摆式加速度传感器。3.53.5惯性量（角加速度）的测量惯性量（角加速度）的测量要实现飞行自动控制，首要问题是要精确的测量飞行器的姿要实现飞行自动控制，首要问题是要精确的测量飞行器的姿态角、航向和角速度等飞行参数。陀螺仪即为测量这类参数态角、航向和角速度等飞行参数。陀螺仪即为测量这类参数的敏感装置。的敏感装置。

35、“陀螺仪陀螺仪”是感测旋转的一种装置。陀螺仪是感测旋转的一种装置。陀螺仪（gyroscopegyroscope）这一术语来自希腊文，其意思是）这一术语来自希腊文，其意思是“旋转指示旋转指示器器”随着科学技术的发展，人们发现大约有一百种物理现象随着科学技术的发展，人们发现大约有一百种物理现象可以被用来感测相对于惯性空间的旋转。在此基础上，研制可以被用来感测相对于惯性空间的旋转。在此基础上，研制出了许多不同原理和类型的陀螺仪。出了许多不同原理和类型的陀螺仪。 3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪（1 1）陀螺仪的结构）陀螺仪的结构陀陀螺螺仪仪是是重重要要的的惯惯性性测测量量元元件件，它

36、它由由陀陀螺螺转转子子、内内环环、外外环环和基座（壳体）组成。如图所示：和基座（壳体）组成。如图所示：陀陀螺螺仪仪有有三三根根在在空空间间互互相相垂垂直直的的轴轴。X X轴轴是是陀陀螺螺的的自自转转轴轴，陀陀螺螺本本身身是是一一只只对对称称的的转转子子，由由马马达达驱驱动动绕绕自自转转轴轴高高速速旋旋转转陀陀螺螺转转子子轴轴（X X轴轴）支支承承在在内内环环上上。Y Y轴轴是是内内环环的的转转动动轴轴，亦亦称称内环轴。内框带动转子一起可绕内环轴相对外环自由旋转内环轴。内框带动转子一起可绕内环轴相对外环自由旋转3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪3.5.13.5.1测量元件测量元件陀

37、螺仪陀螺仪Z Z轴为外环的转动轴，它支承在壳体上，外环可绕该轴相对壳轴为外环的转动轴，它支承在壳体上，外环可绕该轴相对壳体自由旋转转子轴、内环轴和外环轴在空间交于一点，称为体自由旋转转子轴、内环轴和外环轴在空间交于一点，称为陀螺的支点。由此可见整个陀螺可以绕着支点在空间作任意陀螺的支点。由此可见整个陀螺可以绕着支点在空间作任意方向的转动，陀螺仪可以绕三轴自由转动，即具有方向的转动，陀螺仪可以绕三轴自由转动，即具有3 3个自由度个自由度通常把内、外框支承的陀螺仪称为通常把内、外框支承的陀螺仪称为3 3自由度陀螺仪，把仅用一自由度陀螺仪，把仅用一个环支承的陀螺仪叫做个环支承的陀螺仪叫做2 2自由度

38、陀螺仪自由度陀螺仪3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪（2 2）陀螺仪的基本特性）陀螺仪的基本特性陀螺仪是利用惯性原理工作的。当陀螺转子高速旋转后，它陀螺仪是利用惯性原理工作的。当陀螺转子高速旋转后，它具有了惯性，因而就表现出两个重要的特性。具有了惯性，因而就表现出两个重要的特性。稳定性：稳定性：二自由度陀螺仪保持其自转轴在惯性空间的方向不发生变化二自由度陀螺仪保持其自转轴在惯性空间的方向不发生变化的特性。三自由度陀螺仪的稳定性有两种表现形式，即定轴的特性。三自由度陀螺仪的稳定性有两种表现形式，即定轴性和章动。性和章动。定轴性：定轴性：当陀螺转子高速旋转后，若不受外力的作用，不管当

39、陀螺转子高速旋转后，若不受外力的作用，不管基座如何转动，支承在万向支架上的陀螺自转轴指向空间的基座如何转动，支承在万向支架上的陀螺自转轴指向空间的方位不变，这种特性称为定轴性。如图所示：方位不变，这种特性称为定轴性。如图所示：3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪由图可见，不论基座在空间如何转动，陀螺自转轴（由图可见，不论基座在空间如何转动，陀螺自转轴（x x轴）在轴）在惯性空间的方位不变。惯性空间的方位不变。章动章动：当陀螺高速旋转受到瞬时冲击力矩作用后，自转轴在：当陀螺高速旋转受到瞬时冲击力矩作用后，自转轴在原方位附近作微小的圆锥运

40、动，且转子轴的方向基本保持不原方位附近作微小的圆锥运动，且转子轴的方向基本保持不变，这种现象叫做陀螺的章动。如上图所示：变，这种现象叫做陀螺的章动。如上图所示：由图可见，陀螺内环转动轴上在由图可见，陀螺内环转动轴上在 的瞬时内受到一个冲击力的瞬时内受到一个冲击力矩，陀螺转子轴作圆锥运动的情形。这种圆锥运动的频率比矩，陀螺转子轴作圆锥运动的情形。这种圆锥运动的频率比较高，振幅比较小，很容易衰减。当章动的圆锥角为零时即较高，振幅比较小，很容易衰减。当章动的圆锥角为零时即是定轴。所以章动是陀螺稳定性的一般形式，定轴是陀螺稳是定轴。所以章动是陀螺稳定性的一般形式，定轴是陀螺稳定的特殊形式。定的特殊形式

41、。3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪2 2）进动性进动性当三自由度陀螺受到外加力矩作用时，陀螺仪并不在外加力当三自由度陀螺受到外加力矩作用时，陀螺仪并不在外加力矩所作用的平面内产生运动，而是在与外力矩作用平面相垂矩所作用的平面内产生运动，而是在与外力矩作用平面相垂直的平面内运动，陀螺仪的这种特性称为进动性。如图所示直的平面内运动，陀螺仪的这种特性称为进动性。如图所示3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪3.5.13.5.1测量元件测量元件陀螺仪陀螺仪若外力矩绕内环轴作用，则陀螺仪绕外环轴转动；若外力矩若外力矩绕内环轴作用，

42、则陀螺仪绕外环轴转动；若外力矩绕外环轴作用，则陀螺仪绕内环轴转动。转动角速度称为进绕外环轴作用，则陀螺仪绕内环轴转动。转动角速度称为进动角速度，进动所绕的轴称为进动轴。动角速度，进动所绕的轴称为进动轴。陀螺进动角速度的方向，取决于角动量的方向和外力矩的方陀螺进动角速度的方向，取决于角动量的方向和外力矩的方向，即角动量言最短路径趋向外力矩向，即角动量言最短路径趋向外力矩MM的方向，可以用右手的方向，可以用右手定则来记忆进动角速度的方向：从角动量定则来记忆进动角速度的方向：从角动量L L沿最短路径握向外沿最短路径握向外力矩力矩MM的右手旋进方向，即为进动角速度的方向。其规律如的右手旋进方向，即为进

43、动角速度的方向。其规律如图图3-263-26所示：所示：3.5.23.5.2飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量（1 1）垂直陀螺仪测量俯仰角和滚转角）垂直陀螺仪测量俯仰角和滚转角垂直陀螺仪（航空地平仪）为测量（指示）飞机俯仰角和滚垂直陀螺仪（航空地平仪）为测量（指示）飞机俯仰角和滚转角的装置，前者作为飞行控制系统的敏感元件输出与姿态转角的装置，前者作为飞行控制系统的敏感元件输出与姿态角成比例的电信号，为飞行自动控制系统或其他机载特种设角成比例的电信号，为飞行自动控制系统或其他机载特种设备提供姿态信息。后者测量飞机的姿态，并作为指示仪表给备提供姿态信息。后者测量飞机的姿态，并作为指示仪表给飞行员提

44、供姿态指示。二者的应用不同，但基本工作原理相飞行员提供姿态指示。二者的应用不同，但基本工作原理相同同3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量内环和外环称为万向支架，陀螺转子安装在万向支架内，转内环和外环称为万向支架，陀螺转子安装在万向支架内，转子轴向上，内环下面装有液体开关，在子轴向上，内环下面装有液体开关，在x,yx,y轴上分别装有力矩轴上分别装有力矩电机电机、。要准确测量飞机的俯仰角和滚转角，首先要将陀螺仪正确地要准确测量飞机的俯仰角和滚转角，首先要将陀螺仪正确地安装在飞机上。采用纵向安装方式，如图安装在飞机上。采用纵向安

45、装方式，如图3-443-44所示，即将陀所示，即将陀螺仪的外环轴平行于飞机的纵轴，转子轴（螺仪的外环轴平行于飞机的纵轴，转子轴（L L方向）与地垂线方向）与地垂线重合，方向向上重合，方向向上- -垂直陀螺仪。垂直陀螺仪。3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量当当飞飞机机俯俯仰仰时时，表表壳壳和和外外框框跟跟随随机机体体一一起起转转动动。由由于于陀陀螺螺仪仪具具有有定定轴轴性性，所所以以内内环环绕绕内内环环轴轴保保持持稳稳定定，外外环环绕绕内内环环转转过过的的角角度度就就等等于于飞飞机机绕绕横横向向水水平平轴轴转转动动的的角角度度，即即飞飞机机的的俯俯仰仰角角。垂垂直直陀陀螺螺仪

46、仪的的机机电电转转换换元元件件电电位位计计安安装装在在外外环环上上，电电刷刷安安装装在在内内环环轴轴上上，因因此此反反应应外外环环与与内内环环相相对对运运动动的的电电位位计计和和电电刷刷即即可可输输出出与与俯俯仰仰角角成成比比例例的的电电信信号号；当当飞飞机机倾倾斜斜时时，表表壳壳跟跟随随机机体体一一起起转转动动。同同样样，由由于于陀陀螺螺仪仪的的定定轴轴性性，外外环环绕绕外外环环轴轴保保持持稳稳定定，表表壳壳绕绕外外环环轴轴转转过过的的角角度度就就等等于于飞飞机机绕绕纵纵轴轴转转动动的的角角度度，即即飞飞机机的的倾倾斜斜角角。由由于于电电位位计计安安装装在在壳壳体体上上，电电刷刷安安装装在在

47、外外环环轴轴上上，所所以以反反映映壳壳体体与与外外环环相相对对运运动动的的电电位位计和电刷即可输出与倾斜角成比例的电信号。计和电刷即可输出与倾斜角成比例的电信号。3.5.23.5.2飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量液体开关和力矩电机组成修正装置，来修正由于陀螺的表观液体开关和力矩电机组成修正装置，来修正由于陀螺的表观现象和各种干扰力矩所引起的进动飘移。现象和各种干扰力矩所引起的进动飘移。（2 2）航向陀螺仪测量方位角（航向角）航向陀螺仪测量方位角（航向角）1 1）航向陀螺仪用于测量飞机的航向角。如图）航向陀螺仪用于测量飞机的航向角。如图3-473-47所示：所示：航向角是飞机纵轴在水平面的投影

48、与指北线之间的夹角。指航向角是飞机纵轴在水平面的投影与指北线之间的夹角。指北线是指沿子午线并指北的线。子午线包括地理子午线和磁北线是指沿子午线并指北的线。子午线包括地理子午线和磁子午线，相应的有真航向角和磁航向角，两个航向角之间的子午线，相应的有真航向角和磁航向角，两个航向角之间的差角称为磁差角。根据当地的经度和纬度可计算出磁差角，差角称为磁差角。根据当地的经度和纬度可计算出磁差角，对其加以补偿，即可得真航向角。对其加以补偿，即可得真航向角。3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量航向角是飞机纵轴在水平面的投影与指北线之间的夹

49、角。指航向角是飞机纵轴在水平面的投影与指北线之间的夹角。指北线是指沿子午线并指北的线。子午线包括地理子午线和磁北线是指沿子午线并指北的线。子午线包括地理子午线和磁子午线，相应的有真航向角和磁航向角，两个航向角之间的子午线，相应的有真航向角和磁航向角，两个航向角之间的差角称为磁差角。根据当地的经度和纬度可计算出磁差角，差角称为磁差角。根据当地的经度和纬度可计算出磁差角，对其加以补偿，即可得真航向角。对其加以补偿，即可得真航向角。航向陀螺仪是自动驾驶仪的一个主要部件，其原理结构图如航向陀螺仪是自动驾驶仪的一个主要部件，其原理结构图如图图3-483-48所示：所示：3.5.23.5.2 飞机姿态角的

50、测量飞机姿态角的测量3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量航向陀螺仪由二（三）自由度陀螺仪、水平修正装置、方位航向陀螺仪由二（三）自由度陀螺仪、水平修正装置、方位修正装置和信号传感器等部分组成。修正装置和信号传感器等部分组成。二（三）自由度陀螺仪的外环轴垂直安装，自转轴调整到指二（三）自由度陀螺仪的外环轴垂直安装，自转轴调整到指北方向。当飞机改变航向时，自转轴仍然稳定在指北方向，北方向。当飞机改变航向时，自转轴仍然稳定在指北方向，即外环绕外环轴仍然保持稳定。根据仪表壳体与外环之间的即外环绕外环轴仍然保持稳定。根据仪表壳体与外环之间的相对位置，便可测量出飞机的航向角。但是，由于陀

51、螺飘移相对位置，便可测量出飞机的航向角。但是，由于陀螺飘移地球自转和飞行速度等因素的影响，自转轴不能长时间地稳地球自转和飞行速度等因素的影响，自转轴不能长时间地稳定在指北方向。定在指北方向。 3.5.23.5.2 飞机姿态角的测量飞机姿态角的测量一方面，自转轴将绕内环轴逐渐偏离水平面，从而造成自转一方面，自转轴将绕内环轴逐渐偏离水平面，从而造成自转轴与外环轴不能保持垂直关系；另一方面，自转轴将绕外环轴与外环轴不能保持垂直关系；另一方面，自转轴将绕外环轴逐渐偏离子午面，从而造成航向角的测量误差。轴逐渐偏离子午面，从而造成航向角的测量误差。由此利用二（三）自由度陀螺仪来测量飞机的航向，必须增由此利

52、用二（三）自由度陀螺仪来测量飞机的航向，必须增加两种修正，即水平修正和方位修正加两种修正，即水平修正和方位修正-陀螺磁罗盘。陀螺磁罗盘。3.63.6位置的测量位置的测量位置的测量也叫定位，就是通过测定飞机到地面上的两个已位置的测量也叫定位，就是通过测定飞机到地面上的两个已知其精确地理位置的导航台的距离，或利用测定到一个导航知其精确地理位置的导航台的距离，或利用测定到一个导航台的距离和方位，来确定飞机的位置。台的距离和方位，来确定飞机的位置。分为无线电测高和雷达测高、无线电测距和卫星定位分为无线电测高和雷达测高、无线电测距和卫星定位3.6.13.6.1无线电测高和雷达测高无线电测高和雷达测高测量

53、飞行高度的方法很多，前面就介绍过根据大气压力（静测量飞行高度的方法很多，前面就介绍过根据大气压力（静压）测量高度的方法、利用垂直方向加速度进行积分也可以压）测量高度的方法、利用垂直方向加速度进行积分也可以测量飞机高度，这里介绍利用无线电测高的方法。测量飞机高度，这里介绍利用无线电测高的方法。无线电测高和雷达测高是利用无线电波的反射特性测量飞行无线电测高和雷达测高是利用无线电波的反射特性测量飞行高度的方法。电磁波在空中以光速高度的方法。电磁波在空中以光速c c（ ）传播，且碰到地面能）传播，且碰到地面能够反射。飞机上装有无线电发射机和接收机，发射天线够反射。飞机上装有无线电发射机和接收机，发射天

54、线A A与发与发射天线射天线B B相距相距l l，无线电发射机发射无线电波，如图，无线电发射机发射无线电波，如图3-523-52所示：所示：3.6.13.6.1无线电测高和雷达测高无线电测高和雷达测高3.6.13.6.1无线电测高和雷达测高无线电测高和雷达测高所发射的无线电波，一部分由发射天线直接传到接收天线，所发射的无线电波，一部分由发射天线直接传到接收天线，所需时间为：所需时间为： ；另一部分无线电波由发射天线发射经；另一部分无线电波由发射天线发射经地面反射后到接收天线，所需时间为：地面反射后到接收天线，所需时间为：接收天线接收到上述两个无线电波的时间间隔为：接收天线接收到上述两个无线电波

55、的时间间隔为：3.6.13.6.1无线电测高和雷达测高无线电测高和雷达测高因为因为l l很小，故飞行高度很小，故飞行高度h h近似为：近似为：利用无线电波反射特性测量飞机飞行高度的方法，是将飞行利用无线电波反射特性测量飞机飞行高度的方法，是将飞行高度测量转化为时间的测量。由于它要求的无线电发射机的高度测量转化为时间的测量。由于它要求的无线电发射机的功率与所测高度的四次方成正比，因此在飞机上大多用于小功率与所测高度的四次方成正比，因此在飞机上大多用于小高度测量。测量精度为高度测量。测量精度为0.15m0.15m。3.6.23.6.2无线电测距无线电测距无线电测距，即用无线电的方法测量距离，使无线

56、电的基本无线电测距，即用无线电的方法测量距离，使无线电的基本任务之一。无线电测距按期工作原理可分为三种：任务之一。无线电测距按期工作原理可分为三种：脉冲测距（也称为时间测距）脉冲测距（也称为时间测距）相位测距相位测距频率测距频率测距按工作方式分为两种：带独立定时器的测距何不带独立定时按工作方式分为两种：带独立定时器的测距何不带独立定时器的测距。器的测距。其原理跟无线电测高类似，计算公式为：其原理跟无线电测高类似，计算公式为：3.6.33.6.3卫星定位卫星定位卫星定位系统是借助于在给定轨道上运行的人造卫星的一种卫星定位系统是借助于在给定轨道上运行的人造卫星的一种导航技术。在卫星导航中，用户（飞

57、机、舰船、战车等）具导航技术。在卫星导航中，用户（飞机、舰船、战车等）具有全球和近地空间的立体覆盖能力。因此，导航卫星能实现有全球和近地空间的立体覆盖能力。因此，导航卫星能实现全球无线电导航。导航卫星在空间左右规律的运动，它的轨全球无线电导航。导航卫星在空间左右规律的运动，它的轨道位置每时每刻都可精确预报。用户接收卫星发来的无线电道位置每时每刻都可精确预报。用户接收卫星发来的无线电导航信号，通过时间测距或多普勒测速分别获得用户相对于导航信号，通过时间测距或多普勒测速分别获得用户相对于卫星的距离或距离变化率等导航参数，并根据卫星的发送时卫星的距离或距离变化率等导航参数，并根据卫星的发送时间、轨道

58、等参数求出定位瞬间卫星的实时位置坐标，从而确间、轨道等参数求出定位瞬间卫星的实时位置坐标，从而确定出用户的地理位置坐标（二维或三维）和速度矢量分量。定出用户的地理位置坐标（二维或三维）和速度矢量分量。3.6.33.6.3卫星定位卫星定位全球定位系统（全球定位系统（GPSGPS）作为新一代卫星导航与定位系统，不仅）作为新一代卫星导航与定位系统，不仅具有全球性、全天候、连续的精密三维导航与定位能力，而具有全球性、全天候、连续的精密三维导航与定位能力，而且具有良好的抗干扰和保密性。且具有良好的抗干扰和保密性。全球定位导航系统包括三大部分：空间部分全球定位导航系统包括三大部分：空间部分-GPS-GPS

59、卫星星座；卫星星座；地面控制部分地面控制部分- -地面监控系统；用户设备部分地面监控系统；用户设备部分-GPS-GPS接收机。接收机。3.73.7导航系统导航系统导航（导航（navigationnavigation）是引导载体到达目的地的过程。随着应用）是引导载体到达目的地的过程。随着应用范围的不同，可分为航空导航、航海导航、陆地导航。范围的不同，可分为航空导航、航海导航、陆地导航。以航空为例，确定飞机的位置并引导其按预定航线航行的整以航空为例，确定飞机的位置并引导其按预定航线航行的整套设备（包括飞机上的和地面上的设备）称为飞机的导航系套设备（包括飞机上的和地面上的设备）称为飞机的导航系统。统

60、。早期飞机主要靠目视导航。早期飞机主要靠目视导航。2020世纪世纪2020年代开始发展仪表导航年代开始发展仪表导航飞机上有了简单的仪表，靠人工计算得出飞机当时的位置；飞机上有了简单的仪表，靠人工计算得出飞机当时的位置；2020世纪世纪3030年代出现无线电导航，首先使用的是中波四航道无年代出现无线电导航，首先使用的是中波四航道无线电信标和无线电罗盘；线电信标和无线电罗盘；2020世纪世纪4040年代初开始研制超短波的年代初开始研制超短波的伏尔导航系统伏尔导航系统； 3.73.7导航系统导航系统2020世世纪纪5050年年代代初初惯惯性性导导航航系系统统用用于于飞飞机机导导航航；2020世世纪纪

61、5050年年代代末末出出现现多多普普勒勒导导航航系系统统；2020世世纪纪6060年年代代开开始始使使用用远远程程无无线线电电罗罗兰兰C C导导航航系系统统、并并研研制制出出塔塔康康导导航航以以及及超超远远程程的的奥奥米米加加导导航航系系统统；2020世世纪纪6060年年代代初初出出现现了了卫卫星星导导航航；2020世世纪纪7070年年代代以以后后发发展展成成为为全全球球定定位位系系统统。在在此此过过程程中中为为发发挥挥不不同同导导航航系系统统的的特点，出现了特点，出现了组合导航系统组合导航系统。3.73.7导航系统导航系统（1 1）伏尔导航系统（）伏尔导航系统（vornavigationsy

62、stemvornavigationsystem）是一种近程导航）是一种近程导航系统，全称为甚高频全向方位导航系统。系统，全称为甚高频全向方位导航系统。（2 2）多普勒导航系统（）多普勒导航系统（dopplernavigationsystemdopplernavigationsystem）是利用多）是利用多普勒效应实现无线电导航的机载系统。普勒效应实现无线电导航的机载系统。（3 3）罗兰）罗兰C C导航系统（导航系统（loran-Cnavigationsystemloran-Cnavigationsystem）是一种双）是一种双曲线无线电导航系统，其全称为远程导航系统。曲线无线电导航系统，其全称

63、为远程导航系统。3.73.7导航系统导航系统（4 4）塔康导航系统（）塔康导航系统（tacannavigationsystemtacannavigationsystem）是一种近程极）是一种近程极坐标无线电导航系统。坐标无线电导航系统。（5 5）奥米伽导航系统（）奥米伽导航系统（omeganavigationsystemomeganavigationsystem）是一种超）是一种超远程极坐标无线电导航系统。远程极坐标无线电导航系统。本节只介绍飞机上广泛使用的惯性导航系统。本节只介绍飞机上广泛使用的惯性导航系统。3.7.13.7.1惯性导航系统惯性导航系统惯性导航系统（惯性导航系统（inerti

64、alnavigationsysteminertialnavigationsystem）是重要的机载导航）是重要的机载导航设备。惯性导航是通过测量飞机的惯性加速度，并自动进行设备。惯性导航是通过测量飞机的惯性加速度，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。组成惯性导航系统的设备都安装在飞机内，工作是性技术。组成惯性导航系统的设备都安装在飞机内，工作是不依赖于外界信息，也不向外界辐射能量，是一种自主式导不依赖于外界信息，也不向外界辐射能量，是一种自主式导航系统。航系统。3.7.13.7.1惯性导航系统惯性导航系统惯惯性性导导航航的的力力学学基基础础是是牛牛顿顿第第二二定定律律，牛牛顿顿第第二二定定律律叙叙述述了了物物体体的的加加速速度度、质质量量和和所所受受作作用用力力三三者者之之间间的的关关系系；当当用用线线加加速速度度及及测测量量到到飞飞机机（物物体体）的的运运动动加加速速度度后后，飞飞机机的的即即时时速度和即时位置可由下式获得：速度和即时位置可由下式获得：