CN102205878B - 惯性导航系统在航空器中的安装方法和这样配备的航空器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及惯性导航系统在航空器中的安装方法，其中：将导航系统支架(1)固定于航空器的结构元件；确定航向、横摇和俯仰上的支架安装角度，其代表导航系统支架相对航空器坐标系的定位的角误差，该确定基于测量预先确定的基准坐标系的点的坐标和导航系统支架的特征点的坐标来进行；在存储部件中记录支架安装角度，用以之后对惯性导航系统测得的数据进行修正。优选地，所使用的基准坐标系借助在航空器一区段的结构上形成以便该区段与相邻区段的接合的标位被确定。

Description

惯性导航系统在航空器中的安装方法和这样配备的航空器

技术领域

本发明涉及航空器中惯性导航系统(centrale àinertie)的安装方法。

背景技术

航空器的姿势和航向通常通过一个或多个惯性导航系统控制，其以首字母缩略词ADIRU(“Air Data Inertial Reference Unit”，即大气数据惯性基准单元)已知。这类惯性导航系统在航空器内的定位需要特别地精确以便提供对于航空器完全安全运行不可或缺的正确的姿态值和航向值。

惯性导航系统通常固定在被称为导航系统支架的支架上，支架本身固定在航空器的结构元件上。惯性导航系统在其导航系统支架上的精确定位可容易地获得。因而惯性导航系统和其支架之间的定位误差是可忽略的。从此时起，由惯性导航系统提供的数据的精确度基本上建立在其导航系统支架相对于航空器主结构的定位的精度上。该定位通常通过机械的方式实施。

导航系统支架的航向上定位借助复杂的工具最终实施，在航空器配备有三个惯性导航系统的常见情形下，所述工具显得特别地笨重和庞大。为了限制三个惯性导航系统的航向对准差异并保证由这些惯性导航系统提供的数据之间的一定的一致性，使用一种一体式工具，该一体式工具能够在三个相隔开的位置(对应三个导航系统)实施穿孔。该工具包括航空器的前起落架舱尺寸大小的校准金属组件。

该工具的大尺寸并不是用于航向上定位导航系统支架所使用的现有方法的唯一弊端。导航系统支架的航向相对于在航空器的一子组件上所取的一参考系被测量和调节，该子组件可以例如是头部和前起落架舱、或机身区段的座位轨道等。在航空器的两构成部分之间的每个接合处，这些部分的在它们组装时的相对定位的误差和制造公差引起惯性导航系统的航向对准误差。所述部分的不同接合处引起的误差累加。可以观察到，尽管所应用的部件，但最终还是特别难于获得所需的航向精度和在实施穿孔时保持该精度。

横摇和俯仰上的定位借助于测斜仪进行。导航系统支架此外配有四个可剥离垫片。根据其在导航系统支架上的位置，测斜仪提供导航系统支架相对于地面参考系的或横摇角度值或俯仰角度值。需要实施一预备步骤用于将航空器的头部相对于该地面坐标系进行定位。操作者调整可剥离垫片的高度以获得期望的横摇角和俯仰角。这涉及四点二分法。一个垫片的每次改变会影响垫片的平面度和导航系统支架的横摇和俯仰定位；其因而引起新的测量和其它三个垫片的改变。这种方法特别地棘手和枯燥。对在横摇和俯仰上的优化的研究会历时很长。此外可以观察到，最终非常难于在工业上获得必需的横摇和俯仰上的精度(如设备安装要求文件EIRD——“Equipement Installation Requirement Document”所确定的)。

发明内容

本发明旨在通过提出一种惯性导航系统安装方法来消除这些弊端，该方法较之已知的现有技术方法更为简单和更快速，其允许最终获益于精确和可靠的姿态值和航向值。

本发明的另一目的在于提出一种使用简单且不笨重的工具安装惯性导航系统的安装方法。

本发明还旨在提出一种航空器，其尤其配备有相对于已知惯性导航系统以更高的精确性和可靠性提供姿态值和航向值的惯性导航系统。

为此，本发明涉及惯性导航系统在航空器中的安装方法，其中：

-将用于接纳所述惯性导航系统的称为导航系统支架的支架固定于所述航空器的结构元件，

-确定称为支架安装角度的角度，其代表所述导航系统支架相对于称为航空器坐标系(repère)的理论坐标系的定位的角误差，基于测量预先确定的基准坐标系的点的坐标与所述导航系统支架的特征点的坐标来进行所述确定，

-在存储部件中记录这样确定的支架安装角度，用于以后修正所述惯性导航系统测得的数据。

在上述定义中，术语“航空器坐标系”通常表示由航空器的理论横摇方向(或纵向方向)、理论俯仰方向(翼展方向)和理论航向方向(或垂直方向)形成的理论坐标系。

本发明因而在于容许导航系统支架的不精确安装，并通过后面在计算由惯性导航系统提供的数据时考虑呈支架安装角度形式的导航系统支架的定位误差来弥补该容差。无需导航系统支架的任何精确定位，较之于现有技术的方法，根据本发明的安装方法大大地得到简化。除了其实施的快速性，可以注意到，与如在引言中所述的为航向上定位导航系统支架需要复杂和笨重的穿孔工具的现有技术方法相反，该方法不使用任何特殊的工具。根据本发明的方法还允许摆脱现有技术的支架横摇和俯仰上定位所必需的且调校枯燥的可剥离垫片。根据本发明的方法此外允许最终获得更为精确和更为可靠的姿态数据和航向数据，这些数据考虑到导航系统支架相对于航空器坐标系的实际定位。

优选地，确定：

-称为航向安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的航向定位角误差，

-称为横摇安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的横摇定位角误差，

-称为俯仰安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的俯仰定位角误差。

有利地，所使用的基准坐标系借助在航空器结构上形成的标位加以确定。优选地，所用标位是形成在航空器一区段的结构上以便该区段与相邻区段的接合的标位。例如使用在航空器头部一区段、特别是在该头部的中间区段上形成的标位。这些标位在航空器坐标系中的坐标被预先确定。这些标位在被称为整合结构工位的工位形成在航空器上；它们确定被称为整合坐标系的坐标系，该坐标系允许在其它工位中、尤其是在其它组装工厂中相同地重现机身定位。根据本发明，该整合坐标系作为基准坐标系被使用。最终地，支架安装角度确定中的精确度仅受到以下不精确度的影响：

-在整合结构工位所用区段(例如头部的中间区段)相对于地面坐标系的定位的不精确度，

-在可以是整合结构工位或另一工位的导航系统支架安装工位，标注和标定所述标位时的(激光)测量的不精确度，

-和为确定支架安装角度定位所述导航系统支架的的特征点时的(激光)测量的不精确度。根据本发明的作为基准坐标系的整合坐标系的选择允许获得在支架安装角度确定中的足够精度。

有利地，使用导航系统支架，其包括：

-板台，其用于在所述航空器中基本水平地延伸，所述板台确定所述支架的与所述板台正交的垂直方向、以及所述支架的轴向方向和横向方向，所述轴向方向和横向方向在所述板台的平面中延伸并用于分别基本平行于所述航空器的俯仰方向和横摇方向延伸，

-后壁，其从板台的后边缘起延伸，

-至少两个定心销，其中：前定心销，所述前定心销由所述板台的与所述后壁相对的前侧面支承；和后定心销，所述后定心销由所述后壁支承，所述的前后定心销具有按所述支架的轴向方向延伸的轴线，所述后定心销包括用于与所述惯性导航系统的箱体全面接触的接触面，

-称为接触板的两表面，其在所述板台的与所述后壁相对的前边部附近在所述板台上形成，所述接触板按所述支架的横向方向分开，所述接触板用于与所述惯性导航系统的箱体全面接触。

上述的定心销和接触板形成与惯性导航系统箱体相接触的连续的接触线和接触面。换句话说，当惯性导航系统固定在位于其最终位置的导航系统支架上时，其箱体置靠在整个接触板上，并且接触面与设在所述箱体中的开孔在其整个周沿上相接触。

在本发明的第一方式中，所使用的用于确定支架安装角度的导航系统支架特征点是位于所述支架的表面上的点，优选地所述支架的表面用于与惯性导航系统相接触。

例如，在如前所述的导航系统支架的情形中，特征点优选地是如下的点：点A，其位于在板台上形成的接触板之一上；点B，其位于在板台上形成的另一接触板上；点C，其位于后定心销的接触面上；点D，其位于前定心销上。分别在接触板、接触面和前定心销上的所述点A到D的位置只要可被确定就是无差别的，并且从一次测量到另一次测量是可复制的。

有利地，使用测得的点A和B的坐标以确定所述导航系统支架的俯仰安装角度。相似地，优选地使用测得的点B和C的坐标以确定所述导航系统支架的横摇安装角度。最后，有利地使用测得的点C和D的坐标以确定所述导航系统支架的航向安装角度。

在本发明的第二实施方式中，用于确定支架安装角度的导航系统支架特征点是位于被称为延长器的一构件上的点，该构件固定在导航系统支架上且尺寸大于导航系统支架的尺寸。

根据导航系统支架的尺寸，不排除上述测量点A到D之间的距离太小而不能获得足够的测量精度且不能保证在支架安装角度确定中的最小误差。这种延长器的使用因而是有用的：其允许增大在测量点之间的距离并且因此改善在支架安装角度的确定中获得的精度。为此，在延长器和导航系统支架之间的界接误差(相对定位误差)应是可忽略的。借助于导航系统支架所具有的定心销，该目的可容易地达到。延长器有利地具有能够与这些定心销相互配合的引导和组装部件；换句话说，延长器具有与导航系统支架的界接部，其优选地与惯性导航系统的界接部相同。

有利地，使用一延长器，一方面该延长器的横向尺寸是导航系统支架的横向尺寸的至少五倍，另一方面该延长器的轴向尺寸是导航系统支架的轴向尺寸的至少两倍。术语支架和延长器的“横向尺寸”表示这些元件按照导航系统支架的横向方向(这里用于基本平行于航空器的横摇方向)的各自尺寸，可观察到延长器固定在导航系统支架上。相同地，术语支架的和延长器的“轴向尺寸”表示这些元件按导航系统支架的轴向方向(这里用于基本平行于航空器的俯仰方向)的各自尺寸，观察到探测器固定在导航系统支架上。

有利地，使用激光装置，用于测量基准坐标系的点的坐标和测量导航系统支架的特征点的坐标。优选地，使用摄像和跟踪激光装置、以及每个包括一个反射器和一个二极管阵列的活动探头。将活动探头布置在形成于航空器结构上的标位上，用于基准坐标系的定位；继而布置在导航系统支架的特征点上，用于确定支架安装角度。

在本发明的一可能的实施方式中，存储部件(在其中记录有支架安装角度)包括集成在航空器集中模块中的至少一个非易失性存储器。

作为变型，存储部件包括至少一个专用的非易失性存储器，该存储器优选地与惯性导航系统相连或可与航空器的一网络相连。当航空器需要配备有多个惯性导航系统时，存储部件优选地包括与惯性导航系统数目同样多的存储器，所有导航系统支架的安装角度优选存储在这些存储器的每个中。该冗余保证高安全级别。然而，并不排除仅在单一存储器中记录一个支架的安装角度、又或仅设置记录所有支架的安装角度的一单一存储器。

此外，一有利的内部存储部件是从航空器外部的模块下载的。

使用时，记录在存储部件中的每个支架的安装角度被传输(借助于数据交换协议或通过下载)到对应的惯性导航系统，以使得所述惯性导航系统因而对通过惯性导航系统测量的数据在任何使用这些数据之前进行修正。

本发明还涉及一种航空器，其包括根据符合本发明的方法安装的导航系统支架及惯性导航系统。特别地，本发明涉及一种航空器，其包括至少一个惯性导航系统和固定在航空器结构元件上的导航系统支架，其特征在于，对于每个惯性导航系统，所述航空器包括：

-存储部件，在所述存储部件中记录称为支架安装角度的角度，其代表对应所述惯性导航系统的所述导航系统支架相对于称为航空器坐标系的理论坐标系的定位的角误差，所述支架安装角度基于测量基准坐标系的点的坐标和所述导航系统支架的特征点的坐标被预先确定，

-计算部件，其适于基于所述惯性导航系统测得的数据和对应支架的安装角度计算称为被修正数据的数据。

如前文所阐述的，当航空器包括多个惯性导航系统时，存储部件可被集中并包括非易失性存储器，在该存储器中记录有航空器的不同导航系统支架的安装角度。作为变型或作为组合，每个惯性导航系统具有专用的存储部件，例如专用的存储部件安装在其支架上或如有需要集成在惯性导航系统中，在其中记录有对应支架的安装角度或所有支架的安装角度。

每个惯性导航系统具有集成在所述惯性导航系统中的专有计算部件。

此外，优选地，每个导航系统支架包括如前文定义的一板台、一后壁和一些定心销。特别地，板台包括两个接触板，并且后定心销包括一接触面。

附图说明

本发明的其它细节和优点将在阅读接下来的参照示意性附图且针对作为非限定性例子提供的优选实施方式的描述中得到展示。附图中：

-图1是可在根据本发明的安装方法的范围内使用的导航系统支架的示意性透视图，

-图2是图1的导航系统支架的示意性俯视图，和

-图3一方面是可在根据本发明的安装方法的范围内使用的延长器、另一方面是航空器一区段的示意性透视表示，没有遵守延长器和航空器区段之间的比例。

具体实施方式

图1和2示出可在根据本发明的惯性导航系统的安装方法的范围内使用的导航系统支架1。通常，该导航系统支架1包括：板台2，惯性导航系统用于被承置在该板台上；和后壁3，其与板台2正交地从板台的后边缘15起延伸。

板台2开有洞孔以具有有限质量。后壁3具有孔口12，孔口12用于接纳连接器(未显示)，该连接器用于惯性导航系统与航空器的供电及数据传输网的连接。

导航系统支架1用于通过这里没有显示的穿过板台2的螺钉被固定在航空器的结构元件上。作为在航空器中安装的示例，这种导航系统支架具有：平行于板台2的轴向方向20，该轴向方向与航空器的理论俯仰方向(也被称为翼展方向或Y轴)相重合；平行于板台2的横向方向21，其与航空器的理论横摇方向(也被称为机身的纵向方向或X轴)相重合；以及与板台2正交的垂直方向21，其与航空器的理论航向方向(也被称为垂直方向或Z轴)相重合。

惯性导航系统相对于导航系统支架1的正确定位通过如下部件予以保证：

-两导轨4和5，它们固定在板台2上并且按导航系统支架的轴向方向20延伸。在将惯性导航系统布置在导航系统支架1上时，这些导轨4和5仅允许在将定心销6到8(在下文中确定)插入惯性导航系统的箱体中之前的惯性导航系统的大致预定位；

-前定心销6，其按轴向方向20从板台2的前侧面16起延伸，该前定心销6基本位于所述前侧面16的中间(按横向方向21)；

-两个后定心销7和8，它们按轴向方向20在板台2的上方从后壁3起延伸，这两个后定心销7和8按横向方向21相互分开并相对。后定心销8具有形成支承面的隆凸部9，以获得惯性导航系统按横向方向21和垂直方向22的精确定位。这里，隆凸部9具有在与后定心销8的轴线正交的平面中的圆形的截面，其将隆凸部9分割成两个相等的部分。该隆凸部9因而形成在该平面中的接触面，这里是呈接触圆圈的形式。在一可能的和优选的实施方式中，隆凸部9是球形环体，其因此在经过其中心的任何平面中形成接触圆圈。

-两个呈盘形的接触板10和11，它们在板台2上形成并且参与导航系统按垂直方向22的定位。

同时，惯性导航系统具有箱体，箱体尤其包括：

-下表面，其用于靠置在板台2上；接触板10和11提供与惯性导航系统箱体的下表面的对应两区域相接触的连续接触面，

-前突缘，其从箱体下表面向下凸起地延伸并且包括用于接纳导航系统支架1的前定心销6的开孔。当惯性导航系统在其支架上就位时，该前突缘支撑在导航系统支架的板台2的前侧面16上；

-两后开孔，其用于接纳后定心销7和8。后定心销8的隆凸部9提供至少一个与惯性导航系统的箱体的对应的后开孔相接触的接触区。该接触面通常包含在基本正交于轴向方向20的(且经过隆凸部的中心)平面中。

惯性导航系统在导航系统支架1上的固定通过两螺母13和14保证，这两螺母在螺杆17和18上拧紧并且按轴向方向20从导航系统支架的板台2的前侧面16起延伸。惯性导航系统的箱体的前突缘具有两个槽口或开孔，用于螺杆17和18的通过。螺母13和14因而通过夹持其前突缘而将惯性导航系统保持。

设置用于组装惯性导航系统和导航系统支架1的有时称为界接部件的所有前述部件，允许获得导航系统和支架的相对定位，该定位足够精确以能忽略导航系统和其支架之间的可能的(在航向、横摇和俯仰方面的)角偏差。

相反地，考虑到航空器结构的复杂性，非常难于获得导航系统支架如示出的支架1相对于被称为航空器坐标系(由航空器的理论横摇方向、理论俯仰方向和理论航向方向形成的坐标系)的航空器特征坐标系的精确定位。已知的惯性导航系统的安装方法全部旨在：最小化导航系统支架的定位误差(在航向、横摇和俯仰方面)，以使得惯性导航系统所提供的数据尽可能地准确。

相反地，根据本发明的方法建立在测量和之后考虑导航系统支架定位误差的基础上。该方法如下进行。

借助穿过板台2的螺钉(未显示)将导航系统支架1固定在航空器的主结构元件上。该操作进行，而无需紧固支架；其不需要任何特殊的工具。在应配备有多个惯性导航系统的航空器的情形中，因而将每个导航系统支架固定在预设部位上。

根据本发明，继而确定每个导航系统支架的横摇安装角度、俯仰安装角度和航向安装角度。

支架的横摇安装角度被定义为代表导航系统支架在航空器坐标系中的定位的横摇角误差。横摇安装角度例如等于航空器的俯仰方向与导航系统支架1的轴向方向20在与航空器的横摇方向正交的平面中的投影之间的角。

相似地，支架的俯仰安装角度被定义为代表导航系统支架在航空器坐标系中的定位的俯仰角误差。俯仰安装角度例如等于在航空器的横摇方向与导航系统支架1的横向方向21在与航空器的俯仰方向相正交的平面中的投影之间的角。

最后，支架的航向安装角度被定义为代表导航系统支架在航空器坐标系中的定位的航向角误差。航向安装角度例如等于航空器的横摇方向与导航系统支架1的横向方向21在与航空器的航向方向相正交的平面中的投影之间的角。

这些安装角度通过测量被确定。根据本发明，为此使用标注在航空器上且其轴线的朝向相对于航空器坐标系是已知的一基准坐标系，并且忽略源自该坐标系的标记和标定的不精确性。换句话说，通过测量确定导航系统支架在基准坐标系中的定位(即其轴向方向、横向方向和垂直方向的朝向)，由此推断所述导航系统支架在航空器坐标系中的定位。

有利地，所使用的基准坐标系通过预先形成的标位被确定，这些标位在整合结构工位预先形成在航空器结构元件上用以接合航空器的不同区段。这些标位在航空器坐标系中的坐标是预定的。如在图3上示出的同一区段例如航空器头部的中间区段的标位U、V和W，允许确定被称为整合坐标系的一坐标系，其根据本发明作为基准坐标系被使用。该整合坐标系的优点此外在于这样的事实：由标位V和W确定的方向可被视作是与航空器的理论俯仰方向平行的(撇开可忽略的标位的标记误差和标定误差)，并且由点U和V确定的方向可被视作是与航空器的理论横摇方向平行的。换言之，整合坐标系直接体现航空器坐标系。然而可使用其方向与航空器坐标系的方向不平行的坐标系。

导航系统支架在整合坐标系中的定位的测量如下进行。

在航空器中在合适部位安装激光测量装置24，用于允许可靠地一方面瞄准确定整合坐标系的标位、和另一方面瞄准每个导航系统支架的特征点(即适于确定定位)，所述特征点可位于导航系统支架上或位于安装在这些导航系统支架上的被称为延长器的构件上。

所使用的激光测量装置24优选是配备有高速摄像机的跟踪激光测量装置。操作者手动地将无线活动探头定位在他期望记录坐标的每个点上。活动探头包括反射器和其相对于反射器的位置是已知的二极管阵列。跟踪激光器允许确定反射器的确切位置，而摄像机允许确定二极管阵列在摄影测量图中的位置，从中可推断所述阵列的空间朝向。这种激光测量装置因而允许测量在一表面上的一给定点的球坐标以及该表面的朝向。借助于球探头可达隐蔽点。

借助激光测量装置，测量整合坐标系的标位U、V和W(见图3)的坐标。对于每个导航系统支架，还测量或位于导航系统支架上的点的坐标，或位于安装在所述导航系统支架上的延长器上的点的坐标。

因此，在本发明的第一方式中，每个支架的安装角度基于测量所述导航系统支架的点A、B、C、D(见图1和2)的坐标被确定。

点A是可测定点，例如是导航系统支架的接触板10的中心。点B是可测定点，例如是导航系统支架的接触板11的中心。点C是在后定心销8的隆凸部9上形成的接触面的可测定点。点D是前定心销6的可测定点。所有这些点在导航系统支架的固有坐标系(尤其由轴向方向20、横向方向21和垂直方向22确定)中的坐标是已知的。因此，这些点在基准坐标系中的坐标的测量允许精确地确定导航系统支架在基准坐标系中、因而在航空器坐标系中的轴向方向、横向方向和垂直方向的朝向。换句话说，其允许确定支架的安装角度。

支架的横摇安装角度，记为α，优选由以下公式给出：

α＝θ₂-θ₁

其中， $\tan {\mathrm{\θ}}_1=\left|\frac{(\mathrm{Bz}-\mathrm{Cz})-(\mathrm{Bzi}-\mathrm{CZi})}{(\mathrm{By}-\mathrm{Cy})-(\mathrm{Byi}-\mathrm{Cyi})}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\θ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Vz}-\mathrm{Wz}}{\mathrm{Vy}-\mathrm{Wy}}\right|$

其中Bz、Cz、Vz和Wz是按与航空器航向方向近似对齐的激光装置的轴Oz分别测得的点B、C、V和W的坐标，

By、Cy、Vy和Wy、是按与轴Oz正交并与航空器的俯仰方向近似对齐的激光装置的轴Oy分别测得的点B、C、V和W的坐标，

Bzi和Czi分别是按导航系统支架的固有坐标系的轴O_iz_i的点B和C的(已知的)坐标，该轴与所述支架的垂直方向22平行，和

Byi和Cyi分别是按导航系统支架的固有坐标系的轴O_iy_i的点B和C的(已知的)坐标，该轴与所述支架的轴向方向20平行。

此外，应提醒的是，整合坐标系的点V和W被视作是按航空器的理论俯仰方向对准的。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

支架的俯仰安装角度，记为β，优选地通过如下公式给出：

β＝ρ₂-ρ₁，其中， $\tan {\mathrm{\ρ}}_1=\left|\frac{\mathrm{Az}-\mathrm{Bz}}{\mathrm{Ax}-\mathrm{Bx}}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\ρ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Uz}-\mathrm{Vz}}{\mathrm{Ux}-\mathrm{Vx}}\right|$

其中Az、Bz、Uz和Vz分别是按激光装置的轴Oz的点A、B、U和V的坐标，和

Ax、Bx、Ux和Vx分别是按与轴Oy和Oz正交的激光装置轴Ox的点A、B、U和V的坐标。

此外，应提醒的是，整合坐标系的点U和V被视作是按照航空器的理论横摇方向对齐的。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

支架的航向安装角度，记为γ，优选地通过如下给出：

γ＝σ₂-σ₁

其中， $\tan {\mathrm{\σ}}_1=\left|\frac{(\mathrm{Dx}-\mathrm{Cx})-(\mathrm{Dxi}-\mathrm{Cxi})}{(\mathrm{Dy}-\mathrm{Cy})-(\mathrm{Dyi}-\mathrm{Dyi})}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\σ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Vx}-\mathrm{Wx}}{\mathrm{Vy}-\mathrm{Wy}}\right|$

其中Dx、Cx、Vx和Wx分别是根据激光装置轴Ox的点D、C、V和W的坐标，

Dy、Cy、Vy和Wy分别是根据激光装置轴Oy的点D、C、V和W的坐标，

Dxi和Cxi分别是根据导航系统支架的固有坐标系的轴O_ix_i的点D和C的(已知的)坐标，该轴与所述支架的横向方向21平行，和

Dyi和Cyi分别是根据导航系统支架的固有坐标系的轴O_iy_i的点D和C的(已知的)坐标(该轴与所述支架的轴向方向20平行)。

此外，应提醒的是，整合坐标系的点V和W被视为按航空器的理论俯仰方向对齐。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

在本发明的第二实施方式中，每个支架的安装角度基于测量固定在导航系统支架上的延长器的点E、F、G的坐标被确定。

图3非常示意性地示出安装在导航系统支架1上的延长器30。有利地，延长器30具有与导航系统支架的界接部(未显示)，该界接部与所述导航系统支架应接纳的惯性导航系统的箱体的(上述)界接部相同。该界接部允许获得延长器30相对于导航系统支架1的精确定位并因而忽略这两个元件的相对定位的误差。延长器30此外具有上表面31，该上表面可被视作当延长器安装在导航系统支架上时是与导航系统支架1的接触板10和11所确定的平面平行的。

点E、F、G是标定在延长器上表面31上的三个点，每个点位于该上表面的一角附近，以使得这些点最大程度地相互远离开。点E、F、G中的每一个在上表面31上的位置是已知的，从而这些点E、F、G在导航系统支架(延长器固定在其上)的固有坐标系中的坐标也是已知的。这些点E、F、G在基准坐标系中的坐标的测量因而允许确定导航系统支架的在基准坐标系中、因而在航空器坐标系中的轴向方向、横向方向和垂直方向的定向。换句话说，其允许确定支架的安装角度。

因此例如，支架的横摇安装角度通过如下公式给出：

α＝θ₂-θ₁

其中， $\tan {\mathrm{\θ}}_1=\left|\frac{\mathrm{Fz}-\mathrm{Gz}}{\mathrm{Fy}-\mathrm{Gy}}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\θ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Vz}-\mathrm{Wz}}{\mathrm{Vy}-\mathrm{Wy}}\right|$

其中Fz、Gz、Vz和Wz分别是点F、G、V和W按激光装置轴Oz测得的坐标，

Fy、Gy、Vy和Wy分别是点F、G、V和W按激光装置的轴Oy测得的坐标，

只有如果选择成使点F和G(如图所示)按导航系统支架的轴向方向20对齐(当延长器固定在所述支架上时)，前述公式才是有效的。应提醒的是，整合坐标系的点V和W被视作是按航空器的理论俯仰方向对齐的。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

支架的俯仰安装角度通过如下公式给出：

β＝ρ₂-ρ₁

其中， $\tan {\mathrm{\ρ}}_1=\left|\frac{\mathrm{Ez}-\mathrm{Fz}}{\mathrm{Ex}-\mathrm{Fx}}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\ρ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Uz}-\mathrm{Vz}}{\mathrm{Ux}-\mathrm{Vx}}\right|$

其中Ez、Fz、Uz和Vz分别是按激光装置轴Oz的点E、F、U和V的坐标，并且

Ex、Fx、Ux和Vx分别是按激光装置轴Ox的点E、F、U和V的坐标。

只有如果选择成点E和F(如图所示)按导航系统支架的横向方向21对齐(当延长器固定在所述支架上时)，前述公式才是有效的。应提醒的是，整合坐标系的点U和V被视作是按照航空器的理论横摇方向对准的。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

支架的航向安装角度通过如下公式给出：

γ＝σ₂-σ₁

其中， $\tan {\mathrm{\σ}}_1=\left|\frac{\mathrm{Fx}-\mathrm{Gx}}{\mathrm{Fy}-\mathrm{Fy}}\right|$ 和 $\tan {\mathrm{\σ}}_2=\left|\frac{\mathrm{Vx}-\mathrm{Wx}}{\mathrm{Vy}-\mathrm{Wy}}\right|$

其中Fx、Gx、Vx和Wx分别是根据激光装置轴Ox的点F、G、V和W的坐标，和

Fy、Gy、Vy和Wy分别是根据激光装置轴Oy的点F、G、V和W的坐标，

只有如果选择成点F和G(如图所示)按导航系统支架的轴向方向20对齐(当延长器固定在所述支架上时)，前述公式才是有效的。应提醒的是，整合坐标系的点V和W被视作是按照航空器的理论俯仰方向对齐的。另一基准坐标系的使用将提供其它的公式。

这种延长器的使用允许最小化由导航系统支架特征点的坐标的测量所导致的不精确性。

实际上，如果考虑激光装置具有±0.25毫米的瞄准精度，导航系统支架的特征点的坐标的测量引起支架横摇安装角度的确定中的下述误差ε₁：

当利用导航系统支架的点B和C来确定安装角度时，和

当利用延长器的点F和G来确定安装角度时，

通过定义距离[FG]大于距离[BC]，借助延长器的使用使误差ε₁最小化。考虑到导航系统支架的通常尺寸，有利地使用这样一延长器：其上表面31具有的轴向尺寸(当延长器固定在所述支架上时按导航系统支架的轴向方向20的尺寸)是导航系统支架板台2的轴向尺寸的至少两倍，点F和G位于所述上表面的轴向边缘附近(沿横向方向21延伸的边缘)。

相似地，导航系统支架的特征点的坐标的测量引起支架俯仰安装角度确定中的下述误差ε₂：

当利用导航系统支架的点A和B确定安装角度时，和

当利用延长器的点E和F来确定安装角度时，

定义距离[EF]大于距离[AB]，借助延长器的使用使误差ε₂最小化。考虑到导航系统支架的通常尺寸，有利地使用这样一延长器：其上表面31具有的横向尺寸(当延长器固定在所述支架上时根据导航系统支架的横向方向21的尺寸)是导航系统支架板台2的横向尺寸的至少五倍，点E和F位于所述上表面的侧边缘附近(沿轴向方向20延伸的边缘)。

最后，支架的特征点的坐标的测量在支架的航向安装角度的确定中引起下述误差ε₃：

当利用导航系统支架的点C和D来确定安装角度时，和

当利用延长器的点F和G来确定安装角度时，

定义距离[FG]大于距离[CD]，借助于延长器的使用使误差ε₃最小化。使用轴向尺寸是导航系统支架的轴向尺寸至少两倍的延长器(参见关于误差ε₁的段落)的使用完全地令人满意。

需要注意的是，每个支架的安装角度的确定受到仅下述不精确度的影响：

-相对于地面坐标系在整合结构工位所述头部中间区段的定位的不精确性，

-在导航系统支架安装工位所述标位的标注和标定时的(激光)测量的不精确性。对于横摇安装角度和航向安装角度，该不精确度记为ε₄，由tanε₄＝1/[VW]给出。对于俯仰安装角度，该不精确度记为ε₅，由tanε₅＝1/[UV]给出；

-在定位所述导航系统支架的特征点时，如前定义的(激光)测量的不精确度ε₁或ε₂或ε₃。

本发明允许满足关于惯性导航系统提供的数据的精度和可靠性的现行标准要求。此外，相对于根据已知方法安装的现有导航系统，根据本发明安装的惯性导航系统以更高的精度和可靠性提供数据。在根据本发明的安装方法的主要优点中加上该有利的效果，即其实施的简易性和快速性。

每个导航系统支架的安装角度一旦如前所述被确定，就被记录在存储部件中。这些存储部件可包括集成在航空器的集中模块中的至少一个非易失性存储器和/或例如安装在导航系统支架之一或每个上的至少一个非易失性存储器以及下载内部存储部件。在每个导航系统支架均配有一个非易失性存储器的情形中，可在每个存储器中记录所有导航系统支架的安装角度或者在每个存储器中仅记录对应支架的安装角度。

无论存储部件的形式如何(航空器的集中模块或专用存储器)，连接部件有利地被设置在这些存储部件和惯性导航系统之间，以在每个惯性导航系统中传递对应支架的安装角度(并且如有需要传递其它支架的安装角度)。在集中存储部件的情形下，支架安装角度通过与惯性导航系统相连的航空器中央通信网络被传输给惯性导航系统。在分散存储部件的情形下，例如安装在其导航系统支架上的每个存储器通过一专用缆线被连接到由所述支架支承的惯性导航系统上。

在惯性导航系统内部的存储的情形下，下载传输可通过专用数据包经由网络实施。

这样存储的每个支架的安装角度，继而被航空器的集中计算模块使用，或优选地被所述支架支承的惯性导航系统使用，以实时修正该导航系统测量的数据。该修正允许弥补所述支架相对于航空器结构的定位缺陷。

可相对于所示实施方式对本发明进行多种变型，只要这些变型在权利要求书所界定的范围内。

如前所示，延长器的三个点足以确定导航系统支架的横摇安装角度、俯仰安装角度和航向安装角度。然而可使用延长器的四个点，优选地在其上表面的四个角上标定的四个点，如在图3上示出的点E、F和G和一附加点H。在此情形下，为了确定横摇安装角度，或者可使用点F和G(如前文所阐述)，或者可使用点E和H。为了确定俯仰安装角度，可或者使用点E和F(如前文所阐述)，或者使用点H和G。为了确定航向安装角度，可或者使用点F和G(如前文所阐述)，或者使用点E和H。

相反地，在示例中提出使用位于导航系统支架上的四个特征点A、B、C、D。然而，位于导航系统支架上的三个点足够用于确定支架的安装角度。

需要注意的是，选择点A、B、C、D，因为它们位于惯性导航系统和导航系统支架之间的交界部，并且因而允许以很大的精度直接确定惯性导航系统本身在航空器坐标系中的定位(撇开惯性导航系统相对于导航系统支架的定位误差，其是可忽略的)。特别地，由于点A和B按导航系统支架的横向方向21(近似地平行于航空器的横摇方向)分开和它们对于惯性导航系统构成按垂直方向的止挡件，因而点A和B允许精确地确定惯性导航系统相对于航空器的水平平面的围绕俯仰方向的可能的转动角度。因为点B和C按导航系统支架的轴向方向20(近似地平行于航空器的俯仰方向)分开并且它们对于惯性导航系统构成按垂直方向的止挡件，因而点B和C允许精确地确定惯性导航系统相对于航空器的水平平面的围绕横摇方向的可能的转动角度。因为点C和D根据导航系统支架的轴向方向20(近似地平行于航空器的俯仰方向)分开并且它们对于惯性导航系统构成按导航系统支架的横向方向21(近似地平行于横摇方向)的止挡件，因而点C和D允许精确地确定惯性导航系统相对于航空器的纵向垂直平面的围绕航向方向的可能的转动角度。

可选择其它的点，包括不属于导航系统支架和惯性导航系统之间界接部的导航系统支架的点，只要这些点在导航系统支架的固有坐标系中的位置(即坐标)是已知的并且它们因而允许表现例如导航系统支架的轴向方向、横向方向和垂直方向的特征。

Claims (11)

1.惯性导航系统在航空器中的安装方法，其中：

－将用于接纳所述惯性导航系统的导航系统支架(1)的支架固定于所述航空器的结构元件，

－确定称为支架安装角度的角度，其代表所述导航系统支架(1)相对于称为航空器坐标系的理论坐标系的定位的角误差，基于测量预先确定的基准坐标系的点的坐标与所述导航系统支架的特征点的坐标来进行所述确定，

－在存储部件中记录这样确定的支架安装角度，用于以后修正所述惯性导航系统测得的数据，

－使用导航系统支架(1)，所述导航系统支架包括：

●板台(2)，其用于在所述航空器中基本水平地延伸，所述板台确定所述导航系统支架的与所述板台正交的垂直方向(22)、以及所述导航系统支架的轴向方向(20)和横向方向(21)，所述轴向方向和横向方向在所述板台的平面中延伸并用于分别基本平行于所述航空器的俯仰方向和横摇方向延伸，

●后壁(3)，其从所述板台的后边缘(15)起延伸，

●至少两个定心销，其中：前定心销(6)，所述前定心销由所述板台的与所述后壁(3)相对的前侧面(16)支承；和后定心销(8)，所述后定心销由所述后壁支承，所述前定心销及后定心销具有沿所述导航系统支架的轴向方向(20)延伸的轴线，所述后定心销(8)包括用于与所述惯性导航系统的箱体完全接触的接触面，

●两个称为接触板的表面，其在所述板台的与所述后壁(3)相对的前边部附近形成在所述板台(2)上，所述接触板按所述导航系统支架的横向方向(21)分开，所述接触板用于与所述惯性导航系统的箱体完全接触。

2.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所述导航系统支架的特征点是位于所述导航系统支架的用于与所述惯性导航系统接触的表面上的点，或者所述导航系统支架的特征点是位于被称为延长器(30)的构件上的相互远离开的点，所述构件固定在所述导航系统支架上且尺寸比所述导航系统支架的尺寸要大。

3.根据权利要求2所述的安装方法，其特征在于，所述特征点在以下点中选出：位于所述接触板之一(10)上的点A、位于另一接触板(11)上的点B、位于所述后定心销(8)的接触面上的点C、位于所述前定心销(6)上的点D、延长器(30)的三个点E、F和G。

4.根据权利要求3所述的安装方法，其特征在于，确定：

－称为航向安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的航向定位角误差，

－称为横摇安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的横摇定位角误差，

－称为俯仰安装角度的支架安装角度，其代表所述导航系统支架在所述航空器坐标系中的俯仰定位角误差。

5.根据权利要求4所述的安装方法，其特征在于，使用测得的点A和B或两个点E和F的坐标以确定所述俯仰安装角度；使用测得的点B和C或两个点F和G的坐标以确定所述横摇安装角度；使用测得的点C和D或两个点F和G的坐标以确定所述航向安装角度。

6.根据权利要求2所述的安装方法，其特征在于，一方面，所用的延长器(30)的横向尺寸是所述导航系统支架的横向尺寸的至少五倍，另一方面所用的延长器的轴向尺寸是所述导航系统支架的轴向尺寸的至少两倍。

7.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所使用的所述基准坐标系借助形成在航空器一区段的结构上用于该区段与相邻区段的接合的标位(U，V，W)被确定。

8.根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，所使用的所述存储部件包括集成在所述航空器的集中模块内的至少一个非易失性存储器、或至少一个专用的非易失性存储器或内部存储部件。

9.航空器，其包括至少一个惯性导航系统和固定于所述航空器的结构元件的导航系统支架(1)，其特征在于，对于每个惯性导航系统，所述航空器包括：

－存储部件，在所述存储部件中记录称为支架安装角度的角度，其代表对应所述惯性导航系统的所述导航系统支架相对于称为航空器坐标系的理论坐标系的定位的角误差，所述支架安装角度基于测量基准坐标系的点的坐标和所述导航系统支架的特征点的坐标被预先确定，

－计算部件，其适于基于所述惯性导航系统测得的数据和对应导航系统支架的安装角度计算称为被修正数据的数据，

并且，每个导航系统支架包括：

－板台(2)，其用于在所述航空器中基本水平地延伸，所述板台确定所述导航系统支架的与所述板台正交的垂直方向(22)、以及所述导航系统支架的轴向方向(20)和横向方向(21)，所述轴向方向和横向方向在所述板台的平面中延伸并用于分别基本平行于所述航空器的俯仰方向和横摇方向延伸，

－后壁(3)，其从所述板台的后边缘(15)起延伸，

－至少两个定心销，其中：前定心销(6)，所述前定心销由所述板台的与所述后壁相对的前侧面支承；和后定心销(8)，所述后定心销由所述后壁支承，所述前定心销和后定心销具有沿所述导航系统支架的轴向方向(20)延伸的轴线，所述后定心销(8)包括用于与所述惯性导航系统的箱体完全接触的接触面，

－两个称为接触板的表面，其在所述板台的与所述后壁相对的前边部附近形成在所述板台(2)上，所述接触板按所述导航系统支架的横向方向(21)分开，所述接触板用于与所述惯性导航系统的箱体完全接触。

10.根据权利要求9所述的航空器，其特征在于，至少一个被称为延长器(30)的构件固定在导航系统支架上，延长器的尺寸比导航系统支架的尺寸要大。

11.根据权利要求10所述的航空器，其特征在于，一方面所述延长器具有的横向尺寸是所述导航系统支架的横向尺寸的至少五倍，另一方面所述延长器具有的轴向尺寸是所述导航系统支架的轴向尺寸的至少两倍。