A320飞机惯性导航系统校准分析与维护A320飞机惯性导航系统校准分析与
维护
惯性导航是指利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件的情况下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度、位置等导航参数，以引导航行体完成预定航行任务。这种建立在牛顿力学基础上的导航方法不依赖于任何外界信息，不受自然或人为因素的干扰，具有很好的隐蔽性，在航海、航空、航天等领域得到了广泛应用。惯性导航由于采用积分计算，其定位误差随时间而积累。目前普遍采用将惯性导航与其他种类的导航相组合的办法，这种组合能取各种导航方法之长，大大提高导航系统整体的定位精度和性能，是一种较为理想的导航方式。
我公司执管A320系列飞机采用惯性导航、无线电导航或惯性导航、卫星导航的组合导航方式，其中惯性导航系统采用捷联式惯性导航系统。系统的核心部件为三个惯性基准组件(IR)，每个惯性基准组件已与相应的大气数据基准组件(ADR)组合在一起，称为大气数据惯性基准组件(ADIRU)。每个IR内均有三个激光陀螺和三个加速度计，分别用来测量绕飞机三轴的角加速度和沿飞机三轴的线加速度，测得的加速度信号经微处理器计算后，可以得到飞机各种各样的导航参数，这些参数一方面在各种显示仪表上显示，供飞行人员使用，另一方面传送至其他许多系统和设备，以完成特定的功能。
每套惯性导航系统均有两种工作方式，导航方式和姿态方式。导航方式是系统的正常工作方式，系统能提供全部的导航参数;姿态方式是系统导航计算功能失效后的减精度工作方式，此时系统仅能提供飞机的姿态和航向信息。
惯性导航系统进入导航工作方式前，必须进行校准。这是因为惯导系统采用的是积分计算，在进行计算前，系统必须知道飞机的初始状态。在校准过程中，系统寻找飞机所在处的地垂线，并确定当地的真北方位，从而获得飞机的初始姿态和初始方位信息。惯性导航系统通常有两种校准方式，正常校准和快速校准(又称反转校准)。
正常校准
飞机停在地面通电后，将惯导控制显示组件(CDU)上方式选择旋钮从OFF(关)位拔出置NAV(导航)位，系统在进行5秒钟的电瓶测试后即进入正常校准，CDU上校准(ALIGN)灯稳定地亮，飞机中央电子监控(ECAM)上显示屏显示IRSINALIGN7信息。此时，ADR提供的计算空速(CAS)、垂直速度(V/S)和气压高度(ALT)数据在正、副驾驶员位主飞行显示器(PFD)上显示。
惯性导航系统的正常校准一般需10分钟，校准过程主要分为三个阶段;
1.水平粗校准
正常校准的头30秒为水平粗校准阶段，主要利用加速度计测量飞机的姿态角，即俯仰角和倾斜角。
(1)利用纵向加速度计测量飞机的俯仰角
飞机停在地面上，俯仰角为θ、倾斜角为0时，虽然沿飞机纵轴方向没有线加速度，但纵向加速度计壳体随飞机纵轴俯仰了θ角，此时加速度计的质量摆敏感到了重力加速度g的分量g?sinθ?输出信号Uy
则Uy=Ky?g?sinθ(Ky为纵向加速度计比例系数)
当俯仰角θ很小时，sinθ?θ(θ单位为弧度)。
θ=Uy/(Ky?g)
(2)利用横向加速度计测量飞机的倾斜角
与上同理，飞机停在地面上，倾斜角为γ、俯仰角为0时，重力加速度g沿飞机横轴的分量g?sinγ被横向加速度计敏感到，输出信号Ux
则Ux=Kx?g?sinγ(Kx为横向加速度计比例系数)。
当倾斜角γ很小时，sinγ?γ(γ单位为弧度)。
γ=Ux/(Kx?g)
当飞机既有俯仰又有倾斜时，用上述公式测得的俯仰角为飞机真实俯仰角，测得的倾斜角为飞机非真实倾斜角(真实俯仰角为飞机纵轴与水平面之间的夹角，非真实倾斜角为飞机横轴与水平面之间的夹角)。
30秒后，飞机的俯仰角和倾斜角被计算出来，正、副驾驶位的PFD上姿态旗消失，飞机符号及空地球出现，俯仰、倾斜刻度及指示被显示。
2.陀螺-罗盘(或方位角)处理及水平精校准
此阶段至少需要9分30秒，主要用于测量飞机的真航向角，并使用地球自转角速度的垂直分量计算出飞机所在处的纬度。
(1)真航向角的测定
假定飞机停在地面上，俯仰角、倾斜角均为0，真航向角为Ψ，飞机所在处纬度为Φ。
由于飞机停在地面上，随地球一起自转，其自转角速度等于地球自转角速度
ωe(ωe为15度/小时)，ωe在飞机所在处水平面上的水平分量ωe?cosΦ?在当地地垂线上的垂直分量为ωe?sinΦ。水平分量ωe?cosΦ又可以分解为沿飞机纵轴的分量ωe?cosΦ?cosΨ和沿飞机横轴的分量ωe?cosΦ?sinΨ?这二个分量分别被纵向陀螺及横向陀螺所敏感，输出信号Vy和Vx
则Vy=Ly?ωy=Ly?ωe?cosΦ?cosΨ
Vx=Lx?ωx=Lx?ωe?cosΦ?sinΨ
(Ly为纵向陀螺比例系数、Lx为横向陀螺比例系数)。
Vx/Vy=Lx/Ly?tgΨ
Ψ=arctg[(Vx?Ly)/(Vy?L x)]
(2)飞机所在处纬度的测定
由上可知，垂直分量ωe?sinΦ可被垂直陀螺敏感到，输出信号VZ
则VZ=LZ?ωe?sinΦ(LZ为垂直陀螺比例系数)
Φcal=arcsin[VZ/(LZ.ωe)]
考虑到飞机停放时，θ、γ不一定为零，故上述所得Ψ、Φcal为近似值。此外，在以上计算飞机θ、γ、Ψ和Φcal值时，没有考虑激光陀螺和加速度计的误差，也没有考虑到校准时飞机的动态干扰，如风、装卸货物的震动等因素，因此计算值精度不高，应作进一步修正。
激光陀螺和加速度计的误差对系统精度至关重要，目前一般利用现代控制理论中的卡尔曼滤波技术对激光陀螺和加速度计进行误差处理和补偿，以达到精校准所需要的精度要求。
3.输入位置数据处理
在正常校准中，飞机所在处的经纬度位置可从CDU或多功能控制显示组件(MCDU)上输入。正常校准约5分钟后，真航向角被测定出来，如果此时已输入ND(导航显示器)上航向旗飞机有效的经纬度位置，则机长和副驾驶位的PFD、消失，航向标尺和航向指示符出现。
系统接收到有效的经纬度位置后，内部软件即执行BITETEST(机内自测试)，用以检查输入的经纬度位置(Φent、δent)是否在上次断电时系统记录的最后Φrec、δrec)所允许的范围之内。经纬度位置(
系统进行的BITETEST主要包括以下三项:
(1)3+3T测试
人工输入的飞机经纬度位置与系统记录的最后位置之间的径向距离不得超过
3+3T海里(T为上一航班系统导航方式的工作时间);
(2)输入的经纬度值与系统记录的经纬度值的比较;
要求:|Φent-Φrec|?1?，|δent-δrec|?1?;
(3)计算纬度值与输入纬度值的比较
要求:|Φcal-Φent|?0.5?。
如果上述三项测试均能通过，则人工输入的经纬度值被系统接收，10分钟后校准结束，CDU上ALIGN灯灭，系统进入导航工作方式。
系统在校准过程中，有时会出现CDU上ALIGN灯闪亮的现象，这不是系统故障的表现，通常可能有以下三种原因造成:一是系统在校准过程中出现差错，此时关掉相应的IR，重新校准即可;二是接通IR后，10分钟内一直未输入飞机的经纬度位置，此时PFD和ND上航向旗不消失，航向标尺及航向指示符不出现，在CDU或MCDU上输入飞机有效的经纬度位置后，ALIGN灯灭，系统进入导航方式;三是人工输入的经纬度位置与系统记录的最后位置相差太大，无法通过BITETEST，此时PFD和ND上航向旗不消失，航向标尺及航向指示符也不出现，这有可能是系统在上次航班导航方式中积累误差太大，或者是飞机断电后被移动了机位，此时，只需再次输入飞机所在处的经纬度位置，系统确认此位置为飞机目前的正确位置，ALIGN灯灭，系统进入导航方式。
快速校准
飞机停在地面上，地速小于20节时，在CDU上将IR方式选择旋钮在5秒钟内从NAV位置OFF位后再置NAV位，即可对系统进行快速校准，快速校准约需1分钟时间，并仍需输入飞机有效的经纬度位置。
在快速校准中，所有的计算速度被置零，并使用上一次导航方式中飞机有效的姿态和航向数据进行精调。
通常当飞机执行完一个航班后，如果还要继续飞行，或者当机场流量控制导致飞机停留原地等待了较长时间，为消除系统的积累误差，机组不必重新进行正常校准，通过快速校准即可在很短时间内消除误差。
常见故障及维护注意事项
激光陀螺惯性导航系统可靠性较高，平均无故障时间(MTBF)通常可达上万飞行小时，在两年的A320飞机维护工作中发现，该系统较少出现故障。一般系统出现故障时，系统内部软件能有效地探测到，CDU上FAULT(故障)灯亮，ECAM上显示屏出现故障信息，显示设备上出现相应的故障旗，一些导航参数消失。
而更多时候，驾驶舱内没有惯导系统的故障指示，机组却经常反映正、副驾驶位显示器上飞机的显示位置相差太大，或者是飞机滑行时正、副驾驶位的地速指示不一致，在地面上对系统进行测试，测试结果又总是正常。对于这种情况，可以根据以下两项性能指标来判断系统性能下降是否超标，从而决定是否更换相应的惯性基准组件。
1.径向位置误差(RPE)
RPE更换标准的上下限值见表1RPE数值由MCDU?MFGC?DATA?POSITIONMONTIOR 读出。
导航时间由飞行记录本上的记录时间加上30分钟(假设ADIRU开始校准到关闭舱门准备退出之间的时间)所得。
更换IR的标准:
在AREA1区域时:ADIRU可用，没有更换的必要。
在AREA2区域时:不需立即更换ADIRU，但必须监控后续航段，如仍在灰色区域则需更换ADIRU。
在AREA3区域时:更换ADIRU。
2.剩余地速偏差(RGSE)
当飞机停稳后，可对每部IR进行RGSE值的检查。
读取RGSE值的方法有二种，一是通过ND左上角的GS(地速)显示值，IR1在机长位的ND上读取，IR2在副驾驶位的ND上读取，对于IR3，须将ATT/HDG(姿态/航向)选择旋钮转换至CAPT3(机长3)或F/03(副驾驶3)位后，在相应的ND上读取。此外，在CDU上将显示方式置TK/GS(航迹/快速)位后，依次将系统选择旋钮置1、2、3位，即可分别读取三套IR的RGSE值。
更换IR的标准:
当RGSE值小于15节时，系统性能符合要求，不必更换IR。
当RGSE值大于15节而小于21节时，应在下次飞行航段结束时再观察，如仍
在此范围，需更换相应的IR。
当RGSE值大于21节时，系统性能下降已超标，立即更换IR。
在平时的航线维护中还会遇到惯导难以校准，特别是在冬季，这主要是激光陀螺对温度比较敏感，温度低时，校准精度差，导致惯导校不准。所以在冬季时，应该提前校准，让惯导有一个预热的过程。同时ADIRU对震动和静电比较敏感，所以在更换时要注意轻拿轻放，要提前释放身体的静电，手绝对不能接触电气接口。ADIRU在平时的维护中出现的故障不是太多，只要维护人员严本网通讯员施浩良报格按照工作单操作维护，ADIRU就可以非常可靠的工作。( 道)
参考文献:AIRBUSA320AMM手册
C172上机前理论准备试题 （飞机性能、飞行程序部分40分）每空0.5分 1．示范侧风速度15 海里/小时 2．标准空重1639 磅；最大起飞重量2450 磅； 机动科目最大重量2100 磅；允许最大行李重量120 磅3．燃油容量56 加仑 4．飞行的最低滑油量是 5 夸脱 5．1公斤= 0.454 磅；1米= 3.28 英尺；1海里= 1.852 公里； 1美加仑= 3.8 升；1美加仑= 8 磅 6．最大允许速度163 节；最大结构巡航速度129 节； 有利滑翔速度 65 海里/小时 最大放10°襟翼速度110 节 7．续航时间(53加仑可用汽油)8000英尺，80%功率，4.8 小时 8．失速速度a.不放襟翼44 KIAS 9．停留刹车设置方法 10．飞机外部检查的行走路线左侧机身-尾翼-右侧机翼-机头-左侧机翼11．飞机放油口共有13 个 12．地面检查空速管加温的限制时间是30 秒 13．驾驶盘向右偏转，右侧副翼向上方向偏转 14．开车前应先开防撞灯、航行灯灯 15．暖机油门是转速1200 ＲＰＭ
16．开车后30 秒内应有滑油压力，如滑油压力没出现应立即停车17．地面启动发动机启动机连续接通时间不能超过秒， 第一次启动失败后，要间隔秒才能进行第二次启动 18．发动机试车的条件是发动机仪表正常、停留刹车煞住，滑油温度，压力指示绿区，CHT》250F，燃油温度》100F 19．磁电机测试单磁最大掉转150 ＲＰＭ； 左右磁掉转差小于50 ＲＰＭ 20．起飞前项目应答机ALT位、开着陆灯、频闪灯 燃油BOTH位、五边无飞机 21．抬轮速度是55 海里/小时；正常上升速度是75 海里/小时22．执行起飞后项目的高度是1800 英尺 起飞后项目的内容是关着陆灯、滑行灯 23．关电动燃油泵的高度是1000 英尺 24．进近航线上平飞速度是100 海里/小时，油门2100 RPM 设置67%的巡航功率时,油门2200 RPM,混合比燃油流量15CAL , 参考表速109 海里/小时 25．广汉机场ILS进近的决断高度是修正海压 1732 英尺； 非精密进近最低下降高是修正海压 1968 英尺 26．着陆后项目飞机脱离跑道、关着陆灯 关频闪灯、收襟翼 应答机STBY位。 27．关车后把燃油选择器放在右的作用是防止燃油交叉流动
1 绪论 随着计算机和微电子技术的迅猛发展，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。 捷联式惯性导航(strap-down inertial navigation)，捷联（strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。因此捷联式惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在飞行器、舰艇、导弹等需要诸如姿态、速度、航向等导航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。现代电子计算机技术的迅速发展为捷联式惯性导航系统创造了条件。惯性导航系统是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位置信息来确定运载体的方位、位置和速度的自主式航位推算导航系统。在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏。它完全是依靠载体自身设备独立自主地进行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导航。所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界干扰等一系列的优点，这些优点使得惯性导航在航天、航空、航海和测量上都得到了广泛的运用[1] 1.1 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
旗开得胜 读万卷书行万里路1 1概述与适用范围 1.1本程序阐述飞机外委维修过程中的监修管理程序。 1.2本程序适用于工程部、发动机管理中心、生产计划部、质量部、航空器材部、航线维修部（含分维修地点及分支维修机构）、基地维修部、福州分公司机务部。 1.3程序属性 ■CCAR121 □CCAR145航线□CCAR145定检/部件 2依据文件 2.1AC-121-66 《维修计划和控制》。 2.2《维修工程管理手册》“航空器使用和维修计划”。 2.3《维修工程管理手册》“航空器定期检修”。 3术语和定义 监修：根据飞机送修合同对送修飞机实施监督修理的全过程。 4要求 4.1所需的人员岗位 4.1.1生产计划工程师、航班计划工程师、附件监控工程师 4.1.2授权检验员、质保工程师、质量部主管 4.1.3工程工程师、工程部主管、动力工程师、发动机管理中心主管 4.1.4航材库管理人员、航材计划人员 4.1.5整机放行人员、维修人员、工艺工程师、维修工程师 4.2职责 4.2.1生产计划部： a)根据监修项目组的要求，与承修方协调，动态调整飞机送修涉及的维修项目； b)了解飞机监修过程中出现的可能影响送修周期的问题，视情调整飞机送修计划和送修周期； c)接收监修项目组提供的附件拆换数据并在ARMS系统完成录入工作。
旗开得胜4.2.2质量部： a)负责飞机监修的组织工作,组织成立飞机监修项目组； b)了解监修工作的实施情况；监督监修项目组的工作，处理飞机监修过程中产生的重大质量问题。 4.2.3工程部、发动机管理中心：负责飞机监修过程中出现的重要修理项目、超标准修理项目方案的审核，为飞机监修工作提供必要的技术支持。 4.2.4航空器材部：负责飞机监修项目的航材保障和控制。 4.2.5各维修单位：负责派遣符合条件的工程师或维修人员参加飞机监修工作。 5规定 5.1监修项目组由以下成员组成： a)监修组组长：负责总体协调和控制飞机送修的成本、送修的周期和送修的质量； b)技术代表：负责监修项目的技术支持； c)质量代表：负责监修项目的质量控制； d)航材代表：负责监修项目的航材保障和控制。 5.2监修项目组由质量部组织成立，报飞机维修工程部总经理批准后生效。 5.3监修项目组应该需对在飞机接收检查中无法验证或检查的项目、重要维修工作项目进行现场监修，并确保委托维修单位： a)遵守中国民航适用的适航规章和要求； b)拥有获得民航局批准或认可的维修管理手册和相应的工作程序； c)所有的维修都按照厦航的维修协议及相关要求进行。 5.4监修项目组对监修过程中发现的问题进行记录，及时向承修方提出并责成其更正。 5.5监修项目组代表厦航实施飞机监修工作，包括但不仅限于完成： a)及时向工程部、发动机管理中心报告飞机监修过程中出现的重要修理项目、超标准修理项目； b)根据送修周期定期向质量部报告监修飞机的生产计划、进度和质量问题； c)在监修过程中与飞机维修工程部相关部门联络，以解决监修过程中存在的各类问题； d)负责送修的飞机及相关航材、设备、技术资料、维修记录等与飞机维修工程部相关部门的交接 读万卷书行万里路 2
C类航空器（B737）顶升方案 一、概述 1.1 前言 本方案旨在提供C类航空器B737的顶升技术方案。 本方案制定的目标，就是要能保障B737在起落架、发动机不同程度受损，偏出跑道陷入土面区的最严重情况下，实施安全快速的顶升。 本技术方案包括以下几个主要方面: 1) 情况调查与准备工作，包括定损，确认飞机的安全状 态；卸载、关断系统、放油、重量重心数据等; 2) 根据现场情况制定具体顶升方案; 3) 稳定飞机; 4) 顶升恢复航空器姿态; 5) 各种设备、材料说明。 为提高效率和节省搬移时间，以上步骤可能会同步进行。 1.2 参考资料 《ARD》手册2016年3月31日版本 《ICAO 机场勤务手册 PART5-残损航空器搬移》 二、情况调查与准备工作 2.1 在人员未被批准接近事故现场之前 1) 了解事故的初始情况以及B737机型的相关数据 2) 准备工具设备、人员以及必要的手册
3) 要求飞机承运人以最快的时间通知保险公司进行备案，并确定搬移方案，在得到飞机承运人同意或许可的条件下进行飞机搬移作业，否则会导致理赔纠纷。 2.2 在人员被批准接近事故现场之后 2.2.1 了解事故现场环境 a) 分析飞机所处的地形环境 b) 了解天气情况(雨，风速，雷暴等) c) 土质分析(沙，粘土，砂石，沼泽地等) 2.2.2 飞机定损 由相关人员评估飞机受损程度、火险情况、飞机稳定等情况，并给出评估结论，以便确认能否开展后续工作，包括人员设备能否接近、能否进行相关维护工作(卸载、飞机接地、断电、拆电瓶、拆氧气瓶、放油等工作)。 2.2.3 获得当局的搬移许可 2.2.4 稳定飞机 2.2.5 最大可能减轻飞机重量 a) 检查运货单，按需卸下货物和行李 b) 放掉飞机燃油，按需放掉其他液体(水，液压油等) c) 拆下厨房和厕所中多余的部分和废弃物 2.2.6 尽可能去掉飞机多余部分，以达到以下目的 a) 使飞机重量更轻 b) 风力对飞机的影响最小 c) 符合当局或航空公司要求
%这是研究惯性导航的最好代码。记得自己添加测试数据 % 此为基于四元素法，角增量法的捷连惯导系统程序算法 % > 飞行器飞行过程中飞行高度不变 % > 航向角以逆时针为正 % > 以地理系为导航坐标系 % > 运行程序时需导入比力信息及陀螺议角速率信息 clc clear close all Data = load('Data1.txt'); f_INS = Data(:,2:4);% 加载加表数据 wib_INS = Data(:,5:7);% 加载陀螺数据 L0 = size(Data,1); Wie = 7.292115147e-5; %> 地球自传角速度 Re = 6378245; %> 地球椭球长半径 h = 30;% > 飞行高度 e = 1/298.3; %> 初始经纬度 Lamda(1) = 116.344695283*pi/180;% > 初始经度（弧度） L(1) = 39.975172*pi/180;% > 初始纬度（弧度） %> 初始姿态角 Seita(1) = 0.120992605*pi/180; %> 俯仰角（弧度） Gama(1) = 0.010445947*pi/180; %> 横滚角（弧度） Ksai(1) = 91.637207*pi/180;% > 航向角（弧度） %> 初始速度 Vx(1) = 0.000048637; %> x通道速度 Vy(1) = 0.000206947;% > y通道速度 Vz(1) = 0.007106781; %> z通道速度 %> 重力加速度计算参数 g0 = 9.7803267714; gk1 = 0.00193185138639; gk2 = 0.00669437999013; Vx = zeros(1,L0);Vy = zeros(1,L0);Vz = zeros(1,L0); Lamda = zeros(1,L0);L = zeros(1,L0);Seita = zeros(1,L0);Gama = zeros(1,L0);Ksai = zeros(1,L0); %> 四元素初始值 e0 = cos(0.5*Ksai(1))*cos(0.5*Seita(1))*cos(i0.5*Gama(1))-sin(0.5*Ksai(1))*sin(0.5*Seita(1))*sin(0.5* Gama(1)); e1 = -cos(0.5*Ksai(1))*sin(0.5*Seita(1))*cos(0.5*Gama(1))+sin(0.5*Ksai(1))*cos(0.5*Seita(1))*sin(0.5* Gama(1)); e2 = -cos(0.5*Ksai(1))*cos(0.5*Seita(1))*sin(0.5*Gama(1))-sin(0.5*Ksai(1))*sin(0.5*Seita(1))*cos(0.5* Gama(1));
版本：03-00 1. 目的与适用范围 1.1主题内容 为及时完成飞机航线维修工作，排除故障，确保飞机维护质量，特制定本程序。 1.2适用范围 本程序适用于工程技术公司公务机维修工程部。 1.3程序属性 ■CCAR-135 ■CCAR-91 ■CCAR-145 2. 引用文件和术语 2.1引用文件 1 )CCAR-145R3《民用航空器维修单位合格审定规定》 2 )EAMM 《公务机管理手册》 3 )MMM 《维修管理手册》 4) AC-145-6《航空器航线维护》 2.2术语 航线维修：指按照航线工作单对飞机进行的例行维修检查和按照相应飞机、发动机维护手册在航线进行的故障和缺陷的处理，按照东航公务机公司机型最低设备清单和外形缺损清单保留故障和缺陷。 3. 要求 3.1所需的人员岗位 1）维修人员、整机放行人员 2）维修管理人员 3.2需要的资料、工具和器材 无 3.3职责 3.3.1 公务机维修工程部维修人员、整机放行人员 1)完成航线维修工作，签署维修记录，报告故障信息； 2)负责按生产指令的要求按期完成维修工作，报告维修重要信息，维修工作程序页次: 1
版本：03-00 确保维修质量，做好维修记录； 3)完成非例行、附加维修工作，签署维修记录，报告故障信息，放 行飞机。 4. 程序 4.1航前工作程序 4.1.1航前准备 1) 公务机维修工程部维修管理人员根据工作任务单结合当天班组 人力情况，确定每架飞机需要维护的人员和接送飞机人员。 2) 公务机维修工程部整机放行人员负责查看工作指令，明确所做工 作以及工作注意事项，酌情安排工作。 3) 公务机维修工程部维修人员工作前准备：借对讲机、领工作单、 借手电筒、借工具箱和相应设备等。 4.1.2航前的实施 1) 公务机维修工程部维修人员在航班计划起飞时间前2 小时准 时到达工作现场，与机场警卫按照飞机监管交接本绕飞机逐条检查，如果飞机贴有封条，必须检查封条的完整性。确认飞机状态完好后 在交接本上签字接收飞机。如果发现异常情况，马上向公务机维修 工程部汇报，等待组织进一步处理。 注：任何人严禁不签字就接收飞机或者光签字不检查就接收飞机。 2) 正常情况下，公务机维修工程部维修人员应在航班计划起飞时间 前1 小时内起动好APU（APU 不可用除外）并完成航前通电检查 项目，如果在航前检查中发现有故障或者有机组报告故障，必须 在第一时间将故障情况通报给公务机维修工程部整机放行人员， 及时处理该故障并及时记录在飞机技术记录本上。 3) 公务机维修工程部维修人员将公务机的各种保护罩拆下，按要求 放置在飞机上的指定位置。 4) 公务机维修工程部维修人员严格按照航前工作单逐条进行航前 检查和逐项签署，严禁擅自省略和简化工作步骤。 维修工作程序页次: 2
塔吊标准节顶升安装程序及要求塔吊顶升作业必须在小于4级的风力天气下进行，顶升前应检查塔吊机的机械系统，电器系统，结构部分和液压系统，检查顶升部分的油缸，油缸横梁，标准节耳板和支轴承，以及调整套架滚轮与塔身主弦杆间隙等。 顶升前需将接高用的全部标准节，用起升机构调到套架引进梁的正前方，10米幅度内，并将起重臂旋至引进标准节方向。顶升过程中，严禁回转塔身。 顶升作业程序： 1、用顶升专用钢丝绳扣将一个标准节吊至回转下的引进量的上 部（注意吊起的标准节耳板方向与塔机耳板方向应完全一致）将四个引进滚轮的卡轴插入链接套内，并旋转90度使引进滚轮下部的卡板卡在标准节下部的横腹杆下，然后放在引进梁上，另吊起一个标准节，调整变幅小车至适当位置，使顶升部分的重量处于平衡状态，使塔身所受不平衡弯矩为最小。 2、开动液压顶升系统，将油缸横梁两端的耳板放入支撑节上部的 顶升耳板槽中，顶升时注意将支撑轴缩回。 3、检查套架和塔身之间有无障碍，在各部无误时，拆去塔身与下 转台之间的8各链接螺栓，然后操作手柄向上顶一点套架，综合回支轴承，使下转台与标准节的定位凸台相距20 MM，观察定位凸台时否与下转台的凹孔对正，如有偏离须调整变幅小车的位置，使之对正。
4、操纵手柄，时油缸将上部的结构顶起升高一个踏步，伸出支承 轴，担在标准节下部的顶升耳板处，将油缸顶升横梁两端耳轴放入耳板槽内，稍顶起一点套架，缩回支承轴。 5、接着进行第二个踏步的顶升，待油缸行程超过一个标准节的高 度时伸出支承轴，并将放在引进梁上的标准节人工引进套架内，对准下面的标准节，注意顶升耳板的方案与下面几节保持一致，稍顶起一点套架，缩回支承轴，操作手柄缓缓落下套架，使新标准节就位，并上好与下面原标准节链接的8个强连接螺栓。 6、将支承轴伸出，但在标准节上部顶升耳板上面，缩回油缸活塞 杆，将顶升横梁两端耳板放入标准节上部顶升耳板槽中，准备进行下一个工作循环。 7、如需继续加高塔身，则用吊钩重新吊起一节带四个引进滚轮的 标准节放在引进梁上，必须注意在吊标准节前，塔身每根主肢和下转台间至少应上好一个高强螺栓，且变幅小车只能在10米幅度以内运行，调整变幅小车位置，使上部顶升重量保持平衡，才能拆去与下转联接螺栓，进行下一个循环，直至塔身高度达到需用的高度为止。 8、顶升完成后，将塔身标准节与下转之间高强螺栓上好，再全面 拧紧一遍标准高强螺栓，达到规定予紧力。 编制人：张国忠 编制日期：2008年3月26日
737NG飞机顶升程序 AMM：适用机型737-NG 参考章节 07-11-01-580-815 人员：约14人，其中：总负责1人，轮舱指挥员1名，每个顶点各4人 工具：1，四个千斤顶（两个主，一个后，一个辅助） 2，顶点工具盒（含两个主，一个前，一个后和一个铅锤） 顶升前准备工作： 1，不要在露天大风环境下顶升飞机。 2，注意检查确认地面的平整。 3，注意检查顶点的安装螺杆完好可用 4，千斤顶完好，维护记录有效 5，断开以下跳开关并挂红牌 CAPT Electrical System Panel, P18-3 Row Col Number Name E 4 C00700 HEATERS DRAIN MAST AIR 6，确认前轮摆正 7，确认三个起落架安全销和前轮转弯销插上
8，确认飞机毛重和中心在规定范围内(参考AMM07-11-01-580-815 Figure 202 or Figure 203) 9，确认各个操作手柄在收上位和相关舵面在0度位 10，如果要带电顶升飞机，根据AMM TASK 32-09-00-840-801 将飞机设空中模式，不需则断电 11，安装相应的顶点和轮舱的铅锤 A)三个主顶点用内六角拧紧即可 B)前方辅助顶点有八颗螺钉固定，除右下角的螺钉孔外，其他七个螺钉孔的中心位置都是可以调节的，安装时候首先带紧右下角的螺钉，然后分别调整螺钉孔位置再带紧其他螺钉，最后统一打力矩200lbs.in。可调节的螺钉孔由两个可旋转的偏心衬套组合而成，两个偏心衬套相对转动就可以螺钉孔的中线位置可调 12，旋转千斤顶的顶头与顶点距离2.5-5.0MM，顶点与千斤顶要垂直，然后锁上千斤顶的轮子
航班过站程序优化 作者/付令陈翰列（运控中心） 航班正常率直接影响航空公司的形象与经济利益。本文从现今航空公司现场运行特别是航班过站程序的个案入手，结合数据分析与数学模型，运用系统工程及现代工业工程理论，优化航班过站程序，以期提高航班正点率。 本文关键词：航班正常率、三率、过站程序、航空运行、系统工程、流程再造。 自从民航总局下发关于航班延误赔偿的指导性意见后，“航班正点率”成为消费者在选择航空公司时的重要参考因素。同时，发生航班延误后，旅客维权意识的加强也加大了航空公司在航班不正常时服务的难度。 据相关数据显示，由于航班过站时间过长而延误航班的情况占到非天气原因延误的15％左右。排除天气、流量控制等不可控因素，对航空公司而言，在现有运力条件下，采用一切可能的方式缩短过站时间这一可控因素成为必然也是唯一的选择。 因此，采取有效的措施优化航空器过站程序已成为航空公司共同面临的一个重要课题。 1.航班运行分析 航班的现场运作是指航空公司依照经管理当局批准的计划，合理组织飞行、乘务、机务保障、供应等各部门协同工作，完成正常计划的过程。 因为技术水准、设备先进程度、过站程序、保障方式和调度管理方式、水准的不同，各公司的现场运作情况存在较大差异。 现场运行的效率服务质量直接关系到公司的声誉、形象。航空公司提供的是一种“准无形”产品，顾客对其的满意程序用“美誉度”来衡量。如四川航空就获得了2003年度“旅客话民航”（200－300万组）第一名。从一定程度而言，这是该公司在顾客中“美誉度”较高的表现。 “美誉度”的权重:历年民航总局《民航国内旅客市场特征研究》课题组对国内市场公、商务旅客的调查显示，服务质量、公司形象等“软指标”对旅客选择航空公司均占有有相当的影响。 2.影响航班正常的要素 2003年上半年，根据公布数据西南地区运输航空公司计划81794班，正常55569班，不正常26197班，正常率为67.94％，扣除天气原因的正常率为74.32%。 进一步剖析，发现在非天气原因延误中，扣除机务工程和流量控制等非可控因素后，过站时间过长是航班延误的一个重要因素。 航班过站的普遍现状： 以川航以前的运行方式为例。AirBus320飞机到达双流基地后，须完成以下主要工作程序： 1.航空器到站后，商务部门组织上下旅客和客舱清洁。 2.机务、货运等部门按原公司可考核时间在计划过站时间前5分钟完成工作。 3.发生飞机故障等情况下，由签派员灵活掌握过站流程。 在理论上讲过站时间已控制在38分钟内，算上滑行、推出、靠桥时间，也能在45分钟
A320飞机惯性导航系统校准分析与维护A320飞机惯性导航系统校准分析与 维护 惯性导航是指利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件的情况下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度、位置等导航参数，以引导航行体完成预定航行任务。这种建立在牛顿力学基础上的导航方法不依赖于任何外界信息，不受自然或人为因素的干扰，具有很好的隐蔽性，在航海、航空、航天等领域得到了广泛应用。惯性导航由于采用积分计算，其定位误差随时间而积累。目前普遍采用将惯性导航与其他种类的导航相组合的办法，这种组合能取各种导航方法之长，大大提高导航系统整体的定位精度和性能，是一种较为理想的导航方式。 我公司执管A320系列飞机采用惯性导航、无线电导航或惯性导航、卫星导航的组合导航方式，其中惯性导航系统采用捷联式惯性导航系统。系统的核心部件为三个惯性基准组件(IR)，每个惯性基准组件已与相应的大气数据基准组件(ADR)组合在一起，称为大气数据惯性基准组件(ADIRU)。每个IR内均有三个激光陀螺和三个加速度计，分别用来测量绕飞机三轴的角加速度和沿飞机三轴的线加速度，测得的加速度信号经微处理器计算后，可以得到飞机各种各样的导航参数，这些参数一方面在各种显示仪表上显示，供飞行人员使用，另一方面传送至其他许多系统和设备，以完成特定的功能。 每套惯性导航系统均有两种工作方式，导航方式和姿态方式。导航方式是系统的正常工作方式，系统能提供全部的导航参数;姿态方式是系统导航计算功能失效后的减精度工作方式，此时系统仅能提供飞机的姿态和航向信息。
惯性导航系统进入导航工作方式前，必须进行校准。这是因为惯导系统采用的是积分计算，在进行计算前，系统必须知道飞机的初始状态。在校准过程中，系统寻找飞机所在处的地垂线，并确定当地的真北方位，从而获得飞机的初始姿态和初始方位信息。惯性导航系统通常有两种校准方式，正常校准和快速校准(又称反转校准)。 正常校准 飞机停在地面通电后，将惯导控制显示组件(CDU)上方式选择旋钮从OFF(关)位拔出置NAV(导航)位，系统在进行5秒钟的电瓶测试后即进入正常校准，CDU上校准(ALIGN)灯稳定地亮，飞机中央电子监控(ECAM)上显示屏显示IRSINALIGN7信息。此时，ADR提供的计算空速(CAS)、垂直速度(V/S)和气压高度(ALT)数据在正、副驾驶员位主飞行显示器(PFD)上显示。 惯性导航系统的正常校准一般需10分钟，校准过程主要分为三个阶段; 1.水平粗校准 正常校准的头30秒为水平粗校准阶段，主要利用加速度计测量飞机的姿态角，即俯仰角和倾斜角。 (1)利用纵向加速度计测量飞机的俯仰角 飞机停在地面上，俯仰角为θ、倾斜角为0时，虽然沿飞机纵轴方向没有线加速度，但纵向加速度计壳体随飞机纵轴俯仰了θ角，此时加速度计的质量摆敏感到了重力加速度g的分量g?sinθ?输出信号Uy 则Uy=Ky?g?sinθ(Ky为纵向加速度计比例系数) 当俯仰角θ很小时，sinθ?θ(θ单位为弧度)。 θ=Uy/(Ky?g) (2)利用横向加速度计测量飞机的倾斜角
顶升飞机的安全要求□ CCAR-145 □ HKAR-145 1 目的 为防止在顶升飞机过程中对人员造成伤害和对飞机、设备造成损 坏，特制订本程序。 2 引用文件 《维修工程管理手册》6.5 地面维修安全大纲 3 3.1 顶升飞机 指按照各型飞机维护手册的要求，使用机身千斤顶将飞机顶起脱离 地面的维修行为。 3.2 顶升过程中的飞机平衡 指按照各型飞机维护手册的要求， 部位挂的铅重一直不偏离其下方指示仪要求的尺寸、 飞机平衡； 滚转。 4 程序 4.1 顶升设备的要求 1） 应使用该机型维护手册指定专用设备或满足该机型要求并经批准的代用设备。 2） 千斤顶的顶升高度不允许超值使用。 3） 顶升设备的压力表应纳入计量管理系统，并处于检定有效期内。
其工作正常、无渗漏油液等缺陷。 5） 用气或电作为操纵千斤顶的动力源时，应设有相应的保护措施。 4.2 飞机顶升人员的岗位设置和岗位资格 4.2.1 顶升工作指挥1人，至少具有该机型I类放行资格及授权。 4.2.2 千斤顶操作员:每台千斤顶2人，具有维修技术员资格。 4.2.3 平衡观察员:1人，具有维修技术员资格。 4.2.4 机上操作人员:按维修工作需要，应有维修技术员资格。 上述所有人员应通过本程序和有关安全规则的培训。 4.3 飞机顶升人员的职责 4.3.1 顶升工作指挥 1) 顶升飞机现场的一切工作由指挥员负责； 2) 顶升前应对人员、设备、顶升限制、安全措施进行检查，对人员进 行分工。确认符合要求后方可顶升； 3) 顶升过程中时刻掌握飞机的顶升姿态， 岗位人员发出指令。 4.3.2 千斤顶操作员 1) 熟知该机型顶升的程序和所负责的千斤顶所起的作用； 2) 服从指挥的统一指挥，按规定准备好工具设备及设备安装； 3) 根据指挥员口令、要求遵从安全规则，平稳操纵千斤顶，令行禁止。 4.3.3 平衡观察员 在顶升过程中密切观察飞机的平衡状况，随时向指挥报告飞机姿 态，使指挥员能够及时发出指令调整飞机，使得飞机在顶升过程中 一直保持水平状态。 4.3.4 机上操作人员
A320飞机惯性导航系统校准分析与维护 惯性导航是指利用惯性敏感元件测量航行体相对于惯性空间的线运动和角运动参数，在给定初始条件的情况下，由计算机推算出航行体的姿态、方位、速度、位置等导航参数，以引导航行体完成预定航行任务。这种建立在牛顿力学基础上的导航方法不依赖于任何外界信息，不受自然或人为因素的干扰，具有很好的隐蔽性，在航海、航空、航天等领域得到了广泛应用。惯性导航由于采用积分计算，其定位误差随时间而积累。目前普遍采用将惯性导航与其他种类的导航相组合的办法，这种组合能取各种导航方法之长，大大提高导航系统整体的定位精度和性能，是一种较为理想的导航方式。 关键词：ADIRU 校准维护 我公司执管A320系列飞机采用惯性导航、无线电导航或惯性导航、卫星导航的组合导航方式，其中惯性导航系统采用捷联式惯性导航系统。系统的核心部件为三个惯性基准组件（IR），每个惯性基准组件已与相应的大气数据基准组件（ADR）组合在一起，称为大气数据惯性基准组件（ADIRU）。每个IR 内均有三个激光陀螺和三个加速度计，分别用来测量绕飞机三轴的角加速度和沿飞机三轴的线加速度，测得的加速度信号经微处理器计算后，可以得到飞机各种各样的导航参数，这些参数一方面在各种显示仪表上显示，供飞行人员使用，另一方面传送至其他许多系统和设备，以完成特定的功能。 每套惯性导航系统均有两种工作方式，导航方式和姿态方式。导航方式是系统的正常工作方式，系统能提供全部的导航参数；姿态方式是系统导航计算功能失效后的减精度工作方式，此时系统仅能提供飞机的姿态和航向信息。 惯性导航系统进入导航工作方式前，必须进行校准。这是因为惯导系统采用的是积分计算，在进行计算前，系统必须知道飞机的初始状态。在校准过程中，系统寻找飞机所在处的地垂线，并确定当地的真北方位，从而获得飞机的初始姿态和初始方位信息。惯性导航系统通常有两种校准方式，正常校准和快速校准（又称反转校准）。 正常校准 飞机停在地面通电后，将惯导控制显示组件（CDU）上方式选择旋钮从OFF（关）位拔出置NAV （导航）位，系统在进行5秒钟的电瓶测试后即进入正常校准，CDU上校准（ALIGN）灯稳定地亮，飞机中央电子监控（ECAM）上显示屏显示"IRS IN ALIGN >7"信息。此时，ADR提供的计算空速（CAS）、垂直速度（V/S）和气压高度（ALT）数据在正、副驾驶员位主飞行显示器（PFD）上显示。 惯性导航系统的正常校准一般需10分钟，校准过程主要分为三个阶段； 1. 水平粗校准 正常校准的头30秒为水平粗校准阶段，主要利用加速度计测量飞机的姿态角，即俯仰角和倾斜角。 (1) 利用纵向加速度计测量飞机的俯仰角 飞机停在地面上，俯仰角为θ、倾斜角为０时，虽然沿飞机纵轴方向没有线加速度，但纵向加速度计壳体随飞机纵轴俯仰了θ角，此时加速度计的质量摆敏感到了重力加速度ｇ的分量ｇ·ｓｉｎθ 输出信号Ｕｙ 则Ｕｙ＝Ｋｙ·ｇ·sinθ(Ｋｙ为纵向加速度计比例系数） 当俯仰角θ很小时，sinθ≈θ（θ单位为弧度）。
1简述与适用范围 1.1本程序规定了飞机顶升的安全规则和一般工作程序。 1.2本程序适用于飞机维修工程部。 2依据文件 《中华人民共和国民用航空行业标准》MH/3011.4-2006“民用航空器的顶升”。 3术语和定义 顶升：使用千斤顶设备将飞机顶起全部升离地面或部分升离地面以及将飞机落降的操作。 4人员资格要求和职责 4.1人员的人数要求 4.1.1指挥员：1人。 4.1.2千斤顶操作员：每台千斤顶处2人。 4.1.3平衡观察员：1人。 4.1.4机上人员：按工作需要安排。 4.2人员的资格 4.2.1指挥员：持有维修人员执照并有该机型签署。 4.2.2千斤顶操作员、机上人员：持有维修人员上岗合格证。 4.2.3平衡观察员：有该机型B级（含）以上ME专业操作授权。 4.3人员的职责 4.3.1指挥员：负责安排顶升飞机工作，统一指挥，负责顶升安全；顶升前应对人员、设备、顶升限制、安全措施进行检查，确认符合要求后方可顶升；顶升过程中时刻掌握飞机的顶升姿态，与操作人员之间应采用有效的联络并适时发出指令。 4.3.2操作员：服从指挥员的统一指挥，按规定准备好工具设备及设备安装，了解设备操作程序；根据指挥员口令、要求遵从安全规则，平稳操纵千斤顶，令行禁止。 4.3.3平衡观察员：在顶升过程中密切观察飞机的平衡状况，随时向指挥员报告飞机姿态，使指挥员能够及时发出指令调整飞机，使得飞机在顶升过程中一直保持在该机型飞机维护手册要求的顶升姿态。 4.3.4机上人员：根据指挥员指令，完成机上设备的操作或测试。 5规定 5.1飞机顶升设备： 5.1.1飞机顶升应使用该机型专用设备或满足该机型要求的替代设备，确保设备在校验有效期内。 5.1.2千斤顶操作员应认真阅读并正确理解设备的使用规定和操作限制，严禁超限顶升。 5.1.3顶升设备的压力表应纳入计量管理系统。 5.1.4所有顶升设备在使用前应按要求进行操作前检查，伸缩操作试验以确保其工作正常，无渗漏油液等缺陷。 维修标准作业手册 1
惯性导航系统发展应用现状 测绘10-2班张智远07103094 摘要：阐述了惯性导航技术的核心技术构成（陀螺定向），总结了惯性导航的发展概况，并列举出陀螺仪的发展历程及发展方向。同时，概括了惯性技术的应用领域及当前应用情况。最后指出，随着新型惯性器件的涌现和完善，以惯性导航为基础的组合导航系统将成为未来导航系统的主要发展方向。 关键词：惯性导航陀螺仪惯性导航技术惯性导航系统 惯性导航（Inertial Navigation）是20 世纪中期发展起来的完自主式的导航技术。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、姿态角）。惯性导航技术，包括平台式惯导系统和捷联惯导系统。平台式惯性导航系统将陀螺通过平台稳定回路控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角速度。捷联惯性导航系统利用相对导航坐标系角速度计算姿态矩阵，把雷体坐标系轴向加速度信息转换到导航坐标系轴向并进行导航计算。惯性导航系统通常由惯性测量装置、计算机、控制显示器等组成。惯性测量装置包括加速度计和陀螺仪,又称惯性导航组合。3个自由度陀螺仪用来测量飞行器的三个转动运动；3个加速度计用来测量飞行器的3个平移运动的加速度。计算机根据测得的加速度信号计算出飞行器的速度和位置数据。控制显示器显示各种导航参数。 陀螺仪是惯性系统的主要元件。陀螺仪通常是指安装在万向支架中高速旋转的转子，转子同时可绕垂直于自转轴的一根轴或两根轴进动，前者称单自由度陀螺仪，后者称二自由度陀螺仪。陀螺仪具有定轴性和进动性，利用这些特性制成了敏感角速度的速率陀螺和敏感角偏差的位置陀螺。由于光学、MEMS 等技术被引入于陀螺仪的研制，现在习惯上把能够完成陀螺功能的装置统称为陀螺。陀螺仪种类多种多样，按陀螺转子主轴所具有的进动自由度数目可分为二自由度陀螺仪和单自由度陀螺仪；按支承系统可分为滚珠轴承支承陀螺，液浮、气浮与磁浮陀螺，挠性陀螺（动力调谐式挠性陀螺仪），静电陀螺；按物理原理分为利用高速旋转体物理特性工作的转子式陀螺，和利用其他物理原理工作的半球谐振陀螺、微机械陀螺、环形激光陀螺和光纤陀螺等。 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，但是惯性技术发展的各阶段之间并无明显界线。 第一代惯性技术指1930年以前的惯性技术。自1687年牛顿三大定律的建立，并成为惯性导航的理论基础；到l852年，傅科(Leon Foucault)提出陀螺的定义、原理及应用设想；再到1908年由安修茨(Hermann Anschütz—Kaempfe)研制出世界上第一台摆式陀螺罗经，以及1910年的舒勒(Max Schuler)调谐原理；第一代惯性技术奠定了整个惯性导航发展的基础。 第二代惯性技术开始于上世纪40年代火箭发展的初期，其研究内容从惯性仪表技术发展扩大到惯性导航系统的应用。首先是惯性技术在德国V-II火箭上的第一次成功应用。到50年代中后期，0．5n mile／h的单自由度液浮陀螺平台惯导系统研制并应用成功。1968年，漂移约为0．005°／h的G6B4型动压陀螺研制成功。这一时期，还出现了另一种惯性传感
起落航线程序 一、进入跑道阶段： 1、得到塔台指令后，观察五边是否清洁，口令：起飞项目，开着陆灯、频闪灯，混合比全富油，解除停留刹车。 2、沿滑行线进入跑道 3、使飞机正对跑道中心线 4、双脚踩住刹车，设置1800RPM油门烧电嘴，以避免飞 机长时间地面运行所造成的积碳 二、起飞滑跑阶段： 1、得到塔台起飞指令后，双脚柔和松开刹车并将脚从刹 车上自然放下到舵上 2、柔和3-5秒内加油门至全功率 3、目视跑道，两舵放平，保持飞机正对跑道中心线的尽 头，不要踩刹车 4、左手握杆，右手始终放在油门杆上以防止飞机出现不 正常状态能够及时脱离 三、起飞离陆阶段： 1、始终目视跑到正前方，在教员报“40kt”时，回答“检 查”，“50kt”时，回答“收到”(单人程序中由学生自行检查速度)并且稍向后带杆，以消除飞机在起飞阶段所造成的升降舵操纵空余。 2、当教员报“55kt”时(单人程序中由学生自行检查速度)，
柔和一致向后带杆，使飞机自然离陆，同时增加抵右舵量，避免飞机带交叉。 四、初始爬升阶段： 3、目视跑到前方以及天地线，保持飞机一边爬升姿态态 4、待状态稳定后，视线收回舱内检查速度，保持飞机以75kt的速度爬升，保持一边航向，用舵保持飞机不带侧滑。 5、1200ft关滑行灯，着陆灯 五、一边： 1、观察前机，与之相切时进入一转弯 2、如果没有前机，1200ft以上进入一转弯 3、一转弯时，向转弯方向柔和压盘抵舵，保持20°坡度 协调转弯。 六、二边： 1、在接近二边航向时，提前10°进行回盘回舵减小转弯 量 2、待转弯改出后，计时35秒 3、保持二边航向，同时观察二转弯地标 4、飞机改平高度1800ft，先稳杆增速到85kt，再柔 和收油门至1950RPM，打好配平，保持平飞 5、当到达二转弯位置时，柔和一致向转弯方向压盘抵舵， 同时稍带点杆防止掉高度 七、三边：
惯性导航系统的发展及应用 绪论 惯性导航是一门重要的学科技术，它是飞机、船舶、火箭等载体能顺利完成导航和控制任务的关键性技术之一。1942年德国在V-2火箭上首次应用了惯性导航原理；1954年纯惯性导航系统在飞机上试飞成功。30余年来，惯性导航技术获得迅速发展。在我国惯性导航技术已在航空、航天、航海和陆地车辆的导航和定位中得到应用。1970年以来，我过多次发射的人造地球卫星和火箭都采用了本国研制的惯性导航系统。不仅如此，70多年以来，这门科学技术还在大地测量、海洋勘测、石油钻井、航空测量和摄影等国民经济领域里获得成功应用。 惯性导航简介 惯性导航（Inertial Navigation）是20 世纪中期发展起来的完自主式的导航技术。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、姿态角）。惯性导航技术，包括平台式惯导系统和捷联惯导系统。平台式惯性导航系统将陀螺通过平台稳定回路控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角速度。捷联惯性导航系统利用相对导航坐标系角速度计算姿态矩阵，把雷体坐标系轴向加速度信息转换到导航坐标系轴向并进行导航计算。惯性导航系统通常由惯性测量装置、计算机、控制显示器等组成。惯性测量装置包括加速度计和陀螺仪,又称惯性导航组合。3个自由度陀螺仪用来测量飞行器的三个转动运动；3个加速度计用来测量飞行器的3个平移运动的加速度。计算机根据测得的加速度信号计算出飞行器的速度和位置数据。控制显示器显示各种导航参数。 陀螺仪 陀螺仪是惯性系统的主要元件。陀螺仪通常是指安装在万向支架中高速旋转的转子，转子同时可绕垂直于自转轴的一根轴或两根轴进动，前者称单自由度陀螺仪，后者称二自由度陀螺仪。陀螺仪具有定轴性和进动性，利用这些特性制成了敏感角速度的速率陀螺和敏感角偏差的位置陀螺。由于光学、MEMS 等技术被引入于陀螺仪的研制，现在习惯上把能够完成陀螺功能的装置统称为陀螺。陀螺仪种类多种多样，按陀螺转子主轴所具有的进动自由度数目可分为二自由度陀螺仪和单自由度陀螺仪；按支承系统可分为滚珠轴承支承陀螺，液浮、气浮与磁浮陀螺，挠性陀螺（动力调谐式挠性陀螺仪），静电陀螺；按物理原理分为利用高速旋转体物理特性工作的转子式陀螺，和利用其他物理原理工作的半球谐振陀螺、微机械陀螺、环形激光陀螺和光纤陀螺等。 单自由度陀螺仪敏感角速度，二自由度陀螺仪敏感角位移。为了将角速度和角位移转换成惯性系统中可用的信号，陀螺仪需安装信号传感器。为了能控制陀螺仪按一定的规律进动，需安装力矩器。 加速度计 加速度计是惯性导航系统的核心元件之一。依靠它对比力的测量，完成惯性导航系统确定载体的位置、速度以及产生跟踪信号的任务。载体加速度的测量必须十分准确地进行，而
全套飞机驾驶流程-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII
世界首本民航飞机（客机）从 头到尾的全套操作流程详解手 册 为你详细解读飞机正确的操作流程2012 User China 2012/8/3
全世界 首本民航飞机（客机）从头 到尾的全套 操作流程详解手册 编著：戴志豪 为你详细解读飞机正确的操作流程
第一步是打开电源，连接地面电源并打开仪表板和外部灯光。也就是应该点亮仪表灯光和机翼灯光，这样可以让塔台和其他飞机了解你已经接通电源。确认设置停车位刹车――这样才能从地面供电。 1.将battery和standby power调至ON位。这时仪表板和位置灯光点亮，表明飞机已供电。 2.将GRD PWR switch调至ON位。此时飞机由ground power unit (GPU)供电。 因为是今天的第一班飞行，所以在启动APU前我们得做下火警测试。进入throttle面板（就是推力手柄面板，T） 将test switch先调至左再调右，测试完毕。所有三个火警手柄应点亮，即"ENG 1 OVERHEAT", "ENG 2 OVERHEAT" 和 "WHEEL WELL"；另外应该响起火警警报，main panel（主面板，M）上的warn button火警灯会亮。只要按下火警灯后警报自然解除。还要进行灭火测试，将EXT TEST switch调至左和右，所有三盏绿灯应该点亮。飞机上真有火警时就是这样的。 现在开启Auxiliary Power Unit (APU)。APU可以为飞机供电供气，使我们客舱舒适，同时能启动发动机。没有bleed air（引气）是不可能打开空调系统和启动发动机的。 1.打开left forward fuel pump，使APU能提取燃油。如果你使用APU的时间很长，那还得将left center pump打开，防止燃油不平衡。（注：飞机中没有模拟APU燃油的使用） 2.将APU switch调至START位――它会归位到ON并启动APU。等排气温度Exaust Gas Temperature (EGT)上升并稳定后，再进行下一步。 3.当APU GEN灯亮起后，将两个APU GEN都调至ON。灯熄灭后，电力就由APU供给了。 下面进行顶板设置，要遵循从上到下，由左及右的设定方法 1.把Yaw Damper调至ON。Yaw Damper会防止"Dutch Roll"效应，并可以减少方向舵的使用及计算。 2. CAB/UTIL和IFE/PASS调至ON（做为厨房电源），它会在飞行中供给厨房及乘客电子娱乐设备。 3. emergency exit预位 4. "no smoking"和"fasten belts"调至ON。 5.因为是今天的首班飞行，将ignition switch 调至"IGN R"。其余飞行就用"IGN L" ――绝不要用"BOTH"。 6. window heat switches调至ON。驾驶舱玻璃会加温，以防止冰雪天气和巡航中的问题。先别开probe heat switches！ 7. electric hydraulic pumps ("ELEC 1" and "ELEC 2")调至ON。