慣性導航系統在航空器中的安裝方法和這樣配備的航空器的製作方法

2023-07-23 15:42:31

專利名稱：慣性導航系統在航空器中的安裝方法和這樣配備的航空器的製作方法
技術領域：
本發明涉及航空器中慣性導航系統(centrale ainertie)的安裝方法。
背景技術：
航空器的姿勢和航向通常通過一個或多個慣性導航系統控制，其以首字母縮略詞 ADIRU("Air Data Inertial Reference Unit」，即大氣數據慣性基準單元)已知。這類慣性導航系統在航空器內的定位需要特別地精確以便提供對於航空器完全安全運行不可或缺的正確的姿態值和航向值。慣性導航系統通常固定在被稱為導航系統支架的支架上，支架本身固定在航空器的結構元件上。慣性導航系統在其導航系統支架上的精確定位可容易地獲得。因而慣性導航系統和其支架之間的定位誤差是可忽略的。從此時起，由慣性導航系統提供的數據的精確度基本上建立在其導航系統支架相對於航空器主結構的定位的精度上。該定位通常通過機械的方式實施。導航系統支架的航向上定位藉助複雜的工具最終實施，在航空器配備有三個慣性導航系統的常見情形下，所述工具顯得特別地笨重和龐大。為了限制三個慣性導航系統的航向對準差異並保證由這些慣性導航系統提供的數據之間的一定的一致性，使用一種一體式工具，該一體式工具能夠在三個相隔開的位置(對應三個導航系統)實施穿孔。該工具包括航空器的前起落架艙尺寸大小的校準金屬組件。該工具的大尺寸並不是用於航向上定位導航系統支架所使用的現有方法的唯一弊端。導航系統支架的航向相對於在航空器的一子組件上所取的一參考系被測量和調節， 該子組件可以例如是頭部和前起落架艙、或機身區段的座位軌道等。在航空器的兩構成部分之間的每個接合處，這些部分的在它們組裝時的相對定位的誤差和製造公差引起慣性導航系統的航向對準誤差。所述部分的不同接合處引起的誤差累加。可以觀察到，儘管所應用的部件，但最終還是特別難於獲得所需的航向精度和在實施穿孔時保持該精度。橫搖和俯仰上的定位藉助於測斜儀進行。導航系統支架此外配有四個可剝離墊片。根據其在導航系統支架上的位置，測斜儀提供導航系統支架相對於地面參考系的或橫搖角度值或俯仰角度值。需要實施一預備步驟用於將航空器的頭部相對於該地面坐標系進行定位。操作者調整可剝離墊片的高度以獲得期望的橫搖角和俯仰角。這涉及四點二分法。 一個墊片的每次改變會影響墊片的平面度和導航系統支架的橫搖和俯仰定位；其因而引起新的測量和其它三個墊片的改變。這種方法特別地棘手和枯燥。對在橫搖和俯仰上的優化的研究會歷時很長。此外可以觀察到，最終非常難於在工業上獲得必需的橫搖和俯仰上的
精度(如設備安裝要求文件EIRD-"Equipement Installation Requirement Document」
所確定的)。

發明內容
本發明旨在通過提出一種慣性導航系統安裝方法來消除這些弊端，該方法較之已知的現有技術方法更為簡單和更快速，其允許最終獲益於精確和可靠的姿態值和航向值。本發明的另一目的在於提出一種使用簡單且不笨重的工具安裝慣性導航系統的安裝方法。本發明還旨在提出一種航空器，其尤其配備有相對於已知慣性導航系統以更高的精確性和可靠性提供姿態值和航向值的慣性導航系統。為此，本發明涉及慣性導航系統在航空器中的安裝方法，其中-將用於接納所述慣性導航系統的稱為導航系統支架的支架固定於所述航空器的結構元件，-確定稱為支架安裝角度的角度，其代表所述導航系統支架相對於稱為航空器坐標系(repSre)的理論坐標系的定位的角誤差，基於測量預先確定的基準坐標系的點的坐標與所述導航系統支架的特徵點的坐標來進行所述確定，-在存儲部件中記錄這樣確定的支架安裝角度，用於以後修正所述慣性導航系統測得的數據。在上述定義中，術語「航空器坐標系」通常表示由航空器的理論橫搖方向(或縱向方向)、理論俯仰方向(翼展方向)和理論航向方向(或垂直方向)形成的理論坐標系。本發明因而在於容許導航系統支架的不精確安裝，並通過後面在計算由慣性導航系統提供的數據時考慮呈支架安裝角度形式的導航系統支架的定位誤差來彌補該容差。無需導航系統支架的任何精確定位，較之於現有技術的方法，根據本發明的安裝方法大大地得到簡化。除了其實施的快速性，可以注意到，與如在引言中所述的為航向上定位導航系統支架需要複雜和笨重的穿孔工具的現有技術方法相反，該方法不使用任何特殊的工具。根據本發明的方法還允許擺脫現有技術的支架橫搖和俯仰上定位所必需的且調校枯燥的可剝離墊片。根據本發明的方法此外允許最終獲得更為精確和更為可靠的姿態數據和航向數據，這些數據考慮到導航系統支架相對於航空器坐標系的實際定位。優選地，確定-稱為航向安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的航向定位角誤差，-稱為橫搖安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的橫搖定位角誤差，-稱為俯仰安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的俯仰定位角誤差。有利地，所使用的基準坐標系藉助在航空器結構上形成的標位加以確定。優選地， 所用標位是形成在航空器一區段的結構上以便該區段與相鄰區段的接合的標位。例如使用在航空器頭部一區段、特別是在該頭部的中間區段上形成的標位。這些標位在航空器坐標系中的坐標被預先確定。這些標位在被稱為整合結構工位的工位形成在航空器上；它們確定被稱為整合坐標系的坐標系，該坐標系允許在其它工位中、尤其是在其它組裝工廠中相同地重現機身定位。根據本發明，該整合坐標系作為基準坐標系被使用。最終地，支架安裝角度確定中的精確度僅受到以下不精確度的影響-在整合結構工位所用區段(例如頭部的中間區段)相對於地面坐標系的定位的不精確度，
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-在可以是整合結構工位或另一工位的導航系統支架安裝工位，標註和標定所述標位時的(雷射)測量的不精確度，-和為確定支架安裝角度定位所述導航系統支架的的特徵點時的(雷射)測量的不精確度。根據本發明的作為基準坐標系的整合坐標系的選擇允許獲得在支架安裝角度確定中的足夠精度。有利地，使用導航系統支架，其包括-板臺，其用於在所述航空器中基本水平地延伸，所述板臺確定所述支架的與所述板臺正交的垂直方向、以及所述支架的軸向方向和橫向方向，所述軸向方向和橫向方向在所述板臺的平面中延伸並用於分別基本平行於所述航空器的俯仰方向和橫搖方向延伸，-後壁，其從板臺的後邊緣起延伸，-至少兩個定心銷，其中前定心銷，所述前定心銷由所述板臺的與所述後壁相對的前側面支承；和後定心銷，所述後定心銷由所述後壁支承，所述的前後定心銷具有按所述支架的軸向方向延伸的軸線，所述後定心銷包括用於與所述慣性導航系統的箱體全面接觸的接觸面，-稱為接觸板的兩表面，其在所述板臺的與所述後壁相對的前邊部附近在所述板臺上形成，所述接觸板按所述支架的橫向方向分開，所述接觸板用於與所述慣性導航系統的箱體全面接觸。上述的定心銷和接觸板形成與慣性導航系統箱體相接觸的連續的接觸線和接觸面。換句話說，當慣性導航系統固定在位於其最終位置的導航系統支架上時，其箱體置靠在整個接觸板上，並且接觸面與設在所述箱體中的開孔在其整個周沿上相接觸。在本發明的第一方式中，所使用的用於確定支架安裝角度的導航系統支架特徵點是位於所述支架的表面上的點，優選地所述支架的表面用於與慣性導航系統相接觸。例如，在如前所述的導航系統支架的情形中，特徵點優選地是如下的點點A，其位於在板臺上形成的接觸板之一上；點B，其位於在板臺上形成的另一接觸板上；點C，其位於後定心銷的接觸面上；點D，其位於前定心銷上。分別在接觸板、接觸面和前定心銷上的所述點A到D的位置只要可被確定就是無差別的，並且從一次測量到另一次測量是可複製的。有利地，使用測得的點A和B的坐標以確定所述導航系統支架的俯仰安裝角度。相似地，優選地使用測得的點B和C的坐標以確定所述導航系統支架的橫搖安裝角度。最後， 有利地使用測得的點C和D的坐標以確定所述導航系統支架的航向安裝角度。在本發明的第二實施方式中，用於確定支架安裝角度的導航系統支架特徵點是位於被稱為延長器的一構件上的點，該構件固定在導航系統支架上且尺寸大於導航系統支架的尺寸。根據導航系統支架的尺寸，不排除上述測量點A到D之間的距離太小而不能獲得足夠的測量精度且不能保證在支架安裝角度確定中的最小誤差。這種延長器的使用因而是有用的其允許增大在測量點之間的距離並且因此改善在支架安裝角度的確定中獲得的精度。為此，在延長器和導航系統支架之間的界接誤差(相對定位誤差)應是可忽略的。藉助於導航系統支架所具有的定心銷，該目的可容易地達到。延長器有利地具有能夠與這些定心銷相互配合的引導和組裝部件；換句話說，延長器具有與導航系統支架的界接部，其優選地與慣性導航系統的界接部相同。有利地，使用一延長器，一方面該延長器的橫向尺寸是導航系統支架的橫向尺寸的至少五倍，另一方面該延長器的軸向尺寸是導航系統支架的軸向尺寸的至少兩倍。術語支架和延長器的「橫向尺寸」表示這些元件按照導航系統支架的橫向方向(這裡用於基本平行於航空器的橫搖方向)的各自尺寸，可觀察到延長器固定在導航系統支架上。相同地， 術語支架的和延長器的「軸向尺寸」表示這些元件按導航系統支架的軸向方向(這裡用於基本平行於航空器的俯仰方向)的各自尺寸，觀察到探測器固定在導航系統支架上。有利地，使用雷射裝置，用於測量基準坐標系的點的坐標和測量導航系統支架的特徵點的坐標。優選地，使用攝像和跟蹤雷射裝置、以及每個包括一個反射器和一個二極體陣列的活動探頭。將活動探頭布置在形成於航空器結構上的標位上，用於基準坐標系的定位；繼而布置在導航系統支架的特徵點上，用於確定支架安裝角度。在本發明的一可能的實施方式中，存儲部件(在其中記錄有支架安裝角度)包括集成在航空器集中模塊中的至少一個非易失性存儲器。作為變型，存儲部件包括至少一個專用的非易失性存儲器，該存儲器優選地與慣性導航系統相連或可與航空器的一網絡相連。當航空器需要配備有多個慣性導航系統時， 存儲部件優選地包括與慣性導航系統數目同樣多的存儲器，所有導航系統支架的安裝角度優選存儲在這些存儲器的每個中。該冗餘保證高安全級別。然而，並不排除僅在單一存儲器中記錄一個支架的安裝角度、又或僅設置記錄所有支架的安裝角度的一單一存儲器。此外，一有利的內部存儲部件是從航空器外部的模塊下載的。使用時，記錄在存儲部件中的每個支架的安裝角度被傳輸(藉助於數據交換協議或通過下載)到對應的慣性導航系統，以使得所述慣性導航系統因而對通過慣性導航系統測量的數據在任何使用這些數據之前進行修正。本發明還涉及一種航空器，其包括根據符合本發明的方法安裝的導航系統支架及慣性導航系統。特別地，本發明涉及一種航空器，其包括至少一個慣性導航系統和固定在航空器結構元件上的導航系統支架，其特徵在於，對於每個慣性導航系統，所述航空器包括-存儲部件，在所述存儲部件中記錄稱為支架安裝角度的角度，其代表對應所述慣性導航系統的所述導航系統支架相對於稱為航空器坐標系的理論坐標系的定位的角誤差， 所述支架安裝角度基於測量基準坐標系的點的坐標和所述導航系統支架的特徵點的坐標被預先確定，-計算部件，其適於基於所述慣性導航系統測得的數據和對應支架的安裝角度計算稱為被修正數據的數據。如前文所闡述的，當航空器包括多個慣性導航系統時，存儲部件可被集中並包括非易失性存儲器，在該存儲器中記錄有航空器的不同導航系統支架的安裝角度。作為變型或作為組合，每個慣性導航系統具有專用的存儲部件，例如專用的存儲部件安裝在其支架上或如有需要集成在慣性導航系統中，在其中記錄有對應支架的安裝角度或所有支架的安裝角度。每個慣性導航系統具有集成在所述慣性導航系統中的專有計算部件。此外，優選地，每個導航系統支架包括如前文定義的一板臺、一後壁和一些定心銷。特別地，板臺包括兩個接觸板，並且後定心銷包括一接觸面。


本發明的其它細節和優點將在閱讀接下來的參照示意性附圖且針對作為非限定性例子提供的優選實施方式的描述中得到展示。附圖中-圖1是可在根據本發明的安裝方法的範圍內使用的導航系統支架的示意性透視圖，-圖2是圖1的導航系統支架的示意性俯視圖，和-圖3—方面是可在根據本發明的安裝方法的範圍內使用的延長器、另一方面是航空器一區段的示意性透視表示，沒有遵守延長器和航空器區段之間的比例。
具體實施例方式圖1和2示出可在根據本發明的慣性導航系統的安裝方法的範圍內使用的導航系統支架1。通常，該導航系統支架1包括板臺2，慣性導航系統用於被承置在該板臺上；和後壁3，其與板臺2正交地從板臺的後邊緣15起延伸。板臺2開有洞孔以具有有限質量。後壁3具有孔口 12，孔口 12用於接納連接器 (未顯示)，該連接器用於慣性導航系統與航空器的供電及數據傳輸網的連接。導航系統支架1用於通過這裡沒有顯示的穿過板臺2的螺釘被固定在航空器的結構元件上。作為在航空器中安裝的示例，這種導航系統支架具有平行於板臺2的軸向方向 20，該軸向方向與航空器的理論俯仰方向(也被稱為翼展方向或Y軸)相重合；平行於板臺2的橫向方向21，其與航空器的理論橫搖方向(也被稱為機身的縱向方向或X軸)相重合；以及與板臺2正交的垂直方向21，其與航空器的理論航向方向(也被稱為垂直方向或Z 軸)相重合。慣性導航系統相對於導航系統支架1的正確定位通過如下部件予以保證-兩導軌4和5，它們固定在板臺2上並且按導航系統支架的軸向方向20延伸。在將慣性導航系統布置在導航系統支架1上時，這些導軌4和5僅允許在將定心銷6到8 (在下文中確定)插入慣性導航系統的箱體中之前的慣性導航系統的大致預定位；-前定心銷6，其按軸向方向20從板臺2的前側面16起延伸，該前定心銷6基本位於所述前側面16的中間(按橫向方向21)；-兩個後定心銷7和8，它們按軸向方向20在板臺2的上方從後壁3起延伸，這兩個後定心銷7和8按橫向方向21相互分開並相對。後定心銷8具有形成支承面的隆凸部 9，以獲得慣性導航系統按橫向方向21和垂直方向22的精確定位。這裡，隆凸部9具有在與後定心銷8的軸線正交的平面中的圓形的截面，其將隆凸部9分割成兩個相等的部分。該隆凸部9因而形成在該平面中的接觸面，這裡是呈接觸圓圈的形式。在一可能的和優選的實施方式中，隆凸部9是球形環體，其因此在經過其中心的任何平面中形成接觸圓圈。-兩個呈盤形的接觸板10和11，它們在板臺2上形成並且參與導航系統按垂直方向22的定位。同時，慣性導航系統具有箱體，箱體尤其包括-下表面，其用於靠置在板臺2上；接觸板10和11提供與慣性導航系統箱體的下表面的對應兩區域相接觸的連續接觸面，
-前突緣，其從箱體下表面向下凸起地延伸並且包括用於接納導航系統支架1的前定心銷6的開孔。當慣性導航系統在其支架上就位時，該前突緣支撐在導航系統支架的板臺2的前側面16上；-兩後開孔，其用於接納後定心銷7和8。後定心銷8的隆凸部9提供至少一個與慣性導航系統的箱體的對應的後開孔相接觸的接觸區。該接觸面通常包含在基本正交於軸向方向20的(且經過隆凸部的中心)平面中。慣性導航系統在導航系統支架1上的固定通過兩螺母13和14保證，這兩螺母在螺杆17和18上擰緊並且按軸向方向20從導航系統支架的板臺2的前側面16起延伸。慣性導航系統的箱體的前突緣具有兩個槽口或開孔，用於螺杆17和18的通過。螺母13和14 因而通過夾持其前突緣而將慣性導航系統保持。設置用於組裝慣性導航系統和導航系統支架1的有時稱為界接部件的所有前述部件，允許獲得導航系統和支架的相對定位，該定位足夠精確以能忽略導航系統和其支架之間的可能的(在航向、橫搖和俯仰方面的)角偏差。相反地，考慮到航空器結構的複雜性，非常難於獲得導航系統支架如示出的支架1 相對於被稱為航空器坐標系(由航空器的理論橫搖方向、理論俯仰方向和理論航向方向形成的坐標系)的航空器特徵坐標系的精確定位。已知的慣性導航系統的安裝方法全部旨在最小化導航系統支架的定位誤差(在航向、橫搖和俯仰方面)，以使得慣性導航系統所提供的數據儘可能地準確。相反地，根據本發明的方法建立在測量和之後考慮導航系統支架定位誤差的基礎上。該方法如下進行。藉助穿過板臺2的螺釘(未顯示)將導航系統支架1固定在航空器的主結構元件上。該操作進行，而無需緊固支架；其不需要任何特殊的工具。在應配備有多個慣性導航系統的航空器的情形中，因而將每個導航系統支架固定在預設部位上。根據本發明，繼而確定每個導航系統支架的橫搖安裝角度、俯仰安裝角度和航向安裝角度。支架的橫搖安裝角度被定義為代表導航系統支架在航空器坐標系中的定位的橫搖角誤差。橫搖安裝角度例如等於航空器的俯仰方向與導航系統支架1的軸向方向20在與航空器的橫搖方向正交的平面中的投影之間的角。相似地，支架的俯仰安裝角度被定義為代表導航系統支架在航空器坐標系中的定位的俯仰角誤差。俯仰安裝角度例如等於在航空器的橫搖方向與導航系統支架1的橫向方向21在與航空器的俯仰方向相正交的平面中的投影之間的角。最後，支架的航向安裝角度被定義為代表導航系統支架在航空器坐標系中的定位的航向角誤差。航向安裝角度例如等於航空器的橫搖方向與導航系統支架1的橫向方向21 在與航空器的航向方向相正交的平面中的投影之間的角。這些安裝角度通過測量被確定。根據本發明，為此使用標註在航空器上且其軸線的朝向相對於航空器坐標系是已知的一基準坐標系，並且忽略源自該坐標系的標記和標定的不精確性。換句話說，通過測量確定導航系統支架在基準坐標系中的定位(即其軸向方向、橫向方向和垂直方向的朝向)，由此推斷所述導航系統支架在航空器坐標系中的定位。有利地，所使用的基準坐標系通過預先形成的標位被確定，這些標位在整合結構
11工位預先形成在航空器結構元件上用以接合航空器的不同區段。這些標位在航空器坐標系中的坐標是預定的。如在圖3上示出的同一區段例如航空器頭部的中間區段的標位U、V和 W，允許確定被稱為整合坐標系的一坐標系，其根據本發明作為基準坐標系被使用。該整合坐標系的優點此外在於這樣的事實由標位V和W確定的方向可被視作是與航空器的理論俯仰方向平行的(撇開可忽略的標位的標記誤差和標定誤差)，並且由點U和V確定的方向可被視作是與航空器的理論橫搖方向平行的。換言之，整合坐標系直接體現航空器坐標系。 然而可使用其方向與航空器坐標系的方向不平行的坐標系。導航系統支架在整合坐標系中的定位的測量如下進行。在航空器中在合適部位安裝雷射測量裝置M，用於允許可靠地一方面瞄準確定整合坐標系的標位、和另一方面瞄準每個導航系統支架的特徵點(即適於確定定位)，所述特徵點可位於導航系統支架上或位於安裝在這些導航系統支架上的被稱為延長器的構件上。所使用的雷射測量裝置M優選是配備有高速攝像機的跟蹤雷射測量裝置。操作者手動地將無線活動探頭定位在他期望記錄坐標的每個點上。活動探頭包括反射器和其相對於反射器的位置是已知的二極體陣列。跟蹤雷射器允許確定反射器的確切位置，而攝像機允許確定二極體陣列在攝影測量圖中的位置，從中可推斷所述陣列的空間朝向。這種雷射測量裝置因而允許測量在一表面上的一給定點的球坐標以及該表面的朝向。藉助於球探頭可達隱蔽點。藉助雷射測量裝置，測量整合坐標系的標位U、V和W(見圖3)的坐標。對於每個導航系統支架，還測量或位於導航系統支架上的點的坐標，或位於安裝在所述導航系統支架上的延長器上的點的坐標。因此，在本發明的第一方式中，每個支架的安裝角度基於測量所述導航系統支架的點A、B、C、D (見圖1和2)的坐標被確定。點A是可測定點，例如是導航系統支架的接觸板10的中心。點B是可測定點，例如是導航系統支架的接觸板11的中心。點C是在後定心銷8的隆凸部9上形成的接觸面的可測定點。點D是前定心銷6的可測定點。所有這些點在導航系統支架的固有坐標系(尤其由軸向方向20、橫向方向21和垂直方向22確定)中的坐標是已知的。因此，這些點在基準坐標系中的坐標的測量允許精確地確定導航系統支架在基準坐標系中、因而在航空器坐標系中的軸向方向、橫向方向和垂直方向的朝向。換句話說，其允許確定支架的安裝角度。支架的橫搖安裝角度，記為α，優選由以下公式給出α = O2-O1
樸山 ^ (Bz-Cz)-(Bzi-CZi) ^ ^ Vz-Wz其中，tan =--—--禾口 tan θ2 =-
1 (By-Cy)-(Byi-Cyif 2 Vy-Wy其中Bz、Cz、Vz和Wz是按與航空器航向方向近似對齊的雷射裝置的軸Oz分別測得的點B、C、V和W的坐標，By、Cy、Vy和Wy、是按與軸Oz正交並與航空器的俯仰方向近似對齊的雷射裝置的軸Oy分別測得的點B、C、V和W的坐標，Bzi和Czi分別是按導航系統支架的固有坐標系的軸OiZi的點B和C的(已知的) 坐標，該軸與所述支架的垂直方向22平行，和Byi和Cyi分別是按導航系統支架的固有坐標系的軸Oji的點B和C的(已知的)坐標，該軸與所述支架的軸向方向20平行。此外，應提醒的是，整合坐標系的點V和W被視作是按航空器的理論俯仰方向對準的。另一基準坐標系的使用將提供其它的公式。支架的俯仰安裝角度，記為β，優選地通過如下公式給出
權利要求
1.慣性導航系統在航空器中的安裝方法，其中-將用於接納所述慣性導航系統的稱為導航系統支架的支架(1)固定於所述航空器的結構元件，-確定稱為支架安裝角度的角度，其代表所述導航系統支架(1)相對於稱為航空器坐標系的理論坐標系的定位的角誤差，基於測量基準坐標系的點的坐標與所述導航系統支架的特徵點(A-D;E-G)的坐標來進行所述確定，所述基準坐標系藉助形成在航空器一區段的結構上用於該區段與相鄰區段的接合的標位(U，V，W)而被預先確定，-在存儲部件中記錄這樣確定的支架安裝角度，用於以後修正所述慣性導航系統測得的數據。
2.根據權利要求1所述的方法，其特徵在於，確定-稱為航向安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的航向定位角誤差，-稱為橫搖安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的橫搖定位角誤差，-稱為俯仰安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的俯仰定位角誤差。
3.根據權利要求1或2所述的方法，其特徵在於，所述導航系統支架的特徵點是位於所述支架的用於與所述慣性導航系統接觸的表面上的點(A，B, C，D)。
4.根據權利要求3所述的方法，其特徵在於 -使用導航系統支架(1)，所述支架包括 板臺O)，其用於在所述航空器中基本水平地延伸，所述板臺確定所述支架的與所述板臺正交的垂直方向02)、以及所述支架的軸向方向OO)和橫向方向(21)，所述軸向方向和橫向方向在所述板臺的平面中延伸並用於分別基本平行於所述航空器的俯仰方向和橫搖方向延伸，眷後壁(3)，其從所述板臺的後邊緣(1 起延伸， 至少兩個定心銷，其中前定心銷(6)，所述前定心銷由所述板臺的與所述後壁(3) 相對的前側面(16)支承；和後定心銷(8)，所述後定心銷由所述後壁支承，所述的前定心銷及後定心銷具有按所述支架的軸向方向OO)延伸的軸線，所述後定心銷(8)包括用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸的接觸面， 稱為接觸板的兩表面(10，11)，其在所述板臺的與所述後壁C3)相對的前邊部附近形成在所述板臺( 上，所述接觸板按所述支架的橫向方向分開，所述接觸板用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸；-所述特徵點是位於所述接觸板之一(10)上的點A、位於另一接觸板(11)上的點B、位於所述後定心銷(8)的接觸面上的點C、位於所述前定心銷(6)上的點D ；-使用測得的點A和B的坐標以確定所述俯仰安裝角度；使用測得的點B和C的坐標以確定所述橫搖安裝角度；使用測得的點C和D的坐標以確定所述航向安裝角度。
5.根據權利要求1或2所述的方法，其特徵在於，所述導航系統支架的特徵點是位於被稱為延長器的構件(30)上的點，所述構件固定在所述導航系統支架上且尺寸比所述導航系統支架的要大。
6.根據權利要求5所述的方法，其特徵在於，使用一方面橫向尺寸是所述導航系統支架的橫向尺寸的至少五倍、另一方面軸向尺寸是所述導航系統支架的軸向尺寸的至少兩倍的延長器(30)。
7.根據權利要求1到6中任一項所述的方法，其特徵在於，所使用的所述存儲部件包括集成在所述航空器的集中模塊內的至少一個非易失性存儲器、或至少一個專用的非易失性存儲器或內部存儲部件。
8.慣性導航系統在航空器中的安裝方法，其中-將用於接納所述慣性導航系統的稱為導航系統支架的支架(1)固定於所述航空器的結構元件，-確定稱為支架安裝角度的角度，其代表所述導航系統支架(1)相對於稱為航空器坐標系的理論坐標系的定位的角誤差，基於測量預先確定的基準坐標系的點(U，V，W)的坐標與所述導航系統支架的特徵點(A-D ；E-G)的坐標來進行所述確定，-在存儲部件中記錄這樣確定的支架安裝角度，用於以後修正所述慣性導航系統測得的數據，其特徵在於，所述導航系統支架的特徵點是位於所述支架的用於與所述慣性導航系統接觸的表面上的點(A，B, C，D)；並且其特徵還在於 -使用導航系統支架(1)，所述支架包括 板臺O)，其用於在所述航空器中基本水平地延伸，所述板臺確定所述支架的與所述板臺正交的垂直方向02)、以及所述支架的軸向方向00)和橫向方向(21)，所述軸向方向和橫向方向在所述板臺的平面中延伸並用於分別基本平行於所述航空器的俯仰方向和橫搖方向延伸，眷後壁(3)，其從所述板臺的後邊緣(1 起延伸， 至少兩個定心銷，其中前定心銷(6)，所述前定心銷由所述板臺的與所述後壁(3) 相對的前側面(16)支承；和後定心銷(8)，所述後定心銷由所述後壁支承，所述的前定心銷及後定心銷具有按所述支架的軸向方向OO)延伸的軸線，所述後定心銷(8)包括用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸的接觸面， 稱為接觸板的兩表面(10，11)，其在所述板臺的與所述後壁C3)相對的前邊部附近形成在所述板臺( 上，所述接觸板按所述支架的橫向方向分開，所述接觸板用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸；-所述特徵點是位於所述接觸板之一(10)上的點A、位於另一接觸板(11)上的點B、位於所述後定心銷(8)的接觸面上的點C、位於所述前定心銷(6)上的點D ；-使用測得的點A和B的坐標以確定所述俯仰安裝角度；使用測得的點B和C的坐標以確定所述橫搖安裝角度；使用測得的點C和D的坐標以確定所述航向安裝角度。
9.根據權利要求8所述的方法，其特徵在於，確定-稱為航向安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的航向定位角誤差，-稱為橫搖安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的橫搖定位角誤差，-稱為俯仰安裝角度的支架安裝角度，其代表所述導航系統支架在所述航空器坐標系中的俯仰定位角誤差。
10.根據權利要求8或9所述的方法，其特徵在於，所使用的所述基準坐標系藉助形成在航空器一區段的結構上用於該區段與相鄰區段的接合的標位(U，v，w)被確定。
11.根據權利要求8到10中任一項所述的方法，其特徵在於，所使用的所述存儲部件包括集成在所述航空器的集中模塊內的至少一個非易失性存儲器、或至少一個專用的非易失性存儲器或內部存儲部件。
12.慣性導航系統在航空器中的安裝方法，其中-將用於接納所述慣性導航系統的稱為導航系統支架的支架(1)固定於所述航空器的結構元件，-確定稱為支架安裝角度的角度，其代表所述導航系統支架(1)相對於稱為航空器坐標系的理論坐標系的定位的角誤差，基於測量預先確定的基準坐標系的點(U，V，W)的坐標與位於稱為延長器的構件(30)上的所述導航系統支架特徵點(A-D ；E-G)的坐標來進行所述確定，其中所述構件固定在所述導航系統支架上且尺寸比導航系統支架的要大，-在存儲部件中記錄這樣確定的支架安裝角度，用於以後修正所述慣性導航系統測量的數據。
13.根據權利要求12所述的方法，其特徵在於，使用一方面橫向尺寸是所述導航系統支架的橫向尺寸的至少五倍、另一方面軸向尺寸是所述導航系統支架的軸向尺寸的至少兩倍的延長器(30)。
14.航空器，其包括至少一個慣性導航系統和固定於所述航空器的結構元件的導航系統支架(1)，其特徵在於，對於每個慣性導航系統，所述航空器包括-存儲部件，在所述存儲部件中記錄稱為支架安裝角度的角度，其代表對應所述慣性導航系統的所述導航系統支架相對於稱為航空器坐標系的理論坐標系的定位的角誤差，所述支架安裝角度基於測量基準坐標系的點(U，V，W)的坐標和所述導航系統支架的特徵點 (A-D ；E-G)的坐標被預先確定，-計算部件，其適於基於所述慣性導航系統測得的數據和對應支架的安裝角度計算稱為被修正數據的數據。
15.根據權利要求14所述的航空器，其特徵在於，每個導航系統支架包括-板臺O)，其用於在所述航空器中基本水平地延伸，所述板臺確定所述支架的與所述板臺正交的垂直方向02)、以及所述支架的軸向方向00)和橫向方向(21)，所述軸向方向和橫向方向在所述板臺的平面中延伸並用於分別基本平行於所述航空器的俯仰方向和橫搖方向延伸，-後壁(3)，其從所述板臺的後邊緣(1 起延伸，-至少兩個定心銷，其中前定心銷(6)，所述前定心銷由所述板臺的與所述後壁相對的前側面支承；和後定心銷(8)，所述後定心銷由所述後壁支承，所述的前後定心銷具有按所述支架的軸向方向00)延伸的軸線，所述後定心銷(8)包括用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸的接觸面，-稱為接觸板的兩表面(10，11)，其在所述板臺的與所述後壁相對的前邊部附近形成在所述板臺( 上，所述接觸板按所述支架的橫向方向分開，所述接觸板用於與所述慣性導航系統的箱體完全接觸。
16.根據權利要求14所述的航空器，其特徵在於，至少一個被稱為延長器的構件(30) 固定在導航系統支架上且其尺寸比導航系統支架的要大。
17.根據權利要求16所述的航空器，其特徵在於，一方面所述延長器具有的橫向尺寸是所述導航系統支架的橫向尺寸的至少五倍，另一方面所述延長器具有的軸向尺寸是所述導航系統支架的軸向尺寸的至少兩倍。
全文摘要
本發明涉及慣性導航系統在航空器中的安裝方法，其中將導航系統支架(1)固定於航空器的結構元件；確定航向、橫搖和俯仰上的支架安裝角度，其代表導航系統支架相對航空器坐標系的定位的角誤差，該確定基於測量預先確定的基準坐標系的點的坐標和導航系統支架的特徵點的坐標來進行；在存儲部件中記錄支架安裝角度，用以之後對慣性導航系統測得的數據進行修正。優選地，所使用的基準坐標系藉助在航空器一區段的結構上形成以便該區段與相鄰區段的接合的標位被確定。
文檔編號B64D45/00GK102205878SQ20111007984
公開日2011年10月5日 申請日期2011年3月31日 優先權日2010年3月31日
發明者J-D·佩裡, T·卡爾特羅, V·布裡韋 申請人:空中巴士運營公司