【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 等。角速率傳感器應(yīng)安裝在無(wú)人機(jī)重心附近、一階彎振的波節(jié)處，安裝軸線與要感受的機(jī)體軸向平行，并特別注意極性的正確性。2）姿態(tài)、航向傳感器姿態(tài)傳感器用于感受無(wú)人機(jī)的俯仰和滾轉(zhuǎn)角度，航向傳感器用于感受無(wú)人機(jī)的航向角。姿態(tài)、航向傳感器是無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，用于實(shí)現(xiàn)姿態(tài)航向穩(wěn)定與控制功能。姿態(tài)、航向傳感器的選擇要考慮其測(cè)量范圍、精度、輸出特性、動(dòng)態(tài)特性等。姿態(tài)、航向傳感器應(yīng)安裝在飛機(jī)重心附近，振動(dòng)盡可能要小，有較高的安裝精度要求。對(duì)于磁航向傳感器要安裝在受鐵磁性物質(zhì)影響最小且相對(duì)固定的地方，安裝件應(yīng)采用非磁性材料制造。3）高度、空速傳感器（或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)）高度、空速傳感器（或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)）用于感受無(wú)人機(jī)的飛行高度和空速，是高度保持和空速保持的必備傳感器。一般和空速管、通氣管路構(gòu)成大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。高度、空速傳感器的選擇主要考慮測(cè)量范圍和測(cè)量精度。其安裝一般要求在空速管附近，盡量縮短管路。4）飛機(jī)位置傳感器飛機(jī)位置傳感器用于感受飛機(jī)的位置，是飛行軌跡控制的必要前提。慣性導(dǎo)航設(shè)備、GPS衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)是典型的位置傳感器。飛機(jī)位置傳感器的選擇一般考慮與飛行時(shí)間相關(guān)的導(dǎo)航精度、成本和可用性等問(wèn)題。慣性導(dǎo)航設(shè)備有安裝位置和較高的安裝精度要求，GPS接收機(jī)的安裝主要應(yīng)避免天線的遮擋問(wèn)題。6 引導(dǎo)設(shè)備精確引導(dǎo)是無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸的基礎(chǔ)。由于使用簡(jiǎn)易的機(jī)場(chǎng)，顯然不可能使用一般的儀表著陸系統(tǒng)或者微波著陸系統(tǒng)。在此前提下，還有如下方法可供選擇。 1) 全球定位系統(tǒng)（GPS）GPS是目前為止定位精度最高的導(dǎo)航設(shè)施,在世界各國(guó)有著廣泛的應(yīng)用。在SA取消后,商用GPS(C/A碼)的定位精度大大提高,經(jīng)過(guò)差分后（DGPS）可以提供精密進(jìn)場(chǎng)著陸所需的飛機(jī)定位信息。GPS作為精密進(jìn)場(chǎng)著陸引導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)必須與INS和無(wú)線電高度表相組合。因?yàn)镚PS易受美國(guó)的制約，不宜對(duì)其過(guò)分依賴。 2) 區(qū)域定位系統(tǒng)（RPS）區(qū)域定位系統(tǒng)（RPS）通過(guò)在地面一定區(qū)域內(nèi)放置4～6個(gè)在功能上相當(dāng)于定位衛(wèi)星的設(shè)備（可稱為偽衛(wèi)星）來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)空中目標(biāo)的定位。該技術(shù)的詳細(xì)情況國(guó)內(nèi)有關(guān)廠所正在進(jìn)一步的研究中。 3) 地面輔助引導(dǎo)設(shè)施通過(guò)地面的精密光學(xué)系統(tǒng)或者導(dǎo)引雷達(dá)對(duì)飛機(jī)定位，再由上行數(shù)據(jù)鏈將定位信息傳給飛控計(jì)算機(jī)(圖31)。最為現(xiàn)實(shí)的方法是本系統(tǒng)配備的地面測(cè)控系統(tǒng)視距鏈路。該鏈路具有的高精度無(wú)線電定位功能可用于起飛/著陸過(guò)程中無(wú)人機(jī)的空中定位。只要將其放置于跑道附近一定的區(qū)域中，在不附加任何設(shè)備的情況下可實(shí)現(xiàn)較好的地面引導(dǎo)。 4) 視見(jiàn)引導(dǎo)利用無(wú)人機(jī)上光電設(shè)備（此時(shí)應(yīng)鎖定在一定的角度上）實(shí)時(shí)拍攝的機(jī)場(chǎng)景象迭加無(wú)人機(jī)的姿態(tài)、航向、空速、高度等信息，形成類似于有人機(jī)上的平顯畫面，并結(jié)合機(jī)場(chǎng)人員對(duì)于無(wú)人機(jī)的目視結(jié)果，人工引導(dǎo)飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸。視起飛/著陸的不同階段和導(dǎo)引設(shè)備的可用度采用全自動(dòng)/半自動(dòng)/人工（遙控）多種引導(dǎo)與控制方式相結(jié)合的方案。在導(dǎo)引設(shè)備上，將DGPS/INS/無(wú)線電高度表組合定位系統(tǒng)作為主引導(dǎo)系統(tǒng)。當(dāng)DGPS不可用時(shí)，再用備用的視距內(nèi)測(cè)控鏈路代替DGPS, 產(chǎn)生自動(dòng)引導(dǎo)所需的定位數(shù)據(jù)。在更為苛刻的條件下（比如主、輔引導(dǎo)設(shè)施都無(wú)法使用時(shí)），采用視見(jiàn)或純目視人工引導(dǎo)方法。在DGPS可用的情況下，實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)的起飛與著陸。在DGPS不可用的情況下，如果備用的地面輔助導(dǎo)引設(shè)備具有精密進(jìn)場(chǎng)所需的定位精度（比如CARS的引進(jìn)成功）,仍可實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)的起飛與著陸。如果地面輔助導(dǎo)引設(shè)備的定位精度稍低（比如目前的測(cè)控系統(tǒng)視距內(nèi)數(shù)據(jù)鏈），則可自動(dòng)將飛機(jī)引導(dǎo)到跑道上空一定區(qū)域內(nèi)，然后采用半自動(dòng)或遙控方式控制無(wú)人機(jī)著陸。當(dāng)?shù)孛嬉龑?dǎo)設(shè)備也不可用時(shí)，結(jié)合視見(jiàn)或純目視引導(dǎo)，采用半自動(dòng)或遙控方式控制無(wú)人機(jī)著陸。地面測(cè)控設(shè)備數(shù)據(jù)鏈飛控與管理子系統(tǒng)機(jī)載測(cè)控終端精密導(dǎo)引雷達(dá)/光學(xué)系統(tǒng) 地面計(jì)算機(jī)圖31 地面輔助導(dǎo)引原理框圖a) 7 伺服機(jī)構(gòu)伺服作動(dòng)設(shè)備也稱舵機(jī)，是飛控系統(tǒng)的執(zhí)行部件。其作用在于接收飛行控制指令，進(jìn)行功率放大，并驅(qū)動(dòng)舵面或發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)風(fēng)門偏轉(zhuǎn)，從而達(dá)到控制無(wú)人機(jī)姿態(tài)和軌跡的目的。 伺服作動(dòng)設(shè)備可分為電動(dòng)伺服作動(dòng)設(shè)備、液壓伺服作動(dòng)設(shè)備和電液混合伺服作動(dòng)設(shè)備。無(wú)人機(jī)上通常使用電動(dòng)伺服作動(dòng)設(shè)備。 伺服作動(dòng)設(shè)備的設(shè)計(jì)要求主要有以下方面：1）性能要求a) 最大輸出力矩 最大輸出力矩指額定工作狀態(tài)下伺服作動(dòng)設(shè)備能夠輸出的最大力矩，該力矩應(yīng)該大于折合到舵面相應(yīng)位置的最大氣動(dòng)鉸鏈力矩（或節(jié)風(fēng)門偏轉(zhuǎn)力矩）。 b) 偏轉(zhuǎn)范圍 伺服作動(dòng)設(shè)備的偏轉(zhuǎn)范圍應(yīng)滿足相應(yīng)舵面（或節(jié)風(fēng)門）偏轉(zhuǎn)范圍的要求。c) 頻帶 伺服作動(dòng)設(shè)備的頻帶一般應(yīng)為無(wú)控飛機(jī)自然頻帶的3～5倍。d) 間隙 在工藝允許的情況下，伺服作動(dòng)設(shè)備的間隙應(yīng)盡可能的減小。e) 跟蹤精度 伺服作動(dòng)設(shè)備輸出跟蹤輸入的精度應(yīng)滿足一定的要求。 2）外形尺寸與安裝要求伺服作動(dòng)設(shè)備的安裝空間一般較小，應(yīng)注意外形尺寸和安裝要求的限制，特別是輸出搖臂與舵面之間的連接方式、零位和偏轉(zhuǎn)方向要求。 8 飛行控制律飛行控制律是飛行控制系統(tǒng)一個(gè)重要組成部分，它是指令及各種外部信息到飛機(jī)各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的一種映射關(guān)系。飛行控制律的設(shè)計(jì)就是確定這種映射關(guān)系，使飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)具有符合系統(tǒng)要求的飛行品質(zhì)。飛行控制律設(shè)計(jì)的依據(jù)是系統(tǒng)研制任務(wù)合同及相關(guān)頂層技術(shù)文件。根據(jù)這些文件具體形成在具有控制系統(tǒng)下飛機(jī)的各種品質(zhì)或性能，在對(duì)無(wú)控飛機(jī)的特性進(jìn)行分析的基礎(chǔ)上，為達(dá)到所要求的飛行品質(zhì)或性能，確定初步的控制律結(jié)構(gòu)，然后應(yīng)用自動(dòng)控制的設(shè)計(jì)方法具體確定控制律參數(shù)。通過(guò)非線性全量仿真、半物理仿真及飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證或調(diào)整控制律結(jié)構(gòu)及參數(shù)，使飛行品質(zhì)或性能達(dá)到要求。控制律設(shè)計(jì)過(guò)程是一個(gè)迭代回歸的過(guò)程。 控制律結(jié)構(gòu) 首先應(yīng)明確飛機(jī)的控制面。一般控制面由升降舵、副翼、方向舵、襟翼、鴨翼、減速板等。根據(jù)對(duì)無(wú)人機(jī)的性能要求及無(wú)控?zé)o人機(jī)的特性確定控制律結(jié)構(gòu)?？刂坡砂v向控制律和橫航向控制律。根據(jù)無(wú)人機(jī)的任務(wù)要求，選擇以下控制律結(jié)構(gòu)。 俯仰角穩(wěn)定與控制 俯仰角穩(wěn)定與控制回路一般需要俯仰角及俯仰角速度反饋信號(hào)，其一般控制律結(jié)構(gòu)如圖3－2所示。圖3－2 俯仰角穩(wěn)定與控制結(jié)構(gòu) 圖3－2中前向控制通道可采用比例或比例+積分的形式，采用比例形式時(shí)控制存在靜差，采用比例+積分形式時(shí)控制沒(méi)有靜差。根據(jù)具體需求選取前向控制通道的形式。俯仰角速度反饋用于增加短周期阻尼。 滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定及控制 滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定與控制回路一般需要滾轉(zhuǎn)角及滾轉(zhuǎn)角速度反饋信號(hào)，其一般控制律結(jié)構(gòu)如圖3－3所示。圖3－3 滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定與控制結(jié)構(gòu) 圖3－3中前向控制通道一般采用比例或比例+積分的形式。滾轉(zhuǎn)角速度反饋用于增加滾轉(zhuǎn)阻尼。對(duì)具有較大自然阻尼特性的飛機(jī)可略去滾轉(zhuǎn)角速度反饋。 航向穩(wěn)定與控制航向角穩(wěn)定與控制一般結(jié)構(gòu)如圖3－4所示。其中，圖3－4 (a)的控制結(jié)構(gòu)通過(guò)副翼進(jìn)行航向控制，具有較高的控制效率，但控制中側(cè)滑角較大；圖3－4 (b)利用方向舵進(jìn)行航向控制，該形式的控制效率較低，所引入的滾轉(zhuǎn)角反饋用于部分消除側(cè)滑角；圖3－4 (c)則利用副翼和方向舵聯(lián)合控制航向角，具有控制效率高及側(cè)滑角小的特點(diǎn)。以上所引入的滾轉(zhuǎn)角速度和航向角速度用于增角阻尼。(a)(b)(c)圖3－4 航向角穩(wěn)定與控制結(jié)構(gòu) 高度控制高度控制由俯仰內(nèi)回路及外回路組成。俯仰內(nèi)回路一般由俯仰角和俯仰角速度反饋組成，高度控制的外回路一般采用比例+積分+微分的形式，如圖3－5所示。圖3－5 高度控制結(jié)構(gòu) 空速控制空速控制分為節(jié)風(fēng)門空速控制、俯仰空速控制和阻力空速控制。節(jié)風(fēng)門空速控制通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)風(fēng)門實(shí)現(xiàn)空速的控制，俯仰空速控制通過(guò)升降舵偏轉(zhuǎn)使飛機(jī)攻角變化，從而改變飛機(jī)空氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)空速的控制，阻力空速控制通過(guò)阻力板的偏轉(zhuǎn)改變阻力實(shí)現(xiàn)空速的控制。節(jié)風(fēng)門空速控制的結(jié)構(gòu)如圖3－6所示，俯仰空速控制結(jié)構(gòu)如圖3－7所示，阻力空速控制結(jié)構(gòu)如圖3－8所示。由于發(fā)動(dòng)機(jī)一般具有較大的時(shí)間延遲，因此節(jié)風(fēng)門空速控制一般相對(duì)緩慢，俯仰空速控制和阻力空速控制具有響應(yīng)相對(duì)快的特點(diǎn)。圖3－6 發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)風(fēng)門空速控制結(jié)構(gòu) 圖3－7 俯仰空速控制結(jié)構(gòu)圖3－8 阻力空速控制結(jié)構(gòu) 側(cè)向偏離控制側(cè)向偏離控制可實(shí)現(xiàn)側(cè)向航跡控制。側(cè)向偏離控制一般通過(guò)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制實(shí)現(xiàn)，它由滾轉(zhuǎn)內(nèi)回路和側(cè)偏外回路組成，如圖3－9所示。側(cè)偏距離為相對(duì)于期望航線的距離，即期望航線與實(shí)際航線之差。圖3－9a結(jié)構(gòu)為有差控制，一般用于巡航飛行階段，圖3－9b結(jié)構(gòu)為無(wú)差控制，主要用于精確控制階段，如著陸。(a) 側(cè)偏距離控制結(jié)構(gòu)(b) 側(cè)偏距離控制結(jié)構(gòu)圖3－9 側(cè)偏控制結(jié)構(gòu) 升降速度控制 升降速度控制一般用于自動(dòng)輪式著陸的拉平階段，其控制結(jié)構(gòu)由俯仰內(nèi)回路和升降速度外回路組成，如圖3－10所示。圖3－10 升降速度控制結(jié)構(gòu)9 導(dǎo)航系統(tǒng) 導(dǎo)航系統(tǒng)的功能與分類將運(yùn)載體按規(guī)定的計(jì)劃和要求，從起始點(diǎn)引導(dǎo)到目的地的過(guò)程稱為導(dǎo)航。用來(lái)完成上述引導(dǎo)任務(wù)的設(shè)備稱為導(dǎo)航系統(tǒng)。導(dǎo)航系統(tǒng)是無(wú)人機(jī)的重要組成部分。它的任務(wù)是確定無(wú)人機(jī)相對(duì)于所選定的參考坐標(biāo)系的位置、速度、飛行姿態(tài)，引導(dǎo)無(wú)人機(jī)沿規(guī)定的航線安全、按時(shí)、準(zhǔn)確地從一點(diǎn)飛到另一點(diǎn)。無(wú)人機(jī)導(dǎo)航系統(tǒng)主要具有以下功能： ⑴ 獲得必要的導(dǎo)航要素：高度、速度、姿態(tài)、航向；⑵ 給出滿足精度要求的定位信息：經(jīng)度、緯度；⑶ 引導(dǎo)飛機(jī)按規(guī)定計(jì)劃飛行；⑷ 接收預(yù)定任務(wù)航線計(jì)劃的裝定、并對(duì)任務(wù)航線的執(zhí)行進(jìn)行動(dòng)態(tài)管理；⑸ 接收地面指揮控制站的導(dǎo)航模式控制指令并執(zhí)行；并具有指令導(dǎo)航模式與按預(yù)定航線飛行模式相互切換的功能；⑹ 具有接收并融合無(wú)人機(jī)其它設(shè)備的輔助導(dǎo)航定位信息的能力；⑺ 配合其它系統(tǒng)完成軍事上的各種任務(wù)。 導(dǎo)航方法通常分為自主與非自主兩大類。所謂自主導(dǎo)航，其嚴(yán)格的定義為：運(yùn)動(dòng)體完全依靠所載的設(shè)備，自主地完成導(dǎo)航任務(wù)，和外界不發(fā)生任何光、電聯(lián)系；否則，稱為非自主導(dǎo)航。自主導(dǎo)航隱蔽性好，導(dǎo)航信息不依靠外界條件的支持。無(wú)人機(jī)自主導(dǎo)航至今尚無(wú)完全統(tǒng)一的定義。在20世紀(jì)70年代初，美國(guó)學(xué)者Lemay提出用以下4個(gè)特點(diǎn)來(lái)代表航天器自主導(dǎo)航的概念：⑴自給或者獨(dú)立；⑵實(shí)時(shí)；⑶無(wú)發(fā)射；⑷不依靠地面站。無(wú)人機(jī)自主導(dǎo)航暫時(shí)引用航天器自主導(dǎo)航的上述概念。 非自主式導(dǎo)航系統(tǒng) 非自主式導(dǎo)航系統(tǒng)主要指機(jī)載設(shè)備依靠外部基準(zhǔn)(地面基準(zhǔn)或衛(wèi)星基準(zhǔn))導(dǎo)航臺(tái)獲取導(dǎo)航信息、數(shù)據(jù)的一種導(dǎo)航方式，如無(wú)線電導(dǎo)航定位法。具體地，它是通過(guò)測(cè)量無(wú)線電電波從發(fā)射臺(tái)(已知位置或通過(guò)計(jì)算可獲得)到用戶接收機(jī)的傳輸時(shí)間來(lái)定位的一種方法，也可以通過(guò)測(cè)量無(wú)線電信號(hào)的相位或相角來(lái)定位的一種方法。按照發(fā)射機(jī)或轉(zhuǎn)發(fā)器所在的位置，無(wú)線電導(dǎo)航可分為地面基導(dǎo)航系統(tǒng)或空間基導(dǎo)航系統(tǒng)。 這類系統(tǒng)的缺點(diǎn)是系統(tǒng)功能和性能受地基設(shè)備的限制，尤其嚴(yán)重的是戰(zhàn)時(shí)易受到敵方的破壞和干擾。無(wú)線電導(dǎo)航主要分為如下幾類：(1) 無(wú)線電跟蹤定位系統(tǒng)無(wú)線電數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)完成對(duì)無(wú)人機(jī)的跟蹤測(cè)角與測(cè)距，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的跟蹤定位。由無(wú)線電數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)的地面設(shè)備獲得飛機(jī)的方位、斜距，與機(jī)載傳感器獲得的氣壓高度一起構(gòu)成飛機(jī)的三維位置坐標(biāo)。(2) 雙曲線系統(tǒng) 我國(guó)新近研制的“北斗”衛(wèi)星定位系統(tǒng)屬于雙曲線系統(tǒng)。在已知運(yùn)載體的高度條件下，利用兩顆同步衛(wèi)星完成運(yùn)載體的水平定位。其水平定位精度與運(yùn)載體的高度測(cè)量精度直接相關(guān)。(3) 衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng) 衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)是一種全新的空基無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)，具有全天候、全區(qū)域和連續(xù)精確定位能力，其中美國(guó)研制成功的全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)是當(dāng)前最先進(jìn)的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，前蘇聯(lián)研制的GLONASS系統(tǒng)與之類似。目前，無(wú)人機(jī)最常用的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)為GPS、GPS+GLONASS組合系統(tǒng)。a) 全球定位系統(tǒng)(GPS)GPS系統(tǒng)是由美國(guó)開(kāi)發(fā)的用來(lái)授時(shí)和測(cè)距定位的導(dǎo)航系統(tǒng)，其基本原理是，通過(guò)用戶的GPS接收機(jī)將分布于空間的GPS衛(wèi)星作為觀察對(duì)象,接收它發(fā)射的星歷數(shù)據(jù),經(jīng)過(guò)處理后,測(cè)得它到達(dá)用戶(或無(wú)人機(jī))的觀測(cè)距離(稱為測(cè)碼偽距)。若能同時(shí)觀察到四顆以上的衛(wèi)星，即可得到含x、y、z及接收機(jī)鐘差導(dǎo)致的誤差項(xiàng)在內(nèi)的四元方程組，通過(guò)解算就獲得其定位信息。GPS用戶接收機(jī)分為民用CA 碼和軍用P碼兩類接收機(jī)。對(duì)CA碼接收機(jī)按信號(hào)接收和處理原理，又分為CA 碼偽距接收機(jī)和CA碼載波相位接收機(jī)。在實(shí)際應(yīng)用上為了獲得較高的位置精度，常采用機(jī)上差分(或者稱正向差分)方式，成為差分GPS系統(tǒng)(DGPS)。這種方式由地面基準(zhǔn)站的實(shí)時(shí)觀測(cè)同一區(qū)域的衛(wèi)星參數(shù)，將其定位信息與地面基準(zhǔn)比較，并將差分誤差信息發(fā)送給機(jī)載GPS接收機(jī)；機(jī)載設(shè)備接收差分信息后進(jìn)行差分，消除誤差后送出高精度定位信息。b) 全球軌道導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)(GLONASS)GLONASS是由前蘇聯(lián)開(kāi)發(fā)的全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)。它與GPS的主要差別在于：GLONASS采用頻分制，即每顆衛(wèi)星采用不同的射電頻率；而GPS是采用碼分制。(4) 無(wú)線電著陸系統(tǒng)用于引導(dǎo)無(wú)人機(jī)滑跑進(jìn)場(chǎng)著陸。 自主式導(dǎo)航系統(tǒng)(1) 航程推算(DR)系統(tǒng)航程推算是利用空速、磁航向、飛機(jī)姿態(tài)及風(fēng)場(chǎng)等參數(shù)進(jìn)行濾波再積分推算出水平方向的位置坐標(biāo)，與機(jī)載氣壓高度值組成三維飛機(jī)坐標(biāo)，連續(xù)輸出。其優(yōu)點(diǎn)是完全自主且成本低廉，缺點(diǎn)是由于受機(jī)載傳感器精度偏低以及難于獲取準(zhǔn)確風(fēng)場(chǎng)信息的影響，推算精度低，且隨著推算時(shí)間的增加，累積誤差越來(lái)越大。(2) 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)慣性導(dǎo)航利用慣性敏感元件測(cè)量飛機(jī)相對(duì)慣性空間的線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)參數(shù)。在給定的運(yùn)動(dòng)初始條件下，由計(jì)算機(jī)推算出飛機(jī)的姿態(tài)、方位、速度和位置等參數(shù)，引導(dǎo)飛機(jī)完成規(guī)定的飛行任務(wù)。慣導(dǎo)系統(tǒng)的分類可以根據(jù)結(jié)構(gòu)形式分為三環(huán)平臺(tái)、四環(huán)平臺(tái)和無(wú)環(huán)(“數(shù)學(xué)”)平臺(tái)式慣導(dǎo)系統(tǒng)；還可根據(jù)慣性元件的不同分為液浮陀螺、撓性陀螺、激光陀螺和二自由度陀螺、三自由度陀螺等構(gòu)成的慣導(dǎo)系統(tǒng)；目前比較普遍的是根據(jù)參考坐標(biāo)系的方式分類，對(duì)于近地面