[发明专利]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

权利要求书

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称为导航系统支架的支架(1)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，基于测量基准坐标系的点的坐标与所述导航系统支架的特征点(A-D；E-G)的坐标来进行所述确定，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)而被预先确定，

-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。

2.根据权利要求1所述的方法，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。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述导航系统支架的特征点是位于所述支架的用于与所述惯性导航系统接触的表面上的点(A，B，C，D)。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：

-使用导航系统支架(1)，所述支架包括：

●板台(2)，其用于在所述航空器中基本水平地延伸，所述板台确定所述支架的与所述板台正交的垂直方向(22)、以及所述支架的轴向方向(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，所述的前定心销及后定心销具有按所述支架的轴向方向(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，

●称为接触板的两表面(10，11)，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；

-所述特征点是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；

-使用测得的点A和B的坐标以确定所述俯仰安装角度；使用测得的点B和C的坐标以确定所述横摇安装角度；使用测得的点C和D的坐标以确定所述航向安装角度。

5.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述导航系统支架的特征点是位于被称为延长器的构件(30)上的点，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要大。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，使用一方面横向尺寸是所述导航系统支架的横向尺寸的至少五倍、另一方面轴向尺寸是所述导航系统支架的轴向尺寸的至少两倍的延长器(30)。

7.根据权利要求1到6中任一项所述的方法，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。