A320飞机惯性导航系统 校准 分析与维护
A320机型 第34章导航系统
34章重点1. 在PFD上能看见高度、姿态、垂直速度、飞行速度、FMA(飞行方式指引)、航向；PFD上不能看见时间信息。
2. 无线电导航系统的调谐方式有3种，分别为：自动调谐方式（FMGC）、人工调谐方式（MCDU）、备用调谐方式（RMP）3. 两个FMGC都故障，导航台调节由RMP（备用方式）控制。
机长用RMP控制本侧导航，F/O一侧用RMP2控制。
4. DDRMI由ADIRU 1和ADIRU 3提供导航的显示数据信号，正常由1供，ATT切换电门可以切换到3号供。
5. 导航系统中显示磁航向的仪表是：PFD、ND、备用罗盘（ISIS）6. 备用高度表在高度低于1万时，左边鼓轮显示：黑色白色条纹。
7.无线电调谐的时候，FMGC 1坏了，FMGC2可自动调谐所有的导航收发机的频率。
MCDU可以人工调谐所有导航接收机频率。
FMGC1坏了，本身使用的A口就不能用了，可以通过RMP的A/B切换电门切换到B口，由FMGC2直接调谐。
（P68）正常情况下，本侧RMP只能调谐本侧。
7. 导航系统中有故障旗的系统是：备用地平仪。
8. ND显示正确的是：ADF的系统不在计划方式显示，ROSE有ILS,VOR,NAV三种方式。
10.PLAN方式以磁北方向为参考基准。
11. 什么时候热电瓶汇流条给ISIS供电？计算空速>50节，且DC ESSBUS失效的时候。
12. ISIS的空速数据来自于ADIRU 1和3，ISIS的ILS数据来自于MMR1。
13. ISIS在地面，同时按压BUGS和LS 2秒可以进入维护模式14. 白色校准灯闪烁表示：校准出现问题，如校准时移动，未输入经纬度等。
15. 惯导ADM，有3个全压（空速管3个），5个静压（静压口6个，两个备用的用1个ADM）16. 惯导2失效，ATC 2的气压高度数据来自于：ADIRU 3（将大气数据电门切换到F/O3，当源有问题的时候，只能人工切换，不能自动切换）17. SD上的总温信息来自ADIRU1或者3。
无人机惯性导航系统安全操作及保养规程
无人机惯性导航系统安全操作及保养规程1. 引言无人机在军事、民事领域逐渐得到广泛应用。
无人机的惯性导航系统是保证无人机准确导航和控制的关键组成部分。
为了保证无人机的顺利运行和飞行安全，本文将介绍无人机惯性导航系统的安全操作及保养规程。
2. 安全操作规程2.1 预飞准备在每次飞行任务之前，必须进行充分的预飞准备工作： - 确保无人机惯性导航系统的正常运行状态。
- 检查电池电量，确保电量充足。
- 检查无人机飞行器结构，确保无损伤和松动部件。
- 确保飞行环境安全，包括天气、空域限制、地形条件等。
2.2 惯性导航系统操作在操作无人机并使用惯性导航系统时，需要遵守以下规程： - 确保无人机在飞行过程中平稳运行，避免剧烈摇摆和急速转向。
- 定期校准惯性导航系统，以提高导航精度和稳定性。
- 避免在磁性干扰源附近飞行，以免影响惯性导航系统的正常工作。
- 在惯性导航系统出现故障或异常时，立即停止使用，确保飞行安全。
2.3 飞行监控与数据分析在飞行过程中，应密切监控无人机的状态和惯性导航系统的运行情况： - 实时监测无人机的飞行高度、速度、姿态角等参数。
- 使用飞行监控软件对无人机飞行轨迹和姿态进行记录和分析。
- 分析惯性导航系统输出的数据，评估飞行性能和导航精度。
3. 保养规程为了保证无人机惯性导航系统的长期使用和性能稳定，需要按照以下保养规程进行维护和保养： ### 3.1 清洁与防尘无人机惯性导航系统应定期进行清洁和防尘处理，包括： - 使用干净的软布擦拭无人机表面和惯性导航系统部件。
- 避免使用带有化学溶剂的清洁剂，以防损坏系统部件。
- 定期检查无人机结构和惯性导航系统部件是否有积尘，及时清理。
3.2 定期校准与测试为保证惯性导航系统的精度和稳定性，定期校准与测试是必要的：- 遵循制造商提供的校准和测试程序，定期校准惯性导航系统。
- 校准过程中应采取严谨的环境控制措施，避免干扰和误差。
- 校准后进行系统测试，确保各项参数和功能正常。
导航工程技术专业实操惯性导航系统的调试与校准
导航工程技术专业实操惯性导航系统的调试与校准导航工程技术专业的学生在实际操作中需要了解和掌握惯性导航系统的调试与校准方法。
惯性导航系统是一种重要的导航设备，利用加速度计和陀螺仪等传感器来测量和计算飞行器、船舶或车辆的速度、角度和位置。
它具有自主性强、精度高、适应性广等特点，在航空航天、海洋探测、导弹制导等领域具有广泛的应用。
一、惯性导航系统调试惯性导航系统调试是指在系统安装和运行之前，通过连接、设置和调试各个组件，确保系统的正常工作。
惯性导航系统由加速度计、陀螺仪和信号处理单元组成。
在调试过程中，首先要连接各个组件，并正确接入电源。
接下来，需要进行系统状态检测，确保各个传感器工作正常。
接着，进行信号质量检测和噪声检测，保证信号的准确度和稳定性。
最后，进行系统校准和标定，以提高系统的精确度和可靠性。
二、惯性导航系统校准惯性导航系统的校准是为了消除或校正传感器误差、提高导航系统的精密定位能力。
校准分为静态校准和动态校准，其中静态校准又包括零偏校准和刻度因子校准。
1. 零偏校准零偏是指传感器输出在无输入或无运动状态下的非零输出。
在静态校准时，需要将传感器置于无运动状态，并记录输出的零偏值。
通过零偏校准可以消除传感器的初始误差，提高测量准确度。
2. 刻度因子校准刻度因子是指传感器输出与实际输入之间的比例关系。
在静态校准中，通过施加已知幅值的输入信号，并记录传感器输出，可以计算刻度因子。
刻度因子校准可以修正传感器的放大倍数偏差，提高测量的准确性。
3. 动态校准动态校准是在运动状态下进行的校准。
通过在不同方向上的加速度和角速度变化，在运动过程中校准惯性导航系统。
动态校准可以消除因惯性导航系统在实际应用中遇到的运动误差和地球自转效应等因素对导航精度的影响。
三、惯性导航系统调试与校准注意事项在进行惯性导航系统调试与校准时，需要注意以下事项：1. 环境干净静止：避免外界干扰和仪器漂移，确保数据的可靠性和准确性。
2. 合理选择校准模式：根据实际应用需求，选择静态校准或动态校准。
(整理)空中客车A320顶板各项介绍
1.大气数据惯性基准系统① IR1(2)(3)方式旋钮OFF：ADIRU 未通电，ADR 及IR 数据不可用。
NAV：正常工作方式给飞机各系统提供全部惯性数据ATT：在失去导航能力时，IR 方式只提供姿态及航向信息。
必须通过CDU 控制组件输入航向并需不断地更新。
(大约每10 分钟一次)② IR1(2)(3)灯故障灯(FAULT)：当失效影响了相应的IR 时琥珀色灯亮并伴有ECAM 注意信息常亮：相应的IR 失去闪亮：在ATT 姿态方式里姿态及航向信息可能恢复校准灯(ALIGN)：常亮：相应的IR 校准方式正常工作闪亮：IR 校准失效或10 分钟后没有输入现在位置，或关车时的位置和输入的经度或纬度差超过1度时熄灭：校准已完毕③电瓶供电指示灯仅当1 个或多个IR 由飞行电瓶供电时，琥珀色灯亮。
在校准的开始阶段。
但不在快速校准的情况下它也会亮几秒钟。
注：当在地面时，至少有一个ADIRU 由电瓶供电的情况下：·一个外部喇叭响·一个在外部电源板上的ADIRU 和AVNCS 蓝色灯亮④数据选择钮该选择钮用来选择将显示在ADIRS 显示窗里的信息测试：输入(ENT)和消除(CLR)灯亮且全部8 字出现TK/GS：显示真航迹及地速PPOS：显示现在的经纬度WIND：显示真风向及风速HDG：显示真航向和完成校准需要的时间(以分为单位)STS：显示措施代码⑤系统选择钮OFF：控制及显示组件(CDU)没有通电。
只要相关的IR 方式选择器没有在OFF(关)位ADIRS 仍在通电状态。
1.2.3：显示选择系统的数据⑥显示显示由数据选择器选择的数据键盘输入将超控选择的显示⑦键盘允许现在位置或在姿态(ATT)方式里的航向输入到选择的系统里字母键：N(北)/S(南)/E(东)/W(西)作为位置输入。
H( * )作为航向输入(ATT 方式)数字键：允许人工输入现在位置(或姿态方式里的磁航向)CLR (消除)键：如果数据是一个不合理的值，输入后综合提示灯亮。
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正方法探究
导航工程技术专业实操惯性导航系统的误差分析与校正方法探究导航工程技术专业实操：惯性导航系统的误差分析与校正方法探究随着现代导航技术的快速发展和广泛应用，惯性导航系统在航空、航海、地面车辆等领域中扮演着重要的角色。
然而，由于各种原因，惯性导航系统在实际应用中难免会产生一定的误差，因此，学习误差分析与校正方法成为导航工程技术专业的必修内容。
本文将对惯性导航系统的误差来源、误差分析方法以及误差校正方法进行探究和总结。
一、误差来源分析惯性导航系统的误差来源复杂多样，主要包括器件固有误差、测量误差和环境误差等。
器件固有误差主要指惯性测量单元（IMU）中的陀螺仪零偏、比例因素误差以及加速度计安装误差等。
测量误差包括各类传感器的随机误差和系统偏差，例如传感器的量程不确定性和非线性等。
环境误差主要指温度变化、振动和加速度的不均匀性等对导航系统性能产生的影响。
二、误差分析方法为了准确地分析惯性导航系统的误差，工程技术人员通常采用以下两种方法：定态误差分析和动态误差分析。
1. 定态误差分析定态误差分析方法主要通过在不同工作状态下对系统进行测试，统计并分析其误差特性。
具体步骤如下：首先，对系统进行静态校准，获取系统在各参数状态下的误差特性曲线；其次，根据实测数据，利用统计学方法对误差进行分析，包括误差均值、标准差等参数的计算；最后，通过建立数学模型，对定态误差进行综合分析，找出误差随参数变化的规律。
2. 动态误差分析动态误差分析方法主要通过对系统在不同运动条件下的实测数据进行分析，确定误差的变化规律和影响因素。
具体步骤如下：首先，选择不同运动模型，例如匀速、加速度等，设计实验方案并采集数据；其次，通过数据处理方法，对误差进行分析和提取，包括误差漂移速率、相关性等参数的计算；最后，根据误差分析结果，优化系统设计和算法，减小误差对导航精度的影响。
三、误差校正方法误差校正是提高惯性导航系统精度的关键环节，校正方法的选择和优化对于系统的性能至关重要。
A320机型第34章导航系统
34章重点1.在PFD上能看见高度、姿态、垂直速度、飞行速度、FMA(飞行方式指引)、航向；PFD上不能看见时间信息。
2.无线电导航系统的调谐方式有3种，分别为：自动调谐方式（FMGC）、人工调谐方式（MCDU）、备用调谐方式（RMP）3.两个FMGC都故障，导航台调节由RMP（备用方式）控制。
机长用RMP控制本侧导航，F/O一侧用RMP2控制。
4.DDRMI由ADIRU 1和ADIRU 3提供导航的显示数据信号，正常由1供，A TT切换电门可以切换到3号供。
5.导航系统中显示磁航向的仪表是：PFD、ND、备用罗盘（ISIS）6.备用高度表在高度低于1万时，左边鼓轮显示：黑色白色条纹。
7.无线电调谐的时候，FMGC 1坏了，FMGC2可自动调谐所有的导航收发机的频率。
MCDU可以人工调谐所有导航接收机频率。
FMGC1坏了，本身使用的A口就不能用了，可以通过RMP的A/B切换电门切换到B口，由FMGC2直接调谐。
（P68）正常情况下，本侧RMP只能调谐本侧。
7.导航系统中有故障旗的系统是：备用地平仪。
8.ND显示正确的是：ADF的系统不在计划方式显示，ROSE有ILS,VOR,NA V三种方式。
10.PLAN方式以磁北方向为参考基准。
11.什么时候热电瓶汇流条给ISIS供电？计算空速>50节，且DC ESS BUS失效的时候。
12.ISIS的空速数据来自于ADIRU 1和3，ISIS的ILS数据来自于MMR1。
13.ISIS在地面，同时按压BUGS和LS 2秒可以进入维护模式14.白色校准灯闪烁表示：校准出现问题，如校准时移动，未输入经纬度等。
15.惯导ADM，有3个全压（空速管3个），5个静压（静压口6个，两个备用的用1个ADM）16.惯导2失效，A TC 2的气压高度数据来自于：ADIRU 3（将大气数据电门切换到F/O3，当源有问题的时候，只能人工切换，不能自动切换）17.SD上的总温信息来自ADIRU1或者3。
机组秋季检修报告的导航与通信系统检测与校准
机组秋季检修报告的导航与通信系统检测与校准导航与通信系统在航空中扮演着至关重要的角色。
为确保飞行的安全与顺利进行，机组在秋季检修中对导航与通信系统进行了全面的检测与校准工作。
本报告将对这一过程进行详细的描述与分析。
一、导航系统检测与校准导航系统是飞行过程中的重要支撑，它包括惯性导航系统（INS）、全球卫星导航系统（GNSS）以及雷达高度测量仪（RAI）。
为确保导航系统的准确性和可靠性，机组进行了以下步骤：1. 惯性导航系统检测与校准惯性导航系统是导航系统的核心组成部分，对其进行检测与校准至关重要。
检测程序包括检查惯性导航系统的硬件设备是否正常工作，以及验证其数据输出的准确性。
校准程序则包括对惯性导航系统进行初始校准和定期校准，以确保其在飞行过程中的准确导航。
2. 全球卫星导航系统检测与校准全球卫星导航系统能够提供高精度的导航定位服务，在飞行中起到至关重要的作用。
机组对全球卫星导航系统进行了检测与校准，以验证其接收卫星信号的质量和准确性。
校准工作主要包括接收机的位置校准和时间校准，以确保导航信息的准确性。
3. 雷达高度测量仪检测与校准雷达高度测量仪能够提供飞机相对于地面的高度信息，对于飞行的安全至关重要。
机组对雷达高度测量仪进行了检测与校准，以确保其高度测量的准确性和可靠性。
校准主要包括对测量仪的故障排除和校准参数的调整工作。
二、通信系统检测与校准通信系统在飞行中用于与地面控制台、其他飞机以及天气服务提供商进行通信。
为确保通信系统的正常运行，机组进行了以下步骤：1. 语音通信系统检测与校准语音通信系统是飞行员与地面控制台、其他飞机的主要通信手段。
机组对语音通信系统进行了检测，包括对麦克风、扬声器以及连接线路的检查。
校准工作主要包括音量的调整和频率的校准，以确保通信的清晰和有效进行。
2. 数据通信系统检测与校准数据通信系统用于飞机与天气服务提供商之间的通信和数据交换。
机组对数据通信系统进行了检测，包括对数据链路的配置和连接状态的检查。
A320仪表指示导航相关问题
北纬73°以上，西经90°和120°之间（磁极区）
南纬60°以上
12.这是今天的第一班飞行，飞机通电后如何进行惯导校准？
飞机停住
将ADIRS方式选择旋钮设置到NAV位
输入当前的位置
MCDU INT A页面
ADIRS控制面板上的小键盘
13.在IR完全校准过程中，ON BAT灯亮了，表示什么？
IRS—GPS
IRS--DME/DEM
IRS--VOR/DME
仅IRS
在盲降进近期间，系统使用下列方式之一进行暂时的水平更新：
IRS—GPS/LOC
IRS—DME/DME—LOC
IRS—VOR/DME—LOC
IRS—LOC
11.A320上有几部ADIRU?每部ADIRU包含哪些部分？
（1.34.10 P1）
16.完成一次完全校准需要多长时间？快速校准呢？
完全校准：大约10分钟
快速校准：大约30S
（3.04.34 P7）
17.哪里可以看到IR校准的剩余时间？
E/WD的备忘信息栏：>7分钟
1分钟最小单位，如果还没校准好，定在1分钟。
ADIRS控制面板的显示窗（DATA方式选择HDG）
18.气象雷达有什么作用？如何正确的使用气象雷达控制面板?
对于其他航班，如果剩余地速大于5节，进行快速校准。如果剩余地速小于5节，则不需要校准
快速校准程序：
三部ADIRS控制面板上的IR方式选择器------------------------OFF
5S之内三部ADIRS的IR方式选择器-----------------------------NAV
输入当前位置
只要超出极限，该数值绿色闪动
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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?cosΨVx=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?tgΨΨ=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。