一種采用“捷聯+平臺”方案的新型航空重力儀

吳美平，周錫華，曹聚亮，張開東，蔡劭琨，于瑞航，王明皓，鐵俊波

(1.國防科學技術大學機電工程與自動化學院，長沙 410073；2.中國國土資源航空物探遙感中心，北京 100083)

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一種采用“捷聯+平臺”方案的新型航空重力儀

吳美平1，周錫華2，曹聚亮1，張開東1，蔡劭琨1，于瑞航1，王明皓1，鐵俊波1

(1.國防科學技術大學機電工程與自動化學院，長沙 410073；2.中國國土資源航空物探遙感中心，北京 100083)

針對資源勘探等高精度應用對航空重力儀測量精度和分辨率的更高要求，在前期研究基礎之上，研發了新一代采用“捷聯+平臺”方案的新型航空重力儀。設計了采用石英撓性加速度計和光纖陀螺的捷聯式重力儀，采用了新型溫度控制方案，提高了重力儀的環境適應能力。設計了穩定平臺，將捷聯式重力儀保持在垂直方向，隔離載機的角運動干擾，減小了重力傳感器的動態誤差。飛行試驗表明，該方案是有效的，將航空重力儀的精度和分辨率提升到優于1mGal/3km。

航空重力測量; 捷聯式重力儀; 穩定平臺; 飛行實驗

0 引言

地球重力場的確定對于大地測量學、空間科學、海洋科學、資源勘探及現代軍事等學科具有重要意義。快速、高精度地測量地球重力場一直是重力測量技術的發展目標，而航空重力測量作為一種快速動態測量技術是獲得區域高精度高分辨率重力場信息的有效手段，在沙漠、冰川、沼澤、海陸交互區等難以實施地面重力測量的地區具有顯著優勢[1]。

對航空重力測量技術的研究可以追溯到20世紀60年代，但是受限于當時載體加速度的測量精度，并未得到較好的成果。直到20世紀80年代，隨著全球定位系統(Global Position System, GPS)的發展，航空重力測量技術才取得突破，先后發展出了基于不同原理的航空重力儀。不同航空重力儀的區別主要體現在兩個方面：采用的重力傳感器和水平穩定跟蹤的方式[2]。前者采用零長彈簧、金屬彈簧、石英撓性加速度計等作為重力傳感器。后者采用雙軸穩定平臺、三軸穩定平臺以及捷聯式慣導系統來實現水平穩定跟蹤。目前國際上商業化的航空重力儀主要為以下幾種：基于零長彈簧和雙軸穩定平臺技術的LCR重力儀[3]，其精度和分辨率可以達到1mGal/6km (1mGal=10-5m/s2)；基于三軸平臺慣性導航系統的AIRGrav航空重力儀[4]，該重力儀采用石英撓性加速度計作為重力傳感器，其精度和分辨率優于1mGal/(2～4)km；基于三軸穩定平臺和專用彈簧型重力傳感器的GT系列重力儀[5]，其精度和分辨率可以達到0.6mGal/3km。基于捷聯慣性導航系統(Strapdown Inertial Navigation System, SINS)的航空重力儀由于用數學平臺代替物理平臺，具有體積小、質量小等優點，大量試驗表明捷聯式重力儀具有同其他類型重力儀相當的測量精度[6-11]。

國防科學技術大學對捷聯式航空重力測量技術的研究始于2003年，先后研制了SGA-WZ01和SGA-WZ02捷聯式航空重力儀(如圖1(a)、(b)所示)，飛行試驗表明，重力儀的精度和分辨率優于1mGal/4.8km或(1～2)mGal/3km[2,12-14]，可以滿足大地測量等應用對航空重力測量的需求。但試驗也表明，當氣象條件良好時，捷聯式重力儀的精度較好，當氣象條件較差時精度明顯下降。這主要是由于捷聯式重力儀與載體是直接固連的，重力傳感器始終隨載機一起運動，使得重力傳感器的非正交誤差、標度因數誤差等誤差項在大動態條件下的影響更大，測量精度更容易受載體動態的影響，制約了捷聯式重力儀性能的進一步提升。為滿足資源勘探等高精度應用對航空重力儀測量精度和分辨率的更高要求，在國家高技術研究發展計劃(863計劃)課題的資助下，在SGA-WZ01和SGA-WZ02的研究基礎上，國防科學技術大學和中國國土資源航空物探遙感中心共同研發了新一代采用“捷聯+平臺”方案的新型航空重力儀，目標是要求精度和分辨率達到1mGal/3km。本文主要介紹了新型航空重力儀SGA-WZ03(如圖1(c)所示)的原理以及試驗結果。

1 新型航空重力儀的原理

新型航空重力儀SGA-WZ03的基本原理是在捷聯式重力儀的基礎上增加一個穩定平臺，穩定平臺可以動態跟蹤當地水平面，捷聯式重力儀安裝在穩定平臺的內框上，因此通過穩定平臺可以隔離載體的角運動，抑制載體角運動對捷聯式重力儀測量精度的影響。因此，新型航空重力儀SGA-WZ03從本質上依然是捷聯式重力儀，其數學模型與早期的捷聯式重力儀SGA-WZ01和SGA-WZ02是一致的，如下所示[1-2]

(1)

式(1)右邊的各個參數可以分成兩類：

由于純慣導系統測量載體的姿態存在精度隨時間發散的問題，因此需要采用SINS/GNSS組合導航的方式實現姿態的精確測量。捷聯式重力測量數據處理的流程如圖2所示。

具體步驟為：

3)利用GNSS的原始觀測信息進行定位，得到高精度的位置信息。經過一次差分后可得到載體的速度信息。

5)對GNSS的位置進行兩次差分可得到載體的運動加速度。利用GNSS的位置、速度信息可計算出哥氏加速度、離心加速度和正常重力值。

2 新型航空重力儀的組成

新型航空重力儀SGA-WZ03主要由捷聯式重力儀、穩定平臺、差分GNSS系統、減振系統、數據記錄系統、數據處理軟件等組成，如圖3所示。這里重點介紹捷聯式重力儀和穩定平臺。

2.1 捷聯式重力儀

捷聯式重力儀集成了重力傳感器、姿態測量傳感器、溫度控制系統、數據采集系統等，用于實現三維比力和角速度的測量，其外觀如圖4所示。捷聯式重力儀采用高精度石英撓性加速度計作為重力傳感器，模數轉換采用電流/頻率(I/F)轉換電路板。姿態測量傳感器采用高精度光纖陀螺，精度優于0.005(°)/h。

重力傳感器作為重力儀的核心傳感器，其分辨率、精度和穩定性是影響系統整體精度的重要因素。由于石英撓性加速度計的測量精度主要受溫度的影響，重力儀采用了兩級溫度控制方案來保證加速度計工作溫度的穩定。一級溫控的對象為陀螺、加速度計組成的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit, IMU)，其目的是為給二級溫控提供一個良好的溫度環境。第一代捷聯式重力儀SGA-WZ01的溫度控制采用的是逐級加溫方式，即一級溫控溫度點要高于環境溫度，二級溫控溫度點高于一級溫控溫度點。這種方案存在兩個弊端，一是當環境溫度過高或過低時一級溫控容易出現失效，并影響二級溫控的穩定性；二是光學陀螺最佳工作溫度點是常溫，長期工作在較高溫度下會影響陀螺的壽命。為此，在這一代重力儀中一級溫控采用了TEC半導體制冷器溫控方案，通過加溫或制冷使得一級溫控的溫度點保持在常溫，該方案有效提高了重力儀的環境適應能力。二級溫控的對象為3只石英撓性加速度計組成的重力傳感器，溫控采用加熱方式，溫度點高于一級溫控的溫度點[15]。

圖5所示為重力傳感器靜態測試結果，上圖為表頭的溫度測量值，下圖為測得的重力值的漂移曲線，可以看出表頭溫度穩定性優于0.02℃，輸出穩定性優于0.3mGal。

2.2 穩定平臺

為提高捷聯式重力儀的精度和分辨率，設計了穩定平臺，利用穩定平臺將重力傳感器保持在垂直方向，隔離載機的角運動干擾，減小重力傳感器的動態誤差。為提高重力儀的適應能力，滿足不同精度的需求，在設計過程中，充分考慮了捷聯式重力儀和穩定平臺的獨立性和交互性。一方面，捷聯式重力儀可獨立于穩定平臺單獨工作；另一方面，穩定平臺也可用于光學相機等其他載荷。為此，穩定平臺自帶姿態測量傳感器，不過為滿足重力測量的精度需求，穩定平臺的姿態信息需采用捷聯式重力儀提供的姿態信息，如圖3所示。

穩定平臺的結構如圖6所示，其中，1是力矩電機；2是捷聯重力儀，作為穩定平臺的載荷；3是控制箱；4是狀態監測信息；5是鎖緊裝置。

通過搖擺臺試驗來測試平臺性能。圖7給出了搖擺實驗中的穩定平臺，表1顯示了搖擺實驗得到的穩定平臺性能。搖擺平臺測試表明穩定平臺的性能滿足設計指標，可以完成其穩定跟蹤功能。

設計指標/(°)測試結果/(°)橫滾軸穩定范圍±30—俯仰軸穩定范圍±30—橫滾軸穩定精度0.2-0.20～+0.17俯仰軸穩定精度0.2-0.09～+0.15

3 飛行實驗與結果

2016年底，在廣西北海對新型航空重力儀SGA-WZ03進行了飛行試驗，本次試驗采用固定翼型飛機Cessna208b(如圖8所示)，飛機配備有自動駕駛儀，測線平均飛行海拔為600m，平均飛行速度為60m/s。重力儀原始數據采樣頻率為200Hz，GNSS數據采樣頻率為2Hz。為更好地評價試驗結果，飛機上同時安裝有從俄羅斯進口的GT-2A型航空重力儀，圖9所示為飛機機艙內部重力儀的安裝情況。

本次飛行試驗總共進行了4個架次的飛行，其中2個架次為重復線飛行，共獲得16條重復線。其余2個架次為測區網格飛行，獲得8條南北向測線和4條東西向切割線，共有32個交叉點。飛行試驗過程中重力儀連續工作約20天，捷聯式重力儀和穩定平臺均正常工作，表現出良好的穩定性。

3.1 重復線測量結果

重復測線為東西向測線，長度約為45km。第1架次重復測線(T01)共有6條重復線，其中一條測線由于進入測線時未完全對準，飛機造成較大扭動，在測線的北端質量較差，因此只統計了其余5條測線的精度，如圖10所示，可以看出異常半波長分辨率為3km時，重復線內符合精度為0.941mGal。

第2架次重復測線(T02)共有10條重復線，重力異常結果如圖11所示，可以看出異常半波長分辨率為3km時，內符合精度為0.849mGal。

通過與GT-2A航空重力儀所測得的結果進行比對可以考察2套重力儀的一致性。圖12所示為T01、T02飛行架次GT-2A 15條重復線平均航空空間重力異常與SGA-WZ03 15條重復線航空空間重力異常的對比圖，計算SGA-WZ03 15條重復線航空空間重力異常與GT-2A平均航空空間重力異常的外符合精度值為0.955mGal，異常半波長分辨率均為3km。

3.2 網格線測量結果

圖13所示為GT-2A航空重力測量經調平后得到的最終空間重力異常圖，圖14所示為 SGA-WZ03航空重力測量經調平后得到的最終空間重力異常圖。兩圖異常走向和異常幅度一致，異常反映清晰，吻合得很好。

為客觀評價2套測量系統的差異，將2套系統數據對應做差值，得到航空空間重力異常差值圖如圖15所示。統計結果最大值為3.926mGal，最小值為-2.905mGal，標準差為0.859mGal。

4 結論

針對資源勘探等高精度應用對航空重力儀測量精度和分辨率的更高要求，研制了采用“捷聯+平臺”方案的新型高精度航空重力儀。飛行試驗表明：

1)2個架次重復測線內符合精度和分辨率分別為0.941mGal/3km和0.849mGal/3km，優于1mGal/3km的指標要求。

2)2個架次重復測線與GT-2A的符合度為0.955mGal/3km，網格測線獲得重力異常圖與GT-2A的符合度為0.859mGal，說明新型航空重力儀SGA-WZ03的精度與GT-2A接近。

3)新型高精度航空重力儀SGA-WZ03的精度和分辨率有了較大提升，證明了采用“捷聯+平臺”方案的有效性。

[1] 張開東.基于SINS/DGPS的航空重力測量方法研究[D].長沙：國防科學技術大學, 2007.

[2] 蔡劭琨.航空重力矢量測量及誤差分離方法研究[D].長沙：國防科學技術大學, 2014.

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The New Airborne Gravimeter Using the “Strapdown+Platform” Scheme

WU Mei-ping1, ZHOU Xi-hua2, CAO Jv-liang1, ZHANG Kai-dong1, CAI Shao-kun1，YU Rui-hang1, WANG Ming-hao1, TIE Jun-bo1

(1.College of Mechatronics and Automation, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China；2.China Aero Geophysical Survey and Remote Sensing Center, Beijing 100083, China)

Aiming at the need of application such as resource exploration for better accuracy and resolution airborne gravimeter, a new airborne gravimeter using the “strapdown + platform” scheme is developed on the former research basis.The strapdown gravimeter using quartz flexible accelerometer and fiber optic gyroscope(FOG) is designed, and the environmental adaptability is improved by adopting the new thermal control scheme.The designed stable platform can keep the strapdown gravimeter vertical, insulate the angular motion disturbance, and reduce the dynamic error of the gravity sensor.The result of flight test showes that this scheme is effective and the accuracy and resolution of airborne gravimeter are better than 1mGal/3km.

Airborne gravimetry; Strapdown gravimeter; Stable platform; Flight test

2017-04-29；

2017-06-04

國家高技術研究發展計劃(2013AA03063902)

吳美平(1970-)，男，博士，教授，主要從事導航技術方面的研究。E-mail:miepingwu@263.net

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.04.006

P223+.4

A

2095-8110(2017)04-0043-07