CN111141285B

CN111141285B - 一种航空重力测量装置

Info

Publication number: CN111141285B
Application number: CN202010010018.5A
Authority: CN
Inventors: 熊盛青; 周锡华; 周能; 姜作喜; 罗锋
Original assignee: China Aero Geophysical Survey and Remote Sensing Center for Natural Resources
Current assignee: China Aero Geophysical Survey and Remote Sensing Center for Natural Resources
Priority date: 2020-01-06
Filing date: 2020-01-06
Publication date: 2021-01-08
Anticipated expiration: 2040-01-06
Also published as: CN111141285A

Abstract

本发明公开了一种航空重力测量装置，包括：惯性稳定平台，以及与所述惯性稳定平台固定连接的捷联惯性导航系统；所述惯性稳定平台用于为所述捷联惯性导航系统提供水平基准；所述捷联惯性导航系统用于在所述惯性稳定平台提供的水平基准环境下进行重力测量。本发明提供的航空重力测量装置，克服了现有的单一确定重力传感器姿态方式存在的精度不足的缺陷，提升重力传感器定姿精度，从而提高了航空重力测量精度。

Description

一种航空重力测量装置

技术领域

本发明是涉及航空技术领域，特别是涉及一种航空重力测量装置。

背景技术

随着差分全球定位系统(英文全称：Differential Global Position System，英文缩写：DGPS)技术的成熟和应用，航空重力测量系统技术得到快速发展，惯性稳定平台式和捷联惯导式两种类型的航空重力仪也随之得到迅速发展。

双轴惯性稳定平台式航空重力仪是世界上使用最早的动态重力仪，主要由双轴惯性稳定平台和专用的弹簧式重力传感器组成。这类重力仪为了保持重力传感器的垂向指向，通常将重力传感器组件安装在双轴惯性稳定平台上，由双轴惯性稳定平台提供水平基准而保持重力传感器的垂向。采用加速度计和陀螺仪组成的双轴反馈伺服环路实现稳定平台水平跟踪与姿态稳定，但是这种稳定平台方式水平跟踪精度难以达到高精度航空重力测量对姿态稳定的要求，不能完全消除水平加速度对航空重力仪输出结果的偶合影响，成为这一类航空重力测量精度和分辨率提高的主要障碍。

捷联惯导式航空重力仪是直接将三轴相互正交的加速度计和陀螺仪组合固定于载体上，测量载体坐标系下三个方向的加速度(比力)和当地地理坐标系下的加速度计姿态角，通过坐标转换和各项改正解算出当地地理坐标系的东向、北向和垂向的重力值。捷联惯导式航空重力仪结构简单、体积小，还可以进行航空矢量重力测量。但由于惯性元件直接装在载体上，工作环境恶劣，对元件要求很高；同时，由于加速度计输出的加速度分量是沿载体坐标的轴系，在无稳定平台的情况下，坐标轴系是随载体角运动而变化，加速度分量变化大且难测准，陀螺仪精度要求高，各种误差积累导致导航解算复杂，难以获得高精度的比力值及其姿态角，导致捷联惯导式航空重力仪的测量精度难于达到较高的水平。

基于此，本申请的发明人发现，目前这类航空重力仪，在高度机动测量引起的各种大扰动误差情况下，通过单一的惯性稳定平台或捷联惯性导航的定姿方式，无法达到高精度航空重力测量的要求。

公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域一般技术人员所公知的现有技术。

发明内容

为解决上述问题，本发明实施例的目的在于提供一种航空重力测量装置。

为实现上述目的，本发明提供了一种航空重力测量装置，包括：惯性稳定平台，以及与所述惯性稳定平台固定连接的捷联惯性导航系统；所述惯性稳定平台用于为所述捷联惯性导航系统提供水平基准；所述捷联惯性导航系统用于在所述惯性稳定平台提供的水平基准环境下进行重力测量。

在一优选的实施方式中，所述航空重力测量装置设置有轴系，所述惯性稳定平台包括平台台体，所述惯性稳定平台包括安装在所述平台台体上的两组相互正交的第一惯性组件，所述第一惯性组件中包括第一加速度计以及第一陀螺仪，其中，每一组第一惯性组件中的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴与轴系的一个水平坐标轴平行，且每一组内的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴方向一致。

在一优选的实施方式中，所述捷联惯性导航系统包括三组相互正交的第二惯性组件，所述第二惯性组件包括第二加速度计以及第二陀螺仪，其中，每一组第二惯性组件中的第二加速度计以及第二陀螺仪的敏感轴与轴系的一个坐标轴平行，且每一组内的第二加速度计和第二陀螺仪的敏感轴方向一致。

在一优选的实施方式中，所述航空重力测量装置的轴系具有相互正交的两个水平坐标轴x轴、y轴，以及垂向坐标轴z轴。

在一优选的实施方式中，所述惯性稳定平台还包括x轴伺服放大电路、x 轴力矩马达以及导航计算控制器；所述x轴伺服放大电路、x轴力矩马达以及导航计算控制器与第一惯性组件中的平行于y轴方向的第一加速度计以及第一陀螺仪构成俯仰通道，所述俯仰通道用于保持惯性稳定平台的俯仰方向处于水平状态。

在一优选的实施方式中，所述惯性稳定平台还包括y轴伺服放大电路、y 轴力矩马达；所述y轴伺服放大电路、y轴力矩马达以及所述导航计算控制器与第一惯性组件中的平行于x轴方向的第一加速度计以及第一陀螺仪构成侧滚通道，所述侧滚通道用于保持惯性稳定平台的侧滚方向处于水平状态。

在一优选的实施方式中，所述第二加速度计工作于恒温且温度的变化小于0.02℃。

与现有技术相比，根据本发明的航空重力测量装置，通过采用惯性稳定平台，以及与惯性稳定平台固定连接的捷联惯性导航系统，形成双重定姿的能力，克服了单一定姿方式存在的定姿精度不足的缺陷，提升重力传感器的定姿精度，从而提高了航空重力的测量精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了本发明实施例所提供的稳定平台非水平时重力传感器感知的重力值示意图；

图2示出了本发明实施例所提供的航空重力测量装置的结构示意图，

图3示出了本发明实施例所提供的双轴惯性稳定平台的结构示意图；

图4示出了本发明实施例所提供的稳定平台单通道的工作原理示意图；

图5示出了本发明实施例所提供的捷联惯性导航系统的结构示意图；

图6示出了本发明实施例所提供的数据采集设备解算过程的流程图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

除非另有其它明确表示，否则在整个说明书和权利要求书中，术语“包括”或其变换如“包含”或“包括有”等等将被理解为包括所陈述的元件或组成部分，而并未排除其它元件或其它组成部分。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、 “第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

目前，在进行航空重力测量时，通常采用的是利用惯性稳定平台为重力传感器提供一个高稳定的水平基准，使重力传感器在测量过程中保持垂向状态，其观测值经过各项改正等处理后得到航空重力值；或者，利用捷联惯性导航系统，通过与全球卫星定位系统(英文全称：Global Navigation Satellite System，英文缩写：GNSS)组合导航计算，精确地获得用于比力测量的三个正交的加速度计(用作重力传感器)的三维姿态和比力，利用姿态角将比力进行坐标转换及各项改正等处理后就得到航空重力值。

航空重力测量时，载体一直处于动态运动中，往往惯性稳定平台不能完全保持自己处于水平状态，或解算的重力传感器姿态角存在误差。图1为本发明实施例提供稳定平台非水平时重力传感器感知的重力值示意图，请参见图1所示，假设稳定平台(或姿态角)发生偏离，其重力传感器偏离垂向方向的角度为θ，那么此时重力传感器测到的重力值a为：

式中：g为当地地球重力值，m/s²；a_H为水平加速度，m/s²；

通常情况下，稳定平台(或姿态)偏离垂向方向θ角很小，于是重力场测量误差可简化为：

取g＝9.8m/s²，a_H＝0.03m/s²，利用式(2)可计算出因稳定平台非水平(重力传感器偏离垂向)引起的重力场测量误差。当重力传感器偏离垂向方向10″ 时，就会引起约0.15×10^-5m/s²的重力场测量误差；偏离垂向方向30″时，就会引起约0.45×10^-5m/s²的重力场测量误差。

同时，由式(2)可得，重力传感器姿态测量误差dθ引起水平加速度改正误差dδa_H可表示为：

dδa_H＝(gθ+a_H)dθ (3)

取g＝9.8m/s²，a_H＝0.03m/s²，θ＝0°，利用式(3)可计算出因重力传感器姿态角测量误差引起的重力场测量误差。

当重力传感器姿态角测量误差为5″时，就会引起约0.07×10^-5m/s²的重力场测量误差；姿态角测量误差为10″时，就会引起约0.15×10^-5m/s²的重力场测量误差；姿态角测量误差为20″时，就会引起约0.3×10^-5m/s²的重力场测量误差。

由以上分析可以看到：要获得高精度的航空重力测量，稳定平台式航空重力仪平台偏离水平的角度至少要保持10″之内，也就是稳定平台的水平保持精度要在10″之内。同样，捷联式航空重力仪的重力传感器姿态角测量误差至少要保持10″之内。就目前的航空重力仪来说，在高度机动测量引起的各种大扰动误差情况下，通过单一的惯性稳定平台(或捷联惯性导航)的定姿方式，要始终保持如此之高的平台水平(或姿态)精度确实很难。唯一的办法是选择气流稳定的飞行环境，且要借助于飞机自动驾驶，以期在比较稳定的环境下获得高精度的航空重力测量。

本发明提出利用“惯性稳定平台+捷联惯性导航系统”的双重定姿技术，可显著提升重力传感器的定姿精度，解决航空重力测量中因机载角运动干扰大、定姿精度不高而造成的扰动干扰难题，从而进一步提高航空重力的测量精度，减小对测量环境的苛刻要求。

本发明实施例提供一种航空重力测量装置的结构示意图，参见图2所示，该装置包括：惯性稳定平台1以及捷联惯性导航系统2。

其中，所述惯性稳定平台1用于为捷联惯性导航系统提供水平基准。

捷联惯性导航系统2的基座直接固联到惯性稳定平台上。所述捷联惯性导航系统2用于在所述惯性稳定平台提供的水平基准环境下进行重力测量，通过进一步对重力传感器姿态测量而获得高精度航空重力值。

由此，本实施例提供的航空重力测量装置，通过采用惯性稳定平台1，以及与惯性稳定平台1固定连接的捷联惯性导航系统2，形成双重定姿的能力，克服了单一定姿方式存在的定姿精度不足的缺陷，提升航空重力传感器的定姿精度，从而提高了航空重力的测量精度。

图3为本发明实施例提供的双轴惯性稳定平台的结构示意图，参见图3 所示，以下以双轴为例进行说明。惯性稳定平台包括平台台体组件、内框架组件、外框架组件和基座等。相应的，捷联惯性导航系统的基座直接固联到惯性稳定平台的内框框架上，其重心在惯性稳定平台内框的中心位置上。平台台体上设置有相互正交的两组第一惯性组件，第一惯性组件包括第一加速度计以及第一陀螺仪，其敏感轴与轴系平行；同时还安装信号采集与处理电路、力矩电机和伺服电路等。

在一种实现方式中，惯性稳定平台为双轴惯性稳定平台，包括安装在所述平台台体上的两组相互正交的第一惯性组件，所述第一惯性组件中包括第一加速度计以及第一陀螺仪，其中，每一组第一惯性组件中的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴与轴系的一个水平坐标轴平行，且每一组内的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴方向一致。

进一步地，所述航空重力测量装置的轴系具有相互正交的两个水平坐标轴x轴、y轴，以及垂向坐标轴z轴。第一组第一惯性组件中第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴与x轴平行，另一种第一惯性组件中第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴与y轴平行。

在一种实现方式中，惯性稳定平台还可以包括三组第一惯性组件，相当于增加一组敏感轴与z轴平行的第一加速度计和第一陀螺仪，z轴垂直于x轴以及y轴所在平面。

图4为本发明实施例提供的稳定平台单通道的工作原理示意图，单通道为俯仰通道或侧滚通道。参见图4所示，除了安装了第一惯性组件外，惯性稳定平台还包括x轴伺服放大电路、x轴力矩马达以及导航计算控制器，所述 x轴伺服放大电路、x轴力矩马达以及导航计算控制器与第一惯性组件y轴方向上的加速度计以及陀螺仪构成俯仰通道，所述俯仰通道用于保持惯性稳定平台的俯仰方向处于水平状态。惯性稳定平台还可以包括y轴伺服放大电路以及y轴力矩马达，所述y轴伺服放大电路、y轴力矩马达以及导航计算控制器与第一惯性组件x轴方向上的加速度计以及陀螺仪构成侧滚通道，所述侧滚通道用于保持惯性稳定平台的侧滚方向处于水平状态。

在惯性稳定平台中，利用陀螺仪的惯性空间定轴性和伺服回路，可克服平台框架轴上的各种干扰力矩，使测量装置的平台台体稳定在由陀螺仪建立的相对惯性空间坐标系内。当稳定平台上的陀螺仪敏感到稳定平台在惯性空间的角速度信号φx、φy，通过A/D转换后变成数字信号传送给导航计算控制器，经过信号处理和控制算法处理后，产生控制力矩电机的信号，以抵消扰动力矩使平台稳定于惯性空间的水平状态。

在惯性稳定平台中，利用加速度计修正回路可以使稳定平台跟踪当地地理坐标系，从而使台体稳定在当地地理坐标系的水平状态。当稳定平台偏离当地地理坐标系的水平面，稳定平台上的加速度计将敏感到重力加速度的分量(Ax、Ay)，并提供给导航计算控制器；重力加速度分量信号经过处理后与陀螺信号一起形成力矩马达的控制信号，控制力矩伺服系统使台体反向转动，保持稳定平台处于当地地理坐标系的水平状态。

由此，可以使惯性稳定平台稳定在当地地理坐标系的水平状态，其动态稳定精度可优于2′，为航空重力仪在机载测量环境下提供了一个稳定的水平基准，实现第一次定姿。

本实施例中的惯性稳定平台用于安装含有重力传感器的捷联惯性导航系统，通过稳定平台隔离载体的角运动，减小了重力传感器的动态测量范围及误差，同时也大大地减小了角运动造成的水平加速度的影响，还为捷联惯性导航系统进行高精度姿态测量提供了一个良好的测量环境。

图5为本发明实施例提供的捷联惯性导航系统的结构示意图，参见图5 所示，捷联惯性导航系统包括三组分别沿相互正交的三个坐标轴配置的第二惯性组件，其中，每一组第二加速度计以及第二陀螺仪的敏感轴分别与轴系的一个坐标轴平行。第二惯性组件的第二加速度计可以为高精度石英挠性加速度计，第二惯性组件的第二陀螺仪可以为高精度光学陀螺仪(如激光陀螺)。捷联惯性导航系统还可以包括电路系统、温度控制系统以及安装基座。

具体的，第二惯性组件的3个加速度计和3个陀螺仪的敏感轴分别平行于x轴、y轴、z轴，互为正交安装在基座上，3个加速度计同时作为重力传感器。第二惯性组件中，3只陀螺仪及其控制电路负责输出角速度信息，3个加速度计及其I/F转换电路负责输出比力信号。另外温度控制系统负责灵敏元件工作温度的精密控制。

捷联惯性导航是使用装载在载体上的陀螺仪和加速度计来测定载体姿态、速度、位置等信息进行导航的技术方法。实现惯性导航的软、硬件设备称为惯性导航系统，有时简称为惯导系统。

在捷联惯性导航系统中，陀螺仪可高精度地确定加速度计姿态角，加速度计可输出高精度的比力信号。通过对陀螺仪和加速度计输出信息的解算，可将载体坐标系中的3个加速度输出的比力信号转换到当地地理坐标系(有时称为当地水平导航坐标系)下，经过一系列各项改正和低通滤波而得到航空重力值，从而实现航空重力测量。

当装载捷联惯性导航系统的载体发生姿态变化时，惯性导航系统的加速度计和陀螺仪的敏感轴指向也跟随转动，通过陀螺仪测量加速度计的角运动，并计算出加速度计在当地地理坐标系中的姿态角，也就确定出加速度计敏感轴的指向。

本实施例的测量装置中，为了保证航空重力的测量精度，一方面选用高精度的加速度计、光学陀螺和信号拾取电路，另一方面需要对加速度计和电路等进行精密温控以达到恒温。要确保各项指标达到如下要求：捷联惯性导航系统的姿态解算精度优于10″，第二惯性组件中的加速度计(用作重力传感器)静态测量精度优于0.3×10^-5m/s²(5小时)，24小时漂移小于1×10^-5m/s²，第二加速度计工作于恒温且温度的变化小于0.02℃。

由此，本实施例的双重定姿技术具体包括：一是惯性稳定平台技术。其作用是为安装于该稳定平台上的捷联惯性导航系统提供一个水平基准(动态稳定精度优于2′)，隔离载体角运动(通常3～5度)引起的干扰误差，减小重力传感器的动态干扰误差和姿态测量误差，实现了第一次定姿，确保捷联惯性导航系统在机载角运动条件下工作于稳定的水平基准中，为精确获得重力传感器姿态角奠定了基础。二是高精度捷联惯性导航技术。在稳定平台提供的水平基准基础上，通过该技术不仅高精度地获得三个正交加速度计(用作重力传感器)的比力值，而且还可精确地解算出三个比力空间三维姿态角 (姿态精度优于10″)，即重力传感器在当地地理坐标系中的姿态角。利用该姿态角通过坐标转换可高精度求出加速度计观测的比力值在垂向方向的分量，再经各项改正和低通滤波后就得到航空重力值。相比以往通常的做法，该方法实现了航空重力传感器的第二次更精确定姿，也应保证了航空重力的测量精度。

图6为本发明实施例提供的数据采集设备解算过程的流程图，参见图6所示，为了抑制惯性导航系统随时间累积的误差，进而得到更精确的航空重力观测量，可以利用GNSS信息作为外部观测量，通过卡尔曼滤波对惯性导航信息和GNSS信息进行组合导航计算来减小误差。基本计算步骤如下：

1)接收惯性导航系统输出的加速度比力

角速率

利用加速度计、陀螺的测量值

和

在导航系中进行惯性导航解算，得到惯性导航系统输出的加速度计姿态角

和当地地理坐标系下的东向、北向和垂向3个方向比力f^h测量值。在加速度积分环路中，通过对比力f^h的1次积分获得载体的速度ν^h和 2次积分获得载体的位置γ^h，再对比力f^h进行哥氏加速度和重力加速度改正，通过积分获得更为准确载体的速度和位置。在角速度积分环路中，为了得到载体坐标系对于当地地理坐标系的转动角速度，需要将加速度积分环路得到的速度ν^h、位置γ^h信息反馈回角速度积分环路而获得。其中：i系为惯性参考系，e系为地球参考系，h系为当地地理坐标系，b系为载体坐标系，ω为不同坐标系下角速度，C为相应坐标系下姿态角。

2)利用GNSS的原始观测信息进行差分解算，得到高精度的载体位置坐标P，载体位置经过一次差分后可得到载体的速度

二次差分后可得到载体的加速度

3)对加速度计误差、陀螺误差以及当地地理坐标系下的惯性导航误差进行建模，得到用于卡尔曼滤波的误差模型系统方程。

4)以GNSS得到的载体位置P、速度

作为观测量对卡尔曼滤波进行更新，得到惯性导航系统位置误差、速度误差、姿态误差以及加速度计零偏的估计。利用估计出来的位置误差、速度误差和姿态误差对惯性导航解算进行反馈校正，获得当地地理坐标系h下高精度的姿态角C^h等信息，用于将加速度计测到比力转换成当地地理坐标系下的比力f^h；同时，利用估计出来的加速度计零偏对比力f^h进行补偿，得到当地地理坐标系h下的比力测量值

5)将比力测量值

和载体加速度及各项改正值直接求差计算出重力扰动值，通过对重力扰动值的低通滤波即可获得航空重力异常Δg。

通过惯性/GNSS组合导航计算，获得了加速度计的高精度姿态角数据(好于10″)，可精确地将加速度计测到比力转换为当地地理坐标系下的比力，实现了航空重力仪第二次高精度定姿。

由此，最大程度地提高航空重力测量精度。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种航空重力测量装置，其特征在于，包括：

惯性稳定平台，以及与所述惯性稳定平台固定连接的捷联惯性导航系统；

所述惯性稳定平台用于为所述捷联惯性导航系统提供水平基准；所述航空重力测量装置设置有轴系，所述惯性稳定平台包括平台台体，所述惯性稳定平台包括安装在所述平台台体上的两组相互正交的第一惯性组件，所述第一惯性组件中包括第一加速度计以及第一陀螺仪，其中，每一组第一惯性组件中的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴与轴系的一个水平坐标轴平行，且每一组内的第一加速度计和第一陀螺仪的敏感轴方向一致；

所述捷联惯性导航系统用于在所述惯性稳定平台提供的水平基准环境下进行重力测量；所述捷联惯性导航系统包括三组相互正交的第二惯性组件，所述第二惯性组件包括第二加速度计以及第二陀螺仪，其中，每一组第二惯性组件中的第二加速度计以及第二陀螺仪的敏感轴与轴系的一个坐标轴平行，且每一组内的第二加速度计和第二陀螺仪的敏感轴方向一致。

2.根据权利要求1所述的航空重力测量装置，其特征在于，所述航空重力测量装置的轴系具有相互正交的两个水平坐标轴x轴、y轴，以及垂向坐标轴z轴。

3.根据权利要求2所述的航空重力测量装置，其特征在于，所述惯性稳定平台还包括x轴伺服放大电路、x轴力矩马达以及导航计算控制器；所述x轴伺服放大电路、x轴力矩马达以及导航计算控制器与第一惯性组件中的平行于y轴方向的第一加速度计以及第一陀螺仪构成俯仰通道，所述俯仰通道用于保持惯性稳定平台的俯仰方向处于水平状态。

4.根据权利要求3所述的航空重力测量装置，其特征在于，所述惯性稳定平台还包括y轴伺服放大电路、y轴力矩马达；所述y轴伺服放大电路、y轴力矩马达以及所述导航计算控制器与第一惯性组件中的平行于x轴方向的第一加速度计以及第一陀螺仪构成侧滚通道，所述侧滚通道用于保持惯性稳定平台的侧滚方向处于水平状态。

5.根据权利要求1所述的航空重力测量装置，其特征在于，所述第二加速度计工作于恒温且温度的变化小于0.02℃。