航空重力测量系统的分类

GT航空重力测量系统（GT-1A、GT-2A）~

一、内容概述
GT系列重力技术是由莫斯科工程师与CMG合作设计的，俄罗斯莫斯科重力测量技术公司制造。2001年9月，命名为GT-1A的航空重力测量系统（图1）在俄罗斯北部进行了首次试验飞行，之后又在澳大利亚、南非等地进行了多次飞行试验。与地面重力测量值相比，该系统精度可达到0.5mGal、分辨率1.5～2.75 km。该系统采用三轴平台惯导系统结构，对加速度计和相关电子设备采取了温控措施。

图1 GT-1A重力测量系统

GT-1A航空重力仪稳定平台由2个陀螺仪和2个水平加速度计组成。另一个陀螺仪进行方位控制，第三个加速度计获取垂向加速度的变化。三轴陀螺稳定平台坐标系与GPS坐标系一致，因此可使用GPS数据对平台进行辅助对准和误差消减，使平台保持水平。该系统采用数字式阻尼，通过GPS的加速度与机内加速度计测到的加速度进行对比，通过Kalman滤波产生阻尼，控制平台的稳定，允许工作于较恶劣的天气。工作范围为中、低纬度地区（75°S～75°N）。

图2 GT-2A重力测量系统

GT-2A航空重力仪（图2）是在GT-1A应用了7年后升级而成。与GT-1A相比，GT-2A在灵敏度和动态测量范围方面均有提升。由于GT-2A系统动态范围大，即使在动荡的飞行条件下，GT-2A系统仍可以提供高精度的数据；GT-2A的空间分辨率为1.2～3.5km。2008年用GT-2A在加拿大Ontario地区重复飞行，RMS精度为0.5mGal。GT-2A具体参数见表1。

表1 GT-2A重力系统参数

二、应用实例及应用范围
目前GT-1A系统已达到商业实用的水平，并已经为多家客户进行了石油、天然气等资源勘探航空重力测量。

图3 GT-2A测量结果

（a）自由空气数据剖面的RMS噪声水平1.2mGal；（b）海拔剖面图
（为了获取磁力和放射性数据，飞机离地高度保持在80m左右）
2009年，GT-2A在南非约翰内斯堡新北部的Vredefort Dome陨石坑进行了航空物探测量。由GT-2A获取的自由空气重力异常与地面获取的自由空气重力异常得出的异常图极其相似。此外，GT-2A沿着地形起伏为200m的测线进行了重复测量，结果也显示仪器十分稳定可靠，多次测量的误差极小（图3）。
三、资料来源
Canadian Micro Gravity.GT⁃2A Airborne Gravimeter ［EB/OL］.http://www.canadianmicrogravity.com/pdfs_ new/GT_ 2A.pdf
Gabell A.2004.The GT-1A mobile Gravimeter//ASEG⁃PESA Airborne Gravity 2004 Workshop，55
Richard Lane.2010.Airborne Gravity 2010.165～167
Sinkiewicz J S，Hart D A.1997.A Gyro Stabilized Airborne Gravimetry Platform.Canadian Aeronauties and Space Journal，43（2）：123

1.系统发展概况
该类型系统性能好、重量轻、功耗小、使用方便。由于将三轴正交的加速度计固连于机体上，可用于测量重力加速度矢量（比力）；DGPS测量飞机运动加速度，用于改正飞机运动加速度对重力测量的干扰影响。因此，该类系统不仅可做重力标量测量，也可做重力矢量测量。
在Schwarz K P教授的带领下，加拿大Calgary大学率先于20世纪90年代初开展了基于捷联惯导系统的航空标量重力测量系统（SISG）（如图4-2-10）（Strapdown Inertial Scalar Gravimetry）的研究（Wei M，等，1996;Schwarz K P，等，1991,1994,1996,1997）。该系统采用惯性级的Honeywell LASEREF Ⅲ型激光陀螺捷联惯导系统。在1995年6月、1996年9月和1998年6月共进行了3次飞行试验（Glennie C，等，1999,2000;Glennie C L，等，1999;Schwarz K-P,2006;Glennie C L,1999）。
1995年6月在加拿大洛基山脉250km的飞行线路上共飞行了4次，飞行高度为5500 m、速度为430km/h。试验表明重复性精度为2×10-5m·s-2、分辨率7km，或者重复性精度为3×10-5m·s-21、分辨率5km。与地面重力点向上延拓后的数据进行比较，精度为3×10-5m·s-2，分辨率为5km（郭志宏，等，2007）。本次试验的目的是评估该系统能否用于大地水准面测量。
1996年9月在加拿大洛基山脉100km×100km范围内进行了3次飞行试验，其中两次的飞行高度为4350 m，另一次的飞行高度为7300 m，飞行线路间距为10km。此次飞行试验的目的是测试系统的长期稳定性和重复性。通过平差处理，重复性精度达到1.6×10-5m·s-2，达到了GPS和SINS综合误差的水平。同时表明，要进一步提高系统的测量精度需要采用更高精度的加速度计和提高GPS确定载体运动加速度的精度（Salychev O S，等，1995）。
1998年6月在格陵兰岛西海岸的Disko海湾进行了3次飞行试验，平均飞行高度为300 m、速度接近70m/s。这次试验的目的是，比较SISG与采用LCR重力仪的航空重力测量系统的精度。试验表明在去除线性漂移误差后两个系统的差值为（2～3）×10-5m·s-2，这接近两个系统总的噪声水平（Salychev O S，等，1999）。通过这次在相同环境下的直接比较表明，SISG达到了采用LCR重力仪的航空重力测量系统的精度，而且分辨率相对要高。
作为加拿大AGEM（Airborne Gravityfor Exploration and Mapping）项目的一部分，多家研究机构于2000年4月和5月联合在Alexandria地区进行了航空重力测量飞行实验（Sinkiewicz J S，等，1997），平均飞行高度为575 m、速度为45m/s。这次实验的目的是综合评估分别采用LCR重力仪、Air Grav和SISG三种航空重力测量系统的性能。在这次实验中，SISG的精度为1.5×10-5m·s-2、分辨率为2km（或者精度为2.5×10-5m·s-2、分辨率为1.4km），这个精度与Air Grav和采用LCR重力仪的航空重力测量系统的精度大致相当。这些实验表明，采用捷联惯导（SISG）的航空重力测量系统可用于中高分辨率的重力测量（Sinkiewicz J S，等，1997）。
需要指出的是，虽然SISG系统取得了一些有意义的实验结果，由于该系统直接采用了惯性级的捷联惯导系统，没有进行温度控制等硬件改造，因此系统离工程实用还有相当距离。遗憾的是，在2001年之后，该系统没能得到进一步的发展。
从2001年开始，在“BMBF-Geotechnologien-Programm”项目的资助下，德国3家科研单位开展了新型航空重力测量系统的研究，该项目的最终目标是使航空重力测量达到资源勘探的要求，也就是要达到1×10-5m·s-2/1km的水平。参与单位包括巴伐利亚自然科学与人文科学学院（Bavarian Academy of Sciences and Humanities）的BEK（Bayerische Kommission fur die Internationale Erdmessung）小组、慕尼黑国防军大学（University of the Federal Armed Forces Muich）的测地与导航研究所（Insti-tut für Erdmessung und Navigation,If EN）、不伦瑞克技术大学（Technical University of Braunschweig）的飞行导航与控制研究所（IFF）。
3家单位分别采用不同的研究方案，其中IFF以俄罗斯产的CHEKEN-A双轴平台重力仪为基础，通过添加一个激光陀螺来保持方位稳定，将其改造成平台惯导系统（Stelkens T H，等，2004）。If EN采用与加拿大Calgary大学类似的方案，采用的是法国产的SAGEM Sigma 30型激光陀螺捷联系统，并尝试进行矢量重力测量（Kreye C，等，2003,2004）。
BEK从20世纪90年代中期就开始研究捷联式的航空重力测量系统（SAGS）（如图4-2-11）（Strapdown Airborne Gravimetry System），在最新一代的原型样机SAGS 4中包括3个光纤陀螺和4个高精度QA3000（30）型石英挠性加速度计，并且为了满足航空重力测量的要求从硬件上采取了一些特殊措施，比如温度控制、减震、电磁屏蔽等（Boedecker G,2004;Kreye C，等，2004;Boedecker G，等，2006）。该系统已进行了多次飞行试验，但是由于温度控制一直没有达到设计要求（李清梅，2005），因此没能取得有实际意义的进展。

图4-2-10 SISG捷联式航空重力仪


图4-2-11 SAGS4捷联式航空重力仪

2.系统特点
利用惯导系统测量比力的基本原理是将重力传感器（加速度计）稳定在当地地理坐标系，重力传感器可测得比力的三个分量。对于平台惯导系统，采用的是物理平台，通过反馈控制直接使平台稳定在当地地理坐标系。对于捷联惯导系统，采用的则是数学平台，重力传感器固联在载体上，因此需要利用系统测得的载体姿态将重力传感器测得的比力值投影到当地地理坐标系。由比力测量的原理可知，比力测量误差来自重力传感器的测量误差和平台的姿态误差。
由于惯导系统的误差随时间积累，因此需要采用外部观测量来提高平台的稳定性。对于平台惯导系统，通常采用外部位置、速度阻尼来提高平台的稳定性（Forsberg R,1999）。对于捷联惯导系统，通常利用卡尔曼滤波器进行SINS/DGPS组合，以DGPS测得的高精度位置、速度为观测量，对惯导系统的位置、速度、姿态以及惯性器件误差进行估计（Bruton A M,2000）。
需要进一步突破的关键技术主要有（Salychev O S，等，1999）：①捷联惯导系统中由于将惯性传感器直接固联在载体上，其承受的动态环境更加恶劣，因此要求惯性传感器要有更好的性能，如大的动态范围、刻度因子稳定性等。②提高利用载波相位DGPS测量载体运动加速度的精度仍然是提高航空重力测量精度的一个关键。③滤波器设计。由于飞机不规则运动和振动等因素产生的扰动加速度可达10m·s-2，而重力异常值通常只有100×10-5m·s-2左右，极低的信噪比使得提取微弱重力异常信号的难度很大，因此滤波器设计是系统的关键任务之一。
3.系统性能指标
捷联式航空重力测量系统的精度为：在异常半波长分辨率3km情况下，内符合精度可达到1.5×10-5m·s-2，说明这种系统也能应用在高分辨率的测量中。
基于捷联惯导系统的航空重力测量系统优点（Bruton A M,2000;Glennie C L,1999）主要包括：①体积小、重量轻、成本低、可靠性高、功耗小。可安装在小型飞机或直升机上，或与测量系统同时安装在飞机上进行综合地球物理勘探。②操作简单。③可作标量重力测量，也可进行矢量重力测量。

航空重力测量系统从测量参数上可分为重力（加速度）测量和重力（加速度）梯度测量两大类（周坚鑫等，2001；张昌达，2005；熊盛青，2007；郭志宏，2008）。

1.航空重力测量系统

航空重力测量系统又分为重力标量测量和重力矢量（比力）测量系统。按照航空重力的测量平台进行分类，航空重力测量系统分为：物理平台式航空重力测量系统、数学平台式（即捷联式）航空重力测量系统和GPS多天线航空重力测量系统。

（1）物理平台航空重力测量系统

按照物理平台的类型，基于物理平台的航空重力测量系统又分为两轴稳定平台航空重力测量系统和三轴稳定平台航空重力测量系统。这种类型的航空重力测量只能作为标量测量。

图3-1-2展示出两轴阻尼稳定平台系统（Micro-g La Coste,2006；周锡华，2008），稳定平台系统由两个正交的陀螺、两个正交的加速度计、伺服反馈系统和数控马达组成，通过稳定平台使重力传感器保持垂直。平台的阻尼周期一般为4 min或更长。利用这种稳定方式不能完全消除水平加速度对重力传感器输出结果的影响。

图3-1-2 二轴稳定平台结构示意图

常规的两轴阻尼稳定平台式航空重力标量测量系统主要包括两部分，其一是航空重力仪，用于测量总的加速度，即重力加速度与飞机平台产生的运动加速度之和；其二是GPS定位系统，用于确定平台运动加速度；重力加速度则由两者的差值确定。该类系统采用的重力仪最有代表性的是经过改装的La Coste＆Romberg海洋－航空重力仪（Klingelé E E等，1997;Meyer U等，2003），其阻尼二轴陀螺稳定平台控制重力仪垂直定向；定位系统则多采用Nov Atel、Asthech等公司生产的差分GPS系统。采用以上两类主要仪器设备组成航空重力测量系统的公司主要有美国的Carson Services公司（Navazio F等，1981）、中国的西安测绘研究所的CHAGS（China Airborne Gravity System）系统（夏哲仁等，2004；孙中苗等，2004）等。国外报道的此类航空重力系统的测量精度通常在（1～2）×10^-5m·s^-2左右，异常空间分辨力为4～6km左右。国内西安测绘研究所集成的CHAGS系统的测量精度通常在（3～7）×10^-5m·s^-2左右，异常空间分辨力为8～10km，可以满足精度要求稍低的重力大地水准面测绘工作；该研究所目前已引进并集成第二套L＆R Air-Sea重力仪组成的用于重力大地水准面测量的航空重力测量系统。

近些年国外航空重力测量系统开始引入惯性导航系统INS（Inertial Navigation System），将其作为惯导稳定平台，与GPS结合在一起，构成较为新型的、精度较高的重力传感器的三轴惯导稳定平台。图3-1-3展示出三轴稳定平台（舒勒平台）系统（Gravimetric Technologies公司，2006；周锡华，2008）。稳定平台系统由三个正交的陀螺、三个正交的加速度计、伺服反馈系统和数控马达组成，通过控制台体的旋转使陀螺和加速度计的敏感轴始终与当地的地理坐标系重合，始终保持台体在当地水平面面上，使重力传感器保持垂直。舒勒调谐平台的周期为84.4 min，从理论上讲，舒勒平台能够完全消除水平加速度对重力传感器输出结果的影响（Jekeli C,1994）。由于惯性传感器存在着固有的漂移，难以保证长期的稳定性，因此三轴平台也不能完全消除这种影响。通过温度控制和利用GPS数据补偿等措施，相对于两轴稳定平台，这种平台能够基本消除水平加速度对重力传感器输出结果的影响。

图3-1-3 三轴稳定平台结构示意图

（2）数学平台航空重力测量系统

另一种引入INS惯性导航系统的航空重力测量系统的实现方案是不用物理平台，直接将惯性导航系统INS固定在飞机机体上，与差分模式全球导航定位系统（DGPS）组合一起，构成新型的所谓捷联惯导式航空重力测量系统SINS/DGPS（Bruton A M等，2000;Kaidong Zhang等，2006）。加拿大的SINS/DGPS（Strap-down Inertial Navigation System/Differential Global Positioning System）系统和德国的SAGS（Strap-down Airborne Gravity meter System）系统（Boedecker G,2004;Boedecker G等，2006）就是这类捷联式航空重力仪系统。这种类型系统性能好、重量轻、功耗小、使用方便，其试验测量精度达（2～4）×10^-5m·s^-2，异常空间分辨力3～5km左右。

捷联式惯性导航系统在结构安排上最大的特点是没有机械式的陀螺稳定平台，陀螺仪和加速度计等敏感元件则固定在载体上（如图3-1-4），两类敏感元件的输入轴均按飞机的横滚轴、俯仰轴和偏航轴三维方向配置，形成惯性组合的三维坐标系（Kaidong Zhang等，2006）。为了工程上易于实现，将陀螺仪和加速度计等敏感元件机械地组合在一起，称其为惯性组合。惯性元件的各输入轴相互垂直，构成惯性组合的三维坐标系；并且惯性组合的三维坐标与飞机的三维坐标系平行；因此，陀螺仪和加速度计输出的信息就是飞机相对于惯性空间的角速度和线加速度。

图3-1-4 捷联惯导系统姿态测量结构示意图

通过对陀螺和加速度计输出信息的解算，可将惯性坐标系中的三个加速度分量转换至当地地理坐标系下的三个加速度分量，从而实现航空重力测量。这种转换计算起到了稳定平台的作用，称之为数学平台。这种类型的航空重力测量既可作为标量测量，也能用来进行矢量测量。由于对加速度计及陀螺的精度、温控、漂移和稳定性等性能指标均要求很高，目前捷联惯导式航空重力系统的测量精度和空间分辨率还难于达到较高的水平，因此该类系统多数处于研究试验阶段。

（3）GPS阵列航空重力测量系统

利用GPS阵列（如图3-1-5）来确定飞机的姿态（Boedecker G,2004），然后利用该姿态数据将重力传感器的观测值转换至当地地理坐标系下的三个加速度分量，实现航空重力测量。

由于差分GPS阵列测量姿态的精度还不能完全满足高精度航空重力测量的要求，同时位于飞机上的重力传感器由于要使用相应的减震措施来隔离飞机的振动噪声，往往造成重力传感器的姿态变化不能与飞机的姿态变化相一致，因此这种系统目前的测量精度不高。这种类型的航空重力测量只能作为标量测量。

2.航空重力梯度测量系统

航空重力梯度测量可以进一步提高目标物探测的精度、效果和分辨率。1975～1990年间，美国的公司研制成功重力梯度仪GGI（Gravity Gradient Instrument）；在此基础上，澳大利亚研制成功Falcon旋转平台重力梯度部分张量系统，内含有一套GGI的核心部件（由固定在一个圆盘边缘等间距安放的4个加速度计组成的装置），由每对加速度计的读数差值可测得重力梯度，可进行部分重力梯度张量测量。美国的Air-FTG重力梯度全张量系统由安装在陀螺仪稳定平台上的三个正交平面上的共3套重力梯度仪GGI的12个加速度计组成，因而可进行全部重力梯度张量测量。重力梯度仪的灵敏度为7～10 E（1E=10^-9/s²），异常全波长为400～700 m。目前国外还处于试验阶段的航空重力梯度测量系统，包括有英国ARKex公司正在研制的用于稳定平台上的EGG航空超导重力梯度仪系统，预计仪器灵敏度将可达到1 E。澳大利亚的RIO TINTO公司目前也正在自行研制其航空重力梯度仪（郭志宏，2008）。

图3-1-5 GPS阵列姿态测量结构示意图

在地质调查和矿产勘查工作中，可以用GT-1A和Air Grav或性能相当的系统进行中、小比例尺的航空重力测量，补充或替代地面重力测量，迅速、有效地完成区域重力测量任务。大比例尺的航空重力测量可由Falcon和Air-FTG或更先进的航空重力梯度测量来完成，补充或替代地面重力测量（张昌达，2005）；但航空重力梯度测量系统目前受到西方国家的对华出口许可限制。

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