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***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***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。