国外光学捷联惯导系统的技术现状和捷联惯导发展趋势

刘智平 韩宗虎

1.西安工业大学计算机学院，西安 710032

2.中航工业飞行自动控制研究所，西安 710065

国外光学捷联惯导系统的技术现状和捷联惯导发展趋势

刘智平1韩宗虎2

1.西安工业大学计算机学院，西安 710032

2.中航工业飞行自动控制研究所，西安 710065

主要论述了国外在激光捷联惯导系统和光纤捷联惯导系统方面的技术现状和未来的发展趋势，特别是近几年在系统设计、性能指标、应用领域方面的现状。通过对比、分析，总结了其技术进步的原因和技术进步的方向，为国内在该领域的技术进步提供了借鉴。

激光陀螺;光纤陀螺;捷联惯导;性能指标

光学仪器被用来测量地球的转动始于1913年法国物理学家Sagnac提出的Sagnac效应，真正实用的激光陀螺在1963年研制成功。此后，基于Sagnac效应的光学陀螺迅速发展，激光陀螺和光纤陀螺是目前军事应用领域使用最广泛的陀螺，以其为主要惯性器件的捷联惯性导航系统更是取代了成本高昂的基于机电陀螺的平台式惯导系统和捷联式惯导系统［1-3］。

惯性导航系统以其自主性、隐蔽性和实时性受到各军事强国的高度重视。据美国国防部公布的统计数据，美国把从事惯性技术领域研究和开发的国家分为4个层次:属于第一层次的有美国、英国和法国;属于第二层次的有俄罗斯、德国、以色列、日本;属于第三层次的有中国、澳大利亚、加拿大、瑞典、乌克兰;属于第四层次的有韩国、印度、巴西、朝鲜、瑞士、意大利、挪威、比利时、南非、荷兰。所谓第一层次的国家就是指完全具备自主研究和开发惯性技术能力的国家，第二层次的国家是指具备大部分的自主研发能力的国家，第三层次的国家是指具备部分研发能力的国家，第四层次的国家是指具备很有限的从事惯性技术研发能力的国家［4-5］。

第一套基于液浮陀螺的惯性导航系统是1953年在麻省理工学院的仪表实验室完成的，之后涌现了大批量的基于液浮陀螺和机电陀螺的惯性导航系统。随着电子技术和计算机技术的发展，捷联惯导系统的市场占有率迅速超过了平台式惯导系统，自上个世纪九十年代，大批量的激光捷联惯导系统进入军用市场。到目前为止，MEMS捷联惯导系统几乎和光学捷联惯导平分秋色，但高精度的捷联惯导系统仍以光学捷联惯导为主。在这个技术进步的转折点上，我们对近几年国外在光学捷联惯导系统方面的技术现状和发展趋势进行总结和预测，希望对我国在此领域紧跟前沿发展能有所帮助［4-5］。

1 国外的技术现状

按照国家分门别类地进行技术现状的综述。

1.1 法国

法国的SAGEM公司的SIGMA 95L是一款结构紧凑的基于激光捷联惯导系统和GPS的组合导航系统，可以作为独立的AHRS使用，适用于多种型号的固定翼飞机［6］。所用的激光陀螺和激光陀螺的调试工作间分别如图1-a和图1-b所示。

图1-a SAGEM的激光陀螺

从图上可以明显地看出，激光陀螺采用了抖动偏频技术，抖动轮的结构设计几乎和霍尼韦尔公司的抖动轮设计一样。该款产品集成了先进的激光陀螺技术、全数字电路技术、最优估计技术、惯性导航技术、高度集成的软硬件技术。

图1-b 激光陀螺的调试工作间

其显著特点如下:

1)质量轻、结构紧凑;

2)高可靠性、可维修性;

3)三维导航、自主的AHRS、与飞控系统数据交联、提供原始的可靠的惯性测量数据;

4)采用多模卡尔曼滤波完成空中、水上、陆上的自主对准;

5)可以融合任何可能的外部数据:GPS，GLONASS、雷达高度表、气压高度表、多普勒速度表、大气数据;

6)在地面上既可自主罗经对准，也可利用自动储存的航向数据对准;

7)可应用于卫星、飞机、舰船;

8)自主的磁航向补偿;

9)大气数据计算;

10)系统自检测;

11)自动的系统标定功能;

12)地形匹配导航(Terrain Reference Navigation);

13)平均无故障工作时间(MTBF)大于5000h，供电28V直流，功耗小于35W，重量8.5kg，体积为180mm×125mm×280mm;

14)数据接口为 MIL-STD-1553，ARINC 429，RS 422;

15)位置精度:0.8(n mile/h)，速度精度:1m/s，航向精度:0.1°，横滚和俯仰精度:0.05°;

16)和GPS组合导航且SA启用时，位置精度为100m(95%的圆概率误差)，SA关闭时的位置精度为21m(95%的圆概率误差)。

图1-c是SIGMA的外观图，从图上可以看到其数据接口的形式、散热板的形式和安装时所用的推拉把手。

图1-c SIGMA 95L

该公司还有一款产品，型号为SIGMA 95N，它是一款高性能的适合于机动性很强的飞机，目前主要用于战斗机、直升机和运输机，它集成了SAGEM公司的组合导航系统的所有优点，具有高可靠性和可维修性。它采用光程为32cm的数字激光环形陀螺、多模卡尔曼滤波、从静态到动态的高精度快速对准、多功能接口、开放结构，可以接收任何可能的外部数据进行融合，外观如图1-d所示。

图1-d SIGMA 95N

主要的技术特征如下:

1)体积为209mm×200mm×385mm，重量小于15kg;

2)供电为28V直流电，功耗小于45W，也可采用飞机上的115W，400Hz的交流电;

3)MTBF大于5000h;

4)接口有 MIL-STD-1553，ARINC 429，RS 422，模拟输出、串口;

5)纯惯性导航时的位置精度为0.5(n mile/h)，速度精度为0.7m/s，航向精度为0.05°，横滚和俯仰精度为0.03°;

6)组合导航时的位置精度为10m(95%的球概率误差)。

1.2 美国

美国生产惯性技术产品的公司以Northrop-Grumman，Honeywell最为著名。

Northrop-Grumman公司的LN-100G系列惯性导航系统和组合导航系统一直是美国的飞机、舰艇和导弹、战车的列装设备［7］。

LN-100G的主要性能指标如下:

1)可以SINS单独工作，也可GPS单独工作，也可GPS/SINS组合;

2)纯SINS时的位置精度为0.8(n mile/h)，组合时10m/h;

3)速度精度为0.76m/h(三轴有效值)，组合时0.015m/h(三轴有效值);

4)采用非抖动式偏频的零锁区激光陀螺、32位PowerPCTM603e芯片、Ada语言;

5)纯SINS时姿态精度0.05°(三轴)，组合时0.02°;

6)体积为279mm×178mm×178mm，重量为9.8kg;

7)角速度测量范围大于400(°)/s，角加速度测量范围大于1500(°)/s2，线加速度的测量范围是不大于16g;

8)数据接口 MIL-STD-1553，RS422，RS232，ARINC429;

9)28V直流供电，功耗小于37.5W，自然冷却;10)MTBF大于14400h;

11)振动环境:5～2000赫兹，±5g正弦振动、8.1g有效值的随机振动。

图2-a为LN-100G的外观图，它所用的环形激光陀螺的外观图如图2-b所示。

图2-a LN-100G

图2-b LN-100G所用的RLG

Northrop-Grumman公司的LN-260系列是一款高性能、低成本的SINS和GPS组合的导航系统，采用非抖动低噪声的光纤陀螺，消除了自身诱导的加速度噪声和速度噪声，具体性能数据如下:

1)可以SINS单独工作，也可GPS单独工作，也可GPS/SINS组合;

2)纯SINS时的位置精度为0.8(n mile/h)，组合时7.62m/h(球概率误差);

3)速度精度为0.76m/s(三轴有效值)，组合时0.009m/s(三轴有效值);

4)纯SINS时俯仰、横滚精度为0.05°，航向精度为0.1°，组合时均为0.05°。

5)对准时间4min(地面对准)，30s(静态航向参考对准)，10min(空中对准);

6)体积为384mm×191mm×181mm，重量为11.34kg;

7)具有启动自检、周期自检、操作员检测功能;

8)数据接口 MIL-STD-1553，RS422，RS232，ARINC429;

9)28V直流供电，功耗小于47W，强制冷风冷却;

10)MTBF大于10000h;

11)振动环境:8.9g有效值的随机振动。

LN-260所用的光纤陀螺和加速度计组成的惯性测量单元(IMU)如图3-a所示，整个LN-260的外观如图3-b所示。这是一款高性能、低成本的SINS/GPS组合导航系统，已经大批量装备于F-16系列飞机。

除此而外，Northrop-Grumman公司还有一款LN-270产品，也是基于光纤陀螺的捷联惯导系统，主要用于陆地车辆上。

美国的霍尼韦尔公司的基于光学陀螺的捷联惯导系统也是系列化的产品，这里只介绍一款基于激光陀螺的捷联惯导μIRS，该款产品已经应用于C-130运输机、PC-9教练机、波音7E7以及直升机上，具有体积小、重量轻、功耗低的优点［8］。

具体的特征参数如下:

1)HG2100 AB微型IMU，选择最小、最可靠的GG1320激光陀螺和Q-FLEX-QA950加速度计;

2)体积为165mm×164mm×164mm，重量5kg;

3)功耗20W;

4)MTBF大于25000h;

5)ARINC 429传输器4个，ARINC 429接收机7个;

6)离散输入12个，离散输出2个;

7)自动模态控制和自动的动基座对准;

8)ARINC-615软件升级;

9)可以接收其它数据源的数据:多个GPS、大气数据。

可以提供的数据包括:

1)体轴的线加速度;

2)体轴的角速度;

3)提供载体在当地地理系中的姿态角、姿态角速度、飞行路径角、飞行路径加速度、惯性垂直速度、惯性垂直加速度、转弯速率;

4)提供载体在地球坐标系中的经度、纬度、北向速度、东向速度、对地速度、真航向、磁航向、惯性高度、风速和风向。

1.3 德国

德国的IMAR公司研制了一款基于航位推算的组合导航系统，型号为iDRPOS.32，它借助于光纤陀螺、里程计、加速度计和差分GPS来实现较为精确的定位功能，即使在GPS信号失效期间也能提供可靠的位置数据［9］。

该公司研制的此类产品对陀螺的种类几乎不加限制，机电陀螺、光学陀螺、MEMS陀螺均可。

该款导航系统的典型特征如下:

1)自动储存航向信息;

2)在GPS失效时的位置误差为载体所行里程的0.2%，采用差分GPS时的位置精度为1m，航线误差小于0.2°;

3)输出接口:RS232，数据格式为二进制或文本;

4)数据处理采用IMAR的SD算法;

5)体积为230mm×229mm×98mm，重量为2.55kg;

6)供电为34V直流;

7)载体的角速度范围为±300(°)/s;

8)数据输出速率为200Hz;

9)自动的俯仰角、横滚角校正;

图5-a iDRPOS.32的外观

除此而外，该公司还有iNAV系列的捷联惯导系统，以iNAV-RQH-1008为例，它其实是一款组合导航系统，完全满足军方的要求。其性能指标如下:

1)输出的数据包括位置、角速度、线速度、姿态、内部状态信息;

2)在纯SINS时的航向误差小于0.025°，在和DGPS组合时的航向误差小于0.01°，俯仰和横滚的误差小于0.01°。

3)纯SINS时的位置误差为0.6(n mile/h)，在和DGPS组合导航时的位置误差为1m/h;

4)在和GPS组合导航时的速度误差为5mm/s;

5)陆上对准时间短于10min，其它对准时间短于25min;

6)陀螺的测量范围:±400(°)/s，线加速度计的测量范围为±20g;

7)陀螺的零漂小于0.002(°)/h，加计的零偏为＜25μg;

8)陀螺的零漂稳定性0.002(°)/h，加速度计的零偏稳定性为＜10μg，陀螺的随机游走为0.0015(°)/，加速度计的随机游走为

9)陀螺的刻度系数误差小于5ppm，加速度计的刻度系数误差小于100ppm;

10)安装偏差角小于25μrad，数据输出速率300Hz，数据滞后小于2ms;

11)数据输出接口:MIL-STD-1553，RS422，RS 232，Ethernet TCP/IP，带有8G字节的闪存;

12)供电34V直流，功耗低于45W;

13)MTBF大于25000h;

14)体积为360mm×213mm×179mm，重量约9.8kg;

15)振动环境:20～2000Hz，3g的加速度有效值。

图5-b iNAV系列的外观

限于篇幅，英国、日本、俄罗斯及其它国家的基于光学器件的惯性导航系统的介绍在此略去。

2 发展趋势预测

结合美国国防部在2007年列出的军用关键技术清单和发达国家的惯性技术现状，给出未来5年的惯性技术发展的趋势预测［10-13］。

1)低成本、高精度和小体积是未来的几乎所有的捷联惯导系统发展的方向。

2)基于MEMS陀螺和加速度计的捷联惯导系统会大批量出现，在军用市场上占有越来越多的份额，特别是基于NEMS器件的低成本高精度的捷联惯导系统及组合导航系统将取代现有的中高精度的光学捷联惯导系统及组合导航系统。

3)基于 SINS，AHRS，GPS，磁强计，高度表，里程计的组合导航系统会大批量出现，不仅应用在武器系统上，而且会应用在民用产业。

4)物理、力学、材料、结构优化及电磁兼容方面的理论问题的深入研究将为新型惯性传感器的研制提供坚实的基础。

5)仿生技术极有可能加入到组合导航系统的设计理念中。

6)下一代的组合导航系统将向带有预测功能的近似智能化的信息感知和决策系统的方向发展。

3 结论

在参阅了大量国外文献资料的基础上，针对国外近年来在光学传感器和惯性导航系统方面的进展，总结了美国、德国和法国在基于光学陀螺的捷联惯导系统方面取得的进步，主要列举了这些国家导航系统的性能指标和应用领域，最后预测了未来5年的技术发展趋势，为国内在此领域的快速发展提供了借鉴。

［1］秦永元.惯性导航［M］.北京:科学出版社，2006.

［2］郭秀中，于波，陈云相.陀螺仪理论及应用［M］.航空工业出版社，1985.

［3］D.H.Titterton，J.L.Weston.Strapdown Inertial Navigation Technology［M］.2nd edition，IEE and AIAA，2004.

［4］朱常兴，冯焱颖，等.原子惯性技术在航天航空领域的应用［J］.宇航学报，2009，30(1):18-24.(ZHU Chang-xing，FENG Yan-ying，et al.Applications of Atom Inertial Technology in Aerospace Engineering，Journal of Astronautics，2009，30(1):18-24.)

［5］祝彬，郑娟.美国惯性导航与制导技术的新发展［J］.中国航天，2008，31(1):43-45.(ZHU Bin，ZHENG Juan.New Development of Guidance and Inertial Technology in USA［J］.Journal of China Aerospace，2008，31(1):43-45.)

［6］Product Description of SIGMA 95L Light Embedded GPS Inertial System［Z］.SAGEM，2007.

［7］Product Description of LN-260 Advanced Embedded INS-GPS［Z］.Northrop Grumman，2000.

［8］Product Description of Micro Inertial Reference System SMμIRS［Z］.Honeywell，2004.

［9］Specification of iDRPOS.32，Dead Reckoning System for Precision Position Determination［Z］.iMAR，2005.

［10］The Draper Technology Digest［R］.2005，Volume 9，CSDL-R-2992.

［11］The Draper Technology Digest［R］.2007，Volume 11，CSDL-R-3009.

［12］The Draper Technology Digest［R］.2009，Volume 13，CSDL-R-3024.

［13］The Draper Technology Digest［R］.2010，Volume 14，CSDL-R-3027.

The Technical Situation and Development Tendency of Foreign Optical Strapdown Inertial Navigation System

LIU Zhiping1HAN Zonghu2
1.College of Computer Science and Engineering，Xi’an Technological University，Xi’an 710032，China
2.Flight Automatic Control Research Institute of China Aviation Industry Corporation，Xi’an 710065，China

The technical situation and development tendency of strapdown inertial navigation systems based on optical gyros of foreign countries are reviewed，especially the technical situation ofSINSfrom the aspects of system design，specification and application fields．Through the comparison and analysis，the source of the technical development and tendency of development is concluded，and all these works are aiming at prompting the research and development of civil national opticalSINS．

Ring laser gyro;Fiber optical gyro;Strapdown inertial navigation;Specification

V241.5+58;V249.32+2

A

1006-3242(2012)05-0094-06

2012-03-02

刘智平(1967-)，男，陕西岐山县人，博士，副教授，研究方向为导航、制导与控制;韩宗虎(1961-)，男，陕西岐山县人，博士，研究员，研究方向为光学陀螺技术。