集成光波导陀螺在空空导弹的应用展望

赵　龙，徐剑芸，李群生，张　彦，朱亚芬

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳　471009)



集成光波导陀螺在空空导弹的应用展望

赵龙，徐剑芸，李群生，张彦，朱亚芬

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳471009)

摘 要:陀螺技术是现代空空导弹惯性导航系统研制的关键。本文简要介绍了集成光波导陀螺的原理,并对国内外发展现状进行概述。根据空空导弹惯性导航系统的特点,展望了集成光波导陀螺在未来空空导弹中的应用前景。

关键词:空空导弹;惯性导航系统;集成光波导陀螺;光波导谐振腔

0引言

空空导弹作为现代空战的主战武器，其性能水平的高低成为空战胜负的重要因素。现代空战强调对目标的精确打击能力，保证在复杂作战条件下对目标的高毁伤概率。因此，高性能的精确制导技术对发展先进空空导弹至关重要。

空空导弹精确制导依靠的关键技术之一是弹载捷联惯性导航系统。从现代空空导弹的发展趋势来看，要求弹载惯性导航系统尺寸小、成本低、功耗小[1-2]，这就对系统的核心器件——陀螺，提出了更高、更新的要求。

集成光波导陀螺(Integrated Optical Waveguide Gyroscope)是继激光陀螺和光纤陀螺发展之后的“芯片上陀螺”。它利用硅基上的光波导和微环谐振腔代替光纤陀螺的长光纤，使之在有限空间范围内实现性能优化以及器件功耗和体积的减小。集成光波导陀螺集微电子工艺和集成光波导加工工艺于一身，具有芯片级尺寸、低功耗、低成本、可大规模生产等特点。纵观近十年集成光波导陀螺的发展，不难发现，它的结构设计及精度提高正吸引着世界科学研究者的关注，其优势将满足新一代空空导弹惯性导航系统的技术特点。

1集成光波导陀螺原理

集成光波导陀螺是基于Sagnac效应[3]测量旋转角速率的新型惯性仪表。Sagnac效应指一个任意几何形状的闭合光学环路相对惯性系沿某一方向转动时，在此光路中沿相反方向传播的两束光传播所积累的频率差(或相位差)与系统旋转的角速率的关系。

集成光波导陀螺用一个或多个光波导环形谐振腔(Waveguide Ring Resonator，WRR)作为Sagnac效应的敏感部件。典型谐振型集成光波导陀螺单环结构如图1所示。

图1典型集成光波导陀螺单环结构示意图

图1中，左边的窄线宽激光光源发出的光波经过50/50的光耦合器C1后，产生顺时针CW和逆时针CCW两束光波，分别经过C2，C3共同汇入C4耦合器进入WRR。光探测器(Photodetector，PD)可探测到相反两束光的光功率变化，经过处理电路和伺服回路(Servo)，将CCW光波谐振频率反馈给激光器。角速率检测原理如图2所示。

图2典型谐振型集成光波导陀螺角速率测量原理

当环形谐振腔绕着垂直于平面以角速率Ω顺时针旋转时，CW方向的光程增加，谐振频率fCW降低; CCW方向的光程减少，谐振频率fCCW增加。根据Sagnac角速率敏感关系可得：

式中： Δf为CCW和CW谐振频率之差；n为光波导折射率；λ为工作波长；D为环形谐振腔直径大小。通过检测频率差值，可以推得当前的旋转角速率Ω大小。

对于干涉型集成光波导陀螺角速率测量原理，Sagnac相位差表达式如下：

式中：L=πD为光波导环周长；c为真空中的光速。

集成光波导陀螺环形谐振腔结构由脊形光波导构成，其横截面如图3所示。

图3集成光波导陀螺谐振腔脊形光波导横截面示意图

在硅衬底上通过沉积以及光刻、刻蚀等工艺制造波导芯层Si，由于硅芯层与SiO2覆盖层之间有着高折射率差(nSi=3.48，nSiO2=1.45)，此时Si/SiO2界面处的场强会发生跳变，并满足全反射条件。两种介质的折射率差越大，光波导的导光特性越好。由于波导尺寸微小，普遍在微纳米量级，单片集成能力优越，为集成光波导陀螺的研究奠定基础。

2集成光波导陀螺国内外研究现状

近年光子技术不断进步，革命性的突破使集成光子材料、器件乃至系统的应用成为可能，促使光学陀螺从激光陀螺、光纤陀螺到集成光波导陀螺的发展[4]，集成光波导陀螺的发展大致经历两个阶段： 部分光子集成阶段和全光子集成阶段。

2.1部分光子集成光波导陀螺

部分光子集成阶段的陀螺采用多功能集成光学芯片代替多个分离元件(如环形谐振腔)，在一定程度上减小系统体积和成本。国内外部分实验室内已经开展利用微电子刻蚀工艺在硅基上制作单环结构的光波导谐振腔，探索陀螺系统工程化应用前景。

Miguel等人利用光纤耦合技术，在实验室内搭建了一个46 cm×30 cm×60 cm长宽高的微光学平台，实现光波导谐振腔集成光波导陀螺测试系统[5]，如图4所示。SOI(Silicon-on-Insulator)上微环光波导谐振腔与光纤粘贴耦合微观实物图见图5。

测试结果显示，在频带宽0.54 Hz内，其精度可调制在27～74.3(°)/s范围。虽然这个精度值较低，但无疑给集成光波导陀螺工程上系统模型的研究带来更多借鉴。北京航空航天大学冯丽爽等在实验室里构建了如图6所示的集成光波导陀螺系统模型[6]。窄线宽激光器的光信号通过Y波导后，经过相位调制器(Phase Modulation)注入中间位置的掩埋型硅光波导环形谐振腔WRR(品质因数可达6.13×106)，分析得出陀螺精度可提升至0.22 (°)/s，并有良好的长时稳定特性。

图4　集成光波导陀螺加工测试

图5环形谐振腔和光纤粘贴耦合微观实物图

图6基于掩埋型硅光波导谐振腔的单环集成光波导陀螺系统

由于光波导陀螺谐振环结构中的损耗，无源光波导陀螺的精度提高受到极大的限制，利用光增益机制去补偿波导损耗渐渐引起人们的关注。陈佳阳等主动引入光增益机制(Er3+-Yb3+掺杂磷酸盐玻璃)分析了一种三维垂直耦合波导谐振环结构[7]，如图7所示。该结构以新颖的方式构造垂直耦合谐振环，从图7(a)可看出，光波导可由一端直波导输入并由另一直波导输出，垂直耦合谐振环之间距离关系及半径如图7(b)所示。虽然增益机制的引入能有效改善波导损耗带来的局限，但增益介质不可避免带来自发辐射噪声，严重影响光信号输出质量好坏。在讨论两者制约关系的基础上，分析得出该垂直结构相比传统平面耦合谐振环精度更高，这为有源集成光波导陀螺机理研制提供新思路，使无源陀螺到有源陀螺的发展迈进了一大步。

图7三维垂直耦合波导谐振环结构示意图

陀螺精度进一步提高和系统结构不断完善，将有力推进集成光波导陀螺在部分光子集成阶段的工程应用。但随着目前惯性导航系统对陀螺小型化、高精度的需求，集成光波导陀螺将向着全光子集成阶段发展。

2.2全光子集成光波导陀螺

全光子集成能够实现全部器件单片集成化，就是将不同的分离器件包括光源、波导环、探测器等集成在同一芯片上，大大减小器件体积、降低成本、实现生产规模化。但是由于受限于空间尺寸的微小，如何在有限的空间内延长光路、增强Sagnac效应显得尤为重要。仅仅为了代替光纤的作用而在硅片上制造几百米长的环形光波导是没有意义的。全光子集成波导陀螺必须设计成特殊的结构，在硅片上设计并制造出具有合理耦合谐振腔耦合形式，如多谐振环耦合，利用非线性效应(如慢光效应)增强Sagnac效应。

燕路等人设计的全光子集成光波导陀螺结构如图8所示[8]。集成光源模块、集成光探测器模块、Y波导耦合器及环形谐振腔都集成在同一块光芯片上，光源模块发出光信号(光波长1 550 nm)通过3 dB耦合器进入耦合谐振环中，传播后再经过耦合器输出，最后由探测器测得旋转时的Sagnac相移。

图8全光子集成光波导陀螺结构示意图

理论分析可知，当小谐振环和大谐振环之间的耦合系数改变时，可有效调节陀螺系统的相灵敏度关系，相比单一谐振环结构，多谐振环耦合型陀螺精度可大幅提高。

无独有偶的是，美国加州大学Sudharsanan等人利用多圈低损耗氮化硅波导在不足10 cm2的混合硅基上集成全光子波导陀螺[9]，结构见图9。

该结构将长达10 mm的50 μm Si3N4光波导、超辐射发光二极管(SLD)、光探测器及相位调制器等集成在硅基芯片上，讨论分析得出在波导损耗分别为1 dB/m和0.1 dB/m的情况下，陀螺极限精度可达19 (°)/h和4.2 (°)/h，陀螺芯片级大小和精度提高大大推进了光波导陀螺在全光子集成阶段的研究进展。

图9多圈光波导全光子集成陀螺结构示意图

Sorrentino等人通过一系列耦合环形谐振腔在硅基芯片上设计了一种陀螺结构[10]，其芯片尺寸仅为0.1～1 mm2，结构如图10所示。光信号通过3 dB耦合器分束后进入五个连续耦合的谐振腔两端，经谐振腔后返回耦合器并输出。该结构以中间谐振腔对称，周期性控制谐振腔之间耦合系数变化。通过调制耦合系数，得出陀螺内结构色散关系。推算可知，当谐振腔品质因数达到108以上时，该结构的理论精度甚至可高达0.001 (°)/h，和目前使用的高精度激光陀螺同一水平。但由于芯片级尺寸很小，其单位面积精度远高于后者，对于目前普遍应用在空空导弹导航系统的激光/光纤陀螺而言，全光子集成光波导陀螺具有更大应用潜力。

图10平面基板上连续耦合谐振腔结构的集成光波导陀螺

3集成光波导陀螺在空空导弹的应用展望

3.1空空导弹惯性导航系统特点

根据空空导弹的使用条件和性能以及成本需求，其惯性导航系统主要有以下特点：

(1) 体积小、重量轻、功耗低、成本低。空空导弹是载机的负荷，对其体积、质量、功率等有严格要求，所用器件必须是大批量、低成本的产品。目前空空导弹惯性导航系统以激光陀螺或光纤陀螺为主，体积、重量和使用功率都较大，如美国AIM-120D导弹的LN-201重1 500 g，整机体积Φ89 mm×85 mm，功耗10 W； 俄罗斯R-77导弹的T700重达5 500 g，整机体积Φ180 mm×180 mm，功耗高达50 W。国外典型空空导弹的惯性导航系统如图11所示。

图11国外典型空空导弹惯性导航系统

(2) 导航时间短。近距空空导弹战斗飞行时间一般不超过20 s，即便是中距空空导弹，飞行时间一般也小于3 min，因此陀螺漂移对系统误差的影响不是十分严重，陀螺精度允许范围较宽。

(3) 反应时间短，快速启动能力强。由于空中作战时机的易失性，空空导弹导航系统的反应时间和启动时间需要尽量小，一般不超过10 s。

(4) 使用环境恶劣。空空导弹典型的使用环境温度为-50～75 ℃，随机振动6g～13g，20～2 000 Hz，冲击50g～100g，贮存15年。这就要求惯性导航系统抗振动、抗冲击能力强，长期稳定性好。

3.2集成光波导陀螺的应用优势

无论对于中远距空空导弹的超视距攻击能力，还是近距格斗弹实现越肩发射能力，捷联惯性导航技术都起着关键性作用，同时自动驾驶仪闭环稳定系统也需要惯导系统提供弹体姿态角、速度及线加速度信号。集成光波导陀螺相比目前应用在空空导弹惯性导航系统的激光陀螺和光纤陀螺，更符合惯性导航器件的需求。其应用优势如下：

(1) 集成小型化、低成本和低功耗

由于空空导弹是一次性使用武器，惯性导航系统的成本摆在首位，目前应用在空空导弹上的激光陀螺或光纤陀螺的成本高，体积、重量和功耗也普遍较大。全光子集成光波导陀螺采用光子集成化设计，光源、Y波导、光波导微环以及光探测器集成在同一块硅基光芯片上，重量不超过100 g，整体芯片面积在毫米量级，系统体积大小与微机电(MEMS)陀螺类似。另外，集成光波导陀螺属于全固态器件，抗震动冲击能力强，且工作功率小，快速启动能力强。

(2) 较高精度

目前集成光波导陀螺在实验室角速度精度仍处于中低阶段，但随着未来微电子工艺的提高，超低损耗光波导的出现或有源增益机制的引入，将大大增加环形光波导谐振腔的品质因数，这无疑对不断提高集成光波导陀螺精度起着关键作用。同时，配合调制的光色散非线性效应，增强Sagnac旋转角速率灵敏度，使得芯片级尺寸的集成光波导陀螺比传统空空导弹的激光或光纤陀螺的应用前景更加广阔。三者的参数特性对比如表1所示。

表1典型空空导弹激光/光纤陀螺与集成光波导陀螺参数特性

参数激光陀螺光纤陀螺集成光波导陀螺整机质量/g>700>600<100整机体积/mm3>Φ180×180>Φ89×85<Φ10×10功率消耗/W>10>8<1带宽/Hz>200>100>100零偏稳定性/((°)/h)0.0001～10.001～100.1～10抗冲击能力较好好好成本高高低

(3) 构建小型低成本组合导航系统

空空导弹要求惯性导航系统在高超音速和高机动情况下仍然保持高精度，可利用惯性导航系统与卫星组合导航使惯导系统参数能周期性修正[11]，进一步提高导航精度。虽然MEMS陀螺/GPS组合也可以实现小型化低成本组合导航系统，但MEMS陀螺精度和重复性都较差，需要GPS接收机大部分时间工作，而集成光波导陀螺体积与MEMS陀螺相似，其精度和重复性都高于前者，对构建小型低成本组合导航系统更有潜力。

4结论

集成光波导陀螺集先进微电子工艺和集成光子学技术于一体，逐渐从部分光子集成向全光子集成阶段发展，具有芯片级尺寸及低成本等优势。随着环形光波导谐振腔品质因数的进一步提高，未来更高精度的集成光波导陀螺将从实验室探索阶段走到工程应用，有力推动空空导弹弹载捷联惯性导航系统向高性能、集成化、低成本方向发展，对未来空空导弹小型惯导系统的研制具有重要意义。

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Application Prospect of Integrated Optical Waveguide Gyroscope in Air-to-Air Missile

Zhao Long, Xu Jianyun, Li Qunsheng, Zhang Yan, Zhu Yafen

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

Abstract:Gyroscope technology is the key to the development of inertial navigation system for air-to-air missile. The theory and development of integrated optical waveguide gyroscope are introduced briefly. According to the characteristics of inertial navigation system in air-to-air missile, the application prospect of integrated optical waveguide gyroscope is presented.

Key words:air-to-air missile; inertial navigation system; integrated optical waveguide gyroscope; optical waveguide resonator

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.01.008

收稿日期：2015-04-30

作者简介：赵龙(1988-)，男，河南洛阳人，硕士，助理工程师，研究方向为惯性导航器件与工程应用。

中图分类号:TJ765;TN25

文献标识码:A

文章编号:1673-5048(2016)01-0045-05