устройство и способ для измерения гравитации

Формула изобретения

1. Устройство для измерения гравитации, состоящее из установленного на носителе акселерометра (1), спутникового навигационного приемника (4) и вычислительного устройства (6), отличающееся тем, что спутниковый навигационный приемник (4) помимо положения позволяет также определять ориентацию, а вычислительное устройство (6) по изменению во времени положения и ориентации вычисляет полную кинематику в инерциальном пространстве и посредством вычитания кинематического ускорения из ускорения, измеренного акселерометром (1), вычисляет искомое значение гравитации.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что акселерометр (1) жестко связан с носителем, причем между акселерометром и носителем могут быть предусмотрены демпфирующие элементы.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что акселерометр (1) представляет собой отдельный акселерометр или три расположенных не параллельно друг другу, предпочтительно ортогонально, акселерометра.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что спутниковый навигационный приемник (4) представляет собой отдельный прибор, оснащенный тремя или более антеннами, либо представляет собой прибор, состоящий из трех или более отдельных взаимно соединенных приборов, которые в любом случае позволяют определить ориентацию.

5. Способ измерения гравитации посредством акселерометра и спутникового навигационного приемника, установленных на носителе, отличающийся тем, что сигнал спутникового навигационного приемника используют для определения положения и ориентации и по их изменению во времени определяют полную кинематику в инерциальном пространстве с целью приведения измеренных ускорений к искомому значению гравитации.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что сигнал точного времени от спутникового навигационного приемника используют для измерения ускорения.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что сигнал точного времени от спутникового навигационного приемника используют для синхронизации измерения ускорения.

8. Способ по пп.6 и 7, отличающийся тем, что сигнал точного времени от спутникового навигационного приемника используют для управления временем стробирования счетчика, который подсчитывает пропорциональную ускорению частоту, генерируемую для обработки измерительного сигнала.

9. Способ по п.5, отличающийся тем, что сигнал от акселерометра, преобразованный в пропорциональную ускорению частоту, обрабатывается с постоянной частотой дискретизации попеременно двумя счетчиками таким образом, что не возникает никаких задержек.

10. Способ по п.5, отличающийся тем, что измеренные значения ускорений как с акселерометра, так и спутникового навигационного приемника подвергают интегрирующей цифровой фильтрации.

11. Способ по п.10, отличающийся тем, что цифровую фильтрацию осуществляют посредством формирующего фильтра, согласованного со стохастическими характеристиками гравитационного поля.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к устройству и способу для измерения гравитации в соответствии с ограничительной частью независимых пунктов формулы изобретения.

Так называемая гравиметрия или измерение величин, характеризующих гравитацию, является особой областью измерительной техники, имеющей важное значение для определения гравитационного поля Земли и тем самым для региональной и глобальной геодезии, геологии и геофизики, включая геофизическую разведку, для определения спутниковых орбит, для высокоточной навигации, в частности посредством инерциальных навигационных систем, и т.д.

Если ранее приборы для измерения силы тяжести были основаны на принципе маятниковых измерений, то в настоящее время они основаны либо на принципе высокоточного отслеживания траектории свободного падения подброшенного тела (путь длиной несколько дм в вакуумной камере), либо на принципе пружинных весов (постоянная масса, определение силы). Они также могут быть отнесены к более общему классу акселерометров, вследствие чего гравиметры могут рассматриваться как акселерометры, специально предназначенные для измерений силы тяжести. Гравиметры выделяются также из семейства акселерометров увеличенным собственным периодом. Преобладающее число акселерометров, соответственно гравиметров основано на принципе пружинных весов с постоянной массой, причем часто (также и в случае применяемых с этой целью акселерометров) пробная масса при воздействии изменяющихся ускорений удерживается в постоянном положении посредством системы обратной связи, состоящей из датчика смещений (например, емкостного) и возвращающей силы (например, индуктивной); при этом необходимый для этого ток является мерой ускорения.

В качестве соответствующих литературных источников, характеризующих уровень техники, можно назвать, в частности, следующие публикации: W.Torge, Gravimetry, De Gruyter Verlag New York, 1989, а также том трудов конференции O. Colombo (ред.), From Mars to Greenland: Charting Gravity with Space and Airborne Instruments, IAG Symposium N 110, Springer Verlag, New York, 1991.

Ниже приведено пояснение некоторых используемых в описании терминов.

Точность/разрешение: понятие "точность" ограничено только описанием инструментальной эффективности в отношении средней ошибки при обычном моделировании. Для описания качества решения, найденного для искомого гравитационного поля Земли, понятие "точности" является достаточно рискованным, так как количественное описание гравитационного поля Земли всегда является результатом множества отдельных измерений и последующей оценки, приводящей каким-либо образом к получению поверхностной функции. Характеризация такой поверхностной функции посредством оценки точности полностью не учитывала бы то, к какой поверхности относится эта оценка. Поскольку для среднего значения в большей области в распоряжении имеется, как правило, больше значений, то и оценка точности для поставленной задачи была бы номинально лучше, т.е. меньше была бы средняя ошибка, что однако противоречит общепринятому пониманию. В этом случае более пригоден термин "разрешение". Хотя это понятие также не имеет четкого определения, можно предположить следующее: любая поверхностная функция может быть аппроксимирована посредством двумерного тригонометрического ряда, т.е. набором волн определенным образом уменьшающихся длин в обоих направлениях. Волна с наименьшей длиной, амплитуда которой еще значимо отличается от нуля, соответствует разрешению. Такая интерпретация также не является очень строгой, так как, например, уровень значимости и закономерность уменьшения ожидаемых длин волн могут быть спорными. Однако для дальнейшего рассмотрения такое обсуждение не является обязательным.

Гравитация: в отношении гравиметрии на земной поверхности обычно подразумевается сила тяжести. В дальнейшем предпочтение будет отдаваться именно термину "гравитация", поскольку речь фактически преимущественно идет именно о гравитации. Под "гравитацией" в данном случае понимается особая сила с единицей измерения м/с², которая по своей размерности соответствует ускорению. Следует, однако, отметить, что так называемая земная сила тяжести складывается из гравитации и центробежного ускорения вследствие суточного вращения Земли. Последнее достигает максимум 5 тысячных от величины гравитации.

Инерциальное пространство: для любого изменения в движении массы вследствие инерции требуется сила, соответственно энергия, даже если близлежащие гравитирующие массы были бы удалены. Пространство (предполагаемое пустым в ближайшей окрестности) с системой отсчета, по отношению к которой могут наблюдаться такие изменения в движении, является инерциальным пространством.

Ориентация: для геометрического соотнесения протяженного тела с системой отсчета помимо его положения необходимо знать его собственную ориентацию. Она описывается углами по отношению к осям вышеуказанной системы отсчета.

Основной проблемой гравиметрии с использованием движущихся носителей является то, что в соответствии с принципом эквивалентности результатом измерения акселерометра является сумма гравитационного ускорения g и кинематического ускорения b, т. е. a = g + b. Если же интерес представляет только гравитационное ускорение, то необходимо каким-либо образом исключить кинематическое ускорение b (обусловленное движением носителя). В классической методике используют два следующих взаимодополняющих подхода.

1. Гравиметр изолируется от вращений носителя посредством гиростабилизированной платформы, и тем самым входная ось датчика удерживается в вертикальном положении.

2. Движения переноса, прежде всего вертикальные, стараются удерживать малыми, например, посредством использования больших самолетов и кораблей и/или за счет принятия специальных мер для стабилизации, соответственно управления. Остаточные кинематические вертикальные ускорения b отфильтровываются посредством большого периода усреднения измеряемого значения a, за счет чего остается только g. Параметр b частично определяется также посредством измерений положения или при помощи барометров; однако в этом случае это справедливо только для нормальной составляющей и не учитывает ориентации самолета и ее изменений.

Поскольку гравитация в принципе является векторной величиной, то целесообразно определение всех трех ее составляющих. Однако поскольку векторная гравиметрия пока еще не была реализована на практике, то до настоящего времени ограничивались только нормальной составляющей.

Обычная авиационная/судовая гравиметрия имеет ряд недостатков. Так, например, она является довольно дорогой из-за необходимости использования гиростабилизированных платформ, больших транспортных средств и вследствие больших затрат на управление.

Используемые гравиметры пригодны только для определения нормальной составляющей, а векторная гравиметрия оказывается невозможной. Если измерение нормальной составляющей ускорения носителя вообще имеет место, то только для коррекции нормальной составляющей из-за так называемого эффекта перекрестных помех. Большой собственный период используемых гравиметров не позволяет синфазно объединить их сигнал с другими измеряемыми значениями с частотой дискретизации 1 Гц и выше.

Кинематические ускорения b либо не регистрируются и тем самым исключаются как чисто случайные в фильтре нижних частот, за счет чего отфильтрованный сигнал a приравнивается к гравитации g; а если кинематические ускорения и регистрируются, например, посредством определения изменений вертикального положения с помощью спутниковой навигационной системы или барометра, то только в виде нормальной компоненты, и они также, как правило, сначала проходят через фильтр нижних частот.

Возможности позиционирования с помощью спутниковых навигационных систем (преимущественно системы GPS - глобальной спутниковой системы местоопределения) в гравиметрии до сих пор используются только для определения местоположения или вертикальных ускорений. Их возможности по определению ориентации носителя, соответственно ее изменений, которые также вносят определенный вклад в кинематические ускорения, пока не используются.

При этом с самого начала исключается возможность высокочастотного (с частотой 1 Гц или выше) определения сигналов, связанных с гравитационным полем, а возможное разрешение, например, при авиационной гравиметрии ограничивается примерно 10 км или более, что препятствует ее широкому, необходимому в некоторых областях применению.

Так, например, в публикации Hehl и др., озаглавленной "Carborne Gravimetry merely a Trial or a Method for Determining Gravity on a Profile" и опубликованной в "Position Location and Navigation Symposium (Plans), Las Vegas, апрель 11-15, 1994, стр. 376-380, IEEE, описана методика определения трехмерных координат самолета, оснащенного бортовым гравиметром, из фазовых измерений и составляющих скорости по GPS-измерениям. Результаты используются для определения положения и поправки Этвеша в гравиметрических измерениях. Из этих параметров определяются также кинематические ускорения, которые используются для приведения измеренных с помощью определенного морского гравиметра вертикальных ускорений с целью получения нормальной составляющей гравитационного поля Земли. Большая собственная частота и сильное демпфирование используемого сенсора затрудняют однозначное и точное сопоставление фаз полученных с помощью GPS ускорений и измеренных гравиметрических значений. Система ограничена только определением нормальной составляющей; а реализация векторной гравиметрии невозможна.

Необходимое до настоящего времени использование больших транспортных средств также ограничивает работу на низких высотах полета (для самолетов), соответственно на мелководье (для судов), что препятствует распознаванию тонких структур гравитационного поля.

До сих пор также не используется априорная информация о стохастических характеристиках гравитационного поля Земли при фильтрации измеренных значений.

Таким образом, в основу настоящего изобретения была положена задача создать устройство, соответственно способ описанного выше типа, которое, соответственно который позволяет получить более высокое разрешение, т.е. позволяет обнаружить более тонкую структуру гравитационного поля Земли с самолета или корабля. Кроме того, в устройстве должно быть обеспечено использование более простых компонентов. Помимо этого должна обеспечиваться возможность определения всех трех компонент гравитационного поля посредством векторной гравиметрии с адекватной точностью.

Согласно настоящему изобретению эти задачи решаются в соответствии с отличительными признаками, указанными в пунктах 1 и 6 формулы изобретения.

Предлагаемое изобретение позволяет уменьшить затраты на изготовление устройства и тем самым на выполнение измерений, а также существенно увеличивает пространственное разрешение и, следовательно, эффективность измерений.

Изобретение основано на том факте, что ориентация носителя, который снабжен гравитационным датчиком, может также определяться посредством спутниковой навигации. Временные изменения положения и ориентации, поскольку они посредством спутниковой навигационной системы могут непосредственно преобразовываться в инерциальное пространство, позволяют вычислять кинематические ускорения b с учетом той компоненты, которую вносит вращение носителя, и тем самым осуществлять приведение сигнала a акселерометра согласно формуле g = a - b, т.е. позволяет вычислять гравитацию, как более подробно описано ниже. Вклад в b, обусловленный вращением носителя, зависит при этом, в частности, от расположения акселерометров на носителе, и обычно этот вклад настолько велик, что его нельзя не учитывать. Это подтверждает необходимость определения ориентации. В соответствии с достижимыми на сегодняшний день точностями, обеспечиваемыми измерительными приборами, параметр b может определяться посредством спутниковой навигации с точностью до 10^-6 от величины гравитации Земли и тем самым примерно с той же точностью, что и параметр a, и с необходимой точностью для g при авиационной/судовой гравиметрии, при этом все эти числовые данные относятся к средним значениям за секунду.

Предлагаемое согласно изобретению последовательное использование спутниковой навигации позволяет определять кинематическое ускорение b не только в одном направлении, но и как полный вектор b (далее в описании подчеркнутые обозначения, например, b, указывают на то, что это обозначение всегда относится к векторной величине).

Одним из преимуществ спутниковой навигации является малый фазовый сдвиг между входным сигналом (изменением положения) и выходным сигналом (значением положения), а также возможность его калибровки. Это свойство в данном случае используется еще более последовательно для определения (высокочастотных) ускорений, чем, например, при определении положения и ориентации в аэрофотограмметрии. Это обеспечивает согласованное по фазе объединение b с другими измерениями.

Изобретение позволяет использовать высококачественные коммерчески доступные акселерометры вместо специализированных гравиметров. Одним из преимуществ в этом случае является меньшая цена.

Эти акселерометры в отличие от специализированных гравиметров могут быть установлены в любом месте, а также могут быть жестко - в крайнем случае посредством демпфирующих элементов - смонтированы на носителе. Это уменьшает расходы за счет отказа от применения гиростабилизированной платформы.

Вибрации носителя, обусловленные, например, работой двигателя, обычно приводят к систематической ошибке в показаниях акселерометра за счет так называемого спрямления. Благодаря постоянной геометрии между источником вибраций и акселерометром - в отличие от случая использования гиростабилизированной платформы - исключаются ошибки, вызванные изменением взаимного положения.

Другое преимущество по сравнению со специализированными гравиметрами заключается в меньшем собственном периоде, т.е. в меньшем сдвиге по фазе между входным сигналом (ускорением) и выходным сигналом (электрическим сигналом) в требуемом частотном диапазоне. Это обеспечивает согласованное по фазе объединение параметра a с другими измерениями.

Следовательно, наряду с тремя жестко закрепленными на носителе акселерометрами, обеспечивающими измерение вектора ускорения a, предоставляется возможность определения вектора гравитации g согласно уравнению g = a - b, что и представляет собой векторную гравиметрию.

Для объединения двух вышеупомянутых сигналов a и b при сохранении их фазового соотношения требуется одновременный синхронизирующий сигнал для вызова обоих значений. Для этой цели используется имеющийся в большинстве профессиональных GPS-приемников сигнал "1 pps" (1 импульс в секунду), управляемый атомными часами, находящимися на борту спутника, что обеспечивает его высокую точность. Это предоставляет возможность объединения с высокой измерительной частотой (1 Гц или более) и обеспечивает реализацию вышеприведенной формулы g = a - b (в векторной или скалярной форме) для каждого единичного измерения. Большая измерительная частота в свою очередь позволяет достичь в движущемся носителе высокого пространственного разрешения гравитационного поля. Например, при измерительной частоте в 1 Гц при проведении измерений с легкого винтового самолета одно измерение будет производиться примерно каждые 50 м пути. Это является лучшей базой для высокого пространственного разрешения по сравнению с обычной аэрогравиметрией, даже несмотря на необходимую в каждом случае фильтрацию.

Согласно другому варианту выполнения изобретения предусмотрено использование сигналов точного времени спутниковой навигационной системы для управления считывающей электроникой, подключенной к акселерометру. Точность реализации интервала объединения должна при этом соответствовать точности, требуемой для сигнала a, которая в свою очередь ориентирована на конечную точность 10^-6 (или выше) при определении гравитации Земли. При этом, например, при использовании измерительной частоты в 1 Гц, время стробирования используемого счетчика должно регулироваться с точностью до 10^-6 с (или выше). Вместо другого возможного решения с использованием соответствующих высокоточных часов в данном случае используется сигнал точного времени "1 pps" спутниковой навигационной системы, что дополнительно снижает общие затраты.

Согласно настоящему изобретению используется передовой метод цифровой фильтрации. Этот метод основан на том факте, что основная проблема гравиметрии с использованием движущихся носителей, а именно, выделение кинематического и гравитационного ускорений из измерений, проводимых с помощью акселерометра, может базироваться на том, что гравитационное поле может рассматриваться как стохастический процесс (т.е. случайный процесс), некоторые параметры которого известны; проще говоря, из практического опыта известно, насколько существенно в среднем может изменяться гравитационное поле на определенном удалении. Зная курс, соответственно скорость транспортного средства, с которого производится измерение, можно преобразовать эту функцию положения (точнее удаления) в функцию времени. Эти временные изменения гравитационного вклада в сигнал по сравнению с перемещениями носителя (самолета или корабля) являются низкочастотными. Поэтому в целом следует разработать фильтр нижних частот для измерительного сигнала a с целью выделить из него g в виде низкочастотной составляющей. В цифровых фильтрах, используемых до настоящего времени для этой цели, применяются произвольные методы фильтрации, для которых имеется соответствующее программное обеспечение; причем коэффициенты этих фильтров подбираются эвристически таким образом, чтобы достичь оптимальных результатов, т.е. априорная информация о стохастических характеристиках гравитационного поля не используется. Согласно настоящему изобретению с помощью соответствующих программ была разработана так называемая динамическая матрица F_n формирующего фильтра как составной части фильтра Калмана таким образом, что стохастическое поведение параметров состояния гравитации g соответствует стохастическому поведению реального гравитационного поля. В полном объеме изобретения это означает, что на основе общеизвестной калмановской фильтрации и формирующей фильтрации (ср., например, P.S. Maybeck, Stochastic Models, Estimation and Control, т. 1 и 2; Academic Press, Inc. , Boston etc. 1979/1982; в частности, т. 1, стр. 8, 180 и далее, 186 и далее, 316, 321, 345; т. 2, стр. 5) был разработан способ численной аппроксимации динамической матрицы F_n на основе знания численно заданной ковариантности гравитационного поля (H.K. Neumayer, Modellitrung stochastisch korrelierter Signalanteile in geodatischen Beobachtungen, angewendet insbesondere auf die Bestimmung des Schwerefeldes aus der Kombination von kinematischen und dynamischen Messungen, диссертация, защищенная в Техническом университете Мюнхена, 1995). Разработанный таким образом фильтр нижних частот физически основан на стохастическом поведении реального гравитационного поля и, следовательно, более эффективен по сравнению с обычным "физически слепым" фильтром нижних частот. Роль F_n в общей структуре модели фильтра поясняется диаграммой, изображенной на фиг. 1, где формирующий фильтр представлен как подсистема полной системы в левой части, а переменные имеют следующие значения: w_n обозначает белый шум в качестве возбуждающего воздействия формирующего фильтра, F_n обозначает динамическую матрицу для формирующего фильтра, n обозначает выходной сигнал формирующего фильтра, F обозначает динамическую матрицу для остальных (определенных) параметров состояния, w обозначает белый шум в качестве возбуждающего воздействия основной системы, x обозначает параметры состояния, H обозначает матрицу измерений, v обозначает остатки, z обозначает измерения.

Основы математико-физической модели поясняются следующей формулой и фиг. 2:

r_im = R_i^g(r_g1 + R_g¹R₁^b(r_ba + R_b^ar_am)),

где r соответственно обозначает векторы, а R соответственно обозначает матрицы вращений.

В вышеприведенной формуле сначала описывается положение пробной массы m акселерометра в инерциальном пространстве ее положением по отношению к самому акселерометру и последовательностью преобразований координат.

Векторы r_ij поясняются на схеме по фиг. 2, причем R_i^j обозначают матрицы вращений между системами координат. При этом величины с индексами "am" и "ba", соответственно "ab" задаются постоянными измерительного прибора - акселерометра и системой отсчета, которая связана с системой GPS-антенн и которая может быть определена путем обычного измерения, а величины с индексами "lb", "lg", соответственно и "gl" получаются из GPS-наблюдений положений и ориентации. Вторая производная от г_im по времени дает ускорение в инерциальном пространстве, обозначенное ранее через b. Вычитание вычисленного кинематического ускорения b из измеренного ускорения a дает искомое гравитационное ускорение g. Эта величина в значительной степени зашумлена вследствие наложения различных погрешностей. Соответствующая цифровая фильтрация описана выше.

Концептуально описанное решение наиболее пригодно для векторной гравиметрии, причем в примере выполнения сначала использовался один акселерометр. Однако настоящее изобретение не ограничено каким-либо конкретным числом используемых акселерометров, а все рассуждения верны как для одного, так и для нескольких акселерометров.

Необходимая в гравиметрии с использованием движущихся носителей точность составляет порядка 10^-6 g₀, где g₀ обозначает земную гравитацию, при этом кинематические ускорения также достигают порядка величины g₀. Конструкция устройства должна соответствовать этим величинам или этой точности.

Для реализации описанного нового способа вместо дорогого авиационного/судового гравиметра (цена некоторых из которых достигает 100000 немецких марок) используется относительно дешевый (ценой порядка 10000 немецких марок) акселерометр с достаточным разрешением, а также интеллектуальная электроника для обработки сигнала и специальный GPS-приемник, который в отличие от обычных геодезических GPS-приемников позволяет определять не только положение (относительное с точностью до мм/см), но также и ориентацию носителя (с точностью до нескольких 0,01^o). Ко всей этой системе необходимо добавить цифровой фильтр, описанный выше.

Взаимодействие компонентов и прохождение сигнала поясняется на фиг. 3, где представлена конфигурация системы.

Позицией 1 обозначен один или несколько высокочувствительных акселерометров. Выходом является ток I, пропорциональный ускорению (в определенном направлении). Исходный акселерометр 1 установлен в круглом отверстии в кубе из литой стали. Снаружи этот куб теплоизолирован. Куб закреплен на плите с уровнем и тремя установочными винтами, которая в свою очередь установлена на вторую плиту, соединенную с носителем (самолетом/судном) посредством демпфирующих элементов. Цель такого монтажа состоит в следующем. Исходный акселерометр в виде цилиндра с тремя фланцами и габаритным размером порядка 3 см за счет установки в куб имеет однозначную ориентацию, и тем самым можно осуществить замер его положения и ориентации относительно, например, антенн спутниковой навигационной системы. Применение литой стали (по возможности аустенитной стали) за счет сочетания таких ее свойств, как теплоемкость, теплопроводность и малые коэффициенты теплового расширения, в комбинации с изоляцией, окружающей этот куб, обеспечивает то, что резкие изменения внешней температуры приводят лишь к малым и медленным изменениям температуры в самом акселерометре, которые измеряются изнутри и используются для коррекции. Благодаря такой конструкции отпадает необходимость в активном термостатическом контроле. Собственная масса стального куба в сочетании с механическими демпфирующими элементами обеспечивает демпфирование высокочастотных вибраций самолета. Установочные винты в сочетании с уровнями позволяют установить акселерометр по отвесной линии.

Изменяющийся ток I преобразуется в изменяющееся напряжение U посредством преобразователя (2) ток-напряжение.

Напряжение U управляет частотой F посредством генератора 3, управляемого напряжением (ГУН). Компоненты 2, 3 подбираются под ток I от акселерометра 1 таким образом, чтобы генерировать частоту порядка 2 МГц при ускорении g₀.

GPS-приемник 4 каждую секунду выдает положение (трехмерное, с точностью до мм), скорость и ориентацию самолета, т.е. крен, угол тангажа и курс в глобальной системе координат. Кроме того, может быть использован ежесекундный импульс. Поскольку встроенные часы GPS-приемника управляются атомными часами на борту GPS-спутника, целесообразнее использовать более точный временной импульс ("1 pps"), а не 110^-6. Вместо приемника в GPS-системе может использоваться приемник с аналогичными расчетными параметрами другой спутниковой навигационной системы, например системы GLONASS. Однако система GPS в настоящее время распространена наиболее широко.

Электронно-счетное устройство (ЭСУ) 5 имеет следующие характеристики. За каждый секундный такт оно подсчитывает примерно 10⁶ колебаний частоты F от ГУН 3. Сигнал "1 pps" от GPS-приемника 4 обеспечивает то, что значения ускорений от акселерометра 1 и GPS-приемника 4 поступают строго одновременно. Более того, высокая точность сигнала "1 pps" по сравнению с 110^-6 за счет точной реализации времени стробирования счетчика обеспечивает абсолютно корректный подсчет количества колебаний. Электронно-счетное устройство 5 служит также для предварительного формирования импульса "1 pps". Два отдельных счетчика в ЭСУ осуществляют подсчет попеременно и без какого-либо запаздывания. Свободный на текущий момент счетчик передает цифровое значение в виде слова длиной 21 бит в регистрирующий персональный компьютер (ПК) 6.

Пример выполнения.

Конфигурация, описанная выше, была реализована на основе следующих приборов и компонентов:

- акселерометр 1 производства фирмы Sundstrand, QA 3000-20,

- преобразователь 2 ток-напряжение в виде стандартного компонента с малым дрейфом и малым температурным эффектом,

- генератор 3, управляемый напряжением, в виде стандартного компонента с малым дрейфом и малой температурной чувствительностью,

- GPS-приемник 4: Ashtech 3DF фирмы Ashtech,

- электронно-счетное устройство 5,

- персональный компьютер (ПК) 6: ноутбук.

В соответствии с данным примером выполнения предполагается использование системы GPS. Аналогичным образом может быть использована также другая пригодная для этой цели спутниковая навигационная система, например в настоящее время система GLONASS.

На фиг. 4 показано графическое представление предварительных результатов испытательного полета на одномоторном винтовом самолете типа Cessna-206 над частью Баварских Альп с использованием вышеописанного оборудования. GPS-антенны были установлены сверху самолета, очень компактное аппаратное оборудование находилось внутри самолета, причем акселерометр был жестко смонтирован в самолете на салазках сиденья. Ежесекундные средние цифровые значения с акселерометра записывались в память ноутбука, а синхронно проводимые GPS-измерения записывались в самом приемнике. Для синхронизации использовались сигналы "1 pps". В соответствии с методикой, обычной при геодезических измерениях с GPS, использовали опорный приемник в аэропорту, поскольку только дифференциальные измерения гарантируют достаточную точность. Обработку данных проводили позднее, т.е. осуществляли обработку в соответствии с вышеприведенной формулой, вычисляли вторую производную по времени для получения инерциальных ускорений, ее вычитали из измерений акселерометра и результат подвергали фильтрации в соответствии с вышеописанной моделью фильтра. Полученный таким образом результат для нормальной составляющей гравитации представлен в верхней части фиг. 4, при этом длина опорного профиля составляла около 38 км, а для обратного полета был выбран параллельный профиль, сдвинутый в плане примерно на 5 км. На этом графике ясно видна фаза стабилизации цифрового фильтра соответственно в начале полета (вверху слева) и после поворота назад (справа). Из графика в нижней части чертежа можно получить значения гравитации, вычисленные на основе топографических данных соответственно вдоль траектории полета. Вертикальный размер графика соответствует приблизительно 80 мГал, что равно 810^-5 м/с². Поскольку рельеф отвечает только за часть изменения гравитационного поля, окончательная оценка погрешности таким образом получена быть не может, однако уже была достигнута точность порядка 10 мГал с одновременным очень высоким разрешением; кроме того, при авиационных измерениях также представляется очень вероятной возможность достичь точности порядка 1 мГал с одновременным пространственным разрешением порядка 1-3 км. При сохранении общей концепции дальнейшие усовершенствования отдельных деталей должны дополнительно повысить точность до 0,5-0,1 мГал.