帥 平(中國空間技術(shù)研究院)
□□航天器自主導(dǎo)航是指航天器利用各種測量信息實時確定位置、速度、時間及姿態(tài)的方法和技術(shù)。完整的自主導(dǎo)航包括4個基本過程:路徑規(guī)劃、當前狀態(tài)、航跡偏差和偏差修正,因此在實際工程應(yīng)用中,導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制(GNC)系統(tǒng)往往是一體化設(shè)計的。航天器自主導(dǎo)航具有極其重要的工程應(yīng)用價值和戰(zhàn)略研究意義,具體體現(xiàn)在兩個方面:一方面可以減輕地面測控系統(tǒng)的工作負擔,減少測控站的布設(shè)數(shù)量,減少地面站至衛(wèi)星的信息注入次數(shù),降低航天器(包括星座)系統(tǒng)建設(shè)和長期運行維持的費用;另一方面能減少航天器對地面測控系統(tǒng)的依賴,增強系統(tǒng)的抗干擾、抗摧毀和自主生存能力。然而,從航天器自主導(dǎo)航應(yīng)具有的自主完備性能、實時操作、不發(fā)信號、不依賴于地面站以及長時間運行等基本特征來看,目前航天器尚未實現(xiàn)真正意義上的自主導(dǎo)航,絕大多數(shù)航天器仍然依賴地面跟蹤測量系統(tǒng)來完成導(dǎo)航任務(wù)。
近年來,國內(nèi)外對X射線脈沖星導(dǎo)航技術(shù)的廣泛研究,已為航天器自主導(dǎo)航提供了一種新的思路和可行途徑,尤其是它可為導(dǎo)航星座提供一種獨立的絕對時空基準,解決星座長時間自主運行的問題。本文在簡要論述國外航天器自主導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展的基礎(chǔ)上,分析論證了GPS在航天器高精度軌道確定中的應(yīng)用及其自主導(dǎo)航技術(shù),進而提出航天器高精度自主導(dǎo)航系統(tǒng)的方案。數(shù)值試驗結(jié)果表明:應(yīng)用X射線脈沖星和星間鏈路測量數(shù)據(jù),能夠?qū)崿F(xiàn)導(dǎo)航衛(wèi)星自主導(dǎo)航。
美國的航天器自主導(dǎo)航研究計劃
20世紀60年代初期,美國空軍就啟動了第一項衛(wèi)星自主導(dǎo)航研究計劃—283計劃。該計劃的系統(tǒng)方案是以地球圓盤為測量基準,系統(tǒng)配置包括姿態(tài)基準系統(tǒng)、地平掃描儀、星載計算機和時鐘系統(tǒng)等,其中姿態(tài)基準系統(tǒng)由3個捷聯(lián)式慣性陀螺儀和1個框架式星體跟蹤器組成,利用慣性平臺的地平掃描數(shù)據(jù)進行衛(wèi)星導(dǎo)航。該系統(tǒng)導(dǎo)航精度主要受到地平掃描儀誤差的限制,概算軌道確定精度為2km。另外,空軍還研制了標準空間制導(dǎo)系統(tǒng)(SSGS),它以地面固定陸標作為測量基準,采用了地平掃描、已知陸標跟蹤和未知陸標跟蹤等3種基本測量方案。利用陸標跟蹤器測定航天器與陸標之間的方向矢量,并結(jié)合姿態(tài)基準系統(tǒng),來確定航天器軌道和姿態(tài)參數(shù),概算導(dǎo)航精度為0.2~2km。
1973年,空軍啟動了空間六分儀自主導(dǎo)航和姿態(tài)基準系統(tǒng)(SS/ANARS)研制計劃。該系統(tǒng)實際上是由安裝在同一個三自由度轉(zhuǎn)動平臺上的2臺光學(xué)望遠鏡構(gòu)成的,其中1臺望遠鏡用于跟蹤月球明亮的邊緣,另1臺望遠鏡用于跟蹤1顆已知的恒星,由2條視線之間的夾角構(gòu)成基本觀測量來計算導(dǎo)航參數(shù)。其定軌精度約為224m,姿態(tài)測量精度約為0.6″。
1979年,空軍開始研究一種低成本、捷聯(lián)式、模塊化的姿態(tài)基準導(dǎo)航系統(tǒng)—多任務(wù)姿態(tài)確定和自主導(dǎo)航系統(tǒng)(MADAN)。其研究目標是提供連續(xù)實時的慣性姿態(tài)和軌道信息,具有全自主和長壽命等特征。通過更換部分軟硬件模塊,該系統(tǒng)適用于從低軌道至5倍地球同步軌道高度的三軸穩(wěn)定航天器導(dǎo)航。它的測量系統(tǒng)由3臺CCD星敏感器和地球敏感器組成,其中星敏感器的有效視場為0.6°×0.6°,隨機誤差為2″,系統(tǒng)定軌精度約為0.9km(低軌道)和9km(高軌道)。
1989年,美國Microcosm公司研制了一種利用星載專用自主導(dǎo)航敏感器對地球、月球和太陽進行測量,實時確定航天器軌道和姿態(tài)的系統(tǒng)—麥氏自主導(dǎo)航系統(tǒng)(MANS)。這是一種完全意義上的地球軌道航天器自主導(dǎo)航系統(tǒng)。它用雙圓錐掃描地平儀,增加了1對扇形掃描式日、月敏感器,通過測量地球的紅外輻射圓盤的角半徑,以及地心和日、月的方向矢量來確定航天器的軌道和姿態(tài)參數(shù),概算軌道確定精度可達到500m。該系統(tǒng)的主要特征在于:利用1臺導(dǎo)航敏感器的測量值即可完成軌道和姿態(tài)確定任務(wù);適用于中低地球軌道航天器;導(dǎo)航敏感器由圓錐掃描式紅外地球敏感器改進而成,具有體積小、質(zhì)量輕、功耗低和投資少的優(yōu)點;采用了軌道力學(xué)模型、敏感器設(shè)計加工標定、地球環(huán)境模型、信息處理等領(lǐng)域的最新技術(shù)成果。1994年3月,美國發(fā)射了“空間試驗平臺”(STEP)衛(wèi)星,對航天器自主運行生存技術(shù)(TAOS)進行空間飛行試驗,其中MANS就是自主運行生存技術(shù)試驗的主要內(nèi)容。但是,由于星載計算機故障,MANS的空間測量數(shù)據(jù)只能下傳到地面進行分析處理。此外,美國還開展了利用地磁場測量信息的航天器自主導(dǎo)航技術(shù)研究,定軌精度約為4km。
然而,上述研究成果僅是停留在實驗室研究和試驗驗證階段,尚未大規(guī)模投入工程應(yīng)用。進入20世紀90年代,隨著GPS系統(tǒng)的建成,并在低軌航天器自主導(dǎo)航和精密定軌中得到廣泛應(yīng)用,傳統(tǒng)的自主導(dǎo)航技術(shù)無論在導(dǎo)航精度上,還是在自主性能方面均難于達到GPS水平。不過,利用GPS衛(wèi)星的航天器自主導(dǎo)航技術(shù)畢竟不是一種真正意義上的自主導(dǎo)航方式。于是,近年來美國國防部啟動了基于X射線源的自主導(dǎo)航定位驗證(XNAV)計劃,以滿足未來航天任務(wù)從低軌道、深空至星際空間的持續(xù)高精度自主導(dǎo)航應(yīng)用需求。
歐洲的兩種系統(tǒng)
20世紀80年代中期,法國國家空間研究中心、大地測量研究所和地理研究所聯(lián)合研制了星載多普勒無線電定軌和定位系統(tǒng)(DORIS)。該系統(tǒng)由地面站在2036.25MHz和401.25MHz兩個頻率上向衛(wèi)星播發(fā)無線電導(dǎo)航信標,其接收機提取雙頻多普勒頻移觀測量,進而衛(wèi)星自主確定軌道參數(shù)。為了提高多普勒頻移測量精度,一般不直接測量某一歷元的多普勒頻移,而是測量在一定時間間隔內(nèi)的多普勒頻移累計數(shù)(即多普勒計數(shù)),利用多個時間間隔的多普勒計數(shù),構(gòu)造測量方程,并結(jié)合系統(tǒng)狀態(tài)方程,濾波估計衛(wèi)星軌道參數(shù)。該系統(tǒng)由均勻分布在全球范圍的50余個地面站、1個多普勒無線電定軌和定位系統(tǒng)控制中心及其星載接收機組成,已應(yīng)用于斯波特-2(SPOT-2)、4、5,賈森-1(Jason-1)、2,“海洋地形試驗衛(wèi)星”(TOPEX)、“環(huán)境衛(wèi)星”(Envisat)等衛(wèi)星的軌道確定。在TOPEX衛(wèi)星上使用DORIS進行軌道確定,其徑向軌道誤差在±3cm范圍內(nèi),可見利用DORIS的衛(wèi)星自主定軌精度已達到相當高的水平。
此外,歐洲航天局(ESA)研制了一種精密測定距離及其變化率設(shè)備,簡稱PRARE系統(tǒng)。該系統(tǒng)是一種通過地面站轉(zhuǎn)發(fā)信號的衛(wèi)星定軌系統(tǒng),由星載微波收發(fā)機、地面微波轉(zhuǎn)發(fā)站、地面主控站和地面標校站組成。其基本工作原理是:星載微波發(fā)射機分別以8489MHz和2248MHz頻率對地發(fā)送已調(diào)制偽隨機噪聲測距碼和數(shù)據(jù)碼的下行信號,地面站以7225.295MHz頻率轉(zhuǎn)發(fā)已調(diào)制偽隨機噪聲測距碼和數(shù)據(jù)碼的上行信號;星載接收機通過延時鎖定環(huán)路(DLL)估計測距碼延時量,通過相位鎖定環(huán)路(PLL)提取多普勒頻移,并解調(diào)相關(guān)導(dǎo)航數(shù)據(jù);衛(wèi)星利用測量偽距和多普勒頻移觀測量,以及導(dǎo)航數(shù)據(jù)信息,自主確定軌道參數(shù)。1995年,這一系統(tǒng)首次應(yīng)用于歐洲遙感衛(wèi)星-2(ERS-2)的軌道確定。
但是,從航天器自主導(dǎo)航的定義和基本特征來看,上述兩種系統(tǒng)都需要與地面站進行信息交換,仍然不屬于真正意義上的航天器自主導(dǎo)航系統(tǒng),只能說是一種航天器精密軌道確定系統(tǒng)。
俄羅斯雷達高度計自主導(dǎo)航系統(tǒng)
早在20世紀70年代中期,蘇聯(lián)就開展了利用雷達高度計的航天器自主導(dǎo)航系統(tǒng)技術(shù)研究,并進行了在軌飛行試驗。最初的自主導(dǎo)航系統(tǒng)采用框架式星體跟蹤器,測量誤差較大,軌道確定精度為1.5km。后來采用捷聯(lián)式CCD星敏感器,軌道確定精度可以達到約200m。其星載測量設(shè)備包括雷達高度計、紅外地球敏感器、星敏感器,以及捷聯(lián)式慣性陀螺器件等。該系統(tǒng)的基本特征在于:自主確定衛(wèi)星軌道和姿態(tài)參數(shù);導(dǎo)航精度受地球海平面高度模型、微波波束方向相對于衛(wèi)星本體的標定誤差等因素的影響;導(dǎo)航敏感器較重,功耗高,僅適用于軌道高度小于1000km的航天器。
GPS衛(wèi)星空間可見性分析及其在低軌航天器中的應(yīng)用
GPS衛(wèi)星天線總是向著地球發(fā)射信號,對地球表面及近地空間形成圓錐形信號覆蓋,衛(wèi)星至地球質(zhì)心的連線與衛(wèi)星至地球表面的切線之間的夾角為13.9°,而衛(wèi)星至地球質(zhì)心的連線與衛(wèi)星載波信號主波束之間的夾角則分別為21.3°和23.4°。只要GPS接收機置于主波束內(nèi),就能接收到衛(wèi)星信號。
研究表明:當軌道高度小于4000 km時,完全能夠保證同步跟蹤6顆以上衛(wèi)星,以大于84%的概率同步跟蹤10顆以上衛(wèi)星,平均幾何精度因子(GDOP)值均小于2,且在軌道高度為3100km左右,平均可觀測衛(wèi)星數(shù)目達到最大值21.5顆;當軌道高度達到12000km時,同步跟蹤4顆以上衛(wèi)星的概率能達到50%,平均幾何精度因子值為9.35;在地球靜止軌道上,約有3.8%的時段能夠同步跟蹤4顆以上GPS衛(wèi)星。
可見,GPS完全能夠適用于低軌道衛(wèi)星自主導(dǎo)航和精密軌道確定,已廣泛應(yīng)用于“雙光譜紅外探測小衛(wèi)星”(BIRD)、“海洋地形試驗衛(wèi)星”、“重力測量衛(wèi)星”(CHAMP)、“陸地衛(wèi)星”(Landsat)系列、“地球觀測衛(wèi)星”(EOS)系列,以及“全球星”(Globalstar)移動通信衛(wèi)星星座等,取得了良好的應(yīng)用效果。目前,利用GPS C/A碼的衛(wèi)星實時軌道確定精度達到10m,授時精度達到30ns,而通過后處理的衛(wèi)星軌道確定精度可達到厘米量級。
打造GPS-2R導(dǎo)航衛(wèi)星
GPS應(yīng)用于高軌道衛(wèi)星的自主導(dǎo)航
近10余年來,利用GPS衛(wèi)星信號的高軌道衛(wèi)星自主導(dǎo)航和精密定軌技術(shù)一直是GPS應(yīng)用領(lǐng)域的研究熱點。GPS在高軌道衛(wèi)星上的應(yīng)用存在兩個方面的困難:一方面由于地球遮擋導(dǎo)航衛(wèi)星信號,因此不能對軌道全弧段連續(xù)覆蓋,只能利用負高度角衛(wèi)星進行導(dǎo)航;另一方面導(dǎo)航衛(wèi)星至用戶航天器的距離較遠,信號衰減較大,難于滿足信號功率水平和信號捕獲門限要求。
普通星載型GPS接收機可以用于測定低軌道衛(wèi)星軌道,而高軌道衛(wèi)星與低軌道衛(wèi)星存在軌道動力學(xué)、信號水平以及幾何覆蓋等方面的較大差異,因此普通GPS接收機及其導(dǎo)航模型算法都不能直接用于高軌道衛(wèi)星,必須對其進行改進,才能滿足實際應(yīng)用要求。具體改進策略如下:
1)接收機時鐘性能穩(wěn)定。對于高軌道衛(wèi)星來說,將會有較長時間不能同步跟蹤4顆以上GPS衛(wèi)星信號,因此需要采用具有較高準確度和穩(wěn)定性的接收機時鐘,以利于導(dǎo)航濾波器系統(tǒng)狀態(tài)遞推預(yù)報。
2)魯棒濾波器及時鐘模型。當接收機不能同步跟蹤到4顆GPS衛(wèi)星信號時,要求具有良好魯棒性能的導(dǎo)航濾波器及時鐘模型,使接收機能夠持續(xù)提供有效的導(dǎo)航解。這樣,即使GPS衛(wèi)星信號全部中斷,也能遞推估計系統(tǒng)狀態(tài)參量。
3)GPS衛(wèi)星選擇及信號捕獲。為了跟蹤GPS衛(wèi)星信號,不能僅采用精度因子(DOP)或觀測高度角為準則來選擇和分配衛(wèi)星給接收機通道的標準,而是以接收信號的信噪比(C/N0)估計值作為選擇GPS衛(wèi)星的重要準則。接收機信號捕獲算法要求針對特定的任務(wù),并具有良好的魯棒性能,以適用于各種軌道所經(jīng)歷的惡劣條件。當采用搜索圖改變碼延遲和多普勒頻率搜尋新衛(wèi)星時,必須考慮高軌道衛(wèi)星可能經(jīng)歷的多普勒頻移的期望范圍。一種加速搜索GPS衛(wèi)星的有效方法是以不同的多普勒頻移分配多個相關(guān)器通道給同一顆衛(wèi)星使用。
4)多副接收天線和信號接收通道。在整個高軌道衛(wèi)星的運行軌道上,由于空間信號的幾何分布不斷變化,因此需要多副天線安裝在不同的方位,以獲取最佳的信號覆蓋。接收機應(yīng)具有相關(guān)器通道的動態(tài)分配功能,這樣在衛(wèi)星機動變軌或在軌運行過程中,隨著環(huán)境條件的變化,可以充分利用接收機資源。
5)采用高增益天線和弱信號的捕獲跟蹤技術(shù)。當衛(wèi)星天底指向確定后,可以利用高增益接收天線來改善信號可見性。在一定條件下,通過使接收機跟蹤微弱的GPS衛(wèi)星旁瓣信號,增加可見GPS衛(wèi)星數(shù)量。對于可以預(yù)見的高軌道衛(wèi)星軌道動態(tài)變化來說,接收機信號跟蹤環(huán)路的優(yōu)化設(shè)計能夠改善對微弱信號的跟蹤。
6)抗干擾和抗輻射能力。根據(jù)高軌道衛(wèi)星軌道周期性變化的特點,要求接收機跟蹤環(huán)路具有抑制鄰近衛(wèi)星信號干擾的能力。通過優(yōu)選輻射元件和屏蔽箱,以及安裝具有容錯功能的軟件,增強接收機在高軌惡劣輻照環(huán)境條件下的生存能力。
GPS衛(wèi)星自主導(dǎo)航進展
早在20世紀80年代初期,美國的GPS系統(tǒng)尚處于工程試驗階段時,GPS計劃聯(lián)合辦公室(JPO)就提出了GPS-2衛(wèi)星系列的有效載荷研制要求:既能提供高精度導(dǎo)航定位服務(wù),又具有全球核試驗實時監(jiān)測能力。1984年,美國IBM公司的M. P. Ananda等人在美國導(dǎo)航學(xué)會(ION)會議上發(fā)表論文,給出了GPS衛(wèi)星自主導(dǎo)航的理論分析論證結(jié)果。同時,JPO委托羅克韋爾(Rockwell)公司衛(wèi)星系統(tǒng)部分析GPS-2衛(wèi)星自主導(dǎo)航工程實現(xiàn)的可行性。1985年初,在美國空軍提供經(jīng)費支持下,IBM公司開始開展GPS衛(wèi)星自主導(dǎo)航算法專題研究。1987年5月,由斯坦福德(Standford)電信公司、Rockwell公司及國際電話電報(ITT)公司等單位合作進行衛(wèi)星方案設(shè)計、自主導(dǎo)航算法仿真、硬件設(shè)備研制與系統(tǒng)集成實現(xiàn),并要求在1年時間內(nèi)提供關(guān)鍵原理樣機測試。1988年7月,Rockwell公司和通用電子(GE)公司分別與美國空軍簽訂了具有自主導(dǎo)航功能的GPS-2R衛(wèi)星的技術(shù)設(shè)計合同,并于1990年6月通過技術(shù)驗收。
1991年,洛馬公司贏得了20顆GPS-2R衛(wèi)星的生產(chǎn)合同。GPS-2R衛(wèi)星在無地面控制系統(tǒng)支持的情況下,衛(wèi)星啟動星間雙向測距與通信鏈路功能。所謂星間雙向鏈路,實質(zhì)上是一個射頻發(fā)射和接收設(shè)備采用時分多址(TDMA)方式實現(xiàn)衛(wèi)星之間雙向測距和數(shù)據(jù)交換,通過星載濾波器處理星間測量數(shù)據(jù),自主生成衛(wèi)星星歷和時鐘修正參數(shù)。在180天時間內(nèi),保持用戶測距誤差(URE)小于6m,導(dǎo)航定位精度不會有明顯下降;并且能夠監(jiān)測導(dǎo)航衛(wèi)星信號的完好性,使其可用性、連續(xù)性和可靠性得到增強。GPS衛(wèi)星自主導(dǎo)航功能可以由地面控制站開啟或關(guān)閉,當自主導(dǎo)航有效載荷暫停工作時,GPS-2R衛(wèi)星也具有類似于GPS-2A的功能和工作模式。1997年1月,按合同規(guī)定完成第1顆GPS-2R衛(wèi)星研制、測試和發(fā)射任務(wù),但由于固體火箭發(fā)動機設(shè)備故障,衛(wèi)星從發(fā)射場起飛13s后星箭墜毀。1997年7月23日,成功發(fā)射了第2顆GPS-2R衛(wèi)星。
截至2010年1月,GPS系統(tǒng)擁有31顆在軌衛(wèi)星,包括11顆GPS-2A、12顆GPS-2R和8顆GPS-2RM衛(wèi)星。其中,GPS-2R、2RM衛(wèi)星系列具有自主導(dǎo)航功能。從地面控制中心收集的部分星間測量數(shù)據(jù)后處理結(jié)果分析來看,通過星間雙向測量數(shù)據(jù)的濾波處理,基本上能夠滿足用戶測距誤差(URE)小于6m的設(shè)計指標要求,衛(wèi)星自主導(dǎo)航性能得到初步驗證。
通常,把導(dǎo)航星座衛(wèi)星在長時間得不到地面測控系統(tǒng)支持的情況下,通過星間雙向測距、數(shù)據(jù)交換以及星載處理器濾波處理,不斷修正地面站注入的衛(wèi)星長期預(yù)報星歷及時鐘參數(shù),并自主生成導(dǎo)航電文,滿足用戶高精度導(dǎo)航定位應(yīng)用需求的實現(xiàn)過程,稱為基于星間鏈路的導(dǎo)航衛(wèi)星自主導(dǎo)航。然而,基于星間鏈路信息的導(dǎo)航星座自主導(dǎo)航,由于缺乏外部時空基準信息,不能消除或抑制星座整體旋轉(zhuǎn)誤差、地球自轉(zhuǎn)的非均勻性誤差和極移殘差隨時間累積,致使星座難于長時間自主運行。因而,在GPS-2F衛(wèi)星設(shè)計中,其自主導(dǎo)航指標要求更改為:具有60天自主導(dǎo)航能力,用戶測距誤差值小于2m。此外,正考慮采用一種導(dǎo)航星座“拋錨”技術(shù),解決GPS自主導(dǎo)航星座整體旋轉(zhuǎn)問題。可通過地面站定期向星座衛(wèi)星發(fā)射測距信號和調(diào)制數(shù)據(jù)信息,衛(wèi)星自主進行信息處理,來抑制星座不可觀測性誤差隨時間累積。但是,這種通過建立星地鏈路的解決方式,又違背了導(dǎo)航衛(wèi)星長時間自主運行的原則。
GPS-2RM在軌飛行示意圖
航天器高精度自主導(dǎo)航的系統(tǒng)方案
如果航天器要進行長時間、高精度自主導(dǎo)航,就要求軌道確定精度優(yōu)于100m,時間同步精度優(yōu)于10ns。導(dǎo)航衛(wèi)星自主導(dǎo)航以及深空探測與星際飛行航天器中途軌道機動、行星軌道飛行及表面著陸都需要高精度的導(dǎo)航參數(shù)支持。目前,采用傳統(tǒng)的自主導(dǎo)航技術(shù)或其組合導(dǎo)航模式,難于滿足航天器高精度自主導(dǎo)航的需求?;赬射線脈沖星的組合導(dǎo)航是實現(xiàn)真正意義上的航天器高精度自主導(dǎo)航有效模式。航天器高精度自主導(dǎo)航技術(shù)主要涉及4個方面的內(nèi)容:高精度的基本觀測量;精密的軌道力學(xué)模型;宇航級的星載計算機;容錯的自主導(dǎo)航算法。其中,基本觀測量來源于捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(SINS)的三軸姿態(tài)和位置推算、姿態(tài)敏感器系統(tǒng)的方向矢量,以及X射線脈沖星的脈沖星到達時間(TOA)和方向矢量等,對于導(dǎo)航星座來說,還可以通過星間鏈路測量星間雙向偽距。在航天器高精度自主導(dǎo)航系統(tǒng)配置的基本方案和流程,即從測量設(shè)備、基本觀測量提取和聯(lián)邦組合導(dǎo)航濾波器,到制導(dǎo)與控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)和航天器平臺,構(gòu)成一個閉環(huán)回路系統(tǒng)。
高精度確定航天器軌道是高精度導(dǎo)航的前提條件,即需要實時確定航天器的6個軌道根數(shù)。航天器總是在中心引力和各種攝動力作用下處于慣性飛行狀態(tài),從理論上講,只要在1圈軌道上按時序測量得到6個基本觀測量就可以完成軌道確定任務(wù)。因而,采用精密動力學(xué)模型的軌道確定方法,就沒有必要實時同步探測4顆以上的脈沖星信號,甚至只需要保持1顆脈沖星的基本觀測量,就可以進行軌道確定。這就是航天器軌道確定不同于地面普通用戶利用幾何方法進行導(dǎo)航定位的根本所在。
組合X射線脈沖星和星間鏈路的導(dǎo)航衛(wèi)星自主導(dǎo)航數(shù)值試驗
導(dǎo)航衛(wèi)星屬于中高軌道衛(wèi)星,其軌道攝動主要考慮地球非中心引力、太陽輻射壓和日月引力等三類因素,因此導(dǎo)航衛(wèi)星軌道力學(xué)模型穩(wěn)定,并能提供精密星歷,尤其有利于開展航天器高精度自主導(dǎo)航試驗。X射線脈沖星屬于微弱信號,提取高信噪比的脈沖輪廓需要較長的信號積分時間。如果增加脈沖星信號積分時間,那么可以獲得高C/N0的脈沖輪廓,進而提高到達時間的測量精度。利用X射線脈沖星和星間鏈路測量數(shù)據(jù)組合為導(dǎo)航衛(wèi)星進行自主導(dǎo)航,可以抑制星座整體旋轉(zhuǎn)誤差積累,延長脈沖星信號積分時間,達到優(yōu)勢互補的效果。
在數(shù)值分析試驗中,假設(shè)星間雙星測距精度為2m;脈沖星角位置精度為0.0001″;X射線脈沖星計時模型、到達時間轉(zhuǎn)換模型及到達時間測量精度均為0.1us;脈沖星信號積分時間10h。利用X射線脈沖星和星間鏈路測量數(shù)據(jù)組合,能夠高精度確定導(dǎo)航衛(wèi)星軌道和時間參數(shù),在200天時間內(nèi)星座平均基準時間漂移小于3ns,說明X射線脈沖星為導(dǎo)航衛(wèi)星提供絕對時空基準,抑制星座整體旋轉(zhuǎn)誤差累積和時間基準漂移。組合導(dǎo)航的衛(wèi)星三維軌道確定和時間同步精度分別達到5.38m、0.68ns,其綜合效果均有優(yōu)于單獨使用星間鏈路或X射線脈沖星的導(dǎo)航方式。
傳統(tǒng)的導(dǎo)航技術(shù)及其組合模式均難于實現(xiàn)航天器長時間、高精度自主導(dǎo)航。組合SINS、姿態(tài)敏感器系統(tǒng)、X射線脈沖探測器和星間鏈路測量數(shù)據(jù),并采用動力學(xué)模型的軌道確定方法,是實現(xiàn)航天器長時間自主導(dǎo)航和精密控制的一種有效途徑。如果利用X射線脈沖星及其組合實現(xiàn)導(dǎo)航衛(wèi)星長時間自主運行,那么地面和低軌航天器導(dǎo)航就可以直接利用導(dǎo)航衛(wèi)星,而導(dǎo)航衛(wèi)星、深空探測及星際飛行航天器可以用X射線脈沖導(dǎo)航,從而滿足地面、近地空間、深空及星際飛行任務(wù)全程高精度無縫導(dǎo)航應(yīng)用需求。然而,從近半個世紀以來航天器自主導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展歷程來看,高精度自主導(dǎo)航尚有諸多關(guān)鍵技術(shù)問題需要解決,包括復(fù)雜的星載導(dǎo)航設(shè)備和信息處理技術(shù)等,距離實際工程應(yīng)用還有較大差距?!?/p>