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。

1 航天器自主導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展概況

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。

2 GPS衛(wèi)星空間應(yīng)用及其自主導(dǎo)航技術(shù)

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

3 基于X射線脈沖星的組合導(dǎo)航系統(tǒng)方案和數(shù)值試驗

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。

4 結(jié)束語

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>