鄭偉，張璐，王奕迪

（國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073）

基于星聯(lián)網(wǎng)的深空自主導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)

鄭偉，張璐，王奕迪

（國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073）

為了降低地面測(cè)控系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)、提高深空探測(cè)器的導(dǎo)航效率，提出了基于星聯(lián)網(wǎng)的航天器自主導(dǎo)航概念，對(duì)星聯(lián)網(wǎng)的應(yīng)用體系進(jìn)行了設(shè)計(jì)。借助脈沖星、星間鏈路等手段實(shí)現(xiàn)星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)中基準(zhǔn)航天器完全自主的高精度導(dǎo)航，用戶航天器通過(guò)與基準(zhǔn)航天器或其他用戶航天器的交互通信與測(cè)量就可以實(shí)現(xiàn)自身狀態(tài)估計(jì)。以地月轉(zhuǎn)移任務(wù)為例，設(shè)計(jì)了星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)在地月空間的具體應(yīng)用方案，分析了地月空間基準(zhǔn)航天器的配置與自主導(dǎo)航方法，闡述了用戶航天器的單層與多層導(dǎo)航策略。對(duì)基于脈沖星與星間鏈路觀測(cè)的基準(zhǔn)航天器自主導(dǎo)航進(jìn)行了仿真，驗(yàn)證了觀測(cè)基準(zhǔn)航天器或者其他用戶航天器時(shí)，地月轉(zhuǎn)移段航天器自主導(dǎo)航的可行性。結(jié)果表明：基準(zhǔn)航天器可以達(dá)到20 m的定位精度，用戶航天器可以達(dá)到優(yōu)于30 m的定位精度?；谛锹?lián)網(wǎng)的航天器自主導(dǎo)航是可行的，發(fā)展星聯(lián)網(wǎng)可以為我國(guó)構(gòu)建天基自主基準(zhǔn)導(dǎo)航系統(tǒng)提供有力支持。

星聯(lián)網(wǎng)；自主導(dǎo)航；脈沖星；地月轉(zhuǎn)移任務(wù)

0 引 言

導(dǎo)航定位是深空探測(cè)任務(wù)中的關(guān)鍵技術(shù)之一。當(dāng)前，航天器的導(dǎo)航信息大多通過(guò)地面測(cè)控系統(tǒng)提供[1]。然而，較大的通信延遲使深空航天器無(wú)法實(shí)時(shí)獲得導(dǎo)航信息[2]；在軌航天器的日益增多也極大增加了地面測(cè)控系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)。為了降低運(yùn)營(yíng)成本，提高航天器的自主性與生存能力，設(shè)計(jì)深空自主導(dǎo)航系統(tǒng)十分必要。

空間技術(shù)水平的提高使在軌運(yùn)行的深空探測(cè)器越來(lái)越多，它們之間形成了一個(gè)龐大的行星際通信網(wǎng)絡(luò)。本文提出了星聯(lián)網(wǎng)的概念，建立了一種基于星聯(lián)網(wǎng)來(lái)實(shí)現(xiàn)深空探測(cè)器自主導(dǎo)航的方法；同時(shí)對(duì)星聯(lián)網(wǎng)的導(dǎo)航應(yīng)用體系進(jìn)行了方案設(shè)計(jì)。針對(duì)地月空間，詳細(xì)說(shuō)明了星聯(lián)網(wǎng)中航天器的應(yīng)用與導(dǎo)航策略，并對(duì)星聯(lián)網(wǎng)支持下的月球探測(cè)任務(wù)進(jìn)行了仿真與驗(yàn)證。

1 星聯(lián)網(wǎng)概念的提出

針對(duì)基于地面測(cè)控站進(jìn)行導(dǎo)航時(shí)存在的通信時(shí)延長(zhǎng)、導(dǎo)航反應(yīng)慢、運(yùn)營(yíng)成本高等問(wèn)題，發(fā)展深空自主導(dǎo)航是航天技術(shù)發(fā)展的必然趨勢(shì)。目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在星間鏈路、天文導(dǎo)航、X射線脈沖星導(dǎo)航等方面進(jìn)行了大量研究，為實(shí)現(xiàn)深空航天器的自主導(dǎo)航提供了可行的思路。

2011年，NASA提出了發(fā)展下一代空間互聯(lián)網(wǎng)絡(luò)體系結(jié)構(gòu)（Inter Planetary Network，IPN），用于進(jìn)行深空探測(cè)的通信數(shù)據(jù)傳輸[3-4]。2015年，NASA提出多航天器定位系統(tǒng)（Multi-Autonomous Positioning System，MAPS）[5-6]，在已有火星勘察軌道飛行器（Mars Reconnaissance Orbiter）與“奧德賽”火星探測(cè)器（Mars Odyssey spacecraft）的基礎(chǔ)上，結(jié)合地基測(cè)控系統(tǒng)，初步形成火星導(dǎo)航網(wǎng)絡(luò)，這個(gè)網(wǎng)絡(luò)將與未來(lái)的商用火星通信軌道飛行器結(jié)合，預(yù)期通過(guò)不斷增長(zhǎng)的通信帶寬以及轉(zhuǎn)播信息，實(shí)現(xiàn)多航天器之間的交互通信與導(dǎo)航信息更新。NASA提出的多航天器定位系統(tǒng)為實(shí)現(xiàn)深空航天器自主導(dǎo)航提供了一個(gè)初始框架，但是多航天器定位系統(tǒng)仍然依賴于地面深空網(wǎng)（Deep Space Network，DSN）的支持，不能實(shí)現(xiàn)完全自主的導(dǎo)航。

在分析深空航天器自主導(dǎo)航方法與NASA相關(guān)方案的基礎(chǔ)上，本文提出了星聯(lián)網(wǎng)的概念。所謂星聯(lián)網(wǎng)，就是由近地和深空航天器構(gòu)成的自組織網(wǎng)絡(luò)，借助于脈沖星、星光等手段提供完全自主的高精度導(dǎo)航基準(zhǔn)，通過(guò)航天器之間的交互通信與測(cè)量實(shí)現(xiàn)網(wǎng)絡(luò)內(nèi)所有航天器的狀態(tài)估計(jì)。隨著在軌航天器的日益增加，最終形成一個(gè)從近地到深空、完備的天基自主導(dǎo)航系統(tǒng)。

2 星聯(lián)網(wǎng)應(yīng)用體系設(shè)計(jì)

星聯(lián)網(wǎng)的核心是使網(wǎng)絡(luò)中的航天器追蹤到彼此，在彼此通信的過(guò)程中接收導(dǎo)航信息，從而實(shí)現(xiàn)狀態(tài)估計(jì)。星聯(lián)網(wǎng)中的航天器可以分為基準(zhǔn)航天器和用戶航天器兩部分。其中基準(zhǔn)航天器通過(guò)觀測(cè)脈沖星等實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航，為整個(gè)網(wǎng)絡(luò)提供導(dǎo)航基準(zhǔn)；用戶航天器上安置與星聯(lián)網(wǎng)兼容的星間測(cè)距設(shè)備，通過(guò)與基準(zhǔn)航天器及其他用戶航天器的相互通信實(shí)現(xiàn)對(duì)自身位置的確定。

與導(dǎo)航星座不同，星聯(lián)網(wǎng)的網(wǎng)絡(luò)構(gòu)型和成員航天器靈活可變，任何配置與網(wǎng)絡(luò)兼容星間鏈路測(cè)量設(shè)備的航天器均可加入網(wǎng)絡(luò)。網(wǎng)絡(luò)中的任一航天器均可為其他航天器提供導(dǎo)航服務(wù)。

圖1給出了由6個(gè)航天器所構(gòu)成網(wǎng)絡(luò)及用戶航天器獲得導(dǎo)航信息方式的示意圖。航天器A、B、C為基準(zhǔn)航天器，它們?yōu)樾锹?lián)網(wǎng)系統(tǒng)提供導(dǎo)航基準(zhǔn)。航天器D、E、F為用戶航天器，它們具有各自獨(dú)立的探測(cè)任務(wù)，同時(shí)在星聯(lián)網(wǎng)中可以接收并播發(fā)相關(guān)的導(dǎo)航信息。用戶航天器可以根據(jù)其觀測(cè)模式的不同再次進(jìn)行劃分，例如，航天器D、E通過(guò)直接與基準(zhǔn)航天器A、B、C通信獲得相應(yīng)的導(dǎo)航信息，這類用戶航天器可以劃分為第一層；F可以認(rèn)為是第二層用戶航天器，它不與基準(zhǔn)航天器進(jìn)行通信，只通過(guò)與其他用戶航天器之間的星間通信獲得相應(yīng)的導(dǎo)航信息，實(shí)現(xiàn)自身位置的確定。

圖1 簡(jiǎn)化的星聯(lián)網(wǎng)示意圖Fig.1 Illustration of the simplified spacecraft networking

隨著深空探測(cè)任務(wù)的增加，新的航天器不斷加入星聯(lián)網(wǎng)，在執(zhí)行自身探測(cè)任務(wù)的同時(shí)，也可以作為星聯(lián)網(wǎng)中的新增導(dǎo)航節(jié)點(diǎn)。因此，星聯(lián)網(wǎng)是可升級(jí)的，完全自主，適用性廣。圖2給出了太陽(yáng)系范圍內(nèi)星聯(lián)網(wǎng)體系概念圖。隨著太陽(yáng)系內(nèi)基準(zhǔn)航天器與用戶航天器的增加，星聯(lián)網(wǎng)可以不斷升級(jí)與擴(kuò)展，最終形成一個(gè)高可靠、高效率、低成本的自主導(dǎo)航系統(tǒng)。

圖2 星聯(lián)網(wǎng)體系概念圖Fig.2 Concept map of the spacecraft networking system

3 星聯(lián)網(wǎng)應(yīng)用方案設(shè)計(jì)

作為距離地球最近的天體，月球是人類深空探測(cè)的起點(diǎn)，也是進(jìn)行下一步深空探測(cè)的前哨站[7]。覆蓋地月空間的星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)，可以使月球探測(cè)器獲得豐富的導(dǎo)航信息源，并滿足實(shí)時(shí)性與低成本的要求。下面將給出地月空間星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)的具體設(shè)計(jì)方案。

3.1 基準(zhǔn)航天器配置方案與導(dǎo)航策略

3.1.1 基準(zhǔn)航天器空間配置

月球探測(cè)任務(wù)具有不同的需求，例如地月轉(zhuǎn)移軌道與月球環(huán)繞軌道的定軌測(cè)軌需求、月球探測(cè)車的通信導(dǎo)航需求。基準(zhǔn)航天器要對(duì)地月空間形成較全面的覆蓋，才能實(shí)現(xiàn)對(duì)不同月球探測(cè)任務(wù)的支持。

位于月球軌道的基準(zhǔn)航天器可以為繞飛、進(jìn)入、下降與著陸段的航天器提供高精度的導(dǎo)航信息。位于地球高軌與地月平動(dòng)點(diǎn)軌道的基準(zhǔn)航天器則可以為地球出發(fā)段與地月轉(zhuǎn)移軌道提供位置服務(wù)。圖3給出了地月空間的基準(zhǔn)航天器配置示意圖。

圖3 基準(zhǔn)航天器配置方案Fig.3 Configuration scheme of the basis spacecraft

3.1.2 基準(zhǔn)航天器導(dǎo)航策略

對(duì)于星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，基準(zhǔn)航天器是整個(gè)自主導(dǎo)航系統(tǒng)的基準(zhǔn)，其自身的定位精度會(huì)直接影響用戶航天器的測(cè)量精度，因此，實(shí)現(xiàn)基準(zhǔn)航天器的高精度自主導(dǎo)航是保證星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)定位準(zhǔn)確性的基礎(chǔ)。

脈沖星的自轉(zhuǎn)周期具有長(zhǎng)期穩(wěn)定性，可以作為宇宙中天然的導(dǎo)航信標(biāo)與時(shí)鐘[8]。與衛(wèi)星導(dǎo)航相比，脈沖星導(dǎo)航不受空間限制與人為干擾；相比于天文導(dǎo)航，脈沖星導(dǎo)航可以同時(shí)進(jìn)行航天器的位置、姿態(tài)與時(shí)間確定。綜合比較各種導(dǎo)航方式，采用脈沖星為星聯(lián)網(wǎng)中的基準(zhǔn)航天器提供導(dǎo)航，是一種有效可靠的方式[9]。

X射線脈沖星導(dǎo)航的基本原理可以描述為：脈沖星輻射的光子被深空探測(cè)器上安裝的X射線探測(cè)器接收，探測(cè)器接收并且記錄光子到達(dá)探測(cè)器的時(shí)間，通過(guò)時(shí)間相位模型，將脈沖到達(dá)航天器的時(shí)間與到達(dá)太陽(yáng)系質(zhì)心SSB的時(shí)間進(jìn)行比較，可以反映航天器相對(duì)于SSB的距離。通過(guò)觀測(cè)不同的脈沖星，就可以建立起航天器在三維空間下的幾何約束，從而解算出航天器的位置[10]。

脈沖到達(dá)航天器時(shí)間與脈沖到達(dá)SSB時(shí)間的轉(zhuǎn)換方程為

其中：等號(hào)右邊的第一項(xiàng)是一階的多普勒延遲；第二項(xiàng)是X射線平行到達(dá)太陽(yáng)系引起的時(shí)間延遲；第三項(xiàng)為夏皮羅延遲效應(yīng)；tSC是脈沖信號(hào)到達(dá)航天器的時(shí)間；n是脈沖星位置矢量；rSC是航天器相對(duì)于SSB的位置矢量；c是光速；D0是脈沖星在基準(zhǔn)傳播時(shí)間T0時(shí)的位置；b是SSB相對(duì)于太陽(yáng)質(zhì)心的位置矢量；μs為太陽(yáng)引力常數(shù)。

對(duì)于兩顆基準(zhǔn)航天器來(lái)說(shuō)，可以采用基于脈沖星差分觀測(cè)的方法來(lái)進(jìn)行基準(zhǔn)航天器的定位。兩顆基準(zhǔn)航天器接收同一脈沖信號(hào)，接收脈沖信號(hào)的時(shí)間差（TDOA）反映了兩顆航天器在脈沖星方向的投影距離，利用兩航天器的相對(duì)位置與脈沖星之間的位置關(guān)系就可以構(gòu)建觀測(cè)量[11-12]。

圖4所示為基于差分觀測(cè)的脈沖星導(dǎo)航原理，航天器A、B是兩顆基準(zhǔn)航天器，它們搭載了脈沖星探測(cè)器接收脈沖星輻射的X射線光子。

圖4 基于差分觀測(cè)的脈沖星導(dǎo)航原理Fig.4 Principle of X-ray pulsar navigation based on TOA difference

由式（1）可知，脈沖到達(dá)航天器的時(shí)間轉(zhuǎn)換到SSB的絕對(duì)測(cè)量模型可以分別表示為

（2）、（3）兩式相減，可得脈沖星到達(dá)兩航天器相對(duì)觀測(cè)模型的一階簡(jiǎn)化表達(dá)式

其中：δtAB為兩顆航天器接收脈沖信號(hào)的時(shí)延。由式（4）看出，在基于相對(duì)觀測(cè)的脈沖星導(dǎo)航中，脈沖星星表誤差、航天器鐘差等因素在差分過(guò)程中大大消除，與基于脈沖星的絕對(duì)定位相比，導(dǎo)航精度大為提高[13]。

3.2 用戶航天器導(dǎo)航策略

基準(zhǔn)航天器實(shí)現(xiàn)自身的狀態(tài)估計(jì)后，可以為用戶航天器提供導(dǎo)航服務(wù)。用戶航天器只要搭載星間鏈路測(cè)量設(shè)備，就可以直接與基準(zhǔn)航天器相互通信，獲得相應(yīng)的導(dǎo)航信息。

圖5為月球探測(cè)任務(wù)的導(dǎo)航方案示意圖，A、B、C為位于地球高軌的基準(zhǔn)航天器，D、E為地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器，F(xiàn)、G為其他用戶航天器，H為月球探測(cè)器。其中，F(xiàn)、G可以認(rèn)為是地月系統(tǒng)星聯(lián)網(wǎng)的第二層航天器，它們通過(guò)與基準(zhǔn)航天器通信實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航后，可以將自己的狀態(tài)播發(fā)給其他的用戶航天器。

圖5 用戶航天器導(dǎo)航方案Fig.5 The navigation scheme of customer spacecraft

在到達(dá)月球的過(guò)程中，月球探測(cè)器H可以根據(jù)所處軌道的不同階段，與不同的基準(zhǔn)航天器進(jìn)行通信。例如，月球探測(cè)器在地球出發(fā)段時(shí)可以與地球高軌的基準(zhǔn)航天器A、B、C通信。在地月轉(zhuǎn)移段時(shí)，可以根據(jù)自身需求，選擇相應(yīng)的航天器通信，既可以與地球高軌的基準(zhǔn)航天器A、B、C通信，也可以與其他的高軌用戶航天器F、G通信，或者與位于地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器D、E通信，通過(guò)星間鏈路觀測(cè)獲得相應(yīng)的導(dǎo)航信息，實(shí)現(xiàn)自身狀態(tài)的估計(jì)。

根據(jù)基于星間鏈路觀測(cè)的原理，以第n層的航天器H觀測(cè)第m層的航天器A為例，相應(yīng)的觀測(cè)方程可以記為

值得一提的是，用戶航天器實(shí)現(xiàn)自身軌道位置確定后，通過(guò)廣播或者指向的方式向?qū)⒆陨淼奈恢貌グl(fā)給其他的航天器后，隨著未來(lái)各種航天任務(wù)的增加，星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)將不斷復(fù)雜與完善[14]。后續(xù)的航天器可以根據(jù)自身的需求進(jìn)行鏈路規(guī)劃，以距離最近、通信時(shí)間最短或觀測(cè)信息最多作為標(biāo)準(zhǔn)，選擇與基準(zhǔn)航天器或者其他用戶航天器通信，獲得最優(yōu)的觀測(cè)量，實(shí)現(xiàn)自身位置的確定。

4 仿真與分析

本節(jié)以地月空間的星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)為例，對(duì)基于脈沖星與星間鏈路觀測(cè)的基準(zhǔn)航天器自主導(dǎo)航進(jìn)行了仿真，并在此基礎(chǔ)上，對(duì)基于星間鏈路觀測(cè)的用戶航天器自主導(dǎo)航進(jìn)行仿真。

4.1 基準(zhǔn)航天器仿真算例

基準(zhǔn)航天器觀測(cè)的3顆脈沖星為PSR B1937+21、PSR B1821-24和PSR B0531+21，導(dǎo)航初始誤差均為（1 km，1 km，1 km）和（1 m/s，1 m/s，1 m/s），導(dǎo)航步長(zhǎng)為30 min。

位于地球高軌的3顆基準(zhǔn)航天器A、B、C的軌道根數(shù)如表1所示；位于地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道的基準(zhǔn)航天器在地月質(zhì)心旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的初始狀態(tài)為（1.177 5，0，0.056 067 436 341 83，0，–0.171 810 725 634 8，0）。

表1 地球高軌基準(zhǔn)航天器A、B、C的軌道根數(shù)Table 1 Orbit elements of the HEO primary navigation reference spacecraft ABC

對(duì)于基準(zhǔn)航天器來(lái)說(shuō)，地球高軌的基準(zhǔn)航天器A與L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器定位結(jié)果（3σ）分別如圖6和圖7所示。

圖6 地球高軌基準(zhǔn)航天器A位置估計(jì)誤差Fig.6 Position estimation error of the HEO basis spacecraft A

圖7 地月平動(dòng)點(diǎn)基準(zhǔn)航天器位置估計(jì)誤差Fig.7 Position estimation error of the basis spacecraft in earth-moon L2 libration point

仿真表明，在脈沖星差分觀測(cè)與星間鏈路觀測(cè)時(shí)，地球高軌與平動(dòng)點(diǎn)軌道下的基準(zhǔn)航天器可以達(dá)到20 m的定位精度。

4.2 用戶航天器仿真算例

基準(zhǔn)航天器在實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航以后，用戶航天器通過(guò)與基準(zhǔn)航天器進(jìn)行通信，獲得相應(yīng)的星間鏈路觀測(cè)信息。位于地球高軌的兩顆用戶航天器F、G的軌道根數(shù)如表2所示，在此首先給出高軌用戶航天器F觀測(cè)高軌基準(zhǔn)航天器A、B、C時(shí)的定位結(jié)果（3σ），如圖8所示。

表2 地球高軌用戶航天器F、G的軌道根數(shù)Table 2 Orbit elements of the HEO customer spacecrafts F and G

圖8 第一層用戶航天器F的位置估計(jì)誤差Fig.8 Position estimation error of customer spacecraft F in the first layer

用戶航天器F通過(guò)直接與基準(zhǔn)航天器A、B、C通信實(shí)現(xiàn)狀態(tài)確定后，可以作為地月系統(tǒng)的第一層用戶航天器，月球探測(cè)器H可以通過(guò)觀測(cè)第一層用戶航天器F的導(dǎo)航信息進(jìn)行相應(yīng)的狀態(tài)估計(jì)。

位于地月轉(zhuǎn)移段的月球探測(cè)器在J2000.0地心慣性坐標(biāo)系下的軌道根數(shù)為

a=180 439.826 734 619 km，e=0.002 686 217 427，

i=–114 293 944.958 791°，Ω=–0.000 157 042 228°，

ω=–339.752 165 987 78°，f=15.377 008 147 734°。

月球探測(cè)器H在地月轉(zhuǎn)移段初期，觀測(cè)基準(zhǔn)航天器A、B與用戶航天器F獲取相應(yīng)的導(dǎo)航信息，在運(yùn)行一段時(shí)間后，觀測(cè)地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器D、E獲取導(dǎo)航信息。H的導(dǎo)航初始誤差均為（10 km， 10 km，10 km）和（10 m/s，10 m/s，10 m/s），導(dǎo)航步長(zhǎng)30 min，星間鏈路的測(cè)量誤差根據(jù)傳感器測(cè)量精度給定[15]，取1 m，在觀測(cè)高軌航天器A、B、F時(shí)，H的定位結(jié)果（3σ）如圖9所示；觀測(cè)地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器D、E時(shí)，H的定位結(jié)果如圖10所示。

圖9 用戶航天器觀測(cè)地球高軌基準(zhǔn)航天器A、B與用戶航天器F時(shí)位置估計(jì)誤差Fig.9 Position estimation error of the customer spacecraft F when observing basis spacecraft A, B and customer spacecraft F

圖10 用戶航天器觀測(cè)Halo軌道的基準(zhǔn)航天器D、E時(shí)位置估計(jì)誤差Fig.10 Position estimation error of the customer spacecraft G when observing Halo orbit basis spacecraft D、E

仿真表明，不論觀測(cè)基準(zhǔn)航天器，還是觀測(cè)上一層用戶航天器，都可以使月球探測(cè)器在軌道轉(zhuǎn)移階段達(dá)到優(yōu)于30 m的定位精度，基于星聯(lián)網(wǎng)的航天器自主導(dǎo)航方案是可行的。

5 總結(jié)與展望

本文提出了星聯(lián)網(wǎng)的概念，對(duì)星聯(lián)網(wǎng)的應(yīng)用體系與方案進(jìn)行了相應(yīng)的研究。通過(guò)對(duì)星聯(lián)網(wǎng)支持下月球探測(cè)任務(wù)的仿真，驗(yàn)證了基于星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)航天器自主導(dǎo)航的可行性。結(jié)果表明，星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)中的基準(zhǔn)航天器，可以擺脫對(duì)地面站的依賴，實(shí)現(xiàn)高精度自主導(dǎo)航。星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)中的用戶航天器，通過(guò)星間鏈路觀測(cè)基準(zhǔn)航天器或其他用戶航天器獲得相應(yīng)的導(dǎo)航信息，可以實(shí)現(xiàn)自身的狀態(tài)估計(jì)。

為了進(jìn)一步完善星聯(lián)網(wǎng)系統(tǒng)的理論體系，提高系統(tǒng)的導(dǎo)航性能，在現(xiàn)有的基礎(chǔ)上，可以從星聯(lián)網(wǎng)的導(dǎo)航誤差傳播規(guī)律、航天器導(dǎo)航策略優(yōu)化、地面仿真驗(yàn)證等方面進(jìn)行深入研究。星聯(lián)網(wǎng)體系的發(fā)展與完備，可以為我國(guó)構(gòu)建天基自主基準(zhǔn)導(dǎo)航系統(tǒng)提供支持，為增強(qiáng)我國(guó)深空航天器的生存能力提供有力支撐。

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鄭偉（1972– ），男，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：飛行動(dòng)力學(xué)與控制、深空探測(cè)、航天器自主導(dǎo)航。

通信地址：湖南省長(zhǎng)沙市國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院（410073）

電話：（0731）84573139

E-mail：zw_nudt@189.cn

Design of Deep Space Autonomous Navigation System Based on Spacecraft Networking

ZHENG Wei，ZHANG Lu，WANG Yidi
（School of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China）

In order to reduce the heavy burden on the ground-based network，as well as increasing navigation efficiency for deep space explorers，a method of autonomous navigation based on Spacecraft Networking is proposed in this article.The network comprises two types of spacecraft，namely，basis spacecraft and customer spacecraft.The basis spacecraft implement autonomous navigation by observing X-ray pulsar，inter-ranging，etc.The basis spacecraft provides the standard basis for the whole network，and a customer spacecraft determines its position by communicating with the basis spacecraft or with the other customer spacecraft.The specific scheme of Spacecraft Networking is illustrated by an example of Earth to Moon transfer mission.The configuration scheme and the navigation method of the basis spacecraft are analyzed in this paper，and the navigation method for single and multitiered customer spacecraft is presented in this paper.Simulations demonstrate that by measuring X-ray pulsar and inter-ranging links，the basis spacecraft can reach the accuracy of 20 m.When observing the basis spacecraft，the customer spacecraft in Earth to Moon transfer orbit can reach the accuracy of better than 30 m.Autonomous navigation based on Spacecraft Networking is feasible and can significantly benefit China’s Space-based navigation system.

spacecraft networking；autonomous navigation；pulsar；Earth to Moon transfer mission

V249

：A

：2095-7777（2017）01-0031-07

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.01.005

鄭偉，張璐，王奕迪.基于星聯(lián)網(wǎng)的深空自主導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)[J].深空探測(cè)學(xué)報(bào)，2017，4（1）：31-37.

Reference format：Zheng W，Zhang L，Wang Y D.Design of deep space autonomous navigation system based on spacecraft networking [J].Journal of Deep Space Exploration，2017，4（1）：31-37.

[責(zé)任編輯：高莎，英文審校：任樹(shù)芳]

2016-11-01

2017-01-07