航天器高精度自主导航技术——基于X射线脉冲星的组合导航系统方案

帅 平（中国空间技术研究院）

□□航天器自主导航是指航天器利用各种测量信息实时确定位置、速度、时间及姿态的方法和技术。完整的自主导航包括4个基本过程：路径规划、当前状态、航迹偏差和偏差修正，因此在实际工程应用中，导航、制导与控制（GNC）系统往往是一体化设计的。航天器自主导航具有极其重要的工程应用价值和战略研究意义，具体体现在两个方面：一方面可以减轻地面测控系统的工作负担，减少测控站的布设数量，减少地面站至卫星的信息注入次数，降低航天器（包括星座）系统建设和长期运行维持的费用；另一方面能减少航天器对地面测控系统的依赖，增强系统的抗干扰、抗摧毁和自主生存能力。然而，从航天器自主导航应具有的自主完备性能、实时操作、不发信号、不依赖于地面站以及长时间运行等基本特征来看，目前航天器尚未实现真正意义上的自主导航，绝大多数航天器仍然依赖地面跟踪测量系统来完成导航任务。

近年来，国内外对X射线脉冲星导航技术的广泛研究，已为航天器自主导航提供了一种新的思路和可行途径，尤其是它可为导航星座提供一种独立的绝对时空基准，解决星座长时间自主运行的问题。本文在简要论述国外航天器自主导航技术发展的基础上，分析论证了GPS在航天器高精度轨道确定中的应用及其自主导航技术，进而提出航天器高精度自主导航系统的方案。数值试验结果表明：应用X射线脉冲星和星间链路测量数据，能够实现导航卫星自主导航。

1 航天器自主导航技术发展概况

美国的航天器自主导航研究计划

20世纪60年代初期，美国空军就启动了第一项卫星自主导航研究计划—283计划。该计划的系统方案是以地球圆盘为测量基准，系统配置包括姿态基准系统、地平扫描仪、星载计算机和时钟系统等，其中姿态基准系统由3个捷联式惯性陀螺仪和1个框架式星体跟踪器组成，利用惯性平台的地平扫描数据进行卫星导航。该系统导航精度主要受到地平扫描仪误差的限制，概算轨道确定精度为2km。另外，空军还研制了标准空间制导系统（SSGS），它以地面固定陆标作为测量基准，采用了地平扫描、已知陆标跟踪和未知陆标跟踪等3种基本测量方案。利用陆标跟踪器测定航天器与陆标之间的方向矢量，并结合姿态基准系统，来确定航天器轨道和姿态参数，概算导航精度为0.2～2km。

1973年，空军启动了空间六分仪自主导航和姿态基准系统（SS/ANARS）研制计划。该系统实际上是由安装在同一个三自由度转动平台上的2台光学望远镜构成的，其中1台望远镜用于跟踪月球明亮的边缘，另1台望远镜用于跟踪1颗已知的恒星，由2条视线之间的夹角构成基本观测量来计算导航参数。其定轨精度约为224m，姿态测量精度约为0.6″。

1979年，空军开始研究一种低成本、捷联式、模块化的姿态基准导航系统—多任务姿态确定和自主导航系统（MADAN）。其研究目标是提供连续实时的惯性姿态和轨道信息，具有全自主和长寿命等特征。通过更换部分软硬件模块，该系统适用于从低轨道至5倍地球同步轨道高度的三轴稳定航天器导航。它的测量系统由3台CCD星敏感器和地球敏感器组成，其中星敏感器的有效视场为0.6°×0.6°，随机误差为2″，系统定轨精度约为0.9km（低轨道）和9km（高轨道）。

1989年，美国Microcosm公司研制了一种利用星载专用自主导航敏感器对地球、月球和太阳进行测量，实时确定航天器轨道和姿态的系统—麦氏自主导航系统（MANS）。这是一种完全意义上的地球轨道航天器自主导航系统。它用双圆锥扫描地平仪，增加了1对扇形扫描式日、月敏感器，通过测量地球的红外辐射圆盘的角半径，以及地心和日、月的方向矢量来确定航天器的轨道和姿态参数，概算轨道确定精度可达到500m。该系统的主要特征在于：利用1台导航敏感器的测量值即可完成轨道和姿态确定任务；适用于中低地球轨道航天器；导航敏感器由圆锥扫描式红外地球敏感器改进而成，具有体积小、质量轻、功耗低和投资少的优点；采用了轨道力学模型、敏感器设计加工标定、地球环境模型、信息处理等领域的最新技术成果。1994年3月，美国发射了“空间试验平台”（STEP）卫星，对航天器自主运行生存技术（TAOS）进行空间飞行试验，其中MANS就是自主运行生存技术试验的主要内容。但是，由于星载计算机故障，MANS的空间测量数据只能下传到地面进行分析处理。此外，美国还开展了利用地磁场测量信息的航天器自主导航技术研究，定轨精度约为4km。

然而，上述研究成果仅是停留在实验室研究和试验验证阶段，尚未大规模投入工程应用。进入20世纪90年代，随着GPS系统的建成，并在低轨航天器自主导航和精密定轨中得到广泛应用，传统的自主导航技术无论在导航精度上，还是在自主性能方面均难于达到GPS水平。不过，利用GPS卫星的航天器自主导航技术毕竟不是一种真正意义上的自主导航方式。于是，近年来美国国防部启动了基于X射线源的自主导航定位验证（XNAV）计划，以满足未来航天任务从低轨道、深空至星际空间的持续高精度自主导航应用需求。

欧洲的两种系统

20世纪80年代中期，法国国家空间研究中心、大地测量研究所和地理研究所联合研制了星载多普勒无线电定轨和定位系统（DORIS）。该系统由地面站在2036.25MHz和401.25MHz两个频率上向卫星播发无线电导航信标，其接收机提取双频多普勒频移观测量，进而卫星自主确定轨道参数。为了提高多普勒频移测量精度，一般不直接测量某一历元的多普勒频移，而是测量在一定时间间隔内的多普勒频移累计数（即多普勒计数），利用多个时间间隔的多普勒计数，构造测量方程，并结合系统状态方程，滤波估计卫星轨道参数。该系统由均匀分布在全球范围的50余个地面站、1个多普勒无线电定轨和定位系统控制中心及其星载接收机组成，已应用于斯波特-2（SPOT-2）、4、5，贾森-1（Jason-1）、2，“海洋地形试验卫星”（TOPEX）、“环境卫星”（Envisat）等卫星的轨道确定。在TOPEX卫星上使用DORIS进行轨道确定，其径向轨道误差在±3cm范围内，可见利用DORIS的卫星自主定轨精度已达到相当高的水平。

此外，欧洲航天局（ESA）研制了一种精密测定距离及其变化率设备，简称PRARE系统。该系统是一种通过地面站转发信号的卫星定轨系统，由星载微波收发机、地面微波转发站、地面主控站和地面标校站组成。其基本工作原理是：星载微波发射机分别以8489MHz和2248MHz频率对地发送已调制伪随机噪声测距码和数据码的下行信号，地面站以7225.295MHz频率转发已调制伪随机噪声测距码和数据码的上行信号；星载接收机通过延时锁定环路（DLL）估计测距码延时量，通过相位锁定环路（PLL）提取多普勒频移，并解调相关导航数据；卫星利用测量伪距和多普勒频移观测量，以及导航数据信息，自主确定轨道参数。1995年，这一系统首次应用于欧洲遥感卫星-2（ERS-2）的轨道确定。

但是，从航天器自主导航的定义和基本特征来看，上述两种系统都需要与地面站进行信息交换，仍然不属于真正意义上的航天器自主导航系统，只能说是一种航天器精密轨道确定系统。

俄罗斯雷达高度计自主导航系统

早在20世纪70年代中期，苏联就开展了利用雷达高度计的航天器自主导航系统技术研究，并进行了在轨飞行试验。最初的自主导航系统采用框架式星体跟踪器，测量误差较大，轨道确定精度为1.5km。后来采用捷联式CCD星敏感器，轨道确定精度可以达到约200m。其星载测量设备包括雷达高度计、红外地球敏感器、星敏感器，以及捷联式惯性陀螺器件等。该系统的基本特征在于：自主确定卫星轨道和姿态参数；导航精度受地球海平面高度模型、微波波束方向相对于卫星本体的标定误差等因素的影响；导航敏感器较重，功耗高，仅适用于轨道高度小于1000km的航天器。

2 GPS卫星空间应用及其自主导航技术

GPS卫星空间可见性分析及其在低轨航天器中的应用

GPS卫星天线总是向着地球发射信号，对地球表面及近地空间形成圆锥形信号覆盖，卫星至地球质心的连线与卫星至地球表面的切线之间的夹角为13.9°，而卫星至地球质心的连线与卫星载波信号主波束之间的夹角则分别为21.3°和23.4°。只要GPS接收机置于主波束内，就能接收到卫星信号。

研究表明：当轨道高度小于4000 km时，完全能够保证同步跟踪6颗以上卫星，以大于84%的概率同步跟踪10颗以上卫星，平均几何精度因子（GDOP）值均小于2，且在轨道高度为3100km左右，平均可观测卫星数目达到最大值21.5颗；当轨道高度达到12000km时，同步跟踪4颗以上卫星的概率能达到50%，平均几何精度因子值为9.35；在地球静止轨道上，约有3.8%的时段能够同步跟踪4颗以上GPS卫星。

可见，GPS完全能够适用于低轨道卫星自主导航和精密轨道确定，已广泛应用于“双光谱红外探测小卫星”（BIRD）、“海洋地形试验卫星”、“重力测量卫星”（CHAMP）、“陆地卫星”（Landsat）系列、“地球观测卫星”（EOS）系列，以及“全球星”（Globalstar）移动通信卫星星座等，取得了良好的应用效果。目前，利用GPS C/A码的卫星实时轨道确定精度达到10m，授时精度达到30ns，而通过后处理的卫星轨道确定精度可达到厘米量级。

打造GPS-2R导航卫星

GPS应用于高轨道卫星的自主导航

近10余年来，利用GPS卫星信号的高轨道卫星自主导航和精密定轨技术一直是GPS应用领域的研究热点。GPS在高轨道卫星上的应用存在两个方面的困难：一方面由于地球遮挡导航卫星信号，因此不能对轨道全弧段连续覆盖，只能利用负高度角卫星进行导航；另一方面导航卫星至用户航天器的距离较远，信号衰减较大，难于满足信号功率水平和信号捕获门限要求。

普通星载型GPS接收机可以用于测定低轨道卫星轨道，而高轨道卫星与低轨道卫星存在轨道动力学、信号水平以及几何覆盖等方面的较大差异，因此普通GPS接收机及其导航模型算法都不能直接用于高轨道卫星，必须对其进行改进，才能满足实际应用要求。具体改进策略如下：

1）接收机时钟性能稳定。对于高轨道卫星来说，将会有较长时间不能同步跟踪4颗以上GPS卫星信号，因此需要采用具有较高准确度和稳定性的接收机时钟，以利于导航滤波器系统状态递推预报。

2）鲁棒滤波器及时钟模型。当接收机不能同步跟踪到4颗GPS卫星信号时，要求具有良好鲁棒性能的导航滤波器及时钟模型，使接收机能够持续提供有效的导航解。这样，即使GPS卫星信号全部中断，也能递推估计系统状态参量。

3）GPS卫星选择及信号捕获。为了跟踪GPS卫星信号，不能仅采用精度因子（DOP）或观测高度角为准则来选择和分配卫星给接收机通道的标准，而是以接收信号的信噪比（C/N0）估计值作为选择GPS卫星的重要准则。接收机信号捕获算法要求针对特定的任务，并具有良好的鲁棒性能，以适用于各种轨道所经历的恶劣条件。当采用搜索图改变码延迟和多普勒频率搜寻新卫星时，必须考虑高轨道卫星可能经历的多普勒频移的期望范围。一种加速搜索GPS卫星的有效方法是以不同的多普勒频移分配多个相关器通道给同一颗卫星使用。

4）多副接收天线和信号接收通道。在整个高轨道卫星的运行轨道上，由于空间信号的几何分布不断变化，因此需要多副天线安装在不同的方位，以获取最佳的信号覆盖。接收机应具有相关器通道的动态分配功能，这样在卫星机动变轨或在轨运行过程中，随着环境条件的变化，可以充分利用接收机资源。

5）采用高增益天线和弱信号的捕获跟踪技术。当卫星天底指向确定后，可以利用高增益接收天线来改善信号可见性。在一定条件下，通过使接收机跟踪微弱的GPS卫星旁瓣信号，增加可见GPS卫星数量。对于可以预见的高轨道卫星轨道动态变化来说，接收机信号跟踪环路的优化设计能够改善对微弱信号的跟踪。

6）抗干扰和抗辐射能力。根据高轨道卫星轨道周期性变化的特点，要求接收机跟踪环路具有抑制邻近卫星信号干扰的能力。通过优选辐射元件和屏蔽箱，以及安装具有容错功能的软件，增强接收机在高轨恶劣辐照环境条件下的生存能力。

GPS卫星自主导航进展

早在20世纪80年代初期，美国的GPS系统尚处于工程试验阶段时，GPS计划联合办公室（JPO）就提出了GPS-2卫星系列的有效载荷研制要求：既能提供高精度导航定位服务，又具有全球核试验实时监测能力。1984年，美国IBM公司的M. P. Ananda等人在美国导航学会（ION）会议上发表论文，给出了GPS卫星自主导航的理论分析论证结果。同时，JPO委托罗克韦尔（Rockwell）公司卫星系统部分析GPS-2卫星自主导航工程实现的可行性。1985年初，在美国空军提供经费支持下，IBM公司开始开展GPS卫星自主导航算法专题研究。1987年5月，由斯坦福德（Standford）电信公司、Rockwell公司及国际电话电报（ITT）公司等单位合作进行卫星方案设计、自主导航算法仿真、硬件设备研制与系统集成实现，并要求在1年时间内提供关键原理样机测试。1988年7月，Rockwell公司和通用电子（GE）公司分别与美国空军签订了具有自主导航功能的GPS-2R卫星的技术设计合同，并于1990年6月通过技术验收。

1991年，洛马公司赢得了20颗GPS-2R卫星的生产合同。GPS-2R卫星在无地面控制系统支持的情况下，卫星启动星间双向测距与通信链路功能。所谓星间双向链路，实质上是一个射频发射和接收设备采用时分多址（TDMA）方式实现卫星之间双向测距和数据交换，通过星载滤波器处理星间测量数据，自主生成卫星星历和时钟修正参数。在180天时间内，保持用户测距误差（URE）小于6m，导航定位精度不会有明显下降；并且能够监测导航卫星信号的完好性，使其可用性、连续性和可靠性得到增强。GPS卫星自主导航功能可以由地面控制站开启或关闭，当自主导航有效载荷暂停工作时，GPS-2R卫星也具有类似于GPS-2A的功能和工作模式。1997年1月，按合同规定完成第1颗GPS-2R卫星研制、测试和发射任务，但由于固体火箭发动机设备故障，卫星从发射场起飞13s后星箭坠毁。1997年7月23日，成功发射了第2颗GPS-2R卫星。

截至2010年1月，GPS系统拥有31颗在轨卫星，包括11颗GPS-2A、12颗GPS-2R和8颗GPS-2RM卫星。其中，GPS-2R、2RM卫星系列具有自主导航功能。从地面控制中心收集的部分星间测量数据后处理结果分析来看，通过星间双向测量数据的滤波处理，基本上能够满足用户测距误差（URE）小于6m的设计指标要求，卫星自主导航性能得到初步验证。

通常，把导航星座卫星在长时间得不到地面测控系统支持的情况下，通过星间双向测距、数据交换以及星载处理器滤波处理，不断修正地面站注入的卫星长期预报星历及时钟参数，并自主生成导航电文，满足用户高精度导航定位应用需求的实现过程，称为基于星间链路的导航卫星自主导航。然而，基于星间链路信息的导航星座自主导航，由于缺乏外部时空基准信息，不能消除或抑制星座整体旋转误差、地球自转的非均匀性误差和极移残差随时间累积，致使星座难于长时间自主运行。因而，在GPS-2F卫星设计中，其自主导航指标要求更改为：具有60天自主导航能力，用户测距误差值小于2m。此外，正考虑采用一种导航星座“抛锚”技术，解决GPS自主导航星座整体旋转问题。可通过地面站定期向星座卫星发射测距信号和调制数据信息，卫星自主进行信息处理，来抑制星座不可观测性误差随时间累积。但是，这种通过建立星地链路的解决方式，又违背了导航卫星长时间自主运行的原则。

GPS-2RM在轨飞行示意图

3 基于X射线脉冲星的组合导航系统方案和数值试验

航天器高精度自主导航的系统方案

如果航天器要进行长时间、高精度自主导航，就要求轨道确定精度优于100m，时间同步精度优于10ns。导航卫星自主导航以及深空探测与星际飞行航天器中途轨道机动、行星轨道飞行及表面着陆都需要高精度的导航参数支持。目前，采用传统的自主导航技术或其组合导航模式，难于满足航天器高精度自主导航的需求。基于X射线脉冲星的组合导航是实现真正意义上的航天器高精度自主导航有效模式。航天器高精度自主导航技术主要涉及4个方面的内容：高精度的基本观测量；精密的轨道力学模型；宇航级的星载计算机；容错的自主导航算法。其中，基本观测量来源于捷联惯性导航系统（SINS）的三轴姿态和位置推算、姿态敏感器系统的方向矢量，以及X射线脉冲星的脉冲星到达时间（TOA）和方向矢量等，对于导航星座来说，还可以通过星间链路测量星间双向伪距。在航天器高精度自主导航系统配置的基本方案和流程，即从测量设备、基本观测量提取和联邦组合导航滤波器，到制导与控制系统、执行机构和航天器平台，构成一个闭环回路系统。

高精度确定航天器轨道是高精度导航的前提条件，即需要实时确定航天器的6个轨道根数。航天器总是在中心引力和各种摄动力作用下处于惯性飞行状态，从理论上讲，只要在1圈轨道上按时序测量得到6个基本观测量就可以完成轨道确定任务。因而，采用精密动力学模型的轨道确定方法，就没有必要实时同步探测4颗以上的脉冲星信号，甚至只需要保持1颗脉冲星的基本观测量，就可以进行轨道确定。这就是航天器轨道确定不同于地面普通用户利用几何方法进行导航定位的根本所在。

组合X射线脉冲星和星间链路的导航卫星自主导航数值试验

导航卫星属于中高轨道卫星，其轨道摄动主要考虑地球非中心引力、太阳辐射压和日月引力等三类因素，因此导航卫星轨道力学模型稳定，并能提供精密星历，尤其有利于开展航天器高精度自主导航试验。X射线脉冲星属于微弱信号，提取高信噪比的脉冲轮廓需要较长的信号积分时间。如果增加脉冲星信号积分时间，那么可以获得高C/N0的脉冲轮廓，进而提高到达时间的测量精度。利用X射线脉冲星和星间链路测量数据组合为导航卫星进行自主导航，可以抑制星座整体旋转误差积累，延长脉冲星信号积分时间，达到优势互补的效果。

在数值分析试验中，假设星间双星测距精度为2m；脉冲星角位置精度为0.0001″；X射线脉冲星计时模型、到达时间转换模型及到达时间测量精度均为0.1us；脉冲星信号积分时间10h。利用X射线脉冲星和星间链路测量数据组合，能够高精度确定导航卫星轨道和时间参数，在200天时间内星座平均基准时间漂移小于3ns，说明X射线脉冲星为导航卫星提供绝对时空基准，抑制星座整体旋转误差累积和时间基准漂移。组合导航的卫星三维轨道确定和时间同步精度分别达到5.38m、0.68ns，其综合效果均有优于单独使用星间链路或X射线脉冲星的导航方式。

4 结束语

传统的导航技术及其组合模式均难于实现航天器长时间、高精度自主导航。组合SINS、姿态敏感器系统、X射线脉冲探测器和星间链路测量数据，并采用动力学模型的轨道确定方法，是实现航天器长时间自主导航和精密控制的一种有效途径。如果利用X射线脉冲星及其组合实现导航卫星长时间自主运行，那么地面和低轨航天器导航就可以直接利用导航卫星，而导航卫星、深空探测及星际飞行航天器可以用X射线脉冲导航，从而满足地面、近地空间、深空及星际飞行任务全程高精度无缝导航应用需求。然而，从近半个世纪以来航天器自主导航技术发展历程来看，高精度自主导航尚有诸多关键技术问题需要解决，包括复杂的星载导航设备和信息处理技术等，距离实际工程应用还有较大差距。■