深空探測器自主天文導航技術綜述*

房建成,寧曉琳,馬 辛,劉 勁,桂明臻

(1.北京航空航天大學儀器科學與光電工程學院·北京·100191;2.武漢科技大學 信息科學與工程學院·武漢·430081)

0 引 言

深空探測作為人類航天活動的三大領域之一,是國家綜合實力的重要標志,對國家經濟、科技、社會發展具有重要意義。世界各航天大國和機構都已制定了未來的深空探測計劃[1-4],對太陽系八大行星和其他天體開展探測活動。美國于2016年9月發射了OSIRIS-REx號探測器,對101955號小行星進行取樣返回[5];計劃于2020年發射火星探測器,實現火星取樣返回;計劃于2021年發射Lucy號探測器,對5顆木星特洛伊小行星開展探測[6];計劃于2022年發射Psyche號探測器,對16 Psyche號小行星開展探測[5]。ESA(European Space Agency,歐空局)計劃于2018年10月發射BepiColombo號水星探測器,對水星的表面環境、內部結構、磁場、磁層進行研究[7];計劃于2020年發射ExoMars巡視器,對火星進行7個月的表面探測任務[8];計劃于2022年發射JUICE號探測器,對木星及其3顆伽利略衛星開展探測任務[9]。俄羅斯計劃于2022年發射Phobos-Grunt2號探測器,對火衛一進行取樣返回;計劃于2024年發射Mars-Grunt號探測器,對火星進行取樣返回。日本于2014年12月發射了隼鳥2號探測器,并計劃于2020年12月對162173號小行星進行取樣返回[10]。

2007年10月24日,我國成功發射嫦娥一號探月衛星[11]。2010年10月1日發射的嫦娥二號衛星實現了繞月探測、日地拉格朗日L2點探測和對4179號小行星Toutatis探測[2-13]。2013年12月2日,我國發射的嫦娥三號探測器實現了月面軟著陸,其巡視器玉兔號月球車成功實現了月面巡視,并開展了觀天、看地、測月等科學探測[14-15]。2018年5月21日,我國發射了嫦娥四號中繼星鵲橋號,鵲橋號將飛過月球,最終到達地月拉格朗日L2點,為嫦娥四號著陸器和巡視器建立與地球間的通信和數傳通道,實現月球背面的探測活動[16]。

在隨后的探月三期任務中,我國還會實現月面勘察與采樣返回[17-18]。2016年1月11日,中國火星探測任務正式立項,計劃于2020年左右發射1顆火星探測衛星,“十三五”期間還將逐步開展實施火星、金星、小行星等太陽系的探測任務[19-22]。

深空探測器目前主要依靠地面站的無線電測控進行地基定位導航[23-28],對于距離遙遠的深空探測器,存在時延長、信號弱、測角精度低等限制。為了提高深空探測器的自主運行、自主管理和在軌生存能力,各國都在積極發展各種不依賴地面無線電測控的自主導航技術[29-36]。深空探測器利用各種天體如恒星、行星、小行星和X射線脈沖星等的天文導航是一種有效的自主導航手段。

本文介紹了深空探測器自主天文導航的原理和研究現狀,分析了深空探測器自主天文導航所涉及的關鍵技術,最后對深空探測器自主天文導航技術的發展進行了展望。

1 深空探測器自主天文導航原理

根據深空探測器自主天文導航所采用的測量信息種類的不同,目前的方法主要包括:天文測角導航[37-40]、天文測距導航[41-43]和天文測速導航[44-47]。

1.1 天文測角導航

天文測角導航是利用太陽、行星、行星衛星、小行星、彗星等近天體和恒星等遠天體之間的夾角進行自主導航。由于近天體在任意時刻的位置和遠天體的方位可根據星歷表獲得,而從深空探測器上觀測到的近天體之間的夾角、近天體和恒星之間的夾角和近天體視線方向等信息是探測器位置的函數,通過這些觀測量,利用幾何解析的方法或結合軌道動力學濾波,可獲得探測器的位置、速度等導航參數。

本文以星光角距和近天體視角為例,介紹了天文測角導航的原理如下:首先利用1個近天體和3顆或以上恒星之間的星光角距,得到探測器相對于該近天體的方位信息,然后通過該近天體的視角計算得到探測器到該近天體的距離,這2個信息就完全確定了探測器的位置。

通過測量1個近天體和3個遠天體 (恒星)間的夾角(A1,A2,A3),即星光角距,如圖1所示,可確定探測器相對于該近天體的方位角α和β:

利用近天體視角B和近天體的直徑D,可計算得到探測器到該近天體的距離r:

則探測器相對于該近天體的位置矢量為r=[rcosαcosβrsinαcosβrsinβ]T。

圖1 深空天文測角導航原理圖

1.2 天文測速導航

光學多普勒效應是指導航天體在遠離 (或接近)深空探測器的過程中,光的頻率減小 (或增加)的現象。因此光頻率的變化反映了探測器與導航天體之間的相對運動,通過測量光頻率的偏移,就可以得到探測器與導航天體之間的徑向速度。

太陽和恒星可作為天文測速的導航天體。以太陽為導航天體時,測速導航將局限于太陽系。另外,由于太陽矢量方向的精度較低,將影響測速導航精度。以恒星作為導航天體時,測速導航將適用于整個太空,眾多的恒星也給了測速導航源更多選擇。另外,恒星的星歷誤差較小,可得到精度較高的導航天體矢量方向[39,48]。

天文測速導航原理如下:導航天體發出的光譜包含各個譜段譜線,通常提取某一特定譜線,測定其由于光學多普勒效應產生的頻率變化,獲得探測器相對于導航天體的徑向速度,通過觀測3個以上導航天體,可以獲得探測器的速度矢量,積分獲得探測器的位置矢量。

假設探測器正在以相對速度v遠離導航恒星(若探測器正在接近導航恒星,則v的符號為負),探測器上的光譜儀先接收到恒星A的波峰,則下一波峰位于距離探測器處,其中λ為探測的波長,fs為恒星發射的光頻率,c為光速。由于波峰以速度c向探測器運動,而探測器以速度v遠離,則波峰到達探測器的時間為式中,探測器與光速的相對速度。

由于相對論時間膨脹效應,探測器測量到的波峰到達探測器的時間為

則接收頻率與發射頻率的比率為

當v?c時,可得,因此光譜偏移量為 Δf=fr-fs=fsβ。

在實際的深空探測軌道運動中,探測器的速度是三維矢量,如圖2所示,1顆恒星僅能測量確定探測器到相對恒星的徑向速度,需要3顆恒星才可以確定速度矢量vp,即

式中,Δf1、Δf2、Δf3為探測器測量得到的3個頻率偏移,f1、f2、f3為3顆導航恒星的頻率,l1、l2、l3為探測器到3顆導航恒星的單位矢量。

圖2 深空天文測速導航原理圖

1.3 天文測距 (脈沖星)導航

天文測距導航是指測量X射線脈沖星相對探測器的脈沖到達時間,與脈沖星相對太陽系質心的標準脈沖到達時間相比較,可獲得探測器到太陽系質心的距離在X射線脈沖星方向上的投影長度,采用適當的濾波算法,可得到探測器的位置、速度、姿態和時間等導航信息。該方法的優點在于能夠在提供導航信息的同時還提供時間基準,其不足在于目前X射線脈沖星的數目較少,且測量精度無法保證。

脈沖星到達時間是X射線脈沖星導航的量測量,其精度與FOM(Figure Of Merit,品質因子)有關[49-50]。品質因子最高的是蟹狀星云脈沖星(PSR B0531+21),其光子流量比其他X射線脈沖星高幾個數量級。單脈沖星導航系統常選擇PSR B1937+21作為導航星。品質因子較高的脈沖星為 PSR B1937+21、PSR B1821-24、PSR B1957+20。以上4顆脈沖星是常用的導航星。若要提供三維定位和授時等信息,脈沖星導航系統至少需要觀測4顆脈沖星。

基于X射線脈沖星的深空探測器自主位置確定的基本原理如圖3所示。在太陽系質心慣性系中,脈沖到達SSB(Solar System Barycenter,太陽系質心)的時間tSSB和深空探測器上測量到的脈沖到達時間tSC之差Δt與光速c的乘積等于深空探測器相對SSB的位置矢量r在脈沖星視線單位矢量方向n上的投影,即

式中,tSC可由探測器上的脈沖星信號接收裝置測量得到,tSSB可根據脈沖相位模型精確預測得到。

圖3 深空天文測距原理圖

當有3顆脈沖星的測量信息時,就可得

式中,Δt1、Δt2、Δt3分別為第1顆、第2顆、第3顆脈沖星的脈沖到達時間;tSSB1、tSSB2、tSSB3分別為第1顆、第2顆、第3顆脈沖星的脈沖到達太陽系質心的時間;tSC1、tSC2、tSC3分別為探測器上測量到的第1顆、第2顆、第3顆脈沖星的脈沖到達時間,由此可以計算得到深空探測器的三維位置。式(9)的幾何意義如圖4所示。與SSB距離cΔt1、cΔt2、cΔt3,并垂直于脈沖星矢量方 向n1、n2、n3的3個平面兩兩相交,可以得到3條交線,3條交線的交點即為式 (9)的解,即探測器所在的位置。

圖4 深空天文測距定位原理圖

2 深空探測器自主天文導航現狀

2.1 天文測角導航

美國是最先應用深空探測器天文測角導航的國家,如水手號 (Mariner)[51-52]、海盜號 (Viking)[53]、旅行者號 (Voyage)[54-55]等。早期捕獲段的自主導航任務都是將天體敏感器獲取的天文量測信息發送回地面進行處理后,再上傳回深空探測器。從深空一號開始,美國NASA(National Aeronautics and Space Administration,國家航空航天局)開始嘗試在軌驗證完全自主的天文測角導航技術,在火星勘測軌道器、深空撞擊任務中真正實現了基于目標天體及其衛星的自主天文測角導航。同時,ESA也在積極研究自主天文導航技術,并實現了地面驗證[56-58]。

表1總結了天文測角自主導航技術在深空探測器的應用情況。

表1 深空任務中自主導航的應用情況

續表

國內在深空探測自主天文導航方面的研究起步較晚,尚未在深空任務中應用[83]。但隨著我國深空探測計劃的逐步開展,我國深空探測器天文測角自主導航技術也取得了較快的發展。

在天體測量信息的提取方面,北京控制工程研究所針對轉移段深空拖尾圖像,提出了一種交互相關的圖像處理方法[33];中國科學院光電技術研究所提出了一種深空運動目標的檢測方法,可用于轉移段黯淡運動天體目標的提取[84];中國科學院自動化研究所提出了一種針對不規則天體圖像的視線矢量提取方法[85];南京航空航天大學針對寬視場面目標天體圖像提出了一種邊緣擬合圖像處理方法[86]。

在深空探測軌道動力學、軌道設計與控制方面,北京理工大學、哈爾濱工業大學在軌道設計、姿態軌道控制等方面開展了深入的研究[87-88];清華大學對考慮太陽攝動的小行星附近的軌道動力學、小天體附近的軌道動力學以及強不規則天體引力場中的軌道動力學開展了相關研究[35,89-91];國家天文臺和南京大學分別深入研究了月球和深空探測軌道動力學[92-94]。

在天文測角自主導航方法方面,北京航空航天大學提出了轉移段基于小行星觀測的自主導航方法和捕獲段基于火星和火星衛星觀測的自主導航方法[18-19];清華大學也開展了基于火星衛星觀測的火星接近段自主導航方法研究[34,95-96];北京理工大學針對天體表面精確著陸自主導航問題開展了技術攻關和研究[97-99];北京控制工程研究所針對地火轉移段提出了小行星的選取優化原則[100],并提出了針對小行星觀測的批處理最小二乘濾波方法[101];針對火星捕獲段還提出了一種在軌融合光學圖像和無線電測量信息的自主導航方法[102];針對地外天體軟著陸階段,提出了基于陸標圖像和基于慣導/測距/測速的安全軟著陸自主導航方法[103-104]。

在深空探測天文測角導航敏感器方面,北京航空航天大學科研團隊在國內率先開展了自主天文導航的研究工作。在深空探測自主導航敏感器的研制方面[105-106],北京控制工程研究所、上海衛星工程研究所、上海航天控制技術研究所相繼開展了深空探測自主導航敏感器及自主導航試驗系統的研制工作。其中北京控制工程研究所圍繞火星探測地火轉移段任務,對基于光學成像導航的深空探測自主導航方法開展了技術攻關,研制了深空自主導航高精度光學成像敏感器樣機,搭建了深空探測光學成像測量自主導航及仿真驗證系統,實現了地面測試小天體視場方向0.5″的測量精度[107-109];上海衛星工程研究所、上海航天控制技術研究所圍繞我國即將開展的第一次獨立探火任務,開展了寬視場、多譜段敏感器的研制工作。中國科學院光電技術研究所開展了基于天基平臺深空目標觀測敏感器的研制,并以此實現對深空運動目標的檢測、跟蹤與天文定位,可用于轉移段小行星觀測的天文測角自主導航[110];此外還開展了火星敏感器的研制,可用于火星探測器捕獲段基于火星觀測的天文測角自主導航。

2.2 天文測速導航

1960年,Franklin R G.等首先研究了通過觀測天體電磁輻射進行導航的方法,著重研究了多普勒速度量測量[111]。若用探測器觀測太陽發出的光譜頻移獲得的速度信息代替觀測地面站發出的射線頻移獲得的信息,則可與傳統測角導航組合獲得完全自主的導航方法。2000年,Yim J.R.闡明了此方法的可行性,并在僅考慮光譜儀及星敏感器測量誤差的情況下獲得了3～5km的位置精度[112]。2002年,Henderson T.A.研制了基于太陽多普勒頻移測速的探測器軌道確定半物理仿真系統[113]。Kallunki J.、Kosovichev A.G. 和Abramov-Maximov V.E.對太陽振蕩運動進行了分析研究[114-116]。Greetham Gregory M.研制了超高時間分辨率的原子鑒頻儀[117]。

國內也已開展了天文多普勒測速導航的相關研究。上海衛星工程研究所圍繞我國即將開展的火星探測任務,提出了基于恒星光譜測速的天文自主導航方法[39,118-119],并推導了視向速度測量誤差與定速誤差統計特性之間的映射關系[120]。北京航空航天大學研究了基于小波分析和密度估計相結合的光譜頻移測量方法[36,121]及基于恒星光譜測速和脈沖星測距組合的導航方法[40,122-124]。中國科學院自動化研究所針對光譜頻移值的測量開展了理論和技術探索[125-127]。南京大學與紫金山天文臺對天文測速導航目標源的觀測進行了研究[128]。中國科學院武漢物理與數學研究所對原子鑒頻測速技術開展了研究[129-130]。

2.3 天文測距導航

早在20世紀80年代初,美國的Chester和Butman就提出了利用X射線脈沖星進行深空探測器自主導航的構想[44]。

在2004年初,各航天大國就開始制定脈沖星自主導航的研究計劃。美國國防部國防預先研究計劃局提出了基于X射線源的自主導航定位驗證計劃。同年8月,美國航空航天局和海軍天文臺等多家單位啟動了基于X射線脈沖星的自主導航研究計劃,同時納入美國國防部長期發展戰略規劃綱要。同年,歐洲空間局也開展了X射線脈沖星導航可行性的論證工作[45]。

2005年,美國Maryland大學的Sheikh博士構建了X射線脈沖星自主導航的基本框架[131-132],提出了基于品質因子的X射線脈沖星選星標準,并建立了脈沖到達時間測量模型。Emadzadeh提出了基于X射線脈沖星的編隊飛行相對導航方法[133-134]。

我國X射線脈沖星導航技術的研究雖然起步相對較晚,但發展迅速。中國科學院[135]、西安電子科技大學[136]、國防科技大學[137]等單位對脈沖星信號處理技術進行了研究;中國空間技術研究院[138]、北京控制工程研究所[139]、裝甲兵工程學院[140]、南京航空航天大學[141]、北京航空航天大學[142]、武漢科技大學[142]等單位對脈沖星導航系統中的卡爾曼濾波技術展開了研究,并取得了一系列寶貴的成果。

2016年11月,我國成功發射了首顆脈沖星導航試驗衛星 (XPNAV-1)[143]。2017年6月,慧眼HXMT望遠鏡升空[144],并于2018年1月正式交付使用。

近期,中國空間技術研究院[138]、西安電子科技大學[131]、中國科學院[145]利用XPNAV-1和天宮二號提供的實測數據開展了X射線脈沖星導航驗證工作。

2.4 組合導航

天文測角通過天體之間的角度,獲得瞬時位置參數,位置微分得到深空探測器速度,因此速度估計精度不高,且位置估計精度與深空探測器到天體的距離有關;天文測距通過脈沖到達時間,獲得瞬時位置參數,位置微分得到深空探測器速度,速度估計精度不高,且脈沖信號輻射微弱,采樣周期長;天文測速通過光譜的多普勒頻移直接獲得速度信息,速度積分得到深空探測器位置,速度精度高,但位置隨時間發散。通過對測角、測距、測速信息的有效融合,可實現各種導航方法之間的優勢互補,避免測角、測距、測速導航的不足,使組合導航系統性能優于各子系統,實現對位置、速度的整體優化估計。

文獻 [146-147]對天文測角與天文測距組合的導航方法進行了論述。文獻 [148]分析了利用天文測角、天文測速信息進行組合導航的可行性。文獻 [149]對天文測速與天文測距組合的導航方法進行了研究。文獻 [42,150]研究了天文測角、天文測距、天文測速組合導航的導航效果。

3 自主天文導航關鍵技術分析

3.1 導航信息的測量與提取

3.1.1 天體質心的測量

要獲取天體的角度,首先需要獲取天體的質心。當探測器距離自然天體較遠時,天體在敏感器上的像可視為點目標;而當探測器距離天體較近時,天體就不能再視為點目標,由于受到天體本身形狀不規則、太陽光照和陰影,以及觀測角度等條件的影響,此時要想精確獲得天體的質心,就需要根據深空探測器到天體的距離研究相應的質心獲取算法[151]。

3.1.2 光譜頻移的測量

測量太陽或恒星的光譜頻移是實現天文測速的重要環節。一般步驟包括:光譜預處理、特征譜線提取和頻移解算。天體光譜的預處理包括噪聲去除和連續譜歸一化。常用的去噪方法包括高斯濾波、中值濾波、小波閾值法[152]。太陽光譜中有很多夫瑯和費線,理論上只要準確測定了同一條吸收譜線在靜止和運動狀態下,所對應的頻率值以及探測器速度方向與太陽相對探測器方向的夾角,就可以精確地解算出某一時刻的徑向速度。在實際操作中提取多條譜線以減少計算誤差。特征譜線的提取是光譜頻移值測量的關鍵技術,受深空探測器高速飛行、恒星光譜信噪比低影響,特征譜線的提取難度大。頻移值解算精度受到光譜不穩定因素的影響。因此特征譜線的提取是天文測速導航測量的重點和難點。

3.1.3 脈沖到達時間的測量

脈沖到達時間的精度直接影響深空探測器的定位精度。脈沖到達時間的基本測量步驟如下:首先,由于脈沖星信號極其微弱,必須較長時間(約5～10min)累積脈沖信號,并且利用星載原子鐘時間作為參考時間,整合脈沖信號即可獲得探測到的X射線脈沖信號輪廓。最后,提取脈沖到達時間量測量小數部分,整數部分可由深空探測器導航系統估計得到。脈沖到達時間量測精度的主要因素包括星載原子鐘誤差、測量噪聲以及相對論效應修正殘差等。因此,脈沖星到達時間估計是脈沖星導航量測的重點和難點。

為實現脈沖星導航,深空探測器還需要獲得脈沖到達時間的預報值。該預報值可由脈沖星計時模型得到。該模型精度主要受以下因素影響:脈沖星的內部特性、數據處理方法以及X射線背景噪聲。因此,如何構建高精度的脈沖星計時模型也是脈沖星導航測量必須攻克的一個難關。

3.2 自主導航濾波算法

星光角距、脈沖到達時間、星光多普勒速度是三種天文自主導航系統的量測量。通過前面的三項關鍵技術分析可知,受太空背景噪聲、原子鐘誤差、VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚長基線干涉測量)技術的測角誤差、敏感器噪聲以及恒星內部性質等影響,量測量不可避免地存在誤差。通過信號處理中的降噪方法可以降低部分噪聲水平,如背景噪聲以及敏感器噪聲。而采用去噪方法則較難消除其他噪聲,如原子鐘誤差、VLBI技術的測角誤差等。為了進一步提高定位精度,導航系統通常都采用濾波技術對各類誤差進行處理。自主導航濾波算法可以分為以下兩類:

(1)批處理濾波算法

目前大部分深空任務的導航參數估計都采用最小二乘濾波這種批處理濾波算法[153,59],解算出使得指標函數殘差二次型最小的狀態量作為導航參數的最優估計。這種方法實現簡單,并且不需要知道狀態量的任何驗前統計信息,是常用的一種濾波方法,適用于事后探測器的軌道確定。這種方法在事后軌道確定過程中性能優于EKF(Extended Kalman Filter,擴展卡爾曼濾波)等序貫濾波方法;但對于軌道動力學模型復雜的實時導航參數獲取,這種方法并不適用。

(2)序貫濾波算法

實時的導航信息是探測器實時控制的基礎。實時導航需要可以實時處理導航信息的KF(Kalman Filter,卡爾曼濾波)、EKF、UKF(Unscented Kalman Filter,無跡卡爾曼濾波)等序貫濾波算法。由于計算過程不需要反復迭代,與最小二乘法相比存儲容量小、處理速度快,更適用于深空探測器的實時導航。信使號、深空一號等探測器的天文導航系統濾波方法就采用KF方法[64-67]。

(3)兩種濾波算法的組合

由于深空探測器對實時精確導航信息的迫切需求,探測器導航系統通常使用這兩種濾波算法的組合。一種算法負責前向處理數據,另一種算法負責對每個時間間隔內的多組量測數據進行后向處理。可以利用序貫濾波方法進行雙向數據處理,也可以利用序貫濾波和批處理濾波的組合分別進行前向數據估計和后向數據平滑[154]。

3.3 異步時滯信息的組合導航

隨著航天技術的發展,對深空探測導航性能的要求日益提升。各種導航方法間都存在各自的優點及缺陷,單一的導航方法將難以滿足要求。組合導航可以實現各種導航方法間的優勢互補,是最有效、最實用的深空探測器自主導航系統實現方案。但是,各種導航方法量測量的采樣周期不同。測角導航量測量的采樣周期約為1s,測速導航的采樣周期約為1min,而測距導航由于脈沖星信號極其微弱,因此需要的采樣周期較長,約為數十分鐘。此外,在組合導航中,各種導航方法量測量獲取的時刻也可能不同,帶來異步的問題。因此,需要解決上述組合導航中的異步時滯問題。

多層動態信息融合是克服異步時滯問題的有效途徑。根據量測量的獲取時刻,動態選擇相應的濾波器進行組合,最大程度地利用各導航方法量測量進行最優估計,提升導航性能。

4 深空探測器自主天文導航未來發展趨勢

隨著深空探測的不斷發展,自主天文導航也將發揮更大的作用,但也面臨更高的挑戰,需要在狀態方程的精確建模、基于新型測量原理的導航方法和量測信息的處理、先進濾波方法和天文組合導航方法等方面有所突破。

(1)狀態方程的精確建模

天文導航系統中狀態模型的精度是影響導航精度的一個重要因素。由于深空探測器的軌道運動與地球衛星相比更為復雜,包括發射段 (Launch Phase)、巡航段 (Cruise Phase)、接近段 (Approach Phase)、捕獲段 (Capture Phase)以及遭遇段 (Encounter Phase)和環繞段等多個不同的階段,這些不同階段對導航算法的精度、實時性和可靠性的要求也不同,因此針對不同階段導航的不同特點和要求,動力學模型是深空探測器自主天文導航的重要研究內容[155-159]。

(2)基于新型測量原理的導航方法

基于太陽振蕩時間延遲的天文測距導航、多普勒測速導航都是基于新型量測原理的自主天文導航方法。

基于太陽振蕩時間延遲的天文測距導航方法利用由于太陽活動引起的光譜變化作為特征,分別記錄直射太陽光特征到達時間和經過近天體反射后太陽光特征到達時間之差解算出深空探測器相對于反射天體的位置[160]。這種方法彌補了天文測角導航不能直接提供距離信息這一不足,但缺乏高精度太陽光譜數據和太陽光反射模型[161],目前仍處于研究和探索階段。因此建立高時間分辨率的太陽光譜數據庫和高精度目標天體太陽光反射模型是值得研究的問題。

天文測速導航具有測速精度高、全程可用的優點。但天文光譜數據缺乏,且光譜不穩定。如何找到一種穩定性好、信噪比高、可精確建模的導航信息源是值得進一步研究的問題[113-115]。此外,研發精密的光譜觀測儀和發展精確的速度計算方法也是今后的研究方向。

(3)濾波方法及相應的理論分析方法在天文導航中的應用

目前,國外工程任務中實際使用的濾波方法是最為簡單的批處理加權最小二乘法。原因一方面來自于星載計算機能力的限制,另一方面來自于該濾波方法在野值的檢測和剔除方面具有優勢,并且在復雜誤差條件下穩定性好,可靠性高。但該濾波方法的缺點也是顯而易見的,其可靠性的獲得是以犧牲精度為代價的,并且該方法還需要大量的存儲空間,累積一個弧段的數據才能得到結果,實時性差。隨著計算機技術的發展和星載計算能力的提高,該方法必然被性能更好的濾波方法所取代。困擾深空探測器濾波精度和可靠性的最大問題是其誤差影響因素具有多源、時變和突變的特點[162-163],針對上述誤差,目前所采用的批處理加權最小二乘法顯然不是最適合的濾波方法。要想在上述復雜的誤差條件下獲得高精度、高可靠的導航結果必須要改進現有濾波方法。此外,在濾波參數的選擇上,除了探測器的位置、速度和姿態之外,在未來的深空探測任務中未知或不確定天體的重力場參數、星歷參數等也需要在濾波過程中進行實時估計[164-167]。

(4)深空探測器的天文組合導航方法

隨著航天技術的發展,對深空探測器自主導航系統性能的要求將越來越高,單獨任何一種自主導航系統都存在不足,無法獨自滿足日益增加的高精度和高可靠性的需求。將現有天文導航方法與其他導航方法相結合構成組合導航系統,可實現各種導航方法之間的優勢互補,并使組合導航系統的性能優于各子系統,是最為實用的深空探測器自主導航系統實現方案[168]。例如將探測行星的陸標信息和天文信息相結合[169-170],就可以提高深空探測器在繞飛和變軌時的軌道控制精度和著陸時的準確性;將慣性導航、視覺導航與天文信息相結合,就可以提高巡視器的位置、速度及姿態精度[171];利用軌道器之間或軌道器和著陸器間的相對距離和速度信息與天文信息相結合,就可以提高深空探測器在交會對接時的導航精度[172]。此外,利用信息融合技術進行組合導航也是未來深空探測器提高系統故障檢測和隔離能力的重要途徑[173-174]。

5 結 論

隨著我國火星探測工程等深空探測任務的開展,深空探測器的自主天文導航技術也將發揮更大的作用。開展深空探測器自主天文導航方法及相關方面的理論方法研究,可為我國未來深空探測器自主軌道確定和控制系統設計提供一定的理論基礎和技術參考。