深空天文自主導航技術發展綜述*

張 偉，許 俊，黃慶龍, 陳 曉

(1.上海衛星工程研究所·上海·201109；2.上海市深空探測技術重點實驗室·上海·201109)

0 引 言

深空探測一般指對月球及以遠天體開展的空間探測活動[1]，是人類探索宇宙的重要手段之一。截至2019年年底，美國、俄羅斯、日本、歐盟等國家和組織已執行了二百五十多次深空探測任務，獲得了大量的探測數據，對人類認識浩瀚宇宙、了解宇宙起源具有重要意義。近年來，我國也逐步開展了對月球、火星的探測。“嫦娥工程”至今已完成了5次任務，實現了月球的軟著陸與巡視探測。首個火星探測器也計劃在2020年發射，對火星實施繞飛及著陸巡視探測。此外，小行星、木星探測等深空探測任務也將逐步實施。

導航技術可為航天器提供其在空間中的位置、速度、姿態等信息，是確保航天器安全及順利執行任務的關鍵技術之一。當前，地面無線電導航結合軌道動力學遞推是深空探測器普遍采用的導航方法，但該導航方式存在信息傳輸時延長、數據傳輸率低、天體遮擋等問題。隨著深空探測器的飛行范圍不斷向外延伸，現有的、依靠地面站測控的導航方式將難以滿足未來深空探測器對實時、高精度導航的需求。天文自主導航技術一般以天體的位置、圖像、光譜等信息作為輸入，通過導航解算可實時、高精度地獲取深空探測器所需的導航信息，且相較于地面無線電導航方法，天文自主導航方法不需要地面的長期干預，可有效節約地面測控資源。因此，天文自主導航技術逐漸成為世界各國在深空導航技術領域中的研究熱點。

本文首先對深空天文自主導航方法的國內外發展現狀和技術特點進行了概述；然后從軌道動力學建模、量測信息獲取、地面驗證技術等方面總結了當前深空天文自主導航技術的主要發展方向和研究的重點內容；最后，基于天文自主導航技術研究和工程應用的迫切性，對深空天文自主導航技術的發展給出了若干建議。

1 天文自主導航技術發展現狀

目前，根據測量方式的不同，天文自主導航方法大致可分為天文測角導航、天文測距導航和天文測速導航三類[2]。

1.1 天文測角導航

天文測角導航方法利用探測器攜帶的光學敏感器在軌獲取星歷已知的導航目標源(如行星、小行星、恒星等)的光學圖像，通過圖像處理從中提取導航目標源的方向信息(如星光角距、視線矢量等)，經導航算法獲得探測器在參考坐標系中的位置、速度信息[3]，是一種相對成熟的導航方法，其原理如圖1所示。

圖1 天文測角導航原理示意圖

天文測角導航最早可追溯至1875年。法國航海家Saint-Hillarie提出了高度差原理，基于此產生了最早的天文導航技術[3]，即通過六分儀觀測天體，實現了艦船的海上導航。在深空探測領域，天文測角導航技術最初主要以輔助地面無線電導航的方法完成探測器的導航任務。隨著天文測角導航原理和技術的不斷發展，該方法已經成功在多個探測器中得到了應用[4-8]。

美國在1968年12月的Appollo-8探月任務中，利用六分儀輔助校正了探測器的軌道信息[4]。1971年5月，水手9號(Mariner 9)探測器通過計算探測器與恒星、火衛一、火衛二間的夾角進行了輔助導航，成功進入了火星軌道[5]，驗證了天文測角導航在深空探測領域中的有效性。1998年10月，深空1號(Deep Space 1)僅利用星上的導航相機測量探測器與行星及恒星間的夾角[6]，便成功實現了巡航段的完全自主導航。美國于2005年1月發射的深度撞擊號(Deep Impact)探測器[7]和于2005年8月發射的勘探者(Mars Surveyor)探測器[8]也均采用了天文測角導航方法。我國在2020年即將發射的火星全球遙感探測器上也將采用星上光學相機與地面甚長基線測量結合的導航方式。

盡管天文測角導航已在多次深空探測任務中得到了應用，但其導航精度會受到航天器與目標天體距離的影響。當距離過大時，微小的角度誤差都可能造成較大的位置解算誤差，因此一般將其用于天體的接近段或捕獲段。

1.2 天文測距導航

天文測距導航即X射線脈沖星導航，其測距原理為：航天器接收到X射線脈沖星發射的脈沖信號的時間tsc與相位時間模型預報的脈沖到達參考點(通常取為太陽系質心)的時間tr之差，乘以光速c，即為航天器至參考點的距離r在脈沖星方向np上的投影長度。由此可確定航天器所在的一個平面，如圖2所示。當有3個不同方向的X射線脈沖星觀測時，可通過幾何解算的方法獲得航天器的空間位置。

圖2 天文測距導航原理示意圖

天文測距導航的設想最早由Downs[9]博士在1974年提出。射電脈沖星發出的射電脈沖信號具有穩定的周期性，且各個脈沖星的脈沖輪廓具有獨特性，因此可將其視為深空的“燈塔”。但是，射電脈沖信號較弱，所需的探測天線面積大、觀測時間長，難以被應用于工程實踐。1981年，Chester[10]等人提出了以X射線脈沖信號代替射電脈沖信號作為導航的觀測對象從而實現航天器自主導航的構想。相較于射電脈沖信號，X射線集中了脈沖星絕大部分的輻射能量，因此更易于設備探測和信號處理，可有效減小探測器所需的面積及縮短信號積分所需的時間。2005年，Sheikh[11]博士系統地闡述了基于X射線脈沖星的自主導航原理，建立了脈沖到達時間測量模型，并利用EKF算法進行了導航濾波，初步論證了天文測距導航方法的理論可行性。在工程項目方面，歐空局于2004年啟動了“歐空局深空探測器脈沖星導航研究計劃”，并發布了“基于脈沖星時間信息的航天器導航可行性研究”技術報告，指出了將脈沖星導航應用于大型航天器的可行性[12]。同年，美國國防部提出了“基于X射線源的自主導航定位驗證”計劃[13]，但該計劃執行至2006年后便遭到了擱置。美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)于2007年全面接管了該計劃的相關研究成果及設備，并繼續開展相關工作。2017年，NASA宣布完成了世界首次X射線脈沖星導航空間驗證，證實了毫秒脈沖星可用于精確的空間導航，本次試驗最高的定位精度約為4.8km(1σ)[14]。

國內對脈沖星導航的研究起步相對較晚，帥平[15]等于2006年針對脈沖星導航中的時間轉換、基本原理及工程意義開展了研究，初步驗證了脈沖星導航的可行性。2016年，中國科學院高能物理研究所及空間應用中心團隊利用“天宮二號空間實驗室”上的伽馬射線暴偏振探測器對Crab脈沖星的1個月的探測數據進行了分析，實現了對天宮二號的定軌，誤差約為20km(3σ)[16]。2016年11月，我國發射了脈沖星導航試驗衛星(XPNAV-1)。星上攜帶了國產的、探測面積為30cm2的掠入射聚焦型探測器，以及探測面積為1200cm2的準直型探測器，驗證了其對軟X射線脈沖信號的探測性能[17]。2019年，中國科學院高能物理研究所團隊宣布利用我國首顆X射線天文衛星“慧眼”開展了X射線脈沖星導航試驗，定位精度達到了10km(3σ)，進一步驗證了脈沖星自主導航的可行性[18]。盡管我國對脈沖星導航的研究起步相對較晚，但針對脈沖星導航系統的各個方面的研究都取得了較為豐富的成果。

X射線脈沖星導航理論上具有導航源信號穩定、抗干擾能力強、可在太陽系乃至更遠區域進行導航的特點[19]。但是目前，導航可用的X射線脈沖星星庫的建立及X射線脈沖信號的高精度在軌探測技術，仍是需要進一步研究的問題。

1.3 天文測速導航

天文測速導航通過觀測航天器相對天體運動導致的天文光譜頻移獲得相對天體的運動速度信息，進而獲取航天器在空間中的速度矢量[20]，如圖3所示。

圖3 天文測速導航原理示意圖

1960年，美國的Franklin等提出了利用空間電磁輻射的多普勒現象測量航天器速度的設想，并對太陽及恒星可見光譜段及射頻譜段用于測速的可行性進行了理論分析，認為太陽光譜可作為天文測速導航源[21]。1999年，美國的Guo等提出了一種基于太陽視向速度結合太陽方向矢量的航天器自主導航方案[22]。2000年，美國的Yim引入了地球矢量方向作為觀測量，并從可觀性的角度分析了導航方案的可行性[23]。Yim及Guo基于太陽徑向速度可高精度測量的假設，初步給出了利用太陽視向速度結合天體矢量進行導航的量測方案。但是，高精度的星載天文光譜測速涉及導航源光譜特征的分析與精細證認、可用譜線的遴選、光譜源端誤差的建模及高精度的光譜頻移測量技術等，實現困難，缺乏一套原理清晰、系統完整的技術方案。

在國內研究方面，南京大學研究團隊分析了太陽及恒星的譜線特征，遴選了可用于測速的恒星及太陽譜線。上海衛星工程研究所研究團隊研究了恒星間夾角對光譜測速誤差的影響[24]，給出了最優的恒星選擇方案，設計了兩種工程切實可行的星載光譜測速導航儀方案并研制了原理樣機，通過地面半物理仿真試驗全面驗證了天文光譜測速導航系統的功能和性能，建立了一套完整的天文測速導航技術方案。針對由太陽表面活動導致的測速異常問題，劉勁[25]等提出了太陽多普勒差分導航方案，以雙光譜儀量測差分值作為導航濾波的量測量，對光譜畸變誤差具有一定的抑制作用。寧曉琳[26]等針對太陽光譜測速量測中存在的一階馬爾科夫噪聲、短周期測量噪聲及長周期測量噪聲問題，提出了以相鄰測速量測值之差分作為量測量對測量噪聲進行有效抑制。目前，經過相關專家學者的攻關，已完成大量深入細致的研究工作，研制出了基于空間外差及原子鑒頻原理的測速導航敏感器，且原子鑒頻測速敏感器已具備了搭載在軌驗證的條件。

天文測速導航方法可直接通過幾何解算獲得探測器的速度，但位置信息需通過速度積分進行估計，存在位置誤差隨時間發散的問題。由于太陽及系外恒星是空間中穩定的信號源，其光譜測速精度不受探測距離的限制。因此，該方法適用于深空探測中的短時自主導航，或與其他天文導航方法融合，形成適用于深空探測全過程的天文組合自主導航系統。

由于不同導航方法的原理、目標天體及量測量在飛行過程中的變化特性有明顯差異，因此不同導航方法的適用性也存在差異，上述天文自主導航方法的特點可歸結如表1所示。

表1 天文自主導航方法的比較

2 天文自主導航技術的發展方向和研究重點

2.1 新型導航方法和量測信息

天文自主導航方法的提出過程，實際上是對空間天體固有特征的認知過程。天文測角導航的提出源自對天體規律性的空間運動及空間位置的認識。天文測距導航的提出與脈沖星及其發射的高穩定性脈沖信號的特性密切相關。天文測速導航的提出也源于對天體特征光譜的觀測與分析[27]。將不同的天體特征作為導航量測信息，即形成了不同的天文自主導航方法。當前各天文導航量測信息的特點如表2所示。

表2 天文導航量測信息特點

同時，作為導航信息源，一般要求這些天文特征具有可觀測性、高穩定性、高信噪比、可精確建模等特性。因此，進一步認知天體的特征屬性，獲取高質量的導航量測信息是當前新型天文自主導航研究的重點之一。

此外，對不同導航方法、導航目標源進行擇優組合，構建全過程高精度的天文自主導航方法，也是重要的研究內容。其基礎問題在于找到量測組合的優選依據，從而衡量深空探測全過程的導航性能，當前的可觀測性理論或完備性理論還有待進一步研究和推廣。

2.2 高性能導航敏感器及信息提取

導航敏感器是天文導航系統的核心組件，一般包括前端探測系統、光電轉換器件和后端處理電路等。在實際應用中，導航敏感器的體積、重量、功耗等均受到星上資源約束[28]。研制出高性能的導航敏感器是天文導航在軌應用的關鍵，其重點主要有：(1)導航敏感器的性能要求與衛星系統約束之間的權衡，一般導航敏感器性能越高，其體積、質量、功耗也會相應增大；(2)導航敏感器輸出的實時性與導航算法和星載計算資源之間的匹配性；(3)宇宙空間中存在的大量空間粒子與輻射干擾，對導航敏感器抗干擾、抗輻射的能力要求較高。

在深空探測任務不同階段，量測信息的獲取對導航性能影響很大。在實際探測任務中，由于導航天體信號弱、傳播過程中干擾因素雜、微振動影響多等因素，高精度的導航信息獲取較難[29]。高精度地檢測和提取導航信息，一直是導航敏感器后端信息提取方面的主要研究內容，其重點有：(1)導航敏感器的在軌自主標定和誤差補償，從而高精度地獲取導航敏感器的系統參數，改善目標天體的檢測精度；(2)針對導航目標的源端誤差，研究相應的預處理算法，改善量測信息質量。

2.3 高精度軌道動力學模型及解算

若航天器的天文量測信息準確，則其在深空中的導航參數可由量測信息幾何解算而確定。然而，實際量測信息是包含誤差的，這些誤差可能導致幾何解算得到的導航結果存在較大偏差。因此，通常將導航量測信息與深空探測器的軌道動力學模型結合，通過導航濾波算法提高導航的精度[30]。

軌道動力學模型由深空探測器所處的動力學環境決定，通過軌道動力學模型遞推同樣可得到航天器的導航信息估計值。根據不同任務特點，深空探測器經歷的飛行階段包括近地段、巡航段、捕獲段、環繞段、大氣進入/下降與著陸段、平動點探測段等。在不同飛行階段，中心引力體非球形攝動、太陽及行星的多體引力攝動、太陽光壓等因素的影響結果不同[27]，需要建立不同階段的動力學模型。當前在軌所采用的簡化動力學模型，與實際的軌道動力學環境存在較明顯的差異，導航性能會受到較大影響。針對深空探測任務中攝動因素復雜、過程階段多等特點，在高精度軌道動力學建模方面，其重點在于精確建立并分析行星高階重力場模型、不規則小行星引力場模型、復雜太陽光壓模型、精確的軌道機動推力模型等。

在動力學模型解算方面，通常的算法包括龍格庫塔(Runge-Kutta)法、Gauss-Jackson法、Bulirshch-stoer法等，這些算法可用于進行數值解算和遞推。已有研究表明[31]，更高階的數值算法、更小的積分步長可提高積分求解的精度，但高階方法和小步長解算需要消耗更多的計算資源。深空軌道動力學模型解算的重點在于選擇適用的積分方法和步長，權衡模型精度與探測器實際計算資源之間的矛盾。

因此，建立復雜度適中并且滿足導航精度需求的高精度動力學模型是當前研究的主流問題。

2.4 導航誤差傳播機理與抑制

由于計算所采用的軌道動力學模型與實際探測器動力學環境往往不一致，導航系統在狀態遞推過程中的誤差會隨時間發生累積；同時，由于導航天體的不確知、測量儀器靈敏度受限、探測器振動等原因，量測誤差在導航估計中也會逐步傳導[24]。針對系統誤差傳播機理及其抑制方法的研究，能明顯提高天文自主導航系統的估計精度和可靠性，是導航方法研究的關鍵內容。

在系統誤差傳播機理方面，重點在于研究導航信息從源端傳播到敏感器處理環節過程中誤差特性的變化規律，分析建立各誤差源的統計模型，并得到它們在深空導航強非線性系統模型中的傳播機理。在此基礎上，建立測量誤差與導航精度的映射關系，得到影響天文自主導航估計精度的主要因素。

在系統誤差抑制方面，對于上述狀態模型和量測模型中主要誤差特性的辨識和分類結果，重點的研究內容有：(1)對于常值誤差或者有統計規律的隨機誤差，將其作為增補狀態，研究參數估計補償方法，減小相關誤差的影響；(2)對于統計特性時變的其他誤差，研究自適應濾波算法，自主調節濾波參數，減小誤差影響，提高結果的精度和可靠性。

2.5 高效適用的導航濾波方法

導航濾波算法能夠利用含有噪聲的導航信息實現對目標更高精度的狀態估計，是導航技術方法研究中的重要方向之一。對于深空探測器而言，天文測量信息與軌道動力學模型遞推估計信息均存在誤差，因此需要設計相應的導航濾波算法將二者結合，以提高深空探測器的導航精度。

深空天文自主導航系統是典型的非線性系統，因此當前研究常用的傳統的導航濾波算法主要有擴展卡爾曼濾波(Extend Kalman Filter，EKF)、無跡卡爾曼濾波(Unscented Kalman Filter，UKF)、容積卡爾曼濾波(Cubature Kalman Filter，CKF)算法及粒子濾波(Particle Filter，PF)算法等[32]。EKF算法計算效率高、應用范圍廣，但對非線性較強的系統估計精度不高、穩定性較差；UKF算法通過UT變換近似狀態后驗分布和協方差，對非線性函數可近似到泰勒展開的二階項，對非線性高斯系統可以精確到三階，但當系統維數大于4時，會產生負的權值點從而引起協方差矩陣非正定，影響濾波的穩定性；CKF算法通過三階球徑法則選取容積點，通過將傳遞后的容積點加權來近似狀態后驗分布和協方差。相較于UKF，CKF的數學理論推導更為嚴密。PF算法是基于蒙特卡洛方法和遞推貝葉斯估計的統計濾波方法，理論上適用于含非高斯噪聲的非線性系統濾波估計，但在實際應用中計算量大，且存在粒子退化和貧化的現象，至今尚未得到較好的解決。不同濾波算法的應用特點如表3所示。

表3 不同導航算法的應用特點

天文導航系統屬于典型的非線性系統，其噪聲分布不能被簡單視為高斯噪聲。對于這種非線性非高斯系統，當前濾波估計算法的主要研究方向是依據任務特點，在收斂性、穩定性、估計精度及計算量等指標之間綜合權衡。

對于導航系統中存在的不同誤差，重點是研究適用性好、估計精度高的濾波估計算法，重點內容有：(1)針對非線性非高斯系統，研究自適應性強、估計精度高、可靠性好的導航濾波算法；(2)對導航算法的適用性、穩定性、計算精度等性能指標進行評估及優化；(3)選取導航算法精度與計算效率之間的平衡。

2.6 高可靠的地面半物理驗證技術

天文自主導航方法的試驗驗證，是其物理應用前最后的檢驗和控制環節。對于深空天文自主導航新技術的試驗驗證，由于在軌試驗的費用高、周期長，國內外都采用室內半物理仿真進行測試工作[33-35]。由于具備豐富的接口、強大的功能，dSPACE實時仿真平臺是當前開展地面半物理驗證的理想工具[36-37]。典型的天文測角測速組合導航半物理仿真系統如圖4所示。其組成包括dSPACE實時仿真平臺、導航目標模擬器、導航敏感器、導航計算機、性能評估計算機、數據存儲顯示計算機，以及相應的配套軟件等。

圖4 半物理仿真原理框圖

針對深空探測天文自主導航系統，設計有效的自主導航地面試驗驗證系統，對導航系統的設計、導航算法的正確性、導航指標性能及其置信度進行考核，是當前主要的研究方向。由于導航目標模擬器與真實導航目標源的特性差別較大，容易導致半物理仿真系統的輸入條件失真，影響地面半物理驗證的可靠性和置信度。因此，研究的重點是，通過提高導航模擬器的真實性，減小地面與在軌運行之間的環境差異，保障驗證技術的有效性。

3 結論與展望

目前，天文測角導航方法在國外已被多次成功應用于深空探測任務，我國也將迎來深空探測任務的爆發期，亟需在深空導航領域取得突破，加快如天文光譜測速等新型導航方法的在軌應用。本文結合國內外技術趨勢和我國的實際工程需求，對天文自主導航技術的發展和特點進行了概括，分析并總結了天文自主導航技術需要突破的關鍵技術發展方向和研究重點。

為滿足我國深空探測領域發展對導航技術的需求，加快我國航天強國建設，提升深空探測整體科研能力和技術水平，還應重點關注以下幾個方面：

(1)組合導航量測信息時空配準與深度融合

隨著深空探測技術的發展，導航原理和量測信息的種類將逐漸增多。由于導航目標源的特性、導航敏感器的技術制約，不同量測信息的獲取在時間頻率上會有很大差異，而導航敏感器的布局空間對量測信息的獲取也有很大影響。因此，針對多種導航信息的融合，重點需要解決量測信息的時空配準問題。

針對不同類型的導航量測信息，組合導航方法一般采用基于聯邦卡爾曼的集中濾波處理，但是該方法計算量大，不利于濾波的實時運行，而且在實際導航系統中，各子系統相關性強，不能保證局部濾波的最優性。如何提高融合估計算法的效率，同時改進濾波器以克服相關性的影響，值得進一步深入研究。

(2)探測器狀態與深空環境參數的同時在線建模與估計

天文自主導航系統需要精確的行星星歷、小天體參數和恒星星歷等環境參數，它們一般是由地面天文觀測站或太空天文衛星獲取，參數精度和估計范圍都會受限。同時，隨著未來深空探測向太陽系外發展，由于時延和干擾等因素，對探測器的參數修正效果有限甚至實施困難。因此，對于深空環境參數的在線實時建模與估計也將日益重要。結合近年來月球和火星探測任務中，巡視探測器同時執行導航定位與環境重建技術的研究，有必要針對深空探測器的狀態和環境參數，開展同時在線建模與估計研究。

(3)單一導航敏感器對多種量測信息的獲取

天文自主導航是借助空間天然資源開展的導航方法。隨著導航目標源種類的增多，利用單一傳感器獲取多種導航量測信息將變得可行，可打破傳統傳感器量測單一的局限。比如，在天文光譜測速儀中，利用儀器敏感單元檢測掃描的太陽/恒星輪廓，近似為探測器相對太陽/恒星的視線方向矢量，甚至通過升級硬件或算法，直接識別出目標天體的質心參數，使單一導航敏感器可同時實現對視向速度信息和視線方向矢量信息的獲取。這種傳感器具備單獨獲取完備的位置、速度量測信息的能力，可以簡化導航系統，有利于深空探測器整體配置的優化，保障任務的成功實施。