航天器高精度自主導(dǎo)航技術(shù)——基于X射線脈沖星的組合導(dǎo)航系統(tǒng)方案

帥 平（中國(guó)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(cè)量信息實(shí)時(shí)確定位置、速度、時(shí)間及姿態(tài)的方法和技術(shù)。完整的自主導(dǎo)航包括4個(gè)基本過(guò)程：路徑規(guī)劃、當(dāng)前狀態(tài)、航跡偏差和偏差修正，因此在實(shí)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(jì)的。航天器自主導(dǎo)航具有極其重要的工程應(yīng)用價(jià)值和戰(zhàn)略研究意義，具體體現(xiàn)在兩個(gè)方面：一方面可以減輕地面測(cè)控系統(tǒng)的工作負(fù)擔(dān)，減少測(cè)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(zhǎng)期運(yùn)行維持的費(fèi)用；另一方面能減少航天器對(duì)地面測(cè)控系統(tǒng)的依賴，增強(qiáng)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(shí)時(shí)操作、不發(fā)信號(hào)、不依賴于地面站以及長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行等基本特征來(lái)看，目前航天器尚未實(shí)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(cè)量系統(tǒng)來(lái)完成導(dǎo)航任務(wù)。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外對(duì)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(dú)立的絕對(duì)時(shí)空基準(zhǔn)，解決星座長(zhǎng)時(shí)間自主運(yùn)行的問(wèn)題。本文在簡(jiǎn)要論述國(guó)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(jìn)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(yàn)結(jié)果表明：應(yīng)用X射線脈沖星和星間鏈路測(cè)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(guó)的航天器自主導(dǎo)航研究計(jì)劃

20世紀(jì)60年代初期，美國(guó)空軍就啟動(dòng)了第一項(xiàng)衛(wèi)星自主導(dǎo)航研究計(jì)劃—283計(jì)劃。該計(jì)劃的系統(tǒng)方案是以地球圓盤為測(cè)量基準(zhǔn)，系統(tǒng)配置包括姿態(tài)基準(zhǔn)系統(tǒng)、地平掃描儀、星載計(jì)算機(jī)和時(shí)鐘系統(tǒng)等，其中姿態(tài)基準(zhǔn)系統(tǒng)由3個(gè)捷聯(lián)式慣性陀螺儀和1個(gè)框架式星體跟蹤器組成，利用慣性平臺(tái)的地平掃描數(shù)據(jù)進(jìn)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(biāo)準(zhǔn)空間制導(dǎo)系統(tǒng)（SSGS），它以地面固定陸標(biāo)作為測(cè)量基準(zhǔn)，采用了地平掃描、已知陸標(biāo)跟蹤和未知陸標(biāo)跟蹤等3種基本測(cè)量方案。利用陸標(biāo)跟蹤器測(cè)定航天器與陸標(biāo)之間的方向矢量，并結(jié)合姿態(tài)基準(zhǔn)系統(tǒng)，來(lái)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(dòng)了空間六分儀自主導(dǎo)航和姿態(tài)基準(zhǔn)系統(tǒng)（SS/ANARS）研制計(jì)劃。該系統(tǒng)實(shí)際上是由安裝在同一個(gè)三自由度轉(zhuǎn)動(dòng)平臺(tái)上的2臺(tái)光學(xué)望遠(yuǎn)鏡構(gòu)成的，其中1臺(tái)望遠(yuǎn)鏡用于跟蹤月球明亮的邊緣，另1臺(tái)望遠(yuǎn)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(cè)量來(lái)計(jì)算導(dǎo)航參數(shù)。其定軌精度約為224m，姿態(tài)測(cè)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(zhǔn)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(biāo)是提供連續(xù)實(shí)時(shí)的慣性姿態(tài)和軌道信息，具有全自主和長(zhǎng)壽命等特征。通過(guò)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(cè)量系統(tǒng)由3臺(tái)CCD星敏感器和地球敏感器組成，其中星敏感器的有效視場(chǎng)為0.6°×0.6°，隨機(jī)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(guó)Microcosm公司研制了一種利用星載專用自主導(dǎo)航敏感器對(duì)地球、月球和太陽(yáng)進(jìn)行測(cè)量，實(shí)時(shí)確定航天器軌道和姿態(tài)的系統(tǒng)—麥?zhǔn)献灾鲗?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(duì)扇形掃描式日、月敏感器，通過(guò)測(cè)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(lái)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(dá)到500m。該系統(tǒng)的主要特征在于：利用1臺(tái)導(dǎo)航敏感器的測(cè)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(jìn)而成，具有體積小、質(zhì)量輕、功耗低和投資少的優(yōu)點(diǎn)；采用了軌道力學(xué)模型、敏感器設(shè)計(jì)加工標(biāo)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(guó)發(fā)射了“空間試驗(yàn)平臺(tái)”（STEP）衛(wèi)星，對(duì)航天器自主運(yùn)行生存技術(shù)（TAOS）進(jìn)行空間飛行試驗(yàn)，其中MANS就是自主運(yùn)行生存技術(shù)試驗(yàn)的主要內(nèi)容。但是，由于星載計(jì)算機(jī)故障，MANS的空間測(cè)量數(shù)據(jù)只能下傳到地面進(jìn)行分析處理。此外，美國(guó)還開展了利用地磁場(chǎng)測(cè)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(shí)驗(yàn)室研究和試驗(yàn)驗(yàn)證階段，尚未大規(guī)模投入工程應(yīng)用。進(jìn)入20世紀(jì)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(wú)論在導(dǎo)航精度上，還是在自主性能方面均難于達(dá)到GPS水平。不過(guò)，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(lái)美國(guó)國(guó)防部啟動(dòng)了基于X射線源的自主導(dǎo)航定位驗(yàn)證（XNAV）計(jì)劃，以滿足未來(lái)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(jì)80年代中期，法國(guó)國(guó)家空間研究中心、大地測(cè)量研究所和地理研究所聯(lián)合研制了星載多普勒無(wú)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(gè)頻率上向衛(wèi)星播發(fā)無(wú)線電導(dǎo)航信標(biāo)，其接收機(jī)提取雙頻多普勒頻移觀測(cè)量，進(jìn)而衛(wèi)星自主確定軌道參數(shù)。為了提高多普勒頻移測(cè)量精度，一般不直接測(cè)量某一歷元的多普勒頻移，而是測(cè)量在一定時(shí)間間隔內(nèi)的多普勒頻移累計(jì)數(shù)（即多普勒計(jì)數(shù)），利用多個(gè)時(shí)間間隔的多普勒計(jì)數(shù)，構(gòu)造測(cè)量方程，并結(jié)合系統(tǒng)狀態(tài)方程，濾波估計(jì)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(gè)地面站、1個(gè)多普勒無(wú)線電定軌和定位系統(tǒng)控制中心及其星載接收機(jī)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(yàn)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(jìn)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(dá)到相當(dāng)高的水平。

此外，歐洲航天局（ESA）研制了一種精密測(cè)定距離及其變化率設(shè)備，簡(jiǎn)稱PRARE系統(tǒng)。該系統(tǒng)是一種通過(guò)地面站轉(zhuǎn)發(fā)信號(hào)的衛(wèi)星定軌系統(tǒng)，由星載微波收發(fā)機(jī)、地面微波轉(zhuǎn)發(fā)站、地面主控站和地面標(biāo)校站組成。其基本工作原理是：星載微波發(fā)射機(jī)分別以8489MHz和2248MHz頻率對(duì)地發(fā)送已調(diào)制偽隨機(jī)噪聲測(cè)距碼和數(shù)據(jù)碼的下行信號(hào)，地面站以7225.295MHz頻率轉(zhuǎn)發(fā)已調(diào)制偽隨機(jī)噪聲測(cè)距碼和數(shù)據(jù)碼的上行信號(hào)；星載接收機(jī)通過(guò)延時(shí)鎖定環(huán)路（DLL）估計(jì)測(cè)距碼延時(shí)量，通過(guò)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(cè)量偽距和多普勒頻移觀測(cè)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(lái)看，上述兩種系統(tǒng)都需要與地面站進(jìn)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(shuō)是一種航天器精密軌道確定系統(tǒng)。

俄羅斯雷達(dá)高度計(jì)自主導(dǎo)航系統(tǒng)

早在20世紀(jì)70年代中期，蘇聯(lián)就開展了利用雷達(dá)高度計(jì)的航天器自主導(dǎo)航系統(tǒng)技術(shù)研究，并進(jìn)行了在軌飛行試驗(yàn)。最初的自主導(dǎo)航系統(tǒng)采用框架式星體跟蹤器，測(cè)量誤差較大，軌道確定精度為1.5km。后來(lái)采用捷聯(lián)式CCD星敏感器，軌道確定精度可以達(dá)到約200m。其星載測(cè)量設(shè)備包括雷達(dá)高度計(jì)、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(duì)于衛(wèi)星本體的標(biāo)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(hào)，對(duì)地球表面及近地空間形成圓錐形信號(hào)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(hào)主波束之間的夾角則分別為21.3°和23.4°。只要GPS接收機(jī)置于主波束內(nèi)，就能接收到衛(wèi)星信號(hào)。

研究表明：當(dāng)軌道高度小于4000 km時(shí)，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(cè)衛(wèi)星數(shù)目達(dá)到最大值21.5顆；當(dāng)軌道高度達(dá)到12000km時(shí)，同步跟蹤4顆以上衛(wèi)星的概率能達(dá)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(shí)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(cè)小衛(wèi)星”（BIRD）、“海洋地形試驗(yàn)衛(wèi)星”、“重力測(cè)量衛(wèi)星”（CHAMP）、“陸地衛(wèi)星”（Landsat）系列、“地球觀測(cè)衛(wèi)星”（EOS）系列，以及“全球星”（Globalstar）移動(dòng)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(shí)時(shí)軌道確定精度達(dá)到10m，授時(shí)精度達(dá)到30ns，而通過(guò)后處理的衛(wèi)星軌道確定精度可達(dá)到厘米量級(jí)。

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(lái)，利用GPS衛(wèi)星信號(hào)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(diǎn)。GPS在高軌道衛(wèi)星上的應(yīng)用存在兩個(gè)方面的困難：一方面由于地球遮擋導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，因此不能對(duì)軌道全弧段連續(xù)覆蓋，只能利用負(fù)高度角衛(wèi)星進(jìn)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(yuǎn)，信號(hào)衰減較大，難于滿足信號(hào)功率水平和信號(hào)捕獲門限要求。

普通星載型GPS接收機(jī)可以用于測(cè)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(dòng)力學(xué)、信號(hào)水平以及幾何覆蓋等方面的較大差異，因此普通GPS接收機(jī)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(duì)其進(jìn)行改進(jìn)，才能滿足實(shí)際應(yīng)用要求。具體改進(jìn)策略如下：

1）接收機(jī)時(shí)鐘性能穩(wěn)定。對(duì)于高軌道衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，將會(huì)有較長(zhǎng)時(shí)間不能同步跟蹤4顆以上GPS衛(wèi)星信號(hào)，因此需要采用具有較高準(zhǔn)確度和穩(wěn)定性的接收機(jī)時(shí)鐘，以利于導(dǎo)航濾波器系統(tǒng)狀態(tài)遞推預(yù)報(bào)。

2）魯棒濾波器及時(shí)鐘模型。當(dāng)接收機(jī)不能同步跟蹤到4顆GPS衛(wèi)星信號(hào)時(shí)，要求具有良好魯棒性能的導(dǎo)航濾波器及時(shí)鐘模型，使接收機(jī)能夠持續(xù)提供有效的導(dǎo)航解。這樣，即使GPS衛(wèi)星信號(hào)全部中斷，也能遞推估計(jì)系統(tǒng)狀態(tài)參量。

3）GPS衛(wèi)星選擇及信號(hào)捕獲。為了跟蹤GPS衛(wèi)星信號(hào)，不能僅采用精度因子（DOP）或觀測(cè)高度角為準(zhǔn)則來(lái)選擇和分配衛(wèi)星給接收機(jī)通道的標(biāo)準(zhǔn)，而是以接收信號(hào)的信噪比（C/N0）估計(jì)值作為選擇GPS衛(wèi)星的重要準(zhǔn)則。接收機(jī)信號(hào)捕獲算法要求針對(duì)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(dāng)采用搜索圖改變碼延遲和多普勒頻率搜尋新衛(wèi)星時(shí)，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(gè)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(hào)接收通道。在整個(gè)高軌道衛(wèi)星的運(yùn)行軌道上，由于空間信號(hào)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(hào)覆蓋。接收機(jī)應(yīng)具有相關(guān)器通道的動(dòng)態(tài)分配功能，這樣在衛(wèi)星機(jī)動(dòng)變軌或在軌運(yùn)行過(guò)程中，隨著環(huán)境條件的變化，可以充分利用接收機(jī)資源。

5）采用高增益天線和弱信號(hào)的捕獲跟蹤技術(shù)。當(dāng)衛(wèi)星天底指向確定后，可以利用高增益接收天線來(lái)改善信號(hào)可見性。在一定條件下，通過(guò)使接收機(jī)跟蹤微弱的GPS衛(wèi)星旁瓣信號(hào)，增加可見GPS衛(wèi)星數(shù)量。對(duì)于可以預(yù)見的高軌道衛(wèi)星軌道動(dòng)態(tài)變化來(lái)說(shuō)，接收機(jī)信號(hào)跟蹤環(huán)路的優(yōu)化設(shè)計(jì)能夠改善對(duì)微弱信號(hào)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(diǎn)，要求接收機(jī)跟蹤環(huán)路具有抑制鄰近衛(wèi)星信號(hào)干擾的能力。通過(guò)優(yōu)選輻射元件和屏蔽箱，以及安裝具有容錯(cuò)功能的軟件，增強(qiáng)接收機(jī)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(jìn)展

早在20世紀(jì)80年代初期，美國(guó)的GPS系統(tǒng)尚處于工程試驗(yàn)階段時(shí)，GPS計(jì)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(yàn)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)能力。1984年，美國(guó)IBM公司的M. P. Ananda等人在美國(guó)導(dǎo)航學(xué)會(huì)（ION）會(huì)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(shí)，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(shí)現(xiàn)的可行性。1985年初，在美國(guó)空軍提供經(jīng)費(fèi)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(guó)際電話電報(bào)（ITT）公司等單位合作進(jìn)行衛(wèi)星方案設(shè)計(jì)、自主導(dǎo)航算法仿真、硬件設(shè)備研制與系統(tǒng)集成實(shí)現(xiàn)，并要求在1年時(shí)間內(nèi)提供關(guān)鍵原理樣機(jī)測(cè)試。1988年7月，Rockwell公司和通用電子（GE）公司分別與美國(guó)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(jì)合同，并于1990年6月通過(guò)技術(shù)驗(yàn)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(wú)地面控制系統(tǒng)支持的情況下，衛(wèi)星啟動(dòng)星間雙向測(cè)距與通信鏈路功能。所謂星間雙向鏈路，實(shí)質(zhì)上是一個(gè)射頻發(fā)射和接收設(shè)備采用時(shí)分多址（TDMA）方式實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星之間雙向測(cè)距和數(shù)據(jù)交換，通過(guò)星載濾波器處理星間測(cè)量數(shù)據(jù)，自主生成衛(wèi)星星歷和時(shí)鐘修正參數(shù)。在180天時(shí)間內(nèi)，保持用戶測(cè)距誤差（URE）小于6m，導(dǎo)航定位精度不會(huì)有明顯下降；并且能夠監(jiān)測(cè)導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)的完好性，使其可用性、連續(xù)性和可靠性得到增強(qiáng)。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(dāng)自主導(dǎo)航有效載荷暫停工作時(shí)，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(cè)試和發(fā)射任務(wù)，但由于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)備故障，衛(wèi)星從發(fā)射場(chǎng)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(cè)量數(shù)據(jù)后處理結(jié)果分析來(lái)看，通過(guò)星間雙向測(cè)量數(shù)據(jù)的濾波處理，基本上能夠滿足用戶測(cè)距誤差（URE）小于6m的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，衛(wèi)星自主導(dǎo)航性能得到初步驗(yàn)證。

通常，把導(dǎo)航星座衛(wèi)星在長(zhǎng)時(shí)間得不到地面測(cè)控系統(tǒng)支持的情況下，通過(guò)星間雙向測(cè)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(zhǎng)期預(yù)報(bào)星歷及時(shí)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(shí)現(xiàn)過(guò)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(shí)空基準(zhǔn)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(shí)間累積，致使星座難于長(zhǎng)時(shí)間自主運(yùn)行。因而，在GPS-2F衛(wèi)星設(shè)計(jì)中，其自主導(dǎo)航指標(biāo)要求更改為：具有60天自主導(dǎo)航能力，用戶測(cè)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(wèn)題。可通過(guò)地面站定期向星座衛(wèi)星發(fā)射測(cè)距信號(hào)和調(diào)制數(shù)據(jù)信息，衛(wèi)星自主進(jìn)行信息處理，來(lái)抑制星座不可觀測(cè)性誤差隨時(shí)間累積。但是，這種通過(guò)建立星地鏈路的解決方式，又違背了導(dǎo)航衛(wèi)星長(zhǎng)時(shí)間自主運(yùn)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(yàn)

航天器高精度自主導(dǎo)航的系統(tǒng)方案

如果航天器要進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間、高精度自主導(dǎo)航，就要求軌道確定精度優(yōu)于100m，時(shí)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(cè)與星際飛行航天器中途軌道機(jī)動(dòng)、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。基于X射線脈沖星的組合導(dǎo)航是實(shí)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(gè)方面的內(nèi)容：高精度的基本觀測(cè)量；精密的軌道力學(xué)模型；宇航級(jí)的星載計(jì)算機(jī)；容錯(cuò)的自主導(dǎo)航算法。其中，基本觀測(cè)量來(lái)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(dá)時(shí)間（TOA）和方向矢量等，對(duì)于導(dǎo)航星座來(lái)說(shuō)，還可以通過(guò)星間鏈路測(cè)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(cè)量設(shè)備、基本觀測(cè)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(jī)構(gòu)和航天器平臺(tái)，構(gòu)成一個(gè)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(shí)時(shí)確定航天器的6個(gè)軌道根數(shù)。航天器總是在中心引力和各種攝動(dòng)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(shí)序測(cè)量得到6個(gè)基本觀測(cè)量就可以完成軌道確定任務(wù)。因而，采用精密動(dòng)力學(xué)模型的軌道確定方法，就沒(méi)有必要實(shí)時(shí)同步探測(cè)4顆以上的脈沖星信號(hào)，甚至只需要保持1顆脈沖星的基本觀測(cè)量，就可以進(jìn)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(jìn)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(yàn)

導(dǎo)航衛(wèi)星屬于中高軌道衛(wèi)星，其軌道攝動(dòng)主要考慮地球非中心引力、太陽(yáng)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(yàn)。X射線脈沖星屬于微弱信號(hào)，提取高信噪比的脈沖輪廓需要較長(zhǎng)的信號(hào)積分時(shí)間。如果增加脈沖星信號(hào)積分時(shí)間，那么可以獲得高C/N0的脈沖輪廓，進(jìn)而提高到達(dá)時(shí)間的測(cè)量精度。利用X射線脈沖星和星間鏈路測(cè)量數(shù)據(jù)組合為導(dǎo)航衛(wèi)星進(jìn)行自主導(dǎo)航，可以抑制星座整體旋轉(zhuǎn)誤差積累，延長(zhǎng)脈沖星信號(hào)積分時(shí)間，達(dá)到優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)的效果。

在數(shù)值分析試驗(yàn)中，假設(shè)星間雙星測(cè)距精度為2m；脈沖星角位置精度為0.0001″；X射線脈沖星計(jì)時(shí)模型、到達(dá)時(shí)間轉(zhuǎn)換模型及到達(dá)時(shí)間測(cè)量精度均為0.1us；脈沖星信號(hào)積分時(shí)間10h。利用X射線脈沖星和星間鏈路測(cè)量數(shù)據(jù)組合，能夠高精度確定導(dǎo)航衛(wèi)星軌道和時(shí)間參數(shù)，在200天時(shí)間內(nèi)星座平均基準(zhǔn)時(shí)間漂移小于3ns，說(shuō)明X射線脈沖星為導(dǎo)航衛(wèi)星提供絕對(duì)時(shí)空基準(zhǔn)，抑制星座整體旋轉(zhuǎn)誤差累積和時(shí)間基準(zhǔn)漂移。組合導(dǎo)航的衛(wèi)星三維軌道確定和時(shí)間同步精度分別達(dá)到5.38m、0.68ns，其綜合效果均有優(yōu)于單獨(dú)使用星間鏈路或X射線脈沖星的導(dǎo)航方式。

4 結(jié)束語(yǔ)

傳統(tǒng)的導(dǎo)航技術(shù)及其組合模式均難于實(shí)現(xiàn)航天器長(zhǎng)時(shí)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(cè)器和星間鏈路測(cè)量數(shù)據(jù)，并采用動(dòng)力學(xué)模型的軌道確定方法，是實(shí)現(xiàn)航天器長(zhǎng)時(shí)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(shí)現(xiàn)導(dǎo)航衛(wèi)星長(zhǎng)時(shí)間自主運(yùn)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(cè)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(wú)縫導(dǎo)航應(yīng)用需求。然而，從近半個(gè)世紀(jì)以來(lái)航天器自主導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展歷程來(lái)看，高精度自主導(dǎo)航尚有諸多關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)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(shí)際工程應(yīng)用還有較大差距?！?/p>