简介

人类依赖天体、日、月、星辰作为导航的依据已有数千年历史。中国最早发明指南针，这是人类第一个导航工具，后来产生了罗盘，世界上第一个罗盘出现距今大约700年。罗盘出现后，随之而来的是六分仪，世界上出现第一只六分仪约在400年前。这种技术已经发展成为现在的空间六分仪，开始应用在航天器上。2

航天器导航就是轨道确定。它回答以下问题：“航天器在哪里？朝什么方向飞行？飞行速度是多少？”这些都属于航天器运动学的几何学性质问题，因此需要选定一个参考坐标系以及在这个坐标系中航天器等运动物体的定位方法。对地球卫星来说，如果求出在地心惯性坐标系中航天器的三维位置及3个速度分量,就可以很方便地转换成人们所熟悉的轨道六要素。1

航天器导航被划分为两类问题：姿态确定和轨道确定。相对于CIRS姿态 确定采用星跟踪器，相对于太阳的姿态确定采用日传感器，相对于地球的姿态确 定则采用水平传感器。三轴陀螺仪用于稳定从其他传感器获得的结果。地球低轨道卫星也可以使用多天线GNSS定姿技术。

轨道确定是基于力学模型，并辅以距离测量星际飞行器和卫星都是 如此。图18.7说明了航天器的主要受力情况。多个天体的引力必须得考虑。 太阳辐射压力的影响取决于飞行器的方向，及其表面对太阳光谱的反射率和吸 收率。必须考虑来自地球、月球和其他星体的反射，如同必须考虑从航天器的一 部分到另一部分的反射。建立了完善的模型，不用新的测量，在一个完整的轨道上卫星位置的预测精度可达到几米。3

在地球轨道上，距离测量可使用GNSS、多普勒无线电定轨定位系统(Doppler orbitography radiopositioning integrated by satellite,DORIS)、雷达跟踪以 及卫星激光测距（satellite laser ranging,SLR)，其中卫星激光测距使用地球上的 激光器和基于卫星的反射器来实现距离测量。在空间使用的GNSS接收机， 必须考虑在轨道速度上更大的多普勒频移、信号强度的更大变化、大气传播误差 的不同以及信号在负卫星高度角时的可用性问题。和所有的空间硬件一 样，它们必须能够抗辐射和极端温度。3

星际航天器可以通过多站通信链路双向测距、脉冲星导航以及观测行星 和卫星的方向来实现。

在两个航天器交会对接的运动控制过程中需要相对导航，即确定它们之间的相对位置和相对速度。导航的主要目的是实现轨道控制。有时也需要利用导航信息来给出航天器上有效载荷所需的指向和处理有效载荷的数据。载人航天器中需要通过仪表向航天员显示导航参数。不同用途对导航参数的要求不同，例如姿态确定常常要求知道轨道根数，返回控制常常要求知道航天器相对于地球的位置和速度。

发展

截至目前，在众多的空间任务中，人们广泛依赖地面导航方式进行绝对定位、雷达测距方法和光学跟踪方法均是被较多使用的地面导航方法。地面跟踪系统有一个显而易见的优点，那就是不必在航天器上安装主动设备，由于地面跟踪系统处于复杂的电磁干扰环境中，因此，需要进行大量的地面操作并对测量的数据进行精细分析。当航天器与地球相距越来越远时，使用雷达导航系统也将导致航天器的位置估计误差反增不减。为了实现必要的距离测定，雷达系统需要知道地面观测台的精确方位。应用雷达系统的另一个受限因素在于，雷达系统还需要知道太阳系目标的方位信息。然而，即使已知雷达站和太阳系目标的精确信息，飞行器的位罝估计也仅在有限角度范围内是精确的。雷达发射波束连同反射信号一起以不确定锥形体形式传输出去,需要指出的是，这种传输方式导致飞行器的位罝信息在距离函数上呈线性下降趋势。执行深空探测任务或星际飞行任务的众多航天器，可通过为航天器搭载主动式发射器来实现轨道确定的目的。航天器在接收地面观测台发出指令的同时，也会将信号发回地球。随后，接收站通过测量发送信号的多普勒频率计算径向速度。尽管这些系统的使用实现了航天器导航任务方面的许多突破，但该方法仍存在一些问题不容忽视，即随着距离的增加,误差问题也随之出现。在早期的试验中，Viking航天器利用跟踪设备作为导航系统，结果表明，在火星探测任务中，航天器的位置估计误差精度达到50km;在带外行星探测任务中，航天器的位置估计误差精度达到几百千米。4

人们常用的第二种地面导航方法可称作光学跟踪方法。基于光学跟踪测量的航天器导航方式与雷达跟踪测量方式类似,光学跟踪测量方法主要是通过可见光反射到航天器上来确定航天器的方位。对于一些光学测量方法，首先需要采集图像，在完成图像分析并将图像与恒星背景比较后，才能够计算得出航天器的位罝。也就是说，利用此系统实现实时测量是很不容易的。除此之外，光学测量方法还受到环境条件的约束。

目前众多的探测任务都是围绕行星探测开展起来的，通过采集行星的视频图像并将视频图像与已知的行星参数进行比较实现航天器导航，这些已知的行星参数主要包括该行星的直径和相对于其他天体的位罝参数。如此一来，便可以得出航天器相对于行星的方位信息，不过使用该方法获得航天器方位信息有个前提条件，必须保证航天器在观测星附近。4

如何能够实现深空探测任务的精确绝对导航呢？一般认为地面雷达测距与机上行星成像两种方式的有机结合可以有效地解决这一问题，不过这种方法是在人机交互并对数据进行分析的基础上进行的。此外，由于雷达测距误差变化与飞行器和地球间的距离变化成正比例关系，随着飞行器距离地球越来越远，雷达测距误差也就越来越大，由于需要知道地面天线的精密指向精度，精确导航也变得更复杂了。另外，飞行器需载有用于导航的视频图像处理系统，不过机上系统的存在导致成本增加，同时飞行器与天体间的距离要足够近，图像处理过程才能展开。因此，为实现整个太阳系甚至整个银河系的精确绝对导航，对可供选择的探测方法展开研究是非常有必要的。

飞行器邻近地球飞行时,GPS系统可以实现完全自主导航模式。GPS系统借助于24颗或32颗中髙轨道卫星组成的星座阵传输微波信号，该星座阵帮助GPS接收器确定自己的方位、速度、方向和时间。然而，当飞行器距离地球较远时，GPS系统将无法为飞行器提供全而的服务。4

大多数飞行器在进行深空探测任务时会选择深空网（DSN)。深空网是一个国际化的天线网络，该网络包括探测太阳系及宇宙的射电天文观测台、雷达天文观测台，能够帮助实现星际飞行探测任务。深空网还能够执行选定的近地轨道任务。深空网由三个深空通信设备组成，这三个通信设备分别以约120°角分布在全世界的三个角落：加利福尼亚州莫哈韦沙漠的Goldstone、西班牙马德里周边以及澳大利亚堪培拉附近。这种布局安排具有很重大的战略意义:一方面，即使在地球旋转的情况下，这种分布也能实现航天器的持续观测；另一方面，这种分布方式的出现使DSN成为了世界上最大、最灵敏的通信系统。

虽然深空网能够提供精准的径向位置，但繁多的地面操作和地面观测台的协调安排依然是必不可少的。即使使用了干涉测量法，角度的不确定性情况也会随着距离的增加越来越明显。一般以1km~10km为单位来表示航天器与地球间的距离，借助于深空网的甚长基线干涉量度法（VLBI)可以得到位罝精确度。甚长基线干涉量度法是天文干涉测量法在射电天文学中应用的一个实例。将多台望远镜组合成一台望远镜来观测一个天体，这台望远镜的尺寸相当于望远镜之间的最远距离。将每个天线阵列接收到的数据与时间信息匹配（通常使用的是当地原子钟），并将匹配信息储存在磁带或硬盘上以备后续的数据分析。后期，将此数据与其他天线记录的数据做互相关处理，并获取结果。利用干涉测量法，该方法的精度与观测频率及天线阵中天线的最远距离成正比例关系。相对于传统干涉测量方法而言,VLBI技术可以大幅提升天线阵列中天线的最远距离，为了实现这个技术，必须利用同轴电缆、波导、光纤或其他无线传输介质实现天线之间的连接。4

分类

航天器轨道确定基本上可分为两大类：自主和非自主。非自主测轨由地面站设备，例如雷达，对航天器进行跟踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获得轨道位置信息。相反，若航天器的位置和速度等运动参数用星上测轨仪器（或称导航仪器）来确定，而该仪器的工作不依赖于位于地球或其他天体的导航和通信设备，那么轨道确定（空间导航）则是自主的。1