深空探測自主導航技術綜述

強祺昌, 林寶軍,4, 劉迎春, 林 夏

（1. 中國科學院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院, 上海 201203; 2. 中國科學院大學, 北京 100049;3. 上海微小衛(wèi)星工程中心, 上海 201203; 4. 上?？萍即髮W信息科學與技術學院, 上海 201210）

0 引言

從1958 年美國和前蘇聯(lián)啟動探月計劃開始,世界發(fā)達國家和航天技術大國已經(jīng)開展了100 多次深空探測活動［1］。 進入21 世紀, 許多國家紛紛制定了深空探測計劃, 如美國的“Artemis” 載人登月計劃［2］、 歐洲的 “Aurora” 載人登陸火星計劃［3］、 日本的“DESTINY + ” 深空技術驗證計劃［4］、 印度的“Shukrayaan” 金星探測計劃［5］等。截止至2020 年, 我國成功完成了 “嫦娥系列”6 次無人探月任務, 實現(xiàn)了“繞”、“落”、 “回”三步走戰(zhàn)略, 代表著中國探月三期工程圓滿收官［6］。 2020 年7 月, 我國首個火星探測器“天問一號” 成功發(fā)射升空, 完成了對火星的繞飛、 著陸、 巡視探測任務［7］。 我國規(guī)劃在2030 年前后實現(xiàn)載人登月, 在2033 年啟動首次載人火星探測任務, 長期目標是在火星建立永久性居住點。

由于地球軌道任務的探測距離較近, 基于地面測控網(wǎng)的衛(wèi)星導航系統(tǒng)可以實現(xiàn)較高的定位精度。 但是深空探測任務的飛行時間長、 距離遠、環(huán)境復雜多變, 傳統(tǒng)的無線電測量技術會出現(xiàn)通信時延長、 傳輸效率低、 天體遮擋等問題, 無法對深空探測器進行實時控制。 當導航或通信系統(tǒng)出現(xiàn)突發(fā)故障時, 通信時延給深空探測器的安全生存問題帶來了潛在的威脅［8］。 因此, 為了滿足深空探測任務的導航需求, 探測器需要具備自主執(zhí)行部分或全部導航功能的能力。 自主導航技術不需要地面測控網(wǎng)頻繁介入, 利用星載敏感器即可實時獲取本體的在軌狀態(tài), 已成為深空探測領域的關鍵技術之一。 當探測器與地面站通信中斷時,自主導航技術仍然能夠進行精確的軌道確定、 軌道保持等操作, 大大提高了探測器的在軌應用潛力。

從深空探測任務的實際工程需求出發(fā), 自主導航方法可以分為天文導航、 慣性基組合導航以及星間測量導航等三類方法。 天文導航是一種比較成熟的深空自主導航方法, 具有全自主、 抗干擾能力強等優(yōu)點, 已成功應用于Deep Space-1、Deep Impact 等深空探測任務［9］。 慣性基組合導航是一種不依賴于外部信息的自主導航方法, 具備短時精度高、 不易受環(huán)境影響等優(yōu)點, 常常與其他導航方法組合使用, 輔助提高導航定位精度［10］。近些年, 國內(nèi)外學者對星間測量導航技術進行了大量的理論分析和仿真驗證, 表明該技術可以有效減輕探測器對地面站的依賴, 并有望脫離地面測控網(wǎng)實現(xiàn)深空探測器自主導航［11］。

本文從技術原理、 研究現(xiàn)狀和關鍵技術方面對天文導航、 慣性基組合導航和星間測量導航進行了介紹與分析, 最后結合深空自主導航技術發(fā)展態(tài)勢對我國深空探測自主導航技術發(fā)展給出了若干建議。

1 天文導航

深空探測任務中, 根據(jù)采用不同種類的測量信息, 天文導航分為天文測角導航、 天文測速導航和天文測距導航（脈沖星導航）。 由于原理簡單、易于實現(xiàn), 天文測角導航常常應用于天體轉(zhuǎn)移段和進近段的自主導航任務。 天文測角導航主要包括四類光學觀測量:1) 視直徑和質(zhì)心; 2) 地平線與參考星的夾角; 3) 地表特征與參考星的夾角;4) 行星/月球掩星時間。 前兩種觀測量常常應用于天文測角導航系統(tǒng), 如Mariner-9 號、 Voyage 號和Deep Space-1 號等深空任務。

1.1 技術原理與研究現(xiàn)狀

（1）天文測角導航

天文測角導航利用行星和恒星等已知星歷的天體之間的角度關系進行自主導航［12］。 如圖1 所示, 探測器利用光學敏感器確定以地球為天頂、恒星方位為軸的兩個圓錐面, 再利用太陽方向矢量確定第三個圓錐面, 根據(jù)三個曲面的交線確定自身的軌道狀態(tài)［13］。 天文測角導航的優(yōu)點是原理簡單、 計算簡便、 易于實現(xiàn), 缺點是導航精度隨探測器與導航星之間距離的增加而降低。

圖1 天文測角導航原理Fig.1 Principles of astronomical angle measurement navigation

在國外, 1968 年美國發(fā)射的Apollo-8 飛船率先應用了這一理論, 將六分儀作為光學導航敏感器輔助校正探測器的軌道信息, 第一次驗證了天文測角導航技術的可行性［14］。 1971 年, Mariner-9號探測器僅利用火衛(wèi)一、 火衛(wèi)二和恒星之間的光學觀測量實現(xiàn)了火星軌道插入段的自主導航, 再次驗證了天文測角導航技術的有效性［15］。 此外,美國的ViKing 號［16］、 Voyage 號［17］等深空探測器也都應用了天文測角導航技術, 但早期的天文測角自主導航任務需要將光學觀測量傳回地面處理,后再上傳指令回深空探測器。 直至1998 年, 美國發(fā)射的Deep Space-1 號探測器第一次真正在軌驗證了巡航段的光學全自主導航, 位置精度和速度精度分別達到250km 與0.5m/s, 能夠滿足巡航段的導航精度要求［18］。 從深空一號開始, 美國的Mars Surveyor 號［19］、 Deep Impact 號［20］等 深空探 測任 務均在軌應用了自主天文測角導航技術。 表1 總結了天文測角導航技術在國外深空探測任務中的應用情況。

表1 國外的天文測角導航技術應用Table 1 Application of astronomical angle measurement navigation technology abroad

在國內(nèi), 2020 年我國發(fā)射的嫦娥五號［21］和天問一號［22］探測器搭載光學敏感器和慣性單元, 在轉(zhuǎn)移段和接近段組合使用天文測角導航與慣性導航, 成功在軌應用了天文測角導航技術。 我國計劃于2023 年發(fā)射的嫦娥六號探測器也將采用星上光學敏感器和地面甚長基線測量結合的導航方式。

（2）天文測速導航

天文測速導航的理論依據(jù)是光學多普勒效應。探測器在遠離或接近目標天體的過程中, 光的頻率會相應地變小或變大［23］。 如圖2 所示, 根據(jù)光譜偏移量, 探測器可以解算出自身相對于目標天體的空間速度矢量［24］。 假設探測器位于相對恒星靜止的位置, 代表天文光學信息恒定, 恒星光譜的波長用λ′表示。 當探測器與恒星的相對位置發(fā)生變化時, 星載光譜儀觀測到波長漂移, 用Δλ表示。 基于多普勒原理, 波長漂移量與波長之比等于視向速度v與光速c之比［25］, 即

圖2 天文測速導航原理Fig.2 Principles of astronomical velocity measurement navigation

在國外, 1960 年美國學者Franklin 等［26］研 究了來自恒星和行星際空間的光譜輻射特征, 首先提出了根據(jù)多普勒效應測速的想法, 并得到了預期的測量精度。 為了實現(xiàn)深空自主導航, 2000 年Yim 等［27］提出了天文測速/測角組合導航方法, 得出了僅根據(jù)徑向速度不能估計全軌道狀態(tài)的結論,需要結合徑向速度觀測量和相對于太陽的視線矢量實現(xiàn)自主導航, 通過仿真驗證獲得了優(yōu)于3km的位置精度。 但是, 天文光譜測速導航還需突破諸多技術難點, 如建立準確的光譜源模型、 光譜頻移的高精度測量以及可用譜線的遴選等技術,才能建立一套原理清晰、 可靠性高、 系統(tǒng)完整的技術方案。 2002 年, Henderson 等［28］基于多普勒頻移測速原理成功研制了探測器軌道確定物理仿真系統(tǒng), 可用于仿真驗證天文測速導航系統(tǒng)的性能。2010 年, Greetham 等［29］提出了一種高亮度、 時間分辨光譜儀——ULTAR, 可與一系列先進的時間分辨線性和非線性振動光譜技術一起使用。 2011年, Abramov-Maximov 等［30］結合光學和無線電觀測對太陽振蕩運動進行了研究。

在國內(nèi), 2013 年張偉等［31］首次提出了天文光譜測速導航的想法: 在沒有地面輔助的條件下,探測器利用光譜頻移量獲取相對目標天體的速度信息實現(xiàn)深空自主導航。 目前, 國內(nèi)的天文測速導航技術已經(jīng)取得了多方面的進展。 誤差傳遞方面, 尤偉等［32］給出了特定條件下的定速誤差均值與方差的解析表達式, 并得出天體視線方向兩兩正交導致的測速誤差影響最小的結論。 時空基準方面, 張恒等［33］分析了時間誤差在組合導航系統(tǒng)中位置估計和速度估計的工作原理, 基于內(nèi)插外推時間匹配法則, 實現(xiàn)了測角/測速敏感器量測信息的同步。 組合導航方面, 尤偉等［34］提出了天地聯(lián)合導航方法, 引入探測器與恒星的視向速度作為新增觀測量, 使探測器位置估計精度提升了近一倍。 Liu 等［35］提出了天文光譜測速與天文測距組合導航系統(tǒng), 有效增強了導航系統(tǒng)的魯棒性。 性能評估方面, Chen 等［36-37］提出了測角/測速組合導航策略, 并開發(fā)了硬件在環(huán)導航仿真系統(tǒng), 驗證了方法的可行性和正確性。

（3）天文測距導航（脈沖星導航）

根據(jù)光速不變性, 天文測距導航系統(tǒng)通過比較探測器相對脈沖星的脈沖到達時間（Time of Arrival, TOA）測量值與預測值, 解算出探測器的軌道狀態(tài)［38］。 如圖3 所示, 探測器接收脈沖信號的時間計為t, 相位時間模型預報的脈沖到達參考點（太陽）的時間計為T, 二者之差乘以光速c即為探測器在脈沖星方向上的位置修正［39］。

圖3 天文測距導航原理Fig.3 Principles of astronomical ranging navigation

在國外, 1974 年美國噴氣推進實驗室的Downs博士［40］首次提出了X 射線脈沖星應用于深空自主軌道確定的想法。 1981 年, Chester 和Butman［41］進行了X 射線脈沖星導航模擬實驗, 導航精度可以達到150km。 通過對比探測器采用X 射線敏感器與使用射電脈沖信號進行導航, 得出后者的導航精度更高但工程應用中無法滿足其硬件需求的結論。 2005 年, Sheikh 等［42］提出了混合脈沖星的測量方法, 以確定不同軌道高度下探測器的位置和速度, 導航精度可以達到5km, 初步論證了天文測距導航方法的可行性。 根據(jù)Sheikh 博士的論文,深空探測任務中使用三顆脈沖星即可確定衛(wèi)星的絕對位置, 第四顆脈沖星可用于機載時鐘校準,進一步驗證了天文測距導航方法的可行性和有效性［43］。

在國內(nèi), 2006 年帥平等［44］率先開展了X 射線脈沖星導航的研究工作, 并在國內(nèi)已有的基礎條件下初步論證了脈沖星導航的必要性和可行性。為了確保理論研究可以在工程中應用, 2016 年我國發(fā)射了脈沖星導航試驗衛(wèi)星（XP-NAV-1）, 主要用于驗證X 射線脈沖信號的探測性能［45］。 2017 年,我國的首個空間X 射線天文望遠鏡發(fā)射升空, 在觸發(fā)時間內(nèi)成功監(jiān)測到GW170817 伽馬射線, 進一步驗證了探測器利用脈沖星自主導航的有效性,為我國未來的脈沖星導航奠定了基礎［46］。 2019 年,我國第一次開展了脈沖星導航試驗, 中國科學院高能物理研究所開展了在軌X 射線脈沖星導航試驗, 定位精度達到10km, 驗證了X 射線脈沖星可用于自主導航任務［47］。 但由于我國缺乏專門用于脈沖星觀測的望遠鏡以及各地觀測條件的差異性,目前開展的脈沖星導航任務還不得不依賴于國外脈沖星數(shù)據(jù)庫。

測角、 測速、 測距三種天文導航方法的特點歸納如表2 所示。

表2 天文自主導航方法對比Table 2 Comparison of celestial autonomous navigation methods

1.2 關鍵技術分析

（1）精確的軌道動力學建模

探測器在每個飛行階段因不同的攝動影響具有不同的軌道特性, 如中心引力體非球形攝動、太陽及行星的多體引力攝動等［48］, 有必要針對各個飛行階段建立高精度軌道動力學模型［49］。 高精度軌道動力學模型的建立需要考慮不規(guī)則行星引力場、 復雜的太陽光壓、 行星高階重力場等因素的影響, 例如采用天體的高階重力模型代替質(zhì)點重力模型、 對使用大型太陽電池陣的探測器建立太陽光壓模型等操作, 以提高狀態(tài)模型精度。

但是, 高精度軌道動力學模型過于復雜, 在實際工程應用中硬件系統(tǒng)很難滿足大量的運算需求。 因此, 既滿足精度要求又計算簡便的動力學模型是深空自主導航系統(tǒng)的研究重點。

（2）高精度量測信息獲取

探測器在深空中能利用的導航信息很少, 需要依賴自身搭載的各類敏感器獲取有用的導航觀測量。 因此, 量測信息的獲取精度對深空自主導航性能有重要影響。

天文測角導航系統(tǒng)常常根據(jù)目標天體的視直徑和質(zhì)心觀測量進行自主導航。 當探測器與天體之間的距離發(fā)生變化時, 天體在敏感器上的成像大小會有所不同, 需要圖像處理方法能夠自動識別并做出調(diào)整［50］。 圖像獲取與處理算法存在星點提取時間長、 內(nèi)部星表存儲量大等缺點, 因此快速捕獲和星表壓縮算法成為了重要的研究內(nèi)容。目前, 常常采用星點聚類提取法對天體圖像進行處理, 通過預處理和聚類操作優(yōu)化天體測量信息的處理過程。

對于天文測速導航系統(tǒng), 獲取高分辨率、 高穩(wěn)定性的光譜頻移量是研究重點, 主要包括光譜預處理、 特征譜線提取和頻移解算操作。 由于探測器飛行速度快、 恒星光譜信噪比低等因素影響,特征譜線提取是測量光譜頻移量的關鍵技術。 光譜源模型精度決定了測速導航系統(tǒng)的狀態(tài)估計性能, 影響模型精度的因素主要有目標恒星大氣隨機湍動、 局地爆發(fā)、 譜線熱運動等［51］。

在天文測距導航系統(tǒng)中, 由于脈沖星信號極其微弱, 探測器通過測量光子的到達時間來估計脈沖TOA［52］。 估計脈沖TOA 的關鍵技術是計算觀測脈沖輪廓與標準輪廓之間的時延, 目前的主流方法是利用相關函數(shù)計算二者的時間延遲, 雖然相關方法比較簡單, 但是估計精度容易受信號頻譜和噪聲特性影響。 因此, 準確、 魯棒性強的脈沖TOA 估計技術是脈沖星導航測量技術的重點研究內(nèi)容。

為獲取高精度的量測信息, 還需對以下方面進行深入研究: 1）提出新型測量原理解決微弱或復雜信號的量測問題; 2）提升導航敏感器的自主性以應對深空環(huán)境的不確定性。

（3）先進的導航濾波方法

深空探測自主導航系統(tǒng)屬于非線性系統(tǒng), 當前的導航濾波方法主要分為批處理法和遞推法兩類。 批處理濾波方法比較簡單, 不需要了解先驗信息, 已成功應用于Deep Space-1 和Deep Impact等任務。 但是對于復雜的軌道動力學模型參數(shù)估計問題, 這種方法并不適用。 遞推處理濾波方法具備計算量小、 處理速度快、 實時性好等優(yōu)點,已成為深空探測領域的主流導航濾波方法［53-54］。 對于高斯噪聲、 非線性導航系統(tǒng), 拓展卡爾曼濾波(EKF) 方法具有較好的濾波效果, 但由于引入了泰勒級數(shù), 會出現(xiàn)截斷誤差, 導致性能不佳。 無跡卡爾曼濾波(UKF) 方法通過無跡變換計算隨機變量的統(tǒng)計信息, 沒有高階項的截斷誤差, 可以獲得更好的導航精度［55］。 對于非高斯噪聲、 非線性導航系統(tǒng), 粒子濾波方法的濾波性能更好,但會出現(xiàn)粒子退化現(xiàn)象, 消除粒子退化的關鍵技術是選擇合適的密度函數(shù)或重采樣［56］。 盡管上述濾波方法有效解決了非線性問題, 但需要準確的先驗知識, 如狀態(tài)估計、 測量誤差等, 這些在導航系統(tǒng)中無法準確獲得。

為提高自主導航系統(tǒng)的濾波性能, 還需重點研究以下內(nèi)容: 1）導航系統(tǒng)采用先進的濾波理論,如神經(jīng)網(wǎng)絡理論、 模糊理論等; 2）提升導航濾波方法能夠自適應不確定因素的能力。

2 慣性基組合導航

2.1 技術原理與研究現(xiàn)狀

慣性導航系統(tǒng)（Inertial Navigation System, INS）由一組慣性器件（Inertial Measurement Unit, IMU）和計算單元組成, 在已知初始狀態(tài)的條件下通過數(shù)值積分解算本體的位置、 速度和姿態(tài)信息。 INS 的特點是不依賴于外界信息, 也不向外界輻射能量,具有短時精度高、 隱蔽性好、 不易受干擾等優(yōu)點,但導航精度會隨著時間的推移而降低。 在深空探測中, 慣性導航是動力飛行段的主要導航方式。但由于慣性導航的精度隨著時間的推移而降低,探測器僅利用慣性導航無法滿足探測任務的導航需求, 需要與其他導航方法組合使用, 下面介紹三種常用的慣性組合導航方法:

（1）慣性/雷達/視覺相對測量組合

由于慣性導航具備自主、 短時精度高的特點,兩個探測器為了完成精確的交會對接操作, 在彼此靠近的過程中常采用慣性導航方法。 但是, 探測器在逼近段可能存在初始導航誤差, 需要其他導航方法修正慣導初始誤差。 當兩個探測器距離較近時, 多采用雷達、 相機等敏感器直接測量目標探測器, 利用測量結果修正慣導的加速度信息;當兩個探測器距離較遠時, 一般采用紅外相機、激光測距儀、 激光雷達等敏感器與IMU 進行組合導航［57］。

（2）慣性/測距/測速導航組合

在天體軟著陸過程中, 為了連續(xù)測量加速度和姿態(tài)角速度信息, 探測器常采用INS 作為核心導航方法, 并利用測距/測速導航方法修正慣性導航誤差。 基于IMU/測距/測速的軟著陸組合導航技術已成功應用于眾多天體軟著陸任務: 在國外, 如美國的Apollo［58］、 Surveyor 任務和蘇聯(lián)的Luna 系列月球軟著陸任務, 還有美國的鳳凰號和火星科學實驗室的火星探測任務; 在國內(nèi), 2004 年我國正式開展“嫦娥系列” 月球探測工程, IMU/測距/測速組合導航在嫦娥三號、 嫦娥四號、 嫦娥五號軟著陸任務中均發(fā)揮了關鍵作用, 高度和速度導航精度分別達到了分米和分米/秒的水平［59-60］。 2020年, 我國成功首發(fā)天問一號火星探測器, IMU/測距/測速導航方法再次成功應用于火星表面的軟著陸過程, 速度精度達到了分米/秒的水平［22］。

（3）慣性/天文導航組合

在深空探測中, 探測器飛行時間長、 距離目標天體遠, 很難獲取高精度的天體量測信息［61］。由于慣性/天文組合導航方法具有獨立性強、 隱蔽性高、 抗干擾能力強等優(yōu)勢, 該方法常應用于巡航段和進近段的自主導航任務, 如勝利者號、 水手號、 嫦娥五號等深空探測任務。 Ning、 Wu 和Zheng 等［62-65］均提出了慣性/天文測角組合導航方法, 利用光學敏感器測量結果修正慣導的位置誤差、 速度誤差和姿態(tài)誤差, 并進行了硬件在環(huán)仿真試驗驗證。 Wang 等［10］提出了低推力行星際探測器自主導航方法, 利用脈沖星觀測有效減小了慣導誤差的長期影響。

2.2 慣導參數(shù)修正技術

隨著積分時間的推移, 慣性導航系統(tǒng)的速度誤差和位置誤差變大, 需要利用其他測量信息來修正慣導參數(shù)。 在地月空間中, 探測器的自主程度因任務而異, 相應的慣導更新源會有所不同。如圖4 所示, 基于光學測量信息, 探測器可以將自然天體、 被動表面信標或人造衛(wèi)星等目標作為慣導更新源［66］。

圖4 地月空間慣導更新的解決方案Fig.4 Solution of the Earth-Moon space inertial navigation update

深空探測器利用自然天體作為慣導更新源有諸多優(yōu)點, 如無需與地面站通信、 無需部署額外的天基資產(chǎn)、 有助于構建強大的導航架構等。 在地月空間中, 由于太陽、 地球或月球的運動特性已知, 最有希望成為慣導更新源。 探測器利用光學敏感器獲取天體質(zhì)心或亮度中心的位置信息,將測量值與自身位置信息相結合完成慣性導航參數(shù)修正。

由于近地空間人造衛(wèi)星的軌道信息已知, 其作為慣導更新源能夠提供更加準確的慣導修正信息［67］。 但可觀測的衛(wèi)星都圍繞在地球附近, 深空探測器光學觀測近地衛(wèi)星存在幾何形狀變化不大的問題。 若存在垂直于地球視線的衛(wèi)星加入光學觀測過程, 則可以顯著改善導航方案的性能。 目前, 已證明地月三角平動點附近的軌道比較穩(wěn)定,可以將一顆或多顆衛(wèi)星置于三角平動點軌道附近,以實現(xiàn)人造衛(wèi)星作為慣導更新源的目標。

更復雜的方法是將地球或月球上的表面特征作為慣導更新源, Bowers 等［68］已經(jīng)證明恒星、 地球或月球上已知地標之間的角度信息可用于順月導航。 由于地球大氣層遮蔽了地平線, 探測器只能觀測到模糊的地平線特征, 但鑒于對地球大小、形狀的了解, 可以通過表觀直徑來估計地球的表面特征。 基于表觀直徑估計方法, 探測器利用紅外光波段觀測二氧化碳層能夠形成比可見光波段更清晰的地平線特征［69］。 與地球相比, 陽光照射的月球表面具有清晰的地平線, 可以相對容易地觀測到月球表面特征或地平線位置［70］。

慣性導航作為自主導航系統(tǒng)的重要組成部分,根據(jù)深空探測任務的自主程度選擇最優(yōu)的慣導更新源和觀測方法成為了研究重點。

3 星間測量導航

由于具有自主性高、 精度高、 原理簡單等優(yōu)點, 星間測量導航技術尤其是星間輻射跟蹤導航技術將是未來深空探測領域的重要研究方向。 根據(jù)采用不同種類的測量信息, 星間測量導航方法可以分為星間輻射跟蹤、 星間光學觀測和量子定位方法。 目前, 采用星間測量導航技術的深空探測器比較少, 如美國的CAPSTONE、 MSL 任務。值得注意的是, 2022 年6 月美國發(fā)射的CAPSTONE 號探測器主要任務之一是測試與月球軌道器之間的星間測量聯(lián)合定軌技術, 為Artemis 載人登月計劃做好準備。

3.1 技術原理與研究現(xiàn)狀

（1）星間輻射跟蹤

星間跟蹤觀測（Satellite-satellite Tracking, SST）包括輻射距離觀測和距離變化率觀測, 具有原理簡單、 精度高等優(yōu)點, 可以為深空探測器自主導航提供技術支持［71］。 其中, 一類星間輻射跟蹤方法是用于獲取兩個或多個探測器之間的相對軌道信息。 基于該方法的導航網(wǎng)絡已成功用于深空探測任務, 如火星科學實驗室（Mars Science Laboratory, MSL）和CAPSTONE 任務。 MSL 任務以MRO 和Odyssey 探測器作為導航信標, 通過超高頻星間測量信號進行軌道確定, 輔助探測器在火星進近、進入、 下降和著陸階段進行自主導航［72］。 CAPSTONE 任務將在月球進近段與月球軌道器進行星間聯(lián)合定軌測試, 目前該探測器還在前往月球的飛行途中［73］。

LiAISON（Linked Autonomous Interplanetary Satellite Orbit Navigation）是另一類星間輻射跟蹤方法,可以確定兩個或多個探測器的相對和絕對軌道信息。 LiAISON 方法要求星間測量導航網(wǎng)絡中至少有一顆衛(wèi)星位于大小、 形狀和方向唯一的平動點軌道（Libration Point Orbit, LPO）上, 如地月空間中的Halo 軌道或Lissajous 軌道等［74］。 在不依靠地面站的情況下, 由于LPOs 具有很強的非對稱性, LiAISON 方法能夠同時估計出參與探測器的相對和絕對軌道信息, 實現(xiàn)深空探測器自主導航。 在地月空間中, LiAISON 方法應用于地月轉(zhuǎn)移段的演示,如圖5 所示。

圖5 LiAISON 方法應用于地月轉(zhuǎn)移段Fig.5 LiAISON method applied to the Earth-Moon transition segment

在國外, 2005 年Hill 等［75］首次提出了LiAISON 概念, 為實現(xiàn)探測器在地月空間中的自主導航提供了一種可行方案。 2007 年, Hill 等［76］在三體不對稱引力場中利用標量SST 數(shù)據(jù)同時估計探測器的軌道信息, 再次驗證了使用LiAISON 方法進行軌道確定的可行性和有效性。 2008 年, Hill等［77］進行了月球?qū)Ш侥M試驗, 平動點軌道器與環(huán)月軌道器分別可以實現(xiàn)100m 和10m 的導航精度, 可以滿足深空探測導航精度要求。 聯(lián)合地面導航方面, 2013 年Leonard 等［11］提出了聯(lián)合使用地面跟蹤和LiAISON 的自主導航方法, LiAISON 方法不僅改善了探測器的自主性, 還提高了深空導航精度, 可以將地面跟蹤站的數(shù)量從6 個減少到3個, 有效減輕了地面測控壓力。

在國內(nèi), 建立深空導航星座方面, Xin、 Zhang和Gao 等［78-80］提出了基于LiAISON 技術構建深空導航星座的方法, 驗證了用戶衛(wèi)星與平動點軌道星座之間進行輻射跟蹤自主導航的可行性。 誤差分析方 面, 2019 年Wang 等［81］評 估 了LiAISON 方 法受動態(tài)模型誤差和時鐘誤差的影響, 特別考慮了非高斯隨機噪聲的影響。

（2）星間光學觀測

深空探測器通過星間光學觀測進行自主軌道確定也是一種星間測量導航方法。 與LiAISON 方法的原理類似, 該方法要求導航星的絕對位置已知, 利用光學觀測量解算用戶探測器的軌道信息［82］。 例如在地月空間中, 探測器利用光學敏感器觀測一定數(shù)量的地球靜止軌道（The Geostationary Orbit, GEO）衛(wèi)星, 根據(jù)多顆GEO 衛(wèi)星的幾何形狀和多種三角測量技術, 實現(xiàn)深空探測器自主軌道確定。

目前, 有關星間光學觀測導航領域的研究還比較少。 在國外, 2009 年Christian 等［67］首次說明了GNSS 衛(wèi)星是地月空間中的有效觀測類型, 基于星間光學測量原理, 可以實現(xiàn)深空探測器光學自主導航。 2020 年, Bradley 等［83］通過光學觀測月球中心、 月球地標、 人造衛(wèi)星和行星, 評估了地月空間中的光學導航性能, 表明人造衛(wèi)星是地月空間非常有效的觀測類型, 利用中等性能的相機即可實現(xiàn)地月光學自主導航。 2021 年, 美國軍方對外公布: 基于星間光學測量原理, Rhea 太空活動公司、 普渡大學、 軍刀航天公司將聯(lián)合為地月空間開發(fā)一個自主導航模塊（Jervis Autonomous Module, JAM）, 配備JAM 的探測器可以在未被監(jiān)測的太空區(qū)域以無線電靜默方式自主運行數(shù)月。 由于具有突出的自主性和抗干擾能力, 星間光學觀測導航是一種有效的深空自主導航方案。

（3）量子定位

與GPS 原理相似, 量子定位導航系統(tǒng)（Quantum Positioning System, QPS）用量子糾纏光取代了GPS 中的電磁波, 通過測量相互關聯(lián)的兩束糾纏光之間的到達時間差（Time Difference of Arrival,TDOA）解算衛(wèi)星與用戶的距離以及用戶的空間坐標［84］。 與傳統(tǒng)定位系統(tǒng)相比, 量子定位系統(tǒng)具有精度高、 保密性好等優(yōu)點。 但是, QPS 技術的研究進展比較緩慢, 需要積累更多的理論基礎和試驗驗證經(jīng)驗, 以實現(xiàn)導航領域的跨越式發(fā)展。

3.2 關鍵技術分析

（1）平動點軌道高精度建模

近地空間的導航星座具有旋轉(zhuǎn)不可觀測性,故僅利用SST 觀測量無法估計探測器的絕對位置信息。 然而, 探測器在地月平動點軌道的運行軌跡唯一, 可以根據(jù)SST 觀測量確定相對或絕對位置信息［85］。 由于平動點軌道的加速度場具有較強的不對稱性, 引力場的模型精度將決定探測器的運行軌跡是否唯一［86］。

月球探測任務常采用“圓型限制性三體模型”作為基本的動力學模型。 事實上, 太陽引力和太陽光壓是不可忽略的攝動源, 會影響地月系統(tǒng)和探測器的運動狀態(tài), 這些影響總結為以下方面:1）月球繞地球的運動不再是圓形, 軌道偏心率在1/23 ～1/15 之間周期性變化; 2）地球-月球系統(tǒng)的質(zhì)心不再是慣性點, 而是繞太陽作橢圓運動; 3）月球繞地球運動的軌道面在慣性空間內(nèi)變化, 其運動是周期性變化的章動和進動。 因此, “圓型限制性三體模型” 與平動點軌道的動力學環(huán)境存在較大差異。

目前的研究主要考慮了三個因素的影響: 月球軌道相對于黃道面的軌道傾角、 月球軌道進動和月球軌道偏心率。 針對地月三角平動點, 探測器采用四體動力學模型一定程度上改善了地月系統(tǒng)的模型精度, 但是沒有消除月球軌道偏心率的影響。 針對地月共線平動點, 在假設月球軌道傾角為零、 太陽與月球作圓形運動的條件下, 探測器采用高精度限制性四體模型, 但無法克服白道面在慣性空間變化的問題。 Andreu 等［87］采用擬周期雙圓模型找到了接近于真實力學環(huán)境的軌道初值, 但是該動力學模型的復雜度非常高, 難以在工程中應用。

因此, 建立高精度、 適合在軌計算的平動點軌道模型需要重點考慮月球軌道進動和月球軌道偏心率等因素的影響。

（2）有效的軌道保持策略

在地月空間中, LiAISON 方法利用平動點軌道的非對稱性能夠估計參與探測器的絕對位置信息。由于平動點軌道具有很強的不穩(wěn)定性, 探測器很容易偏離標稱軌道。 從給定初始狀態(tài)開始, 探測器的動力學模型誤差和觀測噪聲隨著時間推移而增加, 大約1.6 天增加一倍。 因此, 探測器需要采用有效的軌道保持策略消除軌道偏離誤差, 確保在標稱軌道上穩(wěn)定運行［88］。

目前, 深空探測器的軌道控制模式主要有兩種: 瞬時噴氣模式和連續(xù)小推力保持模式［89］。 在工程應用中, 由于脈沖機動技術發(fā)展成熟, 常采用瞬時噴氣模式進行平動點軌道保持工作。 但是,脈沖機動工作原理決定了此模式只適用于間斷的松散控制, 而無法進行持續(xù)、 高精度的軌道保持任務。 相比而言, 連續(xù)小推力保持模式具有連續(xù)提供推力、 可控性強的優(yōu)點, 已成為更受青睞的軌道控制方案。 在平動點軌道保持任務中, 連續(xù)小推力保持模式通過對非線性系統(tǒng)進行線性化近似處理, 取得了一定的軌道保持效果, 但大幅值軌控效果不佳, 且存在控制精度低、 燃料消耗較大等問題。 為了能夠直接處理非線性系統(tǒng), 學者們提出了許多基于非線性模型的控制策略。 這些控制策略在一定程度上改善了軌道保持性能, 使得軌控精度更高, 燃料消耗更少。 但是, 非線性方法要求動力學模型的精度足夠高, 且對系統(tǒng)不確定性等因素的魯棒性較差。

因此, 為了改善平動點軌道的站位保持性能,需要克服非線性系統(tǒng)對精確建模的依賴, 控制系統(tǒng)的魯棒性也有待加強。

4 結論與展望

綜上所述, 國外已經(jīng)多次成功應用天文測角導航技術, 并已經(jīng)開始測試自主性更強、 精度更高的深空星間測量導航技術。 隨著我國深空探測任務的快速發(fā)展, 結合月球和火星探測工程的爆發(fā)期, 需要突破深空自主導航的各項關鍵技術,并發(fā)展新型導航方法的在軌應用, 如星間測量導航、 天文脈沖星導航等方法, 為我國的深空探測任務提供自主導航技術支持。

為了使我國深空探測自主導航技術達到國際先進水平, 早日實現(xiàn)航天強國目標, 除了上文已提及的技術內(nèi)容外, 還需要對以下方面進行深入研究:

（1）核推進方式下的高精度建模

2021 年, 美國DARPA 提出了核推進計劃——DRACO, 以支持快速登月以及人類登陸火星任務。高比沖核推進將作為未來深空探測器的主要動力來源, 使深空探測任務所需的發(fā)射規(guī)?？s小數(shù)十倍。 核推進技術減少了深空探測器到月球、 火星等天體的飛行時間, 但是對于自主導航系統(tǒng)而言,高比沖核推進技術加大了建立高精度軌道動力學模型的難度。 因此, 對核推進探測器建立連續(xù)、準確的動力學模型是未來深空探測自主導航技術的重點研究方向。

（2）自主任務規(guī)劃技術

現(xiàn)如今, 大部分探測器在執(zhí)行深空探測任務之前先由地面專家規(guī)劃好各種在軌活動, 然后通過上行鏈路傳達控制指令。 這種預先規(guī)劃任務的方法要求有足夠的星地通信時間以及相對穩(wěn)定的運行環(huán)境, 但是深空探測具有很大的不確定性且頻繁進行星地交互的成本較高。 因此, 需要發(fā)展在線任務規(guī)劃技術, 使探測器具備自主規(guī)劃能力,以更好地應對深空中的突發(fā)狀況。

（3）多導航信息源融合技術

由于深空環(huán)境復雜多變, 采用單一導航方法無法滿足深空探測自主導航技術要求, 需要發(fā)展高精度、 高穩(wěn)定性、 抗干擾能力強的組合導航系統(tǒng)。 例如, 慣性導航在實際應用中有很高的精度,但導航誤差會隨著時間的推移而增大, 通過其他導航系統(tǒng)提供準確的修正信息, 實現(xiàn)各種導航方法優(yōu)勢互補。 探測器在深空任務中會經(jīng)歷多個飛行階段, 結合多種導航方法構成多信息源融合一體化導航系統(tǒng), 是提高深空探測自主導航精度的有效手段之一。

（4）地面仿真技術

由于深空探測任務的代價巨大, 需要建立完善的地面仿真試驗驗證系統(tǒng), 以驗證探測器的在軌有效性、 可行性和實用性。 一方面, 要減小導航模擬器與真實導航目標源的環(huán)境參數(shù)差異, 保證地面衛(wèi)星仿真技術的真實性; 另一方面, 導航系統(tǒng)規(guī)模逐漸擴大, 超大規(guī)模的計算需求日益增長, 有必要在半物理仿真中實現(xiàn)系統(tǒng)模型的自動分解和并行化計算。