臨近空間高超聲速飛行器天文導(dǎo)航系統(tǒng)綜述

陳冰， 鄭勇， 陳張雷， 章后甜，2， 劉新江，3

1. 信息工程大學(xué)，鄭州 450001

2. 洛陽理工學(xué)院 土木工程學(xué)院，洛陽 471023

3. 32021 部隊，天津 300140

臨近空間是指海拔高度在20～100 km的空域[1]。如圖1所示，它在大氣對流層之上，覆蓋了平流層、中間層和熱層的下邊界部分，環(huán)境條件跨度較大，是航天與航空業(yè)務(wù)領(lǐng)域的結(jié)合部，在即將到來的空天一體化聯(lián)合作戰(zhàn)中具有重要戰(zhàn)略價值[2]。臨近空間飛行器可分為低速和高速2類。低速平臺可實現(xiàn)長航時區(qū)域駐空，并在兼顧覆蓋范圍的情況下顯著提高分辨率；高速平臺則具有遠(yuǎn)距離機(jī)動投送和快速進(jìn)入臨近空間的響應(yīng)能力[3]。

圖1 臨近空間的高度范圍

高超聲速飛行器(Hypersonic Vehicle)是近年來發(fā)展迅速的臨近空間高速平臺的代表。它采用高升阻比的氣動外形設(shè)計及高超聲速滑翔、火箭發(fā)動機(jī)或超燃沖壓發(fā)動機(jī)推進(jìn)技術(shù)，以實現(xiàn)高超聲速、高機(jī)動性等功能，因此具有作戰(zhàn)響應(yīng)迅速、突防能力強(qiáng)等特點。

2000年以來，美、俄、德等國的臨近空間高超聲速飛行器已先后投入試飛試驗，獲得了大量數(shù)據(jù)資料[4-7]。

導(dǎo)航技術(shù)是臨近空間高超聲速飛行器的核心支撐技術(shù)之一。NASA針對高超聲速飛行器的導(dǎo)航模塊設(shè)計要求是“為飛行器管理系統(tǒng)(Vehicle Management System，VMS)提供連續(xù)精確的、以本地高度和地理坐標(biāo)表示的飛行器位置和姿態(tài)”[8]。

導(dǎo)航系統(tǒng)獲得的觀測數(shù)據(jù)對飛行器的姿態(tài)控制、軌跡調(diào)整起著至關(guān)重要的作用。天文導(dǎo)航技術(shù)作為定姿精度最優(yōu)、高度自主可靠的技術(shù)手段，在臨近空間高超聲速飛行器的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制中得到了初步應(yīng)用。

本文介紹了近年來投入實際飛行試驗的部分臨近空間高超聲速飛行器的導(dǎo)航系統(tǒng)情況，分析了高超聲速飛行器的飛行環(huán)境和任務(wù)特性，論述了天文導(dǎo)航應(yīng)用的關(guān)鍵問題及技術(shù)進(jìn)展，對臨近空間高超聲速飛行器應(yīng)用天文導(dǎo)航的相關(guān)問題進(jìn)行了研究，指出了發(fā)展方向。

1 臨近空間高超聲速飛行器及其導(dǎo)航技術(shù)

高超聲速飛行器是一個快速發(fā)展的新領(lǐng)域。在原理和原型試驗階段，研究人員主要聚焦于“能不能飛”的問題，動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、材料等一系列更尖銳的難題被放到突出的位置，對飛行器飛行軌跡要求則相對簡單。

國外開展實際飛行試驗的高超聲速飛行器都采用了組合導(dǎo)航手段，將慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(Inertial Navigation System, INS)、全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System, GNSS)與航空數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)集成運用。

早期方案通常以INS+GNSS的組合方式為主。其中， GNSS用于更新校正INS，而航空數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)提供實時的空速、迎角、壓力和高度等數(shù)據(jù)。隨著高超聲速飛行器研制和武器化進(jìn)程的逐漸推進(jìn)，對飛行器航程、高度、機(jī)動、精度和魯棒性的要求日漸凸顯，導(dǎo)航手段也更加多元，天文導(dǎo)航系統(tǒng)(Celestial Navigation System，CNS)被應(yīng)用于飛行中段，差分GPS、合成孔徑雷達(dá)(SAR)等技術(shù)被應(yīng)用于飛行末段。部分高超聲速飛行器的試驗?zāi)繕?biāo)和導(dǎo)航方案的選用情況如表1所示[5,9-16]。

表1 國外高超聲速飛行器的試驗?zāi)繕?biāo)和導(dǎo)航方案

在軍事應(yīng)用方面，NASA和美軍希望量產(chǎn)的高超聲速武器，首先要實現(xiàn)2 h內(nèi)8 000 km的投射，并最終達(dá)到2 h內(nèi)全球覆蓋[17]；要求其保持較高的末端機(jī)動性能和突防/攔截能力，基本實現(xiàn)智能化的自主導(dǎo)航，并具備足夠的抗干擾、反摧毀能力，從而滿足對全球關(guān)鍵目標(biāo)的精準(zhǔn)打擊[18]。2017年10月，美軍在夏威夷考艾島導(dǎo)彈試驗基地進(jìn)行了高超聲速助推滑翔導(dǎo)彈首飛試驗[19]。該類型導(dǎo)彈所支持的跳躍式滑翔能夠在縱向平面進(jìn)行多次跳躍機(jī)動[20]。2018年3月，俄羅斯宣布已經(jīng)擁有高超聲速導(dǎo)彈“Avangard”；同年，美國海軍作戰(zhàn)部長約翰·理查德森宣布海軍 “到2025年將開發(fā)和部署進(jìn)攻性高超聲速武器”，在潛艇和驅(qū)逐艦全面安裝高超聲速武器的垂直發(fā)射模塊[21]。

這就意味著高超聲速飛行器技術(shù)已經(jīng)全面用于武器裝備領(lǐng)域，其導(dǎo)航系統(tǒng)也將超越理想試驗環(huán)境，直面臨近空間內(nèi)長時間高速巡航、高過載機(jī)動突防、承受高強(qiáng)度導(dǎo)航干擾對抗等實戰(zhàn)條件的檢驗。

可以預(yù)見，在高強(qiáng)度導(dǎo)航戰(zhàn)對抗條件下，GNSS系統(tǒng)有很大概率失效或者精度降低，在極端條件下，甚至可能被徹底破壞。臨近空間內(nèi)高超聲速飛行器的組合導(dǎo)航如果嚴(yán)重依賴GNSS的正常運行，很難實現(xiàn)穩(wěn)定可靠的自主導(dǎo)航。

慣導(dǎo)、天文導(dǎo)航等自主導(dǎo)航手段將成為導(dǎo)航戰(zhàn)條件下高超聲速飛行器導(dǎo)航的“保底”手段。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的精度取決于陀螺和加速度計的精度控制水平，其誤差會隨時間累積而趨于發(fā)散。天文導(dǎo)航技術(shù)以不可摧毀的星體作為導(dǎo)航信息源，可以提供精度最高的定向信息，為控制慣導(dǎo)的誤差發(fā)散提供關(guān)鍵的航向、姿態(tài)等校正信息。美、俄等國一直投入大量資源進(jìn)行天文導(dǎo)航系統(tǒng)的理論研究和產(chǎn)品研發(fā)。NASA很早就意識到高超聲速飛行器應(yīng)當(dāng)不依賴GNSS和航天飛機(jī)所需的全球分散地面支持系統(tǒng)，絕大多數(shù)重要的導(dǎo)航系統(tǒng)要素和實時飛行規(guī)劃能力都必須在飛行器上得到實現(xiàn)[8]。美軍要求在國家層面的定位、導(dǎo)航與授時(Positioning, Navigation and Timing, PNT)體系內(nèi)突出天文導(dǎo)航的戰(zhàn)略作用，保持美方的優(yōu)勢地位[22]。

2 臨近空間高超聲速飛行器天文導(dǎo)航應(yīng)用情況

目前，天文導(dǎo)航技術(shù)主要是利用敏感器觀測自然天體獲得星圖，進(jìn)而從星圖中解析獲得導(dǎo)航信息，包括解算載體位置、速度、姿態(tài)等信息[23]。在20世紀(jì)30年代無線電導(dǎo)航技術(shù)投入應(yīng)用之前，天文導(dǎo)航一直是唯一穩(wěn)定可行的導(dǎo)航技術(shù)[24]。

天文導(dǎo)航系統(tǒng)已經(jīng)在航空領(lǐng)域，特別是戰(zhàn)略級大型航空器上得到廣泛應(yīng)用。美軍SR-71高空偵察機(jī)、B-2遠(yuǎn)程戰(zhàn)略轟炸機(jī)上就安裝了加州諾斯羅普公司研制的NAS系列天文/慣性導(dǎo)航系統(tǒng)。它跟蹤3顆星定位所需時間約為1 min，姿態(tài)精度優(yōu)于3 s，定位精度優(yōu)于350 m。RC-135偵察機(jī)采用的LN-120G高精度GPS增強(qiáng)型天文組合導(dǎo)航系統(tǒng)，集成了零鎖陀螺儀、先進(jìn)加速度計和新型望遠(yuǎn)鏡技術(shù)，組合導(dǎo)航時的航向角誤差小于20 s。俄羅斯的Tu216、 Tu295、Tu2160 轟炸機(jī)等均使用了天文導(dǎo)航設(shè)備[25]。

2.1 臨近空間飛行環(huán)境與高超聲速任務(wù)條件

臨近空間高超聲速飛行器上，天文導(dǎo)航系統(tǒng)應(yīng)用的飛行環(huán)境和任務(wù)條件不同于一般航空器。其飛行環(huán)境的特殊性主要體現(xiàn)在以下幾個方面[26]：

1) 大氣密度顯著降低。由于大氣密度隨著高度下降，在30 km高度，大氣密度只有地表的1%；到50 km，只有地表的1‰；到80 km，只有地表的0.02‰。

2) 大氣條件相對穩(wěn)定。風(fēng)雨雷電等天氣現(xiàn)象是由區(qū)域內(nèi)空氣溫度、濕度、壓強(qiáng)的劇烈變化所導(dǎo)致的，在高度較低的對流層內(nèi)尤其顯著。臨近空間高度在20 km以上，大氣溫度、濕度、壓強(qiáng)已無顯著變化。臨近空間內(nèi)基本沒有上下對流，也沒有雷電風(fēng)暴等天氣現(xiàn)象。

3) 平流層內(nèi)(20～55 km)大氣水平方向環(huán)流速度較低。根據(jù)美軍觀測，20～24 km高度區(qū)間內(nèi)的風(fēng)速平均不到9 m/s，30 km高度的風(fēng)速平均為18 m/s；根據(jù)模型，37 km以上的風(fēng)速也不會超過25 m/s。

4) 宇宙射線通量高，高能粒子輻射強(qiáng)度大。臨近空間處于大氣平流層以上，在40 km以上大氣中幾乎沒有臭氧。來自宇宙空間的高強(qiáng)度紫外線未經(jīng)臭氧吸收，造成大氣的電離作用，形成大量自由電子、離子，其密度高于大氣層均值的30倍以上。

另一方面，高超聲速飛行器的任務(wù)條件也和一般航空器不同，主要有以下幾方面：

1) 高超聲速飛行器以5Ma甚至更高的速度在臨近空間內(nèi)飛行，飛行區(qū)域跨越平流層、中間層，使得飛行器外部的局部大氣密度變化范圍大、溫度變化迅速而復(fù)雜。

2) 高超聲速飛行器的飛行狀態(tài)、環(huán)境條件和機(jī)身產(chǎn)生很強(qiáng)的氣動耦合，容易引起飛行軌跡和姿態(tài)的劇烈變化，對實現(xiàn)飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制提出了更高的技術(shù)要求[27]。

3) 高超聲速進(jìn)一步放大了氣動干擾，局部流場中的激波和邊界層被放大，在亞聲速、聲速級別飛行時被忽略的氣動光學(xué)效應(yīng)被放大，飛行器表面材料的燒蝕效應(yīng)也會產(chǎn)生影響[28]。

4) 機(jī)動時產(chǎn)生高過載可能達(dá)到40g以上，對導(dǎo)航系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、穩(wěn)定性、連續(xù)性提出了更高要求[18]。

2.2 臨近空間內(nèi)天文導(dǎo)航的應(yīng)用與挑戰(zhàn)

臨近空間內(nèi)高超聲速飛行器所處的環(huán)境和飛行條件對天文導(dǎo)航系統(tǒng)的應(yīng)用各有利弊。一方面，大氣密度的顯著降低和大氣條件的相對穩(wěn)定，使得天文導(dǎo)航的觀測受氣象條件的影響減弱；另一方面，高超聲速飛行、高過載機(jī)動、環(huán)境劇烈變化引發(fā)的飛行氣動耦合、氣動光學(xué)效應(yīng)又給天文導(dǎo)航的應(yīng)用帶來了新的困難。

德國于2012年發(fā)射的SHEFEX-2試驗飛行器采用了慣性導(dǎo)航、GNSS導(dǎo)航和天文導(dǎo)航的組合[29]，如圖2所示。其中，天文導(dǎo)航組件并沒有采用高精度、高成本的方案，而是選用了Prosilica公司的電荷耦合器件(CCD)設(shè)備進(jìn)行改裝[30]。SHEFEX-2飛行器的天文導(dǎo)航設(shè)備在助推段結(jié)束之后就開始運行[11]，有效減少了助推段運動產(chǎn)生的姿態(tài)誤差[31]。

圖2 SHEFEX-2采用的天文導(dǎo)航設(shè)備[32]

需要注意的是，SHEFEX-2上搭載的天文導(dǎo)航系統(tǒng)主要是在高于臨近空間的高度區(qū)間內(nèi)運行工作，從而進(jìn)一步降低了大氣影響。但另一方面，這種策略并未直接克服臨近空間內(nèi)的飛行氣動耦合、氣動光學(xué)效應(yīng)等難題。

3 臨近空間高超聲速飛行器天文導(dǎo)航的發(fā)展方向

未來的高超聲速飛行器不僅需要在助推、巡航段進(jìn)行天文導(dǎo)航，在再入段也需要。復(fù)雜飛行環(huán)境和條件所帶來的特殊性，給天文導(dǎo)航在臨近空間高超聲速飛行器上的應(yīng)用提出了新的要求，這也為未來應(yīng)用發(fā)展需重點研究的技術(shù)問題指明了方向。本文分析認(rèn)為，發(fā)展方向主要集中在高適應(yīng)性、高精度、高更新率、工業(yè)化等方面。

3.1 擴(kuò)展觀測頻譜，提升星圖采集效能

長期以來，自動化的星圖采集都是利用CCD和互補(bǔ)金屬氧化物半導(dǎo)體(CMOS)作為主要的成像元器件。

CCD傳感器技術(shù)發(fā)展相對成熟，能實現(xiàn)高靈敏度、寬光譜響應(yīng)、低讀出噪聲和大動態(tài)范圍。早期美國ASTROS系列、法國SED系列星敏感器，都是以CCD作為成像元器件[33]。但是CCD的體積、重量、功耗較大，對輻射較為敏感[34]。

早期的CMOS圖像傳感器具有電路設(shè)計簡單、幀頻高、可片上集成圖像處理單元等優(yōu)點[35]。但是由于其非全局快門的曝光方式，使得CMOS不適用于高動態(tài)的成像需求。

近年來，成像元器件的制備有了長足進(jìn)展，新型傳感器逐漸進(jìn)入工程應(yīng)用階段。其中就包括電子倍增電荷耦合器件(EMCCD)和有源像素傳感器(APS)CMOS。

EMCCD與傳統(tǒng)CCD相比，增加了固態(tài)電子倍增結(jié)構(gòu)，可以在信號電荷進(jìn)入讀出放大器前先進(jìn)行電荷倍增放大，從而達(dá)到普通CCD靈敏度的數(shù)百倍。在理論上可以在特定光學(xué)系統(tǒng)條件下，將探測10等星的積分時間縮短到6 ms以內(nèi)。但是，EMCCD的電荷倍增效果與芯片溫度密切相關(guān)，溫度越低，倍增效果越顯著[36]。這就要求增加制冷和溫控設(shè)備，保持EMCCD的運行環(huán)境始終處在較低溫度。

APS技術(shù)的發(fā)展使得CMOS的信噪比、靈敏度和動態(tài)范圍都有很大的提高。COMS APS可以支持20°×20°的更寬視場，從而保證視場內(nèi)有更多恒星可供識別，以減小導(dǎo)航星庫的大小和提高導(dǎo)航星庫的搜索速度，提高姿態(tài)更新的速率，而且可支持更高的集成度。因此COMS APS已成為近年來星敏感器發(fā)展的主流方向。意大利的A-STR系列和德國的ASTRO APS系列星敏感器就是代表。國內(nèi)的北京控制工程研究所、北京航空航天大學(xué)、清華大學(xué)等單位研發(fā)了YK010、SS2K、NS-1等多個型號的星敏感器。2012年以后，國產(chǎn)星敏感器在小型化和快速性等關(guān)鍵性能指標(biāo)上已經(jīng)達(dá)到國際領(lǐng)先水平[37]。

臨近空間的星圖采集具有一定優(yōu)越性。大氣散射的背景輻射隨著海拔高度的增加而顯著減小，相同星敏的可探測極限星等幾乎是隨著高度線性增加的。研究表明，在恰當(dāng)曝光時間下，15 km 高度僅能觀測到3～4等星，在25 km高度已可以觀測到6等星，40 km則可以觀測到9等星[38]。相較于地面和20 km以下的低空，在臨近空間的高度上可以捕獲更多的星點信息。

臨近空間高超聲速飛行器天文導(dǎo)航必須要考慮白天觀星和高背景輻射等情況。太陽輻射的峰值波長在0.5 μm左右，在J、H、K 3個短波紅外波段的太陽輻射功率遠(yuǎn)低于可見光。因此，利用短波紅外進(jìn)行恒星觀測，可以削弱太陽輻射的影響。根據(jù)2MASS(2微米全天巡天計劃)發(fā)布的數(shù)據(jù)和Tycho-2、UCAC星表的對比，在白天條件下，短波紅外段能觀測到的恒星數(shù)量多于可見光波段。當(dāng)觀測視場為2°×2°時，視場內(nèi)可探測到H、K波段內(nèi)3顆不高于6.5等恒星的概率為99.99%；若觀測視場擴(kuò)大到2.5°×2.5°，則概率上升到100%，從而滿足多星矢量定位的要求[39]。

已有研究提出采用InGaAs(銦鎵砷)短波紅外探測組件作為星圖的成像元器件。InGaAs傳感器相對于CMOS在白天觀星時有較為顯著的優(yōu)勢[40]，尤其是能在0.9～1.7 μm波段可以在非制冷的室溫條件下工作，從而大大提高了可靠性，降低了載荷成本。國內(nèi)也已初步具備制備線列和平面型InGaAs元件并控制其噪聲水平的能力[41]。

3.2 開展光學(xué)過程的誤差模型構(gòu)建與標(biāo)校，控制氣動效應(yīng)誤差

敏感器獲取的星圖質(zhì)量直接影響測量和解算的精度[42]。天文導(dǎo)航的核心是星圖的獲取和處理。如圖3所示，天體發(fā)射的星光要經(jīng)過大氣遠(yuǎn)場、大氣近場和光學(xué)窗口，并通過艙體內(nèi)的成像器件，最終在光敏元器件上成像。

圖3 星光傳遞的光學(xué)過程

臨近空間飛行器的高度在20 km以上，基本可忽略遠(yuǎn)場大氣的影響。但它在臨近空間內(nèi)高超聲速飛行時，機(jī)身與大氣的相對運動將形成強(qiáng)大的來流，進(jìn)而產(chǎn)生激波、膨脹波、湍流邊界層等復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)，直接影響到飛行器周圍鄰近的密度場、壓力場和溫度場[43]。因此，高超聲速飛行器光學(xué)觀測受到的近場、光學(xué)窗口影響是無法忽略的。NASA提出，臨近空間高超聲速飛行器速度在3Ma以上時，會對外部環(huán)境和載體間的復(fù)雜作用產(chǎn)生重要影響。如果不對其進(jìn)行詳細(xì)的動力學(xué)分析和控制設(shè)計，可能會導(dǎo)致飛行器設(shè)計的缺陷[44]。

國內(nèi)研究人員將高速流場氣動光學(xué)效應(yīng)分解為層流和湍流2種流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行估算。在給定口徑、焦距、波段的光學(xué)系統(tǒng)條件下，取入射角為40°，飛行參數(shù)為高度10 km，速度為3Ma時，產(chǎn)生的像偏移導(dǎo)致的半視場角誤差在6"左右[45]。在不考慮氣動光學(xué)的理想狀況下，國內(nèi)的星敏感器產(chǎn)品目前能實現(xiàn)優(yōu)于10"的姿態(tài)輸出。因此，對于臨近空間飛行器的天文導(dǎo)航，氣動光學(xué)對星敏感器、尤其是大視場星敏感器的影響不可忽略。

氣動光學(xué)影響主要有2方面：一方面作用于觀測窗口的壓力場和溫度場的變化和不均勻，會造成窗口材質(zhì)的壓力梯度和溫度梯度，進(jìn)而引起形變，導(dǎo)致窗口材質(zhì)的折射率發(fā)生變化[46]，即光學(xué)窗口的熱光學(xué)效應(yīng)問題。這已得到了許多學(xué)者的關(guān)注和研究[47-48]。

另一方面，星敏感器光學(xué)成像探測系統(tǒng)必須以光學(xué)頭罩、開窗、轉(zhuǎn)臺等結(jié)構(gòu)與外界聯(lián)通的問題。光學(xué)頭罩等非連續(xù)結(jié)構(gòu)與外部氣流發(fā)生劇烈相互作用時，將在其周圍形成微觀的激波、湍流邊界層、剪切層、尾跡等復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)[49]。外部光線通過該復(fù)雜流場時，會受到混合層氣體密度梯度的變化和氣動加熱的多重影響，導(dǎo)致光束產(chǎn)生波面畸變、偏折、模糊、抖動、能量衰減等現(xiàn)象，進(jìn)而對星圖成像產(chǎn)生重大影響[48，50]。氣動光學(xué)效應(yīng)中，流場結(jié)構(gòu)形態(tài)及性質(zhì)與航空器的飛行狀態(tài)、氣動結(jié)構(gòu)、觀測窗口位置的布局密切相關(guān)，這可能會造成定位定向誤差的進(jìn)一步擴(kuò)大。

國內(nèi)許多天文導(dǎo)航的研究，都是基于理想星圖展開的。但高超聲速飛行受環(huán)境的嚴(yán)重影響，是無法獲得理想星圖的[51]。采集到的原始圖像包含了大氣遠(yuǎn)場、近場和光學(xué)窗口的影響擾動。如何科學(xué)描述這些擾動，并對其造成的圖像退化進(jìn)行校正和復(fù)原，成為一項不可或缺的重要任務(wù)。近年來，地面靜風(fēng)洞試驗技術(shù)[52]、計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD) 數(shù)值計算技術(shù)[53]的發(fā)展，為研究近場影響提供了有力的支撐手段，為建立光學(xué)過程的誤差模型和校正模型創(chuàng)造了條件。

3.3 挖掘多視場、大視場觀測解算機(jī)理，提升自主基準(zhǔn)可行性

第1代星敏感器受到當(dāng)時CCD面陣大小等因素的限制，視場較小。美國JPL研制的STELLAR視場僅有3°，只能對視場中的亮星進(jìn)行跟蹤，不具有自主星圖識別能力[54]。

20世紀(jì)90年代后，大面陣高光學(xué)轉(zhuǎn)換靈敏度CCD、高性能微處理器和各種優(yōu)化姿態(tài)算法用于第2代星敏感器，使得它能擴(kuò)大視場、壓縮星表、探測暗弱星等、實時輸出高精度姿態(tài)信息，并能獨自完成初始姿態(tài)捕獲，從而解決“空間迷失”問題[55]。這一代星敏感器的視場，早期大都在8°以上，近年來已達(dá)到20°，但仍然無法實現(xiàn)單鏡頭高精度的三軸姿態(tài)測量。因為單鏡頭每次僅能對某一方向鄰域內(nèi)的恒星成像，其觀測結(jié)構(gòu)會導(dǎo)致滾動角約束相對較弱，從而使其精度比俯仰和偏航角低約一個數(shù)量級。

為了得到高精度的三軸姿態(tài)，目前主要采用多視場組合[56]。但這種方式需要多個星敏感器構(gòu)成一個統(tǒng)一的系統(tǒng)，不利于系統(tǒng)的小型化，與目前低功耗、小重量、小體積的發(fā)展趨勢相悖。

國內(nèi)研究者提出了另一種實現(xiàn)高精度三軸姿態(tài)獲取的方式，就是采用魚眼等超大視場星敏感器。通過單鏡頭獲取超大視場星像，可改善觀測結(jié)構(gòu)，提高算法的穩(wěn)定性以及解算精度，從而提高滾動角測量精度。超大視場內(nèi)可包含更多的亮星，即使減少采用暗星數(shù)量也不會影響定姿性能，因此可減小導(dǎo)航星表的存儲容量占用、提高星圖識別速度。但是該方法的實現(xiàn)也需要解決很多技術(shù)問題，如超大視場的畸變校正，雜散光的干擾、星點提取算法的優(yōu)化等[57-58]。

超大視場的運用，為單視場星敏感器直接敏感地平，以及利用星光折射間接敏感地平提供了可能，并可依據(jù)導(dǎo)航星和地球之間的幾何關(guān)系，結(jié)合軌道動力學(xué)方程和先進(jìn)的濾波方法實現(xiàn)的自主基準(zhǔn)和自主導(dǎo)航[59]。有國外研究者提出通過“星光陀螺”的概念來完成自主定姿。仿真結(jié)果顯示，當(dāng)載體姿態(tài)角速度小于420 (°)/s時，星光陀螺可以估算姿態(tài)角速度；當(dāng)載體角速度低于50 (°)/s時，則可實現(xiàn)姿態(tài)角的觀測和解算[60-61]。

3.4 優(yōu)化星圖處理算法策略，提升天文觀測解算的數(shù)據(jù)更新率

姿態(tài)更新率是指載體有效姿態(tài)數(shù)據(jù)的最高輸出速率，是天文導(dǎo)航系統(tǒng)性能的一項重要評價指標(biāo)。國外天基星敏感器的姿態(tài)更新率一般在10 Hz 左右，少數(shù)產(chǎn)品達(dá)到30～50 Hz[62]，也有專用的高速星敏感器可達(dá)到100 Hz[63]。德國SHEFEX-2高超聲速飛行器采用的天文導(dǎo)航系統(tǒng)整體姿態(tài)更新率僅為2 Hz，而同時搭載的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit, IMU)更新率為500 Hz，這就使得兩者進(jìn)行組合導(dǎo)航時，頻率匹配和對準(zhǔn)都成為一個必須解決的問題[64]。

影響姿態(tài)更新率的要素包括星敏感器曝光時長、圖像存儲耗時、星圖數(shù)據(jù)處理效率和姿態(tài)數(shù)據(jù)通訊延時。其中，曝光時長和圖像存儲耗時的優(yōu)化主要依靠元器件技術(shù)提升。也有研究者從運行機(jī)制角度，提出了采用二級流水機(jī)制，開展均衡并發(fā)處理的方法，并指出姿態(tài)數(shù)據(jù)通訊延時影響不大[65]。影響星圖處理效率的要素主要包括導(dǎo)航星表遴選優(yōu)化、高精度星點提取和快速星圖匹配等。

建立導(dǎo)航星表的關(guān)鍵是遴選原則和制備技術(shù)。星表的遴選一般都遵循Vedder提出的“提高導(dǎo)航星分布的均勻度”和“減少導(dǎo)航星的數(shù)量而不降低性能”2個基本原則[66]。臨近空間高超聲速飛行器導(dǎo)航星表的遴選，是要在充分考慮飛行器外部飛行環(huán)境特性、機(jī)動特性，以及感光元器件性能特性、星敏感器視場特性的基礎(chǔ)上[67]，擬制更有針對性的遴選原則，從而進(jìn)一步壓縮星表規(guī)模，減小星點匹配運算量。星表的制備通常須在飛行任務(wù)開始之前完成，具體制備技術(shù)手段已較為豐富[68-69]。

星點提取就是對星敏感器捕獲的星圖進(jìn)行處理，從中提取恒星在星圖平面坐標(biāo)系中的準(zhǔn)確位置。星點提取精度將直接影響后續(xù)星圖識別的準(zhǔn)確率[70]。傳統(tǒng)的星點提取算法主要包括圖像濾波、分割、連通區(qū)域劃分和恒星質(zhì)點確定等步驟。相對于天基平臺天文導(dǎo)航，臨近空間高超聲速飛行器天文導(dǎo)航更需要注重非均勻背景噪聲的去除。這種非均勻噪聲有2個來源：一是高超聲速飛行器觀測窗口表面流場的溫度非均勻性[71-72]。二是內(nèi)部環(huán)境溫度變化誘發(fā)的成像元器件非均勻性噪聲[73]。這種非均勻性會隨著星敏感器視場的擴(kuò)大而變大[74]。

星圖快速匹配的研究方向是在最優(yōu)路徑[75]、形狀因子等多特征匹配[76-77]、相近模式向量等方法的基礎(chǔ)上，繼續(xù)開發(fā)先進(jìn)算法，在經(jīng)過優(yōu)化的有限星表內(nèi)進(jìn)行更高效搜索，從而進(jìn)一步提升天文觀測解算的數(shù)據(jù)更新率。

3.5 推進(jìn)小型化、模塊化、工程化技術(shù)

由于包含了觀測鏡頭、成像裝置、伺服機(jī)構(gòu)和數(shù)據(jù)處理設(shè)備等，天文導(dǎo)航系統(tǒng)的體積和重量一般都相對偏大，這會加大飛行器的推進(jìn)負(fù)荷，占用更多載荷空間。高超聲速飛行器對流體外形和載荷效率的要求比一般航空器更加嚴(yán)格。因此，其設(shè)備的結(jié)構(gòu)應(yīng)當(dāng)在保持性能的前提下盡可能簡化、重量體積應(yīng)進(jìn)一步縮小。前端觀測部分向捷聯(lián)輕量化方向發(fā)展，利用原理突破，簡化鏡頭及伺服機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)；后端處理部分向芯片化、智能化方向發(fā)展，進(jìn)一步縮小體積、降低功耗[78]。2002年，美國Liebe等完成的MAST星敏感器已經(jīng)實現(xiàn)了70 mW 的超低功耗和42 g的超小質(zhì)量，但在性能上受到一定限制。同期的國內(nèi)產(chǎn)品也能控制在功耗5 W，質(zhì)量1 000 g以內(nèi)[79]。到2016年，國外微型星敏感器鏡頭產(chǎn)品已經(jīng)實現(xiàn)質(zhì)量11 g，測量精度5.5″。國內(nèi)微型星敏感器鏡頭的理論設(shè)計值也能控制在15 g以內(nèi)，單星測量精度2.14″[80]。

長春光機(jī)所、北京控制工程研究所、北京空間機(jī)電研究所、上海航天技術(shù)研究院第803研究所、北京航空航天大學(xué)、清華大學(xué)等多家單位都具備生產(chǎn)定型星敏感器及完整天文導(dǎo)航系統(tǒng)的能力[74,78,81]。但大都是為了特定試驗功能而開發(fā)的定制產(chǎn)品，尚未做到嚴(yán)格的標(biāo)準(zhǔn)化、系列化、規(guī)?；?，與美軍“一型多變，一型多用”跨平臺、高擴(kuò)展性的生產(chǎn)方式還有一定差距。

目前，國內(nèi)大量的研究工作都是基于理想的條件假設(shè)展開的，研究手段也以數(shù)值仿真為主。后續(xù)研究應(yīng)向工程化方向發(fā)展，著重對影響天文導(dǎo)航性能的現(xiàn)實因素開展研究，如實際飛行中可能發(fā)生的氣動熱效應(yīng)、氣動光學(xué)效應(yīng)、等離子鞘套體、大過載機(jī)動、飛行載體內(nèi)外溫度變化等[82]。

4 結(jié) 論

經(jīng)過數(shù)十年的發(fā)展，臨近空間高超聲速飛行器相關(guān)技術(shù)已經(jīng)逐漸進(jìn)入裝備應(yīng)用階段。臨近空間高超聲速飛行器將會面對越來越嚴(yán)峻的飛行條件和任務(wù)環(huán)境。對GNSS導(dǎo)航技術(shù)的依賴將會嚴(yán)重影響飛行器的導(dǎo)航性能，削弱其對抗能力和自主能力。天文導(dǎo)航技術(shù)可以提供高精度和高自主性的導(dǎo)航支撐。由于臨近空間高超聲速飛行器飛行條件和任務(wù)環(huán)境的特殊性，使得天文導(dǎo)航的應(yīng)用面臨著一定困難。本文認(rèn)為，通過星圖采集效能、光學(xué)誤差模型、視場觀測機(jī)理、姿態(tài)更新速率、小型化模塊化工程化等5個方向的研究和突破，天文導(dǎo)航技術(shù)必將在臨近空間高超聲速飛行器的導(dǎo)航領(lǐng)域發(fā)揮更大、更重要的作用。