深空探测器自主天文导航技术综述*

房建成,宁晓琳,马 辛,刘 劲,桂明臻

(1.北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院·北京·100191;2.武汉科技大学 信息科学与工程学院·武汉·430081)

0 引 言

深空探测作为人类航天活动的三大领域之一,是国家综合实力的重要标志,对国家经济、科技、社会发展具有重要意义。世界各航天大国和机构都已制定了未来的深空探测计划[1-4],对太阳系八大行星和其他天体开展探测活动。美国于2016年9月发射了OSIRIS-REx号探测器,对101955号小行星进行取样返回[5];计划于2020年发射火星探测器,实现火星取样返回;计划于2021年发射Lucy号探测器,对5颗木星特洛伊小行星开展探测[6];计划于2022年发射Psyche号探测器,对16 Psyche号小行星开展探测[5]。ESA(European Space Agency,欧空局)计划于2018年10月发射BepiColombo号水星探测器,对水星的表面环境、内部结构、磁场、磁层进行研究[7];计划于2020年发射ExoMars巡视器,对火星进行7个月的表面探测任务[8];计划于2022年发射JUICE号探测器,对木星及其3颗伽利略卫星开展探测任务[9]。俄罗斯计划于2022年发射Phobos-Grunt2号探测器,对火卫一进行取样返回;计划于2024年发射Mars-Grunt号探测器,对火星进行取样返回。日本于2014年12月发射了隼鸟2号探测器,并计划于2020年12月对162173号小行星进行取样返回[10]。

2007年10月24日,我国成功发射嫦娥一号探月卫星[11]。2010年10月1日发射的嫦娥二号卫星实现了绕月探测、日地拉格朗日L2点探测和对4179号小行星Toutatis探测[2-13]。2013年12月2日,我国发射的嫦娥三号探测器实现了月面软着陆,其巡视器玉兔号月球车成功实现了月面巡视,并开展了观天、看地、测月等科学探测[14-15]。2018年5月21日,我国发射了嫦娥四号中继星鹊桥号,鹊桥号将飞过月球,最终到达地月拉格朗日L2点,为嫦娥四号着陆器和巡视器建立与地球间的通信和数传通道,实现月球背面的探测活动[16]。

在随后的探月三期任务中,我国还会实现月面勘察与采样返回[17-18]。2016年1月11日,中国火星探测任务正式立项,计划于2020年左右发射1颗火星探测卫星,“十三五”期间还将逐步开展实施火星、金星、小行星等太阳系的探测任务[19-22]。

深空探测器目前主要依靠地面站的无线电测控进行地基定位导航[23-28],对于距离遥远的深空探测器,存在时延长、信号弱、测角精度低等限制。为了提高深空探测器的自主运行、自主管理和在轨生存能力,各国都在积极发展各种不依赖地面无线电测控的自主导航技术[29-36]。深空探测器利用各种天体如恒星、行星、小行星和X射线脉冲星等的天文导航是一种有效的自主导航手段。

本文介绍了深空探测器自主天文导航的原理和研究现状,分析了深空探测器自主天文导航所涉及的关键技术,最后对深空探测器自主天文导航技术的发展进行了展望。

1 深空探测器自主天文导航原理

根据深空探测器自主天文导航所采用的测量信息种类的不同,目前的方法主要包括:天文测角导航[37-40]、天文测距导航[41-43]和天文测速导航[44-47]。

1.1 天文测角导航

天文测角导航是利用太阳、行星、行星卫星、小行星、彗星等近天体和恒星等远天体之间的夹角进行自主导航。由于近天体在任意时刻的位置和远天体的方位可根据星历表获得,而从深空探测器上观测到的近天体之间的夹角、近天体和恒星之间的夹角和近天体视线方向等信息是探测器位置的函数,通过这些观测量,利用几何解析的方法或结合轨道动力学滤波,可获得探测器的位置、速度等导航参数。

本文以星光角距和近天体视角为例,介绍了天文测角导航的原理如下:首先利用1个近天体和3颗或以上恒星之间的星光角距,得到探测器相对于该近天体的方位信息,然后通过该近天体的视角计算得到探测器到该近天体的距离,这2个信息就完全确定了探测器的位置。

通过测量1个近天体和3个远天体 (恒星)间的夹角(A1,A2,A3),即星光角距,如图1所示,可确定探测器相对于该近天体的方位角α和β:

利用近天体视角B和近天体的直径D,可计算得到探测器到该近天体的距离r:

则探测器相对于该近天体的位置矢量为r=[rcosαcosβrsinαcosβrsinβ]T。

图1 深空天文测角导航原理图

1.2 天文测速导航

光学多普勒效应是指导航天体在远离 (或接近)深空探测器的过程中,光的频率减小 (或增加)的现象。因此光频率的变化反映了探测器与导航天体之间的相对运动,通过测量光频率的偏移,就可以得到探测器与导航天体之间的径向速度。

太阳和恒星可作为天文测速的导航天体。以太阳为导航天体时,测速导航将局限于太阳系。另外,由于太阳矢量方向的精度较低,将影响测速导航精度。以恒星作为导航天体时,测速导航将适用于整个太空,众多的恒星也给了测速导航源更多选择。另外,恒星的星历误差较小,可得到精度较高的导航天体矢量方向[39,48]。

天文测速导航原理如下:导航天体发出的光谱包含各个谱段谱线,通常提取某一特定谱线,测定其由于光学多普勒效应产生的频率变化,获得探测器相对于导航天体的径向速度,通过观测3个以上导航天体,可以获得探测器的速度矢量,积分获得探测器的位置矢量。

假设探测器正在以相对速度v远离导航恒星(若探测器正在接近导航恒星,则v的符号为负),探测器上的光谱仪先接收到恒星A的波峰,则下一波峰位于距离探测器处,其中λ为探测的波长,fs为恒星发射的光频率,c为光速。由于波峰以速度c向探测器运动,而探测器以速度v远离,则波峰到达探测器的时间为式中,探测器与光速的相对速度。

由于相对论时间膨胀效应,探测器测量到的波峰到达探测器的时间为

则接收频率与发射频率的比率为

当v≪c时,可得,因此光谱偏移量为 Δf=fr-fs=fsβ。

在实际的深空探测轨道运动中,探测器的速度是三维矢量,如图2所示,1颗恒星仅能测量确定探测器到相对恒星的径向速度,需要3颗恒星才可以确定速度矢量vp,即

式中,Δf1、Δf2、Δf3为探测器测量得到的3个频率偏移,f1、f2、f3为3颗导航恒星的频率,l1、l2、l3为探测器到3颗导航恒星的单位矢量。

图2 深空天文测速导航原理图

1.3 天文测距 (脉冲星)导航

天文测距导航是指测量X射线脉冲星相对探测器的脉冲到达时间,与脉冲星相对太阳系质心的标准脉冲到达时间相比较,可获得探测器到太阳系质心的距离在X射线脉冲星方向上的投影长度,采用适当的滤波算法,可得到探测器的位置、速度、姿态和时间等导航信息。该方法的优点在于能够在提供导航信息的同时还提供时间基准,其不足在于目前X射线脉冲星的数目较少,且测量精度无法保证。

脉冲星到达时间是X射线脉冲星导航的量测量,其精度与FOM(Figure Of Merit,品质因子)有关[49-50]。品质因子最高的是蟹状星云脉冲星(PSR B0531+21),其光子流量比其他X射线脉冲星高几个数量级。单脉冲星导航系统常选择PSR B1937+21作为导航星。品质因子较高的脉冲星为 PSR B1937+21、PSR B1821-24、PSR B1957+20。以上4颗脉冲星是常用的导航星。若要提供三维定位和授时等信息,脉冲星导航系统至少需要观测4颗脉冲星。

基于X射线脉冲星的深空探测器自主位置确定的基本原理如图3所示。在太阳系质心惯性系中,脉冲到达SSB(Solar System Barycenter,太阳系质心)的时间tSSB和深空探测器上测量到的脉冲到达时间tSC之差Δt与光速c的乘积等于深空探测器相对SSB的位置矢量r在脉冲星视线单位矢量方向n上的投影,即

式中,tSC可由探测器上的脉冲星信号接收装置测量得到,tSSB可根据脉冲相位模型精确预测得到。

图3 深空天文测距原理图

当有3颗脉冲星的测量信息时,就可得

式中,Δt1、Δt2、Δt3分别为第1颗、第2颗、第3颗脉冲星的脉冲到达时间;tSSB1、tSSB2、tSSB3分别为第1颗、第2颗、第3颗脉冲星的脉冲到达太阳系质心的时间;tSC1、tSC2、tSC3分别为探测器上测量到的第1颗、第2颗、第3颗脉冲星的脉冲到达时间,由此可以计算得到深空探测器的三维位置。式(9)的几何意义如图4所示。与SSB距离cΔt1、cΔt2、cΔt3,并垂直于脉冲星矢量方 向n1、n2、n3的3个平面两两相交,可以得到3条交线,3条交线的交点即为式 (9)的解,即探测器所在的位置。

图4 深空天文测距定位原理图

2 深空探测器自主天文导航现状

2.1 天文测角导航

美国是最先应用深空探测器天文测角导航的国家,如水手号 (Mariner)[51-52]、海盗号 (Viking)[53]、旅行者号 (Voyage)[54-55]等。早期捕获段的自主导航任务都是将天体敏感器获取的天文量测信息发送回地面进行处理后,再上传回深空探测器。从深空一号开始,美国NASA(National Aeronautics and Space Administration,国家航空航天局)开始尝试在轨验证完全自主的天文测角导航技术,在火星勘测轨道器、深空撞击任务中真正实现了基于目标天体及其卫星的自主天文测角导航。同时,ESA也在积极研究自主天文导航技术,并实现了地面验证[56-58]。

表1总结了天文测角自主导航技术在深空探测器的应用情况。

表1 深空任务中自主导航的应用情况

续表

国内在深空探测自主天文导航方面的研究起步较晚,尚未在深空任务中应用[83]。但随着我国深空探测计划的逐步开展,我国深空探测器天文测角自主导航技术也取得了较快的发展。

在天体测量信息的提取方面,北京控制工程研究所针对转移段深空拖尾图像,提出了一种交互相关的图像处理方法[33];中国科学院光电技术研究所提出了一种深空运动目标的检测方法,可用于转移段黯淡运动天体目标的提取[84];中国科学院自动化研究所提出了一种针对不规则天体图像的视线矢量提取方法[85];南京航空航天大学针对宽视场面目标天体图像提出了一种边缘拟合图像处理方法[86]。

在深空探测轨道动力学、轨道设计与控制方面,北京理工大学、哈尔滨工业大学在轨道设计、姿态轨道控制等方面开展了深入的研究[87-88];清华大学对考虑太阳摄动的小行星附近的轨道动力学、小天体附近的轨道动力学以及强不规则天体引力场中的轨道动力学开展了相关研究[35,89-91];国家天文台和南京大学分别深入研究了月球和深空探测轨道动力学[92-94]。

在天文测角自主导航方法方面,北京航空航天大学提出了转移段基于小行星观测的自主导航方法和捕获段基于火星和火星卫星观测的自主导航方法[18-19];清华大学也开展了基于火星卫星观测的火星接近段自主导航方法研究[34,95-96];北京理工大学针对天体表面精确着陆自主导航问题开展了技术攻关和研究[97-99];北京控制工程研究所针对地火转移段提出了小行星的选取优化原则[100],并提出了针对小行星观测的批处理最小二乘滤波方法[101];针对火星捕获段还提出了一种在轨融合光学图像和无线电测量信息的自主导航方法[102];针对地外天体软着陆阶段,提出了基于陆标图像和基于惯导/测距/测速的安全软着陆自主导航方法[103-104]。

在深空探测天文测角导航敏感器方面,北京航空航天大学科研团队在国内率先开展了自主天文导航的研究工作。在深空探测自主导航敏感器的研制方面[105-106],北京控制工程研究所、上海卫星工程研究所、上海航天控制技术研究所相继开展了深空探测自主导航敏感器及自主导航试验系统的研制工作。其中北京控制工程研究所围绕火星探测地火转移段任务,对基于光学成像导航的深空探测自主导航方法开展了技术攻关,研制了深空自主导航高精度光学成像敏感器样机,搭建了深空探测光学成像测量自主导航及仿真验证系统,实现了地面测试小天体视场方向0.5″的测量精度[107-109];上海卫星工程研究所、上海航天控制技术研究所围绕我国即将开展的第一次独立探火任务,开展了宽视场、多谱段敏感器的研制工作。中国科学院光电技术研究所开展了基于天基平台深空目标观测敏感器的研制,并以此实现对深空运动目标的检测、跟踪与天文定位,可用于转移段小行星观测的天文测角自主导航[110];此外还开展了火星敏感器的研制,可用于火星探测器捕获段基于火星观测的天文测角自主导航。

2.2 天文测速导航

1960年,Franklin R G.等首先研究了通过观测天体电磁辐射进行导航的方法,着重研究了多普勒速度量测量[111]。若用探测器观测太阳发出的光谱频移获得的速度信息代替观测地面站发出的射线频移获得的信息,则可与传统测角导航组合获得完全自主的导航方法。2000年,Yim J.R.阐明了此方法的可行性,并在仅考虑光谱仪及星敏感器测量误差的情况下获得了3～5km的位置精度[112]。2002年,Henderson T.A.研制了基于太阳多普勒频移测速的探测器轨道确定半物理仿真系统[113]。Kallunki J.、Kosovichev A.G. 和Abramov-Maximov V.E.对太阳振荡运动进行了分析研究[114-116]。Greetham Gregory M.研制了超高时间分辨率的原子鉴频仪[117]。

国内也已开展了天文多普勒测速导航的相关研究。上海卫星工程研究所围绕我国即将开展的火星探测任务,提出了基于恒星光谱测速的天文自主导航方法[39,118-119],并推导了视向速度测量误差与定速误差统计特性之间的映射关系[120]。北京航空航天大学研究了基于小波分析和密度估计相结合的光谱频移测量方法[36,121]及基于恒星光谱测速和脉冲星测距组合的导航方法[40,122-124]。中国科学院自动化研究所针对光谱频移值的测量开展了理论和技术探索[125-127]。南京大学与紫金山天文台对天文测速导航目标源的观测进行了研究[128]。中国科学院武汉物理与数学研究所对原子鉴频测速技术开展了研究[129-130]。

2.3 天文测距导航

早在20世纪80年代初,美国的Chester和Butman就提出了利用X射线脉冲星进行深空探测器自主导航的构想[44]。

在2004年初,各航天大国就开始制定脉冲星自主导航的研究计划。美国国防部国防预先研究计划局提出了基于X射线源的自主导航定位验证计划。同年8月,美国航空航天局和海军天文台等多家单位启动了基于X射线脉冲星的自主导航研究计划,同时纳入美国国防部长期发展战略规划纲要。同年,欧洲空间局也开展了X射线脉冲星导航可行性的论证工作[45]。

2005年,美国Maryland大学的Sheikh博士构建了X射线脉冲星自主导航的基本框架[131-132],提出了基于品质因子的X射线脉冲星选星标准,并建立了脉冲到达时间测量模型。Emadzadeh提出了基于X射线脉冲星的编队飞行相对导航方法[133-134]。

我国X射线脉冲星导航技术的研究虽然起步相对较晚,但发展迅速。中国科学院[135]、西安电子科技大学[136]、国防科技大学[137]等单位对脉冲星信号处理技术进行了研究;中国空间技术研究院[138]、北京控制工程研究所[139]、装甲兵工程学院[140]、南京航空航天大学[141]、北京航空航天大学[142]、武汉科技大学[142]等单位对脉冲星导航系统中的卡尔曼滤波技术展开了研究,并取得了一系列宝贵的成果。

2016年11月,我国成功发射了首颗脉冲星导航试验卫星 (XPNAV-1)[143]。2017年6月,慧眼HXMT望远镜升空[144],并于2018年1月正式交付使用。

近期,中国空间技术研究院[138]、西安电子科技大学[131]、中国科学院[145]利用XPNAV-1和天宫二号提供的实测数据开展了X射线脉冲星导航验证工作。

2.4 组合导航

天文测角通过天体之间的角度,获得瞬时位置参数,位置微分得到深空探测器速度,因此速度估计精度不高,且位置估计精度与深空探测器到天体的距离有关;天文测距通过脉冲到达时间,获得瞬时位置参数,位置微分得到深空探测器速度,速度估计精度不高,且脉冲信号辐射微弱,采样周期长;天文测速通过光谱的多普勒频移直接获得速度信息,速度积分得到深空探测器位置,速度精度高,但位置随时间发散。通过对测角、测距、测速信息的有效融合,可实现各种导航方法之间的优势互补,避免测角、测距、测速导航的不足,使组合导航系统性能优于各子系统,实现对位置、速度的整体优化估计。

文献 [146-147]对天文测角与天文测距组合的导航方法进行了论述。文献 [148]分析了利用天文测角、天文测速信息进行组合导航的可行性。文献 [149]对天文测速与天文测距组合的导航方法进行了研究。文献 [42,150]研究了天文测角、天文测距、天文测速组合导航的导航效果。

3 自主天文导航关键技术分析

3.1 导航信息的测量与提取

3.1.1 天体质心的测量

要获取天体的角度,首先需要获取天体的质心。当探测器距离自然天体较远时,天体在敏感器上的像可视为点目标;而当探测器距离天体较近时,天体就不能再视为点目标,由于受到天体本身形状不规则、太阳光照和阴影,以及观测角度等条件的影响,此时要想精确获得天体的质心,就需要根据深空探测器到天体的距离研究相应的质心获取算法[151]。

3.1.2 光谱频移的测量

测量太阳或恒星的光谱频移是实现天文测速的重要环节。一般步骤包括:光谱预处理、特征谱线提取和频移解算。天体光谱的预处理包括噪声去除和连续谱归一化。常用的去噪方法包括高斯滤波、中值滤波、小波阈值法[152]。太阳光谱中有很多夫琅和费线,理论上只要准确测定了同一条吸收谱线在静止和运动状态下,所对应的频率值以及探测器速度方向与太阳相对探测器方向的夹角,就可以精确地解算出某一时刻的径向速度。在实际操作中提取多条谱线以减少计算误差。特征谱线的提取是光谱频移值测量的关键技术,受深空探测器高速飞行、恒星光谱信噪比低影响,特征谱线的提取难度大。频移值解算精度受到光谱不稳定因素的影响。因此特征谱线的提取是天文测速导航测量的重点和难点。

3.1.3 脉冲到达时间的测量

脉冲到达时间的精度直接影响深空探测器的定位精度。脉冲到达时间的基本测量步骤如下:首先,由于脉冲星信号极其微弱,必须较长时间(约5～10min)累积脉冲信号,并且利用星载原子钟时间作为参考时间,整合脉冲信号即可获得探测到的X射线脉冲信号轮廓。最后,提取脉冲到达时间量测量小数部分,整数部分可由深空探测器导航系统估计得到。脉冲到达时间量测精度的主要因素包括星载原子钟误差、测量噪声以及相对论效应修正残差等。因此,脉冲星到达时间估计是脉冲星导航量测的重点和难点。

为实现脉冲星导航,深空探测器还需要获得脉冲到达时间的预报值。该预报值可由脉冲星计时模型得到。该模型精度主要受以下因素影响:脉冲星的内部特性、数据处理方法以及X射线背景噪声。因此,如何构建高精度的脉冲星计时模型也是脉冲星导航测量必须攻克的一个难关。

3.2 自主导航滤波算法

星光角距、脉冲到达时间、星光多普勒速度是三种天文自主导航系统的量测量。通过前面的三项关键技术分析可知,受太空背景噪声、原子钟误差、VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)技术的测角误差、敏感器噪声以及恒星内部性质等影响,量测量不可避免地存在误差。通过信号处理中的降噪方法可以降低部分噪声水平,如背景噪声以及敏感器噪声。而采用去噪方法则较难消除其他噪声,如原子钟误差、VLBI技术的测角误差等。为了进一步提高定位精度,导航系统通常都采用滤波技术对各类误差进行处理。自主导航滤波算法可以分为以下两类:

(1)批处理滤波算法

目前大部分深空任务的导航参数估计都采用最小二乘滤波这种批处理滤波算法[153,59],解算出使得指标函数残差二次型最小的状态量作为导航参数的最优估计。这种方法实现简单,并且不需要知道状态量的任何验前统计信息,是常用的一种滤波方法,适用于事后探测器的轨道确定。这种方法在事后轨道确定过程中性能优于EKF(Extended Kalman Filter,扩展卡尔曼滤波)等序贯滤波方法;但对于轨道动力学模型复杂的实时导航参数获取,这种方法并不适用。

(2)序贯滤波算法

实时的导航信息是探测器实时控制的基础。实时导航需要可以实时处理导航信息的KF(Kalman Filter,卡尔曼滤波)、EKF、UKF(Unscented Kalman Filter,无迹卡尔曼滤波)等序贯滤波算法。由于计算过程不需要反复迭代,与最小二乘法相比存储容量小、处理速度快,更适用于深空探测器的实时导航。信使号、深空一号等探测器的天文导航系统滤波方法就采用KF方法[64-67]。

(3)两种滤波算法的组合

由于深空探测器对实时精确导航信息的迫切需求,探测器导航系统通常使用这两种滤波算法的组合。一种算法负责前向处理数据,另一种算法负责对每个时间间隔内的多组量测数据进行后向处理。可以利用序贯滤波方法进行双向数据处理,也可以利用序贯滤波和批处理滤波的组合分别进行前向数据估计和后向数据平滑[154]。

3.3 异步时滞信息的组合导航

随着航天技术的发展,对深空探测导航性能的要求日益提升。各种导航方法间都存在各自的优点及缺陷,单一的导航方法将难以满足要求。组合导航可以实现各种导航方法间的优势互补,是最有效、最实用的深空探测器自主导航系统实现方案。但是,各种导航方法量测量的采样周期不同。测角导航量测量的采样周期约为1s,测速导航的采样周期约为1min,而测距导航由于脉冲星信号极其微弱,因此需要的采样周期较长,约为数十分钟。此外,在组合导航中,各种导航方法量测量获取的时刻也可能不同,带来异步的问题。因此,需要解决上述组合导航中的异步时滞问题。

多层动态信息融合是克服异步时滞问题的有效途径。根据量测量的获取时刻,动态选择相应的滤波器进行组合,最大程度地利用各导航方法量测量进行最优估计,提升导航性能。

4 深空探测器自主天文导航未来发展趋势

随着深空探测的不断发展,自主天文导航也将发挥更大的作用,但也面临更高的挑战,需要在状态方程的精确建模、基于新型测量原理的导航方法和量测信息的处理、先进滤波方法和天文组合导航方法等方面有所突破。

(1)状态方程的精确建模

天文导航系统中状态模型的精度是影响导航精度的一个重要因素。由于深空探测器的轨道运动与地球卫星相比更为复杂,包括发射段 (Launch Phase)、巡航段 (Cruise Phase)、接近段 (Approach Phase)、捕获段 (Capture Phase)以及遭遇段 (Encounter Phase)和环绕段等多个不同的阶段,这些不同阶段对导航算法的精度、实时性和可靠性的要求也不同,因此针对不同阶段导航的不同特点和要求,动力学模型是深空探测器自主天文导航的重要研究内容[155-159]。

(2)基于新型测量原理的导航方法

基于太阳振荡时间延迟的天文测距导航、多普勒测速导航都是基于新型量测原理的自主天文导航方法。

基于太阳振荡时间延迟的天文测距导航方法利用由于太阳活动引起的光谱变化作为特征,分别记录直射太阳光特征到达时间和经过近天体反射后太阳光特征到达时间之差解算出深空探测器相对于反射天体的位置[160]。这种方法弥补了天文测角导航不能直接提供距离信息这一不足,但缺乏高精度太阳光谱数据和太阳光反射模型[161],目前仍处于研究和探索阶段。因此建立高时间分辨率的太阳光谱数据库和高精度目标天体太阳光反射模型是值得研究的问题。

天文测速导航具有测速精度高、全程可用的优点。但天文光谱数据缺乏,且光谱不稳定。如何找到一种稳定性好、信噪比高、可精确建模的导航信息源是值得进一步研究的问题[113-115]。此外,研发精密的光谱观测仪和发展精确的速度计算方法也是今后的研究方向。

(3)滤波方法及相应的理论分析方法在天文导航中的应用

目前,国外工程任务中实际使用的滤波方法是最为简单的批处理加权最小二乘法。原因一方面来自于星载计算机能力的限制,另一方面来自于该滤波方法在野值的检测和剔除方面具有优势,并且在复杂误差条件下稳定性好,可靠性高。但该滤波方法的缺点也是显而易见的,其可靠性的获得是以牺牲精度为代价的,并且该方法还需要大量的存储空间,累积一个弧段的数据才能得到结果,实时性差。随着计算机技术的发展和星载计算能力的提高,该方法必然被性能更好的滤波方法所取代。困扰深空探测器滤波精度和可靠性的最大问题是其误差影响因素具有多源、时变和突变的特点[162-163],针对上述误差,目前所采用的批处理加权最小二乘法显然不是最适合的滤波方法。要想在上述复杂的误差条件下获得高精度、高可靠的导航结果必须要改进现有滤波方法。此外,在滤波参数的选择上,除了探测器的位置、速度和姿态之外,在未来的深空探测任务中未知或不确定天体的重力场参数、星历参数等也需要在滤波过程中进行实时估计[164-167]。

(4)深空探测器的天文组合导航方法

随着航天技术的发展,对深空探测器自主导航系统性能的要求将越来越高,单独任何一种自主导航系统都存在不足,无法独自满足日益增加的高精度和高可靠性的需求。将现有天文导航方法与其他导航方法相结合构成组合导航系统,可实现各种导航方法之间的优势互补,并使组合导航系统的性能优于各子系统,是最为实用的深空探测器自主导航系统实现方案[168]。例如将探测行星的陆标信息和天文信息相结合[169-170],就可以提高深空探测器在绕飞和变轨时的轨道控制精度和着陆时的准确性;将惯性导航、视觉导航与天文信息相结合,就可以提高巡视器的位置、速度及姿态精度[171];利用轨道器之间或轨道器和着陆器间的相对距离和速度信息与天文信息相结合,就可以提高深空探测器在交会对接时的导航精度[172]。此外,利用信息融合技术进行组合导航也是未来深空探测器提高系统故障检测和隔离能力的重要途径[173-174]。

5 结 论

随着我国火星探测工程等深空探测任务的开展,深空探测器的自主天文导航技术也将发挥更大的作用。开展深空探测器自主天文导航方法及相关方面的理论方法研究,可为我国未来深空探测器自主轨道确定和控制系统设计提供一定的理论基础和技术参考。