1.1 航天器自主导航技术

由于参考坐标系选取的不同，可将航天器导航分为绝对导航和相对导航。通常将相对某一空间目标固连坐标系的运动参数确定称为相对导航，将相对惯性系的运动参数确定称为绝对导航。因而航天器自主导航也可分为自主绝对导航和自主相对导航。在空间目标在轨服务任务中确定追踪航天器相对于目标航天器的位置和速度，属于相对导航的研究范畴。从测量原理的角度，航天器自主导航可以分为：惯性自主导航、光学自主导航、脉冲星自主导航和基于人工信标的导航（全球卫星导航系统、星间测量等）等。严格意义上讲，基于人工信标的导航不是完全意义上的自主导航，本书在这里不做阐述。下面仅对惯性、光学以及脉冲星自主导航技术进行介绍。

1.1.1 惯性自主导航

惯性导航系统（Inertial Navigation System，INS）是一种基于航迹推算（Dead Reckoning，DR）的自主导航系统，它由一组惯性器件和导航处理器组成。惯性器件又称作惯性测量单元（Inertial Measurement Unit，IMU），通常由三个正交的陀螺仪和三个正交的加速度计组成。陀螺仪测量载体的惯性角速度，加速度计测量作用在载体上的比力（又称作非引力加速度）。结合初始状态信息，对测量值进行数值积分，可以获取航天器的位置、速度和姿态信息。

INS的优势在于不依赖于外界信息，也不向外界辐射能量，具有短时精度高、带宽高、导航信息全面、隐蔽性好、不易受干扰等一系列优点。INS不仅应用于航天器上，还广泛应用在其他的运动载体上，是航天、航空和航海等领域最重要的一种导航方式。不足之处在于，INS的导航精度会随着时间的推移而降低。

1．陀螺仪

陀螺仪（简称陀螺）是一种利用动量守恒感知方向的装置。按照工作机理，现有陀螺可以分成两大类：一类以经典力学为基础，如机械陀螺、振动陀螺等；另一类以近代物理学为基础，如激光陀螺、光纤陀螺等。

1）机械陀螺

图1-1所示为传统机械陀螺的示意图。图中，机械陀螺将自转的轮子安装在两个万向节上，由于角动量守恒，自转轮的转轴在空间的方向不变，定义了一个基准。因此，如果有外界旋转运动，轮子指向恒定，万向节之间的夹角会发生改变。读取夹角值即可确定运动载体的指向。按照自由度的不同，机械陀螺可以分为单自由度陀螺和多自由度陀螺。

机械陀螺在启动的时候需要几分钟进行预热，而且机械陀螺包含运动部件，会产生摩擦力，从而导致输出发生漂移。为了降低摩擦、提高精度，机械陀螺不断地改进支承结构，从刚体滚珠轴承陀螺发展到液浮陀螺（Liquid Floated Gyroscope，LFG）、气浮陀螺（Air Suspension Gyroscope，ASG）、静电悬浮陀螺（Electrostatically Suspended Gyroscope，ESG）等。其中液浮陀螺的主要特点是转子密封在充有惰性气体的浮球（或浮筒）内，而浮球悬浮于氟油中，通过精确的静平衡以及温度控制，使浮球所受的浮力与该组件的重力完全平衡，从而保证浮球定位用的宝石轴承上的摩擦力矩降到极微小的程度，以减小陀螺漂移。气浮陀螺是利用具有一定压力的气体将转轴或浮体悬浮起来。按照气体压力的来源可以分为动压气浮陀螺和静压气浮陀螺。具备气源及控制气体进入轴承的节流器，是静压轴承区别于动压轴承的两个主要特点。其中气体静压轴承主要用于框架浮筒的支承，气体动压轴承用于高速旋转的陀螺电动机转子的支承，都可代替滚珠轴承实现陀螺仪转子的支承。气体动压轴承作为陀螺电动机转子的支承，具有体积小、转速高、温升小等优点，提高了陀螺仪的工作性能和可靠性。静电悬浮陀螺是应用电场原理，在超真空的腔体内由静电场产生的吸力来支承球形转子的一种自由转子陀螺仪，是目前精度最高的陀螺仪，精度能够达到10-7°/h。

20世纪60年代初，出现了一种新颖支承原理的动力调谐陀螺（Dynamically Tuned Gyroscope，DTG）。它是一种非液浮、干式弹性支承、机电性的挠性陀螺。作为技术成熟的刚体转子机械陀螺，其精度范围为0.01～1°/h。动力调谐陀螺简称动调陀螺，具有结构简单、体积小、质量小、成本低等优点，动力调谐陀螺在精度、可靠性、体积、寿命和成本等方面拥有综合性优势。

2）振动陀螺

振动陀螺利用高频振动的质量块在被基座带动旋转时所产生的科里奥利效应（简称科氏效应）来感应角速度。振动陀螺包括石英音叉陀螺、压电陀螺、微机电（Micro Electro-Mechanical System，MEMS）陀螺和半球谐振陀螺（Hemispherical Resonator Gyroscope，HRG）等。下面简要对MEMS陀螺进行介绍。如图1-2所示，建立一个动坐标系。在动坐标系下，科氏力为

式中，Fc为科氏力；m为质点质量；v为质点的运动速度；ω0为动坐标系角速度。如图1-3所示，MEMS陀螺不断地驱动振动元件来回做径向运动或者振荡，从而科氏力不停地在横向来回变化，并有可能使物体在横向做微小振荡，相位正好与驱动力差90°。MEMS陀螺通常有两个方向可移动的电容板：径向的电容板加振荡电压迫使物体做径向运动，横向电容板测量由于横向科氏运动带来的电容变化。因为科氏力正比于角速度，所以可以由电容变化计算出角速度。目前MEMS陀螺无法达到光学陀螺的精度，但是它们的优势在于小体积、小质量、低功耗、可快速启动以及低成本等。

3）光学陀螺

光学陀螺可以分为光纤陀螺（Fiber Optical Gyroscope，FOG）和环形激光陀螺（Ring Laser Gyroscope，RLG）。两者的基本原理为萨格纳克（Sagnac）效应，如图1-4所示。对于光纤陀螺而言，当两条光束绕一个封闭的环路分别沿相反方向（顺时针和逆时针）传播时，如果环路绕垂直于环路平面的轴线旋转，两条路径的视在光学长度便会出现差异。当光束从环路中出来时，由于萨格纳克效应导致两光束有相位差，从而发生干涉，干涉后的光束密度和角速度有关。因此可以通过对光束的密度进行测量来确定角速度。RLG和FOG的区别在于：RLG利用多个镜面形成环路，FOG则采用光纤作为激光回路。由于光纤可以进行绕制，因此光纤陀螺中激光回路的长度比环形激光陀螺大大增加，使得检测灵敏度和分辨率也提高了几个数量级，从而有效地克服了环形激光陀螺的闭锁问题。从技术的发展历程看，光纤陀螺可以看作第二代激光陀螺。光纤陀螺的主要优点在于可靠性高、寿命长、启动快速、耐冲击和振动、对重力加速度不敏感、动态范围大等，这些优点是传统机械式陀螺所无法比拟的。光纤陀螺的精度取决于光束传播路径的长度，因此往往受设备大小的限制。

2．加速度计

加速度计可以分为机械加速度计和固态加速度计两大类。

图1-5给出了机械加速度计的原理。当仪表的壳体沿敏感轴有一个加速度时，检测质量块由于自身的惯性，趋于抵制这种运动的变化。在稳态条件下，作用在该质量块上的力会与弹簧的拉力构成平衡，弹簧的净伸长可以用来测量所受的力。该力与加速度成正比，由牛顿第二定律可知

F=ma=mf+mg

式中，m为检测质量块的质量；a为相对于惯性空间的加速度；g为引力加速度；f为非引力加速度，可以由位移传感器测得。

固态加速度计又可以分为表面声波（Surface Acoustic Wave，SAW）加速度计、硅加速度计和石英加速度计等，这里仅对表面声波加速度计进行介绍。

SAW加速度计是一种开环敏感器，其压电石英晶体悬臂梁上有一对表面声波谐振器电极。该梁的一端刚性地连在壳体上，另一端则带有检测质量块且可自由运动，如图1-6所示。利用一对金属电极交互数字阵列之间的正向激励，可产生一系列表面声波，其波长由金属电极（常称为叉指）之间的距离决定。当加速度垂直于悬臂梁平面时，该组件的惯性反应引起梁的弯曲。此时，梁的表面出现应变，而表面声波的频率变化与应变成一定比例。这一变化与基准频率的比较就是对沿敏感轴加速度的直接测量。

随着MEMS技术的发展，出现了MEMS加速度计。目前有两种类型的MEMS加速度计：一类和机械加速度计原理相同，另外一类则和固态加速度计相同。和MEMS陀螺一样，MEMS加速度计具有体积小、质量小、功耗低、启动快速和成本低等优点，缺点在于精度较低。

3．惯性导航系统

根据惯性器件在载体安装方式的不同，惯性导航系统可以分为平台式惯性导航系统（Platform Inertial Navigation System，PINS）和捷联式惯性导航系统（Strapdown Inertial Navigation System，SINS）。如图1-7所示，平台式惯性导航系统的惯性器件安装在平台上，从而得以和外界的旋转运动进行隔离。通过在平台上安装万向节使得该平台和导航坐标系保持对准。平台上安装的陀螺可以检测到陀螺的旋转信号，这些信号传递给力矩电动机以旋转万向节来抵消外界的旋转，从而可以保持平台与导航坐标系的对准。通过读取万向节之间的夹角，从而获取载体的姿态信息。加速度计的信号在补偿引力加速度以后，进行一次积分得到速度，再进行一次积分可得到位置。图1-8给出了平台式惯性导航系统的算法实施过程。

捷联式惯性导航系统没有物理平台，陀螺和加速度计直接安装在载体上。图1-9给出了捷联式惯性导航系统的算法实施过程，具体的算法见第7章。和平台式惯性导航系统相比，捷联式惯性导航系统的体积大大减小，质量和成本大大降低。但是由于惯性器件是固连在载体上，直接承受载体的振动和冲击，工作环境恶劣，使得惯性器件的测量精度降低。同时，捷联式惯性导航系统中加速度计输出的是沿载体坐标系的分量，需要转换到导航坐标系下，会增加计算的复杂程度。但是随着惯性器件和电子计算机技术的飞速发展，上述问题已经不再制约捷联式惯性导航系统的发展，捷联式惯性导航系统在导航领域已得到了广泛应用。根据有关资料报道，1984年美国军用惯性导航系统全部为平台式，1989年有近一半改为捷联式，到1994年捷联式则约占90%的比例。可见捷联式惯性导航系统已经成为惯性导航系统的主要发展方向。在不做特殊说明的情况下，本书中所针对的惯性导航系统均为捷联式惯性导航系统。

4．惯性导航发展历程

惯性技术的发展以陀螺的发展作为标志，图1-10所示为按各种类型陀螺出现的先后、理论的建立及新型传感器制造技术的出现将惯性技术的发展划分的4代（图中的纵坐标为陀螺误差）。折线下方为该阶段建立的主要技术理论，上方为各阶段出现的惯性器件及其精度。需要注意的是，惯性技术发展的各阶段之间并无明显界限。

第一代惯性技术指1930年以前的惯性技术。1687年牛顿三大定律的确立成为惯性导航的理论基础；1852年傅科（Leon Foucault）提出陀螺的定义、原理及应用设想；1908年由安修茨（Hermann Anschütz-Kaempfe）研制出世界上第一台摆式陀螺罗经，1910年舒勒（Max Schuler）提出了调谐原理。第一代惯性技术奠定了整个惯性导航发展的基础。

第二代惯性技术开始于20世纪40年代火箭发展的初期，其研究内容从惯性仪表技术发展扩大到惯性导航系统的应用。首先是惯性技术在德国V-Ⅱ火箭上的第一次成功应用。20世纪50年代中后期，研制出0.5n mile/h（1n mile=1.852km）的单自由度液浮陀螺平台惯导系统并成功应用。1968年，漂移约为0.005°/h的G6B4型动压陀螺研制成功。这一时期，还出现了另一种惯性传感器——加速度计。在技术理论研究方面，为减少陀螺仪表支承的摩擦与干扰，挠性、液浮、气浮、磁悬浮和静电等支承悬浮技术被逐步采用。1960年，激光技术的出现为今后激光陀螺的发展提供了理论支持。在这一阶段末期，捷联式惯性导航理论研究趋于完善。

第三代惯性技术发展阶段为20世纪70年代初期，出现了一些新型陀螺、加速度计和相应的惯性导航系统。其研究目标是进一步提高INS的性能，并通过多种技术途径来推广和应用惯性技术。这一阶段的主要陀螺包括：静电陀螺、动力调谐陀螺、环形激光陀螺、干涉式光纤陀螺等。ESG的漂移可达10-4°/h; DTG的体积小、结构简单，随机漂移可达0.01°/h量级；基于萨格纳克干涉效应的RLG和捷联式激光陀螺惯导系统在民航方面得到应用，导航精度可达0.1n mile/h。除此之外，超导体陀螺、粒子陀螺、音叉振动陀螺、流体转子陀螺及固态陀螺等基于不同物体原理的陀螺仪表相继设计成功。20世纪80年代，伴随着半导体工艺的成熟和完善，开始采用微机械结构和控制电路工艺制造的微机电系统。

当前，惯性技术正处于第四代发展阶段，其目标是实现高精度、高可靠性、低成本、小型化、数字化、应用领域更加广泛的导航系统。一方面，陀螺的精度不断提高，漂移量可达10-6°/h；另一方面，随着RLG、FOG、MEMS等新型固态陀螺的逐渐成熟，以及高速大容量的数字计算机技术的进步，SINS在低成本、短期中精度惯性导航中呈现出取代PINS的趋势。目前，国际上的SINS正向高精度和低成本两个方向发展。根据美国Draper国家实验室对陀螺发展趋势的预测，到2020年世界主流的SINS将会有两种：一种是基于高精度干涉光纤陀螺的SINS；另外一种是基于低成本的MEMS/MOEMS（Micro-Opto-Electro-Mechanical Systems，微光机电）陀螺的SINS。

1.1.2 光学自主导航

早在20世纪60年代，国外就开始了深空探测自主导航技术的研究工作，并逐步在深空探测任务中进行试验和应用。随着星载计算机、敏感器和执行部件性能、可靠性的不断提高，在越来越多的深空探测任务中成功应用了自主导航技术，具备了自主导航功能，为提高深空探测航天器生存能力提供了重要保障，到目前，深空探测主要的自主导航方式为光学自主导航。光学自主导航的工作原理是以目标天体或者运行轨道附近的一些已知星历的天体作为导航星，然后规划和处理观测到的天体光学图像，再利用已知的天体信息，确定航天器的位置和速度以及姿态信息。光学自主导航的关键技术则包括：导航天体选取与规划、光学导航敏感器技术、导航信息的获取与处理技术、导航滤波算法等。影响光学自主导航精度的因素主要有：状态先验知识、未建模加速度、敏感器指向误差、测量频率、导航星的星历误差、测量随机噪声以及其他系统误差等。

1．深空探测任务中的光学自主导航

光学自主导航技术在深空探测中的第一次应用可以追溯到20世纪60年代。Battin等人就提出了星际航天器自主导航理论，即通过测量已知天体（如太阳、地球、月球等）与遥远恒星视线之间的夹角，结合这些天体的星历，解算出航天器的位置。1968年发射的“阿波罗8号”飞船应用了这一理论，将六分仪作为自主导航系统的光学敏感器，第一次验证了航天器自主导航的可行性。“阿波罗8号”的六分仪是一种双视线28倍率窄视场的角度测量装置，用于测量地球或者月球相对恒星的视线夹角。根据几何关系可以确定飞船的空间位置。由于受当时技术的限制，单纯依靠角测量获得的位置解算精度并不太高，因此自主导航仅作为地面测控的补充，用于确认轨道安全，并在地面不能向飞船提供导航支持的情况下为飞船返回地球提供支持。后来的一系列载人“阿波罗”登月任务，地月转移段都利用自主天文导航作为地面导航的备份，月面着陆和上升交会段都采用了自主导航和控制技术。

1971年5月美国发射的第一颗火星探测器“水手9号”利用星载光学系统拍摄带有恒星背景的火星天然卫星（Phobos和Deimos）图像进行自主导航。事后的飞行评估结果表明，“水手9号”获得的光学观测数据比预先设想的精度要高，仅利用这些观测数据就能完成火星入轨阶段的导航任务。

1994年1月，美国发射的“克莱门汀”月球探测器（Clementine）利用两个星跟踪仪自主确定探测器的姿态，具有自主操作功能。原打算利用成像敏感器获取的地/月图像和惯性姿态进行地月转移和环月自主导航试验。由于探测器故障，仅在地面利用敏感器图像数据进行了导航计算。

1998年10月24日，美国发射的“深空一号”探测器第1次成功地在轨验证了真正的深空探测自主导航与控制系统。在巡航段验证了基于导航相机获取小行星和背景恒星图像的自主导航方法，导航的位置精度为250km左右，速度精度为0.5m/s左右，满足巡航段对导航精度的要求。在接近和飞越小行星或彗星段利用了基于目标天体图像的自主导航技术。其自主导航与控制系统能够自主地进行拍照序列规划、图像处理和分析、轨道确定、星历修正、轨道修正和姿态机动。

1999年2月，美国发射的“星尘”探测器于2004年1月利用光学自主导航技术飞越了“Wild-2”彗星并完成了对彗星的采样任务，并于2006年返回地球。“星尘”号在飞越“Wild-2”时，它与彗星的最近距离要求为120～150km，并且飞越时间只有几分钟。由于距离地球遥远，无法依靠地面测控导航，因此在飞越过程中，“星尘”号利用中心提取技术处理拍摄到的彗星图像，得到彗星中心点，结合姿态确定系统和滤波技术，完成了飞越过程中的航天器实时自主导航。“星尘”号于2011年2月14日飞越“Tempel 1”彗星时，也使用了光学自主导航技术。

2003年5月，日本发射的“隼鸟”探测器实现了人类首次从小行星采样返回任务。在“隼鸟”号与“Itokawa”小行星交会和附着的过程中，利用光学导航敏感器、雷达测距仪、激光测距仪，并和预先投掷的导航路标进行通信，成功实现了自主附着任务。

2003年9月，欧空局的“Smart-1”发射升空进行深空自主导航试验，将在轨获取的自主导航系统观测数据返回地面处理。试验利用导航相机对确定的导航天体进行拍照，结合图像信息与探测器的姿态信息，确定导航天体的视线方向，再输入到导航滤波器中估计出探测器的轨道。

2004年3月，欧空局发射的“罗塞塔”探测器和它所携带的着陆器均采用了自主控制技术。其中自主控制软件能够在远离地球（通信延迟0.5h）的情况下进行自主决策和控制，保证探测器的正确运行。为了确保探测器安全，在着陆彗核阶段采用了自主制导、导航和控制，通过处理星载相机和雷达的测量信息确定探测器的轨道，并自主完成轨道控制。

2005年1月，美国发射的“深度撞击”探测器（Deep Impact）完成了与彗星交会、撞击的任务，验证了接近撞击彗星的自主导航与控制技术。撞击器部分继承与发展了“深空一号”的自主导航和控制系统，利用导航敏感器对目标彗星拍摄的图像和姿态信息，实现了撞击彗星前两小时以内的自主导航和控制。

2005年8月，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）发射的“火星勘测号”探测器携带了一个试验型导航相机，在接近火星的过程中对火星的两颗天然卫星拍照，利用这两颗卫星的图像和星历信息，实现了自主导航，获得比地面测控精度更高的火星接近段导航精度，验证了未来火星着陆任务必需的高精度导航技术。

2．不同飞行阶段的光学自主导航分析

根据探测器距离目标天体的远近，探测器与太阳、地球等大天体的相对关系，以及周边小天体分布的不同，各种探测器在不同的任务阶段具体选择的光学导航敏感器以及图像处理算法和导航方法也不尽相同。

1）自由飞行段的光学自主导航

在自由飞行段，探测器距离目标天体较远，无法对目标天体进行观测。因此这一阶段的导航星通常为飞行轨道附近的一些已知星历的天体。在一段时间内对导航星进行连续观测，可以根据导航星的星历信息，估计出探测器的轨道（和姿态）信息。美国的“深空一号”探测器利用小行星和背景恒星的光学测量信息及小行星和背景恒星的星历来确定自身的位置和速度。美国的“克莱门汀”探测器，在地月转移段利用导航敏感器获取的地球和月球图像，提取地心和月心的方向矢量，结合姿态和地月星历信息并利用卡尔曼滤波（Kalman Filter，KF）方法估计出探测器的轨道，但由于探测器发生故障，自主导航试验没有完成。欧空局的“Smart-1”通过地面试验验证了这种基于光学成像的自主导航方法。

2）接近段的光学自主导航

在探测器接近目标天体阶段，目标天体的大小和亮度保证探测器的导航敏感器足以在其焦平面上成像，此时导航星可以选取为目标天体。利用导航敏感器连续对目标天体成像，提取目标天体的中心矢量信息，结合惯性姿态和目标天体星历就可以确定探测器相对目标天体的轨道和姿态。目标天体的中心点提取技术在美国的“旅行者”（Voyager）探测器与海王星和天王星相遇时进行了验证，并在此基础上将光学导航技术应用于“星尘”探测器与彗星接近阶段[17]。此外，接近段的光学导航技术也在“深空一号”上得到了应用。

3）环绕段的光学自主导航

在环绕目标天体段，探测器距离目标天体较近，所以能够利用导航相机获取清晰的目标天体图像。导航系统利用图像处理算法提取目标天体图像的边缘，然后根据绕飞飞行的特殊需要，对于大行星等球形天体，计算出目标天体的视半径和中心指向。对于不规则小天体，利用小天体边缘图像与预处理的目标小天体模型进行匹配，给出小天体的特征点信息，结合姿态信息输入滤波算法确定探测器的轨道。美国的“克莱门汀”探测器在环绕月球段采取的就是光学导航的方式，利用敏感器获取的月球图像得到月球的视半径和月心矢量，结合姿态信息利用滤波算法确定了探测器的轨道。

针对环绕段小天体自主导航的需求，美国JPL实验室发展了一种环绕小天体基于光学成像的自主导航方法，该方法利用宽视场相机获得的小天体边缘图像与预处理的目标小天体模型进行匹配后，利用加权最小二乘法实时确定探测器相对小天体中心的位置，然后将位置输入到导航滤波器中计算出探测器的轨道参数。

4）着陆或附着段的光学自主导航

在自主着陆或附着过程中，探测器相对目标天体的距离更近。为了能够准确识别目标天体的表面情况，选择安全着陆点，采用的光学导航相机往往视场较小、分辨率较高。日本宇宙与航空科学研究所（Institute of Space and Astronautical Science，ISAS）开发了着陆小行星的自主导航与制导技术，为了在不能详细了解着陆地点状态的小行星着陆，该机构提出了利用导航相机和激光测距的自主着陆小行星导航方法，该方法利用导航相机对着陆目标拍照，用激光仪测量探测器到小行星表面的距离，再通过滤波器获取探测器的位置和速度。日本的Misu等人提出了利用提取和跟踪特征点的方法来确定探测器与目标天体之间的相对位置和姿态的自主着陆小行星导航算法。美国JPL的Johnson等人提出了基于计算机视觉的自主着陆小行星导航算法。

通过以上分析不难看到，基于光学成像导航的深空探测自主控制技术在不同任务阶段根据不同任务的需要，采用了不同的方法和技术手段。在各个不同运行阶段，成像导航敏感器跟踪的目标不同，目标大小、距离、亮度和背景杂光的影响也不一样，这就给导航敏感器设计和图像处理算法造成了很大的困难，使得光学敏感器技术以及导航滤波算法和图像处理算法的研究成为深空探测航天器自主导航实现的关键。表1-1归纳了深空探测自主导航的候选方案。

1.1.3 脉冲星自主导航

基于X射线脉冲星的深空探测器自主导航是利用甚长基线干涉测量等手段确定脉冲星在太阳系质心坐标系中的位置单位矢量和X射线脉冲的标准到达时间，将其与深空探测器上携带的X射线探测器测得的脉冲星视线方向和实际到达时间相比较，采用适当的滤波算法，得到航天器的位置、速度和时间等导航信息。基于X射线脉冲星的导航同样可以实现姿态确定，其原理类似于基于光学相机的姿态确定。通过对脉冲星成像来得到它在探测器坐标系中的坐标，从而可以估计出视线矢量相对于探测器的方位信息。

1．脉冲星导航理论的研究历程

1974年，美国喷气推进实验室首次提出了基于脉冲星的行星际探测器自主轨道确定方法，采用直径为25m的天线接收脉冲星的射电信号可以实现150km左右的定轨精度。但是由于射电信号微弱，故需要大型的天线，这对于一般的航天任务并不现实。另外脉冲星发射的可见光信号也非常微弱，而且数量极少，要利用可见光信号进行导航，需要在航天器上安装大型光学望远镜，这对于一般的航天任务而言也比较困难。

为了实现脉冲星导航，同时避免在航天器上安装大型设备，1981年，美国通信系统研究所Chester和Butman提出了基于脉冲星的X射线信号实现航天器导航的方法。与脉冲星发射的可见光和其他射电信号不同，X射线信号可以由小型设备进行检测，比较适合空间飞行器的使用要求。仿真研究表明，采用有效面积为1000cm2的X射线探测器可获得约150km的定位精度。

1993年，美国海军研究实验室（Naval Research Laboratory，NRL）的Wood博士设计了非常规恒星特征试验，提出了利用X射线源确定航天器的轨道和姿态以及利用X射线脉冲星进行时间保持的方法。斯坦福大学的Harson博士针对非常规恒星特征试验进行了深入细致的研究，提出了基于X射线源的航天器姿态测量算法和时间保持锁相环路设计方案。

2004年，欧空局的报告分析了脉冲星导航的基本原理和脉冲星信号模型，阐述了系统可工程实现性。美国马里兰大学的Sheikh等做了很多卓有成效的工作，他建立了一个导航X射线源数据库，借鉴已有的脉冲星计时模型，给出了考虑视差、Shapiro延迟、Romer延迟的脉冲到达时间（TOA）转换模型。结果表明，采用面积为0.1m2的X射线探测器，航天器定位精度可达2km；同时，Sheikh通过对某颗脉冲星的时间模型进行分析指出，利用该脉冲星进行导航，理论上可以获得约300m的定位精度。2007年，Graven分析了X射线脉冲星导航的系统误差。从物理背景出发，将该导航系统的误差因素分为敏感器误差、信号源测量误差、信号源模型误差、航天器系统误差、其他模型误差等类别，并初步分析了脉冲相位误差对测量信息的影响。Emadzadeh研究了基于X射线脉冲星的相对导航方法，分析了速度误差对信号时延估计的影响。

国内也有学者对X射线脉冲星自主导航进行了大量深入的研究，讨论了脉冲星自主导航的基本框架，分析了影响脉冲星导航的关键技术和精度影响因素，在星历误差修正和星钟误差校正等方面取得了不错的成果。

X射线脉冲星导航涉及的关键技术有脉冲星的巡天观测与数据处理技术、脉冲到达时间测量与误差修正技术、X射线探测器与微弱信号处理技术、导航定位时空基准的建立与维持技术以及自主导航信息处理的鲁棒滤波技术等。

脉冲星导航的主要误差来源于时间测量的不确定性，包括脉冲星的发射噪声、传播噪声、宇宙背景噪声、信号接收器噪声、当地时间噪声、时间量化噪声、脉冲形状不确定性、脉冲周期不确定性及脉冲相位误差等。该方法的优点是在提供导航信息的同时还可提供时间基准，不足之处在于目前X射线脉冲星的数目较少，且测量精度无法保证。

2．脉冲星导航科学研究计划或任务

1999年，作为USA实验平台的ARGOS卫星发射升空，该卫星上安装了有效面积为1000cm2的X射线望远镜，能够精确记录能量范围为1～15keV光子的到达时间。ARGOS卫星及上面安装的X射线探测器如图1-11所示。

2004年，美国国防高级研究项目局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）开始招标，准备分三期资助“基于X射线源的卫星自主导航（XNAV）研究”，内容包括：X射线脉冲星特性研究、X射线探测器开发、脉冲星导航算法以及空间系统设计4个部分。该项目的目标是实现脉冲星角位置测定偏差小于0.0001角秒、X射线探测器有效面积小于1.0m2、光子到达时间测量精度达到1～10ns、脉冲星导航定位精度优于100m的技术指标，为航天器提供高可靠性的定位、姿态测量和授时服务。2005年，以Ball宇航公司为牵头单位的项目组得到了该项目资助。

脉冲星导航要达到在轨应用水平，需要重点解决X射线探测器小型化和工程化、脉冲到达时间精确提取、高保真度地面模拟和在轨演示试验等一系列关键问题，并通过长期在轨观测建立精确的X射线脉冲星星表、辐射信号轮廓和计时模型。2011年，NASA的戈达德空间飞行中心联合美国大学空间研究联合会启动了“空间站X射线计时与导航技术试验”（Station Explorer for X-ray Timing and Navigation Technology，SEXTANT）项目。如图1-12所示，SEXTANT项目将使用嵌套式聚焦镜头和硅漂移成像器件，利用毫秒脉冲星作为导航信号源进行定轨演示，目标是在高动态的近地轨道上，通过2周的观测，获得优于10km的定轨精度。SEXTANT的中子星内部组成探测器（Neutron Star Interior Composition Explorer，NICER）于2017年6月3日由SpaceX的“猎鹰9号”火箭发射并安装在空间站上，所得数据将用于X射线脉冲星导航的性能分析和关键技术攻关。

我国目前正在积极开展基于X射线脉冲星的在轨观测和导航验证研制工作。2016年11月10日，我国发射了首颗脉冲星试验卫星“XPNAV-1”，用于验证星载脉冲星探测器的性能指标和空间环境适应性，积累在轨实测脉冲星数据。2017年6月15日，作为我国的首颗大型X射线天文卫星，硬X射线调制望远镜（Hard X-ray Modulation Telescope，HXMT）发射升空。HXMT可以进行宽波段大天区X射线巡天成像，也可以积累实测脉冲星数据，为实现脉冲星导航积累经验。