X射綫脈衝星導航理論與應用 pdf epub mobi txt 電子書 下載 2025

　　章 緒論
　　1.1 航天器自主導航概述
　　1.1.1 自主導航的定義及特點
　　航天器的導航係統通常分為自主和非自主兩大類.航天器自主導航是指航天器不依賴外界支持，完全依靠自身搭載設備，與外界不發生光電聯係的導航定位技術.美國學者Lemay提齣用下列四個特點來錶示航天器自主導航的概念:①自給或者獨立;②實時操作;③無輻射;④不依靠地麵設備.工程實踐一般認為，不依賴地麵支持，航天器能利用星上自帶設備實時確定自己狀態的方法，都稱為航天器自主導航.
　　1.1.2 航天器對自主導航技術的需求分析
　　目前對航天器的導航定位大多藉助地麵測控係統實現.然而隨著航天技術的發展，在軌航天器數目日益增多，極大增加瞭地麵測控係統的負擔.此外，日益復雜的空間任務也對航天器自主運行技術提齣瞭緊迫需求，而自主導航是航天器自主運行的核心，是提高航天器生存能力降低運營費用的關鍵技術.
　　1.1.2.1 提高近地航天器自主性的需要
　　近地航天器包括各種衛星飛船以及空間機動航天器跨大氣層飛行器等新概念航天器.它們擔負著數據傳輸偵察監視地麵測繪天氣預報等工作，已成為信息社會不可或缺的一部分.隨著社會的發展，近些年發射的近地航天器種類和數量急劇增加，地麵站對航天器進行跟蹤測控和數據處理的負擔也隨之加重.我國航天器的運行主要由較少的測控站船支持，測控點數量有限，分布相對集中，實時監測航天器運行狀態的時間弧段較短.這些有限的地麵測控站也很容易遭到乾擾而喪失其功能.
　　因此，為瞭降低地麵支持成本，提高生存能力，航天器應具有自主導航能力.按軌道高度，可將近地航天器分為低軌航天器和中高軌航天器.藉助衛星導航係統，低軌航天器已基本實現瞭自主導航，可完成如自主交會對接短期自主運行等任務.但衛星導航係統的覆蓋空間有限(僅支持軌道高度3000km 以下的航天器)，中高軌航天器難以接收到導航衛星信號，從而無法實現自主導航.然而，同低軌航天器相比，高軌航天器由於其軌道高度優勢，在日常生活中的作用更為重要.如何實現中高軌航天器的自主導航，正日益成為近地航天器自主導航研究的熱點.
　　1.1.2.2 提高深空探測器自主性的需要
　　進入21世紀，深空探測日漸成為世界航天活動的熱點.對太陽係行星小行星彗星等天體進行探測是人們認識自己瞭解太陽係和探索宇宙起源的重要途徑.深空探測器航行距離遠，任務周期長，對飛行任務中的各項關鍵技術都提齣瞭新的要求，尤其是導航定位技術.
　　目前，國際上開展的深空探測計劃大多采用地基無綫電導航技術.經過幾十年的建設與發展，以美國深空網為代錶的全球深空探測網已初具規模.深空網采用無綫電跟蹤技術，測量深空探測器相對於地麵測控站的距離和徑嚮速度，結閤地球等天體的星曆信息來估計深空探測器的所有狀態.該導航方法可靠性好，魯棒性強，在深空探測任務中得到瞭廣泛應用.
　　但該方法有以下幾個無法彌補的缺陷:
　　(1)導航過程需要持續的人為操作和頻繁的地麵測控站與深空探測器的通信.由於深空探測器與地球距離遙遠，深空探測器與地麵測控站的通信延遲巨大，從火星到地球的通信時延大可達45min，探測木星土星等天體時的通信時延會更大.通信信號還可能被太陽及其他天體遮擋，這極大降低瞭地麵測控站應對突發事件的能力，尤其對於載人深空探測任務更是十分危險.
　　(2)地麵測控資源消耗大.隨著深空探測器數目的增多，地麵測控的負擔日益加重.深空探測器的運行時間都比較長，從幾年到幾十年，在這麼長的時間內完全依賴地麵站測控實現深空探測器的導航，需要占用大量的地麵測控資源.
　　(3)導航精度低實時性差.針對深空天體的接近飛越撞擊等任務，要求深空探測器能夠獲得航天器相對目標天體的位置速度等信息.然而，深空探測的目標天體距離地球遠，在地麵建立的深空探測網，其測控信號強度隨距離衰減，測量距離每增加一個天文單位，測距誤差增大4km.僅依靠地麵測控技術無論是導航精度還是實時性都難以滿足這些特殊空間任務的需要.
　　另外，對於深空探測任務，足夠大的測控覆蓋率是保證任務取得成功的基礎.然而，由於地理及政治因素，我國不可能像美國一樣在全球布置測控站.因此，為瞭高效利用我國有限的測控資源，在推進深空探測的過程中，發展自主導航技術就顯得尤為重要.采用自主導航技術，深空探測器即使在與地麵通信聯絡完全中斷的情況下，仍然能夠完成軌道確定軌道保持等日常功能，具有較強的生存能力.因此，自主導航是未來深空探測任務的核心關鍵技術之一.
　　1.1.2.3 提高導航衛星星座自主性的需要
　　對於地麵及空中目標，導航衛星是主要的高精度定位和守時手段.而導航衛星自身的星曆誤差和時鍾誤差是影響地麵及空中目標導航精度的重要因素.目前，導航衛星自身的星曆及時鍾精度主要通過地麵監控係統按時編算和注入導航電文來保證.若地麵監控係統發生故障，整個衛星導航係統將陷入癱瘓.因此提高自主性是目前導航衛星發展的一個重要方嚮.
　　對於星座，通過建立星間無綫電鏈路，進行星間僞距觀測和數據通信，是實現高精度自主定軌的一種重要而有效的手段.美國的GPS(globalpositioningsystem)先提齣導航星座自主導航的概念，通過利用高精度星間測量和星曆預報信息來進行星座軌道和時間的自主在綫估計.但單純采用星間距離觀測進行星座自主定軌時存在秩虧問題，隻能確定星座內衛星之間的相對位置，無法測量星座的整體鏇轉.
　　“北鬥二代”導航係統是我國不可或缺的國傢空間基礎設施，對國傢安全和國民經濟具有重要的意義.如何實現“北鬥”導航星座的自主導航已成為一個具有重大戰略意義的新課題.
　　1.2 航天器自主導航係統分類及發展概況
　　1.2.1 慣性導航係統
　　慣性導航係統(inertialnavigationsystem，INS，簡稱慣導係統)通過測量航天器的視加速度和體坐標係相對於慣性坐標係的轉動角速度，利用積分運算，自行獲得航天器的瞬時速度位置和姿態等信息.慣性導航係統具有不依賴外界信息不嚮外輻射能量不受乾擾隱蔽性好的特點，且能連續地提供載體的導航參數，故廣泛應用於航天航空航海軍事領域.
　　慣導係統通常由陀螺儀加速度計組成.其中，陀螺儀誤差對慣導係統位置誤差的影響隨時間的三次方積纍.而高精度的陀螺儀製造睏難，成本昂貴，因此慣性技術界一直在尋求能夠提高陀螺儀的精度且降低係統成本的有效方法.目前廣泛使用的陀螺儀包括機械陀螺和光學陀螺.
　　機械陀螺是一種基於機械轉子的定嚮性和進動性來敏感角速率或角位移的裝置.1852年，法國物理學傢博科初步提齣瞭建立陀螺儀的設想.進入20世紀之後，機械陀螺儀技術在軍事工業等需求的刺激下得到瞭快速發展，相繼齣現瞭浮力陀螺和靜電陀螺，其中浮力陀螺還包括液浮陀螺氣浮陀螺磁懸浮陀螺等.為瞭降低成本，又發展齣瞭振動式陀螺.振動式陀螺包括半球諧振陀螺儀石英音叉振動式陀螺儀和微機電陀螺等.
　　光學陀螺主要有三大類:激光陀螺光縴陀螺和集成光學陀螺.其中激光陀螺和光縴陀螺已經得到廣泛應用，集成光學陀螺目前正處在研究開發階段，具有良好的應用前景.
　　除瞭機械陀螺和光學陀螺，隨著激光冷卻等原子光學技術的進步，利用冷原子作為波源的冷原子乾涉陀螺儀正在快速發展，有望成為慣性導航領域頗具發展潛力的新型陀螺技術.
　　按照慣性測量值的獲取方式不同，可將慣導係統分為平颱式慣導係統(gimGballedinertialnavigationsystem，GINS)和捷聯式慣導係統(strapdowninertialnaviGgationsystem，SINS).為瞭提高慣導係統的精度，除瞭從硬件製造水平上和算法改進上繼續努力外，還需對慣導係統測量誤差模型有深刻的認識，並對測量信息進行高精度補償.隨著使用環境的變化，慣導誤差模型的參數會發生改變，導緻實驗室條件下的標定參數可靠性下降.對此可采用彈載試驗火箭橇試驗和車載試驗等方法對慣導誤差模型進行係統性檢驗.
　　1.2.2 天文導航係統
　　天文導航係統是通過測量自然天體方位等信息來確定航天器位置和姿態的一種導航方式.天文導航係統自主性強抗乾擾能力強可靠性高，可同時獲得位置和姿態信息，且具有導航誤差不隨時間積纍的優點.
　　天文導航係統是一種古老而又年輕的導航方式，早應用於航海.20世紀50年代以來，電子技術計算機技術和航天技術的迅猛發展，開啓瞭天文導航係統在航天器導航領域的應用.美國的阿波羅載人登月計劃和前蘇聯的空間站均使用瞭天文導航係統.
　　單純利用恒星方位測量信息隻能獲得衛星的姿態信息，為瞭確定衛星的位置，還必須獲得衛星相對於近天體的位置信息.對於人造衛星，該近天體一般為地球，有時也選擇月球.
　　根據近天體測量信息獲取方式的不同，可分為直接敏感地平導航方法和間接敏感地平導航方法.
　　直接敏感地平導航方法采用地平敏感器與星敏感器和慣性測量單元提供衛星的位置和姿態信息.
　　20世紀60年代，美國空軍啓動瞭項衛星自主導航計劃———283計劃.該計劃設計的導航係統包括姿態基準係統(三個捷聯陀螺和一個框架式星敏感器)地平敏感器星上計算機和時鍾.研究錶明，該係統的導航精度主要受到地平敏感器誤差的限製，預期的軌道確定精度為2km.該計劃完成瞭一些元器件試驗，但整個計劃停滯在實驗室階段.
　　1973年，美國空軍啓動瞭空間六分儀自主導航和姿態基準係統(space tentGautonomous navigation and attitude reference system，SS/ANARS).該係統由安裝在一個三自由度轉動平颱上的兩颱光學望遠鏡構成，其中一颱望遠鏡用於跟蹤月球明亮的邊緣，另一颱望遠鏡用於跟蹤一顆已知的恒星，由兩條視綫之間的夾角構成基本觀測量進行導航計算.相應的係統性能指標為:姿態確定精度0.6″，定位精度224m.空間六分儀的正式工程樣機在1982年於航天飛機上進行瞭部分軌道飛行試驗.
　　基於星光摺射的間接敏感地平導航方法利用高精度的星敏感器和大氣對星光摺射的數學模型及誤差補償方法實現航天器的定位.1979年，美國開始研製一種低成本捷聯式模塊化的姿態基準導航係統——多任務姿確定與自主導航係統(mulitmissionattitudedeterminationandautonomousnavigation，MADAN).該係統利用三颱星敏感器，能提供實時連續的慣性姿態和軌道信息，且具有全自主長壽命等特徵.該係統的目標定位精度為0.9km(低軌)和9km(高軌).1984年，係統的全套樣機進行瞭實驗室試驗.
　　除瞭敏感地平的方法，美國Microcosm 公司於1989年研製瞭一種利用星載專用自主導航敏感器對地球月球和太陽進行測量，實時確定航天器軌道和姿態的係統———麥式自主導航係統(microcosmautonomousnavigationsystem，MANS).該係統基於一個導航敏感器的測量值即可以完成自主導航和三軸姿態確定的任務，可以應用於中低軌道衛星，其導航敏感器由通常的圓錐掃描式紅外地球敏感器經過改進而成，具有質量小功耗低成本低廉等優勢.1994年3月，該係統搭載在“空間試驗平颱-零號”航天器上的TAOS(technologyforautonomousoperationalsurvivGability)進行瞭可行性及關鍵技術試驗驗證.遺憾的是，由於星載計算機齣現故障，MANS的空間測量數據隻能下傳到地麵分析，估計定位精度為200~500m.
　　進入21世紀，美國法國日本等國掀起瞭新一輪的深空探測熱潮.隨著光學測量設備星敏感器等導航敏感元器件的工藝水平日益提高，基於天文觀測的深空探測自主導航係統逐漸在深空探測任務中成為輔助地麵測控係統的一個重要備份導航係統.美國的“深度撞擊”(deepimpact)任務和日本的“隼鳥”(MUSES C)探測器均使用瞭天文導航係統來提高深空探測器的自主生存能力.
　　1.2.3

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