外太空執行任務的航天器通過什麼技術手段導航定位？
在近地軌道，在轉移軌道，在繞月軌道，在去往火星的飛行軌道，在火星上，在其它區域乃至深空，航天器是怎麼被定位的？
感謝邀請。問題很好，是分類提出的，那麼也需要分類解決。
首先對於近地軌道衛星的導航，主要手段有兩種，一種是利用地面測控站和衛星本身自帶的天文導航設備（如紅外地平儀等）進行定軌和導航，一種是利用星載GPS。在利用星載GPS時候需要注意的是，這種衛星的軌道高度不能高於GPS衛星的軌道高度，否則導航信號無法覆蓋。有時候上述兩種方法也會結合起來運用。
接下來是轉移軌道和繞月軌道以及火星的飛行軌道，這類航天器顯然已經無法利用GPS導航了，因為其軌道高度超過了GPS軌道高度。另外，由於其距離地球較遠，如果兩個測量天線之間的距離比較近，在使用無線電導航時，則測定出來的軌道會有比較大的誤差。因此，需要兩個距離比較遠的天線，從而誕生了一種提出了一種基於甚長基線干涉測量(Very Long Baseline Interferometry，VLBI)的深空導航定位技術δDOR(Delta Differential One-Way Ranging)，其導航定位精度除了與天線增益和接收機性能有關外,還取決於天線之間的基線長度，而基線長度原則上不受限制，可達數千公里，因而，可以極大提高測量精度。目前的測角精度達毫角/米量級，當應用於奔月軌道時,定軌誤差只有幾米。
國外對
δDOR 深空導航技術的研究始於20世紀70年代,主要的研究機構是美國的NASA、歐洲ESA和日本的JAXA。
δDOR 導航定位本質上是VLBI測量技術的一個應用，當時VLBI測量技術剛剛進入實用階段，NASA噴氣推進實驗室(JPL)就開始考慮如何將這種高精度的測量技術用於深空探測器的導航定位，經過近10年的研究準備，
δDOR 技術於1978在旅行者1號經過木星時得到了實際運用。自此，NASA對
δDOR 深空導航技術的研究就一直沒有中斷，並且
δDOR 已成為其經常性的探測器導航服務項目。
ESA從1986年開始著手研究
δDOR 技術，最初導航任務由NASA全權代理，在1992年Ulysses探測器再臨近木星時,測軌精度因為
δDOR 系統的應用得到了提高。ESA於2005年8月首次獨立具備了
δDOR 導航定位能力,但目前主要還是通過與NASA和JAXA開展國際合作完成。
日本的JAXA從2003年開始關注
δDOR 技術，對其首個火星探測器NOIOMI開展了大量
δDOR 觀測。NOIOMI由太空與太空航行科學研究所(Institute of Space and Astronautical Science，ISAS)開發，計劃1998年到達火星，但因變軌錯誤而不得不更改飛行方案，分別於2002年、2003年進行了兩次高精度變軌。為了確保變軌成功,ISAS的科學家於2002年8月正式啟動 δDOR導航定位系統,在測量過程中使用了日本境內的9副X頻段VLBI天線以及位於加拿大的46 m直徑的Algonquin天線,測量結果幫助JAXA修正了飛行參數,順利完成了變軌。
我國首次
δDOR 的測量於2004年7月進行，測量的航天器是2003年12月從西昌發射的「探測一號」科學衛星，測量的主要目的是為日後要進行的「嫦娥一號」探月衛星導航定位提供技術積累，研究VLBI測量技術對探月衛星定軌的貢獻。當時利用上海佘山、烏魯木齊南山和雲南昆明的3個VLBI站,採用上海天文台自行編製的軟體完成了數據VLBI相關處理，測量結果顯示平均定軌誤差為2 km，測速精度可達5 cm/s。2007年「嫦娥一號」探月衛星成功發射後，δDOR 技術對衛星月球軌道的高精度定軌正式發揮作用。
δDOR 系統的原理是航天器首先要發射一組S頻段、X頻段或者Ka頻段的正弦波或者方波信號，稱為測音信號，這些信號可以是單音也可以是通過偽隨機碼進行擴頻的信號，目的是更加精確地模仿自然界中的射電信號。地球上不同地理位置的觀測站對該側音信號進行觀測並同步記錄在一定的
存儲介質中。觀測站間的基線很長，因此，側音信號到達各站的時間存在延遲，將各站的觀測數據通過一定的方式傳輸到數據處理中心，通過相關處理器處理就可以解算出信號到達各站的延遲，從而確定航天器相對於觀測站的角度。但這種未校準測量結果中存在許多誤差，如電離層延遲、對流層延遲、時鐘偏差、站址偏差及接收機設備延遲等等。
為了消除這些誤差,$DOR觀測時引入了射電天文坐標系，該坐標系以宇宙中若干恆定射電源作為
基準點，這些射電源的位置由國際天文組織經過長期的VLBI觀測得到，角位置精度可達到nrad級。
由於射電源信號與航天器信號所經過的信道完全一致，因此，可以認為測量射電源信號時由空間環
境及設備引入的延遲誤差與測量航天器信號時引入的誤差相等，這一誤差項可以通過射電源的時延
測量值與標準值求差解算出來，再利用該誤差項對航天器的位置進行修正就能得到高精度的航天器
方位角值。實際測量時，射電源和航天器不可能同時得到天線的跟蹤，對射電源信號和航天器信號的接收只能交替進行，如採用射電源-航天器-射電源或航天器-射電源-航天器等方式。射電源選擇的原則是位於航天器的附近，一般在10°以內，目前國際天文組織已公布了許多免費的星曆表，如SDSS、ICRF、LBQS及JPL深空網專用星曆表等，以便尋找與探測器位置最為匹配的射電源。
下面分別是是δDOR 系統原理圖和工作流程圖：
最後講一講更加遙遠的探測器怎麼進行定位。對於上述的 δDOR 系統有個缺陷就是觀測天線必須可見航天器才能進行測量，那麼如果不在可見弧段時候怎麼辦呢？或者，在遙遠的太空中，通信出現了故障又怎麼辦呢？解決這一問題，就需要航天器具有自主導航的能力。這就是下面要介紹的天文自主導航。
第一種是基於太陽和行星的天文自主導航。利用太陽和行星進行自主導航是最為簡單和成熟的天文
導航方案) 由於太陽和行星在任意時刻的位置可根據星曆表獲得， 而從探測器上觀測到的行星之間的夾角、行星和恆星之間的夾角和行星視線方向等信息是探測器位置的函數， 通過這些觀測量利用幾何解析的方法或結合軌道動力學濾波即可獲得探測器的位置、速度等導航參數，早在20世紀60年代， 美國阿波羅登月計劃中就已使用了該類導航方法。1982年美國噴氣推進實驗室 (JPL)研製的自主制導和導航系統 (AGN) 在用於木星飛行任務時，也是利用星體跟蹤器和CCD敏感器測得的行星和恆星之間的夾角進行深空探測器的天文導航和姿態確定。近年來， 隨著深空探測任務的增多，該方法也隨著測量儀器和濾波方法的改進， 得到越來越多的關注。該方法的優點是計算簡單， 易於實現； 缺點是導航精度隨探測器與太陽、 行星之間距離的增加而降低。
第二種是基於小行星或行星衛星的自主導航。由於太陽和行星到探測器的距離相對較遠，因此角度測量的微小誤差就會對導航的位置誤差產生極大的影響。利用探測器在轉移軌道中遇到的近距離小行星進行定位可大大提高導航精度。該方法的基本原理與上述基於太陽和行星的自主導航方法
基本相同，但由於小行星和探測器之間距離較近， 因此導航精度較前者高。其缺點是通常探
測器與小行星相遇的時間很短，且小行星的觀測也較困難。該方法已應用於早期的水手號、 旅行者號、 伽利略號和近期的深空一號和深度撞擊號等多顆深空探測器中。 是目前最成熟的方法。
第三種就是有回答介紹到的基於X射線脈衝星的導航。脈衝星是太陽系以外的遙遠天體，它們的位置坐標，猶如恆星星表一樣構成一種高精度慣性參考系；脈衝星按一定頻率發射穩定的脈衝信號，其長期穩定度好於地球上最穩定的銫原子鐘。脈衝星可以提供絕好的空間參考基準和時間基準，是空間飛行器極好的天然導航信標。與脈衝射電信號相比，X 射線能量輻射相對較高，易於設備探測和信號處理，減少了弱信號積分時間，提高了脈衝到達時間測量解析度。尤其是有利於設計小型化探測設備，探測器有效面積可小於 1㎡，使其裝備航天器應用成為可能。
X 射線脈衝星導航的基本原理是，在空間航天器上，測量脈衝星脈衝到達時間(相位)，並將其作為基本觀測量；利用建立在基準點(太陽系質心)的時間模型，計算同一脈衝到達基準點的相位；在脈衝相位觀測量與時間模型計算值之間組差，差分觀測量反映了航天器與基準點在脈衝星視線方向的距離差，是航天器位置和脈衝星位置的函數；假定已知脈衝星位置，通過一定的導航演算法，即可獲得觀測時刻航天器相對基準點的位置坐標。
上圖是X射線脈衝星導航的工作流程
但是，X 射線脈衝星導航還面臨許多問題需要解決。其中必須解決的關鍵問題是：
（1）X 射線脈衝星源
要進行 X 射線脈衝星導航，必須具有適合導航的 X 射線脈衝星源，其位置精度和流量要滿足一定的要求。例如，如果要求導航精度達到 10m(3σ)，脈衝星的角解析度應小於0.0001″，流量大於 100μCrab。目前滿足要求的脈衝星數量較少。而且已發現的脈衝星大部分集中在銀道面附近，對於三維定位的幾何條件不太好。因此開展 X 射線巡天，發現更多的 X 射線脈衝星非常重要。
（2）X 射線探測器
在不同波段觀測脈衝星，信號結構不同，脈衝星到達時間也不同，而大部分脈衝星是在射電波段觀測的，只有一部分可以在 X 射線和
γ 波段觀測到。X 射線探測器包括 X 射線成像儀、光子計數器和高速讀出電路。但是到目前為止，還沒有為導航目的同時多個 X 射線探測器在軌運行的實驗(在
USA 試驗中，衛星上裝兩個探測器，實際上只有一個可以工作)。
（3）觀測 TOA 修正及時間模型建立
X 射線探測器根據航天器搭載的原子鐘記錄脈衝到達時間(TOA)。X 射線脈衝星導航需要將觀測 TOA 在
TDB/TCB 時間尺度下轉化到脈衝星時間模型基準點，並與時間模型預報值進行比對，之間涉及到大量的時間轉換和相對論改正。
（4）導航演算法
根據 X 射線探測器得到的光子計數和 X 射線成像數據，卷積出脈衝到達時間(TOA)，利用脈衝星星表和其他參數，通過一定的計算，得到飛行器的位置、速度和姿態。在數據處理過程中涉及大量時間、坐標轉換、相對論改正、修正量計算。各項誤差的量級及其對最終定軌結果的影響程度還需要進一步在實際工作中試算驗證，並通過設計改進導航演算法減弱誤差對定軌精度的影響。與 GPS 相位觀測量類似，脈衝信號觀測量同樣需要進行模糊度解算。
上述的導航定位手段都不是孤立的，很多時候需要聯合使用，聯合解算，以達到最優的定軌精度。
總之，導航的辦法多多，問題也多多，不過相信隨著科技水平的提升，人類向深空發展的腳步不會停止！
參考文章：
寧曉琳《自主天文導航技術綜述》
周小坤《DOR深空導航定位技術進展》
題目已經定義的很清楚，近地航天器導航和深空導航。
首先，說一下什麼是導航。
導航是測量載體的運動參數，位置、速度和姿態等。
通常把高度在500千米以下的航天器軌道稱為低軌道，500千米~2000千米高的軌道稱為中軌道。中、低軌道合稱為近地軌道（又稱順行軌道）。把在近地軌道工作的衛星稱為，近地衛星(計算時軌道半徑可近似取地球半徑)。
航天器的主要導航方式如下圖所示。
近地衛星的導航可以採用地面站無線電監控、慣性導航和GPS等手段，為了提高精度和可靠性，一般不單獨採用某一姿態敏感器進行三軸姿態測量和確定，而採用幾種敏感器的組合。近地軌道也可以利用星敏感器和近地的折射星直接或者間接敏感地平進行定位。
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2、深空探測航天器的導航
深空探測指對太陽系內除地球外的行星及其衛星、小行星、彗星等的探測，以及太陽系以外的銀河系乃至整個宇宙的探測。
深空導航不同與近地導航，無線電、GPS和慣性導航都因其各自的缺陷法無法勝任。（例如無線電導航無法離開基站，GPS受限於近地軌道，慣性導航的誤差會隨著時間不短累積等。）因而在深空主要開展自主導航，也就是前邊的天文導航。
深空導航之前採用過地基導航方式，但由於地基導航存在盲區，也會有天體遮擋和日凌現象，所以並不是最佳的導航方式。
深空探測中的天文導航則是利用探測器自身運動規律，結合敏感器實時獲得的天體信息，採用最優估計方法，獲取探測器位置和姿態信息。美國NASA阿波羅13號月球探測器(Apollo 13 )(1970-4-11)採用的自主導航方案就是通過觀測日地月信息實現的。美國和歐空局卡西尼土星探測器Cassini(1997-10-15)，採用天文/雙程多普勒/測距組合，觀測土星和土衛六實現深空導航。此外還有觀測彗星、序列觀測小行星來實現深空導航。
深空探測器天文導航系統的組成如下圖所示：
下圖是星敏感器
下圖是太陽敏感器
深空探測天文導航的方法可以總結為以下幾種：
（1）天文測角導航方法
天文測角方法如下圖所示：
（2）天文測速導航方法
主要原理是選定恆星光譜的特徵譜線，測量相對運動引起的特徵譜線的多普勒頻移量，探測器速度信息，速度積分獲得位置。
主要不足：
速度誤差隨積分積累
主要優點：
實時、直接獲取速度信息
測速精度穩定
速度積分獲得位置
（3）天文測距導航方法—脈衝星導航原理
脈衝星測距原理如下圖所示：
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下面多說一點脈衝星導航。
脈衝星是一種高速自轉的中子星，其自轉軸與磁極軸之間有一個夾角，兩個磁極各有一個輻射波束。當星體自轉且輻射波束掃過探測器時，探測器就可接收到其脈衝信號，這就是脈衝星名稱的由來。
脈衝星自轉周期一般在1.6ms ~ 8.5s 範圍內，有良好的周期穩定性。其中毫秒脈衝星的自轉的精確度甚至優於或等價於現在作為計時標準的高精度銫原子鐘。脈衝星具有超高核密度、強引力場、強電磁場特點，其兩個磁極向外輻射光束。不同類型的脈衝星在射電、紅外、可見光、紫外、X 射線和γ 射線等電磁波頻段產生不同強度的信號輻射。X 射線脈衝星發射的高能X 射線，集中了其大部分的輻射能量，易於被小型化設備探測與處理，使得X 射線脈衝星成為最適於用作航天器導航信號源的脈衝星。
目前，已經發現脈衝星近2000 顆。X 射線脈衝星約140 顆，其中有27 顆X 射線脈衝星極具利用價值，可用於姿態測量和軌道測量。
脈衝星導航是基於X 射線脈衝星發射的高度穩定脈衝信號和已知的脈衝星空間位置信息，為航天器提供位置、速度、姿態乃至時間等運動參數的自主導航技術。它主要包括三個部分：基於X 射線脈衝星的定位方法，基於X 射線脈衝星的授時方法，基於X 射線脈衝星姿態測量方法（分別簡稱為脈衝星定位，脈衝星姿態測量，脈衝星授時）。
其中定位原理類似於GPS，授時則是利用天然的高度穩定的脈衝信號，前邊簡要介紹的脈衝星天文測距原理就要求很高的授時精度，姿態測量原理則類似於星敏感器。
美國從上個世紀70年代就開始研究脈衝星導航，現已有一些成果。我國在這方面起步很晚，2000年後才有人開始研究，而且多側重於脈衝星授時領域，在姿態測量領域很少。
脈衝星姿態測量：脈衝星姿態測量的方法有兩種思路：第一種方法稱為基於X射線脈衝星的成像儀的姿態測量方法，類似於星敏感器，該方法主要用於三軸穩定的航天器姿態測量；第二種方法稱為基於X 射線脈衝星的掃描儀的姿態測量方法，該方法主要用於單軸穩定的航天器姿態測量。
脈衝星作為一種新型導航技術，雖然沒有成熟的技術應用，但仍以其自身的優勢受到國內廣泛關注，成為個航天大國競逐的焦點。脈衝星姿態測量作為脈衝星導航的一項重要內容，與其它導航方式相比主要有以下優勢：
首先，脈衝星向外輻射的 X 射線信號強烈，易於小型設備探測，可以減輕航天器的有效負載。從一定程度上降低了航天器發射和運行的代價。
其次，脈衝星離太陽系極其遙遠，信號穩定，不易受到人為破壞。特別是在敵對環境下，利用脈衝星進行姿態測量時，航天器可以完全不依賴其它導航設備，實現自身的定姿與定位等，提高了航天器的安全性。
最後，脈衝星姿態測量與慣性導航的姿態測量相比，其運行不受陀螺使用壽命的限制，可以提高航天器的使用壽命。而且沒有積累誤差。
基於 X 射線脈衝星的導航可靠、穩定、精度高，有望擺脫對GPS 及其它人造信標的依賴，保證戰時航天器的自主運行，並減少平時的維護費用。脈衝星距離地球很遠，覆蓋範圍廣，對於各種低地軌道、中高軌道和深空探測軌道均適用。
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補充說明：
1、部分圖片來源於網路，侵刪。
2、前邊有幾個答案解釋得很好，本答案更接近於科普，並沒有對其中一些概念展開說明，如有感興趣者可以自行查閱。
3、這個問題涉及衛星導航、天文導航、慣性導航等多個方面，答者並不能面面俱到，如有脫漏錯誤之處，還望各位不吝賜教。
@肖寅 先生， @張拯寧 先生等都做了詳細回答，現從實際項目的角度略補充一下。
首先，6月初，在國家天文台召開的月球動力學研討會上跟一個專家交流時說到目前的天文導航精度還不夠好，不能滿足工程要求。具體原因是感測器精度不夠高，演算法不夠完善。
其次，基於X射線脈衝星的自主導航定位的確是一個很好的技術，美國開展了XNAV（X-ray pulsar-based navigation，Wikipedia）計劃，我們國內也有很多研究，就我們課題組也有專門研究基於X射線脈衝星的火星探測器的自主導航，但是目前尚無航天器實現真正意義上的自主導航。
最後說說嫦娥奔月段的定軌，這也是我的主要研究方向。我們國家的嫦娥定軌基於USB（UXB）與VLBI的聯合定軌。
USB（Unified S-band，統一S波段測控系統），在USB測控系統下，只用一個上行載波和一個下行載波即可解決測速、測距、角跟蹤、遙控和遙測等問題[1]。簡略工作示意圖如下
VLBI定軌原理上面已經解答的很詳細了，貼上一張CE2轉移軌道部分曆元VLBI單技術定軌精度圖。
圖中RTN分別指徑向、切向和法向。三維的差異RMS值分別為15.7m、39.3m、45.5m。
圖中RTN分別指徑向、切向和法向。三維的差異RMS值分別為15.7m、39.3m、45.5m。
由定軌原理可知，單USB技術對距離、速度敏感，VLBI對角度敏感，故聯合定軌可有效優勢互補。
除了定軌技術，還有定軌方法值得一提。目前常用的軌道確定方法有：- 動力學定軌法（Dynamic Orbit Determination）
- 利用航天動力學確定衛星軌道，比如只萬有引力算出月球等天體軌跡。
- 幾何學定軌法（Geometric Orbit Determination)
- 利用幾何觀測值確定衛星軌道，比如單VLBI技術。
- 綜合動力學定軌法(Reduced- Dynamic Orbit Determination)
- 綜合，目前用的最多的方法。
[1]孫偉,程劍,朱文明. 深空通信系列講座之五 深空探測中的USB測控技術[J]. 數字通信世界,2010,07:84-87.
[2]Montenbruck O., Gill E., Satellite Orbits – Models, Methods, and Applications, Springer-Verlag, Heidelberg, 2000.
[3]Tapley Byron. Statistical Orbit Determination. 2004
@肖寅 已經答的挺好的了，沒有太多時間，簡單補充的回答一下，有時間再補充。
題主問得時如何導航定位，實際上導航定位往往和時間的獲取分不開。記得GPS剛開始民用時，很多人問GPS能幹什麼？現在當然大家都不會這麼問了，因為地理空間位置和時間幾乎是最基本的兩類信息，任何物質的存在都至少和時間或者位置信息有關。所以應該問GPS不能做什麼。
樓主問的是外太空，其實定位起來，基本原理和地面是一樣的，當然也有許多特殊的問題。首先要簡單定義或者說一下導航定位，飛行器要能夠導航首先要定位，導航定位對位置信息的需求實際上細分起來又可以分為兩種：一種是要求響應速度很快的，相對來講更關注相對的精度，對絕對精度要求不算太高；另一種是要求絕對精度非常高，但是響應速度可以沒那麼高。
打個比方，假定你要做一輛自動駕駛汽車，在自動駕駛過程中，當然就需要定位，然後再導航。因為汽車相對周圍環境的速度很快，所以就需要有一套裝置，能夠迅速根據導航計算機的要求給出當前的位置和速度等信息，這個需求對響應速度要求是很高的，但是這類信息實際上更關注的是汽車相對道路的距離，計算機必須不停的進行測量，防止汽車與其它汽車或者路邊的物體發射碰撞。假定汽車是從北京到上海，當然，汽車不發生車禍不幸，還必須保證汽車走的路是對的，所以就需要汽車在地球坐標系中的絕對位置，這才輪到GPS出場，因為GPS提供的絕對位置是很精確的，但是響應速度不夠，如果只使用GPS，汽車是絕對做不到無人駕駛的，因為無法對外圍環境的快速感知。
@肖寅 先生的回答主要是講的第二類導航定位，回答已經挺完整，不再贅述。
簡單來講，第一類對響應速度要求高的導航定位主要依靠慣性導航，名字雖然高大上，其實很簡單，就是我已經知道初始位置和時刻，然後不斷地測量速度和方向，自然就可以計算出從初始位置和時刻時候的某一時刻的位置。但是因為任何測量總是有誤差存在，經過一段時間，誤差不斷積累，外推出來的位置信息就和真實的位置相差很大了，這時候就輪到第二類導航定位方法出馬，從而不斷地校正誤差。不論是外太空的航天器還是地面的導航定位，通常都是少不了這兩種方法的。
第二類導航定位的基本原理就是：在某一個坐標系中，利用某些已知物體的位置信息，設法計算出我們與這些已知位置的相對應關係，從而實現定位。
GPS定位的原理是利用衛星的位置是確定的，然後測量與多顆衛星的距離，接方程就可以知道所求的位置（實質上是利用無線電傳輸的時間差，乘以光速，得到距離，由於時間也不準確，所以至少需要4顆衛星而不是3顆）。低軌衛星是完全可以用GPS衛星導航的，而且現實中就是這麼用得。
在GPS衛星出現之前，衛星的導航定位是利用地面測控系統進行的，說白了就是利用已知精確地理坐標的地面測控站，然後得到衛星的位置。具體測量的方法有許多種，比如光學法，側音測距法，偽隨機碼測距法等等，無非就是測量出衛星相對地面測控站的距離和角度，其實和雷達的原理完全一樣；當航天器飛的距離地球飛船遠時，傳統方法的測量角度不夠，然後科學家就發明了VLBI，也就是甚長基線法，@肖寅 的答案匯總已解釋。
還有一種古老的方法是天文導航，我們找到北極星就能找到北，衛星一樣可以利用遙遠星系中的某些明亮的星星，由於距離遙遠，可以認為星星的位置不變，測量出相對的角度，就可以定位。航海時的導航定位方法就是這樣的。
實際工程商，自然是多種方法同時使用，所以稱為組合導航。
實際工程商，自然是多種方法同時使用，所以稱為組合導航。
@以死 先生的回答是衛星定姿的方法，嚴格說來，不應該算到導航定位方法里。
謝邀，簡單講下現在各國在考慮研究的 脈衝星 導航,
脈衝星方面知識，請自行 Wiki. 。
目前使用的太空定位方法，不僅過程繁瑣，而且定位誤差過大，可信度無法保證，這樣會使航天器在航行過程中多走不少路程。例如，美國宇航局於1977年發射的2艘「航海家」號（Voyager）宇宙飛船是目前仍在運作的宇宙飛船中距離地球最遠的，目前已經接近太陽系邊緣，但是利用傳統的定位方法，對其精確位置的誤差範圍達到了幾百公里。
在太空中，衛星導航系統無法發揮作用，航天器要想在太空中準確定位，需要利用其它方法。現在的科學家提出可通過獲取宇宙中脈衝星所發射的X射線來進行精確太空導航。這種方法的定位原理類似於在地球上利用GPS進行定位，不過不同的是，在太空中，需要把脈衝星當做定位用的燈塔。
脈衝星密度大，旋轉快速，並且擁有強大的磁場，能夠將輻射聚焦成兩個指向性極高的輻射束。同時，脈衝星的性狀十分穩定，它們的的穩定性甚至可以和原子鐘相媲美。如果航天器在太空中航行的時候能夠探測到脈衝星所發射的射線，便可通過計算射線達到飛船的時間並與一個參考位置的到達時間相比較，從而確定飛船的方位。這種定位方法的實際誤差可以控制在5公里範圍之內。
利用脈衝星進行定位，儘管原理看似簡單，但是目前立即投入應用還不大可能。目前用於探測太空X射線的望遠鏡設備體積過於龐大，並且十分笨重，工程師需要改進技術，設計出專用於脈衝星導航的探測設備。
應該說脈衝星定位是未來太空導航的一個較為先進的發展方向。現在大名鼎鼎的卡爾曼濾波演算法是在阿波羅任務時期第一次使用的……
感謝邀請，樓上的已經答得很全面了，航天器導航的我接觸得很少，這方面從樓上補充了很多知識。
我自己補充一點吧，在彈道導彈的制導主要是慣性導航，但是單純的慣導隨著時間會有誤差積累， 因此一般採用星光制導。星光制導又稱星光一慣性複合制導。利用恆星作為固定參考點，飛行中用星跟蹤器觀測星體的方位來校正慣性基準隨時間的漂移，從而提高了導彈的命中精度。星光一慣性制導比純慣性制導精確，原因在於在慣性空間里從地球到恆星的方位基本保持不變。所以，使用星光一慣性制導可以克服慣性基準漂移帶來的誤差。這是該制導系統的主要優點之一。
謝邀!
談到定位系統，大家肯定都能異口同聲的說到GPS,當然還有我們自己的北斗系統。但這兩者都是針對地球而言，一旦離開了地球，進入太空就難施展拳腳了。想要確定航天器在太空中的位置，不僅要選擇一個合適的基準，還需要三個軸的角度信息。按基準的不同，我們可以分為以地球為基準方位的地球敏感器；以天體為基準方位的太陽敏感器和星敏感器；以慣性空間為基準方位的陀螺和加速度級；以地形地貌為基準方位的路標敏感器；以地面站為基準方位的射頻敏感器等。按照測量信息獲取方法的不同，姿態敏感器分為光學敏感器，磁敏感器，慣性敏感器等。
現在一般航天器利用星敏感器和地平儀測量星光與地平之間的「星光仰角」為觀測量的導航方法,有著導航系統簡單,易於實現等優點。其原理是利用CCD攝像機作為星敏感器獲取太空中恆星的圖樣，完成恆星圖像坐標的提取。將獲取的恆星圖像坐標與已知星曆中的恆星進行對比，完成航天器位置姿態的測量。
星敏感器作為光學敏感器的代表，而磁敏感器則是主要以磁強計為代表。磁強計一地磁場作為基準測量航天器的姿態。使用磁強計測量航天器所在空間環境中的磁場強度，使之與地磁場模型比對確定航天器相對於地磁場的姿態。使用三個相互正交的一維磁感測器組成的三軸磁強計，分別測量相應磁場產生的感應電勢，航天器自身的姿態測量還可以實現航天器磁偏角的測量。磁強計性能可靠，功率低，工作適應性好，得到廣泛應用。但是地磁場模型本身就是一個近似的描述，會帶來很大的誤差，而且磁場強度隨距地心的距離增加而減弱，當軌道高度大於1000Km時就不適合這種方法了。
所以，題主所說的近地軌道，在轉移軌道，在繞月軌道，在去往火星的飛行軌道，在火星上，在其它區域乃至深空，航天器是可以有不同的定位方法的。
ps：最近考試比較多，實在沒時間展開討論上面列舉的諸多方法了。不過原則都是一致的，選擇基準，再想法設法的獲取三個三個軸的角度信息。
感謝邀請。簡單說一點經驗之談，曾經參與做過一個系統，用的就是星空背景作為導航基準。根據已知星表和實際看到的區域進行匹配，從而獲知當前位置。星表中包含了恆星、行星、星系等多種天體，位置、亮度、光譜信息都會被使用。受觀測精度和匹配演算法影響，匹配時必然會有誤差存在，進而降低定位精度。顯然的，遙遠天體適合確定轉動參量，太陽系內天體適合確定位置參量。我們之前是這麼做的，在近太空的試驗也成功了。
謝邀。
肖寅已經回答得很好很全面了。
背景星空定位。好像是識別不用星球發出的X-Ray 來定位的。
星敏感器，通過測星定位
深空用x射線脈衝星導航
空間而言, 找三個相對不變的坐標軸, 再找一個參考點.
據我現在的知識, 恆星應該是相對不會圍著其他更大的星球旋轉的, 就可以作為坐標系, 再找個原點就行啦.
衛星上有紅外敏感器，通過測定溫度，確定與地球和太陽之間的相對位置，進而確定自己的位置。儘管宇宙中天體都是在高速運動，但是由於距離相對較遠，所以可以看做是相對靜止。
知道一種叫天文導航。航天器材在外天空根據星星（恆星）的位置來判斷自身位置。
方法簡單來講就是：
1. 恆星識別。航天器機載相機拍一張星空圖片，根據星空圖片中恆星的亮度、相對位置信息來匹配機內的星表資料庫，確定拍到的恆星信息（恆星的運行規律是已知的）。
2. 定位。通過測量航天器與這些恆星的夾角，推算出當前位置。
具體可見《星圖識別》，國防工業出版社，張廣軍。主要著眼於恆星識別而非定位。
謝邀。
現在的航天器通常由航天器發出無線電信號，由地面的多個射電望遠鏡進行接收，通過接收的時間差和角度計算航天器的位置。
軌道都是預先固定的，發射以後什麼時刻在什麼位置都是事先算好了的
無線電，星光，gps等
貌似目前趨向使用星空背景進行定位
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