航天器實現自主導航的難度有多大？目前國內外進展如何？

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謝謝邀請。 8過，我上知乎不長，還不知道邀請回答是基於什麼因子，更進一步的，甚至不知道誰邀請了我

前面不少專業人士回答得很好，我雖然也算是個專業人士，可僅限我自己的領域，其他領域只能算業餘人士。

我覺得這個問題首先要明確在什麼環境下的航天器，然後才能論及自主導航問題。

更確定地說，什麼坐標框架下？有什麼資源或基礎設施可以使用？

近地軌道的航天器，用GPS/北斗/Galileo/Glonass都可以，信號足夠強。但北斗和Galileo現階段似乎有些問題，因為沒有實現全球覆蓋，考慮一下飛到南美洲上空的某個飛行器如何利用北斗衛星？

稍遠一些的，比如月球著陸這種類型的，衛星導航基本不可用了。考慮月地距離38萬公里，那麼GPS衛星距離這種航天器的距離在30萬公里量級，相比地球表面的GPS接收機來說（衛星和接收機之間的距離是2萬倒3萬公里之間），路徑衰減增大了100倍左右，轉換到dB就是20dB左右，現在的GPS和北斗衛星信號在地面無遮擋的環境下的信號強度可以在-130dBm左右（轉換成CN0 是44dB/Hz)，所以扣掉20dB的路徑損耗，那麼月球表面的接收機只能接收到-150dBm的衛星導航信號，幾乎不可能工作了！如果有人有異議，並拿出目前市場上商業接收機中的高靈敏度類型來批駁我，我建議你看看這種接收機的捕獲靈敏度指標再說。

再遠一些的，比如火星探測器之類的，地球表面的一切基礎設施都沒法用了，如GPS，北斗等衛星導航，羅蘭等無線電導航，衛星定軌的激光反射器也過於微弱，慣性導航的誤差累計也會是致命性的問題，那麼我能想到的就只有下面的這種黑科技類別的導航理論了，

這本書哥正在看，發現寫得不是一般的晦澀。

感謝邀請。
自主導航技術自古以來就有應用。古代船隻在遠航的時候，基本就是依靠有經驗的水手判斷恆星和月亮的位置判斷航向。在航天領域中，自主導航技術一直在發展，但在美國探月期間掀起了一輪高潮。（因為探月飛行器與地面站通信距離過長且有可能存在遮擋，依靠地面報軌難以滿足探月飛行器的需要，正是這樣的任務需求大力推動了自主導航技術的發展。）

還有其他的技術原因促進了對於自主導航技術的研究，比如：衛星在軌數量的膨脹使星地信息傳輸量急劇增加，依靠地面站的測控會造成地面站負擔過重和測控系統信息阻塞；其次，比如我國在內的許多國家地面測控弧段較短，對於衛星整軌需要定位導航的要求難以滿足；再次，很多航天器具有較高的軍事應用價值，若軍用衛星過於依賴地面站，則其安全性將成為隱患；最後，隨著航天器應用不斷拓展，對於高軌或深空探測任務來說，具備自主導航能力也是基本要求。

由此可見，自主導航技術是一個具有廣泛應用價值且具有重要意義的研究方向。

關於自主導航技術的研究可追溯到人造地球衛星技術的興起。在上世紀70年代，LeMay最早提出了完全自主的導航系統必須具備以下四種典型特徵：

·自主控制；

·具有實時性；

·不藉助外界通訊；

·不依賴地面站測量。

基於上述特徵，美國國家航天局（NASA）、美國軍方、俄羅斯航天局和歐洲空間局（ESA）等各大機構先後研究了多個以應用衛星為主要背景的自主導航系統方案，並研製了相應的星載測量儀器，有力地推動了衛星自主導航技術的發展。

自主導航系統的研究中，美國的研究時間最長、發展最為全面。下表列出了上世紀60年代以來，美國實施的自主導航重要研究計劃，簡要說明自主導航系統的發展。

早在上世紀60年代，國外就開始了基於天體敏感器的航天器天文導航技術研究，前蘇聯空間站和阿波羅登月都使用了自主導航技術。與此同時，各種面向複雜應用背景的敏感器也隨之大量湧現。下面介紹國內外航天器自主導航技術的研究現狀。

1.慣性導航

慣性導航是由陀螺、加速度計等慣性器件和航天器平台以及星載計算機組成的導航系統，可提供航天器相對於某一參考坐標系的全部導航參數。通過對航天器陀螺和加速度計輸出信息自動進行積分運算，從而獲得航天器的瞬時角度增量及速度和位置數據。導航設備全部安裝在航天器內，工作時不依賴於外部信息，也不向外界輻射能量，所以隱蔽性好、不易受到外部干擾，是一種自主式導航技術。但是由於慣性元件誤差使得系統誤差隨著時間不斷積累，這對於長時間在軌運行是非常不利。因此目前衛星自主導航系統都是採用組合導航的方式，將慣性導航系統與其它導航系統組合起來，發揮各自的性能優勢，以提高系統導航與定姿的準確性和可靠性。

2.地磁場導航

1989年美國Cornell大學的研究人員首先提出了利用地球磁場測量確定衛星軌道的概念。其後美國NASA Goddard Space Flight Center、德國、以色列等國家的科學家紛紛對地磁場導航理論和如何提高導航精度的方法展開研究，並進行了地面模擬試驗，但是還沒有進入實用階段。1993年Mark
L.Psiak提出了利用磁強計測量衛星所在位置的地磁場強度實現衛星自主導航的方法，導航精度可達到2km~10km。1995年和1999年Mark
L.Psiak又分別提出將磁強計與星敏感器、太陽敏感器相結合的自主導航方法，其主要思路為：以軌道六要素、大氣阻力係數、十階地磁場模型係數和磁強計偏差作為狀態變數，以地磁場模、地磁場與其它方向矢量的夾角餘弦作為觀測值，設計了批處理最小二乘濾波（Batch Least-Squares
Filter）演算法，並利用DE-2、MAGSAT、?rsted三顆衛星的實測數據進行數值模擬，估計出狀態變數對衛星軌道參數、地磁場模型和磁強計偏差等進行修正，導航精度可達到 200m~500m。但是上述方法考慮變數較多，導航演算法計算量也相對較大。

1995年Itzhack Y.Bar-Itzhack提出了基於地磁場測量的低軌道衛星自主導航方法，該方法以地磁場矢量模為觀測量，利用擴展卡爾曼濾波演算法估計軌道六要素，通過對ERBS和GRO兩顆衛星的實測數據進行數值模擬，導航精度可達到幾十千米。2001年，Itzhack Y.Bar-Itzhack提出將磁強計與陀螺相結合，同時確定導航參數、姿態角和陀螺常值漂移的導航與定姿方法，並利用RXTE、ERBS、CGRO和TOMS四顆衛星的實測數據進行數值模擬，位置精度可達到幾十千米，速度精度可達到0.015km/s~0.03km/s，姿態誤差為：0.2°~1.5°。

部分科研工作者針對衛星上同時配備多種姿態敏感器，進行了導航方案的設計，通過UKF演算法研究了衛星的自主導航問題，與傳統EKF演算法相比簡化了計算過程。還有學者提出以磁強計測量與地磁參考場模型（IGRF）相結合同時進行自主導航與姿態確定，分別選取地磁場矢量模、磁強計測量值與IGRF模型估計值的差值作為導航和定姿的觀測值，利用EKF演算法同時確定導航參數和姿態信息，取得較好的精度結果，但是該方法觀測量較多，計算較複雜。一些文獻考慮磁強計測量存在野值時，構造出基於殘差正交性判別的EKF和UKF容錯濾波演算法，實現野值的實時修正和故障診斷。中國科學院空間科學與應用研究所中心研究了利用實時地磁場測量的微小衛星自主導航，給出了採用地磁場強度和地磁場矢量的導航演算法。

3.天文導航

從過去幾十年天文導航技術的研究與發展狀況來看，美歐一些軍事發達國家一直把天文導航技術的發展放在比較重要的位置，已成為綜合導航系統的重要組成部分，廣泛應用於空間飛行器、導航和艦艇等，並注重實效進行新型天文導航理論和方法的研究，這些都是由天文導航技術獨特的軍事地位及其不可忽略的實用價值所決定的。

3.1 星敏感器導航

近年來，航天器自主天文導航技術的發展方向主要包括：（1）新穎的直接敏感地平技術；（2）通過星光折射間接敏感地平技術；（3）掩星折射技術。

Ward提出了用星敏感器/地球敏感器的組合來測量地球—航天器—恆星之間的夾角來定軌的概念。D.Hicks Kerry把這個概念擴展為用隨機濾波/確定性濾波組合和廣義的蒙特卡洛進行性能研究。直接敏感地平自主天文導航方法的第一種方案是採用星敏感器、地球敏感器及慣性測量單元構成天文定位導航系統，這種常用的天文導航系統成本較低，技術成熟、可靠性好，但是由於地球敏感器精度較低，所以定位精度不高。研究表明當地球敏感精度為0.02（1σ），星敏感器精度為2″（1σ）時，導航精度為0.5km~1km。第二種方案是前述的自動空間六分儀（SS/ANASS）。

對於星光折射自主導航技術的研究可以追溯到20世紀60年代，美國在實施Apollo
Project過程中，就對利用天體掩星、星光在大氣中的折射、星光穿越大氣時的衰減等實現自主導航的方案進行了研究。

1975年由美國海軍研究處和國際高級研究計劃局共同投資，MIT的Draper實驗室對星光折射/星光色散方案進行了研究和論證。1979年海軍研究處、Draper 實驗室和University
of Maryland共同提出了一個測量星光折射的敏感器方案：雙色折射測量儀（Two Color Refractometer），試驗表明該敏感器可達到較高的測量精度，約為 0.001″，在增加了恆星捕獲跟蹤功能以後，發展為專用的星光色散導航敏感器。美國於20世紀80年代初期開始研製，1989年進入空間實驗室，並於90年代應用至MADAN
導航系統。實驗研究結果表明，通過星光折射間接敏感地平自主導航精度可達到100m。

20世紀80年代初期，法國也進行了星光折射自主導航技術的研究。這一研究工作由法國國家空間研究中心（CNES）主持，有MATRA公司和SAGEM公司參與，其測量系統由陀螺和兩個捷聯式CCD敏感器組成。陀螺隨機漂移為0.01°/h，星敏感器測量精度為10″。研究工作以低軌道地球測量衛星SPOT為背景，對導航原理、測量方案、自然環境對系統觀測的約束、誤差分配和系統性能優化等方面進行了深入的分析和模擬試驗。該系統的導航精度為300m。系統作為HERMES太空梭軌道飛行段的備份系統，並利用SPOT-3衛星做了進一步的軌道飛行試驗。

歐盟現在致力於發展一種新型的星敏感器，它不僅能觀測恆星，還可以對非恆星天體目標（小行星、彗星、行星、人造衛星等）進行檢測與跟蹤，達到導航與定姿的雙功能。例如：丹麥技術大學研製的自主視覺系統（AVS），便是基於上述原理的研究項目，並在Teamsat系列衛星上做了飛行試驗。儘管試驗未能達到自主導航的目的（由於原定飛行規劃的後半段失敗），但新型星敏感器確實對非恆星目標達到了探測的目的，該項技術還在持續發展之中。

國內學者也提出用星敏感器和地平儀測量星光角距作為主要觀測值，用地平儀直接測量得到的地心方向矢量和間接測量得到的地心距離作為補充觀測值。當地球敏感器精度為0.02°，採樣周期為3s時，採用EKF演算法得到位置誤差為0.19km，速度誤差為0.5m/s。針對利用星敏感器進行星光折射自主導航技術的研究也取得一些研究成果。還有文獻提出了基於信息融合的直接敏感地平和利用星光折射間接敏感地平相結合的自主導航方法，分別採用EKF和UKF演算法進行數值模擬，並將三種自主導航方法相互比較，結果表明信息融合方法具有很大的優勢。

3.2 「日—地—月」天體方位導航

日、地、月三個天體的光學特徵突出，在航天測量方面已經有很成熟的技術。20 世紀
90 年代初，美國空軍 Philips 實驗室最先提出基於日、地、月測量的自主導航技術，並委託Microcosm公司負責開發。美國Microcosm公司研製的MANS（Microcosm
Autonomous Navigation System）自主導航系統是1994年3月13日美國空軍進行的「TAOS（Technology
for Autonomous Operational Survivability，自主運行飛行技術）」飛行試驗的主要內容之一。MANS利用其專用的自主導航敏感器觀測太陽、月球與地心方向，即根據「日—地—月」方位信息確定航天器的軌道參數和姿態信息。系統的主要特點在於其導航敏感器的獨特設計，通過機構的一體化設計使得同一敏感器可同時給出對地球的雙圓錐紅外掃描測量和對太陽及月球可見光的掃描測量，完全實現自主導航和姿態確定。美國空軍用金牛座火箭發射的STEP平台攜帶了MANS自主導航系統。該系統以兩個自主導航敏感器作為基本測量部件，利用Honeywell通用高速集成電路星載計算機完成數據處理與擴展卡爾曼濾波演算法，利用地面模擬器對MANS自主導航系統性能進行分析。

3.3 地平掃描儀

1991年和1996年，印度ISRO衛星中心分別提出了兩種利用地平敏感器的自主導航方案。利用單個地球敏感器，可建立線性表達形式的狀態方程和測量方程，從而研究地球敏感器自主導航的可行性。若採用非線性表達形式，利用兩個地球敏感器在每次掃描同時獲得兩組兩個地平點，可根據地平點的觀測信息建立自主導航系統的非線性觀測模型，通過改進增益擴展卡爾曼濾波演算法來估計衛星在軌道坐標系的位置。模擬結果表明，估計結果收斂情況很好，估計精度在 2km。

3.4 雷達高度計

1930年，雷達高度計首先被應用於測量地面上空飛機的高度。隨著宇航技術、制導技術及微波遙感技術的發展，雷達測高技術的研究與應用日益受到人們的重視。近30年來雷達高度計作為衛星自主導航的主要感測器，在國外研製的衛星上得到成功的應用。

1973年，第一代雷達高度計S-193的首次實驗在美國Skylab上進行，測距精度為51cm。1975年和1978年美國分別發射了裝載雷達高度計的Geosat-s和Seasat兩顆衛星，Geosat-s衛星由於覆蓋範圍小而未能達到預期的效果，Seasat衛星儘管運行壽命較短，但卻首次為人類提供了高質量的全球綜合同步海洋環境參數。1985年3
月，美國海軍發射了Geosat-A的改進型，測高精度達3.5cm，它為科學家們提供了迄今為止持續時間最長、覆蓋範圍最廣的高度計資料。

前蘇聯在20世紀70年代中期製造了基於雷達高度計的自主導航系統，並進行了在軌飛行試驗。最初的系統採用框架式星跟蹤器，測量誤差較大，系統導航精度約為1.5km。改進後的系統採用捷聯式CCD星敏感器，預計導航精度可達200m。星載測量儀器包括：微波雷達高度計、星敏感器、紅外地平儀和捷聯式陀螺組件。

此外，歐洲空間局於1991年7月成功發射了ERS-1衛星。美國和法國於1992年4月聯合發射了Topex/Poseidon衛星，它們是目前正在運行的兩顆裝有高度計的衛星。

國內文獻[68]在星敏感器導航系統中引入雷達高度計作為一個新的測量設備，提出了一種基於星上雷達測高儀及星敏感器聯合進行衛星自主定軌的演算法，位置誤差為11.472m，速度誤差為0.086m/s。也有文獻提出了採用雷達高度計、紅外地平儀、CCD星敏感器和慣性測量組件的適於近地海洋衛星導航系統組成的設計。

我國從1986年開始研製機載海洋雷達高度計，1988年中國科學院長春地理研究所微波室成功完成了模擬試驗。1994 年完成接收機樣機的研製，並成功與中國科學院空間科學與應用研究中心進行了聯機調試。1995年，「八五」遙感科技攻關項目：「新型遙感器及其配套技術的研究」在北京通過了驗收，雷達高度計的研究取得了很大的發展。2002年12月由我國自行研製的神舟4號順利上空，星載雷達高度計用來測量衛星到海平面的高度，精度可達到10cm。

下表將上述四種天文導航方法進行了對比。

4.星間相對測量導航

衛星星座中的衛星數目往往較多，單純採用單星自主導航方法忽略了星座中星間相對運動的信息，充分利用星間運動的相對運動規律，採用星間相對測量進行相對自主導航研究逐漸成為研究的熱點。國外對利用星間相對測量信息進行自主導航作了卓有成效的研究，提出了許多有效的導航方法。這其中包括：（1）日本空間和宇航科學院正在開發利用微型激光掃描測距儀進行相對位置和姿態確定的方法；（2）GPS衛星自主導航方法；（3）星間交聯測距實現GPS自主導航方法；（4）在軌道確定過程中的聯合交聯測距以提高星座自主性等；（5）美國第三代GPS衛星Block
IIR採用的一種TDMA式的測量通訊方法，它是利用星間相對測量進行自主導航一個具體應用，具有交聯測距和在軌處理導航數據的能力。

在利用星間相對測量進行自主導航方面，國外學者還提出許多有特色的方案：（1）通過測量星間距離和角度實現衛星自主導航軌道確定的方法。該方法在已知其中一顆衛星狀態前提下，利用相對距離和地心慣性坐標系中的角度確定另一顆衛星的軌道。（2）基於星間相對位置矢量測量，同時自主確定兩個衛星軌道的批處理濾波演算法。該方法利用一系列慣性參考坐標系中的相對位置矢量和兩顆衛星的軌道動力學模型，估計每一顆衛星的軌道六要素狀態矢量和阻力係數；（3）Galileo導航系統也採用了星間觀測的導航方案。由於星載計算能力有限，不能採用過於複雜的動力學模型，因此採用將星間測量和星地測量的結果相綜合，提高衛星預推星曆和時鐘的精度。

國內在這方面的研究較晚，直到20世紀末才對星座的相對導航做了初步的研究。如：利用星—星跟蹤導航進行分析，給出星間觀測存在的不可觀測問題；利用星載GPS偽碼測距進行小衛星星座的整網定位；建立自主定位衛星、基準星和高軌中繼衛星三大部分組成導航系統框架，利用所有衛星的相互測量數據進行整網定軌；利用星載無線電測距實現低軌衛星的自主導航方法，通過星上天線發送和接受參考星（基於LEO參考星和基於TDRSS/LEO星）的通信數據，從而獲得星間距離信息，應用推廣Kalman演算法確定衛星的位置和速度。

以上內容整合了我之前整理的一篇文獻綜述，基本已經覆蓋了現有的自主導航方法和技術。但在實際應用中，還有很多需要考慮的問題，最主要的就是導航精度要求和應用範圍/弧段。因此，一般採用自主導航的航天器都採用多種方法共用、信息融合等方法，並採用適合自身的濾波技術來實現精度的提高。

希望上述回答可以幫到你。

只要有這個需要，就能做到！
這是關於美國幾年前在火星探測器好奇號如何在火星著陸的訪談視頻：
Curiosity 的驚險七分鐘（原畫）_1280x720_2.00M_h.264
因為著陸時地火傳輸數據傳輸單程長達14分鐘，而且在火星大氣層內也充滿不確定因素，所以突入大氣層複雜的程序直至最終選擇具體落點，都只能通過電腦控制。為了實現這一奇蹟般的創舉，著陸的軟體代碼就已經超過50萬行，因為規模實在太大了，所以好奇號確定安全著陸後，還要由地面遠程刷機，更新為適用於日常探測任務的固件。
而運行在軌道的人造衛星，因為軌道固定，不確定因素少，所以基本都是由地面發送指令，然後才執行。

謝邀。我理解題主所說的自主導航，就是不依賴外界通信所進行的導航，在地面主要就是指慣性導航。目前的技術手段，潛艇用的慣導是精度最高的，不藉助GPS修正的話24小時1海里的精度已經不錯了。但潛用慣導存在旋轉框架，體積重量都比較大，航空和航天領域通用的捷聯慣導也就是1小時1海里的樣子。
航天器在近地空間是可以藉助GPS導航的，比如前年某娥返回的時候就是雙慣導+GPS導航的，所以落點精度很高。
深空的話GPS無能為力，只能藉助星敏感器來獲取姿態。星敏器精度很高，完全可以修正慣導誤差，實現高精度導航。

感謝您的邀請！我雖然從事衛星導航行業，也對您的問題有力不從心的感覺～我只是講講我工作中能夠接觸到並且在我理解範圍內的一些認識，如果說了外行話還請原諒。
從航天器的概念來講，應該泛指具備大氣層外，乃至深空航行能力的飛行器。
大氣層飛行器以及近地軌道運行的航天器，目前理論上都具備自主導航的能力。飛行器的飛行控制由導航感測器、飛行控制軟體以及姿態控制執行機構組成。我們今天的話題是自主導航，所以我們主要討論感測器和控制軟體，至於執行機構，則區別于飛行器的種類，大氣層飛行器如飛機、導彈都由舵面機構控制，大氣層外飛行器一般有專門的姿態控制發動機來管理。
實現自主導航，要知道自己現在的位置，要到達的位置，設置規劃路線這三個要素，所以，第一件事就來了:如何了解自己現在、飛行過程中、以及目標的位置？這就是導航感測器要乾的活，比如導航衛星接收機、慣性設備、如果要進行外太空旅行還要有星座導航系統以及深空飛行需要的其他導航手段（這個方面就不懂了）。
第二件事，就是要規劃路線，這件事要交給導航和飛控計算機，核心就是導航和飛控軟體，它會實時收集導航感測器數據，按照規定的導航策略來處理計算，管理運動路線、自身飛行姿態、規避障礙、基本上就是具備一定智慧的智能管理系統。
目前，飛行器自主飛行技術還算成熟，應用的比較廣泛，尤其是航天器，更是以自動控制飛行為主。

自主導航難度就不做分析了，根據許多知乎朋友的要求，在補充國內外進展。

這是16年申請項目的調研資料。格式懶得調整了，希望見諒，具體內容：

航天器自主導航技術調研

1、前言

衛星導航系統自主導航指的是衛星導航系統的星座衛星在長時間得不到地面運控系統支持的情況下，通過星間雙向測距、數據交換或其他天體測量獲得信息，通過星載處理器處理，不斷修正地面系統注入的衛星長期預報星曆及時鐘參數，並自主生成導航電文和維持星座基本構形，能夠在一定時間段內按照精度和功能要求利用自主導航演算法實現系統的自主運行，滿足用戶高精度導航定位的應用需求。

應用自主導航技術能夠降低航天器對地面的依賴程度，提高系統生存能力，使得航天器在失去地面的支持的情況下，仍能完成軌道的確定、保持與機動，對衛星系統來講具有非常重要的意義，對於提升系統的任務能力(包括快速反應、自主操作等)具有非常重要的作用。由於我國地域條件的限制，地面測控站的數量和分布範圍都不如美國、俄羅斯等國，我國對於航天器自主控制的需求更為迫切。

2、 目前航天器主要的自主導航方法

2.1天文導航

天文導航指的是利用由自然天體提供的空間基準場實現自主導航。在天文導航系統中，導航敏感器的輸出是衛星所在的空間位置的某空間基準場在敏感方向上的數值反映。天文導航的信號源是自然天體，不依賴於人造信標，其中包括多種實現方法，基於「星光方向+地心矢量」的天文導航是一種典型的衛星全自主導航方式，該導航方式利用航天器上現有的姿態敏感器(地球敏感器和星敏感器)作為導航敏感器，具有成本低、技術成熟和可靠性好的優點。但由於大氣層的覆蓋，地球邊緣的亮度隨高度逐漸變暗，這使地球邊緣顯得模糊，事實上很難精確地確定地球邊緣的位置。因此，利用地球敏感器直接測量得到的地心矢量精度較低，導致該自主導航方法的精度受到限制。

目前，我國基於光學敏感器的天文導航技術已取得突破，實現了基於紅外地球敏感器和星敏感器的高軌衛星自主導航，2014年1月，中國航天科技集團公司五院502所研製的雙圓錐掃描紅外地球敏感器通過在軌試驗評估總結評審。該敏感器經過一年多的在軌「考驗」，各項指標參數滿足任務要求。北京控制工程研究所正在開展高精度定姿定位紫外導航敏感器的研製和相關導航演算法的研究工作。紫外導航敏感器是一種集姿態確定和軌道確定功能於一體的自主導航敏感器。通過地球和恆星測量通道的共光學系統設計，紫外導航敏感器能夠以單一敏感器的尺寸、重量和功耗實現恆星敏感器、地球敏感器的功能，解決導航敏感器安裝基準不統一的問題，避免導航精度受敏感器相對安裝誤差的影響。

2.1.1基於日地月信息的衛星自主導航技術

太陽、地球、月球是人類最熟悉的自然天體，其運動規律、光學特徵等已經十分清楚，且容易識別。各種敏感器可以精確測量到來自地球、月球等的紫外光輻射。基於日地月信息的衛星自主導航技術根據衛星對太陽、地球、月球的在軌測量數據實時確定航天器的軌道，同時確定航天器的三軸姿態。

圖1 衛星與天體的幾何關係

由於沒有考慮衛星本身的運動特性，每次定軌計算都是獨立的，因此定軌精度相對較低，而且進行軌道預報需要速度矢量，這就需要以此位置矢量為觀測量，運用廣義卡爾曼濾波方法實時確定衛星在地心慣性坐標系中的位置和速度，同時確定出衛星對地的姿態。有研究人員為此做了大量的研究工作及模擬實驗。基於日地月信息的衛星自主導航精度主要由敏感器的測量精度、測量幾何和定軌演算法三個要素所決定。因此，要提高精度，必須採用高精度的敏感器及測高儀，選擇合適的敏感器視場及安裝方式，同時測量信息處理方法、軌道預報和定軌濾波器的組成、軌道動力學模型誤差和導航濾波器的設計也都要開展深入的研究。

對於近地空間來說，由於日地月三大天體與探測器的距離較近，信號強，光學特徵顯著，因此基於日地月信息的衛星自主導航對於近地衛星來說是一種有效的導航模式。美國的TAGS計劃就是利用日、地、月信息確定地球衛星軌道的軌道和姿態，並通過MANS飛行演示了此種導航技術。

2.1.2基於星光折射的衛星自主導航技術

恆星星光穿越地球表面大氣時會發生折射，折射後的星光向內彎曲。來自恆星的入射光線與折射後的光線形成的夾角稱為星光折射角。入射光線越靠近地球表面，折射角越大。星光在大氣層距地表面的高度稱為星光切向高度。星光折射衛星自主導航技術採用兩個星敏感器，其中星敏感器1向上安裝在衛星頭部，對準天區中從不發生折射的恆星(即它們的星光高度遠大於大氣層高度)，由此來確定慣性姿態；星敏感器2向下安裝在衛星尾部，對準發生折射的恆星，以測量星光折射角。雙矢量定姿原理，確定出慣性繫到本體系的轉換矩陣。而通過星敏感器2對一顆星光高度比較低的恆星的觀測，可測得經過大氣折射的星光方向矢量在本體坐標系中的坐標。由恆星星表可以查出這顆恆星未折射前的星光方向在慣性坐標系中的坐標，根據姿態轉換矩陣，可以得到折射前的星光方向矢量在星體坐標系中的坐標。在不考慮星敏感器的測量誤差和衛星慣性姿態估計誤差的情形下，與之間的夾角即為星光折射角。這樣由星敏感器2的測量值和衛星慣性姿態的估計值給出了導航系統的觀測量—星光折射角，並經過推廣卡爾曼濾波計算，最終可以確定衛星的軌道。根據自主定軌確定的衛星瞬時軌道位置及速度，可以確定衛星瞬時軌道6根數，從而可以確定當地軌道坐標繫到地心慣性坐標系的轉換矩陣，結合星敏感器1確定的慣性姿態矩陣，最終可確定衛星的對地姿態矩陣。

圖2 星光折射幾何關係

星光折射法受大氣模型的影響較大，而大氣模型隨季節、緯度、太陽活動而變化，這種變化形成觀測模型中的系統誤差，會引起較大的定軌誤差，因而根據衛星的運行軌道及軌道參數，建立相適應的精確的大氣模型是決定該方法是否能用於工程實際的關鍵。同時為了保證星敏感器1觀測的恆星不受大氣折射，星敏感器2觀測的恆星經過大氣時受到折射，在工程實踐時要考慮兩個星敏感器的安裝方位和兩個星庫中恆星的選取。

特點:1，利用安裝在衛星上的星敏感器來量測星光折射角，不需要任何地而信息，無能量輻射，是完全自主式導航；2，採用間接敏感地平的測量方法，相對於某些直接敏感地平(如紅外地平儀進行地平掃描)的方案具有較高的導航精度；3，觀測量與大氣的性質有關，建立星光穿越大氣的折射模型並降低模型的不確定性是該導航方案的特殊問題。

美國自20世紀60年代就開始了星光折射間接敏感地平自主導航的研究。起初開展了天體掩星、星光折射角測量等原理性研究，到20世紀90年代投入使用的多任務姿態確定和自主導航系統((MADAM)用星光折射自主導航原理，定位精度達到100m以下。法國國家空間研究中心以低軌道地球觀測衛星SPOT為背景，對大氣折射的精確模型、測量原理、自然環境對觀測的約束、誤差分配和系統性能的優化等方面進行了深入分析和模擬試驗，該系統的導航定位精度預計達到300m。20世紀90年代初，國內有關單位對利用星光折射的自主導航方案進行了預先研究，並取得一定進展。目前國內的研究大部分集中在基礎理論及演算法研究，針對星光折射間接敏感地平星敏感器的設計研究較少。

2.1.3基於紫外敏感器地心方向矢量的衛星自主導航技術

紫外敏感器是一種基於感受天體紫外線輻射獲得衛星信息的成像式敏感器，具有中心視場和周邊環形視場的組合視場。它是一種基於硅成像陣列的三軸姿態敏感器，可利用軟體進行配置，是新一代敏感器的發展方向，工作波段約為300nm。基於紫外敏感器的衛星自主導航是指通過對紫外敏感器觀測地球的圖像信息進行處理結合軌道動力學模型利用先進的濾波方法完成衛星的自主導航。紫外敏感器具有30度的圓錐形中心視場，和一個135度~145度的環形視場。在紫外波段紫外敏感器能探測出整個地球邊緣的圖像。由地球環形圖像信息和幾何關係可以得到地球環形圖像中心在測量坐標系中的坐標。通過對地球圓盤的圖像處理，提取星體坐標系中的地心方向和地心距離信息。利用定姿過程得到的姿態信息，按照幾何關係計算出衛星在慣性系中的位置矢量。再結合衛星軌道動力學模型和濾波技術的動力學自主定軌方法(濾波定軌)則可以獲得更高的定軌精度。採用動力學法自主導航能夠獲得比幾何法更高的定軌精度，並且測距誤差對導航精度的影響明顯小於地心方向測量誤差對導航精度的影響。

2.2全球導航衛星系統（GNSS）

在地球衛星自主導航方法中，基於導航星的半自主導航技術尤其引人注目，原因在於，這種導航方式精度高、成本低、系統重量輕，而且能夠實現單點定位GPS能夠用於低軌道衛星自主導航和精密軌道確定。GPS導航已應用於「雙光譜紅外探測小衛星」( BIRD ),「海洋地形試驗衛星」、「重力測量衛星」(CHAMP)、「陸地衛星」(Landsat)系判、「地球觀測衛星」(EOS)系列，以及「全球星」( Globalstar)移動通信衛星星座等，取得了良好的應用效果。GRACE(Gravity Recovery and Climate Experiment)衛星利用星載GPS進行編隊衛星相對定位。目前，利用GPS C/A碼的衛星實對軌道確定精度達到10m，授時精度達到30ns；採用雙頻技術，通過事後處理的衛星軌道確定精度可達到厘米量級。

圖3 GPS-2RM在軌飛行示意圖

利用GNSS衛星信號的高軌道衛星自主導航和精密定軌技術是GNSS應用領域的研究熱點。GNSS在高軌道衛星上的應用存在兩個方面的困難:一方面由於地球遮擋導航衛星信號，因此不能對軌道全弧段連續覆蓋；另一方面導航衛星至用戶航天器的距離較遠，信號衰減較大，難以滿足信號功率水平和信號捕獲門限要求。

近些年，很多國際組織開展了新型GPS接收機研製、微弱信號快速捕獲和跟蹤處理、可見星不足情況下的定軌演算法，以及飛行試驗研究，以提升GPS在高軌空間的工作能力。於2014年發射的MMS( Magnetospheric Multi-Scale Mission)是由四顆大橢圓軌道衛星組成的星座，在該任務中，GPS接收機作為星間測距和報警系統IRAS ( Intersatellite Ranging and Alarm System)位置感測器的備選方案。國外高軌GPS接收機的飛行實驗結果表明高軌衛星的定位精度在百米量級。2012年，我國成功發射了第一顆民用三線陣立體測圖衛星資源三號，衛星配置了雙頻GPS接收機。在高軌GNSS導航方面，國內如北京控制工程研究所開展了基於GPS的GEO衛星自主定軌技術研究，對靜止軌道上GPS星的可見性情況和導航濾波演算法進行了分析和研究。截至2010年1月，GPS系統擁有31顆在軌衛星，包括11顆GPS-2A，12顆GPS-2R和8顆GPS-2RM衛星。其中，GPS-2R、2RM衛星系列具有自主導航功能。從地面控制中心收集的部分星間測量數據後處理結果分析來看，通過星間雙向測量數據的濾波處理，基本上能夠滿足用戶測距

誤差小於6m的設計指標要求，衛星自主導航性能得到初步驗證。

2.3脈衝星自主導航

基於X射線脈衝星的衛星自主導航技術是在衛星上安裝X射線探測器探測脈衝星輻射的X射線光子，整合脈衝輪廓和提取影像信息，星載原子時鐘記錄脈衝到達時間，經過星載計算機處理得到衛星位置、速度、時間和姿態等導航參數。

圖4 美國X射線脈衝星導航概念

基於X射線脈衝星的衛星自主導航精度主要受到星表誤差、時間測量誤差、脈衝星數以及初始位置誤差等因素的影響。星表誤差即脈衝星在天球上的位置偏差，該誤差是影響導航精度的主要因素之一。時間測量誤差即脈衝信號到達時間誤差。若利用脈衝星差分觀測量確定星座中各衛星的相對位置，還可實現整個星座的自主軌道確定，進一步提高導航精度。實用化的脈衝星導航探測技術極為複雜，探測器需具備較大的探測面積、較高的效率、較快的響應時間、良好的能量分辨、便於搭載，同時要解決空間複雜環境下極弱目標信號的高效檢出難題。儘管國內外在此領域己進行了近20年的研究，但是現有探測技術距離實用化脈衝星導航探測要求還有較大差距，探測器研發仍然是制約該技術的首要難題。

需要解決的主要問題：由於脈衝星導航應用空域廣闊，航天器運行過程中面臨的空間環境極為複雜，干擾粒子及射線種類繁多，而且強度、方向、能譜等各項參數隨時間發生變化，而用於導航的待測目標信號極其微弱，且測量時間有限，這對脈衝星導航探測提出了極高要求。雖然各航天大國在脈衝星導航探測上開展了大量研究，但該技術均還處於探索階段。在後續探測方法探索及裝置研製中，需要結合導航應用實際，對探測器指標進一步解析，對探測器運行環境開展針對性研究，高度重視反符合探測這一有利手段，努力提高探測器的能量分辨、時間分辨、目標粒子種類識別能力等，在探測方法、靈敏體材料及結構、多信號甄別等方面開展技術融合創新，在保證目標弱信號大面積高效收集的同時，儘可能抑制空間背景輻射；同時針對各探測器特性及目標信號有限樣本量，在高精度脈衝輪廓構建及TOA準確提取方面配套相應演算法。隨著本領域研究的不斷深入，後續研究中可能還會遇到更多的技術難題，實用化的脈衝星導航探測還有較長的路要走，需紮實推進相關基礎研究。

X射線脈衝星導航技術的發展為航天器自主導航提供了一種新的思路和可行途徑，引起了國內外的廣泛研究，尤其是其可為導航星星座提供一種獨立的絕對時空基準，解決星座長時間自主運行的問題。1999年，搭載X射線探測器的衛星ARGOS被發射升空，並在運行中獲取了大量的原始數據。在此基礎上，Sheikh等做了很多卓有成效的工作，說明採用面積為0.1m2的X射線探測器，定位精度可達2km。由NASA和DARPA(國防高級研究計劃局)資助的研究團隊所取得的成果展示了X射線脈衝星在導航領域的巨大潛力，遠期目標是獲得10m量級的導航精度。2004年8月美國DARPA提出的「基於X射線源的自主導航定位」（X-ray Source-based Navigation for Autonomous Position Determination，XNAV）研究計劃使X射線脈衝星導航成為國際導航界研究的熱點。XNAV計劃自2004年啟動，計劃分三個階段實施：2004~2006年是概念可行性階段，主要進行脈衝星特徵描述、導航演算法開發、探測器原型設計、應用效果評估等；2006~2008年是設備研發階段，設計、開發相關硬體，並進行地面試驗；2008~2009年是演示驗證階段，通過在太空梭、國際空間站或其它航天器上的搭載試驗確認方案的有效性。2005年11月，DARPA選擇鮑爾航天技術公司領導XNAV計劃第一階段研發工作，2006年6月，XNAV第一階段任務完成，取得了一系列研究成果，出於某種原因，當時DARPA主任Tether決定DARPA不再支持進一步的飛行試驗，XNAV計劃因此未步入第二階段。然而，XNAV計劃的思想並未終止，仍然致力於提供不依賴於GPS、適應整個太陽系的航天器自主導航能力。美國計劃在國際空間站上進行NICE ( Neutron star Interior Composition Explorer)實驗，至今該實驗還在進行中，所得數據將用於X射線脈衝星導航的性能分析和關鍵技術攻關。據估算，NICE實驗中探測器到太陽系質心(SSB)的距離在脈衝星視線方向上投影的測量精度可達300m。歐空局(European Space Agency, ESA)深空探測器脈衝星導航研究計劃於2004年啟動，ESA啟動了該計劃並開展脈衝星導航的理論方法和模擬驗證工作的同時，西班牙的Catalunya和Barcelona大學也參與了該項計劃的研究。2009年，俄羅斯宣稱己在國際射線天體物理實驗室衛星上進行了脈衝星觀測實驗。2009年，ASTER Labs得到了DARPA的一個培育項目支持，研究利用X 射線脈衝星輔助美國國防部時間系統的方法。2010年，DARPA提出了X射線計時（XTIM）計劃，由洛克希德·馬丁公司負責實施。XTIM計劃試圖建立一個全局的脈衝星時系統，並準備在地球同步軌道上進行試驗，該計劃於2012年初通過了設備的關鍵設計評審。2011年，NASA的戈達德航天中心(Goddard space flight center, GSFC)以XNAV項目為基礎，聯合NRL及各個大學啟動了空間站X射線計時與導航技術試驗(Station Explorer for X-ray Timing and Navigation Technology, SEXTANT)，GSFC目前已經構建了「戈達德X射線導航試驗台」（GXLT），下一步將基於GXLT開發星載XNAV軟體並進行實時的硬體在迴路測試，並計劃使用AMPTEK公司的硅漂移探測器，並預計於2016年夏天將探測陣列發射並安裝到低軌上的國際空間站，進行為期30個月的空間試驗。德國馬克斯.普朗克研究院地外物理研究所，於2012年宣布正在研發基於脈衝星的宇宙飛船導航系統，目的是解決深空和星際飛行任務長時間高精度自主導航問題，目前正處於演算法驗證及建庫數據摸索中。此外，英國、印度、日本和澳大利亞也提出了X射線脈衝星導航研究與發展規劃，開展關鍵技術攻關和試驗驗證研究。國內多個科研機構正在積極研究脈衝星導航技術，中國科學院高能所、西光所和中國空間技術研究院等正在進行用於空間導航的X射線探測器的研製，出於技術保密或成熟度不足等原因，公開的文獻報道較少。

圖5 2016年5月NASA展示的X射線儀器

2.4基於空間相對測量的聯合定軌

在基於空間相對測量的聯合定軌方面，美國等發達國家進行了大量的研究工作。如美國GPS衛星上配備的自主導航系統利用星間鏈路偽距測量進行位置修正，能夠在與地面控制中心聯絡中斷的情況下自主工作一段時間。基於星間偽距觀測量進行星座自主導航時存在「虧秩」問題，即通過星間測距信息不能對星座的整體旋轉形成有效的幾何約束，這會造成星座衛星的絕對定位誤差隨時間增長而逐步積累。照相觀測是一種新興的星座自主導航方式，基本方法是在星座衛星上安裝具有轉向功能的高性能星相機，採用基於星相機照相觀測的方式獲取星座衛星之間的相對位置矢量在慣性空間中的指向信息，再結合通過偽距測量獲取的星間距離信息確定星座的絕對位置。採用「偽距測量+照相觀測」的方式可以解決基於星間偽距觀測量進行星座自主導航時存在的「虧秩」問題，實現基於相對測量的高精度絕對定軌。

美國正在積極研究GPS衛星自主導航方法，並且具備基於光學敏感器的星間方向測量能力。美國海軍在2014年部署天基聯合毫角秒探路者測量任務(Joint Milli-Arcsecond Pathfinder Survey mission,JMAPS)衛星，JMAPS採用在衛星平台上安裝光學望遠鏡的結構形式，能夠對14等星亮度的空間目標進行觀測，具10mas的指向確定精度，支持基於照相觀測的星間定向和衛星定位。我國北京航空航天大學、國防科技大學、導航衛星定位總站和中國空間技術研究院等單位開展了基於星間相對測量的自主導航技術研究，由於星座衛星星間距離遠、目標亮度弱，照相觀測在工程實施上具有較大難度，如二代導航衛星星座相鄰ME0衛星的視見亮度大約相當於9~13星等，而現有星敏感器探測星等範圍約為6~7星等。北京控制工程研究所正在開展適用於星間定向的高性能星相機方案設計。2015年8月9日，第十八、十九顆北斗導航衛星首次實現星間鏈路建立。隨後，第十九顆北斗導航衛星通過星間鏈路，由第十八顆北斗導航衛星順利接收並傳回第一幀星間遙測。星間鏈路功能讓星與星之間實現了通信、測距，進而大大提升了導航系統的自主可控能力。

2.5量子定位系統

建立在牛頓力學和麥克斯韋方程組以及香農資訊理論等經典理論基礎上的GPS技術，在空間定位準確度和安全性方面存在局限性。根據量子定位原理，採用與GPS相似的結構形式，利用糾纏壓縮態光子脈衝信號取代電磁波，可建立天基量子定位系統。與傳統衛星定位系統相比，天基量子定位系統在定位精度和安全性方面具有優勢。

圖6 量子定位技術原理圖

量子定位技術作為一種不同於傳統GPS的新型精確定位技術，是量子光學和通信導航技術相融合的典範。這項技術的深入研究，能為下一代高精度導航系統提供量子水平的定位精度。特別是在以下兩個方面：1，量子定位系統技術理淪和工程實現將促進電子信息系統進入量子時代。隨著信息化社會的發展，未來將逐步進入量子的時代。在量子領域的實用化進程中，高性能、大規模的量子設備(如星地量子保密通信、量子計算處理晶元、高性能糾纏源)己逐步面世這也為量子定位技術逐步實用化提供了良好的基礎2，量子定位系統與量子密碼技術的結合是未來實用化的最佳途徑。目前量子密碼是目前最具有實用性的量子技術。將量子定位系統與量子密碼技術相結合，擴展研發系統的功能，改善系統的安全性與抗干擾性。這對於軍用安全電子以及電子對抗裝備意味著創新的實現。同時作為一種全新的交叉領域的產物，針對量子定位系統技術的深入研究和實際系統研製，將大力促進我國在量子領域、激光通信等相關學科的快速發展。

目前，世界上關於量子定位系統的研究主要集中在美國的麻省理工大學(MIT)和美國的陸軍研究實驗室(ARL)。美國麻省理工大學是最早提出量子定位系統這個概念的機構，並且在理論上證明了利用糾纏光子對以及量子壓縮態提高定位準確度的可行性，說明量子定位系統可視為傳統定位系統的量子實現方案。美國陸軍研究實驗室(ARL)的Bahder博士致力於量子定位系統的軍事應用研究，提出了一種類似於GPS的定位系統思路，說明了利用地球軌道衛星構建量子定位系統的可能性。2012年，維也納大學和奧地利科學院的物理學家憑藉143km的成績打破量子傳輸的最遠距離紀錄。相關研究在朝著基於衛星的量子通信和測量道路上邁出了重要一步。與量子理論在量子通信、量子計算和量子慣性技術等領域的應用研究相比，關於量子定位系統方面的研究要少很多。從目前的發展狀況來看，開展量子定位技術研究的研究基礎是具備的。我國的量子力學理論和應用技術研究處於國際先進水平，特別是量子源的製備技術和量子隱形傳態的研究方面，中國科學技術大學與中科院上海技術物理研究所等組成聯合團隊，於2011年在青海湖首次成功實現了百公里量級的自由空間量子態隱形傳輸。中國在量子通信研究上所取得的成果，將為我國量子定位技術攻關提供堅實後盾。2010年1月，美國DARPA實驗室啟動了「基於微技術的定位、導航與時間系統」( Micro-Technology for Positioning,Navigation and Timing,Micro-PNT)項目。美國國防高級研究計劃局協調多方力量來共同研究微技術，旨在解決與高精度時鐘和慣性器件小型化相關的關鍵技術。該項目包含四個重點發展領域:時鐘，慣性器件，微系統集成，以及慣性導航和授時設備採集、登錄和分析平台。集成微基準原子鐘技術項目預計分3個階段，目前正處於第2個階段。第二階段的目標是要交付一個體積20cm3，功耗250 mW的時鐘，其一個月內的時間偏差要少於160ns。微型速率積分陀螺儀項目分為三個階段，該項目的第二階段在2012年己經啟動，第二階段研究人員將努力使頻差從10 Hz降低到5 Hz，使衰減時間從10 s增加到100 s，並使體積從20 mm3減少到10 mm3，從而使生產出的設備更加精確可靠。微慣性導航技術項目目前處在最後的第三階段，該階段的最後目標是驗證其慣性導航精度，該精度接近為在超過10 h的時間段內保持為1m，器件體積為1cm3，功率為5mW。2012年，DARPA導航和制導研究人員，要求霍尼韋爾公司的航空微電子和精密感測器部門的測試測量領域的專家開發PALADINT平台。目前已經實現能夠進行模擬和數字信號採集、慣性器件的實時分析，並能部署在惡劣溫度和振動環境下的實驗測試平台。

2.6基於磁強計的衛星自主導航技術

基於地磁場自主導航的基本原理是通過星載磁強計測量衛星所在位置的地磁場矢量，而地磁場的模型是已知的，這樣就可以根據衛星所在位置的地磁場矢量來確定衛星位置。1989年，美國Cornell大學的研究者首先提出用地球磁場測量確定衛星軌道的概念，引起了航天研究領域的關注。由於近地軌道有豐富的地磁場資源，且地磁場可用高斯球諧函數描述，磁場的強度和方向能表示為位置的函數，因此可用磁測的方法對衛星進行定軌導航。

地球磁場為一矢量場。國際地磁學與高空大氣物理學協會(IAGA)每5年進行一次國際地磁參考場(IGRF)研究，獲得磁場的實測數據已建立IGRF模型。迄今為止已有多個IGRF模型供研究使用。在此基礎上構造了地磁場數學模型，其數學描述採用球諧波模型。採用磁偶極子地磁場模型，以地磁場矢量的模為觀測量，可大幅減少演算法的計算，但導航精度會受一定的影響。

需要解決的主要問題：1，精確地地磁資料庫的建立。地磁資料庫是地磁導航定位的匹配標準，地磁資料庫的精度直接決定了地磁導航定位的精度；因此，要實現地磁導航定位系統的準確定位和導航必須建立精確的地磁資料庫模型。地磁資料庫的建立主要有兩種方式:第一種就是地磁測量，這種方式實施起來難度較大，可以應用在小範圍的定位導航系統之中；第二種就是建立準確的地磁場模型。2，高效的地磁導航匹配演算法。地磁導航定位系統通過測量的地磁場矢量同地磁資料庫進行匹配來實現載體的定位，因此匹配演算法的好壞是決定定位精度的關鍵因素。同時，匹配演算法的複雜度在一定程度上決定了導航定位系統的實時性；因此，高效的地磁匹配演算法對地磁導航定位系統至關重要。3，高精度、強適應性的磁測量感測器的研製。

目前，地磁導航技術己經成功地應用於大型飛機的導航，美國的波音飛機就配備了地磁導航系統用于飛機的起飛和降落。俄羅斯的SS-19洲壞導彈也利用地磁等高線制導系統，實現了導彈的變軌制導。隨養地磁導航技術的不斷發展，地磁導航定位系統己經逐漸趨向民用化。例如，芬蘭的工程師於2012年利用地磁場的波動的原理開發了一款智能手機應用命名為Indoor Atlas，該定位系統在室內的定位精度範圍大約為0.1米~2米，並且是一個純軟體定位系統，不需要額外其他的無線接入點和其他外部硬體基礎。我國關於地磁導航定位技術的研究起步較晚，目前主要集中於模擬和預研階段。由我國自主研製的磁感測器無論是在靈敏度和採樣率方而都處於世界領先地位。我國對相臨海域的磁場精密探測航空調查也取得了一定成績，繪製了一系列高質量的區域地磁圖。中科院地震研究所通過建立地磁十擾模型，對地磁異常狀況進行濾波來確定地震信號的研究也取得了重要的研究成果。2014年，上海雅豐信息科技有限公司宣布成功研發了新一代地磁定位技術，定位精度可以達到3~5米。提高其導航精度是未來的發展難點所在。1989年美國Cornell大學Pasiaki等人提出利用磁強計進行衛星自主導航以來，國內外學者在這個方面做出了諸多研究。與慣性導航相比，地磁導航優點是不存在積累誤差，且在極區使用也不受限制。充分利用豐富的地磁場資源，應用磁強計測量的磁場信息自主確定低軌小衛星軌道，滿足小衛星自主導航系統的基本需求。但僅僅利用地磁矢量進行定軌的自主導航精度普遍較低，其原因在於衛星剩磁處理、磁場測量、地磁場模型和地磁場查表或匹配這幾個方面，都會給整個系統帶來誤差，如何減小甚至消除誤差是如今地磁導航研究的關鍵。

2.7地形輔助自主導航系統

一般地形輔助導航系統可由以下幾個部分組成:慣性導航系統、雷達高度計、氣壓高度計、數字地形高程圖及地形匹配演算法。其基本原理是利用氣壓高度計測得運動體的絕對高度，利用雷達高度計測得相對高度，二者相減即可獲得運動體經過的地形的實際高程，然後利用匹配演算法將實際的高程與數字地形高程圖中高程進行匹配，便可得到運動體當前的精確位置信息。

目前，可利用於地形輔助導航系統的匹配演算法很多，但基本可分為兩類:一類為以地形的高度剖面圖或等高線圖為基礎的批處理方法，而另一類為以貝葉斯估計理論為基礎的序貫處理方法。第一類演算法的典型代表為美國E-Systems公司於20世紀70年代研製的TERCOM(Terrain Contour Matching),該演算法將一段時間的觀測量作為一個整體進行導航解算，所以提供的導航定位解並非連續的。後來美國麥道公司研製的機動地形相關係統(MTCS)、英國不列顛宇航公司研製的地形剖面匹配系統(TERPROM)及基於概率數據關聯濾波(probabilistic data association filter, PDAF)的地形匹配演算法等都是在TERCOM的基礎上進行的改進。TERCOM方法依據的原理是地球表面上任意點的位置都可以由其周圍等高線的組合唯一確定，它首先在存儲的地形圖等高線上找出一族平行於導航系統指示的路徑，然後利用相關分析方法，找出使其性能指標最優的一條路徑，該路徑的終點即為飛行器當前的位置。當地形特徵明顯且搜索範圍足夠大時，TERCOM演算法可克服大初始位置誤差的導航問題，但是由於其需要積累一定時間的量測信息才能應用，所以實時性較差，通常每隔幾公里才能做一次相關定位。而且其對航向誤差也非常敏感，採樣過程中一般不允許飛行器機動飛行。另一種以地形等高線圖為基礎的匹配批處理演算法為ICCP(Iterative Closest Contour Point)演算法，該演算法移植於Zhang等提出的一種圖形對準演算法，其工作原理為將飛行器經過的等高線上各點連接起來，構成一條高度值不同的曲線，然後將該曲線看做剛體，不斷的經過剛性變換(包括旋轉和平移)得到一條各節點位於等高線附近且形狀與導航系統飛行曲線一致的運動曲線，距離此曲線終點最近的等高線上的點即為飛行器的當前位置。同樣，雖然ICCP演算法實時性較差，但在理論上可以在任何初始位置誤差的情況下工作，不過該演算法要求量測值及數字地形等高線圖都必須足夠精確。另外，雖然相對於TERCOM演算法來講，ICCP演算法允許飛行器機動航行，但是由於其定位採用剛性變換，所以對航向誤差仍較為敏感，且易定位到局部最優解。

以貝葉斯估計理論為基礎的序貫處理方法不同於以上的批處理方法，其對每個觀測量分別進行導航解算，所以可以實時和連續的實現導航定位。其中最典型的演算法是由美國桑地亞實驗室研製的桑地亞慣性地形輔助導航(SITAN)演算法，其採用了遞推的EKF濾波技術。SITAN演算法以地形斜率為基礎利用地形線性化技術對數字地形高程圖進行線性化處理，然後再利用EKF濾波器在每次獲得測量數據時便進行濾波更新，得到飛行器的位置信息。由於這個過程是遞推的，所以SITAN演算法的實時性較好，也允許載體做機動飛行，相比於TERCOM演算法，該演算法更適合於對實時性要求較高的高精度武器系統使用。但是由於SITAN演算法需要進行線性化處理，所以要求初始位置較精確，一般要求初始位置誤差小於200m，當初始位置誤差較大或地形線性化使得地形斜率的正負號發生突然變化時，容易導致濾波的發散現象。近些年，隨著Monte Carlo濾波演算法的發展，Bergman和Nordlund等人分別將point-mass濾波演算法、自舉粒子濾波演算法(bootstrap filter)和RBPF(Rao-Blackwellization particle filter)演算法應用到了地形輔助導航中。雖然這些演算法不再需要利用地形斜率對地形圖進行線性化處理，但是和SITAN相似，同樣利用了貝葉斯濾波框架下的迭代估計方法進行導航解算，且皆利用了先驗分布作為重點建議分布，沒有融合最新的觀測信息，因此這些濾波演算法對野值都較為敏感。

由於地形輔助導航利用雷達高度計測量載體相對高度，需向外發送無線電信號，使得其高空飛行時易被發現，因此從嚴格上講僅是一種偽自主導航方法。但是與衛星導航相比，其具有更高的自主性，而且與天文導航相比，其更新頻率高且適合應用於低空飛行器導航，因而具有很高的軍事應用價值。如今，隨著計算機和衛星遙感等技術的發展，地形輔助導航已經不存在技術瓶頸問題，但是此種導航方法自身原理上卻存在著缺陷。例如在地形平坦的沙漠或海面上，由於地形起伏很小，所以此時單獨利用地形輔助導航實現連續可靠的導航定位就較為困難，目前解決此種問題的有效途徑之一就是將地形輔助導航系統向組合方向發展。

2.8基於自然偏振光的自主導航方法

太陽發出的自然光是非偏振的，由於有大氣的散射作用，將會產生光的偏振。偏振的方向與強度與太陽光的入射方向和觀測者的方位相關。因此，大氣散射產生的偏振模式能夠為地面的觀測者提供太陽的方向信息。基於大氣反射和折射的自然偏正光的偏振特性進行航天器導航，是一種航天器自主導航的新方法。研究大氣層外觀測的偏振模式，挖掘其中蘊涵的航天器姿態和軌道信息，利用這些信息進行航天器空間自主導航的新方法探索，提高導航精度的研究正逐漸成為焦點。

圖7 衛星觀測偏振光示意圖

目前偏振光導航主要應用在大氣層內運動體的導航，為其提供方向信息。西北工業大學精確制導與控制研究所從2013年來一直開展利用大氣層外偏振光進行衛星自主導航的研究，它與大氣層內的偏正光導航有很大不同，針對這種差異，重點開展了以下幾方面的關鍵技術研究:

首先，大氣層外空間的偏振光模式與地面附近不同。地面附近的觀測者觀測到的光都是經過大氣散射的；而軌道空間上的衛星只有對著地球方向才能觀測到大氣後向散射的偏振光，其它方向是黑暗的太空或者太陽直接入射的自然光。因此，必須研究以軌道空間為觀測點得到的偏振模式。

其次，衛星在軌運動方式與地面物體是不同的，衛星有確定的運行軌道，不同於地面物體的自由運動。需要深入分析偏振模式中包含的衛星姿態與軌道信息，探索利用這些信息進行衛星自主導航的方法。研究表明，由大氣後向散射的偏振模式包含了衛星、太陽與地球的方位信息，能夠為航天器提供姿態與軌道信息。將地面仿生導航方法推廣到軌道空間，大氣層外運行的航天器利用大氣散射產生的光的偏振現象進行自主導航，是空間自主導航的新原理與新方法，與目前已有的衛星自主導航方法相比，能夠從新的途徑獲得新的導航信息，並且有可能獲得更高的導航精度。同時，在衛星遙感領域，主要是在海洋衛星水色遙感中已經遇到了與大氣偏振相關的問題，目前是將大氣散射造成的偏振作為對有用信號的干擾進行修正。但是，修正過程表明，由於大氣分子和氣溶膠散射具有較強的偏振特性，地表也有各自的偏振特性，因此衛星對地觀測所得的偏振特性能夠提供新的與衛星姿態、軌道相關的信息。

最後，在利用光的偏振特性進行遙感識別方面，各國科學家對飛行器、植物等多種物體的偏振特性做了大量的研究工作，為偏振特性的應用提供理論依據和必要的原始資料。美國、日本等國已經用衛星將偏振計送入軌道空間，對全球偏振現象進行觀測。只是人們近年來主要研究的是偏振現象在軍事目標、植物、大氣、海洋、不同材料面板的識別方面，還沒有考慮偏振特性在航天器自主導航中的應用。但是這些工作表明，利用偏振特性可以獲得比普通強度圖像更加清晰的地物輪廓，有利於對地物地標的識別，可以解決傳統光學遇到困難的一些問題，也為高精度的地標導航等衛星自主導航提供了依據。

目前，基於偏振特性的衛星自主導航還是一種全新的概念，大氣層外觀測的偏振模式，測量方法，以及利用這種偏振模式獲取衛星姿態、軌道信息的導航方案等問題還正在開展更加深入、細緻的研究。

2.9基於雷達高度計的自主導航方法

雷達高度計最初用于海洋監測，它能全天候、全天時提供衛星至海平面的高度和海洋有效波高等海洋表面變化數據，是研究地球海平面的最有效測量儀器。遙感衛星利用星下點直視的雷達高度計測得大量的衛星至海面高度數據，經各種誤差修正後，再由激光測距系統、精確測距測速系統或多普勒精密定軌系統等精密定軌方法得到衛星定位數據，進而測得海洋高度(海平面相對地球橢球面的高度，可分為海洋動力高度和大地水準面高度)。逆嚮應用上述衛星測高原理，即根據已知的地球表面模型及雷達高度計測得的衛星平台到瞬時海平面的距離，衛星就能自主確定所在位置。

迄今為止，還沒有一個可精確描述整個地球表面的模型，因此雷達高度計自主導航精度易受地形起伏的影響。由於海洋佔地球表面絕大部分，因此大地水準面是一個較好的近似模型。但在用該模型對衛星初步定軌前，還需先用球面或橢球面等其他模型進行近似計算。

雷達高度計自主導航有其適用範圍。由於軌道越高，信號往返時間延遲越大，接收的後向反射信號也就越微弱，因此雷達高度計較適合低軌道衛星導航。除地球衛星外，這種導航方法也可用於深空探測。當衛星環繞某天體運行時，由於衛星離地面站很遠，且當衛星處於該天體背向地球的一面時，地面站遙測導航難度很大因此用雷達高度計自主導航更為可行。

圖8 雷達高度計測斜距示意圖

圖9 雷達高度計測高示意圖

蘇聯在20世紀70年代中期研製了一種雷達高度計自主導航系統，並進行了在軌飛行試驗。而歐美對這種導航方法的研究卻非常少，原因一是缺乏精確描述地球表面的模型，二是雷達高度計自身的質量和功耗過大。現經近30年海洋測高數據的積累，已建立了一個由球諧係數表示的海平面模型——大地水準面，同時雷達高度計也漸趨小型和低功率，長期以來，我國一直在進行衛星測高技術的研究，特別是在微波雷達高度計的設計製造方面已積累相當多的經驗其中雷達高度計的研究取得了很大的進展。另外，2002年12月由我國自行研製的神州4號順利升空，上面也裝有雷達高度計，用來測量衛星到海平面的高度，測高精度優於10cm。雷達高度計用于海洋衛星自主導航的可行性已越來越大。

2.10組合自主導航方法

單一的自主導航方法都有自己的優缺點和適用範圍等等，因此單一的自主導航方法不能滿足越來越高的自主導航要求。組合自主導航技術是指把若干個導航感測器所提供的信息，通過演算法綜合處理以獲得最佳導航信息的一種方法，組合自主導航技術逐漸成為了自主導航定位技術的發展方向，導航信息的處理方法也由圍繞單個感測器數據集的單一系統信息處理，向多感測器多數據集信息融合的方向發展。

組合自主導航方法很多，目前研究比較多的組合導航方法都是基於脈衝星導航系統，比如有採用光學敏感器或者紫外敏感器增強脈衝星導航系統的性能。

3、 國外自主導航系統進展

為了滿足近地軌道衛星高精度導航的需求，美國、俄羅斯、法國等近期都研究和建立了基於無線電測距方法的衛星自主導航系統。例如:美國建立了導航星全球定位系統，俄羅斯建立了導航星系統GLONASS，法國建立了星基多普勒測軌及無線電定位組合系統(DORIS），其導航精度均達到幾十米的量級。基於導航星全球定位系統的自主導航技術已進入實用階段。美國國家航天局正在研究基於跟蹤和數據中繼衛星系統(TDRSS）的衛星自主導航系統，其導航精度與GPS相似。具有完全自主導航功能的系統主要有：

（1）美國(Microcosm公司)研製了麥氏自主導航系統(MANS）麥氏自主導航系統利用專用的麥氏自主導航敏感器對地球、太陽、月亮的在軌測量數據實時確定航天器的軌道，同時確定航天器的三軸姿態，是完全意義上的自主系統。麥氏自主導航敏感器的原型是EDO公司巴恩斯工程部研製的雙錐掃描地平儀，在其基礎上增加了一對扇形掃描式日、月敏感器，由對地球的紅外輻射圓盤的角半徑以及地心、日、月方向矢量的測量值確定航天器的軌道和三軸姿態。預計該系統導航精度可達100m~1.5km。

麥氏自主導航系統的主要特點有: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；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，重量輕，功耗低，成本低廉；採用了軌道動力學、敏感器設計加工標定技術、地球環境特性研究、信息處理等領域國際當時最新的技術成果。

（2）俄羅斯研製了基於雷達高度計的自主導航系統。據來華講學的俄羅斯專家介紹，前蘇聯在二十世紀70年代中期研製了雷達高度計自主導航系統，並進行了在軌飛行試驗。最初的系統採用框架式星跟蹤器，測量誤差較大，系統導航精度約1.5km。改進後的系統採用捷聯式CCD星敏感器，預計導航精度可達200m。星載測量儀器包括微波雷達高度計、紅外地球敏感器、星敏感器和捷聯式陀螺組件。

雷達高度計自主導航系統的主要特點有:可自主確定衛星的軌道和三軸姿態；導航精度的改善受到地球海平面高度模型的不確定性、微波波束方向相對於衛星本體的標定誤差等因素的制約；導航敏感器有較大的重量和功耗，僅適用於軌道高度小於1000km的衛星。

4、 未來自主導航技術發展建議

國際上有影響力的大國都十分重視航天器自主導航技術的發展。未來自主導航研究重點從原理方法研究轉向工程應用技術，包括研製導航敏感器樣機、設計適合工程化要求的自主導航方案、進行地面驗證試驗和飛行試驗等。在此基礎上，通過信息融合提升自主導航系統的精度和可靠性。同時，未來會開展更多的地面實驗和在軌飛行試驗，充分依託試驗結果，分析制約導航精度的關鍵因素，探索用於提高導航性能的新型數據處理方法。

自然地標是具清晰結構特徵的地物，包括海岸線、島嶼、河流、湖泊等。自然地標擁有著十分廣闊的應用前景。地標導航方法除了在遙感衛星上應用外，在無人機導航、車輛導航、機器人視覺導航等方面應用也極其廣泛。該方法能夠充分利用衛星載荷設備，在為衛星提供導航信息的同時，還能為地面提供大量豐富的測繪影像信息，應用前景極其廣泛。目前，在地標匹配演算法中基於灰度相關的地標匹配方法在地標導航中應用最為廣泛，該方法易於實現，匹配精度高，但計算量大。在未來自動地標導航方法的研究中，針對地標匹配演算法研究及優化是研究的重點之一，可以從簡化演算法複雜度和提高演算法計算速度去考慮。雲對於地標導航的影響非常大，可以嚴重降低導航的精度，因此研究更好的雲檢測演算法也受到關注。地標識別的自動性是非常重要的，基於最大相關係數(Maximum Correlation Coefficient,MCC)的自動地標導航方法是目前為止應用範圍最為廣泛的地標導航方法，具有簡單易於實現、計算速度快、高精度等優點，但是需要專家根據大量歷史資料制定模板庫(根據不同季節，白天、夜間的模板不一樣)。而對於象我國這樣遙感衛星對地探測資料並不豐富的國家並不可行，所以發展最新的地標庫也是重點研究內容。

近年來X射線脈衝星導航技術為航天器自主導航提供了一種新的思路和可行途徑，尤其是其可為導航星星座提供一種獨立的絕對時空基準，解決星座長時間自主運行的問題，引起了國內外的廣泛研究。2007年以後，原XNAV計劃的相關研究成果及硬體建設轉由NASA接手管理，在NASA小型企業創新研究計劃（SBIR）資助下，美國Microcosm公司開展了脈衝星導航研究。目前美國Microcosm公司正在針對NASA關心的一些飛行任務，詳細評估X射線脈衝星導航的性能，開發適用於近期XNAV飛行演示驗證使用的飛行試驗軟體。未來X射線脈衝星的發展重點是研發組合導航系統以提高導航的精度和可靠性。最近兩年有一些學者進行了基於光學敏感器和基於紫外敏感器對X射線脈衝星自主導航性能增強的研究。而工程實際的應用還有待發展。

研究基於量子定位的晶元級的微型慣性導航儀在美國受到很高的重視。它具有體積小、精度高、可不依賴GPS而獨立工作等優點，代替目前廣泛使用的體積較大的慣導系統。根據美國國防科學委員會2015年公布的一份報告來看，美國國防部目前打算投資的技術一定是能確保其在2030年依舊佔據優越性的技術，並且該報告還特別提到了有必要發展對GPS導航系統的替代方式。該報告建議在5年內為美國國防高級研究計劃局提供2億美元的資金用來繼續開展冷原子導航領域的研究。到目前為止，美國國防部高級研究計劃局2010年1月提出的發展導航、定位與授時微技術基本上完成了四個重點發展領域的前兩個階段，正在進行第三個階段的研究。未來集成微基準原子鐘技術一方面要依賴原子物理學的新方法，另一方面也要利用好現有的晶元級原子鐘項目研究所掌握的大部分科學理論及技術，開發出體積更小，功耗更少，性能更強的設備，從而可用於需要長時間導航和制導的任務中；未來微型速率積分陀螺儀從研究新的微型慣性器件製造方法出發，研製出微機械振動陀螺儀，具有更小的體積以便於嵌入到導航單元中；未來微慣性導航技術重點是製造利用二次慣性變數(如速度和距離)的導航感測器，從而降低由單一的慣性器件帶來的誤差積累。

一直有人邀請回答航空航天的相關問題，一般都不回答，畢竟不是全才，我只是精通其中很小的一部分問題，其餘是知道皮毛，但是這次就回答一下，然而不太準確，僅供參考。
定義啥的不多講，會有人解答的，說太專業了反而會不懂。
這個自主導航大概就是給你蒙上眼睛，然後把你丟到沙漠，告訴你目前在沙漠某個確切位置，你現在給我走出沙漠來到一個指定地點。你走第一步的時候，你對自己的位置還是有一點清楚的，走第二步的時候也很清楚，走到第十步的時候你就開始犯糊塗了，走到100步，你已經完全不知道自己在哪裡了。慣性制導是有誤差積累的，而且越積累誤差越大，到後來就不是誤差，是錯誤了。咱們就不上數學公式了。
相對的衛星導航，衛星會時時刻刻給你發送信息告訴你現在的位置，你走了十步，開始對自己的位置犯糊塗，這個時候衛星就給你一個數據，告訴你到那裡了。你又根據這個新得知的確切位置，走第一步，第二步，這樣子你到目的地就簡單多了。
好了，那麼在沙漠里，蒙上眼睛，要走出沙漠到達目的地，這有多難呢？

謝邀。

目前，根據衛星信號，航空的自主導航已經可以非常精確了。RNP技術日益完備，已經可以做到非常非常精確了。

目前國際上導航技術第一看美國。這也得益於政府的扶植，尤其是NASA和FAA非常重視。在此基礎上也誕生了很多無人機企業。其次，就是歐盟，可以參考SESAR。

我國由於較為保守的空管政策，以後具體怎麼發展主要看歐美的實驗玩的怎麼樣。

謝遠古大邀。。。。。。
雖然是航空航天的，然而不是導航專業。。。。。。

謝邀，但非常抱歉，這個問題我不知道。

瀉藥，雖然在控制所，但是專業不是控制。

謝邀，不過對控制不是很熟悉，而且已跳出航天；
感覺控制就像數值解方程，在一個判據下，不斷的修正，儘可能縮小誤差。

謝邀。由於主要是搞地面的導航，所以不太了解這方面，學習學習。
看了些前面的回答都對導航了解比較深入，受益匪淺。從導航原理來說確定點位坐標主要是由定點發射的信息通過空間幾何原理來求解，或者由慣導這類設備由原點推算。時間長由於推算容易產生誤差，所以長時間的還是通過已知點信息重新標定。
在空間由於沒有導航衛星信息，所以這個定點不容易尋找，但是現在很多的電磁波信息都可以通過轉換作為導航的信息來源，比如現在的通信衛星信號、WIFI信號甚至FM、AM這類長波信號等。
看之前的答案也提到了很多例如宇宙射線，電磁波反射等方式，感覺是比較好的思路。

蟹妖，雖然我是航空航天大，現在也讀了研，但已經離開航天坑，入機械坑了。。。

只對導航衛星的自主導航有關注過，180天不依靠地面的信息實現完全自主導航，這是這一代GNSS系統普遍提的標準，但終究會整體偏移，依靠地面錨固的方式改善效果應該是顯著的

謝邀。最近在看一些關於GPS星間鏈路的論文。我能回答的方面只能是關於GPS衛星自主運行的一些東西。
星間鏈路是在GPS BlockIIR上開始出現，目的是為了在地面注入站受到攻擊時，GPS衛星能夠在太空，通過發射測距碼與信息碼，矯正軌道，得到更加精確的定位數據。在GPS III上會裝備更加先進的星間鏈路設備。我國的北斗一代衛星並沒有星間鏈路，而北斗二代已經裝有星間鏈路設備。
好像和題目沒有多大關係。。。

謝邀…然而還只是大二確實不太了解這個問題的關鍵是人工智慧行為樹的建立，這個就要看計算機的發展了。目前自主導航還主要應用在無人機以及其他微小型飛行器上。由於我國微小型飛行器的市場小，這方面的技術確實不足。說到底還是心疼市場，沒有私人飛機的發展空間吧。但是現在正在逐步發展所以也不是沒有可能。比如正在研發的一些我也不知道有沒有公開就不說了啊～抱有希望吧～

自主導航我的理解是不使用雷達或者望遠鏡等觀測信息對衛星位置進行修正。那麼可以使用的導航方法一般是慣導和天文導航，當然在低軌的情況下也可以使用GNSS。
做得最好的應該是美國吧，號稱GPS地面站被毀了GPS還能正常工作幾個月。

謝邀。
【根據我學過的粗淺的內容】自主導航系統通常是指採用慣性導航類型的感測器，採用陀螺儀等精密慣性設備實現對於運行方位角等信息監控的裝置。（這並不是官方定義，我印象里的應該是有這樣的特徵的）
在這樣的前提下，自主導航需要陀螺儀的精度高，而且需要預先設定好路線和運行偏角等信息。慣性導航現在用的比較多的應該是在小物件的導航定位操作，比如無人機或者導彈什麼的。但是對於大型的設備，現在應該還是採用衛星導航和慣性導航集合居多。由於慣性導航具有長距離導航容易失鎖的問題，所以用來做路線修正比較多。

謝邀，進來學習學習。