天文导航第10章 星光折射间接敏感地平天文导航方法
天文导航概述
p
地面真地平 地心真地平
A ht’ ht 90o-ht PG ht
ht=ht’+p
天文船位圆： 圆心：天体地理位置PG 半径：90o－ht
第二节 天文导航主要内容
➢ 1、为了确定天体地理位置PG：天球坐标 ➢ 2、天体在天球坐标系中的位置变化是有规律的：天体视
运动 ➢ 3、天体位置随时间变化：精确时间（时间系统）对应精
航海学简介
航海学（Navigation）
研究有关船舶在海上航行的航线选择与 设计、船位的测定和各种条件下的航行方 法等重要问题，为船舶安全、经济航行提 供保障。
航海学主要研究内容
航线拟定 确定船位： 测定船位－－陆标定位 (地文航海)
－－天文定位 (天文航海)
－－无线电定位 (电子航海)
航行方法：大洋航行、沿岸航行、狭水道航行
特殊条件下航行(雾中、冰区航行)
天 文 导航
第一章 概论
天文定位是利用天体在海上进行定位的 技术，是船舶在大洋航行时获取船位非 常重要的一种方法。
可供定位天体：恒星、太阳、月亮和行 星
第一章 概论
➢ 十九世纪Βιβλιοθήκη 页，由法国航海家圣·希勒尔 （St.Hilaire）提出的高度差法又称截距法
➢ 优点：设备简单、可靠，观测的目标是自 然天体而不受人控制，不发射任何声、光 和电波而具有隐蔽性等。
确位置 ➢ 4、为了得到天文船位圆半径：测天体高度（六分仪） ➢ 5、根据天体地理位置及天文圆半径：天文定位
谢谢欣赏
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➢ 缺点：受自然条件限制，不能全天候导航， 必须人工观测，计算繁琐等
第一节 天文定位基本概念
距离定位原理
天文导航
式中 r x 2 y 2 z 2 为卫星位置矢量参数
(x,y,z)卫星在惯性坐标系下X、Y、Z方向的位 置 (vx,vy,vz)卫星在惯性坐标系下X、Y、Z方向的 速度 μ是地心引力常数 J2为地球引力系数 ДFx、 ДFy 、 ДFz为地球非球形的高阶摄动、 日月摄动以及太阳光压力摄动和大气摄动 等
2，星光仰角：指从飞行器上观测到的导航恒星与
地球边缘的切线方向之间的夹角
s Υ 星光仰角
飞行器
r
Re 地球
飞行器轨道
Re sr arcsin 星光仰角Υ的表达式为： arccos r r
Re sr arccos arcsin 星光仰角Υ的表达式为： r r 其中r是卫星在地心惯性球坐标系中的位置
dx dt v x dy v y dt dz v z dt z2 dv x x 1 J Re 7.5 2 1.5 Fx 2 3 dt r r r dv y y z2 Re 3 1 J 2 7 . 5 2 1. 5 Fy r r r dt z z2 Re dv z 7. 5 2 4 . 5 Fz dt r 3 1 J 2 r r
地球卫星的轨道动力学模型为二体问题，
其天文导航系统的模型相对简单，我们 以地球卫星为例学习基于轨道动力学的 自主天文导航原理。 根据原理，自主天文导航包括三个部分： 1，建立系统的状态模型 2，建立量测模型 3，估计
1，建立系统的状态模型（状态方程）
系统状态模型即卫星轨道动力学模型
一种航天器天文自主定轨方法
一种航天器天文自主定轨方法
杨博;房建成;伍小洁;赵建辉
【期刊名称】《中国惯性技术学报》
【年(卷),期】2000(008)003
【摘要】提出用星敏感器和地平仪测量星光角距作为主要观测量,用地平仪直接测量得到地心方向矢量,用间接测得的地心距离作为补充观测量,并用推广卡尔曼滤波方法来实时确定航天器的轨道.文中对系统的构成、模型的建立、以及卡尔曼滤波的方法都作了认真的仿真研究,并获得了满意的结果.
【总页数】5页(P33-36,78)
【作者】杨博;房建成;伍小洁;赵建辉
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院,北京,100083;北京航空航天大学宇航学院,北京,100083;北京航空航天大学宇航学院,北京,100083;北京航空航天大学宇航学院,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】U666.13
【相关文献】
1.一种卫星天文自主定轨定姿方法研究 [J], 李琳琳;孙辉先
2.卫星天文导航自主定轨精度及误差分析 [J], 季玮;白涛;武国强;林宝军
3.一种天文导航信息导引的星间链路自主定轨算法 [J], 林夏;林宝军;刘迎春;白涛;武国强
4.星光折射航天器自主定轨方案比较 [J], 杨博;房建成;伍小洁
5.基于UKF的航天器多普勒/天文组合导航方法研究 [J], 宋伟;宁晓琳;杨照华因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
【国家自然科学基金】_自主天文导航_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140729
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23
科研热词 推荐指数 航天器 2 天文导航 2 信息融合 2 高超声速临近空间飞行器 1 非开普勒轨道 1 连续小推力 1 自主式导航 1 自主导航 1 组合导航 1 粒子滤波 1 月球车 1 星敏感器 1 星光折射间接敏感地平 1 无迹卡尔曼滤波 1 捷联惯性导航 1 太阳敏感器 1 天文自主导航 1 大椭圆 1 在轨参数标定 1 双重无迹卡尔曼滤波 1 参数测量模型 1 x射线脉冲星 1 gps 1
2011年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16
2011年 科研热词 脉冲星 计时观测 自主导航 自主定位 自主天文导航 组合导航 相位模糊度 满二叉树 月球车 时延 捷联惯导 惯性/天文组合导航 导航 天文导航 xpnav ekf 推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2013年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19
科研热词 自主定轨 组合导航 红外地平仪 精度分析 空天飞行器 星间定向观测 星敏感器 时间,方法 数据分析,技术 扩展卡尔曼滤波 惯性导航系统 平动点 导航星座 天文导航 天体测量学 卡尔曼滤波 半物理仿真 其它诸多方面 halo轨道
科研热词 鲁棒滤波 轨道机动 航天器 自适应滤波 自主导航
ห้องสมุดไป่ตู้
推荐指数 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
科研热词 天文导航 自主导航 陆标导航 脉冲星 离散粒子滤波 滤波方法 滤波参数航天器 月球卫星 星表方位误差 地球卫星 卡尔曼滤波
自主学习教学方法在“飞行器自主导航”课程中应用体会论文
自主学习教学方法在“飞行器自主导航”课程中的应用体会【摘要】自主学习教学方法旨在为学生营造一个自主思考、自由探索、勇于创新的良好学习环境，使学生的自学能力和创新能力得以充分发展。
在任选课程“飞行器自主导航”中对自主学习教学方法进行了实践研究，研究表明该教法在激发学习兴趣、培养自主探索和创新能力等方面有积极作用。
【关键词】自主学习教学方法；教学改革；人才培养【中图分类号】g64 【文献标识码】a 【文章编号】2095-3089（2013）4-00-02一、引言在深化高等教育教学改革、提高人才培养质量的背景下，素质教育已经成为一个深入人心的话题。
为了适应素质教育的要求，扭转传统课堂教学方式，教育工作者积极探索并提出了自主学习教学方法[1][2][3]。
自主学习教学方法[4]是一种通过激发学生的内驱力，努力把学习变成学生的内在需求的一种教改方法。
该方法能够从根本上促进学生认知能力和个性的发展，充分发挥学生主动学习、自觉学习的内在潜力，使其逐步形成比较持久的自己主宰、自己调控学习动力与学习内容的行为能力和心理能力，符合创新思维教育要求，能够达成素质教育的目的。
然而，在自主学习教学方法实施过程中，仍有教师摆脱不了“灌输式”的传统教学理念，错误地认为自主学习教学方法只能适应于某种形式的课程、课程的某一阶段、某一部分或某种类型的学生，甚至感觉有时使用起来表现得做作和牵强附会。
基于自主学习教法的教学活动如何组织与实施成为了“自主学习”教学改革中的关键问题。
在不久前学院开设的任选课“飞行器自主导航”中，我们对自主学习教学方法进行了应用研究。
在这次教学实践中，出现了三个意想不到：一是选修学生的数量空前多，并且非导航专业的人数占了近一半；二是学生们的求知欲非常强，创新思维活跃，与在传统课堂中的表现反差较大；三是许多学生反映收获很大，甚至意犹未尽。
总结教学过程我们感到，上述现象的出现正是得益于在本课程教学过程中成功的实施了自主学习的教学方法，课程进行中的教学互动很大程度上激发了学生的学习兴趣和学习潜能。
导航学5-3-2012(new)
v f zs
p( i u
i
,v
i
)
O
i
w
i
xs
Os 透镜
ys 光轴 第i颗星
p
ui
u
(u
i
,0 )
星敏感器测姿原理
Osxsyszs — 星敏感器坐标系 Ouvw — CCD成像面坐标系 OsO之间距离 f 为光学透镜的焦距 由图中的几何关系可得：
ui tan i f vi tan i f / cos i
t13 t23 t33
星敏感器测姿原理
上式各矩阵赋予命名，对应关系式：S = CTis 当观测星数 n 等于3颗时，星历矩阵C3×3为非奇异矩阵 ，那么转移矩阵Tis ＝ C-1S n > 3时，可以采用最小二乘法得到计算式： Tis = (CTC)-1CTS 因为Tis = TibTbs，则姿态矩阵 Tib = Tis(Tbs)-1，这里 Tbs 为星敏感器在飞行器上的常量安装矩阵，求得姿态矩阵 Tib
它的精确建模是影响 天文导航系统性能的 一项重要因素。
• 研究航天器在无控运动下的重力场和其他摄动 力作用下的质点动力学问题。 • 包括二体问题、多体问题和轨道摄动等内容
航天器二体轨道 二体问题 二体轨道
• 卫星轨道分析，假定卫星在地球中心引力场中运动，忽 略其他各种摄动力因素，这种卫星轨道称为二体轨道。
z
S0
5.3.1 天文观测量和量测方程
5 以两个近天体之间的夹角为量测量
两个近天体之间的夹角，就是从 航天器上观测到的两个近天体的 视线方向之间的夹角A,由几何知 识可知，这时的位置面是以两个 近天体连线为轴线，旋转通过这 两点的一段圆弧而获得的超环面 圆弧的中心O位于两天体连线的 垂直平分线上 ，圆弧半径R与两 个近天体之间的距离以及A之间 的关系： r
光电技术在军事领域的发展及应用
光电技术在军事领域的发展及应用摘要：光电技术的应用非常广泛，光电技术在轻武器领域、医学领域、生物医药领域、深海探测领域都有广泛的应用。
作为新军事革命的标志性装备之一，光电装备已成为现代军事信息装备的重要组成部分，覆盖了侦察监视、预警探测、指挥控制、通信导航、电子对抗等功能领域。
本文对现代光电子技术在军事领域未来的发展方向进行了思考和探讨。
关键词：光电技术；军事；应用以激光技术、红外技术和光通信技术等为主要代表的光电技术的飞速发展有力地推进了国民经济和军事高科技的发展。
特别是在国防军事领域，军用光电技术已经成为许多高科技武器装备的核心支撑技术。
几次典型的现代高技术局部战争表明，军用光电技术既是战场信息获取与传输的主要技术手段，又是实施精确打击武器装备的关键支撑技术。
随着我军日益加快的信息化建设进程，一大批先进的光电信息类武器装备陆续列装。
1光电产业发展状况发展光电产业的重要性显而易见，但光电产业是技术、资本密集的产业，需要巨大的投入和雄厚的技术支持。
目前，除日、美、欧等技术领先国持续投入外，亚太新兴国家如韩国，也在积极发展。
光电产业对各国经济增长的贡献度也越来越高。
未来由于各国的争相投入，其市场竞争愈见激烈，无法避免。
光电产业已成为我国主要的新兴科技产业，我国光电产业近年来获得良好发展，2004 年全国光电产业产值达到 1100 亿人民币，比 2003 年增长了 43%，其中激光产品产值达到 440 亿人民币，比 2003 年增长 57%。
2006 年仅 LCD 全行业销售总值为 269.5 亿元（不包括外资企业），比上一年增加 50.65 亿元，增长23.14%，全国光电产业的产值每年以 20%的速度增长。
目前，约占全球市场的5%，到 2010 年，我国光电产业约有 450 亿美元的产值，占世界市场 10%的份额。
2我国光电技术与装备发展方向思考我国光电系统的快速发展始于20世纪80年代，至今已取得了长足进步，实现了从传统光机观瞄向光电探测的技术跨越，覆盖了侦察、警戒、跟踪、导航、通信、对抗等应用领域，部分领域研发能力及应用水平达到或接近国际先进水平。
天文导航基础(四)
探测器上自身携带的量测设备，通过观测天体 进行天文导航的方法。
5.4深空探测器的自主天文导航
天文导航作为辅助导航手段
水手9号拍摄的火卫二图像
海盗号的天文导航
5.4深空探测器的自主天文导航
海盗号的天文导航
水手9号的天文导航
5.4深空探测器的自主天文导航
旅行者号的拍摄的海王星及其卫星
5.4深空探测器的自主天文导航
深空探测器天文导航的关键技术和发展趋势 • 一类是与自主天文导航理论和方法相关的关键技术； • 一类是与导航系统硬件相关的关键技术。
天文导航理论 状态方程的精确建模 新型测量原理和相应量测方程的建立 先进滤波方法及相应的理论在天文导航中的应用 天文组合导航方法
5.4深空探测器的自主天文导航
天文导航系统技术
观测量示意图
5.1.3基于 “日-地-月”导航
通过观测日-地-月信息，确定地心赤道惯性坐标系下的 航天器位置矢量。
几何关系及观测量示意图
5.1.3基于 “日-地-月”导航
几何关系示意图
5.1.4基于星光折射的天文导航方法
• 通过星光折射间接敏感地平方法，是80年代初发 展起来的一种航天飞行器低成本自主定位方案。
5.4深空探测器的自主天文导航
观测量及观测方程
行星的视角
恒星仰角
5.4深空探测器的自主天文导航
观测量及观测方程
掩星观测
5.4深空探测器的自主天文导航
观测量及观测方程
一个近天体和一个远天体间的夹角
夹角确定的位置面
5.4深空探测器的自主天文导航
观测量及观测方程
两个近天体间的夹角确定位置面
两个近天体间的夹角
5.5射电天文导航
天文导航1
如图所示，飞行器与近天体1（例如地球） 的单位位置矢量为 re ，近天体1与3颗导航恒
星的单位方向矢量为 s1 , s 2 , s3 ，A , A , A 的补角分 别为3次观测得到的3个量测量。可得到如 下方程：
1 2 3
恒星1
圆锥1
S1
航天器 S2 A1 Y 行星 R1 O X 圆锥3 A3 L1 S3 恒星3 A2 圆锥2 恒星2
这一几何描述也可用矢量公式表达。设i为 由近天体到恒星视线的单位矢量，这一矢 量的方向可由天文年历计算出来；r为近天 体到飞行器的位置矢量，r为未知量，由矢 量点乘关系可得位置面的数学描述为：
r i r cos A
其中A为已知的观测量。
近天体/飞行器/近天体
在图2.8中V为飞行器，P1、P2为两个近 天体，在t时刻由飞行器载仪表对P1和P2 进行天文测量，通过测量可求得P1与P2 间的夹角A。由几何关系可知，这时的位 置面是以两近天体连线为轴线，旋转通过 这两点的一段圆弧而获得的超环面，这段 圆弧的中心O在P1P2连线的垂直平分线 上，圆弧半径R与两近天体之间的距离rP 以及A的关系为
天文导航
1，概述
2，天文导航位置面的概念
3，基于纯天文几何解析法的天文导航原理
4，基于轨道动力学方程的天文导航原理
§2.1 概述
天文导航：以已知准确空间位置的自然天体
为基准，通过天体测量仪器被动探测天体位 置，经解算确定测量点所在载体的导航信息。 Βιβλιοθήκη 天器天文导航是通过观测天体来测定飞行
中的航天器所在位置的技术。
系统状态方程简写为：
X (t ) f ( X , t ) w(t )
式中，状态矢量 X [ x
低轨地球卫星自主天文导航基本原理PPT课件
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目录
第一章 第二章 第三章 第四章 第五章 第六章 第七章
i1 • i1 cos1 ir • i2 cos2
ir• rpr Nhomakorabearp
r
co
s
3
School of Geodesy and Geomatics
15
纯天文解析导航实例
• 式中，i1,i2为太阳到恒星1和恒星2的单位矢量；r为航天器 相对太阳的位置矢量；rp为地球相对太阳的位置矢量。
• 求解该方程组可得到航天器的位置，但满足该方程的解不 是唯一的。
• 从几何上看，即为两个圆锥面的交线有两条，且这两条交 线与超环面的交点也不唯一。
• 该模糊度可通过航天器位置的预估值或增加观测量来消除。
第八章
天文与深空导航的理论基础 天文导航的天体敏感器 低轨地球卫星自主天文导航基本原理 深空探测器的自主天文导航原理与方法 VLBI技术用于深空探测器导航的原理与方法 USB技术用于深空探测器导航的原理与方法 脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原 理与方法 其他导航技术在深空探测中应用与国内外深空 探测计划
12
3.1.3纯天文几何解析方法基本原理
⑤这两个圆锥相交便确定了两条位置线，航天器就位于这两 条位置线的一条上，模糊度可以通过观测第三颗恒星来 消除。
• 但是，航天器位置的大概值一般已知，因此，航天器的 实际位置线通
天文导航的天体敏感器 ppt课件
ppt课件
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2.3.3恒星敏感器结构
1. 20世纪50年代初研制的早期星敏感器主要由电子箱、光 电跟踪管和光学镜头组成。
ppt课件
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2.3.3恒星敏感器结构
2. 20世纪70年代初CCD的出现以及集成电路的发展，促进 了像质好、精度高的CCD星敏感器的研制。该星敏感器 主要由图所示的CCD器件、外围采样电路、信号处理电 路和光学镜头四部分组成。
1. RoHS compliant; CMOS technology 2. High IR rejection--integrated optical filter 3. Current output highly linear VS light level 4. Near human eye photopic response 5. Integrated high gain photo--current amplifier 6.Dark-current cancellation 7. Temperature stable
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2.2天体敏感器分类
STD15S-mk2 Infrared Earth Sensor: Objectives
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2.2天体敏感器分类
The Star Sensor KM 1301 provides inertial and relative attitude determination for small satellites. Features Star Sensor body: 112 x 115 x 115 mmHeight: 105 mm (w/o baffle), 170 mm (w/baffle) Mass: 0.78 kg Power: typical 4.2 W @ 12 V DC Field of view: 21 x 31° Update frequency: 4 Hz Accuracy: +/- 0.02° (2 sigma) Time to first acquisition: 0.5 s Data interface: RS422/485 Operating modes: inertial, relative, camera
天文导航方法
天文导航方法The use of celestial navigation methods has been an important aspect of human history for thousands of years. 天文导航方法的使用已有数千年的历史，一直是人类历史中重要的一部分。
In ancient times, sailors and travelers relied on the position of the stars, the sun, and the moon to navigate across vast oceans and deserts. 在古代，水手和旅行者依靠星星、太阳和月亮的位置在广阔的海洋和沙漠中导航。
This traditional method of navigation, known as celestial navigation, allowed people to determine their position on Earth by observing the celestial bodies. 这种传统的导航方法被称为天文导航，它允许人们通过观察天体来确定他们在地球上的位置。
Despite the advancements in modern technology, celestial navigation continues to play a significant role in navigation, particularly in situations where electronic devices may not be reliable. 尽管现代技术取得了很大进步，天文导航在航行中仍然发挥着重要作用，尤其是在电子设备可能不可靠的情况下。
Astronauts, mariners, and even hikers can benefit from learning celestial navigation techniques as a backup in case of emergencies. 宇航员、水手，甚至徒步旅行者都可以从学习天文导航技术中受益，作为紧急情况下的备用方案。
天文导航系统
3
2天文导航的分类源自分 类 一按照峰值光谱和光谱范围进 行分类: 1、星光导航：观测天体的 可见光进行导航 2、射电天文导航：接收天 体辐射的射电信号(不可见 光)进行导航
分 类 二
按照跟踪的星体数目进行分类： 1、单星导航：航向基准误差 大而定位精度低 2、双星导航：两颗星体的方 位角差越接近90°，定位精度 越高 3、三星导航：用来确定航天 器在三维空间中的位置
7
4
天文导航发展趋势
高精度定位定向 全天候导航 自动化导航
探讨不用垂线基准或采用 粗略垂线基准进行精确天 文定位的新导航方法，发 展小型化高精度垂直陀螺 仪，加强天文导航中信息 融合理论的应用研究等， 对提高天文导航精度具有 重要意义。
射电天文导航要解决的 关键技术主要包括：研 究和发现新的射电源； 研制小型化及高灵敏度 接收天线；射电源中心 确认技术和红外天文探 测技术等。
天文导航以其定向精度高、 可靠性好及稳定性优越的 特点，被广泛地应用于军 事领域。
二战前，天文定位是主要的导航手段， 几乎全部战船都配备各种天文仪表、天 文钟和手持航海六分仪。二战后，潜艇 用的天文导航也发展起来了。同时，各 种大型水面舰艇使用的星体跟踪器也不 断取得技术突破。
6
3
天文导航在军事上的应用
4
2
天文导航的优点
天文导航建立在天体惯性系框架基础之上，具有直接、自然、可靠、精确 等优点，拥有无线电导航无法比拟的独特优越性。
11.0-天文定位(ppt,课件)
格林时角
GHA
赤纬
Dec
推算经度
推算纬度
地方时角
LHA
四、高度差法求天文船位线
计算高度：sinh sin sin cos cos cos t 计算方位：cot A tan coscsct sin cot t
公式使用注意事项
a. 测者纬度，不论是北纬还是南纬，一律取正值； b. 天体赤纬δ，与测者纬度同名时取正值；与测者纬度异名时取
航诲天文历)则57颗常用恒星 最常用实际上常用的仅有二十几颗
七、测星定位
2．星等、星座和星名 星 等 (magnitude) ： 用 来 表 示 天 体 视 亮 度 的 等 级
。 依其亮度分为6个等级； ➢ 国际上规定，一等星的亮度为六等星亮度的 100倍，即星等相差5倍。 星等增加亮度暗； 星等减少一等，则亮2．512倍。
三、天体高度改正
4．半径差(semi-diameter)SD 观测下边高度SD为“+” 观测上边高度SD为“－” 随地球离太阳距离而变化
最近时，SD最大为16．3’ 最远时，SD最小为15．8’
三、天体高度改正
❖求天体真高度 计算: ht=hs+(i+s)+d+c+c’
1．求太阳真高度 一般都测太阳下边缘高度 查表引数：眼高差表 太阳改正表
一、航海六分仪(sextant)
2)可校正误差 ➢ 动镜差（垂直差）:
动镜与刻度弧平面不垂直
➢ 定镜差(side error):
定镜与刻度弧平面不垂直
动镜差校正 螺丝
定镜差校正 螺丝
指标差校正螺丝
一、航海六分仪(sextant)
➢ 指标差(index error)：动镜与定镜不平行所产生的误差。 利用水天线测定 利用星体测定 利用太阳测定（较准确，可检验）
一种航天器星光折射连续导航方法
Ａ Ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ Ｍ ｅｔｈｏｄ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｂａｓｅｄ ｏｎ Ｓｔｅｌｌａｒ Ｒｅｆｒａｃｔｉｏｎ
ＹＡＮＧ Ｂｏ，ＭＩＡＯ Ｊｕｎ （Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １００１９１，Ｃｈｉｎａ）
Ａ ｂｓｔｒａｃｔ：Ｗ ｈｅｎ ａ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｕｓｅｓ ｓｔｅｌｌａｒ ｒｅｆｒａｃｔｉｏｎ ｔｏ ｃｏｎｄｕｃｔ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ，ｉｔ ｏｆ ｔｅｎ ｏｃｃｕｒｓ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｒｅｆｒａｃｔｉｏｎ ｓｔａｒｓ ｃａｎ’ｔ ｂｅ ｏｂｓｅｒｖｅｄ ｂｅｃａｕｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｃｅｌｅｓｔｉａｌ ｂｏｄｉｅｓ ｓｕｃｈ ａｓ ｔｈｅ Ｅａｒｔｈ。 Ｓｕｎ ａｎｄ Ｍｏｏｎ． Ｔｈｕｓ ｔｈｅ ａｃｃｕｒａｃｙ ｏｆ ｌｏｃａｔｉｎｇ ｗｉｌｌ ｄｅｃｒｅａｓｅ ａ ｌｏｔ． Ｍｏｖｅｏｖｅｒ，ｔｈｅ ｆ ｉｌｔｅｒｉｎｇ ｏｆ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｃａｎ ｂｅ ｄｉｖｅｒｇｉｎｇ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｐｒｏｐｏｓｅｓ ａ ｎｅｗ ｍ ｅｔｈｏｄ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｎｅｕｒａｌ ｎｅｔｗｏｒｋ ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｎｇ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｄａｔａ ｉｎ ｔｈｅ ｂｌａｎｋ ｓｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｓｔａｒｌｉｇｈｔ． Ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄ ｕｔｉｌｉｚｅｓ ｔｈｅ ｒｅｌａｔｅｄ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｅｒｏｒｓ ａｎｄ ｓｔａｔｕｓ ｅｒｏｒｓ． Ｉｔ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｓ ｔｈｒｅｅ ｌａｙｅｒｓ ｏｆ ｔｈｅ ｎｅｕｒａｌ ｎｅｔｗｏｒｋ ｓｙｓｔｅｍ，ｗｈｉｃｈ ｃｏｕｌｄ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙ ｐｒｅｄｉｃｔ ａｎｄ ｃｏｒｒｅｃｔ ｔｈｅ ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｓｔａｔｕｓ ａ ｎ ｄ ｃｏｕｌｄ ｅｎｓｕｒｅ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｎａｖｉｇａｔｉｎｇ ｅｒｒｏｒｓ ｃｈａｎｇｅ ｓｍｏｏｔｈｌｙ ａｒｏｕｎｄ ｔｈｅ ｓｔａｒｌｉｇｈｔ ｂｌａｎｋ ｓｅｃｔｉｏｎ． Ｔｈｅｎ ｔｈｅ ｈｉｇｈ—ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｃａｎ ｂｅ ａｃｈｉｅｖｅｄ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｃｏｎｓｔｒｕ ｃｔｓ ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｍｏｄｅｌｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃｅｌｅｓｔｉａｌ ｂｏｄｉｅｓ ａｎｄ ｄｅｓｃｒ ｉｂｅｓ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ａｂｏｕｔ ｈｏｗ ｔｈｅ ｂｌａｎｋ ｓｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｓｔａｒｌｉｇｈｔ ｏｃｃｕｒｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｓｃｈｅｍｅ ｏｆ ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ ｔｈｅ ｎｅｕｒａ ｌ ｎｅｔｗｏｒｋ ｓｙｓｔｅｍ． Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅ ｅｆ ｉｃｉｅｎｃｙ ａｎｄ ｈｉｇｈ ａｃｃｕｒａｃｙ ｏｆ ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｎｇ ｔｈｅ ｂｌａｎｋ ｓｅｃｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｖｅｒ ｉｆ ｉｅｄ ｖｉａ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．
天文导航的原理及应用
天文导航的原理及应用天文导航是以太阳、月球、行星和恒星等自然天体作为导航信标，以天体的地平坐标(方位或高度）作为观测量，进而确定测量点地理位置（或空间位置）及方位基准的技术和方法.航空和航天的天文导航都是在航海天文导航基础上发展起来的。
航空天文导航跟踪的天体主要是亮度较强的恒星。
航天中则要用到亮度较弱的恒星或其他天体.以天体作为参考点，可确定飞行器在空中的真航向。
使星体跟踪器中的望远镜自动对准天体方向可以测出飞行器前进方向（纵轴）与天体方向（即望远镜轴线方向）之间的夹角（称为航向角）。
由于天体在任一瞬间相对于南北子午线之间的夹角（即天体方位角）是已知的.这样,从天体方位角中减去航向角就得到飞行器的真航向。
通过测量天体相对于飞行器参考面的高度就可以判定飞行器的位置.以地平坐标系在飞行器上测得某星体C的高度角h,由90°-h 可得天顶距z（图1），以星下点(天体在地球上的投影点）为圆心，以天顶距z所对应的地球球面距离R为半径作一圆，称为等高圆(图2)。
在这个圆上测得的天体高度角都是h.同时测量两个天体C1、C2，便得到两个等高圆。
由这两个圆的交点得出飞行器的实际位置 M 和虚假位置M′.再用飞行器位置的先验信息或第三个等高圆来排除虚假位置，经计算机解算即得出飞行器所在的经、纬度（λ、φ）。
天文导航的分类按星体的峰值光谱和光谱范围分，天文导航可分为星光导航和射电天文导航。
观测天体的可见光进行导航的叫星光导航,而接收天体辐射的射电信号(不可见光）进行导航的叫射电天文导航。
前者可解决高精度昼夜全球自动化导航定位，后者可克服阴雨等不良天气影响，通过探测射电信号进行全天候天文导航与定位.根据跟踪的星体数，天文导航分为单星、双星和三星导航。
单星导航由于航向基准误差大而定位精度低,双星导航定位精度高，在选择星对时，两颗星体的方位角差越接近90°，定位精度越高。
三星导航常利用第三颗星的测量来检查前两次测量的可靠性，在航天中，则用来确定航天器在三维空间中的位置.仪器和系统航空常用的天文导航仪器有星体跟踪器、天文罗盘和六分仪等。
星光大气折射观测导航方法可观性研究_宋峰
用来分析不同观测信息对系统可观性 的本质特点， 的影响更恰当。本文采用这种非线性系统局部弱可 观性理论对星光折射观测导航系统进行可观性分 析。
则导航系 以分别建立系统的状态方程和观测方程 ， 统可以写成如下形式：
{
X = f( X) =
·
[ － μ r/r ]
v
3 e T
，
T
（ 1）
2． 1
局部弱可观性分析法 对于式（ 1 ） 所描述的非线性时变系统， 定义其
k －1 ( Lf h ) f( X) ， k = 1， 2， …． X
（ 2）
由此可以表述观测空间关于 X 点处所张成的向 量空间为 dH( X) span [ dL0 dL1 …， dLk …] ， f h ( X) ， f h ( X) ， f h ( X) ， （ 3） 式中： dL k f h( X) =
Navigation approach using starlight
由（ 1 ） 式可以看出， 观测量 Z 是关于飞行器位 置矢量r的函数， 但是由于观测一颗折射星获得观测 量 Z 是一个标量， 仅通过一颗折射星观测信息是无 法估计出系统 6 个状态参数的， 所以必须通过观测 以实现对系统全状态 多颗折射星来补充观测信息， 的精确估计。因此， 开展系统可观性分析， 研究观测 次数对系统状态可观性及可观测度的影响对于星光 折射观测导航方案的选择和应用具有十分重要的意 义。
T 1 f T
C16 = － 90 μ 315 μ C17 = 9 μ
( lT v ) ( rT v ) ( l T r ) v2 － 45 μ + 7 r r7
[
μ v， － 3r r
]
T
= l v； dL h ( X ) = [ 0 1 × 3 ， l ]； μ L h ( X ) = － 3 l T r； r
现代天文导航及其关键技术
现代天文导航及其关键技术王安国(海军大连舰艇学院航海系,辽宁大连116018) 摘 要: 分析导航技术的地位、作用及其局限性,综述天文导航技术现状及国内外对天文导航技术的认识,指出天文导航技术的优点,在此基础上,重点论述天文导航关键技术,提出基于自然天体及人造天体射电测量、消除水平基准制约和可见光观测限制的天文导航技术发展思路.关键词: 天文导航;地位和作用;关键技术;导航体制中图分类号: U6661131 文献标识码: A 文章编号: 037222112(2007)1222347207Modern Cele stial Navigation and the K ey Technique sW ANG An 2guo(Department o f Navigation ,Dalian Naval Academy ,Dalian ,Liaoning 116018,China )Abstract : The status ,function and limitation of current navigation techniques are analyzed ,the current technologic condition and understandings to celestial navigation techniques are summarized ,the advantages of celestial navigation techniques are pointed out.Based on this ,the emphasis of this paper is to discuss some key techniques in improving celestial navigation ,such as the radio signal measurement of both natural and artificial celestial bodies ,some new celestial navigation methods which are free from hori 2zontal benchmark or visible light observation.K ey words : celestial navigation ;status and function ;key techniques ;navigation system1 引言 导航技术的直接应用是为载体提供有时间参照的位置、航向和姿态信息.导航设备作为定位、定向及授时数据源,不仅是船舶、飞机、车辆、航天器等运动载体的重要保障系统,同时也在地理信息系统、大地测量、资源探测等众多技术领域发挥重要作用.导航系统和导航体制作为信息化基础设施至关重要的组成部分,具有重大的社会、经济和军事价值[1～4,8].建立全天候工作、全球导航、隐蔽性好、导航精度高、数据率高的自主产权导航系统,进而形成独立自主的导航体制,对于国民经济建设和国防建设向信息化方向迈进,具有重要的战略意义.卫星导航作为现代导航的主要方式,大大推进了科学技术的发展[3].值得注意的是,卫星导航的共同特征是由特定信标以特定频率发播特定格式的导航电文,其导航信号极其微弱[3].“三定一弱”决定了卫星导航系统易受攻击和操控的技术特征.以G PS 为例,其拥有者可以暂停或降级在特定区域的服务,由G PS 干扰、抗干扰技术引发的导航战研究正方兴未艾,并在战争中付诸应用.结果表明,卫星导航技术应用存在潜在危险[11,15,18].惯性导航作为一种自主导航方式,具有广阔的应用空间,但由于定位误差随时间积累,难以作为独立的高精度导航系统使用[4,5].地基无线电导航系统作用距离有限、存在服务盲区、远程导航精度较低、易于遭受攻击,其应用和发展受到局限.其他导航方式如地文导航、地形匹配导航等多为有限应用的辅助导航方式[1].2 天文导航技术及其优越性 天文导航是以太阳、月球、行星和恒星等自然天体作为导航信标,以天体的地平坐标(方位或高度)作为观测量,进而确定测量点地理位置(或空间位置)及方位基准的技术和方法[1,11,20].211 天文导航技术现状天文导航技术具有悠久的历史.1875年法国航海家Saint 2H illarie 创立的高度差原理的出现,标志着天文导航理论走向成熟[1,2,4,5,8,9].采用高度差原理,以六分仪为观测仪器、用《航海天文历》查算天体视位置、用收稿日期:2007201206;修回日期:2007204218基金项目:中科院知识创新工程重大项目(N o.KG CX1-21)第12期2007年12月电 子 学 报ACT A E LECTRONICA SINICA V ol.35 N o.12Dec. 2007《天体高度方位表》计算天体高度和方位,利用天体对舰船实施导航的方法,作为一种基本的海上导航技术(天文航海)应用至今.迄今为止,天文航海技术仍被看作是舰船导航的必备手段,现行STCW国际公约仍将天文航海技术作为船舶驾驶员必须掌握的基本技能[1].从Saint2H illarie创立高度差原理以来,虽然在天文航海自动化等技术领域不乏创新,但天文航海的原理并无根本性变革[8].天文导航作为一种自主导航方式,仅靠载体上的设备进行导航,与外部无线电设备无关.尽管天体作为导航信标必不可少,但并非天文导航设备的一部分.实施导航无需载体以外设备合作,是天文导航作为自主导航方式的本质特征之一[20].由于以天体为导航信标,天文导航技术不仅适用于海洋,也适用于陆地和空间[4,5].天文导航作为一种可靠性高、自主性强、隐蔽性好、在宇宙空间内处处适用的导航技术,具有重要的地位和作用.美国1995年开始的导航战研究结果表明,G PS系统在未来战争中可能谁都无法使用,为此更加注重研究和实施两种以上导航体制并存的格局,并特别强调天文导航系统应用的重要性.从1959年美国第一艘导弹核潜艇上的“11型”天文导航潜望镜、1964年7月装备在“阿诺德将军号”上的FAST星体跟踪器、“享茨维尔”号测量船上的NAST系统、1970年装备在超音速运输机上的LN220、1984年在麦克级(MIKE)核潜艇上安装的“鳍眼”射电六分仪和光学(天文)跟踪装置、1987和1988年对LN220的两次改进,1993年法国凯旋级弹道导弹核潜艇上的M92型光电六分仪,直到1997年开始服役的NAS227天文导航单元,目前,美军的B252、F B111、B21B、B22A、C2141A、SR271、俄罗斯的T U216、T U295、T U2160等都装有天文导航设备[12～15].尽管天文导航技术的应用因受包括卫星导航在内的无线电导航系统的影响曾一度低靡,但由于天文导航具有独到的优越性,其应用和研究从来没有也不可能停滞不前.尤其是,1990年美国海空发展中心和诺斯洛普公司联合推出的天文导航系统定位精度达到60英尺[35],标志着传统的天文导航理论和技术已经取得长足的进展.212 天文导航自动化设备的构成和工作流程自1958年起陆续装船使用的天文导航自动化设备是一种光机电结合的高精度自动化系统.其一般构成主要包括:星体跟踪器、电子处理单元、显控单元、供电单元和基准单元,如图1所示[11,12].计算控制部分根据基准单元提供的初始位置及姿态信息、时间基准提供的世界时(TG),以及自动星历表提供的星体视位置坐标(α、δ),自动计算待测星组的高度和方位,经过瞄准线稳定计算后,通过高度和方位伺服系统的功放(Uh、UA),控制星体跟踪器指向被测星体.星光通过观测窗口进入星体跟踪器的主光学系统后被聚焦成像在星敏感器上,星光信号由星检单元进行平滑滤波处理、星等判别、星光检测等项处理之后,给出星体在视场中的坐标(Δh、ΔA).与此同时,星体跟踪器的高度轴与方位轴的测角信号(h测、A测)也自动输出给计算控制器,直至一组星体测完,进行定位定向计算,并将计算结果输出到显控单元.113 天文导航技术的优越性迄今为止,国际协议惯性参考系(CIRS)是以天体作为实体实际实现的[10].日月星辰构成的惯性系框架,具有无可比拟的精确性和可靠性.将导航技术建立在恒星参考系基础之上,具有直接、自然、可靠、精确的优点.正是从这个意义上说,天文导航代表着导航技术的更高境界.概括起来说,天文导航具有下列优势:(1)被动式测量,自主式导航天文导航以天体作为导航信标,被动地接收天体自身辐射信号,进而获取导航信息,是一种完全自主的导航方式.工作安全、隐蔽.(2)抗干扰能力强,高度可靠天体辐射覆盖了X射线、紫外、可见光、红外整个电磁波谱,从而具有极强的抗干扰能力.此外,天体的空间运动规律不受人为改变,这从根本上保证了天文导航最完备的可靠性.(3)适用范围广,发展空间大天文导航不受地域、空域和时域的限制,是一种在宇宙空间内处处适用的导航技术.对地面导航而言,技术成熟后可实现全球、昼夜、全天候、全自动天文导航.(4)设备简单造价低,便于推广应用天文导航不需要设立陆基台站,更不必向空中发射轨道运行体,设备简单,工作可靠,不受别人制约,便于建成独立自主的导航体制.在现有的测向定姿技术中,基于恒星参考系的测向、定姿技术具有最高精度,并将其作为惯性导航设备的标校基准使用[5].上述优点表明,天文导航具有独到8432 电 子 学 报2007年的优越性,这些优越性是G PS、LR2C等无线电导航系统无法比拟的.214 世界军事大国对天文导航技术的认识因为天文导航具有显著优点,头脑冷静的军事家及导航技术专家们普遍认为,不应当单纯依靠卫星导航.美国 美国海军军舰上每天都在用天文导航.“美国海军政策要求必须有两种独立的定位手段,除G PS 之外,天文导航是一种独立的、无条件的、全球范围的、低费用的、自主式导航系统.”[35]美国海军天文台应用技术部研究员J.Bangert博士在美国国防部应用天文学论坛1995年年会上论文题目为“斯泰勒:老技术新生命”.专门从天文导航算法及软件的角度,论述了天文定位的重要性.美国海军天文台天文应用室主任P.M. Janiczuk博士认为,天文导航“能较容易地达到1角秒测天精度,从而使定位精度达到30米左右,不再需要任何的科学突破,所必须的技术目前都存在”[38].1997年4月2日开始服役的B22A隐身轰炸机选择以NAS227天文导航单元及惯性导航单元构成飞行安全的双重保障[15],进一步表明了其对天文导航技术的极度重视,其深远意义发人深思.俄罗斯 俄罗斯一直把天文导航系统放在重要位置,在星光导航潜望镜、射电六分仪等技术领域占据优势.并注重实效和花巨资进行天文导航基础理论研究及实验室建设[12,16].英国 英国有关人士认为,如果敌方是在首先使我方的电子导航、无线电导航设备失去作用的情况下进行第一次打击,那么,天文导航就显得格外重要.为了对付这种突然事件,英国的海军要求提高潜艇潜望镜六分仪的天文导航能力,要求六分仪的定位精度达到015海里[11,12,16].法国 法国通用机械电气公司(S AGE M)认为,天文导航至少应当作为G PS的备用手段来使用[11].由此可见,加大对天文导航技术的研究力度和经费投资力度,是世界各军事大国的共同认识.天文导航技术的应用范围正在扩大,从航海六分仪定位到星体跟踪器自动导航,从水下的天文导航潜望镜,到航空航天用的机载、弹载天文导航系统,直至卫星与航天飞机的星体跟踪器,天文导航系统正在向小型化、高精度、全球昼夜、全自动、全天候方向发展,并逐步成为一个完整系列.3 现代天文导航系统关键技术 现代天文导航系统,应该具有为载体提供有时间参考量的三维位置和速度信息的定位、定姿功能;应具有提供准确时间信息,并可实现远距离高精度时间同步的授时功能;应具有不受气象条件制约,可实现全天候连续导航的能力;应采用导航设备只收不发,从根本上保证导航系统工作隐蔽性的工作方式;应具有自适应信标选择能力,以便增强系统可靠性;为满足高速载体的实际需要,天文导航技术不仅要有连续导航能力,还应具有较高的数据率.由于可以采用差分、导航信息融合等技术手段进一步提高定位精度,考虑技术实现的难度和效益,天文导航技术的定位精度可以适当放宽.现有天文导航技术远远不能满足上述功能指标要求.由于受理论发展滞后的制约,受地面折光、平台精度的限制,导航精度难以提高;由于受可见光观测、移线定位原理制约,难以实现全天候连续导航.满足上述要求的现代天文导航技术,需要在理论研究和技术实现两个方面有所突破.311 天文导航原理研究从已经公开发表的文献资料看,自Saint2H illarie创立天文定位理论以来,天文导航技术的发展主要是从技术的角度,追求更高的测量精度和更加方便快捷的测量过程,就其基本原理而言并没有改变.传统天文导航理论的实质,是选定一个通过测站且和地球有某种确定关系的地方矢量(如铅垂线或水天线),并选定若干个在地心惯性参考系中位置和位置变化已知的天体,直接测定地方矢量和天体矢量之间的相对位置变化获取导航信息,最终解算出测站地理位置及方向基准.我国目前应用的天文导航技术,在可见光频段观测自然天体的高度或顶距,进而确定测者位置;测定天体方位进而确定方向基准.无论位置测定还是方向测定,其实质都是以水天线或以平台技术实现垂线矢量,并以其作为地方矢量,地方矢量的实现精度直接影响天文导航的精度.以天体高度或天体方位作为观测量是现有天文导航理论的基本特征.高度是水平以上仰起的角度,方位是在水平面内度量的;无论高度观测还是方位观测都离不开水平基准.目前国外惯性平台水平精度的最高水平是4～8角秒,一般为20～40角秒,其精度的进一步提高极其困难.水平基准的误差直接导入高度观测量,即便没有其他误差,4～40角秒的水平基准精度也将导致4～40角秒以上的高度测量误差,由此引起120～1200米以上的距离位置线误差.对于两星定位而言,即便采用最好的星座配置从而使位置线正交,天文定位的误差也将大于250～1700米.由此可见,沿用现有天文导航理论,定位精度只能达到海里量级,这与高精度导航的客观要求不相适应.受水平基准限制已经成为天文导航向高精度方向发展的瓶颈.由此可见,摆脱水平基准的制约,在天体高度和天体方位之外,另外寻求承载导航信息的量测物理量,避免直接测定地方矢9432第 12 期王安国:现代天文导航及其关键技术量与天体矢量之间的位置变化,突破以高度差原理为核心内容的传统理论制约,发现和验证新的天文导航原理,建立新的天文导航理论体系,形成并完善现代天文导航理论,是实现高精度天文导航的必然要求.理论研究及仿真结果表明,无水平基准的天文导航原理是完全可行的.312 射电天文导航理论研究天体辐射覆盖整个电磁波谱.按被测星体的峰值波谱和波谱范围,天文导航可分为星光导航与射电天文导航.星光导航在天体辐射的可见光波段实施观测,射电天文导航则是在天体辐射的无线电信号(射电信号)波段实施测量.在阴雨天气条件下,常规的光学仪器无法观测天体,星光导航的使用时机受到限制.层内星光导航受气象条件及昼夜明暗影响,从而难以实现全天候工作,历来是天文导航技术应用的严重障碍.而全天候工作不仅是现代导航技术的共同特征,更是特定导航系统的基本要求.天体辐射的射电信号虽然很弱,但一定波长的天体射电信号基本不受天气条件影响.利用天体射电来实现天文导航,便可以摆脱不良天气条件及昼夜明暗的限制,因而,射电天文导航技术成为全天候天文导航技术的必由之路.射电天文导航技术设备已经有几十年发展历史,原苏联研制的射电六分仪已经装船使用,美国的射电六分仪也已完成研制并装船试验[8,11,12].他们均沿用传统的天文导航理论,只是将敏感频段由可见光改变为射电.他们采用016～1米直径定向天线,以太阳、月球等为数极少的自然天体作为射电源,敏感精度为15220角秒.可用射电源数量少、射电源信号微弱,从而难以实现连续导航,导航精度低、导航保障不连续、设备体积庞大,直接影响射电天文导航技术的应用和发展.以甚长基线干涉测量(V LBI)技术为代表的射电天文技术已经达到毫角秒级测天精度[6,7],将射电天文技术的理论和方法应用于天文导航,是实现全天候高精度天文导航的必然选择.然而,射电天文技术的特征之一,是以地固基线作为地方矢量,并且基线长度甚长,不便于在运动载体上直接应用.对于地面固定点定位而言,忽略板块运动等小量影响,基线矢量是一种稳定的地固矢量,可以作为地方矢量使用.但对于舰船、飞机等运动载体而言,由于受外部条件影响,基线载体的姿态变化迅速并且难以精确模制;由于受载体体积限制,基线长度被限制在百米以内,基线两端的较小相对位移,也将导致基线方向的显著变化.由此可见,运动载体上的基线矢量难以稳定,从而不宜作为地方矢量使用.不仅如此,较短的基线矢量将导致测量方程的严重奇异.由此可见,射电天文技术应用于运动载体导航,必须消除地固矢量的制约.这就需要发展现有理论,研究不需要地固地方矢量的射电天文导航理论和方法.此外,实现射电天文导航的技术途径与实现星光导航的技术途径有较大差别,相关的理论和技术均有所不同.研究不依赖地固矢量的高精度射电天文导航理论,是实现全天候天文导航的必然要求.313 人造天体射电导航理论研究随着空间技术的发展,种类繁多的人造天体进入太空.为数众多的人造天体不间断地辐射特定频率的无线电信号,并且其轨道位置可以精确测定,从而可以编制出精确的历表,因而这类人造天体完全可以作为射电天文导航的信标.由于人造天体射电信号强,离地距离近,且为数众多,频率资源丰富,以人造天体作为射电天文导航的主要信标,可以弥补射电信标数量少、分布不均、信号微弱等不足,进而提高射电天文导航的精度,增强射电天文导航工作的连续性.以人造天体为主,自然天体为辅的射电天文导航技术,保留了被动观测、自主导航、信标可靠、抗干扰能力强,设备简单造价低,便于推广应用,适用范围广的本质特征,并为高精度、全天候天文导航技术的实现提供了条件.包括卫星导航技术在内的无线电导航技术建立在编码测量基础之上,通过对信号的接收和解调获取导航编码是卫星导航的重要特征.由于电子战技术极易造成导航系统无法解码或误码从而导致系统瘫痪,因而卫星导航技术被称作未来战争的软肋,极易在战争条件下遭受人为破坏和攻击.基于天体射电信号相关测量的天文导航技术(可称其为天电导航技术),只接收天体辐射的无线电辐射(包括人造天体的载波信号)而不必解码,从而具有高度的可靠性和抗干扰能力,这与无线电导航技术形成了显著区别.笔者提出的基于人造天体射电测量的天文定位理论已经取得成功应用,并获发明专利.314 天体位置计算自动化技术研究以天体为导航信标的天文导航技术,必须确知天体位置(包括空间位置或视位置).天体位置是在协议惯性参考系(CIRS)中描述的.作为CIRS参考平面的平赤道,以及用于确定X轴方向(CIRS主方向)的平春分点,由于受岁差、章动、极移等因素影响而随时变化.天体在主引力和各种摄动因素的共同作用下运动,其运动方程极其复杂.相对论效应造成的天体光线弯曲最大可达117476″,在高精度天体位置计算中必须予以考虑[7,10].此外,星历表技术与时间尺度相联系,不同时间尺度之间的相互关系也是星历表技术的重要研究内容.传统天文导航技术,以天文机构编算刊行的年历为工具查算观测历元的天体视位置,这种手工作业的工作方式显然不适应天文导航自动化技术发展的要求.0532 电 子 学 报2007年目前采用的《航海天文历》只能达到″的赤经(时角)、赤纬精度,不能满足高精度天文导航的需要.天体视位置计算是天文导航的首要前提.角秒级的自然天体视位置计算技术已经实现.建立更高精度的天体视位置计算数学模型,改进天体视位置计算流程,进而实现高精度天体视位置计算的自动化,提高天体视位置计算速度,是现代天文导航的重要关键技术之一,并且已经取得重要进展.315 人造天体精密测轨技术研究以人造天体为导航信标,必须确知人造天体的空间位置及其运动规律.与自然天体不同,人造天体受到更多、更复杂的摄动影响,其历表龄期相对较短,变化规律难以长时间预报,研究人造天体精密测定轨和轨道预测技术,尽可能延长人造天体历表龄期,是实现人造天体射电导航、增强系统可靠性的关键.研究结果表明,优于米级的人造天体精密测轨技术是可以实现的. 316 天文导航自动化技术研究天文导航自动化必须解决星体的自动捕获、自动跟踪、自动检测、自动导航计算,这不仅需要有相应的自动化技术设备保障,与之相适应的理论保障也同样重要.包括天文导航信号处理、自动跟踪、自动检测、自动捕获以及天文导航计算等理论模型的建立和完善,是实现天文导航自动化的必备条件.4 结束语 迄今为止,我国尚未建立自己的全球导航系统,受美军操控的G PS事实上已成为我国现行导航体制的主要依托,这对我国国民经济建设及国防建设构成了极大的潜在危险.不仅如此,可用以形成全球导航能力、构成独立导航体制的天文导航技术的发展也大大滞后于美俄等军事大国.由于导航技术作为全球信息化基础设施的重要作用日益突出,制航权不仅是克敌制胜的重要因素,同时也直接影响着独立自主的国民经济及国防建设体制的建立.集中现有导航技术优点,融合现代科学技术成果,致力于导航理论创新和技术突破,开展以自然天体和人造天体为信标,以天体射电辐射测量为手段的现代天文导航技术研究,由此进一步完善导航体制,这对于摆脱导航信息获取受制于人的尴尬局面,打破导航信息垄断格局,把我国的国防建设及经济建设建立在独立自主、安全可靠的导航技术之上,具有重大意义.开展相应的关键技术研究,是一项关乎国家安全、应用前景广阔并富有挑战性、紧迫性的重大任务.参考文献:[1]郭禹,丁勇.航海学[M].大连:大连海事大学出版社,1999.Yu Guo,Yong Ding.Navigation[M].Dalian:Dalian Maritime University Press,1999.(in Chinese)[2]房建平,等.航天器自主天文导航理论与应用[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005.Jian2ping Fang,et al.Principles and Applications of Au2 tonomous Celestial Navigation for Spacecraft[M].Beijing:Bei2 jing University of Aeronautics and Astronautics Press,2005.(in Chinese)[3]周忠谟,易杰军,周琪.GPS卫星测量原理与应用[M].北京:测绘出版社,1999.6.Zhong2mo Zhou,Jie2jun Y i,Qi Zhou.Measurement Principles and Applications of GPS Satellites[M].Beijing:SinaMaps Press,1999.6.(in Chinese)[4]胡小平.自主导航理论与应用[M].长沙:国防科技大学出版社,2002.21.Xiao2ping Hu.Principles and Applications of Autonomous Nav2 igation[M].Changsha:National University of Defense Technol2 ogy Press,2002.21.(in Chinese)[5]申功勋,孙建峰.信息融合理论在惯性/天文/GPS组合导航系统中的应用[M].北京:国防工业出版社,1998.1.Gong2xun Shen,Jian2feng Sun.The Applications of Information Fusion Technique in INS/CNS/GPS Integrated Navigation Sys2 tem[M].Beijing:National Defense Industry Press,1998.1.(in Chinese)[6]王绶 ,吴盛殷,崔振兴,阎元宜.射电天文方法[M].北京:科学出版社,1988.2.Shou2guan Wang,Sheng2yin Wu,Zhen2xing Cui,Yuan2yi Yan.Radio Astronomy Methods[M].Beijing:Science Press, 1988.2.(in Chinese)[7]张承志,夏一飞.天体测量学[M].北京:高等教育出版社,1986.11.Cheng2zhi Zhang,Y i2fei Xia.Astrometry[M].Beijing:Higher Education Press,1986.11.(in Chinese)[8]王安国,江曦华.现代舰船天文导航[M].大连:海军大连舰艇学院,1999.7[9]王安国,王海亭.天文航海计算原理[M].大连:海军大连舰艇学院,1992.4.An2guo Wang,Hai2ting Wang.Principles of Calculation in Ce2 lestial Navigation[M].Dalian:Dalian Naval Academy,1992.4.(in Chinese)[10]夏一飞,黄天衣.球面天文学[M].南京:南京大学出版社,1995.5.Y i2fei Xia,Tian2yi Huang.Spherical Astronomy[M].Nan2 jing:Nanjing University Press,1995.5.(in Chinese)[11]季必达,冯惠兰.跨向21世纪的天文导航应怎样发展[A].世纪之交的导航技术文选[C].西安:中国电子学会导航分会,1998.30-38.Bi2da Ji,Hui2lan Feng.How to develop celestial navigation in1532第 12 期王安国:现代天文导航及其关键技术。
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位置估计误差
1200
速度估计误差
6
估计误差
滤波方差
1000
5
估计误差 滤波方差
800
4
600
3
400
2
200
1
0 0
50
100
150
200
250
300
350
400
0 0
50
100
150
200
250
300
350
400
t /min
t /min
位置估计误差约150m（1σ），速度估计误差约0.18m/s（1σ）。
150
100
50
0
0
1
2
3
4
5
6
折射角获取精度 /″
30
天文导航原理及应用
10.3.2 影响因素分析
3、一个轨道周期内折射星观测次数
位置估计精度/m
500
450
400
350
300
250
200
150
100
50
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
一个轨道内观测折射星出现的次数
31
天文导航原理及应用
时间/min
速度估计误差
4.5
4
3.5
3
2.5
2
1.5
1
0.5
0
0
50 100 150 200 250 300 350 400 450
时间/min
图 1 在大气高度 20km-25km 范围内基于折射角的仿真结果
26
天文导航原理及应用
大气高度 量测量
20 km-50 km 20 km-25 km
折射角 视高度 折射角 视高度
5
4.5
4
3.5
3
2.5
2
1.5
1
0.5
0
0
50 100 150 200 250 300 350 400 450
时间/min
图 1 在大气高度 20km-50km 范围内的仿真结果
21
天文导航原理及应用
位置估计误差/m 速度估计误差/(m.s-1)
视高度量测误差特性分析
2000 1800 1600 1400 1200 1000
星敏Ⅰ光轴 指向
星敏Ⅱ模拟 星图
星敏Ⅱ拍摄 星图
星图 匹配
识别折射星 获取折射角
量测信息的获取
卫星轨道动 力学模型
滤波器
导航信息
导航 计算机
量测模型
导航解算
10
天文导航原理及应用
10.2.3 量测信息的获取
星敏Ⅱ非折射模拟星图的生成
Yo Yc1Yc2
Xo S
X c2
在某一时刻t0星敏Ⅰ拍摄星图如图所示
Re
us
O
切线高度
地球大气层
4
天文导航原理及应用
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理
us
Z
·S
航天器
(rs uup )uup
R
恒星视方向
折射光线
B a
R
A
ha hg ha
Re
rs
ha r2 u2 u tan R Re a
uup 底半径b
u
s
O 地心
5
天文导航原理及应用
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理
星敏Ⅰ拍摄星图
500
400
Zo
X c1
300
Zi
200
100
Ny / 像素个数
0
θ
Zc1
星敏感器Ⅰ 光轴
Zc2
星敏感器Ⅱ 光轴
oe
春分点 地球
Xi
-100
-200
Yi
-300
-400
-500 -500 -400 -300 -200 -100 0 100 200 300 400 500
Nx / 像素个数 卫星轨道面
22
天文导航原理及应用
以折射角R为观测量的量测方程
ha r2 u2 u tan R Re c
ha r2 r cos 2 r cos tan R Re
ha 21.74089877 6.441326ln R 69.21177057R0.9805
r2 r cos 2 r cos tan R Re 21.740899 6.44133ln R 69.21177R0.9805
Nx / 像素个数
12
天文导航原理及应用
第10章 星光折射间接敏感地平自主天文导航方法
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理 10.2 星光折射导航系统的组成和工作流程 10.3 星光折射导航系统模型的建立 10.4 直接与间接相结合天文导航方法
13
天文导航原理及应用
10.3 星光折射导航系统模型的建立
位置估计误差/m 速度估计误差/(m.s-1)
位置估计误差
1400
1200
1000
800
600
400
200
0
0
50 100 150 200 250 300 350 400 450
时间/min
速度估计误差
5
4.5
4
3.5
3
2.5
2
1.5
1
0.5
0
0
50 100 150 200 250 300 350 400 450
平均测量 误差
平均位置 平均速度 最大位置 最大速度 误差/m 误差m/s 误差/m 误差m/s
1″ 618.05 m
1″ 28.6633 m
93.78 562.9 120.98 147.24
0.0911 0.6121 0.1441 0.1694
166.78 1063.7 272.82 342.62
④ 导航星星历数据来自第谷星表。
16
天文导航原理及应用
以折射视高度ha为观测量的仿真结果
折射星数目
折射星个数
5
4
3
2
1
0
-1
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90 100
t /min
17
天文导航原理及应用
位置估计误差 /m 速度估计误差 /(m/s)
以折射视高度ha为观测量的仿真结果
轨道高度为686km的自主导航仿真结果
第10章 星光折射间接敏感地平自主天文导航方法
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理 10.2 星光折射导航系统的组成和工作流程 10.3 星光折射导航系统模型的建立 10.4 直接与间接相结合天文导航方法
R 为折射角
Re 为地球半径
a 为一个小量，约等于1.69米
为量测噪声
15
天文导航原理及应用
以折射视高度ha为观测量的仿真结果
计算机仿真
① 坐标系: J2000.0地心赤道惯性坐标系；
② 标称轨道参数： a=7136.635 km，e=0.001809，i=65º，Ω=30º，ω=30º；
③ 测量仪器的精度： 星敏感器精度：3″（1σ）；大气密度模型精度1%;
根据星光折射定律，切线高度hg与视高度ha之间有如下近似关系式
ha k()g Re hg
ha 21.74089877 6.441326ln R 69.21177057R0.9805
7
天文导航原理及应用
第10章 星光折射间接敏感地平自主天文导航方法
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理 10.2 星光折射导航系统的组成和工作流程 10.3 星光折射导航系统模型的建立 10.4 直接与间接相结合天文导航方法
根据Gladstone-Dale定律，折射角与切线高度Hg的关系如下
R
恒星视方向
us
Z
·S
航天器
(rs uup )uup
折射光线
R
散射参数，由光波
波长λ决定
地球半径
B a
A
ha hg ha
1
R
k ( ) g
2π(Re
Hg
hg
)2
密度标尺
高度
Re
rs
uup 底半径b
折射角
hg处的大气 密度
z r
2 2
4.5 Fz
r x2 y2 z2
14
天文导航原理及应用
10.3 星光折射导航系统模型的建立
10.3.2 量测方程 以折射视高度ha为观测量的量测方程
ha rs2 u2 u tan R Re a
其中: rs为卫星矢径 r s的长度
u
r
u
ss
，u s
为折射前恒星的方向矢量
18
天文导航原理及应用
视高度量测误差特性分析
ha 21.74089877 6.441326ln R 69.21177057R0.9805
dha
=(
67.862141 R 0.0195
6.441326 R
)dR
上式表明视高度的误差不仅依赖于折射角的误差，还依赖于折射角本身
19
天文导航原理及应用
星光折射间接敏感地平的精度依赖于平流层大气密度模型的准确程度。
地球表面的大气密 度与海拔高度近似 地成指数关系：
0
exp
h
h0 H
大气的圈层结构
3
天文导航原理及应用
10.1 星光折射间接敏感地平的基本原理
视高度