2017年 第4卷 第1期
地球卫星重力测量计划CHAMP（CHAllenging Minisatellite Payload）、GRACE（Gravity Recovery and Climate Experiment）、GOCE（Gravity field and steady-state Ocean Circulation Explorer）和月球卫星重力测量计划（Gravity Recovery and Interior Laboratory，GRAIL）的成功实施，以及下一代地球重力卫星（GRACE Follow-On）的即将发射昭示着我们将迎来一个前所未有的高精度和高空间分辨的深空卫星重力探测时代。围绕深空卫星重力测量的研究背景、必要性、可行性、卫星重力反演软件平台构建、轨道摄动和未来研究方向开展了研究论证。研究表明：深空卫星重力测量作为新世纪重力探测技术，在精化量体重力场、提高惯性导航精度、天体动力学、天体物理学和军事技术的研究，以及促进国民经济发展和提高社会效益等方面具有广泛的应用前景。
简要介绍了基于冷原子干涉技术的陀螺仪与重力仪的特点以及国内外研究现状，重点介绍冷原子制备、冷原子分束、反射以及原子内态探测等冷原子干涉关键技术的基本原理及其实现方法。结合深空探测特点，冷原子干涉技术在深空探测领域潜在的应用有两个方面：一方面可应用于深空探测器在飞行、交互、对接以及着陆过程中的自主导航；另一方面可应用于深空探测器引力助推过程中的重力以及加速度的精密测量。
主要介绍了冷原子干涉的基本概念和原子干涉重力仪的发展；介绍了原子干涉的基本原理和在微重力环境下原子干涉重力仪的优势；阐述了国际上微重力环境下原子干涉重力仪的研究现状及其可能的应用。相对其他重力仪而言，原子干涉重力仪成为深空重力场测量的上佳选择，并且深空微重力环境可以有效延长原子干涉仪的干涉时间，提高仪器灵敏度。
以月球背面的中继通信为背景，提出了基于三体系统引力场不对称特性的星-星测距自主定轨方案。该方案以环月极轨卫星和地-月L2点Halo轨道卫星组成中继通信网，以实现对月球两极和背面的覆盖。通过采集极轨卫星与Halo轨道卫星的测距信息，结合卡尔曼滤波在日-地-月动力学模型下获得两颗卫星的绝对轨道。数值仿真结果表明：本文方法能将导航的位置精度和速度精度分别提高到百米和厘米/秒量级。该自主导航方法还可以扩展到不规则引力场小天体附近星群运动的自主导航。
为了降低地面测控系统的负担、提高深空探测器的导航效率，提出了基于星联网的航天器自主导航概念，对星联网的应用体系进行了设计。借助脉冲星、星间链路等手段实现星联网系统中基准航天器完全自主的高精度导航，用户航天器通过与基准航天器或其他用户航天器的交互通信与测量就可以实现自身状态估计。以地月转移任务为例，设计了星联网系统在地月空间的具体应用方案，分析了地月空间基准航天器的配置与自主导航方法，阐述了用户航天器的单层与多层导航策略。对基于脉冲星与星间链路观测的基准航天器自主导航进行了仿真，验证了观测基准航天器或者其他用户航天器时，地月转移段航天器自主导航的可行性。结果表明：基准航天器可以达到20 m的定位精度，用户航天器可以达到优于30 m的定位精度。基于星联网的航天器自主导航是可行的，发展星联网可以为我国构建天基自主基准导航系统提供有力支持。
探讨了一种新的卫星编队自主相对导航与通信系统一体化系统设计方案，提出了基于软件无线电的半双工CDMA测量通信一体化系统，实现自主相对导航和星间通信的一体化功能，通信数据和导航测量数据也统一在一个数据帧中传输，不需要独立的星间网络通信系统和增加额外的通信频段进行通信数据传输。系统采用S波段，详细阐述了系统架构和工作原理，分析了系统性能，并进行了仿真验证。
当前火星探测器环绕段的导航信息主要依赖地面深空探测网提供，基于光学成像的导航方式尚不能提供较高的导航精度。因此提出一种应用相对测量的探测器实现火星环绕段的自主导航。两颗编队飞行的探测器进行相对测量，观测信息为探测器之间的相对视线矢量（LOS）。同时利用主星的星敏感器确定星体在惯性空间的姿态，将观测信息转换至惯性系下获得简化的观测方程，使用扩展卡尔曼滤波器（EKF）对卫星的轨道进行确定。介绍了具体导航方案的实现方法和技术细节，使用粒子群优化方法（PSO）对模型设计的相关参数进行优化，导航精度得到明显提高。实现位置确定精度10 m，速度确定精度0.01 m/s。为设计最优的编队导航系统参数提供了有效思路。
以动能撞击防御潜在威胁小行星概念为背景，采用物质点法（Material Point Method，MPM）模拟了铝弹高速撞击S型小行星的过程，将撞击结果导入引力N体-离散元动力学模型中，对其后续演化过程进行仿真，并分析了撞击后碎片对地球的威胁指数。结果显示小行星在高速撞击的作用下部分破碎，大量碎片以与撞击方向相反的速度向外喷射，从而提升了小行星的撞击偏移效果。研究采用了两种不同结构的小行星模型：完整结构（monolithic structure）的小行星在遭受撞击后会喷射出比原小行星小得多的碎片，而碎石堆结构（rubble-pile structure）的小行星在撞击作用下可分裂成大小和速度分布较为均匀的碎片。威胁指数的分析表明动能撞击方式确实有效减小了小行星的威胁程度，撞击后的最大剩余碎片可被成功偏移至安全轨道，但仍有部分碎片会与地球相撞。与完整结构相比，针对碎石堆结构小行星的撞击防御的总体效果更好，次生灾害主要为大质量碎片的撞击。研究方法可用于未来开展防御小行星的动能撞击任务的撞击条件选择和撞击结果预估。
针对巡视器月面任务规划工程的可实现性，开展了巡视器任务规划顶层设计方法的研究，主要内容包括：任务规划技术特点的梳理与归纳；任务规划输入条件与约束条件的整理，规划变量的统一；任务规划框架的设计，巡视器行为序列与上行控制指令的衔接，针对巡视器行为序列的大模式套用小模式的动态设计等。通过巡视器任务规划工程实现的介绍，说明在巡视器任务规划的顶层设计中，任务的不确定性、部分约束与输入信息的模糊性，是任务规划框架设计以及在后续工程实现过程中需要重点考虑的内容，是与任务规划的工程可实现性直接相关的。
以“嫦娥5T”地月合影图像作为基本数据，提出一种基于信息融合的相机指向校正方法。首先利用形态分析从合影图像中提取天体的形心坐标，然后构建目标函数，通过优化算法估计相机的安装误差矩阵。该方法的典型优势是只需要利用单个相机对天体所成的单幅图像，便可快速确定相机指向。仿真数据和实测数据得到相机指向误差估计值的偏差保持在1%度量级，证明了算法的有效性。算法可以为实际工程任务和应用提供参考。
针对地月空间探测任务的高风险、高成本，提出了利用微纳卫星完成地月空间环境监测、未知空间探索及地月空间动力学验证的方案，从而为未来建立地月空间运输系统建立良好基础。借助地月空间三体动力学和小推力轨道设计中的直接法，设计了针对微纳卫星的低能耗地月转移方案。结果表明：微纳卫星借助火箭上面级，从GEO轨道出发飞向L1点Halo轨道，所需速度增量为1.033 km/s，转移时间为40.02 d；不借助火箭上面级，所需速度增量为1.397 5 km/s，转移时间为48.7 d。
针对未来火星探测需要，研究了摄动因素对火星环绕段轨道的长期影响。对各种摄动因子的数量级进行了估计，根据估计结果，对比选取了起主导作用的摄动因子；建立了主要摄动因子的数学模型；通过数值仿真验证，对比分析了火星和地球的相应摄动因素对各自环绕段轨道半长轴和偏心率的影响。仿真结果表明：非球形摄动对火星环绕段轨道的影响具有明显的长周期特征，而相应的地球环绕段短周期效应较明显，这主要是由于质量分布不同造成火星非球形引力位中田谐项的系数基本都比地球的相应值大一个量级，因此在实际轨道设计中应该重点考虑高阶项特别是高阶田谐项对环绕段轨道造成的影响。
基于经典火星探测任务的数据对比，以美国最近实施的火星着陆探测器“火星科学实验室”为例，对着陆全过程的导航、制导与控制（Guidance Navigation Control，GNC）系统情况进行了深入的分析和研究，对其中的关键技术进行了系统阐述。基于目前技术和发展方向，总结了典型的探测器着陆方式的研究现状，并对未来火星探测着陆段提出展望。可为中国火星以及其他行星的探测任务方案的设计与论证提供参考。
利用不同版本的数值历表，对我国正在进行的探月工程以及后续的金星、火星和木星等深空探测中的导航问题进行分析和讨论。对DE405、DE421和DE430的动力学模型及其使用的观测数据进行了分析比较，考察了历表的精度和稳定性。并根据DE430历表简单讨论了木星在我国深空探测站的可视问题，为以后深空导航提供参考。简单讨论了中科院国家天文台行星无线电研究团组基于月球无线电测距（LRR）发展我国自己的历表以及开展基于月球深空导航计划的可行性。
