陳冰， 鄭勇， 陳張雷， 章后甜，2， 劉新江，3

1. 信息工程大學，鄭州 450001

2. 洛陽理工學院 土木工程學院，洛陽 471023

3. 32021 部隊，天津 300140

臨近空間是指海拔高度在20～100 km的空域[1]。如圖1所示，它在大氣對流層之上，覆蓋了平流層、中間層和熱層的下邊界部分，環(huán)境條件跨度較大，是航天與航空業(yè)務領域的結合部，在即將到來的空天一體化聯(lián)合作戰(zhàn)中具有重要戰(zhàn)略價值[2]。臨近空間飛行器可分為低速和高速2類。低速平臺可實現(xiàn)長航時區(qū)域駐空，并在兼顧覆蓋范圍的情況下顯著提高分辨率；高速平臺則具有遠距離機動投送和快速進入臨近空間的響應能力[3]。

圖1 臨近空間的高度范圍

高超聲速飛行器(Hypersonic Vehicle)是近年來發(fā)展迅速的臨近空間高速平臺的代表。它采用高升阻比的氣動外形設計及高超聲速滑翔、火箭發(fā)動機或超燃沖壓發(fā)動機推進技術，以實現(xiàn)高超聲速、高機動性等功能，因此具有作戰(zhàn)響應迅速、突防能力強等特點。

2000年以來，美、俄、德等國的臨近空間高超聲速飛行器已先后投入試飛試驗，獲得了大量數(shù)據(jù)資料[4-7]。

導航技術是臨近空間高超聲速飛行器的核心支撐技術之一。NASA針對高超聲速飛行器的導航模塊設計要求是“為飛行器管理系統(tǒng)(Vehicle Management System，VMS)提供連續(xù)精確的、以本地高度和地理坐標表示的飛行器位置和姿態(tài)”[8]。

導航系統(tǒng)獲得的觀測數(shù)據(jù)對飛行器的姿態(tài)控制、軌跡調整起著至關重要的作用。天文導航技術作為定姿精度最優(yōu)、高度自主可靠的技術手段，在臨近空間高超聲速飛行器的導航、制導與控制中得到了初步應用。

本文介紹了近年來投入實際飛行試驗的部分臨近空間高超聲速飛行器的導航系統(tǒng)情況，分析了高超聲速飛行器的飛行環(huán)境和任務特性，論述了天文導航應用的關鍵問題及技術進展，對臨近空間高超聲速飛行器應用天文導航的相關問題進行了研究，指出了發(fā)展方向。

1 臨近空間高超聲速飛行器及其導航技術

高超聲速飛行器是一個快速發(fā)展的新領域。在原理和原型試驗階段，研究人員主要聚焦于“能不能飛”的問題，動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、材料等一系列更尖銳的難題被放到突出的位置，對飛行器飛行軌跡要求則相對簡單。

國外開展實際飛行試驗的高超聲速飛行器都采用了組合導航手段，將慣性導航系統(tǒng)(Inertial Navigation System, INS)、全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System, GNSS)與航空數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)集成運用。

早期方案通常以INS+GNSS的組合方式為主。其中， GNSS用于更新校正INS，而航空數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)提供實時的空速、迎角、壓力和高度等數(shù)據(jù)。隨著高超聲速飛行器研制和武器化進程的逐漸推進，對飛行器航程、高度、機動、精度和魯棒性的要求日漸凸顯，導航手段也更加多元，天文導航系統(tǒng)(Celestial Navigation System，CNS)被應用于飛行中段，差分GPS、合成孔徑雷達(SAR)等技術被應用于飛行末段。部分高超聲速飛行器的試驗目標和導航方案的選用情況如表1所示[5,9-16]。

表1 國外高超聲速飛行器的試驗目標和導航方案

在軍事應用方面，NASA和美軍希望量產的高超聲速武器，首先要實現(xiàn)2 h內8 000 km的投射，并最終達到2 h內全球覆蓋[17]；要求其保持較高的末端機動性能和突防/攔截能力，基本實現(xiàn)智能化的自主導航，并具備足夠的抗干擾、反摧毀能力，從而滿足對全球關鍵目標的精準打擊[18]。2017年10月，美軍在夏威夷考艾島導彈試驗基地進行了高超聲速助推滑翔導彈首飛試驗[19]。該類型導彈所支持的跳躍式滑翔能夠在縱向平面進行多次跳躍機動[20]。2018年3月，俄羅斯宣布已經擁有高超聲速導彈“Avangard”；同年，美國海軍作戰(zhàn)部長約翰·理查德森宣布海軍 “到2025年將開發(fā)和部署進攻性高超聲速武器”，在潛艇和驅逐艦全面安裝高超聲速武器的垂直發(fā)射模塊[21]。

這就意味著高超聲速飛行器技術已經全面用于武器裝備領域，其導航系統(tǒng)也將超越理想試驗環(huán)境，直面臨近空間內長時間高速巡航、高過載機動突防、承受高強度導航干擾對抗等實戰(zhàn)條件的檢驗。

可以預見，在高強度導航戰(zhàn)對抗條件下，GNSS系統(tǒng)有很大概率失效或者精度降低，在極端條件下，甚至可能被徹底破壞。臨近空間內高超聲速飛行器的組合導航如果嚴重依賴GNSS的正常運行，很難實現(xiàn)穩(wěn)定可靠的自主導航。

慣導、天文導航等自主導航手段將成為導航戰(zhàn)條件下高超聲速飛行器導航的“保底”手段。慣性導航系統(tǒng)的精度取決于陀螺和加速度計的精度控制水平，其誤差會隨時間累積而趨于發(fā)散。天文導航技術以不可摧毀的星體作為導航信息源，可以提供精度最高的定向信息，為控制慣導的誤差發(fā)散提供關鍵的航向、姿態(tài)等校正信息。美、俄等國一直投入大量資源進行天文導航系統(tǒng)的理論研究和產品研發(fā)。NASA很早就意識到高超聲速飛行器應當不依賴GNSS和航天飛機所需的全球分散地面支持系統(tǒng)，絕大多數(shù)重要的導航系統(tǒng)要素和實時飛行規(guī)劃能力都必須在飛行器上得到實現(xiàn)[8]。美軍要求在國家層面的定位、導航與授時(Positioning, Navigation and Timing, PNT)體系內突出天文導航的戰(zhàn)略作用，保持美方的優(yōu)勢地位[22]。

2 臨近空間高超聲速飛行器天文導航應用情況

目前，天文導航技術主要是利用敏感器觀測自然天體獲得星圖，進而從星圖中解析獲得導航信息，包括解算載體位置、速度、姿態(tài)等信息[23]。在20世紀30年代無線電導航技術投入應用之前，天文導航一直是唯一穩(wěn)定可行的導航技術[24]。

天文導航系統(tǒng)已經在航空領域，特別是戰(zhàn)略級大型航空器上得到廣泛應用。美軍SR-71高空偵察機、B-2遠程戰(zhàn)略轟炸機上就安裝了加州諾斯羅普公司研制的NAS系列天文/慣性導航系統(tǒng)。它跟蹤3顆星定位所需時間約為1 min，姿態(tài)精度優(yōu)于3 s，定位精度優(yōu)于350 m。RC-135偵察機采用的LN-120G高精度GPS增強型天文組合導航系統(tǒng)，集成了零鎖陀螺儀、先進加速度計和新型望遠鏡技術，組合導航時的航向角誤差小于20 s。俄羅斯的Tu216、 Tu295、Tu2160 轟炸機等均使用了天文導航設備[25]。

2.1 臨近空間飛行環(huán)境與高超聲速任務條件

臨近空間高超聲速飛行器上，天文導航系統(tǒng)應用的飛行環(huán)境和任務條件不同于一般航空器。其飛行環(huán)境的特殊性主要體現(xiàn)在以下幾個方面[26]：

1) 大氣密度顯著降低。由于大氣密度隨著高度下降，在30 km高度，大氣密度只有地表的1%；到50 km，只有地表的1‰；到80 km，只有地表的0.02‰。

2) 大氣條件相對穩(wěn)定。風雨雷電等天氣現(xiàn)象是由區(qū)域內空氣溫度、濕度、壓強的劇烈變化所導致的，在高度較低的對流層內尤其顯著。臨近空間高度在20 km以上，大氣溫度、濕度、壓強已無顯著變化。臨近空間內基本沒有上下對流，也沒有雷電風暴等天氣現(xiàn)象。

3) 平流層內(20～55 km)大氣水平方向環(huán)流速度較低。根據(jù)美軍觀測，20～24 km高度區(qū)間內的風速平均不到9 m/s，30 km高度的風速平均為18 m/s；根據(jù)模型，37 km以上的風速也不會超過25 m/s。

4) 宇宙射線通量高，高能粒子輻射強度大。臨近空間處于大氣平流層以上，在40 km以上大氣中幾乎沒有臭氧。來自宇宙空間的高強度紫外線未經臭氧吸收，造成大氣的電離作用，形成大量自由電子、離子，其密度高于大氣層均值的30倍以上。

另一方面，高超聲速飛行器的任務條件也和一般航空器不同，主要有以下幾方面：

1) 高超聲速飛行器以5Ma甚至更高的速度在臨近空間內飛行，飛行區(qū)域跨越平流層、中間層，使得飛行器外部的局部大氣密度變化范圍大、溫度變化迅速而復雜。

2) 高超聲速飛行器的飛行狀態(tài)、環(huán)境條件和機身產生很強的氣動耦合，容易引起飛行軌跡和姿態(tài)的劇烈變化，對實現(xiàn)飛行器導航、制導和控制提出了更高的技術要求[27]。

3) 高超聲速進一步放大了氣動干擾，局部流場中的激波和邊界層被放大，在亞聲速、聲速級別飛行時被忽略的氣動光學效應被放大，飛行器表面材料的燒蝕效應也會產生影響[28]。

4) 機動時產生高過載可能達到40g以上，對導航系統(tǒng)的結構強度、穩(wěn)定性、連續(xù)性提出了更高要求[18]。

2.2 臨近空間內天文導航的應用與挑戰(zhàn)

臨近空間內高超聲速飛行器所處的環(huán)境和飛行條件對天文導航系統(tǒng)的應用各有利弊。一方面，大氣密度的顯著降低和大氣條件的相對穩(wěn)定，使得天文導航的觀測受氣象條件的影響減弱；另一方面，高超聲速飛行、高過載機動、環(huán)境劇烈變化引發(fā)的飛行氣動耦合、氣動光學效應又給天文導航的應用帶來了新的困難。

德國于2012年發(fā)射的SHEFEX-2試驗飛行器采用了慣性導航、GNSS導航和天文導航的組合[29]，如圖2所示。其中，天文導航組件并沒有采用高精度、高成本的方案，而是選用了Prosilica公司的電荷耦合器件(CCD)設備進行改裝[30]。SHEFEX-2飛行器的天文導航設備在助推段結束之后就開始運行[11]，有效減少了助推段運動產生的姿態(tài)誤差[31]。

圖2 SHEFEX-2采用的天文導航設備[32]

需要注意的是，SHEFEX-2上搭載的天文導航系統(tǒng)主要是在高于臨近空間的高度區(qū)間內運行工作，從而進一步降低了大氣影響。但另一方面，這種策略并未直接克服臨近空間內的飛行氣動耦合、氣動光學效應等難題。

3 臨近空間高超聲速飛行器天文導航的發(fā)展方向

未來的高超聲速飛行器不僅需要在助推、巡航段進行天文導航，在再入段也需要。復雜飛行環(huán)境和條件所帶來的特殊性，給天文導航在臨近空間高超聲速飛行器上的應用提出了新的要求，這也為未來應用發(fā)展需重點研究的技術問題指明了方向。本文分析認為，發(fā)展方向主要集中在高適應性、高精度、高更新率、工業(yè)化等方面。

3.1 擴展觀測頻譜，提升星圖采集效能

長期以來，自動化的星圖采集都是利用CCD和互補金屬氧化物半導體(CMOS)作為主要的成像元器件。

CCD傳感器技術發(fā)展相對成熟，能實現(xiàn)高靈敏度、寬光譜響應、低讀出噪聲和大動態(tài)范圍。早期美國ASTROS系列、法國SED系列星敏感器，都是以CCD作為成像元器件[33]。但是CCD的體積、重量、功耗較大，對輻射較為敏感[34]。

早期的CMOS圖像傳感器具有電路設計簡單、幀頻高、可片上集成圖像處理單元等優(yōu)點[35]。但是由于其非全局快門的曝光方式，使得CMOS不適用于高動態(tài)的成像需求。

近年來，成像元器件的制備有了長足進展，新型傳感器逐漸進入工程應用階段。其中就包括電子倍增電荷耦合器件(EMCCD)和有源像素傳感器(APS)CMOS。

EMCCD與傳統(tǒng)CCD相比，增加了固態(tài)電子倍增結構，可以在信號電荷進入讀出放大器前先進行電荷倍增放大，從而達到普通CCD靈敏度的數(shù)百倍。在理論上可以在特定光學系統(tǒng)條件下，將探測10等星的積分時間縮短到6 ms以內。但是，EMCCD的電荷倍增效果與芯片溫度密切相關，溫度越低，倍增效果越顯著[36]。這就要求增加制冷和溫控設備，保持EMCCD的運行環(huán)境始終處在較低溫度。

APS技術的發(fā)展使得CMOS的信噪比、靈敏度和動態(tài)范圍都有很大的提高。COMS APS可以支持20°×20°的更寬視場，從而保證視場內有更多恒星可供識別，以減小導航星庫的大小和提高導航星庫的搜索速度，提高姿態(tài)更新的速率，而且可支持更高的集成度。因此COMS APS已成為近年來星敏感器發(fā)展的主流方向。意大利的A-STR系列和德國的ASTRO APS系列星敏感器就是代表。國內的北京控制工程研究所、北京航空航天大學、清華大學等單位研發(fā)了YK010、SS2K、NS-1等多個型號的星敏感器。2012年以后，國產星敏感器在小型化和快速性等關鍵性能指標上已經達到國際領先水平[37]。

臨近空間的星圖采集具有一定優(yōu)越性。大氣散射的背景輻射隨著海拔高度的增加而顯著減小，相同星敏的可探測極限星等幾乎是隨著高度線性增加的。研究表明，在恰當曝光時間下，15 km 高度僅能觀測到3～4等星，在25 km高度已可以觀測到6等星，40 km則可以觀測到9等星[38]。相較于地面和20 km以下的低空，在臨近空間的高度上可以捕獲更多的星點信息。

臨近空間高超聲速飛行器天文導航必須要考慮白天觀星和高背景輻射等情況。太陽輻射的峰值波長在0.5 μm左右，在J、H、K 3個短波紅外波段的太陽輻射功率遠低于可見光。因此，利用短波紅外進行恒星觀測，可以削弱太陽輻射的影響。根據(jù)2MASS(2微米全天巡天計劃)發(fā)布的數(shù)據(jù)和Tycho-2、UCAC星表的對比，在白天條件下，短波紅外段能觀測到的恒星數(shù)量多于可見光波段。當觀測視場為2°×2°時，視場內可探測到H、K波段內3顆不高于6.5等恒星的概率為99.99%；若觀測視場擴大到2.5°×2.5°，則概率上升到100%，從而滿足多星矢量定位的要求[39]。

已有研究提出采用InGaAs(銦鎵砷)短波紅外探測組件作為星圖的成像元器件。InGaAs傳感器相對于CMOS在白天觀星時有較為顯著的優(yōu)勢[40]，尤其是能在0.9～1.7 μm波段可以在非制冷的室溫條件下工作，從而大大提高了可靠性，降低了載荷成本。國內也已初步具備制備線列和平面型InGaAs元件并控制其噪聲水平的能力[41]。

3.2 開展光學過程的誤差模型構建與標校，控制氣動效應誤差

敏感器獲取的星圖質量直接影響測量和解算的精度[42]。天文導航的核心是星圖的獲取和處理。如圖3所示，天體發(fā)射的星光要經過大氣遠場、大氣近場和光學窗口，并通過艙體內的成像器件，最終在光敏元器件上成像。

圖3 星光傳遞的光學過程

臨近空間飛行器的高度在20 km以上，基本可忽略遠場大氣的影響。但它在臨近空間內高超聲速飛行時，機身與大氣的相對運動將形成強大的來流，進而產生激波、膨脹波、湍流邊界層等復雜流場結構，直接影響到飛行器周圍鄰近的密度場、壓力場和溫度場[43]。因此，高超聲速飛行器光學觀測受到的近場、光學窗口影響是無法忽略的。NASA提出，臨近空間高超聲速飛行器速度在3Ma以上時，會對外部環(huán)境和載體間的復雜作用產生重要影響。如果不對其進行詳細的動力學分析和控制設計，可能會導致飛行器設計的缺陷[44]。

國內研究人員將高速流場氣動光學效應分解為層流和湍流2種流場結構進行估算。在給定口徑、焦距、波段的光學系統(tǒng)條件下，取入射角為40°，飛行參數(shù)為高度10 km，速度為3Ma時，產生的像偏移導致的半視場角誤差在6"左右[45]。在不考慮氣動光學的理想狀況下，國內的星敏感器產品目前能實現(xiàn)優(yōu)于10"的姿態(tài)輸出。因此，對于臨近空間飛行器的天文導航，氣動光學對星敏感器、尤其是大視場星敏感器的影響不可忽略。

氣動光學影響主要有2方面：一方面作用于觀測窗口的壓力場和溫度場的變化和不均勻，會造成窗口材質的壓力梯度和溫度梯度，進而引起形變，導致窗口材質的折射率發(fā)生變化[46]，即光學窗口的熱光學效應問題。這已得到了許多學者的關注和研究[47-48]。

另一方面，星敏感器光學成像探測系統(tǒng)必須以光學頭罩、開窗、轉臺等結構與外界聯(lián)通的問題。光學頭罩等非連續(xù)結構與外部氣流發(fā)生劇烈相互作用時，將在其周圍形成微觀的激波、湍流邊界層、剪切層、尾跡等復雜流場結構[49]。外部光線通過該復雜流場時，會受到混合層氣體密度梯度的變化和氣動加熱的多重影響，導致光束產生波面畸變、偏折、模糊、抖動、能量衰減等現(xiàn)象，進而對星圖成像產生重大影響[48，50]。氣動光學效應中，流場結構形態(tài)及性質與航空器的飛行狀態(tài)、氣動結構、觀測窗口位置的布局密切相關，這可能會造成定位定向誤差的進一步擴大。

國內許多天文導航的研究，都是基于理想星圖展開的。但高超聲速飛行受環(huán)境的嚴重影響，是無法獲得理想星圖的[51]。采集到的原始圖像包含了大氣遠場、近場和光學窗口的影響擾動。如何科學描述這些擾動，并對其造成的圖像退化進行校正和復原，成為一項不可或缺的重要任務。近年來，地面靜風洞試驗技術[52]、計算流體力學(Computational Fluid Dynamics, CFD) 數(shù)值計算技術[53]的發(fā)展，為研究近場影響提供了有力的支撐手段，為建立光學過程的誤差模型和校正模型創(chuàng)造了條件。

3.3 挖掘多視場、大視場觀測解算機理，提升自主基準可行性

第1代星敏感器受到當時CCD面陣大小等因素的限制，視場較小。美國JPL研制的STELLAR視場僅有3°，只能對視場中的亮星進行跟蹤，不具有自主星圖識別能力[54]。

20世紀90年代后，大面陣高光學轉換靈敏度CCD、高性能微處理器和各種優(yōu)化姿態(tài)算法用于第2代星敏感器，使得它能擴大視場、壓縮星表、探測暗弱星等、實時輸出高精度姿態(tài)信息，并能獨自完成初始姿態(tài)捕獲，從而解決“空間迷失”問題[55]。這一代星敏感器的視場，早期大都在8°以上，近年來已達到20°，但仍然無法實現(xiàn)單鏡頭高精度的三軸姿態(tài)測量。因為單鏡頭每次僅能對某一方向鄰域內的恒星成像，其觀測結構會導致滾動角約束相對較弱，從而使其精度比俯仰和偏航角低約一個數(shù)量級。

為了得到高精度的三軸姿態(tài)，目前主要采用多視場組合[56]。但這種方式需要多個星敏感器構成一個統(tǒng)一的系統(tǒng)，不利于系統(tǒng)的小型化，與目前低功耗、小重量、小體積的發(fā)展趨勢相悖。

國內研究者提出了另一種實現(xiàn)高精度三軸姿態(tài)獲取的方式，就是采用魚眼等超大視場星敏感器。通過單鏡頭獲取超大視場星像，可改善觀測結構，提高算法的穩(wěn)定性以及解算精度，從而提高滾動角測量精度。超大視場內可包含更多的亮星，即使減少采用暗星數(shù)量也不會影響定姿性能，因此可減小導航星表的存儲容量占用、提高星圖識別速度。但是該方法的實現(xiàn)也需要解決很多技術問題，如超大視場的畸變校正，雜散光的干擾、星點提取算法的優(yōu)化等[57-58]。

超大視場的運用，為單視場星敏感器直接敏感地平，以及利用星光折射間接敏感地平提供了可能，并可依據(jù)導航星和地球之間的幾何關系，結合軌道動力學方程和先進的濾波方法實現(xiàn)的自主基準和自主導航[59]。有國外研究者提出通過“星光陀螺”的概念來完成自主定姿。仿真結果顯示，當載體姿態(tài)角速度小于420 (°)/s時，星光陀螺可以估算姿態(tài)角速度；當載體角速度低于50 (°)/s時，則可實現(xiàn)姿態(tài)角的觀測和解算[60-61]。

3.4 優(yōu)化星圖處理算法策略，提升天文觀測解算的數(shù)據(jù)更新率

姿態(tài)更新率是指載體有效姿態(tài)數(shù)據(jù)的最高輸出速率，是天文導航系統(tǒng)性能的一項重要評價指標。國外天基星敏感器的姿態(tài)更新率一般在10 Hz 左右，少數(shù)產品達到30～50 Hz[62]，也有專用的高速星敏感器可達到100 Hz[63]。德國SHEFEX-2高超聲速飛行器采用的天文導航系統(tǒng)整體姿態(tài)更新率僅為2 Hz，而同時搭載的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit, IMU)更新率為500 Hz，這就使得兩者進行組合導航時，頻率匹配和對準都成為一個必須解決的問題[64]。

影響姿態(tài)更新率的要素包括星敏感器曝光時長、圖像存儲耗時、星圖數(shù)據(jù)處理效率和姿態(tài)數(shù)據(jù)通訊延時。其中，曝光時長和圖像存儲耗時的優(yōu)化主要依靠元器件技術提升。也有研究者從運行機制角度，提出了采用二級流水機制，開展均衡并發(fā)處理的方法，并指出姿態(tài)數(shù)據(jù)通訊延時影響不大[65]。影響星圖處理效率的要素主要包括導航星表遴選優(yōu)化、高精度星點提取和快速星圖匹配等。

建立導航星表的關鍵是遴選原則和制備技術。星表的遴選一般都遵循Vedder提出的“提高導航星分布的均勻度”和“減少導航星的數(shù)量而不降低性能”2個基本原則[66]。臨近空間高超聲速飛行器導航星表的遴選，是要在充分考慮飛行器外部飛行環(huán)境特性、機動特性，以及感光元器件性能特性、星敏感器視場特性的基礎上[67]，擬制更有針對性的遴選原則，從而進一步壓縮星表規(guī)模，減小星點匹配運算量。星表的制備通常須在飛行任務開始之前完成，具體制備技術手段已較為豐富[68-69]。

星點提取就是對星敏感器捕獲的星圖進行處理，從中提取恒星在星圖平面坐標系中的準確位置。星點提取精度將直接影響后續(xù)星圖識別的準確率[70]。傳統(tǒng)的星點提取算法主要包括圖像濾波、分割、連通區(qū)域劃分和恒星質點確定等步驟。相對于天基平臺天文導航，臨近空間高超聲速飛行器天文導航更需要注重非均勻背景噪聲的去除。這種非均勻噪聲有2個來源：一是高超聲速飛行器觀測窗口表面流場的溫度非均勻性[71-72]。二是內部環(huán)境溫度變化誘發(fā)的成像元器件非均勻性噪聲[73]。這種非均勻性會隨著星敏感器視場的擴大而變大[74]。

星圖快速匹配的研究方向是在最優(yōu)路徑[75]、形狀因子等多特征匹配[76-77]、相近模式向量等方法的基礎上，繼續(xù)開發(fā)先進算法，在經過優(yōu)化的有限星表內進行更高效搜索，從而進一步提升天文觀測解算的數(shù)據(jù)更新率。

3.5 推進小型化、模塊化、工程化技術

由于包含了觀測鏡頭、成像裝置、伺服機構和數(shù)據(jù)處理設備等，天文導航系統(tǒng)的體積和重量一般都相對偏大，這會加大飛行器的推進負荷，占用更多載荷空間。高超聲速飛行器對流體外形和載荷效率的要求比一般航空器更加嚴格。因此，其設備的結構應當在保持性能的前提下盡可能簡化、重量體積應進一步縮小。前端觀測部分向捷聯(lián)輕量化方向發(fā)展，利用原理突破，簡化鏡頭及伺服機構的結構；后端處理部分向芯片化、智能化方向發(fā)展，進一步縮小體積、降低功耗[78]。2002年，美國Liebe等完成的MAST星敏感器已經實現(xiàn)了70 mW 的超低功耗和42 g的超小質量，但在性能上受到一定限制。同期的國內產品也能控制在功耗5 W，質量1 000 g以內[79]。到2016年，國外微型星敏感器鏡頭產品已經實現(xiàn)質量11 g，測量精度5.5″。國內微型星敏感器鏡頭的理論設計值也能控制在15 g以內，單星測量精度2.14″[80]。

長春光機所、北京控制工程研究所、北京空間機電研究所、上海航天技術研究院第803研究所、北京航空航天大學、清華大學等多家單位都具備生產定型星敏感器及完整天文導航系統(tǒng)的能力[74,78,81]。但大都是為了特定試驗功能而開發(fā)的定制產品，尚未做到嚴格的標準化、系列化、規(guī)?；c美軍“一型多變，一型多用”跨平臺、高擴展性的生產方式還有一定差距。

目前，國內大量的研究工作都是基于理想的條件假設展開的，研究手段也以數(shù)值仿真為主。后續(xù)研究應向工程化方向發(fā)展，著重對影響天文導航性能的現(xiàn)實因素開展研究，如實際飛行中可能發(fā)生的氣動熱效應、氣動光學效應、等離子鞘套體、大過載機動、飛行載體內外溫度變化等[82]。

4 結 論

經過數(shù)十年的發(fā)展，臨近空間高超聲速飛行器相關技術已經逐漸進入裝備應用階段。臨近空間高超聲速飛行器將會面對越來越嚴峻的飛行條件和任務環(huán)境。對GNSS導航技術的依賴將會嚴重影響飛行器的導航性能，削弱其對抗能力和自主能力。天文導航技術可以提供高精度和高自主性的導航支撐。由于臨近空間高超聲速飛行器飛行條件和任務環(huán)境的特殊性，使得天文導航的應用面臨著一定困難。本文認為，通過星圖采集效能、光學誤差模型、視場觀測機理、姿態(tài)更新速率、小型化模塊化工程化等5個方向的研究和突破，天文導航技術必將在臨近空間高超聲速飛行器的導航領域發(fā)揮更大、更重要的作用。