控制科学与工程的学科关系_百度知道导航、制导与控制这个方向主要是研究什么的？_百度知道航天器实现自主导航的难度有多大？目前国内外进展如何？
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谢谢邀请。 8过，我上知乎不长，还不知道邀请回答是基于什么因子，更进一步的，甚至不知道谁邀请了我
:)前面不少专业人士回答得很好，我虽然也算是个专业人士，可仅限我自己的领域，其他领域只能算业余人士。我觉得这个问题首先要明确在什么环境下的航天器， 然后才能论及自主导航问题。 更确定地说，什么坐标框架下？ 有什么资源或基础设施可以使用？近地轨道的航天器，用GPS/北斗/Galileo/Glonass都可以，信号足够强。 但北斗和Galileo现阶段似乎有些问题，因为没有实现全球覆盖，考虑一下飞到南美洲上空的某个飞行器如何利用北斗卫星？稍远一些的， 比如月球着陆这种类型的，卫星导航基本不可用了。 考虑月地距离38万公里，那么GPS卫星距离这种航天器的距离在30万公里量级， 相比地球表面的GPS接收机来说（卫星和接收机之间的距离是2万倒3万公里之间），路径衰减增大了100倍左右，转换到dB就是20dB左右，现在的GPS和北斗卫星信号在地面无遮挡的环境下的信号强度可以在-130dBm左右（转换成CN0 是44dB/Hz)，所以扣掉20dB的路径损耗，那么月球表面的接收机只能接收到-150dBm的卫星导航信号，几乎不可能工作了！
如果有人有异议，并拿出目前市场上商业接收机中的高灵敏度类型来批驳我，我建议你看看这种接收机的捕获灵敏度指标再说。再远一些的，比如火星探测器之类的，地球表面的一切基础设施都没法用了，如GPS，北斗等卫星导航，罗兰等无线电导航，卫星定轨的激光反射器也过于微弱，惯性导航的误差累计也会是致命性的问题，那么我能想到的就只有下面的这种黑科技类别的导航理论了，这本书哥正在看，发现写得不是一般的晦涩。
谢邀。最近在看一些关于GPS星间链路的论文。我能回答的方面只能是关于GPS卫星自主运行的一些东西。星间链路是在GPS BlockIIR上开始出现，目的是为了在地面注入站受到攻击时，GPS卫星能够在太空，通过发射测距码与信息码，矫正轨道，得到更加精确的定位数据。在GPS III上会装备更加先进的星间链路设备。我国的北斗一代卫星并没有星间链路，而北斗二代已经装有星间链路设备。好像和题目没有多大关系。。。
谢邀…然而还只是大二确实不太了解
这个问题的关键是人工智能行为树的建立，这个就要看计算机的发展了。目前自主导航还主要应用在无人机以及其他微小型飞行器上。由于我国微小型飞行器的市场小，这方面的技术确实不足。说到底还是心疼市场，没有私人飞机的发展空间吧。但是现在正在逐步发展所以也不是没有可能。比如正在研发的一些我也不知道有没有公开就不说了
啊～抱有希望吧～
自主导航我的理解是不使用雷达或者望远镜等观测信息对卫星位置进行修正。那么可以使用的导航方法一般是惯导和天文导航，当然在低轨的情况下也可以使用GNSS。做得最好的应该是美国吧，号称GPS地面站被毁了GPS还能正常工作几个月。
谢邀。【根据我学过的粗浅的内容】自主导航系统通常是指采用惯性导航类型的传感器，采用陀螺仪等精密惯性设备实现对于运行方位角等信息监控的装置。（这并不是官方定义，我印象里的应该是有这样的特征的）在这样的前提下，自主导航需要陀螺仪的精度高，而且需要预先设定好路线和运行偏角等信息。惯性导航现在用的比较多的应该是在小物件的导航定位操作，比如无人机或者导弹什么的。但是对于大型的设备，现在应该还是采用卫星导航和惯性导航集合居多。由于惯性导航具有长距离导航容易失锁的问题，所以用来做路线修正比较多。
谢邀，进来学习学习。
谢邀，来涨涨知识。楼上们的评论都很好
谢邀，隔行如隔山，不能回答更多，还是来学习吧
所谓导航就是说已经知道了一定范围内的物体的空间位置信息，然后利用科学技术手段引导交通装置按照合适的轨迹向目的地前进。所谓自主导航呢，就是说这个引导的手段必须不依赖于交通装置本身以外的任何其他辅助定位装置。能做到这一点的有惯导、星敏感器、脉冲星天文导航等类似的技术和设备，如果能完全精确地计算一条飞行器的空间飞行轨迹，也可以直接将计算得到的时间-位置参数信息存储到飞行器上，让飞行器时刻了解自身的位置，也算是自主导航，但这是不可能实现的。其他市面上比较流行的的自主导航的手段只能算是半自主的，因为都需要定期和地面的辅助装置进行联系修正参数和位置信息，所以仍然需要保持和地面的通信。至于真正意义上的自主导航实现的难度有多大，这个应该是相当大，就从人类航天史上的全部经验来看，应该还没有哪次深空探测项目的导航是完全不需要地面修正的，所以真正意义上的自主导航其实我们人类还没有实现过。欧美国家惯导技术的精度虽然已经可以做到很高，但是长时间的误差累积发散问题是不可解决的，因此单纯惯性导航绝对无法实现空间飞行器的大规模应用。脉冲星导航国内这一块做的还不错，听说xx院近期将会发射一颗脉冲星导航的实验卫星，这种技术原理上是没有问题的，但是实现的话可能会比较困难，实现了的话精度应该在十几km数量级？深空探测够用，完全是自主导航，很有前途。星敏感器的情况我不太了解，我猜测精度应该在十几km量级，但是至少它误差不会累积发散，这种精度用在深空探测这种大尺度的工程上是足够了，近距离的着陆啊什么的可以依赖视觉导航技术，这个类似人类的视觉避障能力应该算是一种自主的吧。这种设备应该还是比较有前途的，国外的深空探测经验已经证明了他们的水平，国内不了解，好奇的自己查吧。
谢邀。那要看楼主所说的自主导航是什么程度的自主导航。航空航天领域一般都会用到惯性导航，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统。只要供电给出初始速度位置就可以输出所在的位置和速度信息。但惯导系统定位误差随时间累积的特性使它难以长时间独立工作。目前主流导航是惯导和GPS或星敏感器等组合而成的组合导航系统。它能使各部分取长补短，依靠外界卫星或恒星实现更为精确稳定的导航系统。
泻药，然而这一块不是我的专业领域。。。
谢邀，地面的话，目前比较前沿的应该是GPS+惯导的深组合技术吧，我们国内也有几位老师在这方面的研究做得比较好的，然后深空自主导航的话，自主导航的手段也较多，然而非航天类专业，只知道可以利用x射线脉冲星进行自主导航。期待专业人士的解答。
现在自主导航主要靠惯性导航和其余的辅助信息进行组合导航。
问得好，我也想知道（蒙逼脸）。虽然不懂，但是居然被邀请了，哈哈。我是南航三院的，学的电气，应该问一院学飞设的。
谢邀。我理解题主所说的自主导航，就是不依赖外界通信所进行的导航，在地面主要就是指惯性导航。目前的技术手段，潜艇用的惯导是精度最高的，不借助GPS修正的话24小时1海里的精度已经不错了。但潜用惯导存在旋转框架，体积重量都比较大，航空和航天领域通用的捷联惯导也就是1小时1海里的样子。航天器在近地空间是可以借助GPS导航的，比如前年某娥返回的时候就是双惯导+GPS导航的，所以落点精度很高。深空的话GPS无能为力，只能借助星敏感器来获取姿态。星敏器精度很高，完全可以修正惯导误差，实现高精度导航。
谢邀，但是我的专业领域是航空而不是航天，所以很遗憾并不能很好地回答你的问题。（微笑脸）
只要有这个需要，就能做到！这是关于美国几年前在火星探测器好奇号如何在火星着陆的访谈视频： 因为着陆时地火传输数据传输单程长达14分钟，而且在火星大气层内也充满不确定因素，所以突入大气层复杂的程序直至最终选择具体落点，都只能通过电脑控制。为了实现这一奇迹般的创举，着陆的软件代码就已经超过50万行，因为规模实在太大了，所以好奇号确定安全着陆后，还要由地面远程刷机，更新为适用于日常探测任务的固件。而运行在轨道的人造卫星，因为轨道固定，不确定因素少，所以基本都是由地面发送指令，然后才执行。
一直有人邀请回答航空航天的相关问题，一般都不回答，毕竟不是全才，我只是精通其中很小的一部分问题，其余是知道皮毛，但是这次就回答一下，然而不太准确，仅供参考。定义啥的不多讲，会有人解答的，说太专业了反而会不懂。这个自主导航大概就是给你蒙上眼睛，然后把你丢到沙漠，告诉你目前在沙漠某个确切位置，你现在给我走出沙漠来到一个指定地点。你走第一步的时候，你对自己的位置还是有一点清楚的，走第二步的时候也很清楚，走到第十步的时候你就开始犯糊涂了，走到100步，你已经完全不知道自己在哪里了。惯性制导是有误差积累的，而且越积累误差越大，到后来就不是误差，是错误了。咱们就不上数学公式了。相对的卫星导航，卫星会时时刻刻给你发送信息告诉你现在的位置，你走了十步，开始对自己的位置犯糊涂，这个时候卫星就给你一个数据，告诉你到那里了。你又根据这个新得知的确切位置，走第一步，第二步，这样子你到目的地就简单多了。好了，那么在沙漠里，蒙上眼睛，要走出沙漠到达目的地，这有多难呢？
感谢邀请。自主导航技术自古以来就有应用。古代船只在远航的时候，基本就是依靠有经验的水手判断恒星和月亮的位置判断航向。在航天领域中，自主导航技术一直在发展，但在美国探月期间掀起了一轮高潮。（因为探月飞行器与地面站通信距离过长且有可能存在遮挡，依靠地面报轨难以满足探月飞行器的需要，正是这样的任务需求大力推动了自主导航技术的发展。）还有其他的技术原因促进了对于自主导航技术的研究，比如：卫星在轨数量的膨胀使星地信息传输量急剧增加，依靠地面站的测控会造成地面站负担过重和测控系统信息阻塞；其次，比如我国在内的许多国家地面测控弧段较短，对于卫星整轨需要定位导航的要求难以满足；再次，很多航天器具有较高的军事应用价值，若军用卫星过于依赖地面站，则其安全性将成为隐患；最后，随着航天器应用不断拓展，对于高轨或深空探测任务来说，具备自主导航能力也是基本要求。
由此可见，自主导航技术是一个具有广泛应用价值且具有重要意义的研究方向。关于自主导航技术的研究可追溯到人造地球卫星技术的兴起。在上世纪70年代，LeMay最早提出了完全自主的导航系统必须具备以下四种典型特征：·自主控制；·具有实时性；·不借助外界通讯；·不依赖地面站测量。
基于上述特征，美国国家航天局（NASA）、美国军方、俄罗斯航天局和欧洲空间局（ESA）等各大机构先后研究了多个以应用卫星为主要背景的自主导航系统方案，并研制了相应的星载测量仪器，有力地推动了卫星自主导航技术的发展。自主导航系统的研究中，美国的研究时间最长、发展最为全面。下表列出了上世纪60年代以来，美国实施的自主导航重要研究计划，简要说明自主导航系统的发展。早在上世纪60年代，国外就开始了基于天体敏感器的航天器天文导航技术研究，前苏联空间站和阿波罗登月都使用了自主导航技术。与此同时，各种面向复杂应用背景的敏感器也随之大量涌现。下面介绍国内外航天器自主导航技术的研究现状。1.惯性导航惯性导航是由陀螺、加速度计等惯性器件和航天器平台以及星载计算机组成的导航系统，可提供航天器相对于某一参考坐标系的全部导航参数。通过对航天器陀螺和加速度计输出信息自动进行积分运算，从而获得航天器的瞬时角度增量及速度和位置数据。导航设备全部安装在航天器内，工作时不依赖于外部信息，也不向外界辐射能量，所以隐蔽性好、不易受到外部干扰，是一种自主式导航技术。但是由于惯性元件误差使得系统误差随着时间不断积累，这对于长时间在轨运行是非常不利。因此目前卫星自主导航系统都是采用组合导航的方式，将惯性导航系统与其它导航系统组合起来，发挥各自的性能优势，以提高系统导航与定姿的准确性和可靠性。2.地磁场导航1989年美国Cornell大学的研究人员首先提出了利用地球磁场测量确定卫星轨道的概念。其后美国NASA Goddard Space Flight Center、德国、以色列等国家的科学家纷纷对地磁场导航理论和如何提高导航精度的方法展开研究，并进行了地面模拟试验，但是还没有进入实用阶段。1993年Mark
L.Psiak提出了利用磁强计测量卫星所在位置的地磁场强度实现卫星自主导航的方法，导航精度可达到2km~10km。1995年和1999年Mark
L.Psiak又分别提出将磁强计与星敏感器、太阳敏感器相结合的自主导航方法，其主要思路为：以轨道六要素、大气阻力系数、十阶地磁场模型系数和磁强计偏差作为状态变量，以地磁场模、地磁场与其它方向矢量的夹角余弦作为观测值，设计了批处理最小二乘滤波（Batch Least-Squares
Filter）算法，并利用DE-2、MAGSAT、?rsted三颗卫星的实测数据进行数值仿真，估计出状态变量对卫星轨道参数、地磁场模型和磁强计偏差等进行修正，导航精度可达到 200m~500m。但是上述方法考虑变量较多，导航算法计算量也相对较大。1995年Itzhack Y.Bar-Itzhack提出了基于地磁场测量的低轨道卫星自主导航方法，该方法以地磁场矢量模为观测量，利用扩展卡尔曼滤波算法估计轨道六要素，通过对ERBS和GRO两颗卫星的实测数据进行数值仿真，导航精度可达到几十千米。2001年，Itzhack Y.Bar-Itzhack提出将磁强计与陀螺相结合，同时确定导航参数、姿态角和陀螺常值漂移的导航与定姿方法，并利用RXTE、ERBS、CGRO和TOMS四颗卫星的实测数据进行数值仿真，位置精度可达到几十千米，速度精度可达到0.015km/s~0.03km/s，姿态误差为：0.2°~1.5°。部分科研工作者针对卫星上同时配备多种姿态敏感器，进行了导航方案的设计，通过UKF算法研究了卫星的自主导航问题，与传统EKF算法相比简化了计算过程。还有学者提出以磁强计测量与地磁参考场模型（IGRF）相结合同时进行自主导航与姿态确定，分别选取地磁场矢量模、磁强计测量值与IGRF模型估计值的差值作为导航和定姿的观测值，利用EKF算法同时确定导航参数和姿态信息，取得较好的精度结果，但是该方法观测量较多，计算较复杂。一些文献考虑磁强计测量存在野值时，构造出基于残差正交性判别的EKF和UKF容错滤波算法，实现野值的实时修正和故障诊断。中国科学院空间科学与应用研究所中心研究了利用实时地磁场测量的微小卫星自主导航，给出了采用地磁场强度和地磁场矢量的导航算法。3.天文导航从过去几十年天文导航技术的研究与发展状况来看，美欧一些军事发达国家一直把天文导航技术的发展放在比较重要的位置，已成为综合导航系统的重要组成部分，广泛应用于空间飞行器、导航和舰艇等，并注重实效进行新型天文导航理论和方法的研究，这些都是由天文导航技术独特的军事地位及其不可忽略的实用价值所决定的。3.1 星敏感器导航近年来，航天器自主天文导航技术的发展方向主要包括：（1）新颖的直接敏感地平技术；（2）通过星光折射间接敏感地平技术；（3）掩星折射技术。
Ward提出了用星敏感器/地球敏感器的组合来测量地球—航天器—恒星之间的夹角来定轨的概念。D.Hicks Kerry把这个概念扩展为用随机滤波/确定性滤波组合和广义的蒙特卡洛进行性能研究。直接敏感地平自主天文导航方法的第一种方案是采用星敏感器、地球敏感器及惯性测量单元构成天文定位导航系统，这种常用的天文导航系统成本较低，技术成熟、可靠性好，但是由于地球敏感器精度较低，所以定位精度不高。研究表明当地球敏感精度为0.02（1σ），星敏感器精度为2″（1σ）时，导航精度为0.5km~1km。第二种方案是前述的自动空间六分仪（SS/ANASS）。对于星光折射自主导航技术的研究可以追溯到20世纪60年代，美国在实施Apollo
Project过程中，就对利用天体掩星、星光在大气中的折射、星光穿越大气时的衰减等实现自主导航的方案进行了研究。1975年由美国海军研究处和国际高级研究计划局共同投资，MIT的Draper实验室对星光折射/星光色散方案进行了研究和论证。1979年海军研究处、Draper 实验室和University
of Maryland共同提出了一个测量星光折射的敏感器方案：双色折射测量仪（Two Color Refractometer），试验表明该敏感器可达到较高的测量精度，约为 0.001″，在增加了恒星捕获跟踪功能以后，发展为专用的星光色散导航敏感器。美国于20世纪80年代初期开始研制，1989年进入空间实验室，并于90年代应用至MADAN
导航系统。实验研究结果表明，通过星光折射间接敏感地平自主导航精度可达到100m。20世纪80年代初期，法国也进行了星光折射自主导航技术的研究。这一研究工作由法国国家空间研究中心（CNES）主持，有MATRA公司和SAGEM公司参与，其测量系统由陀螺和两个捷联式CCD敏感器组成。陀螺随机漂移为0.01°/h，星敏感器测量精度为10″。研究工作以低轨道地球测量卫星SPOT为背景，对导航原理、测量方案、自然环境对系统观测的约束、误差分配和系统性能优化等方面进行了深入的分析和仿真试验。该系统的导航精度为300m。系统作为HERMES航天飞机轨道飞行段的备份系统，并利用SPOT-3卫星做了进一步的轨道飞行试验。欧盟现在致力于发展一种新型的星敏感器，它不仅能观测恒星，还可以对非恒星天体目标（小行星、彗星、行星、人造卫星等）进行检测与跟踪，达到导航与定姿的双功能。例如：丹麦技术大学研制的自主视觉系统（AVS），便是基于上述原理的研究项目，并在Teamsat系列卫星上做了飞行试验。尽管试验未能达到自主导航的目的（由于原定飞行规划的后半段失败），但新型星敏感器确实对非恒星目标达到了探测的目的，该项技术还在持续发展之中。 国内学者也提出用星敏感器和地平仪测量星光角距作为主要观测值，用地平仪直接测量得到的地心方向矢量和间接测量得到的地心距离作为补充观测值。当地球敏感器精度为0.02°，采样周期为3s时，采用EKF算法得到位置误差为0.19km，速度误差为0.5m/s。针对利用星敏感器进行星光折射自主导航技术的研究也取得一些研究成果。还有文献提出了基于信息融合的直接敏感地平和利用星光折射间接敏感地平相结合的自主导航方法，分别采用EKF和UKF算法进行数值仿真，并将三种自主导航方法相互比较，结果表明信息融合方法具有很大的优势。3.2 “日—地—月”天体方位导航日、地、月三个天体的光学特征突出，在航天测量方面已经有很成熟的技术。20 世纪
90 年代初，美国空军 Philips 实验室最先提出基于日、地、月测量的自主导航技术，并委托Microcosm公司负责开发。美国Microcosm公司研制的MANS（Microcosm
Autonomous Navigation System）自主导航系统是日美国空军进行的“TAOS（Technology
for Autonomous Operational Survivability，自主运行飞行技术）”飞行试验的主要内容之一。MANS利用其专用的自主导航敏感器观测太阳、月球与地心方向，即根据“日—地—月”方位信息确定航天器的轨道参数和姿态信息。系统的主要特点在于其导航敏感器的独特设计，通过机构的一体化设计使得同一敏感器可同时给出对地球的双圆锥红外扫描测量和对太阳及月球可见光的扫描测量，完全实现自主导航和姿态确定。美国空军用金牛座火箭发射的STEP平台携带了MANS自主导航系统。该系统以两个自主导航敏感器作为基本测量部件，利用Honeywell通用高速集成电路星载计算机完成数据处理与扩展卡尔曼滤波算法，利用地面仿真器对MANS自主导航系统性能进行分析。3.3 地平扫描仪1991年和1996年，印度ISRO卫星中心分别提出了两种利用地平敏感器的自主导航方案。利用单个地球敏感器，可建立线性表达形式的状态方程和测量方程，从而研究地球敏感器自主导航的可行性。若采用非线性表达形式，利用两个地球敏感器在每次扫描同时获得两组两个地平点，可根据地平点的观测信息建立自主导航系统的非线性观测模型，通过改进增益扩展卡尔曼滤波算法来估计卫星在轨道坐标系的位置。仿真结果表明，估计结果收敛情况很好，估计精度在 2km。3.4 雷达高度计1930年，雷达高度计首先被应用于测量地面上空飞机的高度。随着宇航技术、制导技术及微波遥感技术的发展，雷达测高技术的研究与应用日益受到人们的重视。近30年来雷达高度计作为卫星自主导航的主要传感器，在国外研制的卫星上得到成功的应用。1973年，第一代雷达高度计S-193的首次实验在美国Skylab上进行，测距精度为51cm。1975年和1978年美国分别发射了装载雷达高度计的Geosat-s和Seasat两颗卫星，Geosat-s卫星由于覆盖范围小而未能达到预期的效果，Seasat卫星尽管运行寿命较短，但却首次为人类提供了高质量的全球综合同步海洋环境参数。1985年3
月，美国海军发射了Geosat-A的改进型，测高精度达3.5cm，它为科学家们提供了迄今为止持续时间最长、覆盖范围最广的高度计资料。前苏联在20世纪70年代中期制造了基于雷达高度计的自主导航系统，并进行了在轨飞行试验。最初的系统采用框架式星跟踪器，测量误差较大，系统导航精度约为1.5km。改进后的系统采用捷联式CCD星敏感器，预计导航精度可达200m。星载测量仪器包括：微波雷达高度计、星敏感器、红外地平仪和捷联式陀螺组件。此外，欧洲空间局于1991年7月成功发射了ERS-1卫星。美国和法国于1992年4月联合发射了Topex/Poseidon卫星，它们是目前正在运行的两颗装有高度计的卫星。国内文献[68]在星敏感器导航系统中引入雷达高度计作为一个新的测量设备，提出了一种基于星上雷达测高仪及星敏感器联合进行卫星自主定轨的算法，位置误差为11.472m，速度误差为0.086m/s。也有文献提出了采用雷达高度计、红外地平仪、CCD星敏感器和惯性测量组件的适于近地海洋卫星导航系统组成的设计。我国从1986年开始研制机载海洋雷达高度计，1988年中国科学院长春地理研究所微波室成功完成了模拟试验。1994 年完成接收机样机的研制，并成功与中国科学院空间科学与应用研究中心进行了联机调试。1995年，“八五”遥感科技攻关项目：“新型遥感器及其配套技术的研究”在北京通过了验收，雷达高度计的研究取得了很大的发展。2002年12月由我国自行研制的神舟4号顺利上空，星载雷达高度计用来测量卫星到海平面的高度，精度可达到10cm。下表将上述四种天文导航方法进行了对比。4.星间相对测量导航卫星星座中的卫星数目往往较多，单纯采用单星自主导航方法忽略了星座中星间相对运动的信息，充分利用星间运动的相对运动规律，采用星间相对测量进行相对自主导航研究逐渐成为研究的热点。国外对利用星间相对测量信息进行自主导航作了卓有成效的研究，提出了许多有效的导航方法。这其中包括：（1）日本空间和宇航科学院正在开发利用微型激光扫描测距仪进行相对位置和姿态确定的方法；（2）GPS卫星自主导航方法；（3）星间交联测距实现GPS自主导航方法；（4）在轨道确定过程中的联合交联测距以提高星座自主性等；（5）美国第三代GPS卫星Block
IIR采用的一种TDMA式的测量通讯方法，它是利用星间相对测量进行自主导航一个具体应用，具有交联测距和在轨处理导航数据的能力。在利用星间相对测量进行自主导航方面，国外学者还提出许多有特色的方案：（1）通过测量星间距离和角度实现卫星自主导航轨道确定的方法。该方法在已知其中一颗卫星状态前提下，利用相对距离和地心惯性坐标系中的角度确定另一颗卫星的轨道。（2）基于星间相对位置矢量测量，同时自主确定两个卫星轨道的批处理滤波算法。该方法利用一系列惯性参考坐标系中的相对位置矢量和两颗卫星的轨道动力学模型，估计每一颗卫星的轨道六要素状态矢量和阻力系数；（3）Galileo导航系统也采用了星间观测的导航方案。由于星载计算能力有限，不能采用过于复杂的动力学模型，因此采用将星间测量和星地测量的结果相综合，提高卫星预推星历和时钟的精度。国内在这方面的研究较晚，直到20世纪末才对星座的相对导航做了初步的研究。如：利用星—星跟踪导航进行分析，给出星间观测存在的不可观测问题；利用星载GPS伪码测距进行小卫星星座的整网定位；建立自主定位卫星、基准星和高轨中继卫星三大部分组成导航系统框架，利用所有卫星的相互测量数据进行整网定轨；利用星载无线电测距实现低轨卫星的自主导航方法，通过星上天线发送和接受参考星（基于LEO参考星和基于TDRSS/LEO星）的通信数据，从而获得星间距离信息，应用推广Kalman算法确定卫星的位置和速度。以上内容整合了我之前整理的一篇文献综述，基本已经覆盖了现有的自主导航方法和技术。但在实际应用中，还有很多需要考虑的问题，最主要的就是导航精度要求和应用范围/弧段。因此，一般采用自主导航的航天器都采用多种方法共用、信息融合等方法，并采用适合自身的滤波技术来实现精度的提高。希望上述回答可以帮到你。
任何形式的导航，无非就是在整个空间坐标系里面知道自己相对于基准点的精确位置，例如在二维中的 12，9，三维中的11，55，156，不同的坐标系，会有不同的表述方式，比如大家常见的 经纬度+高度 表述，所有导航最重要的是位置精确的参照物以及物体相对参照物的位置。假设一个物体从基准点出发，开始运动，他了解自己位置的方式只有两种，一是自己根据当前位置和运动轨迹计算，这就是我们常常说的惯导，这种方式由于误差会不断累积，因此短时间内精度较高，随着时间增长，精度越来越低。另外一种就是通过与外部物体通信，然后计算延迟，从而得到相对于外部物体的位置，而此外部物体位置精确度较高，这样物体就能获得较为精确的位置。这种方式能够一直维持比较高的精度，基站定位，gps定位都是这种方式。因此楼主所说的航天器自主导航，应该归为第一类。因为航天器的起始位置是精确的，此时关键技术就是如何精确地计算航天器的运动轨迹。目前来看，所有的方式都是基于陀螺，玩过陀螺的朋友都知道陀螺在转动的时候，由于引力的影响，是有俯仰角这些的，航天器通过俯仰角获取自己的姿态，再叠加速度进行计算，就可以知道自己的位置了，但是正如前面所说，这些都是存在误差的，因此难点就是在控制误差，目前常见的陀螺有mems，激光，剩下的我也不太清楚。上面通过陀螺来计算位置的方式适合于短时间，时间长了，再牛B的陀螺的误差累积也会导致位置漂移严重，因此此时航天器需要和地面通信来获取更加精确的位置，这也是为什么每次发射航天器需要那么多遥控遥测的站。整个上面的情况适用于地球轨道或者是地月轨道的情况，这一情况下，航天器和地球可以方便地进行通信，从而不断修正位置，保证进入正确的轨道，但是一旦脱离了这种情况，比如到火星，光采用这种方式就不够了。要更好的定位，都是多重方式一起用，短时间用惯导，然后隔一段时间用定位点修正，到火星这种方式，为了劲量多地保持和航空器的通信，都会用到中继卫星。航天器如果定位要进一步发展，比如在星球大战里面那些，就需要依靠星图了，在漫无边际的宇宙，只有通过找到某个可以参照的恒星，以他作为基准点，才能知道自己在整个宇宙中的位置，但是宇宙那么大，我们的map都还没有画完，谈何容易啊
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