航天器导航就是给出受控航天器的位置矢量和速度矢量以确定航天器轨道的方法和过程。它主要完成的工作有，（1）确定当时的航天器在轨道上的位置和速度；（2）计算未来的航天器轨道和着陆点，以及所需机动的初始条件。

人类依赖天体、日、月、星辰作为导航的依据已有数千年历史。中国最早发明指南针，这是人类第一个导航工具，后来产生了罗盘，世界上第一个罗盘出现距今大约700年。罗盘出现后，随之而来的是六分仪，世界上出现第一只六分仪约在400年前。这种技术已经发展成为现在的空间六分仪，开始应用在航天器上。

航天器导航就是轨道确定。它回答以下问题：“航天器在哪里？朝什么方向飞行？飞行速度是多少？”这些都属于航天器运动学的几何学性质问题，因此需要选定一个参考坐标系以及在这个坐标系中航天器等运动物体的定位方法。对地球卫星来说，如果求出在地心惯性坐标系中航天器的三维位置及3个速度分量,就可以很方便地转换成人们所熟悉的轨道六要素。

航天器导航被划分为两类问题：姿态确定和轨道确定。相对于CIRS姿态确定采用星跟踪器，相对于太阳的姿态确定采用日传感器，相对于地球的姿态确定则采用水平传感器。三轴陀螺仪用于稳定从其他传感器获得的结果。地球低轨道卫星也可以使用多天线GNSS定姿技术。

轨道确定是基于力学模型，并辅以距离测量星际飞行器和卫星都是如此。图18.7说明了航天器的主要受力情况。多个天体的引力必须得考虑。太阳辐射压力的影响取决于飞行器的方向，及其表面对太阳光谱的反射率和吸收率。必须考虑来自地球、月球和其他星体的反射，如同必须考虑从航天器的一部分到另一部分的反射。建立了完善的模型，不用新的测量，在一个完整的轨道上卫星位置的预测精度可达到几米。

在地球轨道上，距离测量可使用GNSS、多普勒无线电定轨定位系统(Doppler orbitography radiopositioning integrated by satellite, DORIS)、雷达跟踪以 及卫星激光测距（satellite laser ranging, SLR)，其中卫星激光测距使用地球上的激光器和基于卫星的反射器来实现距离测量。在空间使用的GNSS接收机，必须考虑在轨道速度上更大的多普勒频移、信号强度的更大变化、大气传播误差的不同以及信号在负卫星高度角时的可用性问题。和所有的空间硬件一样，它们必须能够抗辐射和极端温度。

星际航天器可以通过多站通信链路双向测距、脉冲星导航以及观测行星和卫星的方向来实现。

在两个航天器交会对接的运动控制过程中需要相对导航，即确定它们之间的相对位置和相对速度。导航的主要目的是实现轨道控制。有时也需要利用导航信息来给出航天器上有效载荷所需的指向和处理有效载荷的数据。载人航天器中需要通过仪表向航天员显示导航参数。不同用途对导航参数的要求不同，例如姿态确定常常要求知道轨道根数，返回控制常常要求知道航天器相对于地球的位置和速度。

截至目前，在众多的空间任务中，人们广泛依赖地面导航方式进行绝对定位、雷达测距方法和光学跟踪方法均是被较多使用的地面导航方法。地面跟踪系统有一个显而易见的优点，那就是不必在航天器上安装主动设备，由于地面跟踪系统处于复杂的电磁干扰环境中，因此，需要进行大量的地面操作并对测量的数据进行精细分析。当航天器与地球相距越来越远时，使用雷达导航系统也将导致航天器的位置估计误差反增不减。为了实现必要的距离测定，雷达系统需要知道地面观测台的精确方位。应用雷达系统的另一个受限因素在于，雷达系统还需要知道太阳系目标的方位信息。然而，即使已知雷达站和太阳系目标的精确信息，飞行器的位罝估计也仅在有限角度范围内是精确的。雷达发射波束连同反射信号一起以不确定锥形体形式传输出去，需要指出的是，这种传输方式导致飞行器的位罝信息在距离函数上呈线性下降趋势。执行深空探测任务或星际飞行任务的众多航天器，可通过为航天器搭载主动式发射器来实现轨道确定的目的。航天器在接收地面观测台发出指令的同时，也会将信号发回地球。随后，接收站通过测量发送信号的多普勒频率计算径向速度。尽管这些系统的使用实现了航天器导航任务方面的许多突破，但该方法仍存在一些问题不容忽视，即随着距离的增加，误差问题也随之出现。在早期的试验中，Viking航天器利用跟踪设备作为导航系统，结果表明，在火星探测任务中，航天器的位置估计误差精度达到50km；在带外行星探测任务中，航天器的位置估计误差精度达到几百千米。

人们常用的第二种地面导航方法可称作光学跟踪方法。基于光学跟踪测量的航天器导航方式与雷达跟踪测量方式类似,光学跟踪测量方法主要是通过可见光反射到航天器上来确定航天器的方位。对于一些光学测量方法，首先需要采集图像，在完成图像分析并将图像与恒星背景比较后，才能够计算得出航天器的位罝。也就是说，利用此系统实现实时测量是很不容易的。除此之外，光学测量方法还受到环境条件的约束。

目前众多的探测任务都是围绕行星探测开展起来的，通过采集行星的视频图像并将视频图像与已知的行星参数进行比较实现航天器导航，这些已知的行星参数主要包括该行星的直径和相对于其他天体的位罝参数。如此一来，便可以得出航天器相对于行星的方位信息，不过使用该方法获得航天器方位信息有个前提条件，必须保证航天器在观测星附近。

如何能够实现深空探测任务的精确绝对导航呢？一般认为地面雷达测距与机上行星成像两种方式的有机结合可以有效地解决这一问题，不过这种方法是在人机交互并对数据进行分析的基础上进行的。此外，由于雷达测距误差变化与飞行器和地球间的距离变化成正比例关系，随着飞行器距离地球越来越远，雷达测距误差也就越来越大，由于需要知道地面天线的精密指向精度，精确导航也变得更复杂了。另外，飞行器需载有用于导航的视频图像处理系统，不过机上系统的存在导致成本增加，同时飞行器与天体间的距离要足够近，图像处理过程才能展开。因此，为实现整个太阳系甚至整个银河系的精确绝对导航，对可供选择的探测方法展开研究是非常有必要的。

飞行器邻近地球飞行时，GPS系统可以实现完全自主导航模式。GPS系统借助于24颗或32颗中高轨道卫星组成的星座阵传输微波信号，该星座阵帮助GPS接收器确定自己的方位、速度、方向和时间。然而，当飞行器距离地球较远时，GPS系统将无法为飞行器提供全而的服务。

大多数飞行器在进行深空探测任务时会选择深空网（DSN）。深空网是一个国际化的天线网络，该网络包括探测太阳系及宇宙的射电天文观测台、雷达天文观测台，能够帮助实现星际飞行探测任务。深空网还能够执行选定的近地轨道任务。深空网由三个深空通信设备组成，这三个通信设备分别以约120°角分布在全世界的三个角落：加利福尼亚州莫哈韦沙漠的Goldstone、西班牙马德里周边以及澳大利亚堪培拉附近。这种布局安排具有很重大的战略意义：一方面，即使在地球旋转的情况下，这种分布也能实现航天器的持续观测；另一方面，这种分布方式的出现使DSN成为了世界上最大、最灵敏的通信系统。

虽然深空网能够提供精准的径向位置，但繁多的地面操作和地面观测台的协调安排依然是必不可少的。即使使用了干涉测量法，角度的不确定性情况也会随着距离的增加越来越明显。一般以1km~10km为单位来表示航天器与地球间的距离，借助于深空网的甚长基线干涉量度法（VLBI)可以得到位罝精确度。甚长基线干涉量度法是天文干涉测量法在射电天文学中应用的一个实例。将多台望远镜组合成一台望远镜来观测一个天体，这台望远镜的尺寸相当于望远镜之间的最远距离。将每个天线阵列接收到的数据与时间信息匹配（通常使用的是当地原子钟），并将匹配信息储存在磁带或硬盘上以备后续的数据分析。后期，将此数据与其他天线记录的数据做互相关处理，并获取结果。利用干涉测量法，该方法的精度与观测频率及天线阵中天线的最远距离成正比例关系。相对于传统干涉测量方法而言，VLBI技术可以大幅提升天线阵列中天线的最远距离，为了实现这个技术，必须利用同轴电缆、波导、光纤或其他无线传输介质实现天线之间的连接。

航天器轨道确定基本上可分为两大类：自主和非自主。非自主测轨由地面站设备，例如雷达，对航天器进行跟踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获得轨道位置信息。相反，若航天器的位置和速度等运动参数用星上测轨仪器（或称导航仪器）来确定，而该仪器的工作不依赖于位于地球或其他天体的导航和通信设备，那么轨道确定（空间导航）则是自主的。

过去，绝大部分航天器都采用非自主测轨。由于这种方法存在很大局限性，它要依赖地面站，而一个地面站跟踪卫星的时间是非常有限的。如果要连续跟踪卫星，则需要相当数量的地面站。例如要求地面站100%时间覆盖航天器，当轨道高度为270km时，需要56个站；当高度为800km时，也需要设20个站，而且这些站都要求理想分布，其中大多数站势必在国外或海上。由此可见，用增加地面站的办法来跟踪低轨道航天器100%的轨道时间是不经济的，甚至是不现实的。但若不能连续跟踪航天器，则测轨只能利用一段轨道数据处理技术，当设站不够多时，测轨精度很低。

自主导航存在两种方式：被动或主动。被动方式意味着与航天器以外的卫星或地面站没有任何合作，例如空间六分仪；而主动方式意味着与航天器以外的地面站或卫星（例如数据中继卫星）有配合，例如全球定位系统.另外还存在一个问题需要考虑，即航天器自主轨道确定与姿态确定是相互关联或者互相独立的，一般说来由于轨道比姿态变化缓慢的原因，希望轨道确定和姿态确定互相分开，特别在精度要求很高的场合.但是有许多敏感器，例如空间六分仪、陆标跟踪器、惯性测量部件、太阳和星敏感器等，既可以作轨道确定系统的敏感器，同样地也可作姿态确定系统的敏感器。根据这些敏感器所得到的信息，设计相应软件，经过计算机进行数据处理和计算，就可以得到有关轨道和姿态的数据.在这种情况下，姿态和轨道确定是相关联的。

空间自主导航系统按它的工作原理可分为五大类。

（1）测量对于天体视线的角度来确定航天器的位置：这基本上是属于天文导航方法。在这种导航系统中，航天器首先测定它对地球表面的当地垂线，然后以此为基准分别测量3个彼此独立的已知星体的角度。根据这些测量数据就可推算出航天器的位置和姿态信息。

天文导航系统是以天空的星体作为导航台、星光作为导航信号的测角定位系统。星体离航天器很遥远，这时很小的测角误差就会产生很大的定位误差。为了精确定位，除了要求高精度测角外，还要有高精度的方向基准，而且设备的价格昂贵，系统的工作受气象条件限制。但是，由于星体离地面很远，系统工作区域广，可对在外层空间活动的航天器进行导航，而且当航天器在大气层之上时，导航就不再受气象条件限制。

（2）测量地面目标基准来确定航天器的位置和姿态：这种系统要依靠地面控制点或陆标，而这些地面目标从空间是可以被识别出来的，地面控制点有很多形式，例如精确的光源、发射机、特征或地面上特定的地区。虽然不同的系统探测地面控制点的形式各不相间，但从被测量的参数总是可以得到航天器完整的位置和姿态的信息。

（3）对已知信标测距：这类自主导航系统要依靠己知信标来测量航天器到3个或更多已知点的距离，然后用三角法解出所求航天器的位置。通过获取由已知信标发射的某种形式的导航信号来确定距离，这种导航信号中包括有关发射机的位置和信号开始发送的时间信息。然后接收机根据已知信号接收时间解出信号传播时间，若信号传播速度不变，则可以估算出距离。全球定位系统（GPS）导航就属于这一类。

（4）惯性导航方法：它主要由惯性测量装置、计算机和稳定平台（捷联式没有稳定平台）组成。通过陀螺和加速度计测量航天器相对于惯性空间的角速度和线加速度，并由计箅机推算出航天器的位置、速度和姿态等信息。因此惯性导航系统也是航天器的自备式航位推算系统。

惯性导航系统具有抗干扰、抗辐射性（如电磁波和光波）强，不受外界影响，导航精度也较高的特点，自主性很强，适用范围广。但是它有积累误差，由于陀螺总存在漂移，导航精度会随着系统工作时间的增加而降低，因而此种方法难于满足长寿命航天器的导航任务.另外，当航天器在自由飞行时，惯性导航对加速度计灵敏度要求很高，大约须高于（10-8～-1-9）g以上的灵敏度，还要求准确的重力场数据。因此惯性导航适用于航天器主动段。

载人航天器在太空飞行期间，空间导航设施起着重要的作用，它是航天交通网的“路标”。空间导航的主要任务是监测航天器距目标的距离，飞行速度以及飞行方向的偏差，导航工作最主要的是进行跟踪测量。

在载人航天的初期，大部分导航工作是由地球上的设备来完成的。航天器本身只完成一小部分。后来由于导航技术的发展，载人航天器本身完成的工作越来越多。可以预测，随着现代计算机和导航设备的性能越来越先进，未来的载人航天器会具有完全独立的空间导航能力。

载人航天器在飞行过程中，在不同的阶段将采用不同的空间导航方法。目前主要的方法如下。

(1) 在航天器地面控制行期间，可采用无线电测距和甚长基线测量法测速。航天器可以采用惯性测量装置、空间六分仪和光学星图表，使航天员时刻都能知道自己的飞行状态。

(2) 载人飞行器在轨道对接时，要进行机动飞行，时刻调整偏差，这时主要采用无线电测距和航天员目视跟踪。

(3) 航天器在降落期间可以釆用雷达测距和多普勒测速。航天器向地面降落时还可以采用着陆辅助设备。

航天器的空间导航设备主要有地面导航设备和航天器上的导航设备两种。

航天器在大多数阶段都是靠地面导航设备来导航的，美国宇航局主要依靠地面雷达进行跟踪测试，然后再根据信号计算航天器飞行的距离，其精确度可达到几米。

20世纪70年代，美国载人飞船在执行任务期间，主要依靠地面的跟踪测量船，多艘跟踪测量船可以构成一个太空跟踪网。另外还有3个地面测量站，主要分布在加利福尼亚州、澳大利亚和西班牙，基本上覆盖了全球。地面跟踪站从无线电信号提取多普勒速度和距离信息，并通过跟踪站传送到设在加利福尼亚的喷气推力中心实验室的中央计算机，然后对数据进行处理，以及时调整航天器的速度及飞行姿态。

载人航天器上的导航设备主要有惯性测量装置、空间六分仪和光学定位系统。

惯性测量装置最早应用于飞机导航，后经过改进又用到了火箭上，而后又经过适当改进被用在了载人航天器上，用于测量航天器的飞行姿态、所在位置和飞行速度。美国为“阿波罗号”研制的惯性测量装置是一种典型的导航设备。它由3个常规陀螺仪和3个安装在稳定平台上的加速度表组成。

空间六分仪用于测量瞄准线与各种星体间的角度，用此来测定飞行器的飞行方向。当恒星偏离六分仪的瞄准线时表明惯性测量仪需要重新对准。

光学定位系统利用目标周围的恒星背景作为确定载人航天器接近目标体的方向。同样载人航天器上也装有目标测距装置和多普勒雷达，在飞行过程中，载人航天器上和地面上的测量系统自始至终共同工作，以达到最高的导航精度。

空间导航与地面导航不同，飞行器的飞行轨道是预先设定好的，在飞行器飞行过程中通过各种仪器描绘出其实际的飞行轨道，然后对比其预先测定的轨道模型，及时修正飞行器的飞行姿态，以完成预定的任务。