太陽帆航天器研究及其關(guān)鍵技術(shù)綜述

榮思遠(yuǎn),劉家夫,崔乃剛

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院,黑龍江 哈爾濱 150001)

0 引言

快速、高效、低成本、低風(fēng)險、長壽命是21世紀(jì)現(xiàn)代航天飛行器技術(shù)發(fā)展的目標(biāo)?，F(xiàn)代飛行器受化學(xué)燃料火箭能量和其能攜帶的燃料質(zhì)量的制約日甚,特別是為使深空探測的距離更遠(yuǎn)和更長期在軌完成更多的空間任務(wù),飛行器的質(zhì)量隨之增大,這就必然需要攜帶更多的燃料并付出更大的代價。為克服這些缺點,已出現(xiàn)了核子火箭、電火箭和離子火箭等多種新型高效發(fā)動機(jī)并用于空間飛行任務(wù),但它們都未擺脫燃料的束縛,飛行器壽命仍受制約。

為擺脫龐大的運載工具,且能使航天器攜帶更多的載荷,以實現(xiàn)更快、更廉價、更好的目標(biāo),近年來一種新型的航天器——太陽帆航天器受到了國內(nèi)外的廣泛重視。太陽帆航天器依靠面積巨大但質(zhì)量很輕的太陽帆反射太陽光獲得源源不斷的推力,是唯一不依靠反作用推進(jìn)實現(xiàn)飛行控制的飛行器。它無需消耗燃料,在太空中的壽命不受有限燃料的制約;采用高性能材料使其結(jié)構(gòu)質(zhì)量很輕,可顯著減小發(fā)射質(zhì)量,發(fā)射費用更低。利用太陽光壓所提供的連續(xù)加速度,經(jīng)過長時間加速,太陽帆航天器能以速度93 km/s飛行,該速度較當(dāng)今火箭推進(jìn)的最快航天器快4～6倍[1、2]。

太陽光產(chǎn)生的壓力很小,全反射時在1 AU處約9μN/m2。為獲得足夠的推力,太陽帆航天器需有很大的反射面,而為獲得更大的加速度,太陽帆航天器質(zhì)量須非常輕。通過控制太陽帆與太陽光線的夾角,可使太陽帆航天器向太陽系中心或遠(yuǎn)離太陽系飛行。

太陽帆航天器是唯一不依賴于反作用推進(jìn)的飛行器,它可適應(yīng)星際探測、取樣返回、太陽極點觀測等各種任務(wù),高性能的太陽帆也可完成部分過去無法實施的任務(wù),如太陽或行星的懸浮軌道任務(wù)、極地通信衛(wèi)星的推進(jìn)任務(wù)[3、4]。由于太陽帆航天器有巨大的優(yōu)越性,會在未來的空間任務(wù)應(yīng)用中發(fā)揮更重要作用。

為此,本文對太陽帆航天器的研究現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)等進(jìn)行了綜述。

1 太陽帆航天器研究現(xiàn)狀

雖然太陽帆航天器近年來才作為一種新型航天器成為人們關(guān)注的焦點,但其概念提出的歷史卻很長。早在400多年前,開普勒就設(shè)想無需攜帶任何能源,僅僅依靠太陽光就可使宇宙飛船馳騁太空。20世紀(jì)20年代,前蘇聯(lián)的TSIOLKOVSKY等明確提出了用照到很薄的巨大反射鏡上的太陽光產(chǎn)生的推力獲得宇宙速度的理論,他們率先提出了太陽帆——一種包在硬質(zhì)塑料上的超薄金屬帆的設(shè)想,成為今天建造太陽帆航天器的基礎(chǔ)。

目前,對太陽帆推進(jìn)研究較多的主要航天機(jī)構(gòu)有：俄羅斯巴巴金空間研究中心、俄羅斯空間研究所、美國國家航空航天局(NASA)、歐洲航天局(ESA)、德國航空航天研究院(DLR)和英國格拉斯哥大學(xué)等。進(jìn)入21世紀(jì)以來,NASA的戈達(dá)德空間飛行中心(GSFC)、噴氣推進(jìn)實驗室(JPL)、蘭利研究中心(LaRC)、馬歇爾空間飛行中心(MSFC)和NASA先進(jìn)概念研究所均有太陽帆研究項目,NASA空間技術(shù)公司(Code R)和NASA空間科學(xué)辦公室(Code S)則致力于太陽帆工藝研究、任務(wù)研究與任務(wù)分析[5～7]。近些年來國內(nèi)一些高校和科研院所也開始對太陽帆航天器進(jìn)行研究,主要集中在太陽帆航天器的結(jié)構(gòu)分析、姿態(tài)控制及軌道任務(wù)應(yīng)用等領(lǐng)域。

1.1 構(gòu)型與材料

1.1.1 構(gòu)型

太陽帆構(gòu)型與尺寸的選擇主要取決于任務(wù)的需要,如太陽帆所需特征加速度的大小等,同時也要考慮工程任務(wù)的成本和風(fēng)險[8]。迄今為止,太陽帆主要的構(gòu)型為方形、圓盤形和直升機(jī)螺旋槳形,如圖1所示。其中,構(gòu)型(d)是新近提出的,這種特殊構(gòu)型旨在減小太陽帆系統(tǒng)質(zhì)量[9]。

太陽帆研究的重點集中于方形構(gòu)型,諸多空間任務(wù)應(yīng)用都以此種構(gòu)型太陽帆為最優(yōu),主要因為該種構(gòu)型的太陽帆易操控,能為行星逃逸提供很大的轉(zhuǎn)彎速度。方形太陽帆由支撐管4根、帆面4塊、包裝展開機(jī)構(gòu)、有效載荷和姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)等組成。其中,支撐桿為結(jié)構(gòu)提供剛度、使帆面保持平整;包裝展開機(jī)構(gòu)位于4根支撐桿匯聚的中心。

圖1 太陽帆航天器結(jié)構(gòu)形狀Fig.1 Structure style of solar sail spacecraft

1.1.2 材料

太陽帆的結(jié)構(gòu)質(zhì)量盡可能輕,才能最大程度提升太陽帆的推進(jìn)性能,這就要求在滿足太陽帆的機(jī)械物理性能及空間環(huán)境需要的前提下,采用更小密度的材料。隨著材料學(xué)的不斷發(fā)展,許多新型高性能材料已用于太陽帆的研究。

a)太陽帆支撐桿

為使太陽帆有很大的支撐剛度和強(qiáng)度,同時質(zhì)量較輕,太陽帆支撐桿需使用先進(jìn)的復(fù)合材料和纖維材料。DLR設(shè)計了一種4根長14 m且厚度小于10μm的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料管的太陽帆支撐結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)采用充氣方式展開,在充氣展開過程中對支撐桿材料進(jìn)行剛化處理,充氣完畢后支撐桿即已全部剛化[10]。這種用碳纖維材料制作的桁架機(jī)構(gòu)的支撐桿有質(zhì)量輕、強(qiáng)度高、彈性好等優(yōu)點,且可方便地收卷、展開。NASA曾對太陽帆支撐桿旋轉(zhuǎn)展開方式進(jìn)行了研究[11]。在這種展開方式中,采用碳素纖維加固塑料(CFRP)制作支撐桿,該材料的強(qiáng)度高、硬度大、密度低,易于折疊包裹,厚度僅10μm,線密度僅101 g/m。

b)太陽帆帆面薄膜

目前,制備太陽帆薄膜的材料是鍍鋁的聚酰亞胺或聚脂薄膜。這種剛硬、超輕、制作工藝相對簡便、折疊包裝體積小的聚酰亞胺是在超輕空間結(jié)構(gòu)應(yīng)用中備受青睞的良好材料?，F(xiàn)已能生產(chǎn)最小厚度3μm的Kapton(聚酰亞胺)和面密度4.8 g/m2的CP-1薄膜材料。

LaRC的20 m方形可升級太陽帆系統(tǒng)中太陽帆帆面材料的面密度為4～5 g/m2[12]。隨著材料技術(shù)的發(fā)展,NASA已可生產(chǎn)厚度小于1μm、面密度小于2 g/m2的薄膜材料,可使太陽帆系統(tǒng)面密度小于5.3 g/m2[13]。此系統(tǒng)面密度可使用其制作的太陽帆完成目前科學(xué)界提出的所有空間科學(xué)任務(wù)。

近期,NASA,DLR等正嘗試使用Kevlar纖維加強(qiáng)材料制作太陽帆帆面,以顯著提高帆面抗拉伸能力[14]。該厚度較大的新穎多孔性碳纖維薄膜(又稱微桁架纖維)不僅能耐高溫,而且面密度僅為1～10 g/m2。

1.2 姿態(tài)控制

在軌運行的太陽帆航天器尺寸巨大、轉(zhuǎn)動慣量很大,且執(zhí)行任務(wù)飛行時間長,存在的干擾力矩較多,用傳統(tǒng)姿態(tài)控制方法會明顯降低太陽帆航天器的飛行性能,已不適于太陽帆航天器的姿態(tài)控制。為此,國內(nèi)外提出了多種針對高性能太陽帆航天器的新型姿態(tài)控制技術(shù)。

WIE等給出了一種太陽帆姿態(tài)控制方案,包括無推進(jìn)工質(zhì)消耗的主姿態(tài)控制系統(tǒng)和微小推進(jìn)工質(zhì)消耗的輔助姿態(tài)控制系統(tǒng)各1個[15～17]。前者通過采用2個質(zhì)量塊沿支撐桿往復(fù)移動對俯仰/偏航軸和1個位于支撐桿端部的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定棒對滾轉(zhuǎn)軸進(jìn)行姿態(tài)控制;后者通過使用位于桅桿端部的輕質(zhì)脈沖離子推力器實現(xiàn)對太陽帆的姿態(tài)控制,可將太陽帆的姿態(tài)從非正常狀態(tài)控制到正常狀態(tài)。

METTLER等對有M個控制葉片(每個葉片的自由度數(shù)為1)的太陽帆進(jìn)行了動力學(xué)建模,并給出了一種非線性魯棒控制算法,仿真結(jié)果表明設(shè)計的控制器在因存在質(zhì)心/壓心偏差產(chǎn)生的干擾力矩時有較好的控制品質(zhì),但動力學(xué)建模與姿態(tài)控制時并未考慮控制葉片和帆面的變形因素[18]。

LAWRENCE等研究了有4個控制葉片太陽帆的軌道姿態(tài)耦合控制,通過調(diào)整太陽帆4個控制葉片的偏轉(zhuǎn)角實現(xiàn)太陽帆三軸姿態(tài)機(jī)動,同時也控制了太陽帆的推力矢量幅值,與傳統(tǒng)依靠調(diào)節(jié)推力幅值的2自由度推力控制方法比較的結(jié)果表明,4葉片控制系統(tǒng)在初始誤差修正等方面的優(yōu)勢較大[19]。

駱軍紅等針對由有效載荷、太陽帆和4個控制葉片組成的太陽帆航天器系統(tǒng),基于物理模型,用歐拉動力學(xué)方程建立姿態(tài)動力學(xué)方程,通過數(shù)值仿真對太陽帆航天器基于控制葉片的對日定向性能進(jìn)行了研究。該姿態(tài)控制方法無需消耗自身工質(zhì),適于任務(wù)期限長、姿控精度要求低的行星際探測任務(wù)[20]。

太陽帆是一個有6個自由度的柔性體航天器,其轉(zhuǎn)動慣量、自然頻率、阻尼和模態(tài)常數(shù)均不確定,應(yīng)用魯棒控制技術(shù)設(shè)計太陽帆姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個重要方向。在對靜地轉(zhuǎn)移軌道(GTO)的太陽帆進(jìn)行分析后,ROTUNNO等應(yīng)用H∞,定量反饋理論(QFT)和輸入成形三種方法設(shè)計太陽帆姿態(tài)控制系統(tǒng),并對基于三種方法設(shè)計的姿態(tài)控制器進(jìn)行了比較,分析了各自的優(yōu)缺點[21]。

改變太陽帆質(zhì)心/壓心相對位置(通過調(diào)節(jié)有萬向節(jié)的控制桿實現(xiàn)),同時采用位于4個支撐桿頂端的控制葉片亦可實現(xiàn)太陽帆三軸姿態(tài)控制[22～24]。WIE對采用這種姿態(tài)控制方法的太陽帆進(jìn)行三軸姿態(tài)動力學(xué)建模,模型中轉(zhuǎn)動慣量的大小和控制葉片的相對矢量均是萬向節(jié)轉(zhuǎn)角的函數(shù)。崔祜濤等對由控制桿、反作用飛輪、有效載荷和太陽帆組成的太陽帆航天器多體系統(tǒng)應(yīng)用拉格朗日方程進(jìn)行姿態(tài)建模,并分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和能控性,對太陽帆三軸姿態(tài)控制響應(yīng)特性和行星際軌道轉(zhuǎn)移過程中姿態(tài)控制效果進(jìn)行數(shù)值仿真,結(jié)果表明這種姿態(tài)控制方案可行,且節(jié)省燃料、降低系統(tǒng)質(zhì)量,可提高太陽帆推進(jìn)性能[25]。

對裝有萬向接頭的太陽帆,WIE給出了簡化的俯仰軸物理及動力學(xué)模型,在設(shè)計姿態(tài)控制系統(tǒng)時,采用簡單的比例積分微分(PID)控制方法,仿真結(jié)果表明控制系統(tǒng)設(shè)計可抑制各種干擾力矩對太陽帆姿態(tài)的影響[23、25]。結(jié)合太陽極地觀測任務(wù),WIE給出了有控制質(zhì)量塊太陽帆的簡化姿態(tài)動力學(xué)方程,設(shè)計了太陽帆三軸控制器,并根據(jù)太陽極地觀測任務(wù)給出仿真算例[12]。

自旋穩(wěn)定是太陽帆的一種較簡單的姿態(tài)控制方法[26、27]。當(dāng)太陽帆質(zhì)心/壓心存在偏差時,太陽光壓力將使帆的指向偏離太陽,而此時利用陀螺定軸性保持帆的旋轉(zhuǎn)軸指向太陽,再通過噴氣進(jìn)行進(jìn)動和章動控制,可實現(xiàn)太陽帆的對日定向。

WIE通過平移和傾斜太陽帆帆面控制NASA的新千年空間技術(shù)ST-6太陽帆姿態(tài),該姿態(tài)控制方法的執(zhí)行機(jī)構(gòu)非常復(fù)雜。WIE設(shè)計了PID控制器,雖然仿真結(jié)果表明姿態(tài)控制方法操縱性能良好,但硬件實現(xiàn)卻很難[22、23]。

1.3 軌道控制及其任務(wù)應(yīng)用

太陽帆的推進(jìn)性能獨特,對其軌道控制及任務(wù)應(yīng)用進(jìn)行了大量的研究,主要包括以下內(nèi)容。

1.3.1 太陽極地觀測任務(wù)

太陽極地觀測任務(wù)的目標(biāo)軌道是距日心0.48 AU、傾角75°的太陽圓軌道[28、29]。DACHWALD等采用尺寸160 m×160 m、系統(tǒng)質(zhì)量450 kg太陽帆完成此任務(wù),其特征加速度為0.35 mm/s2。研究基于參考轉(zhuǎn)移軌道,以帆面溫度極限作為約束設(shè)定了太陽帆“冷”、“熱”任務(wù)(所謂冷、熱是指帆面可耐溫度的極限)。帆面可耐溫度極限越高,太陽帆就可更接近太陽以獲得更多的能量,進(jìn)而縮短軌道轉(zhuǎn)移時間。

1.3.2 太陽帆懸浮軌道任務(wù)

太陽帆須有很高的性能才能提供懸浮軌道[8]。針對太陽為中心的懸浮軌道,MCINNES就太陽帆航天器多種形式的日心懸浮軌道線性穩(wěn)定性和可控性進(jìn)行了分析,討論了3種形式的日心懸浮軌道線性穩(wěn)定性,結(jié)果表明如太陽帆姿態(tài)相對帆-日連線固定,太陽帆日心懸浮軌道即為穩(wěn)定的,該相對固定的姿態(tài)可通過選取特定的太陽帆形狀使用被動控制方法實現(xiàn)。因此當(dāng)軌道不穩(wěn)定時,原則上可通過被動控制方式實現(xiàn)穩(wěn)定[30、31]。

李俊峰等對日心懸浮軌道的太陽帆編隊進(jìn)行了研究,推導(dǎo)了懸浮軌道附近的相對運動方程。將相對運動方程在懸浮軌道附近線性化,獲得了線性化方程,基于該線性化方程考慮了懸浮軌道附近的數(shù)種編隊控制方法,只需通過調(diào)節(jié)太陽帆姿態(tài)就可簡單地實現(xiàn)控制[32、33]。

1.3.3 外太陽系及更遠(yuǎn)探測

應(yīng)用太陽帆進(jìn)行外太陽系甚至更遠(yuǎn)處的科學(xué)探測任務(wù)是由ESA與DLR新近提出的[34～37]。對距離太陽200 AU的太陽風(fēng)層頂和日光層接觸面進(jìn)行原地探測對基礎(chǔ)科學(xué)的研究有很大意義[34]。由于探測距離過遠(yuǎn),太陽帆設(shè)計成邊長245 m的方形構(gòu)型,系統(tǒng)總質(zhì)量達(dá)517 kg。太陽光壓力反比于帆-日距離,因此太陽帆可通過數(shù)次接近太陽獲得遠(yuǎn)行的能量[34～36]。到達(dá)目標(biāo)地點的飛行時間主要取決于太陽帆系統(tǒng)的質(zhì)量和允許接近太陽的最小距離,而后者取決于帆面材料的耐高溫極限能力[35、36]。

1.3.4 攔截對地球有威脅的小行星

AIAA假定在2004年7月4日發(fā)現(xiàn)一顆小行星,經(jīng)計算,該小行星將于2015年1月14日撞擊地球,小行星半徑200 m,定名為2004WR。DACHWALD,WIE提出用太陽帆撞擊2004WR小行星消除其對地球的威脅。用10個160 m方形、系統(tǒng)總質(zhì)量300 kg、特征加速度0.5 mm/s2的太陽帆完成此次撞擊任務(wù)。太陽帆航天器經(jīng)過約5年的在軌運行后,將于2012年1月1日于小行星的近日點分離出自身攜帶的小衛(wèi)星對小行星進(jìn)行撞擊,太陽帆航天器攜帶質(zhì)量150 kg的小衛(wèi)星。小行星與小衛(wèi)星的相對速度約為70 km/s,小行星軌道速度在每次撞擊完成后均增加0.3 cm/s。經(jīng)過10次連續(xù)撞擊以后,將徹底消除小行星對地球的威脅[38～41]。

1.3.5 行星探測任務(wù)

馬歇爾空間飛行中心對使用太陽帆進(jìn)行火星探測任務(wù)很感興趣[42、43]。STEVENS等對地球-火星往返軌道進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計,以太陽帆進(jìn)入火星的雙曲極限速度Δv作為軌道優(yōu)化指標(biāo)。優(yōu)化結(jié)果表明：使用太陽帆進(jìn)行火星探測可顯著減小火星的雙曲極限速度[42]。此外,太陽帆還可攜帶更輕質(zhì)的有效載荷進(jìn)行火星探測,太陽帆的高機(jī)動飛行能力可大幅提升其有效載荷的運送能力[43]。因為從水星軌道返回地球需要巨大的軌道轉(zhuǎn)移能量Δv,MCINNES等認(rèn)為應(yīng)用太陽帆航天器進(jìn)行水星取樣返回是很好的選擇,提出使用1個面積275 m2的太陽帆實現(xiàn)水星取樣返回任務(wù),太陽帆系統(tǒng)面密度5.9 g/m2,總發(fā)射質(zhì)量2 353 kg,擬定搭載日本H 2運載火箭升空,近期的最佳發(fā)射時間是2014年4月,4.4年后完成取樣返回任務(wù)[44、45]。與傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)方式相比,太陽帆推進(jìn)方式可減少發(fā)射質(zhì)量60%,節(jié)約旅行時間40%。

1.3.6 彗星取樣返回

在1976年11月NASA就曾決定開展利用太陽帆完成與哈雷彗星匯合的任務(wù),但最終由于太陽帆技術(shù)難度太大任務(wù)被取消。近期,隨著對太陽帆任務(wù)研究的深入,與彗星匯合及其取樣返回任務(wù)又成為關(guān)注的熱點。TAYLOR等提出利用太陽帆推進(jìn)提高軌道傾角,設(shè)計的太陽帆軌道可使太陽帆與目標(biāo)彗星在其近日點交匯(距太陽1 AU),太陽帆利用自身攜帶的小容器收集小彗星噴射出的物質(zhì)以完成取樣,完畢后收回小容器,太陽帆減小軌道傾角,返回地球[46]。

1.3.7 地磁尾探測任務(wù)

對地磁尾構(gòu)造的了解有助于對地球物理構(gòu)造認(rèn)知更深入。傳統(tǒng)的地磁尾監(jiān)測任務(wù)需要飛行器運行于一大橢圓軌道獲取地磁尾空間結(jié)構(gòu)的信息[47]。用傳統(tǒng)推進(jìn)方式需要飛行器有持續(xù)低推進(jìn)能力或周期性的高脈沖推進(jìn)能力,這要求飛行器自身攜帶大量燃料,這樣既增加了發(fā)射成本又縮短了飛行器的壽命。利用太陽帆能提供持續(xù)推力的特性,可讓太陽帆攜帶科學(xué)有效載荷長期駐留在地磁尾處進(jìn)行探測[47、48]。

1.3.8 地磁暴任務(wù)

地磁暴又稱為太陽風(fēng)暴,是由太陽強(qiáng)烈釋放等離子體所產(chǎn)生的一種空間物理現(xiàn)象,對衛(wèi)星通信會產(chǎn)生很大干擾,因此有必要對地磁暴進(jìn)行預(yù)測[49]。利用太陽帆獨特的推進(jìn)方式進(jìn)行日地L1平衡點駐留可實現(xiàn)地磁暴的預(yù)測[8、50]。LAWRENCE等給出了繞L1點的Halo軌道的控制方法,給出了Halo軌道動力學(xué)方程,討論了日地L1平衡點的控制,研究了日地L1點的軌道修正及軌道保持,并運用線性二次閉環(huán)控制器進(jìn)行相應(yīng)的控制[50]。使用具魯棒性的局部反饋控制律設(shè)計相應(yīng)的控制系統(tǒng)。李俊峰等對人工L1點附近太陽帆的穩(wěn)定飛行進(jìn)行了研究,采用被動控制方法,并結(jié)合太陽帆構(gòu)型討論了軌道的被動控制方法,同時考慮太陽帆的姿態(tài)軌道耦合動力學(xué)效應(yīng),給出了姿軌耦合動力學(xué)方程,基于姿軌耦合動力學(xué)方程討論L 1點被動穩(wěn)定控制[51]。

1.4 試驗驗證及動力學(xué)仿真

在NASA空間推進(jìn)技術(shù)研究室指導(dǎo)下,L'GARDE小組、JPL和LaRC等部門業(yè)已并仍在開發(fā)一個可升級的太陽帆系統(tǒng)以用于NASA未來的空間推進(jìn)[52]。進(jìn)行太陽帆飛行試驗前,有必要進(jìn)行一次全面的結(jié)構(gòu)測試以檢驗太陽帆結(jié)構(gòu)的設(shè)計水平。測試項目包括展開、真空熱環(huán)境、結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)測試等;太陽帆結(jié)構(gòu)設(shè)計成熟的關(guān)鍵是開發(fā)有效的有限元模型,這些有限元模型的正確性與精度將用前述的地面測試結(jié)果檢驗。隨著太陽帆尺寸增大,太陽帆地面試驗驗證變得很困難,故為太陽帆開發(fā)有效的有限元分析模型顯得愈發(fā)重要。

1.4.1 地面實物測試

2005年5月,NASA對由ATK空間系統(tǒng)研發(fā)的20 m可升級方形太陽帆系統(tǒng)進(jìn)行了一個大氣壓和重力環(huán)境中的地面展開試驗[53、54]。由于太陽帆結(jié)構(gòu)巨大、剛度相對較小,重力使地面展開試驗與實際飛行所得結(jié)果間存在差異。GSFC用非線性有限元模型模擬重力對太陽帆的影響,所得有限元分析結(jié)果與地面試驗接近,最大誤差小于10%。經(jīng)過近期的試驗和測試,NASA計劃生產(chǎn)出邊長為40～120 m的可升級方形太陽帆系統(tǒng),其性能幾乎可完成目前科學(xué)界提出的所有空間科學(xué)任務(wù)。

在20 m可升級方形太陽帆系統(tǒng)展開測試后,2005年7月NASA將此系統(tǒng)在格倫研究中心的空間模擬環(huán)境設(shè)備中進(jìn)行了組件、子系統(tǒng)和系統(tǒng)級的結(jié)構(gòu)靜力與動力響應(yīng)測試[55]。同時,科研人員用Abaqus,Nastran等有限元程序分析結(jié)構(gòu)靜力與動力響應(yīng),將實物測試結(jié)果與有限元分析結(jié)果進(jìn)行比較,發(fā)現(xiàn)兩者基本一致。

在太陽帆地面動力學(xué)響應(yīng)測試中,照相測量法是一種常用的測量方法[56]。最近10年,LaRC將照相測量法用于測量太陽帆帆面的動力學(xué)響應(yīng)的模態(tài),該測量方法可為研究人員提供可靠的測試結(jié)果。

1.4.2 動力學(xué)仿真

NASA在進(jìn)行太陽帆系統(tǒng)地面實物試驗測試的同時,對太陽帆進(jìn)行了結(jié)構(gòu)動力學(xué)有限元分析。NASA將太陽帆成熟的有限元分析手段視為以后替代地面實物試驗的有效而經(jīng)濟(jì)的方式。

西工大與俄羅斯曾開展了太陽帆結(jié)構(gòu)分析的合作[57]。他們設(shè)計的太陽帆由中心鼓輪和向四周輻射的輻條組成。將輻條視為懸臂梁模型,由動平衡條件得出方程,應(yīng)用差分方法求解,所得結(jié)果對確定太陽帆輻條強(qiáng)度、太陽帆轉(zhuǎn)速和太陽帆結(jié)構(gòu)參數(shù)很有意義。

龔勝平等研究了太陽帆結(jié)構(gòu)參數(shù)(主要指支撐桿長度與帆的面積)對其在懸浮軌道穩(wěn)定運行的影響,研究結(jié)果表明帆的面積對其穩(wěn)定性影響較大：當(dāng)帆的面積較小時,只要結(jié)構(gòu)參數(shù)滿足一定的約束條件太陽帆即可穩(wěn)定;當(dāng)帆的面積較大時,則不穩(wěn)定;支撐桿的長度對太陽帆穩(wěn)定性的影響較小[58]。

2 太陽帆航天器關(guān)鍵技術(shù)

太陽帆航天器的概念已提出數(shù)十年了,大量研究已證明了其潛在的優(yōu)勢和技術(shù)可行性。近年來,隨著微電子和材料科學(xué)的飛速發(fā)展,國外已進(jìn)行過一系列太陽帆航天器的方案設(shè)計及試驗,為將來的應(yīng)用做準(zhǔn)備。但至今太陽帆航天器還未經(jīng)歷真正的在軌運行,主要是因為部分關(guān)鍵技術(shù)有待解決,太陽帆航天器需解決的關(guān)鍵技術(shù)如下。

2.1 輕質(zhì)高強(qiáng)度太陽帆體制造

太陽帆的結(jié)構(gòu)質(zhì)量應(yīng)盡可能小,才能最大限度地提升太陽帆的性能,這就要求在滿足太陽帆的機(jī)械物理性能及空間環(huán)境要求的前提下,采用密度更小的材料。隨著材料科學(xué)的發(fā)展,多種新型高性能材料已用于太陽帆的研究。

目前太陽帆帆體一般以塑料薄膜為基體,反射面覆有鋁層,發(fā)射面覆有鉻層。采用止裂加強(qiáng)結(jié)構(gòu),帆體上每隔一定距離就有加強(qiáng)筋與之結(jié)合,也可承受可能發(fā)生的拉力。目前,各國在研制超輕支撐架時均采用碳纖維材料。使用這種材料研制的支撐架有質(zhì)量輕、強(qiáng)度高、彈性好等優(yōu)點,并可方便地收卷與展開。

2.2 折疊儲存和展開控制

為便于太陽帆航天器的貯存、運輸和發(fā)射,須在其在軌展開前將其折疊存儲于給定的較小空間內(nèi),因此必須對合理安排各種結(jié)構(gòu)的折疊方式使存放的體積更小、展開更易進(jìn)行研究。目前,常采用折疊——打卷包裝方式存儲。

太陽帆航天器與運載工具分離后,展開機(jī)構(gòu)應(yīng)即時完好地展開太陽帆,展開控制機(jī)構(gòu)能對展開過程進(jìn)行控制,以使展開過程平穩(wěn)和順暢。設(shè)計展開控制機(jī)構(gòu)以實現(xiàn)上述展開效果是一項亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。

2.3 結(jié)構(gòu)設(shè)計

太陽帆要求結(jié)構(gòu)質(zhì)量盡可能輕,且保證有一定的強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性,這就對太陽帆航天器的結(jié)構(gòu)形式提出了一定的要求。設(shè)計既輕質(zhì)又有高強(qiáng)度,可便于安裝、存儲、發(fā)射、在軌展開,且能提供較大推進(jìn)力的太陽帆系統(tǒng)尚待解決。如前所述,展開結(jié)構(gòu)是結(jié)構(gòu)設(shè)計的難點,它要求支撐桿和帆面易于折疊,且具一定的彈性和防折損性。

2.4 姿態(tài)控制

太陽帆航天器的姿態(tài)控制難度較大。太陽帆質(zhì)量雖小,但展開后的面積卻很大,致使其轉(zhuǎn)動慣量很大,如采用傳統(tǒng)姿態(tài)控制方法,太陽帆將攜帶并消耗大量燃料,進(jìn)而降低太陽帆的性能,縮短使用壽命。因此,選取適合的姿態(tài)控制方法是太陽帆姿態(tài)控制的核心。迄今為止,國內(nèi)外對此開展了大量的研究,并提出了多種姿態(tài)控制方案及其實現(xiàn)方法,且給出了理論推演。但由于至今還未有真正意義的太陽帆航天器在軌運行,因此上述關(guān)于太陽帆的姿態(tài)控制方案尚未得到驗證。

2.5 地面試驗技術(shù)及在軌演示驗證

目前NASA,DLR等均已進(jìn)行了太陽帆的地面展開等試驗,其中NASA進(jìn)行了真空、微重力等環(huán)境中的展開及動力學(xué)響應(yīng)試驗。但因為地面實物驗證的試驗條件有限,無法完全實現(xiàn)所有空間環(huán)境中的試驗,因此太陽帆在軌演示技術(shù)成為關(guān)注焦點,NASA,ESA,DLR均已有相關(guān)的規(guī)劃對太陽帆進(jìn)行在軌演示驗證[59、60]。太陽帆在軌展開及運行可提供大量真實數(shù)據(jù)與經(jīng)驗,與地面試驗相比,在軌演示會使太陽帆技術(shù)向工程應(yīng)用更快發(fā)展。

2.6 測試與診斷技術(shù)

太陽帆航天器長期在軌運行,宇宙中各種粒子、碎片等會對帆面造成沖擊乃至破壞;太陽帆帆面長期受太陽光及宇宙射線的輻射,其材料會隨太陽帆在軌運行時間的持續(xù)而加速蒸發(fā),這些不利條件均會降低太陽帆性能。這就需要太陽帆航天器配備一套故障監(jiān)測與診斷系統(tǒng),對由上述原因產(chǎn)生的破壞及故障進(jìn)行監(jiān)測與診斷分析。太陽帆故障監(jiān)測及診斷系統(tǒng)的質(zhì)量應(yīng)盡量小,功能盡可能齊全。監(jiān)測與診斷內(nèi)容包括：帆膜應(yīng)力、帆承受的張力、桁架應(yīng)力、桁架和帆體的偏轉(zhuǎn)、桁架和帆體的固有頻率、太陽帆的完整性和帆面光學(xué)性能的變化等。

3 發(fā)展趨勢

新千年以來,隨著微電子等技術(shù)的迅速發(fā)展,太陽帆已朝著更先進(jìn)的方向發(fā)展[8]。NASA,ESA等均在考慮使用輕質(zhì)電荷耦合器件(CCD)攝像機(jī)、固體存儲器、高性能處理器和微電子機(jī)械系統(tǒng)技術(shù)研制太陽帆的導(dǎo)航和控制等系統(tǒng),以實現(xiàn)相關(guān)系統(tǒng)的輕質(zhì)化、智能化和小型化。

未來完成諸如外太陽系探測、太陽極地觀測等任務(wù)需要研制性能更優(yōu)良的太陽帆,這些任務(wù)的完成需要太陽帆有巨大的帆面,同時帆面和支撐桿材料的密度盡量小,以實現(xiàn)太陽帆的巨型化與輕質(zhì)化。隨著太陽帆材料技術(shù)的發(fā)展,國內(nèi)外正在大力研制超輕(面密度小于5 g/m2)、高強(qiáng)度、高反射率帆面材料,并針對大面積薄膜的裁切、涂層、接合等工藝,發(fā)展相應(yīng)的低成本技術(shù)。對帆體薄膜研究多種技術(shù)手段增強(qiáng)其性能,采用纖維加強(qiáng)薄膜,顯著提高材料的抗拉強(qiáng)度和可處理性;對薄膜采用激光減薄技術(shù),去除多余厚度;對薄膜采用自動金屬化技術(shù),使金屬在聚合物薄膜內(nèi)擴(kuò)散,可形成一個有反射性和導(dǎo)電性的層面,以解決常規(guī)鍍膜易脫落及鍍層易折斷的問題;對薄膜應(yīng)用揮發(fā)性技術(shù),采用可光解的聚合物作襯底,使帆體的折卷填裝和展開變得易于操作,且帆體展開后,在日光下襯底膜會徹底揮發(fā)而減小帆體質(zhì)量。

目前,國內(nèi)外研究在推導(dǎo)太陽帆動力學(xué)方程時幾乎都將太陽帆視為剛體。即使有建立動力學(xué)方程時考慮了太陽帆的柔性因素,但并未給出太陽帆動力學(xué)方程的完全推導(dǎo)過程,考慮情形較簡單[61]。因此,考慮柔性因素的太陽帆航天器的完整而又精確的動力學(xué)方程建立是未來研究的難重點。

太陽帆控制系統(tǒng)的設(shè)計已成為NASA等關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)之一。太陽帆在軌運行將面臨諸如結(jié)構(gòu)柔性、帆面材料光學(xué)性能退化等諸多不確定因素的影響[21、62]。因此,未來的控制系統(tǒng)將具有很強(qiáng)的自適應(yīng)性和魯棒性。

目前,盡管太陽帆航天器技術(shù)面臨巨大的挑戰(zhàn),且其關(guān)鍵技術(shù)尚未實現(xiàn)完全突破,但各國仍在加緊研究太陽帆的基礎(chǔ)理論與工程應(yīng)用,并提出了各自的近期計劃與遠(yuǎn)景規(guī)劃。

未來NASA將構(gòu)建邊長100 m級、系統(tǒng)面密度僅為5.3 g/m2的太陽帆航天器,這將為NASA未來的空間任務(wù)提供推進(jìn)保障[54]。對規(guī)模巨大的太陽帆系統(tǒng),NASA將部分使用數(shù)值分析方法替代地面實物驗證,這標(biāo)志著NASA太陽帆的設(shè)計方法已趨于成熟。

DLR與ESA合作進(jìn)行太陽帆的進(jìn)一步研究,制定了一個從2002～2014年的12年詳細(xì)研究計劃,主要研究內(nèi)容包括：地面展開演示、軌道展開演示、自由飛行演示和深空科學(xué)探測等[1]。

4 結(jié)束語

隨著人類進(jìn)入新世紀(jì),各國在航天領(lǐng)域的競爭愈發(fā)激烈,太陽帆航天器作為一種新型的航天器必將發(fā)揮重要作用。目前,國外對太陽帆技術(shù)的研究已進(jìn)入實質(zhì)性階段,NASA,ESA,DLR,俄羅斯、日本等都已開展相關(guān)試驗驗證,取得了一定的進(jìn)展,而國內(nèi)相關(guān)研究還較少,僅針對軌道應(yīng)用、姿態(tài)控制方法等進(jìn)行了理論研究,還未進(jìn)入實質(zhì)性研究階段。

近年來,一些有關(guān)太陽帆航天器在軌演示實驗均未獲得成功,表明太陽帆研究還有很多關(guān)鍵問題有待解決,尤其是太陽帆展開控制、太陽帆航天器姿態(tài)控制、太陽帆航天器柔性體動力學(xué)、姿/軌耦合控制、姿態(tài)控制與太陽帆結(jié)構(gòu)交互設(shè)計、有強(qiáng)自適應(yīng)性/魯棒性的姿態(tài)控制設(shè)計、太陽帆航天器故障自修復(fù)控制等都有待深入研究。

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