納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

林來興 張小琳

(1北京控制工程研究所,北京 100190)(2北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

林來興1張小琳2

(1北京控制工程研究所,北京 100190)(2北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

對納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行進(jìn)行了較全面綜述,包括編隊(duì)飛行、特點(diǎn)與現(xiàn)狀以及空間飛行試驗(yàn)。根據(jù)空間市場預(yù)測,未來納型衛(wèi)星年發(fā)射量將占全球衛(wèi)星總發(fā)射量1/3以上。文章?lián)苏撌隽?5個典型的納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行應(yīng)用實(shí)例,總結(jié)了納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行的最新應(yīng)用特點(diǎn)和發(fā)展方向,對我國發(fā)展納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行具有借鑒意義。

納型衛(wèi)星;編隊(duì)飛行;應(yīng)用;空間市場預(yù)測

1 引言

從20世紀(jì)末期開始,航天器編隊(duì)飛行技術(shù)成為空間活動研究的熱點(diǎn)。至今國際上僅討論“航天器編隊(duì)飛行任務(wù)和技術(shù)”的學(xué)術(shù)研討會就已召開六屆。在這段時期,航天器編隊(duì)飛行大部分停留在理論研究、概念性方案設(shè)計和空間飛行驗(yàn)證試驗(yàn)等方面,也曾有具有很高應(yīng)用價值的航天器編隊(duì)飛行案例。例如20世紀(jì)末期的技術(shù)衛(wèi)星-21(Techsat-21)任務(wù),其分布式空間雷達(dá)由8顆微小衛(wèi)星組成圓形編隊(duì)飛行,分布在不同軌道,因保持隊(duì)形受地球引力J2攝動,消耗推進(jìn)劑的質(zhì)量是衛(wèi)星干重的數(shù)倍,最后由于技術(shù)難度大而被迫取消。目前能夠進(jìn)行的編隊(duì)飛行大部分在同一軌道平面,衛(wèi)星數(shù)量為2～4顆(此種編隊(duì)飛行保持隊(duì)形受地球引力J2攝動影響小)。過去的編隊(duì)飛行衛(wèi)星質(zhì)量都在幾百千克乃至1 t以上,其應(yīng)用價值僅體現(xiàn)在進(jìn)行空間演示飛行驗(yàn)證方面。近年來,由于納型衛(wèi)星的飛快發(fā)展,其中出現(xiàn)多個納型、皮型、飛型衛(wèi)星編隊(duì)飛行,雖然多數(shù)也只是進(jìn)行空間飛行試驗(yàn)和新技術(shù)與新概念研究,但是未來將有很大應(yīng)用價值。近期又出現(xiàn)了電磁衛(wèi)星編隊(duì)飛行技術(shù),利用電磁力及電磁力矩,可實(shí)現(xiàn)對衛(wèi)星編隊(duì)飛行的控制。由于電磁編隊(duì)飛行采用電能,而電能可通過太陽能獲取,所以這一方案既避免了近距離羽流污染及沖擊問題,又解決了推進(jìn)劑用量限制問題,然而電磁編隊(duì)飛行控制系統(tǒng)較復(fù)雜,要求星上電源功率很大,還需要進(jìn)一步研究,改善其存在問題,才能真正發(fā)揮作用。

目前,編隊(duì)飛行已成為國際商業(yè)公司關(guān)注的投資項(xiàng)目。本文將系統(tǒng)地介紹一些典型實(shí)例,總結(jié)其最新應(yīng)用特點(diǎn)和發(fā)展方向。

2 編隊(duì)飛行技術(shù)優(yōu)勢

編隊(duì)飛行具有以下技術(shù)優(yōu)勢:

(1)編隊(duì)飛行可構(gòu)成空間應(yīng)用的一種新概念——虛擬衛(wèi)星(由若干顆衛(wèi)星以分布方式構(gòu)成編隊(duì)飛行,這些編隊(duì)飛行衛(wèi)星共同觀測一個目標(biāo),其功能超過一顆大衛(wèi)星)[1]。

(2)可提供極大測量基線,從而促進(jìn)如星載干涉器、全球遙感同步目標(biāo)跟蹤等空間領(lǐng)域的發(fā)展。例如:分布式空間雷達(dá)衛(wèi)星,光學(xué)干涉儀衛(wèi)星。

(3)可由輕巧靈活的小衛(wèi)星代替龐大復(fù)雜的大衛(wèi)星。

(4)編隊(duì)飛行衛(wèi)星可以隨時加入和退出(發(fā)生故障)編隊(duì),使衛(wèi)星系列具有很高的重構(gòu)性、冗余性、安全可靠性等。

微納衛(wèi)星最適宜編隊(duì)飛行,所以進(jìn)入21世紀(jì)以來,納型/微型衛(wèi)星(1～50 kg)的發(fā)展速度很快,圖1表示納型/微型衛(wèi)星最近15年來的發(fā)射數(shù)量,從圖中可看到,在最近4～5年中,納型衛(wèi)星(1～10 kg)的發(fā)射數(shù)量急劇上升。

美國Space Works咨詢公司2016年8月在第30屆小衛(wèi)星國際會議上發(fā)表論文稱(圖2):未來7年(2016—2022年),將有納型/微型衛(wèi)星(圖中深藍(lán)色表示)2343顆要發(fā)射,若與前7年(2009—2015年)相比,發(fā)射數(shù)量將增加5倍,若按市場潛力計算(圖中淺藍(lán)色表示)將增加6.3倍[2]。

分析上述納型/微型衛(wèi)星發(fā)展原因是:成本低,研制周期短,應(yīng)用領(lǐng)域不斷擴(kuò)大,應(yīng)用效益日益增長。加上最近幾年來運(yùn)載火箭快速發(fā)展,發(fā)射費(fèi)用下降,其中還有一個重要因素:納型/微型衛(wèi)星采用編隊(duì)飛行,實(shí)現(xiàn)多星聯(lián)合應(yīng)用方式,這是以前單顆衛(wèi)星應(yīng)用效果無法相比的。多星聯(lián)合應(yīng)用主要方式是星座和編隊(duì)飛行[3]。有關(guān)星座將在另一篇文獻(xiàn)論述。本文主要討論納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行最近進(jìn)展[4]。

3 納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行進(jìn)展

這里討論的納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行,其編隊(duì)衛(wèi)星數(shù)量在2～6顆之間,包括納型、皮型和飛型衛(wèi)星3種,衛(wèi)星質(zhì)量均小于20 kg。

3.1 立方體星編隊(duì)飛行

伊利諾伊大學(xué)和NASA噴氣實(shí)驗(yàn)室(UIUCJPL)聯(lián)合進(jìn)行的立方體星編隊(duì)飛行概念性設(shè)計研究,即在500 km軌道上采用3U立方體星4顆或6顆(組成橢圓形)構(gòu)成兩種編隊(duì)飛行方式。

該飛行概念性的研究內(nèi)容:①由4顆衛(wèi)星組成四方形編隊(duì)飛行,研究空間隊(duì)形保持性能,其仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果,隊(duì)形保持位置精度為5 m,保持時間為100個軌道周期;②由6顆衛(wèi)星組成橢圓形編隊(duì)飛行,考慮地球引力J2項(xiàng)的影響下,研究軌道位置機(jī)動要求。星上采用的敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)均為商用現(xiàn)貨產(chǎn)品(詳見參考文獻(xiàn)[5])。該項(xiàng)目對多顆衛(wèi)星編隊(duì)飛行的合成孔徑雷達(dá)、分布式空間敏感器網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行了預(yù)選方案設(shè)計。

3.2 傅里葉變換光譜儀(FTS)立方體星編隊(duì)飛行

該項(xiàng)目由美國Exelis地理系統(tǒng)和密歇根大學(xué)負(fù)責(zé)研究。采用3顆6U立方體星組成編隊(duì)飛行,如圖3所示。星上攜帶作為有效載荷的傅里葉變換光譜儀。3顆衛(wèi)星共同協(xié)同測量全球三維風(fēng)場模型,并且可以進(jìn)行長期氣候預(yù)報。通過編隊(duì)飛行對全球任何一個地區(qū)保持12 h重訪時間(詳見參考文獻(xiàn)[6])。

3.3 AuroCube-4編隊(duì)飛行

由美國Aetospace公司研制的1U立方體星,衛(wèi)星質(zhì)量1.2 kg,由3顆立方體星(AuroCube-4)組成編隊(duì)飛行,軌道高度450/750 km,傾角65°;立方體星結(jié)構(gòu)見圖4。星上兩側(cè)設(shè)有可控伸展機(jī)翼和GPS接收機(jī)(用來確定衛(wèi)星軌道位置)。衛(wèi)星姿態(tài)測量由地球敏感器、太陽敏感器、高精度三軸速率陀螺和慣性測量單元組成,姿態(tài)控制精度可達(dá)1°,GPS接收機(jī)測量衛(wèi)星軌道位置精度為20 m。

編隊(duì)飛行軌道位置控制,由兩星飛行阻力改變(由可伸展機(jī)翼位置變化)來實(shí)現(xiàn)?，F(xiàn)在已完成空間飛行演示驗(yàn)證任務(wù)[7]。

3.4 加拿大納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行

加拿大納型衛(wèi)星(Can X-4/5)由加拿大空間局資助的多倫多大學(xué)研制,編隊(duì)飛行軌道如圖5(a)所示,兩星前后相隔距離由1000 m到500 m。衛(wèi)星質(zhì)量7 kg,星上姿態(tài)控制系統(tǒng)由三軸磁力器、6個太陽敏感器、3個速率陀螺和3個正交安裝的反作用輪等組成,姿態(tài)控制精度為1°。衛(wèi)星軌道位置由GPS接收機(jī)測量,精度1 m。星上裝有加拿大研制的納型衛(wèi)星推力系統(tǒng),有4個噴嘴液化冷氣推力器,推進(jìn)劑為六氟化硫,比沖35s,總速度增量ΔV為14 m/s,最大推力為5 m N。采用現(xiàn)有技術(shù),實(shí)現(xiàn)納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行自主控制,飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)保持編隊(duì)飛行隊(duì)形距離從1000 m到500 m。Can X-4/5納型衛(wèi)星外型結(jié)構(gòu)如圖5(b)所示[8]。

3.5 光通信和敏感器空間飛行驗(yàn)證試驗(yàn)

美國宇航公司(Aevospace Corp)研制了微型衛(wèi)星光通信和敏感器(Optical Communication and Sensors),然后通過2顆1.5U立方體星組成前后串聯(lián)編隊(duì)飛行,最后完成空間驗(yàn)證試驗(yàn)。研制目標(biāo)如下:

(1)驗(yàn)證光通信從地球低軌道立方體星向地面站30 cm直徑天線發(fā)射,數(shù)據(jù)傳輸率為5～50 Mbit/s;

(2)驗(yàn)證臨近跟蹤合作衛(wèi)星的測距儀性能,該測距儀采用商用現(xiàn)貨產(chǎn)品;

(3)驗(yàn)證姿態(tài)確定微型高精度星跟蹤器性能;

(4)驗(yàn)證采用阻力改變實(shí)現(xiàn)軌道控制的技術(shù);

(5)驗(yàn)證采用蒸汽壓力推力器實(shí)現(xiàn)軌道控制的技術(shù)。

以上空間驗(yàn)證飛行原計劃在2015年秋季進(jìn)行。編隊(duì)飛行軌道兩個立方體星相距200 m,見圖6(a),立方體星外形結(jié)構(gòu)見圖6(b)。

立方體星姿態(tài)指向控制精度為±0.1°,星上采用太陽敏感器、地球敏感器、磁強(qiáng)計、星跟蹤器、3個磁力距線圈和3個反作用輪,飛行軌道為太陽同步軌道(500 km)。該項(xiàng)目可詳細(xì)參閱文獻(xiàn)[9]。

3.6 空間自主群星任務(wù)和地理定位納型衛(wèi)星

由以色列技術(shù)研究所研發(fā)的地理定位納型衛(wèi)星(SAMSON)任務(wù)[10],其目的是驗(yàn)證多星編隊(duì)飛行的長期運(yùn)行情況。該任務(wù)由3顆6U立方體星組成編隊(duì)飛行(圖7)。星上裝有冷氣推進(jìn)器、原子鐘、星間通信系統(tǒng)和可展開太陽電池翼。衛(wèi)星編隊(duì)飛行實(shí)現(xiàn)的相對距離從100 m到250 km。最初計劃在2010年發(fā)射,因故推遲后尚未報道確定的發(fā)射時間。

3.7 系繩衛(wèi)星編隊(duì)飛行

日本九州大學(xué)和美國有關(guān)大學(xué)聯(lián)合進(jìn)行系繩衛(wèi)星組成編隊(duì)飛行概念性研究。2顆立方體星相對距離2 km,由系繩組成編隊(duì)飛行。主星為20 kg,副星為10 kg,系繩直徑0.33 mm,軌道高度500 km。研究任務(wù)目的是采用類似重力梯度穩(wěn)定原理保持編隊(duì)飛行隊(duì)形。系繩衛(wèi)星編隊(duì)飛行見圖8所示,詳見文獻(xiàn)[11]。

空間飛行試驗(yàn)首先把另外一顆立方體星釋放,相距2 km,成為系繩形式編隊(duì)飛行,編隊(duì)隊(duì)形穩(wěn)定依靠重力梯度。然后又開始把系繩收回,兩星合并在一起。

3.8 實(shí)時定位概念研究

由以色列技術(shù)研究所研制項(xiàng)目內(nèi)容,采用在地球低軌道2～3顆小衛(wèi)星編隊(duì)飛行,測量按順序到達(dá)時間差,從而確定由地面發(fā)射脈沖的精確位置。其目的是為空間傳播地理定位,提供一種火星探測器的準(zhǔn)確跟蹤。探測器準(zhǔn)確跟蹤數(shù)據(jù)圖像見圖9所示。

這種方法與目前采用的信道非常擁擠的GNSS導(dǎo)航方法相比,成本較低而且冗余度更高,詳情參考文獻(xiàn)[12]。

3.9 加拿大和日本共同研制的納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行

日本和加拿大合作共同研制納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行,由2顆完全相同的立方體納型衛(wèi)星組成,每顆納型衛(wèi)星質(zhì)量為18 kg,尺寸為35 cm×35 cm×15 cm;,日本和加拿大各自負(fù)責(zé)1顆;軌道為700 km太陽同步軌道;工作壽命1年,計劃搭載日本H-2A火箭發(fā)射。星上有加拿大研制成功的微型無制冷輻射熱量計,將在軌道上進(jìn)行空間演示驗(yàn)證試驗(yàn)。

衛(wèi)星編隊(duì)飛行在軌飛行狀態(tài)如圖10所示,圖10(a)為發(fā)射后入軌狀態(tài),兩星尚未分開,圖10(b)為衛(wèi)星串聯(lián)編隊(duì)飛行狀態(tài),分開后兩星按各自軌道飛行。

編隊(duì)飛行控制空間飛行試驗(yàn):采用空氣阻力實(shí)現(xiàn)納型衛(wèi)星串聯(lián)編隊(duì)飛行。依靠兩顆垂直于飛行方向的俯仰角差別所產(chǎn)生的阻力差控制衛(wèi)星的前后飛行距離?？梢钥刂品秶?00 m～5 km之間變化。

4 納型衛(wèi)星群編隊(duì)飛行

這里討論的納型衛(wèi)星群編隊(duì)飛行包括納型、皮型和飛型衛(wèi)星3種。

4.1 硅片集成飛型衛(wèi)星組成群星

硅片集成飛型衛(wèi)星(100 g)組成大型群星(Swarms)任務(wù)由美國國防先進(jìn)研究計劃局(DARPA)資助,NASA噴氣實(shí)驗(yàn)室(JPL)等單位負(fù)責(zé)研制。采用眾多飛型衛(wèi)星(100 g)組成群星,在地球低軌道飛行,如圖11所示。該任務(wù)研究目的是由群星組成稀疏孔徑陣列和空間分布式敏感器網(wǎng)絡(luò)。群星在軌道上形成三維編隊(duì)飛行。星上裝有通信系統(tǒng)、三軸姿態(tài)和位置敏感器、星上坐標(biāo)機(jī)、電源分系統(tǒng)、微型作用輪和一套微小型肼推進(jìn)系統(tǒng)等。

硅片集成飛型衛(wèi)星的數(shù)字微推力系統(tǒng),總功率為1.6 W,總質(zhì)量95.5 g;小型熱氣肼系統(tǒng),總功耗1.7 W,總質(zhì)量104.7 g。

在軌道飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)中,僅要求保持編隊(duì)飛行隊(duì)形持續(xù)時間約為1000 s。是否能夠成功或者能否取得飛行試驗(yàn)成果,尚需此次空間演示驗(yàn)證試驗(yàn)的結(jié)果才能知曉,詳見參考文獻(xiàn)[13]。

4.2 自主納型衛(wèi)星技術(shù)群星

在太陽系中,火星軌道與木星軌道之間,存在一條小行星帶。這些小行星是未能成形的巖質(zhì)行星的殘余,約有50多萬顆。體積大小差異很大,最小的直徑僅有1 km左右,最大的直徑有上千千米。它們與太陽的平均距離為2.8天文單位(AU)。由于缺乏有效的觀測手段,過去很長歷史時期對小行星帶的探測收獲很小。為此,NASA計劃在2025-2030年在小行星帶建立一個“自主納星技術(shù)群星”(Autonomous Nano Technology Swarm,ANTS),從而可以長期探測小行星帶。這個自主群星準(zhǔn)備由1000顆納型衛(wèi)星組成,每顆衛(wèi)星質(zhì)量為幾千克。它分批由運(yùn)載火箭發(fā)射至太陽與木星間的拉格朗日點(diǎn)上,然后擇機(jī)進(jìn)入小行星帶,組成自主納型衛(wèi)星群星。

立方體星在軌道上如何組成各種功能模塊,如圖12所示,詳見文獻(xiàn)[14]。所謂群星是類似于被動編隊(duì)飛行,它依靠一種仿自然界昆蟲的組織方式,例如參照螞蟻覓食、蜜蜂筑巢行為的人工智能方法,使群星內(nèi)所有納型衛(wèi)星可以自主保持松散隊(duì)形,也就是說不會發(fā)生某些衛(wèi)星走失,而且不消耗燃料。這項(xiàng)飛行任務(wù),目前還處在研究和方案設(shè)計階段。

空間飛行試驗(yàn)任務(wù)技術(shù)指標(biāo)如下:任務(wù)執(zhí)行壽命5～10年,軌道距地球1～3.5 AU,納型衛(wèi)星(立方體星)質(zhì)量≥1 kg,星上電源功率100～300 m W,姿態(tài)采用三軸穩(wěn)定。

4.3 納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行觀測臺

“空間超低頻射電觀測臺”(Space Ulta-low Frequency Radio Observatory,SULFRO)在日地間的拉格朗日點(diǎn)L2上,由13顆納型/微型衛(wèi)星組成一個編隊(duì)飛行系統(tǒng)。它由2部分組成:12顆納型衛(wèi)星組成編隊(duì)飛行稱為子星,一顆微型衛(wèi)星稱為母星。

子星編隊(duì)飛行分布在30 km×30 km的正方形區(qū)域,每顆納型衛(wèi)星裝有3根雙極小天線。12顆編隊(duì)飛行納型衛(wèi)星組成射電望遠(yuǎn)鏡陣列。這些納型衛(wèi)星天線檢測超低頻的無線電波把數(shù)據(jù)傳輸給母星,經(jīng)過數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)和信號處理后,壓縮傳輸數(shù)據(jù)容量,然后傳遞到地球。

母星為微型衛(wèi)星,質(zhì)量為幾十千克量級,子星為納型衛(wèi)星,質(zhì)量為幾千克量級。計劃采用中國“長征”系列火箭發(fā)射到L2點(diǎn),由于L2點(diǎn)基本處于失重狀態(tài),各顆子星在編隊(duì)飛行狀態(tài)軌道攝動差很小,同時編隊(duì)飛行是離散形的,對隊(duì)形保持要求不嚴(yán)格,每年需要保持衛(wèi)星間軌道位置的燃料消耗很少,速度增量約為幾米/秒。

該系統(tǒng)檢測的射電頻率為1～100 MHz。這個頻段在地表上由于受到地球電離層影響和地表各種人為無線電干擾,是無法實(shí)現(xiàn)檢測的。地面上射電天文檢測頻率都在100 MHz以上的高頻段。因此,這個編隊(duì)飛行空間超低頻射電觀測臺正好彌補(bǔ)地面射電檢測不足,將獲得地面觀測尚未得到的檢測結(jié)果[15]。

5 合作編隊(duì)

合作編隊(duì)為編隊(duì)飛行一種類型,編隊(duì)控制系統(tǒng)僅在某一階段或者某一時期進(jìn)行,不需要長期進(jìn)行控制與測量,例如空間交會對接,也就是兩個航天器在有合作條件下實(shí)現(xiàn)交會對接。空間交會對接已有40多年歷史,應(yīng)用實(shí)例很多,但是過去都是在中、大型航天器間實(shí)現(xiàn)的,近期才出現(xiàn)這種納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行,這里僅介紹幾個應(yīng)用實(shí)例。

5.1 可自主裝配變結(jié)構(gòu)空間望遠(yuǎn)鏡

這是基于納型衛(wèi)星對關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行空間飛行驗(yàn)證試驗(yàn)?，F(xiàn)在的空間望遠(yuǎn)鏡光學(xué)孔徑最大已經(jīng)達(dá)到直徑6.6 m,今后再難進(jìn)一步發(fā)展,因?yàn)槭艿竭\(yùn)載火箭尺寸限制。未來空間望遠(yuǎn)鏡可采用自主裝配多個小型孔徑編隊(duì)飛行組合結(jié)構(gòu),光學(xué)孔徑將超過20 m。從而避開受運(yùn)載火箭尺寸限制,這種空間望遠(yuǎn)鏡結(jié)構(gòu)如圖13(a)所示。但是這種空間望遠(yuǎn)鏡結(jié)構(gòu)成本較高、技術(shù)難度也大,保持長期編隊(duì)飛行隊(duì)形穩(wěn)定更為艱難,為此,美國加州理工大學(xué)和英國薩瑞空間中心共同提出一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行空間飛行試驗(yàn)。采用2顆3U立方體星,可自行脫開又可與中央為核心的9U納型衛(wèi)星自主對接,中央納型衛(wèi)星收存2個固定反射鏡和可伸展2 m長桿焦平面組合,參見圖13(b)所示。

兩顆3U立方體星各自攜帶電驅(qū)動的自適應(yīng)反射鏡。這些衛(wèi)星姿態(tài)三軸控制精度可達(dá)到±1°,漂移角速度小于0.5(°)/s,采用GPS接收機(jī)、三軸磁強(qiáng)計、商用現(xiàn)貨產(chǎn)品太陽敏感器和地球敏感器組合件、三軸磁力矩器與三軸微型反作用輪。有關(guān)資料可參閱文獻(xiàn)[16]。

5.2 立方體星接近操作空間飛行驗(yàn)證

立方體星接近操作空間飛行驗(yàn)證(CPOD)項(xiàng)目是根據(jù)美國NASA小衛(wèi)星發(fā)展計劃需要而確定的,因?yàn)榻窈髮⒂性S多小衛(wèi)星需要應(yīng)用交會對接技術(shù)。為此應(yīng)用2顆3U立方體星進(jìn)行交會、接近操作的空間飛行驗(yàn)證。2顆立方體星接近飛行軌道如圖14所示。該任務(wù)由美國Ty Vaic納型衛(wèi)星公司等機(jī)構(gòu)承擔(dān)研制,2顆衛(wèi)星同時發(fā)射入軌,然后分開為交會保持接近飛行狀態(tài)。

立方體星為3U結(jié)構(gòu),位于太陽同步軌道,在星體兩側(cè)有可展開的太陽電池翼。3U立方體星技術(shù)指標(biāo)為:平均功率17～30 W(全部系統(tǒng)工作平均功率15 W);姿態(tài)指向精度＜0.15°(采用星跟蹤器測量);下行數(shù)據(jù)速率為60 Mbit/天,采用UHF和S頻段;速度增量ΔV小于30 m/s,采用冷氣推進(jìn)系統(tǒng);衛(wèi)星質(zhì)量5.99 kg(含太陽電池翼)。

此3U立方體星外形結(jié)構(gòu)如圖15所示。3U立方體星由3個立方體星組成,各系統(tǒng)具體結(jié)構(gòu)如圖16所示。第1個立方體裝有導(dǎo)航設(shè)備和有關(guān)GPS接收機(jī)與軟件及對接機(jī)構(gòu);第2個立方體裝有冷氣推進(jìn)系統(tǒng);第3個立方體前0.5 U裝有姿態(tài)確定和控制系統(tǒng)與數(shù)據(jù)處理等設(shè)備,后0.5 U裝有星上電源分系統(tǒng)和UHF與S頻段收發(fā)機(jī)等設(shè)備。

姿態(tài)控制系統(tǒng)有3個反作用飛輪,技術(shù)指標(biāo)為:10 000 r/min(最大轉(zhuǎn)速);角動量10 m N·m·s;力矩3 N·m;2個跟蹤器俯仰、偏航精度為10角秒,滾動精度為80角秒;三軸磁力矩器的力矩均為0.1 A·m2;兩個星上處理器分別用于姿態(tài)控制和數(shù)據(jù)處理。

2015年已經(jīng)對立方體星的空間對接近操作涉及的所有設(shè)備,完成地面半物理仿真試驗(yàn)。原計劃在2016年6月搭載發(fā)射,因運(yùn)載火箭問題推遲。計劃在2017年10月18日搭載金牛星火箭發(fā)射,詳見參考文獻(xiàn)[17]。

5.3 空間系繩自主機(jī)器人衛(wèi)星

由日本香川大學(xué)和高松國立科技大學(xué)聯(lián)合研制一對母星和子星。母星質(zhì)量4.2 kg,子星質(zhì)量3.8 kg。研究目的在空間演示驗(yàn)證,由系繩聯(lián)系母星和子星交會對接。

首先母星用系繩以可行的初始速度展開,系繩長度10 m,直徑為0.4 mm。展開后母星與子星軌道結(jié)構(gòu)如圖17(b)所示。圖17(a)為母星與子星聯(lián)結(jié)在一起的初始狀態(tài)。展開的系繩收集空間等離子環(huán)境下的電子,產(chǎn)生電流。這項(xiàng)任務(wù)在2016年12月9日在日本種子島發(fā)射基地用H-2B火箭成功發(fā)射入軌,詳見文獻(xiàn)[4]。

母星姿態(tài)確定由GPS接收機(jī)、磁強(qiáng)計和陀螺儀來實(shí)現(xiàn),用磁力距器進(jìn)行衛(wèi)星控制,子星姿態(tài)由母星上相機(jī)圖像來確定,然后控制連接系繩的張力來實(shí)現(xiàn),這項(xiàng)空間試驗(yàn)已順利完成,但是存在穩(wěn)定性問題。

6 結(jié)束語

本文研究分析了納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行最新進(jìn)展和當(dāng)前先進(jìn)的15個編隊(duì)飛行應(yīng)用實(shí)例。可以獲得以下結(jié)論:

(1)空間飛行試驗(yàn)是創(chuàng)建新空間應(yīng)用的必經(jīng)之路,納型衛(wèi)星質(zhì)量輕、研制周期短、成本低,是空間飛行試驗(yàn)最佳選擇。本文論述這些納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行,飛行試驗(yàn)成功后大部分都會成為高水平的空間創(chuàng)新應(yīng)用項(xiàng)目。

(2)Can X-4/5納型衛(wèi)星編隊(duì)飛行已經(jīng)成功發(fā)射,而且完成預(yù)定空間飛行任務(wù)。采用技術(shù)水平是目前最先進(jìn)的,應(yīng)用差分GPS獲得很高的測量和控制精度:絕對相對位置均方差精度為2～5 m,相對位置均方差精度為2～5 cm,相對位置控制均方差精度為1 m。其他設(shè)備,例如敏感器和微推力器都具有高的技術(shù)水平,對實(shí)用衛(wèi)星編隊(duì)飛行提供了有力支持。

(3)由上百顆飛型衛(wèi)星組成大型群星,其目的是進(jìn)行由星群組成稀疏孔徑陣列和空間分布式敏感器網(wǎng)絡(luò)的空間飛行試驗(yàn)。此技術(shù)水平是最高的,技術(shù)難度也是最大的。若飛行試驗(yàn)成功,則將開發(fā)實(shí)用稀疏孔徑陣列和分布式敏感器網(wǎng)絡(luò)編隊(duì)飛行,實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星編隊(duì)飛行最好的功能。

(4)采用幾十到幾百顆納型衛(wèi)星組成大型群星,在經(jīng)濟(jì)上是可以接受的,關(guān)鍵是發(fā)射工具與信息在遙遠(yuǎn)太陽系傳輸存在困難。當(dāng)然其觀測結(jié)果對天文學(xué)有巨大貢獻(xiàn),可以作為未來研究發(fā)展方向。

(5)過去交會對接技術(shù)的衛(wèi)星質(zhì)量最輕也要1～2 t,限制了對它的使用,而本文介紹采用納型衛(wèi)星質(zhì)量輕(千克量級),飛行試驗(yàn)成功后,這種交會對接技術(shù)對軍民用都將有很大的應(yīng)用價值。

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Current Status and Developing Trends of Nanosatellites Formation Flying

LIN Laixing1ZHANG Xiaolin2
(1 Beijing Institute of Control Enginerring,Beijing 100190,China)(2 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

This paper gives a comprehensive overview of the nanosatellites formation flying,including the characteristics and current situation of formation flying,and space flight experiments.According to space market forecasts of future nanosatellites launch will account for the total global satellite launch more than 1/3.As well as 15 typical examples of flying formation and summarizes the latest application characteristics and development tendency of formation flight.The paper is of reference value for China's development of satellite formation flying.

nanosatellites;formation flying;application;space market p rediction

V11

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.05.011

2016-01-26;

2017-09-29

林來興(1932-),男,研究員,從事航天控制、小衛(wèi)星編隊(duì)飛行研究。Email:laixing_lin@sina.com。

(編輯:張小琳)