太陽帆航天器研究及其關鍵技術綜述

榮思遠,劉家夫,崔乃剛

(哈爾濱工業大學 航天學院,黑龍江 哈爾濱 150001)

0 引言

快速、高效、低成本、低風險、長壽命是21世紀現代航天飛行器技術發展的目標。現代飛行器受化學燃料火箭能量和其能攜帶的燃料質量的制約日甚,特別是為使深空探測的距離更遠和更長期在軌完成更多的空間任務,飛行器的質量隨之增大,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,已出現了核子火箭、電火箭和離子火箭等多種新型高效發動機并用于空間飛行任務,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,以實現更快、更廉價、更好的目標,近年來一種新型的航天器——太陽帆航天器受到了國內外的廣泛重視。太陽帆航天器依靠面積巨大但質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實現飛行控制的飛行器。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構質量很輕,可顯著減小發射質量,發射費用更低。利用太陽光壓所提供的連續加速度,經過長時間加速,太陽帆航天器能以速度93 km/s飛行,該速度較當今火箭推進的最快航天器快4～6倍[1、2]。

太陽光產生的壓力很小,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離太陽系飛行。

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

為此,本文對太陽帆航天器的研究現狀和關鍵技術等進行了綜述。

1 太陽帆航天器研究現狀

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20年代,前蘇聯的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——一種包在硬質塑料上的超薄金屬帆的設想,成為今天建造太陽帆航天器的基礎。

目前,對太陽帆推進研究較多的主要航天機構有：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等。進入21世紀以來,NASA的戈達德空間飛行中心(GSFC)、噴氣推進實驗室(JPL)、蘭利研究中心(LaRC)、馬歇爾空間飛行中心(MSFC)和NASA先進概念研究所均有太陽帆研究項目,NASA空間技術公司(Code R)和NASA空間科學辦公室(Code S)則致力于太陽帆工藝研究、任務研究與任務分析[5～7]。近些年來國內一些高校和科研院所也開始對太陽帆航天器進行研究,主要集中在太陽帆航天器的結構分析、姿態控制及軌道任務應用等領域。

1.1 構型與材料

1.1.1 構型

太陽帆構型與尺寸的選擇主要取決于任務的需要,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的成本和風險[8]。迄今為止,太陽帆主要的構型為方形、圓盤形和直升機螺旋槳形,如圖1所示。其中,構型(d)是新近提出的,這種特殊構型旨在減小太陽帆系統質量[9]。

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

圖1 太陽帆航天器結構形狀Fig.1 Structure style of solar sail spacecraft

1.1.2 材料

太陽帆的結構質量盡可能輕,才能最大程度提升太陽帆的推進性能,這就要求在滿足太陽帆的機械物理性能及空間環境需要的前提下,采用更小密度的材料。隨著材料學的不斷發展,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度,同時質量較輕,太陽帆支撐桿需使用先進的復合材料和纖維材料。DLR設計了一種4根長14 m且厚度小于10μm的碳纖維增強復合材料管的太陽帆支撐結構。該結構采用充氣方式展開,在充氣展開過程中對支撐桿材料進行剛化處理,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構的支撐桿有質量輕、強度高、彈性好等優點,且可方便地收卷、展開。NASA曾對太陽帆支撐桿旋轉展開方式進行了研究[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構應用中備受青睞的良好材料?，F已能生產最小厚度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中太陽帆帆面材料的面密度為4～5 g/m2[12]。隨著材料技術的發展,NASA已可生產厚度小于1μm、面密度小于2 g/m2的薄膜材料,可使太陽帆系統面密度小于5.3 g/m2[13]。此系統面密度可使用其制作的太陽帆完成目前科學界提出的所有空間科學任務。

近期,NASA,DLR等正嘗試使用Kevlar纖維加強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 姿態控制

在軌運行的太陽帆航天器尺寸巨大、轉動慣量很大,且執行任務飛行時間長,存在的干擾力矩較多,用傳統姿態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控制。為此,國內外提出了多種針對高性能太陽帆航天器的新型姿態控制技術。

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

METTLER等對有M個控制葉片(每個葉片的自由度數為1)的太陽帆進行了動力學建模,并給出了一種非線性魯棒控制算法,仿真結果表明設計的控制器在因存在質心/壓心偏差產生的干擾力矩時有較好的控制品質,但動力學建模與姿態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耦合控制,通過調整太陽帆4個控制葉片的偏轉角實現太陽帆三軸姿態機動,同時也控制了太陽帆的推力矢量幅值,與傳統依靠調節推力幅值的2自由度推力控制方法比較的結果表明,4葉片控制系統在初始誤差修正等方面的優勢較大[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,基于物理模型,用歐拉動力學方程建立姿態動力學方程,通過數值仿真對太陽帆航天器基于控制葉片的對日定向性能進行了研究。該姿態控制方法無需消耗自身工質,適于任務期限長、姿控精度要求低的行星際探測任務[20]。

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

改變太陽帆質心/壓心相對位置(通過調節有萬向節的控制桿實現),同時采用位于4個支撐桿頂端的控制葉片亦可實現太陽帆三軸姿態控制[22～24]。WIE對采用這種姿態控制方法的太陽帆進行三軸姿態動力學建模,模型中轉動慣量的大小和控制葉片的相對矢量均是萬向節轉角的函數。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應用拉格朗日方程進行姿態建模,并分析了系統的穩定性和能控性,對太陽帆三軸姿態控制響應特性和行星際軌道轉移過程中姿態控制效果進行數值仿真,結果表明這種姿態控制方案可行,且節省燃料、降低系統質量,可提高太陽帆推進性能[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模型,在設計姿態控制系統時,采用簡單的比例積分微分(PID)控制方法,仿真結果表明控制系統設計可抑制各種干擾力矩對太陽帆姿態的影響[23、25]。結合太陽極地觀測任務,WIE給出了有控制質量塊太陽帆的簡化姿態動力學方程,設計了太陽帆三軸控制器,并根據太陽極地觀測任務給出仿真算例[12]。

自旋穩定是太陽帆的一種較簡單的姿態控制方法[26、27]。當太陽帆質心/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軸指向太陽,再通過噴氣進行進動和章動控制,可實現太陽帆的對日定向。

WIE通過平移和傾斜太陽帆帆面控制NASA的新千年空間技術ST-6太陽帆姿態,該姿態控制方法的執行機構非常復雜。WIE設計了PID控制器,雖然仿真結果表明姿態控制方法操縱性能良好,但硬件實現卻很難[22、23]。

1.3 軌道控制及其任務應用

太陽帆的推進性能獨特,對其軌道控制及任務應用進行了大量的研究,主要包括以下內容。

1.3.1 太陽極地觀測任務

太陽極地觀測任務的目標軌道是距日心0.48 AU、傾角75°的太陽圓軌道[28、29]。DACHWALD等采用尺寸160 m×160 m、系統質量450 kg太陽帆完成此任務,其特征加速度為0.35 mm/s2。研究基于參考轉移軌道,以帆面溫度極限作為約束設定了太陽帆“冷”、“熱”任務(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,進而縮短軌道轉移時間。

1.3.2 太陽帆懸浮軌道任務

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定性和可控性進行了分析,討論了3種形式的日心懸浮軌道線性穩定性,結果表明如太陽帆姿態相對帆-日連線固定,太陽帆日心懸浮軌道即為穩定的,該相對固定的姿態可通過選取特定的太陽帆形狀使用被動控制方法實現。因此當軌道不穩定時,原則上可通過被動控制方式實現穩定[30、31]。

李俊峰等對日心懸浮軌道的太陽帆編隊進行了研究,推導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種編隊控制方法,只需通過調節太陽帆姿態就可簡單地實現控制[32、33]。

1.3.3 外太陽系及更遠探測

應用太陽帆進行外太陽系甚至更遠處的科學探測任務是由ESA與DLR新近提出的[34～37]。對距離太陽200 AU的太陽風層頂和日光層接觸面進行原地探測對基礎科學的研究有很大意義[34]。由于探測距離過遠,太陽帆設計成邊長245 m的方形構型,系統總質量達517 kg。太陽光壓力反比于帆-日距離,因此太陽帆可通過數次接近太陽獲得遠行的能量[34～36]。到達目標地點的飛行時間主要取決于太陽帆系統的質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日發現一顆小行星,經計算,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、系統總質量300 kg、特征加速度0.5 mm/s2的太陽帆完成此次撞擊任務。太陽帆航天器經過約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星對小行星進行撞擊,太陽帆航天器攜帶質量150 kg的小衛星。小行星與小衛星的相對速度約為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。經過10次連續撞擊以后,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

馬歇爾空間飛行中心對使用太陽帆進行火星探測任務很感興趣[42、43]。STEVENS等對地球-火星往返軌道進行了優化設計,以太陽帆進入火星的雙曲極限速度Δv作為軌道優化指標。優化結果表明：使用太陽帆進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的有效載荷進行火星探測,太陽帆的高機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移能量Δv,MCINNES等認為應用太陽帆航天器進行水星取樣返回是很好的選擇,提出使用1個面積275 m2的太陽帆實現水星取樣返回任務,太陽帆系統面密度5.9 g/m2,總發射質量2 353 kg,擬定搭載日本H 2運載火箭升空,近期的最佳發射時間是2014年4月,4.4年后完成取樣返回任務[44、45]。與傳統化學推進方式相比,太陽帆推進方式可減少發射質量60%,節約旅行時間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,但最終由于太陽帆技術難度太大任務被取消。近期,隨著對太陽帆任務研究的深入,與彗星匯合及其取樣返回任務又成為關注的熱點。TAYLOR等提出利用太陽帆推進提高軌道傾角,設計的太陽帆軌道可使太陽帆與目標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

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

1.3.8 地磁暴任務

地磁暴又稱為太陽風暴,是由太陽強烈釋放等離子體所產生的一種空間物理現象,對衛星通信會產生很大干擾,因此有必要對地磁暴進行預測[49]。利用太陽帆獨特的推進方式進行日地L1平衡點駐留可實現地磁暴的預測[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控制器進行相應的控制[50]。使用具魯棒性的局部反饋控制律設計相應的控制系統。李俊峰等對人工L1點附近太陽帆的穩定飛行進行了研究,采用被動控制方法,并結合太陽帆構型討論了軌道的被動控制方法,同時考慮太陽帆的姿態軌道耦合動力學效應,給出了姿軌耦合動力學方程,基于姿軌耦合動力學方程討論L 1點被動穩定控制[51]。

1.4 試驗驗證及動力學仿真

在NASA空間推進技術研究室指導下,L'GARDE小組、JPL和LaRC等部門業已并仍在開發一個可升級的太陽帆系統以用于NASA未來的空間推進[52]。進行太陽帆飛行試驗前,有必要進行一次全面的結構測試以檢驗太陽帆結構的設計水平。測試項目包括展開、真空熱環境、結構動力響應測試等;太陽帆結構設計成熟的關鍵是開發有效的有限元模型,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,故為太陽帆開發有效的有限元分析模型顯得愈發重要。

1.4.1 地面實物測試

2005年5月,NASA對由ATK空間系統研發的20 m可升級方形太陽帆系統進行了一個大氣壓和重力環境中的地面展開試驗[53、54]。由于太陽帆結構巨大、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,所得有限元分析結果與地面試驗接近,最大誤差小于10%。經過近期的試驗和測試,NASA計劃生產出邊長為40～120 m的可升級方形太陽帆系統,其性能幾乎可完成目前科學界提出的所有空間科學任務。

在20 m可升級方形太陽帆系統展開測試后,2005年7月NASA將此系統在格倫研究中心的空間模擬環境設備中進行了組件、子系統和系統級的結構靜力與動力響應測試[55]。同時,科研人員用Abaqus,Nastran等有限元程序分析結構靜力與動力響應,將實物測試結果與有限元分析結果進行比較,發現兩者基本一致。

在太陽帆地面動力學響應測試中,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響應的模態,該測量方法可為研究人員提供可靠的測試結果。

1.4.2 動力學仿真

NASA在進行太陽帆系統地面實物試驗測試的同時,對太陽帆進行了結構動力學有限元分析。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濟的方式。

西工大與俄羅斯曾開展了太陽帆結構分析的合作[57]。他們設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,應用差分方法求解,所得結果對確定太陽帆輻條強度、太陽帆轉速和太陽帆結構參數很有意義。

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

2 太陽帆航天器關鍵技術

太陽帆航天器的概念已提出數十年了,大量研究已證明了其潛在的優勢和技術可行性。近年來,隨著微電子和材料科學的飛速發展,國外已進行過一系列太陽帆航天器的方案設計及試驗,為將來的應用做準備。但至今太陽帆航天器還未經歷真正的在軌運行,主要是因為部分關鍵技術有待解決,太陽帆航天器需解決的關鍵技術如下。

2.1 輕質高強度太陽帆體制造

太陽帆的結構質量應盡可能小,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械物理性能及空間環境要求的前提下,采用密度更小的材料。隨著材料科學的發展,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,發射面覆有鉻層。采用止裂加強結構,帆體上每隔一定距離就有加強筋與之結合,也可承受可能發生的拉力。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量輕、強度高、彈性好等優點,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、運輸和發射,須在其在軌展開前將其折疊存儲于給定的較小空間內,因此必須對合理安排各種結構的折疊方式使存放的體積更小、展開更易進行研究。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,展開機構應即時完好地展開太陽帆,展開控制機構能對展開過程進行控制,以使展開過程平穩和順暢。設計展開控制機構以實現上述展開效果是一項亟待解決的關鍵技術。

2.3 結構設計

太陽帆要求結構質量盡可能輕,且保證有一定的強度、剛度和穩定性,這就對太陽帆航天器的結構形式提出了一定的要求。設計既輕質又有高強度,可便于安裝、存儲、發射、在軌展開,且能提供較大推進力的太陽帆系統尚待解決。如前所述,展開結構是結構設計的難點,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 姿態控制

太陽帆航天器的姿態控制難度較大。太陽帆質量雖小,但展開后的面積卻很大,致使其轉動慣量很大,如采用傳統姿態控制方法,太陽帆將攜帶并消耗大量燃料,進而降低太陽帆的性能,縮短使用壽命。因此,選取適合的姿態控制方法是太陽帆姿態控制的核心。迄今為止,國內外對此開展了大量的研究,并提出了多種姿態控制方案及其實現方法,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,因此上述關于太陽帆的姿態控制方案尚未得到驗證。

2.5 地面試驗技術及在軌演示驗證

目前NASA,DLR等均已進行了太陽帆的地面展開等試驗,其中NASA進行了真空、微重力等環境中的展開及動力學響應試驗。但因為地面實物驗證的試驗條件有限,無法完全實現所有空間環境中的試驗,因此太陽帆在軌演示技術成為關注焦點,NASA,ESA,DLR均已有相關的規劃對太陽帆進行在軌演示驗證[59、60]。太陽帆在軌展開及運行可提供大量真實數據與經驗,與地面試驗相比,在軌演示會使太陽帆技術向工程應用更快發展。

2.6 測試與診斷技術

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而加速蒸發,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測與診斷系統,對由上述原因產生的破壞及故障進行監測與診斷分析。太陽帆故障監測及診斷系統的質量應盡量小,功能盡可能齊全。監測與診斷內容包括：帆膜應力、帆承受的張力、桁架應力、桁架和帆體的偏轉、桁架和帆體的固有頻率、太陽帆的完整性和帆面光學性能的變化等。

3 發展趨勢

新千年以來,隨著微電子等技術的迅速發展,太陽帆已朝著更先進的方向發展[8]。NASA,ESA等均在考慮使用輕質電荷耦合器件(CCD)攝像機、固體存儲器、高性能處理器和微電子機械系統技術研制太陽帆的導航和控制等系統,以實現相關系統的輕質化、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需要研制性能更優良的太陽帆,這些任務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,以實現太陽帆的巨型化與輕質化。隨著太陽帆材料技術的發展,國內外正在大力研制超輕(面密度小于5 g/m2)、高強度、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,發展相應的低成本技術。對帆體薄膜研究多種技術手段增強其性能,采用纖維加強薄膜,顯著提高材料的抗拉強度和可處理性;對薄膜采用激光減薄技術,去除多余厚度;對薄膜采用自動金屬化技術,使金屬在聚合物薄膜內擴散,可形成一個有反射性和導電性的層面,以解決常規鍍膜易脫落及鍍層易折斷的問題;對薄膜應用揮發性技術,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而減小帆體質量。

目前,國內外研究在推導太陽帆動力學方程時幾乎都將太陽帆視為剛體。即使有建立動力學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方程的完全推導過程,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方程建立是未來研究的難重點。

太陽帆控制系統的設計已成為NASA等關注的關鍵技術之一。太陽帆在軌運行將面臨諸如結構柔性、帆面材料光學性能退化等諸多不確定因素的影響[21、62]。因此,未來的控制系統將具有很強的自適應性和魯棒性。

目前,盡管太陽帆航天器技術面臨巨大的挑戰,且其關鍵技術尚未實現完全突破,但各國仍在加緊研究太陽帆的基礎理論與工程應用,并提出了各自的近期計劃與遠景規劃。

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

DLR與ESA合作進行太陽帆的進一步研究,制定了一個從2002～2014年的12年詳細研究計劃,主要研究內容包括：地面展開演示、軌道展開演示、自由飛行演示和深空科學探測等[1]。

4 結束語

隨著人類進入新世紀,各國在航天領域的競爭愈發激烈,太陽帆航天器作為一種新型的航天器必將發揮重要作用。目前,國外對太陽帆技術的研究已進入實質性階段,NASA,ESA,DLR,俄羅斯、日本等都已開展相關試驗驗證,取得了一定的進展,而國內相關研究還較少,僅針對軌道應用、姿態控制方法等進行了理論研究,還未進入實質性研究階段。

近年來,一些有關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、太陽帆航天器姿態控制、太陽帆航天器柔性體動力學、姿/軌耦合控制、姿態控制與太陽帆結構交互設計、有強自適應性/魯棒性的姿態控制設計、太陽帆航天器故障自修復控制等都有待深入研究。

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