胡海巖

（北京理工大學宇航學院 飛行器動力學與控制教育部重點實驗室，北京 100081）

太陽帆航天器的關鍵技術

胡海巖

（北京理工大學宇航學院 飛行器動力學與控制教育部重點實驗室，北京 100081）

將太陽帆航天器所涉及的關鍵技術劃分為4個方面：總體設計、軌道和姿態(tài)動力學與控制、太陽帆材料及其性能、太陽帆折疊與展開。針對每項關鍵技術，基于對國外長期研究結果進行分析并闡述主要技術特征，梳理國內相關研究進展，包括筆者與合作者的研究成果，分析存在的主要問題。根據(jù)上述分析，指出我國發(fā)展太陽帆航天器應該重視的若干問題。

太陽帆；薄膜；折疊；展開；軌道控制；姿態(tài)控制

0 引 言

太陽帆航天器通過陽光照射在大面積薄膜上的反射光壓獲得飛行動力，可實現(xiàn)長時間、小推力的加速飛行，對深空探測頗具吸引力。

美國、蘇聯(lián)、歐洲很早就啟動了太陽帆航天器的有關技術研究。例如，1999年，歐洲航天局（ESA）和德國宇航中心（DLR）聯(lián)合研制了邊長為20 m的正方形太陽帆模型，并進行了地面模擬展開試驗；2009年又進行了失重飛行條件下的太陽帆支撐桅桿模擬展開試驗。但這些研究進展并不順利，多次在地面或飛行搭載試驗中出現(xiàn)問題，導致計劃流產。

可喜的是，日本宇宙航空研究開發(fā)機構（JAXA）堅持富有自身特色的研究計劃，并取得了突破性進展。2010年5月21日，JAXA利用H-2A運載火箭在種子島航天中心成功發(fā)射了太陽帆演示航天器IKAROS（Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation Of the Sun），以自旋方式展開了圖1所示邊長為14 m、厚度為7.5 μm的正方形太陽帆，通過太陽光壓推動307 kg的航天器加速飛行，于當年12月8日進入金星軌道，成功實現(xiàn)了太陽帆航天器的星際飛行[1]。

此后不久，2011年1月20日，美國國家航空航天局（NASA）研制的Nano Sail-D在搭載發(fā)射兩個月后從母星上彈出并成功展開。如圖2所示，該太陽帆采用桅桿支撐厚度僅為2.0 μm的正方形帆面，帆面展開面積為9.29 m2，而展開過程僅耗時5 s[2]。

圖1 JAXA研制的IKAROS太陽帆[1]Fig.1 Solar sail IKAROS designed by JAXA[1]

圖2 NASA研制的Nano-Sail-D太陽帆[2]Fig.2 Nano-Sail-D designed by NASA[2]

這兩個驗證項目的成功堅定了航天界發(fā)展太陽帆航天器的信心，也使人們更加清晰地看到太陽帆航天器具有如下鮮明特點和技術需求：

1）太陽帆進入太空后才能展開，故需要特殊的折疊和展開技術；

2）太陽帆的面積大、重量輕、反射率高，故需要特殊的材料制備與性能保障技術；

3）太陽帆通過太陽光壓獲得的推力大小和方向與太陽帆到太陽的距離、太陽光入射角有關，由此引發(fā)特殊的航天器軌道和姿態(tài)動力學問題，故需要相應的控制技術；

4）太陽帆航天器是上述幾項特殊技術的集成，故需要相應的總體設計技術。

本文將按照4）、3）、2）、1）的順序概述上述關鍵技術的要點，介紹國內外研究進展，指出我國發(fā)展太陽帆航天器應重視的若干問題。與該領域已有研究綜述所不同的是，本文的目的不是完整介紹已有研究進展，而是介紹對上述關鍵技術的特征分析，梳理國內研究現(xiàn)狀和值得重視的問題，進而提出推進太陽帆航天器發(fā)展的觀點。在介紹關鍵技術時，將按照各研究機構進行梳理，力求把握總體發(fā)展態(tài)勢，避免過度關注枝節(jié)。

1 總體設計技術

1.1 國外研究概述

由于JAXA研制的IKAROS太陽帆航天器取得了成功，人們對其技術分析比較多[1,3]。事實上，美國、俄羅斯、歐洲在太陽帆航天器的總體方案和設計技術方面投入了許多力量，IKAROS航天器的設計是集大成之作。

與常規(guī)航天器相比，太陽帆航天器具有若干特點，在總體設計階段需要重點關注這些特點所產生的如下技術問題。

1）任務目標設計方面。在明確探測目標的同時，需要研究采用太陽帆作為動力的必要性和可行性，以及利用太陽帆可能實現(xiàn)的轉移軌道、轉移時間、懸浮軌道、軌道周期等。

2）系統(tǒng)組成設計方面。在明確航天器平臺、任務載荷的前提下，需要研究確定航天器整體構型、各部分重量；要根據(jù)太陽帆所提供的動力與太陽帆面積、重量之間的約束關系，研究確定太陽帆的重量、可望產生的動力；還要研究確定太陽帆構型、航天器質心與太陽光壓心之間的距離、軌道控制和姿態(tài)控制模式。此外，需要結合太陽帆構型，為航天器有效載荷、軌道和姿態(tài)測控、通信等分系統(tǒng)設計太陽能電池、電能收集與分配系統(tǒng)。

3）飛行流程設計方面。根據(jù)對圖3中的IKAROS太陽帆航天器的分析可知，確定太陽帆展開前的準備過程、展開過程、展開后的測控過程是研究的重點。準備階段從航天器與運載火箭分離、通過速率阻尼消除分離擾動后開始，包括航天器姿態(tài)調整、捕獲太陽、形成對日定向巡航姿態(tài)；展開過程取決于太陽帆的構型，本文5.1節(jié)將作詳細闡述；展開后的測控過程包括將太陽帆面與太陽光線的角度調整至設計角度，測量太陽帆的工作狀態(tài)、姿態(tài)控制、加速度增量等，并根據(jù)實際擾動進行微調。完成上述過程之后，航天器將依次進入地球逃逸軌道，星際航行軌道、捕獲目標軌道、環(huán)繞目標軌道等。

圖3 IKAROS太陽帆航天器的飛行流程[1]Fig.3 Mission sequence of IKAROS[1]

4）在總體設計中，除了關注上述特點并獲得優(yōu)化設計，還要妥善協(xié)調各個分系統(tǒng)之間的矛盾，尤其是太陽帆分系統(tǒng)、平臺結構與機構分系統(tǒng)、軌道和姿態(tài)控制等分系統(tǒng)之間的矛盾，力求全局最優(yōu)。

除了深空探測之外，太陽帆航天器擁有廣闊的應用前景，這導致其總體設計還包括更廣泛的內容。例如，對于給地球帶來潛在威脅的小行星，可以利用太陽帆航天器構造引力拖車，使小行星的軌道發(fā)生偏轉[4]。小行星的不規(guī)則形狀導致其周圍的引力場很復雜，此時太陽帆航天器的軌道設計在總體設計中居突出地位。研究表明，對于一顆直徑為320 m的小行星，采用總質量為2.5 t、太陽帆面積為1萬 m2的航天器來實施引力拖動，8年后可使小行星軌道偏移30 km；若要產生更大的軌道偏移，則需要多個太陽帆航天器聯(lián)合實施引力拖動，由此引發(fā)太陽帆航天器編隊方面的總體設計問題。調整小行星軌道的另一思路是直接將太陽帆與小行星相附著，這也導致新的總體設計問題[5]。

1.2 國內研究進展

我國在太陽帆航天器總體設計方面尚處于起步階段，航天領域的若干研究機構開展了太陽帆航天器方案論證和初步分析工作。例如，上海宇航系統(tǒng)研究所以水星探測為目標，進行了太陽帆航天器概念設計，提出選用邊長為150 m的4桅桿正方形太陽帆，確定航天器總重量為250 kg，并對各分系統(tǒng)、飛行流程等進行了分析[6]。又如，中國科學院空間科學中心以20年內可飛行200 AU的星際探測器為目標，進行了太陽帆航天器概念設計，其初步方案是采用邊長為160 m的正方形太陽帆，航天器總質量為280 kg，特征加速度小于1 mm/s2[7]；該中心還分析了正方形太陽帆展開后的力學特性，尤其是預緊力與太陽帆力學特性的關系[8]。再如，中國空間技術研究院錢學森實驗室開展了太陽帆構型選擇研究，對正方形、圓形、葉形三種太陽帆在結構質量、轉動慣量、光壓力下的力學性能等方面進行了分析對比，認為4桅桿支撐的正方形太陽帆具有支撐方便、帆面簡單、操控方便等優(yōu)勢[9]。

對于以深空探測為使命的太陽帆航天器，其總體設計比近地軌道的衛(wèi)星設計復雜得多，方案設計階段面臨大量的數(shù)值仿真對比。我國航天研究機構在提出太陽帆航天器總體方案的同時，開展了快速數(shù)值仿真的研究，例如通過在衛(wèi)星工具包（satellite tool kit，STK）中施加由MATLAB語言編寫的嵌入式腳本，實現(xiàn)復雜航天任務方案的快速仿真[10]。

從上述研究看，我國在太陽帆航天器總體設計方面的研究積累和經(jīng)驗仍很少。所開展的總體設計研究尚處于方案論證階段，個別方案得到了基于簡化模型的數(shù)值仿真支持，但多數(shù)方案的關鍵技術尚未獲得充分的數(shù)值仿真、物理或半物理仿真實驗支撐。

2 軌道和姿態(tài)動力學與控制

2.1 國外研究概述

由于太陽帆接受的太陽光壓力方向受到陽光方向限制，導致太陽帆航天器的軌道為非開普勒軌道。例如，當太陽帆的法線方向與太陽光方向的夾角保持不變時，太陽帆航天器的軌道呈現(xiàn)螺旋狀。人們較早研究了太陽帆航天器從地球軌道到近日軌道的轉移軌道，包括如何實現(xiàn)2個日心圓軌道之間的時間最優(yōu)轉移。人們還研究了太陽帆航天器進入日心軌道前如何逃逸地球引力場的策略，包括從地球高軌逃逸地球引力場的時間最優(yōu)軌道，從地球低軌到月球軌道的轉移軌道等。若不考慮太陽帆的太陽方向角、角速度約束等約束，將太陽光壓力方向控制在沿軌道能量增加最快的方向，則逃逸軌道無疑接近時間最優(yōu)逃逸軌道。

除了上述非周期轉移軌道，若忽略其它行星對太陽帆航天器的引力，則太陽帆航天器在太陽光壓力作用下可實現(xiàn)懸浮在黃道面上方或下方的周期軌道，即日心懸浮軌道。類似地，太陽帆航天器還能實現(xiàn)行星懸浮軌道。例如，只考慮地球引力和太陽光壓力的作用，來實現(xiàn)地心懸浮軌道。

太陽帆航天器除了受到其它星體的引力之外，還受到與太陽帆姿態(tài)有關的太陽光壓力，故其姿態(tài)動力學與控制研究對于任務實現(xiàn)極為重要[11-13]。目前，人們提出的太陽帆構型主要有正方形、圓形、葉形三類，均具有旋轉對稱性。因此，可通過自旋技術來控制太陽帆姿態(tài)，但只能實現(xiàn)單軸穩(wěn)定。若要實現(xiàn)三軸穩(wěn)定，則難度顯著提升。因為太陽帆具有較大的轉動慣量和太陽光壓擾動力矩，采用傳統(tǒng)飛輪難以實現(xiàn)其姿態(tài)控制，而采用噴氣方法則需要大量的推進劑，受到航天器重量限制。

已有研究表明，對太陽帆航天器姿態(tài)控制可采用不消耗推進劑的節(jié)能方式[11]。例如，可通過調節(jié)任務載荷位置來改變航天器質心與太陽光壓心的相對位置，進而改變太陽光壓力矩；又如，可通過電機驅動安裝在中心基座上的控制桿角度、調節(jié)固定在正方形太陽帆頂點處小帆的姿態(tài)等方式產生控制力矩；還可以將這些策略相互組合。但上述方法只能控制姿態(tài)平衡位置附近的擾動，當姿態(tài)遠離平衡位置時，則需用其它手段，如采用等離子推進方式進行姿態(tài)控制。學者們詳細討論了不同姿態(tài)控制策略的實現(xiàn)方法，并通過地球橢圓軌道上太陽帆姿態(tài)控制算例驗證了各控制策略的可行性[12-13]。

值得指出的是，IKAROS太陽帆航天器的姿態(tài)控制非常巧妙：在太陽帆邊緣處覆蓋若干薄膜型液晶元件，通過改變薄膜型液晶元件的接入電壓，可使液晶元件對陽光的反射率及透射率發(fā)生變化，進而改變太陽帆邊緣受到的光壓分布，產生所需的光壓姿態(tài)控制力矩[1,3]。

2.2 國內研究進展

相對于太陽帆航天器的其它幾項關鍵技術，國內航天界對軌道和姿態(tài)動力學與控制的研究起步最早，研究單位也最多，包括清華大學、哈爾濱工業(yè)大學、中國科學院空間科學中心、北京航空航天大學、北京理工大學等，其中前3個單位的研究結果較為豐富。

清華大學在國內率先研究太陽帆航天器的軌道和姿態(tài)動力學，取得不少進展。早期研究包括：針對軌道與姿態(tài)耦合情況，給出太陽帆航天器在軌道和姿態(tài)相互耦合條件下的周期軌道穩(wěn)定性條件；提出太陽帆航天器編隊飛行概念，研究了在控制能力范圍內的直線編隊和圓形編隊控制策略；研究了對多個太陽帆航天器進行編隊控制，在小行星附近的懸浮軌道上形成一組引力拖車[14]。近期研究包括：在軌道動力學方面，提出沿逆向軌道逃離太陽引力場的可行域求解方法、日心光壓加速軌道的設計[15]；在軌道動力學控制方面，分析了太陽帆航天器在地月拉格朗日L2點附近的軌道動力學[16]，提出在小行星附近通過調節(jié)太陽帆面的光反射率實現(xiàn)日-星旋轉系的面外平衡[17]；在姿態(tài)控制方面，研究通過調節(jié)自旋太陽帆質心沿著對稱軸的位置，實現(xiàn)姿態(tài)機動控制[18]。

哈爾濱工業(yè)大學在太陽帆航天器軌道和姿態(tài)動力學控制中也取得若干進展。在軌道設計與控制方面，以水星探測任務為背景，提出了水星太陽同步軌道的初步設計方法[19]，給出一種面內外軌道分段捕獲策略，使太陽帆航天器行星捕獲終端軌道要素可同時滿足目標工作軌道的要求[20]；以地球-日地拉格朗日L1點-金星及地球-金星-水星任務為例，對太陽帆多任務深空探測軌道進行了全程優(yōu)化設計，指出太陽帆推進相比傳統(tǒng)化學推進具有明顯優(yōu)勢[19]。在姿態(tài)控制方面，對太陽帆航天器進行剛柔耦合動力學建模，針對質心/壓心偏差而致的常值干擾力矩，采用線性二次型調節(jié)器（linear quadratic regulator，LQR）和最優(yōu)PI控制進行了太陽帆航天器姿態(tài)和振動控制器設計，可實現(xiàn)常值干擾力矩作用下穩(wěn)態(tài)無差的三軸姿態(tài)控制效果[21]。

中國科學院空間科學中心的已有研究側重于太陽帆航天器軌道設計。例如，從高斯（Gauss）形式的太陽帆航天器密切軌道微分方程出發(fā)，以太陽極軌射電成像儀計劃為例，研究了軌道設計方法[22]；建立太陽帆航天器在日心懸浮軌道上實現(xiàn)定點懸浮的條件，給出了其轉移軌道設計方案[23]；考慮太陽帆褶皺和鼓起對光壓模型的修正、地球遮擋等非理想因素，研究了它們對太陽帆航天器逃逸軌道和逃逸時間的影響[24]。

從上述研究看，我國在太陽帆航天器軌道和姿態(tài)動力學與控制研究方面，尚處于根據(jù)個別預研需求或國外文獻進行選題的階段，已有的研究內容比較零散；所開展的研究均屬于方法研究和數(shù)值仿真，尚未見有物理或半物理仿真實驗。此外，已有研究所考慮的非理想因素主要來自國外文獻，研究的實效性尚需全面驗證。

3 太陽帆材料及其性能

3.1 國外研究概述

太陽帆一般采用厚度8 μm以下的PI超薄膜，其典型代表是圖4所示的JAXA為IKAROS航天器所研制的ISAS-TPI?熱塑性PI薄膜，其厚度為7.5 μm。該薄膜已經(jīng)過空間飛行驗證，表現(xiàn)出良好的空間環(huán)境穩(wěn)定性[25]。目前，JAXA正在開展厚度為2～3 μm的ISAS-TPI?超薄膜的研制，以便滿足未來研制更大尺寸太陽帆的需求。為了使太陽帆能高效反射陽光進而獲得光壓推進，一般對PI薄膜鍍鋁，如圖5所示。此外，還應對薄膜進行工藝加強，防止折疊褶皺引起的破損等。

圖4 日本JAXA研制的ISAS-TPI?薄膜[25]Fig.4 ISAS-TPI membrane manufactured by JAXA[25]

圖5 太陽帆鍍鋁正面、未鍍鋁反面[1]Fig.5 Front/back side of the solar sail plated w/o aluminum[1]

太陽帆材料不僅要有優(yōu)良的力學性能，還要能經(jīng)受太空中的高低溫變化和各種輻照[26-27]。NASA曾對太陽帆候選材料進行電子輻照耐受性試驗，發(fā)現(xiàn)美國杜邦公司（Dupont）研制并鍍鋁的聚酰亞胺（PI）薄膜在95 keV電子輻照能量和輻照總通量約為706 Mrad的條件下性能無顯著變化，而鍍鋁的聚酯薄膜Mylar則發(fā)生顯著變化。這表明PI薄膜比Mylar薄膜更適宜于制造太陽帆[28]。模擬空間環(huán)境下的地面實驗則表明，導致PI薄膜力學性能退化的主要因素是原子氧，而紫外線等是次要因素[29]?？傮w來看，PI薄膜具有良好的耐高低溫性能、耐輻照性能、力學性能、介電性能，是目前制作太陽帆的最佳材料。2012年，PI薄膜的歐洲市場價格約為每千克745美元，但宇航用高端品種對我國禁售。

值得指出，不同牌號的PI薄膜性能有差異，各有所長。例如，Dupont研制的Kapton薄膜和日本鐘淵化工公司（Kaneka）研制的Apical薄膜都屬于芳族PI薄膜，它們的空間環(huán)境穩(wěn)定性好，耐紫外輻照和質子輻照性能好，但材料拼接時需要使用膠黏劑，而膠黏劑在太空中會出現(xiàn)性能下降的問題；JAXA研制的ISASTPI則耐電子輻照性能好，能進行熱封而免去膠黏，但是玻璃化溫度遠低于Apical，機械性能也比Apical要差些[25]。因此，JAXA在IKAROS太陽帆上同時采用Apical薄膜和ISAS-TPI?薄膜，對其進行了太空綜合考核[1]。

在研制太陽帆過程中，還需要根據(jù)不同的展開方式選用恰當?shù)闹尾牧稀τ谥挝U，目前多采用碳纖維復合材料；對于自旋展開方式，則需要聚酰亞胺類的繩索類材料。

3.2 國內研究進展

自IKAROS太陽帆航天器發(fā)射成功之后，我國學者開始關注太陽帆材料研究，基于國外信息較為細致地分析了太陽帆材料的選用[30-31]。與此同時，中國科學院化學研究所與企業(yè)合作，研制出厚度為7.5～10 μm的標準型PI超薄膜（基于均苯四甲酸二酐與二氨基二苯醚），掌握了薄膜厚度控制技術[32]。在此基礎上，已開展了上述材料的抗原子氧、耐質子輻照和電子輻照等性能研究，但尚未實現(xiàn)批量化生產。

與此同時，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所等單位選用來自國外的25 μm厚的均苯型PI薄膜，研究了其在空間輻照環(huán)境下的性能演變。通過熱重分析、X射線光電子能譜（XPS）分析等微觀測試手段，對空間近紫外輻射環(huán)境下的薄膜力學性能演化與機理進行了研究[33]，發(fā)現(xiàn)其抗拉強度和斷裂伸長率均隨著近紫外曝輻量增加而先降低、后增加，然后趨于穩(wěn)定；同時，通過鈷源輻照，研究了聚酰亞胺薄膜在γ射線輻照下的力學性能退化規(guī)律[34]。

從上述研究看，我國在太陽帆材料方面的研究單位很少，研究力量單薄，研究進展明顯滯后于其它3項關鍵技術，迫切需要開展研究院所、材料企業(yè)的協(xié)同創(chuàng)新和產業(yè)化推進。

4 太陽帆折疊與展開

4.1 國外研究概述

太陽帆薄膜的厚度僅幾微米，而面積則有數(shù)百平方米，其折疊方式對太陽帆能否在太空中順利展開具有重要影響。對于方形太陽帆，國外學者提出以下3種折疊方式：即1985年由Miura和Natori共同設計的Miura-ori折疊方式[35]，2002年由Guest和Defocatiis基于仿生學的單葉折疊結構提出的葉內折疊方式和葉外折疊方式[36]，分別如圖6（a）、6（b）和6（c）所示。JAXA研制IKAROS太陽帆時，采用了葉內折疊方式。

圖6 太陽帆薄膜的幾種折疊方式[35-36]Fig.6 Folding patterns of the solar sail membrane[35-36]

太陽帆的主要展開方式有2類：一類如圖2所示，靠4根桅桿展開并由其維持構型；另一類如圖7所示，靠自旋展開并由離心力維持構型；現(xiàn)分別進行介紹。

桅桿展開的第1種形式是剛性可卷曲桅桿：采用碳纖維材料制作可卷曲桅桿，將其作為太陽帆薄膜的支撐。航天器發(fā)射前，將桅桿卷曲后與折疊好的太陽帆共同安放在容器中；進入太空展開時，先釋放桅桿，使其利用自身彈性緩慢地從容器中彈出；待其完全展開后，啟動電機驅動帆索，帆索繞過桅桿外端的滑輪，將太陽帆薄膜從壓縮狀態(tài)緩慢拉出，直至太陽帆面張緊為止。

桅桿展開的第2種形式是充氣膨脹桅桿：采用碳纖維增強復合材料制作可彎曲折疊的軟管，將其作為太陽帆薄膜的支撐。航天器發(fā)射前，將空癟的桅桿和折疊好的太陽帆共同安放在容器中；進入太空展開時，通過對軟管充氣使其膨脹，在其膨脹展開的同時帶動薄膜展開；完成展開后對軟管材料進行剛化處理，使其在漏氣條件下仍能維持太陽帆構型。

在這2種桅桿展開方式中，充氣展開桅桿比剛性可卷曲桅桿的重量輕許多，成為近年來國際航天界研究的熱點。例如，德國DLR設計并實現(xiàn)了采用4根充氣膨脹桅桿展開面積為200 m2的太陽帆。其中，充氣膨脹桅桿是壁厚小于10 μm的復合材料軟管，長度達到14 m。

圖7 IKAROS太陽帆自旋展開過程分解[38]Fig.7 The first and second deployment processes of the IKAROS solar sail[38]

航天結構自旋展開的概念已有50多年歷史，美國、俄羅斯已對大型航天結構自旋展開技術進行了多年研究。1993年，俄羅斯在太空進行Znamya-2實驗時，用電機驅動和反作用飛輪配合，成功展開了一個直徑20 m、由6片扇面組成的反射器[37]；但此后嘗試展開更大直徑的反射器未能獲得成功。與相對剛硬的反射器比，太陽帆自旋展開要困難得多。

2010年，JAXA研制的IKAROS太陽帆航天器首次實現(xiàn)了大面積薄膜的太空展開。該太陽帆展開分為圖7所示的兩個階段[38]：第一階段從太陽帆緩慢自旋開始到逐漸加速，將太陽帆四個角上的集中質量甩出；第二階段解除薄膜限制，由集中質量產生的離心力將薄膜展開。從上述展開過程看，太陽帆薄膜自旋展開的難度比較大。例如，大面積薄膜容易發(fā)生過大的面外運動而損壞，也容易發(fā)生整體螺旋纏繞，致使展開失敗。為了避免這些問題，JAXA曾嘗試建立太陽帆薄膜結構的動力學模型，通過數(shù)值仿真來把握其展開規(guī)律[38]。

由于薄膜結構經(jīng)歷大范圍轉動、大變形和褶皺的相互耦合，其動力學模擬是非常困難的強非線性問題。因此，各國航天機構在研制太陽帆過程中均進行了大量展開試驗。例如，NASA曾將邊長為10 m和20 m的正方形太陽帆分別置于Glenn研究中心的巨型熱真空罐中，進行了展開試驗[39-40]。JAXA則進行了多次模擬太空環(huán)境的太陽帆展開試驗，包括2004年在120 km亞軌道上進行的微重力環(huán)境下展開試驗，2009年在40 km高空用氣球懸掛進行的稀薄空氣中展開試驗[41]。

以上2種展開方式各有利弊，表1從6個不同的角度對它們進行了比較[3]。過去，航天界普遍認為自旋展開技術復雜，但JAXA取得的成功令人們重新審視了這個問題。

表1 兩種太陽帆展開方式的對比Table 1 The comparison of two types of deployable solar sails

4.2 國內研究進展

中國空間技術研究院錢學森實驗室對太陽帆薄膜的折疊方式進行了研究，在葉內折疊、葉外折疊方式的基礎上，提出了圖6（d）所示的斜葉外折疊方式，并用有限元法對葉內折疊、葉外折疊、斜葉外折疊的展開過程分別進行力學分析，證明了斜葉外折疊方式是較適合空間應用的折疊方式。如果增加折疊寬度，將使太陽帆展開時的薄膜應力顯著降低[42]。

哈爾濱工業(yè)大學致力于研究桅桿支撐的太陽帆結構展開技術，設計了一種充氣展開太陽帆，并研制了8 m × 8 m的原理樣機。該太陽帆由4根可充氣桅桿、4個三角形柔性薄膜，以及中心體所組成。充氣桅桿初始時卷曲折疊，固定端與中心體連接并可充氣。薄膜帆面經(jīng)Z形折疊后分別緊密地卷曲纏繞在4根卷曲桅桿周圍，折疊收攏后包裝在圓柱體內。在保持充氣流量恒定的條件下，4根卷曲桅桿由內壓剝離層間的粘扣阻力，實現(xiàn)了有序平穩(wěn)展開；各桅桿的卷軸兩端同步拉動柔性薄膜，完全展開帆面。充氣展開成型后，由4根纖維復合材料薄殼增強條產生結構自支撐作用，提供結構剛度[43]。

北京理工大學致力于研究太陽帆自旋展開技術。對于圖7所示太陽帆自旋展開過程的第一階段，將太陽帆系統(tǒng)簡化為4根端部系有集中質量的旋轉繩索，通過數(shù)值仿真得到繩索與中心轂輪法向的夾角與轂輪相對轉速的關系，為太陽帆結構設計與地面模擬試驗提供了參考[44]。對于圖7所示太陽帆自旋展開過程的第二階段，提出一套基于絕對節(jié)點坐標描述（ANCF）的太陽帆薄膜結構動力學建模和并行計算方法，可有效模擬圖8中的大面積薄膜經(jīng)歷大范圍轉動、大變形和褶皺相互耦合的多柔體非線性動力學行為[45]。在此基礎上，對圖9中的IKAROS太陽帆展開過程的第二階段進行了數(shù)值模擬[46]，分析了薄膜材料的粘彈性阻尼特性對太陽帆展開動力學特性的影響[47]。

圖8 基于絕對節(jié)點坐標描述的六邊形太陽帆自旋展開動力學模擬[45]Fig.8 Deployment simulation of a spinning solar sail with a hexagonal membrane via ANCF[45]

圖9 IKAROS太陽帆縮比模型自旋展開過程的第2階段數(shù)值仿真[46]Fig.9 Deployment simulation of the second stage of the scaled IKAROS solar sail[46]

在此基礎上，北京理工大學研制了縮比的IKAROS太陽帆模型和圖10所示的自旋展開實驗系統(tǒng)，在圖11所示的真空環(huán)境下進行了多種太陽帆縮比模型自旋展開動力學試驗，圖12的試驗結果與圖9的數(shù)值模擬結果定性吻合，并且提供了太陽帆自旋展開的動力學規(guī)律，為研制大型太陽帆提供了有效的自旋展開動力學建模和地面展開仿真技術[48]。

圖10 IKAROS太陽帆縮比模型自旋展開實驗系統(tǒng)[48]Fig.10 The spinning deployment experiment of the scaled IKAROS solar sail[48]

圖11 真空罐及自旋裝置[48]Fig.11 The vacuum tank and spinning device[48]

圖12 IKAROS太陽帆縮比模型的自旋展開實驗結果[48]Fig.12 The experimental deployment process of the scaled IKAROS solar sail[48]

5 結束語

進入新世紀以來，航天界對太陽帆航天器日益重視，僅EI Compendex數(shù)據(jù)庫收錄的論文就有1 630篇。更為重要的是，2010年JAXA研制的太陽帆航天器IKAROS成功實現(xiàn)太空飛行，將太陽帆航天器從夢想變?yōu)楝F(xiàn)實，進一步激發(fā)了航天界對太陽帆航天器的研究熱情，僅關于IKAROS航天器技術特征分析等方面的論文就多達上百篇。與此同時，航天界也在探索中認識到太陽帆航天器發(fā)展所涉及的許多關鍵技術尚不成熟，甚至是研究難題。例如，NASA曾啟動Sunjammer計劃，研制展開面積達1 200 m2的太陽帆航天器，但研究進展很不順利，導致計劃暫時中止。

我國航天界雖然密切關注美國、日本等國在太陽帆航天器技術方面的發(fā)展，但真正起步研究的時間很短。近年來，國家自然科學基金資助了10余項關于太陽帆航天器的應用基礎研究，包括太陽帆航天器的懸浮擬周期軌道控制、考慮幾何非線性的太陽帆軌道和姿態(tài)控制、太陽帆自旋展開控制、太陽帆展開后殘余振動抑制、光壓與力熱多場耦合條件下的太陽帆薄膜穩(wěn)定性等方面的研究。迄今，我國發(fā)表的中文論文雖有百余篇，但其中不少屬于對國外技術發(fā)展的科普性介紹，還有不少屬于跟蹤性研究。

在太陽帆航天器的幾項關鍵技術中，我國航天界的研究始于軌道和姿態(tài)控制，但主要是理論分析和數(shù)值仿真。近年來，雖然已在國際航天主流期刊持續(xù)發(fā)表論文，但尚未見有物理或半物理仿真實驗。近年來，部分高校和研究機構開始研究太陽帆薄膜材料制備、薄膜折疊和展開技術，已取得若干階段性進展，但尚未進行充分的實驗驗證，距離工程化有較大距離。若干航天研究院所已開始關注太陽帆航天器的總體方案，在消化國外技術基礎上提出了一些概念設計，但數(shù)值仿真等后繼工作不夠充分。從總體上看，上述研究大多屬于跟蹤性研究，研究成果的創(chuàng)新性不足。

作者認為，JAXA長期堅持富有本國特色的研究，僅用15億日元（約合人民幣1億元）經(jīng)費就完成了IKAROS太陽帆航天器的研制任務，其成功經(jīng)驗值得借鑒。分析IKAROS航天器的技術特點，可將JAXA的成功經(jīng)驗歸納為以下三點：

1）勇于技術創(chuàng)新。例如，JAXA在美國、歐洲均研制桅桿展開太陽帆的同時，敢于走自己的路，提出并成功實現(xiàn)了太陽帆自旋展開技術。

2）重視技術基礎。例如，JAXA高度重視對薄膜材料的技術攻關，通過國際合作攻克了PI薄膜的制備技術，自行研制了優(yōu)質的ISAS-TPI?熱塑性PI薄膜。

3）重視初樣驗證。例如，JAXA為了確保IKAROS太陽帆在太空成功展開，在初樣研究階段多次在高空、亞軌道上模擬太空環(huán)境進行自旋展開試驗，積累了重要的試驗數(shù)據(jù)和豐富的試驗經(jīng)驗。

因此，我國航天界要走自主創(chuàng)新和協(xié)同創(chuàng)新之路，才能在太陽帆航天器研究中有所作為。建議由航天研究院所提出可能的目標任務，相關高校、研究機構圍繞太陽帆材料制備、帆面折疊和展開、航天器軌道和姿態(tài)動力學控制等關鍵技術開展更有針對性的一體化研究，通過相互合作，通過關鍵技術的突破來催生創(chuàng)新性的總體設計，將富有中國特色的太陽帆航天器送入深空。

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Key Technologies of Solar Sail Spacecraft

HU Haiyan
（MOE Key Lab of Dynamics and Control of Flight Vehicles，School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China）

This article surveys the key technologies of solar sail spacecraft in the following four aspects，the global design，the orbit and altitude controls，the solar sail materials and their properties，and the folding and deployment of solar sails.For each aspect，the article summarizes the major contents and features according to the previous studies abroad and presents the recent advances in China，including the recent studies of the author’s laboratory.Based on the successful achievements and detailed analysis on open problems，the article addresses some important issues，which will receive more attention when China develops solar sail spacecraft.

solar sail；membrane；folding；deployment；orbit control；altitude control

V423

A

2095-7777(2016)04-0334-11

10.15982/j.issn2095-7777.2016.04.005

胡海巖.太陽帆航天器的關鍵技術[J].深空探測學報，2016，3（4）：334-344.

Reference format：Hu H Y.Key technologies of solar sail spacecraft [J].Journal of Deep Space Exploration，2016，3（4）：334-344.

胡海巖（1956- ），男，博士，博士生導師，中國科學院院士。主要研究方向：飛行器結構動力學與控制研究，在振動控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性與分岔、結構顫振主動抑制、納尺度系統(tǒng)動力學等方面取得重要進展；獲得國家自然科學獎二等獎，國家科技進步獎二等獎，何梁何利科學與技術進步獎；2007年當選中國科學院院士，2010年當選發(fā)展中國家科學院院士。

[責任編輯：高莎]

2016-09-01；

2016-09-15