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(xiǎn)、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)。現(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(jià)。為克服這些缺點(diǎn),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(dòng)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(yùn)載工具,且能使航天器攜帶更多的載荷,以實(shí)現(xiàn)更快、更廉價(jià)、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(shí)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(fèi)用更低。利用太陽光壓所提供的連續(xù)加速度,經(jīng)過長時(shí)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(shí)在1 AU處約9μN(yùn)/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(diǎn)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(shí)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(diǎn),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(shí)驗(yàn)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(xiàng)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(shí)也要考慮工程任務(wù)的成本和風(fēng)險(xiǎn)[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(diǎn)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?yàn)樵摲N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(shí)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(jì)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(diǎn),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(yùn)行的太陽帆航天器尺寸巨大、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量很大,且執(zhí)行任務(wù)飛行時(shí)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(gè)[15～17]。前者通過采用2個(gè)質(zhì)量塊沿支撐桿往復(fù)移動(dòng)對俯仰/偏航軸和1個(gè)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(shí)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(gè)控制葉片(每個(gè)葉片的自由度數(shù)為1)的太陽帆進(jìn)行了動(dòng)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(jì)的控制器在因存在質(zhì)心/壓心偏差產(chǎn)生的干擾力矩時(shí)有較好的控制品質(zhì),但動(dòng)力學(xué)建模與姿態(tài)控制時(shí)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(gè)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(gè)控制葉片的偏轉(zhuǎn)角實(shí)現(xiàn)太陽帆三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng),同時(shí)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(gè)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(dòng)力學(xué)方程建立姿態(tài)動(dòng)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(gè)有6個(gè)自由度的柔性體航天器,其轉(zhuǎn)動(dòng)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(jì)太陽帆姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個(gè)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(jì)太陽帆姿態(tài)控制系統(tǒng),并對基于三種方法設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制器進(jìn)行了比較,分析了各自的優(yōu)缺點(diǎn)[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(shí)現(xiàn)),同時(shí)采用位于4個(gè)支撐桿頂端的控制葉片亦可實(shí)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(dòng)力學(xué)建模,模型中轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)力學(xué)模型,在設(shè)計(jì)姿態(tài)控制系統(tǒng)時(shí),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(jì)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(dòng)力學(xué)方程,設(shè)計(jì)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(shí),太陽光壓力將使帆的指向偏離太陽,而此時(shí)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(dòng)和章動(dòng)控制,可實(shí)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(jì)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(shí)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(dú)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(shí)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(dòng)控制方法實(shí)現(xiàn)。因此當(dāng)軌道不穩(wěn)定時(shí),原則上可通過被動(dòng)控制方式實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定[30、31]。

李俊峰等對日心懸浮軌道的太陽帆編隊(duì)進(jìn)行了研究,推導(dǎo)了懸浮軌道附近的相對運(yùn)動(dòng)方程。將相對運(yùn)動(dòng)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(duì)控制方法,只需通過調(diào)節(jié)太陽帆姿態(tài)就可簡單地實(shí)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(jì)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(diǎn)的飛行時(shí)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(jì)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(gè)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(yùn)行后,將于2012年1月1日于小行星的近日點(diǎn)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(jì),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(dòng)飛行能力可大幅提升其有效載荷的運(yùn)送能力[43]。因?yàn)閺乃擒壍婪祷氐厍蛐枰薮蟮能壍擂D(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(gè)面積275 m2的太陽帆實(shí)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(yùn)載火箭升空,近期的最佳發(fā)射時(shí)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(shí)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(diǎn)。TAYLOR等提出利用太陽帆推進(jìn)提高軌道傾角,設(shè)計(jì)的太陽帆軌道可使太陽帆與目標(biāo)彗星在其近日點(diǎn)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(yùn)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(dú)特的推進(jìn)方式進(jìn)行日地L1平衡點(diǎn)駐留可實(shí)現(xiàn)地磁暴的預(yù)測[8、50]。LAWRENCE等給出了繞L1點(diǎn)的Halo軌道的控制方法,給出了Halo軌道動(dòng)力學(xué)方程,討論了日地L1平衡點(diǎn)的控制,研究了日地L1點(diǎn)的軌道修正及軌道保持,并運(yùn)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(jì)相應(yīng)的控制系統(tǒng)。李俊峰等對人工L1點(diǎn)附近太陽帆的穩(wěn)定飛行進(jìn)行了研究,采用被動(dòng)控制方法,并結(jié)合太陽帆構(gòu)型討論了軌道的被動(dòng)控制方法,同時(shí)考慮太陽帆的姿態(tài)軌道耦合動(dòng)力學(xué)效應(yīng),給出了姿軌耦合動(dòng)力學(xué)方程,基于姿軌耦合動(dòng)力學(xué)方程討論L 1點(diǎn)被動(dòng)穩(wěn)定控制[51]。

1.4 試驗(yàn)驗(yàn)證及動(dòng)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(gè)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(yàn)前,有必要進(jìn)行一次全面的結(jié)構(gòu)測試以檢驗(yàn)太陽帆結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)水平。測試項(xiàng)目包括展開、真空熱環(huán)境、結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)測試等;太陽帆結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(yàn)。隨著太陽帆尺寸增大,太陽帆地面試驗(yàn)驗(yàn)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(shí)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(gè)大氣壓和重力環(huán)境中的地面展開試驗(yàn)[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(yàn)與實(shí)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(yàn)接近,最大誤差小于10%。經(jīng)過近期的試驗(yàn)和測試,NASA計(jì)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(dòng)力響應(yīng)測試[55]。同時(shí),科研人員用Abaqus,Nastran等有限元程序分析結(jié)構(gòu)靜力與動(dòng)力響應(yīng),將實(shí)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(dòng)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(dòng)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(dòng)力學(xué)仿真

NASA在進(jìn)行太陽帆系統(tǒng)地面實(shí)物試驗(yàn)測試的同時(shí),對太陽帆進(jìn)行了結(jié)構(gòu)動(dòng)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(shí)物試驗(yàn)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(jì)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(dòng)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(yùn)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(shí),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(shí),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(jì)及試驗(yàn),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(yùn)行,主要是因?yàn)椴糠株P(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(shí)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(diǎn),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(yùn)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(yùn)載工具分離后,展開機(jī)構(gòu)應(yīng)即時(shí)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(jì)展開控制機(jī)構(gòu)以實(shí)現(xiàn)上述展開效果是一項(xiàng)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。

2.3 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

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(jì)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(jì)的難點(diǎn),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(dòng)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(shí)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(yùn)行,因此上述關(guān)于太陽帆的姿態(tài)控制方案尚未得到驗(yàn)證。

2.5 地面試驗(yàn)技術(shù)及在軌演示驗(yàn)證

目前NASA,DLR等均已進(jìn)行了太陽帆的地面展開等試驗(yàn),其中NASA進(jìn)行了真空、微重力等環(huán)境中的展開及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)試驗(yàn)。但因?yàn)榈孛鎸?shí)物驗(yàn)證的試驗(yàn)條件有限,無法完全實(shí)現(xiàn)所有空間環(huán)境中的試驗(yàn),因此太陽帆在軌演示技術(shù)成為關(guān)注焦點(diǎn),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(yàn)證[59、60]。太陽帆在軌展開及運(yùn)行可提供大量真實(shí)數(shù)據(jù)與經(jīng)驗(yàn),與地面試驗(yàn)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(yùn)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(yùn)行時(shí)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(shí)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(shí)帆面和支撐桿材料的密度盡量小,以實(shí)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(dòng)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(gè)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(dòng)力學(xué)方程時(shí)幾乎都將太陽帆視為剛體。即使有建立動(dòng)力學(xué)方程時(shí)考慮了太陽帆的柔性因素,但并未給出太陽帆動(dòng)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(dòng)力學(xué)方程建立是未來研究的難重點(diǎn)。

太陽帆控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)已成為NASA等關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)之一。太陽帆在軌運(yùn)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(shí)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(jì)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(shí)物驗(yàn)證,這標(biāo)志著NASA太陽帆的設(shè)計(jì)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(gè)從2002～2014年的12年詳細(xì)研究計(jì)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(shí)質(zhì)性階段,NASA,ESA,DLR,俄羅斯、日本等都已開展相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)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(shí)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(shí)驗(yàn)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(dòng)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(jì)、有強(qiáng)自適應(yīng)性/魯棒性的姿態(tài)控制設(shè)計(jì)、太陽帆航天器故障自修復(fù)控制等都有待深入研究。

[1]張敏貴,陳祖奎,靳愛國.太陽帆推進(jìn)[J].火箭推進(jìn),2005,31(3)：35-38.

[2]Hughes G,MCINNES C.Mercury sample return missions using solar sail propulsion：International Astronautical Federation 53rd International Astronautical Congress[C].Houston,USA：2002.

[3]NASSIRI H,M EHDIZADEH K,JALALI S M.Interplanetary f light using solar sails[J].IEEE,2005,2005(1512586)：330-334.

[4]COLIN R M.Solar sail mission applications for non-Keplerian orbits[J].Acta Astronautica,1999,45(4)：567-575.

[5]FRANKLINA S,KUC J,SPENCEB B.The space technology 8 mission[R].NASA,2005,0-7803-9546-8/06.

[6]TURNER P R,HERRELL L M.Formulation refinement and access to space for the ST8 mission[R].NASA,2006,0-7803-9545.

[7]MURPHY D,TRAUTT T,Mceachen M,et al.Progress and plans for system demonstration of a scalable square solar sail：14th AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting[C].Maui,HI：AAS 04-195.

[8]MCINNES C.Solar sailing：technology,dynamics,and mission applications[M].New York：Springer-Praxis,1999.

[9]BURTO R L,COVERSTONE V L.Ultrasail-ultralightweight solar sail concept：41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-4117.

[10]王偉志.太陽帆技術(shù)綜述[J].航天返回與遙感,2007,28(2)：1-4.

[11]GARNER C E.Large area sail design concepts[J].Aerospace Conference Proceedings,2000,7：447-456.

[12]LICHODZIEJEWSKI D,DERBèS B,SLEIGHT D,et al.Vacuum deploymentand testing of a 20 m solar sail system：47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Conference[C].Newport,Rhode Island：AIAA-2006-1705.

[13]LAUEG,CASE D,MOOREJ.Fabrication and deployment testing of solar sail quadrants for a20-meter solar sail ground test system demonstration：41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-3930.

[14]陳 健,曹 永,陳 君.太陽帆推進(jìn)技術(shù)研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)分析[J].火箭推進(jìn),2006,32(5)：37-42.

[15]WIE B,MURPHY D.Solar-sail attitude control design for a sail f light validation mission[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2007,44(4)：809-821.

[16]WIE B,MURPHY D,PALUSZEK M,et al.Robust attitude control systems design for solar sails,part 1 and 2：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].Providence,Rhode Island：AIAA-2004-5010.

[17]THOMAS S,PALUSZEK M,WIE B,et al.AOCS performance and stability validation for large flexible solar sail spacecraft：41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Proportion&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-3926.

[18]METTLER E,ACIKM ESE A B,PLOEN S R.Attitude dynamics and control of solar sails with articulated vanes：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6081.

[19]LAWRENCE D A,PIGGOTT S W.Integrated trajectory and attitude control for a four-vane solar sail：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6082.

[20]駱軍紅,李曉東,馮軍華.太陽帆航天器被動(dòng)姿態(tài)控制研究[J].飛行力學(xué),2008,26(5)：47-50.

[21]ROTUNNO M,BASSO M,POMèA B,et al.A comparison of robust attitude control techniques for a solar sail spacecraft：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6083.

[22]WIE B.Solar sail attitude control and dynamics,part 2[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2004,27(4)：536-544.

[23]WIE B.Dynamic modeling and attitude control of solar sail spacecraft：part II：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].Monterey,California：AIAA-2002-4573.

[24]M ETTLER E,PLOEN S R.Solar sail dynamics and control using a boom mounted bus articulated by a bistate two-axis gimbal and reaction wheels：AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conferenceand Exhibit[C].Monterey,California：AIAA-2002-4992.

[25]崔祜濤,駱軍紅,崔平遠(yuǎn),等.基于控制桿的太陽帆姿態(tài)控制研究[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(2)：560-566.

[26]WIE B.Solar sail attitudecontrol and dynamics,part 1[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2004,27(4)：526-535.

[27]WIE B.Dynamic modeling and attitude control of solar sail spacecraft：part I：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and exhibit[C].Monterey,California：AIAA-2002-4572.

[28]DACHWALD B,OHNDORF A,WIE B.Solar sail trajectory optimization for the solar polar imager(SPI)mission：AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit[C].Keystone,Colorado：AIAA-2006-6177.

[29]WIE B,THOMAS S,PALUSZEK M,et al.Propellantless AOCS design for a160-m,450-kg sailcraft of the solar polar imager mission：41st AIAA/ASM E/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-3928.

[30]MCLNNES C R,SIMMONS J F L.Solar sail Halo orbits i：heliocentric case[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1992,29(4)：466-471.

[31]MCINNES C R.Passive control of displaced solar sail orbits[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,1998,21(6)：975-982.

[32]龔勝平,李俊峰,寶音賀西,等.太陽帆懸浮軌道附近的編隊(duì)[J].工程力學(xué),2007,24(6)：165-168.

[33]龔勝平,李俊峰,高云峰,等.太陽帆日心懸浮軌道附近的相對運(yùn)動(dòng)[J].力學(xué)學(xué)報(bào),2007,39(4)：522-527.

[34]LAPPAS V,LEIPOLD M,LYNGVI A,et al.Interstellar heliopause probe：system design of a solar sail mission to 200 AU：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6084.

[35]DACHWALD B.Optimal solar-sail trajectories for missions to the outer solar system[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2005,28(6)：1187-1193.

[36]DACHWALD B.Optimal solar sail trajectories for missions to the outer solar system：AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit[C].Providence,Rhode Island：AIAA-2004-5406.

[37]LAPPAS V,WOKES S,LEIPOLD M,et al.Guidance and control for an interstellar heliopause probe(IHP)solar sail mission to 200 AU：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6085.

[38]WIE B.Solar sailing kinetic energy interceptor(KEI)mission for impacting/def lecting near-earth asteroids：41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-3725.

[39]WIE B.Solar sailing kinetic energy interceptor(KEI)mission for impacting and deflecting near-earth asteroids：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2005-6175.

[40]DACHWALD B,WIE B.Solar sail kinetic energy impactor trajectory optimization for an asteroid-deflection mission[J].Journal of Spacecraf t and Rockets,2007,44(4)：755-764.

[41]DACHWALD B,WIE B.Solar sail trajectory optimization for intercepting,impacting,and deflecting near-earth asteroids：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].San Francisco,California：AIAA-2006-6177.

[42]STEVENS R,ROSS I M.Preliminary design of earth–mars cyclers using solar sails[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2005,42(1)：132-137.

[43]PERCY T K,TAYLOR T,POWELL T C.A study of possible solar sail applications for Mars missions：40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit[C].Fort Lauderdale,Florida：AIAA-2004-3996.

[44]MACDONALD M,MCINNESC R.Solar sail capture trajectories at mercury：AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit[C].Monterey,California：AIAA-2002-4990.

[45]HUGHES G W,MACDONALD M,MCINNES C,et al.Sample return from Mercury and other terrestrial planets using solar sail propulsion[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2006,43(4)：828-834.

[46]TAYLOR T S,MOTON T T,ROBINSON D R,et al.Solar sail application to comet nucleus sample return：39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit[C].Huntsville,Alabama：AIAA-2003-5275.

[47]MCINNES C R,MACDONALD M.GEOSAIL：exploring the geomagnetic tail using a small solar sail[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2001,38(4)：622-629.

[48]LAPPAS V,WIE B,MCINNES C R,et al.Microsolar sails for earth magnetotail monitoring[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2007,44(4)：840-848.

[49]YOUNG R M.Updated heliostorm warning mission：enhancements based on new technology：48th AIAA/ASM E/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Conference[C].Honolulu,Hawaii：AIAA-2007-2249.

[50]LAWRENCE D A,PIGGOTT S.Solar Sailing trajectory control for sub-L1 stationkeeping：AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference and Exhibit[C].Providence,Rhode Island：AIAA-2004-5014.

[51]龔勝平,李俊峰,寶音賀西.人工拉格朗日點(diǎn)附近的被動(dòng)穩(wěn)定飛行[J].宇航學(xué)報(bào),2007,28(3)：633-636.

[52]SLEIGHT D W,MANN T,LICHODZIEJEWSKI D,et al.Structural analysis and test comparison of a 20-meter inflation-deployed solar sail：47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Conference[C].Newport,Rhode Island：AIAA-2006-5014.

[53]LICHODZIEJEWSKI D,DERBèS B,SLEIGHT D,et al.Vacuum deploymentand testing of a 20m solar sail system：47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Confe rence[C].Newport,Rhode Island：AIAA-2006-1705.

[54]LAUE G,CASE D,MOORE J.Fabrication and deployment testing of solar sail quadrants for a 20-meter solar sail ground test system demonstration：41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit[C].Tucson,Arizona：AIAA-2005-1705.

[55]SLEIGHT D W,MANN T,LICHODZIEJEWSKI D,et al.Structural analysis and test comparison of a 20-meter inflation-deployed solar sail：47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics,and Materials Conference[C].Newport,Rhode Island：AIAA-2006-1706.

[56]PAPPA R S,JONES T W,BLACK J T.Photogrammetry methodology development for Gossamer spacecraft structures：43rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASCStructures,Structural Dynamics,and Materials Conference[C].Denver,Colorado：AIAA-2002-1375.

[57]陳集豐,段德高,烏修金ВИ.太陽帆結(jié)構(gòu)分析[J].宇航學(xué)報(bào),1996,17(3)：77-80.

[58]龔勝平,李俊峰,寶音賀西.太陽帆參數(shù)對穩(wěn)定性的影響[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(3)：772-777.

[59]MURPHY D M.Demonstration of a 10-m solar sail system：45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics and M aterials Conference[C].Palm Springs,California：AIAA-2004-1576.

[60]GARNER C.Developments and activities in solar sail propulsion：37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit[C].Salt Lake City,UT：AIAA-2001-3234.

[61]SMITH SW,SONG H,BAKER J R,et al.Flexible models for solar sail control：46th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures,Structural Dynamics&Materials Conference[C].Austin,Texas：AIAA-2001-1801.

[62]DACHWALD B,MACDONALD M,MCINNES C R,et al.Impact of optical degradation on solar sail mission performance[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2007,44(4)：740-749.