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計部,北京 100094)

納型衛(wèi)星編隊飛行技術現狀及發(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計部,北京 100094)

對納型衛(wèi)星編隊飛行進行了較全面綜述,包括編隊飛行、特點與現狀以及空間飛行試驗。根據空間市場預測,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。文章據此論述了15個典型的納型衛(wèi)星編隊飛行應用實例,總結了納型衛(wèi)星編隊飛行的最新應用特點和發(fā)展方向,對我國發(fā)展納型衛(wèi)星編隊飛行具有借鑒意義。

納型衛(wèi)星;編隊飛行;應用;空間市場預測

1 引言

從20世紀末期開始,航天器編隊飛行技術成為空間活動研究的熱點。至今國際上僅討論“航天器編隊飛行任務和技術”的學術研討會就已召開六屆。在這段時期,航天器編隊飛行大部分停留在理論研究、概念性方案設計和空間飛行驗證試驗等方面,也曾有具有很高應用價值的航天器編隊飛行案例。例如20世紀末期的技術衛(wèi)星-21(Techsat-21)任務,其分布式空間雷達由8顆微小衛(wèi)星組成圓形編隊飛行,分布在不同軌道,因保持隊形受地球引力J2攝動,消耗推進劑的質量是衛(wèi)星干重的數倍,最后由于技術難度大而被迫取消。目前能夠進行的編隊飛行大部分在同一軌道平面,衛(wèi)星數量為2～4顆(此種編隊飛行保持隊形受地球引力J2攝動影響小)。過去的編隊飛行衛(wèi)星質量都在幾百千克乃至1 t以上,其應用價值僅體現在進行空間演示飛行驗證方面。近年來,由于納型衛(wèi)星的飛快發(fā)展,其中出現多個納型、皮型、飛型衛(wèi)星編隊飛行,雖然多數也只是進行空間飛行試驗和新技術與新概念研究,但是未來將有很大應用價值。近期又出現了電磁衛(wèi)星編隊飛行技術,利用電磁力及電磁力矩,可實現對衛(wèi)星編隊飛行的控制。由于電磁編隊飛行采用電能,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,又解決了推進劑用量限制問題,然而電磁編隊飛行控制系統較復雜,要求星上電源功率很大,還需要進一步研究,改善其存在問題,才能真正發(fā)揮作用。

目前,編隊飛行已成為國際商業(yè)公司關注的投資項目。本文將系統地介紹一些典型實例,總結其最新應用特點和發(fā)展方向。

2 編隊飛行技術優(yōu)勢

編隊飛行具有以下技術優(yōu)勢:

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

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

(3)可由輕巧靈活的小衛(wèi)星代替龐大復雜的大衛(wèi)星。

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

微納衛(wèi)星最適宜編隊飛行,所以進入21世紀以來,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(圖中深藍色表示)2343顆要發(fā)射,若與前7年(2009—2015年)相比,發(fā)射數量將增加5倍,若按市場潛力計算(圖中淺藍色表示)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,應用領域不斷擴大,應用效益日益增長。加上最近幾年來運載火箭快速發(fā)展,發(fā)射費用下降,其中還有一個重要因素:納型/微型衛(wèi)星采用編隊飛行,實現多星聯合應用方式,這是以前單顆衛(wèi)星應用效果無法相比的。多星聯合應用主要方式是星座和編隊飛行[3]。有關星座將在另一篇文獻論述。本文主要討論納型衛(wèi)星編隊飛行最近進展[4]。

3 納型衛(wèi)星編隊飛行進展

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

3.1 立方體星編隊飛行

伊利諾伊大學和NASA噴氣實驗室(UIUCJPL)聯合進行的立方體星編隊飛行概念性設計研究,即在500 km軌道上采用3U立方體星4顆或6顆(組成橢圓形)構成兩種編隊飛行方式。

該飛行概念性的研究內容:①由4顆衛(wèi)星組成四方形編隊飛行,研究空間隊形保持性能,其仿真實驗結果,隊形保持位置精度為5 m,保持時間為100個軌道周期;②由6顆衛(wèi)星組成橢圓形編隊飛行,考慮地球引力J2項的影響下,研究軌道位置機動要求。星上采用的敏感器和執(zhí)行機構均為商用現貨產品(詳見參考文獻[5])。該項目對多顆衛(wèi)星編隊飛行的合成孔徑雷達、分布式空間敏感器網絡進行了預選方案設計。

3.2 傅里葉變換光譜儀(FTS)立方體星編隊飛行

該項目由美國Exelis地理系統和密歇根大學負責研究。采用3顆6U立方體星組成編隊飛行,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)星共同協同測量全球三維風場模型,并且可以進行長期氣候預報。通過編隊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[6])。

3.3 AuroCube-4編隊飛行

由美國Aetospace公司研制的1U立方體星,衛(wèi)星質量1.2 kg,由3顆立方體星(AuroCube-4)組成編隊飛行,軌道高度450/750 km,傾角65°;立方體星結構見圖4。星上兩側設有可控伸展機翼和GPS接收機(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1°,GPS接收機測量衛(wèi)星軌道位置精度為20 m。

編隊飛行軌道位置控制,由兩星飛行阻力改變(由可伸展機翼位置變化)來實現?，F在已完成空間飛行演示驗證任務[7]。

3.4 加拿大納型衛(wèi)星編隊飛行

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研制,編隊飛行軌道如圖5(a)所示,兩星前后相隔距離由1000 m到500 m。衛(wèi)星質量7 kg,星上姿態(tài)控制系統由三軸磁力器、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,有4個噴嘴液化冷氣推力器,推進劑為六氟化硫,比沖35s,總速度增量ΔV為14 m/s,最大推力為5 m N。采用現有技術,實現納型衛(wèi)星編隊飛行自主控制,飛行演示驗證試驗保持編隊飛行隊形距離從1000 m到500 m。Can X-4/5納型衛(wèi)星外型結構如圖5(b)所示[8]。

3.5 光通信和敏感器空間飛行驗證試驗

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編隊飛行,最后完成空間驗證試驗。研制目標如下:

(1)驗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,數據傳輸率為5～50 Mbit/s;

(2)驗證臨近跟蹤合作衛(wèi)星的測距儀性能,該測距儀采用商用現貨產品;

(3)驗證姿態(tài)確定微型高精度星跟蹤器性能;

(4)驗證采用阻力改變實現軌道控制的技術;

(5)驗證采用蒸汽壓力推力器實現軌道控制的技術。

以上空間驗證飛行原計劃在2015年秋季進行。編隊飛行軌道兩個立方體星相距200 m,見圖6(a),立方體星外形結構見圖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)。該項目可詳細參閱文獻[9]。

3.6 空間自主群星任務和地理定位納型衛(wèi)星

由以色列技術研究所研發(fā)的地理定位納型衛(wèi)星(SAMSON)任務[10],其目的是驗證多星編隊飛行的長期運行情況。該任務由3顆6U立方體星組成編隊飛行(圖7)。星上裝有冷氣推進器、原子鐘、星間通信系統和可展開太陽電池翼。衛(wèi)星編隊飛行實現的相對距離從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)星編隊飛行

日本九州大學和美國有關大學聯合進行系繩衛(wèi)星組成編隊飛行概念性研究。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。研究任務目的是采用類似重力梯度穩(wěn)定原理保持編隊飛行隊形。系繩衛(wèi)星編隊飛行見圖8所示,詳見文獻[11]。

空間飛行試驗首先把另外一顆立方體星釋放,相距2 km,成為系繩形式編隊飛行,編隊隊形穩(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 實時定位概念研究

由以色列技術研究所研制項目內容,采用在地球低軌道2～3顆小衛(wèi)星編隊飛行,測量按順序到達時間差,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確跟蹤。探測器準確跟蹤數據圖像見圖9所示。

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

3.9 加拿大和日本共同研制的納型衛(wèi)星編隊飛行

日本和加拿大合作共同研制納型衛(wèi)星編隊飛行,由2顆完全相同的立方體納型衛(wèi)星組成,每顆納型衛(wèi)星質量為18 kg,尺寸為35 cm×35 cm×15 cm;,日本和加拿大各自負責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,將在軌道上進行空間演示驗證試驗。

衛(wèi)星編隊飛行在軌飛行狀態(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)星串聯編隊飛行狀態(tài),分開后兩星按各自軌道飛行。

編隊飛行控制空間飛行試驗:采用空氣阻力實現納型衛(wèi)星串聯編隊飛行。依靠兩顆垂直于飛行方向的俯仰角差別所產生的阻力差控制衛(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)星群編隊飛行

這里討論的納型衛(wèi)星群編隊飛行包括納型、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)任務由美國國防先進研究計劃局(DARPA)資助,NASA噴氣實驗室(JPL)等單位負責研制。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絡。群星在軌道上形成三維編隊飛行。星上裝有通信系統、三軸姿態(tài)和位置敏感器、星上坐標機、電源分系統、微型作用輪和一套微小型肼推進系統等。

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

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

4.2 自主納型衛(wèi)星技術群星

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。這個自主群星準備由1000顆納型衛(wèi)星組成,每顆衛(wèi)星質量為幾千克。它分批由運載火箭發(fā)射至太陽與木星間的拉格朗日點上,然后擇機進入小行星帶,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[14]。所謂群星是類似于被動編隊飛行,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,使群星內所有納型衛(wèi)星可以自主保持松散隊形,也就是說不會發(fā)生某些衛(wèi)星走失,而且不消耗燃料。這項飛行任務,目前還處在研究和方案設計階段。

空間飛行試驗任務技術指標如下:任務執(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L2上,由13顆納型/微型衛(wèi)星組成一個編隊飛行系統。它由2部分組成:12顆納型衛(wèi)星組成編隊飛行稱為子星,一顆微型衛(wèi)星稱為母星。

子星編隊飛行分布在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顆編隊飛行納型衛(wèi)星組成射電望遠鏡陣列。這些納型衛(wèi)星天線檢測超低頻的無線電波把數據傳輸給母星,經過數據關聯和信號處理后,壓縮傳輸數據容量,然后傳遞到地球。

母星為微型衛(wèi)星,質量為幾十千克量級,子星為納型衛(wèi)星,質量為幾千克量級。計劃采用中國“長征”系列火箭發(fā)射到L2點,由于L2點基本處于失重狀態(tài),各顆子星在編隊飛行狀態(tài)軌道攝動差很小,同時編隊飛行是離散形的,對隊形保持要求不嚴格,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,是無法實現檢測的。地面上射電天文檢測頻率都在100 MHz以上的高頻段。因此,這個編隊飛行空間超低頻射電觀測臺正好彌補地面射電檢測不足,將獲得地面觀測尚未得到的檢測結果[15]。

5 合作編隊

合作編隊為編隊飛行一種類型,編隊控制系統僅在某一階段或者某一時期進行,不需要長期進行控制與測量,例如空間交會對接,也就是兩個航天器在有合作條件下實現交會對接?？臻g交會對接已有40多年歷史,應用實例很多,但是過去都是在中、大型航天器間實現的,近期才出現這種納型衛(wèi)星編隊飛行,這里僅介紹幾個應用實例。

5.1 可自主裝配變結構空間望遠鏡

這是基于納型衛(wèi)星對關鍵技術進行空間飛行驗證試驗。現在的空間望遠鏡光學孔徑最大已經達到直徑6.6 m,今后再難進一步發(fā)展,因為受到運載火箭尺寸限制。未來空間望遠鏡可采用自主裝配多個小型孔徑編隊飛行組合結構,光學孔徑將超過20 m。從而避開受運載火箭尺寸限制,這種空間望遠鏡結構如圖13(a)所示。但是這種空間望遠鏡結構成本較高、技術難度也大,保持長期編隊飛行隊形穩(wěn)定更為艱難,為此,美國加州理工大學和英國薩瑞空間中心共同提出一項關鍵技術進行空間飛行試驗。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動的自適應反射鏡。這些衛(wèi)星姿態(tài)三軸控制精度可達到±1°,漂移角速度小于0.5(°)/s,采用GPS接收機、三軸磁強計、商用現貨產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。有關資料可參閱文獻[16]。

5.2 立方體星接近操作空間飛行驗證

立方體星接近操作空間飛行驗證(CPOD)項目是根據美國NASA小衛(wèi)星發(fā)展計劃需要而確定的,因為今后將有許多小衛(wèi)星需要應用交會對接技術。為此應用2顆3U立方體星進行交會、接近操作的空間飛行驗證。2顆立方體星接近飛行軌道如圖14所示。該任務由美國Ty Vaic納型衛(wèi)星公司等機構承擔研制,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結構,位于太陽同步軌道,在星體兩側有可展開的太陽電池翼。3U立方體星技術指標為:平均功率17～30 W(全部系統工作平均功率15 W);姿態(tài)指向精度＜0.15°(采用星跟蹤器測量);下行數據速率為60 Mbit/天,采用UHF和S頻段;速度增量ΔV小于30 m/s,采用冷氣推進系統;衛(wèi)星質量5.99 kg(含太陽電池翼)。

此3U立方體星外形結構如圖15所示。3U立方體星由3個立方體星組成,各系統具體結構如圖16所示。第1個立方體裝有導航設備和有關GPS接收機與軟件及對接機構;第2個立方體裝有冷氣推進系統;第3個立方體前0.5 U裝有姿態(tài)確定和控制系統與數據處理等設備,后0.5 U裝有星上電源分系統和UHF與S頻段收發(fā)機等設備。

姿態(tài)控制系統有3個反作用飛輪,技術指標為:10 000 r/min(最大轉速);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)控制和數據處理。

2015年已經對立方體星的空間對接近操作涉及的所有設備,完成地面半物理仿真試驗。原計劃在2016年6月搭載發(fā)射,因運載火箭問題推遲。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[17]。

5.3 空間系繩自主機器人衛(wèi)星

由日本香川大學和高松國立科技大學聯合研制一對母星和子星。母星質量4.2 kg,子星質量3.8 kg。研究目的在空間演示驗證,由系繩聯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構如圖17(b)所示。圖17(a)為母星與子星聯結在一起的初始狀態(tài)。展開的系繩收集空間等離子環(huán)境下的電子,產生電流。這項任務在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[4]。

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

6 結束語

本文研究分析了納型衛(wèi)星編隊飛行最新進展和當前先進的15個編隊飛行應用實例?？梢垣@得以下結論:

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

(2)Can X-4/5納型衛(wèi)星編隊飛行已經成功發(fā)射,而且完成預定空間飛行任務。采用技術水平是目前最先進的,應用差分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。其他設備,例如敏感器和微推力器都具有高的技術水平,對實用衛(wèi)星編隊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,其目的是進行由星群組成稀疏孔徑陣列和空間分布式敏感器網絡的空間飛行試驗。此技術水平是最高的,技術難度也是最大的。若飛行試驗成功,則將開發(fā)實用稀疏孔徑陣列和分布式敏感器網絡編隊飛行,實現衛(wèi)星編隊飛行最好的功能。

(4)采用幾十到幾百顆納型衛(wèi)星組成大型群星,在經濟上是可以接受的,關鍵是發(fā)射工具與信息在遙遠太陽系傳輸存在困難。當然其觀測結果對天文學有巨大貢獻,可以作為未來研究發(fā)展方向。

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

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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)星編隊飛行研究。Email:laixing_lin@sina.com。

(編輯:張小琳)