太陽帆航天器姿態(tài)控制技術綜述

韓艷鏵，張震亞，賈 杰

（1. 南京航空航天大學 航天學院，南京210016；2. 南昌航空大學 信息工程學院，南昌330063）

0 引言

隨著航天器飛行的距離越來越遠，在軌任務的時間變得更長，意味著依靠傳統(tǒng)的反作用力推進的航天器在發(fā)射時需要攜帶更多的工質和能源，從而導致航天器的發(fā)射質量隨之增加，進一步增加發(fā)射階段的難度和成本。

近年來，太陽帆作為一種新型航天器推進手段受到矚目。航天器通過搭載大面積、輕質量的薄膜型太陽帆所產生的太陽光壓獲得推進力。太陽帆推進技術不再需要依靠推進劑的噴射消耗，可降低航天器發(fā)射的成本與難度[1-4]。2010年5月21日，日本宇宙航空研究開發(fā)機構（JAXA）成功發(fā)射了星際太陽輻射驅動風箏航天器（Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation Of the Sun，IKAROS），是航天史上首次成功發(fā)射的太陽帆航天器，標志著太陽帆技術研究邁出了里程碑式的一步。

與傳統(tǒng)航天器相比，太陽帆航天器具有以下特點：

1）帆面質量極小。太陽帆面材料通常為聚合物薄膜材料，厚度極薄，質量極小。以 IKAROS為例，聚酰亞胺薄膜帆面積約為 130 m2，厚度為7.5 μm，帆膜部分的質量僅為1.849 kg[5-6]。

2）轉動慣量巨大。太陽帆的直徑通常為數十至數百米，其轉動慣量巨大。以美國阿連特技術系統(tǒng)公司（ATK Space Systems）研制的邊長為160 m、重440 kg的方形太陽帆航天器為例[7]，其繞滾轉軸的轉動慣量達642 876 kg·m2，繞俯仰軸和偏航軸的轉動慣量均為321 490 kg·m2，可見三軸的轉動慣量遠遠超過普通航天器。

3）光壓干擾力矩較大。由于實際裝配誤差以及帆面展開時的扭曲形變等因素，使得太陽帆實際質心與光壓壓心往往并不重合，太陽光壓力會對帆面產生較普通航天器大得多的干擾力矩。以美國新千年計劃Space Technology 7（NMP ST7）給出的40 m×40 m級太陽帆航天器[8]為例，其所受光壓力約為0.01 N，設質心/壓心偏距為0.1 m，則航天器所受的光壓干擾力矩大小為0.001 N·m，達到普通地球同步軌道衛(wèi)星所受光壓干擾力矩的近100 倍[9]。

考慮到太陽帆航天器具有以上特點，若采用傳統(tǒng)的控制執(zhí)行機構（如動量輪系統(tǒng)或化學燃料推進器等）對其姿態(tài)進行控制，則勢必需要消耗大量的能量或工質。因此，針對太陽帆航天器，必須設計新型的高效率、無大量化學推進劑消耗的姿控系統(tǒng)[10-11]。

1 太陽帆航天器姿態(tài)控制技術研究現狀

自1999年歐洲航天局與德國宇航中心聯合研制的第一個太陽帆實驗模型面世以來，以美國、俄羅斯、日本等為代表的航天大國均在太陽帆推進技術領域展開了大量研究[1-6,11-14]。

然而，截至2013年，已成功發(fā)射的太陽帆航天器僅有日本IKAROS和美國“納米帆-D”（Nano Sail-D），其余絕大部分太陽帆研究工作由于缺乏工程背景的支持僅局限于理論建模和地面試驗。圖1列出了幾個太陽帆產品應用實例，包括兩個成功飛行的和兩個地面試驗樣品。

圖1 太陽帆產品應用實例Fig. 1 Applications of solar sail products

目前國內外提出的太陽帆航天器姿態(tài)控制方案，按照控制策略不同，可分為自旋穩(wěn)定控制方案和三軸姿態(tài)控制方案。其中，自旋穩(wěn)定控制方案主要針對具有圓形帆或對稱多葉片太陽帆結構的航天器，通過繞自旋軸的旋轉產生穩(wěn)定力矩，實現對日定向，為單軸被動姿態(tài)控制方式。三軸姿態(tài)控制則對太陽帆形狀設計沒有嚴格限制，主要思路均為利用太陽光壓力產生姿態(tài)控制力矩。按照控制力矩產生原理的不同，可將太陽帆姿態(tài)控制思路分為帆面轉動法、質心偏移法和帆體參數調整法3類。帆面轉動法通過改變整體帆面或部分帆面的方向來產生光壓姿態(tài)控制力矩，其執(zhí)行機構可以為控制翼面或滾轉軸穩(wěn)定條等；質心偏移法通過改變太陽帆的質心與壓心的相對位置，得到姿態(tài)控制力矩，其執(zhí)行機構可以為帶萬向節(jié)的轉動控制桿，或沿帆面結構桿滑動的質量塊等；帆體參數調整法則是通過改變帆面的反射率、透光率等物理參數或者改變帆體的構型來調節(jié)部分帆面所受的光壓大小，以產生光壓控制力矩。根據實際姿態(tài)控制的任務需求，還可以采用以上控制思路的相互組合方案。

2 太陽帆航天器姿態(tài)控制方案

2.1 自旋穩(wěn)定控制方案

太陽帆航天器的自旋穩(wěn)定是利用陀螺控制使自旋的太陽帆保持穩(wěn)定。由太陽帆質心/壓心之間的偏距而產生的光壓干擾力矩會使得帆面自旋軸線方向發(fā)生偏轉，需要對此進行修正，即可利用脈沖式噴氣控制方式施加章動力實現自旋軸定向的穩(wěn)定控制。

Wie針對存在質心/壓心偏距的太陽帆航天器進行了自旋穩(wěn)定控制方案研究，推導了地心橢圓軌道太陽帆航天器的動力學方程，并以40 m×40 m級太陽帆航天器對日定向姿態(tài)控制為例給出了數值仿真結果[8]。

美國新千年計劃ST5中采用了太陽帆自旋穩(wěn)定方案[15]。太陽帆航天器尺寸為76 m×76 m，航天器的三軸轉動慣量分別為 44 000 kg·m2、22 000 kg·m2、24 000 kg·m2，質心/壓心偏距為±1 m，自旋角速度為0.45 (°)/s；通過脈沖噴氣對太陽帆自旋軸的進動和章動進行控制，可保持自旋軸對日定向誤差不超過 1°。

采用自旋穩(wěn)定控制方案的太陽帆航天器可以借助自旋產生的離心力進行帆面展開，因而無需剛性支撐結構和自主展開機構。但在依靠推進器的噴氣維持自旋穩(wěn)定的同時，須依靠反作用噴嘴進行進動和章動控制，不僅增加了系統(tǒng)耗能和控制復雜度，而且還難以保證帆面平整度。

2.2 三軸姿態(tài)控制方案

考慮到航天器有效載荷工作時往往具有不同的定向要求（比如分別需要對地、對日定向），為此應采用三軸姿態(tài)控制方案。

下文提出的姿態(tài)控制方案主要針對方形太陽帆航天器（圖2）展開研究。太陽帆由4片等腰直角三角形薄膜帆以及 4根從中心延伸展開后對帆面起支撐作用的結構桿組成。

圖2 方形太陽帆航天器Fig. 2 Square solar sail spacecraft

為便于表述，統(tǒng)一規(guī)定方形太陽帆航天器繞結構桿的旋轉為俯仰運動和偏航運動，繞帆面法線方向的旋轉為滾轉運動，如圖3所示。

圖3 方形太陽帆航天器結構Fig. 3 Structure of square solar sail spacecraft

2.2.1 基于控制翼面的姿態(tài)控制方案Derbes等[16]研究了一種利用控制翼面對太陽帆航天器進行姿態(tài)控制的方案。帶有控制翼面的太陽帆航天器結構如圖4所示。4片作為控制翼面的小三角形太陽帆安裝于太陽帆結構桿末端處，可在電機驅動下繞結構桿旋轉。當控制翼面旋轉到某個合適的角度，利用作用于翼面的太陽光壓力來產生對航天器三軸姿態(tài)控制所需的光壓控制力矩。

圖4 帶有控制翼面的太陽帆航天器結構Fig. 4 Structure of solar sail spacecraft with control vanes

Mettler等[17]針對帶有控制翼面的太陽帆航天器設計了一種非線性魯棒姿態(tài)控制器，并給出了各翼面姿態(tài)控制力矩的分配算法。數值仿真結果表明，該姿態(tài)控制方案對太陽帆質心/壓心偏距所產生的光壓干擾力矩有良好的抑制作用。

Lawrence等[18]針對帶有4片控制翼面的太陽帆航天器進行了軌道姿態(tài)耦合控制研究，通過調整4片翼面的角度來實現航天器三軸姿態(tài)控制。仿真結果表明，該控制方案對于太陽帆航天器初始姿態(tài)控制誤差有良好的修正效果。

駱軍紅等[19]提出一種基于固定偏置翼面的太陽帆航天器被動姿態(tài)控制方案。令4片控制翼面均保持某一個固定偏置角，當航天器姿態(tài)偏離平衡狀態(tài)時，固定翼面會產生光壓穩(wěn)定力矩，促使姿態(tài)回到平衡位置，航天器會圍繞平衡位置振蕩。由于系統(tǒng)阻尼的存在，使得姿態(tài)振蕩的振幅逐漸減小，最終使各軸姿態(tài)趨向定常位置。數值仿真結果表明固定偏置翼面的太陽帆航天器被動姿態(tài)控制方案具有較好的對日定向性能，無需消耗工質，適合于任務周期長、姿控精度要求低的太陽帆行星際探測任務。

基于控制翼面的姿態(tài)控制方案所需執(zhí)行機構簡單，可對航天器三軸姿態(tài)進行主動控制，并可通過翼面固定偏置實現對日定向被動姿態(tài)穩(wěn)定。缺點在于，受翼面尺寸限制，翼面可產生的實際控制力矩通常較小，當太陽帆姿態(tài)遠離平衡位置時，往往需要引入其他輔助執(zhí)行機構完成姿態(tài)控制?？煽紤]在上述控制方案基礎上加入等離子體推進器，當姿態(tài)遠離平衡位置時，利用等離子體推進器輔助控制翼面進行姿態(tài)控制[20]。

2.2.2 基于轉動控制桿的姿態(tài)控制方案

Diedrich[21]提出了一種利用控制桿實現太陽帆航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定的主動控制方案。作為姿態(tài)穩(wěn)定的控制桿通過二軸萬向節(jié)安裝于帆面中心基座處，控制桿在電機驅動下繞結構桿作可控旋轉，使航天器整體質心位置改變，相對于光壓壓心產生偏移，從而得到繞俯仰軸和偏航軸方向的姿態(tài)控制力矩。帶有轉動控制桿的太陽帆航天器結構如圖5所示。

圖5 帶有轉動控制桿的太陽帆航天器結構Fig. 5 Structure of solar sail spacecraft with rotary control boom

Wie[22]給出了帶有轉動控制桿的太陽帆航天器的俯仰軸剛體姿態(tài)動力學模型，并利用PID控制方法設計了姿態(tài)控制律。仿真結果表明，該方案可抑制各種干擾力矩對太陽帆航天器姿態(tài)的影響。

由于太陽帆航天器三軸姿態(tài)相互耦合，在利用控制桿調節(jié)俯仰角和偏航角的過程中，必然會引起滾轉角的耦合響應。為了使?jié)L轉角保持穩(wěn)定，需要在滾轉軸方向引入輔助的控制執(zhí)行機構。在實際太陽帆飛行任務中，滾轉軸通常不需要大角度機動，因此該軸所需的控制力矩相對較小?？蛇x用控制力矩沿太陽帆法線方向的反作用飛輪，或選用小功率的等離子體推進器等執(zhí)行機構對滾轉軸方向的姿態(tài)進行控制。

Wie等[23]設計了控制桿和控制翼面組合的兩種執(zhí)行機構的太陽帆航天器三軸姿態(tài)控制方案，通過引入控制翼面對滾轉進行輔助控制，并以地心橢圓軌道上太陽帆航天器的姿態(tài)控制仿真算例驗證了該方案的控制效果。

崔祜濤等[24]對安裝有控制桿和反作用飛輪的太陽帆航天器，基于拉格朗日分析力學建立了多剛體系統(tǒng)姿態(tài)動力學模型，分析了該系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可控制性，設計了LQR姿態(tài)控制器，給出了航天器三軸姿態(tài)控制響應特性，并針對行星際軌道轉移過程中太陽帆航天器的姿態(tài)控制進行了數值仿真。NASA新千年計劃 ST7任務在太陽帆航天器姿態(tài)控制方案設計中同時采用了轉動控制桿、反作用飛輪以及控制噴嘴（如圖6所示）。有效載荷艙安置于控制桿頂端，艙內載有反作用飛輪系統(tǒng)；艙外壁各方向裝有12個控制噴嘴。利用飛輪控制力矩和噴氣力矩輔助轉動控制桿進行姿態(tài)控制[8]。然而該方案仍處于初步研究階段，未進一步考慮實際飛行任務中航天器系統(tǒng)各硬件的控制帶寬要求，以及定位精度、柔性振動等因素[25]。

圖6 NMP ST7太陽帆航天器結構圖Fig. 6 Solar sail spacecraft of NMP ST7

以上研究均對太陽帆航天器結構作了剛體假設，未考慮太陽帆柔性因素。崔乃剛等針對基于控制桿和控制翼面聯合控制的太陽帆航天器，將帆面質量均勻等效到4根結構桿上，并將結構桿視為歐拉-伯努利懸臂梁，建立了考慮彈性振動的太陽帆姿態(tài)動力學模型（簡化后的結構模型如圖7所示）。針對航天器俯仰姿態(tài)設計了含有 Bang-Bang控制項的PD控制器，以超地球同步轉移軌道上的太陽帆航天器為對象進行數值仿真，結果表明該方案可以滿足偏航軸對地定向任務的精度需要[26-28]。

圖7 考慮柔性振動的太陽帆航天器簡化結構Fig. 7 Simplified structure of solar sail spacecraft with consideration of flexible vibrations

翟坤等[29]針對帶有控制桿和控制翼面的太陽帆航天器，基于拉格朗日方程建立了系統(tǒng)柔性多體動力學模型，將姿態(tài)控制分解為帆面姿態(tài)控制和有效載荷艙姿態(tài)控制，分析兩種姿態(tài)運動的耦合影響，并基于前饋+反饋的控制策略，設計太陽帆多體復合姿態(tài)控制系統(tǒng)，最后以超地球同步轉移軌道太陽帆航天器對日定向問題為例進行數值仿真，驗證了該方案的姿態(tài)控制效果。

基于轉動控制桿的太陽帆姿態(tài)控制方案具有執(zhí)行機構簡單、可滿足快速大角度機動的優(yōu)點。缺點是有效載荷與帆面的相對位置在姿態(tài)控制過程中不斷發(fā)生改變，不利于對地通信的保持和定向觀測任務的穩(wěn)定進行。另外，僅利用控制桿無法實現三軸姿態(tài)控制，需對滾轉姿態(tài)引入額外的輔助執(zhí)行機構，如此一來又進一步增加了系統(tǒng)的結構復雜度。

2.2.3 基于移動滑塊的姿態(tài)控制方案

Wie等[30-31]提出了一種基于移動滑塊的太陽帆航天器姿態(tài)控制方案。其姿態(tài)控制原理如下：太陽帆上裝載有沿結構桿做可控運動的滑動質量塊，通過改變滑塊位置使系統(tǒng)質心位置改變，與太陽帆光壓壓心產生偏移，即可產生繞俯仰軸和偏航軸的光壓姿態(tài)控制力矩。

與采用控制桿的姿態(tài)控制方案相類似，僅采用移動滑塊無法對航天器滾轉姿態(tài)進行單獨控制。為引入該姿態(tài)的控制力矩，Wie在基于移動滑塊的姿態(tài)控制方案基礎上加入了滾轉軸穩(wěn)定條（Roll Stabilizer Bars，RSB）作為輔助姿態(tài)執(zhí)行機構（如圖8所示）。

圖8 帶有移動滑塊和RSB的太陽帆航天器結構Fig. 8 Structure of solar sail spacecraft with moving mass and RSB

RSB為安裝于結構桿末端的機械裝置（圖9），可繞結構桿軸轉動。每片等腰直角三角形太陽帆的底邊兩端點均與RSB相連。當4個RSB裝置同時轉過相同的角度時，可帶動4片等腰直角形太陽帆發(fā)生旋轉。太陽光壓sF作用于各帆面形心處，產生4個大小相同、方向兩兩相反的光壓作用分力，構成兩對共面力偶。兩對力偶作用于帆面，即產生沿帆面法線方向的控制力矩，以實現對滾轉姿態(tài)的控制。

圖9 RSB工作原理示意圖Fig. 9 Structure and working principle of RSB

羅超等[32]針對帶有滑塊和RSB的太陽帆航天器設計了三軸姿態(tài)控制系統(tǒng)，通過數值仿真研究了三軸姿態(tài)控制的短期響應特性。并以中國科學院國家空間科學中心提出的SPORT任務為背景進行數值仿真，結果表明，帶有滑塊和RSB的姿態(tài)控制方案在太陽帆航天器從黃道面軌道向太陽極地軌道轉移過程中取得良好的姿態(tài)控制效果。

基于移動滑塊的太陽帆航天器姿態(tài)控制方案保證了星體有效載荷與帆的相對位置固定，有利于星-地間通信及有效載荷正常工作的穩(wěn)定保持；對于太陽帆的展開過程沒有特殊要求，執(zhí)行機構簡單緊湊，保障了姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠性。缺點在于同樣需要引入輔助控制機構對滾轉姿態(tài)進行控制，增加了系統(tǒng)的結構復雜度。

2.2.4 基于帆面參數調整的姿態(tài)控制方案

除了利用各種機構機械運動獲取太陽光壓控制力矩以外，另一種獲取光壓控制力矩的思路是改變太陽帆部分帆面的物理參數，如在帆面設計時選用可改變反射率/透射率的智能材料等。Kislov提出可在太陽帆外表面覆蓋鍍鉻聚合薄膜，該材料在不同電勢作用下會改變自身反射率及透射率，即可以對太陽帆產生姿態(tài)控制力矩。Kislov針對不考慮質心/壓心偏距的太陽帆航天器進行了數值仿真，結果表明該方案可有效保持航天器俯仰軸、偏航軸姿態(tài)穩(wěn)定[33]。

JAXA研制的IKAROS采用了基于帆面參數調整的姿態(tài)控制技術。由于 IKAROS是利用自旋過程中的離心力進行帆面展開，因此沒有剛性支撐結構，難以裝載含有機械運動部件的姿態(tài)執(zhí)行機構。IKAROS在靠近太陽帆邊緣處覆蓋有若干薄膜型液晶元件（如圖10），通過切換液晶元件電流的通斷狀態(tài)，可使液晶元件的反射/透射狀態(tài)發(fā)生改變，以調整照射在太陽帆邊緣的光壓大小分布，從而產生光壓姿態(tài)控制力矩[5-6,34]。

圖10 IKAROS結構示意圖Fig. 10 Structure of IKAROS

基于帆面參數調整的姿態(tài)控制方案不需要任何運動執(zhí)行機構，大大降低了太陽帆航天器的結構復雜度與發(fā)射質量，適合于不宜裝載復雜機械執(zhí)行機構的小型太陽帆。由于該方案已在 IKAROS上成功實施，獲得了寶貴的實踐經驗，對未來的太陽帆姿態(tài)控制研究有著巨大的借鑒價值。

2.2.5 基于帆面構型的姿態(tài)控制方案

除了上述介紹的針對方形太陽帆設計的姿態(tài)控制方案以外，國內外研究者還提出了一些特殊的研究思路，考慮通過設計特殊構型的太陽帆以實現航天器被動姿態(tài)穩(wěn)定控制。

van de Kolk考慮通過設計太陽帆航天器的物理構型，提出可以將兩片或兩片以上的矩形帆以一定的角度組成太陽帆，通過設計各片帆的物理參數和帆面夾角使得航天器實現被動姿態(tài)穩(wěn)定控制。van de Kolk除了考慮軌道與姿態(tài)間的相互耦合外，在建模過程中還綜合研究了重力梯度力矩以及多片帆之間二次反射引入的姿態(tài)干擾力矩對姿態(tài)控制影響。初步研究表明，使用多個帆面的太陽帆航天器被動控制是一種很有價值的控制方案[35]。

張治國等[36]研究了沿對數螺線軌道飛行的星際航行任務，該任務要求航天器姿態(tài)與太陽光線方向成一個固定的角度，普通的對稱形狀太陽帆的被動姿態(tài)控制難以滿足上述要求。他們利用非對稱的太陽帆構型設計實現了被動姿態(tài)控制（圖11），建立了航天器軌道-姿態(tài)耦合動力學模型并進行數值仿真。結果表明：在空間干擾微弱的環(huán)境條件下，該方案可較好地實現被動姿態(tài)穩(wěn)定，但對于初始姿態(tài)控制誤差，尤其是角速度誤差的修正能力比較弱。因此，在進行被動姿態(tài)穩(wěn)定控制前，需先利用其他控制手段將初始姿態(tài)角速度誤差減小到允許范圍內。

圖11 非對稱構型的太陽帆航天器結構示意圖Fig. 11 Structure of asymmetrical solar sail spacecraft

3 總結與展望

目前國內外提出的各種典型太陽帆航天器姿態(tài)控制方案均有各自的優(yōu)點和缺點：自旋穩(wěn)定方案易于實施，但僅能實現單軸穩(wěn)定，且對太陽帆航天器外形有要求，維持系統(tǒng)自旋和進行進動、章動控制需要施加噴氣力矩，耗費推進工質較多；基于控制翼面的姿態(tài)控制方案結構簡單，可實現三軸姿態(tài)主動控制和被動姿態(tài)穩(wěn)定，缺點在于控制力矩較??；基于轉動控制桿的姿態(tài)控制方案執(zhí)行機構簡單，控制效果較好，缺點在于無法對滾轉姿態(tài)單獨控制，且有效載荷與帆面相對位置不固定；基于移動滑塊的姿態(tài)控制方案控制效果好且執(zhí)行機構簡單緊湊，缺點同樣是無法單獨控制滾轉姿態(tài)；基于帆面參數調整的姿態(tài)控制方案無需機械執(zhí)行機構，并已有實際成功飛行案例，缺點在于控制力矩大小有限，對帆面材料技術有較高要求；基于帆面構型的姿態(tài)控制方案僅能實現被動姿態(tài)控制，無需消耗工質和能量，但抗干擾能力較弱且控制精度相對較低。

未來太陽帆航天器姿態(tài)控制方案的主要設計思路如下：

1）組合現階段已有的多種姿控執(zhí)行機構進行方案設計。多種執(zhí)行機構聯合控制可彌補各自的劣勢，同時使系統(tǒng)保有冗余備份，為任務的安全性和可靠性提供保障。由于搭載多種姿態(tài)執(zhí)行機構必然會增加系統(tǒng)復雜度，該設計思路比較適合于大型太陽帆的長期任務。

2）設計全新的姿控執(zhí)行機構。考慮到現有太陽帆航天器的姿態(tài)控制技術體系還有很大拓展空間，可嘗試通過引入材料學、光學、熱學等其他領域的前沿成果進行姿控執(zhí)行機構設計；同時可嘗試研發(fā)新型太陽帆結構，將姿態(tài)控制方案設計與帆體構型設計相結合。

目前太陽帆推進技術研究在世界范圍內仍處于起步階段，隨著日本和美國相繼成功發(fā)射太陽帆航天器，各國航天機構將會對太陽帆推進技術投入更多的關注，也必然會迎來太陽帆航天器任務的研究機遇和挑戰(zhàn)。

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