1.2.2 太阳帆探测任务研究现状
太阳帆航天器轨道优化设计与姿态控制技术一直是太阳帆技术发展的关键和瓶颈，所以对该项技术进行的研究将极大提高我国太阳帆技术的水平。研究太阳帆的轨道设计可以为目前提出的多种科学任务提供太阳帆节能优化轨道方案，如空间中心提出的太阳极轨射电成像仪（Solar Polar Orbit Radio Telescope，SPORT）计划、空间科学中长期发展规划中的火星探测计划、木星系统探测小卫星计划等。利用太阳光压力，太阳帆可以沿非开普勒轨道飞行，完成常规推进无法实现，同时又具有重大科学意义的任务轨道，如日心悬浮轨道、人工拉格朗日点太阳观测平台、绕日逆行轨道等。
由于太阳帆具有较大的转动惯量和太阳光压干扰力矩，其姿态控制技术与传统航天器相比有很大不同，传统的姿态控制执行机构如喷气控制、反作用飞轮控制等难以实现太阳帆的姿态控制，必须研究特殊的适合太阳帆姿态控制的执行机构。太阳帆的姿态和轨道强耦合，轨道控制通过姿态控制实现，同时姿态控制也要考虑帆所处的轨道。另外，太阳帆本身是一个巨大的挠性体，挠性振动对姿态控制影响很大。太阳帆的姿态控制也是一个摆在国内外太阳帆专家学者面前的技术难题。太阳帆的姿态控制精度和响应速度，直接关系到目标轨道能否实现、优化轨道方案是否可行等问题。对太阳帆的姿态控制技术进行研究，也将提高我国空间挠性机构姿态控制的水平。
1.太阳高轨任务概述
地球空间天气的任何灾难性事件都是由太阳的爆发引起的，然而，并不是所有太阳的爆发都可以引起地球空间环境的变化。这是由于从太阳喷发出的物质往往呈现为云团状，在离开太阳表面之后沿着黄道面附近逐渐向远处扩散、传播。其扩散和传播规律和路径还不清楚。因此，单纯观测太阳表面的爆发，无法准确预报这些物质是否会到达并影响地球。
在太阳发生剧烈爆发时，这些日冕抛射物质到达地球需要大约2天的时间。在这段时间中，如果能够跟踪监视这些物质的运动，就可以精确预报它们是否能够到达地球。由于它们的源区大部分来自太阳低纬，即使在高纬经过传播也会向黄道面附近集中。因此，在黄道面内观测它们就像雾里看花。最好的办法是脱离黄道面，在太阳极区对整个内行星际进行居高临下的成像观测。太阳高轨任务是探索日冕物质抛射传播和演化的绝好机会，将提供日冕物质抛射的早期预报，对于空间站、应用卫星等的空间天气事件预报有着重要意义。
◆太阳极轨太阳帆任务（Solar Polar Sail Mission，SPSM）
1996年，NASA为当时新的空间物理任务提出太阳极轨太阳帆任务。太阳极轨轨道可以全面地观察黄道面以外的太阳磁场和太阳风。并且该太阳帆的轨道周期为1／N年。共振条件可以保证太阳帆不被太阳所遮挡。当N取1时即为1年，此时轨道在1 AU处，这种轨道为日冕物质抛射朝向地球演变传播提供了良好的观测条件。其轨道如图1-21所示。
图1-21 太阳帆1∶1共振太阳极轨轨道
虽然上述轨道对观测日冕物质抛射提供了有利的条件，但是需要强有力的运载工具才能使探测器达到这样的轨道。稍微小一点的3∶1的共振轨道，其轨道半径只有0.48 AU，不仅同样提供了较好的成像条件，同时也能够使探测器的轨道倾角接近90°。
◆太阳极轨任务（ESA）
2005年，在ESA的资助下，McInnes与格拉斯哥大学的Macdonald合作设计了利用太阳帆实现太阳极轨的轨道方案。该轨道方案最终能够实现半径为0.48 AU、倾角为90°的绕日极轨圆轨道。采用边长153 m的方形太阳帆航天器，从发射至到达目标轨道，飞行时间约5年，在到达太阳极轨后，航天器将抛掉太阳帆，开始进行对日观测等科学任务。
◆太阳极轨成像仪任务（The Solar Polar Imager Mission）
为了研究日冕的整体结构和动力学，揭示太阳活动周期和起源的秘密，NASA提出了太阳极轨成像仪任务（The Solar Polar Imager Mission，SPI）。该任务的要求是探测器目标轨道是半径为0.48 AU的圆轨道，其倾角达到75°。并且与地球是3∶1的共振轨道，NASA在之前研究过了不同的目标轨道倾角的情况。
在NASA／JPL的资助下，Wie设计了NASA太阳极轨成像仪任务（SPI）的太阳帆轨道，计划使用160 m边长的方形帆来完成SPI任务，耗时6.6年，最终实现半径为0.48 AU、轨道倾角75°的绕日圆轨道，如图1-22所示。
图1-22 Wie设计的SPI任务太阳帆轨迹
其太阳帆的配置为：160 m×160 m、重150 kg的方形太阳帆，重250 kg的航天器（不含载荷）、50 kg的科学有效载荷。总重是450 kg，特征推力是160 m·N（即在1 AU时的最大推力），特征加速度是0.35 mm／s2（即在1 AU时的最大加速度）。
2.行星科学任务概述
◆水星探测任务（Mercury Solar Sailing Advanced Geoscience Exploration）
由于飞往水星的探测器很少，在内太阳系中人类对其认识相对而言很有限，水星科学任务在未来必将具有重大意义。1995年德国宇航中心（DLR）空间系统分析部的Leipold提出利用太阳帆实现水星任务，水星处于太阳帆加速能力较强的近日区域，且利用太阳帆很容易实现水星的太阳同步轨道。Leipold在其论文中设计了太阳帆从地球逃逸轨道、地球到水星转移轨道以及水星的太阳同步轨道。太阳帆航天器的总重是240 kg，有效载荷是20 kg，采用86 m×86 m方形帆。
◆飞往金星任务（Kite-craft Accelerated by Radiation of the Sun）
日本在2010年发射的太阳帆航天器名叫“伊卡洛斯”号（Kite-craft Accelerated by Radiation of the Sun，IKAROS）。“伊卡洛斯”号拥有一面对角线长度为20 m的方形帆，由聚酰亚胺树脂材料制成，厚度仅0.007 5 mm。“伊卡洛斯”号在飞行中将不断旋转，依靠离心力使这面轻薄的太阳帆保持张力。 “伊卡洛斯”号花费几周的时间展开太阳帆，然后进行一系列加速和减速试验，在经过半年旅行后抵达金星轨道，背对太阳开始进行为期三年的航行测试。2011年1月，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）宣布，世界上第一艘依靠太阳能驱动的太空帆船“伊卡洛斯”号已成功完成全部实验项目，包括利用阳光实现加速和改变轨道等。在飞行过程中，太阳帆的一组科学仪器捕捉到了伽马射线爆炸，收集了太空尘埃的数据，还参加对了太空物体的甚长基线干涉测量（VLBI）观测。
◆飞往木星计划（Jupiter Magnetospheric Orbiter）
在未来的木星系统研究中，相比诸如木星冰卫星、木星大气和木星内部结构等热点方向来说，木星磁层研究更为重要。JAXA将发射木星磁层轨道器（Jupiter Magnetospheric Orbiter，JMO）。这个探测器项目也是由研制伊卡洛斯太阳帆的团队负责。JMO比“伊卡洛斯”大约10倍（百米量级）、拥有离子发动机的太阳帆以支持木星任务。实时任务期间，JMO将释放一个探测器，该探测器使用化学推进，并利用木星借力直接飞往某一颗特洛伊小行星。JMO还将通过化学发动机减速来绕飞阿波菲斯小行星，再巡航5年抵达某一颗特洛伊小行星。目前该计划由于未能获得日本和美国NASA支持，处于暂缓状态。
3.近地轨道任务
太阳帆能够从地球停泊轨道出发，通过改变帆的朝向来提供轨道速度方向推力，从而增加轨道能量实现逃逸出地球影响球。同样，太阳帆也能够完成其他行星逃逸轨道转移任务。
在19世纪60年代早期，Sands和Fimlpe首先研究了太阳帆行星逃逸轨道，但采用模型较简单。2004年Macdonald和McInnes对考虑地影的太阳帆地球逃逸轨道进行了优化设计，但采用的仍是理想太阳帆。国内，哈尔滨工业大学的史晓宁等提出了一种太阳帆地球逃逸解析最优控制律，然而没有考虑地影因素，推力模型也是理想模型。中科院空间中心的钱航等根据太阳帆帆面的光学状况建立非理想太阳帆模型，并由日地关系建立锥形地影模型，最后采用能量变化率最大的逃逸控制律，以保证时间最优，设计太阳帆的尺寸为160 m×160 m，整个航天器重225 kg，仿真得到逃逸出影响球需要49.38天，而太阳帆在地影的总时间为1.09天。
4.小天体探测任务概述
◆哈雷彗星计划（Comet Halley Mission）（图1-23）
图1-23 NASA的太阳帆哈雷彗星计划
1973年，NASA出资资助巴特尔实验室、喷气推进实验室（JPL），开展了太阳帆的研究工作。Jerome Wright提出利用边长为800 m、三轴稳定的正方形太阳帆探测哈雷彗星的任务，并设计了一条太阳帆轨道，计划在1981年年底或1982年年初发射太阳帆探测器，经过4年的飞行时间，于1986年左右到达哈雷彗星。JPL考虑到方形帆展开过程中的高风险，最终放弃了该设计模型，改为采用自旋稳定的直升机翼式太阳帆。
◆小行星变轨任务（Solar Sail Gravity Tractor Spacecraft）
太阳帆可以用常规运载火箭运抵对地球确有威胁的小行星上面，然后将其按预定方向加以紧固。由于每平方米帆面上光压产生的推力很小，故而太阳帆面积要做得足够大。当然，在向小行星运输太阳帆过程中，太阳帆只能处于折叠状态并盛装在运载火箭顶端的保护罩内，待其到达小行星表面后再展开并加以固定。太阳光连续持久地作用在太阳帆上面，其光压产生的推力最终将使小行星改变轨道，与地球失之交臂。
太阳帆也可以按引力拖车的方式不与小行星发生物理接触，利用引力耦合改变小行星的轨道。Wie指出一个面积为100 000 m2、质量为2.5 t的太阳帆引力拖车工作3年，使得直径为320 m的小行星8年后轨道改变30 km。
◆动能碰撞小行星计划（Kinetic Energy Impactor）
Wie为动能碰撞小行星计划（Kinetic Energy Impactor，KEI）设计了太阳帆轨道，为了保证拦截器撞击小行星时的相对速度足够大，Wie设计的太阳帆轨道倾角达168°，即逆行轨道，撞击时相对速度超过70 km／s，其产生的撞击动能足以改变小行星的轨道。该方案不仅能够实现任务目标，而且太阳帆的指向变化简单、易于实现。Dachwald研究了利用进化神经网络算法（EN）对太阳帆轨道进行优化设计，并针对SPI、KEI等任务设计了太阳帆的全局优化轨道。
5.超常规太阳帆（High Performance）任务概述
◆悬浮轨道任务（图1-24）
图1-24 太阳帆悬浮轨道
（a）悬浮轨道与开普勒轨道拼接；（b）悬浮轨道之间相互拼接
质面比足够小的超常规太阳帆还可以实现一些具有特殊科学意义的非开普勒轨道，日心悬浮轨道就是其中很具有代表性的一类轨道。1981年，Forwar提出了太阳帆在太阳光压作用下，能够悬浮在黄道面的上方或下方，且轨道为周期性轨道，这类轨道称为日心悬浮轨道。格拉斯哥大学的McInnes对日心悬浮轨道的动力学与控制问题作了系统的研究，分析了不同类型悬浮轨道的稳定性，研究了日心悬浮轨道的控制策略，并指出这种轨道在对日观测中的重大优势：利用日心悬浮轨道实现地球极地和高纬度地区观测，将太阳帆置于半径与地球接近、悬浮高度较小、周期与地球一致的日心悬浮轨道上，则太阳帆将始终悬浮在地球极地上空，可以对极地和高纬度区进行长时间观测。Hughes在McInnes研究的基础上采用遗传算法（GA）和二次线性规划算法（SQP）的混合算法设计并优化了实现日心悬浮轨道的太阳帆转移轨道。龚胜平研究了日心悬浮轨道附近的编队飞行问题，推导了悬浮轨道附近的相对运动方程，给出一种被动编队控制策略。
太阳帆还能实现行星悬浮轨道。借助太阳光压，太阳帆可以悬浮在某行星上空。McInnes详细地介绍了行星悬浮轨道，在忽略了太阳引力而只考虑行星引力和太阳光压力作用的二体模型情况下，分析了不同类型行星悬浮轨道的稳定性及控制。Bookless在McInnes的基础上，研究了实现行星悬浮轨道的转移轨道优化设计问题及轨道控制策略，设计了用来探测地球磁尾的地球悬浮轨道。
◆人工拉格朗日点任务
当太阳帆处于拉格朗日点附近时，太阳和地球对太阳帆的引力大小相当，必须采用限制性三体问题模型研究太阳帆的动力学问题。在限制性三体模型下，太阳帆能在经典拉格朗日点以外的点平衡，该平衡点称为人工拉格朗日点。McInnes第一次完整地给出了太阳帆能够实现人工拉格朗日点的区域以及实现人工拉格朗日点对太阳帆的要求。他还考虑不完全反射的非理想太阳帆在日地系统中产生人工拉格朗日点的情况，结果表明能产生人工拉格朗日点的区域对太阳帆的反射率很敏感。清华大学的宝音贺西研究了在椭圆限制性三体模型下的人工拉格朗日点，研究表明在归一化长度随时间变化的旋转坐标系中存在平面人工拉格朗日点。他还应用摄动法得到了绕L1点附近的共线人工拉格朗日点的周期轨道的三阶近似解。Waters应用摄动法进一步研究了任意人工拉格朗日点附近周期轨道的近似解，并讨论了这些周期轨道潜在的应用价值。
◆逃逸太阳系任务
NASA最早提出星际探测器计划（Interstellar Probe，ISP），旨在探索近星际介质与太阳系的相互作用。该计划采用太阳帆在15年的时间内快速飞出200 AU远。ISP将研究太阳与周围环境的相互关系以及测量星际尘埃等围绕太阳系物质的属性。任务概念是在1999年年初时被提出的，计划让边长400 m的太阳帆加速到15 AU／年，大约是旅行者1号和2号速度的5倍。ISP首先飞到靠近太阳约0.25 AU的距离获得巨大的加速能力，然后直接飞往星际，大约在5 AU时，ISP抛掉太阳帆巡航到200～400 AU，经历柯依伯带、日球层顶和近星际。
6.小结
针对上节分析的太阳帆任务，根据研究成果，发现不同任务具有各自明确的特点，总结如下：
1）太阳高轨任务特点
对于太阳高轨任务，太阳帆比化学发动机更适用。如果采用化学推进方式将探测器直接送入太阳极轨，需要消耗极大的能量，经计算所需速度增量达42.09 km／s，以人类目前的技术水平显然无法实现。国际上常采用的方法是借助行星引力来改变轨道倾角，如Ulysses号采用木星借力，最终使轨道倾角达到了80.2°。
然而采用行星借力也存在弊端，如果像Ulysses号一样采用大行星借力——如木星借力，其轨道半径必然会很大，给探测器开展对日观测等科学活动带来诸多不便。如果想要有较小的轨道半径，则只能采用内行星借力。由于内行星质量较小，一次借力不能达到要求的轨道倾角，必须多次借力，这就给发射窗口的选取和轨道设计与控制带来较大的困难。
利用太阳帆推进技术则可以较容易地将探测器送到绕日极轨轨道上。太阳帆不仅适用于抬升轨道倾角，而且有解析的控制律，具有工程实用性。针对太阳极地观测任务的任务目标，还可以将目标轨道形状设计成大偏心率的椭圆，并将轨道的远日点设在太阳极地上空，以实现探测器在太阳极区的长久停留。如果太阳帆材料性能优异，还可以设计定点悬浮在太阳极区上空的太阳帆悬浮轨道。
2）行星科学任务特点
由于太阳帆不需要消耗燃料，对太阳帆行星科学任务唯一考量指标就是时间，让飞行时间越少越好。太阳帆最小时间轨道转移设计的核心和难点之一是协态变量初值的猜测。针对这个问题，学者们发展了多种优化方法，这些方法主要可以分为两大类：间接法和直接法。间接法计算量小且能得到精确解，但由于控制曲线对初始协态变量异常敏感，同时协态变量是无物理意义的量，使得要在这样一个很小的收敛半径内猜测一个精确的初始值相当困难。直接法把优化问题转化为非线性规划问题，原理简单、收敛性好，但通常情况下其运算时间耗费非常多。
3）近地轨道任务特点
目前，太阳帆地球逃逸轨道的研究多集中于控制律的设计，采用的太阳帆动力学模型都很简单。由于太阳帆在增大轨道能量的过程中近地点高度在减小，需要设计控制率避免航天器在逃逸过程中碰撞地球，而且太阳帆逃逸轨道是多圈螺旋展开的形式，大多情况下多次进出地球阴影，这对太阳帆而言是很重要的考虑因素。对于发射轨道为GTO的太阳帆航天器，若考虑近地点轨道高度的约束条件，则地心逃逸段的飞行时间对初始发射轨道的空间位置较为敏感。
太阳帆地球逃逸轨道或者行星逃逸轨道所需时间较直接由火箭上面级运载要费时间，如不是必须用太阳帆逃逸，建议还是采用由火箭为太阳帆提供逃逸初始速度。
4）小天体探测任务特点
与常规航天器相比，太阳帆实现小行星交会和防御等任务具有很大的优势。McInnes研究了利用太阳帆与小行星的直接碰撞来改变小行星的速度。由于常规航天器与小行星都运行在顺行轨道上，两者之间的相对速度有限，通常为10～15 km／s。太阳帆可以运行在逆行轨道上，可以实现与小行星的头对头碰撞，碰撞的相对速度可高达60～70 km／s，碰撞的效率与核爆炸的效率相当。
小天体探测时间较长，太阳帆持续加速能力得到应用，无需携带大量燃料。并且太阳帆进行小天体探测时方式比较灵活，交会、飞跃、撞击、返回均可以采用，甚至太阳帆可以形成编队，比如利用多个质量小的太阳帆引力拖车同时对小行星进行牵引，实现大引力拖车的功能。
5）非开普勒轨道任务特点
实现非开普勒轨道需要高性能太阳帆，而其光压因子大于等于1，超过现在的制造能力。例如，实现日心定点悬浮的太阳帆光压因子为1，其最大的难点在于对太阳帆材料的要求非常高，太阳帆航天器总体质量面积比要达到临界质面比，即1.53 g／m2。如果有效载荷质量为50 kg，则至少需要250 m×250 m的巨型帆，且帆的质面比还要小于1.53 g／m2，以现在人类的材料科学水平还远远达不到这个目标。但是设计高性能太阳帆任务作为一种理论上的尝试，还是对未来空间科学技术发展很有意义的。
空间科学任务对太阳帆的明确需求主要有如下几个方面。
1）光压因子越大越好
光压因子只与太阳帆的面质比有关，光压因子越大，太阳帆越轻，性能越优良，制造成本也就越高。光压因子越大就越能发挥太阳帆本身的优势，实现很多常规航天器无法实现的特殊任务，如悬浮在黄道面上方的轨道。
2）姿态控制特殊
太阳帆航天器一般都具有较大的尺寸，因而它的转动惯量以及在空间环境中受到的光压干扰力矩也特别大；另外，太阳帆对帆面指向精度的要求也很高，因为指向精度直接关系到太阳帆能否精确到达目标轨道。这些特点使得太阳帆姿态控制方法有别于传统空间飞行器，传统的主动姿态控制方法如喷气控制、反作用飞轮控制等很难满足太阳帆的姿态控制要求，这就需要考虑特殊的适合太阳帆姿态控制的方法。
3）控制平稳
太阳帆属于大型挠性结构，这就要求太阳帆控制律比较平缓，不允许出现尖刺或者突变，这对太阳帆控制系统的要求就不太高，并且，简单平滑的控制律也比较容易在太阳帆工程上实现。
4）构型特殊
由于太阳帆的结构庞大而复杂，控制系统会进一步增加太阳帆的质量和复杂度，降低系统的性能和可靠性。在某些太阳帆任务中，可以利用太阳帆的特点来设计特殊的构型来保证太阳帆在轨道上的被动稳定。