研制情况

宇宙科学研究所从1982年起开展SFU的可行性研究,历时近四年时间,由于受投资强度等众多因素限制,使其不得不改变独家开发的打算,改由宇宙科学研究所负责研制,由宇宙科学研究所、通产省和宇宙开发事业团三家共同投资,均享有效载荷,并于1986年5月16日成立了无人空间实验系统研究开发机构,专门负责无人空间自由飞行器等的开发与应用。它们自1987年开始SFU的方案设计,1990年完成初样,1992年底完成正样,原计划1993年发射,因H-2火箭故障,推迟到1995年发射。2

设计特点SFU有以下设计特点:

1、卫星采用标准的模块化设计。SFU共分公用舱模块(两个形状、规格一致的梯形结构和配置在中心圆筒上的组件盒)、推进模块(中心圆筒)和有效载荷模块(6个形状、规格完全一致的梯形结构)。

2、不载人可重复使用,既可进行观测、又可进行各种材料、生物科学实验,性能鉴定,具有多种功能。

3、既可用H-2、也可用航天飞机发射,为尽快送入轨道完成飞行计划,第1、2次用美国航天飞机回收,之后可改用“希望号”航天飞机回收。2

4、有效载荷比高,达30%(1200kg),这些仪器分别组装在模块化、标准化、重量轻、强度高的梯型组件箱内、可按需求扩充,能满足多用户需求。

5、采用冗余设计.可在轨更换轨道替换单元,即便部分部件出故障仍可完成飞行任务。

6、配备最新研制的激光雷达,不仅可完成自动寻的、交会,捕获,顺利进行回收,还可完成卫星的高精度定向和卫星回收等多种飞行任务。2

7、配备灵巧的机械臂,不仅可更换部件、交换材料,还可经遥控进行卫星回收。

有效载荷卫星核心区周围有6个实验舱,外面还装有能展开的实验装置。SFU首次飞行携带的实验装置有:

1.3台材料处理装置,能加工包括先进半导体材料在内的多种材料样品。第一个装置是温度梯度变化加热炉,炉温可达1250℃,能根据不同的材料样品提供专门的加热与冷却温度。第二台是影像加工炉,它用精密聚焦灯把样品均匀加热到1600℃,然后用惰性气体迅速冷却。第三台炉用卤灯加热,该灯由椭圆形镜聚焦,可以把直径6毫米的样品加热到1700℃。三台材料处理实验炉都装有滚动的交换机械装置,将样品送入和取出。3

2.二维太阳阵,这个轻型太阳阵主要用于论证大规模空间轻型结构的展开研究。太阳阵为六边形,每边长6.4米。它是一种由有4个臂构成的能自动伸展梁架结构,是从某杆端的盒内拉出展开的。

3.高压实验装置。二维太阳阵的上面覆盖144块太阳电池板,;高压实验装置将研究空间等离子体对电池的影响,以及太阳阵电池的高压输出电路的效用问题。3

4.电推进实验装置,SFU载有一台肼燃料推进的磁离子体动态推进器,用于论证空间的电推进。该装置产生的等离子体温度可达到摄氏数千度,并以极高的速度将等离子体喷出,其速度要比通常火箭发动机产生的速度高许多倍。推进器输入功率1000瓦,产生的推力能达3000万牛顿。准备采用阻力补偿计算数据评估推进器对SFU的影响。3

5.电子密度实验装置,这个装置包括电子密度探测器、磁力计和分光器,将研究空间等离子体对SFU的影响,以及SFU的运行如何改变其后面的等离子体环境。

6.生物学实验装置,这个装置将载有耐高温的蛋和其它的活生物,准备对某些样品在轨道上发生变化时进行拍照观察。

7.红外望远镜,这个望远镜直径15厘米,观察深空中的红外源。它浸在150升的温度为-271℃的低温氦中,以确保能观察到空间的热红外物体。

8.辐照实验装置,在SFU上载有若干材料样品,它们将获取空间的辐射数据。SFU上的有些材料就是研制自由号空间站时日本实验舱所要用的材料。3

主要性能参数SFU运行于轨道高度为486km、轨道倾角为28.5°的近地轨道上，轨道运行周期为90min。SFU本体是一个直径4.7m、高2.8m的八角菱形结构(见图4-78)，由电源、通信、数据处理、制导、推进、机构和热控等7个分系统组成。采用标准模块化设计，三轴稳定控制方式，总质量4000kg。ISAS设计初衷是将SFU设计成一个可更换有效载荷、重复使用(5次)、总寿命为10年(每次1～2年)的空间自由行器，但实际上只飞行了1次。1

SFU携带8种主要飞行任务仪器，包括二次展开试验/高压太阳电池阵试验装置、等离子体测量装置、电推进试验装置、晶体凝固与生成试验/太空生物学试验装置、太空红外望远镜、复合式加热炉、聚焦加热炉和单一式加热炉。1

关键技术1.多用途的模块化设计

以宇宙科学研究所为核心的总体方案设计组充分研究了美国太阳峰年卫星、法国斯波特卫星、日本海洋观测、地球资源卫星等模块化设计的情况,在SFU设计时不仅仅将其简单地从形式和结构上分成几个模块,而是充分考虑了第一、二,第三,乃至第四、第五次飞行时,飞行任务的变化与扩充,每个模块的重量、能源、载荷,甚至尺寸和容积的变化,而整个结构与基本布局、各分系统方案的构成和部件的基本类型保持相对不变,纵然有少量必须变化部分,也要保证按系列化、标准化发展。这一既定方针的有效执行,可确保技术状态的相对稳定和模块化设计的稳定性,从而保证缩短开发周期(每两年发射1次)和提高可靠性。2

SFU的总体方案设计组不仅仅追求总体结构的模块化,还认真地考虑了分系统的功能模块、部件的组合模块、软件模块以及各模块间的机械、电气和信息数据接日的模块化,以适应不同飞行任务时模块的组合,使测试、测控乃至在地面操作也都实现标准化、系列化。

2.轻型,高强度构体和轻型整体组件箱

SFU构体和组件箱设计时既考虑要尽量减轻重量增加有效载荷、又考虑必须经受住发射和回收时的强烈振动、冲击等诸多因素,所以在总体设计时进行了大量的计算、试验,通过优选法确定所用材料不仅保证重量轻、强度高,还保证可重复使用,因此采取骨架连结和在整体刮面增加加强肋的方法。

SFU的主构体由碳纤维增强塑料(CFRP)与钛(Ti)合金链杆构架和十字梁组成,这些构架和梁是利用螺栓固定在钛合金的节点上。而搭载仪器用的仪器板、散热器支架、外壳支架则采用铝(Al)材料。图3为SFU构体分类和各类构体所采用的材料。2

SFU共有三种组件箱:分别用来搭载有效载荷(PLU)、专用有效载荷(SPLU)和搭载公用舱(BSU)。采用蜂窝式夹层结构,构件采用铝合金以整体刮面加工,采用安全度高的冗余设计。如可搭载150kg仪器的PLU/SPLU主仪器箱用带凸缘安装并加有加强肋,以增强外面部弯曲刚性、减轻重量;可搭载250kg仪器的BSU全部采用铝合金整体刮面结构,重量仅75kg。

经开发试验、静负荷、质量特性、正弦波振动、安全试验、系统联试、性能验证等多种试验,证实这种构体充分满足了设计要求。2

3、SFU的轨道高度、轨道倾角决定它每天飞经宇宙科学研究所内芝浦和宇宙开发事业团冲绳两个地球站次数很少,仅4、5次,每次的可观测时间又很短,仅10分钟。为提高SFU的测轨和控制精度,提高可靠性,宇宙科学研究所决定利用其本身搭载的各种敏感器和执行机构、电子线路、计算机进行自主控制。

为提高控制系统的可靠性,采用双重冗余和三重冗余设计。利用粗太阳敏感器、精太阳敏感器和地球敏感器完成基准姿态检测,为满足红外望远镜等观测仪器的高精度观测要求,在姿态控制敏感器中还配备了日本电气和宇宙科学研究所研制的高精度星敏感器,此外还配备了新研制的惯性基准单元(IRU)。

SFU在三轴方向上安装了反作用飞轮,使其保持在规定的正常运行状态。而飞轮卸载主要利用磁力矩器,在必要情况下还可利用推力器(RCS)卸载,也可利用飞轮和推力器联合进行控制。2

SFU上载有高可靠性的容错计算机,不仅可进行高精度的姿态控制,还可通过推力器实现精确的轨道控制,利用全球定位系统(GPS)所提供的测距信息独立确轨,校正IMU的计算偏差。精确的轨道控制可确保SFU有效地完成各种观测、实验任务,也可确保SFU从500km的运行轨道下降到315km的航天飞机回收轨道,顺利的完成回收,由航天飞机送回地面。

图4给出全自主式制导、导航、控制系统方块图,表1给出SFU的轨道和姿态控制精度指标。为进一步提高系统可靠性,宇宙科学研究所制定了一种通常情况下由地球站监视SFU的整个稳态运行状况,当出现故障以及其它紧急状况和回收时,可根据轨道和姿态确定系统以及地球站所发的指令在地球站确轨,以保证SFU完成正常的飞行任务和支援航天飞机回收并获得成功。2

4、开发高可靠性的GNC电子线路组件,具备自主地执行故障检测、故障隔离、结构重建、恢复等功能

三菱电机镰仓制作所和宇宙科学研究所共同研制的GNC电子线路是GNC系统的关键部件,而这一部件的核心是计算机。它由两部分——由宇宙科学研究所自行研制的门阵列CPU-1和采用80C86的多CPU的CPU-2(80C86)组成。

CPU-1和CPU-2均备有故障检测电路,通过这一检测电路,可实时地对地址、监视计时器、时序,纠错码等进行故障检测。CPU-1为主CPU,主要承担模式管理、姿态控制为主的多项管理业务;CPU-2主要承担制导与控制有关的各项处理业务。通过CPU分级合理的分解各项业务,可以大幅度地提高软件的开发效率,在运行过程中一旦出现故障即刻就可很容易地实现故障隔离。2

另外,在接口部分也配备了故障检测电路,对敏感器的数据异常,电源异常,计算机硬件和软件异常等均可实时快速地进行检测。

因此,SFU的这种GNC电子线路(GNCC)是具备凭借计算机等确定轨道位置、进行轨道控制和功能冗余为核心,可自主地执行故障检测、故障隔离、结构重建、恢复等的具有世界先进水平的航天用计算机。图弓为其结构方块图。它具有以下功能:

(1)敏感器的数据处理;

(2)执行机构的数据处理;

(3)遥测指令处理;

(4)GNC系统元件的开/关;

(5)与导航功能有关的各项处理业务;

(6)一与制导控制功能有关的各项处理业务。其主要特点是

(i)可由其它部件代替出故障的部件,具备自主地执行故障检测、故障分离、结构重建和功能恢复等功能,即根据出故障情况,使出故障部分与系统分离后完成系统重建,以防止由于出故障影响整个系统,乃至无法执行飞行任务。这样,才可克服飞经日本的次数少,日本本土地球站少、观测视场范围小、观测时间短,不利跟踪、观测和控制等诸多不利因素,实现自主运行。2

(ii)可根据GPS接收机和加速度计提供的数据,由搭载计算机确定轨道位置和进行轨道控制。

(iii)CPU-1具备在轨再编程序功能,以满足在轨完成多种实验以及观测任务而对姿态控制精度和运行控制方面的要求。

试验成果SFU在轨运行期间利用二次展开试验/高压太阳电池阵试验装置采用太阳翼展开收拢法成功地进行了260V的高压发电；利用等离子体测量装置获取了在ISS建成后计划运行的轨道上的等离子环境数据；利用电推进试验装置获得了等离子体干扰状态下推进剂可产生的电磁推力；利用晶体凝固与生成实验/太空生物学实验装置清晰地观察到了在微重力环境下有机物沿单一方向的凝固过程/红腹蝾螈产卵发育过程；利用太空红外望远镜观测银河系之外的光和星之间的气体、尘埃和红外辐射状况；在成功地控制微重力环境下，完成了晶体生成实验，获得了高洁净度的晶体；利用卤灯镜面反射炉进行了半导体晶体生成实验，得到了高洁净度的半导体晶体；利用温度分布均匀的加热炉采用迅速冷却方式完成了单晶生成实验，得到了高纯度的单品硅。1

此外，卫星还通过流体在太空的循环运动获取了流体流动的基础数据，掌握了二氯二氟甲烷制冷剂在太空的热传导等特性，验证了热控方法；通过轨道替换单元在轨工作，不仅掌握了其功能、性能，还确认它可长期在轨工作及其固体润滑性能；将各种材料暴露在太空环境下，获取了这些材料在太空恶劣环境下长达1年时间里的性能退化数据；利用加速度传感器测量了微重力环境，并确认实验仪器舱可提供良好的微重力环境；配合等离子体现场观测技术进行了气相生成基础实验，生成了金刚石薄膜，获得了气相生成技术等重要数据。1