航天器增阻離軌技術(shù)發(fā)展概述及前景展望

王立武 魯媛媛 房冠輝 戈嗣誠(chéng)

(北京空間機(jī)電研究所，北京 100094)

空間碎片是人類在太空活動(dòng)中產(chǎn)生的廢棄物及其衍生物，主要包括廢棄航天器、運(yùn)載火箭上面級(jí)、執(zhí)行任務(wù)過程中的拋棄物、火箭爆炸物、空間飛行器解體及碎片之間相互碰撞產(chǎn)生的碎片等[1]。

近地空間是人類航天活動(dòng)的主要場(chǎng)所之一，有大量的航天器和衛(wèi)星運(yùn)行在近地軌道上。截至2019年，人類歷史上發(fā)射入軌的航天器已近萬顆，約90%的空間物體分布在LEO區(qū)域內(nèi)，其中又以高度約800 km的太陽(yáng)同步軌道區(qū)域分布最多最密集[2]。隨著許多LEO星座的建立，在近地軌道運(yùn)行的衛(wèi)星數(shù)量更將急劇增加。如果在衛(wèi)星完成任務(wù)后不進(jìn)行處理，衛(wèi)星可能會(huì)意外碎裂或爆炸，或與其它碎片碰撞而發(fā)生爆炸，產(chǎn)生大量空間碎片。如2009年發(fā)生了歷史上第一次兩顆完整衛(wèi)星碰撞事件，俄羅斯宇宙-2251衛(wèi)星與美國(guó)銥星-33衛(wèi)星相撞，產(chǎn)生的空間碎片編目數(shù)量高達(dá)2200余塊。軌道碎片不僅危及當(dāng)前的空間任務(wù)，而且增加了未來撞擊的風(fēng)險(xiǎn)。當(dāng)碎片的數(shù)量達(dá)到一定程度時(shí)，空間碎片碰撞會(huì)導(dǎo)致連鎖反應(yīng)，數(shù)量急劇增加，航天活動(dòng)無法進(jìn)行，近地空間失去使用價(jià)值。如果不采取任何行動(dòng)，未來空間任務(wù)將面臨倒退。

增阻離軌技術(shù)是一項(xiàng)適用于LEO區(qū)域任務(wù)后航天器離軌的新技術(shù)，借助近地軌道區(qū)域的高空稀薄大氣阻力，使完成了特定任務(wù)或失效的航天器降低軌道高度，最終在25年內(nèi)進(jìn)入稠密大氣層并燒毀。本文在介紹增阻離軌技術(shù)的基礎(chǔ)上，列舉了國(guó)外開展的典型項(xiàng)目的技術(shù)方案，并對(duì)增阻離軌技術(shù)的適用性、應(yīng)用前景及設(shè)想進(jìn)行了介紹，為我國(guó)發(fā)展增阻離軌技術(shù)提供參考。

1 增阻離軌技術(shù)簡(jiǎn)介

解決碎片問題的根本方法是在航天器任務(wù)結(jié)束后將其從軌道上移除。國(guó)際空間碎片協(xié)調(diào)委員(IADC)于2002年發(fā)布了《IADC空間碎片減緩指南》[3]，中國(guó)國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)于2005年頒布了控制空間碎片產(chǎn)生的航天行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，2017年頒布了空間碎片減緩要求的國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)，規(guī)定LEO區(qū)域、GEO區(qū)域是重點(diǎn)保護(hù)區(qū)域，運(yùn)行在LEO保護(hù)區(qū)的航天器或運(yùn)載火箭軌道級(jí)(長(zhǎng)期或周期性出現(xiàn)在LEO保護(hù)區(qū))，應(yīng)限制其任務(wù)結(jié)束后仍然出現(xiàn)在LEO保護(hù)區(qū)的累積時(shí)間最大值不超過25年[4]。

對(duì)于軌道高度低于1000 km的近地軌道區(qū)域，增阻離軌技術(shù)是一種很好的解決方案。增阻離軌系統(tǒng)折疊儲(chǔ)存在航天器內(nèi)，隨火箭發(fā)射入空，在航天器完成任務(wù)后展開形成很大的迎風(fēng)面，增大阻力面積，加速任務(wù)后航天器的軌道衰降時(shí)間。

增阻離軌技術(shù)概念的提出基于大氣阻力，在近地軌道區(qū)域，并不是完全的真空，仍然存在著稀薄大氣。航天器在質(zhì)量不變的情況下，阻力面積越大(即面質(zhì)比越大)，受到的氣動(dòng)阻力就越大，從而使航天器加快減速，減少軌道壽命。

目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于近地軌道航天器任務(wù)完成以后進(jìn)行離軌的措施，比較成熟的是進(jìn)行離軌機(jī)動(dòng)，即采用化學(xué)推進(jìn)式離軌，使衛(wèi)星脫離原來的工作軌道進(jìn)入一個(gè)短壽命軌道，在大氣阻力的作用下落入稠密大氣層燒毀，滿足任務(wù)后航天器軌道壽命小于25年的要求。表1為針對(duì)初始軌道高度833 km、質(zhì)量1200 kg航天器的1年增阻離軌方案與25年離軌和立即離軌推進(jìn)式離軌方案的系統(tǒng)質(zhì)量對(duì)比[5]?？梢钥闯?，與化學(xué)推進(jìn)離軌相比，增阻離軌系統(tǒng)質(zhì)量更輕，成本更低。即使不考慮推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)(儲(chǔ)箱)本身的質(zhì)量，增阻離軌系統(tǒng)的總質(zhì)量也比推進(jìn)式離軌使用的推進(jìn)劑的質(zhì)量輕很多。

表1 增阻離軌方案與推進(jìn)式離軌方案的系統(tǒng)質(zhì)量比較

增阻離軌技術(shù)對(duì)于空間碎片的減緩和清除有重要意義，可用于廢棄衛(wèi)星、微小衛(wèi)星、廢棄的運(yùn)載火箭上面級(jí)的離軌，可作為后續(xù)低軌衛(wèi)星任務(wù)后自主離軌的通用化產(chǎn)品，應(yīng)用前景廣闊，主要具有以下優(yōu)勢(shì)。

(1) 增阻離軌裝置作為一個(gè)獨(dú)立的系統(tǒng)安裝到航天器上，不對(duì)航天器結(jié)構(gòu)造成任何影響；

(2)離軌過程中不需對(duì)航天器姿態(tài)進(jìn)行控制，操作過程簡(jiǎn)單；

(3)離軌過程不消耗航天器所攜帶的推進(jìn)劑，這一點(diǎn)在推進(jìn)劑余量緊張時(shí)具有較大意義；

(4)增阻離軌系統(tǒng)啟動(dòng)前折疊安裝在航天器內(nèi)，在航天器完成任務(wù)后展開，具有折疊包裝體積小、質(zhì)量輕、面質(zhì)比大的特點(diǎn)。

我國(guó)在增阻離軌技術(shù)領(lǐng)域有較好的研究基礎(chǔ)和技術(shù)儲(chǔ)備，是除美國(guó)、俄羅斯之外，世界上最早成功掌握回收與著陸技術(shù)的國(guó)家之一。從20世紀(jì)50年代開始至今，歷經(jīng)探空火箭、返回式衛(wèi)星、戰(zhàn)略武器、載人飛船等型號(hào)的回收任務(wù)，以及月球采樣返回、火星進(jìn)入等研制工作，利用降落傘進(jìn)行航天器返回與進(jìn)入的技術(shù)日趨成熟。增阻離軌技術(shù)從減速機(jī)理上，也是利用氣動(dòng)阻力進(jìn)行減速的技術(shù)，與地球環(huán)境下的區(qū)別僅在于該技術(shù)利用的是軌道高度1000 km以下的稀薄大氣的氣動(dòng)阻力。

近年，我國(guó)在空間膨脹薄膜展開結(jié)構(gòu)技術(shù)方面也取得了很大的進(jìn)展，開展了重力梯度桿、相機(jī)遮光罩、空間充氣艙等項(xiàng)目[6-10]，在空間充氣膨脹薄膜展開結(jié)構(gòu)的研制方面積累了大量的工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)。2012年，新技術(shù)試驗(yàn)一號(hào)衛(wèi)星“充氣式重力梯度桿”在軌正常展開，是我國(guó)首次成功實(shí)施的空間充氣膨脹薄膜展開結(jié)構(gòu)的在軌驗(yàn)證試驗(yàn)。

2 國(guó)外研究情況分析

近年來，國(guó)外許多高校及研究所都積極投身于任務(wù)后航天器增阻離軌技術(shù)的研究，下面詳細(xì)介紹國(guó)外開展的幾個(gè)典型的相關(guān)項(xiàng)目及技術(shù)研究情況，并分析其技術(shù)方案的特點(diǎn)，包括美國(guó)全球航空航天公司的薄膜軌道衰降裝置(Gossamer Orbit Lowering Device,GOLD)、加拿大多倫多航天研究所的阻力帆離軌裝置(Drag Sail Deorbit Device,DSDD)、荷蘭代爾夫特工業(yè)大學(xué)的充氣式離軌裝置(Inflatable De-Orbit Device)、英國(guó)格拉斯哥大學(xué)和克萊德空間有限公司的任務(wù)后氣動(dòng)離軌系統(tǒng)(Aerodynamic End of Life De-orbi System,IDOD)、法國(guó)圖盧茲國(guó)家空間中心的氣動(dòng)離軌減速系統(tǒng)(Innovative Deorbiting Aerobrake System,IDEAS)。

2.1 美國(guó)的薄膜軌道衰降裝置

2010年，美國(guó)的全球航空航天公司提出了薄膜軌道衰降裝置(GOLD)的概念[5]，如圖1所示。離軌對(duì)象為在833 km軌道高度、98.2°傾角的太陽(yáng)同步軌道上運(yùn)行的重1200 kg、橫截面積約為4.4 m2的航天器。該裝置由一個(gè)展開后直徑37 m的薄膜球、充氣及保壓裝置、控制裝置及電源等構(gòu)成，折疊包裝在Φ610 mm×180 mm的圓柱形殼體內(nèi)。殼體保護(hù)該裝置在航天器軌道運(yùn)行期間不受空間碎片的撞擊而破壞，殼體頂部及四周為小型太陽(yáng)能電池陣。由于在整個(gè)工作過程中，球內(nèi)部壓力較低，因此所需的充氣氣體的質(zhì)量小于1 kg。該裝置質(zhì)量約為航天器的3%，能將航天器的彈道系數(shù)從125 kg/m2降至0.5 kg/m2，離軌時(shí)間約為1年。

薄膜軌道衰降裝置的關(guān)鍵設(shè)計(jì)要素包括：①超大、超輕、超薄的充氣球，可將航天器彈道系數(shù)降低兩個(gè)數(shù)量級(jí)；②充氣展開控制(通過地面指令或星載控制裝置發(fā)出)和內(nèi)部壓力維持；③防護(hù)紫外線和原子氧環(huán)境的材料。

圖1 薄膜軌道衰降裝置Fig.1 GOLD

GOLD項(xiàng)目分析了空間環(huán)境和氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱對(duì)薄膜材料和涂層材料的影響、材料的可用性以及防護(hù)措施；研究了薄膜球的折疊展開方法，開發(fā)了折疊展開方案的計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件；分析了對(duì)傳感器的需求；開發(fā)了多種環(huán)境因素影響下的離軌過程仿真軟件，分析了進(jìn)入大氣的條件，以及空間環(huán)境(原子氧、紫外線、太陽(yáng)光壓、重力梯度力、氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱等)的影響；開發(fā)了薄膜球內(nèi)部壓力算法，推導(dǎo)了壓力需求作為高度的函數(shù)，研究了全展開狀態(tài)的剛性體和柔性體動(dòng)力學(xué)；此外，建立了預(yù)測(cè)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)特性的仿真模型，研究了用衛(wèi)星尺寸、高度等參數(shù)評(píng)估離軌性能；將增阻離軌方式的離軌性能與典型推進(jìn)式離軌進(jìn)行了比較；分析了薄膜球基頻、偏轉(zhuǎn)、外力和扭轉(zhuǎn)等參數(shù)；最后，評(píng)估了該裝置使運(yùn)行衛(wèi)星失效和產(chǎn)生大型空間碎片的風(fēng)險(xiǎn)。

2.2 加拿大的阻力帆離軌裝置

加拿大多倫多航天研究所開展了微小衛(wèi)星和納衛(wèi)星的離軌設(shè)計(jì)，任務(wù)名稱為CANX-7。CANX-7任務(wù)利用低地球軌道上的3U立方星平臺(tái)，在衛(wèi)星完成6個(gè)月的軌道任務(wù)后，利用該衛(wèi)星進(jìn)行了機(jī)械式展開阻力帆離軌裝置(DSDD)的演示驗(yàn)證試驗(yàn)[11]。

阻力帆離軌裝置具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)緊湊的特點(diǎn)，采用模塊化設(shè)計(jì)，如圖2所示。每個(gè)帆單元由結(jié)構(gòu)裝置、控制裝置、彈簧骨架和薄膜帆組成。模塊化設(shè)計(jì)使該裝置能夠適應(yīng)多種質(zhì)量的立方星平臺(tái)，可根據(jù)衛(wèi)星的重量和軌道高度選擇帆單元的數(shù)量，調(diào)整帆的阻力面積，使衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)在25年內(nèi)離軌。

每個(gè)帆單元獨(dú)立支持工作指令和遙測(cè)信號(hào)采集，含電源、遙測(cè)、指令3條總線，遙測(cè)信號(hào)用于確認(rèn)阻力帆是否完全展開，火工裝置用于觸發(fā)帆的展開。每個(gè)帆單元的阻力面積為1 m2，如4 m2阻力帆則采用4個(gè)帆單元，4 m2阻力帆的質(zhì)量約為200 g。

圖2 阻力帆離軌裝置Fig.2 DSDD

2.3 荷蘭的充氣式離軌裝置

充氣式離軌裝置(IDOD)是荷蘭代爾夫特工業(yè)大學(xué)專為1U立方體衛(wèi)星設(shè)計(jì)的充氣式離軌裝置[12]。在立方體衛(wèi)星壽命結(jié)束時(shí)，充氣式離軌裝置啟動(dòng)工作，從結(jié)構(gòu)容腔內(nèi)彈出并展開一個(gè)金字塔形離軌裝置，該裝置采用了剛化技術(shù)，以增加柔性展開結(jié)構(gòu)的剛度。

為了滿足IADC關(guān)于近地軌道航天器在25年內(nèi)離軌的規(guī)定，IU立方星在不采用離軌措施時(shí)的最大軌道高度限制為700 km。充氣式離軌裝置能將1U立方星的最大軌道高度升高至910 km，且仍能滿足在25年內(nèi)離軌。圖3為展開狀態(tài)的充氣式離軌裝置，主要由1根較長(zhǎng)的縱向支撐管和4根較短的橫向支撐管以及4片三角形薄膜組成，主要參數(shù)如表2所示[12]。

圖3 展開后的充氣式離軌裝置 Fig.3 Fully deployed IDOD

表2 充氣式離軌裝置主要參數(shù)

充氣式離軌裝置工作前，折疊存儲(chǔ)在尺寸為83 mm×83 mm×15 mm的鋁制殼體內(nèi)，如圖4所示，以便于與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)上集成[12]。殼體的艙蓋采用熔斷電阻絲控制扭轉(zhuǎn)彈簧的方式打開。

圖4 充氣式離軌裝置的結(jié)構(gòu)殼體Fig.4 Stowage of IDOD

阻力薄膜與支撐管分別折疊之后，再將薄膜與支撐管連接，以提高包裝效率，使包裝效率達(dá)到20%。充氣裝置采用低溫氣體發(fā)生器，可在1 s內(nèi)產(chǎn)生0.12 L氮?dú)?，將支撐管加壓?00～180 kPa。

縱向支撐管長(zhǎng)400 mm，橫向支撐管長(zhǎng)300 mm，支撐管直徑均為10 mm。支撐管采用三層復(fù)合材料，將纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合在兩層聚酰亞胺材料中間，纖維增強(qiáng)復(fù)合材料選用由芳綸纖維紡織成的色丁織物。芳綸纖維的優(yōu)點(diǎn)是厚度小，折疊性能好，適用溫度范圍大。聚酰亞胺厚度為25 μm、面密度為36.75 g/m2，纖維增強(qiáng)復(fù)合材料厚度為70 μm、面密度為86.1 g/m2。薄膜采用與支撐管相同規(guī)格的聚酰亞胺材料。

為提高充氣式離軌裝置氣動(dòng)外形的穩(wěn)定性，以及支撐管抗微流星體和空間碎片撞擊風(fēng)險(xiǎn)的能力，將支撐管充氣后進(jìn)行剛化。通過將剛化材料夾在支撐管兩層薄膜材料之間實(shí)現(xiàn)剛化，如圖5所示[12]。

圖5 充氣管橫截面示意圖Fig.5 Cross section of inflatable tubes

剛化材料為太陽(yáng)能輻射熱固性氰酸酯，該材料的固化溫度為120℃，通過在薄膜上涂覆氣相沉積鋁熱光涂層，使內(nèi)側(cè)涂層吸收/發(fā)射比(α/ε)為5～6，薄膜本體α/ε為0.6，從而形成從薄膜到支撐管的傳熱通道。分析結(jié)果表明，阻力薄膜和支撐管在太陽(yáng)能輻射作用下能達(dá)到高于100℃的高溫。

該裝置完成了地面折疊充氣展開試驗(yàn)。試驗(yàn)中，充氣結(jié)構(gòu)展開過程中的包絡(luò)很小，與完全展開后的包絡(luò)大致相同，這降低了充氣結(jié)構(gòu)展開過程中與衛(wèi)星本體的凸出部件干涉的可能性。

2.4 英國(guó)的任務(wù)后氣動(dòng)離軌系統(tǒng)

英國(guó)格拉斯哥大學(xué)和克萊德空間有限公司聯(lián)合開發(fā)了一種用于任務(wù)后立方星離軌的氣動(dòng)離軌系統(tǒng)(Aeoldos)[13-14]，迎風(fēng)面面積為1 m2，質(zhì)量為372 g。

該裝置采用機(jī)械式展開方式，磁帶式彈簧分別與4個(gè)直角結(jié)構(gòu)邊框相連，每個(gè)直角框向外延伸時(shí)，將輪轂釋放并旋轉(zhuǎn)展開，從而將阻力帆展開，如圖6所示[14]，在此過程中彈簧從高能纏繞狀態(tài)變?yōu)榈湍苷归_狀態(tài)。

磁帶式彈簧旋轉(zhuǎn)纏繞在輪轂上并鎖定?？紤]到在氣動(dòng)離軌系統(tǒng)啟動(dòng)之前長(zhǎng)達(dá)數(shù)年的休眠期內(nèi)，熱循環(huán)可能會(huì)引起材料蠕變，導(dǎo)致展開釋放機(jī)構(gòu)存在過早展開的風(fēng)險(xiǎn)，因此采用壓電螺栓作為釋放機(jī)構(gòu)。壓電螺栓蠕變低，功率小，不使用火工元器件，且易于安裝在氣動(dòng)離軌系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)裝置上。壓電螺栓斷裂后，輪轂旋轉(zhuǎn)，氣動(dòng)離軌系統(tǒng)的支撐桿釋放并帶著阻力膜展開。

圖6 氣動(dòng)離軌系統(tǒng)展開過程Fig.6 Aeoldos deployment process

2.5 法國(guó)的充氣式增阻翼

法國(guó)圖盧茲國(guó)家空間中心在2005年成立工作組，專門研究微小衛(wèi)星任務(wù)后的處置措施[15]。工作組對(duì)比了推進(jìn)劑機(jī)動(dòng)和展開阻力面這兩種離軌策略之后，給出以下建議：

(1)對(duì)于無推進(jìn)系統(tǒng)的衛(wèi)星，通過展開附加阻力面，增大彈道系數(shù)，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)增阻離軌；

(2)對(duì)于有推進(jìn)系統(tǒng)的衛(wèi)星，攜帶足夠的推進(jìn)劑，實(shí)施特定機(jī)動(dòng)離軌。

“顯微鏡”(Microscope)衛(wèi)星質(zhì)量為200 kg，平均表面積為2.7 m2，于2014年發(fā)射至790 km的圓軌道。如果不采取任何離軌措施，該衛(wèi)星自然離軌需要67年。設(shè)計(jì)人員研究了在衛(wèi)星周圍展開阻力面的方法，使衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)25年內(nèi)離軌的平均阻力面積為6 m2，這意味著需要為衛(wèi)星增加3.3 m2的阻力面積。工作組開發(fā)了一個(gè)氣動(dòng)離軌減速系統(tǒng)(IDEAS)，采用鍍鋁聚酰亞胺薄膜和充氣式層合鋁支撐桿的方案，氣動(dòng)外形為二面體形，如圖7所示[15]。

IDEAS阻力面為兩個(gè)像“翼”一樣的鍍鋁聚酰亞胺薄膜(面密度100 g/m2)，由充氣支撐桿展開，翼長(zhǎng)5 m。該裝置的平均迎風(fēng)面面積為6.7 m2，總質(zhì)量為12 kg(其中每個(gè)“翼”5 kg，充氣系統(tǒng)2 kg)。支撐桿在展開后剛化，以確保支撐桿在不進(jìn)行壓力維持的情況下具有足夠的強(qiáng)度。設(shè)計(jì)人員比較了溶劑蒸發(fā)、熱聚合、光化學(xué)聚合、金屬層合板屈服等剛化方案，考慮耗電、長(zhǎng)期在軌老化的風(fēng)險(xiǎn)，以及技術(shù)可行性及復(fù)雜性，最終選擇了金屬層合板屈服剛化的方法。

圖7 IDEAS構(gòu)型圖Fig.7 IDEAS configuration

金屬層合板屈服剛化方法是通過在支撐桿內(nèi)部施加足夠大的壓力，以抑制材料在折疊過程中產(chǎn)生的幾何缺陷，從而由其自身的剛度來保證支撐桿的力學(xué)性能。具有此功能的支撐桿材料為聚酰亞胺/鋁/聚酰亞胺層合物，鋁層保證材料剛化后的力學(xué)性能，內(nèi)層聚酰亞胺薄膜能防止鋁層破損，保證支撐桿的氣密性，外層聚酰亞胺薄膜保護(hù)鋁層不受外部破壞，且具有防熱功能。這種剛化方法的優(yōu)點(diǎn)是在儲(chǔ)存階段材料穩(wěn)定性好，不耗電，剛化能源與展開能源相同。

2007年進(jìn)行了1 m長(zhǎng)的IDEAS系統(tǒng)的飛行驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)中支撐桿與阻力薄膜在微重力環(huán)境中正常充氣展開，證明了支撐桿在展開和剛化后具有良好的力學(xué)性能。在此之后，對(duì)3 m長(zhǎng)的IDEAS系統(tǒng)進(jìn)行了地面充氣展開試驗(yàn)，如圖8所示[15]。

圖8 3 m長(zhǎng)IDEAS系統(tǒng)的地面充氣展開試驗(yàn)

2.6 技術(shù)方案特點(diǎn)分析

國(guó)外開展的以上相關(guān)項(xiàng)目的研究情況見表3，可以得出：

(1)國(guó)外許多高校及研究所積極致力于質(zhì)量在1000 kg以下的微小衛(wèi)星離軌技術(shù)的研究，并進(jìn)行了地面及在軌展開試驗(yàn)，但針對(duì)1000 kg以上的大衛(wèi)星的增阻離軌技術(shù)研究較少。

(2)對(duì)于質(zhì)量在100 kg以下的微衛(wèi)星和納衛(wèi)星，由于質(zhì)量較輕，為獲取一年～幾年離軌時(shí)間的增阻效果，所需的增阻離軌裝置的尺寸較小，可采用機(jī)械方式展開，如采用豆莢桿或彈簧卷尺作為柔性展開結(jié)構(gòu)的支撐部件。

(3)對(duì)于質(zhì)量在100～1000 kg的小衛(wèi)星以及1000 kg以上的大衛(wèi)星，將軌道衰減至20年內(nèi)所需的增阻離軌裝置的尺寸較大。當(dāng)支撐部件的尺寸較大時(shí)，豆莢桿或彈簧卷尺的剛度降低，容易產(chǎn)生彎曲變形。因此可采用充氣支撐管可使系統(tǒng)在尺寸較大時(shí)仍能維持一定的外形。

(4)無論是機(jī)械式還是充氣式展開方式，增阻離軌技術(shù)需要研究的共性關(guān)鍵技術(shù)都包括外形設(shè)計(jì)及優(yōu)化、結(jié)構(gòu)材料、折疊包裝與可控展開等技術(shù)。

表3 國(guó)外開展的典型相關(guān)項(xiàng)目研究情況

2.7 關(guān)鍵技術(shù)分析

增阻離軌技術(shù)需要研究的共性關(guān)鍵技術(shù)包括外形設(shè)計(jì)及優(yōu)化、結(jié)構(gòu)材料、折疊包裝與可控展開等技術(shù)。

2.7.1 外形設(shè)計(jì)及優(yōu)化

如何合理選擇增阻離軌裝置的外形，需要針對(duì)任務(wù)的具體需求進(jìn)行分析。折疊時(shí)的外形要求體積盡可能小，便于裝配和運(yùn)輸，并最大限度地節(jié)省發(fā)射運(yùn)載時(shí)的有效載荷空間。而展開后的外形則需要綜合考慮氣動(dòng)阻力、氣動(dòng)加熱和穩(wěn)定性等因素。

增阻離軌裝置作為一種增阻裝置，外形設(shè)計(jì)的要求具體而言包括：

(1)首先必須滿足減速要求，即要求阻力特性能夠使任務(wù)后載荷在預(yù)定的時(shí)間內(nèi)墜落稠密大氣并燒毀。

(2)穩(wěn)定性和氣動(dòng)加熱要求，在增阻減速過程中保持穩(wěn)定的迎風(fēng)姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)最大的增阻效果。

2.7.2 結(jié)構(gòu)材料

增阻離軌裝置結(jié)構(gòu)是一種新型空間結(jié)構(gòu)，涉及了大量的材料問題，例如薄膜材料、可剛化材料、粘接材料、涂層材料等。

研究充氣結(jié)構(gòu)材料技術(shù)的主要目的是為了提高結(jié)構(gòu)的空間環(huán)境適應(yīng)性，目前對(duì)充氣結(jié)構(gòu)材料技術(shù)的研究大多集中在對(duì)已有的成品材料的測(cè)試和選取上，這些材料包括聚酰亞胺薄膜、凱芙拉、聚酯薄膜等。材料技術(shù)是空間充氣結(jié)構(gòu)技術(shù)的基礎(chǔ)，其中，柔性薄膜材料技術(shù)是其研究的重點(diǎn)。

目前，空間充氣結(jié)構(gòu)的薄膜材料主要選用聚酰亞胺薄膜，它具有良好的空間適應(yīng)性。但是隨著空間充氣結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展，柔性薄膜材料逐漸由選用市場(chǎng)上已經(jīng)存在的成品材料，轉(zhuǎn)向研究新型的、具有更好的空間環(huán)境適應(yīng)性的新型材料。比如NASA最新研究的辛烯聚合物(TOR)材料。這種材料在太空環(huán)境下的穩(wěn)定性好，對(duì)原子氧、真空紫外線以及宇宙輻射的抵抗能力強(qiáng)。研究發(fā)現(xiàn)，其抵抗宇宙原子氧的能力比聚酰亞胺材料強(qiáng)10倍，因而可以作為充氣結(jié)構(gòu)的外防護(hù)層來使用，薄膜表面的磷氧化物層是使其在太空穩(wěn)定的因素。當(dāng)原子氧與TOR作用時(shí)，表面形成的磷氧化物層保護(hù)基礎(chǔ)層不受侵蝕。

2.7.3 折疊包裝與可控展開

可控展開是保證增阻離軌裝置可靠工作的關(guān)鍵技術(shù)之一。如果在展開過程中運(yùn)動(dòng)不穩(wěn)定或者不可控，則會(huì)影響增阻離軌裝置的增阻效果。為了保證展開過程的穩(wěn)定性與可控性，需要對(duì)柔性展開結(jié)構(gòu)的展開順序和展開方向進(jìn)行控制，使其展開過程平穩(wěn)、有序、可控，從而達(dá)到展開成形的高可靠性。

研究柔性展開結(jié)構(gòu)的折疊包裝與可控展開技術(shù)的目的是在減小結(jié)構(gòu)折疊體積的同時(shí)，使結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定可靠的展開。目前主要有3種常見的折疊/展開控制方法：階段化折疊/展開控制、柱列式折疊/展開控制以及卷曲折疊/展開。

3 應(yīng)用前景及設(shè)想

增阻離軌技術(shù)應(yīng)用包括廢棄衛(wèi)星、微小衛(wèi)星、廢棄的運(yùn)載火箭上面級(jí)的離軌。這種技術(shù)的應(yīng)用除了在發(fā)射前將增阻離軌裝置安裝在衛(wèi)星或火箭上面級(jí)之外，還可以通過捕獲飛行器或者軌道轉(zhuǎn)移飛行器將增阻離軌裝置附著在現(xiàn)有空間碎片上。此外，對(duì)于大型空間平臺(tái)，還可以通過有控再入，避免對(duì)地面人員和財(cái)產(chǎn)安全造成威脅[5]。

3.1 空間碎片主動(dòng)清除

增阻離軌空間碎片主動(dòng)清除針對(duì)未在發(fā)射前安裝增阻離軌裝置的任務(wù)后航天器，由一個(gè)電動(dòng)繩系捕獲飛行器或者軌道轉(zhuǎn)移飛行器，攜帶增阻離軌裝置，將其安裝到廢棄衛(wèi)星或火箭上面級(jí)上。繩系捕獲飛行器采用電動(dòng)，燃料需求將遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于傳統(tǒng)推進(jìn)系統(tǒng)，從而降低成本，使移除大型任務(wù)后航天器經(jīng)濟(jì)可行；軌道轉(zhuǎn)移飛行器由太陽(yáng)能電池和助推器提供混合動(dòng)力, 從而顯著降低燃料需求量。

3.2 大型空間平臺(tái)有控再入

增阻離軌有控再入是針對(duì)大型任務(wù)后航天器，大型航天器的一些部組件在重返大氣到達(dá)地球表面后不能完全燒毀，可能危及地面人員和財(cái)產(chǎn)的安全，因此需要有控、針對(duì)性的離軌和再入。

如圖9所示[5]，在充氣式增阻離軌裝置的有控再入過程中，當(dāng)軌道降低至即將進(jìn)入大氣層時(shí)，增阻離軌裝置排氣，以減小氣動(dòng)阻力，推遲再入時(shí)間。之后利用精確的時(shí)間控制，在軌道上的特定位置再次充氣。當(dāng)滿足預(yù)定的再入速度時(shí)，增阻離軌裝置與衛(wèi)星分離。該工作程序能使系統(tǒng)以可控的方式、有針對(duì)性的再入大氣層，使大型航天器的殘余碎片落入海洋，避免落在陸地。有針對(duì)性的再入能把地面人員傷亡和財(cái)產(chǎn)損失降低到可接受的水平。

圖9 有控再入的離軌操作概念 Fig.9 Targeted and controlled de-orbit concept of operation

4 結(jié)束語

空間碎片問題日益嚴(yán)重，對(duì)航天活動(dòng)形成嚴(yán)重威脅，空間碎片清除和減緩勢(shì)在必行。但由于目前技術(shù)成熟度最高的推進(jìn)式離軌存在不法避免的局限性，一方面它只適用于本身具有機(jī)動(dòng)能力的航天器；另一方面，對(duì)于推進(jìn)劑儲(chǔ)箱容量有限、發(fā)生故障或超期服役導(dǎo)致壽命末期剩余推進(jìn)劑不足的航天器來說，推進(jìn)式離軌也不適用。此外，離軌機(jī)動(dòng)必然消耗一定數(shù)量的燃料，對(duì)于衛(wèi)星來說是一個(gè)不小的負(fù)擔(dān)，影響衛(wèi)星的經(jīng)濟(jì)效益?；谝陨显?，目前近地軌道航天器未能全部采取任務(wù)后的離軌措施。

我國(guó)正由航天大國(guó)向航天強(qiáng)國(guó)邁進(jìn)，積極開展空間環(huán)境保護(hù)行動(dòng)，不僅能夠展現(xiàn)出我國(guó)負(fù)責(zé)任的航天大國(guó)形象，還直接涉及外太空話語權(quán)的爭(zhēng)奪，并將影響到構(gòu)建未來外太空交通管理體系過程中的利益博弈，因此，更要加大對(duì)低軌區(qū)域任務(wù)后航天器減緩技術(shù)的研究。盡管仍有很多技術(shù)難題需要攻克，增阻離軌技術(shù)在空間碎片減緩中的應(yīng)用前景誘人?？梢灶A(yù)見，空間碎片增阻離軌清除技術(shù)將開拓和引領(lǐng)航天技術(shù)的新領(lǐng)域，成為未來航天技術(shù)新的增長(zhǎng)點(diǎn)。我國(guó)已掌握利用大氣減速的傳統(tǒng)回收技術(shù)，并在近年開展了充氣展開式重力梯度桿、充氣展開式相機(jī)遮光罩等空間膨脹薄膜展開結(jié)構(gòu)技術(shù)方面的研究和在軌試驗(yàn)驗(yàn)證，在該技術(shù)領(lǐng)域具有較好的研究基礎(chǔ)和技術(shù)儲(chǔ)備，需要進(jìn)一步加大增阻離軌技術(shù)的投入力度，開展關(guān)鍵技術(shù)的攻關(guān)，并開展在軌試驗(yàn)驗(yàn)證，以期盡早使該技術(shù)得到實(shí)際應(yīng)用。