PW-Sat2立方星離軌帆研制及在軌驗證

李懿德，范 鑫

（1. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2. 華沙理工大學 學生太空協(xié)會，華沙 00-665；3. 上海航天技術研究院，上海 201109）

0 引言

隨著人類航天活動的日益頻繁，軌道資源日趨緊張，其主要原因是廢棄航天器不能被及時有效地清理，嚴重侵占了有限的軌道資源。同時，廢棄航天器作為空間碎片的一種主要來源和存在形式對其他正常工作的航天器造成威脅：一個有代表性的案例是2009年廢棄的蘇聯(lián)“宇宙-2251”（Cosmos-2251）衛(wèi)星與美國“銥-33”（Iridium-33）衛(wèi)星發(fā)生碰撞[1]。2007年，機構間空間碎片協(xié)調(diào)委員會（IADC）出版了《空間碎片減緩指南》，建議航天器在完成任務后25年內(nèi)或者入軌后30年內(nèi)應離開運行軌道[2]。而僅通過軌道的自然衰減使碎片離軌耗時極長，因此迫切需要開發(fā)低耗且高效的碎片離軌、清除技術。此外，為了從源頭上消除空間碎片的產(chǎn)生，未來所有發(fā)射入軌的運載火箭、空間飛行器都應具備主動離軌的能力[3]。因此，研究航天器離軌技術具有非常重要的意義。

已有許多研究機構開展了多項航天器離軌技術研究。英國格拉斯哥大學研制了一種名為“空氣動力學壽命末期離軌系統(tǒng)”（AEOLDOS）的離軌帆裝置[4]，其4個側(cè)面分布著4個梯形槽，用于存儲4個三角形薄膜帆；中心軸位置纏繞著4個帶狀彈性桅桿。該裝置占用星上0.4U（1U=10 cm×10 cm×10 cm）的空間，可展開帆面積為1 m2，可保證650 km軌道高度的2U體積的立方星能在25年內(nèi)完成離軌。此外，英國薩里空間中心（SSC）也實施了旨在探究清理空間碎片可行性的微納衛(wèi)星演示驗證項目“RemoveDEBRIS”，其中包括一個 10 m2的離軌帆，將在衛(wèi)星完成所有在軌試驗任務后展開，輔助衛(wèi)星離軌[5]。該任務主要用于新技術驗證，其離軌帆展開面積較大，對該體量的微納衛(wèi)星不具備通用性。加拿大多倫多大學研制了針對“先進航天實驗-7”（CanX-7）立方體衛(wèi)星的離軌帆裝置，由4個相同的子裝置組成[6]，占用星內(nèi)1U的空間。每個子裝置相互獨立，并且可以分別展開一個面積1 m2的三角形薄膜帆。其主體結(jié)構采用3D打印技術制成，材料為新型碳纖維復合材料（Windform XT 2.0），大大減小了離軌系統(tǒng)的質(zhì)量。該裝置采用分塊組裝設計，安裝靈活，可提高機構可靠性，但增加了設計制造難度，不利于后續(xù)作為低成本標配裝置使用。

南京理工大學和上海宇航系統(tǒng)工程研究所是國內(nèi)較早開展離軌帆裝置研制的單位[7-9]，目前主要處于原理樣機在軌演示驗證階段。其中，南京理工大學于2018年1月研制發(fā)射了“淮安號·恩來星”以驗證其1.44 m2的離軌帆，至今尚未展開；上海宇航系統(tǒng)工程研究所抓總研制了“金牛座”離軌帆試驗星，已于2019年9月12日搭載發(fā)射，并成功在軌展開了面積為2.25 m2的離軌帆，正在持續(xù)開展離軌效能試驗。近年來，國內(nèi)新興的商業(yè)衛(wèi)星公司也開始參與離軌帆的研制，其中天儀研究院研制的適用于其6U立方星的0.7 m2離軌帆已經(jīng)過飛行驗證[10]，北京零重空間技術有限公司的離軌帆產(chǎn)品也已初步具備任務能力[11]。

PW-Sat2離軌帆裝置演示驗證立方星由華沙理工大學學生在2013年提出立項，研制周期5年，旨在設計一種低成本通用模塊化離軌裝置，其離軌帆面積以及展開與釋放機構可等比例放縮以匹配不同質(zhì)量的立方星及微納衛(wèi)星平臺，具有良好的任務適應性。2018年12月3日，PW-Sat2衛(wèi)星搭載美國太空探索技術公司“獵鷹-9”運載火箭“SSO-A”1箭64星任務發(fā)射至590 km高度的太陽同步軌道，在軌穩(wěn)定運行26天后于2018年12月29日順利展開離軌帆，并飛行至今。本文總結(jié)了PW-Sat2離軌帆裝置的設計要點和開展的地面試驗，并針對其在軌實驗期間的離軌效能和故障現(xiàn)象進行分析，提出可靠性提升方案。

1 PW-Sat2 立方星總體設計

1.1 設計原則

PW-Sat2采用標準2U立方星構型，總體設計時遵循以下原則：

1）嚴格限制離軌帆模塊占用的體積；

2）離軌帆采用無源展開機構；

3）離軌帆釋放機構盡可能使用非火工裝置；

4）其他分系統(tǒng)故障不可影響離軌帆正常展開；

5）離軌帆展開狀態(tài)可予持續(xù)圖像監(jiān)測。

1.2 總體方案

1.2.1 離軌裝置選型

在該項目立項之初，研制團隊對平面薄膜帆、充氣球、四棱錐型帆面等增阻離軌裝置的工程可行性進行了全面對比論證，并就每一種構型制作了原理樣機，進行了地面展開試驗。對比分析表明，平面薄膜帆研制難度較低，展開所需能耗小，可適應立方星平臺搭載，機構簡單可靠，能就地取材以降低成本，且帆膜折疊后的體積僅0.5U，可作為微納衛(wèi)星的標配離軌裝置，具有廣闊的應用前景。

1.2.2 高可靠離軌帆展開釋放機構

在PW-Sat2中，離軌帆裝置為主要有效載荷，須確保其展開成功，因此采用無源展開機構，以避免因機電設備故障導致任務失敗。同時，在離軌帆釋放指令上單獨設計了電接口，這樣即使其他分系統(tǒng)發(fā)生故障，有效載荷控制模塊仍可自行發(fā)出機構釋放指令，完成離軌帆的展開。為了能獲取到清晰的帆面圖像，在立方星內(nèi)部增加了附加結(jié)構段，用于安裝2個相機支架，經(jīng)在軌測試運行正常。

1.2.3 整星機械總體設計

PW-Sat2立方星平臺由主承力結(jié)構、附加結(jié)構、PCB堆棧、太陽電池陣、離軌帆釋放機構、監(jiān)視相機、太陽敏感器及天線等組成，有效載荷為離軌帆。PW-Sat2立方星的構型布局和展開狀態(tài)構型分別如圖1、圖2所示。根據(jù)加利福尼亞理工州立大學提出的立方星設計標準[12]，2U立方星的最大質(zhì)量為 2.66 kg，PW-Sat2 的實測質(zhì)量為 2.624 kg。

圖1 PW-Sat2 立方星構型布局Fig. 1 PW-Sat2 CubeSat configuration

圖2 PW-Sat2 立方星離軌帆展開狀態(tài)構型Fig. 2 PW-Sat2 CubeSat sail in deployed configuration

離軌帆放置在PCB堆棧和附加結(jié)構組件的頂部，包括容器下方的分離釋放機構、容器和儲存在容器內(nèi)的離軌帆。離軌帆作為衛(wèi)星的主要有效載荷，在衛(wèi)星初樣設計階段就被預留了安裝空間，保證衛(wèi)星外包絡不超出標準2U立方星尺寸，以適應各型分離機構及發(fā)射服務。離軌帆的展開機構對衛(wèi)星結(jié)構總體無干涉風險，但容器的設計高度和直徑對衛(wèi)星內(nèi)部尺寸鏈有很大的影響，也是整星結(jié)構穩(wěn)定性中最關鍵的要素之一。

離軌帆容器高51 mm、外徑90 mm。由于容器與承力結(jié)構接口之間以及容器與衛(wèi)星壁板之間的距離較小，所以容器的尺寸很大程度上受到太陽電池陣展開機構和太陽敏感器模塊的約束，在總體設計階段應注意避免與其他分系統(tǒng)間的干涉沖突。

釋放離軌帆的相應機構安裝在離軌帆容器的底部，根據(jù)總體設計對該機構的技術要求，須盡可能限制整個離軌帆模塊的高度，最終該模塊設計高度為54 mm，如圖3所示。電纜通過連接器與PCB堆棧中的有效載荷控制模塊相連接。

圖3 離軌帆模塊剖面圖Fig. 3 Sectional view of deorbit sail module

PCB堆棧的布局方式根據(jù)各分系統(tǒng)電磁兼容性要求確定，是衛(wèi)星總裝設計的第一步。整個堆棧安裝在主結(jié)構框架的4個安裝桿上。自衛(wèi)星底面起分別為 ANT（天線）、COMM（通信模塊）、ACCU（電池組）、EPS（電源系統(tǒng)）、ADCS（姿態(tài)控制系統(tǒng)）、OBC（星載計算機）和PLD（有效載荷控制模塊）。

1.3 離軌帆及其鎖緊/釋放機構[13-16]

1.3.1 離軌帆帆面[13]

PW-Sat2衛(wèi)星的科學目標是測試離軌帆系統(tǒng)并驗證其有效性，因此離軌帆為其主要有效載荷。該離軌帆為矩形薄膜帆，邊長2 m，展開面積4 m2。整個帆面由卷尺制成的豆莢桿固定，并折疊纏繞在其中心軸上，展開后處在衛(wèi)星上方20 cm處。此外，衛(wèi)星上的2個監(jiān)視相機將提供在軌階段的圖像數(shù)據(jù)并將其傳輸至地面，以監(jiān)測衛(wèi)星各系統(tǒng)的運行情況。

材料選用是離軌帆設計的主要工作，其中2個重要的衡量指標是輕量化和低滲透性。離軌帆在軌展開后必須與盡可能多的大氣分子接觸以增加氣動阻力，同時材料厚度要求在15 μm以下，以便于折疊后固定在容器中。PW-Sat2衛(wèi)星離軌帆最終所選材料為6.35 μm厚的Mylar?雙面鍍鋁膜。Mylar?膜具有較低的輻射系數(shù)和太陽吸收比，一直被用于太陽帆和離軌帆，其雙反射涂層避免了兩側(cè)帆面產(chǎn)生不同電荷，其物性參數(shù)等如表1所示。根據(jù)NASA數(shù)據(jù)庫，該材料也滿足空間真空環(huán)境下的出氣性能要求：TML-WVR＜1%，CVCM＜0.1%。

表1 Mylar?膜材料特性Table 1 Mylar? foil characteristics

帆臂豆莢桿的包覆材料由較厚（12 μm）的膜制成，可確保帆臂的強度。Mylar?和聚酰亞胺（Kapton）膠帶可避免材料撕裂，因此用雙面聚酰亞胺膠帶將帆臂黏結(jié)在帆面上，并對整個帆面邊緣進行粘貼包覆以增加強度，同時較厚的聚酰亞胺膠帶可抵御在折疊過程中產(chǎn)生的切應力。

帆從容器中釋放的動力源來自一個300 mm長的錐形彈簧，而帆的展開是通過帆臂豆莢桿的回復力來實現(xiàn)的，如圖4、圖5所示。

圖4 離軌帆展開機構Fig. 4 Deployment mechanism of the deorbiting sail

圖5 離軌帆展開狀態(tài)Fig. 5 Deployment state of the deorbiting sail

1.3.2 鎖緊/釋放機構[14-16]

PW-Sat2衛(wèi)星離軌帆在鎖緊/釋放機構設計中，借鑒了歐空局“羅塞塔?菲萊”彗星探測器任務中研發(fā)的Dyneema?線熔斷方案[14]。該方案已推廣應用于俄羅斯“福布斯?土壤”探測器[15]、“龍”8U立方星分離機構[16]等空間機構產(chǎn)品中，除“福布斯?土壤”探測器因運載火箭上面級故障未能入軌外，其余產(chǎn)品均經(jīng)過在軌實驗驗證。該方案的鎖緊/釋放機構只需較小的預緊力即可保證整個機構的鎖緊，同時其非火工分離設計可將分離沖擊降至最低，使整個系統(tǒng)具有更高的穩(wěn)定性和安全性。

鎖緊狀態(tài)下，離軌帆折疊固定在容器內(nèi)，安裝于衛(wèi)星內(nèi)部。離軌帆與容器通過錐形彈簧連接，彈簧的一端（直徑最大端）固定在容器底部，另一端固定于帆本體；當彈簧壓緊時，離軌帆卷軸夾持端從容器底部伸出并被鎖緊/釋放機構固定，即構成離軌帆模塊的地面鎖緊狀態(tài)。

如圖6所示，Dyneema?線固定在壓緊桿周圍，使壓桿保持在壓緊狀態(tài)，同時纏繞在電阻器周圍，并由板簧固定。彈簧的設計和安裝方式能夠提供適當?shù)牧κ笵yneema?線在發(fā)射過載階段保持繃緊狀態(tài)。在預定時刻，電阻切割器會熔斷Dyneema?線，釋放彈簧的回復力使壓緊桿迅速彈開，完成離軌帆的釋放。同時，觸發(fā)開關將輸出壓緊桿的位置信號，以便地面測控人員及時掌握機構的工作狀態(tài)。

圖6 鎖緊/釋放機構部件（鎖緊狀態(tài)）Fig. 6 Components of the lock and release mechanism

2 地面試驗

由于Mylar?聚酯薄膜在多次折疊和展開過程中會磨損，用于實際飛行的離軌帆不宜在地面展開后再折疊總裝，故離軌帆與正樣星完成總裝集成后無法再進行真空熱展開試驗，鑒于此，使用離軌帆縮比模型（MiniSAIL）和正樣備份件（dummySAIL）來測試離軌帆是否可以在高低極限溫度的真空條件下成功展開。為了使試驗完整充分，由同一個操作人員按照相同的程序批產(chǎn)5件離軌帆產(chǎn)品，取其中4件用于展開試驗，剩下1件交付正樣星總裝。經(jīng)論證，4件離軌帆產(chǎn)品地面試驗成功可確保在軌飛行件成功展開的概率為0.8。在整個試驗計劃中，共使用了6件離軌帆樣件：4件與飛行件相同的全尺寸合格產(chǎn)品以及2種縮比的模型（用于真空熱試驗）。試驗包括在最低溫度下和真空環(huán)境中對振動等級進行鑒定的測試以及縮比模型和正樣備份件的測試，所有真空熱試驗都在波蘭科學院空間研究中心完成，如圖7所示。

圖7 離軌帆縮比模型和備份件的真空熱試驗Fig. 7 Thermal vacuum cycling test (TVAC) of MiniSAILs and dummySAILs

在任務后期，聯(lián)合國外空委提供了一筆專項資金，研制團隊隨即在德國不萊梅大學對正樣件增加了1次落塔微重力試驗，如圖8所示。試驗取得圓滿成功，驗證了展開機構設計的合理性與可靠性。

圖8 離軌帆正樣件落塔試驗Fig. 8 Drop tower deployment test of the flight model of the deorbiting sail

3 在軌實驗及設計改進

3.1 離軌帆在軌展開

PW-Sat2原計劃在衛(wèi)星壽命末期展開離軌帆，但考慮到離軌帆載荷是本次任務的主要驗證對象，且外層空間環(huán)境會對衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)產(chǎn)生不利影響，因此在衛(wèi)星平臺完成為期1月的在軌測試后，研制團隊決定提前進入離軌帆實驗階段，于北京時間2018年12月29日傍晚成功注入指令。離軌帆順利展開，如圖9所示。

圖9 離軌帆展開狀態(tài)相機圖像Fig. 9 Image of the unfolding process of the deorbiting sail

3.2 離軌效能及故障現(xiàn)象

根據(jù)衛(wèi)星遙測數(shù)據(jù)持續(xù)監(jiān)測，自衛(wèi)星發(fā)射入軌至離軌帆展開前的1個月內(nèi)，衛(wèi)星軌道高度幾乎無變化，離軌帆展開后，衛(wèi)星軌道高度開始持續(xù)下降，截至2020年7月，已從初始的590 km降至540 km以下，如圖10所示，可見離軌帆裝置對低軌衛(wèi)星降低高度確有顯著效果。

圖10 離軌帆展開后衛(wèi)星軌道高度曲線Fig. 10 Satellite main altitude curve after deployment of deorbiting sail

然而在離軌帆展開后僅3天，遙測圖像即發(fā)現(xiàn)離軌帆出現(xiàn)破損，數(shù)月后破損愈加嚴重，某些部位已出現(xiàn)大面積空洞，如圖11所示。此時離軌帆雖仍然具有增阻離軌效果，但離軌效能已大打折扣。

圖11 離軌帆破損的相機圖像Fig. 11 Image of the broken deorbiting sail

針對此現(xiàn)象，研制團隊按照最惡劣迎風面工況（0.9 m2）對離軌效能進行仿真分析，如圖12所示，其中藍色曲線為目前衛(wèi)星軌道半長軸實測值，灰色為理論計算值，預計衛(wèi)星將在2年內(nèi)離軌再入。

圖12 離軌效能理論計算值曲線Fig. 12 Theoretical calculation curve for deorbit efficiency

3.3 機理分析與可靠性提升方案[17-18]

經(jīng)研制團隊根據(jù)離軌帆圖像遙測數(shù)據(jù)初步分析認為，帆面破損的可能原因是空間熱環(huán)境所致，即在軌道環(huán)境中，聚酯薄膜表面溫度會驟升驟降，遠遠超過其材料本身可承受的溫度范圍。為驗證這一假設，研制團隊在實驗室條件下使用離軌帆備份件進行了溫度驟變的復現(xiàn)試驗，將樣品在裝有干冰的容器（溫度約為-80 ℃）和約180 ℃的熱源之間快速切換。溫度的快速變化在帆面材料上產(chǎn)生了額外的應力，故此最有可能由于材料熱膨脹系數(shù)（CTE）不匹配而造成帆面撕裂。同時，低地球軌道（LEO）大氣中的原子氧也可能影響聚脂薄膜力學特性，并導致帆面撕裂的持續(xù)擴大，這一現(xiàn)象曾在國際空間站的柔性太陽翼上出現(xiàn)[16]。研制團隊也分析了其他潛在原因，如微隕石或小直徑空間碎片的影響。

針對故障表現(xiàn)為離軌帆出現(xiàn)破損且撕裂范圍逐漸增大，研制團隊就避免破損程度擴大對離軌帆進行可靠性提升設計，即增加聚酰亞胺膠帶包覆位置，形成網(wǎng)狀結(jié)構，如圖13所示[17]。一旦帆面在任意位置出現(xiàn)破裂，網(wǎng)狀膠帶布局可阻斷裂口的無限擴大，維持帆面有效面積，這對大面積離軌帆的設計具有推廣意義。

圖13 帆面新增膠帶包覆位置Fig. 13 Locations of additional tape strips on sail surface

4 結(jié)束語

本文以PW-Sat2立方星的研制發(fā)射為例，綜合國內(nèi)外空間碎片減緩領域的理論研究和已完成的演示驗證任務，對比主動、被動離軌方式在不同類型航天器上的應用，驗證了使用離軌帆作為立方星被動離軌裝置的可行性。通過PW-Sat2任務的研制，積累了很多寶貴經(jīng)驗。隨著低軌微納衛(wèi)星發(fā)射數(shù)量的激增，離軌帆裝置被廣泛使用成為必然趨勢。PW-Sat2立方星任務中所取得的遙測圖像、數(shù)據(jù)，特別是故障現(xiàn)象發(fā)生機理分析以及可靠性提升方案，對我國自主研制同類產(chǎn)品可起到很大借鑒作用。同時，作為學生微納衛(wèi)星團隊的代表作品，其研制經(jīng)驗也可作為各高校開展相關工作的參考，推動我國微納衛(wèi)星和空間碎片減緩領域的研究進展。