低軌空間碎片捕獲離軌方案設(shè)計(jì)與分析*

趙真，王洪宇，王碧，羅超，龐兆君，梁振華

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2.南京理工大學(xué)，南京 210094）

1 引言

世界各國(guó)歷次發(fā)射產(chǎn)生的廢棄火箭末子級(jí)、失效衛(wèi)星、退役衛(wèi)星等形成了數(shù)量龐大的米級(jí)空間碎片［1，2］?？臻g碎片威脅在軌航天器安全，侵占軌道資源，如不采取任何主動(dòng)清除措施，衛(wèi)星和空間碎片相互碰撞產(chǎn)生鏈?zhǔn)椒磻?yīng)，將導(dǎo)致碎片數(shù)量呈現(xiàn)指數(shù)增長(zhǎng)（稱(chēng)為“凱斯勒效應(yīng)”），影響空間軌道可持續(xù)使用［3-5］。

國(guó)內(nèi)外經(jīng)過(guò)十余年的攻關(guān)，在空間碎片監(jiān)測(cè)預(yù)警、減緩防護(hù)、清除離軌等方面開(kāi)展持續(xù)研究［6］。

在空間碎片主動(dòng)清除技術(shù)（Active Debris Removal，ADR）方面，2018年歐洲“空間碎片移除任務(wù)衛(wèi)星”（Remove DEBRIS）開(kāi)展了飛網(wǎng)抓捕、飛矛穿刺試驗(yàn)。2021年，日本“空間碎片清理衛(wèi)星”（ELSA-d）開(kāi)展小型目標(biāo)自主抵近和電磁捕獲試驗(yàn)。在空間碎片離軌技術(shù)方面，2010年起美國(guó)、日本等國(guó)已實(shí)施了多次電動(dòng)力繩離軌試驗(yàn)，雖然均為部分成功，但已突破了導(dǎo)電系繩釋放、電荷回收和繩系組合體變軌等關(guān)鍵技術(shù)。此外，2012年起，美國(guó)、歐洲相繼成功開(kāi)展了1 m2至32 m2多個(gè)增阻帆在軌試驗(yàn)。除關(guān)鍵技術(shù)演示驗(yàn)證外，面向在軌存量的大型碎片清除，瑞士計(jì)劃2026年開(kāi)展首次清潔任務(wù)，“清潔太空一號(hào)衛(wèi)星”（ClearSpace-1）采用四指飛爪捕獲火箭末子級(jí)殘骸，再入大氣。

隨著進(jìn)入太空的技術(shù)門(mén)檻降低，民用航天蓬勃發(fā)展，巨型星座建設(shè)如火如荼。針對(duì)未來(lái)在軌巨型星座壽命末期集中離軌需求，2021年“一網(wǎng)”星座委托日本宇宙尺度公司研制“ELSA-M服務(wù)”衛(wèi)星，計(jì)劃2026年起開(kāi)始實(shí)施星座中退役衛(wèi)星的清除業(yè)務(wù)。2022年2月，美國(guó)太空探索技術(shù)公司（SpaceX）也提出星鏈星座組網(wǎng)衛(wèi)星離軌方案《SpaceX在空間可持續(xù)發(fā)展和安全的舉措》。為全面推動(dòng)空間碎片清除的商業(yè)化服務(wù)，2022年12月，美國(guó)參議院通過(guò)《軌道可持續(xù)法案》（Orbital Sustainability Act），支持以有償服務(wù)形式開(kāi)展可持續(xù)的空間碎片清除業(yè)務(wù)［7］。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)空間碎片清除技術(shù)從無(wú)到有得到全面發(fā)展。在空間碎片主動(dòng)捕獲技術(shù)方面，“遨龍一號(hào)”于2016年在軌使用機(jī)械臂完成對(duì)小型目標(biāo)的抓捕試驗(yàn)［8］。在被動(dòng)離軌技術(shù)方面，2019年起“金牛座”、“瀟湘一號(hào)”03星、“北理工一號(hào)”分別開(kāi)展增阻帆、增阻球離軌技術(shù)驗(yàn)證。2022年起，已有多套25 m2增阻帆作為運(yùn)載火箭載荷艙離軌標(biāo)配組件在軌成功應(yīng)用，增阻帆低軌離軌技術(shù)趨于成熟［9］。

當(dāng)前，低軌空間碎片主動(dòng)清除逐步從預(yù)先研究轉(zhuǎn)向在軌演示驗(yàn)證和工程應(yīng)用，但國(guó)內(nèi)外在研空間碎片捕獲離軌方案，普遍存在系統(tǒng)復(fù)雜、費(fèi)效比高的問(wèn)題，缺乏針對(duì)米級(jí)空間碎片的經(jīng)濟(jì)型清除手段［10］。面對(duì)數(shù)以萬(wàn)計(jì)的廢棄火箭末子級(jí)、失效衛(wèi)星等米級(jí)空間碎片存量，研究低成本、集成化、通用化的空間碎片捕獲離軌技術(shù)是發(fā)展方向之一［11］。

飛網(wǎng)被普遍認(rèn)為具有捕獲容差大、對(duì)目標(biāo)適應(yīng)能力強(qiáng)、可在距離目標(biāo)幾十米外的安全距離上實(shí)施捕獲等優(yōu)點(diǎn)，而增阻帆在低軌具有較好的經(jīng)濟(jì)性、安全性，且技術(shù)成熟度高。國(guó)內(nèi)外目前設(shè)計(jì)的飛網(wǎng)，通常從操控星平臺(tái)發(fā)射起就開(kāi)始展開(kāi)，直到對(duì)目標(biāo)實(shí)施纏繞捕獲。需要操控星主動(dòng)接近空間碎片至50 m以?xún)?nèi)發(fā)射飛網(wǎng)實(shí)施捕獲，捕獲后快速撤離對(duì)空間碎片開(kāi)展拖曳離軌操控，因此主動(dòng)碎片清除（ADR）實(shí)施對(duì)操控星存在較大安全風(fēng)險(xiǎn)。本文提出的捕獲離軌一體化方案是將飛網(wǎng)和增阻帆集成設(shè)計(jì)，飛網(wǎng)采用增程技術(shù)，具備在距離空間碎片100～200 m 實(shí)施捕獲的能力，且“發(fā)射后不管”，捕獲離軌一體化。

2 捕獲離軌方案設(shè)計(jì)

2.1 方案設(shè)計(jì)目標(biāo)

針對(duì)低軌米級(jí)空間碎片清除任務(wù)需求，圍繞飛網(wǎng)捕獲和增阻帆離軌開(kāi)展低成本、通用化捕獲離軌方案論證，提出捕獲離軌一體化載荷方案，開(kāi)展空間碎片清除任務(wù)設(shè)計(jì)與效能分析，論證方案可行性。

2.2 任務(wù)流程設(shè)計(jì)

（1）操控星對(duì)目標(biāo)碎片進(jìn)行有限繞飛/伴飛，識(shí)別自旋軸和動(dòng)量矩軸。操控星沿空間碎片動(dòng)量矩軸逼近懸停指向空間碎片，發(fā)射增程飛網(wǎng)，如圖1所示。

圖1 發(fā)射增程飛網(wǎng)Fig. 1 Launching the extended-range flying net

（2）從發(fā)射的增程飛網(wǎng)中延時(shí)發(fā)射飛網(wǎng)，完成對(duì)空間碎片的捕獲，形成“空間碎片+操控星”繩系組合體，如圖2所示。

圖2 飛網(wǎng)展開(kāi)形成繩系組合體Fig. 2 The unfolding process of the flying net

（3）操控星通過(guò)繩系組合體控制，抑制空間碎片章動(dòng)，為分離增阻帆建立條件，如圖3所示。

圖3 繩系組合體控制Fig. 3 Control of tethered satellite system

（4）釋放增阻帆，操控星在軌道面內(nèi)完成繩系組合體穩(wěn)定和減速（空間碎片+增阻帆+操控星），如圖4所示。

圖4 釋放增阻帆Fig. 4 Releasing the increased drag sail

（5）操控星切斷系繩，分離增阻帆和空間碎片，如圖5所示。

圖5 分離繩系組合體Fig. 5 Releasing the tethered satellite system

2.3 捕獲離軌載荷方案

為實(shí)現(xiàn)在100～200 m的安全距離上捕獲米級(jí)空間碎片，設(shè)計(jì)增程飛網(wǎng)，通過(guò)二級(jí)發(fā)射實(shí)現(xiàn)小后坐力、小型化、遠(yuǎn)距離捕獲目標(biāo)能力。同時(shí)，將增程飛網(wǎng)與增阻帆集成設(shè)計(jì)，形成模塊化載荷裝置，實(shí)現(xiàn)碎片捕獲和離軌一體化。捕獲離軌載荷如圖6所示。

圖6 捕獲離軌載荷Fig. 6 The capturing de-orbit devices

捕獲離軌載荷工作時(shí)先發(fā)射二級(jí)組件，通過(guò)延時(shí)起爆，在飛行過(guò)程中發(fā)射16 m×16 m飛網(wǎng)捕獲空間碎片。捕獲完成后，建立“操控星+空間碎片”的繩系組合體，并通過(guò)操控星平臺(tái)機(jī)動(dòng)抑制空間碎片章動(dòng)。待繩系組合穩(wěn)定后，從操控星上分離展開(kāi)增阻帆，通過(guò)切割器釋放“增阻帆+空間碎片”?？臻g碎片在增阻帆的作用下，逐步加速離軌［12］。

捕獲離軌載荷工作剖面如圖7所示：

圖7 捕獲離軌載荷工作剖面圖Fig. 7 The workflow of capturing de-orbit devices

（A）操控星懸停指向目標(biāo)，載荷自檢；

（B）載荷一級(jí)發(fā)射，二級(jí)組件飛向目標(biāo)；

（C）二級(jí)組件飛行一定距離后（80～90 m）二級(jí)組件發(fā)射飛網(wǎng)，飛網(wǎng)捕獲空間碎片；

（D）操控星抑制空間碎片章動(dòng)，彈出增阻帆；

（E）增阻帆展開(kāi)，切斷系繩，繩系組合體離軌。

3 捕獲離軌效能分析

3.1 飛網(wǎng)發(fā)射誤差分析

飛網(wǎng)采用展開(kāi)包覆方式捕獲空間碎片，為表征飛網(wǎng)對(duì)空間碎片的包覆效果，通過(guò)飛網(wǎng)對(duì)目標(biāo)的覆蓋投影面積與目標(biāo)尺寸的比值作為捕獲能力評(píng)估的指標(biāo)，如圖8所示。

圖8 飛網(wǎng)覆蓋目標(biāo)區(qū)域示意圖Fig. 8 Schematic diagram of flying net coverage target

針對(duì)典型空間碎片（某火箭末子級(jí)Φ2900 mm×4500 mm）清除任務(wù)，以操控星指向精度、發(fā)射偏差、火工品延時(shí)誤差為設(shè)計(jì)輸入，開(kāi)展系統(tǒng)指標(biāo)鏈分析和飛網(wǎng)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)仿真，迭代確定飛網(wǎng)發(fā)射速度、膛線(xiàn)纏角、飛網(wǎng)尺寸等設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)飛網(wǎng)捕獲能力的影響。

分析飛網(wǎng)捕獲空間碎片任務(wù)剖面，捕獲過(guò)程精度鏈誤差包括：操控星指向誤差、一級(jí)發(fā)射偏差、火工品延時(shí)誤差、二級(jí)發(fā)射偏差等。

（1）操控星指向誤差：取決于操控星相對(duì)空間碎片的指向控制精度，增程飛網(wǎng)發(fā)射（90～200 m）時(shí)指向誤差不大于0.5°；

（2）一級(jí)發(fā)射偏差：包括同軸度和膛線(xiàn)加工精度，發(fā)射器同軸度為0.01°～0.03°之間，發(fā)射器膛線(xiàn)加工精度0.03°～0.05°之間；由火工品作用誤差、發(fā)射后坐力、發(fā)射不同步等引起的誤差，一級(jí)發(fā)射速度誤差取為30±2 m/s；一級(jí)發(fā)射偏角誤差取0.2°；

（3）火工品延時(shí)誤差：根據(jù)延期藥點(diǎn)火作用時(shí)間推算點(diǎn)火時(shí)間誤差為標(biāo)稱(chēng)值±250 ms；

（4）二級(jí)發(fā)射偏差：包括二級(jí)膛線(xiàn)加工誤差0.02°～0.05°、二級(jí)發(fā)射不同步誤差0.02°～0.07°。

假設(shè)增程發(fā)射器的捕獲范圍是90～200 m，二級(jí)發(fā)射位置在80 m，在各類(lèi)固有誤差和偏差的影響下，分析飛網(wǎng)設(shè)計(jì)關(guān)鍵參數(shù)。取X1為一級(jí)發(fā)射作用距離，X2為二級(jí)發(fā)射作用距離，如圖9所示。

圖9 飛網(wǎng)發(fā)射誤差鏈?zhǔn)疽鈭DFig. 9 Extended-range flying net launch error chain

圖9 中，a1代表一級(jí)發(fā)射時(shí)的各誤差項(xiàng)累計(jì)誤差偏角為0.78°，包括機(jī)械加工同軸度誤差0.03°，膛線(xiàn)加工誤差0.05°，發(fā)射偏角誤差0.2°和平臺(tái)指向誤差0.5°。

a2代表在一級(jí)偏差的基礎(chǔ)上二級(jí)發(fā)射中的誤差項(xiàng)累計(jì)引起的誤差偏角0.12°。二級(jí)發(fā)射時(shí)，飛網(wǎng)從二級(jí)發(fā)射器中分離的累計(jì)誤差如圖10所示。

圖10 二級(jí)發(fā)射誤差示意圖Fig. 10 Schematic diagram of secondary launch error

二級(jí)發(fā)射的位置誤差根據(jù)延期藥的延期誤差±0.25 s，對(duì)應(yīng)飛行距離誤差約為±7.5 m。不失一般，一級(jí)作用距離X1，偏差記為ΔX，經(jīng)過(guò)二級(jí)發(fā)射飛網(wǎng)橫向累計(jì)偏差R記為：

不同目標(biāo)位置對(duì)應(yīng)的偏差如表1所示，在200 m處的飛網(wǎng)捕獲橫向偏差約為2.98 m，遠(yuǎn)小于飛網(wǎng)半徑8 m，可以實(shí)現(xiàn)飛網(wǎng)纏繞捕獲。

表1 在不同距離的飛網(wǎng)橫向偏差Table 1 Lateral offset of flying nets at different distances

3.2 飛網(wǎng)捕獲概率分析

增程飛網(wǎng)通過(guò)平臺(tái)進(jìn)行一級(jí)發(fā)射，發(fā)射飛行一定距離后再進(jìn)行二級(jí)發(fā)射。飛網(wǎng)飛行展開(kāi)動(dòng)態(tài)構(gòu)型可在參數(shù)設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，通過(guò)飛網(wǎng)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)仿真模擬，并結(jié)合不同位置的飛網(wǎng)橫向偏差來(lái)計(jì)算飛網(wǎng)對(duì)目標(biāo)的包覆概率［13］。

飛網(wǎng)的動(dòng)力學(xué)仿真輸入如表2所示。

表2 增程飛網(wǎng)仿真分析輸入Table 2 Extended-range flying net simulation analysis input

從飛網(wǎng)80 m處二級(jí)發(fā)射起，不同飛行距離的飛網(wǎng)展開(kāi)率如圖11所示。

圖11 不同飛行距離的飛網(wǎng)展開(kāi)率Fig. 11 Spreading area rate of the flying net at different distances

飛網(wǎng)發(fā)射后在90～130 m 內(nèi)展開(kāi)率尚不足50%，此時(shí)網(wǎng)面呈簇狀，飛網(wǎng)依靠矛形牽引體嵌入空間碎片，之后纏繞包覆。130 m后網(wǎng)面展開(kāi)面積增大，飛網(wǎng)以包覆的形式捕獲空間碎片，最佳捕獲距離為150～200 m，見(jiàn)表3。

表3 增程飛網(wǎng)不同距離捕獲目標(biāo)能力統(tǒng)計(jì)Table 3 Statistics on the ability of extended range flying nets to capture targets at different distances

不同距離的碎片捕獲示意如圖12所示，飛網(wǎng)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)仿真如圖13所示。

圖12 增程飛網(wǎng)捕獲示意圖Fig. 12 Extended range flying net to capture targets

圖13 飛網(wǎng)以最大橫向偏差捕獲火箭末子級(jí)仿真圖Fig. 13 Flying net captures the target with maximal lateral offset

結(jié)論：考慮各類(lèi)偏差，增程飛網(wǎng)飛行200 m后，最大的橫向偏差為2.98 m。當(dāng)設(shè)計(jì)飛網(wǎng)尺寸為16 m×16 m，可以在150～200 m范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)Φ2900 mm×4500 mm的火箭末子級(jí)可靠網(wǎng)捕。

3.3 增阻帆離軌效能分析

增阻帆在軌展開(kāi)大面積薄膜帆面，利用低軌稀薄大氣氣阻效應(yīng)加速空間碎片軌道衰減，直至墜入大氣層燒毀。

增阻帆為正方形構(gòu)型，在對(duì)角線(xiàn)上布置4 根彈性支撐桿。收攏時(shí)，4 根彈性桅桿纏繞在展開(kāi)機(jī)構(gòu)中心軸上；展開(kāi)時(shí)，4 根彈性桅桿從展開(kāi)機(jī)構(gòu)的4 個(gè)角點(diǎn)彈出，帶動(dòng)帆面展開(kāi)。增阻帆展開(kāi)過(guò)程示意如圖14所示。

圖14 增阻帆展開(kāi)過(guò)程示意圖Fig. 14 The unfolding process of the increased drag sail

增阻帆方案如圖15所示，具體任務(wù)過(guò)程如下：

圖15 增阻帆方案Fig. 15 Increased drag sail

（1）在地面存儲(chǔ)及運(yùn)載飛行段：增阻帆收攏成圓柱體，壓緊鎖定；

（2）飛網(wǎng)捕獲階段：增阻帆收攏在操控星上的增程飛網(wǎng)一級(jí)組件內(nèi)；

（3）增阻帆彈出階段：操控星對(duì)空間碎片章動(dòng)抑制和姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)后，彈出增阻帆。增阻帆的帆面在4根彈性支撐桿作用下有序展開(kāi)；

（4）被動(dòng)離軌階段：操控星建立穩(wěn)定的繩系組合體后，切斷與增阻帆間系繩，增阻帆拖曳空間碎片降軌。

3.3.1 增阻帆展開(kāi)動(dòng)力學(xué)分析

為降低使用成本，增阻帆采用無(wú)源展開(kāi)方式，彈性桅桿初始存儲(chǔ)的彈性勢(shì)能在解鎖后轉(zhuǎn)換為動(dòng)能，帶動(dòng)薄膜帆展開(kāi)。

采用有限元法對(duì)增阻帆進(jìn)行展開(kāi)動(dòng)力學(xué)仿真。在增阻帆的4 根彈性支撐桿模擬初始內(nèi)應(yīng)力，模擬驅(qū)動(dòng)力。通過(guò)增阻帆展開(kāi)動(dòng)力學(xué)分析可以確定增阻帆展開(kāi)驅(qū)動(dòng)力矩設(shè)置和展開(kāi)形態(tài)，分析結(jié)果如圖16所示。從仿真可知，彈性支撐桿伸展的最大加速度7.2 m/s2，展開(kāi)到位時(shí)間不大于10 s，帆面展開(kāi)平穩(wěn)。

圖16 增阻帆展開(kāi)動(dòng)力學(xué)仿真Fig. 16 Dynamic simulation of increased drag sail deployment

3.3.2 離軌效率分析

增阻帆增加繩系組合體的面質(zhì)比，在氣動(dòng)力作用下加速離軌。氣動(dòng)阻力公式如下：

式中：CD為阻力系數(shù)，與繩系組合體形狀、運(yùn)行姿態(tài)以及軌道高度等有關(guān)，在150～600 km高度通常取CD=2～2.5；S為繩系組合體承受阻力的等效特征面積，根據(jù)多套阻力帆離軌實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，通常特征面積S取增阻帆面積的50%～60%；ρ為當(dāng)?shù)卮髿饷芏?；V為繩系組合體相對(duì)大氣飛行速度矢量。

假設(shè)增阻帆面積為25 m2，帆面法線(xiàn)平行于飛行方向，計(jì)算繩系組合體從600 km圓軌道降低至200 km以下的離軌時(shí)間。分析不同的繩系組合體質(zhì)量的離軌時(shí)間：

①3 kg增阻帆+100 kg碎片，離軌時(shí)間0.9年；

②3 kg增阻帆+500 kg碎片，離軌時(shí)間3.9年；

③3 kg增阻帆+1000 kg碎片，離軌時(shí)間13.1年；

④3 kg增阻帆+1500 kg碎片，離軌時(shí)間16.9年。

不同質(zhì)量空間碎片的離軌時(shí)間如圖17所示。

圖17 不同質(zhì)量的空間碎片離軌時(shí)間Fig. 17 De-orbit time of space debris of different masses

由圖17可知，當(dāng)空間碎片質(zhì)量在1000～1500 kg時(shí)，僅靠增阻帆離軌仍需要10年以上時(shí)間才能再入大氣。為加速離軌，可以通過(guò)操控星實(shí)施系繩拖拽減速，再釋放增阻帆離軌。即利用操控星在空間碎片飛行后方實(shí)施網(wǎng)捕，之后操控星上的推力器對(duì)空間碎片減速，再?gòu)棾鲈鲎璺尫欧蛛x繩系組合體，從而加速空間碎片離軌。

4 結(jié)論

本文根據(jù)低軌米級(jí)空間碎片清除任務(wù)需求，提出捕獲離軌一體化載荷方案，采用飛網(wǎng)捕獲和增阻帆離軌方式開(kāi)展低軌空間碎片清除任務(wù)流程設(shè)計(jì)與效能分析，論證方案可行性。在考慮操控星懸停指向控制偏差和飛網(wǎng)發(fā)射偏差等因素后，設(shè)計(jì)采用16 m×16 m的增程飛網(wǎng)具備在100～200 m范圍內(nèi)對(duì)火箭末子級(jí)等米級(jí)空間碎片實(shí)施飛網(wǎng)捕獲的能力。之后，在操控星對(duì)繩系組合體章動(dòng)抑制穩(wěn)定后，釋放增阻帆，加速空間碎片離軌。綜上，本文所提方案有以下三個(gè)創(chuàng)新點(diǎn)：

（1）提出“飛網(wǎng)捕獲+增阻帆離軌”一體化低軌空間碎片清除方案，相較傳統(tǒng)飛網(wǎng)捕獲主動(dòng)拖曳離軌方案，本方案采用主、被動(dòng)結(jié)合方式節(jié)省操控星推進(jìn)劑使用量，具有較好的經(jīng)濟(jì)性。

（2）設(shè)計(jì)的新型飛網(wǎng)載荷采用二級(jí)發(fā)射技術(shù)，在增加飛網(wǎng)捕獲距離的同時(shí)，減小飛網(wǎng)尺寸，在100～200 m范圍內(nèi)對(duì)米級(jí)空間碎片實(shí)施遠(yuǎn)距離捕獲，提高操控星執(zhí)行任務(wù)的安全性。

（3）設(shè)計(jì)的新型無(wú)源展開(kāi)大尺寸增阻帆，相對(duì)有源展開(kāi)方式降低研制成本的基礎(chǔ)上，提高系統(tǒng)可靠性。