航天器增阻離軌技術發展概述及前景展望

王立武 魯媛媛 房冠輝 戈嗣誠

(北京空間機電研究所，北京 100094)

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

近地空間是人類航天活動的主要場所之一，有大量的航天器和衛星運行在近地軌道上。截至2019年，人類歷史上發射入軌的航天器已近萬顆，約90%的空間物體分布在LEO區域內，其中又以高度約800 km的太陽同步軌道區域分布最多最密集[2]。隨著許多LEO星座的建立，在近地軌道運行的衛星數量更將急劇增加。如果在衛星完成任務后不進行處理，衛星可能會意外碎裂或爆炸，或與其它碎片碰撞而發生爆炸，產生大量空間碎片。如2009年發生了歷史上第一次兩顆完整衛星碰撞事件，俄羅斯宇宙-2251衛星與美國銥星-33衛星相撞，產生的空間碎片編目數量高達2200余塊。軌道碎片不僅危及當前的空間任務，而且增加了未來撞擊的風險。當碎片的數量達到一定程度時，空間碎片碰撞會導致連鎖反應，數量急劇增加，航天活動無法進行，近地空間失去使用價值。如果不采取任何行動，未來空間任務將面臨倒退。

增阻離軌技術是一項適用于LEO區域任務后航天器離軌的新技術，借助近地軌道區域的高空稀薄大氣阻力，使完成了特定任務或失效的航天器降低軌道高度，最終在25年內進入稠密大氣層并燒毀。本文在介紹增阻離軌技術的基礎上，列舉了國外開展的典型項目的技術方案，并對增阻離軌技術的適用性、應用前景及設想進行了介紹，為我國發展增阻離軌技術提供參考。

1 增阻離軌技術簡介

解決碎片問題的根本方法是在航天器任務結束后將其從軌道上移除。國際空間碎片協調委員(IADC)于2002年發布了《IADC空間碎片減緩指南》[3]，中國國防科學技術工業委員會于2005年頒布了控制空間碎片產生的航天行業標準，2017年頒布了空間碎片減緩要求的國家標準，規定LEO區域、GEO區域是重點保護區域，運行在LEO保護區的航天器或運載火箭軌道級(長期或周期性出現在LEO保護區)，應限制其任務結束后仍然出現在LEO保護區的累積時間最大值不超過25年[4]。

對于軌道高度低于1000 km的近地軌道區域，增阻離軌技術是一種很好的解決方案。增阻離軌系統折疊儲存在航天器內，隨火箭發射入空，在航天器完成任務后展開形成很大的迎風面，增大阻力面積，加速任務后航天器的軌道衰降時間。

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

目前，國內外對于近地軌道航天器任務完成以后進行離軌的措施，比較成熟的是進行離軌機動，即采用化學推進式離軌，使衛星脫離原來的工作軌道進入一個短壽命軌道，在大氣阻力的作用下落入稠密大氣層燒毀，滿足任務后航天器軌道壽命小于25年的要求。表1為針對初始軌道高度833 km、質量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式離軌方案的系統質量對比[5]。可以看出，與化學推進離軌相比，增阻離軌系統質量更輕，成本更低。即使不考慮推進系統結構(儲箱)本身的質量，增阻離軌系統的總質量也比推進式離軌使用的推進劑的質量輕很多。

表1 增阻離軌方案與推進式離軌方案的系統質量比較

增阻離軌技術對于空間碎片的減緩和清除有重要意義，可用于廢棄衛星、微小衛星、廢棄的運載火箭上面級的離軌，可作為后續低軌衛星任務后自主離軌的通用化產品，應用前景廣闊，主要具有以下優勢。

(1) 增阻離軌裝置作為一個獨立的系統安裝到航天器上，不對航天器結構造成任何影響；

(2)離軌過程中不需對航天器姿態進行控制，操作過程簡單；

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

(4)增阻離軌系統啟動前折疊安裝在航天器內，在航天器完成任務后展開，具有折疊包裝體積小、質量輕、面質比大的特點。

我國在增阻離軌技術領域有較好的研究基礎和技術儲備，是除美國、俄羅斯之外，世界上最早成功掌握回收與著陸技術的國家之一。從20世紀50年代開始至今，歷經探空火箭、返回式衛星、戰略武器、載人飛船等型號的回收任務，以及月球采樣返回、火星進入等研制工作，利用降落傘進行航天器返回與進入的技術日趨成熟。增阻離軌技術從減速機理上，也是利用氣動阻力進行減速的技術，與地球環境下的區別僅在于該技術利用的是軌道高度1000 km以下的稀薄大氣的氣動阻力。

近年，我國在空間膨脹薄膜展開結構技術方面也取得了很大的進展，開展了重力梯度桿、相機遮光罩、空間充氣艙等項目[6-10]，在空間充氣膨脹薄膜展開結構的研制方面積累了大量的工程實踐經驗。2012年，新技術試驗一號衛星“充氣式重力梯度桿”在軌正常展開，是我國首次成功實施的空間充氣膨脹薄膜展開結構的在軌驗證試驗。

2 國外研究情況分析

近年來，國外許多高校及研究所都積極投身于任務后航天器增阻離軌技術的研究，下面詳細介紹國外開展的幾個典型的相關項目及技術研究情況，并分析其技術方案的特點，包括美國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)、荷蘭代爾夫特工業大學的充氣式離軌裝置(Inflatable De-Orbit Device)、英國格拉斯哥大學和克萊德空間有限公司的任務后氣動離軌系統(Aerodynamic End of Life De-orbi System,IDOD)、法國圖盧茲國家空間中心的氣動離軌減速系統(Innovative Deorbiting Aerobrake System,IDEAS)。

2.1 美國的薄膜軌道衰降裝置

2010年，美國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。離軌對象為在833 km軌道高度、98.2°傾角的太陽同步軌道上運行的重1200 kg、橫截面積約為4.4 m2的航天器。該裝置由一個展開后直徑37 m的薄膜球、充氣及保壓裝置、控制裝置及電源等構成，折疊包裝在Φ610 mm×180 mm的圓柱形殼體內。殼體保護該裝置在航天器軌道運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能電池陣。由于在整個工作過程中，球內部壓力較低，因此所需的充氣氣體的質量小于1 kg。該裝置質量約為航天器的3%，能將航天器的彈道系數從125 kg/m2降至0.5 kg/m2，離軌時間約為1年。

薄膜軌道衰降裝置的關鍵設計要素包括：①超大、超輕、超薄的充氣球，可將航天器彈道系數降低兩個數量級；②充氣展開控制(通過地面指令或星載控制裝置發出)和內部壓力維持；③防護紫外線和原子氧環境的材料。

圖1 薄膜軌道衰降裝置Fig.1 GOLD

GOLD項目分析了空間環境和氣動力、氣動熱對薄膜材料和涂層材料的影響、材料的可用性以及防護措施；研究了薄膜球的折疊展開方法，開發了折疊展開方案的計算機輔助設計軟件；分析了對傳感器的需求；開發了多種環境因素影響下的離軌過程仿真軟件，分析了進入大氣的條件，以及空間環境(原子氧、紫外線、太陽光壓、重力梯度力、氣動力、氣動熱等)的影響；開發了薄膜球內部壓力算法，推導了壓力需求作為高度的函數，研究了全展開狀態的剛性體和柔性體動力學；此外，建立了預測系統運動特性的仿真模型，研究了用衛星尺寸、高度等參數評估離軌性能；將增阻離軌方式的離軌性能與典型推進式離軌進行了比較；分析了薄膜球基頻、偏轉、外力和扭轉等參數；最后，評估了該裝置使運行衛星失效和產生大型空間碎片的風險。

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星和納衛星的離軌設計，任務名稱為CANX-7。CANX-7任務利用低地球軌道上的3U立方星平臺，在衛星完成6個月的軌道任務后，利用該衛星進行了機械式展開阻力帆離軌裝置(DSDD)的演示驗證試驗[11]。

阻力帆離軌裝置具有質量輕、結構緊湊的特點，采用模塊化設計，如圖2所示。每個帆單元由結構裝置、控制裝置、彈簧骨架和薄膜帆組成。模塊化設計使該裝置能夠適應多種質量的立方星平臺，可根據衛星的重量和軌道高度選擇帆單元的數量，調整帆的阻力面積，使衛星實現在25年內離軌。

每個帆單元獨立支持工作指令和遙測信號采集，含電源、遙測、指令3條總線，遙測信號用于確認阻力帆是否完全展開，火工裝置用于觸發帆的展開。每個帆單元的阻力面積為1 m2，如4 m2阻力帆則采用4個帆單元，4 m2阻力帆的質量約為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大學專為1U立方體衛星設計的充氣式離軌裝置[12]。在立方體衛星壽命結束時，充氣式離軌裝置啟動工作，從結構容腔內彈出并展開一個金字塔形離軌裝置，該裝置采用了剛化技術，以增加柔性展開結構的剛度。

為了滿足IADC關于近地軌道航天器在25年內離軌的規定，IU立方星在不采用離軌措施時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年內離軌。圖3為展開狀態的充氣式離軌裝置，主要由1根較長的縱向支撐管和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

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

圖4 充氣式離軌裝置的結構殼體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，使包裝效率達到20%。充氣裝置采用低溫氣體發生器，可在1 s內產生0.12 L氮氣，將支撐管加壓至100～180 kPa。

縱向支撐管長400 mm，橫向支撐管長300 mm，支撐管直徑均為10 mm。支撐管采用三層復合材料，將纖維增強復合材料層合在兩層聚酰亞胺材料中間，纖維增強復合材料選用由芳綸纖維紡織成的色丁織物。芳綸纖維的優點是厚度小，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，纖維增強復合材料厚度為70 μm、面密度為86.1 g/m2。薄膜采用與支撐管相同規格的聚酰亞胺材料。

為提高充氣式離軌裝置氣動外形的穩定性，以及支撐管抗微流星體和空間碎片撞擊風險的能力，將支撐管充氣后進行剛化。通過將剛化材料夾在支撐管兩層薄膜材料之間實現剛化，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，使內側涂層吸收/發射比(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。分析結果表明，阻力薄膜和支撐管在太陽能輻射作用下能達到高于100℃的高溫。

該裝置完成了地面折疊充氣展開試驗。試驗中，充氣結構展開過程中的包絡很小，與完全展開后的包絡大致相同，這降低了充氣結構展開過程中與衛星本體的凸出部件干涉的可能性。

2.4 英國的任務后氣動離軌系統

英國格拉斯哥大學和克萊德空間有限公司聯合開發了一種用于任務后立方星離軌的氣動離軌系統(Aeoldos)[13-14]，迎風面面積為1 m2，質量為372 g。

該裝置采用機械式展開方式，磁帶式彈簧分別與4個直角結構邊框相連，每個直角框向外延伸時，將輪轂釋放并旋轉展開，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變為低能展開狀態。

磁帶式彈簧旋轉纏繞在輪轂上并鎖定。考慮到在氣動離軌系統啟動之前長達數年的休眠期內，熱循環可能會引起材料蠕變，導致展開釋放機構存在過早展開的風險，因此采用壓電螺栓作為釋放機構。壓電螺栓蠕變低，功率小，不使用火工元器件，且易于安裝在氣動離軌系統的結構裝置上。壓電螺栓斷裂后，輪轂旋轉，氣動離軌系統的支撐桿釋放并帶著阻力膜展開。

圖6 氣動離軌系統展開過程Fig.6 Aeoldos deployment process

2.5 法國的充氣式增阻翼

法國圖盧茲國家空間中心在2005年成立工作組，專門研究微小衛星任務后的處置措施[15]。工作組對比了推進劑機動和展開阻力面這兩種離軌策略之后，給出以下建議：

(1)對于無推進系統的衛星，通過展開附加阻力面，增大彈道系數，實現氣動增阻離軌；

(2)對于有推進系統的衛星，攜帶足夠的推進劑，實施特定機動離軌。

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

IDEAS阻力面為兩個像“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5 m。該裝置的平均迎風面面積為6.7 m2，總質量為12 kg(其中每個“翼”5 kg，充氣系統2 kg)。支撐桿在展開后剛化，以確保支撐桿在不進行壓力維持的情況下具有足夠的強度。設計人員比較了溶劑蒸發、熱聚合、光化學聚合、金屬層合板屈服等剛化方案，考慮耗電、長期在軌老化的風險，以及技術可行性及復雜性，最終選擇了金屬層合板屈服剛化的方法。

圖7 IDEAS構型圖Fig.7 IDEAS configuration

金屬層合板屈服剛化方法是通過在支撐桿內部施加足夠大的壓力，以抑制材料在折疊過程中產生的幾何缺陷，從而由其自身的剛度來保證支撐桿的力學性能。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性能，內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鋁層不受外部破壞，且具有防熱功能。這種剛化方法的優點是在儲存階段材料穩定性好，不耗電，剛化能源與展開能源相同。

2007年進行了1 m長的IDEAS系統的飛行驗證試驗，試驗中支撐桿與阻力薄膜在微重力環境中正常充氣展開，證明了支撐桿在展開和剛化后具有良好的力學性能。在此之后，對3 m長的IDEAS系統進行了地面充氣展開試驗，如圖8所示[15]。

圖8 3 m長IDEAS系統的地面充氣展開試驗

2.6 技術方案特點分析

國外開展的以上相關項目的研究情況見表3，可以得出：

(1)國外許多高校及研究所積極致力于質量在1000 kg以下的微小衛星離軌技術的研究，并進行了地面及在軌展開試驗，但針對1000 kg以上的大衛星的增阻離軌技術研究較少。

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

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

(4)無論是機械式還是充氣式展開方式，增阻離軌技術需要研究的共性關鍵技術都包括外形設計及優化、結構材料、折疊包裝與可控展開等技術。

表3 國外開展的典型相關項目研究情況

2.7 關鍵技術分析

增阻離軌技術需要研究的共性關鍵技術包括外形設計及優化、結構材料、折疊包裝與可控展開等技術。

2.7.1 外形設計及優化

如何合理選擇增阻離軌裝置的外形，需要針對任務的具體需求進行分析。折疊時的外形要求體積盡可能小，便于裝配和運輸，并最大限度地節省發射運載時的有效載荷空間。而展開后的外形則需要綜合考慮氣動阻力、氣動加熱和穩定性等因素。

增阻離軌裝置作為一種增阻裝置，外形設計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后載荷在預定的時間內墜落稠密大氣并燒毀。

(2)穩定性和氣動加熱要求，在增阻減速過程中保持穩定的迎風姿態，實現最大的增阻效果。

2.7.2 結構材料

增阻離軌裝置結構是一種新型空間結構，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。

研究充氣結構材料技術的主要目的是為了提高結構的空間環境適應性，目前對充氣結構材料技術的研究大多集中在對已有的成品材料的測試和選取上，這些材料包括聚酰亞胺薄膜、凱芙拉、聚酯薄膜等。材料技術是空間充氣結構技術的基礎，其中，柔性薄膜材料技術是其研究的重點。

目前，空間充氣結構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性。但是隨著空間充氣結構技術的發展，柔性薄膜材料逐漸由選用市場上已經存在的成品材料，轉向研究新型的、具有更好的空間環境適應性的新型材料。比如NASA最新研究的辛烯聚合物(TOR)材料。這種材料在太空環境下的穩定性好，對原子氧、真空紫外線以及宇宙輻射的抵抗能力強。研究發現，其抵抗宇宙原子氧的能力比聚酰亞胺材料強10倍，因而可以作為充氣結構的外防護層來使用，薄膜表面的磷氧化物層是使其在太空穩定的因素。當原子氧與TOR作用時，表面形成的磷氧化物層保護基礎層不受侵蝕。

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鍵技術之一。如果在展開過程中運動不穩定或者不可控，則會影響增阻離軌裝置的增阻效果。為了保證展開過程的穩定性與可控性，需要對柔性展開結構的展開順序和展開方向進行控制，使其展開過程平穩、有序、可控，從而達到展開成形的高可靠性。

研究柔性展開結構的折疊包裝與可控展開技術的目的是在減小結構折疊體積的同時，使結構可以實現穩定可靠的展開。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 應用前景及設想

增阻離軌技術應用包括廢棄衛星、微小衛星、廢棄的運載火箭上面級的離軌。這種技術的應用除了在發射前將增阻離軌裝置安裝在衛星或火箭上面級之外，還可以通過捕獲飛行器或者軌道轉移飛行器將增阻離軌裝置附著在現有空間碎片上。此外，對于大型空間平臺，還可以通過有控再入，避免對地面人員和財產安全造成威脅[5]。

3.1 空間碎片主動清除

增阻離軌空間碎片主動清除針對未在發射前安裝增阻離軌裝置的任務后航天器，由一個電動繩系捕獲飛行器或者軌道轉移飛行器，攜帶增阻離軌裝置，將其安裝到廢棄衛星或火箭上面級上。繩系捕獲飛行器采用電動，燃料需求將遠遠小于傳統推進系統，從而降低成本，使移除大型任務后航天器經濟可行；軌道轉移飛行器由太陽能電池和助推器提供混合動力, 從而顯著降低燃料需求量。

3.2 大型空間平臺有控再入

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

如圖9所示[5]，在充氣式增阻離軌裝置的有控再入過程中，當軌道降低至即將進入大氣層時，增阻離軌裝置排氣，以減小氣動阻力，推遲再入時間。之后利用精確的時間控制，在軌道上的特定位置再次充氣。當滿足預定的再入速度時，增阻離軌裝置與衛星分離。該工作程序能使系統以可控的方式、有針對性的再入大氣層，使大型航天器的殘余碎片落入海洋，避免落在陸地。有針對性的再入能把地面人員傷亡和財產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 結束語

空間碎片問題日益嚴重，對航天活動形成嚴重威脅，空間碎片清除和減緩勢在必行。但由于目前技術成熟度最高的推進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動能力的航天器；另一方面，對于推進劑儲箱容量有限、發生故障或超期服役導致壽命末期剩余推進劑不足的航天器來說，推進式離軌也不適用。此外，離軌機動必然消耗一定數量的燃料，對于衛星來說是一個不小的負擔，影響衛星的經濟效益。基于以上原因，目前近地軌道航天器未能全部采取任務后的離軌措施。

我國正由航天大國向航天強國邁進，積極開展空間環境保護行動，不僅能夠展現出我國負責任的航天大國形象，還直接涉及外太空話語權的爭奪，并將影響到構建未來外太空交通管理體系過程中的利益博弈，因此，更要加大對低軌區域任務后航天器減緩技術的研究。盡管仍有很多技術難題需要攻克，增阻離軌技術在空間碎片減緩中的應用前景誘人。可以預見，空間碎片增阻離軌清除技術將開拓和引領航天技術的新領域，成為未來航天技術新的增長點。我國已掌握利用大氣減速的傳統回收技術，并在近年開展了充氣展開式重力梯度桿、充氣展開式相機遮光罩等空間膨脹薄膜展開結構技術方面的研究和在軌試驗驗證，在該技術領域具有較好的研究基礎和技術儲備，需要進一步加大增阻離軌技術的投入力度，開展關鍵技術的攻關，并開展在軌試驗驗證，以期盡早使該技術得到實際應用。