一種低軌廢棄目標的捕獲與回收方案

王立武，劉安民，許望晶,*，張青斌，王廣興，魯媛媛

1. 中國航天科技集團有限公司 航天進入、減速與著陸技術實驗室，北京 100094 2. 北京空間機電研究所，北京 100094 3. 國防科技大學，長沙 410073

隨著空間技術的發展，國內外航天發射任務逐年增多，隨之也產生了大量在軌滯留的失效航天器、空間碎片等廢棄目標。目前在軌的廢棄目標3.6萬多個[1]， 軌道上日益增多的廢棄目標占用了寶貴且有效的軌道資源，必將影響和威脅人類對空間資源的可持續利用。因此及時移除軌道廢棄目標是安全高效利用軌道資源的前提，尤其是低軌上的廢棄目標，其分布較密集，碰撞概率也相對較高，嚴重影響了航天器進入空間通道的暢通[2]。目前國內外主要針對空間碎片的清除進行了相關研究[3-6]，清除方式包括拖離至墳墓軌道或使之進入大氣層燒毀，對廢棄目標的回收涉及較少。

參照航天器回收著陸技術的定義[7]，提出天基回收技術概念。天基回收技術是指在外層空間，對不具備下行能力的空間目標利用抓捕裝置、離軌裝置、氣動減速裝置或著陸緩沖裝置，通過特定的控制手段，使其離軌進入大氣層，進而完成氣動熱銷毀或提供熱防護以返回地球進行回收的技術。本文所提出的天基回收技術主要涉及在軌捕獲技術、離軌技術以及再入返回技術等，目前這些相關技術國內外均開展單項關鍵技術研究，只是還未從系統上進行考慮集成整合以實現天基回收。

低軌廢棄目標捕獲屬于空間非合作目標的抓捕[8-9]。由于空間柔性捕獲具有可折疊、質量小、對控制系統要求低以及可適用于不同形狀和尺寸的空間目標等特點，目前多國研究機構啟動了空間柔性抓捕的研究項目[10-15]。典型的有歐空局的主動碎片移除計劃(e.Deorbit)，在2018年9月成功開展了世界首次真實太空環境下飛網抓捕立方星技術驗證，如圖1所示。

圖1 e.Deorbit 在軌捕獲示意Fig.1 On-orbit capture diagram of e.Deorbit

典型的離軌技術分為主動和被動兩種，被動離軌是目前正在研究的新型離軌方式[16-21]。對于低軌廢棄目標來說，可采用充氣式增阻離軌裝置(主要為阻力帆、增阻球)來使其脫離原先運行軌道進入大氣層。2019年3月，歐洲在軌開展了阻力帆離軌驗證，同年7月和9月，中國分別開展了“北理工一號”衛星的增阻球以及金牛座納星阻力帆式離軌技術的在軌驗證，如圖2所示。

圖2 充氣式增阻離軌裝置在軌展開示意Fig.2 The deployment of the inflatable drag-increasing device

對于再入返回來說，目前基于柔性熱防護系統，出現了充氣式進入減速的再入返回方式，如圖3所示。國外比較著名的充氣式進入減速項目有俄羅斯的IRDT項目和美國的HIAD項目等[22-24]，利用火箭彈完成了亞軌道飛行試驗驗證。國內于2018年4月首次成功開展了60 km高度的IRDT演示驗證試驗，2020年5月首次開展了IRDT在軌再入返回驗證嘗試。

圖3 IRDT再入返回裝置示意Fig.3 The reentry and return device of IRDT

在空間碎片治理領域，目前國內外主要開展空間碎片主動清除研究。出于低成本、高效能清除考慮，開始涉及捕獲及離軌的綜合研究，但對捕獲、離軌、回收一體化的天基回收研究較少。中國正向航天強國邁進，發展天基回收技術既能展示空間技術實力，也能實現空間碎片清理，更能提升空間攻防對抗能力。在目前的研究現狀及技術基礎上，開展天基回收技術概念、方案研究，梳理天基回收工作過程、技術途徑及驗證可行性具有重要的意義。

為進一步闡述天基回收技術的概念，本文以低軌廢棄目標回收為研究對象，提出了一種新型組合式柔性捕獲回收方案，開展了方案論證，通過動力學仿真分析對方案技術可行性進行了初步驗證，以期為后續的研究提供有益的參考和借鑒。

1 捕獲與回收方案設計

本文針對低軌道大型廢棄目標開展了捕獲與回收方案設計。低軌廢棄目標的捕獲與回收工作過程可以分為3個階段，首先是對廢棄目標進行在軌捕獲，其次是被動離軌，最后是再入返回。再入返回時若無熱防護措施，則氣動銷毀；若有熱防護措施，可安全返回地球。本方案再入返回考慮熱防護措施。

考慮空間柔性可展開裝置發射時可折疊包裝，使用時拉出展開或充氣展開，空間、質量要求相對較小，成本低，效果好，使用方便，是未來的發展方向和趨勢。因此本方案采用通過發射空間繩網抓捕低軌廢棄目標，實現在軌捕獲，然后利用充氣式增阻離軌裝置來增加平臺的阻力面積，依靠大氣阻力進行被動離軌，接著通過IRDT裝置實現再入過程的熱防護、氣動減速和最終穩降和著陸。

低軌廢棄目標捕獲與回收系統均以收攏折疊包裝方式隨平臺發射，入軌后捕獲回收，大體可劃分為以下7個步驟，如圖4所示。

圖4 回收工作程序示意Fig.4 The recovery process diagram

1)平臺軌道機動靠近廢棄目標，發射空間繩網，對廢棄目標進行抓捕；

2)捕獲目標后，對組合體姿態進行整理，形成穩定的整體；

3)充氣式增阻離軌裝置充氣展開進行離軌操作，以不斷降低軌道高度；

4)組合體在進入大氣層前，拋掉充氣式增阻離軌裝置，為IRDT裝置做好準備；

5)IRDT裝置充氣展開，準備進入大氣層；

6)進入大氣層后，通過IRDT裝置進行防熱、減速；

7)穩降著陸，對廢棄目標進行回收。

1.1 繩網捕獲方案

空間繩網采用平面四邊形繩網，菱形網目，如圖5所示。發射時折疊包裝在網包里，工作時由發射器彈射質量塊將繩網從網包中一層層有序拉出。完全拉出展開后形成具有一定面積的柔性大網，展開并向前飛行。繩網與廢棄目標接觸碰撞后將其包裹住，然后觸發收口裝置，繩網外圈繩上的收口繩收緊從而將繩網口收小，并進一步鎖死以完全捕獲住目標。最后通過系繩對捕獲目標進行操作，穩定組合體姿態。

圖5 空間繩網示意Fig.5 The space net diagram

1.2 增阻離軌方案

充氣式增阻離軌裝置為柔性可開展式增阻結構，使用前折疊貯存，工作時展開并膨脹，形成大的迎風面積，使任務后組合體氣動阻力顯著增大，如圖6所示，從而迫使組合體速度降低，加快離軌速度，進而縮短軌道壽命，使其離軌再入大氣層。

圖6 充氣式增阻離軌裝置示意Fig.6 The inflatable drag-increasing deorbit device

1.3 再入返回方案

再入返回采用IRDT裝置進行熱防護和再入減速，IRDT裝置由折疊狀的耐高溫柔性編織物包裹在組合體外圍，形成防熱罩，如圖7所示。目前使用的柔性熱防護材料進行了高焓風洞試驗[25]，在15 W/cm2的熱流下，持續時間 300 s，試件表面溫度超過1 300℃，冷端最高溫度約112℃，可滿足熱防護要求。

圖7 IRDT裝置示意Fig.7 The IRDT device diagram

其發射時折疊包裝，進入大氣層前，防熱罩充氣形成倒錐外形，包裹著組合體以免被劇烈的氣動加熱燒毀和承受氣動力載荷，并有效地進行氣動減速，當下降到一定高度后，還可根據需要進行二次展開以提供更大的阻力，做進一步減速，確保組合體以可接受的安全速度著陸。

2 動力學模型

如上文所述，本文假定在軌捕獲回收的低軌道廢棄目標質量為1 000 kg，柔性繩網的名義展開面積為1 600 m2，增阻離軌充氣展開后直徑為10 m，采用 IRDT裝置半錐角為60°，展開后直徑為9 m，以此建立動力學模型。

2.1 繩網捕獲類型

(1)

對于4個質量塊，還需在式(1)上加上其質量ms。

在建模過程中，首先將繩索劃分成若干個有限繩段單元，將繩段單元等效成“彈簧”和“阻尼器”單元組合，即質量-半阻尼彈簧模型，模型如圖8所示，繩段單元n的剛度用kn表示，阻尼系數用cn表示，繩段單元n的結點坐標分別用xn、yn、zn表示。

圖8 繩索質量-半彈簧阻尼模型示意Fig.8 The mass & semi-linear springs and dampers model of the space net

繩網點i的動力學方程都可以在地心慣性系N下表示為：

(2)

柔性體的碰撞與滑動過程屬于邊界條件非線性問題。在空間柔性捕獲任務中，繩索不可避免地會與目標發生碰撞接觸。基于Hertz接觸理論的碰撞力計算方法，進行了捕獲目標的動力學分析，如圖 9所示。繩網展開后在約3 s時間內完成目標捕獲，其中上方為軸向視圖，下方為側向視圖，可以看出繩網在展開捕獲過程中的外形變化情況。

圖9 繩網展開與捕獲過程的動力學仿真結果Fig.9 The deployment and capture dynamic simulation of space net system

2.2 離軌及再入模型

離軌階段主要由充氣式柔性展開結構增大組合體的氣動阻力而降低軌道速度，利用軟件中的高精度軌道外推模型(HPOP)中的大氣模型可以精確計算大氣阻力攝動，從而可以用來對低軌道的飛行器軌道預測。氣動力項由以下公式估算：

(3)

式中：D為阻力；L為升力；ρ為大氣密度；CD、CL分別為與組合體攻角有關的阻力系數、升力系數；A為增阻離軌裝置充氣展開的有效面積；m為組合體總質量。

當增阻離軌裝置充氣展開時阻力系數取2.2、面質比A/m取0.5 kg/m2，即返回有效載荷1 kg需要充氣展開面積為0.5 m2。離軌過程中大氣密度也隨軌道高度降低而改變，可以用指數大氣密度模型描述：

(4)

式中：ρ0為海平面大氣密度；r為組合體地心距；r0為地球平均半徑；hs為地球大氣密度標高，標高與大氣類型及距離地球表面高度有關。

經過增阻離軌后組合體軌道降低到120 km，在該高度下任何航天器都可以自主迅速地衰減到大氣層。進入大氣層前IRDT裝置充氣展開，利用該裝置進行再入返回的隔熱及減速。組合體離軌及再入三自由度運動模型如下：

(5)

其中，位置用地心距r、經度λ、緯度Φ這3個參數來描述；速度用速度大小V、速度傾角?、速度偏角σ這3個參數來確定, 速度傾角定義為速度矢量與當地水平面的夾角，速度矢量指向水平面上方為正，速度偏角定義為速度矢量在當地水平面投影與正北方向的夾角，從正北方向到速度矢量為順時針旋轉時為正；gm為地球重力加速度；ν為傾側角，表示升力方向與包含速度矢量的鉛垂面之間的夾角, 從組合體尾部向前看，若升力方向向右傾斜，則傾側角為正；ωm=7.292×10-5rad/s為地球自轉角速度。

3 仿真結果

基于第2節建立的動力學模型，對捕捉廢棄目標后的組合體的離軌及再入情況分別進行了仿真，設其初始軌道為高度350 km的圓形軌道(國際空間站軌道高度)，再入點高度為120 km。利用軟件中高精度軌道外推模型(HPOP)計算組合體在低軌道從離軌點到再入點的軌道高度隨時間的變化。離軌過程中主要作用力考慮氣動阻力和太陽輻射阻力，太陽輻射系數為1，大氣模型采用NRLMSISE2000,大氣阻力系數設置為2.2，面質比為0.5 m2/kg。

有無增阻離軌設置的仿真對比如圖10所示。圖10表明，在低軌道運行的飛行器可以自主的發生離軌，逐漸向大氣層衰減，但是自然衰降過程極其漫長。而增加了相應的充氣增阻裝置后，軌道可以在二十幾個小時內迅速降低至再入軌道高度。

圖10 離軌階段高度-時間變化Fig.10 The relationship between altitude and time during deorbit stage

經過離軌階段后，組合體軌道高度衰減到120 km位置，經過調整后展開IRDT裝置，進行再入返回階段。利用第2節的再入模型，初始狀態設置如表1所示。

表1 再入階段初始狀態參數

圖11給出了高度和速度隨時間變化曲線。從圖11可以看出約900 s落地，落地速度約為20 m/s。從仿真結果看，低軌廢棄目標的捕獲與回收方案可行。

圖11 再入階段仿真結果Fig.11 The simulation results of the reentry stage

4 結束語

1)本文針對低軌道大型廢棄目標回收的國際難點，基于天基回收技術概念，結合目前的技術途徑對比，提出了一種新型組合式柔性捕獲回收方案。其空間、質量要求相對較小，成本低，具有一定的優勢。

2)針對1 000 kg的低軌廢棄目標的捕獲回收，梳理了工作過程，開展了初步的方案設計，建立了動力學模型，進行了仿真分析。根據仿真計算結果，捕獲回收方案在技術上可行。

3)本文目前只是對低軌廢棄目標捕獲回收關鍵工作階段進行了研究和分析，后續需進一步開展天基回收全流程分析，梳理出全鏈路的關鍵技術，識別、提煉不同工作過程的技術指標匹配性，為未來空間目標捕獲和回收的研究工作提供參考。