立方星辅助离轨空气阻力帆技术研究进展

2020-11-05黄德东

航天器环境工程 2020年1期

胡驰，郭宁，陈昊，黄德东,2，徐超,2

（1. 西北工业大学航天学院，西安 710072； 2. 西北工业大学青岛研究院，青岛 266200；3. 湖北航天技术研究院总体设计所，武汉 430040）

0 引言

立方星具有质量小、结构简单、成本低、研发周期短和功能密度高等优点，已在空间演示验证、科学研究及组网式卫星通信等方面得到广泛应用[1-3]。截至2019 年1 月，超过900 颗立方星被发射入轨，如欧盟主导的QB50 项目、印度的一箭104 星以及西北工业大学的“翱翔之星”等。由于立方星携带的燃料有限，导致其工作寿命很短，一般为数天到数月。立方星结束工作任务后，如果不能及时离轨就会变成空间碎片，占用大量的轨道资源，严重威胁在轨航天器的安全。

目前，对于空间碎片的清理技术主要有激光清理、捕捉清理、电动力绳系清理及空气阻力帆技术等。激光清理技术主要分为推进式和烧蚀式2 种[4]。推进式是利用激光作用于碎片表面，使空间碎片获得一个速度增量来偏移初始轨道；烧蚀式是采用高能激光长时间作用于空间碎片，使其直接升华。这2 种清理方式对空间碎片的位置探测与瞄准发射的精度要求非常高，且产生高能激光需要消耗大量的能量，因此，清理碎片成本高，不适于实现大量空间碎片的清理。采用捕捉方式[5]进行空间碎片的清理通常分为2 步：首先利用抓捕装置对空间碎片实施抓捕作业，然后将空间碎片储存起来通过轨道转移飞行器进行统一处理。由于轨道转移飞行器空间和能量的限制，这种方式所能清理的空间碎片数目有限，且清理成本较高。利用电动力绳系方式清理空间碎片的原理为：在空间碎片上附着一条带电导线，碎片在轨飞行过程中，带电导线切割地球磁场的磁力线产生洛仑兹力，可使碎片在洛仑兹力的作用下脱离原先的运行轨道，最终进入大气层烧毁[6]。这种清理方式的不足之处是，带电导线电流非常小，通常需设计数千米甚至数十千米长的缆绳，而绳索难以控制，在轨飞行过程中展开困难。

空气阻力帆技术[7]的原理是：通过展开一张面积较大的帆膜来增大卫星面质比，从而增大卫星在轨飞行时受到的稀薄大气阻力，使卫星飞行速度降低，进而促使其轨道衰减，加速坠落到大气层内烧毁。这种清理方式不需要消耗大量能量，且阻力帆装置质量小、体积小、成本低，非常适合近地轨道立方星的离轨。本文将阐述国内外已发射的主要空气阻力帆装置的技术特点，分析阻力帆结构设计三大关键技术，并就有关空间环境效应模拟试验情况进行归纳讨论。

1 国内外已发射的主要空气阻力帆装置

1.1 NanoSail-D2 立方星上的阻力帆装置[8-9]

NanoSail-D2 立方星携带的阻力帆装置采用径向展开方式（如图1[8]所示），展开面积为10 m2。其依托FASTSAT 卫星平台于2010 年11 月19 日发射升空，2011 年1 月20 日在轨成功展开。

图1 NanoSail-D2 立方星及其展开的阻力帆[8]Fig.1Configuration of NanoSail-D2[8]with deployed drag sail

NanoSail-D2 立方星辅助离轨阻力帆装置分为帆膜储箱和展开装置2 部分，如图2 所示。展开装置由弹性桅杆、中心轴、导轨杆、压紧机构及支撑柱等组成。当阻力帆装置工作时，弹性桅杆释放自身储存的应变能带动帆膜向外展开。在弹性桅杆向外运动的过程中，压紧机构压紧弹性桅杆，防止弹性桅杆向外扩张时造成装置卡死。然而，此种阻力帆装置的弹性桅杆运动速度较快，在展开结束阶段会回缩，影响卫星的姿态控制，因此需要设计相应的减速装置。

图2 NanoSail-D2 立方星辅助离轨阻力帆装置[8]Fig.2 The deployable drag sail of NanoSail-D2[8]

1.2 Deorbit Sail[10-11]

英国萨里大学空间科学中心实施了卫星快速离轨试验项目——“离轨帆”（Deorbit Sail），其阻力帆装置的帆膜为5 m×5 m×7.5 μm 的Kapton 薄膜。Deorbit Sail于2015 年7 月10 日成功发射入轨。

Deorbit Sail 阻力帆装置主要由可伸缩箱体、帆膜和弹性桅杆展开机构3 部分组成。可伸缩箱体（如图3[10]所示）可以在弹簧的作用下展开，给卫星−阻力帆装置的质心与压心之间提供一个偏置，从而提高装置在低轨道上的稳定性。该阻力帆装置使用Dyneema 线将帆膜绑住，展开前利用镍铬合金电阻丝通电加热将线烧断，图4[10]所示为Dyneema线绑缚下折叠状态的Kapton 帆膜。弹性桅杆为3.6 m长、0.25 mm 厚的双稳态碳纤维复合材料弹性桅杆。展开装置包括1 个转轴、1 个电机、4 组导向杆和4 组压杆，如图5[10]所示。当阻力帆装置不工作时，通过销钉将转轴和电机锁死；阻力帆装置工作时，销钉可在杠杆装置的作用下被拔出从而实现整个机构的解锁。整个展开机构在直流电机的作用下转动，弹性桅杆带动帆膜展开。

图3 Deorbit Sail 阻力帆装置的可伸缩箱体[10]Fig.3 Retractable box for Deorbit Sail[10]

图4 Deorbit Sail 阻力帆装置的折叠状态Kapton 帆膜[10]Fig.4 Folded Kapton film for Deorbit Sail[10]

图5 Deorbit Sail 阻力帆装置的弹性桅杆展开机构[10]Fig.5 Deployment mechanism of elastic boom for Deorbit Sail[10]

1.3 AEOLDOS[12-13]

AEOLDOS（Aerodynamic End Of Life De-Orbit System）阻力帆装置由英国格拉斯哥大学与德国慕尼黑工业大学联合研制，采用径向展开方式。该装置重372 g，帆膜展开面积为1 m2，体积为0.4 U（1 U=10 cm×10 cm×10 cm）。帆膜材料为透明聚酰亚胺薄膜，厚度为12 μm，采用“蛙腿（frog-leg）式”方法折叠。

装置由箱门，卷尺弹簧，8 对导向轴承及花瓣轮毂轴承，4 片三角形帆膜和4 个梯形帆膜储箱组成，如图6[13]所示。其中花瓣轮毂轴承由压电易碎螺母（piezo frangibolt）锁紧，解锁装置如图7[13]所示。当阻力帆装置需要工作时，给压电易碎螺母通电，螺母碎开后，卷尺弹簧由高能缠绕状态转变为低能平直状态，花瓣轮毂轴承开始转动；4 根卷尺弹簧各推动1 个箱门向外运动，从而带动与箱门相连的帆膜向外展开。

图6 AEOLDOS 阻力帆装置[13]Fig.6 AEOLDOS drag sail module[13]

图7 AEOLDOS 阻力帆装置的解锁装置[13]Fig.7 Unlocking device for AEOLDOS drag sail[13]

1.4 CanX-7卫星上的阻力帆装置[14-18]

CanX-7卫星上使用的离轨系统由加拿大多伦多大学空间飞行实验室设计，包括4个三角形阻力帆装置，总展开面积为4.25m2。其帆膜材料为聚酰亚胺薄膜，厚度12.5μm，采用“双手风琴（double accordion）式”方法折叠。CanX-7卫星于2016年9月发射入轨，2017年5月展开阻力帆。

图8[15]所示为CanX-7的阻力帆装置的主要部件及其装配关系。其中地面支持装置仅用于阻力帆装置的地面装配，通过齿轮与转轴上下两端的法兰盘相配合，便于阻力帆装置装配过程中卷尺弹簧的缠绕。

图8 CanX-7的阻力帆装置主要部件[15]Fig.8CanX-7’s drag sail module’smain parts[15]

CanX-7阻力帆装置采用切向展开方式，由箱盖、侧板、转轴外壳、电控系统、箱体、卷尺弹簧、转轴、帆膜储箱和解锁装置等部件组成。解锁装置采用烧断式，包含电阻丝、纤维线、侧板和弹簧等部件。其中：纤维线选用Vectran 高强度多芳基化合物纤维；电阻丝选用镍铬耐热合金，螺旋状缠绕在纤维线上，便于快速加热熔断纤维线，缩短解锁时间。当阻力帆装置接收到工作指令后，卫星上电源给电阻丝通电，电阻丝发热烧断纤维线，侧板在弹簧作用下打开，卷尺弹簧绕转轴转动，向外带动帆膜展开。

1.5 PW-Sat 卫星上的阻力帆装置[19-20]

PW-Sat 卫星上的阻力帆装置由波兰华沙理工大学研制，采用旋转式展开方法。阻力帆装置的体积小于1U，帆膜展开面积为4 m2，帆膜选用厚5μm的Mylar 聚酯薄膜。为了避免薄膜被撕裂，在其边缘用Kapton 聚酰亚胺胶带进行加厚。PW-Sat 卫星于2018 年发射入轨。

PW-Sat 的阻力帆装置如图9[19]所示，主要包含帆膜储箱、锥形弹簧、中心轴、卷尺弹簧及解锁装置等。帆膜两直角边与卷尺弹簧相连，缠绕在中心轴上，中心轴通过解锁装置（见图10[19]）锁定在帆膜储箱内，此时锥形弹簧处于压缩状态。当阻力帆装置收到工作指令后，其上顶板打开，解锁装置解锁，锥形弹簧将中心轴及卷尺弹簧沿法向方向一同从帆膜储箱内弹出。锥形弹簧保持中心轴不动，卷尺弹簧带动帆膜绕中心轴旋转展开。采用此种展开方式，需要保证锥形弹簧具有较好的稳定性，以避免阻力帆装置往复运动对卫星姿态造成影响。

图9 PW-Sat 阻力帆装置[19]Fig.9Thedrag sail moduleof PW-Sat[19]

图10 PW-Sat 阻力帆装置的解锁装置[19]Fig.10Unlocking devicefor PW-Sat’sdrag sail module[19]

1.6“淮安号”恩来星的阻力帆装置[21]

南京理工大学研制的“淮安号”恩来星是一颗环保型卫星，用于开展基于空气阻力帆技术的主动离轨试验。其阻力帆装置如图11[21]所示，展开方式与PW-Sat 卫星的阻力帆装置类似。阻力帆采用双面镀铝的聚酰亚胺薄膜，展开面积为1.2m2，帆膜收拢状态下阻力帆装置体积为ϕ70mm×60mm。“淮安号”恩来星于2018年发射入轨。

图11 “淮安号”恩来星的阻力帆装置[21]Fig.11Thedrag sail moduleof “Huaian” satellite[21]

1.7 “青藤之星”的阻力帆装置[22]

天仪研究院自主研制的“青藤之星”携带的阻力帆装置如图12[22]所示，预计在卫星入轨6个月后展开，展开面积为0.7m2，可以使卫星在6～12个月内离轨。“青藤之星”于2019年1月发射入轨。

图12 “青藤之星”阻力帆装置展开状态[22]Fig.12Deployed state of “Qingteng Star”drag sail module[22]

1.8 “速降”阻力帆装置

“速降”阻力帆装置由西北工业大学航天学院研制，主要由卷尺弹簧、帆膜、中心轴、导轨柱、帆膜储箱、箱体、法兰盘及阻力块等组成，如图13所示。卷尺弹簧缠绕在中心轴上，以储存弹性应变能，为阻力帆展开提供驱动力矩。帆膜展开面积为1m2。上、下2个法兰盘的主要作用为限位，避免卷尺弹簧在展开过程中上下跳动。阻力块用于限制卷尺弹簧向外展开的速度，从而减缓卷尺弹簧展开末期的回缩抖动。导轨柱用于保证卷尺弹簧沿固定方向展开。

图13 “速降”阻力帆装置Fig.13“Alight quickly” drag sail module

“速降”阻力帆装置的解锁装置为烧断式，由弹簧、锁杆、纤维线和电阻丝组成，安装在箱体顶板上，如图14所示。

图14 “速降”阻力帆装置的解锁装置Fig.14Unlocking device for “Alight quickly”drag sail module

2 阻力帆结构设计关键技术分析

从已有空气阻力帆结构的技术特点来看，其关键技术包括支撑臂设计，帆膜设计与分析，帆膜折叠技术3个方面。

2.1 支撑臂设计

阻力帆装置中的弹性桅杆既提供展开动力又起支撑作用。在地面原理性验证中，为了降低开发成本和周期，通常采用卷钢尺作为弹性桅杆。在实际搭载中，为避免干扰卫星的正常通信，弹性桅杆的制备材料通常选用铍铜合金等无磁性材料，如CanX-7、PW-Sat 上阻力帆装置的弹性桅杆。

卷尺弹簧是一种开口壳结构，具备展开弯矩稳定及自锁定等特性，已被大量应用在工程结构中，如空间可展开天线[23]、帆板展开机构[24]、空间展开望远镜[25]及展开平台[26]等。其常用材料有铍铜合金和碳素钢，也有利用复合材料制备的。国内外学者针对卷尺弹簧的力学性能做了大量研究工作。剑桥大学Seffen 等[27]研究了一种由碳纤维和环氧树脂等复合材料制成的卷尺弹簧的展开弯矩随转角变化的关系。王俊等[28]分析了卷尺弹簧长度、厚度、截面半径及截面圆心角对组合铰链展开驱动弯矩的影响，结果表明铰链弯矩与厚度呈三次方关系，与圆心角呈线性关系，与长度及截面半径关系不大。魏玉卿等[29]定义了卷尺弹簧折叠过程中的冲击比，用来衡量其展开过程中的平稳程度，并研究了卷尺弹簧厚度及截面圆心角对应变能、展开弯矩及冲击比的影响，结果表明厚度对应变能和冲击比影响较大，圆心角对应变能影响较小。张道威等[30]设计了用于帆板展开的弹性铰链，并推导了厚度和弯曲刚度对太阳帆板结构基频的影响关系。

通过研究不同参数对卷尺弹簧性能的影响，可以更好地设计卷尺弹簧的截面形状及参数，分析阻力帆装置的动力学特性。开口壳结构正向弯曲时，弯曲刚度较小，抵抗外力干扰能力较差。为增强弹性桅杆的截面稳定性，弹性桅杆也可设计成对称截面形状，例如，“人”字形或“豆荚”形（分别如图15[8]和图16[31]所示）。为减小弹性桅杆的质量，可选用碳纤维复合材料进行制备，同时能避免桅杆对卫星通信的干扰。

图15 TRAC杆[8]Fig.15TRAC boom[8]

图16 “豆荚”杆[31]Fig.16Lenticular boom[31]

2.2 帆膜设计与分析

阻力帆装置展开后属于空间杆索膜结构，尺度大，力学特性复杂。国内外学者对于帆膜结构进行了大量的研究。Wong 等[32-34]分别利用解析法、数值法及实验研究了方形薄膜在剪切力作用下的褶皱行为。肖薇薇等[35]利用实验方法研究了剪切力的大小以及膜面预应力对纯剪切力作用下正方形薄膜阵面的褶皱特性的影响，结果表明随着剪切力增大，薄膜褶皱数量增多，褶皱幅值增大；随着预应力增大，薄膜褶皱数量略微增多，褶皱幅值减小。谭峰等[36]利用修正本构矩阵法研究了薄膜的褶皱问题。张建等[37]利用基于薄壳单元的数值仿真方法研究了张拉薄膜结构和充气薄膜结构的变形、褶皱以及应力变化情况，论证了壳单元模拟膜结构的可行性。谭惠丰等[38]研究了薄膜的褶皱幅值对薄膜后屈曲振动行为的影响，结果表明当褶皱幅值较大时，需要考虑褶皱对薄膜振动行为的影响。余志祥等[39]分析了索膜结构中索的刚度、膜面初张力等因素对结构自振特性的影响。Greschik 等[40]利用解析方法对太阳帆进行了详细的参数化设计，但是其存在简化假设过多和分析过程、方法极为复杂的问题。Sleight 等[41]在有限元分析中，针对空间杆索膜结构的自由飞行状态，利用有限元分析中的惯性释放技术来分析其结构静动态特性。Taleghani等[42-43]对一个边长分别为10 m 和20m 的三角形帆膜进行静力分析。Sleight 等[44]对比了分别利用NASTRAN和ABAQUS有限元软件求解10m×10 m 方形太阳帆静力问题以及动态特性的结果。Banik等[45]对20 m×20m 方形太阳帆进行结构热分析，研究了不均匀的温度场对帆膜结构响应的影响。

阻力帆装置中，拉索一般只能承受拉力，不能承受压力，为典型非线性元件；薄膜厚度很小，需要在预张力条件下才能承受面外载荷，且易于发生褶皱，需采用非线性分析方法进行求解；刚性杆在组合结构中起到预张力基础和维持航天器构型的作用，但其刚度一般与组成系统的索和膜的刚度相差若干数量级，导致非线性分析收敛困难。因此，空间杆索膜组合结构的静动态分析难度较大，是新概念超大尺度空间结构研制的关键技术之一。

2.3 帆膜折叠技术

帆膜能否顺利展开关系到阻力帆装置能否发挥作用，因此帆膜的折叠及展开方式是阻力帆装置应用的关键技术之一。通常要求：1）薄膜折叠之后应能满足尺寸要求；2）折痕长度越短越好；3）折叠方法应尽量简单[46]。

“蛙腿式”或“双手风琴式”是阻力帆装置常用的帆膜折叠方法。“蛙腿式”折叠方法先沿着等腰三角形帆膜底边的平行方向进行一系列的等距“Z”形折叠，将帆膜折叠为长条状；然后从长条状的中间部分开始，向两侧进行一系列的不等距“Z”形折叠，以使最终折叠体能够和帆膜储箱匹配，如图17所示。

图17 “蛙腿式”折叠方法示意Fig.17Frog-leg folding

“双手风琴式”折叠方法与“蛙腿式”折叠方法相似，但折叠方向不同，具体为：先沿着等腰三角形帆膜底边的垂向进行一系列的等距“Z”形折叠，将帆膜折叠为长条状；然后沿着该长条宽度的平行方向进行一系列的不等距“Z”形折叠，以使最终折叠体能够和帆膜储箱匹配，如图18所示。

图18 “双手风琴式”折叠方法示意Fig.18Double accordion folding

上述2种折叠方法均具备折叠展开流程简单的特点，以及很好的可重复折叠展开能力。通过这2种方法折叠而成的折叠体能够很好满足阻力帆结构的尺寸要求。但是，利用“蛙腿式”折叠方法折叠而成的帆膜在三角形底边区域无法展开，展开效率比用“双手风琴式”折叠方法折叠而成的要低。

3 阻力帆空间环境效应模拟试验

为了保证阻力帆系统的可靠性，必须在地面进行热真空和热辐射等空间环境效应模拟试验[47-48]，评估阻力帆材料暴露于空间辐射环境后的热光学和机械性能。此外，为了验证阻力帆机构与相应火箭发射环境的兼容性以及运输过程的安全性，还需要对阻力帆机构进行发射环境测试，以确保阻力帆机构在发射振动载荷以及通风情况下仍能够正常工作[49]。

3.1 ATK 及L’Garde公司20m大型可展开帆膜结构的环境试验[49-50]

2003年，NASA 资助了2个直径为20m 的空间可展开帆膜结构项目，由ATK 公司以及L’Garde公司分别设计制作。在2005年中期，2个研制团队利用GRC 梅溪站的30m 真空实验室对各自的帆膜结构进行了较为全面的真空热循环及展开试验，如图19[50]所示。

图19 梅溪站真空实验室内部署的20m 帆膜系统[50]Fig.19Two20msolar sailprototypesfor testin thevacuum chamber of GRCPlum Brook Station[50]

为了保证帆膜系统的所有组件在助推器上升期间排出帆膜系统中存在的残余气体，L’Garde公司进行了收纳状态下的帆膜系统上升通风试验，如图20[49]所示，试验结果显示，帆膜、横梁和叶片中的所有残留气体都可以在不造成任何系统损坏或干扰的情况下溢出。

图20 L’Garde 可展开帆膜系统（收纳状态）上升通风试验[49]Fig.20Theascent venttestforL’Gardesolar sailsystem(folded)[49]

同时，为了验证展开帆膜系统与德尔塔-2型火箭发射振动环境的兼容性，L’Garde公司利用振动台进行了发射振动试验，在x、y、z三个方向上分别加载了德尔塔-2的发射振动载荷，以验证所研制的展开帆膜系统的振动可靠性，振动试验系统如图21[49]所示。

图21 L’Garde 可展开帆膜系统发射振动试验[49]Fig.21ThelaunchvibrationtestforL’Gardesolarsail system[49]

3.2 美国空军研究实验室10m2 可展开帆膜系统的环境试验[51]

美国空军研究实验室（AFRL）和美国航空航天局马歇尔航天飞行中心（MSFC）联合研制了一种10 m2的可展开帆膜系统——EDU2，并进行了相应空间环境效应试验，试验内容包括热真空环境下的4次热循环试验以及50次展开收纳试验[51]。

试验中，可展开帆膜机构被安装于真空室的承载板上[51]。在整个真空试验期间真空室压力保持在1×10-4torr（1.333×10-2Pa）以下。热循环试验的热浸和冷浸温度分别设置为(70±2)℃和[-20(+5/-10)]℃，第一次热浸和最后一次冷浸各保持8h。原计划在热循环试验期间进行50次帆膜展开/收纳试验，但由于帆膜承载板的安装不合理，在第46次展开过程中帆膜挂在了安装板上，导致试验中断。

3.3 马歇尔航天飞行中心环境影响小组的帆膜空间辐射环境试验[48]

为了评估在地球同步转移轨道（GTO）的辐射环境下镀铝聚酯薄膜的热光学和机械性能，马歇尔航天飞行中心的环境影响小组对镀铝聚酯薄膜进行了空间辐射环境试验，利用低能电子（LEE）测试系统（如图22[48]所示）对4种不同材料（镀铝聚酰亚胺薄膜、铬背衬镀铝聚酯薄膜、镀铝聚酯薄膜以及镀铝透明聚酰亚胺薄膜）进行了试验，将试验件暴露在与GTO电子辐射剂量相当的模拟辐射环境下，分别于1个月、2个月、4个月和6个月后测试其力学性能。最终的试验结果显示，除镀铝聚酰亚胺（Kapton）薄膜外，其他所有薄膜材料均在1～2个月内损毁。

图22 MSFC的低能电子（LEE）测试系统[48]Fig.22Low energy electron (LEE)systemsat MSFC[48]

3.4 国内有关模拟试验技术条件及研究现状

近年来，我国的空间环境效应试验研究也取得了大量成果。上海卫星装备研究所与北京卫星环境工程研究所合作研发了KM5B大型空间环境模拟试验系统，并已经成功完成了多次航天器系统级真空热试验[52]。此外，中国科学院空间科学与应用研究中心以及北京卫星环境工程研究所还相继开展了空间等离子体环境模拟与试验技术的研究[53]。针对大型空间可展开结构，如卫星太阳电池阵的空间环境展开试验，上海宇航系统工程研究所提出了一种微重力模拟悬吊装置[54]。但是，我国目前最大的空间环境模拟器KM8的直径为17m，难以开展20m 以上规模的阻力帆装置的真空展开实验以及热循环实验。

此外，对于空间辐射环境的模拟，国内研究对象主要集中于空间环境对卫星结构材料及系统的影响，对空间可展开薄膜结构的相关研究以及地面试验还比较缺乏。