惲衛(wèi)東，房光強，傅宇蕾，戴華杰，鄭琦，王治易，施飛舟

(1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201108； 2.上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海 201108)

1 引言

空間碎片是人類航天活動的伴隨產(chǎn)物，目前在軌的空間碎片數(shù)量超過10億個，總質(zhì)量已達(dá)幾千噸。其中尺度在10cm以上的空間碎片數(shù)量已達(dá)23000個；尺度在1～10cm的碎片數(shù)量約為50萬個；尺度在1～10mm的碎片數(shù)量約為1億個；1mm以下的碎片數(shù)量數(shù)以百億計[1]；空間碎片日益影響空間安全，目前約有超過2/3的空間碎片滯留在近地軌道空間，在軌正常運行航天器僅占到在軌目標(biāo)數(shù)量的6%，而各類空間碎片占40%，故障航天器占26%，無法利用的運載末子級占到18%。近地軌道空間碎片的飛行速度通常在7～8km/s，對在軌正常運行航天器構(gòu)成極大威脅，它們和航天器的碰撞會直接造成航天器系統(tǒng)故障，甚至導(dǎo)致航天器完全解體或爆炸[2]。

而近年來，小衛(wèi)星的發(fā)展呈現(xiàn)井噴態(tài)勢，國內(nèi)外各類巨型星座計劃相繼提出，如SpaceX公司提出的由42000顆衛(wèi)星組成的“星鏈”星座計劃，亞馬遜公司提出的3200顆衛(wèi)星組成的“柯伊伯”星座計劃等，這些巨型衛(wèi)星的發(fā)展，使得在未來十年間，平均每年發(fā)射入軌的小衛(wèi)星將數(shù)以千計[3，4]，但由于小衛(wèi)星普遍壽命短、可靠性低，失效率高，必將進(jìn)一步加劇空間碎片的嚴(yán)峻形勢。各航天大國都認(rèn)識到空間碎片潛在的威脅，紛紛投入大量的人力、物力、財力進(jìn)行了大量有關(guān)空間碎片減緩的研究工作。

國內(nèi)外多家單位提出了利用離軌帆技術(shù)來減緩空間碎片發(fā)展的嚴(yán)峻形勢，其基本思想是，利用薄膜結(jié)構(gòu)大展收比的特點，設(shè)計收攏狀態(tài)小巧的離軌裝置，安裝在衛(wèi)星外壁板上，在衛(wèi)星壽命結(jié)束后啟動，展開大面積薄膜結(jié)構(gòu)，利用低軌稀薄大氣阻力，大幅加速衛(wèi)星軌道衰減，顯著縮短航天器軌道滯留時間，留出寶貴的軌道資源。離軌帆技術(shù)成本低、技術(shù)成熟度高，對不同規(guī)格的低軌道類航天器具有很好的適用性，是最易于推廣應(yīng)用的空間碎片減緩技術(shù)之一。

2 薄膜帆技術(shù)最新研究進(jìn)展

離軌帆技術(shù)，已由預(yù)先研究轉(zhuǎn)到了演示驗證階段，國內(nèi)外多家研究機構(gòu)都已利用低成本微納衛(wèi)星平臺，成功實施了薄膜帆飛行試驗，為進(jìn)一步工程化研制和推廣應(yīng)用打下了基礎(chǔ)。

2.1 美國“LightSail”薄膜帆飛行試驗

2019年7月，美國行星協(xié)會的“LightSail-2”成功在軌展開[5]，“LightSail”是基于立方星平臺的薄膜帆技術(shù)研發(fā)項目，此前已于2015年5月成功完成首次飛行試驗，試驗衛(wèi)星發(fā)射到800km軌道高度，展開一個面積約32 m2的正方形帆面，如圖1所示，整星質(zhì)量約為10kg。“LightSail”的發(fā)展，成功驗證了薄膜帆光壓推進(jìn)和增阻離軌效果。

圖1 LightSail-2薄膜帆在軌展開照片F(xiàn)ig.1 On-orbit operation of LightSail-2 membrane sail

2.2 英國“DeorbitSail”薄膜帆飛行試驗

2018年6月，薩里空間中心聯(lián)合歐洲多家研究機構(gòu)，在國際空間站成功釋放試驗衛(wèi)星，開展“太空碎片移除”系列試驗項目[6]。其中，“DeorbitSail”薄膜帆離軌技術(shù)試驗獲得成功，而此前于2015年7月開展的首次飛行試驗中，帆面未能成功展開。“DeorbitSail”也是基于立方星平臺的薄膜帆技術(shù)研發(fā)項目，旨在探究利用薄膜帆技術(shù)清理太空垃圾的可行性。其產(chǎn)品方案與美國的“LightSail”相似，如圖2所示，帆面展開面積略小，為16 m2。

圖2 DeorbitSail薄膜帆樣機照片F(xiàn)ig.2 Photo of deorbit sail prototype

2.3 波蘭“PW-Sat2”薄膜帆飛行試驗

2019年1月，波蘭“PW-Sat2”薄膜帆成功展開[7]。PW-Sat2薄膜帆由四根彈性桿支撐起正方形薄膜帆面，每根支撐桿采用兩根截面C形的片簧組合而成，帆面與支撐桿同步卷繞收攏在約1U的立方星平臺內(nèi)，入軌后，展開面積約4m2的帆面。此次試驗成功驗證了離軌帆的展開性能和離軌效果，但在軌照片顯示，薄膜帆面約25%的面積發(fā)生了撕裂破壞，如圖3所示。

圖3 PW-Sat2離軌帆在軌展開效果圖與實拍照片F(xiàn)ig.3 On-orbit operation of PW-Sat2 membrane sail

2.4 國內(nèi)研究進(jìn)展

2019年9月，上海宇航系統(tǒng)工程研究所研制的“金牛座”離軌帆發(fā)射入軌并成功展開。這是我國第一款面向空間碎片清除商業(yè)應(yīng)用專門設(shè)計的低成本標(biāo)配式離軌帆產(chǎn)品，展開面積約2.25m2，收攏包絡(luò)φ64mm×43mm，質(zhì)量0.18kg，適用于1～50kg的微納星離軌。

該產(chǎn)品是“十三五”期間開發(fā)的三款離軌帆產(chǎn)品之一，如圖4所示，另兩款離軌帆產(chǎn)品分別是適用于50～500kg航天器的25m2離軌帆和適用于500～3000kg航天器的100m2離軌帆。25m2的離軌帆采用電機驅(qū)動四根人字形薄壁桿展開正方形薄膜帆面，產(chǎn)品收攏包絡(luò)為175mm×175mm×155mm，質(zhì)量約5kg。該產(chǎn)品也通過了地面性能測試與環(huán)境摸底試驗，具備飛行試驗條件；100m2的離軌帆，采用充氣自剛化薄壁桿展開金字塔型薄膜帆面，產(chǎn)品收攏包絡(luò)800mm×800mm×400mm，質(zhì)量約20kg，該產(chǎn)品完成了地面原理樣機研制與測試。

圖4 上海宇航系統(tǒng)工程研究所離軌帆產(chǎn)品Fig.4 Photos of deorbit sail prototypes made by Aerospace System Engineering Shanghai

2018年12月，南京理工大學(xué)研制的薄膜帆，裝載在“淮安號”立方星上發(fā)射入軌[8]，但此次飛行試驗中，未見其薄膜帆展開的報道。該飛行試驗采用2U立方星開展基于薄膜帆技術(shù)的主動離軌技術(shù)研究，整星質(zhì)量2.475 kg，其薄膜帆質(zhì)量約為0.3kg，展開面積約為1m2，如圖5所示。

圖5 “淮安號”立方星離軌帆產(chǎn)品照片及展開效果圖Fig.5 Photo of Huai’an CubeSat deorbit sail prototype

2019年4月，天儀研究院立方星“瀟湘一號03星”的薄膜增阻離軌結(jié)構(gòu)成功在軌展開[9]，該結(jié)構(gòu)位于其立方星兩側(cè)的電池翼邊緣，展開面積約0.74 m2，如圖6所示，旨在驗證薄膜展開結(jié)構(gòu)的增阻離軌效果。

圖6 “瀟湘一號”03星薄膜結(jié)構(gòu)在軌展開照片F(xiàn)ig.6 On-orbit operation of Xiaoxiang 1-03 membrane structure

3 薄膜帆離軌關(guān)鍵技術(shù)分析

薄膜帆需要在軌自主展開大面積薄膜面，其折疊收攏狀態(tài)及展開狀態(tài)面臨復(fù)雜的空間環(huán)境考驗[10]；在薄膜帆離軌過程中，為達(dá)到理想離軌效果，需要綜合考慮低軌大氣密度變化、衛(wèi)星姿態(tài)變化等多方面因素；需要突破的關(guān)鍵技術(shù)主要包括離軌效能建模與仿真、碰撞風(fēng)險分析與防護(hù)設(shè)計、薄膜帆面折疊展開技術(shù)以及帆面長壽命設(shè)計等。

3.1 離軌效能建模與仿真

離軌帆是通過展開大面積薄膜結(jié)構(gòu)，利用增大的氣阻力加速空間碎片離軌，以薄膜帆面法線正對飛行方向為例，單位阻力面積薄膜帆面受到的氣阻力計算公式：F=1/2ρ·Cd·V2，其中ρ為當(dāng)?shù)卮髿饷芏?；V為軌道運行速度；Cd為阻力系數(shù)。影響離軌帆離軌效能的因素主要有：離軌帆帆面的阻力面積、離軌帆的構(gòu)型、空間碎片的質(zhì)量、大氣密度的變化、空間碎片的姿態(tài)變化、薄膜帆光壓效應(yīng)等；空間碎片離軌過程中，姿態(tài)不可控，采用平面結(jié)構(gòu)的離軌薄膜帆，在航天器姿態(tài)變化的情況下，受到的大氣阻力隨時在變化。此外，由于低軌空間大氣密度隨著太陽活動變化而產(chǎn)生劇烈的變化；關(guān)于大氣密度，主要受太陽活動和地磁活動的周期性影響。根據(jù)《低軌道航天器空間環(huán)境手冊》：在744km的高度，太陽活動常數(shù)F10.7=70、150、230、250時，大氣密度分別為4.5×10-15、2.5×10-14、1.3×10-13、3.4×10-13kg/m3。在這個軌道高度，大氣密度最低和最高相差的倍數(shù)約為76倍。本文通過STK軟件中HPOP模型計算衛(wèi)星離軌過程，阻力系數(shù)Cd取2.2，通過設(shè)置衛(wèi)星面質(zhì)比來體現(xiàn)離軌帆的增阻面積，選用Jacchia-Roberts大氣密度模型，并采用STK軟件中2044年前太陽活動與地磁活動強度變化預(yù)測值進(jìn)行離軌效能仿真計算。

3.2 碰撞風(fēng)險分析與防護(hù)設(shè)計

英國薩里空間中心Lourens Visagie團隊對采用離軌帆技術(shù)帶來的碰撞風(fēng)險問題，深入分析了碰撞風(fēng)險分析的方法[11]；移除一個空間碎片減少了未來的碰撞風(fēng)險，但是，這個移除的過程中，是不是會增加額外的碰撞風(fēng)險也是需要考慮的。影響離軌過程碰撞風(fēng)險的因素主要有空間碎片的迎風(fēng)面積和軌道滯留時間。兩者與碰撞概率都是正相關(guān)的關(guān)系。而薄膜帆式增阻離軌技術(shù)，在增大空間碎片迎風(fēng)面積n倍的同時，其離軌時間大約縮短為原軌道滯留時間的1/n，所以，從粗略的影響因素分析來看，增阻離軌沒有降低碎片碰撞風(fēng)險，但這個分析過于簡化，有一些因素被忽略了。根據(jù)英國薩里空間中心Lourens Visagie等人的研究發(fā)現(xiàn)，采用增阻帆會減少離軌過程的空間碎片碰撞風(fēng)險，除了空間碎片迎風(fēng)面積和軌道滯留時間，還需要考慮的因素包括：①離軌過程開始的時間點，假使我們選擇快速離軌方案，而不是僅僅滿足25年離軌規(guī)范，那么，在一個太陽周期內(nèi)完成離軌過程，最優(yōu)的離軌開始時間能降低50%的碰撞風(fēng)險；②碰撞特性，需要區(qū)分碎片是碰到帆面、支撐桿還是碰到星體；分析顯示，即使不優(yōu)化離軌過程開始的時間點，考慮碰撞特性后，增阻帆離軌過程的碰撞風(fēng)險降低為沒有增阻帆的1/3，如果再優(yōu)化離軌過程開始的時間點，那么采用離軌帆的方案，碰撞風(fēng)險降低為無離軌帆的5%～10%；而在薄膜帆面應(yīng)對空間碎片碰撞風(fēng)險上，考慮到微米級薄膜材料在受到碎片沖擊后發(fā)生局部破壞，為防止破壞處的裂紋在空間環(huán)境中進(jìn)一步發(fā)展，從而引起大面積薄膜增阻面積失效，需要在薄膜帆面上做出一些局部的加強結(jié)構(gòu)設(shè)計，以防止裂紋的擴展；加強部位設(shè)計在離軌帆帆面張拉角點、帆面邊界及拼接部位，并根據(jù)帆面尺寸設(shè)計邊長約0.3～0.8m邊長的正方形網(wǎng)格狀的加強條，加強條采用厚度25μm的聚酰亞胺薄膜帶材，采用硅橡膠與帆面本體進(jìn)行粘接。

3.3 薄膜帆折疊展開技術(shù)

空間增阻薄膜結(jié)構(gòu)主要依靠張拉應(yīng)力成形和承載[12]。在收攏和展開過程中，由于膜面的松弛狀態(tài)及負(fù)載約束條件限制，給薄膜折疊路徑的優(yōu)化、壓緊方式及傳力路徑的設(shè)計與操作實施帶來了較大困難[13]。帶支撐桿膜面的折疊展開，既需要考慮膜面自身的折疊、壓緊與防護(hù)，也需要綜合考慮與支撐桿展開過程協(xié)調(diào)[14]。

美國和英國提出的離軌帆方案，膜面和支撐桿采用五點張拉方案[15]，即采用四根支撐桿的末端與四塊三角形膜面末端連接，此外，四塊三角形膜面的中心與平臺連接，共計五個連接點，這種結(jié)構(gòu)方案，其優(yōu)勢在于膜面和支撐桿可以分別進(jìn)行收攏壓緊[16]，缺點在于膜面受支撐桿作用力集中，且膜面的折疊方式必須適應(yīng)支撐桿的直線伸出過程，膜面的展開過程容易出現(xiàn)纏繞失效的情況。日本、波蘭和國內(nèi)一些單位提出的離軌帆方案[17]，相比前述五點張拉方案，其膜面和支撐桿采用全粘接方式，這種方案的優(yōu)勢在于膜面與支撐桿同步收攏，不需要分別壓緊，實現(xiàn)了同步釋放，膜面受力狀態(tài)更好，缺點在于自主彈開過程膜面與支撐桿運動過程可控性差，對于面積更大的膜面，容易出現(xiàn)展開過程支撐桿與膜面之間運動不協(xié)調(diào)[18]，損傷膜面，故不適應(yīng)大面積膜面的展開。此外，圓球、圓錐薄膜面的折疊展開涉及不可展曲面的折疊展開，其折疊過程更為復(fù)雜，相應(yīng)折疊效率較低。

圖7 幾類典型的離軌帆結(jié)構(gòu)構(gòu)型Fig.7 Several typical configurations of deorbit sail

支撐結(jié)構(gòu)主要分彈性支撐桿類和充氣管類，其中，彈性桿的截面可以采用多種構(gòu)型[19]，包括：人字型、C型、豆莢型、O型等[20]，其共同特點是在收攏前，將彈性桿截面壓扁，然后進(jìn)行卷曲收攏[21]，展開過程中，依靠彈性桿的截面恢復(fù)，獲得支撐剛度[22]。美國和英國的增阻薄膜結(jié)構(gòu)中，針對薄壁桿的收攏，設(shè)計了以電機驅(qū)動為動力源的展開機構(gòu)，展開過程中，通過機構(gòu)中的彈簧約束力限制彈性桿的變形，使得彈性桿在電機驅(qū)動下旋轉(zhuǎn)運動，從壓扁卷曲狀態(tài)逐步恢復(fù)至直桿構(gòu)型。利用1U的收攏空間，可展開四根長度4m左右的支撐桿。日本、波蘭和國內(nèi)一些單位研制的增阻薄膜結(jié)構(gòu)，針對立方星平臺，設(shè)計展開面積1～4m2的小型離軌帆，采用彈性桿卷繞收藏，解鎖后自主彈開的方案，這種結(jié)構(gòu)方案，省去電機驅(qū)動，進(jìn)一步降低系統(tǒng)復(fù)雜度，也相應(yīng)提高了系統(tǒng)可靠性。

3.4 帆面原子氧防護(hù)設(shè)計技術(shù)

離軌過程，空間增阻薄膜結(jié)構(gòu)處于低軌飛行環(huán)境，要長期暴露在高低溫交變、原子氧、紫外輻射等惡劣的太空環(huán)境中，其薄膜帆面材料，需要進(jìn)行惡劣環(huán)境下的壽命設(shè)計[23]；由于增阻薄膜折疊展開，對膜面帶來折痕，因此，折痕部位的原子氧防護(hù)是研究的難點；此外，柔性材料在復(fù)雜空間環(huán)境下的性能演化、改進(jìn)與防護(hù)、設(shè)計與制備工藝以及材料性能測試與評價等方面也需開展深入研究[24]。

原子氧對航天器表面的高溫氧化、高速撞擊會使大部分有機材料受到嚴(yán)重侵蝕，產(chǎn)生質(zhì)量損失、厚度損失，機械參數(shù)退化，造成結(jié)構(gòu)材料強度下降；原子氧防護(hù)技術(shù)研究主要集中在研究防護(hù)原子氧涂層[25]。原子氧防護(hù)涂層分為有機涂層和無機涂層兩大類。有機防護(hù)涂層主要有聚硅氧烷、聚硅氮烷、聚硅氧烷-聚酰亞胺共聚物、氟化聚合物Teflon、聚氟膦嗪聚合物等。無機防護(hù)涂層主要有SiO2、SiOx、SiOx/含氟聚合物、Al2O3、MgF2、Si3N4、ITO、TO、Ge、TiO2、ITO/MgF2、Al和Au等。有機防護(hù)涂層有較好的柔韌性，不易出現(xiàn)裂紋，與航天器表面的有機基底材料結(jié)合牢固，但是真空出氣現(xiàn)象較嚴(yán)重，在空間環(huán)境因素作用下容易出現(xiàn)老化、裂紋等現(xiàn)象。無機涂層原子氧防護(hù)性能良好，制作工藝簡單，成本較低，但是柔韌性較差，在加工、處理、應(yīng)用過程中由于彎曲會產(chǎn)生裂紋，為原子氧提供“潛蝕”通道；凹面鍍鋁層在壓應(yīng)力作用下形成條狀剝蝕，條間距為2～3μm量級，條狀裂紋寬度約為500nm～1μm量級。凸面鍍鋁層在拉應(yīng)力作用下形成鱗片狀剝蝕，典型鱗片尺度為2μm×2μm～5μm×5μm量級，鱗狀裂紋寬度約為500nm～1μm量級。以“金牛座”離軌帆為例，其帆面采用厚度為6μm雙面鍍鋁聚酯薄膜材料；“金牛座”衛(wèi)星離軌全壽命周期原子氧累積通量約為每平方米4.67×1020個原子，在沒有任何防護(hù)鍍層的情況下，離軌過程中剝蝕厚度高達(dá)16μm；而在鍍鋁層的保護(hù)下，原子氧掏蝕深度分別約為1.2μm～1.4μm[26]。

4 “金牛座”離軌帆飛行試驗與分析

4.1 “金牛座”離軌帆研制與飛行試驗情況

2019年9月12日，上海宇航系統(tǒng)工程研究所研制的薄膜離軌帆隨“金牛座”衛(wèi)星發(fā)射入軌，9月18日，在地面遙控指令作用下，離軌帆成功展開。離軌帆的質(zhì)量約0.18kg，收攏壓緊狀態(tài)為尺寸φ64mm×43mm的圓柱體，其收攏體積不足0.15×10-3m3；離軌帆展開后為1.5m×1.5m正方形薄膜面，最大阻力面積約2.25 m2，“金牛座”離軌帆在軌展開前后的模型如圖8所示。

圖8 “金牛座”衛(wèi)星離軌帆模型Fig.8 Model of TAURUS deorbit sail prototype

離軌帆安裝在“金牛座”衛(wèi)星的星箭分離面中心空隙處，在運載發(fā)射段，始終處于收攏壓緊狀態(tài)，衛(wèi)星入軌后，在地面遙控指令下，可使得離軌帆自主解鎖、展開，金牛座離軌帆采用四根彈性支撐桿支撐起正方形薄膜帆面，收攏時，彈性支撐桿與薄膜帆面同步卷繞成圓柱體狀，展開過程即為彈性支撐桿存儲的彈性應(yīng)變能釋放過程，一般在0.2s～0.5s即可完成展開動作；“金牛座”離軌帆展開后，利用衛(wèi)星上的兩處相機，對離軌帆帆面進(jìn)行拍攝，以觀察帆面的情況，經(jīng)過長時間的拍照監(jiān)測可知，“金牛座”離軌帆帆面展開后，支撐桿展開到位，薄膜帆面始終保持完好狀態(tài)；圖9為“金牛座”衛(wèi)星離軌帆樣機地面照片，圖10為“金牛座”衛(wèi)星離軌帆在軌展開后拍攝的照片。

圖9 “金牛座”衛(wèi)星離軌帆樣機照片F(xiàn)ig.9 Photo of TAURUS deorbit sail prototype

圖10 “金牛座”衛(wèi)星離軌帆飛行試驗產(chǎn)品 及其在軌展開照片F(xiàn)ig.10 On-orbit operation of TAURUS CubeSat deorbit sail

4.2 “金牛座”離軌效能驗證

離軌帆展開后，相比同軌道的小衛(wèi)星，“金牛座”衛(wèi)星軌道下降趨勢明顯，根據(jù)美國衛(wèi)星跟蹤網(wǎng)站(www.space-track.org)公布的數(shù)據(jù)，“金牛座”衛(wèi)星，在離軌帆作用下最大離軌速率增大了30倍，與地面仿真結(jié)果吻合，如圖11所示?！敖鹋Ｗ比胲墐赡陙恚塾嬡壍老陆导s3km。

圖11 “金牛座”衛(wèi)星與同軌道、同規(guī)格衛(wèi)星的 軌道衰減對比Fig.11 Comparison charts of orbit attenuation of TAURUS CubeSat and satellite with the same specifications in the same orbit

“金牛座”飛行在750km的太陽同步軌道，重量約12.5kg，若無離軌措施，壽命結(jié)束后占據(jù)軌道時間長達(dá)120年；而采用2.25的離軌帆，壽命結(jié)束后，最快5年左右就能離軌；由于實際離軌飛行過程中，壽命末期的飛行器姿態(tài)無控，所以在計算離軌效能時，離軌帆的阻力面積，不能按100%最大阻力面積進(jìn)行計算，依據(jù)對“金牛座”衛(wèi)星的姿態(tài)軌道耦合動力學(xué)仿真，可按最大阻力面積的50%～60%作為離軌過程的平均阻力面積，進(jìn)行平均阻力面積下的離軌效能計算，如圖12所示，按50%的阻力面積，離軌耗時約15年。

圖12 “金牛座”衛(wèi)星不同的平均阻力面積下 軌道變化情況Fig.12 Comparison charts of variation of de-orbit sail area of TAURUS CubeSat

對比“金牛座”的理論和實測離軌曲線(圖13)發(fā)現(xiàn)，離軌帆展開后的實際離軌效果，與按50%的阻力面積計算的離軌曲線總體趨勢接近，理論預(yù)測與實際測量的軌道高度變化，其整體速率基本一致，但兩者的軌道高度變化存在一定的時間差，兩者之間的偏差原因主要有：①“金牛座”衛(wèi)星在展開離軌帆后，還處于工作狀態(tài)，在衛(wèi)星平臺姿態(tài)控制系統(tǒng)作用下，離軌帆帆面平行于飛行方向，幾乎沒有阻力面積，在軌運行2個月后，關(guān)閉衛(wèi)星平臺姿態(tài)控制系統(tǒng)，平臺處于姿態(tài)無控狀態(tài)下，才獲得了正常的離軌帆阻力效應(yīng)；②在約750km高度的軌道，太陽光壓與大氣阻力效應(yīng)同時作用在展開的帆面上，其中，大氣阻力主要起降低衛(wèi)星軌道作用，在飛行器處于某些姿態(tài)時，太陽光壓效應(yīng)可以起軌道抬升作用，但隨著時間變化，“金牛座”的軌道高度變化情況趨于穩(wěn)定；③離軌理論計算中采用的是STK軟件對2018年以后每個月大氣密度的預(yù)測值，與實際大氣密度變化情況存在偏差，該因素影響軌道變化曲線中離軌速率的變化情況，從“金牛座”的實測離軌曲線看，相比理論計算值，其軌道高度下降的速率在0.5～3倍之間變化，綜合下來，與理論計算值下降速率相當(dāng)。

圖13 “金牛座”衛(wèi)星軌道高度變化實測值與仿真對比Fig.13 Comparison charts of variation of altitude of TAURUS CubeSat and satellite in the same orbit

4.3 “金牛座”離軌帆后續(xù)發(fā)展

在“金牛座”衛(wèi)星離軌帆成功在軌驗證薄膜帆展開與增阻離軌技術(shù)的基礎(chǔ)上，上海宇航系統(tǒng)工程研究所正在推進(jìn)中大型離軌帆在軌飛行驗證；目前已成功研制25m2離軌帆飛行試驗樣機，計劃于2022年進(jìn)行搭載飛行試驗；該項飛行試驗，將是國內(nèi)首例采用離軌帆技術(shù)的運載火箭載荷艙離軌工程應(yīng)用實踐，為后續(xù)運載火箭末子級、載荷艙等航天器壽命末期快速離軌奠定堅實的基礎(chǔ)。

5 結(jié)論

(1)隨著衛(wèi)星技術(shù)和商業(yè)模式的迅速發(fā)展，未來的星座計劃將日趨龐大，對薄膜離軌帆等空間碎片減緩技術(shù)提出迫切需求；

(2)通過“金牛座”離軌帆飛行試驗，驗證了離軌薄膜帆結(jié)構(gòu)主要關(guān)鍵技術(shù)及實際離軌效果；

(3)對于典型的正方形平面構(gòu)型薄膜離軌帆，考慮離軌過程衛(wèi)星平臺姿態(tài)無控，其離軌過程平均阻力面積約為最大展開面積的50%～60%；

(4)對于大型空間碎片的離軌，還需要對更大尺寸的薄膜離軌帆結(jié)構(gòu)的一些關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行進(jìn)一步攻關(guān)，有望在1～2年內(nèi)達(dá)到工程應(yīng)用的成熟度。