PW-Sat2立方星离轨帆研制及在轨验证

李懿德，范 鑫

（1. 上海宇航系统工程研究所，上海 201109；2. 华沙理工大学 学生太空协会，华沙 00-665；3. 上海航天技术研究院，上海 201109）

0 引言

随着人类航天活动的日益频繁，轨道资源日趋紧张，其主要原因是废弃航天器不能被及时有效地清理，严重侵占了有限的轨道资源。同时，废弃航天器作为空间碎片的一种主要来源和存在形式对其他正常工作的航天器造成威胁：一个有代表性的案例是2009年废弃的苏联“宇宙-2251”（Cosmos-2251）卫星与美国“铱-33”（Iridium-33）卫星发生碰撞[1]。2007年，机构间空间碎片协调委员会（IADC）出版了《空间碎片减缓指南》，建议航天器在完成任务后25年内或者入轨后30年内应离开运行轨道[2]。而仅通过轨道的自然衰减使碎片离轨耗时极长，因此迫切需要开发低耗且高效的碎片离轨、清除技术。此外，为了从源头上消除空间碎片的产生，未来所有发射入轨的运载火箭、空间飞行器都应具备主动离轨的能力[3]。因此，研究航天器离轨技术具有非常重要的意义。

已有许多研究机构开展了多项航天器离轨技术研究。英国格拉斯哥大学研制了一种名为“空气动力学寿命末期离轨系统”（AEOLDOS）的离轨帆装置[4]，其4个侧面分布着4个梯形槽，用于存储4个三角形薄膜帆；中心轴位置缠绕着4个带状弹性桅杆。该装置占用星上0.4U（1U=10 cm×10 cm×10 cm）的空间，可展开帆面积为1 m2，可保证650 km轨道高度的2U体积的立方星能在25年内完成离轨。此外，英国萨里空间中心（SSC）也实施了旨在探究清理空间碎片可行性的微纳卫星演示验证项目“RemoveDEBRIS”，其中包括一个 10 m2的离轨帆，将在卫星完成所有在轨试验任务后展开，辅助卫星离轨[5]。该任务主要用于新技术验证，其离轨帆展开面积较大，对该体量的微纳卫星不具备通用性。加拿大多伦多大学研制了针对“先进航天实验-7”（CanX-7）立方体卫星的离轨帆装置，由4个相同的子装置组成[6]，占用星内1U的空间。每个子装置相互独立，并且可以分别展开一个面积1 m2的三角形薄膜帆。其主体结构采用3D打印技术制成，材料为新型碳纤维复合材料（Windform XT 2.0），大大减小了离轨系统的质量。该装置采用分块组装设计，安装灵活，可提高机构可靠性，但增加了设计制造难度，不利于后续作为低成本标配装置使用。

南京理工大学和上海宇航系统工程研究所是国内较早开展离轨帆装置研制的单位[7-9]，目前主要处于原理样机在轨演示验证阶段。其中，南京理工大学于2018年1月研制发射了“淮安号·恩来星”以验证其1.44 m2的离轨帆，至今尚未展开；上海宇航系统工程研究所抓总研制了“金牛座”离轨帆试验星，已于2019年9月12日搭载发射，并成功在轨展开了面积为2.25 m2的离轨帆，正在持续开展离轨效能试验。近年来，国内新兴的商业卫星公司也开始参与离轨帆的研制，其中天仪研究院研制的适用于其6U立方星的0.7 m2离轨帆已经过飞行验证[10]，北京零重空间技术有限公司的离轨帆产品也已初步具备任务能力[11]。

PW-Sat2离轨帆装置演示验证立方星由华沙理工大学学生在2013年提出立项，研制周期5年，旨在设计一种低成本通用模块化离轨装置，其离轨帆面积以及展开与释放机构可等比例放缩以匹配不同质量的立方星及微纳卫星平台，具有良好的任务适应性。2018年12月3日，PW-Sat2卫星搭载美国太空探索技术公司“猎鹰-9”运载火箭“SSO-A”1箭64星任务发射至590 km高度的太阳同步轨道，在轨稳定运行26天后于2018年12月29日顺利展开离轨帆，并飞行至今。本文总结了PW-Sat2离轨帆装置的设计要点和开展的地面试验，并针对其在轨实验期间的离轨效能和故障现象进行分析，提出可靠性提升方案。

1 PW-Sat2 立方星总体设计

1.1 设计原则

PW-Sat2采用标准2U立方星构型，总体设计时遵循以下原则：

1）严格限制离轨帆模块占用的体积；

2）离轨帆采用无源展开机构；

3）离轨帆释放机构尽可能使用非火工装置；

4）其他分系统故障不可影响离轨帆正常展开；

5）离轨帆展开状态可予持续图像监测。

1.2 总体方案

1.2.1 离轨装置选型

在该项目立项之初，研制团队对平面薄膜帆、充气球、四棱锥型帆面等增阻离轨装置的工程可行性进行了全面对比论证，并就每一种构型制作了原理样机，进行了地面展开试验。对比分析表明，平面薄膜帆研制难度较低，展开所需能耗小，可适应立方星平台搭载，机构简单可靠，能就地取材以降低成本，且帆膜折叠后的体积仅0.5U，可作为微纳卫星的标配离轨装置，具有广阔的应用前景。

1.2.2 高可靠离轨帆展开释放机构

在PW-Sat2中，离轨帆装置为主要有效载荷，须确保其展开成功，因此采用无源展开机构，以避免因机电设备故障导致任务失败。同时，在离轨帆释放指令上单独设计了电接口，这样即使其他分系统发生故障，有效载荷控制模块仍可自行发出机构释放指令，完成离轨帆的展开。为了能获取到清晰的帆面图像，在立方星内部增加了附加结构段，用于安装2个相机支架，经在轨测试运行正常。

1.2.3 整星机械总体设计

PW-Sat2立方星平台由主承力结构、附加结构、PCB堆栈、太阳电池阵、离轨帆释放机构、监视相机、太阳敏感器及天线等组成，有效载荷为离轨帆。PW-Sat2立方星的构型布局和展开状态构型分别如图1、图2所示。根据加利福尼亚理工州立大学提出的立方星设计标准[12]，2U立方星的最大质量为 2.66 kg，PW-Sat2 的实测质量为 2.624 kg。

图1 PW-Sat2 立方星构型布局Fig. 1 PW-Sat2 CubeSat configuration

图2 PW-Sat2 立方星离轨帆展开状态构型Fig. 2 PW-Sat2 CubeSat sail in deployed configuration

离轨帆放置在PCB堆栈和附加结构组件的顶部，包括容器下方的分离释放机构、容器和储存在容器内的离轨帆。离轨帆作为卫星的主要有效载荷，在卫星初样设计阶段就被预留了安装空间，保证卫星外包络不超出标准2U立方星尺寸，以适应各型分离机构及发射服务。离轨帆的展开机构对卫星结构总体无干涉风险，但容器的设计高度和直径对卫星内部尺寸链有很大的影响，也是整星结构稳定性中最关键的要素之一。

离轨帆容器高51 mm、外径90 mm。由于容器与承力结构接口之间以及容器与卫星壁板之间的距离较小，所以容器的尺寸很大程度上受到太阳电池阵展开机构和太阳敏感器模块的约束，在总体设计阶段应注意避免与其他分系统间的干涉冲突。

释放离轨帆的相应机构安装在离轨帆容器的底部，根据总体设计对该机构的技术要求，须尽可能限制整个离轨帆模块的高度，最终该模块设计高度为54 mm，如图3所示。电缆通过连接器与PCB堆栈中的有效载荷控制模块相连接。

图3 离轨帆模块剖面图Fig. 3 Sectional view of deorbit sail module

PCB堆栈的布局方式根据各分系统电磁兼容性要求确定，是卫星总装设计的第一步。整个堆栈安装在主结构框架的4个安装杆上。自卫星底面起分别为 ANT（天线）、COMM（通信模块）、ACCU（电池组）、EPS（电源系统）、ADCS（姿态控制系统）、OBC（星载计算机）和PLD（有效载荷控制模块）。

1.3 离轨帆及其锁紧/释放机构[13-16]

1.3.1 离轨帆帆面[13]

PW-Sat2卫星的科学目标是测试离轨帆系统并验证其有效性，因此离轨帆为其主要有效载荷。该离轨帆为矩形薄膜帆，边长2 m，展开面积4 m2。整个帆面由卷尺制成的豆荚杆固定，并折叠缠绕在其中心轴上，展开后处在卫星上方20 cm处。此外，卫星上的2个监视相机将提供在轨阶段的图像数据并将其传输至地面，以监测卫星各系统的运行情况。

材料选用是离轨帆设计的主要工作，其中2个重要的衡量指标是轻量化和低渗透性。离轨帆在轨展开后必须与尽可能多的大气分子接触以增加气动阻力，同时材料厚度要求在15 μm以下，以便于折叠后固定在容器中。PW-Sat2卫星离轨帆最终所选材料为6.35 μm厚的Mylar®双面镀铝膜。Mylar®膜具有较低的辐射系数和太阳吸收比，一直被用于太阳帆和离轨帆，其双反射涂层避免了两侧帆面产生不同电荷，其物性参数等如表1所示。根据NASA数据库，该材料也满足空间真空环境下的出气性能要求：TML-WVR＜1%，CVCM＜0.1%。

表1 Mylar®膜材料特性Table 1 Mylar® foil characteristics

帆臂豆荚杆的包覆材料由较厚（12 μm）的膜制成，可确保帆臂的强度。Mylar®和聚酰亚胺（Kapton）胶带可避免材料撕裂，因此用双面聚酰亚胺胶带将帆臂黏结在帆面上，并对整个帆面边缘进行粘贴包覆以增加强度，同时较厚的聚酰亚胺胶带可抵御在折叠过程中产生的切应力。

帆从容器中释放的动力源来自一个300 mm长的锥形弹簧，而帆的展开是通过帆臂豆荚杆的回复力来实现的，如图4、图5所示。

图4 离轨帆展开机构Fig. 4 Deployment mechanism of the deorbiting sail

图5 离轨帆展开状态Fig. 5 Deployment state of the deorbiting sail

1.3.2 锁紧/释放机构[14-16]

PW-Sat2卫星离轨帆在锁紧/释放机构设计中，借鉴了欧空局“罗塞塔‒菲莱”彗星探测器任务中研发的Dyneema®线熔断方案[14]。该方案已推广应用于俄罗斯“福布斯‒土壤”探测器[15]、“龙”8U立方星分离机构[16]等空间机构产品中，除“福布斯‒土壤”探测器因运载火箭上面级故障未能入轨外，其余产品均经过在轨实验验证。该方案的锁紧/释放机构只需较小的预紧力即可保证整个机构的锁紧，同时其非火工分离设计可将分离冲击降至最低，使整个系统具有更高的稳定性和安全性。

锁紧状态下，离轨帆折叠固定在容器内，安装于卫星内部。离轨帆与容器通过锥形弹簧连接，弹簧的一端（直径最大端）固定在容器底部，另一端固定于帆本体；当弹簧压紧时，离轨帆卷轴夹持端从容器底部伸出并被锁紧/释放机构固定，即构成离轨帆模块的地面锁紧状态。

如图6所示，Dyneema®线固定在压紧杆周围，使压杆保持在压紧状态，同时缠绕在电阻器周围，并由板簧固定。弹簧的设计和安装方式能够提供适当的力使Dyneema®线在发射过载阶段保持绷紧状态。在预定时刻，电阻切割器会熔断Dyneema®线，释放弹簧的回复力使压紧杆迅速弹开，完成离轨帆的释放。同时，触发开关将输出压紧杆的位置信号，以便地面测控人员及时掌握机构的工作状态。

图6 锁紧/释放机构部件（锁紧状态）Fig. 6 Components of the lock and release mechanism

2 地面试验

由于Mylar®聚酯薄膜在多次折叠和展开过程中会磨损，用于实际飞行的离轨帆不宜在地面展开后再折叠总装，故离轨帆与正样星完成总装集成后无法再进行真空热展开试验，鉴于此，使用离轨帆缩比模型（MiniSAIL）和正样备份件（dummySAIL）来测试离轨帆是否可以在高低极限温度的真空条件下成功展开。为了使试验完整充分，由同一个操作人员按照相同的程序批产5件离轨帆产品，取其中4件用于展开试验，剩下1件交付正样星总装。经论证，4件离轨帆产品地面试验成功可确保在轨飞行件成功展开的概率为0.8。在整个试验计划中，共使用了6件离轨帆样件：4件与飞行件相同的全尺寸合格产品以及2种缩比的模型（用于真空热试验）。试验包括在最低温度下和真空环境中对振动等级进行鉴定的测试以及缩比模型和正样备份件的测试，所有真空热试验都在波兰科学院空间研究中心完成，如图7所示。

图7 离轨帆缩比模型和备份件的真空热试验Fig. 7 Thermal vacuum cycling test (TVAC) of MiniSAILs and dummySAILs

在任务后期，联合国外空委提供了一笔专项资金，研制团队随即在德国不莱梅大学对正样件增加了1次落塔微重力试验，如图8所示。试验取得圆满成功，验证了展开机构设计的合理性与可靠性。

图8 离轨帆正样件落塔试验Fig. 8 Drop tower deployment test of the flight model of the deorbiting sail

3 在轨实验及设计改进

3.1 离轨帆在轨展开

PW-Sat2原计划在卫星寿命末期展开离轨帆，但考虑到离轨帆载荷是本次任务的主要验证对象，且外层空间环境会对卫星综合电子系统产生不利影响，因此在卫星平台完成为期1月的在轨测试后，研制团队决定提前进入离轨帆实验阶段，于北京时间2018年12月29日傍晚成功注入指令。离轨帆顺利展开，如图9所示。

图9 离轨帆展开状态相机图像Fig. 9 Image of the unfolding process of the deorbiting sail

3.2 离轨效能及故障现象

根据卫星遥测数据持续监测，自卫星发射入轨至离轨帆展开前的1个月内，卫星轨道高度几乎无变化，离轨帆展开后，卫星轨道高度开始持续下降，截至2020年7月，已从初始的590 km降至540 km以下，如图10所示，可见离轨帆装置对低轨卫星降低高度确有显著效果。

图10 离轨帆展开后卫星轨道高度曲线Fig. 10 Satellite main altitude curve after deployment of deorbiting sail

然而在离轨帆展开后仅3天，遥测图像即发现离轨帆出现破损，数月后破损愈加严重，某些部位已出现大面积空洞，如图11所示。此时离轨帆虽仍然具有增阻离轨效果，但离轨效能已大打折扣。

图11 离轨帆破损的相机图像Fig. 11 Image of the broken deorbiting sail

针对此现象，研制团队按照最恶劣迎风面工况（0.9 m2）对离轨效能进行仿真分析，如图12所示，其中蓝色曲线为目前卫星轨道半长轴实测值，灰色为理论计算值，预计卫星将在2年内离轨再入。

图12 离轨效能理论计算值曲线Fig. 12 Theoretical calculation curve for deorbit efficiency

3.3 机理分析与可靠性提升方案[17-18]

经研制团队根据离轨帆图像遥测数据初步分析认为，帆面破损的可能原因是空间热环境所致，即在轨道环境中，聚酯薄膜表面温度会骤升骤降，远远超过其材料本身可承受的温度范围。为验证这一假设，研制团队在实验室条件下使用离轨帆备份件进行了温度骤变的复现试验，将样品在装有干冰的容器（温度约为-80 ℃）和约180 ℃的热源之间快速切换。温度的快速变化在帆面材料上产生了额外的应力，故此最有可能由于材料热膨胀系数（CTE）不匹配而造成帆面撕裂。同时，低地球轨道（LEO）大气中的原子氧也可能影响聚脂薄膜力学特性，并导致帆面撕裂的持续扩大，这一现象曾在国际空间站的柔性太阳翼上出现[16]。研制团队也分析了其他潜在原因，如微陨石或小直径空间碎片的影响。

针对故障表现为离轨帆出现破损且撕裂范围逐渐增大，研制团队就避免破损程度扩大对离轨帆进行可靠性提升设计，即增加聚酰亚胺胶带包覆位置，形成网状结构，如图13所示[17]。一旦帆面在任意位置出现破裂，网状胶带布局可阻断裂口的无限扩大，维持帆面有效面积，这对大面积离轨帆的设计具有推广意义。

图13 帆面新增胶带包覆位置Fig. 13 Locations of additional tape strips on sail surface

4 结束语

本文以PW-Sat2立方星的研制发射为例，综合国内外空间碎片减缓领域的理论研究和已完成的演示验证任务，对比主动、被动离轨方式在不同类型航天器上的应用，验证了使用离轨帆作为立方星被动离轨装置的可行性。通过PW-Sat2任务的研制，积累了很多宝贵经验。随着低轨微纳卫星发射数量的激增，离轨帆装置被广泛使用成为必然趋势。PW-Sat2立方星任务中所取得的遥测图像、数据，特别是故障现象发生机理分析以及可靠性提升方案，对我国自主研制同类产品可起到很大借鉴作用。同时，作为学生微纳卫星团队的代表作品，其研制经验也可作为各高校开展相关工作的参考，推动我国微纳卫星和空间碎片减缓领域的研究进展。