低軌空間碎片捕獲離軌方案設計與分析*

趙真，王洪宇，王碧，羅超，龐兆君，梁振華

（1.上海宇航系統工程研究所，上海 201109；2.南京理工大學，南京 210094）

1 引言

世界各國歷次發射產生的廢棄火箭末子級、失效衛星、退役衛星等形成了數量龐大的米級空間碎片［1，2］?？臻g碎片威脅在軌航天器安全，侵占軌道資源，如不采取任何主動清除措施，衛星和空間碎片相互碰撞產生鏈式反應，將導致碎片數量呈現指數增長（稱為“凱斯勒效應”），影響空間軌道可持續使用［3-5］。

國內外經過十余年的攻關，在空間碎片監測預警、減緩防護、清除離軌等方面開展持續研究［6］。

在空間碎片主動清除技術（Active Debris Removal，ADR）方面，2018年歐洲“空間碎片移除任務衛星”（Remove DEBRIS）開展了飛網抓捕、飛矛穿刺試驗。2021年，日本“空間碎片清理衛星”（ELSA-d）開展小型目標自主抵近和電磁捕獲試驗。在空間碎片離軌技術方面，2010年起美國、日本等國已實施了多次電動力繩離軌試驗，雖然均為部分成功，但已突破了導電系繩釋放、電荷回收和繩系組合體變軌等關鍵技術。此外，2012年起，美國、歐洲相繼成功開展了1 m2至32 m2多個增阻帆在軌試驗。除關鍵技術演示驗證外，面向在軌存量的大型碎片清除，瑞士計劃2026年開展首次清潔任務，“清潔太空一號衛星”（ClearSpace-1）采用四指飛爪捕獲火箭末子級殘骸，再入大氣。

隨著進入太空的技術門檻降低，民用航天蓬勃發展，巨型星座建設如火如荼。針對未來在軌巨型星座壽命末期集中離軌需求，2021年“一網”星座委托日本宇宙尺度公司研制“ELSA-M服務”衛星，計劃2026年起開始實施星座中退役衛星的清除業務。2022年2月，美國太空探索技術公司（SpaceX）也提出星鏈星座組網衛星離軌方案《SpaceX在空間可持續發展和安全的舉措》。為全面推動空間碎片清除的商業化服務，2022年12月，美國參議院通過《軌道可持續法案》（Orbital Sustainability Act），支持以有償服務形式開展可持續的空間碎片清除業務［7］。

近年來，國內空間碎片清除技術從無到有得到全面發展。在空間碎片主動捕獲技術方面，“遨龍一號”于2016年在軌使用機械臂完成對小型目標的抓捕試驗［8］。在被動離軌技術方面，2019年起“金牛座”、“瀟湘一號”03星、“北理工一號”分別開展增阻帆、增阻球離軌技術驗證。2022年起，已有多套25 m2增阻帆作為運載火箭載荷艙離軌標配組件在軌成功應用，增阻帆低軌離軌技術趨于成熟［9］。

當前，低軌空間碎片主動清除逐步從預先研究轉向在軌演示驗證和工程應用，但國內外在研空間碎片捕獲離軌方案，普遍存在系統復雜、費效比高的問題，缺乏針對米級空間碎片的經濟型清除手段［10］。面對數以萬計的廢棄火箭末子級、失效衛星等米級空間碎片存量，研究低成本、集成化、通用化的空間碎片捕獲離軌技術是發展方向之一［11］。

飛網被普遍認為具有捕獲容差大、對目標適應能力強、可在距離目標幾十米外的安全距離上實施捕獲等優點，而增阻帆在低軌具有較好的經濟性、安全性，且技術成熟度高。國內外目前設計的飛網，通常從操控星平臺發射起就開始展開，直到對目標實施纏繞捕獲。需要操控星主動接近空間碎片至50 m以內發射飛網實施捕獲，捕獲后快速撤離對空間碎片開展拖曳離軌操控，因此主動碎片清除（ADR）實施對操控星存在較大安全風險。本文提出的捕獲離軌一體化方案是將飛網和增阻帆集成設計，飛網采用增程技術，具備在距離空間碎片100～200 m 實施捕獲的能力，且“發射后不管”，捕獲離軌一體化。

2 捕獲離軌方案設計

2.1 方案設計目標

針對低軌米級空間碎片清除任務需求，圍繞飛網捕獲和增阻帆離軌開展低成本、通用化捕獲離軌方案論證，提出捕獲離軌一體化載荷方案，開展空間碎片清除任務設計與效能分析，論證方案可行性。

2.2 任務流程設計

（1）操控星對目標碎片進行有限繞飛/伴飛，識別自旋軸和動量矩軸。操控星沿空間碎片動量矩軸逼近懸停指向空間碎片，發射增程飛網，如圖1所示。

圖1 發射增程飛網Fig. 1 Launching the extended-range flying net

（2）從發射的增程飛網中延時發射飛網，完成對空間碎片的捕獲，形成“空間碎片+操控星”繩系組合體，如圖2所示。

圖2 飛網展開形成繩系組合體Fig. 2 The unfolding process of the flying net

（3）操控星通過繩系組合體控制，抑制空間碎片章動，為分離增阻帆建立條件，如圖3所示。

圖3 繩系組合體控制Fig. 3 Control of tethered satellite system

（4）釋放增阻帆，操控星在軌道面內完成繩系組合體穩定和減速（空間碎片+增阻帆+操控星），如圖4所示。

圖4 釋放增阻帆Fig. 4 Releasing the increased drag sail

（5）操控星切斷系繩，分離增阻帆和空間碎片，如圖5所示。

圖5 分離繩系組合體Fig. 5 Releasing the tethered satellite system

2.3 捕獲離軌載荷方案

為實現在100～200 m的安全距離上捕獲米級空間碎片，設計增程飛網，通過二級發射實現小后坐力、小型化、遠距離捕獲目標能力。同時，將增程飛網與增阻帆集成設計，形成模塊化載荷裝置，實現碎片捕獲和離軌一體化。捕獲離軌載荷如圖6所示。

圖6 捕獲離軌載荷Fig. 6 The capturing de-orbit devices

捕獲離軌載荷工作時先發射二級組件，通過延時起爆，在飛行過程中發射16 m×16 m飛網捕獲空間碎片。捕獲完成后，建立“操控星+空間碎片”的繩系組合體，并通過操控星平臺機動抑制空間碎片章動。待繩系組合穩定后，從操控星上分離展開增阻帆，通過切割器釋放“增阻帆+空間碎片”?？臻g碎片在增阻帆的作用下，逐步加速離軌［12］。

捕獲離軌載荷工作剖面如圖7所示：

圖7 捕獲離軌載荷工作剖面圖Fig. 7 The workflow of capturing de-orbit devices

（A）操控星懸停指向目標，載荷自檢；

（B）載荷一級發射，二級組件飛向目標；

（C）二級組件飛行一定距離后（80～90 m）二級組件發射飛網，飛網捕獲空間碎片；

（D）操控星抑制空間碎片章動，彈出增阻帆；

（E）增阻帆展開，切斷系繩，繩系組合體離軌。

3 捕獲離軌效能分析

3.1 飛網發射誤差分析

飛網采用展開包覆方式捕獲空間碎片，為表征飛網對空間碎片的包覆效果，通過飛網對目標的覆蓋投影面積與目標尺寸的比值作為捕獲能力評估的指標，如圖8所示。

圖8 飛網覆蓋目標區域示意圖Fig. 8 Schematic diagram of flying net coverage target

針對典型空間碎片（某火箭末子級Φ2900 mm×4500 mm）清除任務，以操控星指向精度、發射偏差、火工品延時誤差為設計輸入，開展系統指標鏈分析和飛網展開動力學仿真，迭代確定飛網發射速度、膛線纏角、飛網尺寸等設計參數對飛網捕獲能力的影響。

分析飛網捕獲空間碎片任務剖面，捕獲過程精度鏈誤差包括：操控星指向誤差、一級發射偏差、火工品延時誤差、二級發射偏差等。

（1）操控星指向誤差：取決于操控星相對空間碎片的指向控制精度，增程飛網發射（90～200 m）時指向誤差不大于0.5°；

（2）一級發射偏差：包括同軸度和膛線加工精度，發射器同軸度為0.01°～0.03°之間，發射器膛線加工精度0.03°～0.05°之間；由火工品作用誤差、發射后坐力、發射不同步等引起的誤差，一級發射速度誤差取為30±2 m/s；一級發射偏角誤差取0.2°；

（3）火工品延時誤差：根據延期藥點火作用時間推算點火時間誤差為標稱值±250 ms；

（4）二級發射偏差：包括二級膛線加工誤差0.02°～0.05°、二級發射不同步誤差0.02°～0.07°。

假設增程發射器的捕獲范圍是90～200 m，二級發射位置在80 m，在各類固有誤差和偏差的影響下，分析飛網設計關鍵參數。取X1為一級發射作用距離，X2為二級發射作用距離，如圖9所示。

圖9 飛網發射誤差鏈示意圖Fig. 9 Extended-range flying net launch error chain

圖9 中，a1代表一級發射時的各誤差項累計誤差偏角為0.78°，包括機械加工同軸度誤差0.03°，膛線加工誤差0.05°，發射偏角誤差0.2°和平臺指向誤差0.5°。

a2代表在一級偏差的基礎上二級發射中的誤差項累計引起的誤差偏角0.12°。二級發射時，飛網從二級發射器中分離的累計誤差如圖10所示。

圖10 二級發射誤差示意圖Fig. 10 Schematic diagram of secondary launch error

二級發射的位置誤差根據延期藥的延期誤差±0.25 s，對應飛行距離誤差約為±7.5 m。不失一般，一級作用距離X1，偏差記為ΔX，經過二級發射飛網橫向累計偏差R記為：

不同目標位置對應的偏差如表1所示，在200 m處的飛網捕獲橫向偏差約為2.98 m，遠小于飛網半徑8 m，可以實現飛網纏繞捕獲。

表1 在不同距離的飛網橫向偏差Table 1 Lateral offset of flying nets at different distances

3.2 飛網捕獲概率分析

增程飛網通過平臺進行一級發射，發射飛行一定距離后再進行二級發射。飛網飛行展開動態構型可在參數設計基礎上，通過飛網展開動力學仿真模擬，并結合不同位置的飛網橫向偏差來計算飛網對目標的包覆概率［13］。

飛網的動力學仿真輸入如表2所示。

表2 增程飛網仿真分析輸入Table 2 Extended-range flying net simulation analysis input

從飛網80 m處二級發射起，不同飛行距離的飛網展開率如圖11所示。

圖11 不同飛行距離的飛網展開率Fig. 11 Spreading area rate of the flying net at different distances

飛網發射后在90～130 m 內展開率尚不足50%，此時網面呈簇狀，飛網依靠矛形牽引體嵌入空間碎片，之后纏繞包覆。130 m后網面展開面積增大，飛網以包覆的形式捕獲空間碎片，最佳捕獲距離為150～200 m，見表3。

表3 增程飛網不同距離捕獲目標能力統計Table 3 Statistics on the ability of extended range flying nets to capture targets at different distances

不同距離的碎片捕獲示意如圖12所示，飛網展開動力學仿真如圖13所示。

圖12 增程飛網捕獲示意圖Fig. 12 Extended range flying net to capture targets

圖13 飛網以最大橫向偏差捕獲火箭末子級仿真圖Fig. 13 Flying net captures the target with maximal lateral offset

結論：考慮各類偏差，增程飛網飛行200 m后，最大的橫向偏差為2.98 m。當設計飛網尺寸為16 m×16 m，可以在150～200 m范圍內實現對Φ2900 mm×4500 mm的火箭末子級可靠網捕。

3.3 增阻帆離軌效能分析

增阻帆在軌展開大面積薄膜帆面，利用低軌稀薄大氣氣阻效應加速空間碎片軌道衰減，直至墜入大氣層燒毀。

增阻帆為正方形構型，在對角線上布置4 根彈性支撐桿。收攏時，4 根彈性桅桿纏繞在展開機構中心軸上；展開時，4 根彈性桅桿從展開機構的4 個角點彈出，帶動帆面展開。增阻帆展開過程示意如圖14所示。

圖14 增阻帆展開過程示意圖Fig. 14 The unfolding process of the increased drag sail

增阻帆方案如圖15所示，具體任務過程如下：

圖15 增阻帆方案Fig. 15 Increased drag sail

（1）在地面存儲及運載飛行段：增阻帆收攏成圓柱體，壓緊鎖定；

（2）飛網捕獲階段：增阻帆收攏在操控星上的增程飛網一級組件內；

（3）增阻帆彈出階段：操控星對空間碎片章動抑制和姿態機動任務后，彈出增阻帆。增阻帆的帆面在4根彈性支撐桿作用下有序展開；

（4）被動離軌階段：操控星建立穩定的繩系組合體后，切斷與增阻帆間系繩，增阻帆拖曳空間碎片降軌。

3.3.1 增阻帆展開動力學分析

為降低使用成本，增阻帆采用無源展開方式，彈性桅桿初始存儲的彈性勢能在解鎖后轉換為動能，帶動薄膜帆展開。

采用有限元法對增阻帆進行展開動力學仿真。在增阻帆的4 根彈性支撐桿模擬初始內應力，模擬驅動力。通過增阻帆展開動力學分析可以確定增阻帆展開驅動力矩設置和展開形態，分析結果如圖16所示。從仿真可知，彈性支撐桿伸展的最大加速度7.2 m/s2，展開到位時間不大于10 s，帆面展開平穩。

圖16 增阻帆展開動力學仿真Fig. 16 Dynamic simulation of increased drag sail deployment

3.3.2 離軌效率分析

增阻帆增加繩系組合體的面質比，在氣動力作用下加速離軌。氣動阻力公式如下：

式中：CD為阻力系數，與繩系組合體形狀、運行姿態以及軌道高度等有關，在150～600 km高度通常取CD=2～2.5；S為繩系組合體承受阻力的等效特征面積，根據多套阻力帆離軌實測數據，通常特征面積S取增阻帆面積的50%～60%；ρ為當地大氣密度；V為繩系組合體相對大氣飛行速度矢量。

假設增阻帆面積為25 m2，帆面法線平行于飛行方向，計算繩系組合體從600 km圓軌道降低至200 km以下的離軌時間。分析不同的繩系組合體質量的離軌時間：

①3 kg增阻帆+100 kg碎片，離軌時間0.9年；

②3 kg增阻帆+500 kg碎片，離軌時間3.9年；

③3 kg增阻帆+1000 kg碎片，離軌時間13.1年；

④3 kg增阻帆+1500 kg碎片，離軌時間16.9年。

不同質量空間碎片的離軌時間如圖17所示。

圖17 不同質量的空間碎片離軌時間Fig. 17 De-orbit time of space debris of different masses

由圖17可知，當空間碎片質量在1000～1500 kg時，僅靠增阻帆離軌仍需要10年以上時間才能再入大氣。為加速離軌，可以通過操控星實施系繩拖拽減速，再釋放增阻帆離軌。即利用操控星在空間碎片飛行后方實施網捕，之后操控星上的推力器對空間碎片減速，再彈出增阻帆，釋放分離繩系組合體，從而加速空間碎片離軌。

4 結論

本文根據低軌米級空間碎片清除任務需求，提出捕獲離軌一體化載荷方案，采用飛網捕獲和增阻帆離軌方式開展低軌空間碎片清除任務流程設計與效能分析，論證方案可行性。在考慮操控星懸停指向控制偏差和飛網發射偏差等因素后，設計采用16 m×16 m的增程飛網具備在100～200 m范圍內對火箭末子級等米級空間碎片實施飛網捕獲的能力。之后，在操控星對繩系組合體章動抑制穩定后，釋放增阻帆，加速空間碎片離軌。綜上，本文所提方案有以下三個創新點：

（1）提出“飛網捕獲+增阻帆離軌”一體化低軌空間碎片清除方案，相較傳統飛網捕獲主動拖曳離軌方案，本方案采用主、被動結合方式節省操控星推進劑使用量，具有較好的經濟性。

（2）設計的新型飛網載荷采用二級發射技術，在增加飛網捕獲距離的同時，減小飛網尺寸，在100～200 m范圍內對米級空間碎片實施遠距離捕獲，提高操控星執行任務的安全性。

（3）設計的新型無源展開大尺寸增阻帆，相對有源展開方式降低研制成本的基礎上，提高系統可靠性。