De-orbiting microscope spacecraft by drag enhancement

Advancement and Key Technologies of Deployable Membrane Structure for Space Debris Removal

“…日本 Nihon 大学提出了在纳卫星上配备用于主 动离轨的充气薄膜帆面 [15] [20] ；为达到理想离轨效果，需要综合考虑 结构构型、低轨大气密度变化、卫星姿态变化等多 方面因素影响 [21] ；需要突破的关键技术主要包括增 阻薄膜结构构型设计、长寿命材料技术、折叠展开 技术、低成本设计等。 [24] ；由于增阻薄膜折 叠展开，对膜面带来折痕，因此，折痕部位的原子氧 防护是研究的难点；此外，柔性材料在复杂空间环境 下的性能演化、改进与防护、设计与制备工艺以及材 料性能测试与评价等方面也需开展深入研究 [25] 。 原子氧对航天器表面的高温氧化、高速撞击会使 大部分有机材料受到严重侵蚀，产生质量损失、厚度 损失，机械参数退化，造成结构材料强度下降；原子 氧防护技术研究主要集中在研究防原子氧涂层 [26] [27] 。在收拢和展开过程中，由于膜面的松弛状态 及负载约束条件限制，给薄膜折叠路径的优化、压 紧方式及传力路径的设计与操作实施带来了较大困 难 [28] 。带支撑杆膜面的折叠展开，既需要考虑膜面 自身的折叠、压紧与防护，也需要综合考虑与支撑 杆展开过程协调 [29] 。 美国和英国提出的离轨帆方案，膜面和支撑杆 采用五点张拉方案 [30] ，即采用四根支撑杆的末端与 四块三角形膜面末端连接，此外，四块三角形膜面 的中心与平台连接，共计五个连接点，这种结构方 案，其优势在于膜面和支撑杆可以分别进行收拢压 紧 [31] ，缺点在于膜面受支撑杆作用力集中，且膜面 的折叠方式必须适应支撑杆的直线伸出过程，膜面 的展开过程容易出现缠绕失效的情况。日本、波兰 和国内一些单位提出的离轨帆方案 [32] ，相比前述五 点张拉方案，其膜面和支撑杆采用全粘接方式，这 种方案的优势在于膜面与支撑杆同步收拢，不需要 分别压紧，实现了同步释放，膜面受力状态更好， 缺点在与自主弹开过程膜面与支撑杆运动过程可控 性差，对于面积更大的膜面，容易出现展开过程支 撑杆与膜面之间运动不协调 [33] ，损伤膜面，故不适 应大面积膜面的展开。此外，圆球、圆锥薄膜面的 折叠展开涉及不可展曲面的折叠展开，其折叠过程 更为复杂，相应折叠效率较低。 支撑结构主要分弹性支撑杆类和充气管类，其 中，弹性杆的截面可以采用多种构型 [34] ，包括：人 字型，C 型，豆荚型，O 型等 [35] ，其共同特点是在 收拢前，将弹性杆截面压扁，然后进行卷曲收拢 [36] ， 展开过程中，依靠弹性杆的截面恢复，获得支撑刚 度 [37] 。美国和英国的增阻薄膜结构中，针对薄壁杆 的收拢，设计了以电动机驱动为动力源的展开机构…”