康会峰，梅天宇，夏广庆，王晓阳，范益朋，鹿畅，3
1. 北华航天工业学院 航空宇航学院，廊坊 065000 2. 大连理工大学 工业装备结构分析国家重点实验室，大连 116024 3. 河北省跨气水介质飞行器重点实验室，廊坊 065000
航空航天技术的飞速发展，使人类对太空有了更深刻的了解，但与此同时，也对空间环境产生了巨大影响。目前被空间碎片监测网络定期跟踪、编目的碎片超过28 000个，近地轨道人造物体的总质量超过了9 200 t[1]，大量空间碎片被遗留在太空中将严重影响航天器正常在轨运行。中美俄等航天大国纷纷建立起预警系统，为航天器正常在轨工作保驾护航。为了安全、持续地开发和利用外层空间资源，有效遏制空间碎片密度快速上升、碰撞风险日益加剧的趋势，在采取钝化、系留、离轨等后处理措施以减缓空间碎片产生的同时，还有必要设法移除轨道上已存在的空间碎片[2]。
现有航天器离轨方式主要有电动力绳系离轨、离轨帆离轨、增阻球离轨及捕获式离轨等。电动力绳系离轨主要通过服务卫星对目标进行控制，绳体在轨展开长度较长，其可控展开技术难度高、不成熟，绳系展开控制及姿态稳定是目前研究的热点。中国哈尔滨工业大学的孔宪仁、徐大富，南京航空航天大学的文浩、金栋平在电动力绳系离轨控制[3]、动力学分析[4-5]及离轨时间预估[6-7]方面进行了大量研究。离轨帆装置与增阻球装置是两种新兴的离轨装置，此两种装置可在卫星发射前安装在卫星上，在卫星完成任务后对卫星进行轨道转移。这两种离轨方式都是过薄膜展开或膨胀后产生阻力，控制卫星脱离原轨道。薄膜折叠与展开[8-10，11，12]、薄膜材料[13]、薄膜储存装置设计[14]及离轨装置总体设计[15-16]是离轨帆与增阻球装置研究的重点内容。捕获式离轨主要通过末端捕获装置对目标进行抓捕、包络、拖曳等动作。捕获式离轨根据其末端捕获装置的不同，功能各有差异，可大致分为刚性、柔性、刚柔混合新型捕获。刚性捕获对目标的控制较强，有几率产生新的空间碎片，柔性捕获虽然可捕获的距离远、适用范围更广，但其对目标的控制能力弱，易失去对目标的控制。新型捕获装置可将此两种捕获方式的优点结合，但其在应用范围、装置稳定性、使用寿命等方面有待考究。
本文主要对上述几种离轨技术进行介绍，包括国内外研究现状，各系统组成及关键技术，最后对航天器寿命末期离轨技术存在的关键问题进行总结，对其发展方向提出建议，为今后的研究提供参考。
2.1 电动力绳系离轨
电动力绳系离轨系统通常由4部分组成，即绳系、绳系的释放回收装置、等离子接触器和绳系控制单元[17]。绳系作为系统的主要部分，两端分别连接主星和离轨目标；
释放回收装置主要控制绳系展开及任务结束后对离轨目标的回收；
等离子接触器为导电绳系与空间电子提供耦合；
绳系控制单元负责控制各部件的动作，使各部分配合共同完成离轨任务。
电动力绳系的离轨原理：高速绕地运行的导电绳系切割地磁感线会产生上千伏的动生电动势，此时若在绳系两端分别安装电荷采集和发射装置即可建立起电流回路，电流与地磁场相互作用可产生洛伦兹力[18]，拖拽目标卫星脱离原始轨道，以达到离轨的目的。电动力绳系离轨示意图如图1所示。
图1 电动力绳系示意[4]Fig.1 The diagram of electro-dynamic tether
2.2 离轨帆离轨
离轨帆装置通常由四部分组成，即离轨帆帆体、离轨帆储存机构、桅杆展开机构及锁紧机构。帆体储存机构负责储存和保护帆面；
锁紧机构负责将帆体锁在储存机构中，在收到展开指令后及时解锁，释放并展开帆体；
桅杆可为帆面的展开提供动力，并为展开后的帆面提供支撑力，使帆面能承受更大阻力以完成离轨任务。
离轨帆装置的离轨原理：在稀薄大气中展开一张面积较大的薄膜帆，利用帆体受到的大气阻力来降低航天器的飞行速度，迫使航天器离开原始轨道，最终坠入大气层内烧毁[15]。离轨帆在轨示意图如图2所示。
图2 离轨帆展开示意[13]Fig.2 The schematic diagram of deorbit sail
2.3 增阻球离轨
增阻球离轨装置通常由4部分组成，即充气球体储舱、充气系统、箱体锁紧装置及球体本身。储舱为展开前的球体提供保护，锁紧装置收到展开指令后对储舱进行解锁，充气系统对球体进行充气使其展开。
增阻球装置的离轨原理：通过在空间碎片上使用充气装置膨胀展开气球的方式，通过增加阻力面积，利用稀薄大气和太阳光压共同作用，使得空间碎片速度降低实现加速离轨[19]。增阻球在轨示意图如图3所示。
图3 增阻球在轨示意[20]Fig.3 The schematic diagram of resistance ball
2.4 捕获式离轨
捕获装置主要由以下部分组成：即目标捕获系统、中央控制系统、识别系统、探测系统、动力系统及姿态稳定系统等[21]。捕获装置通过识别系统判断目标是否属于太空垃圾，由探测系统确定目标的距离，接下来中央控制系统控制动力系统到达目标轨道，随后控制目标捕获系统进行捕获动作，姿态稳定系统负责在捕获过程中保持系统整体稳定。卫星在轨捕获示意图如图4所示。
捕获式装置的离轨原理：通过目标捕获系统与目标接触，在外力作用下对目标进行包裹、拖拽等动作，使目标脱离原始轨道，完成离轨任务。
图4 卫星捕获示意Fig.4 The schematic diagram of satellite capture
3.1 电动力绳系研究及发展现状
电动力绳系的概念于20世纪80年代提出，主要为解决动量交换绳系难以控制、可操作性低等问题。电动力绳系在航天器离轨方面具有独特的优势，至今为止，美国、意大利、加拿大、日本等国已开展大量的相关研究，同时对绳系的离轨能力进行了在轨试验。目前，电动力绳系的基本特性已得到验证，表明该技术在航天器离轨上是完全可行的。
(1)国外电动力绳系主要试验
1)CHARGE-1与CHARGE-2试验：NASA和ISAS(日本宇宙科学研究所)于1983年联合开展CHARGE-1任务，绳系在轨成功展开500 m，验证绳系装置的导电性；
NASA又于1985年发射了CHARGE-2系统，目的是在太空中进行新型实验。在绳系中加入1 kV电压和80 mA电流以验证系统在高电压作用下连续放电、集电能力[22]。
2)OEDIPUS-a与OEDIPUS-c试验：NASA与CSA(加拿大空间局)进行合作OEDIPUS-a和OEDIPUS-c实验，利用绳系卫星对地球大气电离层磁场分布进行探测。OEDIPUS-a目的是对轨道高度为600 km电离层中的电场、电波、磁场及颗粒进行测量；
OEDIPUS-c研究电离层中的自然波和人造波，并对旋转的绳系卫星动力学进行研究，通过张力传感器检测绳系的张力，这为两体绳系卫星复杂动力学研究提供了有效测试手段[23]。
3)TSS-1系统与TSS-1R系统：NASA和ASI(意大利空间局)于1992共同进行TSS-1系统的试验。TSS-1由亚特兰蒂斯号航天飞机带上轨道，绳系未按照计划展开20 km，仅在轨释放256 m。尽管绳系未完全释放，但仍在绳系中检测到感应电流，证明了电动力绳系的可行性[24]。
TSS-1R试验的目的在于证明空间等离子体电动力学过程与太空中的高压和电流有关，试验中绳系的电动势达到3.5 kV，通过电流为1 A。试验过程中发现，由于系统强烈放电将绳系的绝缘层熔断，靠近展开杆顶部的位置发生了断裂[25]。本次试验结果表明等离子体运动会影响电流收集。
4)等离子体发电机试验(PMG)：NASA于1993年进行了等离子体发电机试验，绳系系统由500 m长的导电绳系及两个相同的等离子接触器构成。本试验目的在于证明等离子体接触器能够为电子发射和收集提供低阻抗连接[26]。试验过程中系统产生了0.3 A的稳定电流，证明了等离子接触器通过中和空间电荷和散射穿过地磁力线的电子来增强电子收集和发射。
5)The propulsive small expendable deployer system(ProSEDS)试验：ProSEDS试验建立在TSS、PMG等试验技术层面上，旨在证明电动力绳系可应用于空间推进技术中。试验计划展开5 km长的绳系，在绳系中产生1-2 A电流，产生的阻力至少使航天器每天降轨5 km，并对装置能否作为Delta-II火箭的二级降轨装置进行测试[27]。
6)T-REX试验：日本JAXA赞助研制的T-REX系统旨在验证绳系快速展开、空心阴极快速点火、电动力绳系电子收集等内容。绳系为宽25 mm、厚0.05 mm裸露的铝带，绳体收集采用反向折纸(胶带折叠)的方式，与通常卷筒式折叠完全不同，可实现在轨快速展开。绳系使用朗缪尔探针作为主要测量设备，在120 s内展开300 m[28]。
7)日本KITE试验：日本于2016年12月成功发射HTV货运飞船，KITE试验装置搭载HTV到达并降低到国际空间站轨道位置20 km以下，成功完成约700 m长的裸绳系释放、绳系和末端运动状态监测、电动力产生试验、裸绳系电荷收集试验、电子发射器阴极电荷发射试验和力的测量试验[29]。
(2)电动力绳系国内研究现状
目前为止，国内还未对电动力绳系离轨展开在轨试验，但在绳系理论研究中颇有进展。
1)哈尔滨工业大学孔宪仁、徐大富等于2007年对电动力绳离轨卫星离轨时间进行了预测。通过建立绳系数学模型及地磁场模型，进行仿真计算，最终得出重500 kg的卫星，在长5 m的铝制绳系作用下于31天内从960 km降轨至100 km[6]；
在2009年对电动力绳的横向震动进行建模研究并对绳系离轨方式进行介绍[30-31]；
在2010年提出了一种柔索模型，并指出刚性模型进行离轨时间预测存在误差，柔索模型更接近绳系在轨的运动状态[4]。
2)南京航空航天大学文浩、金栋平等在2016年提出一种电流输出反馈控制率，以实现电动力绳的快速稳定离轨[7]。2017年通过哑铃模型建立了电动力绳姿态控制动力学模型的非奇异公式，使得绳系离轨控制更加稳定[3]；
随后又提出通过电流控制器来减小绳系的震动，最终通过仿真成功将绳系震动减小至较低水平[5]。
3.2 离轨帆装置研究及发展现状
随着立方星的蓬勃发展，空间环境的压力越来越大，为防止立方星变为太空垃圾，应使其在寿命末期及时离轨。离轨帆装置可作为立方星上的一个独立模块，随立方星一起发射升空。目前国内外研究人员针对离轨帆的气动阻力、帆膜折叠与展开、支撑桅杆材料及设计进行了大量研究。同时，国内外的很多机构进行了离轨帆装置的在轨试验，证明该项技术的可行性。
(1)离轨帆国外主要试验
1)NanoSail-D离轨帆：NASA于2010年成功发射搭载NanoSail-D离轨帆的立方星[8]，并于2011年1月20日在轨展开。帆面由四个三角形镀铝聚酰亚胺薄膜构成，通过径向展开的方式展开，展开后面积为10 m2。
2)萨里Deorbit Sail：英国萨里大学空间科学中心研制的“Deorbit Sail”于2015年7月10日成功发射入轨。Deorbit Sail阻力帆装置配有一个5 m×5 m的薄膜，通过四根双稳态碳纤维桅杆进行支撑，可使卫星在25年内离轨[9]。装置的伸缩式外壳在帆体展开前会将帆体从主机上移开，以便帆体展开时不受卫星外部其它设备影响，同时起到稳定帆体的作用。
3)Aerodynamic end of life de-orbit system：AEOLDOS阻力帆是英国格拉斯哥大学与德国慕尼黑工业大学联合研制。AEOLDOS离轨帆提出了一种新颖的轮毂几何结构，以减少展开时对帆体末端的冲击，装置采用径向展开方式，并对各种展开条件下的轮毂转速进行测量。帆面折叠采用花瓣式对称折叠，材料为聚酰亚胺，展开面积为1 m2，可使在轨650 km的2 U立方星于25年内实现离轨[10]。
4)CanX-7离轨帆装置：Canx-7上装有多伦多大学空间飞行实验室设计的离轨帆装置，于2016年9月发射，2017年5月展开。装置储存于铝制储箱中，能有效减少卫星其它部件产生的电磁干扰，确保装置可以顺利展开。帆膜由4个三角形帆面组成，材料为聚酰亚胺，展开面积为4 m2，装置通过广播式自动相关监视系统(ADS-B)接收器接收卫星指令[14]。
5)PW-Sat2阻力帆装置：PW-Sat2卫星搭载波兰华沙理工大学研制的阻力帆装置，于2018年发射入轨。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[11]。
6)D3阻力离轨装置：NASA与佛罗里达大学共同提出了D3阻力离轨装置，该装置可将一个在轨700 km，质量15 kg的12 U立方星，在25年内完成离轨。装置质量为1.33 kg，体积为1 U，可集成到标准立方星结构中。帆面由4根3.7 m长的弹簧桅杆支撑，预计最大可产生0.5 m2的侧风面积[30]。
(2)离轨帆国内主要试验
1)“淮安号”恩来星：国内于2018年在“淮安号”恩来星上首次开展制动帆主动离轨技术验证，制动帆帆面材料为双面镀铝聚酰亚胺，质量仅有300 g，展开后的面积约为1.2 m2，收拢时体积为70 mm×60 mm[13]。
2)“青腾之星”：“青腾之星”携带由天仪研究院自主研发的离轨帆，设计时利用立方星边角空间巧妙地将离轨帆嵌入，帆面展开后面积达到0.7 m2，能够使卫星最快在6个月内脱离轨道[31]。
3)“降速”阻力帆：“降速”阻力帆装置由西北工业大学航天学院研制，装置由卷尺弹簧、帆膜、中心轴、导轨柱、帆膜储箱、箱体、法兰盘及阻力块等组成，帆膜展开后面积为1 m2[15]。
4)金牛座纳星：金牛座纳星于2019年升空，对离轨帆技术进行验证。其薄膜“离轨帆”展开可达2.25 m2，被收拢成一个高尔夫球大小的模块，采用标准化接口，加装到小卫星平台[32]。
3.3 增阻球研究及发展现状
增阻球离轨作为立方星离轨的方式之一，近些年来发展十分迅猛。国外多家机构已成功进行在轨飞行试验，中国也开展了重力梯度杆、相机遮光罩、空间充气舱等项目，在空间充气膨胀薄膜展开结构的研制方面积累了大量的工程实践经验[33]。同时对球壳屈曲模型仿真以及薄膜材料的研制等方面也在不断探索。
(1)增阻球国外主要试验
1)超轻离轨系统：Gossamer orbit lowering device(GOLD)是美国全球航空航天公司开发的一套卫星轨道碎片离轨装置，该装置计划使用一个轻量级超大充气外壳，外壳受控展开形成一个巨大球体。本次试验中对封装系统、外壳的保护材料及涂层材料进行研制，并开发了一款仿真分析软件来模拟系统在各种空间环境参数下的离轨效率[34]。通过仿真计算得出，装置在120天内使一颗在轨650 km，重10 kg的卫星完全离轨。
2)“固体膨胀气球”SSIB：SSIB装置是由美国阿肯色大学研制的，装置由三部分构成：聚酰亚胺薄膜的球体、固态气体发生器及微型机电系统。固态气体发生器中NaN3微单元玻璃基板被加热到350℃时会释放N2。当释放的N2量足够大时将球体撑起，之后通过微型机电来系统控制N2释放量以维持球体形状[35]。
(2)增阻球国内研究现状
1)哈工大自维型增阻球：哈尔滨工业大学开展超轻充气自维型增阻球离轨技术研究，依靠球型结构来提供全向阻力，使立方星快速主动离轨。通过对空间环境进行分析，选择12.5 μm的Kapton薄膜作为充气增阻球材料，采用多个球体单瓣热合连接的方式制作充气增阻球[19]。
2)北理工一号增阻球：北理工一号卫星于2019年搭乘星际荣耀公司的双曲线一号火箭升空。卫星上装有北理工大学研制0.5 m直径的增阻球，在稀薄大气作用下，球体在轨充气展开，并对球面镀铝与非镀铝的太阳光压特性进行了验证[36]。
3.4 捕获式离轨装置研究及发展现状
(1)捕获式离轨装置国外主要试验
1)欧空局ROGER计划：2002年欧空局提出了ROGER计划，计划中含有飞网型捕获末端和飞爪型捕获末端。飞网型ROGER通过一个绳索连接的飞网对目标进行捕获，飞网的尺寸有10 m×10 m和15 m×15 m两种。飞爪型ROGER的末端是3个具有柔性接触表面的飞爪，通过伸缩臂伸出的若干飞爪捕获目标，由于飞爪的表面是柔性表面，且末端具有弹簧装置，不会对捕获目标造成冲击[37]。
2)美国FREND计划：2006年美国宇航局提出FREND计划，利用机械臂抓捕完成对非合作目标的捕获，但捕获对象必须有用于抓捕的固定接口[38]。FREND装置通过激光雷达确定目标位置，在目标不断接近的过程中，通过机械臂上的微型相机配合图像处理算法来识别目标特征，调整自身姿态和目标进行匹配，最终通过机械手捕获目标[39]。
3)瑞士太空清洁一号：瑞士提出了太空清洁一号卫星计划，其任务是通过搭载的DEMES系统对已退役的纳米卫星进行主动清除。DEMSE系统由四个介电弹性体构成，展开前处于预拉紧状态，靠近捕获目标后，四个介电弹性体将展开，展开后对目标控制、包络、最终完成离轨[40]。
(2)捕获式离轨装置国内研究现状
1)东北农业大学多爪夹持式充气抓捕手：多爪夹持式充气抓捕手充气伸展臂抓捕目标时，对充气伸展臂进行充气展开，通过机械臂控制两直排充气伸展臂夹持目标；
释放目标时，可以由机械臂控制两直排充气伸展臂张开，也可以直接将每根充气伸展臂进行放气，充气伸展臂放气后随卷簧卷曲折叠，将目标释放[41]。
2)哈工大凸起气囊螺旋缠绕式抓捕手：凸起气囊的螺旋缠绕式充气抓捕手，解决了现有的空间目标抓捕机构存在的问题，应用于抓捕空间大尺寸非合作目标[42]。缠绕管和加压管配有气嘴，与充气装置连接，对抓捕手进行充放气，加热层可以保证抓捕手在空间低温条件下能正常工作。
3.5 离轨技术对比
通过对国内外研究现状的调研发现，电动力绳系离轨系统具有成本低、柔性大、离轨效率高、适用范围广、可重复使用、不消耗推进剂等优势。电动力绳离轨装置可在较高轨道及近地轨道应用，对离轨对象的外形、尺寸等无特殊要求。但系统在轨展开长度普遍很长，绳体会做无规律运动，且绳体较薄，极易使装置出现故障。
离轨帆装置具有质量轻、体积小、成本低、可模块化、结构简单紧凑、无需消耗推进剂等优点。装置利用大气阻力实现离轨，适用于低地球轨道的立方星。但装置易受大气阻力、地球摄动力等因素影响而导致离轨时间不稳定，离轨时的姿态较难控制，存在与空间碎片发生碰撞的风险。增阻球装置的优点与离轨帆装置十分相似，区别在于增阻球装置适用范围大(理论上可用于1 000 kg以上的大卫星)，且充气球体展开后可承受更大的弯曲变形，能够较好的维持自身外形，具有较好的应用前景。
捕获式离轨装置种类较多，每种装置的优劣各不相同。以机械臂为代表的刚性捕获装置具有可靠性高、技术成熟、对目标控制能力强等优点，但需要抓捕目标具有特殊抓捕点，适用范围小，且抓捕装置无法消除抓捕目标的自旋，极易造成抓捕装置的损坏，形成新的空间碎片；
以绳网为代表的柔性捕获装置具有成本低、质量小、捕获距离远、适用对象广等优势。但装置对目标的控制能力差，且抓捕后难以控制自身姿态；
充气结构抓捕手这一类充气式新型捕获方式具有高折展比、质量小、成本低等优势。但其只针对特定的捕获目标，适用范围小、刚度低、易被穿刺、可靠性低、应用前景有待考察。
4.1 电动力绳系关键技术
(1)绳系材料分析及选择
电动力绳系所处空间环境特殊，且绳体在轨展开较长，绳系材料的导电性、刚性、质量、耐久性等特性对装置的性能、稳定性及安全性有很大的影响。常用的绳系材料有铝、铜、Dyneema(一种高强度聚乙烯纤维)、Rubber(合成橡胶)等。每种材料的密度、拉伸强度、杨氏模量、极限伸长率各不相同。除绳系本体特性对系统的影响外，绳体与空间等离子体接触会产生接触电阻，考虑接触电阻后离轨时间明显增长，增长时间约为两倍[43-44]。因此选择绳系材料时要根据任务需求，确定所需的特性。此外，对已有材料进行研究的同时，继续研发适用于空间环境的新型材料，以满足不同任务需求。
(2)绳系展开及离轨控制技术
除去材料因素，绳系展开及离轨控制也是装置应用的关键。绳体无规律的摆动会导致其无法正常展开、甚至断裂。轨道倾角、地磁场等都会对装置的姿态稳定产生影响，且绳系本身柔性大，极易受到电动力干扰。因此，控制绳体稳定成为展开及离轨控制技术的难题。由电动力绳系离轨的原理可知，电动力是由绳系内部通过的电流，与地磁场相互作用产生。因此，可通过控制电流的大小，对绳体的振动进行抑制；
在此基础上建立绳系的数学模型，对电流反馈控制规律进行推导，进一步实现对绳体的控制。亦可将推导出的控制律应用于绳系姿态控制器，通过姿态控制器调节绳系张力及电流，以此来实现系统控制的稳定[3，45-46]。
(3)空间环境电荷收发技术
绳系系统在空间环境中的电荷收发能力对其离轨效率有很大影响，特别是当系统处于电子浓度低区域时，电荷收集装置的收集能力不可急剧下降。绳系系统通过等离子接触器来进行电荷收集与发射，根据是否消耗自身能量将电荷收发技术分为主动与被动两类(主动技术消耗自身储能)。常见的主动技术有电子场发射阵列、空心阴极技术和热电子阴极技术，被动技术有裸绳收发技术和终端收集技术。裸绳作为等离子体电子收集的有效装置，为电子的收集提供更加稳定的阳极，大大提升系统收集电子的能力，可替代体积较大的等离子体收集球，使系统的稳定性更强。较短的裸绳可将整段都作为阳极来吸收电子，而长绳会在绳系某处达到电流饱和，置于在何处饱和与所处环境的空间等离子体密度、地磁场强度、绳体的材料及特性等因素有关[47-49]。
4.2 离轨帆关键技术
(1)薄膜帆面折展技术
通过离轨帆装置的离轨原理可知，装置是通过薄膜展开后产生的阻力进行离轨，因此要求薄膜的折痕短、折展比高、折叠方法简单，此处可将折纸技术与其结合。Koryo Miura提出一种Miura-ori的折叠方式，即著名的三浦折叠。此折叠方法可将平面折叠问题转化为无限平面压缩问题，大大节省了空间结构的体积，已在日本卫星的折叠电池阵上成功试用。现阶段常见的折叠方式有蛙腿式折叠、手风琴式折叠、单叶折叠等。蛙腿式折叠和手风琴式折叠均为“Z”形折叠的延伸，蛙腿式折叠先沿着与底边平行的方向进行等距“Z”形折叠，将薄膜折成长条状后，再从长条的中心向两边进行“Z”形折叠；
而手风琴式折叠则先沿与底边垂直的方向进行等距“Z”形折叠，折成长条后，将薄膜从长条的一边折向另一边，此两种方法对三角形薄膜折叠效果很好。
(2)支撑杆设计与分析
薄膜的展开需借助外力，且展开后需要保持状态稳定，因此需要支撑杆提供展开时的外力及展开后的支撑及保护。卷尺弹簧常用于制作离轨帆支撑杆，其在收拢时会储存弹性势能，可为薄膜提供展开时所需的动力，在薄膜展开后提供支撑。卷尺弹簧可按截面形状分为带状卷尺弹簧支撑杆，双层带状卷尺弹簧支撑杆及人字形支撑杆，卷尺弹簧的力学性能是该技术研究的重点难点。卷尺弹簧的厚度、截面圆心角及曲率半径是影响其性能的几个因素，通过增加卷簧的厚度，增大截面圆心角，减小曲率半径等方法可以提高支撑杆的刚度。双稳态复合材料卷尺弹簧在运动过程中更易保持结构完整性，不在折叠过程中发生破损、断裂，性能更好，表现更加稳定，很适合作为支撑杆[50-53]。因此，在进行支撑杆设计时，先综合考虑支撑杆需提供的性能，再根据支撑杆的几何参数对其性能进行调整。
(3)薄膜帆面结构分析
柔性薄膜与刚性支撑杆相连接，极易产生非线性运动，装置所处空间环境相当复杂，且薄膜的折痕会产生褶皱甚至破损，这对薄膜帆面的设计提出了很高的要求，包括材料的特性、褶皱的处理等。NASA对薄膜进行期暴露实验发现，在空间环境中，原子氧对薄膜的长时间侵蚀会导致薄膜破裂，镀铝膜则比无镀铝层的纯薄膜具有更好的原子氧耐受性，提供更好的抗氧化性。其运动属于刚柔耦合非线性运动，动态响应的频率与变形峰值均与刚体运动加速度与初速度正相关，而与阻尼负相关；
随着结构基频的增加，动态响应频率提高但最大变形减小。薄膜折叠时产生的褶皱也会影响其结构的动态特性，通过PID控制方法可有效抑制震动，提高薄膜结构的稳定性[54-56]。
4.3 增阻球关键技术
(1)充气结构折展技术
增阻球装置也是利用空气阻力使目标移动轨道，但在结构设计上与离轨帆装置有所差别。在增阻球装置中不仅要对充气结构进行折叠，还要对充气结构进行充气膨胀，充气结构折叠后应具有体积小、质量轻、易收集等特点，不多占用航天器的空间。球体的折叠多数使用“Z”形折叠方法，哈工大的自维型增阻球使用的就是“Z”形折叠。除球体外，“Z”形折叠对圆形管的折叠同样适用，但使用“Z”形折叠会使桁架产生褶皱，增加气流在各部分间流动的不确定性，影响充气结构的整体稳定。将“Z”形折叠的单褶皱线替换为多褶皱线，以降低气流流动时的不确定性，使得装置整个结构更加稳定。除了“Z”形折叠外，空间薄膜桁架协同折叠为折叠提供新的思路，该方法实现了薄膜与杆之间的横向纵向同时折叠，且各部分之间不发生干涉。空间内曲面折叠较为复杂，已有的折叠方法难以使其平整展开，可通过分割映射折叠方法解决曲面折叠展开中存在的应力集中和网格畸变问题，进而建立有序的折叠模型[57-59]。
(2)充气结构材料选择与分析
充气结构所处空间环境特殊，选择材料时需考虑材料的抗氧化性、防护性、抗冲击性及褶皱问题。聚酰亚胺材料是航天活动中常用的薄膜材料，具有耐高低温、抗辐射、耐溶剂等优秀性能。但原子氧的侵蚀使其性能及寿命大打折扣，NASA通过大量空间飞行暴露实验，证明原子氧对聚合物材料具有不同程度的侵蚀作用。
提高聚酰亚胺薄膜的耐原子氧性能，可在其表面制备涂层进行防护，常见的方法有金属涂层、无机涂层、有机涂层、复合涂层等。溶胶-凝胶法制备的Kapton/Al2O3复合薄膜具有一定抗原子氧性，且该方法制备的复合薄膜保留了Kapton基体材料的原有性能，韧性较好，不易产生裂纹。机械共混法制备的三硅醇苯基复合聚酰亚胺薄膜，可明显提升薄膜的抗原子氧性能，对抗原子氧薄膜设计具有参考价值。光活化硅烷化工艺可对聚酰亚胺薄膜进行表面改性，经过改性的薄膜抗原子氧的性能提高35倍[60-63]。除了薄膜的抗原子氧性，薄膜表面褶皱也会导致薄膜破损，影响其性能及寿命。徐凡[64]等对曲面薄膜结构褶皱失稳力学进行调研，研究发现增大初始曲率可抑制产生褶皱，为薄膜结构平整化提供了新思路。张亮[65]等提出了一种适用于充气薄膜结构褶皱分析的互补共旋有限元方法，预测充气薄膜结构的位移，应力以及褶皱区域。
(3)充气结构增强技术
考虑到装置所处空间环境及在轨工作时长，为避免充气结构发生气体泄露影响离轨效率，可对充气结构进行结构增强，提高充气结构抵抗形变能力，使球体展开后不依靠压差保持形状。现阶段常用的充气结构增强技术主要有泡沫填充刚化、气体反应刚化、热固化刚化、紫外光固化、形状记忆等方式。空间充气展开结构增强技术优劣势各不相同，泡沫填充刚化操作简单、刚化后强度较高，但其在刚化效果不均匀、可控性差且易污染；
气体反应刚化不需要能量，但其也存在反应过程不可控、刚化不均匀等问题；
热固化刚化反应过程可控，但其固化过程中所需的能量较高。可控刚化技术的核心是紫外光固化复合材料，该技术可靠性高、不产生污染、反应过程可控、固化后复合材料的性能很好，为空间充气结构增强提供了技术支撑[66-67]。
4.4 捕获式离轨关键技术
(1)空间非合作目标消旋技术
刚性捕获的非合作目标在空间运动时会产生自旋，对捕获产生影响甚至破坏捕获机构，造成不必要的损失。空间消旋是刚性捕获急需克服的难题，现阶段常用的消旋方式有机械消旋、电磁消旋、静电力消旋等。加州理工大学喷气推进实验室开发了一种名叫“yo-yo”的消旋装置，装置两端系有两个砝码。卫星发射后在预定时间释放砝码，在离心力的作用下，将载荷的旋转由绳索传递至砝码上，以此消去目标的自旋。空间环境中存在大量离子，航天器通过电子枪不断进行充放电形成电场，利用库仑力对目标进行消旋，值得注意的是，充放电过程中的电势变化可能会影响航天器的正常飞行，对于这种干扰仍需进行探讨。涡流消旋通过涡流产生电磁力矩，对目标形成阻尼效应，进而实现消旋，此方法形成的力矩较小，可行性不高。但超导材料能产生高于常导材料几十倍的电流，消旋的能力将大大提高，超导式涡流消旋对高速目标自旋的抑制效果最好，消旋能力提高约11倍[68-70]。
(2)新型捕获技术
传统的捕获方式捕获目标单一，无法适应形状大小各异的目标，重复利用率低，捕获后的控制效果差。在新型捕获装置研制中，将刚性捕获与柔性捕获的优势结合，利用软体捕获末端与目标摩擦产生的阻力，克服目标自旋；
将刚性装置作为软体末端支撑，实现捕获后的控制。形状记忆聚合物在外界刺激下，可在临时形状与初始形状间进行状态切换，具有低密度、低成本、可恢复变形大、刺激方式可控等优点，是捕获末端材料的不二选择。使用形状记忆聚合物，制作柔性可折叠捕获爪，将其作为机械臂捕获末端，通过捕获爪来消除碎片绕主轴的旋转运动，实现软捕获、拖动和锁定动作，最终实现对目标的控制[71-72]。
随着航天事业的蓬勃发展，空间碎片已成为亟待解决的重大问题，单一的空间碎片减缓措施虽可有效抑制碎片数量的增加，但对空间环境持续恶化作用甚微。电动力绳系离轨研究开始较早，进行过多次地面及在轨试验。但绳系系统在空间环境中表现不稳定，出现展开机构卡死、绳系断裂等问题，系统空间生存是后续研究亟待解决的问题。离轨帆与增阻球是近几年飞速发展的新装置，通过将薄膜进行折叠收拢于储存装置中，可作为卫星上的装置随卫星共同发射，离轨帆与增阻球装置主要应用于近地轨道的立方星离轨。现阶段中国对此两种装置的研制较少，相关实验装置制备不完善，所涉及的稀薄大气阻力计算也属难点。因此，装置的性能、稳定性及可行性需进一步研究，但其应用前景十分广阔。捕获式离轨装置通常要靠服务卫星送至目标轨道，捕获目标需具有特殊标记，捕获前还需对目标进行识别、靠近、包络、锁紧等动作，捕获过程繁琐，装置的重复利用率低。捕获后的目标如何进行保存或处理，同样是捕获式离轨装置的一项难题。
因此对航天器寿命末期离轨技术的研究迫在眉睫，通过对现有的离轨技术调研总结，提出以下几点发展建议：
1)立方星通过气动阻力可实现离轨，但现阶段未对离轨帆及增阻球产品设计标准化。后期研究中可将产品通用化，根据需求设计离轨能力不同的产品，将其作为一个不影响卫星正常工作的模块，装配到卫星中。
2)高轨道及非合作目标可通过电动力绳系离轨。因绳体一般较长且薄，易被空间中其它物体损坏，在绳系后续研究中，需考虑绳体材料，尺寸优化等问题。特别是空间电子收集效率的研究，这直接关系到绳系的离轨效率及姿态控制等关键问题。此外还需考虑绳系的生存性，要注意绳系本身是否会对空间环境造成影响。
3)在捕获式离轨中，刚性捕获因需考虑刚性碰撞以及姿态控制，研究难度大；
柔性捕获的容错率虽高，但其对目标的控制效果不好。后续研究中可考虑将刚性捕获与柔性捕获相结合，取长补短。此外，需考虑装置的可重复利用性。
4)根据离轨装置的不同，建立完整的实验平台，包括：空间环境模拟、装置整体稳定性实验及地面展开模拟实验等，验证离轨方式的可行性。
航天器寿命末期离轨技术的研究应用，不仅对空间环境净化具有重要意义，还蕴含着巨大的商业价值。空间中轨道资源有限，通过离轨技术控制卫星移动，对其原有轨道进行再利用，亦可为需要离轨的国家提供商业服务。同时，还存在潜在的军事意义，可利用离轨技术使失效卫星或空间碎片，对敌方正常在轨服务的卫星进行破坏。因此，推动航天器寿命末期离轨技术的快速发展具有重大意义。
本文调研了近年来电动力绳系离轨、离轨帆离轨、增阻球离轨及捕获式离轨等航天器寿命末期离轨技术，总结了各种技术的特点，针对各技术分别提出了发展建议，对航天器寿命末期离轨技术的后续研究具有一定的指导作用，对今后其发展方向也具有一定的参考价值。通过对现有航天器寿命末期离轨技术发展的调研，发现现有离轨技术可通过利用地磁场及空间环境特性，辅以各种机械装置，实现航天器寿命末期离轨及空间碎片捕获，并在规定时间内离轨。但离轨装置可靠性、离轨方式稳定性、航天器离轨时间及离轨后处理等方面仍有较大提升空间，可作为后续研究的重点。
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