空間碎片是人類航天活動的伴隨產物，它泛指分布在航天器軌道上并喪失功能的一切有效載荷、火箭箭體以及由它們爆炸或相互碰撞產生的碎片�？臻g碎片的存在嚴重地威脅著在軌運行航天器的安全，它們和航天器的碰撞會直接造成航天器系統故障，甚至導致航天器完全解體或爆炸。同時空間碎片的不斷產生對有限的軌道資源也構成了嚴重威脅，尤其是當某一軌道高度的空間碎片密度達到一個臨界密度時，碎片之間的鏈式碰撞過程將會造成軌道資源的永久性破壞[1]。

空間碎片問題日益受到國際航天領域的密切關注。美國、俄羅斯、歐洲、日本等都認識到空間碎片潛在的威脅，紛紛投入大量的人力、物力、財力進行了大量有關空間碎片減緩的研究工作，其中，國內外多家單位提出了利用空間增阻薄膜結構，來減緩空間碎片的嚴峻形勢，其基本思想是，利用薄膜結構大展收比的特點，設計收攏狀態小巧的離軌裝置，安裝在衛星外壁板上，在衛星壽命結束后啟動，展開大面積薄膜結構，利用低軌稀薄大氣阻力，大幅加速衛星軌道衰減，顯著縮短航天器軌道滯留時間，留出寶貴的軌道資源[2]。

本文首先介紹空間碎片嚴峻形勢和碎片減緩技術的發展現狀，然后對增阻薄膜結構構型設計技術、長壽命材料技術、折疊展開技術和低成本設計技術等進行分析。

太空垃圾日益影響空間安全，目前約有超過2/3的太空垃圾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數量的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7～8 km/s，對在軌正常運行航天器構成極大威脅。

近年來，小衛星的發展呈現井噴態勢，縱觀各國提出的發展規劃，今后十余年，發射入軌的小衛星將數以千計，但由于小衛星普遍壽命短、可靠性低，必將顯著加劇空間碎片的嚴峻形勢[3]。

2017年，全球共發射500 kg以下的小衛星310顆，占同期入軌航天器總數的70.5%,2017年小衛星發射數量翻倍增長，處于歷史最高發射水平[4]，如圖1所示。

美國SpaceX公司推出全球高速衛星互聯網計劃“Starlink”，是一個總數量達一萬余顆的龐大星座計劃；該計劃分兩批進行，第一批發射4 425顆衛星，第二批發射7 518顆衛星，然而，2018年末，SpaceX公司對Starlink做出修訂，將第一批次第一階段的發射數量由1 600顆減少至1 584顆，并將衛星軌道從1 150 km降低至550 km，此次修訂的目的正是在于減少如此龐大數量的衛星對近地空間造成的影響。

美國行星公司(Planet)發起了立方星星座計劃“鴿群星座”，該星座為低軌遙感衛星星座，采用3U標準立方星組成；目前，已發射入軌140顆衛星。

一網公司(ONEWEB)計劃發射衛星星座，為美國提供Ku和Ka頻段寬帶互聯網服務，該星座計劃由720顆低地球軌道(LEO)衛星組成。

美國開普勒通信公司(Kepler)正在推進全球立方體衛星星座，提供窄帶通信服務，實現地面及空間中所有物體的互聯；該星座由LEO軌道140顆Ku頻段納衛星組成，計劃于2022年前完成星座部署。

瑞士宇宙投射公司正在構建“宇宙廣播”(Astrocast)低軌小衛星星座，提供遠程監測、定位服務、預防性維護保養和智能數據采集等服務；該星座由64顆小衛星組成，并計劃在2021年完成星座組網。

我國的小衛星產業經過數年的發展，在市場的驅動以及國家相關政策引導下，參與單位越來越多，已有一些組織發布了各自的小衛星星座的計劃[5]。

中國航天科技集團東方紅衛星移動通信有限公司正在推進“鴻雁星座”計劃，可在全球范圍內提供移動通信、寬帶互聯網接入、物聯網等應用服務；該星座將由300多顆低軌道小衛星及全球數據業務處理中心組成，預計到2022年完成系統一期60顆衛星的組網和運營。

中國航天科工集團提出了“虹云工程”，致力于構建一個星載寬帶全球移動互聯網絡，提供全球無縫覆蓋的寬帶移動通信服務。計劃發射156顆衛星，在距離地面1 000 km的軌道上組網運行，計劃在2022年完成星座部署。

中國航天科工四院啟動了“行云工程”天基物聯網衛星組建工作，建設低軌窄帶通信衛星星座，打造覆蓋全球的天基物聯網；該工程計劃發射80顆行云小衛星，其首顆試驗驗證星“行云試驗一號”已于2017年1月成功發射入軌。

上海歐科微航天科技有限公司提出了由40顆衛星組成的低軌“翔云星座”計劃，旨在構建低軌衛星通信星座；其首顆試驗衛星“嘉定一號”已于2018年11月發射升空，計劃于2020年左右完成星座部署。

北京九天微星科技發展有限公司提出了“星座+物聯網應用服務”的部署計劃，由72顆軌道高度700 km的百公斤級衛星組成；計劃2019年以“一箭四星”方式啟動星座組網和正式商用，預計于2021年完成部署長光衛星技術有限公司計劃發射138顆衛星組網，為用戶提供全球范圍內高分辨率遙感信息產品。

另外，一些高校、甚至是中學都開展了基于科研教育和實驗的小衛星的研制。

近些年，軌道碎片減緩領域取得了一些重大進展。國際上，聯合國和平利用外層空間委員會在2007年通過《太空碎片減緩指南》，以限制太空活動產生危險太空碎片。機構間空間碎片協調委員會(IADC)也在2007年更新《太空碎片減緩指南》，目前已在研究低地球軌道區域的軌道碎片數量，并已發布大型低軌衛星星座研究成果。美國國內，NASA制定了《限制軌道碎片的程序規定》和《限制軌道碎片的流程》，并已更新用于評估合規的軟件。NASA軌道碎片項目辦公室最近也發布了一篇關于大型星座研究報告，闡述在研低軌大型星座對軌道碎片問題產生的影響，并提出相關建議。

衛星技術和商業模式的迅速發展，使衛星數量和軌道類型顯著增加，小型低成本衛星的擴散急劇加速。美國聯邦通信委員會近期擬對現有的碎片減緩規則做出修訂，這是聯邦通信委員會自2004年通過該規則以來啟動的首次重大修訂，可能會對某些衛星星座的部署計劃產生影響，并縮短某些試驗衛星的在軌壽命。主要修訂內容包括以下內容。

(1)在650 km以上的軌道上運行的衛星，委員會還要求申請人先將其部署在650 km以下的軌道上，檢查完畢后再將它們移動到目標運行軌道。

(2)計劃將短期任務衛星的在軌壽命設置修訂為不超過任務壽命的兩倍，而此前，用于技術演示驗證的低地球軌道衛星可在幾周內完成任務，但將在軌道上停留長達25年。

(3)要求非地球靜止軌道衛星申請人證明其航天器在在軌壽命期間，與大型物體碰撞的概率不大于0.001，計劃將該度量指標修訂為限制整個衛星系統，即整個星座與大型物體碰撞的概率不大于0.001。

在衛星技術快速發展、商業航天崛起的今天，美聯邦通信委員會借鑒國際和美國國內最新的碎片減緩指南和標準，全面考慮衛星發展對太空碎片產生的影響，對信息披露和衛星運行要求提出修訂建議，這將改進并進一步明確其碎片減緩規則，減少未來碎片的產生，為營造一個安全、秩序良好的太空環境做出貢獻。

目前上天的小衛星，普遍沒有考慮壽命結束后的離軌問題，而各國已經提出的包括激光清除、機械臂抓捕、飛網抓捕等廢棄衛星主動清除手段，都需要成本相對高昂的空間平臺支持。故針對未來增量衛星，采用碎片減緩手段是大勢所趨。

碎片減緩的主要手段包括電動力繩系離軌和薄膜結構增阻離軌技術。電動力纜繩離軌技術是將繩索的一端附著在空間碎片上，向下將展開長達數千米的纜繩，釋放并激活纜繩終端裝置，使纜繩通電。在太空中，帶電繩索切割地磁場會產生電動拉力，利用這種拉力，對空間碎片實施減速降軌，最終進入大氣層燒毀。薄膜結構增阻離軌技術是利用薄膜結構大展收比的特點，設計收攏狀態小巧的離軌裝置，安裝在衛星外壁板上，在衛星壽命結束后啟動，展開大面積薄膜結構，利用低軌稀薄大氣阻力，大幅加速衛星軌道衰減，最終進入大氣層燒毀。

縱觀各類空間碎片清除和減緩技術，空間增阻薄膜結構技術成本低、技術成熟度高，對不同規格的低軌道類航天器具有很好的適用性，是最易于推廣應用的空間碎片清除技術。

目前，美國、英國、日本等正大力發展空間增阻薄膜結構技術，并已多次實現成功的在軌飛行試驗。我國也開展了多年的薄膜結構技術研究，突破了主要的關鍵技術，完成了地面樣機的研制和測試，具備了進一步工程化研制和推廣應用的基礎。

NanoSail-D任務目的是測試并演示驗證大型、低質量、大面積的薄膜帆的離軌能力[6]，如圖2所示。這種離軌能力可用于攜帶結束任務的衛星和空間碎片重返大氣層并完全燃燒。NanoSail-D是一個基于立方星平臺的正方形薄膜帆面，帆面面積10 m2，采用單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜材料制備，支撐桿采用彈性碳纖維薄壁桿，截面呈人字形，卷繞收攏，依靠應變能釋放帶動帆面展開，結構簡單輕便[7]。飛行驗證系統采用被動姿態穩定，利用永磁鐵定向在磁力線方向上，然后依靠大氣阻力將薄膜帆飛行器被動穩定在最大拖拽力姿態上[8]。2010年11月19日，NanoSail-D薄膜帆飛行器發射升空，被發送到離地球330～685 km的軌道上，于2011年1月20日展開；2011年12月，在超期工作之后，NanoSail-D重新進入大氣層并燒毀。

美國行星協會“Light Sail”項目研制了一個規格為3U(10 cm×10 cm×30 cm)的立方體衛星[9](Cube Sat)，如圖3所示�！癓ight Sail”由四個三角形的帆板組成[10]，展開面積約為32 m2，材料為聚酯薄膜，整星重量約為10 kg。2015年5月20日，“LightSail”薄膜帆航天器發射升空，進入高度為800 km的預定軌道，成功進行了薄膜帆的在軌展開試驗，在稀薄大氣阻力的作用下，薄膜帆展開7天后就再入大氣層并燒毀。

“DeorbitSail計劃”是由英國薩里空間中心(SSC)進行快速離軌實驗的項目，目的在于探究清理太空垃圾的可行性[11]。當DeorbitSail抓捕太空垃圾后打開薄膜帆，在氣阻作用下，DeorbitSail便會攜帶太空垃圾重返大氣層并燃燒殆盡，如圖4所示�！癉eorbitSail”也是采用3U立方星平臺作為薄膜帆的載體[12]，與“Lightsail”的規格幾乎一致。2015年7月10日，DeorbitSail發射成功，但此次任務中，帆面未能成功展開[13]。2018年6月，薩里空間中心聯合歐洲多家研究機構，在國際空間站成功釋放試驗衛星，開展“太空碎片移除”系列試驗項目，包括薄膜帆展開與增阻離軌技術[14]。

日本Nihon大學提出了在納衛星上配備用于主動離軌的充氣薄膜帆面[15]，如圖5所示，為10 kg以下的納衛星研制了薄膜帆離軌系統，其總質量低于800 g，收攏體積低于800 cm3，展開面積為1.44 m2。

荷蘭空間創新方案研究組織(Innovative solutions in space BV,ISIS)針對歐洲Cube Sat納衛星從900 km圓軌道主動離軌設計了一款薄膜帆面離軌裝置(De-orbit device,iDod)。i Dod形如金字塔，如圖6所示，總質量94 g，由一根中心長管和四根短管支撐四塊三角形膜面，收藏于衛星電池陣下方一個83 cm×83 cm×15 cm的空間中，收納率可達20%。在衛星壽命結束后采用充氣方式展開，采用冷氣發生器，可產生0.12 L的氣體，充氣壓力為0.097～0.176 MPa[16]。

加拿大在“先進航天試驗納衛星-7”(CanX-7)上布置了4面三角形“阻力帆”，來測試增阻薄膜帆降低彈道系數、增加大氣阻力和加速衛星軌道衰減離軌效果，每一面“阻力帆”面積約1 m2，采用彈性桿彈開薄膜帆面，如圖7所示。2017年5月，CanX-7成功展開了“阻力帆”，離軌試驗取得成功，實際測得數據與理論數據吻合。

波蘭啟動了PW-Sat2項目，目的是驗證離軌帆的展開性能和離軌效果。該薄膜帆采用四根彈性桿，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，入軌后，展開邊長約2 m的正方形帆面，離軌帆與衛星平臺采用錐形彈簧，在軌后，依靠錐形彈簧彈性恢復使得離軌帆與平臺間隔開，如圖8所示。該衛星于2018年12月發射入軌，并成功展開離軌薄膜帆[17]。

上海宇航系統工程研究所在“十二五”期間，承擔了國家民用航天預研項目“深空探測太陽帆技術”，提出了太陽極區探測的150 m×150 m太陽帆方案，并突破了主要關鍵技術。在此基礎上，針對空間碎片離軌需求，提出了低成本薄膜帆式離軌標配裝置方案，研制了兩種典型規格的離軌帆產品，均采用彈性支撐桿支撐正方形薄膜帆面(圖9):(1)針對立方星平臺，設計了收攏包絡Φ60 mm×40 mm的標準模塊，展開面積約2.3 m2，質量180 g；目前產品已完成全部地面性能測試和環境試驗考核，計劃于2019年發射入軌，開展離軌試驗；(2)針對50 kg級的微納衛星，設計了展開面積達25 m2的標準模塊，采用電動機驅動四根人字形薄壁桿展開正方形薄膜帆面，產品收攏包絡150 mm×150 mm×150 mm，質量約3.8 kg。該產品也通過了地面性能測試與環境摸底試驗，預計2020年左右搭載發射。

哈爾濱工業大學提出了一種標準模塊化的具有快速主動離軌功能的立方體衛星[18]，如圖10所示，其核心為超輕充氣自維型全向增阻球。充氣增阻球離軌系統主要包括充氣結構增阻球、充氣控制系統。該增阻球采用5μm厚度的超輕高性能薄膜，通過充氣可控展開，球面上布置非連續自維型增強條形成張力回路，可在軌無壓力自維型。收攏截面尺寸10 cm×10 cm，可應用于標準模塊化立方星。

南京理工大學提出了“淮安號”恩來星計劃，進行基于薄膜帆技術的主動離軌技術研究[19]，該立方體衛星采用兩單元結構，質量2.475 kg，其薄膜帆采用雙面鍍鋁的聚酰亞胺薄膜，質量約為300 g。展開后薄膜帆面積約為1.2 m2，收攏狀態下體積為Φ70 mm×60 mm，如圖11所示。薄膜帆通過提高衛星在軌飛行過程中所受到的大氣阻力，加速衛星的離軌，避免成為太空垃圾。

空間增阻薄膜結構需要在軌自主展開大面積薄膜面，其折疊收攏狀態及展開狀態面臨復雜的空間環境考驗[20]；為達到理想離軌效果，需要綜合考慮結構構型、低軌大氣密度變化、衛星姿態變化等多方面因素影響[21]；需要突破的關鍵技術主要包括增阻薄膜結構構型設計、長壽命材料技術、折疊展開技術、低成本設計等。

空間增阻薄膜結構的構型是決定其增阻離軌效果的最重要因素。結構構型設計需要考慮以下幾個方面的要求：(1)能夠有效增大面質比(阻力面積/質量)；(2)能夠在低軌稀薄大氣作用下有效產生阻力；(3)提供在空間碎片姿態變化情況下的綜合離軌效果；(4)構型要易于折疊收攏；(5)構型要利于展開過程有序可控；(6)構型要滿足長期在軌的結構穩定性要求。為滿足上述要求，國內外相關研究機構提出了幾類典型的構型方案[22,23]，主要分為平面型、球/錐型、多面體型，如圖12所示。

其中，大多數研究機構提出的方案都是平面型，其優點是結構展收比大，即能以極小的收攏包絡，展開大面積薄膜結構，極大提高空間碎片面質比，平面薄膜的易于收攏規整、有序展開；缺點是飛行姿態變化的情況下，平面結構的阻力面積不斷變化。球/錐型構型多數是采用充氣展開方式，其優點是無論在何種飛行姿態下，都能保證較大的阻力面積，但收攏體積較大，且曲面結構的折疊收攏較為復雜，展開也難以做到規整有序，且充氣展開結構面臨剛化或局部加強問題，無法像平面薄膜結構那樣僅采用微米級薄膜構成主結構，而剛化可能帶來更大的收攏包絡和功耗需求。多面體型是在平面型的基礎上，能夠在不同飛行姿態下保持較大阻力面積，相比與球/錐型，其平面薄膜的更易于收攏規整，有序展開，但收攏體積相對平面型要明顯增大。

考慮到空間碎片多數為不可控狀態，故其飛行姿態一直在變化中，平面增阻以結構簡單可靠、收攏體積小為優勢，在相同平臺資源下，可展開更大阻力面，是相對比較經濟可行的方案。

離軌過程，空間增阻薄膜結構處于低軌飛行環境，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境中，其薄膜材料和支撐桿，都需要進行惡劣環境下的壽命設計[24]；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是研究的難點；此外，柔性材料在復雜空間環境下的性能演化、改進與防護、設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[25]。

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重侵蝕，產生質量損失、厚度損失，機械參數退化，造成結構材料強度下降；原子氧防護技術研究主要集中在研究防原子氧涂層[26]。原子氧防護涂層分為有機涂層和無機涂層兩大類。有機防護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。無機防護涂層主要有SiO2、SiOx,SiOx/含氟聚合物、Al2O3、Mg F2、Si3N4、ITO、TO、Ge、TiO2、ITO/MgF2、Al和Au等。有機防護涂層有較好的柔韌性，不易出現裂紋，與航天器表面的有機基底材料結合牢固。但是真空出氣現象較嚴重，在空間環境因素作用下容易出現老化、裂紋等現象。無機涂層原子氧防護性能良好，制作工藝簡單，成本較低，但是柔韌性較差，在加工、處理、應用過程中由于彎曲會產生裂紋，為原子氧提供“潛蝕”通道。

空間增阻薄膜結構主要依靠張拉應力成形和承載[27]。在收攏和展開過程中，由于膜面的松弛狀態及負載約束條件限制，給薄膜折疊路徑的優化、壓緊方式及傳力路徑的設計與操作實施帶來了較大困難[28]。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，也需要綜合考慮與支撐桿展開過程協調[29]。

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[30]，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，這種結構方案，其優勢在于膜面和支撐桿可以分別進行收攏壓緊[31]，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支撐桿的直線伸出過程，膜面的展開過程容易出現纏繞失效的情況。日本、波蘭和國內一些單位提出的離軌帆方案[32]，相比前述五點張拉方案，其膜面和支撐桿采用全粘接方式，這種方案的優勢在于膜面與支撐桿同步收攏，不需要分別壓緊，實現了同步釋放，膜面受力狀態更好，缺點在與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，容易出現展開過程支撐桿與膜面之間運動不協調[33]，損傷膜面，故不適應大面積膜面的展開。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，其折疊過程更為復雜，相應折疊效率較低。

支撐結構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型[34]，包括：人字型，C型，豆莢型，O型等[35]，其共同特點是在收攏前，將彈性桿截面壓扁，然后進行卷曲收攏[36]，展開過程中，依靠彈性桿的截面恢復，獲得支撐剛度[37]。美國和英國的增阻薄膜結構中，針對薄壁桿的收攏，設計了以電動機驅動為動力源的展開機構(圖13)，展開過程中，通過機構中的彈簧約束力限制彈性桿的變形，使得彈性桿在電動機驅動下旋轉運動，從壓扁卷曲狀態逐步恢復至直桿構型。利用1U的收攏空間，可展開四根長度4 m左右的支撐桿。日本、波蘭和國內一些單位研制的增阻薄膜結構，針對立方星平臺，設計展開面積1～4 m2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，這種結構方案，省去電動機驅動，進一步降低系統復雜度，也相應提高了系統可靠性。

在各類離軌技術中，成本因素非常重要。針對現有的碎片或失效衛星，利用空間服務平臺進行抓捕拖拽也能實現離軌，但這些措施的技術門檻高、成本十分高昂。目前提出的低成本離軌手段中，電動力繩和薄膜結構增阻離軌，可采用與航天器搭載發射的方式，無需額外的發射成本；而且，由于增阻薄膜結構具有極大的展收比，發射狀態體積收攏小，基本無需額外的載荷空間；其運行過程，不需要額外攜帶推進劑。從離軌過程控制的角度看，增阻薄膜結構離軌過程中無需系統進行控制，適應各類意外失效的航天器離軌需求；相比之下，采用電動力繩離軌，需要長期帶電運行，且飛行姿態控制復雜；增阻薄膜結構的展開多采用無源彈性展開或電動機驅動一次性展開到位，無需長期在軌帶電運行。

增阻薄膜結構要進一步降低研制成本，主要考慮的因素包括：(1)材料的問題，要能夠采用商用成熟的薄膜材料，并耐受空間環境；(2)是否涉及電動機展開(彈性展開最為簡便，但缺點在于對更大面積薄膜膜面的適應性還需要進一步研究)；(3)壓緊與解鎖的問題(是否涉及火工品的使用)；(4)與小衛星的匹配性：應不影響小衛星本身研制流程；(5)需要針對不同規格的小衛星匹配不同規格的增阻薄膜結構，成本相應匹配。

隨著衛星技術和商業模式的迅速發展，未來的星座計劃將日趨龐大�，F有的碎片減緩規則不能滿足要求，新的規則將很快推出，對增阻離軌薄膜結構技術提出了迫切需求。目前離軌薄膜帆結構的主要關鍵技術都取得了突破，并已完成搭載驗證，具備了用于微納衛星離軌的條件。對于大型衛星的離軌，還需要對大尺寸的離軌薄膜結構的一些關鍵技術進行進一步攻關，可望在2～3年內達到工程應用的成熟度。