用于空间载荷被动离轨的增阻帆及离轨装置

1.本发明属于近地轨道离轨技术领域，涉及一种用于空间载荷被动离轨的增阻帆及离轨装置。


背景技术：

2.随着卫星的技术进步和发射成本降低，科学卫星、技术试验卫星和应用卫星获得快速发展，在军、民、商等领域的应用已成为一大趋势。同时，随着卫星的体积和重量不断降低，以小卫星、微纳卫星、皮卫星以及卫星组网为平台，可广泛开展科学实验与技术验证活动，以满足不同的科学和应用任务需求。据不完全统计，近年来全球新增20％左右的卫星主要为小卫星和微纳卫星。
3.大多数小卫星的在轨工作时间短则数天，长则数年；而且绝大多数任务结束后很难在短时间内离轨、再入大气层烧毁。由于卫星的工作环境为微重力、高低温、原子氧、强紫外的极端环境，长期驻留轨道，容易导致卫星的材料老化、降解、运行轨迹失控等，成为威胁其它航天器的太空垃圾。因此，如何使卫星快速离轨，释放出宝贵的轨道资源，减少空间碎片产生，已成为卫星和空间碎片减缓技术领域研究的重点技术方向。
4.航天器典型的离轨方式分为主动和被动两种。主动离轨是航天器在寿命末期，利用自身携带的动力装置进行轨道机动，降低飞行速度并离开运行轨道，逐渐坠入大气层。俄罗斯的和平号空间站以及中国的天宫二号空间实验室的受控离轨、再入大气层烧蚀分解，是主动离轨的成功案例。但主动离轨的成本高，需要地面辅助控制，主要适合大型卫星和航天器。被动离轨是航天器借助薄膜帆装置、电动力系绳、充气球等辅助设施，帮助航天器降低其运行轨道高度，最后在大气层中烧毁，其特点是成本低、适合小型卫星和航天器。
5.国际宇航科学院综合评估性价比，推荐小卫星、微纳卫星、皮卫星的任务后离轨方案，主要依赖于卫星减速、降低轨道高度并使其脱轨，包括以下4类：
6.(1)推进式离轨：航天器采用高推力或低推力推进系统，但航天器的额外发射质量增加，可靠性降低。
7.(2)阻力增强装置：利用空间稀薄的大气产生阻力，不断降低卫星轨道，直至坠入大气烧毁；目前主要包括增阻球、阻力帆和充气薄膜装置等载荷。
8.(3)太阳帆：依靠反射太阳辐射使太阳帆产生推力，通过持续累积推力，从而形成较大的速度增量，迫使卫星离开原有轨道。
9.(4)电动力缆绳：对于低倾角轨道的卫星，可使用被动电动系绳；对于太阳同步轨道的大型卫星，采用带有电子发射器的主动式电动系绳，质量更小且离轨时间更短，但需要电力和运控操作。
10.综上所述，由于小卫星、微纳卫星、皮卫星的主要任务轨道轨道高度800km以下，如何有效利用其附属结构，显著增加卫星的迎风面积，利用低轨环境稀薄大气形成的气动阻力，让卫星慢慢减速并逐渐脱离原轨道，是实现卫星任务后处置的可行性方案。
11.基于国内外的理论和技术研究成果，结合卫星质量、体积限制和综合成本控制，推
荐性价比高的方案是采用以阻力帆、太阳帆为主的离轨帆或者充气增阻球，但它们的能效比不是最优的。
12.因此，对于现有的离轨帆或者增阻球局限，有必要从结构和功能上创新，发明制造成本低、风阻系数高、操作简便的新型被动离轨工具，服务于小卫星、微纳卫星、皮卫星的任务后处置。


技术实现要素：

13.有鉴于此，本发明的目的在于提供一种用于空间载荷被动离轨的增阻帆及离轨装置。
14.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
15.一种用于空间载荷被动离轨的增阻帆及离轨装置，所述増阻帆采用三平面相交的中心对称结构布局，包括复合环翼和维形骨架，其中，三平面为复合环翼，维形骨架为复合环翼的支撑结构。
16.可选的，所述复合环翼的三平面布局按照x，y，z轴相互垂直相交方向构成三平面相互垂直的中心对称立体结构。
17.可选的，所述复合环翼的单一平面外观形状为中心对称图形或轴对称图形中的一种或几种，具体的，可以为圆形、矩形、菱形、正方形、平行四边形、正六边形、正八边形等。
18.可选的，所述维形骨架用于快速展开和长时维形，其骨架的快速展开和长时维形的方式包括充气、钢丝、卷簧、扭簧中的一种或几种。
19.可选的，所述增阻帆兼具增阻球和平面离轨帆的离轨功能和立体结构，增阻帆与增阻球比较，具有相同的姿态自主调控功能，且增阻帆的平均风阻系数大于平面离轨帆和增阻球；增阻帆平均风阻系数1.55，平面离轨帆平均风阻系数1.02，增阻球平均风阻系数0.48；进一步，在相同轮廓投影面积下，增阻帆所提供的平均风阻力大于增阻球和平面离轨帆；增阻帆单一平面展开外形与平面离轨帆的平面结构相似，其三平面立体结构的投影轮廓外形与增阻球的球体投影外形相似。
20.可选的，所述增阻帆与航天器的接口方式包括外挂式、半内置式、内置式中的一种或几种
21.可选的，所述复合环翼的材料为高分子薄膜、金属薄膜、高分子基复合材料薄膜、金属基复合材料薄膜、碳纤维复合材料薄膜、玻纤维复合材料薄膜、纸张、纸复合材料薄膜、棉布、麻布、混纺布、化纤布中的一种或几种。
22.可选的，所述维形骨架的材料为高分子材料、金属材料、高分子基复合材料、金属基复合材料、陶瓷基复合材料、碳纤维复合材料、玻纤维复合材料中的一种或几种。
23.一种用于空间载荷被动离轨的离轨装置，采用上述的増阻帆；所述箱体上设有可以开合的端盖；所述増阻帆与释放系统相连，且位于所述箱体内部。
24.增阻帆可在空间自主释放、快速展开、长时维形，增阻帆兼具增阻球和离轨帆的离轨功能和立体结构，为航天器提供较大的离轨阻力，缩短其脱离轨道时间，实现快速离轨和陨落功能。所述的增阻帆在航天器任意运动姿态下，均可确保其迎风面为最大投影面，为航天器提供较大的离轨阻力，缩短脱离轨道时间，完成被动离轨功能。所述的增阻帆具有提高空间安全，降低空间碎片产生风险等方面的实际应用价值。
25.本发明的有益效果在于：
26.本发明公开了一种用于空间载荷被动离轨的增阻帆及离轨装置，从结构和功能上创新，发明了风阻系数高、操作简便、成本低的增阻帆，兼具增阻球和离轨帆的立体结构和离轨功能。综合考虑了卫星质量体积限制和综合成本控制，服务于小卫星、微纳卫星、皮卫星的任务后处置，降低了太空垃圾和空间碎片的产生。
27.本发明的其他优点、目标和特征在某种程度上将在随后的说明书中进行阐述，并且在某种程度上，基于对下文的考察研究对本领域技术人员而言将是显而易见的，或者可以从本发明的实践中得到教导。本发明的目标和其他优点可以通过下面的说明书来实现和获得。
附图说明
28.为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作优选的详细描述，其中：
29.图1为本发明增阻帆的复合环翼为圆形的立体结构示意图；
30.图2为本发明增阻帆的复合环翼为正八边形的立体结构示意图；
31.图3为图2的另一视角示意图；
32.图4为本发明增阻帆的复合环翼为正方形的立体结构示意图；
33.图5为图4的另一视角示意图；
34.图6为本发明存储于箱体内部的示意图；
35.图7为图6中去除箱体的结构示意图；
36.图8为箱体打开的示意图。
37.附图标记：维形骨架1、复合环翼2、箱体3、折叠后的増阻帆4、释放系统5。
具体实施方式
38.以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
39.其中，附图仅用于示例性说明，表示的仅是示意图，而非实物图，不能理解为对本发明的限制；为了更好地说明本发明的实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；对本领域技术人员来说，附图中某些公知结构及其说明可能省略是可以理解的。
40.本发明实施例的附图中相同或相似的标号对应相同或相似的部件；在本发明的描述中，需要理解的是，若有术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此附图中描述位置关系的用语仅用于示例性说明，不能理解为对本发明的限制，对于本领域的普通技术
人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
41.请参阅图1～图8，本实施例增阻帆包括充气维形骨架1和复合环翼2，以图1中的圆形复合环翼2为例，本方案所设计的增阻帆的功能与性能指标如下表：
[0042][0043][0044]
如果本方案所设计的增阻帆拟用于卫星的特征为：重量120kg，平均投影面积0.9m2，运行于中低轨道。
[0045]
本实施例增阻帆其它约束条件说明如下：
[0046]
1)尺寸约束：增阻帆的最小收纳尺寸为140mm
×
140mm
×
140mm，当完全展开后，最大轮廓尺寸为1800mm
×
1800mm
×
1800mm。
[0047]
2)重量约束：增阻帆重量小于0.75kg；
[0048]
3)面质比约束：增阻帆最大投影面积为2.5m2。由于其在轨姿态处于无序状态，按照其平均投影面积计算约为2.1m2；卫星的平均投影面积为0.9m2；卫星系统的总平均投影面积约为3m2。
[0049]
如果用于重量为120kg的卫星，增阻帆系统(含离轨装置)重量约为1.8kg，则卫星系统总重量(卫星和增阻帆系统)约为121.8kg。
[0050]
展开后，卫星系统的总面质比约为：3/121.8＝0.025。
[0051]
本实施例增阻帆的工作流程如下：
[0052]
1)折叠后的增阻帆4保存于存储箱体3中；
[0053]
2)当卫星失控后，触发闹钟事件，控制模块判断卫星状态，确认失效后，产生使能信号，发送端盖和箱体3打开指令；
[0054]
3)脉冲功率电源模块接收到释放指令后，开始工作，给端盖熔断触发装置通电，热刀烧线熔断，端盖和箱体3打开；
[0055]
4)端盖和箱体3打开后，充气阀门打开，释放系统5开始工作；
[0056]
5)维形骨架1自动展开，同时带动复合环翼2展开；
[0057]
6)增阻帆的维形骨架1自动展开后，在轨长时维形，并持续为卫星提供离轨阻力，
使其运动速度不断减小，轨道高度不断降低。
[0058]
因此，本实施例的增阻帆可确保该卫星在一年内快速陨落、烧毁。
[0059]
本实施例增阻帆兼具增阻球和离轨帆的结构和功能，用于空间载荷的近地轨道离轨，在其可控和失控状态下，均可完成快速的自主离轨功能。因此增阻帆在提高空间安全，降低空间碎片产生风险等方面具实际的应用价值。
[0060]
作为对本实施例的改进，所述复合环翼2单一平面的形状，可进一步是矩形、菱形、正方形、平行四边形、正六边形、正八边形等中心对称多边形或轴对称多边形中的一种或几种结合组成。
[0061]
作为对本实施例的改进，所述维形骨架1的快速展开和长时维形的方式，可进一步是弹簧、扭簧、卡簧、钢丝、卡扣中的一种或几种结合组成，以替换充气附属机构(充气释放系统5)。
[0062]
最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。