李懿德，范 鑫

（1. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2. 華沙理工大學(xué) 學(xué)生太空協(xié)會(huì)，華沙 00-665；3. 上海航天技術(shù)研究院，上海 201109）

0 引言

隨著人類航天活動(dòng)的日益頻繁，軌道資源日趨緊張，其主要原因是廢棄航天器不能被及時(shí)有效地清理，嚴(yán)重侵占了有限的軌道資源。同時(shí)，廢棄航天器作為空間碎片的一種主要來(lái)源和存在形式對(duì)其他正常工作的航天器造成威脅：一個(gè)有代表性的案例是2009年廢棄的蘇聯(lián)“宇宙-2251”（Cosmos-2251）衛(wèi)星與美國(guó)“銥-33”（Iridium-33）衛(wèi)星發(fā)生碰撞[1]。2007年，機(jī)構(gòu)間空間碎片協(xié)調(diào)委員會(huì)（IADC）出版了《空間碎片減緩指南》，建議航天器在完成任務(wù)后25年內(nèi)或者入軌后30年內(nèi)應(yīng)離開(kāi)運(yùn)行軌道[2]。而僅通過(guò)軌道的自然衰減使碎片離軌耗時(shí)極長(zhǎng)，因此迫切需要開(kāi)發(fā)低耗且高效的碎片離軌、清除技術(shù)。此外，為了從源頭上消除空間碎片的產(chǎn)生，未來(lái)所有發(fā)射入軌的運(yùn)載火箭、空間飛行器都應(yīng)具備主動(dòng)離軌的能力[3]。因此，研究航天器離軌技術(shù)具有非常重要的意義。

已有許多研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了多項(xiàng)航天器離軌技術(shù)研究。英國(guó)格拉斯哥大學(xué)研制了一種名為“空氣動(dòng)力學(xué)壽命末期離軌系統(tǒng)”（AEOLDOS）的離軌帆裝置[4]，其4個(gè)側(cè)面分布著4個(gè)梯形槽，用于存儲(chǔ)4個(gè)三角形薄膜帆；中心軸位置纏繞著4個(gè)帶狀彈性桅桿。該裝置占用星上0.4U（1U=10 cm×10 cm×10 cm）的空間，可展開(kāi)帆面積為1 m2，可保證650 km軌道高度的2U體積的立方星能在25年內(nèi)完成離軌。此外，英國(guó)薩里空間中心（SSC）也實(shí)施了旨在探究清理空間碎片可行性的微納衛(wèi)星演示驗(yàn)證項(xiàng)目“RemoveDEBRIS”，其中包括一個(gè) 10 m2的離軌帆，將在衛(wèi)星完成所有在軌試驗(yàn)任務(wù)后展開(kāi)，輔助衛(wèi)星離軌[5]。該任務(wù)主要用于新技術(shù)驗(yàn)證，其離軌帆展開(kāi)面積較大，對(duì)該體量的微納衛(wèi)星不具備通用性。加拿大多倫多大學(xué)研制了針對(duì)“先進(jìn)航天實(shí)驗(yàn)-7”（CanX-7）立方體衛(wèi)星的離軌帆裝置，由4個(gè)相同的子裝置組成[6]，占用星內(nèi)1U的空間。每個(gè)子裝置相互獨(dú)立，并且可以分別展開(kāi)一個(gè)面積1 m2的三角形薄膜帆。其主體結(jié)構(gòu)采用3D打印技術(shù)制成，材料為新型碳纖維復(fù)合材料（Windform XT 2.0），大大減小了離軌系統(tǒng)的質(zhì)量。該裝置采用分塊組裝設(shè)計(jì)，安裝靈活，可提高機(jī)構(gòu)可靠性，但增加了設(shè)計(jì)制造難度，不利于后續(xù)作為低成本標(biāo)配裝置使用。

南京理工大學(xué)和上海宇航系統(tǒng)工程研究所是國(guó)內(nèi)較早開(kāi)展離軌帆裝置研制的單位[7-9]，目前主要處于原理樣機(jī)在軌演示驗(yàn)證階段。其中，南京理工大學(xué)于2018年1月研制發(fā)射了“淮安號(hào)·恩來(lái)星”以驗(yàn)證其1.44 m2的離軌帆，至今尚未展開(kāi)；上海宇航系統(tǒng)工程研究所抓總研制了“金牛座”離軌帆試驗(yàn)星，已于2019年9月12日搭載發(fā)射，并成功在軌展開(kāi)了面積為2.25 m2的離軌帆，正在持續(xù)開(kāi)展離軌效能試驗(yàn)。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)新興的商業(yè)衛(wèi)星公司也開(kāi)始參與離軌帆的研制，其中天儀研究院研制的適用于其6U立方星的0.7 m2離軌帆已經(jīng)過(guò)飛行驗(yàn)證[10]，北京零重空間技術(shù)有限公司的離軌帆產(chǎn)品也已初步具備任務(wù)能力[11]。

PW-Sat2離軌帆裝置演示驗(yàn)證立方星由華沙理工大學(xué)學(xué)生在2013年提出立項(xiàng)，研制周期5年，旨在設(shè)計(jì)一種低成本通用模塊化離軌裝置，其離軌帆面積以及展開(kāi)與釋放機(jī)構(gòu)可等比例放縮以匹配不同質(zhì)量的立方星及微納衛(wèi)星平臺(tái)，具有良好的任務(wù)適應(yīng)性。2018年12月3日，PW-Sat2衛(wèi)星搭載美國(guó)太空探索技術(shù)公司“獵鷹-9”運(yùn)載火箭“SSO-A”1箭64星任務(wù)發(fā)射至590 km高度的太陽(yáng)同步軌道，在軌穩(wěn)定運(yùn)行26天后于2018年12月29日順利展開(kāi)離軌帆，并飛行至今。本文總結(jié)了PW-Sat2離軌帆裝置的設(shè)計(jì)要點(diǎn)和開(kāi)展的地面試驗(yàn)，并針對(duì)其在軌實(shí)驗(yàn)期間的離軌效能和故障現(xiàn)象進(jìn)行分析，提出可靠性提升方案。

1 PW-Sat2 立方星總體設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)原則

PW-Sat2采用標(biāo)準(zhǔn)2U立方星構(gòu)型，總體設(shè)計(jì)時(shí)遵循以下原則：

1）嚴(yán)格限制離軌帆模塊占用的體積；

2）離軌帆采用無(wú)源展開(kāi)機(jī)構(gòu)；

3）離軌帆釋放機(jī)構(gòu)盡可能使用非火工裝置；

4）其他分系統(tǒng)故障不可影響離軌帆正常展開(kāi)；

5）離軌帆展開(kāi)狀態(tài)可予持續(xù)圖像監(jiān)測(cè)。

1.2 總體方案

1.2.1 離軌裝置選型

在該項(xiàng)目立項(xiàng)之初，研制團(tuán)隊(duì)對(duì)平面薄膜帆、充氣球、四棱錐型帆面等增阻離軌裝置的工程可行性進(jìn)行了全面對(duì)比論證，并就每一種構(gòu)型制作了原理樣機(jī)，進(jìn)行了地面展開(kāi)試驗(yàn)。對(duì)比分析表明，平面薄膜帆研制難度較低，展開(kāi)所需能耗小，可適應(yīng)立方星平臺(tái)搭載，機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，能就地取材以降低成本，且帆膜折疊后的體積僅0.5U，可作為微納衛(wèi)星的標(biāo)配離軌裝置，具有廣闊的應(yīng)用前景。

1.2.2 高可靠離軌帆展開(kāi)釋放機(jī)構(gòu)

在PW-Sat2中，離軌帆裝置為主要有效載荷，須確保其展開(kāi)成功，因此采用無(wú)源展開(kāi)機(jī)構(gòu)，以避免因機(jī)電設(shè)備故障導(dǎo)致任務(wù)失敗。同時(shí)，在離軌帆釋放指令上單獨(dú)設(shè)計(jì)了電接口，這樣即使其他分系統(tǒng)發(fā)生故障，有效載荷控制模塊仍可自行發(fā)出機(jī)構(gòu)釋放指令，完成離軌帆的展開(kāi)。為了能獲取到清晰的帆面圖像，在立方星內(nèi)部增加了附加結(jié)構(gòu)段，用于安裝2個(gè)相機(jī)支架，經(jīng)在軌測(cè)試運(yùn)行正常。

1.2.3 整星機(jī)械總體設(shè)計(jì)

PW-Sat2立方星平臺(tái)由主承力結(jié)構(gòu)、附加結(jié)構(gòu)、PCB堆棧、太陽(yáng)電池陣、離軌帆釋放機(jī)構(gòu)、監(jiān)視相機(jī)、太陽(yáng)敏感器及天線等組成，有效載荷為離軌帆。PW-Sat2立方星的構(gòu)型布局和展開(kāi)狀態(tài)構(gòu)型分別如圖1、圖2所示。根據(jù)加利福尼亞理工州立大學(xué)提出的立方星設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)[12]，2U立方星的最大質(zhì)量為 2.66 kg，PW-Sat2 的實(shí)測(cè)質(zhì)量為 2.624 kg。

圖1 PW-Sat2 立方星構(gòu)型布局Fig. 1 PW-Sat2 CubeSat configuration

圖2 PW-Sat2 立方星離軌帆展開(kāi)狀態(tài)構(gòu)型Fig. 2 PW-Sat2 CubeSat sail in deployed configuration

離軌帆放置在PCB堆棧和附加結(jié)構(gòu)組件的頂部，包括容器下方的分離釋放機(jī)構(gòu)、容器和儲(chǔ)存在容器內(nèi)的離軌帆。離軌帆作為衛(wèi)星的主要有效載荷，在衛(wèi)星初樣設(shè)計(jì)階段就被預(yù)留了安裝空間，保證衛(wèi)星外包絡(luò)不超出標(biāo)準(zhǔn)2U立方星尺寸，以適應(yīng)各型分離機(jī)構(gòu)及發(fā)射服務(wù)。離軌帆的展開(kāi)機(jī)構(gòu)對(duì)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)總體無(wú)干涉風(fēng)險(xiǎn)，但容器的設(shè)計(jì)高度和直徑對(duì)衛(wèi)星內(nèi)部尺寸鏈有很大的影響，也是整星結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性中最關(guān)鍵的要素之一。

離軌帆容器高51 mm、外徑90 mm。由于容器與承力結(jié)構(gòu)接口之間以及容器與衛(wèi)星壁板之間的距離較小，所以容器的尺寸很大程度上受到太陽(yáng)電池陣展開(kāi)機(jī)構(gòu)和太陽(yáng)敏感器模塊的約束，在總體設(shè)計(jì)階段應(yīng)注意避免與其他分系統(tǒng)間的干涉沖突。

釋放離軌帆的相應(yīng)機(jī)構(gòu)安裝在離軌帆容器的底部，根據(jù)總體設(shè)計(jì)對(duì)該機(jī)構(gòu)的技術(shù)要求，須盡可能限制整個(gè)離軌帆模塊的高度，最終該模塊設(shè)計(jì)高度為54 mm，如圖3所示。電纜通過(guò)連接器與PCB堆棧中的有效載荷控制模塊相連接。

圖3 離軌帆模塊剖面圖Fig. 3 Sectional view of deorbit sail module

PCB堆棧的布局方式根據(jù)各分系統(tǒng)電磁兼容性要求確定，是衛(wèi)星總裝設(shè)計(jì)的第一步。整個(gè)堆棧安裝在主結(jié)構(gòu)框架的4個(gè)安裝桿上。自衛(wèi)星底面起分別為 ANT（天線）、COMM（通信模塊）、ACCU（電池組）、EPS（電源系統(tǒng)）、ADCS（姿態(tài)控制系統(tǒng)）、OBC（星載計(jì)算機(jī)）和PLD（有效載荷控制模塊）。

1.3 離軌帆及其鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)[13-16]

1.3.1 離軌帆帆面[13]

PW-Sat2衛(wèi)星的科學(xué)目標(biāo)是測(cè)試離軌帆系統(tǒng)并驗(yàn)證其有效性，因此離軌帆為其主要有效載荷。該離軌帆為矩形薄膜帆，邊長(zhǎng)2 m，展開(kāi)面積4 m2。整個(gè)帆面由卷尺制成的豆莢桿固定，并折疊纏繞在其中心軸上，展開(kāi)后處在衛(wèi)星上方20 cm處。此外，衛(wèi)星上的2個(gè)監(jiān)視相機(jī)將提供在軌階段的圖像數(shù)據(jù)并將其傳輸至地面，以監(jiān)測(cè)衛(wèi)星各系統(tǒng)的運(yùn)行情況。

材料選用是離軌帆設(shè)計(jì)的主要工作，其中2個(gè)重要的衡量指標(biāo)是輕量化和低滲透性。離軌帆在軌展開(kāi)后必須與盡可能多的大氣分子接觸以增加氣動(dòng)阻力，同時(shí)材料厚度要求在15 μm以下，以便于折疊后固定在容器中。PW-Sat2衛(wèi)星離軌帆最終所選材料為6.35 μm厚的Mylar?雙面鍍鋁膜。Mylar?膜具有較低的輻射系數(shù)和太陽(yáng)吸收比，一直被用于太陽(yáng)帆和離軌帆，其雙反射涂層避免了兩側(cè)帆面產(chǎn)生不同電荷，其物性參數(shù)等如表1所示。根據(jù)NASA數(shù)據(jù)庫(kù)，該材料也滿足空間真空環(huán)境下的出氣性能要求：TML-WVR＜1%，CVCM＜0.1%。

表1 Mylar?膜材料特性Table 1 Mylar? foil characteristics

帆臂豆莢桿的包覆材料由較厚（12 μm）的膜制成，可確保帆臂的強(qiáng)度。Mylar?和聚酰亞胺（Kapton）膠帶可避免材料撕裂，因此用雙面聚酰亞胺膠帶將帆臂黏結(jié)在帆面上，并對(duì)整個(gè)帆面邊緣進(jìn)行粘貼包覆以增加強(qiáng)度，同時(shí)較厚的聚酰亞胺膠帶可抵御在折疊過(guò)程中產(chǎn)生的切應(yīng)力。

帆從容器中釋放的動(dòng)力源來(lái)自一個(gè)300 mm長(zhǎng)的錐形彈簧，而帆的展開(kāi)是通過(guò)帆臂豆莢桿的回復(fù)力來(lái)實(shí)現(xiàn)的，如圖4、圖5所示。

圖4 離軌帆展開(kāi)機(jī)構(gòu)Fig. 4 Deployment mechanism of the deorbiting sail

圖5 離軌帆展開(kāi)狀態(tài)Fig. 5 Deployment state of the deorbiting sail

1.3.2 鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)[14-16]

PW-Sat2衛(wèi)星離軌帆在鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中，借鑒了歐空局“羅塞塔?菲萊”彗星探測(cè)器任務(wù)中研發(fā)的Dyneema?線熔斷方案[14]。該方案已推廣應(yīng)用于俄羅斯“福布斯?土壤”探測(cè)器[15]、“龍”8U立方星分離機(jī)構(gòu)[16]等空間機(jī)構(gòu)產(chǎn)品中，除“福布斯?土壤”探測(cè)器因運(yùn)載火箭上面級(jí)故障未能入軌外，其余產(chǎn)品均經(jīng)過(guò)在軌實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。該方案的鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)只需較小的預(yù)緊力即可保證整個(gè)機(jī)構(gòu)的鎖緊，同時(shí)其非火工分離設(shè)計(jì)可將分離沖擊降至最低，使整個(gè)系統(tǒng)具有更高的穩(wěn)定性和安全性。

鎖緊狀態(tài)下，離軌帆折疊固定在容器內(nèi)，安裝于衛(wèi)星內(nèi)部。離軌帆與容器通過(guò)錐形彈簧連接，彈簧的一端（直徑最大端）固定在容器底部，另一端固定于帆本體；當(dāng)彈簧壓緊時(shí)，離軌帆卷軸夾持端從容器底部伸出并被鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)固定，即構(gòu)成離軌帆模塊的地面鎖緊狀態(tài)。

如圖6所示，Dyneema?線固定在壓緊桿周圍，使壓桿保持在壓緊狀態(tài)，同時(shí)纏繞在電阻器周圍，并由板簧固定。彈簧的設(shè)計(jì)和安裝方式能夠提供適當(dāng)?shù)牧κ笵yneema?線在發(fā)射過(guò)載階段保持繃緊狀態(tài)。在預(yù)定時(shí)刻，電阻切割器會(huì)熔斷Dyneema?線，釋放彈簧的回復(fù)力使壓緊桿迅速?gòu)楅_(kāi)，完成離軌帆的釋放。同時(shí)，觸發(fā)開(kāi)關(guān)將輸出壓緊桿的位置信號(hào)，以便地面測(cè)控人員及時(shí)掌握機(jī)構(gòu)的工作狀態(tài)。

圖6 鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)部件（鎖緊狀態(tài)）Fig. 6 Components of the lock and release mechanism

2 地面試驗(yàn)

由于Mylar?聚酯薄膜在多次折疊和展開(kāi)過(guò)程中會(huì)磨損，用于實(shí)際飛行的離軌帆不宜在地面展開(kāi)后再折疊總裝，故離軌帆與正樣星完成總裝集成后無(wú)法再進(jìn)行真空熱展開(kāi)試驗(yàn)，鑒于此，使用離軌帆縮比模型（MiniSAIL）和正樣備份件（dummySAIL）來(lái)測(cè)試離軌帆是否可以在高低極限溫度的真空條件下成功展開(kāi)。為了使試驗(yàn)完整充分，由同一個(gè)操作人員按照相同的程序批產(chǎn)5件離軌帆產(chǎn)品，取其中4件用于展開(kāi)試驗(yàn)，剩下1件交付正樣星總裝。經(jīng)論證，4件離軌帆產(chǎn)品地面試驗(yàn)成功可確保在軌飛行件成功展開(kāi)的概率為0.8。在整個(gè)試驗(yàn)計(jì)劃中，共使用了6件離軌帆樣件：4件與飛行件相同的全尺寸合格產(chǎn)品以及2種縮比的模型（用于真空熱試驗(yàn)）。試驗(yàn)包括在最低溫度下和真空環(huán)境中對(duì)振動(dòng)等級(jí)進(jìn)行鑒定的測(cè)試以及縮比模型和正樣備份件的測(cè)試，所有真空熱試驗(yàn)都在波蘭科學(xué)院空間研究中心完成，如圖7所示。

圖7 離軌帆縮比模型和備份件的真空熱試驗(yàn)Fig. 7 Thermal vacuum cycling test (TVAC) of MiniSAILs and dummySAILs

在任務(wù)后期，聯(lián)合國(guó)外空委提供了一筆專項(xiàng)資金，研制團(tuán)隊(duì)隨即在德國(guó)不萊梅大學(xué)對(duì)正樣件增加了1次落塔微重力試驗(yàn)，如圖8所示。試驗(yàn)取得圓滿成功，驗(yàn)證了展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性與可靠性。

圖8 離軌帆正樣件落塔試驗(yàn)Fig. 8 Drop tower deployment test of the flight model of the deorbiting sail

3 在軌實(shí)驗(yàn)及設(shè)計(jì)改進(jìn)

3.1 離軌帆在軌展開(kāi)

PW-Sat2原計(jì)劃在衛(wèi)星壽命末期展開(kāi)離軌帆，但考慮到離軌帆載荷是本次任務(wù)的主要驗(yàn)證對(duì)象，且外層空間環(huán)境會(huì)對(duì)衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)產(chǎn)生不利影響，因此在衛(wèi)星平臺(tái)完成為期1月的在軌測(cè)試后，研制團(tuán)隊(duì)決定提前進(jìn)入離軌帆實(shí)驗(yàn)階段，于北京時(shí)間2018年12月29日傍晚成功注入指令。離軌帆順利展開(kāi)，如圖9所示。

圖9 離軌帆展開(kāi)狀態(tài)相機(jī)圖像Fig. 9 Image of the unfolding process of the deorbiting sail

3.2 離軌效能及故障現(xiàn)象

根據(jù)衛(wèi)星遙測(cè)數(shù)據(jù)持續(xù)監(jiān)測(cè)，自衛(wèi)星發(fā)射入軌至離軌帆展開(kāi)前的1個(gè)月內(nèi)，衛(wèi)星軌道高度幾乎無(wú)變化，離軌帆展開(kāi)后，衛(wèi)星軌道高度開(kāi)始持續(xù)下降，截至2020年7月，已從初始的590 km降至540 km以下，如圖10所示，可見(jiàn)離軌帆裝置對(duì)低軌衛(wèi)星降低高度確有顯著效果。

圖10 離軌帆展開(kāi)后衛(wèi)星軌道高度曲線Fig. 10 Satellite main altitude curve after deployment of deorbiting sail

然而在離軌帆展開(kāi)后僅3天，遙測(cè)圖像即發(fā)現(xiàn)離軌帆出現(xiàn)破損，數(shù)月后破損愈加嚴(yán)重，某些部位已出現(xiàn)大面積空洞，如圖11所示。此時(shí)離軌帆雖仍然具有增阻離軌效果，但離軌效能已大打折扣。

圖11 離軌帆破損的相機(jī)圖像Fig. 11 Image of the broken deorbiting sail

針對(duì)此現(xiàn)象，研制團(tuán)隊(duì)按照最惡劣迎風(fēng)面工況（0.9 m2）對(duì)離軌效能進(jìn)行仿真分析，如圖12所示，其中藍(lán)色曲線為目前衛(wèi)星軌道半長(zhǎng)軸實(shí)測(cè)值，灰色為理論計(jì)算值，預(yù)計(jì)衛(wèi)星將在2年內(nèi)離軌再入。

圖12 離軌效能理論計(jì)算值曲線Fig. 12 Theoretical calculation curve for deorbit efficiency

3.3 機(jī)理分析與可靠性提升方案[17-18]

經(jīng)研制團(tuán)隊(duì)根據(jù)離軌帆圖像遙測(cè)數(shù)據(jù)初步分析認(rèn)為，帆面破損的可能原因是空間熱環(huán)境所致，即在軌道環(huán)境中，聚酯薄膜表面溫度會(huì)驟升驟降，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)其材料本身可承受的溫度范圍。為驗(yàn)證這一假設(shè)，研制團(tuán)隊(duì)在實(shí)驗(yàn)室條件下使用離軌帆備份件進(jìn)行了溫度驟變的復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)，將樣品在裝有干冰的容器（溫度約為-80 ℃）和約180 ℃的熱源之間快速切換。溫度的快速變化在帆面材料上產(chǎn)生了額外的應(yīng)力，故此最有可能由于材料熱膨脹系數(shù)（CTE）不匹配而造成帆面撕裂。同時(shí)，低地球軌道（LEO）大氣中的原子氧也可能影響聚脂薄膜力學(xué)特性，并導(dǎo)致帆面撕裂的持續(xù)擴(kuò)大，這一現(xiàn)象曾在國(guó)際空間站的柔性太陽(yáng)翼上出現(xiàn)[16]。研制團(tuán)隊(duì)也分析了其他潛在原因，如微隕石或小直徑空間碎片的影響。

針對(duì)故障表現(xiàn)為離軌帆出現(xiàn)破損且撕裂范圍逐漸增大，研制團(tuán)隊(duì)就避免破損程度擴(kuò)大對(duì)離軌帆進(jìn)行可靠性提升設(shè)計(jì)，即增加聚酰亞胺膠帶包覆位置，形成網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)，如圖13所示[17]。一旦帆面在任意位置出現(xiàn)破裂，網(wǎng)狀膠帶布局可阻斷裂口的無(wú)限擴(kuò)大，維持帆面有效面積，這對(duì)大面積離軌帆的設(shè)計(jì)具有推廣意義。

圖13 帆面新增膠帶包覆位置Fig. 13 Locations of additional tape strips on sail surface

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以PW-Sat2立方星的研制發(fā)射為例，綜合國(guó)內(nèi)外空間碎片減緩領(lǐng)域的理論研究和已完成的演示驗(yàn)證任務(wù)，對(duì)比主動(dòng)、被動(dòng)離軌方式在不同類型航天器上的應(yīng)用，驗(yàn)證了使用離軌帆作為立方星被動(dòng)離軌裝置的可行性。通過(guò)PW-Sat2任務(wù)的研制，積累了很多寶貴經(jīng)驗(yàn)。隨著低軌微納衛(wèi)星發(fā)射數(shù)量的激增，離軌帆裝置被廣泛使用成為必然趨勢(shì)。PW-Sat2立方星任務(wù)中所取得的遙測(cè)圖像、數(shù)據(jù)，特別是故障現(xiàn)象發(fā)生機(jī)理分析以及可靠性提升方案，對(duì)我國(guó)自主研制同類產(chǎn)品可起到很大借鑒作用。同時(shí)，作為學(xué)生微納衛(wèi)星團(tuán)隊(duì)的代表作品，其研制經(jīng)驗(yàn)也可作為各高校開(kāi)展相關(guān)工作的參考，推動(dòng)我國(guó)微納衛(wèi)星和空間碎片減緩領(lǐng)域的研究進(jìn)展。