Very Low Earth Orbit（VLEO）正在重新定义商业遥感卫星的能力边界。传统观点认为，400 公里以下的大气密度过高，卫星无法实现合理的任务寿命；然而 Albedo 的 Clarity-1 卫星在 2025 年 3 月发射后，于 250 至 320 公里轨道高度实现了持续运营，首次证明了商业卫星在超低轨长期生存的可行性。这一突破的背后，是大气阻力精确建模、主动轨道维持系统以及抗原子氧材料设计等一系列工程挑战的系统性解决。本文将从轨道力学视角切入，梳理 VLEO 任务设计中不可回避的核心参数与设计权衡。
大气密度扰动与阻力系数的不确定性
VLEO 任务设计的首要难点在于大气密度的精确预测。根据米兰理工大学的研究团队在 2025 年发表的轨道机动分析论文，在 300 公里高度运行的 180 公斤级卫星，若缺乏主动推进补偿，将在约 60 天内因大气阻力耗散而再入大气层烧毁。这一时间尺度意味着，传统的化学推进系统无法满足 VLEO 任务的经济性要求 —— 携带足够的化学燃料将严重挤压有效载荷质量预算。因此，电推进系统成为 VLEO 卫星的标准配置，但电推进的低推力特性要求任务设计者精确计算每日的速度增量需求，并在轨持续执行微推力脉冲。
大气密度的扰动源主要来自两方面：太阳紫外线辐射导致的地球大气膨胀，以及地磁活动引起的局部密度异常。Solar Cycle 25 的峰值预计与 1990 年代末的 Solar Cycle 23 相当，这意味着在太阳活动高峰期，300 公里高度的大气密度可能达到宁静期的十倍以上。对于在 250 至 280 公里高度运营的卫星，这种密度波动将直接转化为阻力变化的量级差异，要求星上计算机具备实时大气模型更新与机动规划能力。当前工程实践中普遍采用的 NRLMSISE-00 大气模型虽然在 200 公里以上具有较好的预测精度，但在太阳扰动期间的模型误差仍可能达到 30% 至 50%，这成为轨道维持预算中最不可控的风险因子。
轨道维持策略与推进系统参数设计
实现 VLEO 长期运营需要系统性的轨道维持策略。根据曼彻斯特大学与欧洲合作机构在 2021 年发表的 VLEO 系统建模研究，持续的阻力补偿可以通过两种技术路径实现：传统的离子 / 霍尔电推进系统需要定期执行轨道抬升机动，典型脉冲时长为数分钟至数十分钟；而空气呼吸电推进（ABEP）系统则直接收集稀薄大气分子作为推进剂，理论上可实现无限续航，但受限于收集器的气动设计与电力供应约束。目前 Clarity-1 采用的是传统电推进方案配合优化的姿态控制策略，其具体推进剂消耗率与任务寿命的关系尚未公开，但工程界普遍预期 250 至 300 公里任务需要每日 10 至 50 米每秒的速度增量来抵消平均阻力损失。
在推进系统选型之外，轨道维持的机动策略同样关键。研究表明，当卫星高度降至某一阈值以下时，阻力导致的能量损失将呈指数级加速，这意味着被动等待至预期高度再执行轨道抬升将显著增加推进剂消耗。工程上推荐采用主动高度维持策略：设定 5 至 10 公里的高度预警线，当卫星因阻力衰减降至该阈值以下时，系统自动触发推进程序将轨道恢复至目标高度。这种策略的代价是推进剂消耗的离散化峰值，但对任务整体燃料预算的影响小于持续微推力方案。具体到 300 公里高度的任务，推荐的推进脉冲频率为每 12 至 24 小时一次，每次脉冲的持续时间根据当前大气密度估算值动态调整。
原子氧侵蚀与材料选择的热力学约束
VLEO 环境对航天器材料的侵蚀效应不容忽视。在 400 公里以下高度，残余大气中的原子氧（O）取代分子氧（O₂）成为主要成分。原子氧具有极高的化学活性，会与航天器表面材料发生氧化反应，导致太阳能电池板效率衰减、热控涂层性能退化以及结构材料表面粗糙化。Clarity-1 在设计上采用了抗原子氧镀膜与全封闭太阳能电池阵列，但长期运营数据仍需积累以验证材料在完整太阳周期内的稳定性。
材料选择的热力学约束进一步收窄了设计空间。硅基太阳能电池在原子氧环境下的退化速率约为每年 5% 至 10%，而多结砷化镓电池虽然在效率上更具优势，但对原子氧侵蚀的敏感性更高。热控表面同样面临挑战：传统的白色涂层会因原子氧轰击而变黄，降低红外发射率并导致星上设备过热。银涂层虽然在原子氧环境中相对稳定，但其高红外发射率在 VLEO 的稀薄大气散热条件下可能造成热设计裕度不足。当前工程实践中的权衡方案包括：在太阳能电池表面附加原子氧阻挡层，使用金属化聚合物薄膜作为热控主表面，以及在关键结构部件上采用阳极氧化铝保护层。
姿态控制与气动力的协同利用
VLEO 环境虽然对传统卫星设计构成挑战，但其稀薄大气也可被主动利用。传统卫星的姿态控制依赖反作用轮与磁力矩器，前者存在动量饱和问题需要定期卸载，后者则受限于地磁场强度与轨道倾角的约束。在 VLEO 中，气动力与气动力矩成为可利用的辅助控制源：通过精心设计太阳帆板的攻角与卫星整体的气动外形，卫星可以产生可控的升力与阻力分量，用于辅助姿态稳定或轨道调整。
Albedo 在 Clarity-1 上实现的「Protect Mode」即体现了这一思路的工程化应用。当大气密度因太阳活动而急剧上升，或卫星意外进入更高阻力区域时，Protect Mode 自动调整姿态使气动升力方向与速度矢量形成特定角度，既避免轨道过度衰减，又保持姿态稳定直至大气密度恢复正常。这一模式的触发阈值需要综合考虑当前轨道高度、预估密度变化趋势与推进剂剩余量，工程上通常设定为密度峰值期间的瞬时阻力超过平均值的 150% 至 200%。值得注意的是，气动姿态控制在 200 公里以下高度的效果最为显著，但该高度的阻力水平已超出常规电推进的补偿能力，因此工程实践通常将气动辅助控制限定在 250 至 350 公里区间。
监控参数与自主响应阈值
对于计划进入 VLEO 领域的工程团队，以下监控参数与阈值设定是任务设计的关键输入。大气密度估算误差是驱动推进剂预算的核心不确定性源，建议在任务设计阶段预留 40% 至 60% 的推进剂裕度以应对模型预测偏差。轨道维持机动的时间窗口规划应考虑地面站过境与推进系统热管理的约束，避免在星上高温时段执行长脉冲推进。原子氧通量的累计监测可通过表面质量损失传感器实现，推荐在太阳能电池板边缘设置采样区域并定期评估其退化状态，以便及时调整功率预算。
自主响应系统的设计同样需要工程化界定。推进系统点火的高度阈值建议设定为比目标高度低 8 至 12 公里，以确保在密度波动期间有足够的机动提前量。姿态进入 Protect Mode 的触发条件可采用多参数融合判据：综合大气密度估算值、地磁活动指数与当前高度损失速率，当三者均超过预设阈值时系统自动切换工作模式。地面控制团队应在任务初期建立完整的参数标定流程，确保星上自主决策逻辑与地面站的预测模型保持一致。
VLEO 任务的工程化路径已经从概念验证阶段进入规模化运营的前夜。Clarity-1 的成功表明，在 250 至 320 公里高度实现一年以上的任务寿命是可行的，但这一成功建立在对大气动力学、材料化学与推进系统特性的深刻理解之上。对于后续任务，改进方向包括：更高精度的在轨大气密度探测、更高效的空气呼吸推进系统以及针对原子氧环境的标准化材料解决方案。随着更多卫星进入这一轨道区间，VLEO 将逐渐从技术演示演变为商业遥感的基础设施，而支撑这一转变的，正是今天建立的工程参数体系与运维经验。
资料来源：Albedo 官方博客（2026 年 1 月 22 日）；米兰理工大学《Very Low Earth Orbit Satellites under Solar Activity and Drag Effects》轨道机动研究论文（2025 年）；曼彻斯特大学等机构《System Modelling of Very Low Earth Orbit Satellites》系统建模研究（2021 年）。