非接触离轨清除技术的推进方法

如果通过清除卫星与空间碎片的近距离接触实现推移，可能造成两者的不可控，破坏两个目标间的稳定性，本节描述的推移离轨是非接触的推移方法，利用激光、太阳辐射、离子束等能量粒子将空间碎片推离原运行轨道，达到清除目的。非接触的推移离轨技术用时较长，目前提出的非接触推移离轨方法主要包括太阳辐射光压推移（也被称为太阳帆推移）、离子束推移、激光推移以及人工大气方法。

1.激光推移离轨

激光推移离轨方法适用于大空间碎片（直径＞10 cm）和小空间碎片（直径＜1 mm）。激光清除一般分为烧毁和推移两种方法，推移方法是利用高能脉冲激光束照射碎片表面，降低碎片运行速度和轨道高度；烧毁是使用强大的连续波激光照射碎片，使碎片温度升高乃至升华［11］，激光烧毁移除适用于厘米级的小碎片。Phipps 等人在1996 年首次表明被20 kW、530 nm 且连续不断的地基高能脉冲激光束照射能将空间碎片推离原轨道。NASA （美国国家航空航天局）和美国空军资助的ORION 研究中，采用了Phipps 等人的方案，该系统拥有一个高精度的监测系统以及发射激光束的地基激光清除系统。根据研究表明，该系统能够清除1 500 km 轨道高度上的所有碎片以及能够利用4 年左右时间清除轨道高度低于1 000 km、质量小于500 kg 的所有空间碎片［24］。激光轨道碎片清除（Laser Orbital Debris Removal，LODR）系统基于ORION 系统进行改进，它能够每8 个星期将Envisat 卫星推离轨道40 km。该激光系统能够被装载，能够放置于赤道区域和极地区域［25］。在天基激光移除计划方面，早在1989 年，美国洛斯阿拉莫斯国家实验室Metzger 即提出了天基激光移除碎片方案［26］。2015 年一个国际科学家小组提出利用天基系统解决日益严重的空间碎片问题的方案，拟在“国际空间站”上部署，可以使距离天基系统100 km 范围内的空间碎片脱轨，如图11-10 所示［27］。当激光照射到碎片表面上时，碎片的行为受激光束形状影响，Liedahl 进行了详细的分析与研究［28］。

图11-1　0 激光推移离轨清除系统［27］

2.离子束推移离轨

离子束推移离轨（Ion Beam Shepherd）利用远距离发射的高能离子束与空间碎片产生作用力，降低碎片的轨道高度。离子束用于产生碎片的离轨力，是离子束推移离轨清除技术的核心。离子束推移离轨方法为：首先产生离子束并将其向碎片射出，接着与空间碎片产生作用力使碎片脱离原轨道，图11-11 所示为离子束推移离轨系统示意图［29］，Bombardelli 研究了球形、圆柱形碎片在受到离子束作用时的行为［30］；Merino 建立了IBIS （Ion Beam Interaction Simulator）仿真模型用来分析、测试、验证IBIS 系统的理论设计，制订离轨计划，同时还针对推进器需求，分析了离子束特性以及离子束连接清除卫星和空间碎片时的动量转移效率［30-31］。对于GEO 区域的空间碎片，Kitamura 使用数值分析法以及试验，证明了6 种GEO 空间碎片可以被179 d 连续不断的离子束推移离轨［32］。(www.xing528.com)

图11-1　1 离子束推移离轨系统示意图［29］。

3.人工大气推移离轨

人工大气推移离轨是推动大气粒子向空间碎片移动，致使碎片速度减小，轨道高度降低。大气粒子可以是以羽状气态形式喷出，也可以是涡流式，但喷射方向是朝向碎片方向的。Kofford 设计出由一个点火装置和易燃推进剂构成的人工大气传输系统［33］。为了使空间碎片再入大气层，在空间碎片周围如何产生足够密度的瞬时气态云也是需要研究的内容［34］。由于大气粒子不会对卫星造成损害，在接触碎片之后也会进入大气层，所以人工大气推移离轨技术不会对空间环境造成污染，该方法也被认为是比较有发展前景的空间碎片清除技术之一。

4.太阳辐射光压推移离轨

太阳辐射光压推移离轨技术是在2010 年由JAXA 首次验证的［35］。当某些卫星的推进系统失效或者推进剂不足以使卫星完成再入大气层过程，而所装载或者附着的太阳帆控制系统仍正常时，太阳光压推移离轨方法就可以用于清除这些卫星。当目标的太阳帆被太阳光照射时，太阳光光子持续不断地撞击太阳帆，太阳帆反射太阳光光子产生推力，随着力的不断累积，空间碎片就能被推移出原轨。当空间碎片沿着轨道运行并远离太阳时，卫星轨道的长半轴a 会增大，反之则会减小，在一个轨道周期完成时，长半轴的净变为零。

根据上述变化，可以在卫星处于轨道上某个合适的点时，旋转太阳帆获得太阳辐射光压，使轨道降低。Borja 在研究中表明，如果要利用太阳光压方法将一颗地球同步卫星推移到轨高235 km 的新轨道，用时不会超过5.8 年［36］。然而该方法的缺点是高度依赖太阳帆控制的准确性，因此Licking 针对该缺点提出了利用太阳光压、大气阻力和地球扁率共同作用来进行清除工作［37］。由于大气密度的影响，太阳辐射光压方法适用于轨道高度高于750 km 轨道处的卫星。Macdonald 在研究中表明，太阳辐射光压推移离轨技术对极轨道碎片的清除效果比对赤道轨道碎片的清除效果要好［38］。