离子束在离轨过程中的推移优化

相对于接触式的空间碎片离轨技术，离子束推移离轨方法由于不需要与非合作的碎片直接接触，具有方法简单、运行寿命长、操作安全、使用范围广泛等[59]潜在优势，因此受到航天界越来越多的重视。离子束推移离轨方法的清除对象包括中型尺寸碎片及尺寸相对较小的大型碎片，但其清除效率、经济性相对于其他推移清除方法较低。

Bombardelli和Peláez首先提出了运用离子束对非接触目标实现姿轨控制的概念[60]，同样的概念也可以十分有效地迁移并应用于空间碎片的非接触式离轨，并且不论是在LEO^[1]、GEO还是在GTO[61]，都可以实现。其清除碎片的基本原理[62]是通过任务航天器发射的离子束对空间碎片进行持续的跟踪喷射，使得轨道切向速度持续增加/减少，实现升轨/降轨（图8-1）。

图8-1　离子束卫星工作机理示意图^[2]

国外对于离子束射流清除轨道垃圾的研究主要集中于西班牙Claudio教授的团队的相关研究。Claudio提出了牧羊人卫星的概念，牧羊人卫星包括两个反向安装的离子推力器，主推力器向空间碎片喷射电中性的高速离子束，离子束撞击空间碎片完成动量交换，对LEO轨道的空间碎片施加阻力（对GEO轨道的空间碎片施加推力），从而使碎片减速降轨（或者加速升轨至坟墓轨道）；离子束卫星的第二推力器则需要同时进行喷射，使卫星具有和碎片相同的加速度，从而保证卫星对碎片进行持续的跟踪和喷射。同时，该团队也对离子束卫星清除碎片的动力学进行了相关的研究、描述[63，64]。

1959年，NASA的Harold R.Kaufman研制了第一台离子推力器[65]；1964年，由卫星携带一台汞离子推力器和一台铯离子推力器发射升空，这是离子推力器的第一次在轨试验。自从20世纪80年代开始，国际上广泛采用氙气作为推进剂^[3]，并采用环尖磁场结构的电离室，这些改进大大提高了离子发动机的相关性能，延长了它的使用年限，使得离子推力器开始逐渐进入应用阶段。

1988—1993年，NASA为了开发性能更加优越、寿命更长的离子体推力器，开展了基于太阳能电推进的相关技术在轨验证项目（The NASA SEP Technology App lications Readines，NSTAR）^[4]；并研制了直接驱动式太阳电推进和微型模块化电推进系统，该项目研制的离子推力器（图8-2）成功应用于“深空一号（Deep Space 1，DS1）”航天器[66]上，并作为航天器的主推进系统，通过在轨试验，证明离子推力器作为推进器的可行性。ESA也于2001年发射了装配有4台离子推力器的ARTEMIS卫星^[5]，这4台离子推力器用来保持航天器位姿的稳定。但是，由于发射不成功，卫星没有进入目标轨道，最后只好通过离子推力器推动卫星进入目标轨道，但是由于推力小，该过程持续了近10个月。在此之后，日本与美国又相继发射了带有离子推力器的航天器[67]。(www.xing528.com)

图8-2　“深空一号”上的氙离子推力器（见彩插）

在进行离子推力器的大量试验与应用的同时，相关理论推导与数学仿真研究也在同步进行。自从1965年以来，学者做了大量有关等离子体分布（如密度、电势、电子温度等）、离子羽流分布规律等[68-71]研究。目前国内对离子束的羽流场也有一定的理论研究[72-74]，但国内学者对离子束推移离轨的方法研究尚少。离子束射流清除空间碎片的方法目前还有许多难点和问题需要解决[75]，例如，研发可靠、性能优越的离子推力器，对离子束羽流进行精确建模，离子束卫星的轨道机动，对目标的高精度跟踪，目标运动参数、形状参数的快速识别，喷射最佳作用点的选取，以及最佳喷射参数的制定等问题。

总的来说，离子束推移离轨技术是一项极具研究价值的技术，但目前该清除方法还存在着以下待解决的问题：离子束自由分散、可控性较差；从目标表面反射回来的离子体还可能污染拖船敏感部件；库仑力作用时的电弧效应可能损坏太阳能元件及电子设备；电磁力方式因为要求碎片本身带有电磁装置而使应用受限等[1]。因此，离子束推移离轨技术在应用于工程实际之前，还面临诸多挑战。