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日益增长的空间碎片已经严重影响人类正常的航天活动，如何应对空间碎片对在轨航天器的威胁已成为人类航天活动无法回避的现实问题。与地面环境相比，空间环境是一个较新的研究领域，但空间环境也是一种有限的自然资源，目前已经受到了严重的污染和破坏，对人类的空间活动构成危害。空间碎片环境的控制与治理必须由所有航天国家（机构）共同努力才能完成，这是国际社会普遍达成的共识 [67 -69] 。
1993 年，世界上主要航天发射国家共同发起成立了国际机构间空间碎片协调委员会。国际机构间空间碎片协调委员会由各国航天局代表参加，是一个半官方的国际组织，宗旨是：在各国航天局之间交换有关空间碎片研究的资料，建立开展空间碎片研究国际合作的渠道，共同研究与评价控制空间碎片的措施 。2003 年，国际机构间空间碎片协调委员会向联合国外层空间委员会提交了《空间碎片减缓指南 》,2006 年 2 月外空科技小组空间碎片工作组 （ SDWG） 提交了《空间碎片减缓指南修订草案》以及 UNCOPUOS2007 年通过了《空间碎片减缓准则》。此外 , UNCOPUOS 的科学与技术分组委员会 （ STSC） 已经于 2004 年将空间碎片问题列为专题，成立了空间碎片工作组，以《空间碎片减缓指南》为基础，讨论空间碎片减缓措施的落实问题 [70 -71] 。除此之外，国际标准化组织 （ ISO） 也正式将空间碎片减缓系列标准纳入其工作计划之中。
2010 年 6 月，美国在其颁布的新版空间政策中，以高姿态表明其为减缓空间碎片、减少外空事件发生而做的努力。美国配套的制度文件有 NASA 安全标准《限制空间碎片的指南和评估程序》、管理指南《限制空间碎片产生的政策》、支撑文件《空间碎片评估参考手册》和支撑软件《碎片评估软件》。欧空局也发布了《欧洲空间碎片安全及减缓标准》和《空间碎片减缓手册》，并设立了空间碎片管理机构，规定每一个空间项目都指派一名空间碎片管理人负责对空间碎片减缓措施的实施。
为了有效地遏制当前空间环境日渐恶化的趋势，各航天大国、国际组织在航天活动中采取了多种措施，以期达到减少空间碎片、保护空间环境的目的。然而就目前而言，人类更多的是采取被动的措施防护和规避空间碎片对在轨航天器的威胁，或者通过减缓措施预防新空间碎片的产生 [72] 。其中，对于已经存在的小空间碎片主要通过采取适当的防护措施来提高航天器的防御能力；对于较大的编目碎片则通过碰撞预警进而对航天器实施机动规避；对于危险碎片目前尚无有效的应对措施。
规避措施是主要针对尺寸大于 10cm 的编目空间物体碰撞而采取的轨道机动措施。编目碎片撞击的危害最大，由于大空间碎片的动量很大，任何航天器与其撞击都将产生严重后果，而且常用的防护措施往往无能为力，因此，比较有效的方法就是对这些空间碎片进行探测，获得它们的轨道根数，然后使航天器加以规避。所以，这类碎片是碰撞预警与轨道规避研究的主要对象，可以被地基的雷达和望远镜等跟踪并记录运行轨道。然而，轨道规避会额外增加航天器的燃料消耗，干扰正常的在轨运行业务，是权宜之计。
目前，美国和俄罗斯在全球建立了空间碎片监测网，对监测到的空间碎片进行编目，并且利用两行根数 （ two-line element, TLE） 格式发布出来。利用这些发布的数据，针对危险目标进行跟踪和预报，根据碰撞概率判据或者 BOX 区域判据对危险交会发布预警、进行轨道机动来实现对较大空间碎片的防护，具体工作流程如图 2 -49 所示。对于空间碎片的碰撞预警来说，从监测数据，轨道预报和筛选，误差统计和分析，计算碰撞概率，到最后根据判据进行规避，每一个环节都很重要。
规避措施主要可分为高度分离法和沿迹分离法两种。
图 2 -49 航天器机动规避的一般工作流程
高度分离法是指在预报交会事件发生之前的第（ n + 1/2 ）（ n = 0,1,2, …）个轨道圈内，施加给航天器一单次沿迹方向的速度增量，使两空间物体的轨道高度分开一定距离的规避策略。一般来说，在交会事件预报时间较短且具有迎面接近几何关系的情况下，适宜采用高度分离规避策略。
对于高度变化在 ± 20km 范围之内，且只需较小的速度增量（如 0.1~10m / s） 即可避免在轨碰撞发生的近圆轨道，交会时刻要求的高度分离距离与速度增量关系可表述为
式中， V 为沿迹方向速度增量 , m/ s; H 为高度分离距离 , km; H 0 为交会空间物体的初始平均轨道高度 , km。
沿迹分离法是指在预报交会事件发生之前的多个轨道圈内施加给航天器一个或几个沿迹方向的小速度增量，以增大两空间物体沿迹方向分离距离的规避策略。由于沿迹方向分离距离与航天器机动和交会预报时刻内的滑行弧段长度成正比，因此，对于交会预报时间足够（如至少提前一天）且非迎面交会情况下，从节省燃料的角度考虑，适宜采用沿迹分离规避策略。
对于只需较小的速度增量（如 0.1~ 10m /s） 即可规避在轨碰撞发生的近圆轨道，交会时刻所需要的沿迹方向分离距离与速度增量关系可表述为
式中 ,Δ S 为沿迹方向分离距离 , km; n 为航天器机动与交会预报时刻内的滑 行轨道圈数， n ≥2; 其他参数物理意义同上。
式 （2-10） 表明，在沿迹方向分离距离一定的条件下，航天器滑行轨道圈数越多，所需的轨道机动速度增量就越小。
小空间碎片由于体积太小并且数量太多，无法逐个测量它们的轨道，航天器无法实施机动策略躲避其撞击，只能采取对航天器进行防护设计的方法 [73] 。防护设计的途径有三条：一是通过优选表面材料、改变结构和增加厚度来提高航天器抵御空间碎片撞击的能力；二是在航天器外面增加屏障，降低空间碎片对航天器的撞击伤害；三是将易损伤的关键部件安置在不易受撞击的位置，这主要是针对 1 cm 以下微小碎片超高速碰撞而采取的防护措施。对于尺度超过 1 cm 的碎片，该措施带来的重量增加将不仅导致发射成本的剧增，而且在技术可行性上面临任务周期长、整体系统复杂度提高和工程上难以实施的问题。作为空间碎片研究领域最重要的国际组织，机构间空间碎片协调委员会制定了专门的防护手册，用以指导各成员国的空间碎片防护工作。
由于增加舱壁厚度的代价过高，可以采取在航天器舱壁外面一定距离处加装一层防护屏的廉价措施，起到同样的防护效果。这种防护结构是美国科学家 Whipple （ 惠普尔）于 1947 年为了提高航天器抵御微流星体撞击的能力提出的，被称作 Whipple 防护结构 [74] （图 2 -50 ）。 当弹丸撞击第一层防护屏时，靶板被击穿成孔并形成二次碎片云，二次碎片云的速度低于弹丸速度。同时，防护屏和舱壁之间的距离允许碎片云膨胀和扩散，使撞击面扩大，从而使防护性能得到提高，以较轻的重量防止舱壁破裂和穿孔 [75 -77] 。
图 2 -50 Whipple防护结构
航天器防护结构设计中，既要考虑抵御微流星体/空间碎片撞击的可靠性要求，同时也需要满足如尺寸、质量等总体方面的约束条件，不同航天器可能选择不同的防护结构。在经典的 Whipple 防护结构机理的基础上，人们进行了大量航天器防护结构的研究工作，将 Whipple 防护方案用于航天器防护，同时也发展了一些改进型 Whipple 防护，如加强肋 Whipple 防护、波纹防护屏 Whipple 防护、填充 Whipple 防护 （ SWS 防护）、复合材料 Whipple 防护等 [78 -79] 。
以国际空间站为例，每个舱段在满足各自所分配的可靠性指标要求的前提下，均采取了不同防护结构设计方案。国际空间站共设置了数百块空间碎片防护屏障，其质量大约为 15t, 占总质量的 3.2%。 通过实施空间碎片防护设计，整个空间站在轨运行 10 年期间，其非击穿概率 （ PNP） 为 0.81。
预防空间碎片的一个办法是减少航天活动过程中或结束后产生的空间物体的数量，另一个可用的方案是通过寿命末期变轨等措施将空间物体移出受保护的轨道区域。第一类措施包括防止产生与航天活动相关的物体、防止产生固体火箭发动机碎渣和钝化处理。第二类措施包括缩短在轨时间、移入弃置轨道和主动移除 [1,70 -71] 。还须指出，一种措施不能适用于所有的空间物体。每种措施都有其适用条件。下面将简述其适用范围和效果。
这一措施的目标是促使在轨长寿命大空间物体离轨并再入地球大气层，使其不能成为将来的碰撞对象。虽然从减缓碎片的角度考虑，直接再入更为可取，但由于各种原因经常不可行。一方面，直接再入需要大量的燃料，因此成本高昂；另一方面，实施受控再入还需满足特定条件，这些条件既复杂又成本高昂。缩短在轨寿命还可指通过机动使空间物体进入另一轨道，从而使该空间物体在一定的时间内再入地球大气层。上述两种情况均仅适用于近地轨道上的卫星。在高轨道使用该措施可能导致重大的再入焚毁而产生高额代价，并且可能暂时增加再入过程中的物体与在低轨道运行卫星的碰撞风险。
垃圾轨道又称坟墓轨道，是指通过变轨的方式将某些任务结束后的航天器移入特定高度的无实用价值轨道区域内而采取的一种技术措施。按垃圾轨道高度的不同，分为低高度垃圾轨道、高高度垃圾轨道和 GEO 垃圾轨道三个区域，如图 2 -51 所示。
从图 2 -51 中可以看出，对于 GEO 上的任务后卫星，为避免与 GEO 及 GTO （地球同步转移轨道）上正常运行卫星发生在轨碰撞，要求垃圾轨道的高度至少应高出 GEO300km 以上。对于不同面质比和辐射发射特性的 GEO 卫星 , IADC 已提出一个参考的垃圾轨道近地点最小提升高度 Δ H geo 估算公式，即
式中，（ C r ） max 为最大太阳辐射压力系数，一般可取 5 /3~ 2;（ A / m ） max 为卫星最大面质比 , m 2 / kg。
图 2 -51 垃圾轨道高度区域划分情况
对于 GEO 卫星来说，在推进剂耗尽后将失去保持定点位置的能力，在地球扁率、日月引力等摄动作用下发生漂移，轨道倾角出现以 53 年为周期的周期性变化，最大倾角可达 15°, 每年两次穿过地球静止轨道，相对速度约 800m /s, 对 GEO 区正常在轨运行卫星的安全构成威胁。
为防止 GEO 区任务后卫星成为害群之马，将其送入垃圾轨道是目前唯一可行的方法，而且各国已在垃圾轨道高度及变轨策略上基本达成了共识。具体而言，选择一条比 GEO 高出 300km 的圆轨道作为垃圾轨道，采用多次加速变轨策略，每次变轨约提供 3.65m /s 的速度增量，使轨道高度提升 100km, 推进剂消耗相当于定点保持一个月所需的能量。
该方法已在 GEO 区任务后卫星上使用过 90 余次，效果不错。但需要指出的是，由于轨道转移需消耗卫星携带的推进剂，卫星工作寿命缩短。此外，在寿命末期，卫星上的剩余推进剂量往往不易准确测量，剩余过多无疑对卫星工作寿命造成极大的浪费，剩余不足则无法将卫星送入垃圾轨道。目前，国外正在考虑在卫星上使用太阳能电推进器实现向垃圾轨道的可靠转移。
系留 （ tether） 是指将航天器发射和运行过程中产生的空间碎片（抛弃物）留存在航天器上而采取的一种技术措施。也就是说，需要从航天器和运载火箭设计上采取措施。一方面，尽可能减少航天器发射和运行过程中抛弃物的释放；另一方面，对于非抛弃不可的零件，如运载火箭的整流罩、星箭分离装置的包带、爆炸螺栓爆炸产生的碎片、仪器探头或镜头的保护罩等，则要求释放后依旧能连接在运载火箭末级或航天器上，或采取收集器进行收容，不让其任意在轨道上扩散。
钝化处理是指消除或断绝运载火箭末级和寿终航天器上可能导致意外爆炸事件发生的能源而采取的一种预防技术措施，主要包括耗尽或排空运载火箭末级中剩余推进剂和高压气体，永久性切断任务后运载火箭末级和航天器内的电池电路，消除一切可引起在轨爆炸的根源。
1） 剩余推进剂排放及压力容器泄压
剩余推进剂和高压气体可以充分用作卫星任务结束后的变轨动力。目前，近地轨道卫星基本上都采用表面张力贮箱，这种贮箱的有效挤出率大于 98%, 若不考核系统指标，卫星任务结束后只需打开阀门，就可排空贮箱和管路中的推进剂和气体。同样，压力容器内的高压气体在任务结束后也可以完全排空。
2） 蓄电池钝化
蓄电池钝化是指要求在卫星任务结束后将其储存的能量放掉并断开充电线路的一种技术措施。解决的办法是在蓄电池的充电控制电路上设置遥控开关，等任务结束后通过遥控指令断开其充电电路。这种设计方案技术上很容易实现，但会对充电可靠性带来影响。例如，卫星上一般有两组蓄电池组，设计中优先考虑的是确保母线电源的供电可靠性，不允许两组蓄电池同时断开。因此，在两组蓄电池充放电开关之间增加了互锁功能，一组蓄电池断开后，另一组蓄电池充放电开关将不执行断开遥控指令，始终处于接通状态，即遥控指令不能同时断开两组蓄电池。如果要求卫星任务结束后对蓄电池进行钝化处理，就需要取消两组蓄电池充放电开关之间的互锁功能，这样，蓄电池充电可靠性会降低，但因有接通指令，这种可靠性降低是可以接受的。
3） 运动部件钝化
运动部件钝化是指在卫星任务结束后对其进行卸载使之停止运动，解决的方法是在运动部件的控制电路中设置断电开关，等任务结束后通过遥控指令断开运动部件的供电。这种设计方案技术上也很容易实现，但目前有些卫星为防止平台部分的某些关键部件因误指令导致冗余系统的主备单机同时断电而引起严重故障，从可靠性设计的角度采取了保护措施，以确保主备机中始终有一台单机处于加电状态，但这样又会导致卫星在任务后无法实现两台单机均断电的钝化目标。
推进剂耗尽的运载火箭末级和寿终航天器，任其发展为空间垃圾可能是一种浪费或损失。再入大气层焚烧，虽可以防止空间碎片的产生，但长此以往可能又会对大气环境造成污染。近年来，国内外航天专家一直在研究运载火箭和航天器的重复使用问题。例如，用单级入轨火箭或新型航天飞机等可多次重复使用的空间运输系统代替目前的一次性使用运载火箭；用可在轨维修、加注燃料和回收的空间平台代替目前的一次性使用卫星，以减少硬件消耗和空间碎片的产生。不过，目前这种方法还有一系列关键技术有待突破，而且效费比偏低，预计近期内还难以实现。
通过采取以上措施，虽然可以在一定程度上帮助人们提高航天活动的安全性，预防新空间碎片的产生，但对彻底治理和减少已形成的空间碎片、净化空间环境的作用非常有限。尤其新的研究表明：只有预防已不足以维持空间碎片环境的长期稳定，因为空间物体之间发生碰撞产生碎片的速度将比因大气阻力自然清除碎片的速度更快。因此，必须采取 ADR 措施，清除轨道上业已存在的空间碎片，彻底治理和保护空间环境 [80 -82] 。
清除空间碎片活动通常关注碎片密度高的轨道（如 LEO 或 GEO） ，并以特定尺寸范围的碎片为目标。表 2 -12 归纳总结了已提出可能用于主动清除空间碎片的主要方法，并对其应用前景进行了预测 [2 ] 。虽然国际上已提出多种空间碎片清除方法，但大部分还处于概念探索和技术研究阶段，即使有的方法（如空间拖船）已通过演示实验，但主要是针对较大尺寸的空间合作目标。
表 2 -12 主要的空间碎片清除方法
续表
从表 2 -12 中结果可以看出，不同的清除方法各有优缺点和应用对象，任何一种方法都很难清除所有轨道和尺寸范围内的碎片。由于尺寸大于 10cm 的碎片可造成航天器解体的灾难性后果，同时也是目前地面雷达跟踪 LEO 碎片的能力极限 ,10cm 成为划分空间碎片清除概念的一个典型尺寸。通过清除小碎片可降低碎片对现有空间系统产生碰撞的概率，进而影响近期的空间环境。通过清除大碎片则可减少产生碎片的碰撞的次数，进而影响中期和远期的空间环境。总之，目前航天界还未找到一个在技术和经济上都行之有效的空间碎片清除方案，在空间碎片治理中应该综合发展和应用多种清除方法，构建优势互补、经济有效的综合治理方案。
推移离轨是一类重要的空间碎片清除方式，利用激光、离子束、太阳辐射等能量束与空间碎片作用时的力现象，在碎片运动过程中施加特定力的作用，使其离开原来的轨道，达到清除的目的。目前提出的推移离轨方法主要包括激光推移、离子束推移和太阳帆推移。
1） 激光推移离轨技术
激光推移离轨技术是使用强激光束照射碎片表面，使辐射区材料产生熔融、汽化、电离，形成等离子体反喷羽流，反喷羽流的冲量耦合使碎片获得反向速度增量，从而驱动碎片运动，改变碎片初始轨道 [83 -84] ，如图 2 -52 所示。
根据清除的效果，可把使用激光清除空间碎片的方法分为烧毁和推移两种。其中烧毁是利用强大的连续波激光照射碎片，使其温度升高直至升华，实现碎片清除；推移是利用高能脉冲激光束照射碎片表面，产生类似于火箭推进的“热物质射流”，为碎片提供一定的速度增量来降低近地点高度，达到缩短碎片轨道寿命的目的。研究表明，在理想情况下清除小于 10cm 空间碎片，使用脉冲式推移方式清除空间碎片，所需的能量要比持续照射烧毁方式少许多。由于烧毁对激光系统的要求与工程实际差距太大，所以相关研究比较少，而更多研究关注推移的清除方式。
图 2 -52 激光推移离轨清除系统组成
按照激光器所在平台不同，激光推移离轨清除系统可分为地基、空基和天基三种类型。地基与空基激光可提供较大的能量，技术相对成熟，但大气层的吸收作用损耗较大，且受到地理位置和距离影响，使得可工作空间范围有限。天基激光在真空中传播，可忽略损耗，且没有折射、散射等传播误差影响，随着平台部署的变化，可扩展控制的空间范围，但是由于受到工作平台尺寸的限制，能够提供的能量较小。同时，利用激光清除的方法时，需要实现准确探测、定位并跟踪目标，这对于厘米级甚至更小的空间碎片来说目前存在很大困难 [85 -86] 。表 2 -13 从技术难度、清除效率等方面对天基和地基激光清除进行对比，空基激光清除方案介于两者之间。
表 2 -13 激光清除方案对比表
与地基激光系统相比，天基激光系统清除碎片的轨道范围更大，清除效率（不考虑成本）会有较大的提升，但也面临更大的技术难度。清除效率的提升主要体现为以下几点。
（1） 连续作用时间可以更长。虽然由于激光功率的限制，天基激光系统的有效作用距离会大大缩短，但是，如果天基激光系统与目标碎片保持较小的相对速度，则可以比地基激光系统有更长的作用时间。
（2） 基本不受大气传输影响。天基激光系统部署在稠密大气层之外，对目标碎片发射的激光束一般不经过大气层，所以受大气的不良影响很小。
（3） 跟踪发射方向更广。如果不考虑碎片的运动方向，天基激光系统可以跟踪发射不指向地面（以免发生安全事故）的任意方向，远大于地基激光系统可以跟踪发射的方向范围。
更大的技术难度主要体现为以下几点。
（1） 发射成本高、难度大。发射成本与激光系统的质量存在比例关系，如果天基激光系统的体积和质量过大，还会增加发射难度。
（2） 平台满足稳定性要求的难度更大。为了满足高精度捕获、跟踪、瞄准目标的需要，天基平台在姿态稳定性方面的难度很大。
（3） 能量需要补充和储存。高能激光发射需要的强大能源很难一次性携带（除非使用核能），需要由地面输送或者通过长时间吸收太阳能储存使用。
（4） 能量储存的难度更大。由于受到体积、质量等方面的限制，天基激光系统能量储存的难度更大。
（5） 散热难度更大。散热是高能激光系统的一大难题，在只能依靠辐射散热的太空面临的难度更大。
（6） 维护难度更大。高能激光系统中使用大量的高精尖灵敏设备，系统工作寿命及可靠性受到很大影响，一旦在太空中出现性能降低或故障，维护的难度很大。
通过比较可以看出天基激光系统实施技术难度大，但清除效率相对较高。鉴于当前高功率脉冲激光技术已经取得较大的进展，所以地基激光空间碎片清除更加接近于工程实际。
激光主动移除空间碎片技术因其可同时进行探测和跟瞄，操作简单、响应时间短、可重复使用且成本较低，因而被认为是最有前景的方法。早在 20 世纪 80 年代末，美国、德国等就提出了用强激光移除空间碎片的概念 。1996 年 , NASA 推出了地基强激光移除空间碎片的 ORION 计划。该计划设计能够在 1 500 km 范围内、以直径 60 cm 的光斑驱动尺度 1 ~ 20 cm、 质量在 100 kg 以下的碎片。从 2012 年起地基激光移除计划因激光大气传输问题而受阻， NASA 转向天基激光方案。国外的激光移除空间碎片技术已经进入关键技术攻关和系统演示验证阶段。
2） 离子束推移离轨技术
离子束推移离轨技术是一种新型的空间碎片清除方式，利用远距离发射的高能离子束与空间碎片产生作用力，降低碎片速度，从而降低其轨道，达到移除目的。由于离子束推移是非接触的离轨方法，因此在清除过程不会与碎片发生直接接触，不需要交会过程和复杂的控制系统。并且远离离子束中心线的大发散角的等离子体非常稀少（动量可忽略不计），所以也不会对空间环境造成污染。这种方式适合于不同轨道、不同尺寸大小的空间碎片 [87 -88] 。
俄罗斯航天国家集团正在研究一项名为“扫除者”的太空清除器项目，计划使用发动机喷射的离子束将废弃航天器从轨道“吹”除。这一项目已被列入 2016 — 2025 年联邦航天规划，计划从 2018 年开始设计 ,2025 年投入试运行。“扫除者”航天器重达 4 t, 可以在一个周期内（最长 6 个月）清除约 10 件废弃航天器。每台“扫除者”的使用期限预计达到 10 年，也就是说在工作不少于 20 个周期内可从轨道上清除近 200 个空间碎片。欧空局、日本宇宙航空研究开发机构 （ Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA） 也都提出过类似的概念，如图 2 -53 所示。
图 2 -53 欧空局离子束推移清除碎片概念（来源： ESA）
离子束推移空间碎片使用一种天基离子束系统，即离子束管控卫星 （ ionbeam shepherd satellite） , 向空间碎片发射高能离子束，通过产生足够的推力使其离轨。这种方法的一般工作过程为 :① 离子束管控卫星发射入轨 ;② 离子束管控卫星变轨，接近预先选择的空间碎片，实施伴飞 ;③ 离子束管控卫星非常精确地定向发射高能离子束至碎片空间，形成阻力使碎片减速离轨（或者抬升至废弃轨道）。离子束管控卫星需要安装一个主推进器，用以消除离子束作用过程中的推力，使离子束管控卫星与碎片目标始终保持一定的距离不变，如图 2 -54 所示。这种方案的一大优点是可以用一个管控卫星执行多个碎片清除任务，在清除一个碎片后，可以机动到下一个碎片继续进行清除 [89] 。
图 2 -54 离子束推移空间碎片的作用关系图
离子束的作用就像是两个物体之间的一个物理连接，在合理控制时可以像机械结构一样把所需要的力传输至空间碎片。在主推进器的驱动下，两个物体共同运动变轨。为了实现离子束的物理连接，就要通过额外的消耗来产生必要的离子束。采用高效率的离子束推力器，可以有效降低这种消耗成本。
为了保持管控卫星和目标碎片之间相对固定的距离，管控卫星的主推进器产生的推力 F M 必须与束推进器的反作用力 F B 相协调，具有以下关系：
式中， m s 、 m 分别为卫星和碎片的质量； η B 为由离子束产生的动量转移系数，定义为离子束作用在碎片上的推力 F D 与束推进器推力 F B 的比值：
由于离子束作用过程中存在动量损失，所以 η B ≤ 1 。为了使 η B ≈ 1, 应使卫星和碎片之间的距离以及离子束扩散角尽量小。
大部分 LEO 碎片位于 800 ~ 1 000 km 高度、大倾角 （≈80°） 的近圆轨道上。有关研究表明，利用数百千克重的管控卫星持续产生较小的束推力（ F D = F B ≈100 mN） , 经过 3 ~ 4 个月的时间就可以把 2 t 重的 LEO 碎片从 1 000 km 高的圆轨道推移到 300km 高的圆轨道。图 2 -55 表明了不同碎片质量、推力与离轨（从 1 000km 高的圆轨道降低到 300km 高的圆轨道）时间之间的关系。
3） 太阳帆推移离轨技术
太阳帆依靠反射自然环境中的太阳光光子产生推力，通过持续累积推力形成大的速度增量。在没有空气阻力的宇宙空间中，太阳光光子会连续撞击太阳帆，使太阳帆获得的动量递增，从而达到要求的加速度。太阳光实质上是电磁波辐射，具有波粒二象性。光对被照射物体所施的压力称为光压，光压的存在说明电磁波具有动量。太阳帆的动力来自太阳粒子。尽管这些粒子的撞击力非常微弱，但它们却是持续不断的并且遍布宇宙空间。因此，太阳帆以太阳能量做动力，而不需要消耗任何推进剂，具有其他推进系统无法替代的优点，可广泛应用于低成本大速度增量的太阳系飞行任务，是一种很有前景的新型空间推进方式 [90 -91] 。
图 2 -55 不同碎片质量、推力与离轨时间之间的关系
太阳帆的基本原理同样可用于推移空间碎片离轨。在地球轨道上的空间碎片（如失效卫星），如果装载（属于自主离轨方式）或附着太阳帆，则可以利用太阳帆指向太阳产生辐射压力，经过连续不断工作，迫使碎片离开原有轨道，抬升或降低到新的轨道，实现离轨。碎片轨道的抬升或降低可以通过控制太阳帆与太阳光之间的几何关系实现。这种操作一般都由控制机构执行，产生足够辐射压力需要较长的操作时间。
一个代表性的例子就是英国的“立方体太阳帆”（ CubeSail） 计划，通过发射一颗 3 kg 重的纳卫星，实验太阳帆清除空间碎片的技术可行性 。 CubeSail 可附着在空间碎片上，并携带碎片坠入大气层。
在各种高度的地球轨道上都存在太阳辐射压力，所以该方法理论上适用于所有轨道；但在较低的轨道上，太阳辐射压力一般远小于大气阻力等摄动力，而在较高的地球同步轨道上，太阳辐射压力演变为主要的摄动力，因此该方法更适合用于地球同步轨道 。 J.AngelBorji 等以地球同步轨道的三轴稳定卫星为例，研究了利用太阳辐射压力推动卫星离轨的技术可行性，重点分析了太阳辐射压力对卫星半长轴和偏心率的影响。
增阻离轨清除方法，顾名思义，即通过增加碎片飞行阻力，降低碎片轨道速度，进而缩短碎片轨道寿命，使其在规定的时间内离轨再入大气。
1） 膨胀泡沫增阻离轨技术
膨胀泡沫法 （ expanding foam method） 构想依赖于碎片泡沫球所受的大气阻力。任务航天器向碎片喷射泡沫，增大碎片的面质比，增加碎片的自然阻力，相比于自然衰减能够显著降低碎片的轨道寿命。这种方法的创新性体现在避免了任务航天器与目标碎片的直接接触，能够克服捕获清除碎片法的困难（尤其是抓捕的困难）。膨胀泡沫法的一项关键技术是真空环境下可靠的泡沫膨胀和碎片附着技术。
膨胀泡沫法本质上依赖于大气阻力，所以适用于 LEO 轨道碎片。任务航天器必须具备追赶目标碎片的能力，并能在碎片周围形成或附着一个泡沫球，以增加碎片的面质比，这样才能有效提升碎片的大气阻力，显著降低碎片飞行速度。按照这种方法，那些轨道寿命达数百年的碎片能够大幅缩短轨道寿命，在约定的时间范围内再入大气。任务航天器需要进行轨道机动和发射泡沫。利用膨胀泡沫法清除碎片的完整任务流程由三个主要的阶段组成。
（1） 碎片交会阶段。任务航天器发射后，按照预先设定的顺序逐个接近目标碎片。假设任务航天器的初始轨道为第一颗目标碎片的轨道，这样任务航天器入轨后进行的首次轨道机动就是为了和目标碎片进行交会。
（2） 碎片发泡阶段。任务航天器追上目标碎片后进入实际的发泡过程。通过任务航天器上的特设装置向碎片喷射泡沫，泡沫黏贴在碎片表面，体积逐渐增大。
（3） 碎片离轨阶段。被泡沫球部分或全部包围后，碎片面质比增大，之后在大气阻力作用下螺旋下降直至再入大气，任务航天器则按顺序执行下一颗目标碎片的清除任务。
在任务后期，任务航天器利用推力器或者剩余的泡沫，自行离轨。
膨胀泡沫法最显著的优点是省去了抓捕机构、具备无控再入能力、生产泡沫相对稳定、对地面系统没有潜在的危害。此外，基于泡沫的离轨方法，经演示验证具有多米诺效应，即能够拦截小碎片，并能将其吸入泡沫体内或嵌在表面，这种附带作用使得泡沫在清除大碎片之外，还能清除小碎片。
2） 静电力增阻离轨技术
空间等离子体环境中充斥着大量的自由电子和离子，电场阻力清除法就是利用空间等离子体特性，通过任务航天器对碎片进行充电，带电后的碎片在电场静电力作用下减速离轨，达到清除碎片的目的。
通过静电力来降低碎片速度，必须使碎片带有足够电荷 。 LEO 轨道物体的电位几乎等于空间等离子体环境的电位。可以利用空间等离子体和人工充电网电极之间的相互作用对碎片充负电。
利用静电力清除碎片的概念如图 2 -56 所示 [92 -93] 。在 LEO 轨道布置碎片充电网（偏压网）电极以利用空间等离子体。偏压网相对于空间等离子体环境为正电极。空间碎片以平均 10km/ s 的速度接近偏压网，在接近过程中碎片逐渐充上负电。在静电力的作用下碎片速度降低，减速后的碎片轨道高度降低直至再入大气层坠毁。
图 2 -56 利用静电力清除碎片的概念
空间碎片充电和减速的原理如图 2 -57 所示。由于偏压网电极相对于空间等离子体环境为正电极，所以在偏压网周围形成了负电鞘层。电子在负电位作用下加速并获得能量。当碎片进入负电鞘层时，被加速电子逐渐充电。
图 2 -57 空间碎片充电和减速的原理
在空间等离子体环境和偏压网的负电鞘层区之间电位逐渐增大。碎片和空间环境构成一个电容器，其电容为
式中， C d 为碎片与空间环境之间的电容； ε 0 为真空介电常数， ε 0 = 8.85×10 -12 F / m （ 法拉/米）; d 为碎片直径。
碎片具有的负电荷量 Q d 可表述为
式中， V s 为空间电位； V f 为碎片浮动电位。
在碎片接近偏压网的过程中， V s □ V f 逐渐接近偏置电压 V b ，所以碎片最大充电电荷量为
由于负电鞘层区静电力的作用，带负电荷的碎片飞越偏压网时，沿速度方向的反方向受到一个电场力。在电场力作用下，碎片损失的能量 U dc 为
当带电碎片飞离负电鞘层区之后很快被空间等离子体中和。所以，碎片的速度增量由偏压网的偏置电位决定。
假设碎片减速前处于圆轨道飞行，在飞越偏压网的短时间内，若碎片损失的能量为 U dc ，碎片速度从 v 0 降到 v 1 ，速度方向不变，则满足式 （2-18 ）和式 （2 -19）:
式中， G 为地球引力常数； M E 为地球质量（ GM E = 3.986 × 10 14 m 3 / s 2 ）; R E 为地球的平均半径 （6 371 km） 。
考虑由减速引起的碎片轨道近地点高度从 h 0 降到 h 2 。如果（ v 1 □ v 0 ）/ v 0 ≪1, 则近地点高度的该变量可由式 （2-20） 近似得出
若碎片密度为 ρ ，则碎片质量为
结合式 （2-17）~ 式 （2-21 ），可以计算碎片轨道高度改变和外施偏置电压 V b 之间的关系。假设碎片密度 ρ = 2700kg/ m 3 ，碎片轨道高度分布取 h 0 =400 km、 800 km, d = 100 μm, 外施电压和减速后碎片轨道高度之间的关系如图 2 -58 所示。将轨道高度从 400 km 降到 100 km, 需要 300 kV 的外施电压。考虑到（如此量级外施电压）偏压网电极的电子流浮动特性，脉冲外施电压是实际可行的。在初始高度为 800km 的情况下，将碎片降低到 400km 的高度需要外施电压大约为 400kV。
图 2 -59 是碎片直径为 1 mm 时，碎片高度和外施电压之间的关系。从图中可见，将直径 1 mm 的碎片从 400km 降低到 100km 约需要 3 MV 的外施电压。
图 2 -58 外施电压和减速后碎片轨道高度之间的关系（d = 100 μm）
图 2 -59 碎片高度和外施电压之间的关系（d = 1 mm）
3） 粉尘拦阻离轨技术
根据 2012 年 6 月的报道，美国海军研究实验室 （ United States Naval Re search Laboratory, NRL） 等离子体物理分实验室与海军空间技术中心的物理学家和工程师们正在研究一种基于粉尘拦截离轨的 LEO 空间碎片清除新方法。他们设想利用火箭把微小的人造粉尘（考虑使用钨粉）抛撒在空间碎片要经过的轨道上，当空间碎片经过粉尘区域时，因碰撞产生阻力作用，致使空间碎片的轨道速度降低、轨道高度降低，最终掉入大气层坠毁。
利用粉尘清除空间碎片方法从概念上可以用于对 LEO 上毫米或厘米级空间碎片进行清除，但是通过分析发现，该方法的实际效果有限。综合考虑运载发射能力和成本、粉尘颗粒大小和释放密度、碎片尺寸大小和空间密度分布以及不能让释放的粉尘长期在轨以免对在役航天器造成威胁等多种因素，该方法能够遇到的空间碎片数量只占 LEO 碎片总量的 10 -11 ，能够与至少 1 个危险碎片发生碰撞来降低轨道高度的概率只有 10 -5 ~ 10 -6 左右 [94] 。
推移离轨清除技术和增阻离轨清除技术的共同特点是清除器与碎片之间不进行直接接触，清除器通过定向能或作用介质的方式来降低目标碎片的轨道高度。这种非直接接触的方式虽然减少了碎片对清除器的碰撞威胁，但增加了操作的不可控性。捕获离轨清除技术是指通过任务飞行器与空间碎片物理接触的方式来清除碎片。
空间拖船和空间绳系/网可统称为碎片搜集器 （ debris tender vehicle,DTV） ，其共同特点是采用一一对应的方式清除碎片，适用于大碎片，如失效航天器和废弃火箭箭体等。在碎片搜集器的方案选择上，当前各国一致倾向于“捕获 + 离轨”式清除方案。其工作过程是：碎片搜集器首先依靠跟踪定位系统逐渐逼近失去姿控能力的目标碎片（非合作目标），进行捕获，然后依靠轨道转移（离轨）系统将目标拖入大气层坠毁，或降低其轨道，待其日后自行衰减 [95] 。
碎片搜集器主要包括捕获系统、轨道转移系统，以及其他辅助系统，如导航系统、通信系统等。其关键技术是非合作目标捕获技术和高效轨道转移技术。
在无人参与的情况下，将目标碎片（如失效航天器或废弃火箭箭体）固定在碎片搜集器上是一件非常困难的事情。尤其是在近距离操作环境下，为了避免与非合作目标的意外碰撞，碎片搜集器需要及时进行轨道和姿态机动。由于通信延时问题，难以在地面对碎片搜集器进行实时遥控操作，因此，为了安全顺利地捕获目标，碎片搜集器的自主控制技术至关重要。自主控制技术要实现自主交会和接近操作 （ autonomous rendezvous and proximity operations, AR PO） ，具体包括三部分：用于精确感知碎片搜集器周围环境的自主完备的高品质传感器；自主故障检测、隔离和修复技术；鲁棒捕获机理和算法。
由此可见，碎片搜集器可以在轨道重复使用，但一是需要搜集器（平台）能够接近空间碎片并执行操作，这无形中增加了运行成本；二是在技术上要求极为严格，需要多方精密协作，涉及执行机构设计、在轨遥操作、非合作目标测量、轨道机动和自主运行等多项关键技术；三是碎片搜集器一般应用于大的空间碎片，不太适用于较小的碎片；四是作用距离有限，也限制了其作用发挥。
1） 空间拖船捕获离轨技术
空间拖船捕获离轨技术是指空间拖船利用自身的发动机进入作业轨道，将捕获工具展开或插入空间碎片（或失效航天器）实施抓捕，然后离轨的清除技术。空间拖船由目标捕获机械臂（或机械手）和平台两部分组成。平台由结构、电源、热控、综合电子测控与通信、制导导航与控制、推进等分系统组成。空间拖船自主完成对空间碎片（包括失效航天器以及航天器解体后形成的较大尺寸的空间碎片）的交会、接近和停靠，在自主控制下完成对目标的捕获，通过轨道机动，清除空间碎片。空间拖船的部分技术已得到实际飞行验证，但成本高，需要支付发射和机动费用，耗费额外的燃料，适用于大型空间碎片的清除。
20 世纪 60 年代至今，全世界已成功进行了近 300 次两个独立空间目标之间的交会对接，这表明交会对接技术已经发展成为空间例行的常规操作。充分考虑航天器的运动特性，设计合理的轨道停靠策略，并结合最新的目标跟踪和机械臂控制技术，研制空间拖船，专门用于清理空间碎片是现实可行的。
空间拖船采用机械臂作为捕获机构。机械臂技术发展迅速，系统安全性高，相对位置及姿态的测量和控制误差冗余能力强，相关技术已在轨应用。空间机械臂作为国际空间站的核心部件，已完成了大量的在轨组装任务。机械臂的机构设计、驱动控制、动力学建模等技术在非航天领域发展迅速，这些技术通过空间环境适应性改造可以用于在轨捕获。空间机械臂虽然结构复杂，但相关技术的支撑性非常好。
空间碎片捕捉清除方法受到空间拖船携带燃料的有限性和技术复杂性的双重制约。通常情况下，航天器在其轨道寿命之初进入预定轨道，在寿命结束时进入墓地轨道，在寿命期间则很少进行轨道机动。相比之下，用于清除空间碎片的空间拖船则需要进行指定的轨道机动。
空间拖船每次轨道机动都需要消耗有限的燃料。火箭发射重量制约航天器燃料装载量，若不增加发射成本就无法增加空间拖船的燃料供给。空间拖船在燃料用尽之前能够旅行的最大距离通过总的速度增量 Δ v 预算来度量。
利用 Δ v 增量产生系统既可以抬高碎片轨道将其植入墓地轨道，也可以降低碎片轨道使其离轨。对于 LEO 的碎片，优先选择离轨的清除方式。这是因为：第一，使碎片再入大气的 Δ v 预算较小；第二，若将碎片推入较高的墓地轨道最终可能会对未来的航天器造成威胁，使 LEO 的大碎片完全离轨更符合人们的长期意愿。对于中高轨的大碎片，离轨所需的 Δ v 相比单纯的轨道改变要大得多。对于 MEO, 由于碎片密度很低，在可预见的未来还没必要进行碎片清除。对于 GEO, 尽管大碎片密度较低，但有必要将这些大碎片从它们的轨道移走，放置到墓地轨道上，这种情况下需要的 Δ v 较低。总之，选择合适的策略清除大碎片并不需要特别大的 Δ v 。但是，任何附着在大碎片的 Δ v 增量产生系统都会非常复杂。事实上，某些情况下，可将这种系统视为一个小型的航天器。在施加 Δ v 时，必须要控制好大碎片的方向。因此，必须要有姿态控制系统、电源、通信链路和推进等设备。
使 LEO 大碎片离轨的方法有两种：一种是通过施加单次 Δ v ，将碎片近地点降低足够的高度，以确保大气阻力能够在预定时间（如《碎片减缓指南》中规定的 25 年）内完全将碎片坠毁。另一种是通过施加单次 Δ v 直接将碎片推入大气层。对于前一种方法，假设碎片位于初始高度为 h 0 的圆轨道上，若通过单次施加 Δ v ，将其近地点高度降至 300km, 就能实现 25 年内使碎片离轨的目的 。Δ v 可表述为
式中， r a = R E + h 0 ，代表碎片初始轨道的半长轴，地球半径 R E = 6371km; 近地点半径 r p = 6 678 km。 据此计算初始轨道为 300 ~ 1 100 km 时对应的 v ，结果如表 2 -14 所示。
表 2 -14 单次作用降低碎片近地点所需的 v
2） 空间绳系捕获离轨技术
空间绳系捕获离轨技术是指用柔性系绳将两个或者两个以上的航天器连接在一起所构成的空间飞行系统，一般由柔性空间系绳、目标捕获装置、绳系发射分离装置等组成。其中最具代表性的是将一颗卫星（子星）通过柔性系绳连接到另一颗质量较大的飞行器（基星）上，构成基星—系绳—子星空间组合体，基星可以是卫星、飞船、航天飞机、空间站等多种空间飞行器，甚至可以是废弃的运载火箭上面级 [96] 。“航天之父”齐奥尔科夫斯基于 1985 年在“赤道天塔”的设想中提出了绳系卫星系统 （ tethered satellite system, TSS） 方案的原型。空间绳系具有很长的长度，可以通过释放或者回收绳系的长度来改变整个系统的构型和运动状态，具有柔性大、阻尼小、非线性强等特点。除用于碎片清理外，空间绳系在人工重力、绳系交会、太空发电、深空探测、行星际航行、航天器轨道保持与升降以及大气层研究等方面也被认为具有广阔的应用前景。
按照空间绳系的工作模式，其主要可分为以下三类。
（1） 电动力绳系。电动力绳系清除空间碎片的基本原理如图 2 -60 所示：导电系绳以轨道速度在地磁场中运动，在系绳上感生出电动势，使电离层中的带电粒子在系绳顶端被收集起来，在系绳末端被发射出去，形成稳定的电流，地磁场对导电系绳的作用产生了洛伦兹力，洛伦兹力的方向与运动速度方向相反而做负功，使卫星的轨道能量减少，轨道高度下降 [97] 。
图 2 -60 电动力绳系清除空间碎片的基本原理
与仅依靠大气阻力相比，利用电动力绳系可以使空间碎片更迅速地实现离轨。理论上，利用电动力绳系使近地轨道上废弃的卫星离轨是一种很有应用前景的离轨方式，与利用化学推进剂产生推进力的抓捕离轨方式相比，电动力绳系具有高效益、低重量、不需要复杂控制系统等优点。
（2） 动量交换绳系 （ momentum exchange tether, MET） 。 动量交换原理被广泛用于非电动力绳系卫星系统设计中。与消耗化学燃料的传统系统相比，可重复使用的动量交换绳系卫星系统更为经济，其基本思想是通过系绳实现空间物体间的动量交换，从而改变空间物体速度或运行轨道，其典型应用是通过降低一颗卫星的轨道来提升另一颗卫星的轨道。动量交换对两颗卫星常常是“互利”的，如可由空间站释放绳系货舱，通过两者间的动量交换，既能提升空间站的轨道高度，又能实现货舱的降轨及再入。根据系绳相对于轨道坐标系的运动，绳系卫星系统可分为悬垂型、摆动型及旋转型。
（3） 空间拖拽绳系。任务航天器与目标空间物体之间通过柔性系绳连接，由任务航天器提供动力，将目标空间物体拖拽到合适的空间轨道进行释放。其中，空间系绳只起到拖拽力传递的作用，可以看作在空间拖船的基础上增加了柔性系绳的连接部分。
可供使用的目标捕获装置除了前述的机械臂（机械手）以外，还有飞爪、柔性飞网等。由于机械臂（爪）抓捕空间非合作目标的不足，国际上开展了空间柔性飞网捕获方式的研究，空间飞网捕获系统采用卫星平台与飞网发射装置相结合的方式，在自身携带的目标探测系统的引导下，卫星平台对目标进行交会、逼近、停靠等机动，当目标进入系统捕获的有效距离时，飞网将沿目标方向发射、展开，并最终包围、锁紧目标。飞网和卫星平台通过绳系连接，在完成捕获任务后，航天器可根据任务需要对飞网进行拖拽、分离等操作。这种采用柔性飞网的空间绳系，也称为空间绳网，其中柔性飞网用于捕获碎片，绳系用于离轨 [98 -99] 。图 2 -61 为空间绳网捕获空间碎片的概念图。
图 2 -61 空间绳网捕获空间碎片的概念图（来源： ESA）
相对于刚性机械臂而言，柔性飞网捕获非合作目标具有如下优点。
（1） 飞网和飞行器通过绳系连接，结构简单，可靠性高，易于实现。
（2） 柔性飞网是一种“面对点”而非“点对点”的捕获方式，降低了对轨道和姿态控制精度的要求，且捕获误差可通过扩展飞网的尺寸进行补偿。
（3） 通过弹射飞网进行目标的捕获，增加了在轨捕获的有效工作距离，使得平台不需要近距离逼近目标，特别是省去停靠、连接等动作，大大降低了平台与目标碰撞的概率。
（4） 通过目标探测系统和飞网发射装置的跟踪、指向功能，飞网可迅速接近、捕获目标，克服了机械臂捕获动作迟缓的不足。
（5） 飞网质量较轻，折叠后体积较小，能够实现小型化和模块化，易于携带和存储，单个飞行平台可以携带多套飞网捕获装置，实现多目标捕获任务。
因此，柔性飞网属于一种典型的空间绳系系统，具有较大的潜在应用优势。