一种用于空间目标的捕捉系统及方法

技术领域

本发明实施例涉及航天技术领域，尤其涉及一种用于空间目标的捕捉系统及方法。

背景技术

目前，随着在轨空间飞行器数量急剧增加，导致在轨失效飞行器的数量也随之剧增，因此如何捕捉并清除这些失效飞行器已然成为航天领域亟需解决的热点问题之一。目前捕捉在轨失效飞行器的方式大致包括：飞网、机械臂、鱼镖以及交会对接等方式；其中，采用飞网捕捉失效飞行器的方式效率较低，同时搭载的航天器能够携带的飞网数量较少；采用机械臂捕捉失效飞行器时，机械臂的质量较大且成本较高，在执行捕捉任务时需要高精度轨道控制，并且机械臂的可靠性制约了搭载的航天器的可靠性；采用交会对接方式捕捉失效飞行器时要求高，难度也较大；采用鱼镖捕捉失效飞行器的方式简单可靠，但是需要考虑轻量化设计，同时预防鱼镖反弹和重复捕捉等问题。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种用于空间目标的捕捉系统及方法；能够捕捉失效的空间目标，并在捕捉成功后可将失效的空间目标拖曳至衰减轨道，成本低且捕捉效率高。

本发明实施例的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供了一种用于空间目标的捕捉系统，所述捕捉系统包括：多个捕捉装置、传送装置、发射装置、减速及回收装置；其中，

所述多个捕捉装置，用于依次被发射至目标轨道以捕捉失效的空间目标；

所述传送装置，用于沿设定的传送轨迹将所述多个捕捉装置依次进给移动至所述发射装置中的第一设定位置；

所述发射装置，用于将处于所述第一设定位置的捕捉装置发射至所述目标轨道以捕捉所述空间目标；

所述减速及回收装置，用于当所述捕捉装置被发射并飞行设定距离后对所述捕捉装置进行减速控制。

第二方面，本发明实施例提供了一种用于空间目标的捕捉方法，所述捕捉方法能够应用于第一方面所述的捕捉系统，所述捕捉方法包括：

传送装置沿设定的传送轨迹将每个捕捉装置依次进给移动至发射装置中的第一设定位置中；

所述发射装置将处于所述第一设定位置的所述捕捉装置发射至所述目标轨道以捕捉所述失效的空间目标；

当所述捕捉装置被发射并飞行设定距离后减速及回收装置对所述捕捉装置进行减速控制。

本发明实施例提供了一种用于空间目标的捕捉系统及方法；通过传送装置将捕捉装置沿设定的传送轨迹依次进给移动至发射装置中的第一设定位置，从而使得捕捉装置被发射至目标轨道以捕捉失效的空间目标；同时，当捕捉装置被发射并飞行设定距离后，减速及回收装置能够对捕捉装置进行减速控制以防止捕捉装置反弹进而损伤搭载的航天器。本发明实施例提供的捕捉系统能够捕捉各种尺寸及类型的空间目标，当然也包括传统机械臂和飞网方式难以捕捉的各种尺寸及类型的空间目标，整体适应性强，且捕捉效率高。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉系统结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉系统结构俯视图示意图；

图3为本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉系统结构侧视图示意图；

图4为本发明实施例提供的捕捉装置结构示意图；

图5为本发明实施例提供的减速轴内部设置有加热装置的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的传送装置结构示意图；

图7为图6中I处局部放大示意图；

图8为本发明实施例提供的发射装置结构示意图；

图9为本发明实施例提供的发射装置内部结构示意图；

图10为本发明实施例提供的第二传动齿轮结构示意图；

图11为本发明实施例提供的减速及回收装置结构示意图；

图12为本发明实施例提供的减速及回收装置中局部结构示意图

图13为本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉方法流程示意图。

图中：11-捕捉装置；111-头部；112-倒刺单元；113-定位单元；114-第一绳索；115-减速轴；1151-加热装置；116-第二绳索；12-传送装置；121-第一框架；1211-T型导轨；122-安装支座；123-减速轴孔；124-第一传动齿轮；125-第一驱动机构；126-供电触点；127-开关触点；128-第一传动齿条；13-发射装置；131-第二框架；132-发射腔膛；133-发射支座；134-第二驱动机构；135-第二传动机构；1351-第二传动齿轮；1352-第二传动齿条；1353-棘轮；1354-棘爪；136-第一弹性机构；137-导轨；138-第一行程开关；139-第二行程开关；140-导电片；14-减速及回收装置；141-电磁阀；142-驱动轴；143-第二弹性机构；144-磁阻尼器；145-第三驱动机构。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

参见图1，其示出了本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉系统1，所述捕捉系统1具体包括：多个捕捉装置11、传送装置12、发射装置13、减速及回收装置14；其中，

所述多个捕捉装置11，用于依次被发射至目标轨道以捕捉失效的空间目标；

所述传送装置12，用于沿设定的传送轨迹将所述多个捕捉装置11依次进给移动至所述发射装置13中的第一设定位置；

所述发射装置13，用于将处于所述第一设定位置的捕捉装置11发射至所述目标轨道以捕捉所述空间目标；

所述减速及回收装置14，用于当所述捕捉装置11被发射并飞行设定距离后对所述捕捉装置11进行减速控制。

需要说明的是，本发明实施例中，对于失效的空间目标并不局限于失效的飞行器，当然也包括空间碎片。

此外，传送装置12的传送轨迹也并不限定于图1和图2中所示的盘绕状，其他形式及形状的传送轨迹也能够适用于本发明中的捕捉系统1。

对于图1所示的捕捉系统1，通过传送装置12将捕捉装置11沿设定的传送轨迹依次进给移动至发射装置13中的第一设定位置，从而使得捕捉装置11被发射至目标轨道以捕捉失效的空间目标；同时，当捕捉装置11被发射并飞行设定距离后，减速及回收装置14能够对捕捉装置11进行减速控制以防止捕捉装置11反弹进而损伤搭载的航天器。本发明实施例提供的捕捉系统1能够捕捉各种尺寸及类型的空间目标，当然也包括传统机械臂和飞网方式难以捕捉的各种尺寸及类型的空间目标，整体适应性强，且捕捉效率高。

需要说明的是，本发明实施例中的捕捉装置11中各部件的材质均采用可降解的材料，因此捕捉装置11及失效的空间目标被拖曳至衰减轨道后均能够进行充分降解。

对于图1所示的捕捉系统1，可以理解的是，捕捉系统1可以安装于其他航天器(图中未示出)表面，例如卫星，以通过搭载卫星的方式飞行至设定的空间轨道上，从而进行捕捉任务。

可以理解地，当捕捉装置11命中失效的空间目标后，被命中的失效空间目标能够随着捕捉系统搭载的航天器一起飞行至设定的衰减轨道，从而实现了将目标轨道的失效的空间目标拖曳至设定的衰减轨道的任务。

此外，需要说明的是，在具体实施过程中图1所示的捕捉系统1中能够安装200枚捕捉装置11，以执行200次的捕捉任务，从而避免了地面站多次发射捕捉系统1，因此能够节约发射成本。同时，本发明实施例提供的捕捉系统1能够搭载300Kg质量级的卫星在轨实施捕捉任务，成本低且效率高。当然，可以理解的是，在具体实施过程中也可以根据实际情况改变捕捉装置11的数量，并不局限于前述技术方案所述的200枚捕捉装置11。

又一方面，具体来说，当图1所示的捕捉系统1组装完成后，如图2和图3所示，捕捉系统1的最大径向直径不超过1000毫米，最大高度不超过210毫米。因此，本发明实施例中的捕捉系统1尺寸小，质量轻，实现了捕捉系统1的轻量化设计。

对于图1所示的捕捉系统1，在一些可能的实施方式中，所述减速及回收装置14还用于当所述捕捉装置11脱靶时，回收所述捕捉装置11至所述发射装置13中。可以理解地，当捕捉装置11没有命中空间目标时，捕捉装置11被回收至发射装置13后能够重新被发射至其他目标轨道以继续寻找其他失效的空间目标进行捕捉和拖拽。

对于图1所示的捕捉系统1，在一些可能的实施方式中，如图4所示，每个所述捕捉装置11包括：头部111、至少一个倒刺单元112、定位单元113、缠绕于所述捕捉装置11内部的第一绳索114、减速轴115以及缠绕于所述减速轴115上的第二绳索116；其中，

所述头部111呈尖状，用于击穿并插入所述空间目标内部；

所述倒刺单元112，用于防止所述空间目标在拖曳过程中发生脱落；

所述定位单元113，用于实时定位所述捕捉装置11的进给移动位置，以保证所述捕捉装置11能够进给移动至所述第一设定位置；

所述第二绳索116与所述第一绳索114连接，用于当所述第一绳索114完全展开后，对所述捕捉装置11进行减速控制直至所述捕捉装置11减速至零。

需要说明的是，在具体实施过程中，捕捉装置11中的各部件，举例来说，头部111、倒刺单元112以及定位单元113均可脱离捕捉系统1以发射至目标轨道。此外，随着捕捉装置11的发射，第一绳索114能够逐渐脱离捕捉装置11并逐渐展开。当第一绳索114在完全展开之前捕捉装置11已命中失效的空间目标时，捕捉装置11继续带动第一绳索114向前飞行直至第一绳索114完全展开；当第一绳索114完全展开后，第一绳索114会拉动第二绳索116逐渐展开以对捕捉装置11进行减速控制。当然，当第一绳索114完全展开且捕捉装置11没有捕捉到空间目标时，第一绳索114也能够拉动第二绳索116逐渐展开以对捕捉装置11进行减速控制。可以理解的是，在捕捉装置11中第一绳索114和第二绳索116可以为同一条绳索，只是呈分段设计，且第一绳索114缠绕于捕捉装置11自身的内部，第二绳索116缠绕于减速轴115上，这样的设计既能有助于捕捉装置11命中失效的空间目标，又能够有效地对捕捉装置11进行减速控制，以防止捕捉装置11反弹进而损伤搭载的卫星。

需要说明的是，在具体实施过程中，捕捉装置11的质量能够设计为0.5Kg，以实现捕捉系统1的轻量化设计；且第一绳索11的长度能够设计为50米，以在捕捉系统1的50米范围内捕捉失效的空间目标。另一方面，可以理解的是，在前述技术方案中所述的捕捉装置11被发射后能够飞行设定的距离则由第一绳索11的长度决定。

对于上述的实施方式，在一些示例中，如图5所示，所述减速轴115的内部设置有加热装置1151，所述加热装置1151用于当所述空间目标被拖曳至设定的衰减轨道后进行加热以熔断所述第二绳索116。可以理解地，加热装置1151具体可以为功率电阻。

对于图1所示的空间目标捕捉系统1，在一些可能的实施方式中，如图6所示，所述传送装置12包括：第一框架121、多个安装支座122、多个减速轴孔123、第一传动齿轮124、与所述第一传动齿轮124连接的第一驱动机构125、多个供电触点126以及多个开关触点127；其中，

所述多个安装支座122均匀地设置于所述第一框架121的上侧；其中，每个所述捕捉装置11对应地安装于每个所述安装支座122上；

所述多个减速轴孔123均匀且对称地设置于所述第一框架121的两侧；其中，所述减速轴115以可旋转的方式对应地安装于所述减速轴孔123内；

所述第一框架121的底部设置有T型导轨1211，如图7所示，所述T型导轨1211的两侧面分别设置有与所述第一传动齿轮124啮合的第一传动齿条128；

所述第一驱动机构125，用于驱动所述第一传动齿轮124与所述第一传动齿条128啮合传动以使得多个所述捕捉装置11依次沿设定的传送轨迹进给移动；

所述多个供电触点126均匀地设置于所述第一框架121的两侧，用于在所述捕捉装置11的发射及减速回收过程中提供电能；

所述多个开关触点127均匀地设置于所述第一框架121的一侧。

需要说明的是，在具体实施过程中，第一驱动机构125驱动第一传动齿轮124与第一传动齿条128啮合传动，从而使得多个捕捉装置11依次进给移动直至进入发射装置13中的第一设定位置。可以理解地，在捕捉装置11的进给移动过程中，第一驱动机构125与第一传动齿轮124不发生移动，第一框架121及设置于第一框架121上的其他部件，例如安装支座122、减速轴孔123、供电触点126和开关触点127会与捕捉装置11同时进给移动。此外，需要说明的是，传送装置12通过T型导轨1211和搭载的卫星进行配合组装。

可以理解地，在传送装置12中包括多个传送单元，每个传送单元则对应地包括一个安装支座122、两个减速轴孔123以安装减速轴115、两个供电触点126以及一个开关触点127；每个捕捉装置11均对应于一个传送单元，在捕捉装置11的传送过程中，每个传送单元随着对应地捕捉装置11同时进给移动，并配合完成捕捉装置11的发射、减速及回收任务。

另一方面，可以理解的是，第一驱动机构125具体可以为步进电机。

又一方面，需要说明的是，捕捉装置11的传送轨迹取决于第一框架121的形状，例如图1中的盘绕状。

对于图1所示的捕捉系统1，在一些可能的实施方式中，如图8和图9所示，所述发射装置13包括：第二框架131、发射腔膛132、发射支座133、第二驱动机构134、第二传动机构135、第一弹性机构136、导轨137、第一行程开关138、第二行程开关139以及导电片140；其中，

所述发射腔膛132呈半圆柱状，设置于所述第二框架131内；

所述发射支座133穿过所述发射腔膛132且与所述发射腔膛132固定连接；

所述第二驱动机构134，用于驱动所述第二传动机构135进行传动；其中，当所述捕捉装置11未进给至第一设定位置时，所述第二驱动机构134驱动所述第二传动机构135进行传动以使得所述发射支座133与所述发射腔膛132沿所述导轨137下移至第二设定位置且压缩所述第一弹性机构136；以及，当所述捕捉装置11已进给至所述第一设定位置时，所述第二驱动机构134驱动所述第二传动机构135继续传动以使得所述发射支座135与所述发射腔膛132在所述第一弹性机构135的作用下沿所述导轨137上移并推动所述捕捉装置11被发射；

所述第一行程开关138，用于当所述发射支座133与所述发射腔膛132下移至第二设定位置时，发送所述第二传动机构135停止传动的指令，以使得所述发射支座133保持于所述第二设定位置处；

所述第二行程开关139，用于当所述捕捉装置11已进给移动至所述第一设定位置时与所述开关触点127电连接以发送所述捕捉装置11停止进给移动的指令，以使得所述捕捉装置11保持于所述第一设定位置处；

所述导电片140设置于所述第二框架131的两侧，与所述供电触点126电连接以提供电能。

此外，在具体实施过程中，第二驱动机构134具体可以为步进电机，与搭载的卫星上的供电装置(图中未示出)连接。

同时，在具体实施过程中，第一弹性机构136具体可以为弹簧，其穿过发射支座133，在发射支座133与发射腔膛132下移的过程中第一弹性机构136能够被压缩；此外，在捕捉装置11进给移动至第一设定位置后，第一弹性机构136的底部能够与安装支座122的顶部抵接。

对于上述实施方式，在一些示例中，所述第二传动机构135包括第二传动齿轮1351，以及与第二传动齿轮1351啮合的第二传动齿条1352；且所述第二传动齿轮1351为半齿结构。可以理解地，在本发明的具体实施过程中，如图8所示，第二传动齿轮1351与第二驱动机构134连接；第二传动齿条1352固定地设置于发射支座133的一侧。因此，当捕捉装置11达到第一设定位置且瞄准待捕捉的空间目标后，第二驱动机构134驱动第二传动机构135传动，由于第二传动齿轮1351为半齿结构，因此在传动的过程中第二传动齿条1352会被释放，进而发射支座133与发射腔膛132在第一弹性机构136的弹性力作用下上移并将捕捉装置11推射出发射装置13，完成发射动作。需要说明的是，第一弹性机构136的弹簧力为2000N，可使得0.5kg的捕捉装置11获得20m/s的飞行速度，进而能够使得捕捉装置11高速击穿并插入空间目标体内，比如失效飞行器的蜂窝夹层结构。

对于上述实施方式，在一些示例中，如图10所示，所述第二传动机构135还包括棘轮1353与棘爪1354；其中，所述棘轮1353设置于所述第二传动齿轮1351的内部，所述棘爪1354与第二驱动机构134连接。具体来说，在捕捉装置11未进给至第一设定位置时，卫星上的供电装置为第二驱动机构134提供电能，进而第二驱动机构134驱动第二传动齿轮1351与第二传动齿条1352啮合传动，从而将发射支座133下移至第二设定位置，并通过下移的发射支座133压缩第一弹性机构136，同时触发第一行程开关138；当第一行程开关138被触发后，第二驱动机构134停止运转，此时棘爪1354抵住棘轮1353的外周壁以使得第二传动齿轮1351停止传动并保持于当前传动位置，进而使得发射支座133与发射腔膛132保持于第二设定位置固定不动。

可以理解的是，当捕捉装置11进给移动至第一设定位置且准备发射时，捕捉装置11中的定位单元113能够与发射腔膛132相抵接，因而在第一弹性机构136的弹性力作用下，捕捉装置11被发射至目标轨道。

又一方面，需要说明的是，在进给移动至发射装置13中的当前捕捉装置11被发射后，传送装置12会继续沿设定的传送轨迹进给移动，一方面使得被发射的捕捉装置11的对应安装部件如安装支座122及其他部件如减速轴115被移动出发射装置13；另一方面，下一个捕捉装置11及其对应的安装部件会被进给移动至发射装置13中以进行下一次的捕捉任务。

对于图1所示的捕捉系统1，在一些可能的实施方式中，如图11和12所示，所述减速及回收装置14包括：电磁阀141、驱动轴142、缠绕于所述驱动轴142上的第二弹性机构143、磁阻尼器144以及第三驱动机构145；其中，

所述电磁阀141，用于当所述捕捉装置11进给移动至所述第一设定位置时，通过停止工作以使得所述第二弹性机构143推动所述驱动轴142与所述减速轴115连接；以及，当所述捕捉装置11被发射后，通过吸合所述驱动轴142以使得所述驱动轴142与所述减速轴115分离；其中，所述驱动轴142通过齿轮联轴器146与所述减速轴115连接；

所述磁阻尼器144，用于在所述第一绳索114拉动所述第二绳索116逐渐展开时产生阻尼力以对所述捕捉装置11进行减速控制；

所述第三驱动机构145与所述磁阻尼器144连接，用于驱动所述减速轴115反向转动以通过拉动第二减速116回收所述捕捉装置11。

需要说明的是，当捕捉装置11进给移动至第一设定位置并触发第二行程开关139时，此时捕捉装置11停止进给移动，电磁阀141同样也停止工作，以通过第二弹性机构143推动驱动轴142与减速轴115连接，此时通过齿轮联轴器146在驱动轴142与减速轴115之间进行阻尼力矩的传输；可以理解的是，当捕捉装置11被发射后，第一绳索114逐渐并且完全脱离捕捉装置11后，第一绳索114继续拉动第二绳索116，由于第二绳索116缠绕在减速轴115上，因此在第二绳索116被拉动的过程中，减速轴115发生转动；而另一方面，减速轴115通过齿轮联轴器146与驱动轴142连接，因此当磁阻尼器144产生阻尼力时，其阻尼力矩能够通过驱动轴142传输至减速轴115，因此在具体实施过程中通过测量减速轴115的实时角速度能够获得阻尼力矩的大小，以实现在第二绳索116完全展开之前将捕捉装置11的飞行速度减速为零；同时，当捕捉装置11命中空间目标后，可以通过捕捉系统1搭载的航天器将空间目标拖曳至衰减轨道中。可以理解地，当失效的空间目标拖拽至衰减轨道后，可以通过减速轴115上的加热装置117加热，最终将第二绳索116熔断。

对于上述实施方式，在一些示例中，所述齿轮联轴器146可以包括锥形摩擦齿轮1461和从动斜齿轮1462。

需要说明的是，在具体实施过程中，第三驱动机构145可以为步进电机。并且第三驱动机构与磁阻尼器144的连接方式并不局限于图10中的串联连接，也可以设计为一体化设计。

参见图13，其示出了本发明实施例提供的一种用于空间目标的捕捉方法，所述捕捉方法能够应用于前述技术方案所述的捕捉系统1中，所述捕捉方法具体包括：

S1301、传送装置沿设定的传送轨迹将每个捕捉装置依次进给移动至发射装置中的第一设定位置中；

S1302、所述发射装置将处于所述第一设定位置的所述捕捉装置发射至所述目标轨道以捕捉所述失效的空间目标；

S1303、当所述捕捉装置被发射并飞行设定距离后减速及回收装置对所述捕捉装置进行减速控制。

可以理解地，由于图13所示的捕捉方法能够应用于前述技术方案所述的捕捉系统1中，因此对于捕捉方法的具体细节可参见前述技术方案中对于捕捉系统1中各个组件的详细描述，在此不再赘述。

示例性地，对于图13所示的捕捉方法，在一些可能的实施方式中，所述捕捉方法还包括：

当所述捕捉装置脱靶时，所述捕捉装置能够被回收至所述发射装置中。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。