一种基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统的制作方法

本发明涉及一种基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统，涉及空间碎片清除技术领域。

背景技术：

联合国和平利用外层空间委员会将空间碎片明确定义为：“空间碎片是指位于地球轨道或再入稠密大气层的、所有失效的并且没有理由指望其能继续保有或恢复其原定功能的人造物体及其碎片和零部件，无论是否可以确定这些物体的所有者。”截止至2018年5月13日，美国空间监测网所编目的在轨空间目标总数已达19124个，其中有效载荷4787个(仍在正常工作的约1994个)，火箭箭体和空间碎片共14331个，达到总数的3/4。火箭箭体和空间碎片大多分布在低轨区域(轨道高度低于2000km)，数量达到11139个，占其总数的77％。

近年来，空间碎片日益增多，增长速度加快，严重威胁航天器的安全运行。根据权威机构统计数据显示，若不采取任何主动清除或减缓措施，2210年低轨目标数量将高达60000个，目标总量将增长5倍。

当前，多个国家和组织已开展了多项空间碎片主动清除项目，主要包括：美国的sumo先进服务航天器计划，其旨在演示验证自主接近和抓捕通用硬件接口航天器能力；2012年，瑞士航天中心宣布将发射“太空清理1号”卫星，采用机械臂/机械手抓捕一颗已经到达寿命终期的瑞士立方星；2013年，法国公布自己的碎片清除系统计划，该系统采用机械手对碎片进行抓捕；欧洲航天局的地球同步轨道清理机器人项目，该项目采用绳系式捕获控制系统，面向大尺寸空间碎片设计飞网抓捕装置，通过绳系装置将碎片拖至废弃轨道；美国的电动碎片清除器项目，清除器主要由长导线、太阳电池阵、电子收集发射器和飞网管理器组成，每个管理器科携带100张飞网进行碎片捕获。

空间碎片主动清除技术手段主要包括机械臂捕获、绳网捕获、激光清除等。机械臂捕获技术成熟度较高，可操控性较强，然而这种捕获方式存在以下不足：1、机械臂在进行大量低价值目标捕获任务时需要进行多次机动，燃料消耗大、所需成本高；2、机械臂捕获通常适用于有对接抓捕接口的合作目标，且难以捕获自旋或翻滚目标，通用性受限。绳网捕获的工作过程为：首先空间拖船机动接近空间碎片；然后抛射展开绳网，捕获目标并形成复合体；最后利用空间拖船推力器实现复合体离轨。该捕获方式存在以下不足：1、完成一次碎片捕获任务所需机动次数多，燃料消耗大、成本高；2、通过质量块抛射牵引方式难以保证绳网有效展开并保持其空间构型；3、实现复合体离轨需要消耗较多能量；激光清除是指利用激光束照射碎片表面，使辐照区材料产生热物质射流并向外喷出，从而产生反向作用力而改变碎片轨道。激光清除的应用局限是：1、激光器耗能高，地基激光在大气中传播时能量损耗大，天基激光的能量来源和存储都难以解决；2、激光清除空间碎片需要极高精度的对准能力，目前相关技术难题尚未突破。

综上所述，由于空间碎片数量多且增长速度逐渐加快，当前大部分的空间碎片清除方法存在成本高、效率低、通用性受限等缺点，单次航天任务难以实现多个空间碎片的有效清除。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：提供一种通用性强、模块化、成本低并能实现空间碎片批量清除的碎片清除系统及其清除方法。

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统，包括低轨卫星以及碎片清除机构，所述碎片清除机构包括总控制系统、投放装置、跟瞄装置以及多个不同类型的捕获装置，所述碎片清除机构安装在所述低轨卫星的搭载平台上，所述低轨卫星装载所述碎片清除机构进入轨道，所述捕获装置包括网捕组件、降轨组件以及能控制网捕组件和降轨组件运行的捕获控制系统，所述跟瞄装置包括能实现对空间碎片持续跟踪探测的探测设备，所述跟瞄装置获取目标碎片的位置参数并传输至总控制系统，总控制系统根据预设程序进行计算并输出控制指令至投放装置以及捕获控制系统，所述捕获装置安装于投放装置上，投放装置根据控制指令推射捕获装置进入不同空间碎片的转移轨道。

作为优选，所述投放装置设置为电磁推射机构，其采用电磁推射方式推射捕获装置进入转移轨道。

作为优选，所述网捕组件设置为柔性网捕组件。

应用上述清除系统的基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统的清除方法，其特征在于：包括以下步骤，

步骤一，根据空间碎片的大小预设多种带有不同网体尺寸的网捕组件，首先通过在现有的碎片跟踪数据库内获取待清除的多个目标碎片的尺寸参数，然后根据目标碎片的尺寸选配相应类型的捕获装置安装于低轨卫星的搭载平台上；

步骤二，采用弹载方式将低轨卫星以及碎片清除机构快速发射入轨，碎片清除机构在低轨卫星的支持下进行轨道机动，跟瞄装置上的探测设备完成对第一个待捕获的目标碎片的探测过程，并将探测目标的精确位置参数传输至总控制系统，由总控制系统计算出对应的清除参数，然后低轨卫星调整至预先选定的轨道高度的太阳同步轨道上；

步骤三，总控制系统根据计算出的清除参数，发出控制指令至投放装置以及捕获控制系统，投放装置根据清除参数通过电磁推射方式推射相应的捕获装置进入由总控制系统计算出的转移轨道，捕获装置在捕获控制系统的控制下在转移轨道上独立运行；

步骤四，捕获装置在转移轨道上运行时，当目标碎片进入探测范围后，捕获装置根据自带的可见光成像器，获取目标碎片更精确的位置参数并传输至捕获控制系统，捕获控制系统根据参数信息输出控制指令至捕获装置的动力系统，控制捕获装置不断进行位置修偏，捕获控制系统根据总控制系统计算出的清除参数控制捕获装置的网捕组件在计算出的时间节点启动并捕获目标，由捕获装置上所带的传感器系统检测到目标被成功捕获并传输信号至捕获控制系统，捕获控制系统控制降轨组件启动，降轨组件控制碎片同捕获装置一起不断降轨并最终坠入大气层烧毁，继而完成第一个目标碎片的清除过程；

步骤五，低轨卫星在太阳同步轨道上继续飞行，跟瞄装置所带的探测设备继续完成对其它目标碎片的探测过程，重复上述步骤三、四的碎片捕获和降轨过程，如此往复循环，完成一次任务中多个目标碎片的批量捕获过程。

作为优选，所述步骤二中，所述清除参数包括最优的捕获装置推射时刻、推射初速度以及捕获时刻。

作为优选，计算确定最优捕获装置推射时刻和捕获装置捕获时刻的方法包括以下步骤，

步骤a，设推射捕获装置时刻t1＝n(s),n为大于0小于86400的任意整数,捕获装置捕获时刻t2＝m(s),m为大于0的任意整数，且t2大于t1，选取x组(t1，t2)，x的取值范围是1至86400；

步骤b，根据二体轨道初值理论以及拉格朗日系数的真近点角差值得到捕获装置在转移轨道初始时刻速度v1关于变量t1、t2的表达式，

上式(x)中，μ为万有引力常数，δf为在t1时刻转移轨道的初始点的真近点角和t2时刻转移轨道的终止点的真近点角之间的角差，r1为在t1时刻转移轨道的初始点的位置矢量，r2为在t2时刻转移轨道的终止点的位置矢量，p为转移轨道半通径，f、g为拉格朗日函数；

步骤c，根据投放时刻的速度增量δv的计算公式，δv＝v1-v10(y)，式(y)中v10为投放平台在t1时刻的速度矢量，再结合式(x)，继而可得到速度增量δv关于t1、t2的计算公式；

步骤d，将x组(t1，t2)代入步骤c中的投放时刻的速度增量δv关于t1、t2的计算公式中，确定得到x个投放时刻的速度增量δv，然后通过粒子群优化算法迭代搜索，得到使得推射速度增量δv最小时所对应的推射捕获装置时刻t1和捕获装置捕获时刻t2。

作为优选，所述步骤四中，所述捕获控制系统内设有轨控程序，在转移轨道运行时，捕获装置按轨控程序进行星光修正。

作为优选，所述步骤四中，捕获控制系统内还设置有控制捕获装置的动力系统运行的飞控程序，通过飞控程序控制动力系统开启，使捕获装置整体进行粗精度的三轴对地飞行。

作为优选，所述步骤四中，捕获装置捕获空间碎片后，捕获控制系统控制控制降轨组件启动，并采用微型电推进方式结合气动增阻的复合降轨方式进行降轨。

与现有技术相比，本发明的有益之处是：所述基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统及其清除方法具有以下优点：

一、捕获装置体积小、质量轻，高度模块化、标准化，成本低，可大量投放；

二、捕获装置对目标碎片在交会过程中实施捕获，不需伴飞，所需能耗少；

三、捕获装置采用柔性网网捕组件，通用性强，可捕获不规则形状、姿态翻滚、大角动量的碎片，捕获装置可以根据不同空间碎片的大小，选择不同大小的网体结构，灵活性高；

四、投放装置采用电磁推射方式，可连续精准投放捕获装置，最大限度地实现捕获装置在轨二次发射动力系统的复用性，大幅降低清除系统的体积和重量；

五、清除系统不需装配在轨二次发射变轨动力装置和所需工质，有利于整体系统的小型化和轻量化设计；

六、离轨方案充分利用了空间环境的自身特点，所需工质消耗少。

附图说明：

下面结合附图对本发明进一步说明：

图1是本发明的控制原理示意图；

图2是本发明整体的结构示意图；

图3是本发明清除一个空间碎片的工作流程示意图；

图4是本发明中的跟瞄装置计算过程所设定的边值问题三角形的示意图。

具体实施方式：

下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围：

如图1至图3所示的一种基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统，包括低轨卫星以及碎片清除机构，所述碎片清除机构包括总控制系统、投放装置、跟瞄装置以及多个不同类型的捕获装置，所述碎片清除机构安装在所述低轨卫星的搭载平台上，所述低轨卫星装载所述碎片清除机构进入轨道，所述捕获装置包括网捕组件、降轨组件以及能控制网捕组件和降轨组件运行的捕获控制系统，所述跟瞄装置包括能实现对空间碎片持续跟踪探测的探测设备，所述跟瞄装置获取目标碎片的位置参数并传输至总控制系统，总控制系统根据预设程序进行计算并输出控制指令至投放装置以及捕获控制系统，所述捕获装置安装于投放装置上，投放装置根据控制指令推射捕获装置进入不同空间碎片的转移轨道，具体应用中，投放装置设置为电磁推射机构，其采用电磁推射的方式推射捕获装置进入转移轨道，所述网捕组件设置为柔性网捕组件，灵活度更高，且可根据空间碎片的大小预设多种带有不同网体尺寸的的捕获组件。

应用上述基于低轨卫星的空间碎片批量清除系统的清除方法，包括以下步骤，

步骤一，根据空间碎片的大小预设多种带有不同网体尺寸的网捕组件，首先通过在现有的碎片跟踪数据库内获取待清除的多个目标碎片的尺寸参数，然后根据目标碎片的尺寸选配相应类型的捕获装置安装于低轨卫星的搭载平台上；

步骤二，采用弹载方式将低轨卫星以及碎片清除机构快速发射入轨，碎片清除机构在低轨卫星的支持下进行轨道机动，跟瞄装置上的探测设备完成对第一个待捕获的目标碎片的探测过程，并将探测目标的精确位置参数传输至总控制系统，由总控制系统计算出对应的清除参数，在本实施例中，所述清除参数包括捕获装置的转移轨道高度、最优的捕获装置推射时刻、捕获时刻以及推射初速度，然后低轨卫星调整至预先选定的轨道高度的太阳同步轨道上，在本实施例中，低轨卫星调整至的选定轨道的高度为500km-1000km；

步骤三，总控制系统根据计算出的清除参数，发出控制指令至投放装置以及捕获控制系统，投放装置在计算出的指定时间节点上，按计算出的推射初速度通过电磁推射方式推射相应的捕获装置进入计算出的转移轨道，捕获装置在捕获控制系统的控制下在转移轨道上独立运行，进一步地，计算确定最优捕获装置推射时刻和捕获装置捕获时刻的方法包括以下步骤，

步骤a，设推射捕获装置时刻t1＝n(s),n为大于0小于86400的任意整数,捕获装置捕获时刻t2＝m(s),m为大于0的任意整数，且t2大于t1，选取x组(t1，t2)，x的取值范围是1至86400；

步骤b，根据二体轨道初值理论以及拉格朗日系数的真近点角差值得到捕获装置在转移轨道初始时刻速度v1关于变量t1、t2的表达式，

上式(x)中，μ为万有引力常数，δf为在t1时刻转移轨道的初始点的真近点角和t2时刻转移轨道的终止点的真近点角之间的角差，r1为在t1时刻转移轨道的初始点的位置矢量为，r2为在t2时刻转移轨道的终止点的位置矢量，p为转移轨道半通径，f、g为拉格朗日函数；

步骤c，根据投放时刻的速度增量δv的计算公式，δv＝v1-v10(y)，式(y)中v10为投放平台在t1时刻的速度矢量，再结合式(x)，继而可得到速度增量δv关于t1、t2的计算公式；

步骤d，将x组(t1，t2)代入步骤c中的投放时刻的速度增量δv关于t1、t2的计算公式中，确定得到x个投放时刻的速度增量δv，然后通过粒子群优化算法迭代搜索，得到使得推射速度增量δv最小时所对应的推射捕获装置时刻t1和捕获装置捕获时刻t2；

步骤四，捕获装置在转移轨道上运行时，当目标碎片进入探测范围后，捕获装置根据自带的可见光成像器，获取目标碎片更精确的位置参数并传输至捕获控制系统，捕获控制系统根据参数信息输出控制指令至捕获装置的动力系统，继而控制捕获装置不断进行位置修偏，在本实施例中，所述捕获控制系统内设有轨控程序，在转移轨道运行时，捕获装置按轨控程序进行星光修正，另外，捕获控制系统上还设置有控制捕获装置的动力系统运行的飞控程序，通过飞控程序控制动力系统开启，然后使得捕获装置整体进行粗精度的三轴对地飞行，捕获装置的网捕组件在总控制系统计算出的规定时间节点由捕获控制系统控制启动并捕获目标，由捕获装置上所带的传感器系统检测到目标被成功捕获并传输信号至捕获控制系统，捕获控制系统控制降轨组件启动，降轨组件控制碎片同捕获装置一起不断降轨并最终坠入大气层烧毁，继而完成第一个目标碎片的清除过程，在本实施例中，捕获装置抓捕空间碎片后，所述降轨组件由捕获控制系统控制启动，并采用微型电推进方式结合气动增阻的复合降轨方式进行降轨；

步骤五，低轨卫星在太阳同步轨道上继续飞行，跟瞄装置所带的探测设备继续完成对其它目标碎片的探测过程，重复上述步骤三、四的碎片捕获和降轨过程，如此往复循环，完成一次任务中多个目标碎片的批量捕获过程。

以本发明的清除系统执行某一清除任务进行具体举例说明，根据空间碎片对航天活动的威胁程度进行排序，筛选出重点清除目标，设重点清除的碎片目标为目标a和目标b，确定目标a的轨道高度为827km，将其空间碎片编号为#6276，确定目标b的轨道高度为984km，将其空间碎片编号为#36600；然后根据碎片的高度以及碎片的类型进行装备类型选择，选配相应的捕获装置安装；利用低轨卫星，采用弹载方式将清除机构快速发射入轨；清除机构在低轨卫星的支持下进行轨道机动，然后根据分析，低轨卫星转移至选定轨道高度为700km的太阳同步轨道上，此时设定工作时刻为0s，跟瞄装置所带的探测设备完成对目标a的初始捕获，总控制系统根据跟瞄装置提供的探测参数计算出捕获装置的最佳的投放时刻和推射速度以及捕获时刻，其具体计算和确定过程如下：

设捕获装置的推射时刻为t1和捕获装置的捕获时刻为t2，其中，t1、t2为两个可优化的变量，因而存在无数种清除方案，优化的目的是确定推射速度增量最小的方案中所对应的捕获装置的推射时刻t1和捕获装置的捕获时刻t2，如图4所示，设推射投放时刻t1转移轨道的初始点为p1，位置矢量为r1，捕获时刻t2转移轨道的终止点为p2，位置矢量为r2，可形成边值问题基本三角形，如图4所示：

其中

设p1、p2点的偏近点角分别为e1、e2，由开普勒方程可得：

式(1)中，μ为万有引力常数，e为转移轨道偏心率，a为转移轨道半长轴。

为推导方便，令

则式(1)可以写成：

由椭圆轨道公式可得：

根据真近点角和偏近点角的关系可得：

上式(5)中，r为地心距，f为该点的真近点角，e为偏近点角。

因而，由(5)得到式(6)

式中，f1为p1点处即转移轨道初始点的真近点角，f2为p2点处即转移轨道终点的真近点角。

因此由式(4)、(6)得到下式(7)：

即

为得到简化形式的方程，引入拉格朗日系数：

令

则有：

根据式(4)和(7)，可知：

上式中s为基本三角形的半周长，具体为，也即图4中三角形周长的一半。

从而可推导得知：

将式(10)代入式(3)，即可得到拉格朗日方程：

为推导方便，引入参数λ

上式中，δf为真近点角差，当0≤δf≤π时取“+”，0≤λ≤1；当π≤δf≤2π时取“-”，-1≤λ≤0。

由定义式(14)可知，则根据式(12)有

将式(13)两边同除以此处amin为两点边值问题中最小能量椭圆所对应的半长轴，其等于图4中基本三角形周长的一半，也即amin＝s/2,因而可推导得出下式：

然后再定义：

其中，

为超几何函数。

而式(17)中，项展开可以表示成为的超几何函数。

若令

可得：

由式(15)，可得：

将式(17)、式(19)代入式(16)，可得：

根据式(12)和式(18)，可知：

因而进一步推导可得转移轨道半长轴a为：

再由转移轨道半通径p的表达式为：

引入参数

由于：

r1+r2＝2s-c＝s+(s-c)＝s(1+λ²)(26)

且根据式(4)、式(6)和式(14)，则有

故有

η²＝1+λ²-2λcosψ(28)

其中

则式(28)进一步可变为：

利用式(20)可得

η＝y-λx(30)

将式(25)和式(30)代入式(24)，可得：

然后根据二体轨道初值理论，r1、v1与r2可以通过拉格朗日系数联系起来，继而可得下式：

r2＝fr1+gv1(32)

其中，f、g为拉格朗日函数，

将拉格朗日系数的真近点角差表达式代入上式(32)，可得捕获装置在转移轨道初始时刻速度v1为：

那么，在投放时刻的速度增量δv为

δv＝v1-v10(33)

式中v10为投放平台在t1时刻的速度矢量。

因而，根据上述计算过程可得δv关于t1、t2的计算公式，在实际应用中，设t1＝n(s),n为大于0小于86400的任意整数,t2＝m(s),m为大于0的任意整数，且t2大于t1，选取x组(t1，t2)，x的取值范围是1至86400，然后代入δv关于t1、t2的计算公式中，确定出x个投放时刻的速度增量δv，然后通过粒子群优化算法迭代搜索，确定使得推射速度增量最小时所对应的推射捕获装置时刻t1和捕获装置捕获时刻t2。

在本实施例中，根据上述的推射时刻为t1和捕获装置的捕获时刻为t2以及推射初速度的计算过程，计算确定最佳的投放时刻t1以及捕获时刻为t2，投放装置通过电磁推射方式发射其中相对应的捕获装置1进入转移轨道，其推射初速度为确定出的最优的推射时刻为t1和捕获装置的捕获时刻为t2所对应的速度增量δv。

捕获装置1发射成功后，捕获装置成为独立的子系统，与以前所在的低轨卫星没有“任何关系”，即两者为相互独立的运行系统，捕获装置1所具有的飞控程序启动，控制动力系统开启后进行粗精度的三轴对地飞行，并按自带的轨控程序进行星光修正，待目标a进入探测范围后，捕获装置1所带的可见光成像器开机，完成目标的进一步探测，捕获装置1的根据计算出的捕获时刻t2，启动网捕组件并捕获目标，目标捕获后，捕获装置根据自带的传感器系统检测到捕获目标，继而传输检测信息至捕获控制系统并由捕获控制系统控制降轨组件启动，降轨组件控制碎片将同捕获装置一起坠入大气层烧毁；

然后，低轨卫星在700km的太阳同步轨道上继续飞行，跟瞄装置所带的探测设备完成对目标b的跟踪测量过程，并将参数传输总控制系统，同样地，总控制系统再次计算出捕获装置的投放时间、捕获时间和推射初速度，在计算出的投放时间，投放装置通过电磁推射方式发射对应的捕获装置2进入转移轨道；捕获装置2发射成功后，捕获装置2成为独立的子系统，与以前所在的低轨卫星没有“任何关系”，捕获装置2所具有的飞控程序启动，控制动力系统开启后进行粗精度的三轴对地飞行，并按程序进行星光修正，待目标b进入探测范围后，捕获装置所带的可见光成像器开机，完成目标进一步探测，捕获装置2的网捕组件启动并于计算出的捕获时刻捕获目标b，目标捕获后根据传感器系统的检测信息由捕获控制系统控制降轨组件启动，降轨组件控制碎片将同捕获装置一起坠入大气层烧毁，至此，完成两个碎片目标的全部清除。

在上述降轨过程中，作为本实施例中的一较佳实施方案，捕获装置捕获目标碎片后，捕获装置上所带的传感器系统为碰撞传感器，碰撞传感器捕捉到碰撞信号后向捕获控制系统传输碰撞发生的电信号信息，捕获控制系统启动降轨程序，降轨程序分为两步，

第一步为微型电推进方式降轨，其具体过程为，由捕获装置内剩余燃料提供动力，由捕获装置的动力系统控制逐步降低捕获装置与目标碎片整体的运行轨道的高度，进行初步降轨过程，此过程是捕获装置利用自身所带的剩余燃料进行推进降轨。

第二步，气动增阻降轨，所述降轨组件为气动增阻降轨组件，由于当轨道高度降逐渐低时，大气阻力会越来较大，因而即使不增加增阻装置，整体碎片与捕获装置的整体系统也可在可15年内脱离轨道，而增加气动增阻降轨组件，能加快降轨时间，所述气动增阻降轨组件包括触发装置、气体发生器和折叠气囊，且均安装在捕获装置上，所述气动增阻降轨过程为，当捕获装置的动力系统的燃料耗尽时，捕获控制系统向触发装置发送启动信号，触发装置接受到启动信号后将点爆气体发生器，使气囊进入工作状态，气体发生器经点火后发生爆炸反应，产生的氮气迅速充满张开气囊，从而增加组合单元的有效迎风面积，增加面质比，降低其在轨运行速度，加快捕获装置与目标碎片形成的组合体坠入大气层，从而完成降轨过程。上述触发装置、气体发生器和折叠气囊均为现有的气囊触发装置与技术，与汽车安全气囊原理基本相同，满足气囊被触发后张开过程即可。

其中下表中示出了不同轨道高度下各类面质比卫星的离轨时间，单位为年，其中面质比为0.004m²/kg时轨道高度800km以上在轨卫星离轨时间很长不予考虑。

从上表中可以看出，在轨道高度低于500km时，由于大气阻力较大，即使不增加增阻装置，卫星也可在可15年内脱离轨道，安装增阻装置后可以显著降低离轨时间，且几种面质比下的卫星离轨时间相差较小。随着轨道高度的不断增加，若不增加增阻装置，卫星离轨时间将急速增加，将造成严重的空间交通堵塞，安装增阻装置后，面质比越大，卫星离轨时间越短。当面质比一定时，离轨时间随轨道高度的提高而增加，当达到一定的轨道高度时，一定面质比条件下的卫星离轨时间也将超过规定时间，因此需要适当增大增阻装置的面积来增加面质比，因而，通过气动增阻降轨的方式可以有效增加卫星的离轨时间，从而增加碎片的清除效率。

需要强调的是：以上仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。