本发明涉及航天器离轨技术领域，特别是涉及一种航天器离轨电动力绳系。
背景技术：
随着人类空间活动的不断增加，地球上空正变得越来越拥挤，卫星和太空垃圾日益增多。据统计，目前围绕地球轨道运转的人造卫星共有四千三百余颗，其中只有一千两百余颗在正常运行。包括废弃卫星在内的大量太空垃圾严重影响了人类太空活动的开展，不但挤占了宝贵的轨道资源，还会给在轨航天器的正常运行带来极大的不确定性和安全威胁。空间碎片的大小从毫米级到几十厘米都大量存在，它们之间的碰撞以及已有的垃圾碎片与运行的卫星碰撞，会产生更多新碎片，并导致太空垃圾数量几何级数的增加。2009年2月10日，俄罗斯的废弃卫星“宇宙2251”和美国的“依星33”发生太空碰撞事故，这是人类历史上首次卫星相撞事故。为了地球空间轨道资源的可持续利用，必须有效控制太空垃圾的产生。对于己经完成使命的航天器进行主动离轨以减少其滞空时间，是控制并减少空间垃圾的重要方法。
采用电动力绳系离轨方法是近些年来兴起的比较新颖且方便节能的离轨方法。这种方法只需要给航天器安装一个相对于自身质量比较轻的离轨装置，之后利用电能控制绳系工作，能够在不消耗燃料的条件下给航天器整体带来控制力。航天器在完成空间任务之后，电动力绳系开始释放出系绳，系绳两端分别连接着航天器和有效载荷，通过在系绳两端分别安装用于电荷采集和发射的等离子交换器，使系绳与空间中的电荷形成闭合回路。由于系绳随着航天器的运动而快速的切割着地磁场的磁场线，将会在系绳两端产生巨大的电动势，引起电荷的定向移动从而在系绳上产生感应电流。这时就相当于一根带电导线切割地磁场，产生的洛伦兹力便可以作为控制航天器运动的动力，使航天器快速地进行离轨。进一步地，还可以控制电动力绳系中的电流方向进而控制洛伦兹力的方向。当洛伦兹力与航天器运行速度方向的夹角小于90度的时候，就可以为航天器提供加速力，让航天器轨道高度升高；反之，改变电流方向就可以让航天器轨道高度降低。
目前虽然还没有实际上利用电动力绳系进行过完整的航天器离轨空间试验，但是很多国家已经做了许多相关的空间试验，验证了这种方法的可行性。关于理论方面的研究是目前各国研究的热点问题，主要包括力学模型构建、动力学控制和地面模拟试验等方面。由于在轨试验和理论研究中都是采用的比较细的电动力绳系，绳系在空间中的长度在几百米到上百千米的范围内变化皆有可能，系绳的形状及状态会随着外力的改变而改变，系绳是在空间环境中切割地球磁场线的，重力梯度力以及洛伦兹力作用在有一定长度的电动力绳系上，会使电动力绳系的空间状态变得不稳定，对于航天器整体的运动学分析也会因此而变得不够精确。
另一方面，在进行理论研究以及离轨仿真的时候，涉及到需要对电动力绳系建立理论模型，目前已有的绳系模型包括了刚性杆模型、弹性杆模型、链杆模型、珠式模型、连续体模型等等，模型选取越接近实际情况，计算过程也就越复杂，但目前已有的模型并不能兼顾良好的真实度与分析运算的方便性。
技术实现要素：
(一)要解决的技术问题
本发明的目的是提供一种能够提高系绳的空间稳定性，方便对绳系整体进行控制，且便于建模分析的航天器离轨电动力绳系。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供一种航天器离轨电动力绳系，包括电动力绳和充放气装置，所述电动力绳包括导电线和套设在所述导电线外的弹性层，所述充放气装置与所述电动力绳连接，用于向所述弹性层内进行充放气。
其中，所述电动力绳还包括保护层，所述保护层位于所述弹性层外。
其中，还包括绕线轴，所述绕线轴通过旋转收放所述电动力绳，所述绕线轴内设有气道，所述气道的第一端口设于所述绕线轴侧面，所述弹性层的起始端套接在所述第一端口，所述气道的第二端口设于所述绕线轴端面旋转中心，与所述充放气装置连接，所述导电线穿过所述气道与等离子交换器连接。
其中，所述充放气装置包括储气罐、电磁阀和旋转接头，所述电磁阀包括进气口、出气口和泄气口，所述旋转接头包括固定端和旋转端，所述进气口连接所述储气罐，所述出气口与所述固定端连接，所述泄气口用于泄放所述弹性层内气体，所述旋转端与所述第二端口连接。
其中，所述旋转接头还包括旋转杆和密封轴承，所述旋转杆为空心结构，所述旋转杆一端与所述第二端口固定连接，另一端通过所述密封轴承与所述旋转端可转动连接。
其中，所述储气罐内存储的气体为高压氦气。
其中，所述储气罐的罐体上设有第一气孔、第二气孔和第三气孔；所述第一气孔连接所述进气口，用于向所述弹性层充气；所述第二气孔连接测压表，用于测量所述储气罐内压力；所述第三气孔为备用孔。
其中，所述弹性层为石墨烯薄膜，厚度为0.18-0.22mm，内外无压差时外径为4.5-5.5mm。
其中，所述保护层包括芳纶纤维强度构件和高熔点芳香族聚酰胺编织网的叠加层，所述保护层的厚度为0.45-0.55mm，外径为9-11mm。
其中，所述导电线为铝线，所述铝线的直径为0.8-1.2mm。
(三)有益效果
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明提供的航天器离轨电动力绳系，通过充放气装置向套设在导电线外的弹性层内充气，使弹性层成为具有内部气压并具有一定伸展张力的气柱，进而使本发明实施例的电动力绳在空间中成为具有一定弯曲及扭转刚度的杆，提高电动力绳系在空间中的稳定性，避免出现往回折叠导致系绳有效长度减小的问题。而且，不需要考虑系绳出现轴线方向的扰动，使对电动力绳系整体的状态控制变得相对简单。另外，本发明实施例的电动力绳近似等效于具有弯曲刚度的杆，方便建模，使得电动力绳系在理论分析和模型运算上都更加方便、简洁。
附图说明
图1为本发明实施例电动力绳结构示意图；
图2为本发明实施例航天器离轨电动力绳系结构示意图；
图中：1、导电线；2、弹性层；3、保护层；4、绕线轴；5、隔档盘；6、储气罐；7、电磁阀；8、旋转接头；9、泄气口；10、通气软管；11、第一气孔；12、第二气孔；13、第三气孔；14、气压传感器接口。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”、“多根”、“多组”的含义是两个或两个以上。
如图1、图2所示，本发明实施例的航天器离轨电动力绳系，包括电动力绳和充放气装置，电动力绳包括导电线1和套设在导电线外的弹性层2，充放气装置与电动力绳连接，用于向弹性层2内进行充放气。本发明实施例提供的航天器离轨电动力绳系，通过充放气装置向套设在导电线外的弹性层2内充气，使弹性层2成为具有内部气压并具有一定伸展张力的气柱，进而使本发明实施例的电动力绳在空间中成为具有一定弯曲及扭转刚度的杆，提高电动力绳系在空间中的稳定性，避免出现往回折叠导致系绳有效长度减小的问题。而且，不需要考虑系绳出现轴线方向的扰动，使对电动力绳系整体的状态控制变得相对简单。另外，本发明实施例的电动力绳近似等效于具有弯曲刚度的杆，方便建模，使得电动力绳系在理论分析和模型运算上都更加方便、简洁。
本发明实施例的航天器离轨电动力绳系，在弹性层2外可以套设保护层3。弹性层2可以采用高强度弹性材料，在充气后能够膨胀并形成具有一定内部压强的气柱。保护层3可以采用具有一定强度的高分子聚合物，既能在恶劣的太空环境中对弹性层2提供一定的保护，又能对弹性层2的膨胀形成一定约束。进一步地，本发明实施例的导电线可以采用常规的铝线，直径可以为0.8-1.2mm；弹性层2可以采用具有一定弹性和韧性的石墨烯薄膜，厚度为0.18-0.22mm，不充气或内外无压差时外径为4.5-5.5mm；保护层3可以为芳纶纤维强度构件和高熔点芳香族聚酰胺编织网的叠加层，厚度为0.45-0.55mm，不充气状态下外径为9-11mm。在电动力绳不使用的状态下，弹性层2内可以为真空，以最小体积的状态收置存放以节约宝贵的航天器空间。弹性层2与保护层3之间可以为真空状态，当弹性层2处于充气状态时，弹性层2会膨胀并与保护层紧密贴合，保护层3对弹性层2的膨胀其到一定的约束作用，从而一定程度上增加弹性层2内的充气压强，进而增强电动力绳气柱的伸展张力。
进一步地，本发明实施例的航天器离轨电动力绳系，还可以包括用于缠绕电动力绳的绕线轴4，绕线轴4通过旋转收放电动力绳。绕线轴4两端可以设置隔档盘5，形成电动力绳的收置空间。电动力绳在不使用时，卷绕于绕线轴4；在需要使用时，旋转绕线轴4并释放电动力绳；在使用完毕后可以反向旋转绕线轴并收回电动力绳。绕线轴4内设有气道，充放气装置通过气道与电动力绳的弹性层2气路连接并向弹性层2内充放气。气道可以设置两个端口，第一端口设于绕线轴4侧面，弹性层2的起始端套接在第一端口，电动力绳的导电线1可以穿过气道与等离子交换器连接，第二端口设于绕线轴端面旋转中心，与充放气装置连接。可以在电动力绳弹性层2的起始端安装一个螺母作为电动力绳充放气端口，弹性层2紧密套接在螺母外表面，并通过螺纹连接将电动力绳固定连接到绕线轴4气道的第一端口。
本发明实施例的充放气装置可以包括储气罐6、电磁阀7和旋转接头8。储气罐6用于储存高压气体，高压气体可以采用比重轻、化学性质稳定的氦气。电磁阀7在真空、负压、零压时均能正常工作，通过电信号可以控制调节气体通过的流量、速度等参数，可以选用电磁阀7来控制电动力绳系的充放气。电磁阀7可以包括进气口、出气口和泄气口9，旋转接头可以包括固定端和旋转端。电磁阀7的进气口可以通过通气软管10连接储气罐6。通气软管10可以采用常用的pvc塑料软管，两端固定上螺纹接头，方便与各通气设备进行衔接。电磁阀7的出气口与旋转接头8的固定端相连接，电磁阀7的泄气口9用于泄放弹性层2内的气体，旋转接头8的旋转端与绕线轴4气道的第二端口连接。进一步地，旋转接头8还可以包括旋转杆和密封轴承。旋转杆为空心结构，其一端与绕线轴4气道的第二端口固定连接，另一端通过密封轴承与旋转端形成可转动连接。这样，储气罐6内存储的高压气体，通过通气软管10连接电磁阀7的进气口，当控制电磁阀7进行充气时，高压气体从电磁阀7出气口进入旋转接头8，并进一步通过空心的旋转杆进入绕线轴4的气道，最终充入电动力绳的弹性层2内。当需要泄放弹性层2内气体时，控制电磁阀7打开泄气口9并关闭进气口，使弹性层2内空间与外部空间连通，完成气体泄放。另外，可以在旋转接头8或气道内增设气压传感器接口14，用来测量弹性层2内气体压强，将压强信号发送给控制系统可以形成控制调节弹性层2内压强的反馈信号，并通过电磁阀7完成对弹性层2内压强的调节控制。
本发明实施例储气罐6的罐体上设有多个孔，比如说，可以设置与电磁阀7的进气口相连接的第一气孔11，用于向弹性层2充气；可以设置连接测压表的第二气孔12，用于测量储气罐6内的压力；还可以设置第三气孔13为备用孔，提供冗余备份并方便气体用于航天器其他部分。
本发明实施例的航天器离轨电动力绳系在航天器中可以有四种工作状态：
1)休眠状态。航天器在完成空间任务的过程中，不需要进行离轨操作的时候，离轨系统处于休眠的状态，所有部件处于断电的状态之中。
2)释放系绳状态。航天器需要离轨的时候，航天器离轨电动力绳系通电，系绳首先在一定的规律之下释放到指定的长度，之后控制系统控制电磁阀7打开和关闭，给系绳中的弹性层2充入适量的气体，使电动力绳变成具有一定的刚度和扭转强度的长杆状态。
3)保持并离轨状态。航天器离轨系统中的等离子交换器开始工作，电动力绳的导电线1中开始产生电流，航天器将在洛伦兹力的作用下进行快速的离轨。通过控制系统控制系绳中的电流大小可以控制系绳在空间中的姿态角等物理量。
4)回收系绳装态。航天器离轨成功之后，电磁阀7泄气口9打开，排净系绳中的气体之后再关闭，之后进行系绳的回收过程。
进一步地，本发明实施例的航天器离轨电动力绳系，导电线1采用直径1mm的铝线；弹性层2采用厚度为0.2mm的石墨烯薄膜，不充气状态下外径为5mm；保护层3为芳纶纤维强度构件和高熔点芳香族聚酰胺编织网的叠加层，厚度0.5mm，不充气状态下外径为10mm。在此基础上，将电动力绳的长度设置为5km，进行本发明实施例航天器离轨电动力绳系的质量和空间预算。储气罐6质量预估为2000g，体积预估为300mm(长度)*160mm(宽度)*190mm(高度)；电磁阀7质量预估为200g，体积预估为60mm(长度)*40mm(宽度)*110mm(高度)，同时可以按照两个电磁阀7进行总体计算。电动力绳导电线1外的弹性层2和保护层3增加的质量为500g，则总体来看，采用本发明实施例航天器离轨电动力绳系的航天器相较于传统的绳系，质量增加约为3000g，体积增量约为400mm(长度)*200mm(宽度)*200mm(高度)。
由以上实施例可以看出，本发明实施例提供的航天器离轨电动力绳系，通过充放气装置向包裹在导电线1外的弹性层2内充气，使弹性层2成为具有内部气压并具有一定伸展张力的气柱，进而使本发明实施例的电动力绳在空间中成为具有一定弯曲及扭转刚度的杆，提高电动力绳系在空间中的稳定性，避免出现往回折叠导致系绳有效长度减小的问题。而且，不需要考虑系绳出现轴线方向的扰动，使对电动力绳系整体的状态控制变得相对简单。另外，本发明实施例的电动力绳近似等效于具有弯曲刚度的杆，方便建模，使得电动力绳系在理论分析和模型运算上都更加方便、简洁。进一步地，可以在弹性层2外可以设置保护层3，既能在恶劣的太空环境中对弹性层2提供一定的保护，又能对弹性层2的膨胀形成一定约束。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。