基于桁架装配微纳卫星追踪器及其追踪方法与流程

本发明属于空间操作技术领域，具体涉及一种基于桁架装配微纳卫星追踪器及其追踪方法。

背景技术：

数百万计的空间碎片(spacedebris)越来越使得空间环境变得拥挤不堪，对现役航天器造成很大的威胁。目前直径大于10厘米的空间物体数量已超过34000个，其中77％为空间碎片，主要分布于600km～1000km的轨道高度上。这些空间碎片主要包括来自航天器相撞或解体后产生的碎片、火箭上面级抛弃物、失效卫星等。凯斯勒效应(kesslersyndrome)指出，即使人类所有航天器发射都立即停止，持续的碰撞也会产生越来越多的碎片。

针对大尺寸的空间失效目标，如失效卫星，它们可以通过在轨维护恢复功能；对火箭上面级等空间碎片，一般通过在轨抓捕而实现离轨操作。但是，这两种目标往往因其处于翻滚状态，导致现有的常规方案很难实施抓捕操作。机械臂抓捕需要进行精准的交会对接，它难以避免碰撞的产生，而且即使对目标进行了消旋操作，也无法应对章动速度大于30°/s的目标；飞网抓捕尽管可以捕获章动目标，但它难以实施消旋和在轨操作，无法使故障卫星恢复工作；绳系机器人需要消除缠绕等问题；鱼叉方案显然会破坏目标表面，产生次生碎片。如何处理翻滚目标是航天领域的研究热点之一。一种技术手段是消旋后进行抓捕操作，诸如jaxa的nashida提出的减速刷消旋，南安普顿大学gomez和walker提出的电磁消旋等。这些方法的缺点就在于，需要消旋机构和抓捕机构先后工作，工作流程复杂，周期长，并且需要浪费更多的有效载荷。

技术实现要素：

为了降低翻滚目标的操作难度，本发明提出了一种基于桁架装配微纳卫星追踪器及其追踪方法，本发明根据面向翻滚目标提出了利用桁架装配的微纳卫星框架结构，充当空间操作任务的终端执行器，利用它自身对翻滚目标进行运动同步，从而实施抓捕的新方案。通过追踪器的运动，消除它和目标之间的相对轨道/姿态运动，最终达到相对静止，便于它对目标的附着与固连。具有较低的碰撞风险和较高的可靠性。

为实现上述目的，本发明采用以下技术手段：

一种基于桁架装配微纳卫星追踪器，包括桁架游走机构、微纳卫星组和柔性围捕机构；

所述的微纳卫星组包括多个(n,3≤n≤5)微纳卫星，每个微纳卫星具有游走机构；

所述的桁架游走机构包括n根桁架；每根桁架的一端与对应的一个微纳卫星铰接，每根桁架的另一端滑动连接在另一个微纳卫星上，n根桁架在平面上形成多边形框架；考虑到实际装配结构的复杂程度，结构一般不超过五边形，即3≤n≤5。微纳卫星在游走机构的驱动下，按照两者之间的机械配合关系，能够沿桁架运动；

所述的柔性围捕机构包括n个围捕单元，围捕单元分别设置在对应桁架上，n个围捕单元之间形成对翻滚目标的围捕空间。

作为本发明的进一步改进，n个所述微纳卫星同时向内运动时，多边形框架之间的空间收缩进而带动n个柔性围捕机构相互靠近。

作为本发明的进一步改进，所述的游走机构包括驱动装置和齿轮机构，所述得桁架上设置有齿条机构，驱动装置驱动齿轮机构转动，齿轮机构与所述齿条机构啮合。

作为本发明的进一步改进，n根桁架的长度相同。

作为本发明的进一步改进，所述的围捕单元为柔性爪。

作为本发明的进一步改进，所述的翻滚目标的质量分布为扁粗形，其横向惯量小于轴向惯量。

一种基于桁架装配微纳卫星追踪器的追踪方法，包括以下步骤：

微纳卫星在桁架上滑动，带动柔性围捕机构收缩，将翻滚目标围捕到多边形框架之间的区域；微纳卫星凭借初始时刻转速，完成对翻滚目标角速度的逼近；同时多边形框架也收缩到最小，使柔性围捕机构实现对翻滚目标的围捕。

优选地，针对速度较大的翻滚目标，追踪器和翻滚目标之间的相对角速度比较大的前期，翻滚目标的多边形框架预留足够大的空间；在围捕后期，多边形框架凭借结构的收缩降低了轴向相对角速度，同时姿态控制系统开始工作，降低横向相对角速度；最终，追踪器完成了角速度的跟踪同步，同时，框架也收缩到最里端，柔性围捕机构实现围捕。

优选地，具体包括以下步骤：

起旋阶段开始之前，由服务航天器平台完成远距离的轨道大致接近，追踪器被放到目标翻滚轴方向的附近；服务航天器平台通过视觉相机识别出目标星的运动参数，运动参数信息被装载到微纳卫星上；

追踪器沿目标翻滚轴方向合适距离进行悬停；姿轨控系统工作，完成起旋，降低和目标之间的角速度差距；使追踪器的角速度达到参考角速度；

起旋后的追踪器缓慢地靠近翻滚目标，基本沿直线轨迹逼近翻滚目标，最终将翻滚目标包围在多边形结构中间；

追踪器悬停在翻滚目标附近，质心大致重合，轨控系统作修正；多边形框架开始收缩，追踪器的角速度将按照参考值逼近目标的轴向角速度；同时微纳卫星上的姿态控制系统进行调整，完成横向角速度的消除，之后进行更精细的姿态同步；

在柔性围捕机构碰到翻滚目标之前，追踪器已经达到了相对静止；依靠柔性围捕机构的柔性缓冲，固定住翻滚目标；

围捕完成之后，追踪器利用自身的姿轨控系统，完成结合体不规则旋转运动的消除。

与现有技术相比，本发明的优点为：

本发明提出了微纳卫星框架结构，充当空间操作任务的终端执行器，其整体带有姿轨控系统，可以直接用于终端逼近抓捕。相较于其他形式的终端执行器，整体的可控性和可操作性强，可以完成更复杂的空间操作任务。追踪器的运动基本消除了它和目标之间的相对轨道/姿态运动，最终达到相对静止，具有较低的碰撞风险和较高的可靠性。针对高速翻滚目标近距抓捕很容易发生碰撞这个问题，提出了安全可行的解决方案。在追踪器和目标两者之间的相对角速度比较大的前期，追踪器框架为其预留了足够大的空间。在围捕后期，框架凭借结构的收缩降低了之间的轴向相对角速度，同时姿态控制系统开始工作，降低横向相对角速度。最终，追踪器完成了角速度的跟踪同步，同时，框架也收缩到最里端，使抓捕和固定机构可以安全地实现围捕。本发明充分利用了结构收缩对于终端抓捕操作的动力学效果，可以一定程度降低用于姿态控制的能量消耗。追踪方案的3、4阶段，考虑了结构收缩对于追踪器的动力学影响，可以在收缩完成、围捕前良好地使其与目标的角速度一致。

进一步，采用简单的齿轮齿条结构进行啮合运动，使得微纳卫星能够在桁架上滑动。该结构简单易于实现，且配合精确，使得抓捕单元能够快速抓捕。

在处理失控翻滚目标的在轨维修任务时，更是具有其他方法难以企及的优势。由于追踪器和目标是相对静止的，两者之间碰撞的几率以及冲击程度是很低的；由此三角形框架可以良好地凭借缓冲机构或柔性抓捕装置固定到目标表面，便于进一步进行在轨服务。针对无法维修的失效航天器，可以由追踪器框架进行消旋，再交由服务航天器平台进行离轨操作；针对失控的正常航天器，可以借助追踪器框架进行初步控制，便于服务航天器平台进行部件更换与维修。

附图说明

图1是本发明基于桁架装配微纳卫星追踪器示意图(三角形结构)；

图2是本发明基于桁架装配微纳卫星追踪器示意图(五角形结构)；

图3是本发明基于桁架装配微纳卫星追踪器三角形结构收缩概过程示意图；

图4是本发明基于桁架装配微纳卫星追踪器正方形结构收缩概过程示意图；

图5是本发明一实施例的追踪器示意图；

图6是图5的实施例的追踪器收缩概过程示意图；

图7是本发明基于桁架装配微纳卫星追踪器追踪方法状态过程图；

其中：1、微纳卫星；2、桁架；3、翻滚目标；4、围捕单元。

具体实施方式

以下结合附图及实例对本发明作进一步的详细描述：

如图1至4所示，本发明的基于桁架装配微纳卫星追踪器，整体结构为多边形框架，多边形框架结构主要由服务航天器实施在轨装配，把桁架游走机构、微纳卫星、柔性围捕机构等组装而成。多边形可以为三角形(图1)、四边形(图4)、五边形(图2)等等，考虑到实际装配结构的复杂程度，结构一般不超过五边形，即3≤n≤5。由于三角形结构稳定性较好，正方形结构装配简单易行，所以一般优先采用这两种装配结构。

该基于桁架装配微纳卫星追踪器包括桁架游走机构、微纳卫星组和柔性围捕机构；

所述的微纳卫星组包括n个微纳卫星1，每个微纳卫星1具有游走机构；

所述的桁架游走机构包括n根桁架2；每根桁架2的一端与对应的一个微纳卫星1铰接，每根桁架2的另一端滑动连接在另一个微纳卫星1上，n根桁架2在平面上形成多边形框架；微纳卫星1在游走机构的驱动下，按照两者之间的机械配合关系，能够沿桁架2运动；

所述的柔性围捕机构包括n个围捕单元4，n个围捕单元4分别设置在n根桁架2上，n个围捕单元4之间形成对翻滚目标3的围捕空间。

其中，微纳卫星1自带姿轨控系统和游走机构，它可以在一根桁架2上滑动，同时铰接在另一根桁架2的末端。当微纳卫星1在第一根桁架2上向内滑动时，带动另一根桁架1向内移动；n个微纳卫星1同时向内运动时，多边形框架结构收缩。

如图1所示，本发明提出的追踪器整体可以是一个平面三角形桁架结构。如图4所示，本发明提出的追踪器整体也可以是一个平面正方形桁架结构。微纳卫星1借用游走机构和桁架之间的配合，在桁架2上运动，带动柔性围捕机构收缩，将翻滚目标围捕到结构框架之间的区域。

围捕方案的大致思路如下：

结构收缩前后，只要初始时刻追踪器有一个角速度，按照角动量守恒定理，转动惯量减小，角速度将会增大。从而，对于高速自旋目标，不需要追踪器在主动姿态控制上面消耗太多能量，就可以凭借初始时刻的一个较小的转速，成功完成角速度的逼近。

其中，微纳卫星自带姿轨控系统，主要对追踪器整体完成终端逼近过程中的6自由度控制。通过起旋和质心逼近2个阶段，将追踪器与目标的相对运动降低。

微纳卫星的游走机构运作，带动星体在桁架上运动，多边形框架收缩或扩张。游走机构和桁架之间具有纹路，可以实现高精度的配合关系，大致按照齿轮齿条方式实现。星体在桁架上向内运动时，柔性围捕机构向内部运动，与目标间距逐渐减小。最终将翻滚目标围到结构框架之间的区域，由柔性抓捕机构实施围捕。

经过围捕方案的前3个阶段，追踪器和目标几乎相对静止。为柔性抓捕机构实现围捕，提供了良好的基础条件，便于进一步实现对目标的附着与固连。

考虑到追踪器的外形特征，一般可以处理的翻滚目标质量分布为扁粗形，即横向惯量小于轴向惯量。

实施例

如图5和图6所示，为本发明一种具有实施例(以三角形为例)。

本发明的基于桁架装配微纳卫星追踪器，整体结构为三角形框架，三角形框架结构主要由服务航天器实施在轨装配，把桁架游走机构、微纳卫星、柔性围捕机构等组装而成。

其中，微纳卫星1自带姿轨控系统和游走机构，它可以在一根桁架2上滑动，同时铰接在另一根桁架2的末端。当微纳卫星1在第一根桁架2上向内滑动时，带动另一根桁架1向内移动；三个微纳卫星1同时向内运动时，三角形框架结构收缩。

所述的游走机构包括驱动装置和齿轮机构，所述得桁架2上设置有齿条机构，驱动装置驱动齿轮机构转动，齿轮机构与所述齿条机构啮合使得微纳卫星1能够在桁架2上滑动。

所述的围捕单元4为柔性爪。

如图5所示，本发明提出的追踪器整体是一个平面三角形桁架结构。微纳卫星1借用游走机构和桁架之间的配合，在桁架2上运动，带动柔性围捕机构收缩，将翻滚目标围捕到结构框架之间的区域。

本发明还提供了一种基于桁架装配微纳卫星追踪器的追踪方法，追踪器对于目标的运动同步的过程，对应的任务流程分为起旋、姿轨逼近、结构收缩、围捕、消旋等5个阶段。如图7所示，其中t代表目标体系，c代表追踪器体系：

起旋阶段开始之前，由服务航天器平台完成远距离的轨道大致接近，追踪器被放到目标翻滚轴方向的附近。服务航天器平台通过视觉相机识别出目标星的运动参数，如角速度信息和追踪星相对于目标星的相对位置，这些信息被装载到目标星上，由它实施进一步的抓捕和操作。在这些阶段都已经能较好地完成的前提下，空间碎片的角速度信息和转动惯量参数是已知的。

1.起旋

本阶段，追踪器沿目标翻滚轴方向一定距离进行悬停。姿轨控系统工作，完成起旋，降低和目标之间的角速度差距。使追踪器的角速度达到参考角速度，便于后续结构收缩时增加绝对角速度。

2.质心逼近

起旋后的追踪器缓慢地靠近目标航天器，基本沿直线轨迹逼近目标，最终将目标包围在多边形结构中间。该阶段由于追踪器是自旋运动的，所以具有一定的姿态稳定性，轨道控制不会导致姿态偏差过大。

3.结构收缩

这一阶段星体将悬停在目标附近，质心大致重合，轨控系统作修正。框架收缩，追踪器的角速度将按照参考值逼近目标的轴向角速度。同时星上的姿态控制系统进行调整，完成横向角速度的消除，之后可进行更精细的姿态同步。

4.围捕

在柔性围捕机构碰到翻滚目标之前，追踪器已经达到了6自由度的相对静止。依靠柔性围捕机构的柔性缓冲，可以有效降低冲击，并且良好地固定住空间碎片。

围捕过程若对抓捕点有要求，则这一阶段尚需进行姿态同步；若仅仅依靠围捕多边形向内运动的夹持作用力，则不需要进行姿态同步，但这种手段面向的目标只能是规则圆柱体，如火箭上面级。

5.消旋

围捕完成之后，认为小星和碎片已经结合为一个整体。由此一来，难以操作的翻滚目标具有了抓捕点，便于外部的操作机构操作。当然，追踪器框架也可以利用自身的姿轨控系统，完成结合体不规则旋转运动的消除，为进一步的空间维修和在轨服务提供必要的良好基础。

本发明所提出的方案在处理失控翻滚目标的在轨维修任务时，更是具有其他方法难以企及的优势。由于追踪器和目标是相对静止的，两者之间碰撞的几率以及冲击程度是很低的；由此多边形框架可以良好地凭借缓冲机构或柔性抓捕装置固定到目标表面，便于进一步进行在轨服务。针对无法维修的失效航天器，可以由追踪器框架进行消旋，再交由服务航天器平台进行离轨操作；针对失控的正常航天器，可以借助追踪器框架进行初步控制，便于服务航天器平台进行部件更换与维修。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单的推演或替换，都应当视为属于本发明由所提交的权利要求书确定专利保护范围。