一种空间飞网捕获系统及方法与流程

本发明涉及一种空间飞网捕获系统及方法，属于航空航天领域。

背景技术：

1、近些年来，以星链（starlink）、星网和千帆等为代表的低轨商业巨型星座不断发射入轨，地球低轨道越来越多拥挤，随着该轨道区域里卫星规模扩大，未来预计将产生大量失效卫星，对人类空间资产安全构成严重威胁，这些失效卫星的离轨已成为低轨空间可持续发展的关键问题与挑战。发展空间碎片清理技术是解决空间碎片威胁的重要途径。在空间碎片清理领域，空间飞网离轨技术已日益成熟，该技术通过空间平台发射柔性绳网对空间碎片进行捕捉，并拖曳至低轨道或坟墓轨道进行离轨，完成空间碎片清理任务。

2、目前，国内外研究机构针对飞网技术开展了大量研究，提出了多种飞网捕获系统方案与方法。欧空局roger项目和removedebris项目的飞网捕获系统将绳网堆叠于网舱内，用于释放飞网的多个储能弹簧及牵引体以固定角度布置于网舱周边，其飞网口径较小；专利zl 21310503724.3和zl 21510403945.2提出的飞网捕获系统采用了同心圆式绳网折叠方式置于中心位置，多个质量块按照预置角度采用火工同步发射，能够释放较大口径的绳网。专利jp 223-080383a公开了一种利用连杆机构调整弹射角度的飞网弹射装置；cn117068403 a公开了一种飞网发射器，该发射器由可调整倾斜角度的组装式发射管构成，布置于双曲线柱形网舱外周，并构成一体式构型。

3、当前已有的飞网捕获系统在模块化集成、灵巧适配和轻量化方面，与实际应用需求仍有较大差距，难以适配后续商业化运营场景。具体如下：

4、1）已公开技术方案在模块化布局设计上存在明显不足：为了实现绳网发射及预定位置展开，发射器的预置锥角导致占用空间大；绳网与发射器之间的接口复杂，模块化程度低；

5、2）已公开技术方案在灵活适配层面上局限性较大：发射角度直接决定网捕距离。现有的飞网捕获系统一旦确定型号投产后，发射角度参数难以调整，牵引体质量也无法灵活调整。上述参数的改动都会带来飞网工程化产品重新开展鉴定试验，无法快速适配不同任务需求，不利于商业化低成本研制；

6、3）已公开技术方案难以做到轻量化：飞网捕获系统的发射机构和防护结构等尺寸大，造成重量偏重，特别是发射器质量利用率（即牵引体质量与发射器质量之比）较低。这直接降低了空间碎片清除任务执行的效益。

7、因此，亟待研制一种新型的空间飞网捕获系统。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种空间飞网捕获系统及方法，通过对飞网发射器和绳网包的设计，实现空间飞网捕获系统的小型化、模块化、灵巧适配和轻量化，用于空间非合作目标捕获与清除任务，并可有效避免对平台卫星造成滚转扰动，保障平台卫星姿态稳定。

2、为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：

3、一种空间飞网捕获系统，包括飞网发射器和绳网包，所述绳网包套装在飞网发射器外部，所述飞网发射器包括牵引体、活塞和动力装置，所述动力装置带动活塞运动，所述飞网发射器还包括导向限位件，所述牵引体上设置导向结构，导向限位件可沿导向结构滑动，所述活塞推动牵引体向上运动，在所述导向限位件的约束导向下，牵引体质心沿预先设定的轨迹运动，实现要求的发射角度，所述牵引体带动绳网包内的网体抽出并展开，完成空间目标的捕获；通过调整所述导向限位件相对于导向结构的滑动轨迹实现发射角度的调整。

4、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向结构为牵引体上设置的型槽，所述导向限位件可在型槽内滑动，通过调整所述导向限位件在型槽内的滑动轨迹实现发射角度的调整。

5、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括限位组件，所述导向限位件固定安装在所述限位组件上，并与牵引体设置的型槽配合。

6、在上述空间飞网捕获系统中，所述牵引体为n个，所述限位组件为分瓣结构，相邻两个分瓣之间形成供牵引体穿过的通孔，且每个分瓣的两个侧壁上均开设安装孔，用于安装导向限位件，所述牵引体侧壁面与分瓣结构的通孔内壁面形成间隙配合，其中n为正整数，且n≥2。

7、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括固定销组件，所述固定销组件将n个牵引体与限位组件连接，固定销组件设置有削弱槽，当n个牵引体向上运动时，将所固定销组件在削弱槽位置处拉断，解除约束。

8、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括套筒和底座，其中限位组件位于所述套筒顶部并同轴固定连接，所述活塞以间隙配合方式装配于套筒内部，沿中心轴线方向实现相互滑动；所述套筒与所述底座固定连接。

9、在上述空间飞网捕获系统中，所述动力装置为点火器、弹簧装置或气动装置。

10、在上述空间飞网捕获系统中，通过调整所述型槽的开槽轨迹或路径实现导向限位件在型槽内的滑动轨迹的调整。

11、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括n个套筒，所述牵引体、活塞和动力装置均为n个，每一个套筒内设有一个牵引体、一个活塞和一个动力装置，所述导向限位件安装在套筒侧壁上，n个套筒采用分布式布局，每个牵引体在独立的套筒内由对应的动力装置带动活塞运动，推动牵引体实现设定轨迹的运动和发射，其中n为正整数，且n≥2。

12、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括剪切销，剪切销安装在所述套筒上，与牵引体上开设的剪切销孔配合，将牵引体约束固定在套筒上。

13、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件在型槽内的滑动轨迹为曲线、弧线、直线或折线，若为直线型时，直线与发射器轴线的夹角不为0°；若为折线时，至少其中一个线段与发射器轴线的夹角不为0°。

14、在上述空间飞网捕获系统中，所述型槽的截面结构构型为矩形槽、燕尾槽、梯形槽、半圆槽、t型槽、u型槽、v型槽或l型槽。

15、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件在型槽内的滑动轨迹通过如下方法确定：

16、发射器工作前，所述牵引体处于初始位置，以牵引体底部支点为原点o建立直角坐标系oxy；

17、根据牵引体发射角度和牵引体质心c的初始位置，设定牵引体质心c的预期轨迹为目标曲线；

18、根据牵引体质心c的预期轨迹和导向限位件在直角坐标系oxy中的坐标，以及t时刻牵引体底部支点运动的位置，计算得到t时刻牵引体的质心c在直角坐标系oxy中坐标位置；

19、分别计算牵引体在初始位置和t时刻的质心c相对支点的向量，并根据计算得到的两个向量，通过点乘计算牵引体在t时刻相对初始位置的转角θ；

20、根据所述转角θ，利用t时刻牵引体型槽的某个点与导向限位件的坐标点重合关系，采用坐标变换获得牵引体处于初始位置时在直角坐标系oxy中坐标；

21、根据牵引体支点的运动行程，计算得出各时刻的坐标，经数据拟合得出曲线即为导向限位件在型槽内的滑动轨迹。

22、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件在型槽内的滑动轨迹通过如下方法确定：

23、发射器工作前，所述牵引体处于初始位置，以牵引体底部支点为原点o建立直角坐标系oxy；所述牵引体质心c在初始位置时坐标为=（，）；

24、根据牵引体发射角度和牵引体质心c初始位置，通过作图法或解析法给出牵引体质心c的运动轨迹；根据所述牵引体与导向限位件脱离约束时刻所对应的牵引体质心c的位置，得出所述质心c运动轨迹在该位置处的切线，该切线与坐标轴oy夹角为，即为牵引体的发射角度；

25、t时刻，所述牵引体底部支点运动到点位置，坐标为（0，s），对应的质心c坐标为=（x，y）；令导向限位件坐标为=（，）；

26、牵引体质心c坐标满足如下：

27、：（1）

28、（2）

29、根据公式（1）和（2），采用数值或解析法计算得出t时刻牵引体质心c的有效坐标位置（x，y）；

30、根据坐标位置（x，y），计算牵引体在初始位置和t时刻的质心c相对底部支点的向量、；根据向量、，采用点乘计算牵引体在t时刻相对初始位置的转角θ；

31、t时刻，牵引体型槽的某点与导向限位件的坐标点重合；进一步，采用坐标变换，获得牵引体处于初始位置时点在坐标系oxy中坐标如下：

32、（3）

33、（4）

34、根据牵引体支点运动行程，计算各时刻的坐标值并进行数据拟合得出导向限位件在型槽内的滑动轨迹。

35、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向结构为牵引体上设置的滑动面，所述导向限位件与滑动面接触并可沿滑动面进行滑动，通过调整所述导向限位件中心点相对于所述滑动面的滑动轨迹实现发射角度的调整。

36、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞往发射器还包括限位组件，所述导向限位件固定安装在所述限位组件上，并与牵引体设置的滑动面接触配合形成滑动副。

37、在上述空间飞网捕获系统中，所述牵引体为n个，所述限位组件为分瓣结构，相邻两个分瓣之间形成供牵引体穿过的通孔，且每个分瓣的两个侧壁上均开设安装孔，用于安装导向限位件，所述牵引体侧壁面与分瓣结构的通孔内壁面形成间隙配合；其中n为正整数，且n≥2。

38、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件的结构满足如下至少一项：

39、所述导向限位件包括滚轮与导向限位销，所述导向限位销通过相邻两个分瓣结构上的安装孔实现与限位组件的连接，所述滚轮套装在导向限位销上，并可绕导向限位销转动；

40、所述导向限位件为导向限位销，所述导向限位销通过相邻两个分瓣结构上的安装孔实现与限位组件的连接；

41、所述限位组件包括中间体和环形安装在所述中间体上的若干分瓣结构，所述导向限位件为设置在中间体上并位于相邻两个分瓣结构之间的凸块结构；所述凸块结构与所述中间体一体化成型。

42、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞往发射器还包括固定销组件，所述固定销组件将n个牵引体与限位组件连接，固定销组件设置有削弱槽，当n个牵引体向上运动时，将所固定销组件在削弱槽位置处拉断，解除约束。

43、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞往发射器还包括套筒和底座，其中限位组件位于所述套筒顶部并同轴固定连接，所述活塞以间隙配合方式装配于套筒内部，沿中心轴线方向实现相互滑动；所述套筒与所述底座固定连接。

44、在上述空间飞网捕获系统中，通过调整所述滑动面的参数实现导向限位件中心点滑动轨迹的调整，所述滑动面的参数包括滑动面外轮廓的形状、角度，或者滑动面对应的外轮廓线的形状、角度、外轮廓线的轨迹、路径。

45、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞往发射器还包括n个套筒，所述牵引体、活塞和动力装置均为n个，每一个套筒内设有一个牵引体、一个活塞和一个动力装置，所述导向限位件安装在套筒侧壁上，n个套筒采用分布式布局，每个牵引体在独立的套筒内由对应的动力装置带动活塞运动，推动牵引体实现设定轨迹的运动和发射，其中n为正整数，且n≥2。

46、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件的结构满足如下至少一项：

47、所述导向限位件包括滚轮与导向限位销，所述导向限位销两端通过套筒侧壁上开设的安装孔实现与套筒的连接，所述滚轮套装在导向限位销上，并可绕导向限位销转动；

48、所述导向限位件为导向限位销，所述导向限位销两端通过套筒侧壁上开设的安装孔实现与套筒的连接；

49、所述导向限位件为设置在套筒内壁上的凸块结构；所述凸块结构与所述套筒一体化成型。

50、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞往发射器还包括剪切销，剪切销安装在所述套筒上，与牵引体上开设的剪切销孔配合，将牵引体约束固定在套筒上。

51、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件中心点的滑动轨迹为曲线、弧线、直线或折线，若为直线型时，直线与发射器轴线的夹角不为0°；若为折线时，至少其中一个线段与发射器轴线的夹角不为0°。

52、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件中心点的滑动轨迹通过如下方法确定：

53、发射器工作前，所述牵引体处于初始位置，以牵引体底部支点为原点o建立直角坐标系oxy；

54、根据牵引体发射角度和牵引体质心c的初始位置，设定牵引体质心c的预期轨迹为目标曲线；

55、根据牵引体质心c的预期轨迹和导向限位件的中心点在直角坐标系oxy中的坐标，以及t时刻牵引体底部支点运动的位置，计算得到t时刻牵引体的质心c在直角坐标系oxy中坐标位置；

56、分别计算牵引体在初始位置和t时刻的质心c相对支点的向量，并根据计算得到的两个向量，通过点乘计算牵引体在t时刻相对初始位置的转角θ；

57、根据所述转角θ，利用牵引体与导向限位件的位置关系，采用坐标变换获得牵引体处于初始位置时在直角坐标系oxy中坐标；

58、根据牵引体支点的运动行程，计算得出各时刻的坐标，经数据拟合得出曲线即为导向限位件中心点的滑动轨迹。

59、在上述空间飞网捕获系统中，所述导向限位件中心点的滑动轨迹通过如下方法确定：

60、发射器工作前，所述牵引体处于初始位置，以牵引体底部支点为原点o建立直角坐标系oxy；所述牵引体质心c在初始位置时坐标为=（，）；

61、根据牵引体发射角度和牵引体质心c初始位置，通过作图法或解析法给出牵引体质心c的运动轨迹；根据所述牵引体与导向限位件脱离约束时刻所对应的牵引体质心c的位置，得出所述质心c运动轨迹在该位置处的切线，该切线与坐标轴oy夹角为，即为牵引体的发射角度；

62、t时刻，所述牵引体底部支点运动到点位置，坐标为（0，s），对应的质心c坐标为=（x，y）；令导向限位件中心点坐标为=（，）；

63、牵引体质心c坐标满足如下：

64、：（14）

65、（15）

66、根据公式（1）和（2），采用数值或解析法计算得出t时刻牵引体质心c的有效坐标位置（x，y）；

67、根据坐标位置（x，y），计算牵引体在初始位置和t时刻的质心c相对底部支点的向量、；根据向量、，采用点乘计算牵引体在t时刻相对初始位置的转角θ；

68、t时刻，利用牵引体与导向限位件的位置关系，采用坐标变换获得牵引体处于初始位置时点在坐标系oxy中坐标如下：

69、（16）

70、（17）

71、根据牵引体支点运动行程，计算各时刻的坐标值并进行数据拟合得出导向限位件的中心点的滑动轨迹。

72、在上述空间飞网捕获系统中，所述飞网发射器还包括抓持适配接口，所抓持适配接口由n个瓣状卡环组合形成环状结构，每个瓣状卡环安装在对应牵引体的顶部，用于空间机械臂末端工具的抓持操作，瓣状卡环随牵引体发射飞出。

73、在上述空间飞网捕获系统中，所述绳网包包括收纳包、压紧释放机构和网体，其中压紧释放机构设置于收纳包外部，网体收纳于所述收纳包中。

74、在上述空间飞网捕获系统中，所述收纳包为分层栅格结构，由若干同心隔层组成，每个同心隔层通过隔断分成若干部分，在所述收纳包最外层和最内层分别设置了若干栅格；

75、所述网体包括边线绳、加强绳、网目绳、牵引绳和系留绳，其中若干边线绳在最外圈围成要求的几何形状，相邻边线绳连接处的角点与中心点之间设置加强绳；所述边线绳和加强绳围成的区域中分布若干网目绳结成的网目；所述边线绳围成的几何形状顶点处引出有牵引绳，用于牵引网体拉出展开；所述系留绳一端连接网体的中心点，另一端连接飞网发射器，工作前，所述系留绳收纳于收纳包的栅格内，用于对捕获目标进行拖曳操作；

76、所述压紧释放机构包括解锁器、压紧绳和护板，其中护板处于收纳包外部，并与收纳包外层连接，压紧绳穿过解锁器形成闭环，并将预紧力作用于护板。所述护板用于压紧和防护收纳包，当解锁器工作断开压紧绳后，所述护板松脱释放，收纳包向外蓬松，网体从收纳包中抽出。

77、一种空间飞网捕获方法，应用于上述空间飞网捕获系统，包括如下步骤：

78、s1、携载空间飞网捕获系统的服务卫星接近待捕获的空间目标，当接近空间目标达到网捕距离时，服务卫星完成对绳网包解锁；

79、s2、服务卫星向飞网发射器供电或机械触发，所述牵引体以要求的初始速度和发射角度向外发射，牵引体通过牵引绳带动绳网包的网体抽出，并使网体展开；

80、s3、所述牵引体及网体飞行形成包络，飞行到空间目标位置时，与空间目标接触，所述牵引体及网体在惯性作用下与空间目标产生粘附钩挂，实现捕获；

81、s4、服务卫星通过系留绳与空间目标建立柔性连接，形成柔性组合体；服务卫星利用系绳拖动空间目标实现变轨，柔性组合体进入稀薄大气层或坟墓轨道；

82、s5、当柔性组合体进入预定轨道，服务卫星分离释放空间飞网捕获系统，此时空间飞网捕获系统与空间目标组合体脱离服务卫星，完成离轨任务。

83、在上述空间飞网捕获方法中，所述步骤s2中，服务卫星向飞网发射器供电或机械触发，所述牵引体以要求的初始速度和发射角度向外发射，包括：

84、所述动力装置作用于活塞产生相对运动，从而推动所述牵引体向上运动；当所述牵引体产生的力超出固定销组件破断力时，所述固定销组件断裂，解除对所述牵引体的锁定；

85、所述活塞继续推动牵引体向上运动，所述牵引体在所述导向限位件的约束导向下，其质心沿着限定轨迹加速运动，当所述活塞运动到所述套筒顶部时，在所述限位组件的限位下，活塞停止运动，所述牵引体脱离所述导向限位件约束，向外发射。

86、在上述空间飞网捕获方法中，所述服务卫星与空间碎片之间分离通过空间飞网捕获系统切断系留绳实现。

87、本发明与现有技术相比至少包含如下有益效果：

88、（1）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，采用特殊设计的飞网发射器，通过在牵引体上设置导向结构，导向限位件可沿导向结构滑动，活塞推动牵引体向上运动，在导向限位件的约束导向下，牵引体质心沿预先设定的轨迹运动，实现要求的发射角度，通过调整导向限位件相对于导向结构的滑动轨迹实现发射角度的调整，本发明通过牵引体的导向结构与导向限位件配合作用，无需采用常规发射器的预置锥角，有效降低整体体积，可实现在较小结构尺寸的情况下满足发射要求；本发明在模块化布局优势显著，实现体积最小化；

89、（2）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，优选实施例中可以灵活采用多种导向结构形式，例如通过在牵引体上设置型槽以及与之配合的导向限位件，牵引体型槽与导向限位件配合作用，或者通过在牵引体上设置滑动面以及与之配合的导向限位件，牵引体滑动面与导向限位件配合作用，均可实现在较小结构尺寸的情况下满足发射要求，可以根据实际需要选择相应的结构形式，具有较强的实用性；

90、（3）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，优选实施例中飞网发射器可以采用包括n个套筒的结构形式，牵引体、活塞和动力装置均为n个，每一个套筒内设有一个牵引体、一个活塞和一个动力装置，导向限位件安装在套筒侧壁上，n个套筒采用分布式布局，每个牵引体在独立的套筒内由对应的动力装置带动活塞运动，推动牵引体实现设定轨迹的运动和发射，实现一对一的推动效果，使得实现方式更加灵活；

91、（4）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，调整导向限位件相对于导向结构的滑动轨迹（多种实现方式），实现对发射角度的灵活调整，具备灵活适配能力，适配效率大幅提升；本发明在产品定型后，仅需常规测试，无需重新开展鉴定试验，能够快速响应不同需求，显著缩短适配周期，提升任务适配灵活性和高效性；

92、（5）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，具有轻量化优势，可有效提升任务效益，有效降低了非功能结构的冗余重量，发射器质量利用率（即牵引体质量与发射器质量之比）显著提高，系统轻量化水平得到优化，能够显著降低空间碎片清除任务执行成本，提升任务执行综合效益；

93、（6）、本发明实施例提供一种空间飞网捕获系统，不会对平台卫星造成滚转扰动影响，实施例中发射器发射时多个牵引体角度偏转动作具有对称性，产生力矩扰动相互抵消，可有效避免发射过程对平台卫星造成滚转扰动，保障平台卫星姿态稳定。