一种用于辅助变轨的适配装置和变轨方法

1.本发明涉及航天器装置技术领域，尤其涉及一种用于辅助变轨的适配装置和变轨方法。


背景技术：

2.随着小卫星领域技术的飞速进步和发射成本的降低，采用小卫星，甚至是微纳卫星进行快速科学实验与技术验证，甚至组建卫星星座进行军民商应用成为一大趋势。2007年，空间碎片协调委员会（iadc）提出任务结束25年离轨要求，然而绝大多数卫星在结束任务后很难在短时间内离轨并再进入大气层烧毁，从而成为长期驻留轨道、威胁其他主航天器的太空垃圾。因此，在外太空中控制交通的挑战与日俱增，在太空交通中碰撞、冲突事故发生的几率也在增加，由此产生的太空碎片会影响位于太空轨道中的空间站、人造卫星、探测器和飞船等的安全，当太空碎片与其他太空装置碰撞后会产生新的太空碎片。因此针对太空碎片，或者未进入设定轨道/因故障失效/能源耗尽/任务完成后仍旧占据轨道的航天器，或者因任务需求需要进行轨道调整的一系列航天器，开展变轨研究就变得迫在眉睫。
3.对于航天器来说，典型的变轨方式分为主动和被动两种。主动变轨是利用待变轨航天器自身携带的动力装置降低或者提升自身轨道高度，离开原运行轨道；被动变轨是让待变轨航天器借助薄膜帆装置、电动力系绳、增阻球等作用在待变轨航天器上使其轨道高度变化。在现有技术中，卫星寿命末期性能衰退、可靠性降低等问题，仅依赖电推进或其他主动变轨方式无法保证可靠变轨，同时增加额外发射质量。
4.相较于此，采用本发明所述的适配装置和方法，无需考虑待变轨航天器的动力功能完备性，也无需在待变轨航天器发射时搭载额外的变轨动力装置，避免占用待变轨航天器发射的宝贵资源。


技术实现要素：

5.为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种用于辅助变轨的适配装置和变轨方法，所述适配装置安装在无法自主变轨的待变轨航天器上，通过主航天器的辨识、捕获和固定，可以辅助所述待变轨航天器被辨识、被捕获和固定后实现变轨。
6.本发明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辅助变轨的适配装置，所述适配装置包括设置在基板上的标靶模块、对接模块和连接模块：所述基板固定安装在待变轨航天器的本体上；所述标靶模块经配置成以光学通信的方式向用于捕获所述待变轨航天器的主航天器提供所述待变轨航天器的姿态信息和位置信息；所述对接模块经配置成与所述主航天器建立刚性连接以实现所述待变轨航天器的被捕获；所述连接模块经配置成当所述待变轨航天器被捕获后能够以至少两种连接方式与所述主航天器建立固定连接以将所述待变轨航天器稳定地保持在所述主航天器上从而实现所述待变轨航天器的变轨和/或捕获。
7.第二方面，本发明实施例提供了一种用于辅助变轨的变轨方法，所述变轨方法应
用于第一方面所述的适配装置：主航天器向待变轨航天器发出信号光，所述主航天器获取并解析经由安装于所述待变轨航天器的适配装置中的标靶模块反射的信号光以获得所述待变轨航天器的位置信息和姿态信息；所述主航天器根据所述待变轨航天器的位置信息和姿态信息靠近所述待变轨航天器，以使得所述主航天器与所述适配装置的对接模块刚性接触后与所述对接模块对接；在所述连接模块工作过程中，所述连接模块以至少两种连接方式建立所述待变轨航天器与所述主航天器的固定连接。
8.所述适配装置通过所述标靶模块向所述主航天器提供所述待变轨航天器的姿态信息和位置信息作为捕获动作的控制基础，所述对接模块能够以简单地且缓冲较低的对接形式完成所述待变轨航天器的被捕获实现所述待变轨航天器的变轨，提高了捕获的容错率，所述对接模块制造简单，所述连接模块能够进一步将所述待变轨航天器保持在所述主航天器上。所述适配装置配置类灵活，用途广泛，能够适用于空间复杂环境的捕获对接。
附图说明
9.图1为本发明实施例中一种用于辅助变轨的适配装置的示意图；图2为本发明实施例中一种用于辅助变轨的适配装置中基板的俯视图；图3为本发明实施例中一种用于辅助变轨的适配装置的侧视图；图4为本发明实施例中一种用于辅助变轨的变轨方法的流程图。
具体实施方式
10.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。
11.现有技术中的捕获式变轨的原理是通过携带有机械手臂货或伸缩杆或飞网、飞爪等捕获装置的主航天器抓捕需要改变轨道的待变轨航天器，所述待变轨航天器上设置有与所述捕获装置适配的被捕获装置。其中，飞网捕获是由主航天器向待变轨航天器抛出轻质且柔性的飞网，同时通过绳索与飞网连接，通过飞网将待变轨航天器包裹起来并借助绳索施加拉力将待变轨航天器脱离原轨道以实现变轨，但是飞网捕获并不能够适用于所有的轨道空间，对待变轨航天器的控制也是有限的，而且在使用过后无法回收利用；飞爪捕获是由主航天器向待变轨航天器发射一支末端系有绳索的鱼叉，该鱼叉能够穿透目标表面并嵌入在待变轨航天器内部，通过绳索施加拉力将待变轨航天器脱离原轨道以实现变轨，使用鱼叉捕获卫星并不能够适用于所有的轨道空间，而且在选择鱼叉嵌入位置会产生太空碎片并破坏原待变轨航天器；相比较于上述两种捕获方式，使用基于本发明所述的变轨适配装置适用的捕获方式能够适用于所有的轨道空间，并且有效地控制待变轨航天器，另外在已有的变轨适配器中，只具有单一的连接功能，一旦该连接功能不稳定或者失效，那么该适配器完全丧失作用导致所述航天器的捕获动作失败。
12.为了解决上述技术问题，本发明的实施例提供了一种用于辅助变轨的适配装置10，所述适配装置10具有较高的连接可靠性，参见附图1，其示出了本发明的实施例中所公开的一种用于辅助变轨的适配装置10，所述适配装置10包括安装在基板1上的标靶模块2、对接模块3和连接模块4，所述适配装置10通过所述基板1安装至待变轨航天器的本体以形成一个整体，所述标靶模块2能够被用于捕获所述待变轨航天器的主航天器识别并获得所
述待变轨航天器的位置信息和姿态信息作为捕获所述待变轨航天器的控制基础，所述对接模块3用于与所述主航天器上建立刚性连接以实现所述待变轨航天器的被捕获以离轨，当所述待变轨航天器被捕获后所述连接模块4与所述主航天器发生交互实现所述待变轨航天器在所述主航天器上的固定连接。
13.所述标靶模块2经配置成以光学通信的方式向用于捕获所述待变轨航天器的主航天器提供所述待变轨航天器的姿态信息和位置信息，所述主航天器上具有能够发出信号光的光源装置、所述光源装置可以是led灯，所述标靶模块能够将接收到的信号光反射，所述主航天器上通过相机获得由所述标靶模块反射出来的信号光从而解析出所述待变轨航天器的位置和姿态信息，随后所述主航天器使用自身的姿轨控单机接近所述待变轨航天器。所述标靶模块2包括多个光学信标，所述光学信标为无源光学器件其能够反射所述光源装置发出的信号光并且被所述相机获取。参见附图2，其示出了所述适配装置10的俯视图，所述标靶模块2设置在所述基板1的一角，所述多个光学信标包括呈三角形分布的第一信标201、第二信标202以及第三信标203，其中，所述第一信标201和所述第二信标202经构造成矩形，所述第三信标203经构造成l形，通过上述构型能够提高所述标靶模块2的单位面积光反射率，保持较小的发散性。优选地，所述光学信标具有镀膜从而增强反射率和反射角度以保证所述主航天器对所述待变轨航天器的姿态和位置的解算的精确度。
14.所述对接模块3经配置成与所述主航天器的建立刚性连接以实现所述待变轨航天器的被捕获。在现有技术中，主航天器在捕获待变轨航天器时能够对目标待变轨航天器进行姿轨的完全控制，但是在捕获过程中存在刚性接触导致抓捕难度大等技术问题，有鉴于此，所述对接模块3经构造成包括连接台301和对接头302，参见附图1至附图3，所述连接台301凸出所述基板1表面设置并且位于所述基板1表面上与所述标靶模块2相邻的一角，所述对接头302同轴地设置在所述连接台301上，所述主航天器借助所述多个光学信标获取所述待变轨航天器的姿态信息和位置信息后与所述对接模块3进行对接以实现所述待变轨航天器的捕获，参见附图1和附图2，所述对接头302经构造成端部为圆球状，该构型结构简单可靠而且加工难度低，所述对接头302在该构型下在被所述主航天器捕获时能够降低捕获精度要求，提高容错。另外，圆球状的对接头302降低了捕获所述待变轨航天器是的机械碰撞，减少了缓冲，不同于现有技术中复杂的对接机构，圆球状的对接头302能够被轻易的捕获。当所述待变轨航天器在旋转时，所述对接头302仍能够在较低的捕获精度要求和姿态控制要求下完成被捕获。所述对接头302在被所述主航天器捕获后与所述主航天器上用于抓取所述对接头302的抓取装置的端部存在摩擦，所述抓取装置可以是能够伸出离开所述主航天器主体或返回所述主航天器主体的机械臂，由于对接头302与所述抓取装置的端部的接触面为球形面，在该摩擦下还能够对所述待变轨航天器进行消旋。优选地，参见附图3，所述对接头302凸出所述基板1表面13厘米。
15.当所述待变轨航天器被所述主航天器捕获后，所述抓取装置的端部抓紧所述对接头302通过所述抓取装置的收缩驱动所述待变轨航天器离开原轨道并靠近所述主航天器以实现所述待变轨航天器的变轨，此时所述待变轨航天器仅由所述抓取装置保持在所述主航天器上，为了稳定地保持所述待变轨航天器，所述适配装置10中的连接模块4在所述待变轨航天器与所述主航天器接触后开始工作，建立所述待变轨航天器与所述主航天器之间固定连接。在已有的捕获适配器中，只具有单一的连接功能，一旦该连接功能不稳定或者失效，
那么该适配器完全丧失作用导致所述待变轨航天器的变轨动作失败，有鉴于此，所述连接模块4经构造成能够以至少两种不同的连接方式同时用于与所述主航天器连接，从而将所述待变轨航天器稳定地保持在所述主航天器上。所述连接模块4包括电磁连接单元401、粘接连接单元402以及绳索连接单元403，所述连接模块4经配制成当所述非目标卫星被所述主航天器捕获通过上述多个连接单元中的至少任意两个单元与所述主航天器建立连接。需要注意的是，所述电磁连接单元401以及粘接连接单元402在与所述主航天器进行固定连接时并未不要求所述主航天器具有相应的部件以协同所述电磁连接单元401或粘接连接单元402工作完成固定连接的建立，所述绳索连接单元403与所述主航天器上相应的绳索连接装置交互以建立固定连接。优选地，上述各个连接单元能够根据所述主航天器上适配的连接装置进行更换。
16.参见附图1和附图2，所述电磁连接单元401设置在所述基板1表面下，优选地，设置在所述基板1内部，所述电磁连接单元401包括设置在所述基板1内部的电磁连接器，所述电磁连接器主要由永磁体或者铁磁体构成，当所述待变轨航天器被捕获后，所述电磁连接器通过磁力吸附至所述主航天器本体，以使得所述待变轨航天器贴紧所述主航天器实现所述待变轨航天器被稳定保持。
17.在本发明的另一实施方式中，当所述主航天器具有能够穿透所述基板1表面并在所述基板1内部部署挡销的鱼叉时，所述适配装置10能够根据所述主航天器的配置将所述电磁连接单元401替换为穿刺连接单元，其中，参见附图1，所述穿刺连接单元与所述电磁连接单元401同位置地设置在所述基板1中与所述对接模块3相邻的一角。
18.参见附图1至附图3，所述粘接连接单元402设置在所述基板1的表面上与所述标靶模块2相邻的一角，所述粘接连接单元402、所述电磁连接单元401（或者穿刺连接单元）以及所述对接模块3呈三角型分布在所述基板1表面的三个角处，通过上述排列构型能够稳固地将安装有所述适配装置10的待变轨航天器保持在所述主航天器上。所述粘接连接单元402由热熔胶构成，热熔胶在常温状态下性能非常稳定不会与任何装置或设备发生粘接，当其受热后才具备黏性并且在熔融成粘稠的液体之后能够在几秒钟之内完成粘接且粘接能力稳定。优选地，所述粘接连接单元402包括构成矩形粘胶阵列的多个点胶，通过点胶的设置形式有助于在所述基板1上其他模块和/或部件的位置排列设计。其中，所述粘接连接单元402也可以是热熔胶膜。所述粘胶阵列能够在所述主航天器上的所述抓取装置捕获所述对接头302后开始受热熔化以使得所述粘接连接单元402粘附至所述抓取装置从而将所述待变轨航天器直接固定至所述抓取装置，在本发明另一实施例中，所述粘胶阵列也能够在所述抓取装置驱动所述待变轨航天器接触所述主航天器主体后开始受热熔化以使得所述粘接连接单元402粘附至所述主航天器主体从而将所述待变轨航天器直接固定至所述主航天器主体。
19.参见附图1和附图3，进一步地，所述绳索连接单元403包括设置在所述基板1下表面的多个绳索连接柱，所述绳索连接柱适配柔性套索或绳索的主航天器，在这里所述柔性套索和/或绳索能够缠绕并锁定至所述绳索连接柱。其中，所述绳索连接柱通过螺栓固定至所述基板1，通过将所述绳索连接单元403设置在所述基板1的下表面使得所述适配装置10与所述主航天器的固定方向具有多样性，同时也使得所述连接模块4上的多个连接单元的设计排布具有更高的合理性。在现有技术中，通过捕获以驱动待变轨航天器变轨的方式存
在捕获难度高且能量消耗多的技术问题，所述绳索连接单元403能够在所述航天器主体捕获所述待变轨航天器后便开始工作，在所述待变轨航天器靠近所述主航天器的过程中通过所述绳索与所述绳索连接柱的连接能够协助所述抓取装置对所述待变轨航天器的进行姿态控制和稳定，从而增强捕获卫星的灵活性，同时也能够协助所述抓取装置牵引所述待变轨航天器离开原轨道实现变轨，当所述待变轨航天器接触所述主航天器主体后所述绳索能够缠绕并所锁定至所述绳索连接柱从而实现所述待变轨航天器与所述主航天器的固定连接。优选地，参见附图1和附图2所述绳索连接柱的数量为三个或更多个，优选为三个且呈三角形分布在所述基板1的下表面以保证连接的稳定性。优选地，所述绳索连接柱凸出所述基板1下表面的长度为35厘米。
20.需要注意的是，当所述主航天器同时具有用于穿刺所述基板1的鱼叉以及能够缠绕至所述绳索连接柱的绳索时，所述穿刺连接单元与所述绳索连接单元403同时与所述主航天器开始连接，当所述鱼叉固定至所述基板1后，所述绳索连接单元403被释放，从而保证所述主航天器与所述适配装置10连接的可靠性并节省所述主航天器的能源。
21.在本发明的另一实施例中，为了进一步增强所述待变轨航天器被捕获后与所述主航天器的连接稳定性，同时增强所述适配装置10功能的多样性以及通用性，所述适配装置10还包括锁定模块5，所述锁定模块5包括设置在所述基板1上的插销孔51，所述锁定模块5能够适配具有插销的主航天器，所述插销通过可伸缩的方式插入所述插销孔51以将所述待变轨航天器稳定地锁定在所述主航天器上。当所述待变轨航天器被捕获且所述连接模块4完成连接之后，所述锁定模块5配合所述主航天器开始工作，所述插销插入所述插销孔51，其中，优选地，所述插销孔51的数量是三个，参见附图1至附图3，所述插销孔51设置在所述基板1一角上相邻的三个表面上，三个所述插销孔51的设置方向相互垂直，保证了当所述插销对所述基板1的支撑力相互垂直以将所述基板1稳定地保持。
22.参见附图2和附图3，所述基板1经构造成正方形，优选地，所述基板1边长为80厘米，厚度为6厘米，则，所述适配装置10的总厚度为54厘米。所述基板1固定安装在所述待变轨航天器的本体上，从而与所述待变轨航天器形成为一个整体，其安装方式可以是现有技术中的用于空间装置领域中的焊接或者其他安装连接方式。
23.参见附图4，本发明实施例还公开了一种用于辅助变轨的变轨方法，所述变轨方法应用于本发明上述实施例所公开的适配装置，在使用所述变轨方法以捕获的方式驱动所述待变轨航天器实现变轨的过程中：s401：主航天器向待变轨航天器发出信号光，所述主航天器获取并解析经由安装于所述待变轨航天器的适配装置中的标靶模块反射的信号光以获得所述待变轨航天器的位置信息和姿态信息；s402：所述主航天器根据所述待变轨航天器的位置信息和姿态信息靠近所述待变轨航天器，以使得所述主航天器与所述适配装置的对接模块刚性接触后与所述对接模块对接；s403：在所述连接模块工作过程中，所述连接模块以至少两种连接方式建立所述待变轨航天器与所述主航天器的固定连接。
24.其中，所述主航天器的光源装置发出信号光，所述标靶模块能够反射所述信号光从而被所述主航天器上的相机捕获，所述主航天器的信息处理单元能够针对捕获的光进行
解析，从而获得所述待变轨航天器的姿态和位置信息，所述主航天器能够依靠所述信息靠近所述待变轨航天器以实现后续动作。
25.所述主航天器靠近所述待变轨航天器后，通过安装在所述主航天器上的抓取装置与对接模块刚性对接以捕获所述待变轨航天器，捕获后，所述抓取装置收缩驱动所述待变轨航天器靠近所述主航天器。具体地，所述对接模块包括连接台和对接头，所述抓取装置伸出所述主航天器主体靠近所述待变轨航天器，所述抓取装置优选为能够伸出离开所述主航天器主体或返回所述主航天器主体的机械臂，所述机械臂的前端构造成能够张开和收拢的爪状结构以抓取所述对接头，所述对接头经构造成圆球状，通过所述抓取装置与圆球状的对接头之间的摩擦，所述主航天器能够对所述待变轨航天器进行消旋从而控制所述待变轨航天器的姿态，使得所述待变轨航天器趋于稳定状态，所述抓取装置捕获所述待变轨航天器后开始收缩至所述主航天器主体，从而带动所述待变轨航天器离开原始轨道实现变轨。
26.在所述连接模块工作过程中，所述待变轨航天器上的连接模块以至少两种连接方式建立所述待变轨航天器与所述主航天器的固定连接，所述连接模块包括电磁连接单元、粘接连接单元以及绳索连接单元，具体地，所述连接模块能够根据所述主航天器所具备的装置选择上述连接单元中的至少两种以实现所述待变轨航天器与所述主航天器的固定连接，其中，当所述待变轨航天器在所述抓取装置的驱动下靠近所述主航天器主体时，所述电磁连接单元通过电磁连接器或者永磁体以电磁力吸附的方式将所述待变轨航天器固定连接至所述主航天器，在另一实施例中，所述电磁连接能够直接通过上述电磁力将所述待变轨航天器固定连接至所述抓取装置；所述粘接连接单元包括粘胶阵列，所述粘胶阵列在所述抓取装置的驱动下靠近所述主航天器主体时受热熔化，通过所述粘胶阵列将所述待变轨航天器粘贴至所述主航天器主体，在另一实施例中，所述粘胶阵列能够在所述抓取装置捕获所述对接头后开始受热熔化从而将所述待变轨航天器直接固定至所述抓取装置；所述绳索连接单元包括绳索连接柱，所述待变轨航天器在所述抓取装置的驱动下靠近并接触所述主航天器主体后，所述主航天器伸出绳索，所述绳索缠绕并锁定至所述绳索连接柱，通过所述绳索与所述绳索连接柱的机械连接，所述待变轨航天器被稳定地保持在所述主航天器主体上，在本发明的另一实施例中，当所述抓取装置捕获所述连接头后，所述主航天器伸出绳索缠绕至所述绳索连接柱，以协助所述抓取装置调节并稳定所述待变轨航天器的姿态，从而提高捕获所述待变轨航天器的可靠度和效率，在所述抓取装置收缩驱动所述待变轨航天器离开原始轨道并靠近所述主航天器时，所述绳索能够一起收缩加快变轨进程，当所述待变轨航天器接触所述主航天器主体后，所述绳索锁定至绳索连接柱以将所述待变轨航天器稳定地保持在所述主航天器上。
27.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。
28.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。