CN103863583B - 一种飞舌抓捕机构及空间目标捕获方法 - Google Patents

Abstract

一种飞舌抓捕机构及空间目标捕获方法，机构包括驱动弹射机构（1）、飞舌捕获机构（2）、柔性索机构（3）、解锁释放机构（4）、轮转换装机构（5）、瞄校系统（6）、飞行器平台安装板（7）；整个机构通过飞行器平台安装板（7）与飞行器本体刚性连接；瞄校系统（6）确定捕获目标后，驱动弹射机构（1）推动飞舌捕获机构（2）带动柔性索机构（3）从飞舌弹射窗口弹出，飞舌捕获机构（2）捕获目标，需要丢弃目标时，由解锁释放机构（4）切断柔性索机构（3），驱动电机（53）的输出轴与转动内轮环（52）的中心轴连接，由驱动电机（53）带动转动内轮环（52）转动，进而带动下一个飞舌捕获机构（2）位于飞舌弹射窗口位置，进行下一次捕获。

Description

一种飞舌抓捕机构及空间目标捕获方法

技术领域

本发明隶属于航天器总体设计技术领域。

背景技术

地球静止轨道（GEO）是稀缺的轨道资源，运行着大量具有战略意义的军用、民用卫星，但也存在着大量空间碎片和废弃卫星，对正常卫星的安全运行产生了严重威胁，能够对GEO空间碎片实施离轨清除的飞行器成为解决该问题的研究重点之一。

目前常用的空间目标捕获方式可分为刚性与柔性两种类型，其中刚性包括机械臂、锥杆等对接方式，柔性包括飞网、飞爪等。表1对比分析了几种空间捕获方式。

传统刚性捕获技术虽然在合作目标对接任务中较为成熟，但对于具有一定的姿态机动能力或处于翻转状态的非合作目标，因捕获机构需要与预定捕获位置动态精确对准，这就对飞行器的相对运动（相对位置、速度、姿态、姿态角速度）控制能力提出了苛刻的要求。同时对于高度大于3万公里的GEO轨道，受测控精度、遥操作时延等因素影响，传统的刚性对接将面临很大的难度；另外，废弃卫星的整星自旋、以及太阳翼周期性转动也对捕获飞行器自身安全造成较大威胁。

飞爪、飞网等柔性捕获系统虽然抓捕距离远，对飞行器本体控制能力要求低，但也有其不足之处：飞爪系统面临着对目标卫星表面情况的依赖性较强等问题；而飞网系统规模庞大，易遭受结构破坏等问题，并且受目标外形影响较大，难以对不同的GEO目标均实施有效抓捕。

发明内容

本发明所要解决的技术问题：克服现有技术的不足，提供一种飞舌抓捕机构及空间目标捕获方法。

本发明的技术方案：一种飞舌抓捕机构，包括驱动弹射机构、飞舌捕获机构、柔性索机构、解锁释放机构、轮转换装机构、瞄校系统、飞行器平台安装板；整个机构通过飞行器平台安装板与飞行器本体刚性连接；飞行器平台安装板上设置飞舌弹射窗口；所述的轮转换装机构包括固定外轮环、转动内轮环和驱动电机；飞行器平台安装板位于飞行器本体外部的一侧安装瞄校系统，另一侧固定安装固定外轮环；整个机构至少包括个飞舌捕获机构，每个飞舌捕获机构对应一个驱动弹射机构、一个柔性索机构和一个解锁释放机构；驱动弹射机构与转动内轮环的外端面固定连接，驱动弹射机构的弹射方向上通过解锁释放机构连接柔性索机构和飞舌捕获机构；瞄校系统确定捕获目标后，驱动弹射机构推动飞舌捕获机构带动柔性索机构从飞舌弹射窗口弹出，飞舌捕获机构捕获目标，需要丢弃目标时，由解锁释放机构切断柔性索机构实现，驱动电机的输出轴与转动内轮环的中心轴连接，由驱动电机带动转动内轮环转动，进而带动下一个飞舌捕获机构位于飞舌弹射窗口位置，进行下一次捕获。

所述的驱动弹射机构包括安装支架A、压簧、锁定销、飞舌安装筒、坐力筒、推力筒、气缸；气缸通过安装支架A固定在固定外轮环上，并为驱动弹射机构提供弹射初始动力，飞舌安装筒固定安装在转动内轮环外端面上，坐力筒安装在飞舌安装筒底部，并与气缸驱动的推力筒接触，坐力筒可相对飞舌安装筒做轴向运动，坐力筒与飞舌安装筒之间安装压簧，通过飞舌捕获机构及锁定销将压簧压装。

所述的飞舌捕获机构包括球形铰A、结构组件、随形吸附组件、六自由度阻尼器；所述的随形吸附组件包括缓冲记忆材料和高黏吸附材料；

结构组件前端捕获面呈弧形，弧形中部内置安装六自由度阻尼器，球形铰A的空间位置布置于所述捕获面的形心焦点，通过球形铰A将六自由度阻尼器和柔性索机构连接；缓冲记忆材料贴装在捕获面的外弧面，在缓冲记忆材料表面布置高黏吸附材料，为捕获提供吸附力。

一种空间目标捕获方法，步骤如下：

（1）将带有权利要求1所述飞舌抓捕机构的飞行器送入GEO轨道；

（2）飞行器接收地面发送的目标指令信息，依次进行远程导引和进程导引，使飞行器距离目标200m～500m；

（3）飞行器步骤（2）确定的距离通过姿轨机动，实施主动绕目标飞行探测，初步规划飞舌粘附落点区域；

（4）根据步骤（3）初步规划的飞舌粘附落点区域，飞行器抵近距离目标该区域50-100m的位置，并确定最终的捕获点位置；

（5）飞行器调姿使飞舌弹射窗口对准落点方向，启动飞舌抓捕机构，捕获目标并将目标拖曳至预定位置。

所述的拖曳根据目标旋转速度不同采用不同的捕获方式，当目标为慢旋目标时，捕获点距目标质心的方位r和碰撞速度v满足下列关系：r×mv=I_bω_t，其中m为飞舌捕获机构质量，I_b为目标转惯量，ω_t为目标旋转角速度；当目标为快旋目标时，柔性绳的牵拉力F作用时间t后目标姿态稳定，满足下列关系式：t(r×F)=I_bω_t。

本发明与现有技术相比的有益效果：

与传统机械臂及在研的飞网、飞爪等捕获方式相比，本发明提出的高轨非合作目标飞舌捕获方法具有操作距离远、操作方式简单、对捕获飞行器飞行控制能力要求低、不受目标外形尺寸影响、捕获系统可小型化设计、捕获过程不会产生碎片等优点。与现有技术的对比情况可参考表1。

表1空间飞行器捕获方式对比

附图说明

图1飞舌捕获飞行器系统组成；

图2飞舌捕获载荷结构组成；

图3驱动弹射机构工作原理示意图；

图4飞舌捕获机构工作原理示意图；

图5随形吸附组件原理示意图；

图6锁紧释放机构工作原理示意图；

图7轮状换装机构工作流程示意图；

图8飞舌捕获飞行器任务流程；

图9目标旋转及碰撞、拖拽方向示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明：

1.飞舌抓捕机构设计

飞舌捕获飞行器由飞行器平台（航天器平台）、飞舌抓捕机构（航天器载荷）两部分组成。这里，飞行器平台可根据飞行器入轨方式、执行任务能力等择优选定，飞行器平台上安装有目标交会时所用的常规探测系统，用于远程、近程导引与绕飞观测。飞舌抓捕机构通过飞行器平台安装板7安装在飞行器平台上，如图1所示。后文重点研究飞舌抓捕机构的构成情况。

飞舌抓捕机构主要由弹射系统和瞄校系统组成，如图2所示。瞄校系统采用复合光电跟瞄方案，弹射系统则由驱动弹射机构1、飞舌捕获机构2、柔性索机构3、解锁释放机构4、轮转换装机构5等部分组成。

其中，飞舌捕获机构2和柔性索机构3为一次性使用装置。为实现对多个失效目标的捕获与清理，每个飞舌捕获载荷将携带不少于5套飞舌捕获机构2和柔性索机构3，分别装在5个飞舌安装筒14内，通过轮转换装机构依次换装飞舌安装筒14，然后气缸17作用，释放柔性索机构3和飞舌捕获机构2。

(1)弹射系统

弹射系统主要由驱动弹射机构1、飞舌捕获机构2、柔性索机构3、解锁释放机构4、轮转换装机构5等五部分组成。

●驱动弹射机构1

驱动弹射机构1的作用为飞舌捕获机构2的发射提供可快速爆发性释放的能量，使捕获头获得足够的初始动能，以获得较高的出口速度，快速射向目标，并确保外射飞舌捕获头向预定落点直线飞行。

本方案的驱动弹射机构1采用气缸17作为动力源，与压簧12辅助释放装置相配合，通过飞舌安装筒14外轴导向，达到迅速弹射飞舌捕获头的目的。

驱动弹射机构1主要由安装支架A11、压簧12、锁定销13、飞舌安装筒14、坐力筒15、推力筒16及气缸17等组成。飞舌安装筒14固定安装在转动内轮环52上；坐力筒15安装在飞舌安装筒14底部，并与推力筒16接触，坐力筒15可相对飞舌安装筒14做轴向运动；推力筒16与气缸17相连；气缸17通过安装支架A11固定在固定外轮环51上；压簧12位于飞舌安装筒14和坐力筒15中间，通过飞舌捕获机构2的结构组件22及安装于飞舌安装筒14上的锁定销13将其压装，处于待发状态。当气缸17作用，推力筒16推动坐力筒15运动时，同时也推动飞舌捕获机构2运动，将锁定销13剪断，压簧12导向辅助推动飞舌捕获机构2加速，并将其推出。

驱动弹射机构1工作原理示意如图3所示。

●飞舌捕获机构2

飞舌捕获机构2包括球形铰A21、结构组件22、随形吸附组件23、六自由度阻尼器24等部分。结构组件22为飞舌捕获机构2提供整体承力结构。结构组件22前部整体上呈弧形，用于安装随形吸附组件23；中部内置安装一套六自由度阻尼器24，作为能量耗散机构；尾部通过一个自润滑的球形铰A21与柔性索机构3末端的球形铰B33连接。当随形吸附组件23与目标航天器紧密粘接后，其组合体的姿态运动能量将持续传递给六自由度阻尼器24上，在该阻尼器和柔性索机构3的共同作用下，转化为热能而被逐步耗散，最终使组合体的翻滚运动降低到较低的水平。球形铰A21的空间位置布置于结构组件22前部圆弧面的形心焦点，从而整个飞舌捕获机构2的框架结构形成一个“牵引小圆椎”，以保证无论是哪个面贴合，柔性索机构3的牵拉力都能通过球形铰A21传递到随形吸附组件23与目标的贴合面上，不产生额外的致脱附力矩。飞舌捕获机构2原理示意如图4所示。

随形吸附组件23位于结构组件22前部的外弧面，整体上呈钝弧状，其设计有利于与目标卫星撞击后依落点区域形貌形成紧致的贴合面形。在随形吸附组件23的前表面上，分散布置一定面积的高黏吸附材料231，如新型聚二甲基硅氧烷/碳纳米管（PDMS/CNT）复合的仿生粘附材料。该材料具有固态、高粘附性的特性，能提供很高的单位面积吸附力（法向、切向吸附力均高达5N/cm²）。高黏吸附材料231与结构组件22之间采用缓冲记忆材料631进行连接，如聚烯烃类形状记忆聚合物或镍钛合金纤维，以利于吸附力的保持和调整，并可提供小幅度（1～2mm）的随形自适应能力。整个飞舌捕获机构2的质心位于前部，尾部受到柔性索机构3牵拉，从而保证无控飞行过程中能够始终保持随形吸附组件23朝前。根据入射阶段抗脱附和拖离阶段最大牵拉力水平（估计值为100N）估算，要求确保的有效吸附面积约为20cm²。高黏吸附材料231的吸附面设计为正方形（1.5cm×1.5cm），分为10圈环形排布在捕获头圆弧面上，圆弧面上预计安装小吸附块约2000个以上，在±20°的入射偏差范围下能够实现与目标表面较好的面接触入射。以此形成的飞舌捕获机构2入射面弦长约为15cm。通过对在典型高轨卫星星表特征进行分析，其南北面及太阳翼上均能找到足够面积的备选的落点区域（＞15cm）。随形吸附组件23的每一个小吸附块原理示意如图5所示。

●柔性索机构3

柔性索机构3包括多段柔性绳31、索连接器32及自润滑的球形铰B33，柔性绳31段与段之间通过索连接器32相连，用以解除扭转力矩和弯曲力矩的传递积累。末端柔性绳31与解锁释放机构4的弹簧机构45相连，可用于缓冲离轨牵拉阶段的冲击力。起始柔性绳31与飞舌捕获机构2通过球形铰B33相连。各段柔性绳31的主体采用浸渡沥清漆膜的航天棉麻绳制作，该材料具有良好的空间环境适应性，对辐射不敏感、耐老化，且具有足够的强度和微弱的收缩力。初步估算选用的绳索直径为3mm，长100m～110m。在发射状态，柔性绳31盘制为环形往复碟压构型，收拢体积约为7cm²，收拢包络外径尺寸为Φ20cm，收拢包络内径尺寸为Φ9cm，一套柔性索机构3质量约为1.5kg。

●解锁释放机构4

本弹射系统的解锁释放机构4主要指在释放分离阶段将飞舌捕获机构2、柔性索机构3及其带着的目标废弃卫星与服务航天器分离的机构。其主要由安装支架B41、起爆器42、切割器43、分离环44及弹簧机构45等组成。解锁释放机构安4装在坐力筒15中心位置，通过安装支架B41固定连接，起爆器42安装在安装支架B41上，分离环44通过安装其上的弹簧机构45与柔性索机构3相连，切割器43安装在分离环44和安装支架B41之间。当起爆器42接收到起爆信号后，起爆切割器43，切断分离环44，弹簧机构45带动分离环44从坐力筒15上分离，从而实现对目标废弃卫星释放过程。解锁释放机构4工作原理示意如图6所示。

●轮转换装机构5

轮转换装机构5的作用是更换一次性使用的飞舌捕获机构2和柔性索机构3。本弹射系统的轮转换装机构5采取转轮式换装方案，主要由固定外轮环51、转动内轮环52及驱动电机53组成。当进入弹射预备阶段时，将安装有飞舌捕获机构2和柔性索机构3的飞舌安装筒14通过转动内轮环52送到弹射位置并通过驱动电机53步进自锁将飞舌安装筒14锁定，完成弹射准备。当捕获、拖拽及释放任务完成后，气缸17带动推力筒16收回，转动内轮环52解锁，带动空的飞舌安装筒14转动，下一个带载的飞舌安装筒14换装到位并锁定，等待下一个任务。轮转换装机构5工作流程如图7所示。其中(a)为待发状态，(b)为弹射状态，(c)为转换状态，(d)为复位状态。

(2)瞄校系统6

瞄校系统6固连于飞行器本体外侧，选用复合光电探测方案，主要由粗跟瞄系统、精跟瞄系统组成。飞行器平台的探测系统探知目标位置后，飞行器平台调整姿态，使瞄校系统6初步指向目标方位，目标到达瞄校系统6的视场范围内，然后飞行器平台再根据瞄校系统6的测量信号精确调整姿态，从而完成飞舌捕获机构落点的精确瞄准；因典型失效卫星姿轨运动有规律可循，其轨道运动符合典型的自然摄动轨道，姿态运动为绕惯量主轴的自旋，短期性自旋角速度稳定，所以结合常规的轨迹预报算法，以上系统可实现对目标的实时跟踪。瞄校系统6主轴沿飞行器平台转动惯量主轴方向布置，此布局方式可最大程度地降低飞舌捕获头牵引绳索飞行时，对飞行器姿态的扰动效应。其中粗跟瞄系统、精跟瞄系统根据飞行器平台选用相应型号的成熟产品设备。粗跟瞄系统主要完成入射信号光束的粗跟瞄，为飞行器平台的大角度范围调整运动控制提供输入；精跟瞄系统主要作用是捕获和精密跟踪入射光束，为飞行器平台的精确角度调整运动控制提供输入。

2.飞舌捕获飞行器工作模式设计

飞舌捕获飞行器全寿命期内主要完成的工作模式包括：发射部署、远程导引、近程导引、绕飞探测、飞舌发射准备、瞄校调整、飞舌弹射、捕获头空间飞行、捕获头着陆吸附、消旋阻尼、拖拽离轨、延时看守、目标分离等过程，如图8。

(1)发射部署。由运载火箭承载飞舌捕获飞行器发射入轨，星箭分离后，经GTO转移，到达GEO轨道，完成部署入轨，进入待命飞行阶段。

(2)远程导引。飞舌捕获飞行器接到地面指令后，根据目标信息，利用绝对导航实施远程导引，经变轨调相，向目标飞近。

(3)近程导引。当飞舌捕获飞行器与目标卫星之间的距离进入飞行器探测系统的作用范围后，进入寻的阶段，实施近程导引，进一步接近目标。

(4)绕飞探测。飞舌捕获飞行器达目标卫星附近200m～500m左右，通过姿轨机动，实施主动绕飞探测，初步规划飞舌捕获机构2粘附落点区域，如初步判定太阳翼远端方位。

(5)飞舌发射准备。飞舌捕获飞行器将待用飞舌捕获机构2推送至弹射位，并完成机构固定等射前准备动作。

(6)瞄校调整。瞄校系统在飞行器平台探测系统信息支持下，完成目标卫星的投射部位的精确瞄准与实时跟踪。飞行器抵近目标50-100m左右的位置后，调姿对准预定落点方向，入射方向及冲击力矩选择与目标卫星的自旋方向逆向方位；

(7)飞舌弹射。启动弹射机构，助推飞舌捕获机构2携带柔性索机构3从捕获飞行器释放。弹射期间飞舌沿准直器方向加速，实现直线运动轨迹。

(8)飞舌捕获机构2空间飞行。飞舌捕获机构2沿直线飞向目标卫星目标落区，捕获头尾部盘绕的牵拉索随飞行过程被逐步释放。

(9)飞舌捕获机构2着陆吸附。飞舌捕获机构2以4m/s左右的速度在目标卫星规划区域着落。随形吸附组件23随形接触目标着陆区表面，利用吸附面携带的吸附材料的较大粘附力，紧密贴合在目标卫星表面。

(10)消旋阻尼。在飞舌捕获机构的反向冲击作用下，目标卫星的自旋运动得到一定程度的消减，此后，随着柔性绳31被张紧，飞舌捕获机构的吸附力开始发挥作用。在飞舌捕获飞行器本体较强姿轨稳定控制作用下，目标卫星被柔性索机构3牵制，旋转能量逐步耗散，最终趋于稳定，其自旋角速度直至较低水平。

(11)拖拽离轨。在目标卫星运动能量降低到一定水平后，飞舌捕获飞行器实施机动，通过柔性索机构3拖拽目标实施轨道机动，将目标拖至GEO+400km的垃圾轨道，完成任务。拖拽过程中飞行器仍然保持对目标定向姿态，并借助柔性索机构，防止两飞行器相撞。

(12)延时看守。到达垃圾轨道后，飞舌捕获飞行器牵引目标航天器实施变轨，使其稳定运行在目标轨道上。在跟随飞行期间，可使柔性索机构处于松弛状态，以此降低控制难度。

(13)目标分离。待看守时日满足要求后，飞舌捕获飞行器将从根部释放飞舌，使目标卫星与飞舌捕获飞行器分离。本次离轨任务结束，飞舌捕获飞行器在目标轨道附近待命飞行，直到接到下一个任务指令，重返GEO轨道开展后续任务。

3.基于GEO目标运动特性的拖曳方案设计

以图9为例，定义目标本体坐标系O_bX_bY_bZ_b：原点O_b为目标质量中心，X_b沿卫星纵对称轴指向飞行方向，Y_b垂直于卫星纵对称面，Z_b由右手定则确定。定义目标太阳翼局部坐标系O_fX_fY_fZ_f：原点O_f位于太阳翼和卫星本体连接处，X_f，Y_f与Z_f分别与各本体坐标轴平行。

失控目标的姿态运动一般由两个方面构成：一方面是失控目标本体绕着角速度矢量ω_t旋转；另外一方面是角速度矢量绕着角动量矢量h_t以固定的角速度旋转，即系统存在章动。由于GEO卫星的太阳翼一般沿其俯仰轴安装，沿太阳翼伸展方向星体主惯量最小，根据能汇原理，可以初步确定失效卫星稳定后角速度分量主要沿垂直于太阳翼的水平摇臂架平面(太阳翼局部坐标系X_f轴)和水平摇臂架平面的横向对称轴(太阳翼局部坐标系Z_f轴)旋转。

根据失控目标翻滚角速度的不同，可大体采取两种拖曳方案。

(1)慢旋目标（角速度大小在0.5°/s以下）

以图9为例，对于图中所示方向的翻滚角速度，当翻滚角速度较低时，捕获点位置宜选择在北太阳翼，并通过捕获点距目标质心的方位r和碰撞速度v方向(由碰撞速度与Z_f的夹角δ，碰撞速度在太阳翼表面与X_f的夹角β决定)的选择对目标进行消旋，r与v满足以下关系式时碰撞产生的作用力矩可将失控目标的姿态稳定下来。

r×mv=I_bω_t

其中，m为飞舌捕获机构2质量，I_b为目标转动惯量，ω_t为目标旋转角速度。

目标姿态稳定后，捕获飞行器进行相应机动，使柔性绳沿目标质心与捕获点连线方向(r方向)拉紧，此时牵拉力过质心，不会引起目标的再度翻滚。

(2)快旋目标（角速度大小大于0.5°/s）

当目标翻滚较快，其角动量无法通过碰撞作用力进行吸收时，其姿态稳定需利用柔性绳末端的阻尼机构，此外还可以利用牵拉力不过目标质心的特点，将其作为控制力矩对目标进行姿态稳定控制。假设碰撞过程中目标角速度变化非常小。选择牵拉力F与Z_f的夹角θ，牵拉力在太阳翼表面与Y_f的夹角α，且为保持最优牵拉效率，保持牵拉力在目标本体系下的方位不变，则当牵拉力作用足够长时间t后，可以使目标姿态稳定下来，满足：

t(r×F)=Ibωt

以目标星绕X_b轴旋转为例，此时捕获头沿太阳翼平面法线方向粘附太阳翼，取I_x=104kgm²，F=100N, $\stackrel{\‾}{r}={\left[004\right]}^{T}m$ ，ω_t=5°/s，则 $t=\frac{I_x{\mathrm{\ω}}_t}{F\left|r\right|}=2.1815s$ 即，经过2.1815s后目标即可稳定下来。

若牵拉过程中捕获飞行器与目标的相对位置保持不变，即轨道系下牵拉绳的指向不变，则稳定时间为： ${\∫}_o^t\mathrm{Fl}\cos \mathrm{\θdt}=I_x{\mathrm{\ω}}_t$

其中， $\mathrm{\&theta;}={\&Integral;}_0^t\mathrm{\&omega;}\left(t\right)\mathrm{dt}<{\mathrm{\&omega;}}_{t}t$ ，ω(t)为目标瞬时角速度，则：

$I_x{\mathrm{\&omega;}}_t={\&Integral;}_0^t\mathrm{Fl}\cos \mathrm{\&theta;dt}>{\&Integral;}_0^t\mathrm{Fl}\cos \left({\mathrm{\&omega;}}_{t}t\right)\mathrm{dt}$

$t<\frac{1}{\mathrm{\&omega;}}\arcsin \left(\frac{I_x{\mathrm{\&omega;}}^2}{\mathrm{Fl}}\right)=0.5818s$

所以，即使牵拉绳方向不时刻跟随目标姿态来保持最优牵拉效率，也只需要经过0.5818秒的拖拽（沿X_b轴转动3度以内）便将目标星的动能减小到零。

目标姿态稳定后，捕获飞行器将牵拉绳方向调整为过目标质心，不会引起目标的再度翻滚。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种飞舌抓捕机构，其特征在于：包括驱动弹射机构(1)、飞舌捕获机构(2)、柔性索机构(3)、解锁释放机构(4)、轮转换装机构(5)、瞄校系统(6)、飞行器平台安装板(7)；整个机构通过飞行器平台安装板(7)与飞行器本体刚性连接；飞行器平台安装板(7)上设置飞舌弹射窗口；所述的轮转换装机构(5)包括固定外轮环(51)、转动内轮环(52)和驱动电机(53)；飞行器平台安装板(7)位于飞行器本体外部的一侧安装瞄校系统(6)，另一侧固定安装固定外轮环(51)；整个机构至少包括5个飞舌捕获机构(2)，每个飞舌捕获机构(2)对应一个驱动弹射机构(1)、一个柔性索机构(3)和一个解锁释放机构(4)；驱动弹射机构(1)与转动内轮环(52)的外端面固定连接，驱动弹射机构(1)的弹射方向上通过解锁释放机构(4)连接柔性索机构(3)和飞舌捕获机构(2)；瞄校系统(6)确定捕获目标后，驱动弹射机构(1)推动飞舌捕获机构(2)带动柔性索机构(3)从飞舌弹射窗口弹出，飞舌捕获机构(2)捕获目标，需要丢弃目标时，由解锁释放机构(4)切断柔性索机构(3)实现，驱动电机(53)的输出轴与转动内轮环(52)的中心轴连接，由驱动电机(53)带动转动内轮环(52)转动，进而带动下一个飞舌捕获机构(2)位于飞舌弹射窗口位置，进行下一次捕获。

2.根据权利要求1所述的一种飞舌抓捕机构，其特征在于：所述的驱动弹射机构包括安装支架A(11)、压簧(12)、锁定销(13)、飞舌安装筒(14)、坐力筒(15)、推力筒(16)、气缸(17)；

气缸(17)通过安装支架A(11)固定在固定外轮环(51)上，并为驱动弹射机构(1)提供弹射初始动力，飞舌安装筒(14)固定安装在转动内轮环(52)外端面上，坐力筒(15)安装在飞舌安装筒(14)底部，并与气缸(17)驱动的推力筒(16)接触，坐力筒(15)可相对飞舌安装筒(14)做轴向运动，坐力筒(15)与飞舌安装筒(14)之间安装压簧(12)，通过飞舌捕获机构(2)及锁定销(13)将压簧(12)压装。

3.根据权利要求1所述的一种飞舌抓捕机构，其特征在于：所述的飞舌捕获机构(2)包括球形铰A(21)、结构组件(22)、随形吸附组件(23)、六自由度阻尼器(24)；所述的随形吸附组件(23)包括缓冲记忆材料(232)和高黏吸附材料(231)；

结构组件(22)前端捕获面呈弧形，弧形中部内置安装六自由度阻尼器(24)，球形铰A(21)的空间位置布置于所述捕获面的形心焦点，通过球形铰A(21)将六自由度阻尼器(24)和柔性索机构(3)连接；缓冲记忆材料(232)贴装在捕获面的外弧面，在缓冲记忆材料(232)表面布置高黏吸附材料(231)，为捕获提供吸附力。

4.一种空间目标捕获方法，其特征在于：

步骤一、将带有权利要求1所述飞舌抓捕机构的飞行器送入GEO轨道；

步骤二、飞行器接收地面发送的目标指令信息，依次进行远程导引和进程导引，使飞行器距离目标200m～500m；

步骤三、飞行器步骤二确定的距离通过姿轨机动，实施主动绕目标飞行探测，初步规划飞舌粘附落点区域；

步骤四、根据步骤三初步规划的飞舌粘附落点区域，飞行器抵近距离目标该区域50-100m的位置，并确定最终的捕获点位置；

步骤五、飞行器调姿使飞舌弹射窗口对准落点方向，启动飞舌抓捕机构，捕获目标并将目标拖曳至预定位置。

5.根据权利要求4所述的一种空间目标捕获方法，其特征在于：所述的拖曳根据目标旋转速度不同采用不同的捕获方式，当目标为慢旋目标时，捕获点距目标质心的方位r和碰撞速度v满足下列关系：r×mv＝I_bω_t，其中m为飞舌捕获机构(2)质量，I_b为目标转惯量，ω_t为目标旋转角速度；当目标为快旋目标时，柔性绳的牵拉力F作用时间t后目标姿态稳定，满足下列关系式：t(r×F)＝I_bω_t。