CN104614987B - 一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法，前端传感器测量单元实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态及抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置；捕获结构控制器实时判断接收到的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配且接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，确定抓捕机构轴线与喷管轴线之间的夹角及抓捕机构距离喉管的距离，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器的捕获。

Description

一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法

技术领域

本发明涉及一种锥杆式抓捕机构控制方法，特别是用于高轨卫星的锥杆式抓捕机构实时控制方法。

背景技术

高轨卫星由于其卫星覆盖面积大，且相对地面运动速度较慢，在通信、导航、预警、遥感等军用和民用领域发挥着重要作用。对高轨卫星开展在轨服务可延长卫星寿命、提高任务执行能力，是当前国内外的研究热点之一。在对高轨卫星进行在轨服务的过程中，根据需要可对在轨卫星进行辅助变轨、燃料补给、姿态控制、卫星接管、故障修复等操作。在该类操作过程中，均需对卫星进行抓捕，并根据任务需要在特定条件下进行释放。

目前对高轨卫星的抓捕主要包括机械臂抓捕、爪式抓捕、锥杆对接、飞网抓捕及绳系抓捕等几种抓捕方式。在对高轨卫星进行抓捕控制时，由于现有国内外的高轨卫星在轨道转移时主要采用的是轨控发动机，而轨控发动机通常呈锥面，并具有较大的尺寸和较强的刚度，因此适合采用锥杆抓捕工具进行抓捕。另外，对于高轨卫星通常不具备标准抓捕和对接接口，因此选择发动机喷管作为一般高轨卫星目标对接捕获接口具有广泛的应用领域。例如德国、瑞士和西班牙联合开发的OLEV(Orbit Life Extension Vehicle)抓捕机构的展开机构是一个可以伸缩的刚性金属杆，一旦进入发动机腔内，抓捕机构将使用其冠状锁紧机构维持抓取，用来抓住目标卫星的远端发动机。

目前国内尚未见关于用于高轨卫星的锥杆式抓捕机构控制方法的相关报道和专利文献。

发明内容

本发明的技术解决问题是：弥补现有技术的不足，提供一种用于高轨卫星发动机喷管的锥杆式捕获实时控制系统及方法，控制抓捕机构按控制逻辑进行动作，完成对卫星的捕获、姿态定位和释放任务。

本发明的技术解决方案是：一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，所述的锥杆式抓捕机构包括顺序连接的导向阻尼装置、棘爪胀紧装置外壳和可伸展星载装置，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置；控制系统包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；

所述的前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器；

捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制锥杆控制电机及直线传动电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器发动机的喉管锁紧实现目标飞行器的捕获。

还包括旋转电机，当需要对捕获后的目标飞行器进行姿态调整，控制旋转电机旋转抓捕机构，带动目标飞行器进行旋转，达到姿态控制要求。

所述的抓捕机构上传感器包括n+m个激光测距仪，n个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的顶端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的底端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上；n、m均为正整数，且n≥3，m≥6。

所述的确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L步骤如下：

步骤(一)，安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

步骤(二)、将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(一)；

步骤(三)、发送指令控制直线传动电机转动，将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

步骤(四)、将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程；

步骤(六)、由步骤(五)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ；

步骤(七)、根据步骤(六)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:

假设卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。

一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制方法，步骤如下：

(1)将n个激光测距仪安装在第一安装架上，将m个激光测距仪安装在第二安装架上，并将第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，将第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，其中n个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；

(2)利用服务飞行器上安装的相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，控制抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴；

(3)利用步骤(1)安装的激光测距仪测量的距离信息实时确定卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L；

(4)根据步骤(3)中的夹角及距离L调整卫星抓捕机构的姿态，当卫星抓捕机构达到喉管位置时，发送指令控制卫星抓捕机构锁紧目标飞行器发动机的喉管，实现目标飞行器的捕获。

所述步骤(3)的具体实现步骤如下：

(3.1)抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴过程中，安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

(3.2)将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(5)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(3.1)；

(3.3)将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

(3.4)将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

(3.5)根据步骤(3.4)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程；

(3.6)由步骤(3.5)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ；

(3.7)根据步骤(3.6)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:

假设卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明提出锥杆式抓捕机构的控制策略，可实现服务飞行器对目标卫星可靠地抓捕，在抓捕后校正两飞行器的相对姿态，并可重复实现对多次抓捕任务。

(2)本发明可有效控制直线传动电机、锥杆控制电机和旋转电机协同工作，使抓捕机构靠近高轨目标星，并将锥杆深入其发动机喉管并锁紧，从而实现对高轨卫星的抓捕，并可根据需要对卫星进行旋转和释放。

(3)本发明通过快速通信端口与主控计算机或星务计算机相连，能及时正确接收并执行上位机发出的各类命令，并可在任务执行任意阶段随时响应上位机命令。

(4)本发明可实时接收各传感器测量单元发送的各类测量信息，并及时根据测量结果进行任务调整和动作反馈，在整个捕获和释放过程中实现全自主智能化控制。

附图说明

图1为本发明所基于的抓捕机构对发动机喷管进行抓捕的示意图；

图2为本发明给出的一种抓捕机构示例图；

图3为本发明棘爪胀紧装置结构示例图；

图4为本发明系统示意图；

图5为本发明第一安装架结构示意图；

图6为本发明第二安装架结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做详细说明。本发明控制对象为卫星锥杆式抓捕机构(简称卫星抓捕机构)，对于此类抓捕机构来讲一般包括三个部分，如图1所示，即顺序连接的导向阻尼装置a、棘爪胀紧装置外壳b和可伸展星载装置c，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置d；可伸展星载装置c主要功能是通过其伸展带动其他部件伸向发动机喷管e。根据实际需要可以采用多级套筒式结构。导向阻尼装置a抓捕前位于整个抓捕机构的前端，其头部一般采用锥形面结构，为了捕获时内部的棘爪胀紧装置伸出，锥形面采用多瓣式结构，每瓣内部安装阻尼器，若其与目标发动机喷管内壁碰撞时，通过导向阻尼装置吸收碰撞冲击的能量。位于机构轴线上的棘爪胀紧装置d功能是用于抓捕时，通过控制其伸过发动机喉管并卡主喉管实现对发动机的锁紧。

图2、3给出的一种具体的抓捕机构示例，其中棘爪胀紧装置d包括捕获杆42、棘爪48、花瓣支撑46、导轨支座47、多个花瓣式弹性锁紧片44以及支撑导轨49。

捕获杆42的前端具有前后缘均为锥形的冠头，后端连接至直线传动电机41，能够在直线传动电机41的驱动下伸出棘爪胀紧装置d的外壳或者缩回。棘爪48以其后端呈环形环绕安装在捕获杆42的外周面上，其前端具有多个周向均布的齿，外表面具有多个周向均布的导向凸台，这些导向凸台嵌于导轨支座的导轨槽内。花瓣支撑46套装于捕获杆42上，花瓣支撑46的外表面设有多条导向条，嵌于导轨支座的导轨槽内，使花瓣支撑带动花瓣式弹性锁紧片直线运动。导向条后端具有斜面，这些斜面与棘爪48前端的齿啮合。花瓣支撑46的前端结构与卡环45连接，共同将花瓣式弹性锁紧片44后端固定于花瓣支撑46，花瓣支撑46带动花瓣式弹性锁紧片44的运动。导轨支座47套装于棘爪48和花瓣支撑46上，棘爪胀紧装置d以导轨支座47支撑固定于第二内腔中，即，此时导轨支座作为整个棘爪胀紧装置的外壳的一部分。导轨支座47的内表面具有两组导轨槽，分别与棘爪48上的导向凸台及花瓣支撑46上的导向条配合，其中，与导向条配合的导轨槽前端具有斜齿形槽，使得当花瓣支撑46沿着相应的导轨槽移动至该斜齿形槽时发生旋转并止动，从而使花瓣支撑46与棘爪48脱离啮合。此外，导轨支座47的一端内表面设计有斜面，该斜面与棘爪48端面的齿侧面接触，使花瓣支撑46运动到导轨支座47末端时沿导轨支座47的斜面运动。多个花瓣式弹性锁紧片44围绕捕获杆42均布，每个花瓣式弹性锁紧片44的底部固定连接花瓣支撑46。优选地，花瓣式弹性锁紧片44的数量为三个，三个花瓣式弹性锁紧片44围绕捕获杆42周向均布，底部被花瓣支撑46和卡环45定位、卡紧。支撑导轨49连接至导轨支座47，其内部容纳有弹簧43，弹簧43分别抵靠支撑导轨42和花瓣式弹性锁紧片44的后端。优选地，支撑导轨49通过沿其轴向均布的多个(例如，3或4个)螺钉与导轨支座47固定连接。

下面针对上述具体的抓捕机构介绍本发明一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，如图4所示，包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；

(一)前端传感器单元

前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器。

服务飞行器相对位姿传感器主要由可见光相机、红外相机、激光雷达等立体成像系统组成，用于准确测量服务飞行器与目标的相对位置和姿态。

抓捕机构上传感器包括n+m个激光测距仪，n个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的顶端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的底端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上；n、m均为正整数，且n≥3，m≥6。

如图5所示为本发明相对位姿测量装置中第一安装架结构示意图，如图6所示为本发明相对位姿测量装置中第二安装架结构示意图，本发明实施例中两个安装架上共安装9个激光测距仪(激光测距传感器)，其中第一安装架上安装三个激光测距仪，第二安装架上安装六个激光测距仪，第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，如图5所示，第一安装架为圆台结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构上，环形外壁上均布有三个安装槽12，用于安装三个激光测距仪，任意相邻两个激光测距仪之间的夹角为120°。此外环形外壁上还开设有电路调试窗口13。三个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上。

如图6所示，第二安装架为圆柱结构，中心开有通孔，用于套装在卫星抓捕机构上，本实施例中环形外壁上均布有六个安装槽10，用于安装六个激光测距仪，六个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，任意相邻两个激光测距仪之间的夹角为60°。本发明第二安装架上六个激光测距仪也可以采用非均布的排布方式，仅需满足处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上即可。

(二)捕获结构控制器

捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离(例如10m)且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L。具体如下：

步骤(一)、将卫星抓捕机构伸入目标卫星发动机喷嘴e时，安装在卫星抓捕机构顶端的三个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到三个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2,3。

步骤(二)、将该三个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若三个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞；

步骤(三)、将安装在卫星抓捕机构底端的六个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到六个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2,3,4,5,6；

步骤(四)、将六个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和六个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2,3,4,5,6，计算六个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴7内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2,3,4,5,6，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向，激光测距仪的测量方向即发出激光的方向。

步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程。

六路激光测距仪结果数据采集后将数据进行预处理，使用排除最大最小值计算数据平均值的方法，排除激光测距仪结果中可能的最大测量偏差。判断底端激光测距仪是否进入发动机喷嘴内壁，若其已进入喷嘴内，就使用最小二乘法拟合的方法对椭圆曲线进行拟合。

一般的二次曲线方程可表示为：Ax²+Bxy+Cy²+Dx+Ey+F＝0。若记：则基于代数距离的一般二次曲线最小二乘曲线拟合可表示为：

式中：

式(1)可利用线性最小二乘方法直接求解，由于椭圆样本点不完整及噪声的影响，上述基于一般二次曲线的拟合结果可能退化为双曲线。考虑到椭圆方程必须满足约束：b²-4ac<0，再注意到椭圆参数并不受定标因子影响，可将上述不等式约束简化为等式约束b²-4ac＝0。注意到解的任意倍数仍代表同一个椭圆，同时为了避免解退化为的平凡解，必须对解进行某种约束，设问题就转化为了特征值特征向量求解的问题。即约束条件为：b²-4ac＝0；

步骤(六)、由步骤(五)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ，具体公式如下：

步骤(七)、根据步骤(六)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L：

若卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)，即距离L由卫星发动机喷嘴模型曲线函数确定。

上述卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L具体是指，卫星抓捕机构中第二安装架上安装的m个激光测距仪所在平面与卫星发动机喷嘴的喉管之间的距离为L。

捕获结构控制器根据上述夹角及距离L调整卫星抓捕机构的姿态，当导向阻尼装置达到喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，即实施例中捕获杆与花瓣式弹性锁紧片开始一起前伸，捕获杆头部进入喉管达到最大值。之后锥杆控制电机反转，由于导轨支座将花瓣支撑轴向限位，花瓣支撑不能随捕获杆向后移动，从而将锁紧片撑开，使锁紧片的外径大于发动机喷管喉部的最大直径。此时直线传动电机反转，在可伸展星载装置的带动下抓捕锁紧器不断向后运动，同时锁紧片也跟随捕获杆一起运动，由内向外到发动机的喉管位置处，完成发动机的喉管锁紧，完成对目标飞行器的捕获。

当需要对目标飞行器进行姿态调整时，控制旋转电机按一定角度旋转抓捕机构，同时带动目标飞行器进行旋转，达到姿态控制要求。

具体概括本发明控制方法步骤如下：

(1)将n个激光测距仪安装在第一安装架上，将m个激光测距仪安装在第二安装架上，并将第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，将第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，其中n个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；

(2)利用服务飞行器上安装的相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，控制抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴；

(3)利用步骤(1)安装的激光测距仪测量的距离信息实时确定卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L；具体步骤(3)的实现参照上述介绍。

(4)根据步骤(3)中的夹角及距离L调整卫星抓捕机构的姿态，当卫星抓捕机构达到喉管位置时，发送指令控制卫星抓捕机构锁紧目标飞行器发动机的喉管，实现目标飞行器的捕获。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (6)

1.一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，所述的锥杆式抓捕机构包括顺序连接的导向阻尼装置、棘爪胀紧装置外壳和可伸展星载装置，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置；其特征在于：系统包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；

所述的前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器；

捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制锥杆控制电机及直线传动电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器发动机的喉管锁紧实现目标飞行器的捕获。

2.根据权利要求1所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：还包括旋转电机，当需要对捕获后的目标飞行器进行姿态调整，控制旋转电机旋转抓捕机构，带动目标飞行器进行旋转，达到姿态控制要求。

3.根据权利要求1或2所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：所述的抓捕机构上传感器包括n+m个激光测距仪，n个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的顶端且处在与抓捕机构轴线垂直的 同一个平面上，m个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的底端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上；n、m均为正整数，且n≥3，m≥6。

4.根据权利要求3所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：所述的确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L步骤如下：

步骤(一)、安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

步骤(二)、将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d_1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(一)；

步骤(三)、发送指令控制直线传动电机转动，将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

步骤(四)、将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程；

步骤(六)、由步骤(五)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、 长短轴(a,b)以及长轴夹角θ；

步骤(七)、根据步骤(六)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角 以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:

假设卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。

5.一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)将n个激光测距仪安装在第一安装架上，将m个激光测距仪安装在第二安装架上，并将第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，将第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，其中n个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；

(2)利用服务飞行器上安装的相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，控制抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴；

(3)利用步骤(1)安装的激光测距仪测量的距离信息实时确定卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L；

(4)根据步骤(3)中的夹角及距离L调整卫星抓捕机构的姿态，当卫星抓捕机构达到喉管位置时，发送指令控制卫星抓捕机构锁紧目标飞行器发动机的喉管，实现目标飞行器的捕获。

6.根据权利要求5所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制方法，其特征在于：所述步骤(3)的具体实现步骤如下：

(3.1)抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴过程中，安装在卫星抓捕机构 顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_1i，i＝1,2…n；

(3.2)将所述n个距离值d_1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d1i均大于报警阈值时，进入步骤(5)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(3.1)；

(3.3)将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m；

(3.4)将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d_2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，具体公式如下：

其中：α_j为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；

(3.5)根据步骤(3.4)中得到的m个交点坐标(x_j，y_j)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程；

(3.6)由步骤(3.5)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(x_c,y_c)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ；

(3.7)根据步骤(3.6)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:

假设卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。