CN108216686A - 基于卫星装置的太空垃圾清理方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于卫星装置的太空垃圾清理方法，包括以下步骤：探测识别模块探测识别太空垃圾；捕获模块捕获太空垃圾；粉碎模块粉碎太空垃圾；运送模块运送太空垃圾；激光烧蚀模块对太空垃圾进行激光烧蚀。该方法能够捕获和清理尺寸较小的太空垃圾，并且能够对含导电材料的太空垃圾经过激光烧蚀模块烧蚀后，能够二次利用，为激光烧蚀模块提供能量。

Description

基于卫星装置的太空垃圾清理方法

技术领域

本发明属于卫星本体控制技术研究领域，具体涉及一种基于卫星装置的太空垃圾清理方法。

背景技术

太空垃圾也称为空间碎片，来源多种多样。例如各种已经失效的人造卫星，废弃的火箭推进器残骸，各种卫星本体爆炸或者碰撞形成的碎片，微小的机械零部件，甚至是航天员在太空作业时不小心留下的垃圾等等。太空垃圾按照直径可分为三类：10厘米以上的太空垃圾可通过仪器监测到，它们的数量在1.9万块左右；介于1厘米到10厘米之间的垃圾，仪器无法跟踪，据估计在20万块左右，可造成内部敏感元件的感应放电，甚至导致卫星本体结构性损坏；而直径小于1厘米的太空垃圾会造成卫星本体表面坑坑洼洼、伤痕累累，其数量在以千万计。

这些垃圾大多处于低轨道，会随着阻力的作用不断的下降，直至进入大气层烧毁，但是却需要长时间的作用。高层轨道的太空垃圾，则能在轨道上留存数万年甚至是数百万年。太空垃圾的飞行速度可高达每小时4万公里，如此高的速度，就算一块小的油漆碎片都会毁坏其他卫星和太空设备及卫星本体-甚至是国际太空站。太空垃圾的数量以每年5％的速度不断增加，近几年更是以每年40％的速度递增，随着太空垃圾数量不断增多，这些碎片之间的碰撞几率也不断增加，从而产生雪崩效应，当碎片的数量累积到一定程度，将会使航天活动无法进行，近地空间则完全失去使用价值。

现有技术中公开了利用绳系空间机器人清理太空垃圾的方法，但是这种方法存在以下缺点：一是只能捕获大尺寸太空垃圾，不能捕获较小尺寸碎片；二是只能捕获太空垃圾，没有清理太空垃圾的功能。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明公开了一种基于卫星装置的太空垃圾清理方法，利用可变形的箱体结构、太空垃圾增压装置、两级清理结构、以及光电检测模块，实现对太空垃圾的准确定位和有效清理。

本发明公开了一种基于卫星装置的太空垃圾清理方法，实施该方法的卫星装置包括卫星本体和任务执行模块，所述卫星本体包括第一结构箱、太阳能电池阵列、置于所述第一结构箱内部的电源模块、导航模块、轨道控制模块、飞行控制模块和无线通信模块，所述第一结构箱为立方体，箱体各面通过机械结构固定，太阳能电池阵列置于第一结构箱顶面的外部，所述电源模块、导航模块、轨道控制模块、飞行控制模块和无线通信模块多层垂直叠放，所述任务执行模块包括第二结构箱、置于第二结构箱内部的任务控制模块、探测识别模块、捕获模块、粉碎模块、运送模块和激光烧蚀模块，所述第二结构箱为立方体，其第二结构箱左侧面为固定面，与第一结构箱右侧面机械锁紧，其余五个面能够在-60～60°范围内展开和合拢，所述第二结构箱箱体各面通过直流电机推杆连接，其中，任务控制模块固定在所述第二结构箱左侧面、所述探测识别模块置于第二结构箱顶面的内部；在第二结构箱顶面、第二结构箱底面的内侧四角分别安装一个增压装置；探测识别状态下所述第二结构箱展开，捕获状态下所述第二结构箱合拢；任务控制模块与轨道控制模块直接通信，控制任务执行模块内各子模块开展工作，该方法包括以下步骤：

(1)探测识别模块探测识别太空垃圾；

(2)捕获模块捕获太空垃圾；

(3)粉碎模块粉碎太空垃圾；

(4)运送模块运送太空垃圾；

(5)激光烧蚀模块对太空垃圾进行激光烧蚀。

优选地，探测识别模块位于第二结构箱顶面的内部，包括三个构成相同的光电检测子模块，每个光电子检测模块包括光电望远镜、大靶面科学级CCD相机和斜轴旋转云台。

优选地，所述粉碎模块包括固定在第二结构箱前面和第二结构箱后面内部的两片磨盘，所述两片磨盘上均安装压力传感器。

优选地，所述运送模块包括一个柔性连杆、两个舵机和一个曲柄，柔性连杆的两侧分别装有一个金属传感器，所述柔性连杆通过两个舵机与第二结构箱底面连接。

优选地，步骤(1)具体包括：

(1-1)任务控制模块驱动斜轴旋转云台转动；

(1-2)光电望远镜搜寻太空垃圾；

(1-3)判断是否找到太空垃圾，若是，进入步骤(1-4)，若否，则继续步骤(1-1)至(1-3)；

(1-4)大靶面科学级CCD相机获取太空垃圾图像；

(1-5)分析图像，定位太空垃圾。

优选地，步骤(2)具体包括：

(2-1)计算卫星装置与太空垃圾的相对距离；

(2-2)判断相对距离是否大于设定值，若是则轨道控制模块变换卫星装置的轨道，重复步骤(2-1)至(2-2)；若否，则进入步骤(2-3)；

(2-3)任务控制模块驱动直流电机推杆，变形结构合拢，捕获垃圾碎片；

(2-4)大靶面科学级CCD相机对太空垃圾进行二次定位；

(2-5)任务控制模块发送命令，驱动增压装置将太空垃圾挤压进入粉碎模块。

优选地，步骤(3)具体包括：第二结构箱前面和第二结构箱后面内部的两片磨盘上的压力传感器检测太空垃圾强度；若太空垃圾强度大于预设值，则两个磨盘通过直流电机推杆向内收拢，对太空垃圾进行机械粉碎，若否，对太空垃圾进行激光切割。

优选地，步骤(4)具体包括：

(4-1)柔性连杆两侧的金属传感器，检测太空垃圾的导电性，若含有金属，则进入步骤(4-2)，若未含有金属，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块，进行激光烧蚀；

(4-2)判断激光烧蚀模块阴极材料长度是否小于设定值，若是，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块的阴极，进行烧蚀后为激光烧蚀模块提供电源；若否，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块，进行激光烧蚀。

优选地，所述第一结构箱左侧面用于拓展同样规格的任务执行模块。

优选地，所述第一结构箱和/或第二结构箱六个面均为铝合金结构板，其内部空间与铝合金结构板之间安装玻璃纤维垫片。

本发明的有益效果如下：

(1)本发明的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，采用了可变形的第二结构箱，使得较小尺寸太空垃圾能够被吸入所述可变形的第二结构箱，该方法简单易行，且能够捕获尺寸较小的太空垃圾；

(2)本发明的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，通过对称型太空垃圾探测识别模块对太空垃圾进行探测、识别和定位，能够准确探测到太空垃圾；

(3)本发明的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，通过粉碎模块和激光烧蚀模块，实现了各种尺寸太空垃圾的粉碎和清理；同时，粉碎后含导电材料的太空垃圾通过激光烧蚀模块进行烧蚀，能够作为燃料送入阴极，为激光烧蚀模块提供能量，进而实现二次利用。

附图说明

图1是本发明公开的太空垃圾清理卫星装置构成图；

图2是本发明公开的太空垃圾清理卫星装置3D结构图；

图3是本发明公开的太空垃圾清理卫星装置卫星本体3D结构图；

图4是本发明公开的太空垃圾清理卫星装置任务执行模块3D结构图；

图5是本发明公开的任务执行模块内的探测识别模块结构图；

图6是本发明公开的机械粉碎装置结构示意图；

图7是本发明公开的运送模块结构示意图；

图8是本发明公开的基于卫星装置的太空垃圾清理方法流程图。

附图标记说明：

1-卫星本体、2-任务执行模块、3-地面控制站、4-第一结构箱、4-1-第一结构箱顶面、4-2-第一结构箱右侧面、4-3-第一结构箱左侧面、5-电源模块、6-导航模块、7-轨道控制模块、8-飞行控制模块、9-无线通信模块、10-太阳能电池阵列、11-第二结构箱、11-1-第二结构箱左侧面、11-2-第二结构箱顶面、11-3-第二结构箱前面、11-4-第二结构箱后面、11-5-第二结构箱底面、11-6-第二结构箱右侧面、12-任务控制模块、13-探测识别模块、13-1-光电望远镜、13-2-大靶面科学级CCD相机、13-3-斜轴旋转云台、14-捕获模块、15-粉碎模块、15-1、15-2-磨盘、16-运送模块、16-1-柔性连杆、16-2、16-3-舵机、16-4-曲柄、16-5、16-6-金属传感器、17-激光烧蚀模块、18-直流电机推杆、19-增压装置、20-微推力器。

具体实施方式

为了本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步详细说明。

如图1至图4所示，一种太空垃圾清理卫星装置，包括卫星本体1和任务执行模块2，所述卫星本体1在地面控制站3的控制下，经过通信传输及处理，向任务执行模块2提供动力，并控制其开展太空垃圾的识别、捕获和清理。所述卫星本体1包括第一结构箱4、太阳能电池阵列10、置于所述第一结构箱4内部的电源模块5、导航模块6、轨道控制模块7、飞行控制模块8和无线通信模块9，所述第一结构箱4为立方体，第一结构箱4箱体各面通过机械结构固定，太阳能电池阵列10置于第一结构箱顶面4-1的外部，所述电源模块5、导航模块6、轨道控制模块7、飞行控制模块8和无线通信模块9多层垂直叠放，所述任务执行模块2包括第二结构箱11、置于第二结构箱11内部的任务控制模块12、探测识别模块13、捕获模块14、粉碎模块15、运送模块16和激光烧蚀模块17，所述第二结构箱11为立方体，其中第二结构箱左侧面11-1为固定面，与第一结构箱右侧面4-2机械锁紧，其余五个面能够-60～60°范围内展开和合拢，所述箱体各面通过直流电机推杆18连接，其中，任务控制模块2固定在所述第二结构箱左侧面11-1、所述探测识别模块13置于第二结构箱顶面11-2的内部。在第二结构箱顶面11-2、第二结构箱底面11-5的内侧四角分别安装一个增压装置19。探测识别状态下所述第二结构箱11展开，捕获状态下所述第二结构箱11合拢；任务控制模块12与轨道控制模块7直接通信，控制任务执行模块2内各子模块开展工作。

(一)卫星本体

(1)第一结构箱4

如图3所示，第一结构箱1的形状为立方体，作为本发明的一个实施例，立方体的尺寸为200*200*200mm，六个面均为ENAW-5083铝合金结构板材质。为减少星内温度变化幅度，确保星内温度场的均匀性和稳定性，所述卫星本体采用两层隔热方式，第一层在太阳能电池阵列10和基板之间放置有50μm厚的Kapton隔热薄膜；第二层在第一结构箱1的内部空间与结构板之间安装玻璃纤维垫片进行绝热。进一步地，所述第一结构箱1的六个面中，第一结构箱左侧面4-3为拓展面，用于拓展同样规格的任务执行模块2，所述卫星本体1采用适合ISIS-POD分离装置的两单元立方体结构，采用结构冗余设计，为卫星本体1提供稳定的热环境，屏蔽空间高能带电粒子，保障星上电子设备系统的正常工作。空间高能粒子主要来源于银河系的宇宙射线、太阳爆发时的太阳宇宙线、被地磁场捕获的辐射带电粒子等。

(2)电源模块5

电源模块包括：电源控制器、锂离子电池组、多个太阳敏感器以及多个温度传感器阵列。其中，电源控制器包括采样阵列、充放电管理模块和配电管理模块。

通过采样阵列采集太阳敏感器探测到的太阳方位，同时接收所述温度传感器阵列传输的太空垃圾清理卫星装置内各模块与器件的温度信息；充放电管理模块根据采集到的太阳方位调整所述太阳能电池阵列的角度，使太阳能电池阵列采集到的阳光值达到最优值，太阳能电池阵列开始充电。根据放电需求采取三种策略对外供电：一是太阳能电池阵列直接供电，第二种是太阳能电池阵列通过蓄电池供电，第三种是如果供电大于所需，则将剩余的电能储存在锂离子电池组中。

(3)导航模块6

导航模块包括GNSS接收机、IMU惯性测量单元、太阳敏感器、导航信息处理单元、电源接口、信息接口和数据传送接口。GNSS接收机用于接收卫星本体1的位置信息，IMU惯性测量单元中的光纤陀螺以及太阳敏感器用于测量卫星本体1的姿态，IMU惯性测量单元中的加速度计用于测量卫星本体1的速度，GNSS接收机、IMU惯性测量单元和太阳敏感器三者配合就能够获得卫星的全时段导航数据。

电源接口连接电源模块5，通过电源模块5向导航模块6供电；信息接口用于连接飞行控制模块8，向飞行控制模块8发射导航信息；数据传送接口用于连接地面控制站3，通过数据接口建立通信通道，向地面控制站3发射导航信息，实现导航信息的实时传递。作为本发明的一个实施例，导航模块6的主要指标为：姿态精度(3δ)0.1°，位置精度(3δ)10m，速度精度0.1m/s。

(4)轨道控制模块7

轨道控制模块7为卫星本体1提供飞行所必须的姿态控制信息，具体用于接收所述飞行控制模块8发送的控制指令，然后根据所述控制指令，控制卫星本体1的姿态和所在位置，具体包括太阳能电池阵列10对日定向控制、天线定向控制、信息控制、共享控制和姿态控制。

作为本发明的实施例，姿态控制通过反作用飞轮和磁力矩器实现，反作用飞轮用于对所述卫星本体1进行姿态控制，并通过磁力矩器卸载飞轮；还能够借助任务执行模块2中的微推力器20实现。优选地，微推力器20采用真空弧推力器，设置在两个磨盘15-1、15-2所在的第二结构箱前面11-3和第二结构箱后面11-4的外部。卫星本体1的功率和体积的严格限制限制，一般在10w级左右，需要采用一种既能满足功率和体积要求，又要保证效率和较高的性能。优选地，微推力器20选用微型真空弧推力器VAT，VAT是一种脉冲推力器，结构简单，所需功率小，工作电压电流都很低，能够很方便地调节工作参数，采用IESPPU作为电源，保证其体积和质量都很小。VAT的工作原理是烧蚀固体阴极，喷射真空弧等离子体来产生推力，比冲能达到1000-3000s。此外，任何导电材料都能够作为VAT的阴极。VAT作为卫星本体1的推力器具有独特的优势。在本发明中，当阴极消耗完后，由太空垃圾进行补给，循环利用太空垃圾，同时极大地延长了卫星本体1的工作寿命，使其能够连续工作。

作为本发明的一个实施例，轨道控制模块7的主要指标为：惯性角速度跟踪控制误差为0.006°/s，惯性角增量控制误差0.02°，对目标指向角速度控制误差0.025°/s，对目标指向角度控制误差为0.05°。

(5)飞行控制模块8

飞行控制模块8用于接收卫星本体1的姿态和位置信息，生成相关数据，通过无线通信模块9，将信号发送到地面控制站3；同时，接收地面控制站3的指令，对轨道控制模块7发送命令，进行飞行控制。

作为本发明的一个实施例，飞行控制模块8的硬件部分采用冗余备份结构，包括二次电源、第一中央处理单元、第二中央处理单元、两个FPGA、第一监控单元和第二监控单元，第一监控单元和第二中央处理单元分别连接AD采集接口；第一中央处理单元与第一监控单元通过第一链路连接，一个FPGA用于检测第一链路的状态；第二中央处理单元与第二监控单元通过第二链路连接，一个FPGA用于检测第二链路的状态。

(6)无线通信模块9

无线通信模块9为收发信机，基于QB50项目的协议来进行通信。收发机遵循Ax.25协议，上行工作于VHF业余频段，采用AFSK调制模式，数传码速率为1200bps；下行工作于UHF业余频段，采用BPSK调制模式，数传码速率为1200～9600bps。地面控制站3通过无线通信模块9，向卫星本体1发送指令，对卫星进行控制。

(二)任务执行模块

(1)第二结构箱11

如图3、图5、图6所示，第二结构箱11的外形、尺寸和材料与第一结构箱相同，所不同的是第二结构箱11具有展开和合拢功能，包括与卫星本体1通过机械锁紧方式连接的固定面11-1，以及其余5个面构成的变形结构，变形结构展开的最大距离为第二结构箱体边长的1.5倍。面、面之间由直流电机推杆18连接。第二结构箱11的5个变形面均能够在-60～60°范围内展开。太空垃圾清理卫星装置在展开状态下飞行。

(2)任务控制模块12

任务控制模块12与轨道控制模块7直接通信，当卫星进入轨道且各项在轨信号正常后开始工作，其对包括探测识别模块13、捕获模块14、粉碎模块15、运送模块16、激光烧蚀模块17进行在轨控制，驱动任务执行模块2各子模块开展工作。任务控制模块12设置在第二结构箱左侧面11-1的内部。

(3)探测识别模块13

如图6所示，第二结构箱顶面11-2内部安装有探测识别模块13，所述探测识别模块13为对称型太空垃圾探测识别模块，包括三个构成相同的光电检测子模块。每个光电子检测模块包括光电望远镜13-1、大靶面科学级CCD相机13-2和斜轴旋转云台13-3，斜轴旋转云台13-3的底部安装有伺服电机。其中，光电望远镜13-1采用小口径、大势场的折射式光学结构，配备大靶面科学级CCD相机13-2，通过收集太空垃圾反射太阳光的光子和背景恒星的光子，实现对太空垃圾的探测识别。在未捕获到太空垃圾时，任务控制模块12发送控制命令，伺服电机驱动三个斜轴旋转云台转动13-3，寻找太空垃圾，能够实现系统监视区域的最大化。当某个光电检测子模块捕获到太空垃圾时，任务控制模块12驱动其余两个光电检测子模块转动，直至找到太空垃圾；同时，大靶面科学级CCD相机13-2获取太空垃圾图像，通过分析获取的图像信息，能够估算碎片的形状、大小和位置，进而对太空垃圾进行定位。

(4)捕获模块14

当卫星本体1发现并定位太空垃圾后，由轨道控制模块7完成对卫星本体1的变轨道控制，使得卫星本体1靠近太空垃圾，直至两者的相对距离小于变形结构的最大距离。这时，任务控制模块12驱动直流电机推杆18使得变形结构变形，将太空垃圾捕获到任务执行模块2内部。

当太空垃圾被捕获到任务执行模块2内部时，第二结构箱11内部的大靶面科学级CCD相机13-2对太空垃圾进行二次定位，任务控制模块12发送命令，驱动增压装置19对准太空垃圾，将太空垃圾挤压进入粉碎模块15。

(5)粉碎模块15

粉碎模块15全程由任务控制模块12控制。粉碎模块15用于对1～10cm的太空垃圾进行粗磨，最终将太空垃圾变成直径小于5mm的碎片。

针对不同强度的太空垃圾采用不同的策略进行粉碎：一种是机械粉碎方法，适用于强度弱的外部结构件碎片，外部结构件材质一般是铝合金，如图3、图5所示，粉碎模块15包括分别固定在第二结构箱前面11-3和第二结构箱后面11-4内部的两片磨盘15-1、15-2，当捕捉到太空垃圾并且合拢所有面之后，将两个磨盘15-1、15-2通过直流电机推杆18向内收拢，并且挤压太空垃圾。在此过程中，通过两个磨盘15-1、15-2的压力传感器对于太空垃圾的受力进行检验，判断碎片的强度，若强度较小，则继续挤压，一直挤压到最小距离后，两个磨盘15-1、15-2绕着X轴旋转，将太空垃圾搅碎。当太空垃圾尺寸小于5mm以后，停止搅拌，两个磨盘反向分离；

第二种策略是激光切割，适用于强度较高的材料，如螺丝钉等实心零件，直接用激光切割为小于5mm的碎片。

(6)运送模块16

运送模块16用于为激光烧蚀模块17补充阴极材料。当粉碎模块15完成太空垃圾粉碎后，通过运送模块16送入激光烧蚀模块17，对粉碎后的太空垃圾进行烧蚀。如图5、图7所示，所述运送模块16包括一个柔性连杆16-1、两个舵机16-2、16-3和一个曲柄16-4，柔性连杆16-1的两侧分别装有金属传感器16-5、16-6，检测经粉碎模块15粉碎后的太空垃圾碎片是否存在金属。当检测到粉碎后的太空垃圾碎片中含有金属，且检测到阴极材料长度小于所允许最小长度时，两个舵机16-2、16-3启动，带动柔性连杆16-1对准太空垃圾，增压装置19将太空垃圾运送到柔性连杆16-1中，曲柄16-4动作将柔性连杆16-1内的太空垃圾压送到激光烧蚀模块17阴极通道中去，以供烧蚀为其提供电源；若检测到粉碎后的太空垃圾碎片中不含金属时，运送模块16将粉碎后的垃圾通过增压装置19增大压强将其输送激光烧蚀模块17中，进行激光烧蚀。

(7)激光烧蚀模块17

激光烧蚀是利用激光束照射不透明靶材，随着激光能量的沉积，靶材表面局部区域受热升温，熔化和汽化。汽化物质高速喷出及等离子体产生等物理阶段，当激光强度在10^12-15W/cm²时，能够对材料进行有效的烧蚀。优选地，激光烧蚀模块17采用短脉冲微型固体激光器。固体激光器的特点是输出能量大，峰值功率能够达到吉瓦至太瓦数量级，足以将直径在5mm左右的太空垃圾汽化。本发明中，在任务执行模块2的内部设置4个激光头，以便更好地烧蚀。

如图8所示，本发明还公开了一种采用上述太空垃圾清理卫星装置进行太空垃圾清理的方法，该方法包括以下步骤：

(1)探测识别模块13探测识别太空垃圾；

(2)捕获模块14捕获太空垃圾；

(3)粉碎模块15粉碎太空垃圾；

(4)运送模块16运送太空垃圾；

(5)激光烧蚀模块17对太空垃圾进行激光烧蚀。

步骤(1)具体包括：

(1-1)任务控制模块12驱动斜轴旋转云台13-3转动；

(1-2)光电望远镜13-1搜寻太空垃圾；

(1-3)判断是否找到太空垃圾，若是，进入步骤(1-4)，若否，则继续步骤(1-1)至(1-3)；

(1-4)大靶面科学级CCD相机13-2获取太空垃圾图像；

(1-5)分析图像，定位太空垃圾。

步骤(2)具体包括：

(2-1)计算卫星装置与太空垃圾的相对距离；

(2-2)判断相对距离是否大于设定值，若是则轨道控制模块7变换卫星装置的轨道，重复步骤(2-1)至(2-2)；若否，则进入步骤(2-3)；

(2-3)任务控制模块12驱动直流电机推杆18，变形结构合拢，捕获垃圾碎片；

(2-4)大靶面科学级CCD相机13-2对太空垃圾进行二次定位；

(2-5)任务控制模块12发送命令，驱动增压装置19将太空垃圾挤压进入粉碎模块15。

步骤(3)具体包括：第二结构箱前面11-3和第二结构箱后面11-4内部的两片磨盘15-1、15-2上的压力传感器检测太空垃圾强度；若太空垃圾强度大于预设值，则两个磨盘15-1、15-2通过直流电机推杆18向内收拢，对太空垃圾进行机械粉碎，若否，对太空垃圾进行激光切割。

步骤(4)具体包括：

(4-1)柔性连杆16-3两侧的金属传感器16-5、16-6，检测太空垃圾的导电性，若含有金属，则进入步骤(4-2)，若未含有金属，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块17，进行激光烧蚀；

(4-2)判断激光烧蚀模块17阴极材料长度是否小于设定值，若是，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块17的阴极，进行烧蚀后为激光烧蚀模块17提供电源；若否，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块17，进行激光烧蚀。。

本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。

本发明公开的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，采用了可变形的第二结构箱、对称型太空垃圾探测识别模块、粉碎模块和激光烧蚀模块，能够捕获和清理尺寸较小的太空垃圾；同时粉碎后的含导电材料的太空垃圾通过激光烧蚀模块烧蚀后，能够二次利用，为激光烧蚀模块提供能量。

显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明要求保护的范围。

Claims (10)

1.一种基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，实施该方法的卫星装置包括卫星本体(1)和任务执行模块(2)，所述卫星本体(1)包括第一结构箱(4)、太阳能电池阵列(10)、置于所述第一结构箱(4)内部的电源模块(5)、导航模块(6)、轨道控制模块(7)、飞行控制模块(8)和无线通信模块(9)，所述第一结构箱(4)为立方体，箱体各面通过机械结构固定，太阳能电池阵列(10)置于第一结构箱顶面(4-1)的外部，所述电源模块(5)、导航模块(6)、轨道控制模块(7)、飞行控制模块(8)和无线通信模块(9)多层垂直叠放，所述任务执行模块(2)包括第二结构箱(11)、置于第二结构箱(11)内部的任务控制模块(12)、探测识别模块(13)、捕获模块(14)、粉碎模块(15)、运送模块(16)和激光烧蚀模块(17)，所述第二结构箱(11)为立方体，其第二结构箱左侧面(11-1)为固定面，与第一结构箱右侧面(4-2)机械锁紧，其余五个面能够在-60～60°范围内展开和合拢，所述第二结构箱(11)箱体各面通过直流电机推杆(18)连接，其中，任务控制模块(12)固定在所述第二结构箱左侧面(11-1)、所述探测识别模块(13)置于第二结构箱顶面(11-2)的内部；在第二结构箱顶面(11-2)、第二结构箱底面(11-5)的内侧四角分别安装一个增压装置(19)；探测识别状态下所述第二结构箱(11)展开，捕获状态下所述第二结构箱(11)合拢；任务控制模块(12)与轨道控制模块(7)直接通信，控制任务执行模块(2)内各子模块开展工作，该方法包括以下步骤：

(1)探测识别模块(13)探测识别太空垃圾；

(2)捕获模块(14)捕获太空垃圾；

(3)粉碎模块(15)粉碎太空垃圾；

(4)运送模块(16)运送太空垃圾；

(5)激光烧蚀模块(17)对太空垃圾进行激光烧蚀。

2.如权利要求1所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，探测识别模块(13)位于第二结构箱顶面(11-2)的内部，包括三个构成相同的光电检测子模块，每个光电子检测模块包括光电望远镜(13-1)、大靶面科学级CCD相机(13-2)和斜轴旋转云台(13-3)。

3.如权利要求2所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，所述粉碎模块(15)包括固定在第二结构箱前面(11-3)和第二结构箱后面(11-4)内部的两片磨盘(15-1、15-2)，所述两片磨盘(15-1、15-2)上均安装压力传感器。

4.如权利要求3所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，所述运送模块(16)包括一个柔性连杆(16-1)、两个舵机(16-2、16-3)和一个曲柄(16-4)，柔性连杆(16-1)的两侧分别装有一个金属传感器(16-5、16-6)，所述柔性连杆(16-1)通过两个舵机(16-2、16-3)与第二结构箱底面(11-5)连接。

5.如权利要求4所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，步骤(1)具体包括：

(1-1)任务控制模块(12)驱动斜轴旋转云台(13-3)转动；

(1-2)光电望远镜(13-1)搜寻太空垃圾；

(1-3)判断是否找到太空垃圾，若是，进入步骤(1-4)，若否，则继续步骤(1-1)至(1-3)；

(1-4)大靶面科学级CCD相机(13-2)获取太空垃圾图像；

(1-5)分析图像，定位太空垃圾。

6.如权利要求4述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，步骤(2)具体包括：

(2-1)计算卫星装置与太空垃圾的相对距离；

(2-2)判断相对距离是否大于设定值，若是则轨道控制模块(7)变换卫星装置的轨道，重复步骤(2-1)至(2-2)；若否，则进入步骤(2-3)；

(2-3)任务控制模块(12)驱动直流电机推杆(18)，变形结构合拢，捕获垃圾碎片；

(2-4)大靶面科学级CCD相机(13-2)对太空垃圾进行二次定位；

(2-5)任务控制模块(12)发送命令，驱动增压装置(19)将太空垃圾挤压进入粉碎模块(15)。

7.如权利要求4述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，步骤(3)具体包括：第二结构箱前面(11-3)和第二结构箱后面(11-4)内部的两片磨盘(15-1、15-2)上的压力传感器检测太空垃圾强度；若太空垃圾强度大于预设值，则两个磨盘(15-1、15-2)通过直流电机推杆(18)向内收拢，对太空垃圾进行机械粉碎，若否，对太空垃圾进行激光切割。

8.如权利要求1至7任一所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，步骤(4)具体包括：

(4-1)柔性连杆(16-1)两侧的金属传感器(16-5、16-6)，检测太空垃圾的导电性，若含有金属，则进入步骤(4-2)，若未含有金属，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块(17)，进行激光烧蚀；

(4-2)判断激光烧蚀模块(17)阴极材料长度是否小于设定值，若是，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块(17)的阴极，进行烧蚀后为激光烧蚀模块(17)提供电源；若否，则将粉碎后的太空垃圾输送至激光烧蚀模块(17)，进行激光烧蚀。

9.根据权利要求1至7任一所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，所述第一结构箱左侧面(4-3)用于拓展同样规格的任务执行模块(2)。

10.根据权利要求1至7任一所述的基于卫星装置的太空垃圾清理方法，其特征在于，所述第一结构箱(1)和/或第二结构箱(11)六个面均为铝合金结构板，其内部空间与铝合金结构板之间安装玻璃纤维垫片。