CN108945533A - 基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置，包括柔性充气式可重构热防护层、第一减震器系统、航天器平台系统、第二减震器系统及记忆金属薄膜捕获器；航天器平台系统位于记忆金属薄膜捕获器和柔性可重构热防护层之间，柔性充气式可重构热防护层通过第一安装法兰、第二安装法兰实现与航天器平台系统的连接，航天器平台系统通过第三安装法兰、第四安装法兰实现与记忆金属薄膜捕获器的连接，第一减震器系统，位于第一安装法兰和第二安装法兰之间；第二减震器系统，位于第三安装法兰和第四安装法兰之间；第一减震器系统和第二减震器系统用以吸收返回时着陆的冲击力。本发明可以在轨抓捕或者回收非合作目标卫星、航天器等。

Description

基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置

技术领域

本发明涉及卫星和航天器技术领域，特别是涉及基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置。

背景技术

随着科技的发展，航天和空间信息技术也在不断的更新，但是由于受限于在轨卫星或者航天器的不可维修等原因造成航天应用的费用异常昂贵，特别是当在轨航天器出现故障时，往往因为缺乏有效的手段进行在轨诊断和修复，所以即使是一个小的问题可能导致一颗昂贵的卫星失去生命。

发明内容

针对目前缺乏有效手段实现在轨故障卫星的维修和在轨漂浮物清理困难等问题，本发明提供一种基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置，突破现有的限制，可以对在轨故障卫星进行回收，并在地面进行故障分析。本发明还可以应用于在轨昂贵的卫星部件进行回收和再利用，提高整个卫星项目的效率。另外本发明还可以应用于轨道上的漂浮物进行清理，以保证在轨卫星或者其他航天器的运行安全。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置，包括柔性充气式可重构热防护层、第一减震器系统、航天器平台系统、第二减震器系统及记忆金属薄膜捕获器；

所述的航天器平台系统位于所述的记忆金属薄膜捕获器和柔性可重构热防护层之间，

柔性充气式可重构热防护层通过第一安装法兰、第二安装法兰实现与航天器平台系统的连接，

航天器平台系统通过第三安装法兰、第四安装法兰实现与记忆金属薄膜捕获器的连接，

所述的第一减震器系统，位于所述的第一安装法兰和第二安装法兰之间；

所述的第二减震器系统，位于所述的第三安装法兰和第四安装法兰之间；

第一减震器系统和所述的第二减震器系统用以吸收返回时着陆的冲击力；

所述的记忆金属薄膜捕获器包括所述的记忆金属薄膜捕获器包括第四安装法兰、捕获器设备舱、记忆金属薄膜、记忆金属电路结构、视觉感知系统、适配器安装法兰，记忆金属薄膜捕获器通过所述的第四安装法兰与所述的第三安装法兰相连，所述的捕获器设备舱位于所述的第四安装法兰和所述的适配器安装法兰之间，所述的记忆金属电路结构均匀的部署在所述的记忆金属薄膜上，所述的记忆金属薄膜底部固定在所述的捕捉器设备舱上，所述的视觉感知系统部署在所述的捕捉器设备舱外部四周，所述的适配器安装法兰用来发射时与运载火箭的对接；所述的记忆金属薄膜捕获器在发射前处于折叠状态存放于捕获器设备舱内，在需要对在轨目标进行捕获时通过控制分布于其表面的记忆金属电路结构进行展开，并在捕获后对目标卫星进行固定，所述的记忆金属薄膜的收缩控制其折叠的方向和速度，使所捕获的目标卫星在固定好后重心与航天器装置的重心在一条线上。

所述的柔性充气式可重构热防护层包括所述的第一安装法兰、空气动力热防护外壳、充气式热防护管、热防护管绷带；

所述的柔性充气式可重构热防护层通过第一安装法兰与第二安装法兰相连，空气动力热防护外壳与第一安装法兰为一体结构，充气式热防护管通过热防护管绷带与空气动力热仿护外壳相连；

所述的柔性充气式可重构热防护层在返回时保护航天器装置本身和所捕获的目标卫星，在着陆时利用充气式热防护管进一步降低冲击力，柔性充气式可重构热防护层在着陆阶段时开始充气并展开，非着陆阶段时收纳到空气动力热防护外壳内部。

所述的航天器平台系统包括第二安装法兰、航天器设备舱、航天器通信系统、航天器推进器系统、第三安装法兰，

航天器平台系统，通过所述的第二安装法兰与所述的柔性充气式可重构热防护层连接，通过所述的第三安装法兰与所述的记忆金属薄膜捕获器连接，所述的航天器设备舱的两端与所述的第二安装法兰和第三安装法兰连接，所述的航天器通信系统安装在所述的航天器设备舱的中部，所述的航天器推进器系统安装与所述的航天器设备舱外围中间部分。

采用上述技术方案后，本发明的有益效果为：

本发明基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置，通过记忆金属捕获器实现在发射前可以折叠到其舱体内，在接收到开始在轨捕获信号时，其折叠的记忆金属薄膜在电应力的作用下展开，当与目标接触后，通过控制电应力开始使记忆金属薄膜开始收缩，最后把目标固定在其舱体后面。本发明允许对不规则形状的卫星进行在轨捕获；由于其记忆金属薄膜质量轻，可以展开成很大的面积，所以在捕获同等体积的卫星的情况下发射质量可以大大缩减，以降低发射费用；由于记忆金属薄膜的收缩可以控制其收缩的方向和速度，所以可以尽可能的保证所捕获的目标卫星在固定好后其重心与其本身航天器的重心在一条线上，降低返回时的控制复杂程度。航天器具有双重减震系统，可以有效的降低在着陆时的冲击力对所捕获的卫星以及航天器本身的伤害。柔性充气式可重构热防护层在发射时可以折叠到空气动力热防护外壳，大大减少发射的体积，进一步降低发射费用，其空气动力热防护外壳在返回时可以充分保护后面的航天器本身和所捕获的卫星，同时在着陆时还可以利用其充气式热防护管进一步降低冲击力对所捕获的卫星以及航天器本身的伤害。

附图说明

图1为本发明基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置的一种结构示意图；

图2为图1所示的基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置中的充气式热防护管的截面示意图；

其中：基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置000、柔性充气式可重构热防护层100、第一安装法兰110、空气动力热防护外壳120、充气式热防护管130、热防护管绷带140、第一减震器系统200、航天器平台系统300、第二安装法兰310、航天器设备舱320、航天器通信系统330、航天器推进器系统340、第三安装法兰350、第二减震器系统400、记忆金属薄膜捕获器500、第四安装法兰510、捕获器设备舱520、记忆金属薄膜530、记忆金属电路结构540、视觉感知系统550、适配器安装法兰560。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明的基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明中为部件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

参见图1至图2，本发明提供了一种基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置000，该航天器装置000能够实现在轨抓捕非合作目标卫星、航天器，或者漂浮物等，以达到清理轨道故障卫星、轨道漂浮物和对故障卫星进行回收的目的。比如，本发明可以应用于地球轨道故障卫星、航天器、漂浮物的捕获、清理和返回，以实现对地球轨道故障卫星的回收和故障分析，为后续的卫星设计提供技术支撑；回收具有高价值的卫星部件和数据存储单元等；清理可用轨道的漂浮物降低对现有和新发射的卫星或者航天器的影响。

基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置000包括柔性充气式可重构热防护层100、第一减震器系统200、航天器平台系统300、第二减震器系统 400及记忆金属薄膜捕获器500；

所述的航天器平台系统300位于所述的记忆金属薄膜捕获器500和柔性可重构热防护层100之间，柔性充气式可重构热防护层100通过第一安装法兰 110、第二安装法兰 310实现与航天器平台系统300的连接，航天器平台系统300通过第三安装法兰350、第四安装法兰510实现与记忆金属薄膜捕获器500的连接，所述的第一减震器系统200，位于所述的第一安装法兰110和第二安装法兰310之间；所述的第二减震器系统400，位于所述的第三安装法兰350和第四安装法兰510之间。

第一减震器系统200和所述的第二减震器系统400用以吸收返回时着陆的冲击力。

柔性充气式可重构热防护层100在着陆前均收纳到其空气动力热防护外壳120内部，只有在着陆时才开始充气并展开。动力热防护外壳120是一个金属大底，用来防护内部在前进不受热损伤，同时具有贮藏功能。航天器平台系统300主要负责整个航天器装置000的在轨测控、星务管理、数据通信，控制记忆金属薄膜捕获器500对在轨的目标进行捕获，在返回时提供姿态控制所需要的动力。记忆金属薄膜捕获器500在发射前处于折叠状态，其中记忆金属薄膜530存放于捕获器设备舱520内，在需要对在轨目标进行捕获时，通过控制分布于其中记忆金属薄膜530表面的记忆金属电路结构540进行展开，并在捕获后对目标卫星进行固定。记忆金属薄膜530是一种采用记忆金属制作的薄膜，在不同的电压下可以是薄膜展开或者收缩。在整个捕获过程中可以通过其所携带的视觉感知系统550来协助目标的捕获。

具体的，柔性充气式可重构热防护层100包括第一安装法兰 110、空气动力热防护外壳120、充气式热防护管130、热防护管绷带140。第一安装法兰 110用来实现柔性充气式可重构热防护层100与航天器平台系统300的连接。空气动力热防护外壳120与第一安装法兰 110为一体结构。在柔性充气式可重构热防护层100展开前充气式热防护管130处于为充气的折叠状态，和热防护管绷带140一起安装在空气动力热防护外壳120内部。在接收到打开信号后，充气式热防护管130开始通过所填充的化学粉末状物体开始起化学反应，并生成足够的气体把热防护管绷带140打开，通过热防护管绷带140连接在空气动力热防护外壳120上，形成一个有机的整体。

作为一种可实施方式，示例的航天器平台系统300包括第二安装法兰 310、航天器设备舱320、航天器通信系统330、航天器推进器系统340、第三安装法兰350。第二安装法兰310用于与柔性充气式可重构热防护层100的第一安装法兰 110连接。第三安装法兰350用于与记忆金属薄膜捕获器500的第四安装法兰 510连接。航天器设备舱320主要用于航天器平台正常工作所需要的通用的仪器设备如星载计算机、姿态控制系统、电源管理系统、通信系统、轨道控制系统、热控系统、舱体结构系统等。航天器通信系统330位于航天器设备舱320内部，主要负责整个返回式卫星的轨道卫星回收航天器的生命周期的通信和数据通信。航天器推进器系统340位于航天器设备舱320外部，采用冷气推进技术，并均匀的分布在其四个象限中，为整个返回式卫星的轨道卫星回收航天器提供在轨的轨道控制和返回时的姿态和轨道控制。

作为一种可实施方式，记忆金属薄膜捕获器500包括第四安装法兰 510、捕获器设备舱520、记忆金属薄膜530、记忆金属电路结构540、视觉感知系统550和适配器安装法兰560。第四安装法兰 510通过第三安装法兰350实现与航天器平台系统300的连接。捕获器设备舱520位于第四安装法兰510和适配器安装法兰560之间，主要用于放置折叠的记忆金属捕获器的记忆金属薄膜530和所必须的仪器设备。记忆金属电路结构540均匀的分布在记忆金属薄膜530上，并通过记忆金属薄膜530固定在捕获器设备舱520上。视觉感知系统550固定在捕获器设备舱520外部，主要用来实现在进行捕获过程中的视觉感知，保证捕获的成功。适配器安装法兰560位于记忆金属薄膜捕获器500末端，主要用来与运载火箭的对接。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种基于返回式卫星的轨道卫星回收航天器装置，其特征在于，包括柔性充气式可重构热防护层（100）、第一减震器系统（200）、航天器平台系统（300）、第二减震器系统（400）及记忆金属薄膜捕获器（500）；

所述的航天器平台系统（300）位于所述的记忆金属薄膜捕获器（500）和柔性可重构热防护层（100）之间，

柔性充气式可重构热防护层（100）通过第一安装法兰 （110）、第二安装法兰 （310）实现与航天器平台系统（300）的连接，

航天器平台系统（300）通过第三安装法兰（350）、第四安装法兰 （510）实现与记忆金属薄膜捕获器（500）的连接，

所述的第一减震器系统（200），位于所述的第一安装法兰（110）和第二安装法兰（310）之间；

所述的第二减震器系统（400），位于所述的第三安装法兰（350）和第四安装法兰（510）之间；

第一减震器系统（200）和所述的第二减震器系统（400）用以吸收返回时着陆的冲击力；

所述的记忆金属薄膜捕获器（500）包括所述的记忆金属薄膜捕获器（500）包括第四安装法兰（510）、捕获器设备舱（520）、记忆金属薄膜（530）、记忆金属电路结构（540）、视觉感知系统（550）、适配器安装法兰（560），记忆金属薄膜捕获器（500）通过所述的第四安装法兰（510）与所述的第三安装法兰（350）相连，所述的捕获器设备舱（520）位于所述的第四安装法兰（510）和所述的适配器安装法兰（560）之间，所述的记忆金属电路结构（540）均匀的部署在所述的记忆金属薄膜（530）上，所述的记忆金属薄膜（530）底部固定在所述的捕捉器设备舱（520）上，所述的视觉感知系统（550）部署在所述的捕捉器设备舱（520）外部四周，所述的适配器安装法兰（560）用来发射时与运载火箭的对接；所述的记忆金属薄膜捕获器（500）在发射前处于折叠状态存放于捕获器设备舱（520）内，在需要对在轨目标进行捕获时通过控制分布于其表面的记忆金属电路结构（540）进行展开，并在捕获后对目标卫星进行固定，所述的记忆金属薄膜（530）的收缩控制其折叠的方向和速度，使所捕获的目标卫星在固定好后重心与航天器装置的重心在一条线上。

2.根据权利要求1所述的基于返回式结构的轨道卫星回收航天器结构，其特征在于，

所述的柔性充气式可重构热防护层（100）包括所述的第一安装法兰（110）、空气动力热防护外壳（120）、充气式热防护管（130）、热防护管绷带（140）；

所述的柔性充气式可重构热防护层（100）通过第一安装法兰（110）与第二安装法兰（310）相连，空气动力热防护外壳（120）与第一安装法兰（110）为一体结构，充气式热防护管（130）通过热防护管绷带（140）与空气动力热仿护外壳（120）相连；

所述的柔性充气式可重构热防护层（100）在返回时保护航天器装置本身和所捕获的目标卫星，在着陆时利用充气式热防护管（130）进一步降低冲击力，柔性充气式可重构热防护层（100）在着陆阶段时开始充气并展开，非着陆阶段时收纳到空气动力热防护外壳（120）内部。

3.根据权利要求1所述的基于返回式结构的轨道卫星回收航天器结构，其特征在于，

所述的航天器平台系统（300）包括第二安装法兰（310）、航天器设备舱（320）、航天器通信系统（330）、航天器推进器系统（340）、第三安装法兰（350）；

航天器平台系统（300），通过所述的第二安装法兰（310）与所述的柔性充气式可重构热防护层（100）连接，通过所述的第三安装法兰（350）与所述的记忆金属薄膜捕获器（500）连接，所述的航天器设备舱（320）的两端与所述的第二安装法兰（310）和第三安装法兰（350）连接，所述的航天器通信系统（300）安装在所述的航天器设备舱（320）的中部，所述的航天器推进器系统（340）安装与所述的航天器设备舱（320）外围中间部分。