CN109131952A - 基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统 - Google Patents

Abstract

为了解决航天器捕获系统通用性和适应性差的问题，本发明提供一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，涉及非合作航天器捕获技术领域。本发明包括：六自由度调节装置，用于调整锁紧装置位置和姿态，使锁紧装置与星箭对接环对接面接触；捕获装置，当与喷管位置相对，用于检测航天器喷管喉部位置，控制气囊进入航天器喷管喉部，对气囊充气，利用该气囊锁紧喷管喉部，实现捕获；锁紧装置，当锁紧装置与星箭对接环的对接面接触时，用于利用锁紧部件，从径向锁紧星箭对接环的外沿。本发明释放捕获装置到目标的喷管喉部，捕获目标喷管；通过回收捕获装置，拉紧捕获装置到锁紧装置的对接范围；锁紧装置通过锁紧部件锁紧目标的星箭对接环。

Description

基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统

技术领域

本发明涉及一种航天器捕获系统，特别涉及一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，涉及非合作航天器捕获技术领域。

背景技术

进入二十一世纪之后，随着空间技术的蓬勃发展，世界各国开发和探索深空的频率越来越高，航天系统越来越复杂。然而，航天技术的风险性非常高，在带来巨大效益的同时也会因航天器的发射失败、轨道运行故障和航天器寿命有限等造成巨大的损失。因此，为了尽可能降低航天器发生故障或者失效造成的损失，就需要开展诸多以延长航天寿命、清除轨道垃圾(如废弃的航天器和空间碎片)等空间任务为目标在轨服务技术研究。

空间在轨服务是指在太空中通过航天员、机器人(或机器人卫星)，或者航天员和机器人共同协作来完成包括延长卫星、服务平台、空间站附属舱以及空间运载器的寿命和能力的装配、维护和服务等太空任务，因而空间目标的捕获和操纵是是未来航天技术的重要发展方向，是在轨服务的重要组成部分。

现有的航天器捕获方式有机械臂捕获和雌雄同体式捕获对接，但这些捕获机构成本普遍较高，且都是针对合作目标星。目前美国提出过轨道快车方案，以及正在研究中的“轨道延寿飞行器”的太空拖车。此外德国航空航天科技院提出“试验服务卫星”(EES)，应用空间机器人技术，针对非合作目标星的在轨维护。

航天器的捕获对接可分为撞击式对接和停靠式捕获。典型撞击式对接机构主要有“杆—锥”式对接系统和雌雄同体周边对接系统。停靠式捕获有美国航天飞机与国际空间站的对接，其特点是捕获对接时，由力传感器感知碰撞力，利用姿态调整平台修正指向偏差。在各种捕获机构中，“杆-椎”式应用最早，其容错能力最强，质量小，控制精度需求低。后来，为了获得较大过渡通道供宇航员和物资通过，研制力雌雄同体周边式对接机构，但牺牲了一部分容错能力。

随着技术的发展，在轨服务和空间操控对宽适用、强适应、高容错率、低成本的智能捕获系统提出了强烈需求。

发明内容

本发明的目的是为了解决航天器捕获系统通用性和适应性差的问题，本发明提供一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统。

本发明的一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，所述系统包括捕获装置4、锁紧装置7和六自由度调节装置8；

捕获装置4和锁紧装置7设置在六自由度调节装置8上；

六自由度调节装置8，用于调整锁紧装置7的位置和姿态，使锁紧装置与星箭对接环的对接面接触；

捕获装置4，当与喷管位置相对时，用于检测航天器喷管喉部的位置，控制气囊进入航天器喷管喉部，对气囊充气，利用充气后的气囊锁紧喷管喉部，实现捕获；

锁紧装置7，当锁紧装置与星箭对接环的对接面接触时，用于利用锁紧部件，从径向锁紧星箭对接环的外沿。

优选的是，捕获装置4和锁紧装置7通过系绳5连接，所述锁紧装置7为环状，捕获装置4捕获完成后，系绳5将捕获装置4及航天器的喷管拉到锁紧装置7的环状中心中。

优选的是，所述捕获装置4中的气囊包括锁紧气囊和缓冲气囊；

捕获时，锁紧气囊位于喷管喉部前扩展段，缓冲气囊位于喷管喉部的后扩展段。

优选的是，所述捕获装置4还包括传动机构、供气系统、气瓶和驱动装置；

在驱动装置的驱动下，传动机构7带动锁紧气囊深入到喷管的喉部前扩展段；

供气系统用于实现对锁紧气囊和缓冲气囊进行充放气，所述气瓶与供气系统连接，用于存储气体。

优选的是，所述捕获装置4还包括外壳和气囊储放机构，锁紧气囊位于外壳前端的气囊储放机构内，缓冲气囊分布在外壳的外侧；

所述气囊储放机构一端位于外壳前端，另一端位于壳体内部，传动机构与气囊储放机构2连接，带动气囊储放机构运动，用于实现带动气囊深入到喷管的内部。

优选的是，所述捕获装置还包括定位装置，所述定位装置包括1号全局相机、轴向测距装置、径向测距装置、姿态推力装置和推进推力装置和捕获控制器；

1号全局相机，用于对喷管成像；

轴向测距装置，用于测量捕获装置4与喷管的距离；

径向测距装置，用于测量捕获装置4与喷管的轴线偏差；

姿态推力装置，用于调节捕获装置4的姿态；

推进推力装置，用于将捕获装置4推入喷管内；

捕获控制器，用于根据1号全局相机的成像对喷管进行识别，当进入喷管，通过径向测距装置测量的轴线偏差获得捕获装置4在喷管中的径向位置，并通过控制姿态推力装置工作，使捕获装置4与喷管同轴；通过轴向测距装置测量的距离获得捕获装置4在喷管中的轴向位置，并通过推进推力装置将捕获装置4调整到与喷管喉部的设定距离位置，进而捕获装置4进入喷管喉部，控制驱动装置和供气系统工作，利用气囊实现捕获。

优选的是，所述锁紧装置包括多个锁紧部件和运动平台，多个锁紧部件分布在运动平台上，多个锁紧部件在运动平台上能够径向收缩或扩张。

优选的是，所述运动平台包括上板、中板、下板和驱动轴；

上板、中板、下板均为环状，上板上设置有与锁紧部件相同数量的径向轨道，该轨道贯穿上板，每条轨道上配置一个锁紧部件，锁紧部件能在轨道上移动；

中板位于上板的下部，上板与中板不接触，中板的上表面沿圆周方向设置有螺旋槽6，锁紧部件的底部设有螺纹，锁紧部件的底部螺纹穿过轨道与螺旋槽6相配合；

驱动轴驱动中板旋转；

驱动轴设置在下板上，下板设置在六自由度调节装置上。

优选的是，所述锁紧部件包括卡爪和滑动件，卡爪与星箭对接环的接触面为梯形斜面，卡爪固定在滑动件上，滑动件设置在轨道上，滑动件的底部设有螺纹；

所述锁紧装置还包括感知装置，感知装置包括全局相机、控制器、与锁紧部件数量相同的测距仪、力传感器；

每个卡爪的顶部设置一个测距仪，卡爪和滑动件之间设置一个力传感器；全局相机设置在上板的上表面；

测距仪，用于测量卡爪到星箭对接环的对接面的距离；

力传感器，用于测量卡爪的受力；

2号全局相机，用于监测星箭对接环的图像；

锁紧控制器，用于根据2号全局相机监测的图像，确定上板与星箭对接环的相对位置；通过测距仪测得距离，确定卡爪与星箭对接环的对接面是否平行；通过力传感器测量到的力，确定卡爪与星箭对接环的对接面是否接触，控制六自由度调节装置，依次使上板与星箭对接环的位置相对、卡爪与星箭对接环的对接面平行、卡爪与星箭对接环的对接面接触，控制驱动轴7工作，使卡爪沿着轨道径向收缩，实现对星箭对接环的锁紧。

优选的是，所述驱动轴包括主动轴、步进电机和多个从动轴，

主动轴和多个从动轴分布在中板底部的周围，中板的外沿设有螺纹，主动轴和从动轴分别通过锥齿轮与中板外沿螺纹连接，主动轴和从动轴同时支撑中板，步进电机控制主动轴转动，带动中板转动，中板外沿螺纹带动从动轴旋转。

上述技术特征可以各种适合的方式组合或由等效的技术特征来替代，只要能够达到本发明的目的。

本发明的工作过程为服务飞行器本发明的捕获系统飞临目标航天器后，首先，释放捕获装置，通过机动飞行深入目标航天器的喷管喉部，并捕获目标航天器喷管；然后，通过回收捕获装置，拉紧捕获装置到锁紧装置的对接范围；最后锁紧装置通过自身姿态位置调整对接并通过锁紧部件锁紧目标航天器的星箭对接环。本发明的有益效果在于，本发明结构简单，适用范围广，适用于大多数非合作航天器的捕获与锁紧，从而实现对目标航天器的维护、补给等后续工作。本发明利用航天器的喷管及星箭对接环进行捕获，喷管及星箭对接环是绝大部分航天器都具备的结构，具有通用性强的特点；本发明采用多传感器智能感知，可实现对于航天器的位姿感知，从而进行智能自主控制，进行自主交会对接。同时本发明经济效益高，可实现多次重复利用。

附图说明

图1是本发明的捕获系统的结构示意图；

图2是本发明的捕获系统对非合作航天器的捕获过程的流程图；

图3为本发明的捕获装置的结构示意图；

图4是本发明的锁紧装置的结构示意图；

图5是本发明对非合作航天器锁紧的示意图；

图6是图4的剖面图。

具体实施方式

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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

本发明的一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，如图1所示，本实施方式的捕获系统包括捕获装置4、星锁紧装置和六自由度调节装置8；

捕获装置4和锁紧装置设置在六自由度调节装置8上；

六自由度调节装置8，用于调整锁紧装置7的位置和姿态，使锁紧装置与星箭对接环2的对接面接触；

捕获装置4，当与喷管3位置相对时，用于检测航天器喷管3喉部的位置，控制气囊进入航天器喷管3喉部，对气囊充气，利用充气后的气囊锁紧喷管3喉部，实现捕获；

锁紧装置7，当锁紧装置与星箭对接环2的对接面接触时，用于利用锁紧部件，从径向锁紧星箭对接环2的外沿。

具体的捕获过程为：如图2所示，本实施方式的工作过程为服务飞行器本发明的捕获系统飞临非合作航天器1后，如图2(a)，首先，释放捕获装置4，通过机动飞行深入非合作航天器1的喷管3喉部，并捕获非合作航天器1的喷管3，如图2(b)；然后，通过回收捕获装置4，拉紧捕获装置4到锁紧装置的对接范围，如图2(c)至图2(d)；最后锁紧装置通过自身姿态位置调整对接并通过锁紧部件锁紧目标航天器的星箭对接环2，如图2(e)。本实施方式的捕获装置4和锁紧装置7通过系绳5连接，锁紧装置7为环状，捕获装置4捕获完成后，系绳5将捕获装置4及航天器的喷管3拉到锁紧装置7的环状中心中。服务完成后，释放非合作航天器1，如图2(f)。

优选实施例中，捕获装置4中的气囊包括锁紧气囊和缓冲气囊；

捕获时，锁紧气囊位于喷管3喉部前扩展段，缓冲气囊位于喷管3喉部的后扩展段。

针对横截面积沿流向先收敛后扩散的喷管3，锁紧气囊在喷管3喉部前扩展段膨胀锁紧，对喷管3喉部前端产生很大的压力，本实施方式设置了缓冲气囊，位于喷管3喉部的后扩展段，缓解锁紧气囊对喷管3喉部产生的压力，不会对喷管3造成损伤。

优选实施例中，所述捕获装置4还包括传动机构、供气系统、气瓶和驱动装置；

本实施方式设置驱动装置驱动传动机构带动气囊运动至喷管3喉部，然后采用供气系统将气瓶内的气体充入到气囊内，捕获目标后，驱动装置通过传动机构带动气囊收缩，供气系统还用于将气囊内的气体压缩，该气体存放在气瓶内。

本实施方式的捕获系统还包括外壳，所述外壳的前端面为锥面，锁紧气囊位于外壳前端的气囊储放机构内，缓冲气囊分布在锥面的外侧。

本实施方式的锁紧气囊和缓冲气囊均可以采用多个实现；

本实施方式的气囊装置还包括气囊储放机构，用于存储锁紧气囊，本实施方式的气囊储放机构一端位于外壳前端，另一端位于壳体喉部，传动机构与气囊储放机构连接，带动气囊储放机构运动，用于实现带动气囊深入到喷管3的喉部。

本实施方式的定位装置包括1号全局相机、轴向测距装置、径向测距装置、姿态推力装置、推进推力装置和捕获控制器；

1号全局相机，用于对喷管3成像；

轴向测距装置，用于测量气囊装置与喷管3的距离；

本实施方式的轴向测距装置采用三个或三个以上的轴向测距仪实现，如激光测距仪；

径向测距装置，用于测量气囊装置与喷管3的轴线偏差；

本实施方式的径向测距装置采用三个或三个以上的径向测距仪实现，如激光测距仪，轴向均匀分布；

姿态推力装置，用于调节气囊装置的姿态；

本实施方式的姿态推力装置采用四组姿态推力器实现，例如冷喷气推力器，周向均布在气囊装置的外部；

推进推力装置，用于将气囊装置推入喷管3内；

本实施方式的推进推力装置采用多组姿态推力器实现，例如冷喷气推力器，设置在气囊装置的尾部；

捕获控制器，用于根据1号全局相机的成像对喷管3进行识别，当进入喷管3，通过径向测距装置测量的轴线偏差获得捕获装置4在喷管3中的径向位置，并通过控制姿态推力装置工作，使捕获装置4与喷管3同轴；通过轴向测距装置测量的距离获得捕获装置4在喷管3中的轴向位置，并通过推进推力装置将捕获装置4调整到与喷管3喉部的设定距离位置，进而捕获装置4进入喷管3喉部，控制驱动装置和供气系统工作，利用气囊实现捕获。本实施方式的系统还包括对接装置，与气囊装置固定连接，用于与服务航天器对接。

具体实施例：

参考图3，本实施例的捕获装置4包括：气囊储放机构4-2、锁紧气囊4-3、1号全局相机4-4、三个轴向测距仪4-5、缓冲气囊4-6、传动机构4-7、供气系统4-8、三个径向测距仪4-9、气瓶4-10、姿态推力器4-11、驱动装置4-12、壳体4-13、推进推力器4-14、控制器和对接装置4-15。

其中，气囊储放机构4-2存储三个锁紧气囊4-3；轴向测距仪4-5和径向测距仪4-9采用激光测距仪；姿态推力器4-11和推进推力器4-14采用冷喷气推力器。

气囊储放机构4-2、锁紧气囊4-3、缓冲气囊4-6、传动机构4-7、供气系统4-8、气瓶4-10、驱动装置4-12、壳体4-13组成气囊装置；

壳体4-13的前端面为锥面，缓冲气囊4-6位于壳体4-13的前端面的外侧表面，气囊储放机构4-2的一端在壳体4-13内，另一端在壳体4-13外，锁紧气囊4-3设置在气囊储放机构4-2内，驱动装置4-12与传动机构4-7连接，传动机构4-7与气囊储放机构4-2连接，在驱动装置4-12的驱动下，传动机构4-7带动气囊储放机构4-2向外壳4-13的前端运动，直至深入到喷管4-3的喉部；气瓶4-10与供气系统4-8连接，供气系统4-8同时与锁紧气囊4-3和缓冲气囊4-6连通，供气系统用于实现对锁紧气囊4-3和缓冲气囊4-6进行充放气；

全局相机4-4位于壳体4-13的前端面上，三个轴向测距仪4-5沿圆周方向分布在气囊储放机构4-2外壳上，三个径向测距仪4-9分布在壳体4-13上，姿态推力器4-11设置在壳体4-13的外侧，推进推力器4-14和对接装置4-15设置在壳体4-13的尾部；

本实施例的喷管3为横截面积沿流向先收敛后扩散。

利用捕获控制器实现目标航天器捕获，过程如下：

首先，通过径向测距仪4-9测量捕获系统在喷管3中的径向位置，并通过姿态推力器4-11将捕获系统调整到与喷管3同轴；通过轴向测距仪4-5测量捕获系统在喷管3中的轴向位置，并通过推进推力器4-14将捕获系统调整到与喷管3喉部设定距离位置。其次，驱动装置4-12通过传动机构4-7带动气囊储放机构4-2伸出并越过喷管3的喉部。再次，气瓶4-10通过供气系统4-8对锁紧气囊4-3和缓冲气囊4-6供气，锁紧气囊4-3和缓冲气囊4-6同时膨胀，并挤压喷管3的喉部前后扩展段，锁紧喷管3。

在捕获目标后，完成一定的操控任务，然后释放目标，释放过程为：供气系统4-8可回收锁紧气囊4-3和缓冲气囊4-6的气体并压缩存放到气瓶4-10；气体回收后，缓冲气囊4-6收拢，锁紧气囊4-3回收到气囊储放机构4-2；然后，驱动装置4-12通过传动机构4-7带动气囊储放机构4-2收缩，实现对捕获目标的释放。本实施方式的锁紧装置包括多个锁紧部件和运动平台，多个锁紧部件分布在运动平台上，多个锁紧部件在运动平台上能够径向收缩或扩张。

本实施方式的对接锁紧系统，采用径向间距可调的锁紧部件，能够适应不同的星箭对接环2直径，具有适应性强的特点。

本实施方式的运动平台能使锁紧部件能够径向收缩或扩张，优选实施例中，所述运动平台包括上板、中板、下板和驱动轴；

上板、中板、下板均为环状，上板上设置有与锁紧部件相同数量的径向轨道，该轨道贯穿上板，每条轨道上配置一个锁紧部件，锁紧部件能在轨道上移动；

中板位于上板的下部，上板与中板不接触，中板的上表面沿圆周方向设置有螺旋槽，锁紧部件的底部设有螺纹，锁紧部件的底部螺纹穿过轨道与螺旋槽6相配合；

驱动轴驱动中板旋转；

驱动轴设置在下板上，下板设置在六自由度调节装置8上。

本实施方式设计了一种轨道，在中板上设置螺旋槽，驱动轴转动，带动中板转动，中板的螺旋槽带动锁紧部件径向移动。

锁紧部件可以采用多种能达到锁紧作用的部件实现，优选实施例中，本实施方式的锁紧部件包括卡爪6和滑动件，卡爪6与星箭对接环2的接触面为梯形斜面，卡爪6固定在滑动件上，滑动件设置在轨道上，滑动件的底部设有螺纹；

为了实现锁紧装置与星箭对接环2的对接面接触，本实施方式的锁紧装置还包括感知装置，感知装置包括全局相机、控制器、与锁紧部件数量相同的测距仪、力传感器；

每个卡爪6的顶部设置一个测距仪，卡爪6和滑动件之间设置一个力传感器；全局相机设置在上板的上表面；

测距仪，用于测量卡爪6到星箭对接环2的对接面的距离；

力传感器，用于测量卡爪6的受力；

2号全局相机，用于监测星箭对接环2的图像；

锁紧控制器，用于根据2号全局相机监测的图像，确定上板与星箭对接环2的相对位置；通过测距仪测得距离，确定卡爪6与星箭对接环2的对接面是否平行；通过力传感器测量到的力，确定卡爪6与星箭对接环2的对接面是否接触，控制六自由度调节装置8，依次使上板与星箭对接环2的位置相对、卡爪6与星箭对接环2的对接面平行、卡爪6与星箭对接环2的对接面接触，控制驱动轴工作，使卡爪6沿着轨道径向收缩，实现对星箭对接环2的锁紧。

驱动轴用于驱动中板的旋转，优选实施例中，所述驱动轴包括主动轴、步进电机和多个从动轴，

主动轴和多个从动轴分布在中板底部的周围，中板的外沿设有螺纹，主动轴和从动轴分别通过锥齿轮与中板外沿螺纹连接，主动轴和从动轴同时支撑中板，步进电机控制主动轴转动，带动中板转动，中板外沿螺纹带动从动轴旋转。

锁紧装置7的具体实施例：

如图4所示，本实施例的锁紧装置7，包括卡爪6、滑动件7-3、上板7-5、中板7-9、下板7-8、驱动轴7-7、2号全局相机7-6、锁紧控制器、测距仪7-2和力传感器7-3；

上板7-5、中板7-9、下板7-8均为环状，上板7-5上设置有多条轨道7-4，每个轨道由上板7-5的外径延伸至内径，该轨道7-4贯穿上板7-5，每条轨道7-4上配置一个滑动件7-3，卡爪6固定在滑动件7-3上，滑动件7-3设置在轨道7-4上，滑动件7-3的底部设有螺纹7-14；中板7-9位于上板7-5的下部，上板5与中板7-9不接触，中板7-9的上表面沿圆周方向设置有螺旋槽7-6，滑动件7-3底部螺纹穿过轨道与螺旋槽7-6相配合；驱动轴7-7驱动中板7-9旋转；卡爪6与星箭对接环2的接触面为梯形斜面；每个卡爪6的顶部设置一个测距仪，卡爪6和滑动件之间设置一个力传感器7-3；2号全局相机7-6设置在上板7-5的上表面；测距仪7-2，用于测量卡爪6到星箭对接环2的接触面的距离；力传感器7-3，用于测量卡爪6的受力；2号全局相机7-6，用于监测星箭对接环2的图像；六自由度调节装置8，用于调整上板7-5与星箭对接环2的相对位置及卡爪6与星箭对接环2的距离；驱动轴7-7设置在上，下板7-8设置在六自由度调节装置8上，驱动轴7-7包括主动轴、步进电机和多个从动轴，主动轴和多个从动轴分布在中板底部的周围，中板的外沿设有螺纹，主动轴和从动轴分别通过锥齿轮7-15与中板7-9外沿螺纹连接，主动轴和从动轴同时支撑中板7-9，步进电机控制主动轴转动，带动中板9转动，中板7-9外沿螺纹带动从动轴旋转。

如图5所示，对接时，锁紧控制器实现锁紧的过程：

1、当接近非合作航天器1的星箭对接环2时，利用2号全局相机7-6监测对接锁紧系统是否与星箭对接环2的位置相对，若否，通过六自由度调节装置8调整对接锁紧系统使其与星箭对接环2位置相对；

2、当本实施例的对接锁紧系统与星箭对接环2位置相对，根据多个测距仪7-2测得的距离判断本实施例的对接锁紧系统是否与星箭对接环2平行，若不平行，通过六自由度调节装置8调整卡爪6到对接环2的距离；若多个距离信息相同时，即已平行；

3、当本实施例的对接锁紧系统与星箭对接环2平行，且多个力传感器7-3均有输出时，表明本实施例的对接锁紧系统与星箭对接环2的对接面接触，星箭对接环10达到卡爪6的锁紧范围；通过步进电机控制驱动轴7带动中板9旋转，进一步带动卡爪6径向同步收缩；卡爪6与星箭对接环2接触后，卡爪6的梯形面设计使得径向收缩引起对星箭对接环2的轴向拉紧，通过监测力传感器7-3输出，确定是否锁紧到位。

虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (10)

1.一种基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述系统包括捕获装置、锁紧装置和六自由度调节装置；

捕获装置和锁紧装置设置在六自由度调节装置上；

六自由度调节装置，用于调整锁紧装置的位置和姿态，使锁紧装置与星箭对接环的对接面接触；

捕获装置，当与喷管位置相对时，用于检测航天器喷管喉部的位置，控制气囊进入航天器喷管喉部，对气囊充气，利用充气后的气囊锁紧喷管喉部，实现捕获；

锁紧装置，当锁紧装置与星箭对接环的对接面接触时，用于利用锁紧部件，从径向锁紧星箭对接环的外沿。

2.根据权利要求1所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，捕获装置和锁紧装置通过系绳5连接，所述锁紧装置为环状，捕获装置捕获完成后，系绳5将捕获装置及航天器的喷管拉到锁紧装置的环状中心中。

3.根据权利要求1或2所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述捕获装置中的气囊包括锁紧气囊和缓冲气囊；

捕获时，锁紧气囊位于喷管喉部前扩展段，缓冲气囊位于喷管喉部的后扩展段。

4.根据权利要求3所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述捕获装置还包括传动机构、供气系统、气瓶和驱动装置；

在驱动装置的驱动下，传动机构7带动锁紧气囊深入到喷管的喉部前扩展段；

供气系统用于实现对锁紧气囊和缓冲气囊进行充放气，所述气瓶与供气系统连接，用于存储气体。

5.根据权利要求4所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述捕获装置还包括外壳和气囊储放机构，锁紧气囊位于外壳前端的气囊储放机构内，缓冲气囊分布在外壳的外侧；

所述气囊储放机构一端位于外壳前端，另一端位于壳体内部，传动机构与气囊储放机构2连接，带动气囊储放机构运动，用于实现带动气囊深入到喷管的内部。

6.根据权利要求5所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述捕获装置还包括定位装置，所述定位装置包括1号全局相机、轴向测距装置、径向测距装置、姿态推力装置和推进推力装置和捕获控制器；

1号全局相机，用于对喷管成像；

轴向测距装置，用于测量捕获装置与喷管的距离；

径向测距装置，用于测量捕获装置与喷管的轴线偏差；

姿态推力装置，用于调节捕获装置的姿态；

推进推力装置，用于将捕获装置推入喷管内；

捕获控制器，用于根据1号全局相机的成像对喷管进行识别，当进入喷管，通过径向测距装置测量的轴线偏差获得捕获装置在喷管中的径向位置，并通过控制姿态推力装置工作，使捕获装置与喷管同轴；通过轴向测距装置测量的距离获得捕获装置在喷管中的轴向位置，并通过推进推力装置将捕获装置调整到与喷管喉部的设定距离位置，进而捕获装置进入喷管喉部，控制驱动装置和供气系统工作，利用气囊实现捕获。

7.根据权利要求1或2所述的基于星箭对接环的非合作航天器捕获系统，其特征在于，所述锁紧装置包括多个锁紧部件和运动平台，多个锁紧部件分布在运动平台上，多个锁紧部件在运动平台上能够径向收缩或扩张。

8.根据权利要求7所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述运动平台包括上板、中板、下板和驱动轴；

上板、中板、下板均为环状，上板上设置有与锁紧部件相同数量的径向轨道，该轨道贯穿上板，每条轨道上配置一个锁紧部件，锁紧部件能在轨道上移动；

中板位于上板的下部，上板与中板不接触，中板的上表面沿圆周方向设置有螺旋槽6，锁紧部件的底部设有螺纹，锁紧部件的底部螺纹穿过轨道与螺旋槽6相配合；

驱动轴驱动中板旋转；

驱动轴设置在下板上，下板设置在六自由度调节装置上。

9.根据权利要求8所述的基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统，其特征在于，所述锁紧部件包括卡爪和滑动件，卡爪与星箭对接环的接触面为梯形斜面，卡爪固定在滑动件上，滑动件设置在轨道上，滑动件的底部设有螺纹；

所述锁紧装置还包括感知装置，感知装置包括全局相机、控制器、与锁紧部件数量相同的测距仪、力传感器；

每个卡爪的顶部设置一个测距仪，卡爪和滑动件之间设置一个力传感器；全局相机设置在上板的上表面；

测距仪，用于测量卡爪到星箭对接环的对接面的距离；

力传感器，用于测量卡爪的受力；

2号全局相机，用于监测星箭对接环的图像；

锁紧控制器，用于根据2号全局相机监测的图像，确定上板与星箭对接环的相对位置；通过测距仪测得距离，确定卡爪与星箭对接环的对接面是否平行；通过力传感器测量到的力，确定卡爪与星箭对接环的对接面是否接触，控制六自由度调节装置，依次使上板与星箭对接环的位置相对、卡爪与星箭对接环的对接面平行、卡爪与星箭对接环的对接面接触，控制驱动轴7工作，使卡爪沿着轨道径向收缩，实现对星箭对接环的锁紧。

10.根据权利要求9所述的基于星箭对接环的非合作航天器捕获系统，其特征在于，所述驱动轴包括主动轴、步进电机和多个从动轴，

主动轴和多个从动轴分布在中板底部的周围，中板的外沿设有螺纹，主动轴和从动轴分别通过锥齿轮与中板外沿螺纹连接，主动轴和从动轴同时支撑中板，步进电机控制主动轴转动，带动中板转动，中板外沿螺纹带动从动轴旋转。