CN109502058B - 一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，充分考虑了空间碎片清除过程中需要考虑的步骤，提出了一种清除空间碎片的新思路，避免了推进剂的羽流污染，且通过改变线圈内电流就能够进行控制，控制实现更加灵活，建立了碎片清除的数学模型，对碎片进行电磁相对导航，将碎片进行消旋，针对建立的数学模型进行控制系统的设计，最终确定电磁拖拽的实现方案。按照本发明提出的基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，能够延长航天器在轨工作寿命；提出了基于自组织网络的集群控制方法，能够实现多种功能的灵活组合，且极大地降低了成本；提出了基于无线能量传输的集群实现方式；提出了一种基于电磁力的集群航天器构型自抗扰控制方法，具有工程可实现性。

Description

一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法

技术领域

本发明属于集群航天器电磁拖拽和空间碎片清除技术领域，具体涉及一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法。

背景技术

第一颗人造卫星发射以来，空间目标数量逐年增长，至今直径大于1mm的空间目标总数已超过4000万颗。NASA空间碎片项目办公室从20世纪90年代以来一直对空间碎片进行跟踪研究，据其报告，空间物体总质量已超过6000吨，目前空间碎片数量仍以每年约5％的速度增长。大量空间碎片的存在，已经严重的阻碍了航天事业的发展。

空间碎片数量的不断增长，致使空间环境日益恶化，严重威胁在轨运行航天器的安全，尤其是运行在航天任务较为集中的近地轨道(LEO)空间的航天器。对LEO空间碎片进行主动清理，已逐渐成为各航天国家的共识。为了减小空间碎片的威胁，目前在工程实践中已普遍采用探测、建模、防护和减缓等应对措施。例如，拖船捕获离轨方案，虽然技术成熟度较高，可操控性较强，但由于需要消耗较多的推进剂，清除成本相对较高；增阻装置方案，成本较低，可重复性较强，适合于低轨碎片云的清理，但是由于必须借助大气阻力，不适合高轨碎片的清除；电动力绳系方案，离轨操作时不需要消耗推进剂，但是长系绳增加了操控的难度和碎片撞击的风险；

本发明利用集群航天器，通过电磁拖拽清除空间碎片，集群航天器系统包括清除卫星、通信卫星、能源卫星、评估卫星，多个异构卫星形成集群航天器系统，可以实现任意卫星组合来完成不同任务。而且，当某颗卫星发生故障或失效时，仅需发射一颗小卫星替换即可；若一颗大卫星的部分发生故障，则需发射整颗大卫星才能够实现功能替换，与之相比成本更低，且可靠性更高。

本发明中，通过电磁拖拽，使清除卫星与空间碎片形成稳定构形，进而将其拖拽至目标轨道。每颗卫星间、卫星与空间碎片之间均通过电磁力进行非接触连接，可以避免羽流污染；通过改变线圈电流改变航天器间的作用力，进而改变构形，因此只需改变线圈电流就能够实现对卫星的控制，与通过推力器对卫星进行控制相比，控制的灵活性更好且更精准。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种用于集群航天器电磁拖拽的自抗扰控制方法，能够实现高精度的电磁拖拽控制，且快速性、抗抖振能力和抗扰性都明显优于有限时间控制。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种用于集群航天器电磁拖拽的自抗扰控制方法，包括以下步骤：

步骤1：数学模型建立，包括电磁力模型和航天器相对运动动力学模型的建立；本发明采用远场电磁模型，并基于Hill模型，采用航天器系统质心参考系作为参考坐标系，建立基于电磁力的集群航天器的相对运动模型。

步骤2：电磁相对导航，包括目标磁偶极子大小和方向、相对位置和滚转轴姿态的确定；

步骤2.1：目标磁偶极子和相对位置的确定：

电磁相对导航仅通过测量目标磁偶极子在拖拽航天器处产生的磁场，和拖拽航天器通过电磁感应产生的力，最终确定目标航天器的相对位置和姿态。尽管不能够直接测量获得，但是通过已知的拖拽航天器的质量，并测量该航天器的加速度，就能够通过计算得到拖拽航天器电磁感应产生的力；

如果拖拽航天器上的力不能够准确测量，那么可以测量磁场梯度，测量磁场及其梯度就能够得到磁偶极子的位置；

步骤2.2：目标磁偶极子滚转轴姿态的确定：

磁矩假设在目标的地理中心处，这一自由度可以通过卡尔曼滤波确定，在航天器自旋运动确定时，这一自由度还由磁场和磁场梯度的测量决定。

步骤3：消旋；

在清除碎片之前首先要将空间碎片消旋；消旋的基本原理是基于电磁感应原理；由于清除卫星的电磁场作用于碎片，使其感应出磁偶极子，从而使碎片消旋；

首先要满足清除卫星产生的磁场与空间碎片的旋转轴垂直，有两种方法可以进行消旋：一种是清除卫星磁场固定，改变与空间碎片的相对运动；另一种是清除卫星与空间碎片的相对运动固定，改变卫星产生的磁场。

步骤4：控制系统设计；

为便于分析，假设以反作用飞轮完成卫星的姿态控制，在建模过程中暂不考虑电磁力矩对相对轨道运动的影响；通过相对构形和位置信息能够计算得出期望相对位置，航天器的位置信息可测，进而能够获得实时的相对位置信息，设计了集群航天器构形维持的自抗扰控制系统。

步骤5：确定电磁拖拽实现方案；

具体的，电磁拖拽的实现包括电磁线圈实现方案和涡流实现方案；

步骤5.1：电磁线圈实现方案：

对于航天器线圈，应该选取密度小、电阻小、载流量大的材料。目前材料中超导材料具有在一定条件下零电阻的优势，但是由于太空中很难维持低温条件，超导技术还有待提高；由于在太空中昼夜温差大、环境恶劣，在选取线圈材料时要综合考虑以上因素；传统金属材料当中，铝材由于密度较低，机械性能和经济性较好，在航天上应用最为广泛，是线圈材料的一种可选方案；高温超导技术在近几十年来取得了显著进展，主要表现在临近温度、临近磁感应强度和临界电流的提高和加工工艺的优化，高温超导材料线圈的应用将使得电磁线圈的性能极大提高，为设计带来极大便利；

步骤5.2：涡流实现方案：

如果空间目标是非合作的，航天器需要通过机械机构直接对其进行作用，或使用场力进行拖拽，但是这种相互作用会影响航天器中的某些部件。但是由于大多数卫星有铝制外壳，可以产生涡流，进而航天器之间能够产生非接触力；

在改变另一颗卫星轨道的任务中，航天器可以用推力器减小与目标航天器的距离和相对速度；然后启用涡流驱动器，使两者距离进一步减小；然后再利用推力器给涡流驱动器一个力矩，来改变目标的轨道；由于磁场抵抗相对运动，因此涡流驱动器的磁场能够将部分力矩传输给目标，是目标航天器进入期望轨道。这一过程中，推力器可以多次点火、拖拽直到目标处于期望轨道，如果目标航天器已经失效，便可以将目标拖拽进入坟墓轨道。

本发明提供的一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法具有以下优点：

本发明提供的一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，充分考虑了空间碎片清除过程中需要考虑的步骤，提出了一种清除空间碎片的新思路，避免了推进剂的羽流污染，且通过改变线圈内电流就能够进行控制，控制实现更加灵活，建立了碎片清除的数学模型，对碎片进行电磁相对导航，将碎片进行消旋，针对建立的数学模型进行控制系统的设计，最终确定电磁拖拽的实现方案。按照本发明提出的基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方案，能够延长航天器在轨工作寿命；提出了基于自组织网络的集群控制方法，能够实现多种功能的灵活组合，且极大地降低了成本；提出了基于无线能量传输的集群实现方式；提出了一种基于电磁力的集群航天器构型自抗扰控制方法，具有工程可实现性。

附图说明

图1为本发明提供的一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法的流程示意图；

图2为电磁相对导航分析示意图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明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。

结合图1，本发明提供一种用于集群航天器电磁拖拽的自抗扰控制方法，包括以下步骤：

结合图1，本发明提供一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，包括以下步骤：

步骤1：数学模型建立；

具体的，包括电磁力模型和航天器相对运动动力学模型的建立。

步骤1.1：电磁力模型的建立：

电磁力模型是研究电磁力系统动力学和控制问题的基础。电磁作用力和力矩建模主要依据电磁场的基本理论。根据毕奥-萨法尔定律，可以求出载流线圈在空间某点所产生的磁感应强度。根据安培定律，可以求得载流导线在磁场中受到的电磁力。本发明将电磁远场模型的不确定性视为外界总扰动的一部分，通过自抗扰控制器中的非线性反馈控制律进行补偿，提高了计算精度。当两个载流线圈相距较远时，可以看作两个磁偶极子。

步骤1.2：航天器相对运动动力学模型的建立：

对基于电磁力的集群航天器的控制，实际上是通过控制线圈内的电流，进而控制航天器三个正交线圈产生的电磁力实现的。本发明基于Hill模型，采用航天器系统质心参考系作为参考坐标系，建立基于电磁力的集群航天器的相对运动模型。相对运动模型建立过程中考虑多种摄动力，包括地球J₂项非球形摄动、地球大气阻力摄动、地球潮汐摄动、太阳光压摄动等。由于星间电磁力不影响系统质心运动状态，航天器系统质心的运动轨迹可认为一直保持为圆轨道。

步骤2：电磁相对导航；

具体的，包括目标磁偶极子大小和方向、相对位置和滚转轴姿态的确定。

步骤2.1：目标磁偶极子和相对位置的确定：

电磁相对导航仅通过测量目标磁偶极子在拖拽航天器处产生的磁场，和拖拽航天器通过电磁感应产生的力，最终确定目标航天器的相对位置和姿态。尽管不能够直接测量获得，但是通过已知的拖拽航天器的质量，并测量该航天器的加速度，就能够通过计算得到拖拽航天器电磁感应产生的力。

通过测量目标航天器的加速度和周围磁场，拖拽航天器就能够得到目标航天器的位置。

上述方法通过磁力和加速度的测量解决了静态的电磁相对导航问题，从而能够获得目标的位置及目标磁偶极子的大小和方向。仅有绕着磁偶极子轴的滚转这一自由度不能够被确定。

如果拖拽航天器上的力不能够准确测量，那么可以测量磁场梯度，测量磁场及其梯度就能够得到磁偶极子的位置。

上述方法能够得到空间非合作目标的位置和目标偶极子的方向，但是不能够确定目标航天器绕偶极子轴的姿态。

步骤2.2：目标磁偶极子滚转轴姿态的确定：

由上述方法可知，可以得到目标磁矩的位置和方向，但是，不能够获得绕磁矩轴的方向。磁矩假设在目标的地理中心处。这一自由度可以通过卡尔曼滤波确定，在航天器自旋运动确定时，这一自由度还由磁场和磁场梯度的测量决定。

步骤3：消旋；

具体的，由于受到空间摄动的影响，空间碎片常处于自旋的运动状态，这给碎片的捕捉和清理工作带来了极大的困难。因此，在清除碎片之前首先要将空间碎片消旋。消旋的基本原理是基于电磁感应原理。由于清除卫星的电磁场作用于碎片，使其感应出磁偶极子，从而使碎片消旋。

首先要满足清除卫星产生的磁场与空间碎片的旋转轴垂直，有两种方法可以进行消旋：一种是清除卫星磁场固定，改变与空间碎片的相对运动；另一种是清除卫星与空间碎片的相对运动固定，改变卫星产生的磁场。

步骤4：控制系统设计；

为便于分析，假设以反作用飞轮完成卫星的姿态控制，在建模过程中暂不考虑电磁力矩对相对轨道运动的影响。由航天器系统相对运动动力学模型可知，该控制对象为一个三阶系统。通过相对构形和位置信息能够计算得出期望相对位置，航天器的位置信息可测，进而能够获得实时的相对位置信息ρ，设计了集群航天器构形维持的自抗扰控制系统。

自抗扰控制器的设计包括跟踪微分器、非线性扩张状态观测器和误差反馈的设计，根据分离性原理，这三个部分可以独立设计。由于控制系统中的变量均为包含三个轴信息的向量，应对每一个分量分别进行计算，以下给出每个轴的控制系统设计方法。

步骤5：确定电磁拖拽实现方案；

具体的，电磁拖拽的实现包括电磁线圈实现方案和涡流实现方案；

步骤5.1：电磁线圈实现方案：

对于航天器线圈，应该选取密度小、电阻小、载流量大的材料。目前材料中超导材料具有在一定条件下零电阻的优势，但是由于太空中很难维持低温条件，超导技术还有待提高。由于在太空中昼夜温差大、环境恶劣，在选取线圈材料时要综合考虑以上因素。传统金属材料当中，铝材由于密度较低，机械性能和经济性较好，在航天上应用最为广泛，是线圈材料的一种可选方案。高温超导技术在近几十年来取得了显著进展，主要表现在临近温度、临近磁感应强度和临界电流的提高和加工工艺的优化，高温超导材料线圈的应用将使得电磁线圈的性能极大提高，为设计带来极大便利。

步骤5.2：涡流实现方案：

如果空间目标是非合作的，航天器需要通过机械机构直接对其进行作用，或使用场力进行拖拽，但是这种相互作用会影响航天器中的某些部件。但是由于大多数卫星有铝制外壳，可以产生涡流。进而航天器之间能够产生非接触力。

涡流是由通电线圈处于时变磁场中，在导体产生的电流。电流在相同磁场中产生电磁力，力的大小能够通过改变磁场和其时间的导数而改变。尽管涡流已经应用于制动系统，涡流还没有被应用于提供动力。用涡流可以完成的任务：卫星维修；在大型机构(例如ISS)附近进行驱动；改变其他航天器的轨道。

与推力器相比，涡流能够实现在航天器表面的拖拽，当发生故障时，没有物理连接能够实现两航天器安全分离。ISS需要进行检查和维修预防微小陨石造成的损害，以保证空间站一直适于居住。通过配备多自由度的涡流驱动器的探头能够很好地实现这一功能。ISS监测任务除了涡流系统，不需要其他驱动器。首先从ISS中释放出来监测航天器，该航天器会通过涡流驱动器在ISS表面缓慢移动，距离表面零点几米，来扫描ISS。根据趋肤效应，导体中的交流信号呈指数衰减，且涡流驱动器不会影响ISS中的电路，因为磁场的振荡频率足够高。

在改变另一颗卫星轨道的任务中，航天器可以用推力器减小与目标航天器的距离和相对速度。然后启用涡流驱动器，使两者距离进一步减小。然后再利用推力器给涡流驱动器一个力矩，来改变目标的轨道。由于磁场抵抗相对运动，因此涡流驱动器的磁场能够将部分力矩传输给目标，是目标航天器进入期望轨道。这一过程中，推力器可以多次点火、拖拽直到目标处于期望轨道，如果目标航天器已经失效，便可以将目标拖拽进入坟墓轨道。

本发明提供的一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，充分考虑了空间碎片清除过程中需要考虑的步骤，提出了一种清除空间碎片的新思路，避免了推进剂的羽流污染，且通过改变线圈内电流就能够进行控制，控制实现更加灵活，建立了碎片清除的数学模型，对碎片进行电磁相对导航，将碎片进行消旋，针对建立的数学模型进行控制系统的设计，最终确定电磁拖拽的实现方案。按照本发明提出的基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方案，能够延长航天器在轨工作寿命；提出了基于自组织网络的集群控制方法，能够实现多种功能的灵活组合，且极大地降低了成本；提出了基于无线能量传输的集群实现方式；提出了一种基于电磁力的集群航天器构型自抗扰控制方法，具有工程可实现性。具体具有以下优点：

(1)提出了一种清除空间碎片的新思路

针对配备不同数量线圈的多种空间碎片，包括合作和非合作目标，本发明有不同的清除方案。系统能够利用电磁力将多种空间碎片拖拽至目标轨道，避免了推进剂的羽流污染，且通过改变线圈内电流就能够进行控制，控制实现更加灵活。尤其针对非合作目标，系统可以通过导航获取目标的相对位置和姿态，然后通过形成平衡构形进行编队飞行，将空间碎片拖拽至目标轨道，实现空间碎片的清除。

(2)本设计可以延长航天器在轨工作寿命

针对能量耗尽的卫星，卫星还没有到达工作寿命时，通过拖拽卫星对其进行沿工作轨道的电磁拖拽，能够使该能量耗尽卫星继续工作，延长其工作寿命，避免了发射新卫星和资源浪费。

(3)提出了基于自组织网络的集群控制方法

模块化航天器具有多种不同功能，集群航天器系统中卫星间通过电磁力进行非接触作用，能够实现空间碎片清除、卫星通信、提供能量、无线能量传输、评估清除效果等功能的集群。针对不同任务能够选取不同数量的卫星，同时还可以使集群航天器系统形成不同构形。能够实现多种功能的灵活组合，便于构形的改变。且若其中的子卫星失效，可以进行更换，极大地降低了成本。

(4)提出了基于无线能量传输的集群实现方式

卫星间可以通过电磁感应这一非接触方式进行能量传输，集群航天器中有能量卫星，具有多个太阳能帆板，当其他卫星的能量过低时，能量卫星可以通过电磁感应对低能量卫星进行无线供电，提高整个系统的工作寿命。

(5)提出了一种基于电磁力的集群航天器构型自抗扰控制方法

采用自抗扰控制方法实现了基于电磁力的集群航天器构形控制，设计简单、能够解决强非线性、强耦合、模型不确定等问题，能够对总干扰进行有效估计，具有工程可实现性。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种基于集群航天器电磁拖拽的空间碎片清除方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：数学模型建立，包括电磁力模型和航天器相对运动动力学模型的建立；

步骤2：电磁相对导航，包括目标磁偶极子大小和方向、相对位置和滚转轴姿态的确定；

目标磁偶极子大小和方向、和相对位置确定方法：电磁相对导航仅通过测量目标磁偶极子在拖拽航天器处产生的磁场，和拖拽航天器通过电磁感应产生的力，最终确定目标航天器的相对位置和姿态；通过已知的拖拽航天器的质量，并测量拖拽航天器的加速度，就能够通过计算得到拖拽航天器电磁感应产生的力；通过测量目标航天器的加速度和周围磁场，拖拽航天器就能够得到目标航天器的位置；通过测量磁场梯度得到磁偶极子的位置；

目标磁偶极子滚转轴姿态确定方法：磁矩分布在目标的地理中心处，这一自由度通过卡尔曼滤波确定，在目标航天器自旋运动确定时，这一自由度还由磁场和磁场梯度的测量决定；

步骤3：消旋；

消旋的基本原理是基于电磁感应原理；首先要满足拖拽航天器产生的磁场与空间碎片的旋转轴垂直，有两种方法进行消旋：一种是拖拽航天器磁场固定，改变与空间碎片的相对运动；另一种是拖拽航天器与空间碎片的相对运动固定，改变拖拽航天器产生的磁场；

步骤4：控制系统设计方法；

以反作用飞轮完成卫星的姿态控制，在建模过程中暂不考虑电磁力矩对相对轨道运动的影响；由航天器系统相对运动动力学模型可知，拖拽航天器与目标航天器为一个三阶系统；通过相对构形和位置信息能够计算得出期望相对位置，拖拽航天器与目标航天器的位置信息可测，进而能够获得实时的相对位置信息，设计了集群航天器构形维持的自抗扰控制器；自抗扰控制器的设计包括跟踪微分器、非线性扩张状态观测器和误差反馈的设计，根据分离性原理，这三个部分独立设计；由于控制系统中的变量均为包含三个轴信息的向量，应对每一个分量分别进行计算；

步骤5：涡流实现方法；

在改变另一颗卫星轨道的任务中，拖拽航天器用推力器减小与目标航天器的距离和相对速度；然后启用涡流驱动器，使两者距离进一步减小；然后再利用推力器给涡流驱动器一个力矩，来改变目标的轨道；由于磁场抵抗相对运动，因此涡流驱动器的磁场能够将部分力矩传输给目标航天器，使目标航天器进入期望轨道；这一过程中，推力器多次点火、拖拽直到目标航天器处于期望轨道，对于失效目标航天器，将失效目标航天器拖拽进入坟墓轨道。

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