CN112896561B - 一种空间飞网发射装置及发射方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种空间飞网发射装置及方法，该装置包括外筒体、内筒体与空间飞网；外筒体上设有第一腔体与第一发射口，内筒体通过内筒发射机构可拆卸的设在第一腔体内；内筒体上设有第二腔体与第二发射口，空间飞网收纳在第二腔体内，内筒体上设有与空间飞网相连的飞网发射机构。通过两级发射模式，消除了传统弹射模式不能兼顾发射距离和有效时间的弊端，实现了两个指标的解耦，使得发射距离和有效时间均得到了提高，提高了飞网捕获装置的性能；其次，由于两级发射模式实现了发射距离和有效时间的解耦，在参数设计时可以分别进行考虑，调整第一级发射参数以改变发射距离，调整第二级发射参数以改变有效时间，提高了设计工作的效率。

Description

一种空间飞网发射装置及发射方法

技术领域

本发明涉及空间捕获技术领域，具体是一种空间飞网发射装置及发射方法。

背景技术

空间飞网是一种用于太空垃圾清理的装置。如图1所示，抓捕卫星机动至目标附近后，弹射牵引头将网带出飞向目标，网与目标碰撞后包裹缠绕目标，实现对目标的捕获。传统的发射模式中，发射装置固定于母星上，如图2所示。牵引头将网带出母星并在空间中展开的过程称为空间飞网的发射。从弹射初始时刻至飞网展开至最大面积的时刻经历的时间段成为发射时间，发射时间内飞网中心的飞行距离称为发射距离。在发射过程中飞网展开面积大于平铺面积80％(比例可根据实际情况定义)的时间段称为有效时间，与之对应的飞行距离称为有效距离。从图3和图4中的曲线可以更加清楚的看出发射距离、发射时间、有效面积和有效时间的定义。

在传统的发射模式下，发射距离与有效距离是一对相互矛盾的指标，要想提高发射距离就需要增大图2中的发射角度

然而，伴随发射角度的增大，柔性网容易被整体带出，造成缠绕现象，进而可能导致飞网发射失败；此外，较大的发射角度

不能给柔性网展开提供足够的动量，因此网的最大展开面积和有效距离都会一定程度减小。

发明内容

针对上述现有技术中发射距离和有效距离间的负相关耦合的问题，本发明提供一种空间飞网发射装置及发射方法，通过设计空间飞网的两级发射模式，消除发射距离和有效距离间的负相关耦合，同时提高发射距离和有效时间两个指标。

为实现上述目的，本发明提供一种空间飞网发射装置，包括外筒体、内筒体与空间飞网；

所述外筒体上设有第一腔体以及与所述第一腔体连通的第一发射口，所述内筒体通过内筒发射机构可拆卸的设在所述第一腔体内，以用于驱动所述内筒体沿所述第一发射口飞出；

所述内筒体上设有第二腔体以及与所述第二腔体连通的第二发射口，所述空间飞网收纳在所述第二腔体内，所述内筒体上设有与所述空间飞网相连的飞网发射机构，以用于驱动所述空间飞网沿所述第二发射口飞出并展开。

在其中一个实施例中，所述外筒体上对应所述第一发射口的位置设有外筒盖，所述外筒盖的一端通过扭力件与所述外筒体铰接，另一端通过可控紧固件与所述外筒体可拆卸的固连，以使得当所述可控紧固件释放所述外筒盖后，所述外筒盖在所述扭力件的作用下自动打开。

在其中一个实施例中，所述内筒体上对应所述第二发射口的位置设有内筒盖，所述内筒盖可拆卸的连接在所述内筒发射机构上，所述内筒体支撑设在所述内筒盖上；

所述内筒盖与所述外筒体通过行程限制件相连，以用于在所述内筒盖与所述内筒体一同飞出的过程中限制所述内筒盖的行程，使得所述内筒盖与所述内筒体分离，进而打开所述第二发射口。

在其中一个实施例中，所述外筒盖上朝向第一腔体的一侧设有弹性件，以用于在所述外筒盖未打开通过所述弹性件压紧所述内筒体。

在其中一个实施例中，所述内筒发射机构包括若干内筒发射单元；

所述内筒发射单元包括导向杆、牵引块以及设在所述导向杆与所述牵引块之间的发射结构，以使得所述牵引块在所述发射结构的驱动下沿所述导向杆的长度方向飞出；

所述牵引块通过牵引绳与所述空间飞网的经线相连，以使得在所述牵引块飞出的过程中将所述空间飞网从所述第二腔体上拉出；

各所述导向杆呈放射状设有所述内筒体的顶部或侧部，以使得所述牵引块拉出所述空间飞网的同时展开所述空间飞网。

在其中一个实施例中，所述导向杆的长度方向与所述内筒体的飞出方向之间的夹角大于90°。

在其中一个实施例中，所述外筒体上与所述第一发射口相对的另一端设有外筒底，所述外筒底通过螺栓与所述外筒体可拆卸的固定相连；所述第一腔体位于所述第一发射口与所述外筒底之间，所述内筒发射机构设在所述外筒底上。

为实现上述目的，本发明还提供一种空间飞网发射方法，采用上述空间飞网发射装置，包括如下步骤：

步骤1，在母星做好发射准备后，向可控紧固件发送信号，可控紧固件解除，外筒盖开启；

步骤2，延迟一定时间后，向内筒发射机构发出信号，发射内筒盖、内筒体以及飞网发射机构的组合体，完成一级发射；

步骤3，由于行程限制件长度有限，在内筒盖与内筒体飞出给定距离后，内筒盖会被行程限制件拉住，停在安装筒内；

步骤4，内筒体以及飞网发射机构的组合体向前飞行给定距离，母星控制器向飞网发射机构发出信号，牵引块呈放射状飞出，并拉动空间飞网飞出并展开，完成二级发射。

本发明提供的一种空间飞网发射装置及发射方法，通过两级发射模式，通过第一级发射先将内筒体与空间飞网整体发射，然后再通过第二级发射展开飞网。消除了传统弹射模式不能兼顾发射距离和有效时间的弊端，实现了两个指标的解耦，使得发射距离和有效时间均得到了提高，提高了飞网捕获装置的性能，降低了母星变轨接近目标的难度和成本；其次，由于两级发射模式实现了发射距离和有效时间的解耦，在参数设计时可以分别进行考虑，调整第一级发射参数以改变发射距离，调整第二级发射参数以改变有效时间，提高了设计工作的效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明背景技术中空间飞网捕获目标示意图；

图2为本发明背景技术中空间飞网弹射装置示意图；

图3为本发明背景技术中空间飞网展开面积-时间曲线示意图；

图4为本发明背景技术中空间飞网展开面积-飞行距离曲线示意图；

图5为本发明实施例中空间飞网发射装置的轴侧图；

图6为本发明实施例中空间飞网发射装置的内部结构剖视图；

图7为本发明实施例中空间飞网发射装置外筒盖打开状态的正视图；

图8为本发明实施例中空间飞网发射装置内筒体弹出阶段的正视图；

图9为本发明实施例中空间飞网发射装置的内筒体与内筒盖分离阶段的正视图；

图10为本发明实施例中空间飞网发射装置的空间飞网展开口的正视图；

图11为本发明实施例中空间飞网发射装置的空间飞网展开口的轴侧图；

图12为本发明实施例中仿真所采用的网型示意图；

图13为本发明实施例中不同发射角度仿真对应的面积曲线。

附图标号：1-内筒体，2-空间飞网，3-飞网发射机构，4-牵引块，5-内筒盖，6-内筒发射机构，7-外筒体，8-弹性件，9-外筒盖，10-可控紧固件，11-扭力件，12-行程限制件，13-网系留绳，14-牵引绳，15-第二起爆电源线。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

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的一部分实施例，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，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图5-6所示为本实施例所公开的一种空间飞网2发射装置，包括外筒体7、内筒体1与空间飞网2；外筒体7上设有第一腔体以及与第一腔体连通的第一发射口，内筒体1通过内筒发射机构6可拆卸的设在第一腔体内，以用于驱动内筒体1沿第一发射口飞出；内筒体1上设有第二腔体以及与第二腔体连通的第二发射口，空间飞网2收纳在第二腔体内，内筒体1上设有与空间飞网2相连的飞网发射机构3，以用于驱动空间飞网2沿第二发射口飞出并展开。通过设置外筒体7与内筒体1，实现空间飞网2的两级发射，其中第一级发射为将内筒体1、空间飞网2与飞网发射机构3三者的组合结构整体发射；第二级发射为通过飞网发射机构3将收纳在内筒体1内部的空间飞网2展开。进而消除传统弹射模式不能兼顾发射距离和有效时间的弊端，实现了两个指标的解耦，使得发射距离和有效时间均得到了提高，提高了飞网捕获装置的性能，降低了母星变轨接近目标的难度和成本；同时由于两级发射模式实现了发射距离和有效时间的解耦，在参数设计时可以分别进行考虑，调整第一级发射参数以改变发射距离，调整第二级发射参数以改变有效时间，提高了设计工作的效率。

本实施例中，外筒体7是整个发射装置的外层保护壳，起到固定安装整个发射装置的作用。具体地，外筒体7为两端开口的圆筒形结构，且第一发射口位于外筒体7的顶端，外筒体7的底端设有外筒底，顶端设有能够将第一发射口关闭的外筒盖9，第一腔体位于第一发射口与外筒底之间，且内筒发射机构6设在外筒底上。其中，外筒底通过螺栓、法兰的配合与外筒体7可拆卸的固定相连，以方便整个发射装置的安装固定。

进一步具体地，外筒盖9的一端通过扭力件11与外筒体7铰接，另一端通过可控紧固件10与外筒体7可拆卸的固连，以使得当可控紧固件10释放外筒盖9后，外筒盖9在扭力件11的作用下自动打开。其中，扭力件11为扭力弹簧，可控紧固件10为爆炸弹簧，当爆炸螺栓接收到起到起爆信号后即释放外筒盖9，此时外筒盖9即在扭力弹簧的作用下自动翻转，打开第一发射口。

本实施例中，内筒发射机构6具体为起爆弹射器，其内具有第一起爆电源线与化学品，在第一起爆电源线接收到内筒体1的发射信号后，即触发内筒发射机构6中的化学品爆炸，使得内筒体1在爆炸冲击力的作用下沿第一发射口飞出。其中，起爆弹射器的具体结构为所述领域的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述，其具体实施方式可以参考CN204822099U、CN103963987A等专利。当然，本实施例中的内筒发射机构6也不仅仅局限于爆炸冲击的原理，也可以采用预紧弹簧等结构件来实现内筒体1的发射。

本实施例中，内筒体1为底端开口的圆筒形结构，第二发射口位于内筒体1的底端，且内筒体1上对应第二发射口的位置设有内筒盖5，该内筒盖5可拆卸的连接在内筒发射机构6上，且内筒体1支撑设在内筒盖5上。需要注意的是，内筒体1与内筒盖5之间仅为接触相连而无其他连接结构，而内筒盖5与内筒发射机构6之间既可以通过爆炸螺栓等可拆部件相连，也可以直接接触相连而不采用其他连接结构。内筒盖5与外筒体7通过行程限制件12相连，以用于在内筒盖5与内筒体1一同飞出的过程中限制内筒盖5的行程，使得内筒盖5与内筒体1分离，进而打开第二发射口。

具体地，行程限制件12具体为行程限制绳，行程限制绳的一端与内筒盖5的底端固定相连，另一端与外筒底的顶端相连，且行程限制绳的长度大于内筒盖5与外筒底之间的间距。优选地，行程限制绳的数量为多个，且行程限制绳的长度相等并环绕在内筒发射机构6的周围，以使得内筒盖5在限制行程的同时不会发生偏转，进而避免了对飞行过程中的内筒体1产生影响。

优选地，外筒盖9上朝向第一腔体的一侧设有弹性件8，其中，弹性件8具体为橡胶垫，以保证在外筒盖9关闭时，能够压紧内筒体1与内筒盖5。

本实施例中，内筒发射机构6包括基座与若干内筒发射单元，基座通过螺栓固定设在内筒体1顶端的外壁上，若干内筒发射单元呈放射状的设在基座上。具体地，内筒发射单元包括导向杆、牵引块4以及设在导向杆与牵引块4之间的发射结构，以使得牵引块4在发射结构的驱动下沿导向杆的长度方向飞出；牵引块4通过牵引绳14与空间飞网2的经线相连，以使得在牵引块4飞出的过程中将空间飞网2从第二腔体上拉出。其中，发射结构具体为起爆弹射器，其内具有第二起爆电源线15与化学品，第二起爆电源线15依次穿过内筒体1的顶壁、基座与导向杆后与化学品电联，在第二起爆电源线15接收到空间飞网2的发射信号后，即触发发射结构中的化学品爆炸，使得所有的牵引块4在爆炸冲击力的作用下呈放射状飞出，将空间飞网2从第二腔体上拉出并展开。当然，内筒发射机构6也可以不采用基座的相关结构，而可以直接将各导向杆呈放射状设有内筒体1的顶部或侧部。

本实施例中，内筒发射单元的数量为四个，且四个内筒发射单元呈十字结构分布在内筒体1上，且空间飞网2为四边形结构。牵引绳14连接牵引块4和空间飞网2的四周角点，在牵引块4的带动下，空间飞网2被从内筒体1中拉出。空间飞网2上的系留绳13连接网中心点和母线，初始折叠于内筒体1内，在内筒体1向目标飞出的过程中被带出。

需要注意的是，内筒体1内的第二腔体分为两个部分，包括位于筒体中心的电源线通道与位于该电源线通道周围的环形腔，且电源线通道与环形腔之间设置有隔板，至于如何将空间飞网2收纳至环形腔内为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述。

优选地，导向杆的长度方向与内筒体1的飞出方向之间的夹角大于90°。即φ<0，并且φ的绝对值较小。这种设计有两点原因：(1)当发射角度大于90度时，在牵引块4弹出时，作用在内筒体1和内筒发射机构6的动量总和沿目标所在方向，而在发射角度小于90度时，作用在内筒体1和内筒发射机构6的总动量沿母星所在方向，内筒体1和内筒发射机构6就有可能向母星飞去，形成损伤母星的风险；(2)仿真和试验均表明，发射角度φ的绝对值较小时，可以得到更大的展开面积和有效时间，从而提高飞网捕获的可靠性。

网展开牵引绳14连接牵引头和飞网四周角点，在牵引头的带动下，飞网被从收纳筒中拉出。网系留绳13连接网中心点和母线，初始折叠于网收纳筒内，在网收纳筒向目标飞出的过程中被带出。

基于上述的空间飞网2发射装置，本实施例还公开了一种空间飞网2发射装置，包括如下步骤：

步骤1，在母星做好发射准备后，向可控紧固件10发送信号，可控紧固件10解除，外筒盖9开启，即如图7所示；

步骤2，延迟一定时间后，向内筒发射机构6发出信号，发射内筒盖5、内筒体1以及飞网发射机构3的组合体，完成一级发射，即如图8所示；

步骤3，由于行程限制件12长度有限，在内筒盖5与内筒体1飞出给定距离后，内筒盖5会被行程限制件12拉住，停在安装筒内，即如图9所示；

步骤4，内筒体1以及飞网发射机构3的组合体向前飞行给定距离，母星控制器向飞网发射机构3发出信号，牵引块4呈放射状飞出，并拉动空间飞网2飞出并展开，完成二级发射，即如图10-11所示。

下面结合具体的方针对本实施例中所公开的空间飞网2发射装置及方法作出进一步的说明。

对外形如图12的四边形空间飞网2进行仿真，空间飞网2质量为1.4kg，牵引块4质量为0.5kg，空间飞网2的材料为凯夫拉，牵引块4的发射速度为10m/s。参考图13，分别得到-5°发射和45°发射对应的面积时间曲线，以设计面积的80％为有效面积，则-5°发射对应的有效时间相比45°发射提高了99.8％。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种空间飞网发射装置，其特征在于，包括外筒体、内筒体与空间飞网；

所述外筒体上设有第一腔体以及与所述第一腔体连通的第一发射口，所述内筒体通过内筒发射机构可拆卸的设在所述第一腔体内，以用于驱动所述内筒体沿所述第一发射口飞出；

所述内筒体上设有第二腔体以及与所述第二腔体连通的第二发射口，所述空间飞网收纳在所述第二腔体内，所述内筒体上设有与所述空间飞网相连的飞网发射机构，以用于驱动所述空间飞网沿所述第二发射口飞出并展开；

所述内筒体上对应所述第二发射口的位置设有内筒盖，所述内筒盖可拆卸的连接在所述内筒发射机构上，所述内筒体支撑设在所述内筒盖上；

所述内筒盖与所述外筒体通过行程限制件相连，以用于在所述内筒盖与所述内筒体一同飞出的过程中限制所述内筒盖的行程，使得所述内筒盖与所述内筒体分离，进而打开所述第二发射口。

2.根据权利要求1所述空间飞网发射装置，其特征在于，所述外筒体上对应所述第一发射口的位置设有外筒盖，所述外筒盖的一端通过扭力件与所述外筒体铰接，另一端通过可控紧固件与所述外筒体可拆卸的固连，以使得当所述可控紧固件释放所述外筒盖后，所述外筒盖在所述扭力件的作用下自动打开。

3.根据权利要求2所述空间飞网发射装置，其特征在于，所述外筒盖上朝向第一腔体的一侧设有弹性件，以用于在所述外筒盖未打开通过所述弹性件压紧所述内筒体。

4.根据权利要求1所述空间飞网发射装置，其特征在于，所述内筒发射机构包括若干内筒发射单元；

所述内筒发射单元包括导向杆、牵引块以及设在所述导向杆与所述牵引块之间的发射结构，以使得所述牵引块在所述发射结构的驱动下沿所述导向杆的长度方向飞出；

所述牵引块通过牵引绳与所述空间飞网的经线相连，以使得在所述牵引块飞出的过程中将所述空间飞网从所述第二腔体上拉出；

各所述导向杆呈放射状设有所述内筒体的顶部或侧部，以使得所述牵引块拉出所述空间飞网的同时展开所述空间飞网。

5.根据权利要求4所述空间飞网发射装置，其特征在于，所述导向杆的长度方向与所述内筒体的飞出方向之间的夹角大于90°。

6.根据权利要求1或2所述空间飞网发射装置，其特征在于，所述外筒体上与所述第一发射口相对的另一端设有外筒底，所述外筒底通过螺栓与所述外筒体可拆卸的固定相连；所述第一腔体位于所述第一发射口与所述外筒底之间，所述内筒发射机构设在所述外筒底上。

7.一种空间飞网发射方法，其特征在于，采用权利要求1至6任一项所述空间飞网发射装置，包括如下步骤：

步骤1，在母星做好发射准备后，向可控紧固件发送信号，可控紧固件解除，外筒盖开启；

步骤2，延迟一定时间后，向内筒发射机构发出信号，发射内筒盖、内筒体以及飞网发射机构的组合体，完成一级发射；

步骤3，由于行程限制件长度有限，在内筒盖与内筒体飞出给定距离后，内筒盖会被行程限制件拉住，停在安装筒内；

步骤4，内筒体以及飞网发射机构的组合体向前飞行给定距离，母星控制器向飞网发射机构发出信号，牵引块呈放射状飞出，并拉动空间飞网飞出并展开，完成二级发射。

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