CN113525730B

CN113525730B - 一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统及其应用方法

Info

Publication number: CN113525730B
Application number: CN202110998429.4A
Authority: CN
Inventors: 范才智; 白相如; 罗青
Original assignee: National University of Defense Technology
Current assignee: National University of Defense Technology
Priority date: 2021-08-27
Filing date: 2021-08-27
Publication date: 2022-12-02
Anticipated expiration: 2041-08-27
Also published as: CN113525730A

Abstract

本发明公开了一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统及其应用方法，本发明基于太阳光压的太空垃圾清理系统包括凸透镜卫星，所述凸透镜卫星包括卫星本体和设于卫星本体上的凸透镜，所述凸透镜用于汇聚太阳光照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层；进一步还包括两个反射镜卫星，用于和凸透镜卫星组成卫星编队来实现太空垃圾清理。本发明利用凸透镜汇聚太阳光形成太阳光压及其热效应对太空垃圾进行清理，旨在解决现阶段太空垃圾清理航天器成本较高的问题，相比机械臂抓取，网捕等太空垃圾清理方式，可以较好地节约清理航天器的燃料，提高相应航天器寿命，并可以同时对多个碎片进行清理。

Description

一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统及其应用方法

技术领域

本发明涉及航天技术，具体涉及一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统及其应用方法。

背景技术

随着人们对空间环境的进一步运用，在轨道上有着越来越多的轨道垃圾，如废弃卫星、各类碎片、火箭末级等。这些太空垃圾占用着宝贵的轨道资源，且容易造成太空事故。如2009年，俄罗斯宇宙2251号卫星与美国铱33号卫星在西伯利亚上空相撞。目前，在地球轨道上的各类轨道体数以万计，可以使用的轨道资源越来越少。因此，现在急需发展轨道清理技术。

现在常见的太空垃圾清理卫星主要是通过机械臂抓取等需要接触的方式对太空垃圾进行捕获，在将其带到大气层烧毁。这就需要清理卫星有着较高的轨道、姿态控制能力，以及较多的燃料。这种方法的问题在于卫星会较重，且一颗卫星只能对部分轨道的太空垃圾进行清理。如果要较为全面彻底的清理太空垃圾，需要较多的卫星，成本较大。因此，太空垃圾清理在现阶段并未彻底的进行工程应用。

发明内容

本发明要解决的技术问题：针对现有技术的上述问题，提供一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统及其应用方法，本发明利用凸透镜汇聚太阳光形成太阳光压及其热效应对太空垃圾进行清理，旨在解决现阶段太空垃圾清理航天器成本较高的问题，相比机械臂抓取，网捕等太空垃圾清理方式，可以较好地节约清理航天器的燃料，提高相应航天器寿命，并可以同时对多个碎片进行清理。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统，包括凸透镜卫星，所述凸透镜卫星包括卫星本体和设于卫星本体上的凸透镜，所述凸透镜用于汇聚太阳光照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层。

可选地，为了减少凸透镜的重量，所述凸透镜为气体凸透镜，所述气体凸透镜包括第一圆形支架和透明薄膜气囊，所述透明薄膜气囊为凸透镜状且边缘固定在第一圆形支架上。

可选地，为了减少凸透镜的体积、便于卫星的发射，所述第一圆形支架采用记忆金属制成，所述凸透镜卫星的卫星本体上设有用于将折叠状态的第一圆形支架打开的第一折叠展开机构，所述第一折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第一圆形支架打开的驱动机构。

可选地，为了实现凸透镜的变焦，使其可实现在光轴方向的焦距调节以提高聚焦能力以及清理范围、降低光路复杂度，所述凸透镜卫星的卫星本体上还设有用于控制透明薄膜气囊形变以实现凸透镜变焦的柔性载荷形状控制组件，所述柔性载荷形状控制组件包括气瓶和气泵，所述气瓶中存储有压缩气体，所述气瓶的输出端通过气泵与透明薄膜气囊的内腔相连通。

可选地，为了提高凸透镜的折射率，并保证气体适合太空环境，所述气瓶中的压缩气体为压缩的苯蒸汽或液化苯。

为了实现更大的清理范围、提高清理任务的灵活度，本发明还包括用于将凸透镜卫星汇聚的太阳光反射到清理目标表面的两个反射镜卫星，所述凸透镜卫星和两个反射镜卫星构成卫星编队，所述反射镜卫星包括卫星本体和设于卫星本体上的反射镜。

可选地，为了减少反射镜的重量，所述反射镜包括第二圆形支架和边缘固定在第二圆形支架上的反射膜。

可选地，为了减少反射镜的体积、便于卫星的发射，所述第二圆形支架采用记忆金属制成，所述反射镜卫星的卫星本体上设有用于将折叠状态的第二圆形支架打开的第二折叠展开机构，所述第二折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第二圆形支架打开的驱动机构。

此外，本发明还提供一种前述基于太阳光压的太空垃圾清理系统的应用方法，针对清理目标的清理包括至少一次清理任务，且每一次清理任务的步骤包括：1)确定清理目标的位置，凸透镜卫星以及反射镜卫星两者的姿态和位置；2)调整凸透镜卫星的位置和/或姿态使得凸透镜的光轴与太阳光的光轴重合，调整第一个反射镜卫星的位置和/或姿态使清理目标位于第一个反射镜卫星的反射镜的光轴方向，然后调整第二个反射镜卫星的位置和/或姿态使得第二个反射镜卫星的反射镜位于凸透镜的光轴上且与光轴倾斜布置，且倾斜布置的角度使得第二个反射镜卫星的反射镜将凸透镜汇聚的太阳光反射到第一个反射镜卫星的反射镜上，以通过第一个反射镜卫星的反射镜反射后照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层。

可选地，还包括在执行清理任务过程中针对凸透镜卫星和两个反射镜卫星组成的卫星编队进行编队、姿态控制的步骤，且进行编队、姿态控制时凸透镜卫星作为主星、反射镜卫星作为从星，且从星相对主星的位置关系满足：

上式中，(x,y,z)为从星相对主星的位置坐标，(x₀,y₀,z₀)为从星相对主星的初始位置坐标，t为时间，ω为角速度，

分别为从星相对主星的初始位置坐标x₀,y₀,z₀的一阶导数；所述进行编队、姿态控制包括编队控制和姿态控制，其中姿态控制是指控制凸透镜卫星、第一个反射镜卫星、第二个反射镜卫星进行姿态调整以达到调整光路的目的；编队控制包括分别针对第一个反射镜卫星、第二个反射镜卫星的编队控制；针对第一个反射镜卫星进行编队控制的步骤包括：根据卫星轨道根数确定太阳光矢量在C-W方程所用坐标系下的坐标；根据反射镜卫星星根数计算反射镜卫星在C-W方程所用坐标系下的坐标，并转化为地心地固坐标系下坐标；对第一个反射镜卫星进行位置粗调，进入编队坐标位置；利用第一个反射镜卫星发出激光架束，对第一个反射镜卫星进行精确定位，若第一个反射镜卫星偏离激光架束，启动第一个反射镜卫星的反应控制系统进行位置保持；针对第二个反射镜卫星进行编队控制的步骤包括：若当前的清理任务针对的清理目标为单个目标长时间聚焦，则利用凸透镜卫星、第一个反射镜卫星共同发出激光架束对第二个反射镜卫星进行定位，基于定位结果完成对第二个反射镜卫星的编队保持；若当前的清理任务针对的清理目标为多个目标中短时间聚焦，则判定不需要针对第二个反射镜卫星进行编队控制。

和现有技术相比，本发明具有下述优点：本发明包括凸透镜卫星，凸透镜卫星包括卫星本体和设于卫星本体上的凸透镜，凸透镜用于汇聚太阳光照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层，本发明利用凸透镜汇聚太阳光形成太阳光压及其热效应对太空垃圾进行清理，由于太阳光不需要利用自带能源，因此能够解决现阶段太空垃圾清理航天器成本较高的问题，相比机械臂抓取，网捕等太空垃圾清理方式，可以较好地节约清理航天器的燃料，提高相应航天器寿命，并可以同时对多个碎片进行清理。

其一，本发明采用非接触式的太空垃圾清理方式，相比传统的机械臂抓取方式，可以降低太空垃圾清理卫星轨控、姿控难度，并减少其轨道机动次数，提高太空垃圾清理卫星寿命。同时，通过该手段还可以对与本编队轨道倾角差异较大的太空垃圾进行清理。

其二，本发明还通过利用太阳光光压进行太空垃圾清理，相较传统方式更节约能量，并降低了能量转化中的损耗，且该种清理方式可同时对大量碎片进行清理。

其三，本发明还具有可大量部署，价格较低等特点。

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为本发明实施例中凸透镜卫星的立体结构示意图。

图2为本发明实施例中反射镜卫星的立体结构示意图。

图3为本发明实施例中柔性载荷形状控制组件的结构示意图。

图4为本发明实施例中卫星本体(以凸透镜卫星为例)的主视结构示意图。

图5为本发明实施例中卫星本体(以凸透镜卫星为例)的俯视结构示意图。

图6为本发明实施例中凸透镜卫星和两个反射镜卫星组成的卫星编队结构示意图。

图例说明：1、凸透镜卫星；11、凸透镜；111、第一圆形支架；112、透明薄膜气囊；12、柔性载荷形状控制组件；2、反射镜卫星；21、反射镜；211、第二圆形支架；212、反射膜。

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。

如图1所示，本实施例基于太阳光压的太空垃圾清理系统包括凸透镜卫星1，凸透镜卫星1包括卫星本体和设于卫星本体上的凸透镜11，凸透镜11用于汇聚太阳光照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层。本实施例基于太阳光压的太空垃圾清理系统利用凸透镜汇聚太阳光形成太阳光压及其热效应对太空垃圾进行清理，由于太阳光不需要利用自带能源，因此能够解决现阶段太空垃圾清理航天器成本较高的问题，相比机械臂抓取，网捕等太空垃圾清理方式，可以较好地节约清理航天器的燃料，提高相应航天器寿命，并可以同时对多个碎片进行清理。

凸透镜汇聚太阳光，使其作用在透镜面积上的太阳光压汇聚于较小的面积上，以增强在目标位置的太阳光压压强，从而对目标产生一定的负速度增量，使其轨道高度降低，逐步再入。在近地轨道，单位面积上在单位时间碰撞光子的质量m的一阶导数为：

上式中，S为太阳常数，为1366瓦特每立方米，c为真空中光速。

若太阳光光子被完全吸收，则光压P为：

若太阳光光子被完全反射，光压P为：

正常情况下，轨道体会吸收部分光子，反射部分光子，因此，太阳光正照对其造成的光压在此两个数据之间，可见，在正常情况下，太阳光压不足以对轨道体的轨道造成太大的影响。整理以上公式，可得：

或

由上式可知，太阳光压大小与太阳光正照能量成正比。因此，通过聚集太阳光，增加轨道体单位面积上在单位时间碰撞光子的质量，可增大太阳光压，从而达到改变其轨道的目的。

设凸透镜1的半径为r，面积为πr²，当光束汇聚为单位面积S₀(1平方米)时，该单位面积的太阳光照能量S′为：

因此，太阳光压P′约为：

或

但是，实际上光线通过透镜聚焦以后，会损失一部分能量和光子。而且，经过聚焦的光束将不再是正照，其光子动量产生了垂直于原方向的分量，会在一定程度上减小光压。其平行于原方向的分量(有效分量)P″大小为：

上式中，f为透镜焦距。

通过上式可得，当焦距大于半径时，焦距越大，其光压有效分量越大。为了考虑上述光压损失并简化计算，所以取光压为：

若使用一个直径为10米的透镜聚焦，对一个投影面积为0.01平方米的轨道体产生的推力约为3.58×10^-6牛。对一个投影面积为1平方米的轨道体推力约为3.58×10^-4牛。在实际情况下，推力应大于该值。

为了减少凸透镜1的重量，如图1所示，本实施例的凸透镜11为气体凸透镜，气体凸透镜包括第一圆形支架111和透明薄膜气囊112，透明薄膜气囊112为凸透镜状且边缘固定在第一圆形支架111上，透明薄膜气囊112质量轻，可有效减少凸透镜1的重量，透明薄膜气囊112为凸透镜状、可通过气体与真空折射率不同达到聚光效果。而且，气体相比固体、液体密度低，因此该种方式具有重量轻，可折叠的优势，从而可以制作较大直径的透镜，增大汇聚的太阳光压压强。

为了减少凸透镜1的体积、便于卫星的发射，本实施例中第一圆形支架111采用记忆金属制成，凸透镜卫星1的卫星本体上设有用于将折叠状态的第一圆形支架111打开的第一折叠展开机构，第一折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第一圆形支架111打开的驱动机构，发射前第一圆形支架111折叠在卫星本体的外部，卫星在发射前不需要过大的包络体积，可使用多种运载火箭发射。由于第一圆形支架111采用记忆金属制成，通过第一折叠展开机构可使得第一圆形支架111从折叠状态打开后能够迅速恢复为环形结构，保证凸透镜11的形状及其聚焦特性。本实施例中，限位组件具有固定第一圆形支架111和松开第一圆形支架111两种状态，且通过驱动机构来驱动实现两种状态的切换，在凸透镜卫星1发射时第一圆形支架111被扭曲成多个折叠圆环且被限位组件固定，当入轨以后通过驱动机构驱动限位组件松开第一圆形支架111，第一圆形支架111即可利用自身的弹性从折叠状态自动打开并迅速恢复为环形结构。

需要说明的是，限位组件基于上述原理可以实现多种形式，包括限位板、限位杆、卡扣、夹爪等形式。例如作为一种相对简单的实施方式，本实施例中限位组件包括呈环形布置的多个限位挡板，驱动机构为直线电机，每一个限位挡板分别安装在一个直线电机上并可沿径向滑动，限位挡板的端部靠卫星本体的一侧设有凹槽，用于实现对第一圆形支架111的限位，限位挡板内缩则会使得第一圆形支架111脱离凹槽的限位，即可利用自身的弹性从折叠状态自动打开并迅速恢复为环形结构。

为了实现凸透镜1的变焦，使其可实现在光轴方向的焦距调节以提高聚焦能力以及清理范围、降低光路复杂度，凸透镜卫星1的卫星本体上还设有用于控制透明薄膜气囊112形变以实现凸透镜11变焦的柔性载荷形状控制组件12，柔性载荷形状控制组件12包括气瓶(图1中卫星本体顶部的球状结构)和气泵(图3中b所示)，气瓶中存储有压缩气体，气瓶的输出端通过气泵与透明薄膜气囊112的内腔相连通，通过调节透镜薄膜曲率半径，可实现在光轴方向的焦距调节，降低光路组合的复杂程度。参见图3，气泵b分别通过不同的管路a与气瓶以及透明薄膜气囊112的内腔相连通。根据目标与凸透镜1的位置关系不同以及光路设计不同，凸透镜1所需的聚焦焦距不同。根据所需焦距，通过柔性载荷形状控制组件12控制凸透镜1的曲率半径，并通过气泵保持透镜内部气体密度不变，可达到调节焦距的效果。

凸透镜1既可以为单凸透镜(一侧曲面、另一侧为平面)，此外也可以为两侧对称的双凸透镜。若凸透镜1为两侧对称的双凸透镜，则焦距f遵从公式：

上式中,r_q为透镜曲率半径，n为填充气体折射率。

为了提高凸透镜的折射率，并保证气体适合太空环境，，本实施例中气瓶中的压缩气体为压缩的苯蒸汽或液化苯。本实施例中具体采用苯蒸汽作为填充气体，其在标准状态下的折射率为1.001762。

为了实现更大的清理范围、提高清理任务的灵活度，本实施例基于太阳光压的太空垃圾清理系统还包括用于将凸透镜卫星1汇聚的太阳光反射到清理目标表面的两个反射镜卫星2，凸透镜卫星1和两个反射镜卫星2构成卫星编队，如图2所示，反射镜卫星2包括卫星本体和设于卫星本体上的反射镜21。反射镜卫星2与凸透镜卫星1结构相似，区别为不包含凸透镜11，但是多了反射镜21。

为了减少反射镜卫星2的重量，如图2所示，反射镜21包括第二圆形支架211和边缘固定在第二圆形支架211上的反射膜212。为了提高反射膜212的效率，反射膜212可根据需要采用采用高反射率薄膜，反射膜212也可以采用单面反射膜，也可以采用双面反射膜。

为了减少反射镜卫星2的体积、便于卫星的发射，第二圆形支架211采用记忆金属制成，反射镜卫星2的卫星本体上设有用于将折叠状态的第二圆形支架211打开的第二折叠展开机构，第二折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第二圆形支架211打开的驱动机构，发射前第二圆形支架211折叠在卫星本体的外部，卫星在发射前不需要过大的包络体积，可使用多种运载火箭发射。由于第二圆形支架211采用记忆金属制成，通过第二折叠展开机构使得第二圆形支架211从折叠状态打开后能够迅速恢复为环形结构，保证凸透镜11的形状及其聚焦特性。本实施例中，限位组件具有固定第二圆形支架211和松开第二圆形支架211两种状态，且通过驱动机构来驱动实现两种状态的切换，在反射镜卫星2发射时第二圆形支架211被扭曲成多个折叠圆环且被限位组件固定，当入轨以后通过驱动机构驱动限位组件松开第二圆形支架211，第二圆形支架211即可利用自身的弹性从折叠状态自动打开并迅速恢复为环形结构。

需要说明的是，卫星本体可根据需要采用现有的各类卫星。如图4和图5所示，作为一种具体的实施方式，本实施例中的卫星本体包括外壳101，外壳101上分别设有太阳能板102，太阳敏感器103、星敏感器104、监视相机105、燃料/氧化剂储箱106、轨控发动机107、星间链路中断108和测控天线109，外壳101包括控制单元，用于负责根据目标、卫星、太阳方位，规划光路，并据此进行卫星编队和姿态控制，既可以单独采用控制器及其外围电路及功能模块实现，此外也可以集成于卫星GNC(导航与控制系统)中。由于上述部件以及功能均为卫星的基本功能，故其实现细节在此不再展开说明。

此外，本实施例还提供一种前述基于太阳光压的太空垃圾清理系统的应用方法，其特征在于，针对清理目标的清理包括至少一次清理任务，且每一次清理任务的步骤包括：

1)确定清理目标的位置，凸透镜卫星1以及反射镜卫星2两者的姿态和位置；

2)如图6所示，调整凸透镜卫星1的位置和/或姿态使得凸透镜11的光轴与太阳光的光轴重合，调整第一个反射镜卫星2的位置和/或姿态使清理目标位于第一个反射镜卫星2的反射镜21的光轴方向，然后调整第二个反射镜卫星2的位置和/或姿态使得第二个反射镜卫星2的反射镜21位于凸透镜11的光轴上且与光轴倾斜布置，且倾斜布置的角度使得第二个反射镜卫星2的反射镜21将凸透镜11汇聚的太阳光反射到第一个反射镜卫星2的反射镜21上，以通过第一个反射镜卫星2的反射镜21反射后照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层。

根据目标与太阳、透镜星位置关系不同，以及目标所需速度增量方向。采用一颗凸透镜卫星1与两个反射镜卫星2编队运行，构建所需光路。其中太阳位置可由凸透镜卫星1的太阳敏感器得出，目标位置由地面系统及轨道计算得出。凸透镜卫星1的凸透镜11对日定向，其中一颗反射镜卫星2(第一颗反射镜卫星2)在太阳与透镜的连线上，另一颗反射镜星(第二颗反射镜卫星2)在目标所需速度增量的线上。卫星群根据相应光路进行编队飞行以及姿态调整。同时，随着目标位置的变化，反射镜星通过姿态调整调节光路，可在一段时间内对目标产生速度增量。此外，因反射镜卫星需要反射太阳光，同样会受到较大的太阳光压，从而改变轨道位置。当卫星不需要快速调整轨道是，可利用反射镜与太阳形成合适的角度，利用太阳光压进行轨道维持。

根据c-w方程，卫星编队主星从星的位置关系为：

上式中，坐标原点为主星，x轴背离地心，y轴在卫星运动的轨道平面内，z轴垂直于轨道平面。x，y，z为从星关于主星的位置关系参数。通过该微分方程组，可解出“从星”与主星的位置参数x，y，z关于t的函数。

本实施例中，还包括在执行清理任务过程中针对凸透镜卫星1和两个反射镜卫星2组成的卫星编队进行编队、姿态控制的步骤，且进行编队、姿态控制时凸透镜卫星1作为主星、反射镜卫星2作为从星，且从星相对主星的位置关系满足：

分别为从星相对主星的初始位置坐标x₀,y₀,z₀的一阶导数；

本实施例中，进行编队、姿态控制包括编队控制和姿态控制，其中姿态控制是指控制凸透镜卫星1、第一个反射镜卫星2、第二个反射镜卫星2进行姿态调整以达到调整光路的目的；编队控制包括分别针对第一个反射镜卫星2、第二个反射镜卫星2的编队控制；针对第一个反射镜卫星2进行编队控制的步骤包括：根据卫星轨道根数确定太阳光矢量在C-W方程所用坐标系下的坐标；根据反射镜卫星2星根数计算反射镜卫星2在C-W方程所用坐标系下的坐标，并转化为地心地固坐标系下坐标；对第一个反射镜卫星2进行位置粗调，进入编队坐标位置；利用第一个反射镜卫星2发出激光架束，对第一个反射镜卫星2进行精确定位，若第一个反射镜卫星2偏离激光架束，启动第一个反射镜卫星2的反应控制系统进行位置保持；针对第二个反射镜卫星2进行编队控制的步骤包括：若当前的清理任务针对的清理目标为单个目标长时间聚焦，则利用凸透镜卫星1、第一个反射镜卫星2共同发出激光架束对第二个反射镜卫星2进行定位，基于定位结果完成对第二个反射镜卫星2的编队保持；若当前的清理任务针对的清理目标为多个目标中短时间聚焦，则判定不需要针对第二个反射镜卫星2进行编队控制。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。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前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims

1.一种基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，包括凸透镜卫星（1）以及用于将凸透镜卫星（1）汇聚的太阳光反射到清理目标表面的两个反射镜卫星（2），所述凸透镜卫星（1）包括卫星本体和设于卫星本体上的凸透镜（11），所述凸透镜（11）用于汇聚太阳光照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层，所述凸透镜卫星（1）和两个反射镜卫星（2）构成卫星编队，所述反射镜卫星（2）包括卫星本体和设于卫星本体上的反射镜（21）。

2.根据权利要求1所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述凸透镜（11）为气体凸透镜，所述气体凸透镜包括第一圆形支架（111）和透明薄膜气囊（112），所述透明薄膜气囊（112）为凸透镜状且边缘固定在第一圆形支架（111）上。

3.根据权利要求2所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述第一圆形支架（111）采用记忆金属制成，所述凸透镜卫星（1）的卫星本体上设有用于将折叠状态的第一圆形支架（111）打开的第一折叠展开机构，所述第一折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第一圆形支架（111）打开的驱动机构。

4.根据权利要求3所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述凸透镜卫星（1）的卫星本体上还设有用于控制透明薄膜气囊（112）形变以实现凸透镜（11）变焦的柔性载荷形状控制组件（12），所述柔性载荷形状控制组件（12）包括气瓶和气泵，所述气瓶中存储有压缩气体，所述气瓶的输出端通过气泵与透明薄膜气囊（112）的内腔相连通。

5.根据权利要求4所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述气瓶中的压缩气体为压缩的苯蒸汽或液化苯。

6.根据权利要求5所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述反射镜（21）包括第二圆形支架（211）和边缘固定在第二圆形支架（211）上的反射膜（212）。

7.根据权利要求6所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统，其特征在于，所述第二圆形支架（211）采用记忆金属制成，所述反射镜卫星（2）的卫星本体上设有用于将折叠状态的第二圆形支架（211）打开的第二折叠展开机构，所述第二折叠展开机构包括限位组件和用于驱动限位组件将折叠状态的第二圆形支架（211）打开的驱动机构。

8.一种权利要求5～7中任意一项所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统的应用方法，其特征在于，针对清理目标的清理包括至少一次清理任务，且每一次清理任务的步骤包括：

1）确定清理目标的位置，凸透镜卫星（1）以及反射镜卫星（2）两者的姿态和位置；

2）调整凸透镜卫星（1）的位置和/或姿态使得凸透镜（11）的光轴与太阳光的光轴重合，调整第一个反射镜卫星的位置和/或姿态使清理目标位于第一个反射镜卫星的反射镜（21）的光轴方向，然后调整第二个反射镜卫星的位置和/或姿态使得第二个反射镜卫星的反射镜（21）位于凸透镜（11）的光轴上且与光轴倾斜布置，且倾斜布置的角度使得第二个反射镜卫星的反射镜（21）将凸透镜（11）汇聚的太阳光反射到第一个反射镜卫星的反射镜（21）上，以通过第一个反射镜卫星的反射镜（21）反射后照射到清理目标表面上形成太阳光压产生推力以将清理目标降低轨道高度再入大气层。

9.根据权利要求8所述的基于太阳光压的太空垃圾清理系统的应用方法，其特征在于，还包括在执行清理任务过程中针对凸透镜卫星（1）和两个反射镜卫星（2）组成的卫星编队进行编队、姿态控制的步骤，且进行编队、姿态控制时凸透镜卫星（1）作为主星、反射镜卫星（2）作为从星，且从星相对主星的位置关系满足：

，

上式中，(x,y,z)为从星相对主星的位置坐标，(x₀,y₀,z₀)为从星相对主星的初始位置坐标，t为时间，

为角速度，

、

、

分别为从星相对主星的初始位置坐标x₀,y₀,z₀的一阶导数；所述进行编队、姿态控制包括编队控制和姿态控制，其中姿态控制是指控制凸透镜卫星（1）、第一个反射镜卫星、第二个反射镜卫星进行姿态调整以达到调整光路的目的；编队控制包括分别针对第一个反射镜卫星、第二个反射镜卫星的编队控制；针对第一个反射镜卫星进行编队控制的步骤包括：根据卫星轨道根数确定太阳光矢量在C-W方程所用坐标系下的坐标；根据第一个反射镜卫星星根数计算第一个反射镜卫星在C-W方程所用坐标系下的坐标，并转化为地心地固坐标系下坐标；对第一个反射镜卫星进行位置粗调，进入编队坐标位置；利用第一个反射镜卫星发出激光架束，对第一个反射镜卫星进行精确定位，若第一个反射镜卫星偏离激光架束，启动第一个反射镜卫星的反应控制系统进行位置保持；针对第二个反射镜卫星进行编队控制的步骤包括：若当前的清理任务针对的清理目标为单个目标长时间聚焦，则利用凸透镜卫星（1）、第一个反射镜卫星共同发出激光架束对第二个反射镜卫星进行定位，基于定位结果完成对第二个反射镜卫星的编队保持；若当前的清理任务针对的清理目标为多个目标中短时间聚焦，则判定不需要针对第二个反射镜卫星进行编队控制。