CN117163328B - 一种面向多目标抓捕的机构与抓捕方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及空间目标抓捕技术领域，具体涉及一种面向多目标抓捕的机构与抓捕方法。一种面向空间多目标抓捕的机构，包括收纳器，所述收纳器上设有收纳仓，所述收纳仓内设有底盘；抓捕器，所述抓捕器包括第一抓捕器，所述第一抓捕器设置在底盘上，所述底盘和第一抓捕器之间设有卡锁装置，所述卡锁装置用于将第一抓捕器轴向锁定在底盘上，所述底盘和第一抓捕器之间设有弹射装置；所述抓捕器还包括第二抓捕器，所述第二抓捕器设置在第一抓捕器远离底盘一端，所述第一抓捕器和第二抓捕器之间设有所述卡锁装置，所述第一抓捕器和第二抓捕器之间设有所述弹射装置。具有抓捕效率高、空间利用率高的优点，能够节约抓捕成本。
Description
技术领域
本发明涉及空间目标抓捕技术领域，具体涉及一种面向多目标抓捕的机构与抓捕方法。
背景技术
空间非合作目标主要包括太空中残留的火箭末级、失效卫星、航天器任务抛弃物、航天器解体及碰撞衍生物等。
空间目标主动清除任务一般包括四个阶段：发射和入轨阶段、远距离交会阶段、近距离交会阶段和抓捕移除阶段，这些过程可以自主完成或通过地面任务中心进行远程控制，其中，抓捕目标体的过程在整个任务过程中起到至关重要的作用。但是，抓捕机构搭载卫星升空入轨需昂贵成本，传统针对单一目标设计专属的抓捕机构，对低轨低价值目标实施一次性抓捕操作，所需极高成本，但效率极低，间接导致资源浪费。此外，传统的抓捕方案采用航天器上的机械臂进行抓捕，抓捕操作会对服务航天器状态产生联动影响，且抓捕目标会发生翻滚，会造成服务航天器的损坏。
发明内容
为克服上述现有技术的不足，本发明提供一种面向空间多目标抓捕的机构，具有抓捕效率高、空间利用率高的优点，能够节约抓捕成本。
为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：
一种面向空间多目标抓捕的机构，包括收纳器，所述收纳器上设有收纳仓，所述收纳仓内设有底盘；抓捕器，所述抓捕器包括第一抓捕器，所述第一抓捕器设置在底盘上，所述抓捕器还包括第二抓捕器，所述第二抓捕器设置在第一抓捕器远离底盘一端；所述底盘和第一抓捕器之间，以及所述第一抓捕器和第二抓捕器之间设有卡锁装置，所述卡锁装置用于将第一抓捕器轴向锁定在底盘上，以及将第二抓捕器轴向锁定在第一抓捕器上；所述底盘和第一抓捕器之间，以及所述第一抓捕器和第二抓捕器之间设有弹射装置；驱动装置，所述驱动装置与底盘传动连接，所述驱动装置用于驱动底盘朝预设圆周方向周向转动以实现底盘和第一抓捕器之间的卡锁装置解锁；所述驱动装置用于驱动底盘朝预设圆周方向的反向周向转动以实现第一抓捕器和第二抓捕器之间的卡锁装置解锁。
基于上述结构，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构其原理是：所述收纳器安装在航天器上，航天器在对目标进行抓捕时，通过所述驱动装置驱动底盘依次朝预设圆周方向的反向和正向周向转动，可以先后完成第一抓捕器和第二抓捕器之间以及第一抓捕器和底盘之间的卡锁装置解锁，从而通过弹射装置分别将第二抓捕器和第一抓捕器弹出。所述第一抓捕器和第二抓捕器叠加装在一个所述收纳仓内，空间利用率高，通过一个驱动装置可实现对2个目标的抓捕，具有抓捕效率高、空间利用率高的优点，能够节约抓捕成本。此外，采用抓捕器与服务航天器弹射分离式抓捕方式，相对于传统采用机械臂进行抓捕，减小了抓捕操作对服务航天器状态的联动影响，且避免了目标翻滚对服务航天器的损坏。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述抓捕器上设有降轨装置。作为本申请的优选方案，所述降轨装置用于抓捕器抓捕目标后使其整体降轨至大气层进行燃烧清除。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述收纳器整体设置在航天器推进方向的前端。作为本申请的优选方案，因此，所述抓捕器弹出方向与航天器移动方向一致，防止抓捕器弹出后影响航天器的姿态。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述卡锁装置包括弧形卡槽和连接柱，所述弧形卡槽和连接柱分别设置在一对锁定对象上，所述连接柱外端设有卡凸，所述卡凸宽度大于连接柱的径向尺寸；所述卡凸滑动设置在弧形卡槽的卡腔内，所述弧形卡槽的开口宽度小于卡凸宽度，所述弧形卡槽一端设有卡凸敞口，所述卡凸能够从卡凸敞口处进出弧形卡槽。作为本申请的优选方案，所述弧形卡槽的卡腔为卡凸的滑道。所述第一抓捕器和第二抓捕器之间的卡凸敞口对应弧形卡槽的位置与底盘和第一抓捕器之间的卡凸敞口对应弧形卡槽的位置相反。从而实现当底盘朝预设圆周方向的反向周向转动时底盘和第一抓捕器之间的卡锁装置不会解锁。所述卡凸从卡凸敞口进入弧形卡槽内，并在弧形卡槽的卡腔内转动至与卡凸敞口错开后，所述卡凸受到弧形卡槽轴向限位，以实现一对锁定对象的锁定。解锁时，将卡凸转动至卡凸敞口位置，即实现解锁。基于上述结构，采用一个驱动器能够实现第二抓捕器和第一抓捕器的先后解锁，能够保证对第二抓捕器和第一抓捕器的解锁互不干涉，具有结构简单、控制方便、性能可靠的优点。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述弹射装置包括弹簧，所述弹簧一端安装在一侧的分离对象上，所述弹簧远离安装端一侧设有万向滚珠。作为本申请的优选方案，选择弹簧作为所述弹射装置的主要部件，利用弹簧本身压缩形变和复原的过程，将形变能转化为动能，将抓捕器弹射出去，实现与服务航天器的分离。具有结构简单，性能可靠，无污染的优点。所述万向滚珠可减小弹簧侧向分力和轴线力矩对分离的影响，并保证弹射过程中服务航天器与抓捕器之间不存在自由度约束。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述收纳器上设有一组所述收纳仓，所述收纳仓数量大于1。作为本申请的优选方案，具体的，所述收纳器上的收纳仓数量为9，呈九宫格排布。因此，服务航天器可携带18个抓捕器，即一次升空后，服务航天器可对18个目标分别实施抓捕。从而实现高效低成本抓捕。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，一对锁定对象之间的弧形卡槽和连接柱数量至少为2，呈周向间隔设置。作为本申请的优选方案，能够保证锁定装置两侧的锁定对象锁定的稳定性。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，一对弹射对象之间的弹簧数量至少为3，呈圆周等间距阵列设置。作为本申请的优选方案，以保证每个抓捕器与服务航天器分离过程中受到的弹力均匀，对服务航天器和抓捕器都将产生较小的姿态影响。
进一步的，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，所述降轨装置为离轨薄膜球，所述离轨薄膜球设置在所述抓捕器近底盘一侧，所述抓捕器上设有用于收纳离轨薄膜球的容仓。作为本申请的优选方案，待抓捕器抓捕到目标后，所述离轨薄膜球展开，利用增阻手段加大阻力，迫使抓捕器和目标降轨并再入大气层进行燃烧清除。一种抓捕方法，使用所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，包括如下步骤：
S1：航天器通过轨道机动进入预定轨道，通过姿态调整至所述抓捕器位于目标正向的预设距离范围内；
S2：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置驱动底盘朝预设圆周方向的反向周向转动，直至第一抓捕器和第二抓捕器之间的卡锁装置解锁，所述第二抓捕器通过弹射装置弹出；
S3：所述第二抓捕器捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；
S4：航天器调整姿态至所述抓捕器位于下一个目标正向的预设距离范围内；
S5：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置用于驱动底盘朝预设圆周方向周向转动，直至底盘和第一抓捕器之间的卡锁装置解锁，所述第一抓捕器通过弹射装置弹出；
S6：所述第一抓捕器捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；
S7：重复步骤S1至S6，直至抓捕器全部弹出或完成抓捕任务。
基于上述方法，可实现一次搭载火箭发射，服务航天器多次机动，对多目标进行捕获，减小发射成本和抓捕成本，提高抓捕效率。
上述技术方案可以看出，本发明具有如下有益效果：
1. 本发明提供了一种面向空间多目标抓捕的机构，所述收纳器安装在航天器上，航天器在对目标进行抓捕时，通过所述驱动装置驱动底盘依次朝预设圆周方向的反向和正向周向转动，可以先后完成第一抓捕器和第二抓捕器之间以及第一抓捕器和底盘之间的卡锁装置解锁，从而通过弹射装置分别将第二抓捕器和第一抓捕器弹出。所述第一抓捕器和第二抓捕器叠加装在一个所述收纳仓内，空间利用率高，通过一个驱动装置可实现对2个目标的抓捕，具有抓捕效率高、空间利用率高的优点，能够节约抓捕成本。
2. 本发明提供了一种面向空间多目标抓捕的机构，采用抓捕器与服务航天器弹射分离式抓捕方式，相对于传统采用机械臂进行抓捕，减小了抓捕操作对服务航天器状态的联动影响，且避免了目标翻滚对服务航天器的损坏。
附图说明
图1为本发明所述的一种面向空间多目标抓捕的机构的三维爆炸前视图；
图2为本发明所述的一种面向空间多目标抓捕的机构的三维爆炸后视图；
图3为图1中圈A区域的局部放大图；
图4为图2中圈B区域的局部放大图；
图5为所述第二抓捕器对应弧形卡槽的剖视图。
图中：1-收纳器；10-收纳仓；11-电机；2-底盘；3-第一抓捕器；4-第二抓捕器；51-弧形卡槽；511-卡凸敞口；52-连接柱；521-卡凸；61-弹簧；62-万向滚珠；7-离轨薄膜球。
具体实施方式
实施例1
结合图1和图2所示的一种面向空间多目标抓捕的机构：包括收纳器1，所述收纳器1上设有收纳仓10，所述收纳仓10内设有底盘2；抓捕器，所述抓捕器包括第一抓捕器3，所述第一抓捕器3设置在底盘2上，所述抓捕器还包括第二抓捕器4，所述第二抓捕器4设置在第一抓捕器3远离底盘2一端；所述底盘2和第一抓捕器3之间，以及所述第一抓捕器3和第二抓捕器4之间设有卡锁装置，所述卡锁装置用于将第一抓捕器3轴向锁定在底盘2上，以及将第二抓捕器4轴向锁定在第一抓捕器3上；所述底盘2和第一抓捕器3之间，以及所述第一抓捕器3和第二抓捕器4之间设有弹射装置；驱动装置，所述驱动装置与底盘2传动连接，所述驱动装置用于驱动底盘2朝预设圆周方向周向转动以实现底盘2和第一抓捕器3之间的卡锁装置解锁；所述驱动装置用于驱动底盘2朝预设圆周方向的反向周向转动以实现第一抓捕器3和第二抓捕器4之间的卡锁装置解锁。
基于上述结构，所述的一种面向空间多目标抓捕的机构其原理是：所述收纳器1安装在航天器上，航天器在对目标进行抓捕时，通过所述驱动装置驱动底盘2依次朝预设圆周方向的反向和正向周向转动，可以先后完成第一抓捕器3和第二抓捕器4之间以及第一抓捕器3和底盘2之间的卡锁装置解锁，从而通过弹射装置分别将第二抓捕器4和第一抓捕器3弹出。所述第一抓捕器3和第二抓捕器4叠加装在一个所述收纳仓10内，空间利用率高，通过一个驱动装置可实现对2个目标的抓捕，具有抓捕效率高、空间利用率高的优点，能够节约抓捕成本。此外，采用抓捕器与服务航天器弹射分离式抓捕方式，相对于传统采用机械臂进行抓捕，减小了抓捕操作对服务航天器状态的联动影响，且避免了目标翻滚对服务航天器的损坏。
具体的，所述第二抓捕器4和第一抓捕器3，在轴向锁定状态下都设置在收纳仓10内，收纳仓10侧壁为第二抓捕器4和第一抓捕器3转动时提供阻力，防止第二抓捕器4和第一抓捕器3整体随底盘2转动。结合图2所示，本实施例中，所述驱动装置为电机11，所述电机11通过齿轮与底盘2传动连接。
本实施例中，所述抓捕器上设有降轨装置。所述降轨装置用于抓捕器抓捕目标后使其整体降轨至大气层进行燃烧清除。
本实施例中，所述收纳器1整体设置在航天器推进方向的前端。因此，所述抓捕器弹出方向与航天器移动方向一致，防止抓捕器弹出后影响航天器的姿态。
结合图3至图5所示，本实施例中，所述卡锁装置包括弧形卡槽51和连接柱52，所述弧形卡槽51和连接柱52分别设置在一对锁定对象上，所述连接柱52外端设有卡凸521，所述卡凸521宽度大于连接柱52的径向尺寸；所述卡凸521滑动设置在弧形卡槽51的卡腔内，所述弧形卡槽51的开口宽度小于卡凸521宽度，所述弧形卡槽51一端设有卡凸敞口511，所述卡凸521能够从卡凸敞口511处进出弧形卡槽51。所述弧形卡槽51的卡腔为卡凸521的滑道。所述第一抓捕器3和第二抓捕器4之间的卡凸敞口511对应弧形卡槽51的位置与底盘2和第一抓捕器3之间的卡凸敞口511对应弧形卡槽51的位置相反。从而实现当底盘2朝预设圆周方向的反向周向转动时底盘2和第一抓捕器3之间的卡锁装置不会解锁。所述卡凸521从卡凸敞口511进入弧形卡槽51内，并在弧形卡槽51的卡腔内转动至与卡凸敞口511错开后，所述卡凸521受到弧形卡槽51轴向限位，以实现一对锁定对象的锁定。解锁时，将卡凸521转动至卡凸敞口511位置，即实现解锁。基于上述结构，采用一个驱动器能够实现第二抓捕器4和第一抓捕器3的先后解锁，能够保证对第二抓捕器4和第一抓捕器3的解锁互不干涉，具有结构简单、控制方便、性能可靠的优点。本实施例中，所述弧形卡槽51对应圆弧的弧度为15度。具体的，所述弧形卡槽51设置在所述抓捕器近底盘2一侧上。对应所述第一抓捕器3和第二抓捕器4上的弧形卡槽51，所述底盘2和第一抓捕器3上设有连接柱52。
结合图3所示，本实施例中，所述弹射装置包括弹簧61，所述弹簧61一端安装在一侧的分离对象上，所述弹簧61远离安装端一侧设有万向滚珠62。选择弹簧61作为所述弹射装置的主要部件，利用弹簧61本身压缩形变和复原的过程，将形变能转化为动能，将抓捕器弹射出去，实现与服务航天器的分离。具有结构简单，性能可靠，无污染的优点。所述万向滚珠62可减小弹簧侧向分力和轴线力矩对分离的影响，并保证弹射过程中服务航天器与抓捕器之间不存在自由度约束。本实施例中，所述底盘2和第一抓捕器3之间的弹簧61安装在底盘2上，所述第一抓捕器3和第二抓捕器4之间的弹簧61安装在第一抓捕器3上。
本实施例中，所述收纳器1上设有一组所述收纳仓10，所述收纳仓10数量大于1。具体的，所述收纳器1上的收纳仓10数量为9，呈九宫格排布。因此，服务航天器可携带18个抓捕器，即一次升空后，服务航天器可对18个目标分别实施抓捕。从而实现高效低成本抓捕。
本实施例中，一对锁定对象之间的弧形卡槽51和连接柱52数量至少为2，呈周向间隔设置。能够保证锁定装置两侧的锁定对象锁定的稳定性。本实施例中，一对锁定对象之间设有3对弧形卡槽51和连接柱52，呈圆周等间距阵列设置。
本实施例中，一对弹射对象之间的弹簧61数量至少为3，呈圆周等间距阵列设置。以保证每个抓捕器与服务航天器分离过程中受到的弹力均匀，对服务航天器和抓捕器都将产生较小的姿态影响。本实施例中，一对弹射对象之间的弹簧61数量为3，分别设置在周向相邻的卡锁装置之间。
结合图4所示，本实施例中，所述降轨装置为离轨薄膜球7，所述离轨薄膜球7设置在所述抓捕器近底盘2一侧，所述抓捕器上设有用于收纳离轨薄膜球7的容仓。待抓捕器抓捕到目标后，所述离轨薄膜球7展开，利用增阻手段加大阻力，迫使抓捕器和目标降轨并再入大气层进行燃烧清除。所述抓捕器上对应收纳离轨薄膜球7的容仓呈凹陷的半球形。所述第二抓捕器4上设置的收纳离轨薄膜球7的容仓还用于收纳第一抓捕器3远离底盘2一侧，以节省空间，减小整个服务航天器的体积，降低发射成本。
实施例2
一种抓捕方法，使用实施例1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，包括如下步骤：
S1：航天器通过轨道机动进入预定轨道，通过姿态调整至所述抓捕器位于目标正向的预设距离范围内；S2：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置驱动底盘2朝预设圆周方向的反向周向转动，直至第一抓捕器3和第二抓捕器4之间的卡锁装置解锁，所述第二抓捕器4通过弹射装置弹出；S3：所述第二抓捕器4捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；S4：航天器调整姿态至所述抓捕器位于下一个目标正向的预设距离范围内；S5：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置用于驱动底盘2朝预设圆周方向周向转动，直至底盘2和第一抓捕器3之间的卡锁装置解锁，所述第一抓捕器3通过弹射装置弹出；S6：所述第一抓捕器3捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；S7：重复步骤S1至S6，直至抓捕器全部弹出或完成抓捕任务。基于上述方法，可实现一次搭载火箭发射，服务航天器多次机动，对多目标进行捕获，减小发射成本和抓捕成本，提高抓捕效率。
以上结合具体实施例描述了本发明的技术原理，这些描述只是为了解释本发明的原理，而不能以任何方式解释为对本发明保护范围的限制。基于此处的解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本发明的其它具体实施方式，这些方式都将落入本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：包括收纳器（1），所述收纳器（1）上设有收纳仓（10），所述收纳仓（10）内设有底盘（2）；
抓捕器，所述抓捕器包括第一抓捕器（3），所述第一抓捕器（3）设置在底盘（2）上，所述抓捕器还包括第二抓捕器（4），所述第二抓捕器（4）设置在第一抓捕器（3）远离底盘（2）一端；所述底盘（2）和第一抓捕器（3）之间，以及所述第一抓捕器（3）和第二抓捕器（4）之间设有卡锁装置，所述卡锁装置用于将第一抓捕器（3）轴向锁定在底盘（2）上，以及将第二抓捕器（4）轴向锁定在第一抓捕器（3）上；所述底盘（2）和第一抓捕器（3）之间，以及所述第一抓捕器（3）和第二抓捕器（4）之间设有弹射装置；
驱动装置，所述驱动装置与底盘（2）传动连接，所述驱动装置用于驱动底盘（2）朝预设圆周方向周向转动以实现底盘（2）和第一抓捕器（3）之间的卡锁装置解锁；所述驱动装置用于驱动底盘（2）朝预设圆周方向的反向周向转动以实现第一抓捕器（3）和第二抓捕器（4）之间的卡锁装置解锁。
2.根据权利要求1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述抓捕器上设有降轨装置。
3.根据权利要求1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述收纳器（1）整体设置在航天器推进方向的前端。
4.根据权利要求1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述卡锁装置包括弧形卡槽（51）和连接柱（52），所述弧形卡槽（51）和连接柱（52）分别设置在一对锁定对象上，所述连接柱（52）外端设有卡凸（521），所述卡凸（521）宽度大于连接柱（52）的径向尺寸；所述卡凸（521）滑动设置在弧形卡槽（51）的卡腔内，所述弧形卡槽（51）的开口宽度小于卡凸（521）宽度，所述弧形卡槽（51）一端设有卡凸敞口（511），所述卡凸（521）能够从卡凸敞口（511）处进出弧形卡槽（51）。
5.根据权利要求1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述弹射装置包括弹簧（61），所述弹簧（61）一端安装在一侧的分离对象上，所述弹簧（61）远离安装端一侧设有万向滚珠（62）。
6.根据权利要求1所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述收纳器（1）上设有一组所述收纳仓（10），所述收纳仓（10）数量大于1。
7.根据权利要求4所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：一对锁定对象之间的弧形卡槽（51）和连接柱（52）数量至少为2，呈周向间隔设置。
8.根据权利要求5所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：一对弹射对象之间的弹簧（61）数量至少为3，呈圆周等间距阵列设置。
9.根据权利要求2所述的一种面向空间多目标抓捕的机构，其特征在于：所述降轨装置为离轨薄膜球（7），所述离轨薄膜球（7）设置在所述抓捕器近底盘（2）一侧，所述抓捕器上设有用于收纳离轨薄膜球（7）的容仓。
10.一种抓捕方法，其特征在于：使用如权利要求2所述一种面向空间多目标抓捕的机构，包括如下步骤：
S1：航天器通过轨道机动进入预定轨道，通过姿态调整至所述抓捕器位于目标正向的预设距离范围内；
S2：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置驱动底盘（2）朝预设圆周方向的反向周向转动，直至第一抓捕器（3）和第二抓捕器（4）之间的卡锁装置解锁，所述第二抓捕器（4）通过弹射装置弹出；
S3：所述第二抓捕器（4）捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；
S4：航天器调整姿态至所述抓捕器位于下一个目标正向的预设距离范围内；
S5：服务航天器发出捕获指令，所述驱动装置用于驱动底盘（2）朝预设圆周方向周向转动，直至底盘（2）和第一抓捕器（3）之间的卡锁装置解锁，所述第一抓捕器（3）通过弹射装置弹出；
S6：所述第一抓捕器（3）捕获目标后，所述降轨装置启动，使抓捕器和目标降轨并进入大气层进行燃烧清除；
S7：重复步骤S1至S6，直至抓捕器全部弹出或完成抓捕任务。
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