专利摘要

本发明公开了一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法。所述微纳卫星集群包括母星、视星子群和工星子群；所述母星，用于为贴附消旋与轨控过程提供相对导航解算和控制指令生成；所述视星子群，用于为贴附消旋与轨控过程提供所需的目标三维建模与相对状态测量信息；所述工星子群，用于执行对非合作目标的贴附消旋与轨控；工星子群包括两颗以上的工星；工星安装了轨道控制模块、姿态控制模块、星间无线通信模块和保证微纳卫星在轨正常工作的设备；工星通过星间无线通信从母星获取控制指令并实现对目标特定表面的贴附。微纳卫星研制成本低廉，适应小型运载火箭快速或机动发射，大大提高了空间非合作目标捕获的快速响应性。

权利要求

1.一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，所述微纳卫星集群包括母星、视星子群和工星子群；

所述母星，用于为贴附消旋与轨控过程提供相对导航解算和控制指令生成；

所述视星子群，用于为贴附消旋与轨控过程提供所需的目标三维建模与相对状态测量信息；

所述工星子群，用于执行对非合作目标的贴附消旋与轨控；工星子群包括两颗以上的工星；工星安装了轨道控制模块、姿态控制模块、星间无线通信模块和保证工星在轨正常工作的设备；工星通过星间无线通信从母星获取控制指令并实现对目标特定表面的贴附；

贴附消旋与轨控方法包括以下步骤：

微纳卫星集群中的各个工星通过贴附在非合作目标的可贴附表面上进行对后者的姿态及轨道接管控制；

当多个工星贴附在非合作目标的各个表面上后，通过一对工星的轨道控制模块沿相反方向施加的推力形成力偶，产生对非合作目标的合力矩；通过合力矩实现对非合作目标的姿态消旋、姿态稳定及姿态调整；

当非合作目标的姿态翻滚得到消旋后，各工星可进一步通过自身携带的轨道控制模块联合发力，产生对非合作目标的合力，该合力可用于非合作目标的轨道控制；

姿态及轨道接管控制具体步骤如下：

各微纳卫星的轨道推力方向使其不通过目标质心，从而形成对非合作目标的姿态控制力矩；

使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力矩沿着非合作目标姿态旋转的反方向，从而使得非合作目标的旋转运动逐渐减速并最终保持静止，达成消旋的目的；

和/或，各微纳卫星的轨道推力方向使其通过目标质心，从而形成对非合作目标的轨道控制力；

和/或，使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力沿着期望非合作目标轨道改变的方向，从而实现非合作目标轨道控制的目的；

工星子群中各工星在完成非合作目标姿态消旋和轨道控制任务后，能够快速安全撤离非合作目标，并转移至其它地方开展新的任务。

2.根据权利要求1所述的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，所述工星设置有一个面或多个面用于贴附非合作目标。

3.根据权利要求1所述的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，所述工星子群中贴附在非合作目标上的工星的数量是根据非合作目标的大小和可贴附表面的形状确定的。

4.根据权利要求1所述的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，所述工星的轨道控制模块用于控制工星按照计算出的轨道机动路线抵近非合作目标的待贴附表面附近；

所述工星的姿态控制模块主要用来控制工星按照计算出的目标姿态将其姿态调整至其贴附表面与非合作目标待贴附表面平行的状态。

5.根据权利要求1所述的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，所述工星两两配对，贴附于非合作目标的相对表面上，两两配对的工星通过产生方向相反的推力形成对非合作目标的一个合力偶，多个两两配对的工星产生的合力矩能够提供用于非合作目标消旋的总力矩，在此模式下，微纳卫星集群不产生合力。

6.根据权利要求1所述的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，其特征在于，同一个非合作目标表面上的工星通过产生相同方向的推力形成对非合作目标的合力，该合力用于非合作目标轨道控制。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法。

背景技术

非合作目标捕获是现有空间技术的一个重要方向。目前提出的捕获方案都是基于大型航天器携带复杂捕获设备的方案，具有单点失效的风险。为解决这个问题，一种基于微纳卫星集群的分布式捕获方案应运而生。基于微纳卫星集群的空间非合作目标捕获系统包含母星、视星子群和工星子群三大部分。其中，母星是一颗质量和尺寸均较大的功能完整的航天器，用于指挥视星子群与工星子群执行非合作目标的观测与捕获任务。视星子群包含两个以上的微纳卫星，称作视星，主要执行空间非合作目标的抵近观测与三维成像。工星子群包含两个以上的微纳卫星，称作工星，主要执行空间非合作目标的捕获任务。视星和工星均采用立方体卫星技术构建，其尺寸和重量位于微纳级别，即1U到10U之间的大小，形状为立方体或长方体。其中1U为大小10cm×10cm×10cm、重量约1kg的单元。空间非合作目标一般处于失控状态，其姿态不停翻滚，其轨道随空间环境力摄动随机漂移。为实现对空间非合作目标的捕获，工星子群中的多个工星需要协同完成非合作目标的姿态消旋和轨道控制。由于非合作目标不存在对接机构，各工星也无机械臂可用，因此无法采用传统的交会对接或机械臂抓取方法实现上述目的。工星具有独立的轨道和姿态控制能力，且其在接触非合作目标表面的基础上可以将轨道控制力传递给对方。但单独的工星所产生的轨道控制力量级太小，无法对非合作目标进行有效控制，且单个工星也无法产生控制力矩以影响非合作目标的姿态。因此，若能找到一种方法将多个工星的轨道控制力进行累积，并通过合理搭配形成力矩，则有望通过多个工星的协同产生足够的控制力和力矩，进而实现非合作目标的姿态消旋和轨道控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，从而解决现有技术中存在的前述问题；该方法从而大大降低了非合作目标捕获系统的复杂度。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，所述微纳卫星集群包括母星、视星子群和工星子群；

所述母星，用于为贴附消旋与轨控过程提供相对导航解算和控制指令生成；

所述视星子群，用于为贴附消旋与轨控过程提供所需的目标三维建模与相对状态测量信息；

所述工星子群，用于执行对非合作目标的贴附消旋与轨控；工星子群包括两颗以上的工星；工星安装了轨道控制模块、姿态控制模块、星间无线通信模块和保证工星在轨正常工作的设备；工星通过星间无线通信从母星获取控制指令并实现对目标特定表面的贴附；

贴附消旋与轨控方法包括以下步骤：

微纳卫星集群中的各个工星通过贴附在非合作目标的可贴附表面上进行对后者的姿态及轨道接管控制；

当多个工星贴附在非合作目标的各个表面上后，通过一对工星的轨道控制模块沿相反方向施加的推力形成力偶，产生对非合作目标的合力矩；通过合力矩实现对非合作目标的姿态消旋、姿态稳定及姿态调整；

当非合作目标的姿态翻滚得到消旋后，各工星可进一步通过自身携带的轨道控制模块联合发力，产生对非合作目标的合力，该合力可用于非合作目标的轨道控制。

姿态及轨道接管控制具体步骤如下：

各微纳卫星的轨道推力方向使其不通过目标质心，从而形成对非合作目标的姿态控制力矩；

使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力矩沿着非合作目标姿态旋转的反方向，从而使得非合作目标的旋转运动逐渐减速并最终保持静止，达成消旋的目的；

和/或，各微纳卫星的轨道推力方向使其通过目标质心，从而形成对非合作目标的轨道控制力；

和/或，使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力沿着期望非合作目标轨道改变的方向，从而实现非合作目标轨道控制的目的；

工星子群中各工星在完成非合作目标姿态消旋和轨道控制任务后，能够快速安全撤离非合作目标，并转移至其它地方开展新的任务。

所述工星设置有一个面或多个面用于贴附非合作目标。

所述工星子群中贴附在非合作目标上的工星的数量是根据非合作目标的大小和可贴附表面的形状确定的。

所述工星的轨道控制模块用于控制工星按照计算出的轨道机动路线抵近非合作目标的待贴附表面附近；

所述工星的姿态控制模块主要用来控制工星按照计算出的目标姿态将其姿态调整至其贴附表面与非合作目标待贴附表面平行的状态。

所述工星两两配对，贴附于非合作目标的相对表面上，两两配对的工星通过产生方向相反的推力形成对非合作目标的一个合力偶，多个两两配对的工星产生的合力矩能够提供用于非合作目标消旋的总力矩，在此模式下，微纳卫星集群不产生合力。

同一个非合作目标表面上的工星通过产生相同方向的推力形成对非合作目标的合力，该合力用于非合作目标轨道控制。

本发明的有益效果是：

本发明的系统通过贴附目标表面的方式，可有效将各工星的轨道控制力传递给非合作目标，并通过多个工星之间的配合产生期望的控制力和控制力矩，这种方法避免了复杂空间运动部件(例如飞网、鱼叉及机械臂)的使用，从而大大降低了非合作目标捕获系统的复杂度。微纳卫星研制成本低廉，适应小型运载火箭快速或机动发射，大大提高了空间非合作目标捕获的快速响应性。

进一步，本发明的贴附方式是一种无损伤的传递力和力矩的方式，当完成捕获任务后，各微纳卫星可在补充燃料或电量的基础上再次使用，因而降低了任务执行成本。

本发明集群包含了两个以上基于立方体卫星技术构成的微纳卫星，微纳卫星一个或多个表面可在非合作目标表面的可贴附部位进行附着；所述微纳卫星通过姿态控制匹配自身与非合作目标的姿态，从而确保紧密贴附在目标表面；设计各微纳卫星的轨道推力方向使其不通过目标质心，从而形成对非合作目标的姿态控制力矩；设计使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力矩沿着非合作目标姿态旋转的反方向，从而使得非合作目标的旋转运动逐渐减速并最终保持静止，达成消旋的目的；设计各微纳卫星的轨道推力方向使其通过目标质心，从而形成对非合作目标的轨道控制力；设计使得多个微纳卫星对非合作目标产生的合力沿着期望非合作目标轨道改变的方向，从而实现非合作目标轨道控制的目的。微纳卫星研制成本低廉，适应小型运载火箭快速或机动发射，大大提高了空间非合作目标捕获的快速响应性。

进一步，微纳卫星集群中有限个工星或视星故障或失效后，剩余子群仍能通过有效配合实现对非合作目标的贴附消旋与轨控，因而大大提高了任务执行的可靠性和鲁棒性。

附图说明

图1是本发明的微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法示意图；

图2是本发明的微纳卫星结构示意图；

图3是本发明的微纳卫星集群协同实现非合作目标姿态消旋的示意图；

图4是本发明的非合作目标在z方向的姿态角、角速度以及控制力矩变化曲线一；

图5是本发明的非合作目标在z方向的姿态角、角速度以及控制力矩变化曲线二；

图6是本发明的非合作目标在z方向的姿态角、角速度以及控制力矩变化曲线三。

其中，1为太阳能电池板，2为非合作目标，3为星载设备，4为微纳卫星。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如附图1-3所示，本发明一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的系统，所述系统主要由两个以上具备了轨道控制、姿态控制的微纳卫星组成；所述微纳卫星集群中的各微纳卫星是一种具有立方体结构的卫星，且安装了轨道控制模块、姿态控制模块和其它能够保证微纳卫星在轨工作的设备。

图1是本发明的捕获系统的示意图。捕获系统中的微纳卫星4集群由多个(一般为两个以上)微纳卫星4构成。

所述微纳卫星集群由母星、视星子群和工星子群三部分构成；所述母星能够为贴附消旋与轨控过程提供精确的相对导航解算和控制指令生成；所述视星子群能够为贴附消旋与轨控过程提供所需的目标三维建模与相对状态测量信息；所述工星子群能够具体执行对非合作目标2的贴附消旋与轨控。

所述工星子群是由两颗以上称作工星的微纳卫星4构成，其中工星采用立方体卫星技术构建，具有1U～10U的整数倍大小，且外形为立方体或长方体。

所述工星安装了轨道控制模块、姿态控制模块、星间无线通信模块和其它能够保证微纳卫星4在轨正常工作的设备。

所述工星通过星间无线通信从母星获取控制指令并实现对目标特定表面的贴附。工星的立方体外形中的一个面或多个面是专门用作贴附非合作目标2的，该面上不安装凸起的设备，但并不排除该面上可以安装嵌入式的、不影响该面平整度的载荷。

所述工星在贴附非合作目标2时应选择后者能够贴附的表面或表面的某个局部位置，具体贴附在何处位置应根据对象的特点确定。

所述工星子群中贴附在非合作目标2上的工星的数量是根据非合作目标2的大小和可贴附表面的形状确定的。所述工星的轨道控制模块主要用来控制工星按照计算出的轨道机动路线抵近非合作目标2的待贴附表面附近。所述工星的姿态控制模块主要用来控制工星按照计算出的目标姿态将其姿态调整至其贴附表面与非合作目标2待贴附表面平行的状态。所述工星的轨道机动和姿态调整需要同步进行从而避免工星本体与非合作目标2本体发生碰撞。

所述工星通过姿态控制匹配自身与非合作目标2的姿态，从而确保紧密贴附在目标表面；

图2是本发明实现非合作目标2姿态消旋的示意图。其中，微纳卫星集群中的各微纳卫星4两两配对，贴附于非合作目标2的相对表面上。两两配对的各微纳卫星4通过产生方向相反的推力形成对非合作目标2的一个合力偶。多个两两配对的微纳卫星4产生的合力矩能够提供用于非合作目标2消旋的总力矩。在此模式下，微纳卫星4集群不产生合力。

图3是本发明实现非合作目标2轨道控制的示意图。其中，微纳卫星4集群中的各微纳卫星4安装于非合作目标2的同一个表面上。各微纳卫星4通过产生相同方向的推力形成对非合作目标2的合力，该合力用于非合作目标2轨道控制。

本发明一种微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法，捕获方法的核心在于，集群中的各个微纳卫星4通过贴附在非合作目标2的可贴附表面上进行对后者的姿态、轨道接管控制。可贴附表面是指非合作目标2的外表面上没有凸起物的部位，这些部位能够让微纳卫星4的其中一个面紧密贴合。当多个微纳卫星4贴附在非合作目标2的各个表面上后，它们通过一对微纳卫星4的轨道控制模块(例如推力器)沿相反方向施加的推力形成力偶，产生对非合作目标2的合力矩；通过合力矩实现对非合作目标2的姿态消旋、姿态稳定、姿态调整等。当非合作目标2的姿态翻滚得到消旋后，各微纳卫星4可进一步通过自身携带的轨道控制模块联合发力，产生对非合作目标2的合力，该合力可用于非合作目标2的轨道控制。

具体的，该方法包括以下步骤：

各微纳卫星4的轨道推力方向使其不通过目标质心，从而形成对非合作目标2的姿态控制力矩；

使得多个微纳卫星4对非合作目标2产生的合力矩沿着非合作目标2姿态旋转的反方向，从而使得非合作目标2的旋转运动逐渐减速并最终保持静止，达成消旋的目的；

和/或，各微纳卫星4的轨道推力方向使其通过目标质心，从而形成对非合作目标2的轨道控制力；

和/或，使得多个微纳卫星4对非合作目标2产生的合力沿着期望非合作目标2轨道改变的方向，从而实现非合作目标2轨道控制的目的。

所述工星子群中各工星在完成非合作目标2姿态消旋和轨道控制任务后，能够快速安全撤离非合作目标2，并转移至其它地方开展新的任务。

下面列举一个具体实施例，说明本发明的捕获方法的工作方式。

实施例

图2描述了一个非合作目标2(2米×2米×2米的立方体结构卫星)在8个30厘米×30厘米×30厘米的立方体形状的微纳卫星4作用下进行姿态翻滚消旋的示意图。以非合作目标2的质心为原点建立如图所示的坐标系，其中三个坐标轴x、y、z分别垂直于非合作目标2的对应表面。捕获方案中的8个微纳卫星4分成两组，每组4个，分别贴附于非合作目标2的x＝±1米表面上；其中安装于x＝1米表面上的四个微纳卫星4的质心的具体位置为[1.15,0.85,0.85]米、[1.15,0.85,0.25]米、[1.15,0.85,-0.25]米、[1.15,0.85,-0.85]米；安装于x＝-1米表面上的四个微纳卫星4的质心的具体位置为[-1.15,-0.85,0.85]米、[-1.15,-0.85,0.25]米、[-1.15,-0.85,-0.25]米、[-1.15,-0.85,-0.85]米。每个微纳卫星4可产生0～1毫牛的推力，并通过联合发力产生合力矩。可计算得到所有8个微纳卫星4在非合作目标2的z轴上能够产生的最大合力矩为8×1毫牛×0.85米＝6.8毫牛米。非合作目标2在z方向的转动惯量为Jz＝1000kg×1m²＝1000kgm²。非合作目标2在z方向的初始姿态角为50度，初始旋转角速度为-0.2度/秒。设计合适的控制律，则可根据上述参数计算得到非合作目标2在z方向的姿态角、角速度以及控制力矩变化曲线如图4、5、6所示。

由图4、5可知，姿态角与姿态角速度于10000秒后均收敛至零。由图6可进一步发现，需要的控制力拒一直小于5毫牛米，而这完全可由微纳卫星4集群产生的合力矩提供。这就表明本发明所提出的方法是完全有效的。

以上实施例仅用于说明本发明的技术方案而非对其限制，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细说明，所属领域的普通技术人员依然可以对本发明的具体实施方案进行修改或者等同替换，而这些并未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换，其均在本发明的权利要求保护范围之内。

微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。