用于卫星的对接系统和方法技术方案

本发明专利技术涉及一种服务卫星，其具有本体、控制器和对接单元。对接单元包括枢转地安装在卫星本体上的至少两个可折叠的、可调节的抓持臂，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转，以及在每个抓持臂的自由端处的抓持端，其中，所述抓持端适于并被配置为捕获并抓持轨道卫星的目标部分。每个抓持臂可由协调臂的运动的控制器独立地控制。服务卫星还包括推进单元，所述推进单元包括第一推进器，所述第一推进器邻近服务卫星本体的天底端安装；平衡推进器，所述平衡推进器与第一推进器间隔开并面向与第一推进器不同的方向；用于推进器和所述平衡推进器的推进剂；以及用于对准推进器的器件，使得推进矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于卫星的对接系统和方法相关申请本申请要求于2014年8月26日提交的美国临时专利申请No.62/041,780的权益。
本专利技术总体上涉及卫星，特别涉及用于服务在轨的卫星的服务卫星。
技术介绍
商业电信卫星产生整个地球同步轨道(GEO)太空行业收入的约75％。商业电信卫星的运行寿命为12至15年，这些限制主要来自可用于站位保持(stationkeeping)的燃料量。所有星载系统可能能够长时间地正常工作，但在没有推进剂的情况下，卫星不能维持在其运行轨道——卫星从其运行轨道漂移，因而无法支持通信任务的要求。保留在太空中的非运行卫星被认为是太空碎片。为了缓解堆积太空碎片的问题，联合国的政策要求“在运行生命结束时，应将地球同步轨道飞船放置在弃用轨道处，该弃用轨道具有在地球同步轨道以上至少300km处的近地点”。联邦通信委员会(FCC)在2004年通过了类似的规定。为了遵守这些规定，当留有相对较少的推进剂时，卫星使用剩余的站位保持推进剂进行脱轨，并经常牺牲其几个月的设计寿命，这对应于经济价值的显著损失。如果在轨的站位保持和拖曳服务是可用的，则GEO卫星可以留在运行轨道中，直到其推进剂供应完全耗尽，然后通过拖船转移到弃用轨道。由于星载转发器的延期使用，这种替代方案将为卫星运营商带来额外的收入。此外，即使在GEO卫星的推进剂供应完全耗尽之后，GEO卫星也可以通过经由太空拖船服务卫星提供站位保持服务而停留在运行轨道中，如后面将要解释的。拖曳服务或寿命延长任务可能会变得复杂。过去曾讨论过几个概念。其中一些建议涉及使用大型卫星，且最终还涉及可能超越商业可行性的门槛的更昂贵的解决方案。其他人提出加油服务，当被服务卫星未被预先设计为用于这种服务时，其可能难以实现。另一个复杂性在于当前的在太空中的卫星不是为了服务而设计的，并且具有不同的形状和机械/电气/推进接口。因此，存在对这样的解决方案的需求，该解决方案使得靠近推进服务的最后阶段的各种卫星能够利用并完全耗尽其用于卫星原始任务的推进剂，将把耗尽的卫星拖曳到弃用轨道的任务留给外部服务。这样的外部服务应该能够服务于多年来设计和发射的各种不同的卫星，并且应该在商业上是可行的。优选地，这种外部服务还应该能够提供站位保持服务和其它服务，诸如将卫星重新定位在新的轨道轨位中、重新利用已经倾斜的卫星以及对错位卫星进行轨道校正，以进一步维持缺乏推进剂但仍具有功能正常的任务系统的卫星的使用寿命。
技术实现思路
本专利技术涉及一种服务卫星，其具有本体、控制器和对接单元。对接单元包括：枢转地安装在卫星本体上的至少两个可折叠的、可调节的抓持臂，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转；以及在抓持臂的每个自由端处的抓持端，其中，抓持端适于并被配置为捕获并抓持轨道卫星的目标部分。每个抓持臂可由协调臂的运动的控制器独立地控制。根据本专利技术，还提供一种服务卫星，其具有本体、控制器和推进单元，推进单元包括主推进系统，该主推进系统包括第一推进器和平衡推进器，该第一推进器与服务卫星本体的天底端邻近地安装，该平衡推进器安装在平衡推进器臂上。平衡推进器与第一推进器间隔开，并面向与第一推进器不同的方向。卫星还包括用于推进器和平衡推进器的推进剂，以及包括用于使推进器对准的器件，使得推进向量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。根据本专利技术，还提供了一种用于为被服务卫星服务的服务卫星，所述服务卫星包括可收起和可展开的推进单元，可收起和可展开的对接单元，可收起和可展开的太阳能板，在可收起和可展开的悬臂上的通信天线，用于在其上安装推进单元、对接单元、太阳能板和通信悬臂的卫星本体，以及在本体中的控制单元，其中，具有收起的推进单元、收起的对接单元、收起的太阳能板和收起的通信悬臂的卫星的体积和质量符合商业辅助有效负载体积和质量规定的标准。根据本专利技术，还提供了一种用于将服务卫星对接到被服务卫星的方法，所述方法包括将服务卫星移动到距待被服务的卫星一交会距离处；将至少两个抓持臂展开至臂之间的距离大于所述被服务卫星的所述目标部分的尺寸，每个抓持臂具有抓持端，致动推进单元以使服务卫星靠近被服务卫星，以及闭合抓持臂，直到抓持端捕获被服务卫星的目标部分并抓持目标部分。根据本专利技术，还提供了一种用于推进在限定三个垂直平面N/S、E/W、Ze/Na的经度轨位中的轨道中的被服务卫星的方法，所述方法包括：将具有控制器的服务卫星对接到被服务卫星；致动第一推进器以在选定的时间段内沿第一方向点火；致动安装在距所述第一推进器一定距离处的平衡推进器，以在选定的时间段内沿第二方向点火，以便在选自N/S或E/W的平面内提供站位保持；以及调节推进器的对准，使得推进矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。根据本专利技术的实施例，所述方法还包括在对接步骤之前，使服务卫星相对于被服务卫星转动通过预先选定的偏航角度(yawangle)。根据本专利技术，还提供了一种用于被服务卫星的重新定轨(re-orbiting)的方法，所述方法包括改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向；点火推进器以产生推进矢量，以沿改变的飞行方向推动对接的服务卫星和被服务卫星；调节推进器的对准，使得推进矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心；当对接的服务卫星和被服务卫星到达期望的轨道轨位时，以及使服务卫星与被服务卫星解除对接，以提供对被服务卫星的重新定轨。根据本专利技术，还提供了一种用于被服务卫星的脱离轨道(de-orbiting)的方法，所述方法包括改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向；点火推进器以产生推进矢量，以沿改变的方向推动对接的服务卫星和被服务卫星；调节推进器的对准，使得推进矢量经过所述服务卫星和所述被服务卫星的联合重心；当对接的服务卫星和被服务卫星达到期望的经度时，点火服务卫星的推进器以使被对接的卫星减速；以及当达到坠落轨道时，使服务卫星与被服务卫星解除对接，以提供被服务卫星的重新定轨。附图说明本专利技术的主题在本说明书的总结部分中被特别指出并明确要求保护。然而，当与附图一起阅读时，通过参考以下详细说明可以最好地理解关于本专利技术的组织和操作方法，以及目的、特征和优点，在附图中：图1A是示出根据本专利技术的一些实施例的处于其收起位置中的服务卫星的功能框图；图1B是根据本专利技术的一些实施例的处于展开位置中的图1A的服务卫星的示意图；图2A是根据本专利技术的实施例的服务卫星的前部部分和抓持单元的示意图；图2B是根据本专利技术的实施例的具有展开的抓持臂的图2A的服务卫星的示意图；图3A和3B示意性示出根据本专利技术的实施例的展开机构；图4A、4B、4C、4D、4E和4F示意性示出根据本专利技术的实施例的抓持臂的抓持端的结构、及它们与被服务卫星的接口环相连接的方式；图5A、5B和5C示出根据本专利技术的实施例的将服务卫星对接到被服务卫星的对接过程；图6A、6B和6C是根据本专利技术的一些实施例的姿态补偿的示意图；图7A和7B示意性地示出与地球同步卫星的位置和方向相关联的图示；图8示意性示出根据本专利技术的实施例的在服务卫星对接到被服务卫星之后在站位保持任务中操作的两个推进器；图9示意性地示出根据本专利技术的实施例的图8的两个推进器的操作的位置和方向；图10示意性地示出对根据本专利技术的实施例的被服务卫星执行E/W位置校正；图11A-11C示意性示出根据本专利技术的实施例的抓持本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种服务卫星，具有本体、控制器和对接单元，所述对接单元包括：至少两个可折叠的可调节的抓持臂，所述抓持臂枢转地安装在卫星本体上，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转；以及在所述抓持臂的每一个的自由端处的抓持端，其中，所述抓持端适于并被构造为捕获并抓持轨道卫星的目标部分；每个抓持臂由所述控制器独立地控制，其中，所述控制器协调臂的运动。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.08.26 US 62/041,7801.一种服务卫星，具有本体、控制器和对接单元，所述对接单元包括：至少两个可折叠的可调节的抓持臂，所述抓持臂枢转地安装在卫星本体上，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转；以及在所述抓持臂的每一个的自由端处的抓持端，其中，所述抓持端适于并被构造为捕获并抓持轨道卫星的目标部分；每个抓持臂由所述控制器独立地控制，其中，所述控制器协调臂的运动。2.根据权利要求1所述的服务卫星，其中，所述目标部分是用于与发射器接合的接口环。3.根据权利要求1或2所述的服务卫星，其中，每个抓持端包括用于抓持所述目标部分的凹部。4.根据权利要求3所述的服务卫星，还包括设置在所述凹部中的目标部分传感器。5.根据前述权利要求中任一项所述的服务卫星，其中，所述控制器被配置为致动所述臂移动到彼此相距选定距离处的抓持位置，以便抓持所述目标部分。6.根据权利要求3所述的服务卫星，其中，所述抓持端包括安装在所述凹部中的弹簧加载引导钩，该钩适于并被构造为用于将所述抓持端中的凹部接合并引导到所述目标部分上，以捕获和抓持所述目标部分。7.根据前述权利要求中任一项所述的服务卫星，其中，所述抓持端通过球形接头附接到所述抓持臂，允许在三个垂直平面中于所述抓持臂和所述抓持端之间测量的相对角度的三个自由度。8.根据前述权利要求中任一项所述的服务卫星，其中，每个臂由枢转地安装在卫星的本体上的多杆连杆机构形成，所述多杆连杆机构包括终止于所述抓持端的至少一个操作杆和联接到所述控制器的马达。9.根据权利要求8所述的服务卫星，其中，所述多杆连杆机构包括：第一曲柄和第二曲柄，其枢转地安装在卫星的所述本体上；操作杆，其在其一端枢转地安装到第一曲柄，并沿着其的另一位置处枢转地安装到第二曲柄；以及在一个枢轴上的马达。10.根据权利要求8或9所述的服务卫星，其中，所述操作杆枢转地安装在固定杆上，所述固定杆固定到卫星本体。11.根据前述权利要求中任一项所述的服务卫星，其中，抓持单元安装在所述服务卫星的与主推进器相背的一侧上。12.根据权利要求3所述的服务卫星，其中，所述抓持端中的凹部的轮廓从中间的大间隙朝向两侧的小间隙会聚。13.一种服务卫星，具有本体、控制器和推进单元，所述推进单元包括：主推进系统，包括：第一推进器，其与所述服务卫星本体的天底端邻近地安装；以及平衡推进器，其安装在平衡推进器臂上，所述平衡推进器与所述第一推进器间隔开并面向与所述第一推进器不同的方向；推进剂，其用于所述推进器和所述平衡推进器；以及用于使推进器对准的器件，以使得推进向量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。14.根据权利要求13所述的服务卫星，其中，所述平衡推进器安装在转动臂上，并被布置为交替地采用两个位置中的一个——所述两个位置为用于沿飞行方向推进的第一位置和用于站位保持的第二位置。15.根据权利要求13或14所述的服务卫星，其中，所述主推进系统还包括设置在卫星的天顶端的用于沿飞行方向推进的第三推进器。16.根据权利要求15所述的服务卫星，其中，所述第一、第二和第三推进器被布置为基本同时点火。17.根据权利要求13-16中任一项所述的服务卫星，还包括副推进系统，所述副推进系统包括设置在所述服务卫星的所述本体周围的多个电动推进器。18.根据权利要求13-17中任一项所述的服务卫星，其中，所述第一个推进器和所述平衡推进器是电动推进器，以及所述服务卫星包括向推进器提供电能的太阳能板阵列，其中，所述阵列基本上大于卫星本体。19.根据权利要求13-19中任一项所述的服务卫星，其中，平衡推进器臂是可收起和可展开的。20.根据权利要求13-16中任一项所述的服务卫星，其中，推进器选自包括电推进器、离子推进器、电阻射流推进器的组。21.一种用于为被服务卫星服务的服务卫星，所述服务卫星包括：可收起和可展开的推进单元；可收起和可展开的对接单元；可收起和可展开的太阳能板；在可收起和可展开的悬臂上的通信天线；卫星本体，其用于在其上安装所述推进单元、所述对接单元、所述太阳能板和通信悬臂；以及在本体中的控制单元；其中，具有收起的推进单元、收起的对接单元、收起的太阳能板和收起的通信悬臂的卫星的体积和质量符合商业辅助有效负载体积和质量规定的标准。22.根据权利要求21所述的服务卫星，其中，卫星的体积和质量符合EELV二级有效负载适配器(ESPA)或AQUILA的标准。23.根据权利要求21所述的服务卫星，其中，所述对接单元包括：至少两个可展开的抓持臂；以及在所述抓持臂的每个自由端处的抓持端，所述抓持端适于并被构造为捕获和抓持所述被服务卫星的目标部分。24.根据权利要求21-23中任一项所述的服务卫星，其中，所述推进单元包括第一推进器和第二推进器，第一推进器安装在所述卫星本体上，第二推进器安装在与所述卫星本体相距一定距离处。25.根据权利要求24所述的服务卫星，其中，所述第二推进器安装在可展开的平衡推进器悬臂上。26.根据权利要求21-23中任一项所述的服务卫星，其中，所述推进单元包括：第一推进器，其与所述服务卫星...

【专利技术属性】
技术研发人员：A哈尔斯班德，N塔塞，M帕连特，M赖特曼，
申请(专利权)人：有效空间解决方案有限公司，
类型：发明
国别省市：以色列,IL