一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法技术方案

一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法，前端传感器测量单元实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态及抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置；捕获结构控制器实时判断接收到的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配且接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，确定抓捕机构轴线与喷管轴线之间的夹角及抓捕机构距离喉管的距离，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器的捕获。

【技术实现步骤摘要】
一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统及方法
本专利技术涉及一种锥杆式抓捕机构控制方法，特别是用于高轨卫星的锥杆式抓捕机构实时控制方法。
技术介绍
高轨卫星由于其卫星覆盖面积大，且相对地面运动速度较慢，在通信、导航、预警、遥感等军用和民用领域发挥着重要作用。对高轨卫星开展在轨服务可延长卫星寿命、提高任务执行能力，是当前国内外的研究热点之一。在对高轨卫星进行在轨服务的过程中，根据需要可对在轨卫星进行辅助变轨、燃料补给、姿态控制、卫星接管、故障修复等操作。在该类操作过程中，均需对卫星进行抓捕，并根据任务需要在特定条件下进行释放。目前对高轨卫星的抓捕主要包括机械臂抓捕、爪式抓捕、锥杆对接、飞网抓捕及绳系抓捕等几种抓捕方式。在对高轨卫星进行抓捕控制时，由于现有国内外的高轨卫星在轨道转移时主要采用的是轨控发动机，而轨控发动机通常呈锥面，并具有较大的尺寸和较强的刚度，因此适合采用锥杆抓捕工具进行抓捕。另外，对于高轨卫星通常不具备标准抓捕和对接接口，因此选择发动机喷管作为一般高轨卫星目标对接捕获接口具有广泛的应用领域。例如德国、瑞士和西班牙联合开发的OLEV(OrbitLifeExtensionVehicle)抓捕机构的展开机构是一个可以伸缩的刚性金属杆，一旦进入发动机腔内，抓捕机构将使用其冠状锁紧机构维持抓取，用来抓住目标卫星的远端发动机。目前国内尚未见关于用于高轨卫星的锥杆式抓捕机构控制方法的相关报道和专利文献。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：弥补现有技术的不足，提供一种用于高轨卫星发动机喷管的锥杆式捕获实时控制系统及方法，控制抓捕机构按控制逻辑进行动作，完成对卫星的捕获、姿态定位和释放任务。本专利技术的技术解决方案是：一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，所述的锥杆式抓捕机构包括顺序连接的导向阻尼装置、棘爪胀紧装置外壳和可伸展星载装置，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置；控制系统包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；所述的前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器；捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制锥杆控制电机及直线传动电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器发动机的喉管锁紧实现目标飞行器的捕获。还包括旋转电机，当需要对捕获后的目标飞行器进行姿态调整，控制旋转电机旋转抓捕机构，带动目标飞行器进行旋转，达到姿态控制要求。所述的抓捕机构上传感器包括n+m个激光测距仪，n个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的顶端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的底端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上；n、m均为正整数，且n≥3，m≥6。所述的确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L步骤如下：步骤(一)，安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d1i，i＝1,2…n；步骤(二)、将所述n个距离值d1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(一)；步骤(三)、发送指令控制直线传动电机转动，将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d2j，j＝1,2…m；步骤(四)、将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(xj，yj)，j＝1,2…m，具体公式如下：其中：αj为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(xj，yj)，j＝1,2…m，使用最小二乘法拟合出椭圆P’曲线方程；步骤(六)、由步骤(五)拟合出的椭圆P’曲线方程计算椭圆几何中心(xc,yc)、长短轴(a,b)以及长轴夹角θ；步骤(七)、根据步骤(六)得到的椭圆P’的长轴a与短轴b，通过如下公式计算卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L:假设卫星发动机喷嘴模型曲线函数为y＝f(x)，则：L＝f(b)。一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制方法，步骤如下：(1)将n个激光测距仪安装在第一安装架上，将m个激光测距仪安装在第二安装架上，并将第一安装架安装在卫星抓捕机构的顶端，将第二安装架安装在卫星抓捕机构的底端，其中n个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪处在与卫星抓捕机构的轴线垂直的同一个平面上，其中n、m均为正整数，且n≥3，m≥6；(2)利用服务飞行器上安装的相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，控制抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴；(3)利用步骤(1)安装的激光测距仪测量的距离信息实时确定卫星抓捕机构轴线与卫星发动机喷嘴轴线之间的夹角以及卫星抓捕机构距离卫星发动机喷嘴的喉管的距离L；(4)根据步骤(3)中的夹角及距离L调整卫星抓捕机构的姿态，当卫星抓捕机构达到喉管位置时，发送指令控制卫星抓捕机构锁紧目标飞行器发动机的喉管，实现目标飞行器的捕获。所述步骤(3)的具体实现步骤如下：(3.1)抓捕机构伸入目标飞行器发动机喷嘴过程中，安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d1i，i＝1,2…n；(3.2)将所述n个距离值d1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d1i均大于报警阈值时，进入步骤(5)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(3.1)；(3.3)将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d2j，j＝1,2…m；(3.本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，所述的锥杆式抓捕机构包括顺序连接的导向阻尼装置、棘爪胀紧装置外壳和可伸展星载装置，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置；其特征在于：系统包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；所述的前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器；捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制锥杆控制电机及直线传动电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器发动机的喉管锁紧实现目标飞行器的捕获。...

【技术特征摘要】
1.一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，所述的锥杆式抓捕机构包括顺序连接的导向阻尼装置、棘爪胀紧装置外壳和可伸展星载装置，以及安装在前三者内部的棘爪胀紧装置；其特征在于：系统包括捕获结构控制器、前端传感器测量单元、直线传动电机和锥杆控制电机；所述的前端传感器测量单元包括安装在服务飞行器上的相对位姿传感器和安装在抓捕机构上的传感器；相对位姿传感器实时测量服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态并发送至捕获结构控制器；抓捕机构上传感器测量抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置并发送至捕获结构控制器；捕获结构控制器实时判断接收到的服务飞行器与目标飞行器的相对位置和姿态，当服务飞行器与目标飞行器进入限定距离且姿态匹配后，判断是否接收到外部输入的捕获命令，接收到捕获命令后，发送指令控制直线传动电机转动，由可伸展星载装置带动捕获机构上的其它部件伸入目标飞行器的喷管，根据接收到的抓捕机构与目标飞行器发动机喷管内壁的相对位置确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L，当前端的导向阻尼装置到达喉管位置时，发送指令控制锥杆控制电机转动，带动棘爪胀紧装置穿过喉管，之后发送指令控制锥杆控制电机及直线传动电机反转，棘爪胀紧装置卡在喉管位置，完成目标飞行器发动机的喉管锁紧实现目标飞行器的捕获。2.根据权利要求1所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：还包括旋转电机，当需要对捕获后的目标飞行器进行姿态调整，控制旋转电机旋转抓捕机构，带动目标飞行器进行旋转，达到姿态控制要求。3.根据权利要求1或2所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：所述的抓捕机构上传感器包括n+m个激光测距仪，n个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的顶端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上，m个激光测距仪通过安装架安装在抓捕机构的底端且处在与抓捕机构轴线垂直的同一个平面上；n、m均为正整数，且n≥3，m≥6。4.根据权利要求3所述的一种用于高轨卫星锥杆式抓捕机构的实时控制系统，其特征在于：所述的确定抓捕机构轴线与目标飞行器发动机喷管轴线之间的夹角以及抓捕机构距离所述喷管喉管的距离L步骤如下：步骤(一)、安装在卫星抓捕机构顶端的n个激光测距仪首先进入目标卫星发动机喷嘴，分别测量得到n个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d1i，i＝1,2…n；步骤(二)、将所述n个距离值d1i与设定的报警阈值进行对比，若n个距离值d1i均大于报警阈值时，进入步骤(三)，否则，调整卫星抓捕机构与卫星发动机喷嘴的相对位置，避免发生碰撞，重新执行步骤(一)；步骤(三)、发送指令控制直线传动电机转动，将安装在卫星抓捕机构底端的m个激光测距仪伸入卫星发动机喷嘴内部，分别测量得到m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d2j，j＝1,2…m；步骤(四)、将m个激光测距仪所在平面P的圆心作为坐标原点O(0,0)，所述平面P向外延伸后与卫星发动机喷嘴内壁相交得到椭圆截面P’，根据激光测距仪距离卫星抓捕机构中心轴线的距离D，和m个激光测距仪与卫星发动机喷嘴内壁的距离d2j，j＝1,2…m，计算m个激光测距仪发出的激光与卫星发动机喷嘴内壁的交点坐标(xj，yj)，j＝1,2…m，具体公式如下：其中：αj为第j个激光测距仪的测量方向与X轴的夹角，所述X轴为m个激光测距仪中任意选取一个激光测距仪的测量方向；步骤(五)、根据步骤(四)中得到的m个交点坐标(xj，yj...

【专利技术属性】
技术研发人员：庞羽佳，李志，黄剑斌，韩旭，孙玉成，朱孟萍，陈大可，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11