端到端在轨服务制造技术

一种在轨服务航天器(1)，包括接合系统(4)，用于接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)以形成空间系统(6)；以及电子反应控制系统(7)，使航天器(1)绕着横滚轴、偏航轴和俯仰轴旋转，以控制沿给定轨迹的姿态和位移，从而使航天器(1)执行给定的操纵。电子反应控制系统(7)包括：感测系统(8)，以直接感测物理量或允许基于包括位置、姿态、角速率、可用燃料、几何特征和机载系统状态中的一个或多个的感测的物理量间接计算物理量；姿态控制推进器(9)，安装成允许它们的位置和定向可调节；以及姿态控制计算机(10)，与感测系统(8)和姿态控制推进器(9)通信，并被编程以从感测系统(8)接收数据，并基于所接收的数据控制姿态控制推进器(9)的位置、定向和操作状态，从而控制航天器(1)的姿态和位置，姿态控制计算机(10)被编程以使得航天器(1)执行包括接合步骤的给定任务，其中，接合系统(4)和姿态控制推进器(9)由姿态控制计算机(10)控制，以接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，以及一个或多个操作步骤，在操作步骤的每个中，姿态控制推进器(9)由姿态控制计算机(10)控制，以满足为操作步骤建立的一个或多个要求。每个操作步骤可以包括至少一个稳定化子步骤(FS)，在该稳定化子步骤期间，根据操作步骤的要求和给定的优化标准来稳定空间系统(6)的姿态，随后是在空间系统(6)的姿态的稳定化子步骤结束时开始的稳定化操作子步骤(FR)。在每个操作步骤中，姿态控制计算机(10)还被编程，以通过实现对姿态控制推进器(9)的配置进行优化的迭代过程，根据操作步骤的要求来优化姿态控制推进器(9)的配置。置。置。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】端到端在轨服务
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本专利申请要求于2019年10月18日提交的第102019000019322号意大利专利申请的优先权。


[0003]本专利技术一般涉及端到端(end
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to
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end)在轨服务，尤其涉及在轨服务航天器，用于在轨检查和/或维护航天器，以及用于拖拽航天器或其它空间物体。

技术介绍

[0004]众所周知，在空间景观中，端到端在轨服务服务正在彻底改变空间运输和空间使用方式。
[0005]概括地说，端到端在轨服务服务可以分为两个广泛的类别：航天器检查和/或维护服务以及拖拽服务，用于拖拽空间飞行器或其它性质的空间物体(例如太空碎片)。
[0006]航天器检查和/或维护服务又可以细分为航天器检查服务、航天器寿命延长服务，包括加燃料、航天器再定位服务；以及航天器更新服务，以适应航天器在其整个使用寿命中的任务。
[0007]航天器拖拽服务又可以细分为地球同步轨道航天器拖拽服务，包括航天器递送，以及低地球轨道(LEO)航天器拖拽服务，包括卫星星座部署。例如，这些卫星被提供给由于发射故障而未能到达它们的操作轨道的卫星。
[0008]另一方面，拖拽服务或更确切地说空间物体移除服务实质上由旨在主动移除空间碎片的清理服务组成。
[0009]通过在轨服务航天器提供在轨服务服务，当在轨服务航天器被设计成向航天器提供检查和/或维护服务时，在轨服务航天器被区分为检查航天器和/或维护航天器，并且当在轨服务航天器被设计成为空间飞行器/物体提供拖拽服务时，在轨服务航天器被区分为空间拖拽船。
[0010]空间物体拖拽服务还可以被提供给在服务供应中未能协同工作的空间物体，并且航天器检查和/或维护服务以及航天器拖拽服务被提供给在服务供应期间能够或不能够协同工作的航天器。
[0011]当航天器拖拽船被用于提供航天器拖拽服务时，航天器拖拽船可以在被发射之前被联接到要被拖拽的航天器，直接进入发射装置，以便与要被拖拽的航天器一起发射，或者它们可以与要被拖拽的航天器分开地发射到等待航天器被拖拽的所谓的会合轨道(LEO或NRHO
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近直线晕轨道)中，航天器在空间拖拽后被发射到会合轨道中。
[0012]当它们被用于拖拽单独发射的航天器时，航天器拖拽船被控制，以便经由适当的对接系统(通常为机械臂的形式)自主地接近和对接航天器，并且可能推进对接的航天器直到它们到达航天器能够操作或维护/加燃料的期望轨道，可以执行修理或其它操作。
[0013]当空间拖拽船被用于拖拽空间物体时，空间拖拽船被控制，以便借助于适当的捕
获系统(例如，网、叉或其它系统)自主地接近和捕获空间物体，并且使所捕获的空间物体的轨道偏离或上升，简单地改变它们的轨道，以便将它们带到不再有运行卫星的风险的地方。
[0014]US2018/148197A1公开了一种具有本体、控制器和对接单元的服务卫星。对接单元包括至少两个可折叠的和可调节的抓握臂，抓握臂枢转地安装在卫星本体上。每个抓握臂可相对于卫星本体枢转，并且在抓握臂的每个自由端处包括抓握端。抓握端适于并配置成捕获和抓住轨道卫星的目标部分。每个抓握臂由控制器独立地控制，该控制器协调抓握臂的运动。该服务卫星还包括推进单元，该推进单元包括邻近服务卫星本体的天底(Nadir)端安装的第一推进器和与第一推进器间隔开并面向与第一推进器不同的方向的平衡推进器，以及用于该推进器和平衡推进器的推进剂。服务卫星还包括用于对准推进器的装置，以便推进矢量通过服务卫星和被服务的卫星的联合重心。
[0015]US6017000A公开了用于通过“卫星检查恢复和扩展”(“SIRE”)航天器的操作来执行诸如目标卫星的检查、恢复和寿命延长的卫星邻近操作的设备和方法，“卫星检查恢复和扩展”(“SIRE”)航天器可以在远程操作模式、自动模式和自主模式下操作。SIRE概念还包括用于执行某些在轨操作的那些方法和技术，包括但不限于卫星、航天器、空间系统、空间平台和空间中的其它飞行器和物体(统称为“目标卫星”)的检查、服务、恢复和寿命延长。SIRE邻近任务的三种基本类型被定义为“寿命延长”、“恢复”和“效用”。提供远程驾驶舱系统以允许在邻近操作期间对SIRE航天器进行人工控制。
[0016]James Jillian在2016年IEEE Aerospace Conference(《IEEE航空航天会议》)，IEEE，2016年3月5日(2016
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03
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05)，第1
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10页的“Adaptive control for post
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dock manoeuvres with an unknown semi
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cooperative object(与未知半合作物体快速地对接操纵的自适应控制)”中，探讨了当航天器与具有有限物理参数信息的物体结合时，自适应控制器可以在其中维持姿态控制授权的贸易空间，目标是通过未来的太空飞行试验为控制器验证绘制路径。比较了基线姿态和位置比例
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积分
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微分(PID)控制系统与自适应PID控制方法。改变连接的航天器的惯性、质量和质心位置，以评估这些控制器的局限性、性能和鲁棒性。
[0017]US9115662B1公开了用于管理平台中的多个推进器的方法和设备，包括利用推进器控制系统操作平台中的多个推进器，估计由多个推进器的操作产生的飞行器响应以形成估计的飞行器响应，以及将估计的飞行器响应与期望的飞行器响应进行比较以产生目标功能误差。
[0018]CN110110342A公开了一种基于邻近算法的组合航天器数据驱动控制方法。该方法包括以下步骤：建立组合体航天器运动模型；基于邻近算法的数据驱动姿态控制器设计；初始化控制器参数并建立数据库；通过利用公式计算系统的预测值，利用公式计算系统的预测输出；计算控制器；更新数据库中的数据；以及迭代以调节控制器的输出。
[0019]CN109625333A公开了一种基于深度增强学习的空间非合作目标捕获方法。该方法包括两个步骤。通过该方法可以实现交互。该方法包括步骤一、利用三维可视化软件搭建服务飞行器和目标飞行器的三维可视化环境，可视化环境的输入是服务飞行器的控制力和控制力矩，以及输出是服务飞行器和目标飞行器的状态；步骤二，构建卷积神经网络模型，在三维可视化环境中对服务飞行器进行智能自主空间非合作目标捕获训练。卷积神经网络模型以服务飞行器和目标飞行器的状态作为的输入，利用卷积神经网络模型的权值参数输出
控制服务飞行器所需的控制力和控制力矩，并将控制力和控制力矩发送到可视化环境中，以及将两个飞行器的状态连续输入到神经网络中以进行持续的深度增强训练。

技术实现思路

[0020]申请人已经体验到，在为客户航天器，特别是卫星提供服务服务时，服务航天器必须面对的关键技术问题之一是优化(即减少)燃料消耗以保证适当的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种在轨服务航天器(1)，包括：
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接合系统(4)，接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，以形成空间系统(6)；以及
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电子反应控制系统(7)，使所述航天器(1)绕着横滚轴、偏航轴和俯仰轴旋转，以控制所述航天器(1)沿给定轨迹的姿态和位移，从而使所述航天器(1)执行给定的操纵；所述电子反应控制系统(7)，包括：
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感测系统(8)，允许直接感测物理量或基于包括位置、姿态、角速率、可用燃料、几何特征和机载系统状态中的一个或多个的感测的物理量间接计算物理量；
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姿态控制推进器(9)，安装成允许它们的位置和定向是能调节的；以及
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姿态控制计算机(10)，与所述感测系统(8)和所述姿态控制推进器(9)通信，并且被编程以接收来自所述感测系统(8)的数据，并且基于所接收的数据控制所述姿态控制推进器(9)的位置、定向和操作状态，从而控制所述航天器(1)的姿态和位置；所述姿态控制计算机(10)被编程以使得所述航天器(1)执行给定任务，所述给定任务包括接合步骤和一个或多个操作步骤，在所述接合步骤中，所述接合系统(4)和所述姿态控制推进器(9)由所述姿态控制计算机(10)控制以接合待服务或待拖拽的空间飞行器或物体(5)，在所述操作步骤的每个中，所述姿态控制推进器(9)由所述姿态控制计算机(10)控制以满足为所述操作步骤建立的一个或多个要求；每个操作步骤可以包括至少一个稳定化子步骤(FS)，在所述稳定化子步骤(FS)期间，所述空间系统(6)的姿态根据所述操作步骤的所述要求以及根据给定的优化标准来稳定；其特征在于，每个稳定化子步骤(FS)之后是稳定操作子步骤(FR)，所述稳定操作子步骤(FR)在所述空间系统(6)的所述姿态的所述稳定化子步骤(FS)结束时开始；以及其中，在每个操作步骤中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为根据所述操作步骤的所述要求通过实现对所述姿态控制推进器(9)的配置进行优化的迭代过程来优化所述姿态控制推进器(9)的所述配置，所述操作步骤包括：1.操作1，包括：1.1获取/更新所述操作步骤的要求和所述优化标准的要求；1.2获取/更新由所述空间系统(6)在所述空间系统(6)的参考系统中的位置、定向和角速度定义的所述空间系统(6)的当前状态；1.3确定所接合的空间飞行器或物体(5)相对于所述航天器(1)的位置和定向，以允许确定所述空间系统(6)的几何配置；以及1.4确定所述姿态控制推进器(9)的当前位置和定向；2.操作2，包括：基于所述空间系统(6)的当前状态和几何配置，以及所述姿态控制推进器(9)在步骤1.4中确定的当前位置和定向，根据所述操作步骤的要求和所述优化标准稳定所述空间系统(6)的姿态；3.操作3，包括：3.1在所述稳定操作步骤(FR)的充分延长的采样周期期间，确定作用在所述空间系统(6)上的姿态控制力和转矩；以及3.2确定所述姿态控制推进器(9)的允许的位置域和定向域以及所述姿态控制推进器
(9)的可用性；4.操作4，包括：基于所述优化标准并且将所述姿态控制推进器(9)的位置和定向看作在步骤3.2中确定的相关联的允许的域内可能变化的系统变量来优化可用的姿态控制推进器(9)的位置和定向；5.操作5，包括：修改所述姿态控制推进器(9)的位置和定向，以便使所述姿态控制推进器(9)采取在步骤4.1中计算的优化的位置和定向。2.根据权利要求1所述的在轨服务航天器(1)，其中，所述姿态控制计算机(10)还被编程为：
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当操作3已经完成时，检查(150)由执行操作3定义的第一操作条件的发生，执行操作3具有或不具有导致所述空间系统(6)的由施加到所述空间系统(6)的一组姿态控制力和转矩和/或可用性定义的操作场景的变化，与在所述姿态控制推进器(9)的配置的优化的迭代过程中执行操作3之前的操作场景相比，存在或排除一个或多个姿态控制推进器(9)；
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如果...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔治，
申请(专利权)人：泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东股份有限公司，
类型：发明
国别省市：