碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法

摘要

本发明涉及碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法，属于空间碎片清除领域。本方法核心思想是：碎屑自然衰减时间与其初始质量之间的关系与最终期望的离轨时间所需的帆表面相连，并基于目前的碎片清除标准，本方法所设计的拖曳帆已被考虑用于驱动最终方程；且本方法一般并不影响帆类型，它可限制任何拖曳帆的设计参数以进一步优化设计循环；已使用了世界主要空间机构的类似任务国际标准，所以任何国家定义的任务都可以采用这种方法进行计算。

权利要求

1.碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤A、基于设计的拖曳帆数据，使用功率级数数据拟合方法，推导出了计算面积与质量比参数的关系式；

步骤B、提取理想的离轨时间，得出表面积和质量最终关系的通用系数表达式；

步骤C、通过采用现行的碎片处理标准及步骤A和步骤B所得的表达式，即：面积与质量比参数的关系式以及表面积和质量最终关系的通用系数表达式，得出Ahmadloo不等式；

至此，从步骤A到步骤C，完成了碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法；

基于上述步骤A至步骤C，针对具体的碎片清除任务，拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法的参数计算过程如下：步骤一、基于需求选择要去除的碎片；

步骤二、计算步骤一欲去除碎片的初始质量和横截面积；

步骤三、基于步骤一中选定的要去除的碎片计算出初始质量和横截面仿该碎片的自然衰减时间；

步骤四、利用自然衰减时间和所需的离轨时间值，使用步骤A到步骤C，来确定任务要求的所需离轨时间；

步骤五、使用Ahmadloo不等式获取拖曳帆大小；

步骤六、基于拖曳帆离轨时间进行校验；

至此，从步骤一到步骤六，完成了碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法计算拖曳帆大小，即面积和质量。

说明书

碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法

技术领域

[0001] 本发明为用于碎片清除任务的被动方法，特别地，与气动拖曳增强系统有关，涉及Ahmadloo不等式，更具体地说，涉及碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法，属于空间碎片清除领域。

背景技术

[0002] 发射到太空的所有航天器的有效寿命有限。在他们的生命周期之后，航天器和卫星就没有用了，它们在空间积累，增加了碎片的数量。除非在大气中被拆除或燃烧，否则航天器和卫星仍然保留在轨道上，随着碎片数量的增加，它们之间的碰撞成为可能导致产生更多碎屑，这一现象已成为常态。

[0003] 如今，有几种方法可以使用寿命终止的航天器离轨。所有技术都旨在将近地点高度降低到气动力变得足够大以致最终重新入轨。此时，施加到航天器或卫星的空气动力学加热和压力将增加，且航天器或卫星将在大气中被大面积损毁。

[0004] 今天，领先的离轨策略涉及使用小型火箭发动机、电动系绳或气动拖曳增强来强制重新进入，从而达到消除目标碎片的目的。

[0005] 小型火箭发动机可用于以特定的角度和速度将卫星推向地球，以确保重新入轨时毁坏。火箭发动机可能被用来降低卫星其下降而在大气中燃烧的速度。这一技术发展利用了已达商业水平的导弹技术。该火箭的主要优点是通过精确的角度射击来控制拆卸过程。然而，火箭技术具有极其昂贵、质量非常重以及技术复杂的缺陷，包括保持将火箭燃料在其使用寿命终止之前保持10年以上的压力。

[0006] 电动系绳是一个导电接头，在一个离轨航天器和一个一定距离部署的端部之间延伸，有可能向下延伸几公里距离。因此，系绳技术涉及从卫星通过地球磁场部署和拖曳导线。系绳与地球磁场之间的相互作用产生了可用于提高和降低卫星高度轨道的推进力。通常，系绳及地球的磁场之间相互作用产生推进力使得此力用于同时升和降卫星高度轨道。当需要离轨时，系绳系统的部署单元将在与其连接的主航天器的有效寿命期间，大部分保持休眠。电动动力系绳具有潜力，但是在部署和离轨过程本身期间需要高度的主动控制。

[0007] 气动拖曳增强涉及空气阻力的增加。空气阻力或拖曳随着高度的增加逐渐变薄而减小。这种离轨策略仅限于LEO。这个地区的卫星体验到一个相当有限的空气动力学拖曳，并且由于空气拖曳导致的卫星速度的降低非常小。能够增强气动阻力的系统增加了空气拖曳，使卫星的速度以在所需时间内对卫星进行离轨的速率降低。

[0008] 拖曳增强系统中，拖曳帆受到特别关注。到目前为止，所提出的概念包括由航天器运输到靠近目标碎片的位置的压实拖曳帆，然后将压实的拖曳帆连接到目标碎片上，最后将其扩展到其最终表面。这个最终的表面将负责产生拖曳以从其初始位置移除目标碎片。这个拖曳表面越大，装置将会越过目标碎片。鉴于航天器内的空间有限，拖曳帆必须在其压实版本中加载，这限制了拖曳帆的最大拖曳面。

[0009] 被动拖曳增强方法的优点与总图中任务的简单性有关，并且每个待移除的碎片所需的有效载荷量也较少。虽然，此技术目前已经有大量的研究，但是没有发展出具体的方法来确保表面积与离轨时间之间的关系。作为每个任务的主要要求，离轨时间是主要因素，与帆的大小完全相关。拖曳帆尺寸算法的难度在于：在离轨相位的轨道高度的减少是非线性的。考虑到任务的所有要求，研究一个简单的方法可以用于精确优化任何特定碎片的相关轨道元素及其初始质量和横截面是很必要的。

发明内容

[0010] 本发明的目的是针对特定碎片开发的拖曳帆面积与质量比尺寸方法能够根据任务要求，保证任何轨道时间要求的所需帆尺寸，提出了碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法。

[0011] 本方法核心思想是：碎屑自然衰减时间与其初始质量之间的关系与最终期望的离轨时间所需的帆表面相连，并基于目前的碎片清除标准，本方法所设计的拖曳帆已被考虑用于驱动最终方程；且本方法一般并不影响帆类型，它可限制任何拖曳帆的设计参数以进一步优化设计循环；已使用了世界主要空间机构的类似任务国际标准，所以任何国家定义的任务都可以采用这种方法进行计算。

[0012] 本发明所述方法的目的是通过以下技术方案实现：

[0013] 步骤A、基于设计的拖曳帆数据，使用功率级数数据拟合方法，推导出了计算面积与质量比参数的关系式；

[0014] 步骤B、提取理想的离轨时间，得出表面积和质量最终关系的通用系数表达式；

[0015] 步骤C、通过采用现行的碎片处理标准及步骤A和步骤B所得的表达式，即：面积与质量比参数的关系式以及表面积和质量最终关系的通用系数表达式，得出Ahmadloo不等式；

[0016] 至此，从步骤A到步骤C，完成了碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法。

[0017] 基于上述步骤A至步骤C，针对具体的碎片清除任务，拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法的参数计算过程如下：

[0018] 步骤一、基于需求选择要去除的碎片；

[0019] 步骤二、计算步骤一欲去除碎片的初始质量和横截面积；

[0020] 步骤三、对于步骤一中选定的要去除的碎片基于计算出的初始质量和横截面仿该碎片的自然衰减时间；

[0021] 步骤四、利用自然衰减时间和所需的离轨时间值，使用步骤A到步骤C，及本发明所述方法来确定任务要求的所需离轨时间；

[0022] 步骤五、使用Ahmadloo不等式获取拖曳帆大小；

[0023] 步骤六、基于拖曳帆离轨时间进行校验；

[0024] 至此，从步骤一到步骤六，完成了采用本发明所述的碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法计算拖曳帆大小，即面积和质量。

[0025] 有益效果

[0026] 本发明碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法，与现有拖曳增强尺寸方法相比，具有如下有益效果：

[0027] 1.本发明所述方法提供了一种非常简单的帆尺寸方法；

[0028] 2.本发明所述方法适用于任何碎片大小，且与拖曳帆类型无关；

[0029] 3.本发明所述方法是唯一可以计算用于特定离轨时间的拖曳帆截面和质量的唯一方法；

[0030] 4.本发明所述方法能够根据具体的拖曳帆类型进一步优化。

附图说明

[0031] 下面的附图用于可视化的表达本发明所述的碎片清除任务的拖曳区域到质量比拖曳增强尺寸方法并证明了本方法的准确性。

[0032] 图1表示的是表1中的近期设计的拖曳帆面积与质量比；

[0033] 图2表示的是拟合曲线与基于选择的拖曳帆的数据拟合剩余；

[0034] 图3表示的是按照本发明所述方法按步骤的使用过程；

[0035] 图4表示的是SCOUT G-1 DEB的自然衰减时间；

[0036] 图5表示的是METEOR 2-5 DEB的自然衰减时间；

[0037] 图6表示的是采用本方法针对-1DEB和METEOR 2-5 DEB的拖曳帆尺寸仿真。

具体实施方式

[0038] 下面将结合附图和实施例对本发明加以详细说明，同时也叙述了本发明技术方案解决的技术问题及有益效果，需要指出的是，所描述的实施例仅旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

[0039] 实施例1

[0040] 美国宇航局技术标准8719.14和美国航空航天局限制轨道碎片的程序要求(NPR 8715.6A)提出了操作卫星的空间碎片减缓和EOL处置阶段的一套要求和标准。该标准与LEO环境相关，也是唯一本专利因所需拖曳帆操作环境及性质的唯一利益体现。NASA技术标准
8719.14指出，LEO卫星应在EOL之后25年内删除，并在发射后不超过30年。近地点高度低于
600公里的物体不需要根据大气压力低于此高度进行轨道清除。高度在700(km)以上的碎片是他们几个世纪以来的主要问题。

[0041] 为了制定最终方程，考虑了设计的类似任务的集合。2010年，NASA已经推出了3U NanoSail-D2立方体，总质量为4kg，在640公里圆形轨道上部署了9平米的拖曳帆。

[0042] 欧洲航天局根据25年的离轨阶段设计和分析了戈斯萨尔Deorbiter的Orbcomm碎片，拖曳帆质量为2.5公斤，表面为12平方米。与单推进剂和双推进剂相比，Gossamer Deorbiter的性能分别为55-70％和14-39％。萨里大学萨里空间中心开发了DeOrbitSail FP7作为Cubesat技术演示任务，通过使用DLR的游丝结构研究，可以达到总重量为3.4公斤的16平方米的尺寸。TechDemoSat-1是由英国资助的技术示范卫星，它使用离轨风EOL处理阶段，质量比为0.7(m2/kg)。CanX-7(加拿大先进的纳米卫星试验7)被开发，以证明轻型和低成本可部署拖曳帆的可行性。概念设计基于机构间空间碎片协调委员会(IADC)的要求，其中0.9(kg)至4.2(平米)的帆尺寸属性。InflateSail是一款3U Cubesat，将在QB50计划中推出，以展示充气帆在太空中的可行性。通过使用3米直径的充气环面框架，总面积设计为10平方米。北京理工大学分布式航天器系统技术研究所已设计出一种采用伸缩臂和可伸缩薄膜的尺寸可采用拖曳帆，可以在不同轨道上的单个任务中瞄准多个碎片，一个母体航天器可承载多达5个不同的拖曳帆在一次任务中清除5颗碎片。所有上述拖曳帆的详细面积和质量已在下表1和图1中给出。

[0043] Table1.Selected designed drag sails information

[0044]

[0045] 从图1可以看出，通过使用功率级数，通常可提取拖曳帆面积和质量关系。无限幂级数的第二项已被用于数据拟合，功率级数可表示为如下公式(1)：

[0046]

[0047] 也可以进一步表达为如下公式(2)：

[0048]

[0049] 且bn(x-a)k代表单独的项，a功率级数值的中心；对于具有半径r的圆的数据的邻域值，可以根据下式(3)计算系数：

[0050]

[0051] 其中，r值的定义是拟合数据的收敛区域。这种方法在实践中很简单，但收敛缓慢。Matlab数据拟合工具箱已被用于获取上述数据的最终曲线拟合。按以下公式(4)的格式计算的质量面积方程为：

[0052] f(x)＝axb+c      (4)

[0053] 系数a，b和c(以及它们可接受的范围)，与质量相比，基于拖曳帆数据集计算面积更重要，得出下述系数a，b和c的预测系数：

[0054] a＝4.355(-15.29，24)

[0055] b＝0.7731(-0.476，2.022)

[0056] c＝1.466(-30，32.93)

[0057] 为了更好地拟合精确参数，用于预测，即更好地拟合精确的参数值。式(3)的均方根误差(RMSE)等于11.4，R平方，即：预测值和响应值之间的相关平方为0.98。

[0058] 图2示出了拟合曲线以及每个数据点的残差。拟合方法取决于已经选择用于模拟的数据集，并且可以稍微改变以对另一组数据更高的精度进行估计。

[0059] 下面，T1和T2分别是不带拖曳帆的碎片自然生存时间以及带拖曳帆的离轨时间。根据上述要求，还考虑了用于拖曳帆的最大重量，只能将目标碎片质量的30％或主航天器有效载荷的30％作为决定的处理时间，如下：

[0060] T2≤30years&MDragSail≤0.3M1

[0061] 且A1，M1和A2，M2是碎片的初始面积、质量和增强面积，碎屑质量包括附着的拖曳帆。定义为AtM增量比率的关键因素应保持在降低时间的反比例以下，如下公式(5)：

[0062]

[0063] 面积和质量之间的关系可以写成：

[0064] A2＝A1+ADragSail      (6)

[0065] M2＝M1+MDragSail      (7)

[0066] 将公式(6)和(7)带入公式(5)，得如下公式(8)：

[0067]

[0068] 公式(3)，拖曳帆的面积和质量之间的关系就变为下面公式(9)：

[0069] ADragSail＝a(MDragSall)b+c       (9)

[0070] 将公式(9)带入公式(8)，得出最终的优化AtM比率，即：艾马德罗不等式，下面的公式(10)：

[0071]

[0072] 通过选择最初的碎片质量范围，加上拖船质量可以达到总有效载荷的三分之一，可以获得优化的拖曳帆布区域。对于使上述不等式等于零的质量的具体值，可以实现所选择的离轨时间的优化面积大小。

[0073] 根据艾哈迈德洛的不等式计算拖曳帆尺寸进行碎屑样本。对于这些碎片以及图3也已经遵循了相同的提到的步骤。从图3可以看出，在选择要除去的碎屑并模拟其自然衰减时间后，艾马德罗不等式可以计算任何离轨时间的适当的拖帆尺寸以及2-5DEB基于轨道模拟。

[0074] 两个选定的碎片是METEOR 2-5DEB和SCOUT G-1DEB。下表2是仿真的两个选择的碎片。

[0075] 表2 仿真的两个选择的碎片

[0076]

[0077]

[0078] 首先，自然衰减时间是基于ENTEOR 2-5 DEB和SCOUT G-1 DEB的Encke方法计算的(图4和图5)。

[0079] 从图4可以看出，自然衰减时间为48643天的SCOUT G-1 DEB的半主轴的时间变化；从图5可以看出，基于METEOR 2-5 DEB的自然衰减时间为60124天的轨道模拟。

[0080] 然后，根据Ahmadloo的25年轨道时间不等式，计算出帆尺寸以证明该方法的准确性，如下表3所示：

[0081] 表3 根据Ahmadloo不等式计算出的帆尺寸

[0082] 离轨时间 ADragSail(m2) MDragSail(kg)25年(SCOUT G-1) 11.371 2.8947
25年(METEOR 2-5) 15.520 4.551

[0083] 表3显示了基于METEOR 2-5和SCOUT G-1碎片的该专利方法计算的25年离轨周期的拖曳帆面积和质量。

[0084] 根据每个离轨时间的拖曳帆的计算参数，重复连接拖曳帆与碎片的轨道模拟，作为该方法的准确性证明。最终结果证明，通过拖曳帆计算尺寸，满足所需的离轨时间(图6)，如下表4所示。

[0085] 表4 通过拖曳帆计算尺寸得到的离轨时间

[0086] 初步计划离轨时间(年) SCOUT G-1 DEB(年) METEOR 2-5 DEB(年)25 21.89 23.31

[0087] 从图6可以看出，SCOUT G-1的轨道运行时间为21.89年，METEOR 2-5为23.31年(8488天)(曲线的最后一部分显示最终的轨道运行时间)。这些离轨值是显示方法准确性的参数，因为它们都不到25年。只要离轨时间小于初始计划时间，这意味着本专利提出的方法是准确的。

[0088] 以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。