空间救援飞行器以及包含该救援飞行器的空间飞行器

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空间救援飞行器以及包含该救援飞行器的空间飞行器
申请号	CN201810273517.6	申请日	2018-03-29	公开(公告)号	CN108639386A	公开(公告)日	2018-10-12
申请人	北京空间技术研制试验中心;			发明人	侯振东; 田林; 奉振球; 胡骏; 陈晓光; 张柏楠;
摘要	本发明涉及一种空间救援飞行器以及包含该空间救援飞行器的空间飞行器，所述空间救援飞行器包括：主体；相机，设置在所述主体上；固体脉冲式发动机，设置在所述主体上，用于为所述飞行器提供动力。本发明的空间救援飞行器，采用全固体的推进方式，具有微小型化、在轨存储时间长、响应任务速度快的优点。
权利要求	1.一种空间救援飞行器，其特征在于，包括：主体；相机，设置在所述主体上；固体脉冲式发动机，设置在所述主体上，用于为所述飞行器提供动力。 2.根据权利要求1所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述固体脉冲式发动机包括初始加速发动机、中途修正发动机、末端机动平移发动机、和姿态控制发动机。 3.根据权利要求2所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述初始加速发动机设有四台，所述初始加速发动机围绕所述相机等间距设置，所述初始加速发动机采用双机同时点火的工作模式。 4.根据权利要求2所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述中途修正发动机设有四台，所述中途修正发动机与所述初始加速发动机相间布置，所述中途修正发动机采用双机同时点火的工作模式。 5.根据权利要求2所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述末端机动平移发动机沿所述主体周向等间距布置。 6.根据权利要求2所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述姿态控制发动机包括固体微机电系统发动机板，采用双机或多机对偶同时点火的工作模式。 7.根据权利要求1所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述主体包括：圆盘支承，所述相机设置在所述圆盘支承的中心；支架，设有内部空腔。 8.根据权利要求7所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述主体上还设有电子设备，包括：天线，设置在所述圆盘支承的表面；第一点火控制器，设置在所述初始加速发动机和所述中途修正发动机的背部；第二点火控制器，紧贴所述末端机动平移发动机设置；第三点火控制器，位于所述主体与所述姿态控制发动机之间紧贴所述姿态控制发动机设置。 9.根据权利要求7所述的空间救援飞行器，其特征在于，所述支架的内部空腔设有：微机电系统惯导组件，用于所述飞行器自主飞行期间的惯性姿态和加速度测量；锂离子电池组，用于所述飞行器自主飞行期间的控制测量计算、通信、热控以及所述第一点火控制器、第二点火控制器、第三点火控制器的供电。 10.一种包含权利要求1-9所述的空间救援飞行器的空间飞行器，其特征在于，所述空间飞行器设有存储释放装置，所述空间救援飞行器存储在所述存储释放装置中接收所述空间飞行器的指令。
说明书全文	空间救援飞行器以及包含该救援飞行器的空间飞行器技术领域 [0001] 本发明涉及空间飞行器在轨服务技术领域，尤其涉及一种空间救援飞行器以及包含该空间救援飞行器的空间飞行器。背景技术 [0002] GEO轨道具有独特的高度优势，对地覆盖面积大，主要用于部署通信、导航以及对地观测卫星。根据UCS卫星数据，2015年全球在轨运行卫星1265颗，GEO有效卫星约有465颗。GEO卫星在轨正常运行时能创造显著的经济效益，2012年根据IntelSat901～907数据进行分析，一颗GEO通信卫星运行一年可以产生不低于1亿美元的收入。由于显著的经济效益以及GEO轨位的稀缺性，国内外正持续开展针对GEO卫星的故障救援技术研究。 [0003] 上世纪90年代以来，欧洲通过航天飞机搭载和国际空间站建设，开展了“机器人技术试验”(ROTEX)、“机器人组件试验”(ROKVISS)等试验项目，验证了灵巧机械臂/手的在轨操作和维修能力；推出了“GEO服务飞行器”(GSV)、“试验服务卫星”(ESS)、“GEO碎片清理计划”(ROGER)和“空间系统演示验证试验卫星”(TECSAS)等项目，主要用于对GEO卫星在轨检测、辅助离轨和维修服务所需技术进行试验。另外，德国宇航研究院(DLR)开展了“轨道延寿飞行器”(OLEV)和“德国轨道服务系统”(DEOS)项目研究，面向GEO高价卫星提供延寿和轨道清理任务。 [0004] GEO卫星发生故障后，必须在第一时间内开展故障原因分析，并在准确定位故障的基础上指定并实施救援措施。快速机动邻近勘察是获得第一手现场情况的重要途径，救援飞行器以故障卫星为目标，通过掠飞或伴飞等形式建立近距离稳定观测条件，并及时回传外部观察检测数据，或者针对通信故障类卫星近距离获取数据信息并回传。 [0005] 救援飞行器平时由大型卫星携带驻轨飞行，如果邻近轨道区域卫星发生故障可及时响应救援任务要求，短时间内实现上千公里轨道转移并抵达目标卫星附近，获取现场情况后将数据回传卫星平台，便于在轨或地面制定准确可靠的救援措施。 [0006] 救援飞行器属于微小型智能飞行器，具备一定的自主飞行及控制能力。一个大型卫星平台可以携带存储多个救援飞行器，执行任务时释放分离，然后可以自主机动飞行。随着航天技术的发展，对于空间飞行器在轨服务的要求也越来越高，而飞行器的微小型化、在轨长期存储、响应任务快成为了技术人员一直研究的方向。发明内容 [0007] 本发明的目的在于解决上述技术问题，提供一种微小型空间救援飞行器，能够在轨长期存储、快速响应任务。 [0008] 为实现上述目的，本发明提供一种空间救援飞行器，包括：主体； [0009] 相机，设置在所述主体上； [0010] 固体脉冲式发动机，设置在所述主体上，用于为所述飞行器提供动力。 [0011] 根据本发明的一个方面，所述固体脉冲式发动机包括初始加速发动机、中途修正发动机、末端机动平移发动机、和姿态控制发动机。 [0012] 根据本发明的一个方面，所述初始加速发动机设有四台，所述初始加速发动机围绕所述相机等间距设置，所述初始加速发动机采用双机同时点火的工作模式。 [0013] 根据本发明的一个方面，所述中途修正发动机设有四台，所述中途修正发动机与所述初始加速发动机相间布置，所述中途修正发动机采用双机同时点火的工作模式。 [0014] 根据本发明的一个方面，所述末端机动平移发动机沿所述主体周向等间距布置。 [0015] 根据本发明的一个方面，所述姿态控制发动机包括固体微机电系统发动机板，采用双机或多机对偶同时点火的工作模式。 [0016] 根据本发明的一个方面，所述主体包括： [0017] 圆盘支承，所述相机设置在所述圆盘支承的中心； [0018] 支架，设有内部空腔。 [0019] 根据本发明的一个方面，所述主体上还设有电子设备，包括： [0020] 天线，设置在所述圆盘支承的表面； [0021] 第一火控制器，设置在所述初始加速发动机和所述中途修正发动机的背部； [0022] 第二点火控制器，紧贴所述末端机动平移发动机设置； [0023] 第三点火控制器，位于所述主体与所述姿态控制发动机之间紧贴所述姿态控制发动机设置。 [0024] 根据本发明的一个方面，所述支架的内部空腔设有： [0025] 微机电系统惯导组件，用于所述飞行器自主飞行期间的惯性姿态和加速度测量； [0026] 锂离子电池组，用于所述飞行器自主飞行期间的控制测量计算、通信、热控以及所述第一点火控制器、第二点火控制器、第三点火控制器的供电。 [0027] 为实现上述发明目的，本发明提供一种包含所述空间救援飞行器的空间飞行器，所述空间飞行器设有存储释放装置，所述空间救援飞行器存储在所述存储释放装置中接收所述空间飞行器的指令。 [0028] 本发明的空间救援飞行器，在主体上设置初始加速发动机、中途修正发动机、末端机动平移发动机和姿态控制发动机，在满足飞行器飞行需要的同时，采用的是全固体的推进方式，相比于现有的采用液体推进的方式，本发明的空间救援飞行器结构更为紧凑，体积更小，同时避免了现有技术中采用液体推进方式中液体的蒸发，使得在轨存储时间可以更长，即飞行器的有效寿命更长。此外，采用固体脉冲式发动机推进飞行器，并且采用双机同时点火的工作模式，可以使飞行器响应飞行任务更快，能够使飞行器更快的到达故障卫星处，获取故障卫星的数据，有利于更快的制定故障卫星处置方案。附图说明 [0029] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0030] 图1是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器结构组成示图； [0031] 图2是示意性表示根据本发明的固体脉冲式发动机结构示图； [0032] 图3是示意性表示根据本发明的固体脉冲式发动机的微推力器的结构图； [0033] 图4是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器的电子设备示图； [0034] 图5是示意性表示根据本发明的空间飞行器示图； [0035] 图6是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器的救援过程示图。具体实施方式 [0036] 此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。 [0037] 此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。 [0038] 图1是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器结构组成示图，图1中A部分所示的为本发明空间救援飞行器的俯视图，图1中B部分所示的是本发明空间救援飞行器的侧面剖视图。如图1所示，本发明的空间救援飞行器包括主体1、相机2和固体脉冲式发动机3。其中相机2和固体脉冲式发动机3设置在主体1上。 [0039] 如图1所示，在本实施方式中，主体1包括圆盘支承11和支架12，圆盘支承11位于支架12的外周与支架12连接。将主体1设置为此种形式使得本发明的空间救援飞行器的机构更为紧凑，便于保证救援飞行器在飞行过程中的姿态稳定，同时有利于缩小飞行器的体积。本发明的相机2设置在支架12的中心位置，也即设置在主体1的中心位置，相机2上安装有遮光罩21。 [0040] 如图1所示，本发明的固体式脉冲发动机3包括初始加速发动机31、中途修正发动机32、末端机动平移发动机33和姿态控制发动机34。即初始加速发动机31、中途修正发动机32、末端机动平移发动机33和姿态控制发动机34均为固体脉冲式发动机。其中初始加速发动机31用于在本发明空间救援飞行器被释放后，为救援飞行器提供加速动力。中途修正发动机32用于飞行器向故障卫星飞行程中，为救援飞行器的飞行轨道修正提供动力。末端机动平移发动机33用于在故障卫星进入救援飞行器上的相机2的视场后，提供救援飞行器轨道精准修正的飞行动力，使救援飞行器与故障卫星精确交会形成掠飞或伴飞的状态。姿态控制发动机34用于提供救援飞行器飞行过程中姿态调整的动力。 [0041] 本发明的初始加速发动机31、中途修正发动机32、末端机动平移发动机33和姿态控制发动机34均为固体脉冲式发动机。如图2所示，根据本发明的固体脉冲式发动机3包括基板a和设置在基板a上的多个微推力器b。推力器b的结构如图3所示，包括喷管b1、喷管壳体b2、燃烧室壳体b3、燃药柱b4、燃气通道b5、点火器底座b6和点火器b7。通道点火器b7点燃燃药产生燃气，通道燃气通道b5经喷管b1喷出产生动力。本发明采用固体脉冲式发动机3，相比于现有技术，可以更加快加的提供动力，有利于更迅速的响应任务需求。 [0042] 如图1所示，在本实施方式中，初始加速发动31和中途修正发动机32均围绕着相机2呈圆周排布，初始加速发动机31和中途修正发动机32均设置在4个，初始加速发动机31和中途修正发动机32在相机2外围相间布置，四个初始加速发动机31之间的间距相等，四个中途修正发动机32之间的间距相等。在本实施方式中，初始加速发动机31采用双机同时点火工作模式，4个初始加速发动机31可以分为两批点火完成飞行器的加速任务。中途修正发动机采用双机同时点火工作模式，在实际的飞行过程中，可以根据轨道修正的任务量来决定使用双机修正或四机修正。若轨道修正的任务量较小，可以采用双机同时点火启用4个中途修正发动机32中的两个来进行轨道修正。若轨道修正的任务量较大，可以采用双机同时点火工作模式，先一次点火启用两个中途修正发动机32，再次点火启用剩余的两个中途修正发动机32。 [0043] 在本实施方式中，本发明的空间救援飞行器包括多个末端机动平移发动机33，多个末端机动平移发动机33沿主体1的圆盘支承11周向等间距的设置。姿态控制发动机34由多块固体微机电系统发动机板组成，多个固体微机电系统发动机板设置在主体1的支架12上。姿态控制发动机34采用双机或者多级对偶的工作模式，即可以一次点火同时启用两个或者多个姿态控制发动机34，如此可以为救援飞行器飞行过程中提供三轴姿态控制力矩，有利于保持飞行器的平稳飞行。 [0044] 本发明的空间救援飞行器，在主体1上设置初始加速发动机31、中途修正发动机32、末端机动平移发动机33和姿态控制发动机34，在满足飞行器飞行需要的同时，采用的是全固体的推进方式，相比于现有的采用液体推进的方式，本发明的空间救援飞行器结构更为紧凑，体积更小，同时避免了现有技术中采用液体推进方式中液体的蒸发，使得在轨存储时间可以更长，即救援飞行器的有效寿命更长。此外，采用固体脉冲式发动机推进飞行器可以使飞行器响应飞行任务更快，并且采用双机同时点火的工作模式，进一步缩短了本发明空间救援飞行器的响应时间，能够使救援飞行器更快的到达故障卫星处，获取故障卫星的数据，有利于更快的制定故障卫星处置方案。 [0045] 图4是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器的电子设备示图。图4中C部分所示为空间救援飞行器的俯视图，图4中D部分所示的为空间飞行器的侧面剖视图。如图4所示，本发明的空间救援飞行器包括天线4、第一点火控制器5、第二点火控制器6、第三点火控制器7。结合图1、图4所示，在本实施方式中，天线4设置在飞行器1的表面，用于飞行器从卫星平台释放后与卫星平台保持通信。第一点火控制器5设置在相机2的后端，即设置在相机2沿着远离遮光罩21的一端，第一火控制器用来控制初始加速发动机31和中途修正发动机32的点火。第二点火控制器6紧贴着末端机动平移发动机33设置，即第二点火控制器6在主体1上位于末端机动平移发动机33的内侧，第二点火控制器6用于控制末端机动平移发动机33的点火。第三点火控制器7设置在姿态控制发动机34与支架12表面之间，紧贴姿态控制发动机34设置，用于控制姿态控制发动机34的点火。 [0046] 此外，在本实施方式中，支架12设有内部空腔，内部空腔中可以设置其他电子设备，如此可以节省空间，有利于缩小本发明空间救援飞行器的体积。在本实施方式中，支架12的内部空腔中设有微机电系统惯导组件8和锂离子电池组9。微机电系统惯导组件8用于飞行器自主飞行期间的惯性姿态和加速度测量，锂离子电池组9用于飞行器自主飞行期间控制测量计算、通信、热控以及第一点火控制器5、第二点火控制器6和第三点火控制器7的供电。 [0047] 图5是示意性表示根据本发明的空间飞行器的示图。图6是示意性表示根据本发明的空间救援飞行器的救援过程示图。结合图5、图6所示，本发明的空间救援飞行器01在不工作时存储在空间飞行器03的存储释放装置02中，由空间飞行器03为其提供热控、供电和信息支持，当附近轨道上GEO卫星发生故障情况时，飞行器的工作流程如下：空间飞行器03首先对故障卫星进行测量和定位，完成任务规划后进行姿态调整，然后为空间救援飞行器01发出飞行任务指令，存储释放装置02将空间救援飞行器01释放。 [0048] 之后，空间救援飞行器01通过初始加速发动机31进行初始加速进行转移轨道，空间救援飞行器01在飞行过程中与空间飞行器03通过天线4保持通信，空间飞行器03可指导空间救援飞行器01飞行。随着空间救援飞行器01距离故障卫星越来越近，使得对故障卫星轨道的测量和空间救援飞行器01自身定轨精度越来越高，此时需要调整空间救援飞行器01的飞行轨道，以降低前期飞行中的轨道散布，更好的接近故障卫星，通过中途修正发动机32提供动力实现空间救援飞行器01飞行轨道的调整。 [0049] 然后当故障卫星进入到空间救援飞行器01上相机2的探测视场时，空间救援飞行器01可自主对故障卫星进行相对测量，利用末端机动平移发动机33快速精确修正空间救援飞行器01的飞行轨道，最后使空间救援飞行器01与目标故障卫星精确交会形成掠飞或者伴飞状态，通过相机2对故障卫星进行近距离的勘察，并将获取的数据回传至空间飞行器03。空间救援飞行器01的飞行过程如图6所示，图中a表示故障卫星的飞行轨道，b表示空间飞行器03的飞行轨道，c表示空间救援飞行器01从空间飞行器03到故障卫星的飞行轨道。 [0050] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。