一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置及方法
2023-07-15 04:44:31 2
專利名稱：一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置及方法
技術領域：
本發明涉及一種衛星離軌裝置及方法。
背景技術：
到2002年為止，太空碎片和廢棄的飛行器有二百萬千克，近期的研究表明，如果 不採取措施，太空碎片將以每年5%的速度增加，特別是軌道高度在500km到2000km之間的 低地球軌道的碎片在相當長的時間內是逐年增加的，正常工作的飛行器與太空碎片碰撞的 可能性正逐年增加，這使人類的天空活動面臨巨大的風險。這不僅僅是由於碎片和運行衛 星的碰撞，還由於碰撞後產生的新碎片，導致碎片的數目成幾何級數增加。這對未來發射的 衛星，特別是組成星座的衛星來說是個更大的問題。2009年2月10日，俄羅斯的廢棄衛星 "宇宙2251"和美國的"銥星33"發生太空碰撞事故，這是歷史上首次衛星相撞事故，說明對 於已經完成使命的衛星實施離軌、減少其滯空時間非常必要。 離軌是指當運載末級和空間飛行器任務完成後，將其從原來的軌道上移開，減少 滯空時間。目前衛星經常使用的離軌方式主要有兩種一種是採用推進離軌技術，對於採 用推進方式進行離軌的衛星來說，其推進系統質量的相當一部分是用於在衛星壽命末期離 軌的，對於一個在700 1400km高度的近地軌道衛星，這部分質量佔衛星質量的10%甚 至更多，成本高昂。另外一種離軌方式是利用大氣阻力離軌，這種方式成本低，但是靠大氣 阻力進行軌道衰減時間漫長，廢棄衛星可能在近地空間漂蕩幾十年才最終墜入地球或者燒 毀，效率比較低下。
發明內容
本發明是為了解決現有的推進劑離軌方法的離軌成本高、而大氣阻力離軌方法的
離軌效率低的問題，從而提供一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置及方法。 —種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，它由繩索、繩索釋放及回收裝置、控制模塊
和電子收集發射器組成，所述繩索由絕緣繩段和導電繩段組成；所述控制模塊的控制信號
輸出端與繩索釋放及回收裝置的控制信號輸入端連接，繩索的絕緣繩段的末端固定在繩索
釋放及回收裝置上，繩索的導電繩段的末端與電子收集發射器連接。 基於上述裝置的一種基於電動力繩系的衛星離軌方法，它由以下步驟實現 步驟一、繩索釋放及回收裝置釋放繩索； 步驟二、根據衛星初始軌道六要素，確定當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高 度，獲得當前位置的磁場強度B ;
步驟三、根據公formula see original document page 4 獲得繩索產生的洛侖茲力；式中R為繩索總電阻；L是繩索長度，V。是衛星的運行速度，a是繩索與當前位置的鉛垂線的夾角；所述繩索與當前位置的鉛垂線的夾角a由公式formula see original document page 5
V
獲得，式中me為末端質j
4
乂
所述梯度場的場強r由公式:
、niT為繩索的質j/入二
r為梯度場的場強；
r = w0 二 v0
一 二 G見/,
五
.3
獲得；式中"。為衛星角速度；r為軌道半徑；G為萬有引力常量；ME為地球質量；步驟四、根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解為徑向力f。切向力f e和平面外力fn，獲得下一時刻的軌道六要素，確定衛星軌道的當前高度； 步驟五、判斷步驟四獲得的衛星軌道的當前高度是否小於等於120km，如果判斷結果為否，則返回執行步驟二 ；如果判斷結果為是，則完成衛星離軌過程。 步驟二所述根據當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度B的方法是將當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度轉換到13階精確地磁場模型中，即可獲得當前位置的磁場強度B。 步驟四所述根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解為徑向力f。切向力f e和平面外力fn基於衛星動力學模型實現的。
有益效果本發明的系統及方法可以對廢棄後的衛星實現離軌，尤其是對低軌道、傾角小於50°的小傾角衛星的離軌效果好。對於700-1400km高度的近地軌道衛星，使用採用繩索系統只需要離軌系統的質量佔衛星質量1 %左右，相比現有的推進離軌裝置，成本得以大大降低；同時，相比現有的僅靠大氣阻力離軌方法，離軌效率得以大幅度高，離軌所需時間大大縮短，對軌道傾角小於50°的小傾角衛星，離軌時間在14天 200天。
圖l是本發明裝置的結構示意圖；圖2是本發明裝置的結構框圖；圖3是本發明方法的流程示意圖。
具體實施例方式
具體實施方式
一、結合圖1和圖2說明本具體實施方式
，一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，它由繩索1、繩索釋放及回收裝置2、控制模塊3和電子收集發射器4組成，所述繩索1由絕緣繩段和導電繩段組成；所述控制模塊3的控制信號輸出端與繩索釋放及回收裝置2的控制信號輸入端連接，繩索1的絕緣繩段的末端固定在繩索釋放及回收裝置2上，繩索1的導電繩段的末端與電子收集發射器4連接。
工作原理電動力繩系離軌系統硬體設備的四部分的功能如下繩索1的大部分是裸露的導線，可以從電離層的等離子體中收集電子，並把收集到的電子送回控制模塊3 ;控制模塊3由4個部分構成帶有微處理器、存儲器和數據採集器的電子組件；無線電頻率接收器，可以將控制電動力繩索的釋放速度；以及由傳感器組成的傳感組件，一個用於檢測系統狀態，另一個用於檢測繩索1末端質量動力；電源系統包括電池和DC/DC轉換器。其中電池要有足夠的使用壽命，能夠保證系統度過休眠階段，DC/DC轉換器用來給控制模塊3進行重複充電；電子收集發射器4收集的電子流經DC/DC轉換器，DC/DC轉換器吸收部分繩索1上的電能來維持控制模塊3中的電池正常工作；其餘電子進入電子收集發射器4，由電子收集發射器4再將其發射回電離層的等離子體中。控制模塊3主要功能是監測衛星的可控階段(這個階段電子設備處於休眠階段)；到了衛星離軌的時刻，啟動發射繩索，監測並控制繩索釋放速度達到最優；並接收衛星的系統信號，執行離軌操作。
電子收集發射器4是一種Spindt陰極裝置，也稱為場發射陣列。電子收集發射器4安裝在繩索導電端的末端，發射收集到的電子，以便在鋁製繩索中形成穩定持續的電流。
在繩索釋放及回收裝置中，繩索1纏繞在繩索釋放及回收裝置2的蒙皮內的巻軸上，底端支架與衛星通過裝配螺釘相連。當進行在軌操作時，使用機械彈射機構驅使該裝置向下並離開衛星，留下支架和繩系錨。繩索釋放及回收裝置2中，繩索1纏繞在直徑為8 10cm的巻軸上，巻軸上包括繩系控制單元和其他組成部分。 整個電動力繩系的衛星離軌系統被固定在衛星中。控制模塊3、電子收集發射器4以及電池都放在一個圓形的殼體中，可以使電子設備在休眠階段免受鋁製導線的輻射。電動力繩系離軌系統通過壓縮幾個彈射彈簧固定在衛星中。當控制模塊3激活展開裝置時，觸發彈簧釋放展開裝置，彈射出全部的電動力繩系離軌系統，並以每秒幾米的速度釋放末端質量，使繩索1展開工作。繩索1的末端質量帶動繩索1展開後，繩索1的末端和電離層接觸，電動勢在繩索1中感應出電流，在繩索1的頂端，電子被收集起來流向繩索1底端，底端從周圍電離層收集離子與電子中和，保證繩索1中有穩定的電流存在。電流通過繩索1，繩索1在地磁場中運動，電磁感應生成洛侖茲力會對繩索1有拖曳作用，消耗整個系統的機械能，使衛星的軌道高度降低，最終墜入大氣層燒毀。 本系統將導體的繩索1作為離軌裝置的一部分，繩索1以軌道速度在地球磁場中運動，沿繩索1感應出電流。電流流過繩索1時產生的熱所消耗的能量是來自衛星的，由此，衛星的軌道能量將減少，導致它比單純的依靠大氣阻力更迅速的離軌。電動力繩系離軌裝置不需要攜帶推進劑，重量很小，不需要太複雜的控制系統，使用被動的電磁拖曳力使衛星離軌。 本發明尤其適用於離軌系統質量低於50kg或小於宿主衛星質量的1%、軌道高度500-1400km、軌道傾角小於50°的小傾角衛星的離軌過程，離軌時間在14天 200天。
具體實施方式
二、本具體實施方式
與具體實施方式
一所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌系統的區別在於，所述繩索1的導電繩段為鋁導線編制的網狀結構。
本具體實施方式
採用網狀結構，較單股或雙股結構的繩索的存活能力高。
本實施方式可以提供多條路徑來分散機械載荷和電流，能夠給在空間碎片環境中飛行的電動力繩系提供幾周或幾個月的高存活性，以達到離軌的目的。
具體實施方式
三、本具體實施方式
與具體實施方式
一或二所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌系統的區別在於，繩索1的絕緣繩段為具有高抗壓能力和強絕緣性能的復
6合材料。 本實施方式可以保證繩索在釋放後不會被拉斷，又能使繩系和衛星絕緣。
具體實施方式
四、本具體實施方式
與具體實施方式
三所述的一種基於電動力繩系
的衛星離軌系統的區別在於，繩索1為長度小於或等於10KM的繩索。
具體實施方式
五、基於上述裝置的一種基於電動力繩系的衛星離軌方法，它由以下步驟實現 步驟一、繩索釋放及回收裝置釋放繩索； 步驟二、根據衛星初始軌道六要素，確定當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度B ;
步驟三、根據公式
B2Z2v0 cos "7
速度，式
獲得繩索產生的洛侖茲力；式中R為繩索總電阻；L是繩索長度，v。是衛星的運行是繩索與當前位置的鉛垂線的夾角；所述繩索與當前位置的鉛垂線的夾角a由公 a = arcsin
附，
、
r為梯度場的場強；
乂 4 獲得，式中mB為末端質量、mT為繩索的質
所述梯度場的場強r由公式 r =《二 V。2 /一 = /一 獲得；式中"。為衛星角速度；r為軌道半徑；G為萬有引力常量；ME為地球質量；
步驟四、根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外
三個方向分解為徑向力f。切向力f e和平面外力fn，獲得下一時刻的軌道六要素，確定衛星
軌道的當前高度； 步驟五、判斷步驟四獲得的衛星軌道的當前高度是否小於等於120km，如果判斷結果為否，則返回執行步驟二 ；如果判斷結果為是，則完成衛星離軌過程。 步驟二所述根據當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度B的方法是將當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度轉換到13階精確地磁場模型中，即可獲得當前位置的磁場強度B。 步驟四所述根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解為徑向力f。切向力f e和平面外力fn基於衛星動力學模型實現的。
所述平面是指軌道平面，徑向、切向在平面內，法向在平面外，平面外方向是指法向。 所述軌道六要素為軌道傾角i、升交點經度Q 、近心點角距"、真近角9 、軌道半長軸a、偏心率e。formula see original document page 8
本具體實施方式
在計算出洛侖茲力以後，還可以同時考慮大氣阻力、J2項攝動等因素影響，以提高整個離軌計算的精度。 以下為太空飛行器軌道攝動方程，其中各軌道要素的變化率的關係如下
smz
cos 6*
sin(9g/; +
廣
、
1 +
cos 6 +
i+二
sm) cot zg/; 式中r為軌道半徑，ii為地球引力常數，p為半正焦弦。
8
權利要求
一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，其特徵是它由繩索(1)、繩索釋放及回收裝置(2)、控制模塊(3)和電子收集發射器(4)組成，所述繩索(1)由絕緣繩段和導電繩段組成；所述控制模塊(3)的控制信號輸出端與繩索釋放及回收裝置(2)的控制信號輸入端連接，繩索(1)的絕緣繩段的末端固定在繩索釋放及回收裝置(2)上，繩索(1)的導電繩段的末端與電子收集發射器(4)連接。
2. 根據權利要求1所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，其特徵在於所述繩索 (1)的導電繩段為鋁導線編制的網狀結構。
3. 根據權利要求1或2所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，其特徵在於繩索 (1)的絕緣繩段為具有高抗壓能力和強絕緣性能的複合材料。
4. 根據權利要求3所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置，其特徵在於繩索(1) 為長度小於或等於10KM的繩索。
5. 基於權利要求1的一種基於電動力繩系的衛星離軌方法，其特徵是它由以下步驟 實現步驟一、繩索釋放及回收裝置(2)釋放繩索(1);步驟二、根據衛星初始軌道六要素，確定當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度B; 步驟三、根據公式formula see original document page 2獲得繩索產生的洛侖茲力；式中R為繩索總電阻；L是繩索長度，v。是衛星的運行速度， a是繩索與當前位置的鉛垂線的夾角；所述繩索與當前位置的鉛垂線的夾角a由公式formula see original document page 2獲得，式中me為末端質jformula see original document page 2、niT為繩索的質j /入二:，r為梯度場的場強所述梯度場的場強r由公式 formula see original document page 2獲得；式中"。為衛星角速度；r為軌道半徑；G為萬有引力常量；ME為地球質量； 步驟四、根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解為徑向力f。切向力f e和平面外力fn，獲得下一時刻的軌道六要素，確定衛星軌道的當前高度；步驟五、判斷步驟四獲得的衛星軌道的當前高度是否小於等於120km，如果判斷結果為 否，則返回執行步驟二 ；如果判斷結果為是，則完成衛星離軌過程。
6.根據權利要求5所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌方法，其特徵在於步驟二所 述根據當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度B的方法是將當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度轉換到13階精確地磁場模型中，即可獲得當 前位置的磁場強度B。
7.根據權利要求5所述的一種基於電動力繩系的衛星離軌方法，其特徵在於步驟四所 述根據衛星軌道攝動方程將步驟三獲得的洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解為徑向力f。切向力f 0和平面外力fn基於衛星動力學模型實現的。
全文摘要
一種基於電動力繩系的衛星離軌裝置及方法，涉及衛星離軌裝置及方法。它解決了推進劑離軌方法的離軌成本高、而大氣阻力離軌方法的離軌效率低的問題。其系統它的控制模塊的控制信號輸出端與繩索釋放及回收裝置的控制信號輸入端連接，繩索的絕緣繩段的末端固定在繩索釋放及回收裝置上，繩索的導電繩段的末端與電子收集發射器連接。其方法衛星初始軌道六要素，確定當前時刻衛星所在位置的經度、緯度和高度，獲得當前位置的磁場強度；計算繩索產生的洛侖茲力；將洛侖茲力沿徑向、切向和平面外三個方向分解，獲得下一時刻的軌道六要素，確定新的衛星軌道高度；循環上述步驟直至衛星高度小於等於120km，完成衛星離軌過程。本發明適用於衛星離軌過程。
文檔編號B64G1/10GK101767657SQ20091021746
公開日2010年7月7日 申請日期2009年12月30日 優先權日2009年12月30日
發明者孔憲仁, 徐大富 申請人:哈爾濱工業大學