[0001] 本发明属于控制技术领域；具体涉及一种基于双星电磁编队卫星的空间翻滚目标非接触消旋方法。

[0002] 随着人类对空间技术探索与拓展应用步伐的加快，越来越多的航天器被送入太空，特别是近年来商业航天异军突起，动辄数千甚至上万颗星座计划不断出台并启动实施，使得空间碎片危害和轨道资源匮乏问题日益凸显。它们一方面占据了稀缺的轨道资源，带有潜在的碰撞风险，严重影响了航天器在轨运行安全，对宇航员生命安全造成威胁，增加航天器的发射成本。另一方面，空间碎片的清理和失效卫星的抢救同时也蕴含着巨大的商业或军事价值。如果能够对这些空间非合作目标实施维修作业，进行模块更换、在轨加注或辅助飞行，就可以将其转化为工作状态，有效延长在轨服役时间，降低补网风险及成本。因此，近年来，各航天大国纷纷开展在轨服务研究，希望通过建立服务卫星与空间漂浮对象的物理连接来实施失效卫星的轨道移除和可维修卫星的操控作业。

[0003] 由于飞轮系统剩余角动量及空间干扰力矩作用，失效卫星一般会有复杂的翻滚运动，且角速度变化范围较大(转速可达几百度每秒)。目前，空间机械臂可直接捕获的物体转速不超过4‑6deg/s，而且即使完成捕获，目标翻滚的巨大惯量也会导致服务卫星的姿态失控。对空间非合作目标卫星实施有效消旋，以降低由于其运动不确定性及翻转惯量对服务卫星带来的作业风险，成为在轨服务领域研究的焦点。

[0004] 接触式消旋需要抵近操作，消旋过程中发生碰撞的风险大，对服务卫星的导航制导和控制精度要求高，应用的可靠性偏低。非接触消旋技术中的气体离子消旋方法对燃料损耗较大，同时对目标几何形状有较高要求；激光烧蚀消旋受到表面材料特性影响，并具有侵入性，容易产生新的碎片；利用单一超导线圈及旋转永磁阵列的电磁消旋会在服务卫星和目标之间引入附加电磁斥力，服务卫星姿态控制难且燃料损耗大。

[0041] 下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0042] 实施例1

[0043] 如图1所示为服务卫星甲和乙及空间消旋目标的示意图。服务卫星平台本体1和7搭载有均搭载有超导线圈系统2、太阳帆板3、相对位置姿态传感器4、机械臂抓取机构5。所述空间机器人本体还设置了若干推进器8。

[0044] 一种基于双星电磁编队卫星的空间翻滚目标非接触消旋方法，所述非接触消旋方法包括以下步骤：

[0045] 步骤1：两个服务航天器到达目标的两侧，并与目标位于同一轨道，到达安全距离范围，且两个服务卫星的姿态控制系统保证线圈始终指向目标；

[0046] 步骤2：到达步骤1的安全范围内的位置，两个服务卫星均启动星载超导线圈转置，两个卫星携带的超导线圈开始通入方向相同的电流，卫星开始靠近目标并开始绕目标做旋转运动；

[0047] 步骤3：为了避免和目标发生碰撞，根据目标运动状态，确定两个线圈电流保持同向电流的时间，之后两个星载线圈的电流转变为互异方向，星间电磁力表现为斥力，服务卫星减速靠近目标，到达安全距离范围最近点后反向远离目标到达安全距离范围最远点；

[0048] 步骤4：到达步骤3的安全距离范围最远点位置，服务卫星利用推进器工作减小编队卫星绕目标的旋转角速度；

[0049] 步骤5：对翻滚目标的旋转参数进行测量，若目标转速满足要求，则完成空间翻滚目标非接触消旋；若目标转速高于要求，服务卫星超导线圈通同向电流，进行下一个消旋循环，直到目标的旋转运动完全衰减，完成空间翻滚目标非接触消旋。

[0050] 在消旋过程中需要通过卫星姿态控制系统使两个线圈始终指向目标。

[0051] 进一步的，所述步骤1具体包括以下步骤：

[0052] 步骤1.1：两个服务航天器向需要消旋的目标靠近，到达目标的两侧，并与目标位于同一轨道，到达目标表面约20米内的位置；如图3中的P1和Q1点；

[0053] 步骤1.2：基于步骤1.1到达的位置，再利用两个服务航天器所携带的视觉测量系统或激光雷达对目标的几何参数和旋转运动参数进行测量，确定与目标表面的大型附属结构不发生碰撞的安全距离；

[0054] 步骤1.3：两个服务卫星通过姿态控制机构使携带的超导线圈均指向目标，并通过推进系统调节自身位置，使两个服务卫星到达目标的距离相同。需要根据相对距离和目标转速的测量信息，调节服务卫星位置使关于目标对称，否则将对目标的轨道产生影响。

[0055] 进一步的，所述步骤1中根据矢量力学，不考虑空间扰动情况，服务卫星相对目标的运动的动力学方程为：

[0056]

[0057] 其中，ρ为服务卫星相对消旋目标的位置矢量，ωh为目标的轨道角速度，rt为目标的到地心的位置矢量，μ为引力常数，mc为服务卫星质量，Fc1c2和Fc1t分别为卫星之间的电磁力和目标对服务卫星的电磁力。

[0058] 进一步的，所述步骤2在卫星开始靠近目标并开始绕目标做旋转运动时，服务卫星的姿态控制系统保证线圈始终指向目标。

[0059] 进一步的，所述步骤2根据欧拉方程，目标的姿态动力学表示为：

[0060]

[0061] 其中，ωT为在体坐标系H下的目标角速度，It为目标的惯性矩阵，TtH为目标受到的电磁力矩表示在体坐标系H下；Ath为轨道坐标系到目标体坐标系的转换矩阵；

[0062] 根据四元数法，目标的姿态运动可以表示为：

[0063]

[0064]

[0065] 进一步的，所述步骤3在两个服务航天器靠近目标时，卫星到图3中的P2和Q2点，为了保证卫星不与目标发生碰撞，根据目标运动状态，确定两个线圈电流保持同向电流的时间，使两个星载线圈的电流互异，星间电磁力表现为斥力，服务卫星减速靠近目标，并最终反向远离目标，到达安全距离的最远点；

[0066] 为了防止服务卫星发生逃逸，在服务卫星反向离开目标的过程中，在经过图3中的P3和Q3位置，服务卫星的星载超导线圈的电流再次同向，通过控制电流大小来控制服务卫星到达既定的距离目标安全距离范围最远点位置即P4和Q4。

[0067] 消旋过程中通过控制电流的大小和方向来实现对星间电磁力和目标受到的电磁力矩的控制，实现相对目标距离的调整与非合作目标的消旋。

[0068] 进一步的，所述步骤3中线圈之间的电磁力表示为Fc1c2＝k1ρ‑5ρ，其中k1为与线圈电流方向和大小有关的常数。

[0069] 进一步的，所述步骤4中两个服务卫星可利用推进器减小编队卫星相对目标的运动角速度。所述编队卫星即为两个服务航天器。

[0070] 服务卫星的推进器在最远点工作，减小相对目标的线速度，减小对燃料的损耗和羽流对目标造成的污染。

[0071] 进一步的，所述步骤4中目标对服务卫星的电磁力Fc1c2＝k2ωtm×ρ，其中k2为与目标导电材料分布和相对距离有关的量，ωtm目标相对原磁场的相对角速度。

[0072] 进一步的，所述步骤5若目标转速高于要求，服务卫星绕目标的旋转角速度接近零时，星载电磁线圈的超导线圈再次通同向电流，使两个卫星再次靠近目标进行下一个消旋循环。

[0073] 在目标旋转消除后，可以使用星载机械臂对目标进行直接捕获。

[0074] 实施例2

[0075] 假设目标为半径为2m，厚度为3mm，电导率为3.7x107 S/m，惯性矩阵It＝diag2
[8000,8000,8000]kg.m ，位于距地面800km的圆形轨道上。编队服务卫星携带的超导线圈半径为1m，线电流为90A，卫星质量为800kg。为了简化动力学分析，假设服务卫星到达距离目标8m处线圈电流由同向转为互为相反，到达最远点(距离目标11m)时推进器工作使服务卫星相对目标的线速度为零。

[0076] 图4为假设目标的初始角速度垂直于轨道平面的仿真结果，证明了该方法可以有效消除目标垂直轨道平面的角速度分量。

[0077] 图5为假设目标的初始角速度平行于轨道平面的仿真结果，证明了该方法可以有效消除目标垂直轨道平面的角速度分量。

[0078] 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。