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摘 要：目前太空垃圾日渐增多，垃圾的回收和处理卫星应运而生。它属于对抗类卫星，搭载高级芯片和对抗类载荷，采用自主控制、太空交会与对接、电磁牵引、机器人自动抓捕等技术，在保持太空干净的同时，回收后的太空垃圾将用于宇宙空间研究并为核电站提供原料等。
关键词：太空垃圾回收；应用卫星
探索浩瀚的宇宙，是人类千百年来的美好梦想。1957年，世界上第一颗人造地球卫星上天，此后美国、苏联、中国、日本等国家以及欧洲航天局先后研制出约80种运载火箭，向宇宙空间发射了数以千计的各类卫星、载人航天器、空间探测器。然而，在航空事业得到大力发展的同时，太空垃圾带来的飞行安全等问题随之而来。任意一个宇宙碎片飞行速度都在每秒十公里左右，运动过程中的动能巨大，一个10克的太空垃圾动量就可达到3.6*10^7，若发生碰撞，将给其撞击的物体带来巨大的冲击力，相当于两辆1300千克的汽車以100千米每秒的速度相撞。可谓太空第一大杀手。太空本是广袤无垠的空间，却由于人类活动频繁而显得日益拥挤。科学家们担心，数目庞大的太空垃圾会威胁各种宇宙探索活动，甚至可能令人类彻底失去可以利用的地球同步卫星轨道。
中国作为全球第三大航天国家，在太空科技领域进行突破的同时，也应该尽到维护地球同步卫星轨道安全的责任，为全球航天事业做出自己的应有贡献。对于太空垃圾，我们首先想到的是尽可能去躲避，然而随着人类太空活动越来越频繁，太空垃圾起来越多，因此躲避只能解一时之需，唯有将垃圾尽可能清理，才是从根本上解决人类和平利用太空的问题。机器人吸附捕捉类卫星在应用类卫星中还属首创，如果研制成功，将成为清理太空垃圾的中坚力量，进而降低航天器和宇航员在太空中的危险程度。
一、 设计思路
卫星要想捕捉到垃圾恬首先与之进行交会，即相互接近。具体地说，就是卫星在太空飞行过程中通过对轨道参数、运行速度的不断调整，与目的物在同一时间到达空间同一位置的过程。
1.调整卫星从远程导引到近程导引阶段。卫星在飞行过程中，利用三轴姿态控制系统①，追踪太空垃圾并进行飞行姿态、变轨、追踪、再同速的调控。当卫星接近太空垃圾，进入近程导引阶段，卫星根据自身的微波和激光敏感器测得的与太空垃圾的相对运动参数，自动引导到垃圾附近的初始瞄准点（距目标飞行器0.5～1千米）。
2.瞄准完成后，卫星进入最终逼近段。卫星首先捕获太空垃圾的对接轴，当对接轴线不沿轨道飞行方向时，要求追踪飞行器在轨道平面外进行绕飞机动，以进入对接走廊，此时两个飞行器之间的距离约100米，相对速度约1～3米/秒。
3.停靠对接阶段。追踪飞行器利用由摄像敏感器和接近敏感器组成的测量系统精确测量两个飞行器的距离、相对速度和姿态，同时启动小发动机进行机动，使之沿对接走廊向目标最后逼近。在对接前关闭发动机，以0.15～0.18米/秒的停靠速度与目标相撞，最后利用栓-锥或异体同构周边对接装置的抓手、缓冲器、传力机构和锁紧机构使两个飞行器在结构上实现硬连接，完成信息传输总线、电源线和流体管线的连接。
4.根据垃圾体积，质量不同，还需要实时调控电流大小来控制磁力。使用电磁设备，就会对其他的一些信号有干扰，必须加防护措施。
二、卫星说明
1.运行轨道：低轨道卫星（LEO）1500Km以下。
2.保障系统：1）能源部分。a.太阳能电池板：使用单晶硅光电池串联或并联组成电池组与镍镉电池配合、可作为人造卫星的直接能源，且电池板要达到三级折叠效果。b.三级可分离式可回收物体存放箱：回收系统共搭载三级回收箱，在升空时，可携带大量固体燃料用于提高续航时间、变轨变速以及调整卫星姿态。在将最后一级回收箱中装满太空垃圾后，最后一级回收箱将等待时机与主体分离、离轨返回地球，并将太空垃圾带回地球，垃圾中的大量辐射可用于核电站发电或科研等多项领域，来达到废物利用的目的。后两级回收箱也是同样的工作性质，在回收过程中减轻负载量，以延长工作时间。2）动力部分。氙离子发动机是一种新型的发动机，一定压力的气体进入电离室，在高频振荡电流的作用下，使少量的自由电子与室壁碰撞产生二次电子，电子与气体碰撞而引发电离，产生等离子体。在负电位的吸引下，使离子束引出同时进入直线加速器，通过多级加速电极，使离子束的速度达到所需，再由喷管喷出产生推力，或直接从外界收集离子作为工质，进行加速。空心阴极工作在额定状态下（发射电流5.00 A），其寿命可达到40000 h以上。发动机正常工作要考虑到其工作环境下的热应力，使其热应力满足工程应用要求。3）返回部分。当第一储存箱达到极限容积时，停止卫星工作，等待地面控制台指令，落点确定后，动力系统调整姿态，连接处断开，其他返回舱亦然。若燃料达到一定极限时，则无条件停止卫星工作，等待地面控制台指令，落点确定后，动力系统调整姿态，返回地面。4）材料部分。卫星机体结构材料大多采用铝合金和镁合金，要求高强度的零部件则采用钛合金。卫星体和仪器设备表面覆有温控涂层，利用热辐射或热吸收特性来调节温度。航天器上的大面积太阳翼初期为铝合金加筋板或夹层板结构，卫星体内还使用多层材料、工程塑料、玻璃钢等作为隔热材料，用二硫化钼固体润滑剂等作为运动部件的润滑材料，用硅橡胶等作为舱室的密封材料。芯片舱段的侧壁采取辐射防热措施，外蒙皮为耐高温的镍基合金或铍板，内部结构为耐热钛合金。外蒙皮与内部结构之间填以石英纤维等各种隔热材料。芯片舱靠外蒙皮的高辐射特性和隔热层的良好隔热特性，保持舱内有适宜的工作温度。卫星的轨道器用铝合金制造。支承主发动机的推力结构用钛合金制造；中机身的部分主框采用以硼纤维增强铝合金的金属基复合材料；货舱舱门用石墨纤维增强环氧树脂复合材料作面板的特制纸蜂窝夹层结构。卫星再入大气层时使用了各类表面隔热材料，其中主要是新型陶瓷隔热瓦。
3.专用系统：载荷部分。1）传感器。A.摄影类型的传感器；6个全方位摄像头：发现太空垃圾并追踪的一种方式，也可以防止自己被太空垃圾撞到。B.扫描成像类型的传感器；2）收集器。收集辐射能量。具体的元件如透镜组、反射镜组、天线等。机械手臂位于卫星顶部两侧，运用机械自动化技术，自动将磁力吸引装置捕获的太空垃圾抓住并放入空置的最后一级存储舱中。3）探测器。将收集的辐射能转变成化学能或电能。具体的无器件如感光元件、光电管、光敏和热敏探测元件、共振腔谐振器等。4）处理器。对收集的信号进行处理。如显影、信号放大、变换、校正和编码等。具体的处理器类型有摄影处理装置和电子处理装置。5）输出器。输出获取的数据。输出器类型有扫描晒像仪、阴极射线管、磁带记录仪、XY彩色喷笔记录仪。6）搭载“万能”锥型接口装置，它可与寿命终止的通信卫星的远地点发动机对接，构成卫星与推进舱的组合体，然后为组合体提供轨道保持和姿态控制能力，从而延长在轨通信卫星的工作寿命。7）远程测距仪为微波交会雷达，并由L、S、C频段向Ku频段和毫米波频段发展；在最后逼近和对接阶段，光学成像敏感器有更突出的优点，同时辅以激光雷达，其优点是波束窄、分辨率高、体积小、重量轻、精度高，适合于近距离测量。8）电磁牵引部分。A.主电路，由电动机、接触器主触点，主令电器等电器元件组成。B.控制电路，由接触器线圈，继电器等组成。C.低压控制系统，由低压断路器，熔断器，继电器组成。D.感测部分，接受外界输入信号，使执行部分动作，实现控制目的。E.短路环，使合成后的吸力在任一时刻都大于反力，消除振动和噪声。F.灭弧罩，用于交流和直流灭弧。 4.卫星三轴姿态控制系统一般由姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构三部分组成。姿态敏感器的作用是感应和测量卫星的姿态变化，其捕获目标飞行器的范围一般为15～100千米。姿态控制器的作用是把姿态敏感器输出的卫星姿态角变化值的信号，经过一系列的比较、处理，产生控制信号输送到姿态执行机构。姿态执行机构的作用是根据姿态控制器輸出的控制信号产生力矩，使卫星姿态恢复到正确的位置。
三、整体分析
优势：1、卫星可以像火箭那样，边减重边工作，这可以大大提高卫星的工作时长，清理高度，清理量，加长工作周期，2、存在可返回舱，可带回地球用于科学研究。
不足：1、卫星体积较大，质量较大。2、目前只能处理中低轨道太空垃圾。
四、可行性分析
1.首先，核心芯片具有反应速度快，性能稳定，受宇宙辐射，电磁干扰小。相对而言，对于突发情况，有可能会出现误判，因此在发射前要做好多套预案。如果采用地面实时操控，就会产生延误，影响捕捉。
2.其次，将所有低轨卫星的轨道运行状况进行提前数据输入，在遇到太空物体时，进行数据的识别，来判断当前物体是否为太空垃圾。
3.对所遇到的太空垃圾进行质量与体积进行估算，判断是否符合电磁牵引范围以及回收装置可盛放范围。
4.选用电磁牵引是在太空中抓取垃圾最简单最可靠的方法，太空中卫星飞行速度快，电池牵引的可能性为85%，只要做到变轨，拉近距离就极有可能抓到它。关于太空中存在的电磁场对芯片电磁干扰，需对芯片进行电磁加固。
5.关于卫星的材料，钛合金耐热性好，有强度和韧性，是最佳选择。另外，卫星受太阳直射，两侧温差较大，因此采用泵驱动超临界流体循环回路的方式来进行卫星热平衡。研究结果表明，泵驱动超临界流体循环回路具有功耗小、传热量大、热传输距离远的优点，其传热性能与机械泵驱动两相流体回路相当， 而工作的稳定性和可靠性又优于机械泵驱动两相流体回路。
五、进一步改进方案
1.为了提高刚度和减轻重量，采用高模量石墨纤维增强的新型复合材料。
2.将航天器上的大面积太阳翼初期为铝合金加筋板或夹层板结构，改用石墨纤维复合材料作面板的铝蜂窝夹芯结构，更先进的轻型太阳翼则以石墨纤维复合材料作框架，蒙上聚酰胺薄膜。
3.进行返回舱保护膜探究，对返回舱进行对内+对外双层保护，对外引用吸热涂料突破大气层，对内防止太空垃圾的辐射泄露。
参考文献：
[1]袁家军，微型结构设计与分析，[M].北京：中国宇航出版社，1999
[2]徐福祥，卫星工程概论，[M].北京：中国宇航出版社，2004
[3]张玉祥，人造卫星测轨方法，[M].北京：国防工业出版社，2007
[4]屠善澄，卫星姿态动力学与控制，[M].北京：中国宇航出版社，1999
关键词：太空垃圾回收；应用卫星
探索浩瀚的宇宙，是人类千百年来的美好梦想。1957年，世界上第一颗人造地球卫星上天，此后美国、苏联、中国、日本等国家以及欧洲航天局先后研制出约80种运载火箭，向宇宙空间发射了数以千计的各类卫星、载人航天器、空间探测器。然而，在航空事业得到大力发展的同时，太空垃圾带来的飞行安全等问题随之而来。任意一个宇宙碎片飞行速度都在每秒十公里左右，运动过程中的动能巨大，一个10克的太空垃圾动量就可达到3.6*10^7，若发生碰撞，将给其撞击的物体带来巨大的冲击力，相当于两辆1300千克的汽車以100千米每秒的速度相撞。可谓太空第一大杀手。太空本是广袤无垠的空间，却由于人类活动频繁而显得日益拥挤。科学家们担心，数目庞大的太空垃圾会威胁各种宇宙探索活动，甚至可能令人类彻底失去可以利用的地球同步卫星轨道。
中国作为全球第三大航天国家，在太空科技领域进行突破的同时，也应该尽到维护地球同步卫星轨道安全的责任，为全球航天事业做出自己的应有贡献。对于太空垃圾，我们首先想到的是尽可能去躲避，然而随着人类太空活动越来越频繁，太空垃圾起来越多，因此躲避只能解一时之需，唯有将垃圾尽可能清理，才是从根本上解决人类和平利用太空的问题。机器人吸附捕捉类卫星在应用类卫星中还属首创，如果研制成功，将成为清理太空垃圾的中坚力量，进而降低航天器和宇航员在太空中的危险程度。
一、 设计思路
卫星要想捕捉到垃圾恬首先与之进行交会，即相互接近。具体地说，就是卫星在太空飞行过程中通过对轨道参数、运行速度的不断调整，与目的物在同一时间到达空间同一位置的过程。
1.调整卫星从远程导引到近程导引阶段。卫星在飞行过程中，利用三轴姿态控制系统①，追踪太空垃圾并进行飞行姿态、变轨、追踪、再同速的调控。当卫星接近太空垃圾，进入近程导引阶段，卫星根据自身的微波和激光敏感器测得的与太空垃圾的相对运动参数，自动引导到垃圾附近的初始瞄准点（距目标飞行器0.5～1千米）。
2.瞄准完成后，卫星进入最终逼近段。卫星首先捕获太空垃圾的对接轴，当对接轴线不沿轨道飞行方向时，要求追踪飞行器在轨道平面外进行绕飞机动，以进入对接走廊，此时两个飞行器之间的距离约100米，相对速度约1～3米/秒。
3.停靠对接阶段。追踪飞行器利用由摄像敏感器和接近敏感器组成的测量系统精确测量两个飞行器的距离、相对速度和姿态，同时启动小发动机进行机动，使之沿对接走廊向目标最后逼近。在对接前关闭发动机，以0.15～0.18米/秒的停靠速度与目标相撞，最后利用栓-锥或异体同构周边对接装置的抓手、缓冲器、传力机构和锁紧机构使两个飞行器在结构上实现硬连接，完成信息传输总线、电源线和流体管线的连接。
4.根据垃圾体积，质量不同，还需要实时调控电流大小来控制磁力。使用电磁设备，就会对其他的一些信号有干扰，必须加防护措施。
二、卫星说明
1.运行轨道：低轨道卫星（LEO）1500Km以下。
2.保障系统：1）能源部分。a.太阳能电池板：使用单晶硅光电池串联或并联组成电池组与镍镉电池配合、可作为人造卫星的直接能源，且电池板要达到三级折叠效果。b.三级可分离式可回收物体存放箱：回收系统共搭载三级回收箱，在升空时，可携带大量固体燃料用于提高续航时间、变轨变速以及调整卫星姿态。在将最后一级回收箱中装满太空垃圾后，最后一级回收箱将等待时机与主体分离、离轨返回地球，并将太空垃圾带回地球，垃圾中的大量辐射可用于核电站发电或科研等多项领域，来达到废物利用的目的。后两级回收箱也是同样的工作性质，在回收过程中减轻负载量，以延长工作时间。2）动力部分。氙离子发动机是一种新型的发动机，一定压力的气体进入电离室，在高频振荡电流的作用下，使少量的自由电子与室壁碰撞产生二次电子，电子与气体碰撞而引发电离，产生等离子体。在负电位的吸引下，使离子束引出同时进入直线加速器，通过多级加速电极，使离子束的速度达到所需，再由喷管喷出产生推力，或直接从外界收集离子作为工质，进行加速。空心阴极工作在额定状态下（发射电流5.00 A），其寿命可达到40000 h以上。发动机正常工作要考虑到其工作环境下的热应力，使其热应力满足工程应用要求。3）返回部分。当第一储存箱达到极限容积时，停止卫星工作，等待地面控制台指令，落点确定后，动力系统调整姿态，连接处断开，其他返回舱亦然。若燃料达到一定极限时，则无条件停止卫星工作，等待地面控制台指令，落点确定后，动力系统调整姿态，返回地面。4）材料部分。卫星机体结构材料大多采用铝合金和镁合金，要求高强度的零部件则采用钛合金。卫星体和仪器设备表面覆有温控涂层，利用热辐射或热吸收特性来调节温度。航天器上的大面积太阳翼初期为铝合金加筋板或夹层板结构，卫星体内还使用多层材料、工程塑料、玻璃钢等作为隔热材料，用二硫化钼固体润滑剂等作为运动部件的润滑材料，用硅橡胶等作为舱室的密封材料。芯片舱段的侧壁采取辐射防热措施，外蒙皮为耐高温的镍基合金或铍板，内部结构为耐热钛合金。外蒙皮与内部结构之间填以石英纤维等各种隔热材料。芯片舱靠外蒙皮的高辐射特性和隔热层的良好隔热特性，保持舱内有适宜的工作温度。卫星的轨道器用铝合金制造。支承主发动机的推力结构用钛合金制造；中机身的部分主框采用以硼纤维增强铝合金的金属基复合材料；货舱舱门用石墨纤维增强环氧树脂复合材料作面板的特制纸蜂窝夹层结构。卫星再入大气层时使用了各类表面隔热材料，其中主要是新型陶瓷隔热瓦。
3.专用系统：载荷部分。1）传感器。A.摄影类型的传感器；6个全方位摄像头：发现太空垃圾并追踪的一种方式，也可以防止自己被太空垃圾撞到。B.扫描成像类型的传感器；2）收集器。收集辐射能量。具体的元件如透镜组、反射镜组、天线等。机械手臂位于卫星顶部两侧，运用机械自动化技术，自动将磁力吸引装置捕获的太空垃圾抓住并放入空置的最后一级存储舱中。3）探测器。将收集的辐射能转变成化学能或电能。具体的无器件如感光元件、光电管、光敏和热敏探测元件、共振腔谐振器等。4）处理器。对收集的信号进行处理。如显影、信号放大、变换、校正和编码等。具体的处理器类型有摄影处理装置和电子处理装置。5）输出器。输出获取的数据。输出器类型有扫描晒像仪、阴极射线管、磁带记录仪、XY彩色喷笔记录仪。6）搭载“万能”锥型接口装置，它可与寿命终止的通信卫星的远地点发动机对接，构成卫星与推进舱的组合体，然后为组合体提供轨道保持和姿态控制能力，从而延长在轨通信卫星的工作寿命。7）远程测距仪为微波交会雷达，并由L、S、C频段向Ku频段和毫米波频段发展；在最后逼近和对接阶段，光学成像敏感器有更突出的优点，同时辅以激光雷达，其优点是波束窄、分辨率高、体积小、重量轻、精度高，适合于近距离测量。8）电磁牵引部分。A.主电路，由电动机、接触器主触点，主令电器等电器元件组成。B.控制电路，由接触器线圈，继电器等组成。C.低压控制系统，由低压断路器，熔断器，继电器组成。D.感测部分，接受外界输入信号，使执行部分动作，实现控制目的。E.短路环，使合成后的吸力在任一时刻都大于反力，消除振动和噪声。F.灭弧罩，用于交流和直流灭弧。 4.卫星三轴姿态控制系统一般由姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构三部分组成。姿态敏感器的作用是感应和测量卫星的姿态变化，其捕获目标飞行器的范围一般为15～100千米。姿态控制器的作用是把姿态敏感器输出的卫星姿态角变化值的信号，经过一系列的比较、处理，产生控制信号输送到姿态执行机构。姿态执行机构的作用是根据姿态控制器輸出的控制信号产生力矩，使卫星姿态恢复到正确的位置。
三、整体分析
优势：1、卫星可以像火箭那样，边减重边工作，这可以大大提高卫星的工作时长，清理高度，清理量，加长工作周期，2、存在可返回舱，可带回地球用于科学研究。
不足：1、卫星体积较大，质量较大。2、目前只能处理中低轨道太空垃圾。
四、可行性分析
1.首先，核心芯片具有反应速度快，性能稳定，受宇宙辐射，电磁干扰小。相对而言，对于突发情况，有可能会出现误判，因此在发射前要做好多套预案。如果采用地面实时操控，就会产生延误，影响捕捉。
2.其次，将所有低轨卫星的轨道运行状况进行提前数据输入，在遇到太空物体时，进行数据的识别，来判断当前物体是否为太空垃圾。
3.对所遇到的太空垃圾进行质量与体积进行估算，判断是否符合电磁牵引范围以及回收装置可盛放范围。
4.选用电磁牵引是在太空中抓取垃圾最简单最可靠的方法，太空中卫星飞行速度快，电池牵引的可能性为85%，只要做到变轨，拉近距离就极有可能抓到它。关于太空中存在的电磁场对芯片电磁干扰，需对芯片进行电磁加固。
5.关于卫星的材料，钛合金耐热性好，有强度和韧性，是最佳选择。另外，卫星受太阳直射，两侧温差较大，因此采用泵驱动超临界流体循环回路的方式来进行卫星热平衡。研究结果表明，泵驱动超临界流体循环回路具有功耗小、传热量大、热传输距离远的优点，其传热性能与机械泵驱动两相流体回路相当， 而工作的稳定性和可靠性又优于机械泵驱动两相流体回路。
五、进一步改进方案
1.为了提高刚度和减轻重量，采用高模量石墨纤维增强的新型复合材料。
2.将航天器上的大面积太阳翼初期为铝合金加筋板或夹层板结构，改用石墨纤维复合材料作面板的铝蜂窝夹芯结构，更先进的轻型太阳翼则以石墨纤维复合材料作框架，蒙上聚酰胺薄膜。
3.进行返回舱保护膜探究，对返回舱进行对内+对外双层保护，对外引用吸热涂料突破大气层，对内防止太空垃圾的辐射泄露。
参考文献：
[1]袁家军，微型结构设计与分析，[M].北京：中国宇航出版社，1999
[2]徐福祥，卫星工程概论，[M].北京：中国宇航出版社，2004
[3]张玉祥，人造卫星测轨方法，[M].北京：国防工业出版社，2007
[4]屠善澄，卫星姿态动力学与控制，[M].北京：中国宇航出版社，1999