一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构及其捕捉方法
技术领域
本发明创造属于航空航天领域，尤其是涉及一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构及捕捉方法。
背景技术
目前人类发射的许多卫星中，有一大部分卫星已经结束了服役，但由于早期技术不成熟，无法实现卫星的回收与销毁。2009年2月10日，美国通信卫星“铱33”与俄罗斯废弃的卫星“宇宙2251”相撞，这是人类历史上首次卫星相撞事件，两星相撞产生了600多个大小密度不一的碎片，这些碎片失去了卫星的束缚和驱动，对各国的卫星和空间站造成了巨大的威胁。然而不仅仅是卫星相撞，许多卫星还遭到了来自于其他太空物质的撞击而产生了大量的空间碎片。
空间碎片，俗称太空垃圾，是由于人类的太空活动而产生的废弃物，一般以碎片及颗粒物为主。空间碎片主要以航天任务完成后遗留在太空中无法回收的废弃物为主，包括被遗弃、失效的航天器，运载火箭末段箭体，废弃的燃料箱、整流罩、分离装置等。根据2015年美国空间检测网SSN的数据显示，指出到2015年3月为止的空间碎片数量已达到16655个。数量庞大的空间碎片其轨道，位置，姿态，速度，周期均为不可预测，对空间中绕轨工作的卫星存在巨大的威胁，影响卫星的正常工作。在撞击后还会出现二次碎片，空间碎片的撞击对于整个空间环境来说是一种恶性循环。
在某些卫星任务完成或因其他原因导致失效的情况下，会有地面控制让卫星主动飞离原有轨道，进入坟场轨道。但由于特殊原因导致卫星失去控制自身能力或地面无法与卫星取得联系时，失控的卫星成为近地轨道更大的隐患，目前一些绳网结构采取捕捉后将其带入坟场轨道，来降低近地轨道上的空间压力。
为了解决现有的绳网式结构基本依赖质量块的带动作用，质量块和网的回弹作用，有旋展开时网自旋无法顺利捕捉，网收到外力影响偏离导致不能正常工作，不能对捕捉物体做消旋处理，不能重复使用，不能进行轨道转移任务等弱点，提供一种可自主驱动，重复使用，自身具有一定刚强度，并能做到对捕捉物体进行消旋处理和轨道转移的智能复合材料蛛网捕捉结构。
发明内容
有鉴于此，本发明创造旨在提出一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构，可自主驱动，重复使用，自身具有一定刚强度，并能做到对捕捉物体进行消旋处理和轨道转移。
为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：
一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构，包括由形状记忆聚合物复合材料制成的经线和由线性纤维驱动器和高温尼龙构成的纬线编织成的一端为封闭端，另一端为开口端的蛛网结构，所述的蛛网结构的开口端处和中部的纬线为线性纤维驱动器，所述的蛛网结构的其余位置的纬线为高温尼龙，所述的线性纤维驱动器为表面涂覆一层银浆的经热处理后的绕制的高温尼龙，每根经线长度方向上均匀间隔覆盖电加热片，蛛网结构的开口端每根经线处均连接一个副缆绳，相邻经线和相邻纬线之间相互独立，所述的蛛网结构的封闭端经由主缆绳与卫星连接，所述的电加热片和银浆层经主缆绳与电源电连接，所述的卫星上设有探测器，所述的探测器的信号发送至信号处理器，所述的信号处理器控制蛛网结构的出仓与回仓、收缩与展开。
进一步的，在相邻两根经线和相邻两根纬线围成的四边形区域内设有纱网。
进一步的，所述蛛网结构整体为一同心圆结构，且纬线采用中间密，两边疏的构型。
进一步的，所述高温尼龙经电机旋转绕制后在温度220℃保温时间1小时条件下处理后表面涂覆银浆层形成线性纤维驱动器。
本发明还提供了一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构的捕捉方法，按照以下步骤实施：
步骤1、当卫星探测器侦测到待捕捉目标时，卫星自主控制蛛网结构弹出，同时控制电加热片开始加热；形状记忆聚合物复合材料制成的经线在受热状态下会主动恢复至初始状态(即展开状态)，完成蛛网结构的展开过程；
步骤2、当卫星探测器侦测到网接近待捕捉目标并可以开始捕捉时，通过控制电加热片工作对蛛网结构的局部经线(即靠近蛛网结构开口端的经线)进行加热，形状记忆聚合物复合材料在加热状态下刚度变小，变得柔软，对形状记忆聚合物复合材料加热同时对最外端纬线(线性纤维驱动器)进行加热，通过电流刺激线性纤维驱动器上的银浆层发热，线性纤维驱动器在加热过程中会收缩，将网口封死，让已捕捉目标无法脱离网的控制，完成蛛网结构的捕捉过程。
进一步的，确认目标已被捕捉时，卫星运动降低目标速度后切断所有缆绳，让蛛网结构与被捕捉物体一同掉入大气层中烧毁。
进一步的，在确认捕捉到目标后，对目标进行消旋处理，通过控制电加热片工作使局部经线(即目标周围经线)受热软化，加热蛛网结构中间部分的纬线(线性纤维驱动器)，对已捕捉目标进行固定，达到对目标消旋的目的。
进一步的，在确认目标已经捕捉的情况下，可根据地面控制给出的命令，卫星可以带动目标一起运动，将目标带到坟场轨道；在到达坟场轨道后，卫星通过加热全部电加热片，使形状记忆聚合物复合材料受热恢复至展开状态，将已捕捉目标释放到该轨道。
进一步的，在确认目标已捕捉的情况下，由卫星接受地面或空间站指令，由卫星带动目标移动至空间站附近对目标进行回收。
进一步的，通过加热最外圈纬线(线性纤维驱动器)和局部经线将网处于半展开状态，通过最外端两根副缆线的牵拉同时控制电加热片工作令形状记忆聚合物复合材料局部软化，以反复多次对折的方式使蛛网结构重新收纳回到卫星舱内，卫星继续通过地面控制完成其他捕捉任务。
相对于现有技术，本发明创造所述的一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构具有以下优势：
本发明所述的一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构，与以往的绳网式捕捉结构区别在于整个捕捉过程中，主要以网自身的驱动来完成整个捕捉活动。在网展开时，利用形状记忆聚合物复合材料的热恢复性质，将处于折叠状态的网扩展打开，在捕捉到目标时开始对不同部位的形状记忆聚合物复合材料进行加热使之刚度下降，再由最外圈的线性纤维驱动器进行收缩，将网收口，使已捕捉的目标和捕捉卫星构成整体，由地面控制决定如何处理被捕捉目标。
卫星；蛛网纬线由高温尼龙和线性纤维驱动器构成，并缠绕在经线上；线性纤维驱动器加热后收缩，将网收起；蛛网经线由形状记忆聚合物复合材料(Shape Memory PolymerComposite)制作，能在受热条件下发生变形，并且在变形前后刚度较大，并可根据加热位置，改变网的收缩模式，整个网的收缩，展开，捕捉等动态过程全部由加热不同位置的形状记忆聚合物复合材料，为网的主动变形工作。因此，采用本发明可以实现对空间不同尺寸，不同姿态的废旧卫星及空间碎片的回收和处理，在展开过程中只需要加热工作即可完成对网的驱动，形状记忆聚合物复合材料驱动减小了网的振动，且网的主动工作取消了由发射质量块带来的网和质量块回弹问题，整个过程较平稳安全，且加热消耗能量较小。
附图说明
构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。在附图中：
图1为本发明创造实施例所述的一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构的整体结构示意图；
图2为单根经线上电加热片的分布结构图；
图3为蛛网结构在舱内的折叠方式示意图；
图4为蛛网结构折叠时所有经线半折叠时的示意图；
图5为蛛网结构在捕捉目标过程中的展开过程图；
图6为蛛网结构在捕捉目标过程中的捕捉过程图；
图7为蛛网结构在捕捉目标过程中的收口过程图；
图8为卫星让目标减速进入大气层销毁工作示意图；
图9为蛛网结构在对捕捉目标做消旋处理工作示意图；
图10为卫星将目标带至坟场轨道时蛛网结构工作示意图；
图11为卫星将目标带至空间站回收的工作示意图；
图12为卫星在执行任务完毕后对展开的蛛网结构进行收回的工作示意图；
图13为形状记忆聚合物复合材料受热变形示意图；
图14为线性纤维驱动器变形过程示意图。
附图标记说明：
1-卫星，2-主缆绳，3-经线，4-纬线，5-目标，6-副缆绳，7-纱网，8-电加热片。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
另外，在本发明创造的实施例中所提到的目标是指空间碎片和废旧卫星。
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明创造。
如图1和图2所示，一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构，包括由形状记忆聚合物复合材料制成的经线3和由线性纤维驱动器和高温尼龙构成的纬线4编织成的一端为封闭端，另一端为开口端的蛛网结构，所述的蛛网结构的开口端处和中部的纬线4为线性纤维驱动器，所述的蛛网结构的其余位置的纬线4为高温尼龙，所述的线性纤维驱动器为表面涂覆一层银浆的经热处理后的绕制的高温尼龙，每根经线3长度方向上均匀间隔覆盖电加热片8，蛛网结构的开口端每根经线3处均连接一个副缆绳6，相邻经线3和相邻纬线4之间相互独立，所述的蛛网结构的封闭端经由主缆绳2与卫星1连接，所述的电加热片8和银浆层经主缆绳2与电源电连接，所述的卫星1上设有探测器，所述的探测器的信号发送至信号处理器，所述的信号处理器控制蛛网结构的出仓与回仓、收缩与展开。
形状记忆聚合物复合材料包括形状记忆聚合物和碳纤维复合、形状记忆聚合物与芳纶纤维复合、形状记忆聚合物和玻璃纤维复合或形状记忆聚合物和碳纳米管复合。
在相邻两根经线3和相邻两根纬线4围成的四边形区域内设有纱网，使得小体积物体或破碎物体不易漏网。
所述蛛网结构整体为一同心圆结构，且纬线4采用中间密，两边疏的构型，中间密可以保证在做消旋处理时能充分固定不规则的物体,同时一些不规则物体不会从网的缝隙中逃脱。
高温尼龙是指可长期在150℃以上使用的尼龙工程塑料。
高温尼龙经电机旋转绕制后在温度220℃保温时间1小时条件下处理后表面涂覆银浆层形成线性纤维驱动器。
如图3所示，在蛛网结构未使用时，网远端通过反复多次对折的方式收纳于卫星舱内，浅色的线是虚拟的，深色的线是经线，如图4是为了给出经线折叠方式的实例，即网的立体折叠模式即钻石折叠。
如图13所示为形状记忆聚合物复合材料受热变形示意图，形状记忆聚合物复合材料在受热状态下会主动恢复至初始状态(即展开状态)。
如图14所示为线性纤维驱动器变形过程示意图，线性纤维驱动器在加热过程中会收缩，冷却时会展开。
一种基于智能复合材料的蛛网捕捉结构的捕捉方法，具体步骤为：
步骤1、如图5所示，当卫星探测器侦测到待捕捉目标5时，卫星1自主控制蛛网结构弹出，同时控制电加热片8开始加热；形状记忆聚合物复合材料制成的经线3受热状态下会主动恢复至初始状态(即展开状态)，完成蛛网结构的展开过程；
步骤2、如图6-图7所示所示，当卫星探测器侦测到网接近待捕捉目标5并可以开始捕捉时，通过控制电加热片8工作对蛛网结构的局部经线(即靠近蛛网结构开口端的经线)进行加热，形状记忆聚合物复合材料在加热状态下刚度变小，变得柔软，对形状记忆聚合物复合材料加热同时对最外端纬线4(线性纤维驱动器)进行加热，通过电流刺激线性纤维驱动器上的银浆层发热，线性纤维驱动器在加热过程中会收缩，将网口封死，让已捕捉目标5无法脱离网的控制，完成蛛网结构的捕捉过程。
捕捉完成后可进行下一步处理：
处理方法一：
如图8所示，确认目标5已被捕捉时，卫星1运动降低目标速度后切断所有缆绳，让蛛网结构与被捕捉目标5一同掉入大气层中烧毁。
处理方法二：
首先：如图9所示，在确认捕捉到目标5后，对目标5进行消旋处理，通过控制电加热片8工作使局部经线3(即目标周围经线)受热软化，加热蛛网结构中间部分的纬线4(线性纤维驱动器)，对已捕捉目标5进行固定，达到对目标消旋的目的；
其次，如图10所示，在确认目标5已经捕捉的情况下，可根据地面控制给出的命令，卫星1可以带动目标5一起运动，将目标5带到坟场轨道；在到达坟场轨道后，卫星1通过加热全部电加热片8，使形状记忆聚合物复合材料受热恢复至展开状态，将已捕捉目标5释放到该轨道；
最后，如图12所示，通过加热最外圈纬线4(线性纤维驱动器)和局部经线3将网处于半展开状态，通过最外端两根副缆线6的牵拉同时控制电加热片8工作令形状记忆聚合物复合材料局部软化，以反复多次对折的方式使蛛网结构重新收纳回到卫星舱内，卫星1继续通过地面控制完成其他捕捉任务，此图中蛛网结构的折叠结构是图4的剖视图。
处理方法三：
首先，如图9所示，在确认捕捉到目标5后，对目标5进行消旋处理，通过控制电加热片8工作使局部经线3(即目标周围经线)受热软化，加热蛛网结构中间部分的纬线4(线性纤维驱动器)，对已捕捉目标5进行固定，达到对目标消旋的目的；
其次，如图11所示，在确认目标5已捕捉的情况下，由卫星1接受地面或空间站指令，由卫星1带动目标5移动至空间站附近对目标5进行回收；
最后，如图12所示，通过加热最外圈纬线4(线性纤维驱动器)和局部经线3将网处于半展开状态，通过最外端两根副缆线6的牵拉同时控制电加热片8工作令形状记忆聚合物复合材料局部软化，以反复多次对折的方式使蛛网结构重新收纳回到卫星舱内，卫星1继续通过地面控制完成其他捕捉任务，此图中蛛网结构的折叠结构是图4的剖视图。
以上所述仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。
