专利摘要

专利摘要

本发明公开了一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，包括：一可抛式整流罩，为位于顶部的圆锥圆柱筒体结构；一单矢量可调节推力的火箭发动机，为位于底部的发动机；一飞行器主体，位于可抛式整流罩与单矢量可调节推力的火箭发动机之间，包括圆柱筒体；其中，圆柱筒体的内部由上至下依次设有：一抓捕装置，用于抓捕失效卫星；一储料罐，设于圆柱筒体腔内的底部；一箭载计算机，设于储料罐的上方，内置有GNC系统硬件；圆柱筒体的外部由上至下设有：四个栅格舵，位于圆柱筒体的上段，且等间隔环绕圆柱筒体的外壁设置；四个RCS姿控发动机，位于圆柱筒体的下段，且等间隔环绕圆柱筒体的外壁设置。解决了现有清除失效卫星方法成本高、且无法回收的问题。

权利要求

1.一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，其特征在于，包括：

一可抛式整流罩(1)，为位于顶部的圆锥圆柱筒体结构；

一单矢量可调节推力的火箭发动机(7)，为位于底部的发动机；

及，

一飞行器主体(8)，位于所述可抛式整流罩(1)与所述单矢量可调节推力的火箭发动机(7)之间，包括圆柱筒体(3)；

其中，所述圆柱筒体(3)的内部由上至下依次设有：

一抓捕装置，用于抓捕失效卫星；

一储料罐(17)，设于所述圆柱筒体(3)腔内的底部；

一箭载计算机(16)，设于所述储料罐(17)的上方，内置有GNC系统硬件；

所述圆柱筒体(3)的外部由上至下设有：

四个栅格舵(5)，位于所述圆柱筒体(3)的下段，且等间隔环绕所述圆柱筒体(3)的外壁设置；

四个RCS姿控发动机(4)，位于所述圆柱筒体(3)的下段，且等间隔环绕所述圆柱筒体(3)的外壁设置；

所述抓捕装置包括：

一全自动绕线器(9)，包括用于缠绕牵引绳的缠绕部，所述缠绕部上设有电动机，所述电动机用于带动所述缠绕部绕其中心轴线自转；

一电磁阻尼张力控制器(10)，其上设有阻尼通孔，所述阻尼通孔内壁上设有在磁场控制下会发生形变的金属片；

一释放器(12)，为一面设有开口的圆柱筒体，其外侧均匀设置用于带动其独立飞行的四个发动机；

一捕捉网(14)，置于所述释放器内，与所述释放器之间靠高强度高韧性高弹性的连接绳保持柔性连接；

一牵引绳(11)，其一端固定于全自动绕线器(9)上，另一端经缠绕于所述缠绕部之后，依次从所述阻尼通孔和释放器(12)穿出，固连在所述捕捉网(14)上；

其中，所述阻尼通孔上的金属片在磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳(11)的张力。

2.如权利要求1所述的一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，其特征在于，

所述电磁阻尼张力控制器(10)包括：

若干个电磁铁，层叠设置，且每个电磁铁均为在中心处设有阻尼通孔的长方体；

若干个线圈，为缠绕在每个所述电磁铁外周的铜质金属丝；

若干个绝缘物质，设于两两相邻的电磁铁之间；

摩擦片，为具有弹性和磁性的金属片，环绕设置于所述阻尼通孔内壁；

所述摩擦片在电磁铁和线圈形成的磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳(11)之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳(11)张力。

3.如权利要求1或2所述的一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，其特征在于，所述飞行器主体(8)的底部设有液压支撑减震杆系统(6)，所述液压支撑减震杆系统(6)包括二组或二组以上的支撑结构，每个所述支撑结构包括：

支腿，一端铰接在所述圆柱筒体(3)上，另一端悬空；

液压减震杆，其内部设有液压油和活塞，一端连接在所述圆柱筒体(3)上，另一端固定连接在所述支腿上；

所述液压减震杆的往复移动用于带动所述支腿绕其与所述圆柱筒体(3)铰接的一端旋转，以起到落地时的减震缓冲作用。

4.如权利要求1或2所述的一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，其特征在于，还包括：

一气囊减速器(15)，设于所述飞行器主体(8)的顶部，且位于所述圆柱筒体(3)的腔内。

说明书

【技术领域】

本发明属于航天飞行器技术领域，具体涉及一种可重复使用的失效卫星回收飞行器。

【背景技术】

随着航天市场的迅猛发展，航天发射任务越来越频繁，太空失效卫星问题日益严重，未来特别是低轨小卫星数量巨大，当这些卫星失效后，将导致数量巨大的在轨失效卫星。它们给航天器及航天员带来很大威胁，一旦与运行中的正常航天器或卫星相撞，后果严重。另一方面，失效卫星还有很大的再利用价值，如果能将高价值失效卫星进行回收，无疑会大大降低空间应用成本。因此，如何将失效卫星清除或者回收再利用是一项十分重要的课题。从目前来看，空间碎片以及失效卫星的清除还存在诸多困难。目前主要的清除方式是通过发射的空间卫星或机器人捕获失效卫星再进行在轨处理，或者发射空间武器清除失效卫星。这些方式虽然证明是有效的，但是成本巨大，处理结果较难掌控，也不具备失效卫星回收的能力。因此目前亟待研究一种低成本的飞行器去清除或者回收失效的小卫星。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，以解决现有清除失效卫星方法成本高、且无法回收的问题。

本发明采用以下技术方案：一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，包括：

一可抛式整流罩，为位于顶部的圆锥圆柱筒体结构；

一单矢量可调节推力的火箭发动机，为位于底部的发动机；

及，

一飞行器主体，位于可抛式整流罩与单矢量可调节推力的火箭发动机之间，包括圆柱筒体；

其中，圆柱筒体的内部由上至下依次设有：

一抓捕装置，用于抓捕失效卫星；

一储料罐，设于圆柱筒体腔内的底部；

一箭载计算机，设于储料罐的上方，内置有GNC系统硬件；

圆柱筒体的外部由上至下设有：

四个栅格舵，位于圆柱筒体的上段，且等间隔环绕圆柱筒体的外壁设

置；

四个RCS姿控发动机，位于圆柱筒体的下段，且等间隔环绕圆柱筒体的外壁设置。

进一步的，抓捕装置包括：

一全自动绕线器，包括用于缠绕牵引绳的缠绕部，缠绕部上设有电动机，电动机用于带动缠绕部绕其中心轴线自转；

一电磁阻尼张力控制器，其上设有阻尼通孔，阻尼通孔内壁上设有在磁场控制下会发生形变的金属片；

一释放器，为一面设有开口的圆柱筒体，其外侧均匀设置用于带动其独立飞行的四个发动机；

一捕捉网，置于释放器内，与释放器之间靠高强度高韧性高弹性的连接绳保持柔性连接；

一牵引绳，其一端固定于全自动绕线器上，另一端经缠绕于缠绕部之后，依次从阻尼通孔和释放器穿出，固连在捕捉网上；

其中，阻尼通孔上的金属片在磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳的张力。

进一步的，电磁阻尼张力控制器包括：

若干个电磁铁，层叠设置，且每个电磁铁均为在中心处设有阻尼通孔的长方体；

若干个线圈，为缠绕在每个电磁铁外周的铜质金属丝；

若干个绝缘物质，设于两两相邻的电磁铁之间；

摩擦片，为具有弹性和磁性的金属片，环绕设置于阻尼通孔内壁；

摩擦片在电磁铁和线圈形成的磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳张力。

进一步的，飞行器主体的底部设有液压支撑减震杆系统，液压支撑减震杆系统包括二组或二组以上的支撑结构，每个支撑结构包括：

支腿，一端铰接在外壳上，另一端悬空；

液压减震杆，其内部设有液压油和活塞，一端连接在外壳上，另一端固定连接在支腿上；

液压减震杆的往复移动用于带动支腿绕其与外壳铰接的一端旋转，以起到落地时的减震缓冲作用。

进一步的，还包括：

一气囊减速器，设于飞行器主体的顶部，且位于圆柱筒体的腔内。

本发明的有益效果是：采用单矢量发动机与垂直回收技术既能实现飞行器本身低成本的运行，也能将失效卫星再次利用，具有可观的经济效益；通过将失效卫星进行柔性抓捕，能够最大化减少空间垃圾的再次生成，从而绿色环保地实现失效卫星的处理；通过将飞行器主体与抓捕卫星装置的安全空间控制，能够保证飞行器和卫星的安全性，也能保证飞行器的可靠性。

【附图说明】

图1为本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器的主体结构的结构示意图；

图2为本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器的主体结构的剖视示意图；

图3是本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器在卫星捕捉段时的结构示意图；

图4是本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器捕捉网闭合状态的结构示意图。

其中，1.可抛式整流罩，3.圆柱筒体，4.RCS姿控发动机，5.栅格舵，6.液压支撑减震杆系统，7.单矢量可调节推力的火箭发动机，8.飞行器主体，9.全自动绕线器，10.电磁阻尼控制器，11.牵引绳，12.释放器，13.失效卫星，14.捕捉网，15.气囊减速器，16.储料罐。

【具体实施方式】

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明提供了一种可重复使用的失效卫星回收飞行器，包括一可抛式整流罩1，为位于顶部的圆锥圆柱筒体结构；一单矢量可调节推力的火箭发动机7，为位于底部的发动机；及，一飞行器主体8，位于可抛式整流罩1与单矢量可调节推力的火箭发动机7之间，包括圆柱筒体3；

其中，圆柱筒体3的内部由上至下依次设有：一抓捕装置，用于抓捕失效卫星；一箭载计算机16，设于储料罐17的上方，内置有GNC系统硬件；一储料罐17，设于圆柱筒体3腔内的底部；

圆柱筒体3的外部由上至下设有：四个栅格舵5，位于圆柱筒体3的上段，且等间隔环绕圆柱筒体3的外壁设置；四个RCS姿控发动机4，位于圆柱筒体3的下段，且等间隔环绕圆柱筒体3的外壁设置。

一种可重复使用的失效卫星回收飞行器包括单矢量可调节推力的火箭发动机、圆柱筒体、四个栅格舵、RCS姿控发动机、可抛式整流罩、碳纤维牵引绳系统、电磁阻尼控制器、载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器、具有热防护系统的气囊减速器、液压支撑减震杆系统、GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统；的单矢量可调节推力的火箭发动机位于失效卫星处理飞行器的尾部；的圆柱筒体位于失效卫星处理飞行器的主体中部；的四个栅格舵和RCS姿控发动机位于失效卫星处理飞行器的圆柱筒体外表面，且是以90度角度等间隔分布，分别位于失效卫星处理器的主圆柱筒体的下部和上部；的可抛式整流罩位于失效卫星处理器的顶部；的碳纤维牵引绳系统、电磁阻尼控制器与载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器均位于失效卫星处理器的主圆柱筒体的上部，固定放置在可抛式整流罩的内部；的具有热防护系统的气囊减速器位于失效卫星处理器的主圆柱筒体的顶部，并固定放置在圆柱筒体的内部；的液压支撑减震杆系统位于失效卫星处理飞行器主圆柱筒体的外表面，且是以90度角度等间隔分布，位于失效卫星处理器的主圆柱筒体的下部；GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统位于失效卫星处理飞行器的主圆柱筒体的上部，并被固定在内部。

单矢量可调节推力的火箭发动机7采用大功率液压伺服系统进行双向摇摆，采用液氢液氧作为燃料，并辅以燃气舵，完成飞行器的姿态控制；

圆柱筒体3，主要用来盛放发动机的液氧液氢燃料，以及GNC系统硬件，以及需要的硬件设备；GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统，通过在线算出最优着陆轨迹并控制飞行器沿其飞行。

四个栅格舵5，在需要的时候，栅格舵偏转到指令角度，气流在栅格舵上方形成气动力并对箭体产生力矩，使得箭体产生转动，进而完成飞行器的姿态控制；

RCS姿控发动机4，在需要的时候，RCS通过喷嘴喷出脉冲形式的气流，喷出的气流会对箭体产生脉冲的反推力并形成力矩，使得箭体产生转动，完成对飞行器滚转的控制。

可抛式整流罩1，通过热防护系统与特定外形，完成对飞行器内部器件的保护以及实现飞行器良好的气动特性。

其中，抓捕装置包括：全自动绕线器9，包括用于缠绕牵引绳的缠绕部，缠绕部上设有电动机，电动机用于带动缠绕部绕其中心轴线自转；电磁阻尼张力控制器10，其上设有阻尼通孔；释放器12，为一面设有开口的圆柱筒体，其外侧均匀设置用于带动其独立飞行的四个发动机；捕捉网14，置于释放器12内，与释放器12之间靠高强度高韧性高弹性的连接绳保持柔性连接；牵引绳11，其一端固定于全自动绕线器9上，另一端经缠绕于缠绕部之后，依次从阻尼通孔和释放器12穿出，固连在捕捉网14上；由于阻尼通孔在磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳11之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳的张力。碳纤维牵引绳系统通过主动释放与收回碳纤维牵引绳，实现牵引绳所需长度的控制。

电磁阻尼控制器10，通过电磁阻尼控制牵引绳11的张力，达到控制牵引绳11提供的拉力可变的目的.

载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器12，通过独立飞行与释放捕捉网14去捕捉失效的卫星，达到捕获卫星与安全可靠的要求；

其中，电磁阻尼张力控制器10包括：

若干个电磁铁，层叠设置，且每个电磁铁均为在中心处设有阻尼通孔的长方体；

若干个线圈，为缠绕在每个电磁铁外周的铜质金属丝；

若干个绝缘物质，设于两两相邻的电磁铁之间；

摩擦片，为具有弹性和磁性的金属片，环绕设置于阻尼通孔内壁；

摩擦片在电磁铁和线圈形成的磁场控制下会发生形变，进而使得其与牵引绳之间的摩擦力发生改变，以控制牵引绳11的张力。

其中，飞行器主体8的底部设有液压支撑减震杆系统6，液压支撑减震杆系统6包括二组或二组以上的支撑结构，每个支撑结构包括：

支腿，一端铰接在外壳3上，另一端悬空；

液压减震杆，其内部设有液压油和活塞，一端连接在外壳3上，另一端固定连接在支腿上；

液压减震杆的往复移动用于带动支腿绕其与外壳3铰接的一端旋转，以起到落地时的减震缓冲作用。通常我们选择三组支撑结构来组成液压支撑减震杆系统6，这样一来，液压支撑减震杆系统通过液压吸收缓冲的能量与三角形稳定机构，从而使得飞行器安全稳定地垂直着陆。

本发明的一种可重复使用的失效卫星回收飞行器还包括一气囊减速器15，设于飞行器主体8的顶部，且位于圆柱筒体3的腔内。的具有热防护系统的气囊减速器，通过产生较大的气动阻力，从而快速而又稳定地使飞行器减速，而且热防护系统也可以保护回收的卫星以及相关设备。

本发明通过使用可重复使用的多模式失效卫星处理飞行器进行失效卫星的清除或者回收利用，因为飞行器只需要接近失效卫星，不需要入轨，因此不需要的很高的速度，因此仅通过单矢量火箭发动机与栅格舵，RCS等辅助控制器即可完成飞行器的飞行任务，且根据失效卫星的处理模式不同，仅通过调节加注燃料的多少就可满足不同任务对飞行器终端速度的要求，也满足了飞行器的低成本要求。飞行器携带的载有捕捉网的独立释放机构，其通过牵引绳系统与飞行器主体保持连接，独立释放机构精确跟踪与定位失效卫星，并通过柔性捕捉网将其捕获，这大大提升了飞行器与卫星各自的安全与系统可靠性，也降低了捕获成本以及使得二次空间垃圾最少化。飞行器返回时，通过减速气囊进行快速地减速，这不仅提升了飞行器的可控性与安全性，也进一步降低了飞行器的成本。飞行器在最后的着陆前，通过凸优化制导实时地生成最优轨迹，并进行控制，最后通过液压减震系统吸收冲击能量并起到稳定作用，使得飞行器能够安全稳定地垂直着陆在地面，实现飞行器与失效卫星的重复使用，这使得失效卫星的处理成本得以大幅度降低，能够很好地满足将来大量失效卫星处理的需求。

本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器工作时，飞行器有三段主要的工作模式，分别是：发射上升段、卫星捕捉段与返回回收段，且三种模式下飞行器的结构和工作设备有一些差异，下面就三种工作模式分别说明。

发射上升段时，飞行器通过单矢量可调节推力的火箭发动机1与RCS姿控发动机4的作动升空，并向目标点飞去，四个栅格舵5与液压支撑减震杆系统6处于收起模式，所有其他设备被安装并固定在可抛式整流罩1与飞行器的圆柱筒体3内部，飞行器在导航制导控制系统的指令下飞往目标点；

卫星捕捉段段时，飞行器接近失效卫星时，释放出载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器012与014，并通过纤维牵引绳系统9与011、电磁阻尼控制器010对其控制，在经过计算得到指令后，载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器012与014释放出捕捉网将失效卫星013捕获。

返回回收段时，飞行器在到达规定的高速与速度时，释放出具有热防护系统的气囊减速器015进行气动减速；在进行主动着陆时，飞行器打开单矢量可调节推力的火箭发动机1、四个栅格舵5、RCS姿控发动机4进行着陆前的主动减速与精确的位置，速度与姿态的控制，并利用打开的液压支撑减震杆系统6的三角形支撑腿吸收着陆时的能量并稳定飞行器，完成飞行器垂直着陆的任务需求。

本发明一种可重复使用的失效卫星回收飞行器的工作过程为：回收失效卫星时，飞行器先发射升空，飞行器在箭载计算机16得控制作用下，通过单矢量可调节推力的火箭发动机1与RCS姿控发动机4的作动运动，此时四个栅格舵5与液压支撑减震杆系统6处于收起模式，所有其他设备被安装并固定在可抛式整流罩1与飞行器的圆柱筒体3内部；在飞行器接近失效卫星时，由于此时卫星的速度远大于飞行器主体的速度，飞行器再释放出载有捕捉网14的释放器12，释放器独立运动并加速去进一步靠近卫星，此时释放器与飞行器主体通过碳纤维牵引绳11保持柔性连接，在达到捕捉条件时，释放器释放出捕捉网罩住失效卫星13，并与其进行动量交换，使其达到速度一致，飞行器再通过绕线器9、阻尼控制器10和碳纤维牵引绳11将释放器，捕捉网和卫星一起拉回到飞行器主体上并固定；最后，飞行器主体和卫星作为一个整体先在轨道上进行机动调姿，准备返回，通过箭载计算机控制单矢量可调节推力的火箭发动机1、RCS姿控发动机4、气囊减速器015、四个栅格舵5、RCS姿控发动机4和液压支撑减震杆系统6等部件作动，飞行器和卫星主体最终以发动机朝下的垂直状态降落在地表。

实施例

一种应用于失效卫星处理领域的可重复使用飞行器，包括单矢量可调节推力的火箭发动机7、圆柱筒体3、四个栅格舵5、RCS姿控发动机4、可抛式整流罩1、碳纤维牵引绳系统与牵引绳11、电磁阻尼控制器10、载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器12与捕捉网14、具有热防护系统的气囊减速器15、液压支撑减震杆系统6、GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统；单矢量可调节推力的火箭发动机7位于失效卫星处理飞行器主体8的尾部；圆柱筒体3位于失效卫星处理飞行器的主体8的中部；四个栅格舵5和RCS姿控发动机4位于失效卫星处理飞行器的圆柱筒体3的外表面，且是以90度角度等间隔分布，分别位于失效卫星处理飞行器的主圆柱筒体3的下部和上部；可抛式整流罩1位于失效卫星处理飞行器主体8的顶部；碳纤维牵引绳系统与牵引绳11、电磁阻尼控制器10与载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器12与捕捉网14均位于失效卫星处理器的主圆柱筒体8的上部，固定放置在可抛式整流罩1的内部；具有热防护系统的气囊减速器15位于失效卫星处理器的主圆柱筒体3的顶部，并固定放置在圆柱筒体3的内部；液压支撑减震杆系统6位于失效卫星处理飞行器主圆柱筒体3的外表面，且是以90度角度等间隔分布，位于失效卫星处理器的主圆柱筒体3的下部；GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统位于失效卫星处理飞行器的主圆柱筒体3的上部，并被固定在内部。

可重复使用失效卫星处理飞行器主体8可通过的单矢量可调节推力的火箭发动机1，四个栅格舵5，RCS姿控发动机4对飞行器进行位置与姿态控制；飞行器主体8可通过的圆柱筒体3来安装发动机的液氧液氢燃料，以及GNC系统硬件，以及需要的硬件设备；飞行器主体8可通过的可抛式整流罩1完成对飞行器内部器件的热防护保护以及实现飞行器良好的气动特性；飞行器主体8可通过的碳纤维牵引绳系统与牵引绳11主动释放与收回牵引绳11，实现牵引绳11所需长度的控制；飞行器主体8可通过的电磁阻尼控制器10改变牵引绳11的张力，达到控制牵引绳11提供的拉力可变的目的；飞行器主体8可通过的载有卫星捕捉网的独立可自主飞行释放器12与捕捉网14去捕捉失效的卫星，达到捕获卫星与安全可靠的要求；飞行器主体8可通过的具有热防护系统的气囊减速器15产生较大的气动阻力，从而快速而又稳定地使飞行器减速，而且热防护系统也可以保护回收的卫星以及相关设备；飞行器主体8可通过的液压支撑减震杆系统6吸收缓冲的能量与稳定飞行器，从而使得飞行器安全稳定地垂直着陆；飞行器主体8可通过的GNC系统硬件与具有凸优化制导的导航制导控制软件系统实时计算出最优着陆轨迹并控制飞行器沿其飞行。

综上，本发明通过使用可重复使用的多模式失效卫星处理飞行器进行在轨失效卫星的处理，既能实现无法二次使用的卫星的清除也能实现可以再次使用的卫星的回收。飞行器通过使用单矢量发动机，不仅能够很大程度上降低飞行器的成本，也能够简化飞行器的结构，并减少飞行器发射前的准备时间。飞行器通过搭载可独立飞行的载有捕捉网的捕捉机构，既能减少飞行器的复杂程度与成本，也能提升飞行器自身与失效卫星的安全可靠性。飞行器通过搭载具有热防护装置的气囊进行气动减速，不仅能够使得飞行器的安全性提高，控制成本降低，也能在返回时，起到保护失效卫星的作用。飞行器通过配置栅格舵，RCS，液压减震系统与具有凸优化制导技术的制导制导系统，能够使得飞行器垂直返回到地面，不仅实现的飞行器的可重复性使用，也将可以继利用的失效卫星带到了地面，极大地降低了飞行器自身的成本与回收任务的成本。

本发明提供一种应用于失效卫星处理领域的可重复使用飞行器，通过使用可重复使用的飞行器来处理失效卫星，可达到低成本的目的，即单矢量发动机控制技术与垂直回收技术既能实现飞行器本身低成本的运行，也能将失效卫星再次利用，具有可观的经济效益；可达到空间污染的最小化处理目的，即通过将失效卫星进行柔性抓捕，能够最大化减少空间垃圾的再次生成，从而绿色环保地实现失效卫星的处理；可达到可靠性安全性高的目的，即通过将飞行器主体与抓捕卫星装置的安全空间控制，能够保证飞行器和卫星的安全性，也能保证飞行器的可靠性。

由于失效卫星大多数处在不可控即不合作的状态下，所以对于失效卫星的处理，无法通过地面发射处理指令使失效卫星自行恢复或销毁，目前的失效卫星处理方式主要是通过发射的空间卫星或者机械臂等装置对失效卫星抓取，然后再将其销毁，或者是发射空间武器将失效卫星销毁，这些方式成本都很高，且灵活性差，会对空间造成二次污染。本发明是从降低成本以及解决空间二次污染的角度出发，使失效卫星处理的成本得以降低且避免空间的二次污染，由于要解决的问题均属于复杂的问题，故本发明的飞行器设计的技术难度高，创新点多，本发明提出的飞行器所具备的各个部件协调工作即可解决上述的失效卫星处理的难题。由于未来在轨的卫星会越来越多，不可避免地会出现很多的失效卫星和垃圾，如何对低成本地且环保地、可持续性地对失效卫星处理会是一个具有深远且重要意义的问题，本发明及时且创造性地提出了一种解决方案与飞行器，具有很高的经济和环保价值等意义。

一种可重复使用的失效卫星回收飞行器专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。