用于卫星的对接系统和方法与流程

相关申请

本申请要求于2014年8月26日提交的美国临时专利申请no.62/041,780的权益。

本发明总体上涉及卫星，特别涉及用于服务在轨的卫星的服务卫星。

背景技术：

商业电信卫星产生整个地球同步轨道(geo)太空行业收入的约75％。商业电信卫星的运行寿命为12至15年，这些限制主要来自可用于站位保持(stationkeeping)的燃料量。所有星载系统可能能够长时间地正常工作，但在没有推进剂的情况下，卫星不能维持在其运行轨道——卫星从其运行轨道漂移，因而无法支持通信任务的要求。保留在太空中的非运行卫星被认为是太空碎片。为了缓解堆积太空碎片的问题，联合国的政策要求“在运行生命结束时，应将地球同步轨道飞船放置在弃用轨道处，该弃用轨道具有在地球同步轨道以上至少300km处的近地点”。联邦通信委员会(fcc)在2004年通过了类似的规定。为了遵守这些规定，当留有相对较少的推进剂时，卫星使用剩余的站位保持推进剂进行脱轨，并经常牺牲其几个月的设计寿命，这对应于经济价值的显著损失。

如果在轨的站位保持和拖曳服务是可用的，则geo卫星可以留在运行轨道中，直到其推进剂供应完全耗尽，然后通过拖船转移到弃用轨道。由于星载转发器的延期使用，这种替代方案将为卫星运营商带来额外的收入。此外，即使在geo卫星的推进剂供应完全耗尽之后，geo卫星也可以通过经由太空拖船服务卫星提供站位保持服务而停留在运行轨道中，如后面将要解释的。

拖曳服务或寿命延长任务可能会变得复杂。过去曾讨论过几个概念。其中一些建议涉及使用大型卫星，且最终还涉及可能超越商业可行性的门槛的更昂贵的解决方案。其他人提出加油服务，当被服务卫星未被预先设计为用于这种服务时，其可能难以实现。另一个复杂性在于当前的在太空中的卫星不是为了服务而设计的，并且具有不同的形状和机械/电气/推进接口。

因此，存在对这样的解决方案的需求，该解决方案使得靠近推进服务的最后阶段的各种卫星能够利用并完全耗尽其用于卫星原始任务的推进剂，将把耗尽的卫星拖曳到弃用轨道的任务留给外部服务。这样的外部服务应该能够服务于多年来设计和发射的各种不同的卫星，并且应该在商业上是可行的。优选地，这种外部服务还应该能够提供站位保持服务和其它服务，诸如将卫星重新定位在新的轨道轨位中、重新利用已经倾斜的卫星以及对错位卫星进行轨道校正，以进一步维持缺乏推进剂但仍具有功能正常的任务系统的卫星的使用寿命。

技术实现要素：

本发明涉及一种服务卫星，其具有本体、控制器和对接单元。对接单元包括：枢转地安装在卫星本体上的至少两个可折叠的、可调节的抓持臂，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转；以及在抓持臂的每个自由端处的抓持端，其中，抓持端适于并被配置为捕获并抓持轨道卫星的目标部分。每个抓持臂可由协调臂的运动的控制器独立地控制。

根据本发明，还提供一种服务卫星，其具有本体、控制器和推进单元，推进单元包括主推进系统，该主推进系统包括第一推进器和平衡推进器，该第一推进器与服务卫星本体的天底端邻近地安装，该平衡推进器安装在平衡推进器臂上。平衡推进器与第一推进器间隔开，并面向与第一推进器不同的方向。卫星还包括用于推进器和平衡推进器的推进剂，以及包括用于使推进器对准的器件，使得推进向量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。

根据本发明，还提供了一种用于为被服务卫星服务的服务卫星，所述服务卫星包括可收起和可展开的推进单元，可收起和可展开的对接单元，可收起和可展开的太阳能板，在可收起和可展开的悬臂上的通信天线，用于在其上安装推进单元、对接单元、太阳能板和通信悬臂的卫星本体，以及在本体中的控制单元，其中，具有收起的推进单元、收起的对接单元、收起的太阳能板和收起的通信悬臂的卫星的体积和质量符合商业辅助有效负载体积和质量规定的标准。

根据本发明，还提供了一种用于将服务卫星对接到被服务卫星的方法，所述方法包括将服务卫星移动到距待被服务的卫星一交会距离处；将至少两个抓持臂展开至臂之间的距离大于所述被服务卫星的所述目标部分的尺寸，每个抓持臂具有抓持端，致动推进单元以使服务卫星靠近被服务卫星，以及闭合抓持臂，直到抓持端捕获被服务卫星的目标部分并抓持目标部分。

根据本发明，还提供了一种用于推进在限定三个垂直平面n/s、e/w、ze/na的经度轨位中的轨道中的被服务卫星的方法，所述方法包括：将具有控制器的服务卫星对接到被服务卫星；致动第一推进器以在选定的时间段内沿第一方向点火；致动安装在距所述第一推进器一定距离处的平衡推进器，以在选定的时间段内沿第二方向点火，以便在选自n/s或e/w的平面内提供站位保持；以及调节推进器的对准，使得推进矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。

根据本发明的实施例，所述方法还包括在对接步骤之前，使服务卫星相对于被服务卫星转动通过预先选定的偏航角度(yawangle)。

根据本发明，还提供了一种用于被服务卫星的重新定轨(re-orbiting)的方法，所述方法包括改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向；点火推进器以产生推进矢量，以沿改变的飞行方向推动对接的服务卫星和被服务卫星；调节推进器的对准，使得推进矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心；当对接的服务卫星和被服务卫星到达期望的轨道轨位时，以及使服务卫星与被服务卫星解除对接，以提供对被服务卫星的重新定轨。

根据本发明，还提供了一种用于被服务卫星的脱离轨道(de-orbiting)的方法，所述方法包括改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向；点火推进器以产生推进矢量，以沿改变的方向推动对接的服务卫星和被服务卫星；调节推进器的对准，使得推进矢量经过所述服务卫星和所述被服务卫星的联合重心；当对接的服务卫星和被服务卫星达到期望的经度时，点火服务卫星的推进器以使被对接的卫星减速；以及当达到坠落轨道时，使服务卫星与被服务卫星解除对接，以提供被服务卫星的重新定轨。

附图说明

本发明的主题在本说明书的总结部分中被特别指出并明确要求保护。然而，当与附图一起阅读时，通过参考以下详细说明可以最好地理解关于本发明的组织和操作方法，以及目的、特征和优点，在附图中：

图1a是示出根据本发明的一些实施例的处于其收起位置中的服务卫星的功能框图；

图1b是根据本发明的一些实施例的处于展开位置中的图1a的服务卫星的示意图；

图2a是根据本发明的实施例的服务卫星的前部部分和抓持单元的示意图；

图2b是根据本发明的实施例的具有展开的抓持臂的图2a的服务卫星的示意图；

图3a和3b示意性示出根据本发明的实施例的展开机构；

图4a、4b、4c、4d、4e和4f示意性示出根据本发明的实施例的抓持臂的抓持端的结构、及它们与被服务卫星的接口环相连接的方式；

图5a、5b和5c示出根据本发明的实施例的将服务卫星对接到被服务卫星的对接过程；

图6a、6b和6c是根据本发明的一些实施例的姿态补偿的示意图；

图7a和7b示意性地示出与地球同步卫星的位置和方向相关联的图示；

图8示意性示出根据本发明的实施例的在服务卫星对接到被服务卫星之后在站位保持任务中操作的两个推进器；

图9示意性地示出根据本发明的实施例的图8的两个推进器的操作的位置和方向；

图10示意性地示出对根据本发明的实施例的被服务卫星执行e/w位置校正；

图11a-11c示意性示出根据本发明的实施例的抓持被服务卫星的一种方法；

图12a-12d示意性示出根据本发明的实施例的抓持被服务卫星的一种方法；

图13是根据本发明的实施例的卫星的推进器的羽流(plumes)的示意图；以及

图14a和14b是根据本发明的服务卫星使其自身相对于被服务卫星倾斜的示意图。

应当理解，为了说明的简单和清楚起见，附图中所示的元件未必按比例绘制。例如，为了清楚起见，相对于其它元件，某些元件的尺寸可能被夸大。此外，在适当的情况下考虑，附图标记可以在附图中重复以指示对应的或类似的元件。

具体实施方式

在下面的详细说明中，阐述了多个具体细节，以便提供对本发明的透彻理解。然而，本领域技术人员将理解，可以在没有这些具体细节的情况下实践本发明。在其它例子下，未详细描述公知的方法、程序和部件，以免使本发明模糊不清。

虽然本发明的实施例在这方面不受限制，除非另有具体说明，如从下面的论述中显而易见的，应当理解，使用诸如“处理”、“推算”、“计算”、“确定”、“建立”、“分析”、“分配”、“检查”、“接收”、“选择”、“比较”、“报告”、“记录”、“检测”，“提示”、“存储”等术语的论述指的是计算机、计算平台、计算系统或其它电子计算装置的操作和/或过程，其将被表示为计算机的寄存器和/或存储器内的物理(例如电子)量的数据操纵和/或变换成被类似地表示为计算机的寄存器和/或存储器、或可存储指令以执行操作和/或过程的其它信息的非暂时性存储介质内的物理量的其它数据。

尽管本发明的实施例在这方面不受限制，如本文中所使用的术语“多个”可以包括例如“许多个”或“两个或更多个”。在整个说明书中可以使用术语“多个”来说明两个或更多个部件、装置、元件、单元、参数等。除非另有明确说明，本文中说明的方法实施例不限于特定的顺序或序列。另外，所描述的方法实施例或其元素中的一些可以在同一时间点同时或同步地发生或执行。

如本文中所使用的，术语“存储单元”可以指配置为存储数据(例如视频记录)的任何设备、装置、系统和/或装置阵列。存储单元可以包括大容量存储装置，例如安全数字(sd)卡，诸如cd、dvd或激光盘的光学存储装置；诸如磁带、硬盘、独立磁盘冗余阵列(raid)、直接存储(das)等的磁存储装置，每个存储单元可以包括将数据写入存储器并从存储单元读取用于进一步使用的能力，例如，当需要调查事件时，可以根据请求从存储单元读取例如视频文件。存储器可以是可以在其上存储指令的非暂时计算机可读存储介质，当由处理器执行所述指令时，使得处理器执行操作和/或方法，例如本文公开的方法。

本发明涉及一种服务卫星，其被设计为与在发射器和卫星之间包括标准接口环(ir)(例如，ariane分离环)的任何卫星对接。服务卫星包括通用对接机构，其能够与卫星的标准接口环对接，而无需被服务卫星进行预先准备。服务卫星被设计为对卫星进行服务，所述卫星主要是地球同步卫星和leo(低地球轨道)卫星，但不限于这些类型的卫星。虽然服务卫星可以具有任何期望的形状和大小，但是它可以被实现为符合由发射机构规定的辅助有效负载限制和约束(例如espa等级)的小型卫星。优选地，每个服务卫星可以一次一个地为多个待服务的卫星提供服务。特别地，服务卫星可以提供选定的在轨服务，例如站位保持以在卫星推进剂用尽时延长卫星寿命，重新定位到新的轨道轨位，重新利用倾斜卫星，错位卫星的轨道校正，以及使寿命终止的卫星脱离轨道。

参考图1a和1b，其分别示意性示出了根据本发明实施例的处于其收起位置中的服务卫星100的功能框图和处于展开位置中的服务卫星100。服务卫星100的结构允许其在收起位置中具有允许其被包含在运载火箭的辅助有效负载空间125中的外部尺寸，该辅助有效负载空间由虚线矩形示出，其由发射机构定义。优选地，服务卫星具有落入eelv辅助有效负载适配器(espa)或aquila的标准(出于降低成本的目的)的尺寸，或落入任何其它辅助有效负载标准的尺寸。这些定义随时间变化，且对于每个发射器都是不同的。服务卫星的尺寸将根据选定的发射器的要求被选择。用于微型卫星的适当尺寸的一些非限制性实例为60-100厘米的宽度、60-100厘米的长度和80至150厘米的高度，发射重量不超过辅助有效负载重量极限，辅助有效负载重量极限例如为150-400kg，这取决于运载火箭。应当理解，当被设计为根据本发明的微型卫星时，服务卫星可以被并入背负式运输有效负载中，其中发射器中的主航天器保持副航天器。在这种情况下，尺寸可以更大。显而易见的是，还可能施加其它物理限制，从而限制在辅助有效负载体积中容纳的卫星的尺寸和重量。

微型卫星被设计为在收起位置中符合这些限制。特别注意太阳能板阵列、推进系统设计和数据发射天线的尺寸。折叠太阳能板从非常有限的初始收起容积提供了非常大的功率。应当理解，阵列显著大于卫星本体。推进系统包括一对推进器，它们一起工作以实现系统要求。这些推进器被安装成彼此相距非常大的距离，该距离比卫星的实际长度更长。这是通过使用可展开的悬臂展开推进器中的一个来实现的。展开机构可以包括螺旋管，该螺旋管能够执行所需的旋转并将推进剂从推进剂箱输送到展开的推进器，如图1c所示。数据发射天线也附接到可展开的悬臂，该悬臂在发射之后延伸到相当长的长度，允许天线发射超出被服务卫星的“阴影”。类似地，根据本发明的该实施例的对接机构包括多个可展开的抓持臂，其可被折叠以容纳在有效负载外壳内。这些结构特征允许服务卫星的整体尺寸的最小化。服务卫星100具有本体110，其上安装有抓持单元102，该抓持单元102通常位于服务卫星100的一端，其被指定为天底端。抓持单元102包括一组抓持臂108，它们在其收起位置中不突出到辅助有效负载外壳101的外部。服务卫星100还包括在本体110中的控制单元104。控制单元104与地面站(未示出)通信，该地面站操作服务卫星以用于接收任务指令，如常规卫星中已知的那样。控制单元104用于控制卫星的各种部件的展开和操作。虽然控制单元104在履行任务要求时优选地用作独立的控制器，但是其本身可以由地面站来辅助以用于某些计算。

在卫星100中还设置有推进单元105，在这种情况下，推进单元105包括围绕卫星设置的三个推进器101、103和107(见图1b)以允许各种操作模式，如下面详细描述的。卫星100还包括一组可展开的太阳能板106以及在安装在本体110上的可展开通信悬臂111上的一组接收/发射天线(未示出)，其可在有效负载外壳内收起。可展开太阳能板106和可展开天线在处于其收起位置中时不会从辅助有效负载体积限制突出。本发明的发明人的pct申请pct/tl20i3/05068i，其被公开为wo2014/024199，名称为“lowvolumemicrosatellitewithflexiblewindedpanelsexpandableafterlaterch”整体并入本文，其描述了用于可展开的t/r天线和太阳能板的多种可行解决方案。替代地，可以采用可收起的太阳能板和天线的任何其它布置。

控制单元104包括控制器(星载处理器)、数据存储和输入/输出(i/o)接口单元(未示出)。控制器可以被配置为执行服务卫星100的控制任务，包括：接收发送和位置指令、接收和处理来自卫星传感器的数据、在数据存储单元中数据存储、从数据存储单元检索数据、运行存储在数据存储单元中的程序，当执行该程序时允许执行本申请所描述的操作。在其它操作中，控制器被配置为：将服务卫星100导航至需要其服务的指定卫星，管控卫星100靠近、交会和最终对接到被服务卫星上，以及将被服务卫星导航到期望的位置和轨道。优选地，控制器还被配置为管控服务卫星与被服务卫星解除对接，并将服务卫星转到其下一个任务。

推进单元105被配置成沿期望的取向将服务卫星驱动到期望的位置，并且在对接之后，将服务卫星100与被服务卫星的组合体驱动到期望的位置和轨道，并对在一起的两个卫星执行其它操作，诸如站位保持。推进单元105包括两个系统：主推进系统，其目的是执行服务卫星的主运动，并且在对接到被服务卫星之后，执行对该一对卫星的操作和串联运动；以及副推进系统，其执行更快速的推进操作和姿态控制操作。

主推进单元可以通过任何已知的推进方式实现，尽管被称为“电动推进”的技术是特别合适的，因为其操作通过来自于卫星的大型太阳能板的太阳能衍生电力被增强。这种技术产生非常高效的推进系统，并允许小型卫星执行大量的有效工作。因此，其适合于用于小型服务卫星中。根据一些实施例，主推进系统包括三个电动推进推进器。一个被指定为101，并且设置在卫星100的后部或天顶端附近。推进器101提供了沿服务卫星的飞行方向的推力。第二推进器被指定为103并定位于卫星的前方或天底侧附近。指定为107的第三电动推进推进器定位于从卫星本体延伸的悬臂或臂113上。推进器107用作站位保持和引导操作中的平衡推进器，并且优选地定位于远离推进器103的尽可能远的距离处。在一些实施例中，悬臂是可展开的悬臂。在其它实施例中，悬臂是可伸缩的悬臂。这些选项在形成必须适配到规定的有效负载尺寸中的微型卫星中是特别有用的。然而，如果空间不成问题，悬臂可以是固定的(不可展开的)悬臂。在某些情况下，如果推进器103定位于转动臂(未示出)上，则它也可以执行推进器101的任务，并将所需推进器的数量从三个减少到两个。在这种情况下，推进器被布置为交替地采用两个位置中的一个——用于沿飞行方向推进的第一位置和用于站位保持的第二位置。

推进单元还包括副推进系统，其执行更高的推进操作和各种姿态控制操作。副推进系统包括多个(例如4至12个)推进器109，其根据需要设置跨过卫星的本体或外壳设置。这些推进器可以是使用其自身的推进剂的化学推进器、或者基于其自身的推进剂操作的电阻射流或冷气推进器。替代地，副推进器可以使用主推进系统推进剂。推进单元还包括用于主推进系统的推进剂的主推进剂箱，所述推进剂例如是氙气或其它电动推进推进剂，其也可用于副系统推进器。替代地，或另外地，推进系统还可以包括分立的副推进箱，以服务于副系统推进器。推进单元的操作通过卫星控制单元104被独立地控制或在来自地面站的主控制单元的指导下被控制。

图1b示出了处于展开位置中的图1a的服务卫星。服务卫星具有本体、控制器和对接单元。对接单元包括枢转地安装在卫星本体上的至少两个可折叠的且可调节的抓持臂，每个抓持臂相对于卫星本体可枢转；还包括在抓持臂的各自的自由端处的抓持端，其中，抓持端适于并被配置为捕获并抓持轨道卫星的目标部分。每个抓持臂可由协调臂的运动的控制器独立地控制。

从图示的实施例中可以看出，具有抓持端109的抓持臂108已经朝着服务卫星100的天底侧展开，如下面详细描述的。同时，太阳能板106在抓持臂108的后面展开，以向服务卫星的各种部件供电。类似地，推进单元105的部件被展开以使服务卫星100能够根据来自控制单元的指令来推动被服务卫星。在该图中，可以看到推进器101、103和107，其中推进器107保持在可展开悬臂113的端部上的保持器115中。

现在参考图2a，其是服务卫星100的天底部分的示意图。可以看出，在所示实施例中，天底部分包括抓持单元202，其包括两对可枢转地联接的抓持臂204、204'。在所示实施例中，每个抓持臂204、204'由4杆连杆机构构成。每个机构中的四个杆或连杆中的一个称为“底座”，并且如通过螺栓固定到卫星本体。在所示的实施例中，每个抓持臂独立地附接到卫星。4个臂的协同致动使它们成为一个单元，但它们并没有实体地附接到专用于对接臂的共用平台。应当理解，替代地，可以使用共径向地布置的仅一对的抓持臂。根据其它实施例，围绕卫星设置由三个抓持臂。还将进一步理解，其它折叠和收起选项也是可行的。例如，可以设置枢转地联接到本体的单个杆、或6杆连杆机构、或独立可调节臂的另一布置。替代地，臂可以是不可调节的。在这种情况下，需要进行结构改变，例如将推进器安装在枢转平台上，以提供服务卫星和被服务卫星之间的相对运动(倾斜和/或偏航)。

一个或多个传感器210设置在服务卫星100的本体110上，并且被配置为辅助管理服务卫星100靠近和对接到被服务卫星上，如下面详细描述的。传感器210可以是传统的交会和对接传感器。在所示的实施例中，传感器210设置在天底侧表面上，尽管替代地其也可以设置在卫星上的其它位置，诸如侧板上。抓持臂204、204'中的每个大体上可以被构造成四杆连杆连机构，在其自由端处具有抓持或抓握端204h。4杆连杆机构包括操作杆204a，该操作杆204a在沿其长度的两个位置中枢转地连接到抓持臂204的4杆连杆机构的两个曲柄204c和204d的第一端。4杆连杆机构的第四元件是固定杆204b，该固定杆204b可以在沿其长度的两个位置中枢转地连接到曲柄204c、204d的第二端，由此形成抓持臂204的4杆连杆机构。替代地，曲柄204c、204d的第二端可以直接枢转地连接到服务卫星本体，从而消除了对基座连杆204b的需要。曲柄204c和204d可以在它们的一端处经由枢轴204f连接到固定杆204b，经由枢轴204g连接到杆204a，由此使得操作杆204a能够在其整个展开运动过程中基本平行于固定杆204b。另一方面，根据其它设计，在展开期间杆角度显著地不同。应当理解，固定杆204b可以附接到卫星100的本体的一侧，或者可以被制成为卫星100的本体一侧的一部分。

抓持臂204的4杆连杆结构允许操作杆204a围绕枢轴204g运动，并且允许曲柄204c和204d围绕枢轴204f运动。在操作杆204a的运动范围的一个极端处，操作杆204a可以运动到收起位置，其中，操作杆204a被紧固到抓持元件202的本体的一侧，或者甚至在制造于抓持单元202的本体的一侧上的专用凹部中收起。操作杆204a可以沿另一个运动方向运动到展开位置，然后运动到多个抓持位置中的一个。该运动由箭头205示出。如下面详细描述的，抓持臂204从一个位置到另一位置的运动量，以及由臂204在其抓持位置中施加的抓持力的量可被精确地控制。尽管臂优选地彼此协调，但是每个抓持臂204的运动以及其停止的位置可以被分离地且彼此独立地控制。也就是说，它们未必要一起运动。一个臂单独地运动是可行的，但是控制单元应该协调每个臂的运动与其它臂的姿势或运动。每个抓持臂204的独立且相互分离的运动在执行服务卫星100的任务中提供了高度的灵活性，其中，通常期望串联操作是非对称的。

对于本领域技术人员显而易见的是，根据本发明的实施例的抓持臂204的适当功能可以通过臂的不一定是确切的平行四边形的结构实现。例如，曲柄204c、204d中的一个可以稍微短于另一个，导致操作杆204a的运动不确切地平行于固定杆204b。简言之，能够大体上控制操作杆204a的运动和操作的、或者能够特别地在所有操作位置中并且对于下文所述的所有任务而运动和操作抓持端204h的任意结构都可以被使用。例如，臂204的结构应能够使抓持端204h在靠近抓握位置时被定位在靠近待被抓持对象的限定周边并且靠近该周边线上的预定位置的几何位置处。例如，如果待被抓持的对象是通信卫星或“comsat”，并且意图是通过抓持其接口环(tr)来对其进行抓持，则预定的周边是平面圆，并且围绕该圆的位置可以是围绕该圆分隔开的四个点(在服务卫星装备有四个臂的情况下)。

此外，臂204的抓持端204h的确切结构可被选择为能够接合待被抓持对象的预定结构，同时为每个抓持端204h中留下足够的游隙或机械自由度，以便以改变的相对角度接合被抓持对象。这为服务卫星100预留了足够的灵活性，以便以服务卫星的纵向轴线与被抓持对象的参考轴线之间的可控的相对角度来接合对象，如根据下文所述的一些实施例所示出的。

服务卫星100的交会和对接任务可以在两种主要模式中的一个中执行，所述两种主要模式为半自动模式和全自动模式。为了实现准确和安全的交会和对接，例如可以在服务卫星100的天底侧(当臂204展开时，卫星100的面向抓持端204h的一侧)安装一个或多个传感器210，使得期望在其中感测到服务卫星的区域位于这些传感器的范围内。传感器210可以是例如以下传感器中的一个或多个：摄像机，以形成2d图像，可以使用图像处理算法从该2d图像获取相对位置和速度；或多个摄像机，以形成3d图像，并从3d图像获取距离测量值；范围检测器；短距离雷达lidar(光检测和测距)装置；照明装置；红外感测装置。传感器210的读数可由服务卫星的控制器接收，并根据具体任务被处理。替代地，可以将传感器210的读数下载到地面站，在那里进行处理，地面站将基于处理的数据返回命令。基于对这些读数的处理，并且基于特定任务的程序，控制器向包括服务卫星的推进单元(诸如图1中的单元105)的各种系统发出引导命令，以将服务卫星100引导到相对于被服务卫星的正确位置和取向。

现在参考图2a，当抓持臂204处于其操作位置(展开位置或抓持位置)中时，它们的抓持端204h可以到达在抓持单元202的前端的前方的距离dservice。dservice由在曲柄204d的枢转连接部和操作杆204a之间延伸的长度darmi、曲柄204d的长度darm2和操作杆204a和曲柄204c之间的角度αdeploy(图3b)决定。抓持臂204的两个相对的抓持端204h之间的距离dgrip通常由曲柄204d的长度darm2和尺寸dbody决定，尺寸dbody是抓持单元202的本体在两个相对臂204的杆204b之间的宽度。通常，距离dgrip可以在(dbody+2xdarm2)和dbody之间的范围内变化，使得卫星100基本上是通用服务卫星。dgrip的操作孔的这种宽的范围在使得单个的服务卫星100能够对多个被服务卫星提供服务方面具有高度的灵活度，如下文详细解释的并现参考图2b而详细说明的。图2b示意性地示出了在comsats上经常使用的接口环的不同直径d1、d2的例子，以及根据本发明的实施例的抓持臂204、204'的相对操作孔径dgrip。

图2b示出了服务卫星(诸如卫星100)的抓持单元202沿其纵向轴线截取的示意性正视图，其中，抓持臂204和204'在抓持被服务卫星之前或在释放被服务卫星之后的特定操作位置中延伸。可以看到，太阳能板270在抓持臂204的后面展开。在图中，圆d1和d2的中心点203与单元202的纵向轴线203(图2a所示)的投影大致重叠。圆d1和d2中的每个表示某组卫星的接口环的外周边。圆d1指具有相对较大的直径的接口环，例如标称直径为1666mm；而圆d2指具有相对较小的直径的接口环，例如标称直径为937mm。如图2b所示，任何两个相对的一对抓持臂204、204'的操作开口孔dgrip超过不同接口环的最大直径d1，由此确保与具有小于dgrip的直径的任何接口环相交互的能力。可由特定服务卫星容纳的直径范围取决于抓持臂的设计及其以一定角度接合接口环的能力。显而易见的是，上述给定的直径仅是示例，并且可以使用大范围的其它直径或具有不同于圆形的形状的接口布置。

参考图3a和3b，其示意性地示出了根据本发明的实施例的展开机构320，其被配置为控制展开角度αdeploy，从而控制抓持臂(诸如抓持臂204)的操作。在所示实施例中，展开机构320包括马达322，其被配置为旋转螺旋齿轮324。螺旋轮324适于围绕枢轴327驱动齿轮326。这种布置可以用作每个臂204中的枢轴204f中的一个，从而可控地改变展开角度αdeploy。马达322优选地是电马达，并且其操作优选地由服务卫星的控制器控制。替代地，地面站可以经由适当的驱动器控制马达，以转换用于适当电源切换的命令。αdeploy的实际瞬时值可以使用本领域已知的位置或角度指示器测得或推导出，诸如绝对编码器、相对编码器、电光学测量等。

此外，可以使用图像处理的方法和分析光学摄像机的视场中的对接臂的位置的适当算法来确定αdeploy的值。展开机构320可以经由控制线328与控制器通信。对于本领域技术人员显而易见的是，可以使用其它布置来实现展开机构，所有这些都在本发明的实施例的构思范围以内，只要它们适于提供所需的αdeploy控制精度、并被配置为只要服务卫星的任务持续就使用可用的电源供电。为了实现根据本发明的实施例的服务卫星与各种不同的被服务卫星、太空飞船和其它太空对象(诸如太空碎片)的高度兼容性，本发明的抓持机构被设计为并适于通过对象的接口环附接到对象，接口环是最常规的卫星的一部分。接口环是将卫星连接到其发射导弹的连接元件，它具有被大多数卫星和发射行业作为行业标准而采用的特定尺寸组中的一个。例如，对于大多数现有的商用卫星，接口环的标称直径dif_ring可以为937mm至2624mm，环宽rw为4mm至12mm。

服务卫星的控制器被配置为致动抓持臂以运动到距离彼此一选定距离处的抓持位置，以便抓持被服务卫星的目标部分。现在参考图4a，其示意性地示出了根据本发明的实施例的抓持臂404的抓持端404a的结构及其可以与被服务卫星410的接口环相接合的方式。在这些实施例中，每个抓持端404a包括凹部404b，该凹部404b被配置为接合被服务卫星的接口环412。抓持单元的两个相对的抓持臂404之间的距离dgrip可以被设定为至少比dif_ring稍长，以允许服务卫星靠近被服务卫星的接口环。以这种方式，抓持臂404的抓持端404a的每个凹部404b与接口环的一部分相对地运动，使得当距离dgrip缓慢地闭合以通过抓持臂404实现对接口环的抓握时，允许接口环的该部分平滑地插入到相应的凹部404b中。为了实现对接口环的抓握的dgrip的幅度的减小可以通过改变角度αdeploy而进行，如参照图3a和图3b详细描述的，或以任何其它可控制的方式。

再参考图4b、4c和4d，其示意性地示出了根据本发明的实施例的接口环的相对抓握角度的三个不同值。如在图4a、4b和4c看到的，抓持端404a可以以不同的相对角度αring_1靠近接口环，相对角度αring_1在抓持臂404与接口环的从抓持点延伸到接口环的中心的径向线之间的平面中在接口环的平面和抓持臂404之间测得。可以看出，在维持抓持能力的同时可以使用一系列不同的相对角度αring_1。由于抓持端404a的凹部404b的宽度dgrsp-w大于被服务卫星的接口环412的宽度，在介入每个抓持端404a的角度方面提供了一些灵活度。应当理解，当对接过程到达其最终阶段并且服务卫星对接到被服务卫星时，在一些实施例中，抓持角度可以基本上如图4d所示。为了在紧固抓持臂之前更好地定位抓持端404a，可以在臂的最终闭合期间致动反作用轮(未示出)以摇动或振动服务卫星。应当理解，臂在对接位置中的抓持力应足够强，以防止在串联操纵期间由于臂的灵活度而导致接口环的脱离。

现在参考图4e，图4e是根据本发明的实施例的附接到接口环412的抓持端404a的局部等距视图。如可以看到的，抓持臂404的抓持端404a的凹部404b的开口比接口环的宽度更宽，由此允许臂404和接口环412之间的相对角度的一定的自由度，由此允许以各种相对角度通过一组抓持臂404牢固地抓握接口环。

现在参考图4fi，4fii，4fiii和4fiv，其示意性地示出根据本发明的替代实施例的抓持臂414的抓持端414a在不同抓握角度处的结构。根据本发明的一些实施例，抓持臂414包括具有抓持凹部414b的抓持端414a。抓持端414a经由球形接头414c附接到抓持臂414，允许在三个垂直平面中在抓持臂414和抓持端414a之间测得的相对角度βring_1和βring_2中的三个自由度。根据该实施例，抓持端414a可以维持由接口环决定的抓握方向，同时抓持臂414保持抓持臂414和抓持端414a之间的相应的相对角度的三个自由度。

应当理解，替代地，可以使用将抓持臂联接到抓持端的任何其它合适的布置、以及抓持端部中的凹部的任何其它适当形状。例如，如果期望服务卫星和被服务卫星之间的相对位置中的大的不精确性，则抓持端可被设计为容许这种大的不准确性。一个示例性的选项是通过在抓持端中结合引导钩弹簧合，其将在足够宽的柔性凹部内捕获接口环，并且在臂的抓持运动期间将抓持端的会聚的刚性凹部引导到接口环上。在图11a-11c中示意性地示出了一个实施方式。在图11a中，可以看到抓持臂1120的抓持端1122，其中螺旋引导钩弹簧1124设置在凹轨位126中。随抓持端1122靠近被服务卫星的接口环1150时，环的边缘被弹簧1124的钩端1130接合。抓持端1122继续靠近，并推动弹簧1124抵靠接口环1150，将弹簧推入抓持端的凹部1126中，如图11b所示。随着抓持端1122继续靠近，接口环的边缘1150沿着弹簧1124滑动，直到凹部1126将其保持在期望的位置中，在期望的位置中，其被弹簧1124的钩端1130和抓持端1122的凹部1126保持就位。

图12-12f示意性地示出了另一种实施方式。在图12a和12b中，可以看到抓持臂1210的抓持端1212准备捕获被服务卫星的目标部分1200(这里是接口环)。抓持端1212包括突出轮廓1220，该突出轮廓1220限定到抓持端中的凹部1224的孔1222。轮廓1220包括突出的顶部和底部捕获元件1230，所述突出的顶部和底部捕获元件1230朝向目标部分延伸并且提供宽的孔以便以各种靠近角度捕获目标部分。轮廓1220渐缩，以限定孔1222的窄侧部分1232，该窄侧部分1232用于在抓持部分围绕目标部分闭合时抓持目标部分1200。由此，该实施例提供了轮廓从中间的一个点之间的大间隙到抓持端的侧上的两个远点处的小间隙的会聚。这种结构在被服务卫星的角度运动期间提供稳定性。

替代地，抓持端可以具有多个凹部，或者甚至具有滚花的接口表面，以允许在抓持端的抓持表面上的任意点处的接合。如下所述，将被服务卫星与适当的推进轴线对准的能力，以及抓持端和抓持臂之间的三个受限的角度自由度消除利用接口环或目标上的任何其它接口元件会聚到抓持端上的确切的预定点中的需要。

本发明的一个特定特征在于对接是非侵入式的，即，服务卫星不会突出到被服务卫星的没有完全暴露于外部的、并因此在对接之前不能被检查的任何空隙或部分，例如，远地点推进器喷嘴的内部隔间。此外，抓持由至少两个臂实现，因此出于安全或紧急原因，对接之后的释放和中止是非常可靠的。打开一半数量的臂就足以实现紧急中止。

根据本发明实施例的对接方法如下。服务卫星直接地或通过转移轨道发射到预定的服务轨道。在实际服务任务之前，将执行在轨测试以验证功能。卫星将到达其专用轨位，优选地是靠近潜在的被服务卫星的卫星群的轨位。

服务任务将以漂移阶段开始，该漂移阶段旨在到达地球同步带中的被服务卫星，该被服务卫星也被也称为客户。根据客户的位置，卫星将被上传客户的航点(waypoint)，并根据最短的计算路线开始向东/西漂移。当靠近预期的客户位置时，服务卫星将通过使用星载光学传感器(例如lidar传感器)搜索预期的被服务卫星。当卫星靠近交会位置时，服务卫星将使用星载传感器(例如相机)检测和测量被服务卫星的相对位置。测量结果将被提供到控制单元，该控制单元继而将激活推进系统，以便到达适于对接的交会位置——两个航天器之间的预定的相对位置。应当理解，被服务卫星的所需要的站位保持调节数据也被提供到控制单元。以这种方式，交会位置可以已经包括服务卫星和被服务卫星之间的总的期望的偏航角度。

当卫星处于相距被服务卫星适当的交会距离处时，对接阶段以零全停止相对速度开始。交会距离是待被抓持的目标元件尺寸的函数，因为对接系统的几何结构意味着抓持端随抓持直径dgrip变小而向前运动。根据命令，服务卫星将同时使用其所有对接臂进行对接。对接臂将使用其电推进器开始在目标上闭合，首先直到目标元件(例如，接口环)在抓持端之间被捕获，然后通过进一步的马达致动，直到臂完全紧固到目标元件。

抓持的质量可以由将被安装在臂上的传感器指示，所述传感器例如相机或本领域已知的其它专用传感器，诸如光电开关、应变仪等。另外，对接质量可以通过服务卫星和被服务卫星二者对在对接到彼此的同时沿多个方向上的轻微推力的动态响应而被直接测试。

优选地，取决于被服务卫星的实际自然漂移方向，将在服务卫星的本体相对于被服务卫星的本体的达到向东或向西的四(4)度的角度偏移处执行对接，以在站位保持阶段期间允许组合的n/s和e/w校正。在对接的同时，每当服务卫星的太阳能板在被服务卫星的太阳能板上投下阴影时，它们将被转变到垂直位置，以最小化阴影效果。从图13中可以看出，服务卫星1310的太阳能板1312优选地相对于服务卫星本体1314的纵向轴线倾斜地安装，而不是与服务卫星本体1314的纵向轴线垂直地安装。这用于防止各种推进器1318的羽流1316对太阳能板的损坏。

一旦对接完成，服务卫星和串联的被服务卫星进入站位保持阶段。在这个阶段，两颗卫星联合在一起，并且必须作为一个而被操作，在所要求的姿态限制内将客户维持在分配的轨道轨位中。在这个阶段器件，服务卫星就像外部“喷气发动机组件”，将负责日常的组合n/s和e/wsk操纵。

为了补偿联合重心(jcog)沿着x和y轴线的未对准，该未对准是在推进的最初几分钟内实时计算的，服务卫星将使用对接臂使其本身向左或向右、向上或向下倾斜(即，垂直于站位保持推进器致动平面(图8中的na-ze/n-s平面))。参见例如图14a和14b。

现在参考图5a、5b和5c，其示出将服务卫星500对接到被服务卫星520的对接过程。在图5a中，示出了靠近阶段。如在图5a中看到的，服务卫星500的抓持单元502处于展开位置中，随着服务卫星500靠近被服务卫星520的接口环522，抓持臂514朝向接口环522延伸。在该图中，仅示出了一对抓持臂。应当理解，抓持臂514的抓持端516之间的距离大于接口环522的直径。在图5b中，服务卫星500已经到达交会阶段，其中，抓持臂514的抓持端516与接口环522的边缘相对地定位。服务卫星500现在可以开始最终对接阶段，如图5c所示。如在图5c中看到的，当接口环522被牢固地抓持在服务卫星的抓持端516之间时，对接阶段结束。应当理解，抓持臂的用于展开的同一运动学也用于对接阶段期间的抓持。所有抓持臂514的抓持端516以它们能够处于的任何相对角度同时地靠近和抓握接口环522的边缘。在该位置中，服务卫星500对接到被服务卫星520，并且可以根据控制单元的指令操纵其姿态和位置。

现在参考图6a、6b和6c，它们是根据本发明的一些实施例的姿态补偿的示意图。如上所述，对接的目的之一是使用服务卫星的推进器重新定位被服务卫星。为了避免串联的被服务卫星620和服务卫星600的寄生姿态扰动(parasiticattitudeperturbations)，在图6a、6b和6c中由箭头610示出的推进矢量应穿过联合重心(jcog)612对准。联合cog612可能不在恒定的位置中，并且可以随时间变化。由于姿态变化易于被服务卫星或被服务卫星的控制单元通过例如星体跟踪器测量，控制回路可以通过独立地调节各个臂的姿态或触及范围来校正导致这些姿态改变的未对准，从而使服务卫星相对于被服务卫星倾斜，同时维持正确对接，以实现cog对准。换句话说，对准推进器使得推进矢量经过jgog是通过将抓持臂中的每个的触及范围设定到期望的长度而实现的，以使得被服务卫星的ze-na轴线和服务卫星的ze-na轴线之间存在小的相对角度。剩余扰动可以被本领域已知的反作用或动量轮吸收。

现在参考图7a和7b，其示意性地示出了与地球同步卫星(诸如通信卫星)的位置和方向相关联的符号。卫星700是沿着轨道轨迹7000运行的地球同步卫星，轨道轨迹7000基本上在地球表面上的位置l上方。轨道7000的平面平行于地球赤道的平面。卫星700旨在使得其传送方向710基本上瞄向位置l。方向710与卫星700的指定经度或轨道轨位重合，其也称为天底(na)方向；并与卫星700的纵向轴线重合，其也称为天顶-天底(ze-na)方向。在外部参考系中，穿过卫星700并平行于地球南-北轴线被标记为卫星的n-s轴线，而穿过卫星700并垂直于箭头710和卫星的n-s轴线的轴线被标记为卫星的e-w轴线，其中，东向指向地球东侧，西向指向地球西侧。因此，卫星的e-w轴线基本上位于轨道7000的平面内。

要求地球同步卫星将其分配轨位维持在地球同步带(轨道7000)中，具有与轨道7000上的确切位置相距偏差satwindow的许可窗口，如在图7b中示意性地示出的。许可窗口由平行于轨道7000并且限定在轨道7000的每一侧上的两个n-s边界线7000a、7000b以及限定于satwindow的西端和东端上的两个e-w边界线7000c、7000d所限定。

将地球同步卫星保持在其satwimdow边界之内的任务称为站位保持(或sk)，这由卫星本身使用其星载设施和能源资源进行。地球同步轨道(geo)卫星在其整个生命周期过程中必须频繁地在各个方向上推进，以便抵抗改变其在理想的圆形轨道上的标称位置或站位的各种引力和太阳压力的推力而停留在它们的轨位/窗口内。所需要的主站位保持(sk)校正抵抗将卫星拉到赤道面外部的南-北(n-s)倾斜度变化。这种n-s校正需要每年总共达到约50米/秒(m/s)的速度校正(相当于在全年期间对于每公斤的卫星本体重量的50牛顿秒的冲击)。

另一个重要的校正是东或西(e/w)校正，尽管大约小一个数量级。取决于卫星的标称经度值，e/w校正所需的轨道速度校正每年高达3米/秒。地球同步商用卫星通常使用其星载推进系统施加sk推力。当他们即将用尽其推进剂时，运营商必须结束comsat的服务寿命，并使用剩余的星载推进剂通过使用特别分配的剩余推进剂将卫星重新定轨到“墓地”轨道。这是必要的，即使整个服务功能是完整的，否则，comsat将从其站位漂移，失去与其地面站的通信连线，并最终干扰其它航天器或甚至与其它航天器相碰撞。对于站位保持需求，将如果重新定轨则功能完整的comsat重新定轨是昂贵的解决方案。

根据本发明的实施例，使用小型和微型拖拽或服务卫星执行对具有很少推进剂或不具有推进剂的大型卫星的站位保持，其利用仅包括用于站位保持的两个或三个电动推进器的配置。现在将详细说明实现n-s和e/w站位保持操纵的具体特征。

通过服务卫星执行站位保持的常规方法是通过僵硬且无自由度的对接系统对接到目标卫星。然后可以使用位于服务卫星上的多个位置的多个推进器阵列来操纵串联组合体。每个组合体将产生沿不同的主要方向的推力，并且该组合体的每个推进器中的推力水平的微调将实现对推进方向的微调。这是通常并入卫星中以获得完全的六自由度操纵所需的控制灵活度的推进阵列。

根据本发明的实施例，通过上述关于图2a至图6c描述的对接和拖曳布置来进行站位保持操作是特别有效的。存在几种已知的施加外部推力以将comsat保持在其指定的轨位中的方法，其中大部分涉及四到六个推进器。下面描述的方法仅需要两个推进器。上述的对接和拖曳布置的可用于站位保持的特征如下：

●服务卫星的对接系统相对于被服务卫星的天顶-天底(ze-na)轴线的圆对称性。这简单地通过对接到被服务卫星的接口环(ir)实现，接口环自然是环形的。这可以通过共径向抓持臂的展开来实现。(不需要对称的展开)。此外，服务卫星可以在所需的任何旋转角度(偏航角度)中保持稳定性。根据本发明的优选实施例，抓持臂中每个与其它抓持臂独立地运动。因此，即使在对接期间，也不需要抓持臂的对称展开。然而，共径向或等距的抓持臂准许在围绕服务和被服务卫星之间的主纵向ze-na轴线的任何相对角度位置处对接和重新对接。这可以例如通过以下实现：轻微地释放环上的抓持臂的抓具、通过其姿态控制机构中的动量轮使服务卫星相对于被服务卫星旋转、并将夹持臂的抓具紧固在处于相对于被服务卫星一选定的偏航角度处的新位置中。

●服务卫星的ze-na轴线与被服务卫星的ze-na轴线之间存在一定角度自由度。在上述示例性对接系统中，这可以通过将抓持臂中的每个抓持臂的长度设定为期望长度而实现，以使得接口环被牢固地附接为使得小的相对角度存在于其轴线(其与被服务卫星的ze-na轴线重合)与服务卫星的ze-na轴线之间。这也可以以其它几种方式实现，诸如通过将推进器安装在单独的倾斜机构上提供角度自由度。

现在参考图8，其根据本发明的实施例示意性地示出在服务卫星8000已经对接到被服务卫星8040之后，以站位保持模式操作的推进器8010和8022。服务卫星8000被示出为对接到被服务卫星8040的天顶面上的接口环8042，以便不遮挡被服务卫星的天线与地球上的地面站的视线。在该实施例中，服务卫星8000装备有两个站位保持推进器8010和8022。推进器8010和平衡推进器8022可以是例如由通过卫星8000的太阳能板8004收集的电能供电的电推进器。平面na-ze/n-s在图8中通过由细虚线包围的灰色平面表示。平面na-ze/n-s基本上穿过被服务卫星8040的中部并且基本上穿过服务卫星8000的中部，使得平面na-ze/n-s靠近于服务卫星8000和被服务卫星8040的组合体的联合重心(jcog)而穿过，如下面详细描述的。

推进器8010定位于服务卫星8000的本体的靠近服务卫星8000的天底侧的外部面中的一个上，使得在对接到被服务卫星8040之后，其靠近于被服务卫星而被定位。优选地，推进器8010被布置为使得其推进方向8010a位于na-ze/n-s平面内。平衡推进器8022安装在平衡推进器悬臂8020的端部处。优选地，平衡推进器悬臂8020是可展开的悬臂。该展开机构可以包括螺旋管，该螺旋管能够执行所需的旋转，并且还可以将推进剂从推进剂箱传送到展开的推进器。(参见例如图1c)平衡推进器8020经由枢转连接部8023安装在服务卫星8000的侧面上，使得推进器臂8020可以存储在与服务卫星的本体相邻的收起位置中，直到需要站位保持推力。(在收起位置中，αarm的值，即卫星的本体与平衡推进器臂8020的水平轴线之间的角度为零或靠近于零)。

当要进行站位保持操作时，平衡推进器臂8020被展开并且枢转到打开的和延伸的位置。以这种方式，平衡推进器臂枢转直到角度αarm达到其站位保持值。当平衡推进器臂8020处于其站位保持(即在其延伸的)位置中时，平衡推进器8022可以被定位为使得其推力8022a位于na-ze/n-s平面内。如图所示，这种布置特别适合于在收起模式中必须会聚到辅助有效负载体积限度的小型/微型卫星，同时在站位保持模式期间向更大的通信卫星提供服务，所述更大的通信微信具有高达服务卫星本身的15倍的质量。如果期望，可以设置马达以准许推进器悬臂打开至几个预选定的角度中的一个。

参考图9，其根据本发明的实施例示意性地示出了推进器8010和平衡推进器8022的操作的位置和方向。根据本发明的实施例，服务卫星8000的质量和体积一般比被服务卫星的质量和体积小一个数量级，因此串联体的联合重心(jcog)非常靠近于被服务卫星的单独的重心(cog)。推进器8010定位为与jcog距离dthrst_arm。平衡推进器8022定位为与jcog距离与dthrst_arm朝同一方向的dbal_arm。如在图9中看到，dbal_arm比dthrst_arm更长。因此，为了保持关于作为旋转中心的jcog的零角矩，平衡推力8022a的垂直于经过jcog点的纵向线8002的分量8022b必须小于推力8010的平衡其的部分8010a的分量。推力8010可以在页面的平面内被指向为相对于纵向线8002略微偏离直角。推力8010可以分解成垂直于线8002并且指向南的第一分量8010a、以及平行于线8002并指向jcog的第二分量8010b。平衡推力8022a可以分解成垂直于线8002并指向北的第一分量8022b、以及平行于线8002并远离jcog地指向的第二分量8022c。8010b的幅度可以等于8022c的幅度，并且沿相反的方向，它们可以相互抵消。8010a和8022a的净矢量和为矢量8030。由于8022b的幅度被设定为抵消围绕jcog点的旋转矩，向量8030的操作可以被示出为直接作用于jcog点上。在图9的例子中，其向南方向起作用。应当理解，由于推力矢量8010和8022a在也包括jcog点的平面内起作用，服务卫星8000和被服务卫星8040的组合体的产生的运动仅向南，并且在页面的平面或垂直于页面的平面内未产生旋转运动。应当理解，上述布置被设计是因为预期对两个卫星的组合体的角矩的补偿不能仅由动量轮处理，即使是大而重的动量轮。

根据本发明的实施例，平衡推力8022a应尽可能小，以留有最大的净推力8030来执行站位保持任务。因此，平衡推进器应尽可能远离被服务卫星8040，以便放大其产生的力矩。为了在诸如卫星8000的微型卫星中允许这样的长距离，臂8020将其平衡推进器保持在其远离推进器8010的端部上，优选地至少是距jcog点的距离的两倍。因此，平衡推力8022b大约是推力8010a的一半，导致净n-s推力大约是主推力的一半。在图9的示例中，可以通过例如依赖于指示所产生的运动的反馈运动/旋转传感器的控制系统(未示出)来调节平衡推力，直到在页面的平面中的围绕jcog点的转矩下降到零，或至少达到能够由姿态控制设备处理的水平。优选地，平衡推进器臂在对接之前的在轨测试期间已展开，以免干扰对接过程。

是否施加北向的或南向的日常推力是一个与任务相关的系统决策，并取决于太阳的引力，其从3月21日到9月21日朝向北，并在一年中的第二半年期间朝向南。此外，致动的时机始终是在卫星靠近轨道节点中的一个时，该轨道节点或者是定义为由南至北穿越赤道的上升节点(an)，或者是定义为由北至南穿越赤道的下降节点(dn)。这准许始终沿同一方向点火的单个推进器以改变沿向北和向南方向的倾斜度。替代地，服务卫星可通过180°的偏航角度被旋转，以便全年沿飞行方向提供必需的推力。

如图9和以下附图所示，将假设所需的净推力指向南。施加常规s/n校正所需的能量和电力的量相当大，特别是考虑到被服务卫星8040的质量远远大于服务卫星8000的质量。因此，使用电(例如离子)推进器是有用且有效解决方案，特别是在可以将相对大量的电力引导到推进器的情形中。

为了执行e/w校正，不需要提供一个或两个额外的推进器，如关于n/s位置校正所述的。由于执行e/w所需的能量、电力和持续时间要小得多，因此可以有利地利用被服务卫星8040的接口环8042的旋转对称性。参考图10，其根据本发明的实施例示意性地示出了执行被服务卫星的e/w轨道校正。在图10中，服务卫星8000和被服务卫星8040沿其纵向轴线被查看，在其n/s-e/w平面中所示。以与图9所述的相同的方式，可以通过推进器8010a和平衡推进器8022a的适当的操作和指向产生净矢量8030，其在na-ze/n-s平面中起作用，具有围绕jcog点的零旋转矩。如图10所示，服务卫星8000的相对位置可以相对于被服务卫星8040改变，使得净推力矢量8030在其中起作用的平面(在n-s/e-w平面中)以角度γoff_s/n稍微远离n-s平面。由于与s-n平面的该偏移，推力矢量8030可以分解成主分量10010a和e/w分量10010b。由于γoff_s/n相对非常小(达到3度)，在图10的示例中，沿南向起作用的主分量10010a远远大于沿e-w方向起作用的e-w分量10010b，这是恰当的，因为e-w校正通常要小得多并且较不频繁。所需的n-s校正和所需的e-w校正之间的确切比例取决于特定的被服务卫星和分配给它的指定经度轨位。为了使服务卫星8000能够对一范围内的任何被服务卫星提供服务，必须能够使服务卫星将角度γoff_s/n的值设定为任何期望的值。这可以通过例如使用本领域已知的动量轮对服务卫星8000相对于被服务卫星8040的相对旋转位置进行温和的校正而容易地实现，以便控制服务卫星8000在对接到被服务卫星上之前的、或在服务于其站位保持任务期间的旋转角度，如可能需要的。

现在将描述用于使轨道卫星从geo运动到墓地轨道的重新定轨阶段。该阶段使用在站位保持阶段中执行的对接之后的测量期间所收集的所有参数。这将确保推进器的精确操作。服务卫星将服务卫星移动到墓地轨道(在geo带上方230至300km)。该操纵主要是使用天顶电推进器101完成的。一般来说，该方法包括改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向，然后点火推进器以产生推进向量，以沿着改变后的飞行方向推动被对接的服务卫星和被服务卫星。推进器的对准被调节，使推力矢量经过服务卫星和被服务卫星的联合重心。当对接的服务卫星和被服务卫星到达期望的轨道轨位时，服务卫星从被服务卫星解除对接，可以被引导到下一个被服务卫星。更具体地，重新定轨阶段将以由被服务卫星的姿态控制系统执行的向东到gto取向的投掷操纵开始。之后，服务卫星将使用其天顶电推进器启动全油门操纵。在这个阶段结束时，两颗卫星将在预先选定的经度处到达墓地。可以进行小的调节以将被服务卫星维持在期望的轨道中。虽然这两颗卫星都位于墓地轨道处，服务卫星将缓慢打开其抓持臂，首先松开紧固件，稍后，当被服务卫星稳定时，臂将完全打开，以完全与被服务卫星分离。在分离之后，服务卫星将返回到geo带中的空轨位，以等待下一个服务任务。

现在将介绍脱离轨道，其用于通过将被服务卫星往下推入大气中以烧毁或落到地球而从leo移除被服务卫星。由服务卫星在对被服务卫星的先前操纵期间收集的参数有助于规划和确保精确的脱离轨道操纵，以避免与重返大气相关的任何安全问题。通常，该方法涉及改变对接的服务卫星和被服务卫星的推进方向、以及点火推进器以产生推进矢量，以沿改变后的方向推动对接的服务卫星和被服务卫星。调节推进器的对准，使得推进矢量经过所述服务卫星和所述被服务卫星的联合重心。当对接的服务卫星和被服务卫星达到期望的经度时，点火服务卫星的推进器以使对接的卫星减速。当它们达到坠落轨迹时，服务卫星与服务卫星解除对接并返回到选定的轨道。更具体地，首先，服务卫星将根据规划的脱离轨道位置按需要推动被服务卫星，使其处于正确的倾斜度中，然后等待到达正确的经度。随着它靠近规划的脱离轨道位置，串联体将使用服务卫星的推进系统、或者通过被服务卫星的动量轮改变其姿态，因此服务卫星的主推进器被引导到轨迹行程中。在规划时间时，服务卫星将启用合适的制动推进，然后将与被服务卫星分离。被服务卫星将按规划脱离轨道，而服务卫星可以再次回复其姿态和推力，以返回到服务轨道用于下一个任务。

当被服务卫星的结构和负载将其cog放置在服务卫星与被服务卫星对准时所绘制的推进平面(即，当它们的纵向轴线重合时)之外时，推力的施加可能导致被服务卫星的不期望的角度运动。角度运动也可能是由推进器的未对准导致的、或者是通过由于推进器磨损引起的推力矢量的未对准所导致的。为了克服这些不期望的旋转运动或转矩而不过度使用动量平衡(例如通过反作用轮或反推力)，可以将抓持臂(例如图4a至4e的臂404)中的每个的延伸部设定为使得服务卫星相对于被服务卫星获得一定的角度姿势。因此，推进平面将经过服务卫星和被服务卫星的组合体的实际jcog，如关于图6a-6c所解释的。

应当理解，改变推进方向可以通过致动被服务卫星的动量轮来实施。替代地，可以通过副推进系统(即围绕服务卫星本体设置的多个推进器)来实施改变推进方向。

虽然上文已经关于对接到被服务卫星的接口环上描述了本发明，但是应当理解，替代地，服务卫星可以通过适当的结构调节而对接到作为被服务卫星的一部分的另一选定的目标元件。

尽管在本文中已经说明和描述了本发明的某些特征，本领域普通技术人员现在将会想到多种修改、替换、变化和等同。因此，应当理解，所附权利要求旨在覆盖落入本发明的真实精神内的所有这些修改和变化。