空间对接机构技术综述

张崇峰，刘 志

(1.上海航天技术研究院,上海 201109； 2.上海宇航系统工程研究所，上海 201109)



空间对接机构技术综述

张崇峰1，刘 志2

(1.上海航天技术研究院,上海 201109； 2.上海宇航系统工程研究所，上海 201109)

对空间对接机构及其技术进行了综述。将空间对接机构分为载人大型对接机构和非密封小型对接机构两大类，阐述了空间对接机构的物资补给与人员轮换、大型航天器或平台在轨装配、航天器在轨服务，以及探测器飞行过程构型优化等主要用途。将空间对接技术划为早期探索、实用、发展成熟和深入发展4个阶段。归纳了主要空间对接机构的特点。分析了空间对接技术中的总体设计、关键部件研制、对接力学仿真、对接机构试验等难点。回顾了我国空间对接技术的发展历程，以及突破的总体技术方案、捕获与缓冲设计、连接设计，以及其它设计要素等关键技术。给出了我国空间对接机构应用取得的重大成就。介绍了国外载人弱撞击式对接机构、停靠性对接机构和卫星对接机构等新型空间对接机构的研究背景、进展和涉及的关键技术。提出了未来我国空间对接技术发展路线，建议开展弱撞击对接系统、卫星对接机构的研究，并将合作目标对接技术向非合作目标捕获方向拓展。

空间对接； 空间对接机构； 捕获； 缓冲； 异体同构对接机构； 周边式对接机构； 弱撞式对接机构； 通用停靠机构； 卫星对接机构

0 引言

空间对接使两个航天器在空间轨道上结合，并在结构上连接成一个整体。空间对接技术的作用主要体现在三个方面：一是为长期运行的空间设施提供服务，包括物资补给、设备回收、燃料加注和人员轮换；二是大型空间建筑的在轨建造和运行服务，如组装空间站等；三是航天器在轨重构，实现系统优化以降低对运载能力的要求[1]。航天器对接机构作为复杂也是关键的空间机构，一直是航天技术发展的重要标志，是各航天大国争相发展的核心技术。空间对接需解决航天器的捕获，缓冲碰撞能量，避免发生硬碰撞，减少对接的冲击力，形成航天器间的刚性连接以及安全分离。空间对接机构涉及动力学、机构、控制等多个方面，同时要适应复杂空间环境的苛刻要求，导致对该项技术的掌握困难重重，目前仅有美、俄完全掌握了该项技术，欧空局和日本等则通过国际合作完成空间对接。2011～2013年，中国的神舟八号、九号、十号3艘飞船与天宫一号目标飞行器完成了3次空间对接任务，是中国在航天器空间对接技术领域中取得的重要成就，也为今后建造和运营空间站打下了良好的基础，为实现更深远的太空探索迈出了坚实的一步。本文对空间对接机构技术进行了综述。

1 空间对接机构简介

1.1 空间对接机构用途与分类

空间对接机构是实现空间飞行器间在轨的机械连接，建立航天器联合飞行的组合体和安全分离的系统。空间对接机构的任务是在对接初始条件范围内，实现两航天器的对接、保持对接和分离。空间对接是现代复杂航天器长期在轨运行期间不可缺少的操作，是载人航天活动必须掌握的一项基本技术。

根据载人与否，空间对接机构可分为两大类：载人大型对接机构和非密封小型对接机构。其中：载人大型对接机构主要实现大型航天器对接，并建立密封通道，用于人员和货物的通行；非密封小型对接机构一般多用于卫星在轨服务、在轨捕获等领域。空间对接机构分类如图1所示。

图1 空间对接机构分类Fig.1 Space docking mechanism

空间对接机构的用途可归纳为以下4个方面[2]。

a)物资补给与人员轮换

通过交会对接，为长期运行的载人空间站提供物资补给和人员运输服务，这是空间交会对接最主要和最频繁的任务应用，也是空间站建造和持续运行的基础。通过载人飞船、货运飞船和航天飞机与空间站的交会对接，可完成对空间站的给养补充、人员轮换、设备维修、部件更换、燃料加注，以及应急救援等任务。如欧空局自动转移飞行器(ATV)，日本希望号转移飞行器(HTV)以及龙飞船与国际空间站的对接等。

b)大型航天器或平台在轨装配

大型航天器或平台包括大型空间站和大型深空探测器等。因结构复杂，尺寸大，其重量已超过目前的运载火箭能提供的运载能力，采用一次发射的方式已不能满足大型航天器入轨的任务需求。通过空间交会对接技术进行在轨装配，能将多次发射的航天器连接装配为一个整体，并可持续扩展或进行构型重组和构型优化，实现大型轨道复合体，如国际空间站(ISS)和我国空间站的建造。

c)航天器在轨服务

通过空间交会对接，可对航天器进行在轨监测、燃料补加、部件替换维修和载荷升级等操作，有效地延长航天器在轨寿命，提高工作性能，降低任务综合成本。如2007年，美国轨道快车(OE)项目开展了自动交会对接技术支持下的在轨服务试验，用SRC研究公司研制的轨道快车捕获系统(OECS)成功进行了电源等在轨可更换单元(ORU)的在轨更换[3]。

d)探测器飞行过程构型优化

利用空间交会对接技术可进行载人登月和深空探测任务中的航天器在轨组建及构型优化，最终实现系统优化并保证任务的可行性。通过多次发射和交会对接技术，在地球、行星、月球轨道上或拉格朗日点完成航天器的组装，可降低对单发运载火箭能力的需求，特别是对如火星以及更远的载人登陆任务来说，这是在目前技术水平上保证工程可实现的最佳甚至是唯一途径[4]。

1.2 空间对接技术发展历程

空间对接技术起步于20世纪60年代。根据空间对接技术发展和应用情况，大致可分为4个阶段。

a)早期探索阶段

美国和前苏联关于空间对接技术的研究与探索起步于20世纪60年代初期。1966年3月美国双子星座载人飞船与阿金纳火箭舱体，在航天员的参与下完成了人类历史上首次空间对接作业。1967年10月30日，前苏联宇宙-188和宇宙-186飞行器首次实现了无人对接。早期的空间对接机构的对接成功率不高，机构较简单，不能实现两航天器内部通道的连通。但早期的探索工作为后续的发展积累了大量经验[5]。

b)实用阶段

20世纪60年代末至70年代中期，是空间对接机构技术在载人航天活动中的实用阶段。该阶段以美国阿波罗登月计划的栓-锥式对接机构、联盟-礼炮号飞船的锥杆式对接机构和APAS-75周边式对接机构的成功应用为代表[5]。

APAS-75对接机构采用异体同构构型，具有自然的过渡通道，它的出现是航天器空间对接技术的一个重大进步。美国和前苏联两国在阿波罗-联盟计划中分别研制了APAS-75对接机构，虽然传动工作原理各异，但具有通用的接口。

c)发展成熟阶段

20世纪70年代末至90年代是空间对接技术逐渐发展成熟的阶段。在该阶段，空间对接机构产品大量用于载人航天活动，形成了APAS-89对接机构、联盟锥杆式对接机构、混合式对接机构和通用停靠机构(CBM)等产品系列[6]。

为适应大型航天器(航天飞机、空间站等)对接，该阶段出现了两个发展方向。一是继承已有的技术基础，改进和提高机构的性能与功能，如APAS-89对接机构等；另一是利用先进导航控制和空间机械臂技术，降低对接机构的研制难度，出现了空间停靠机构，如CBM、空间站有效载荷对接机构等。这两个方向成为目前应用最广的空间对接机构技术。

d)深入发展阶段

20世纪90年代末至今，随着新技术的运用，新型空间对接技术获得了发展。在总结已有的空间对接机构的研制、飞行经验与教训基础上，美国和欧洲提出并开发了载人弱撞击对接机构，但目前还未进行飞行试验。新型空间对接机构具弱撞击对接、较好的任务适应性和兼容国际标准对接接口等特征，同时融合了现代的先进自动控制技术，是未来空间对接机构的发展方向之一[7]。

空间对接技术的应用范畴逐渐拓展，空间对接机构的任务类型越来越多样化，为适应卫星在轨维护和空间安全等任务需求，出现了质量小、体积小、功能简单的轻小型空间对接机构和捕获机构，一方面用于卫星在轨服务领域，如美国轨道快车对接机构、日本ETS-VII接机构等，另一方面用于空间非合作目标抓捕，如故障卫星维修和空间碎片捕获等，是空间对接技术应用拓展出现的方向之一。

迄今为止，全世界共进行了近400次空间对接活动。主要空间对接机构的特点见表1[2]。

1.3 空间对接研制技术难点

空间对接机构涉及动力学、机构、控制等多个学科，同时要适应复杂空间环境的苛刻要求，满足高可靠工程要求，为此需解决多个技术难题。以载人周边式对接机构为例，其主要技术难点如下[8]。

a)空间对接机构总体设计

空间对接机构是集机、电、热、控制等多学科为一体的复杂空间机构产品。由于对接过程是碰撞和机构运动的复合过程，设计中必须综合考虑并攻克对接机构的力学参数、结构布局等总体参数设计，保证对接动力学和机构动力学的要求。同时，在满足对接要求的前提下，还必须考虑高低温、热真空等空间环境、加工精度等因素对空间对接机构的精度设计、分配和保证的影响。

b)关键部件研制

空间对接机构包括大量的部件，具体有捕获锁、对接锁、摩擦制动器、电磁阻尼器和电路浮动断接器等，这些部件在不同工作过程中的功能各异，性能要求甚至相互矛盾。如摩擦制动器，在对接环推出时要求其打滑力矩较大，以保证有足够的能力驱动传动链的阻力，而在缓冲时则需要其打滑力矩较小，以保证对接环有更好的适应能力。因此，必须通过合理设计和充分试验验证，保证产品在不同过程的性能，保证空间对接机构工作可靠。

表1 主要空间对接机构特点

c)对接动力学仿真

空间对接过程首先是两飞行器间的接触和碰撞，但刚体碰撞问题的精确求解还处于理论研究阶段，无法直接用于工程。由于机构的摩擦、润滑、间隙、温度的影响，传动链的局部接触和碰撞等难以建模，复杂机构动力学模型的精度难以保证、数值计算结果误差较大，这给空间对接机构的动力学仿真造成了一定的难度。利用地面试验对仿真模型进行修正和验证成为一项重要而关键的研究内容。

d)对接机构试验

空间对接机构有大量的活动部件同步协调工作，以保证两飞行器在对接初始条件范围内可靠对接。由于航天产品的地面试验子样少、可靠性安全性要求高等特殊要求，真实模拟在轨工作状态，并通过有限的产品与试验充分验证空间对接机构在各种环境中的性能和功能成为技术难点。

空间对接机构需通过地面对接缓冲、连接密封、热真空和对接能力试验等考核，以验证设计的正确性和合理性、生产工艺的稳定性，以及空间对接机构在空间环境条件下的功能和性能。地面模拟试验设备复杂，制造难度大，其中以缓冲试验台和六自由度综合试验台为代表。

2 我国空间对接技术实践

2.1 发展历程

我国从1994年起开展载人空间对接机构的论证，1996年完成周边式对接机构缓冲系统试验样机研制。1997年4月，我国确定将异体同构周边式(内翻式)方案作为工程实施方案，该方案既实现技术跨越，又能与国际兼容。1998年，完成空间对接机构原理样机研制，2000年完成空间对接机构原理样机改装和试验。2001年，开展了攻关样机设计、攻关样机研制、动力学仿真和试验等关键技术，以及捕获锁、对接锁、摩擦制动器、电磁阻尼器、电路浮动断接器等8个部件和润滑、密封两项技术的攻关。初步确定了空间对接机构的基本参数和结构尺寸，掌握了空间对接机构总体设计技术和对接动力学仿真方法，并通过试验验证初步掌握了空间对接机构地面试验的方法，突破了关键部件的研制技术和润滑、密封技术[9]。

从2005年3月开始，我国空间对接机构的研制经历方案、初样、正样等工程研制阶段，先后研制出原理样机、攻关样机、方案产品和初样产品等多套地面产品。2011年11月3日，成功实现了神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器的首次在轨对接。

2.2 关键技术研究

2.2.1 总体技术方案

我国空间对接机构采用导向板内翻的异体同构周边式构型(如图2所示)。对接时成对使用，分别安装在载人运输飞船的轨道舱前端(主动对接机构)和目标航天器的实验舱前端(被动对接机构)。捕获子系统包括捕获锁、对接环和卡板器等，实现两航天器间的导向、捕获和初始柔性连接。传动缓冲子系统包括丝杠联系组合、主驱动组合、丝杠安装组合和差动组合等，实现主动对接机构对接环的推出、相对碰撞能量的缓冲、两航天器间位置姿态的校正和相互拉近。连接密封分离子系统包括对接锁系、对接框、分离推杆、浮动断接器和对接面密封圈等，实现飞行期间的刚性连接、密封、电路连通和分离。其中，电、气、液路浮动断接器可根据飞行任务需求确定是否安装[2、10]。

图2 主动对接机构产品Fig.2 Engineering prototype of active docking mechanism

2.2.2 捕获和缓冲设计

空间对接机构在对接接触时，航天器在相对位置和姿态的6个自由度，以及速度、角速度存在偏差(对接机构的工作条件，定义为对接初始条件)。对接机构需克服初始偏差，完成两航天器的相互捕获。捕获过程中，航天器通过空间对接机构互相碰撞，设计对接机构的动力学特性，可保证航天器在碰撞中相互接近，不会弹开，同时缓冲碰撞的能量，降低碰撞力，不会对航天器造成破坏。

为使两个对接航天器的碰撞后相互靠近，通过设计恢复系数，确定捕获的性能设计准则。定义碰撞前后的速度比为恢复系数S=|vk/v0|。此处：v0，vk分别为碰撞前后的速度。纯滚转正向碰撞较难捕获，该状态下在对接撞击结束时刻总冲量为

缓冲性能的设计要求是：即使在最高对接速度下，也能消耗掉两航天器间相互碰撞的动能，减小对接过程中的冲击载荷，不会造成航天器太阳帆板等设备的损坏。空间对接机构需具有缓冲对接撞击动能的能力，对接机构的缓冲能力(能容)需大于主、被动航天器相对运动和对接时发动机工作的能量之和，即

式中：Wengine为对接时发动机工作的能量；meq1为航天器的各向等效质量；vq2为捕获后两航天器相对运动速度；q1为捕获后对接机构各方向缓冲器运动行程；q，qmax分别为对接机构各向缓冲器运动行程及其最大值；f为对接机构缓冲器的力。

空间对接机构的捕获缓冲性能的设计，需同时满足捕获和缓冲两个矛盾的条件。分析对接初始条件，发现各自由度上需缓冲的能量相差很大(如图3所示)。因此对对接过程进行细化：对接过程中x向需缓冲消耗的能量最大，包括航天器相对接近的动能和发动机做的功，主要解决缓冲问题；其他方向需要缓冲的能量较小，但要求对接机构有良好的灵活性，以便完成捕获操作。空间对接机构采用差动式缓冲系统(如图4所示)，利用差动器将对接过程的能量分解，运动分开，并由阻尼器和弹簧机构进行能量消耗和运动恢复。

图3 对接时六自由度上碰撞能量Fig.3 Docking contact energy in six directions

图4 空间对接机构差动原理Fig.4 Principle of mechanical differential for space docking mechanism

2.2.3 连接设计

空间对接机构的连接过程需要将两个航天器连接成一个刚体，并保证连接面的刚度、密封性和连接的安全可靠，同时连接系统还能多次使用。为保证连接面的刚度和施力均匀，在对接面布置了两组对接锁共12套，保证密封可靠。每组对接锁采用1套驱动机构驱动，这样减轻了重量。连接状态下对接面一直存在通道内的气压和振动等内外部载荷的作用。每组对接锁的钢索传动原理如图5所示。通过钢索传动，驱动机构动力传递至对接锁绳轮，在绳轮带动下对接锁实现锁定动作，并在此过程中形成锁紧力。锁紧时，靠近驱动机构一端的钢丝绳所承受的力最大，然后逐渐递减，直至靠近驱动机构另一端的钢丝绳受力最小，图5中钢索张力沿钢丝绳运动方向递增。解锁时，钢丝绳受力大小顺序与锁紧过程相反[11]。

图5 钢索传动原理Fig.5 Principle of tightwire transmision

为防止在连接过程中出现松弛，6段钢索需在装配时施加一定的预紧力，钢索的平均预紧力

式中：R为对接锁绳轮的半径；Mh为每把对接锁主动锁钩锁紧时所需的最大驱动力矩；η为传动系数，取决于传动摩擦等，取值大于1。

为保证6把对接锁运动的同步性，需控制主、被动锁钩啮合量的一致性和锁钩间的摩擦[12]。钢索导向传动滑轮采取轴承支撑，降低了钢索导向传动摩擦，提高了运动的同步性。

主动对接锁的结构如图6所示。为防止对接锁意外解锁，锁紧机构设计中采用锁钩自锁形式，利用对偶的锁钩相互越过对方的最高点进入自锁区。同时锁钩旋转结构采用偏心设计，使外力造成锁钩进一步锁紧的运动趋势，保证连接可靠。对接锁的驱动机构采用防逆传动设计，只有在指令作用下通过电机驱动，对接锁才会运动，保证对接连接的安全。

图6 主动对接锁Fig.6 Active structural hook assembly

2.2.4 空间对接机构其它设计要素

空间对接机构的机构产品需考虑在空间高低温、真空条件下仍保持需要的动力学特性、运动灵活性和高精度高可靠。在设计过程中，综合考虑动力学参数的协调，同时实现捕获的柔顺性和缓冲的大能容要求；对动力学参数进行优化，保证弹簧机构、阻尼器、缓冲传动机构可实现；保证连接可靠的同时，满足分离可靠的要求(如图7所示)。

图7 空间对接机构系统设计要素Fig.7 Desgin factors of space docking mechanism system

空间对接机构应在高低温下稳定工作，传动链设计考虑温度影响，保证低温下不能卡滞。弹性材料的刚度随温度发生变化，弹簧机构的性能在不同温度下特性各异；电磁阻尼器由于材料电导率随温度变化，性能发生改变，因此需在大温度范围内进行系统设计和试验验证。

真空对空间机构运动的影响较大，主要体现在摩擦性能有较大变化。空间对接机构的摩擦主要分为对接环的碰撞滑动、锁钩在大载荷下相对滑动、弹簧机构内的滑动摩擦，以及捕获缓冲过程中转动部件的滚动摩擦。需根据不同载荷、速度和运动形式，设计固体润滑、油脂润滑等方式。

2.3 我国空间对接机构应用

2011年11月，神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器成功完成了我国首次空间交会对接任务，并实现了2次在轨对接。

2012年6月，神舟九号飞船载有3名航天员与天宫一号目标飞行器成功完成我国首次载人交会对接任务，并进行了2次在轨对接。

2013年6月，神舟十号飞船载有3名航天员，与天宫一号目标飞行器成功完成对接任务，也进行了2次对接。

在上述所有对接与分离工作过程中，空间对接机构的捕获、缓冲、校正、推出/拉近、刚性连接、密封、分离等功能均得到验证，各项功能实现均满足要求，整个对接过程约7 min 30 s，整个分离过程约3 min 30 s，遥测显示各项工作状态均正常。

我国正在实施的空间站工程中，其核心舱上将会布置多个被动对接机构，通过与各舱段的对接，实现我国空间站的在轨组建。

3 国外新型空间对接机构

3.1 载人弱撞击式对接机构

3.1.1 背景需求

欧美在国际空间站项目中采用了俄罗斯的空间对接机构，如航天飞机采用APAS-95对接机构，而欧洲ATV货运飞船安装了俄罗斯的锥杆式对接机构[13]。为摆脱对俄罗斯空间对接机构的依赖，欧美早在20世纪90年代即对新型弱撞击对接技术进行了研发。

新型弱撞击对接技术是在总结已有空间对接系统的研制、使用经验和教训基础上提出的。已有的空间对接机构需要采用较大的碰撞能量以克服捕获缓冲系统的变形，补偿对接偏差，实现捕获，而弱撞击对接技术可很大程度降低甚至消除碰撞能量需求。

针对大型航天器，特别是下一代深空航天器等的对接需求，美国和欧洲的研究者提出了新一代智能型的空间对接机构方案。与现有APAS对接机构相比，其主要特点如下[14-16]。

a)降低对接过程中的相对速度和碰撞力，适应抗冲击能力较低的航天器，如大型低刚度的卫星等，减小对航天器的影响。

b)采用周边式构型，具有完全异体同构，可实现两两相互对接。

c)有良好的适应能力，同一套空间对接机构可适应质量从2 t至数百吨航天器的对接任务。

由于目前的对接飞行任务都是经事先周密策划并安排执行的，APAS等空间对接机构产品性能是在地面制造时确定的，对接任务是针对确定的目标。新一代空间对接机构则考虑可在轨调整缓冲能力，具良好的任务适应性，在国际合作和空间救援等方面有优势。

3.1.2 基于力反馈闭环控制的弱撞击对接系统

基于力反馈闭环控制的弱撞击对接系统(LIDS)，在早期由美国与欧空局合作开发，2001年后，分别进行独立开发。美国的研发更领先，约翰逊航天中心(JSC)在2012年完成了工程样机鉴定试验[14、17]。

LIDS对接系统采用周边式构型，去掉了差动式缓冲系统，增加了碰撞力测量，以及由电机丝杠组成的作动器。为实现弱撞击的对接过程，其采用了力反馈闭环的主动控制方案，由传感器测出对接碰撞力，实时计算需要的阻尼和缓冲力，并转为对作动器的运动控制，使主动对接机构的对接环适应被动对接机构的位置和姿态，并阻尼和缓冲对接碰撞过程，实现捕获。通过对控制参数的优化，降低碰撞力对航天器的作用。LIDS的工作原理如图8所示。

图8 弱撞式对接机构工作原理Fig.8 Working principle of LIDS

这种空间对接机构能实现对接撞击力的柔顺适应，且缓冲性能调整灵活、任务适应性强。它将原机械式差动、缓冲改由控制算法和电机作动器完成，简化了机械系统，增加了对传感器的依赖，但导致控制模型与算法变得复杂，作动器响应频率要求高，也增加了对航天器系统能源的负担[17]。

3.1.3 半主动控制式对接系统

软碰撞匹配衰减方案(SIMAC)对接系统方案由波音公司提出，在2012年4月获得了NASA国际空间站项目管理部门资金支持[18]。该方案未采用力闭环柔顺控制方式，本文称之为半主动控制。SIMAC采用了与APAS对接机构兼容的窄环设计方案，由6个直线驱动装置构成Stewart平台。直线驱动装置的内部传动设置了离合器(如图9所示)，这样直线驱动装置可限定所施加的载荷。通过调节离合器力矩，也就能调节直线驱动装置的载荷限值。在对接过程各阶段中，每个直线驱动装置均各自独立工作而实现目标。6个直线驱动装置相互独立，它们之间无需机械连接及复杂的闭环控制。

图9 直线驱动机构Fig.9 Linear actuator assembly

在对接接口方面，SIMAC方案容易实现与APAS对接机构的兼容，SIMAC既可适应电磁捕获方式，也可采用APAS-89机械式捕获锁。相对LIDS方案，SIMAC方案取消了复杂的力反馈闭环控制系统，6个直线驱动机构独立驱动，其系统简单、鲁棒，既无笨重的机械系统，又规避了高精度传感器和复杂控制电路的应用。

3.1.4 LIDS关键技术

弱撞击对接机构的主要特点是能实现对接撞击力的柔顺适应，且缓冲性能调整灵活、任务适应性强，可在轨完成与大范围变特性飞行器的多次对接。其涉及的关键技术如下[2]。

a)对接过程的控制算法设计

自适应控制是LIDS的核心技术。LIDS完成对接过程涵括了多个任务阶段，控制算法需完成初始条件准备的路径规划、柔顺对接捕获、缓冲校正柔顺动力学控制、拉近的路径规划。控制算法既要适应各种对接目标的对接任务的差异，还需考虑空间环境对系统参数的影响。这些导致控制算法的适应性设计难度很大。

b)空间高精度六维力传感器设计

六维力传感器的力测量信息是LIDS柔顺控制过程的输入量，其测量精度直接影响机构的缓冲效果。受空间高低温环境的影响，传感器可能会出现较严重零漂现象，影响力的测量精度。此外，六维力传感器的解耦和标定也是研制中的关键。

c)直线驱动机构设计

直线驱动机构是自适应式对接机构柔顺控制过程的执行机构，其运动精度及响应性能直接影响力柔顺控制的效果。直线驱动机构的任务需求为负载大、响应快、运动偏差小，其控制器的控制策略、实时性和鲁棒性对弱撞式对接机构的总体性能也有很大影响。

d)并联机构的运动学与动力学求解

六自由度并联机构的运动学逆解相对简单，但正解较难，是机构运动学分析的难点之一。在半主动控制式对接机构设计中，空间对接机构在6个自由度方向上力-位移等效性能的需求各不相同。为实现在6个自由度方向缓冲耗能需求，需进行六自由度并联机构的运动学和动力学求解，解决6根丝杠运动与载荷的协调。

3.2 停靠式对接机构

停靠式对接由空间机械臂和对接机构(或称为停靠机构)共同参与完成[13]。空间机械臂作为捕获装置，实现航天器的捕获操作，两航天器后续的结构连接和密封等操作则由对接机构完成，如图10所示。因此，停靠式对接属于机械臂与对接机构协同工作的一种对接操作[13]。

图10 停靠式对接Fig.10 Berthing

由于没有捕获要求，碰撞过程和缓冲由机械臂完成，简化了对停靠机构的设计要求，但需要主动航天器在空间站附近进行位置和姿态的保持，并增加了机械臂的研制和控制难度，同时简化了对接机构。

CBM是美国于90年代研制，主要为满足空间站装配的任务需求，内部直径达1.8 m，支持空间站标准货架的通过和转移。CBM要求主动件和被动件两个部分配合使用，部件主要包括捕获锁、导向板、螺栓式对接锁等。CBM所有功能部件均安装在周边位置，中间让出作为通道(如图11所示)；为增加机构工作的可靠性，将所有机构均安装在对接框内侧。一方面，对接框内侧的空间环境相对较好，对接完成后，还能形成更优越的舱内环境；另一方面，该安装方式便于航天员进行舱内维修[19]。

图11 通用停靠机构Fig.11 Common berthing mechanism

空间停靠式对接主要采用停靠机构和空间机械臂完成连接任务。在国际空间站停靠中，直接参与操作的有空间机械臂、通用停靠机构和GNC系统，还需要飞行指控中心、航天员系统等的支持与配合。这是一个较复杂的空间任务，需多个系统共同协作完成[20]。

3.3 卫星对接机构

卫星对接是以实现在轨服务为目的而发展的，此类空间对接机构一般为轻小型对接装置。1997年，日本用卡抓式对接机构实现了ETS-VII的轨道对接；2007年，美国采用三指式对接机构完成了轨道快车计划的卫星对接演示验证[21-22]。与载人航天任务的空间对接机构相比，该类空间对接机构的新特点如下。

a)卫星在轨服务操作主要任务包括燃料补给、在轨维护和数据传输等，无需实现大型航天器货物传输和人员交换，其空间对接机构不要求有较大的通道，无保证密封的任务，因此不必进行刚性连接。

b)航天器的质量小，同时交会精度高，故对接碰撞能量小，缓冲系统设计较简单，一般可采用捕获-锁紧一体式设计。该类空间对接机构功能集成，体积小、重量轻，也称为轻小型对接机构。

这类空间对接机构的捕获方式分为两种。一种是捕获后接触，即在捕获时主动对接机构形成闭合捕获区域，捕获被动对接机构，之后在闭合区域内，主、被动对接机构发生机械接触碰撞，如日本的ETS-VII对接机构在捕获前抱爪与锁柄未发生机械接触。另一种是接触后捕获，即在机械接触后对接机构通过导向装置进入锁合位置实现捕获，如美国的软轴式对接机构[23]。

三指式对接机构的捕获及连接功能采用三指的展开、收拢和拉回等动作实现。主动对接机构三指展开时，形成一定的捕获包络，可适应一定的对接初始条件。当三指收拢时，主动对接机构捕获被动端结构。最后，通过将三指的拉回动作，实现两航天器间的校正与结构连接。三指式对接机构的典型工作步骤如图12所示[22]。

图12 三指式对接机构工作过程和产品Fig.12 Working process and prototype of three-finger docking mechanism

4 我国空间对接技术发展路线

我国空间对接技术的发展路线应基于国内需求和相应的技术基础制定。我国空间对接技术发展应考虑以下几个方面。

a)开展弱撞击对接系统研究，结合国内需求，提出适合我国国情的新型空间对接机构方案。一方面，在选择新型空间对接技术途径时，需多方面权衡利弊，吸取已有的空间对接机构的研制经验与教训，并能在此基础上进行技术创新。半主动控制式对接系统更适于我国未来空间对接机构的需求。另一方面，新型空间对接机构还应满足我国空间站的对接需求，可实现较大的对接通道要求。国际空间站的美国舱段采用CBM满足大型设备对转运通道的需求，而俄罗斯则采用混合式对接机构实现大直径的对接通道。我国的空间站上仅有APAS对接机构，其对接通道为Φ800 mm，较大的货物转运则需从出舱通道进出空间站。因此，我国未来的新型空间对接系统应能满足大对接通道的需求。

b)针对卫星在轨组装、在轨补加、模块更换和功能重构等在轨服务需求，开展可重复、自适应连接与分离技术研究，实现卫星用对接机构的模块化和标准化。

c)将合作目标对接技术向非合作目标捕获方向拓展，以适应未来空间碎片清理的需求。

5 结束语

本文对空间对接机构的技术进行了综述。从空间对接技术发展历程看，锥杆式对接机构和APAS对接机构的综合性能最全面，目前国际空间站上仍在应用。这类对接机构仍是未来一段时期内主流。但未来空间对接机构技术的发展有其新特点：第一，载人航天用的大型空间对接机构，为降低对接碰撞力对大型柔性结构的影响，提高对接过程安全性，提高任务适应能力，正在向弱撞击式的发展方向发展。同时为适应国际合作和空间救援等需求，也逐步向国际标准化靠拢。第二，随着在轨服务任务需求的出现，轻小型对接机构是未来在轨服务技术发展的核心。轻小型对接机构向小型、集成、轻量化设计方向发展，为空间模块装配、暴露载荷安装、卫星补给、装配、空间安全领域等提供了有效的技术支撑。由于任务需求不断变化，操作种类繁多，轻小型对接机构的发展趋势呈现多样化。第三，随着智能机构技术的应用，基于机械臂技术的对接会不断出现，这为空间对接提供了新的技术方向。

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Review of Space Docking Mechanism and Its Technology

ZHANG Chong-feng1， LIU Zhi2

(1. Shanghai Academy of Spaceflight Technology, Shanghai 201109, China;2. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

The space docking mechanism and its technology were reviewed in this paper. The space docking mechanism was divided into manned large docking mechanism and non-sealing small docking mechanism. The main applications of space docking mechanism were described, which were materials supply and astronaut rotation, on-orbit assembly of large spacecraft or platform, on-orbit servicing of spacecraft, and structure optimization of spacecraft during flying. The development history was divided into four phases which were early exploration, application, maturity and further development. The characteristics of main space docking mechanisms were inducted. The key points of overall design, docking mechanical simulation, docking mechanism experiment and development of critical parts in docking were analyzed. The development history of space docking mechanism in China was recalled, and so were the key technologies of overall technical project, design of capture and buffering, design of connection and other design factors. The important achievement of space docking mechanism application in domestic was introduced briefly. The research background, progress and relative key technologies of new types of space docking mechanisms in abroad were introduced, which were manned low impact docking system, berthing mechanism and satellite docking mechanism. The development road of space docking technology in future for China was put forward. It suggests that China shall develop low impact docking system and satellite docking mechanism and progress space docking technology for extending from cooperative space object to non-cooperative space object.

Space docking; Space docking mechanism; Capture; Buffering; Androgynous peripheral assembly system; Peripheral docking mechanism; Low impact docking system; Common berthing mechanism; Satellite docking mechanism

1006-1630(2016)05-0001-11

2016-09-05；

2016-09-28

张崇峰(1968—)，男，博士，研究员，神舟飞船和天宫空间实验室副总设计师，获国家科技进步特等奖1项，省部级科技进步奖多项；全国优秀科技工作者、国防科技工业“511人才工程”学术技术带头人，主要研究方向为航天器对接技术和航天器机构设计。

V526

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.05.001