异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统及方法

摘要

本发明提供了一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统及方法，该系统中的主动对接装置还包括控制驱动子系统，所述直线驱动装置还包括离合器；所述离合器未打滑时，实现电机与伸缩机构之间的传动；所述离合器打滑时，所述伸缩机构与电机之间无传动作用；所述控制驱动子系统将所述离合器在捕获完成前的离合力矩配置为第一档离合力矩，在捕获完成后的离合力矩配置为第二档离合力矩；所述第一档离合力矩小于第二档离合力矩；若作用于主动对接环对应位置的作用力逆向传动至对应所述离合器所产生的力矩，超出该离合器当下被配置的第一档离合力矩或第二档离合力矩时，所述离合器打滑，否则，不打滑。

权利要求

1.一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，包括安装在追踪航天器的主动对接装置和安装在目标航天器的被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环、以及若干直线驱动装置，所述直线驱动装置包括伸缩机构和电机，所述被动对接装置包括被动对接环；

其特征在于：所述主动对接装置还包括控制驱动子系统，所述直线驱动装置还包括离合器；所述离合器未打滑时，实现电机与伸缩机构之间的传动，且依据作用于主动对接环对应位置作用力的逆向传动作用，对应的所述电机、离合器和伸缩装置相应的发生减速或加速；所述离合器打滑时，所述伸缩机构与电机之间无传动作用；

所述控制驱动子系统将所述离合器在捕获完成前的离合力矩配置为第一档离合力矩，在捕获完成后的离合力矩配置为第二档离合力矩；所述第一档离合力矩小于第二档离合力矩；

若作用于主动对接环对应位置的作用力逆向传动至对应所述离合器所产生的力矩，超出该离合器当下被配置的第一档离合力矩或第二档离合力矩时，所述离合器打滑，否则，不打滑。

2.如权利要求1所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，其特征在于：所述直线驱动装置还包括位移测量传感器，用以检测所述伸缩机构的伸缩位移并反馈至所述控制驱动子系统，在捕获后，所述控制驱动子系统依据所采集的伸缩位移驱动所述电机运作，进而调整所述主动对接环的姿态。

3.如权利要求1所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，其特征在于：所述电机为双向驱动电机。

4.如权利要求1所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，其特征在于：所述控制驱动子系统通过控制输入所述离合器的电压实现其离合力矩的配置。

5.如权利要求1所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，其特征在于：所述离合器采用磁粉离合器或电磁离合机构或替换为磁流变阻尼器或机电控制型装置。

6.如权利要求1所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，其特征在于：所述直线驱动装置还包括内伸缩筒、滚珠丝杆和丝杆螺母，所述滚珠丝杆一端固接于所述离合器，所述丝杆螺母套设于所述滚珠丝杆外侧，且通过所述滚珠丝杆的旋转实现沿所述滚珠丝杠的直线滑动，所述丝杆螺母与所述内伸缩筒固定连接，所述内伸缩筒的一端利用球铰或铰链组与所述主动对接环连接。

7.一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接方法，其特征在于：采用了如权利要求1至6任意之一所述的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统；包括如下步骤：S10：所述控制驱动子系统对所述离合器供电，使其实现电机与伸缩机构之间的传动，控制所述电机将主动对接环推出至对接位置，然后将所述离合器的离合力矩调整为第一档离合力矩，等待对接；

S20：追踪航天器运动到对接捕获初始条件范围内，主动对接装置与被动对接装置相互接触，所述主动对接环在相互作用力下发生偏转，所述控制驱动子系统依据检测得到的直线驱动装置的位移变化，通过所述电机控制相应伸缩机构伸出，从而将所述主动对接环做相应动作，以实现导向和对准；

S30：所述主动对接环和被动对接环通过其上的捕获装置实现柔性连接，完成捕获；

S40：所述控制驱动子系统获得捕获完成的信号，然后将所述离合器的离合力矩调整为第二档离合力矩；

S50：所述控制驱动子系统通过依据检测得到的直线驱动装置的位移变化，通过所述电机驱动所述伸缩机构进行伸缩，以达到所需姿态；

S60：拉近所述追踪航天器和目标航天器，实现精准定位；

S70：完成刚性连接和密封。

说明书

异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航天飞行器的对接系统，尤其涉及一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统及方法。

背景技术

[0002] 空间对接系统可以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。广泛应用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。例如：神舟十号飞船与天宫一号通过对接系统实现两者之间刚性连接，航天员通过对接通道从神舟飞船进入到天宫一号实验舱内。

[0003] 大部分的对接系统都有一个机械结构，包括锁、锁钩和其他的机构。一般情况下，实现两航天器的连接有两种方法：对接或停靠。对接操作出现的情况是，当主动飞行器(如神舟飞船)在自主机动控制下进入捕获包络范围，与目标飞行器对接系统接触碰撞(如天宫一号)。停靠操作出现的情况是，一个航天器(如空间站)上安装的外部的连接装置(如遥操作系统，即RMS)，连接到另一个航天器(如日本货运飞船)上，操纵其进入捕获范围，与空间站对接系统接触。对接和停靠操作需要两个航天器都有一个对接装置，从而将两个对接装置连接起来。

[0004] 下面的论述描述了在任何对接过程中的主要阶段。首先是接近段，主动飞行器运动到对接捕获初始条件范围内。对接捕获初始条件是预先定义的一个围绕对接装置的区域，在对接和停靠前必须导引飞行器进入该区域。第二是导向对准阶段，将两个航天器对接环相互导向并对准。这个阶段通常驱动两飞行器相互靠近，在对接操作时，迫使对接环利用被动导向实现对准，或者利用RMS视觉提示校准偏差实现重新对准。第三是捕获阶段，主要是相互靠近的两航天器通过捕获装置(如捕获锁)实现柔性连接。第四是缓冲阶段，两航天器之间相对运动能量和剩余的相对运动通过对接系统进行吸收和消耗。第五是拉近阶段，主动对接机构将两飞行器拉近，通过对接框面的导向销套实现精确对准。最后阶段是刚性连接阶段，当两飞行器的对接框面处于接近位置时，对接锁工作，完成刚性连接，为两对接面提供刚性连接力和密封力，实现对接通道的密封。

[0005] 我国神舟飞船对接系统为机电差动式对接系统，采用电机驱动机构的运动部分，而撞击能量的吸收依靠弹簧、电磁等形式的缓冲器。该对接系统能够根据不同位移方向动能的实际大小，被动的适应消耗各个方向的碰撞缓冲能量。但该对接系统非常复杂，仅差速器就有300多个传动齿轮，传动链中元件太多，系统惯性增加，降低了缓冲性能。同时重量、制造成本也大大增加。美国NASA提出了一种基于闭环力反馈控制的对接系统，采用数字控制系统进行闭环控制，此时捕获环的伸出、拉紧、校正和撞击能量的吸收依靠控制系统、滚珠丝杠、伺服电机、光电编码器、力和力矩传感器来自动完成。但该系统采用了高精度力传感器，对实时控制系统要求高且复杂，而且力传感器的漂移会对对接过程产生不利影响，甚至在缓冲过程中引起震荡。在专利ZL201210489374.5中，公开了一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的对接系统，它采用可逆向传动的直线驱动机构，按照预置的控制规律通过6根直线驱动装置的电机来实现缓冲阻尼力。该系统不需要高精度的力传感器参与，降低了系统复杂度，但该系统需要进行Stwart平台正解运算，存在运算量大等缺点。

发明内容

[0006] 为了克服以上提到的对接系统的缺陷，本发明提供了一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统包括安装在追踪航天器的主动对接装置和安装在目标航天器的被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环、以及若干直线驱动装置，所述直线驱动装置包括伸缩机构和电机，所述被动对接装置包括被动对接环；

[0007] 所述主动对接装置还包括控制驱动子系统，所述直线驱动装置还包括离合器；所述离合器未打滑时，实现电机与伸缩机构之间的传动，且依据作用于主动对接环对应位置作用力的逆向传动作用，对应的所述电机、离合器和伸缩装置相应的发生减速或加速；所述离合器打滑时，所述伸缩机构与电机之间无传动作用；

[0008] 所述控制驱动子系统将所述离合器在捕获完成前的离合力矩配置为第一档离合力矩，在捕获完成后的离合力矩配置为第二档离合力矩；所述第一档离合力矩小于第二档离合力矩；

[0009] 若作用于主动对接环对应位置的作用力逆向传动至对应所述离合器所产生的力矩，超出该离合器当下被配置的第一档离合力矩或第二档离合力矩时，所述离合器打滑，否则，不打滑。

[0010] 可选的，所述直线驱动装置还包括位移测量传感器，用以检测所述伸缩机构的伸缩位移并反馈至所述控制驱动子系统，在捕获后，所述控制驱动子系统依据所采集的伸缩位移驱动所述电机运作，进而调整所述主动对接环的姿态。

[0011] 可选的，所述电机为双向驱动电机。

[0012] 可选的，所述控制驱动子系统通过控制输入所述离合器的电压实现其离合力矩的配置。

[0013] 可选的，所述离合器采用磁粉离合器或电磁离合机构或替换为磁流变阻尼器或机电控制型装置。

[0014] 可选的，所述直线驱动装置还包括内伸缩筒、滚珠丝杆和丝杆螺母，所述滚珠丝杆一端固接于所述离合器，所述丝杆螺母套设于所述滚珠丝杆外侧，且通过所述滚珠丝杆的旋转实现沿所述滚珠丝杠的直线滑动，所述丝杆螺母与所述内伸缩筒固定连接，所述内伸缩筒的一端利用球铰或铰链组与所述主动对接环连接。

[0015] 本发明还提供了一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接方法，采用了本发明提供的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统；包括如下步骤：

[0016] S10：所述控制驱动子系统对所述离合器供电，使其实现电机与伸缩机构之间的传动，控制所述电机将主动对接环推出至对接位置，然后将所述离合器的离合力矩调整为第一档离合力矩，等待对接；

[0017] S20：追踪航天器运动到对接捕获初始条件范围内，主动对接装置与被动对接装置相互接触，所述主动对接环在相互作用力下发生偏转，所述控制驱动子系统依据检测得到的直线驱动装置的位移变化通过所述电机控制相应伸缩机构伸出，从而将所述主动对接环做相应动作，以实现导向和对准；

[0018] S30：所述主动对接环和被动对接环通过其上的捕获装置实现柔性连接，完成捕获；

[0019] S40：所述控制驱动子系统获得捕获完成的信号，然后将所述离合器的离合力矩调整为第二档离合力矩；

[0020] S50：所述控制驱动子系统通过依据检测得到的直线驱动装置的位移变化，通过所述电机驱动所述伸缩机构进行伸缩，以达到所需姿态；

[0021] S60：拉近所述追踪航天器和目标航天器，实现精准定位；

[0022] S70：完成刚性连接和密封。

[0023] 本发明所提供的对接系统与方法，既不需要力传感器参与控制，还能够在控制系统中避免Stwart平台正解运算及实时反馈控制。

[0024] 利用本发明，不但有效的缓冲对接过程中碰撞载荷，还可以通过在轨改变离合器的离合力矩及电机的运转速率实现与不同对接质量目标的对接与分离，并还可以实现与现有载人航天器之间的对接。且其构型简单、工作可靠、质量轻，并具有经济性和通用性。

附图说明

[0025] 图1是本发明一实施例中主动对接装置的示意图；

[0026] 图2是本发明一实施例中直线驱动装置的剖视图；

[0027] 图3是本发明一实施例中电机向丝杠伸出方向转动时直线驱动装置的运动速度与输出力曲线；

[0028] 图4是本发明一实施例中电机向丝杠收回方向转动时直线驱动装置的运动速度与输出力曲线；

[0029] 图5是本发明一实施例中对接示意图；

[0030] 图6是本发明一实施例中被动对接装置的示意图；

[0031] 图中：1-主动对接装置、2-对接导向板、3-主动对接环、4-电磁铁、5-电磁接触盘、6-直线驱动装置、7-密封圈、8-支撑结构、9-对接框体、10-对接锁系、11-热控衬板；12-外筒；13-内伸缩筒；14-滚珠丝杆；15-轴承滚珠；16-丝杆螺母；17-光电编码器；18-电机；19-铰链；20-离合器；21-被动对接装置。

具体实施方式

[0032] 以下将结合图1至图6对本发明提供的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统及方法进行详细的描述，其为本发明可选的实施例，可以认为，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。

[0033] 请参考图1至图6，本发明提供了一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统，包括安装在追踪航天器的主动对接装，1和安装在目标航天器的被动对接装置21，所述主动对接装置1包括主动对接环3、以及若干直线驱动装置6，所述直线驱动装置6包括伸缩机构和电机18，所述被动对接装置21包括被动对接环；在专利ZL201210489374.5中，已对主动对接环、直线驱动装置、伸缩机构等有所描述，本发明可选其中的具体方案来实现。

[0034] 所述主动对接装置1还包括控制驱动子系统(图未示)，所述直线驱动装置还包括离合器20；所述离合器20未打滑时，实现电机18与伸缩机构之间的传动，且依据作用于主动对接环3对应位置作用力的逆向传动作用，对应的所述电机18、离合器20和伸缩装置相应的发生减速或加速；所述离合器打滑时，所述伸缩机构与电机18之间无传动作用；

[0035] 所述控制驱动子系统将所述离合器20在捕获完成前的离合力矩配置为第一档离合力矩，在捕获完成后的离合力矩配置为第二档离合力矩；所述第一档离合力矩小于第二档离合力矩；

[0036] 若作用于主动对接环3对应位置的作用力逆向传动至对应所述离合器20所产生的力矩，超出该离合器20当下被配置的第一档离合力矩或第二档离合力矩时，所述离合器打滑，否则，不打滑。

[0037] 本发明大多数实施例中，所述主动对接机构1进一步包括：主动对接环3、捕获装置、对接框体9、直线驱动装置6、刚性连接装置和控制驱动子系统。被动对接机构安装在目标飞行器上，被动对接机构的构成在主动对接机构的基础上简化，保留对接环、刚性连接装置和控制设备等。

[0038] 在图1示意的实施例中，主动对接装置1包括1个主动对接环3、1个或多个电磁铁4、1个或多个电磁接触盘5、多个直线驱动装置6、3个对接导向板2、对接框体9、对接锁系10(未显示)和1个控制驱动子系统22(未显示)等。主动对接环3有一个环形的上表面，电磁铁4和电磁接触盘5安装于主动对接环3的上表面。每个导向板2也安装在对接环3表面上。对接锁系10安装于对接框体9外部法兰上，并处于热控衬板11包覆内部。对接锁系10可采用现有的神舟八号对接机构所用的对接锁系，与密封圈7一同用于实现最后的刚性连接及密封。其中：

[0039] 主动对接环3：用于该追踪航天器和所述目标航天器的对接环的导向对准；

[0040] 捕获装置：用于相互靠近的航天器实现柔性连接；所述捕获装置为安装在对接环上的电磁吸合盘。或者，所述捕获装置采用对接环三个导向板上的捕获装置来实现捕获。

[0041] 刚性连接装置：用于两航天器刚性连接和对接通道的形成。

[0042] 所述捕获装置为安装在对接环上的电磁吸合盘。或者，所述捕获装置采用对接环三个导向板上的捕获装置来实现捕获。

[0043] 进一步具体来说，有关若干个直线驱动装置6：

[0044] 每个直线驱动装置6的一端活动连接于主动对接环3，其另外一端活动连接于对接框体9，其若干个直线驱动装置进一步至少包括伸缩机构、光电编码器、离合器和电机，当离合器未打滑时，伸缩机构与电机同步连动，每个直线驱动装置通过各自的光电编码器测量其长度信息；

[0045] 在本发明可选的实施例中，所述直线驱动装置还包括位移测量传感器，用以检测所述伸缩机构的伸缩位移并反馈至所述控制驱动子系统，在捕获后，所述控制驱动子系统依据所采集的伸缩位移驱动所述电机运作，进而调整所述主动对接环的姿态。该位移测量传感器可选为上文提到的光电编码器。进一步，光电编码器可以选择旋转式或直线式方案，在精度满足要求的前提下，也可选用其他类型位移测量传感器代替，如电位计传感器等。

[0046] 在本发明一可选的实施例中，请参考图2，所述直线驱动装置6还包括内伸缩筒13、丝杆14和丝杆螺母16，所述丝杆14一端固接于所述离合器20，所述丝杆螺母16套设于所述丝杆14外侧，且通过所述丝杆14的旋转实现沿所述滚珠丝杠14的直线滑动，所述丝杆螺母16与所述内伸缩筒13固定连接，所述内伸缩筒13的一端利用球铰或铰链组与所述主动对接环3连接。

[0047] 进一步来说，当离合器不打滑时，滚珠丝杠14与电机18同步转动，滚珠丝杠14与内伸缩筒13呈同轴延伸。所述丝杆14与丝杠螺母16之间设有丝杆轴承，丝杆轴承具有多个轴承滚珠，并位于滚珠丝杠14和丝杠螺母16上的螺旋状凹槽内，而内伸缩筒13与外筒12之间的转动通过限位块(图未示)进行限制，当滚珠丝杠14转动的时候，丝杠螺母14则在滚珠丝杠14的带动下，以丝杠为基准进行运动，同时，丝杠螺母14带动内伸缩筒13以外筒12为基准做直线伸缩运动，而内伸缩筒13相对外筒12的运动方向取决于丝杠的旋转方向。

[0048] 所述直线驱动装置优选为6个或8个。

[0049] 进一步具体拉说，直线驱动装置6的一端利用球铰或铰链组与对接环3连接，而其另外一端也采用球铰或铰链的方式与对接框体9相连，在本实施例中，总共采用了6个直线驱动装置6，形成一个六杆的Stewart平台。当然，直线驱动装置6也可以选择8个或其他数量，直线驱动装置与对接框体也可以采用其他连接方式，如神舟飞船对接机构丝杠与框体的连接。

[0050] 图2是直线驱动装置的剖视图。直线驱动装置6由外筒12、内伸缩筒13、光电编码器17、磁粉离合器20和电机18等构成，本实施例直线驱动装置6采用的是传统滚珠丝杠类型。
离合器20的输出输入轴分别与滚珠丝杠14、电机18相连，当离合器20不打滑时，滚珠丝杠14与电机18可同步转动，电机18采用的是双向驱动电机。当然，此处的传动原理不局限于本实施例，在离合器20与电机18之间可以串入一个减速装置；或者在滚珠丝杠14与离合器20之间可以串人一个减速装置；也可以采用行星差速装置分别与丝杠、离合器和电机相连，其中，该行星差速装置的1个输出端与丝杠相连，该行星差速装置的2个输入端分别与电机、离合器(此时作为制动器使用)相连。

[0051] 在本实施例中，丝杠14与内伸缩筒13呈同轴延伸。滚珠驱动机构一般具有多个轴承滚珠15，它们位于丝杠14和丝杠螺母16上的螺旋状凹槽内，而通过内伸缩筒13与外筒12之间的转动通过限位块进行限制，当丝杠14转动的时候，丝杠螺母16则在丝杠14的带动下，以丝杠14为基准进行运动，同时，丝杠螺母16带动内伸缩筒13以外筒12为基准做直线伸缩运动，而内伸缩筒13相对外筒12的运动方向取决于丝杠14的旋转方向。

[0052] 通过合理设计滚珠丝杠14的导程，直线驱动装置6的滚珠丝杠14具有很好的运动流畅性，可以实现正向传动和逆向传动。即，可以通过电机18的转动将运动输出带动丝杠14的伸缩，也可以在直线驱动装置6的两端固定铰链19施加轴向运动，通过滚珠丝杠14反向带动电机18转动。

[0053] 结合前文实施例提到的光电编码器17，也可以理解为用来测量外筒12、内伸缩筒13的相对位置以及直线驱动装置6的运动行程。

[0054] 在本发明可选的实施例中，在离合器20与滚珠丝杠14或离合器20与电机18之间设置一个行星减速机构，或者采用行星差速装置将滚珠丝杠14、离合器和电机相连，其中，该行星差速装置的1个输出端与丝杠相连，该行星差速装置的2个输入端分别与电机、离合器(此时作为制动器使用)相连。

[0055] 有关控制驱动子系统：

[0056] 在对接前，控制驱动子系统控制离合器产生离合力矩，所述两航天器的对接环在初始条件下发生机械接触后，控制驱动子系统驱动电机将对接环向前伸出，追踪航天器的主动对接环上受到对接力作用，并通过直线驱动装置作用于离合器和电机上。在对接力作用下，所述的直线驱动装置电机运动会出现减速或加速现象。当对接力超出离合器力矩时，该离合器打滑，所述的主动对接环被动的产生位置和姿态偏差。当控制驱动子系统判断两航天器对接环贴合并实现捕获后，控制驱动子系统根据捕获信号调节离合器的离合力矩，控制驱动子系统的采集器通过采集到该些光电编码器中的信号，计算出直线驱动装置的长度，并控制电机将所有的直线驱动装置运动到预先指定的长度位置，以此来实现对接环的缓冲和校正。

[0057] 主动对接机构与被动对接机构在规定的初始条件下接触碰撞，主动对接机构对接环主动向前推出。在推出过程中，直线驱动装置的伸出速度与其受到的阻力成反此，当一个直线驱动装置受到阻力(此时为压入力)时，它将减缓伸出速度(或者说是“无负载”伸出速度)，反之，在驱动力作用下则会加速伸出。但当拉出力或压入力超出限定值时，直线驱动装置的离合器发生打滑，由此主动对接机构的对接环被动产生位置和姿态偏差，适应两对接机构的相对偏差；当进入缓冲阶段时，主动对接机构的控制驱动系统切换或调整6根直线驱动装置(在本实例中都采用6根为例，但并非局限于6根)的离合器的离合力矩，以此来改变对接环缓冲阻尼特性。在缓冲阶段，对接环的6根直线驱动装置都运动到相同预定长度(此时，有的直线驱动装置为伸出运动，有的是收回运动)，通过直线驱动装置提供的缓冲阻尼力，把对接载荷限制至规定范围的同时，阻止两个对接航天器的相对运动，以此来实现缓冲以及对接环姿态校正。最后，将两个航天器校正，以便实现最终刚性连接和形成对接通道。主动对接机构与被动对接机构之间的捕获可以通过安装在对接环上的电磁吸合盘实现，也可以通过对接环三个导向板上的捕获装置实现捕获。两对接机构的刚性连接和对接通道的形成可以通过带驱动机构的对接锁实现。

[0058] 在对接装置的捕获和缓冲阶段，根据控制要求，电机18提供一定的阻尼转矩，用于抵消直线驱动装置6两端轴向作用力，这样直线驱动装置6可以作为阻尼器来使用。在对接环3推出和拉回阶段，通过电机18的转动可以实现直线驱动装置6的伸长或缩短，以此来动态调整对接环3的位置和姿态。

[0059] 本发明还提供了一种异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接方法，采用了本发明提供的异体同构、缓冲阻尼半主动控制对接系统；包括如下步骤：

[0060] S10：所述控制驱动子系统对所述离合器供电，使其实现电机与伸缩机构之间的传动，控制所述电机将主动对接环推出至对接位置，然后将所述离合器的离合力矩调整为第一档离合力矩，等待对接；

[0061] 换个角度描述，可以理解为：对接环解除锁定状态，从收拢状态推出到准备对接位置，控制驱动系统通过对离合器供电，实现一定离合力矩，根据对接环预定位置，控制驱动系统驱动电机将直线驱动装置推出；对接环运动到位后停止动作，此时，根据对接目标特性，控制驱动系统将离合器离合力矩调整为捕获模式(一般情况，该模式下离合力矩较小)，等待对接；

[0062] S20：追踪航天器运动到对接捕获初始条件范围内，主动对接装置与被动对接装置相互接触，所述主动对接环在相互作用力下发生偏转，所述控制驱动子系统依据检测得到的直线驱动装置的位移变化，通过所述电机控制相应伸缩机构伸出，从而将所述主动对接环做相应动作，以实现导向和对准；当然，这里指的是电机控制伸缩机构伸出，但依据外力作用，伸缩机构未必一定完成伸出动作，但本方案旨在阐述电机的作用方式为控制伸缩机构伸出。

[0063] 也可以描述为：追踪飞行器运动到对接捕获初始条件范围内，进入对接装置的导向对准阶段，两个航天器导向板相互接触，在相互作用力下，主动对接装置的对接环发生偏转。当检测到直线驱动装置位移变化信号时，控制驱动系统对电机供电，通过直线驱动装置将对接环推出，由此实现导向并对准；

[0064] S30：所述主动对接环和被动对接环通过其上的捕获装置实现柔性连接，完成捕获；

[0065] S40：所述控制驱动子系统获得捕获完成的信号，然后将所述离合器的离合力矩调整为第二档离合力矩；

[0066] 以上两个步骤也可描述为对接装置的捕获是相互靠近的两对接装置通过电磁捕获或机械式捕获(如神舟飞船对接机构捕获方式)，实现柔性连接，之后对接环上的捕获传感装置触发，并给出捕获信号；

[0067] S50：所述控制驱动子系统通过依据检测得到的直线驱动装置的位移变化，通过所述电机驱动所述伸缩机构进行伸缩，以达到所需姿态；

[0068] 进一步来说，可描述为：当检测到捕获信号后，控制驱动系统将离合器离合力矩调整为缓冲模式(该模式下离合力矩较大)，同时，控制驱动系统根据采集到的该些光电编码器信号，计算出直线驱动装置上的位置，驱动每个直线驱动装置向预定位置运动。在这个过程中，直线驱动装置可能会出现离合器打滑、电机运动加速或减速等工作状态。通过对接环提供的反力，两航天器之间相对运动能量和剩余的相对运动被吸收和消耗；最后，当每个直线驱动装置运动到具有相同长度时，该缓冲过程结束，并实现了对接环姿态的校正；

[0069] S60：拉近所述追踪航天器和目标航天器，实现精准定位；进一步来说，追踪飞行器的主动对接装置将两飞行器拉近通过对接框体上表面的导向销套实现精确对准；

[0070] S70：完成刚性连接和密封。进一步来说，当两飞行器的对接框体处于接近位置时，对接锁系工作，完成刚性连接，为两对接面提供刚性连接力和密封力，实现对接通道的密封。

[0071] 下面对本发明的缓冲阻尼半主动控制的工作原理和工作过程进行描述。

[0072] 在准备对接时，主动对接环3处于伸出状态。控制驱动子系统按照预定程序对直线驱动装置6的磁粉离合器20供电，该供电的直流电压Vi与离合器的打滑力矩Mi之间关系表达式如下：

[0073] Mi＝kVi

[0074] 式中，i表示直线驱动装置6编号；Vi表示第i个磁粉离合器20的供电电压；k为系数，与磁粉离合器20具体设计参数相关。

[0075] 当两个对接机构对接过程中，发生机械接触时，主动对接机构的主动对接环3受到对接力作用，并作用于直线驱动装置6上，直线驱动装置6受到轴向力后，将作用力通过丝杠14传递到离合器20和电机18上。当对接力超出了离合器20的打滑力矩后，所述的直线驱动装置6会出现伸出或回缩动作。应该指出的是，此时电机18未供电，具有一定的自锁功能；如果该电机18不具备自锁功能，则对接力传递到电机18上，使其出现反向转动，而离合器20可能不会出现打滑，但并不影响直线驱动装置6的伸出或回缩动作。

[0076] 该些直线驱动装置6通过各自的光电编码器17测量其位置信息Si(i表示每个光电编码器17的编号)，控制驱动子系统采集每个光电编码器17的信号，并转换为直线驱动装置6的长度Ls(s表示每个直线驱动装置6的编号)。比如，每一个光电编码器的编号对应一个长度，此时获得对应的编号就可以其长度信息。

[0077] 根据直线驱动装置6长度信息，控制驱动子系统判断两对接机构的对接环是否接触。当判断为接触后，控制驱动子系统对每个直线驱动装置6的电机进行供电，控制每个直线驱动装置6向前伸出。在推出过程中，直线驱动装置6的伸出速度与其受到的阻力成反此，当一个直线驱动装置6受到阻力(此时为压入力)时，它将减缓伸出速度(或者说是“无负载”伸出速度)，反之，在驱动力作用下则会加速伸出。但当拉出力或压入力超出离合器20的打滑限定值时，直线驱动装置6的离合器20发生打滑，由此主动对接机构的主动对接环3被动的产生位置和姿态偏差，适应两对接机构的相对偏差。应该指出的是，也可以采用其他类型的阻尼机构(如电磁离合机构、磁流变阻尼器或机电控制型装置等)代替磁粉离合器，根据类型的不同，该阻尼机构的阻力矩不仅与保持力矩有关，还会与滑差转速有一定的函数关系。

[0078] 当控制驱动子系统判断两航天器对接环贴合并实现捕获后，控制驱动子系统将离合器20和电机18的工作状态从捕获模式调整为缓冲模式。控制驱动子系统提高离合器20的供电电压，以此来提高离合器20的打滑力矩，从而达到增加对接环缓冲能力的目的。该打滑力矩的具体设计值与对接初始条件及航天器目标有关，可以通过地面预置或对接前飞控注入来实现。控制驱动系统根据该些光电编码器17中的信号，计算出直线驱动装置的长度Ls，并控制电机18将所有的直线驱动装置6运动到预先指定的长度位置Lu，以此来实现对接环的缓冲和校正。

[0079] 在进入缓冲阶段后，主动对接环3的6根直线驱动装置都运动到相同预定长度Lu，此时，每个直线驱动装置6的长度Ls或大于Lu，或小于Lu，根据该些信息，控制驱动子系统控制电机18的转向，由此，将所有直线驱动装置运动到Lu长度，实现缓冲及对接环3的姿态校正。进一步，也可以根据直线驱动装置6的长度Ls信息对电机18的转向及转速等进行闭环控制，根据电机18的控制规律的不同，主动对接机构对接环3的姿态出现反复震荡次数也会有所差异。

[0080] 为清楚表达直线驱动装置6载荷特性，图3和图4分别为电机18向丝杠14伸出或收回方向转动时直线驱动装置6的运动速度与负载力关系曲线。在图3和图4中，直线驱动装置6运动速度坐标轴的正值代表伸出运动(即长度增加)，负值为收回运动(即长度缩短)。直线驱动装置6负载力坐标轴的正值代表受到压入载荷作用(输出为推出力)，负值代表受到拉出载荷(输出为拉回力)。图3为电机18转动方向与直线驱动装置6伸长方向一致，随着外部负载压力逐渐变大时，电机18的转动速度逐渐降低。当外部负载压力达到Fe1时，此时磁粉离合器发生打滑，其打滑力矩为Mi(即前文提到的离合力矩)，此时，直线驱动装置6负载力Fe1与Mi对应关系为：

[0081] Fe1＝ηMi

[0082] 其中，η表示载荷传递系数，与传动此有关。

[0083] 随着外部负载压力变小，电机18的转速逐渐变快，直线驱动装置6伸出速度也变快，当负载接近0时，其电机18转速接近空载转速。当负载由压力转变为拉力后，电机18转速逐渐高于空载转速，当拉力负载达到离合器20打滑极限时，此时拉力载荷为Fe2，直线驱动装置6伸出速度也达到一个极限值Ve2。此时，Fe2也与离合器20的打滑力矩有上述数学关系，Fe1和Fe2的值可以相同，也可以不同，主要与控制驱动子系统对离合器20的控制策略有关。同样，图4的曲线也为类似原理。

[0084] 控制驱动子系统可在不同的对接阶段对离合器20的离合力矩参数及电机运动参数进行调节或切换，也可以根据航天器对接目标及对接初始条件通过地面预置或在轨注入方式进行改变(如，电机18的运动速度)，以此来调整缓冲阻尼性能。

[0085] 为保证对接捕获过程中两飞行器的主动对接环3相互接近，这要求对接装置1的对接环需要自动适应初始偏差，在适应偏差过程中尽量减少能量消耗和减小对接力，这要求对接装置的缓冲系统刚度阻尼小。在捕获前，将主动对接环3的阻尼器的打滑力矩设置为较小的水平，设置对接环的推出速度与对接初始条件及目标相匹配，这样，捕获阶段的缓冲系统具有“软”的特性，还能够主动适应偏差。当捕获信号给出后，在主动对接环3规定的运动行程内，缓冲系统需要具有足够的阻尼来缓冲相对运动，将主动对接环3的阻尼器的打滑力矩设置为较大的水平，此时缓冲系统具有与捕获阶段不同的相对“硬”的特性。这些特性都可以通过控制驱动子系统调整工作模式来实现。

[0086] 另外，在对接操作中，对接飞行器的特性参数(如质量特性、对接初始条件)不同，会对对接机构缓冲阻尼特性(即上述的离合器力矩等)的要求也会存在差异。在主动对接装置1的实例中，控制驱动子系统参数具有可配置的功能，仅需简单参数注入即可实现缓冲阻尼特性的调整。因此，通过参数配置来确保主动对接装置1可以适应特定的飞行器特性(如质量、质心偏移，飞行器的对接接近速度和角速度)。因此，本发明的对接装置具备很宽对接适应性和对接能力。

[0087] 下面对本发明的对接工作状态和过程进行描述。

[0088] 首先，主动对接机构的主动对接环3从收拢状态推出到准备对接位置(即伸出状态)。主动对接机构的主动对接环3解除锁定状态(该锁定用于克服航天器发射载荷环境)，控制驱动子系统对磁粉离合器20加电(可按照捕获模式加电)，根据对接环3预定位置，控制驱动子系统驱动直线驱动装置6推出。

[0089] 第二，主动飞行器运动到对接捕获初始条件范围内。对接捕获初始条件是预先定义的一个围绕对接装置的区域。

[0090] 第三，对接装置1的导向对准阶段。两个航天器导向板2相互接触，在相互作用力下，主动对接装置1的主动对接环3偏转，此时，主动对接装置1的控制驱动子系统控制磁粉离合器20和电机18进入捕获工作模式。此时对接装置1的缓冲系统具有“软”特性。由此，实现对接的导向及对准。

[0091] 第四，主动对接装置1的捕获。主要是相互靠近的主动对接装置1与被动对接装置21通过电磁铁4与电磁吸合盘5之间吸合到一起(或采用机械捕获锁实现锁合)，实现柔性连接。之后对接环3上的捕获传感装置触发，并给出捕获信号。

[0092] 第五，缓冲阶段，两航天器之间相对运动能量和剩余的相对运动通过主动对接环3提供的反力进行吸收和消耗。此时，主动对接装置1的控制驱动子系统控制磁粉离合器20和电机18进入缓冲工作模式。此时对接装置1的缓冲系统具有“硬”特性。

[0093] 第六，拉近阶段，追踪飞行器的主动对接装置1将两飞行器拉近，通过对接框体9上表面的导向销套实现精确对准。

[0094] 最后阶段是刚性连接阶段，当两飞行器的对接框体9处于接近位置时，对接锁系工作，完成刚性连接，为两对接面提供刚性连接力和密封力，实现对接通道的密封。这部分的工作原理与神舟八号对接机构是相同的。

[0095] 综上所述，本发明所提供的对接系统与方法，既不需要力传感器参与控制，还能够在控制系统中避免Stwart平台正解运算及实时反馈控制。

[0096] 利用本发明，不但有效的缓冲对接过程中碰撞载荷，还可以通过在轨改变离合器的离合力矩及电机的运转速率实现与不同对接质量目标的对接与分离，并还可以实现与现有载人航天器之间的对接。且其构型简单、工作可靠、质量轻，并具有经济性和通用性。