CN102923318A - 异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接系统，两航天器的对接机构在规定的初始条件下接触产生相互作用，主动飞行器的对接机构对接环产生位置和姿态偏差，适应两对接机构的相对偏差；主动对接机构通过测量与对接环相连的6根直线驱动机构的位移，计算出对接环运动速度和位姿。根据预置的控制规律，确定主动对接机构对接环所需要的缓冲阻尼数据。通过安装在6根直线驱动装置上的电机，产生反作用力，直接驱动直线驱动装置进行对接过程的捕获和缓冲。本发明可将对接过程中碰撞载荷控制在很小的范围内，实现弱撞击对接，还可以通过改变控制规律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。

Description

异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接系统

技术领域

本发明涉及航天飞行器装置，涉及空间对接装置，特别是本发明涉及到用于两个航天器的具有刚度阻尼闭环反馈控制、弱撞击对接系统。 

背景技术

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：神舟九号与天宫一号通过对接系统实现两者之间的对接，神舟九号的航天员通过对接通道进入到天宫一号实验舱内。 

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。 

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，将两个航天器柔性捕获环相互导向并对准。这个阶段通常驱动两飞行器相互靠近，在对接操作时，迫使捕获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。 

已有的机械式的对接系统在对接与捕获过程中需要较大的力和相对速度，很难应用于小质量飞行器的对接；对接时产生的较大碰撞力可能会对飞行器或力敏感设备造成破坏，同时，破坏零重力环境，对重力敏感试验造成影响，如晶体生长试验。美国NASA提出了一种基于闭环力反馈控制的对接系统，可以实现弱撞击对接，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。因此，需要开发出一种对接系统，既能够减小或消除传统对接系统引起的潜在结构破坏和振动，又具有可靠的测量反馈控制系统。 

然而，目前没有发现类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。 

发明内容

本发明旨在提供一种自适应对接环运动速度和位姿来调整对接环的捕获和缓冲力的异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接系统。 

本系统的一种实例还包括：主动对接机构安装在追踪航天器上，被动对接机构安装在目标航天器上，所述主动对接机构进一步包括：主动对接环、捕获装置、对接框体、直线驱动装置、刚性连接装置和闭环反馈控制系统，其中， 

主动对接环：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； 

捕获装置：用于相互靠近的航天器实现柔性连接； 

若干个直线驱动装置：每个直线驱动装置的一端活动连接于对接环，其另外一端活动连接于对接框体，其若干个直线驱动装置进一步至少包括伸缩机构、光电编码器和电机，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； 

闭环反馈控制系统：所述对接环在初始条件下接触产生相互作用，追踪航天器的对接环上产生位置和姿态偏差，闭环反馈控制系统的采集器通过采集到该些光电编码器中的信号，计算出直线驱动机构的长度，后计算出对接环位姿和运动速度，以确定主动对接环所需要的缓冲阻尼数据，再通过安装在直线驱动机构上的电机产生相应反作用力，以驱动对接环进行捕获和缓冲； 

刚性连接装置：用于两航天器刚性连接和对接通道的形成。 

较佳地，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。 

另外，伸缩机构进一步包括内伸缩筒和滚珠丝杠，滚珠丝杠与电机的输出输相连，并且，滚珠丝杠与电动同步转动，丝杠与内伸缩筒呈同轴延伸。若干个直线驱动装置还包括滚珠驱动机构，其具有多个轴承滚珠，并位于丝杠和丝杠螺母上的螺旋状凹槽内，而内伸缩筒与外筒之间的转动通过限位块进行限制，当丝杠转动的时候，丝杠螺母则在丝杠的带动下，以丝杠为基准进行运动，同时，丝杠螺母带动内伸缩筒以外筒为基准做直线伸缩运动，而内伸缩筒相对外筒的运动方向取决于丝杠的旋转方向。 

较佳地，电机为双向驱动电机，或者，电机为两个，并在丝杠与电机这间设置一个行星减速机构。 

其中，闭环反馈控制系统还包括： 

微分器模块：用于接收采集器根据各个光电编码器的信号转换出来对应直线驱动机构的长度信息，生成每个直线驱动机构的运动速度； 

对接环位姿处理模块：用于接收直线驱动机构的长度和速度信号，计算对接环质心C的位置、姿态和速率，并生成表示这些位置、姿态和速率的各种输出信号，并将这些信号传送给等效阻尼运算模块； 

等效阻尼运算模块：连接对接环位姿处理模块，用于根据预置的缓冲控制率来计算对接环所需要的6个力和力矩（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）； 

反解模块：用于进行矩阵运算，求解对接环的阻力和阻力矩，转化为该些个直线驱动机构的轴向力； 

供电解算模块：根据该些个直线驱动机构的轴向力，计算输出每个电机所 需的供电电压和电流。 

较佳地，所述直线驱动装置为6个或8个。 

一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接方法，包括以下步骤： 

第一，对接环从收拢状态推出到准备对接位置，根据对接环预定位置，闭环控制系统和控制器按照轨迹算法驱动直线驱动机构推出； 

第二，主动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偏转并实现导向并对准； 

第三，对接装置的捕获是相互靠近的两对接装置通过电磁铁与电磁吸合盘之间吸合到一起，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； 

第四，两航天器之间相对运动能量和剩余的相对运动通过对接环提供的反力进行吸收和消耗；对接环在初始条件下接触产生相互作用，追踪航天器的对接环上产生位置和姿态偏差，闭环反馈控制系统的采集器通过采集到该些光电编码器中的信号，计算出直线驱动机构上的位置，后计算出对接环运动速度和位置，以确定主动对接环所需要的缓冲阻尼数据，再通过安装在直线驱动机构上的电机产生相应反作用力，以驱动对接环进行捕获和缓冲； 

第五，主动飞行器的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； 

第六，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。 

第四步骤还包括： 

接收采集器根据各个光电编码器的信号转换出来对应直线驱动机构的长度信息，生成每个直线驱动机构的运动速度； 

接收直线驱动机构的长度和速度信号，计算对接环质心C的位置、姿态和速率，并生成表示这些位置、姿态和速率的各种输出信号，并将这些信号传送 给等效阻尼运算模块； 

根据预置的缓冲控制率来计算对接环所需要的6个力和力矩（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）； 

进行矩阵运算，求解对接环的阻力和阻力矩，转化为该些个直线驱动机构的轴向力； 

该些个直线驱动机构的轴向力，计算输出每个电机所需的供电电压和电流； 

控制器利用D/A电路将转换为模拟信号，采用驱动电路对电机的输出进行控制。 

结合附图，根据下文的通过示例说明本发明主旨的描述可清楚本发明的其他方面和优点。 

利用本发明，不但将对接过程中碰撞载荷控制在很小的范围内，实现弱撞击对接，减小对失重环境的破坏，还可以通过改变控制规律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，并具有通用性。 

附图说明

结合附图，通过下文的述详细说明，可更清楚地理解本发明的上述及其他特征和优点，其中： 

图1是本发明异体同构闭环反馈控制的弱撞击对接系统中主动部分结构示意图； 

图中：1－对接装置、2－对接导向板、3－对接环、4－电磁铁、5－电磁接触盘、6－直线驱动机构、7－密封圈、8－支撑结构、9－对接框体、10－对接锁系、11－热控衬板； 

图2是直线驱动机构的剖视图； 

图3是缓冲系统闭环反馈控制工作原理图； 

图4是对接环θ方向的等效刚度特性曲线； 

图5为本发明异体同构闭环反馈控制的弱撞击对接系统原理图。 

具体实施方式

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。 

本发明提供一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的对接系统，该系统由2个对接装置1构成（请参阅图5）。主动对接机构安装在追踪飞行器上，主动对接机构包括主动对接环、捕获装置、直线驱动装置、刚性连接装置和闭环反馈控制系统等。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。 

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产生位置和姿态偏差，适应两对接机构的相对偏差；主动对接机构通过测量与对接环相连的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）位移，计算出对接环运动速度和位姿。根据预置的控制规律，确定主动对接机构对接环所需要的缓冲阻尼数据。通过安装在6根直线驱动装置上的电机，产生反作用力，直接驱动直线驱动装置进行对接过程的捕获和缓冲。通过直线驱动装置提供的反向作用力，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，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。 

实施例 

图1是本发明的对接装置1首选实施例的示意图。对接装置1由1个对接环3、1个或多个电磁铁4、1个或多个电磁接触盘5、多个直线驱动机构6、3个对准导向板2、对接框体9、对接锁系10（未显示）和1个主动的闭环反馈控制系统21（未显示）等组成。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。 

直线驱动机构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个直线驱动机构6，形成一个六杆的Stewart平台。当然，直线驱动机构6也可以选择8个或其他数量。 

图2是直线驱动机构的剖视图。直线驱动机构6由外筒12、内伸缩筒13、光电编码器17和电机18等构成，本实施例直线驱动机构6采用的是传统滚珠丝杠类型。滚珠丝杠14与电机18的输出轴相连，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。电机18的输出轴与滚珠丝杠14是一体化设计，当然，此处的传动原理不局限于本实施例，也可以采用2个电机驱动，并在丝杠14与电机18之间加入一个行星减速机构。 

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。 

通过合理设计滚珠丝杠14的导程，直线驱动机构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，也可以在直线驱动机构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。 

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，用于抵消直线驱动机构6两端轴向作用力，这样直线驱动机构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 驱动机构6的伸长或缩短，以此来动态调整对接环3的位置和姿态。 

直线驱动机构6中设置一个光电编码器17，用来测量外筒12、内伸缩筒13的相对位置以及直线驱动机构6的运动行程。 

控制器20（未显示）与电机18和闭环控制系统21相连，闭环控制系统21和控制器20都安装在对接装置1对接框体9下部支撑结构8空间内。根据使用需求，也可以安装到飞船舱体内部。 

在首选的实例中，为了节约空间和重量，一个单独的控制器20控制所有的电机7。在没有牺牲本发明优点的情况下，也可以选择使用两个或更多的控制器20，这样控制器20具有冗余备份功能。 

下面对本发明的闭环反馈控制的工作原理和工作过程进行描述。 

图3是缓冲系统闭环反馈控制工作原理图。在捕获和缓冲阶段，对接环3处于伸出状态。对接时，每个直线驱动机构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），闭环控制系统21的采集模块22采集每个光电编码器17的信号，并转换为直线驱动机构6的长度Ls（s表示每个直线驱动机构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。将实时长度信息传递给微分器模块23，经微分器23运算后，对实时测试得到的长度测量值进行差分运算，得到运动速度值，并生成输出信号δs（s表示每个直线驱动机构6的编号）来表示直线驱动机构6的运动速度。对接环位姿处理模块24接收直线驱动机构6的长度Ls和速度δs信号，这样，对接环位姿处理模块24总共收到12个传输信号。对接环位姿处理模块24采用现有的成熟的stewart并联机构位姿正解和运动学正解算法计算对接环质心C的位置、姿态和速率，并生成表示这些位置、姿态和速率的各种输出信号，并将这些信号传送给等效阻尼运算模块25。等效阻尼运算模块25预先设置了缓冲控制率（即对接环等效刚度阻尼特性曲线），各方向的缓冲控制率为分段函数，可以表示为： 

$F_x=K_{\mathrm{xi}}x\left(t\right)+C_{\mathrm{xi}}\stackrel{\·}{x}\left(t\right)+f_{\mathrm{xi}},(i=\mathrm{1,2,3}...n_1)$

$F_y=K_{\mathrm{yi}}y\left(t\right)+C_{\mathrm{yi}}\stackrel{\·}{y}\left(t\right)+f_{\mathrm{yi}},(i=\mathrm{1,2,3}...n_2)$

$F_z=K_{\mathrm{zi}}z\left(t\right)+C_{\mathrm{zi}}\stackrel{\·}{z}\left(t\right)+f_{\mathrm{zi}},(\mathrm{1,2,3}...n_3)$

$M_z=K_{\mathrm{\θi}}\mathrm{\θ}\left(t\right)+C_{\mathrm{\θi}}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)+m_{\mathrm{\θi}},(i=\mathrm{1,2,3}...n_6)$

其中，F_x表示对接环3所需要的X方向上的力，为分段函数；x(t)表示对接环3在X方向的位移，表示对接环3在X方向的速度，均与时间t相关；x(t)、 

的取值分为n₁个区间段，当自变量x(t)、

取值属于第i区间段时，x(t)、

的系数分别为K_xi、C_xi，函数常数项为f_xi。同理，y(t)、z(t)、Ψ(t)、θ(t)分别表示Y、Z方向位移和绕X、Y、Z轴的转角；和表示相应的速度和角速度；F_y、F_z、M_x、M_y和M_z分别表示对接环3上力和力矩，其函数表达式与F_x类似，n₂~n₆表示各函数的分段数量。 

等效阻尼运算模块25根据控制率计算对接环3所需要的6个力和力矩（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）。控制率是对接环质心C在自由空间中的位置、姿态和速率的函数。图4是对接环θ方向的等效刚度特性曲线（此时角速度

为某一恒定值），图4中曲线箭头方向表示对接环的运动方向。对接环θ方向的等效阻尼系数为常数值，θ方向的阻尼力矩与角速度成正比。因此，对接环所需的阻力矩Mz与对接环所处的姿态角θ和角速度

有关，且为这两部分阻力矩的叠加。其他方向的特性曲线类似。当然，本实施例所示曲线也可以为其他类型曲线，这主要与对接任务需求有关。对接环的运动共有6个自由度，每个自由度都有一个控制率方程，在三维坐标中生成表示Fx、Fy、Fz和Mx、My、Mz力矩的6个控制信号，作为等效刚度阻尼运算模块25的输出。接着，反解模块26进行矩阵运算，求解对接环3的阻力和阻力矩，转化为6个直线驱动机构6的轴向力F1~F6。对接环上端面受到六维外力与6个直线驱动机构6所受轴向力F₁~F₆组成的向量的关系表达式为： 

[F_x F_y F_z M_x M_y M_z]T=[G]·[F₁ F₂ F₃ F₄ F₅ F₆]^T

其中，式中[G]为6×6矩阵，称为力雅克比矩阵。 

然后，供电解算模块27根据F₁~F₆计算输出每个电机18所需的供电电压和电流等。按照功率电机考虑，则有如下关系表达式： 

$V_i=V(F_i,{\stackrel{\·}{l}}_i)=F_i\mathrm{\η}+\mathrm{kn}\left({\stackrel{\·}{l}}_i\right)$

式中，i表示直线驱动机构6编号；V_i表示第i个电机18的供电电压；η为传递系数；

表示电机转速，且与直线驱动机构6的运动速度有关。 

之后，控制器20按照控制要求利用D/A电路将转换为模拟信号，采用驱动电路对电机18的输出进行控制。当然，电机18所产生的力矩是与对接环3所要维持的6个阻尼力（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）是成正比的。 

当然，本实施例中的所提到的各种处理模块22~27可以利用硬件运算电路或嵌入式软件来实现。 

闭环控制系统21的缓冲控制率参数在不同的对接阶段具有可调性，可根据对接环刚度阻尼需求对控制率进行设置，以此来调整缓冲系统的刚度阻尼参数。 

为保证对接捕获过程中两飞行器的对接环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，将对接环3的阻力设置为较小的水平，这样，捕获阶段的缓冲系统具有“软”的特性。当捕获信号给出后，在对接环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，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设置闭环控制系统21的缓冲控制率参数（即特性曲线）来实现。 

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（即上述的控制率）的要求也会存在差异。在对接装置1的实例中，闭环控制系统21参数具有可配置的功能。因此，通过参数配置来确保对接装置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。 

下面对本发明的对接工作状态和过程进行描述。 

首先，对接环3从收拢状态推出到准备对接位置（即伸出状态）。根据对接环3预定位置，闭环控制系统21和控制器20按照轨迹算法驱动直线驱动机构6推出。 

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。 

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的对接环3偏转并实现导向并对准。此时对接装置1的缓冲系统具有“软”特性。 

第四，对接装置1的捕获。主要是相互靠近的两对接装置1通过电磁铁4与电磁吸合盘5之间吸合到一起，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。 

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对接环3提供的反力进行吸收和消耗。 

第六，拉近阶段，主动飞行器的对接装置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。 

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。 

虽然本发明采用一个优选实施例进行说明，但是应当理解，这并不意味着本发明将局限于该实施例。相反，本发明将包括可以包含在由所附的权利要求书所限定的本发明的精神和范围内的所有替代，变更和等同方案。 

以上虽然描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。 

Claims (10)

1.一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接系统，其特征在于，主动对接机构安装在追踪航天器上，被动对接机构安装在目标航天器上，所述主动对接机构进一步包括：主动对接环、捕获装置、对接框体、直线驱动装置、刚性连接装置和闭环反馈控制系统，其中，

主动对接环：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；

捕获装置：用于相互靠近的航天器实现柔性连接；

若干个直线驱动装置：每个直线驱动装置的一端活动连接于对接环，其另外一端活动连接于对接框体，其若干个直线驱动装置进一步至少包括伸缩机构、光电编码器和电机，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位置信息；

闭环反馈控制系统：所述对接环在初始条件下接触产生相互作用，追踪航天器的对接环上产生位置和姿态偏差，闭环反馈控制系统的采集器通过采集到该些光电编码器中的信号，计算出直线驱动机构的长度，后计算出对接环位姿和运动速度，以确定主动对接环所需要的缓冲阻尼数据，再通过安装在直线驱动机构上的电机产生相应反作用力，以驱动对接环进行捕获和缓冲；

刚性连接装置：用于两航天器刚性连接和对接通道的形成。

2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述捕获装置为安装在对接环上的电磁吸合盘。

3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，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。

4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，伸缩机构进一步包括内伸缩筒筒和滚珠丝杠，滚珠丝杠与电机的输出输相连，并且，滚珠丝杠与电动同步转动，丝杠与内伸缩筒呈同轴延伸。

5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，还包括滚珠驱动机构，其具有多个轴承滚珠，并位于丝杠和丝杠螺母上的螺旋状凹槽内，而内伸缩筒与外筒之间的转动通过限位块进行限制，当丝杠转动的时候，丝杠螺母则在丝杠的带动下，以丝杠为基准进行运动，同时，丝杠螺母带动内伸缩筒以外筒为基准做直线伸缩运动，而内伸缩筒相对外筒的运动方向取决于丝杠的旋转方向。

6.如权利要求4所述的系统，其特征在于，电机为双向驱动电机，或者，电机为两个，并在丝杠与电机之间设置一个行星减速机构。

7.如权利要求1或4所述的系统，其特征在于，闭环反馈控制系统还包括：

微分器模块：用于接收采集器根据各个光电编码器的信号转换出来对应直线驱动机构的长度信息，生成每个直线驱动机构的运动速度；

对接环位姿处理模块：用于接收直线驱动机构的长度和速度信号，计算对接环质心C的位置、姿态和速率，并生成表示这些位置、姿态和速率的各种输出信号，并将这些信号传送给等效阻尼运算模块；

等效阻尼运算模块：连接对接环位姿处理模块，用于根据预置的缓冲控制率来计算对接环所需要的6个力和力矩（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）；

反解模块：用于进行矩阵运算，求解对接环的阻力和阻力矩，转化为该些个直线驱动机构的轴向力；

供电解算模块：根据该些个直线驱动机构的轴向力，计算输出每个电机所需的供电电压和电流。

8.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述直线驱动装置为6个或8个。

9.一种异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的弱撞击式对接方法，其特征在于：包括以下步骤：

第一，对接环从收拢状态推出到准备对接位置，根据对接环预定位置，闭环控制系统和控制器按照轨迹算法驱动直线驱动机构推出；

第二，主动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偏转并实现导向并对准；

第三，对接装置的捕获是相互靠近的两对接装置通过电磁铁与电磁吸合盘之间吸合到一起，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；

第四，两航天器之间相对运动能量和剩余的相对运动通过对接环提供的反力进行吸收和消耗；对接环在初始条件下接触产生相互作用，追踪航天器的对接环上产生位置和姿态偏差，闭环反馈控制系统的采集器通过采集到该些光电编码器中的信号，计算出直线驱动机构的长度，后计算出对接环位姿和运动速度，以确定主动对接环所需要的缓冲阻尼数据，再通过安装在直线驱动机构上的电机产生相应反作用力，以驱动对接环进行捕获和缓冲；

第五，主动飞行器的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；

第六，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。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，第四步骤还包括：

接收采集器根据各个光电编码器的信号转换出来对应直线驱动机构的长度信息，生成每个直线驱动机构的运动速度；

接收直线驱动机构的长度和速度信号，计算对接环质心C的位置、姿态和速率，并生成表示这些位置、姿态和速率的各种输出信号，并将这些信号传送给等效阻尼运算模块；

根据预置的缓冲控制率来计算对接环所需要的6个力和力矩（Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz）；

进行矩阵运算，求解对接环的阻力和阻力矩，转化为该些个直线驱动机构的轴向力；

该些个直线驱动机构的轴向力，计算输出每个电机所需的供电电压和电流；

控制器利用D/A电路将转换为模拟信号，采用驱动电路对电机的输出进行控制。

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