CN106132832A - 航天器对接系统 - Google Patents

Abstract

用于对接航天器的方法和装置。所述装置包括细长构件(300)、运动系统(302，504)以及力管理系统(304，610)。所述细长构件与用于航天器的对接结构相关联。所述运动系统被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动。每个所述细长构件被配置为独立地移动。所述力管理系统在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

Description

航天器对接系统

政府许可权

在NASA合同号NAS8-01099下执行工作中作出本文所述的公开且该公开从属于1958美国国家航空航天法的305部分的条款(72Stat.435：42U.S.C.2457)。NASA具有本申请中的某些权力。

技术领域

本公开总体涉及航天器，并且特别涉及用于航天器的耦合系统。另外更特别的是，本公开涉及航天器对接系统的方法和装置。

背景技术

航天器耦合系统提供彼此机械连接两个或更多个航天器的方法。如本文所使用的，航天器是配置为在太空中执行多个操作的运载器、飞船或机器。航天器可以是配置为用于短期空间任务的自推进的空间运载器，或可以是被配置为在较长时间段内停留在太空中的航天器。在其他情况下，航天器可以是空间站、卫星或一些其他合适的结构。

将两个航天器耦合可能期望将资源从一个航天器转移到另一个航天器。例如，航天飞机可以在空间站对接，从而为空间站提供工作人员和供应。在其他示例中，航天飞机可以与卫星对接以执行维护且重做卫星的一个或多个组件。

在本说明性示例中，被耦合的一对航天器包括主动运载器和目标结构。主动运载器是接近目标结构的航天器。例如，主动运载器可以是航天器，同时目标结构是空间站。航天器接近空间站以便耦合。两个航天器的耦合可以被称为对接或靠泊。

通过对接，主动运载器在其自身推进下机动操作以将耦合系统的两个半部带到在彼此要求的接近度内，一个半部在主动运载器上，而另一个半部在目标结构上。通过满足该要求，对接系统然后被用于将航天器耦合在一起。对接系统被设计为容许运载器之间的初始不对准，其中对接系统提供静止捕获、对准以及刚性连接主动运载器和目标结构的能力。在一些情况下，主动运载器减缓或停止其朝向目标结构的运动且向外延伸对接系统以达到目标结构和与目标结构对准。

另一方面，当与一个航天器相关联的外部附连的装置被用于将主动运载器带到目标结构的要求的接近度内时，靠泊发生。在一些情况下，本装置是机械臂，该机械臂将一个航天器附连到其他航天器并且在准备耦合时引导结构朝向彼此。

通过使用用于航天器的耦合系统，控制器被设计为铰接耦合系统以便用于耦合系统的主动半部，从而成功捕获目标结构，对准两个半部以及准备两个半部以建立刚性连接。然而，用于航天器耦合系统的这些控制器可能比期望更复杂。例如，可能需要复杂控制法以确保主动运载器和目标结构以期望方式接合。这些系统也可能比期望用于航天器的系统更重。

而且，随着用于耦合航天器的控制系统的复杂度增加，耦合系统的失效的可能性随之增加，这是由于子系统和组件水平处的更多失效可能性。因此，期望具有考虑以上所述问题中的至少一些以及其他可能问题的方法和装置。

发明内容

在一个说明性实施例中，一种装置包括细长构件、运动系统以及力管理系统。所述细长构件与用于航天器的对接结构相关联。所述运动系统被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动。每个所述细长构件独立地移动。所述力管理系统在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

在另一说明性实施例中，存在一种用于对接航天器的方法。细长构件被轴向移动，使得用于所述航天器的对接结构移动。每个所述细长构件独立地移动。在所述细长构件的运动期间将由所述每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

在又一说明性实施例中，一种用于航天器的对接系统包括捕获环、与所述捕获环相关联的细长构件、对准特征件、马达以及将所述马达连接到所述细长构件的力管理系统。所述对准特征件被定位为沿着所述捕获环的配合表面且被配置为将所述捕获环与第二结构对准。所述马达被配置为轴向移动所述细长构件，使得所述航天器的所述捕获环以若干自由度移动。每个所述细长构件独立地移动。所述力管理系统被配置为在所述细长构件的运动期间将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

特征和功能可以在本公开的各种实施例中独立地实现或可以在其它实施例中组合，其中参考下面的描述和附图可见实施例的进一步的细节。

进一步地，本公开包括根据以下条款所述的实施例：

条款1.一种用于航天器的对接系统，其包括：

捕获环；

细长构件，其与所述捕获环相关联；

对准特征件，其被定位为沿着所述捕获环的配合表面并且被配置为将所述捕获环与第二结构对准；

马达，其被配置为轴向移动所述细长构件，使得所述航天器的所述捕获环以若干自由度移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及

力管理系统，其将所述马达连接到所述细长构件并且配置为在所述细长构件的运动期间将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

条款2.根据条款1所述的对接系统，其中所述力管理系统响应于由所述第二结构施加的负载而被动限制由每个所述细长构件施加的所述力，并且其中当所述力到达所述期望阈值时，力管理系统被配置为滑动，使得相应的细长构件从第一位置移动到第二位置。

条款3.根据条款1所述的对接系统，其中所述马达被配置为操作在从延伸、衰减或缩回中的至少一个所选择的状态中。

条款4.根据条款1所述的对接系统，其中由所述细长构件施加的所述力基于所述捕获环相对于所述第二结构的位置被限制。

附图说明

在随附权利要求中提出说明性实施例的被确信具有新颖特征的特性。然而，说明性实施例以及优选的使用模式、进一步的目的和其特征当结合附图阅读时通过参考本公开的说明性实施例的下列细节描述将被更好地理解，其中：

图1是根据说明性实施例的航天器的对接环境的说明；

图2是根据说明性实施例的航天器的对接环境的框图的说明；

图3是根据说明性实施例的航天器的对接系统的框图的说明；

图4是根据说明性实施例的运动系统的操作的各状态之间的变化的状态图的说明；

图5是根据说明性实施例的航天器的对接系统的说明；

图6是根据说明性实施例的致动器装配件的说明；

图7是根据说明性实施例的与第二结构接合的对接系统的说明；

图8是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另一说明；

图9是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另一说明；

图10是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的又一说明；

图11是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另外一说明；

图12是根据说明性实施例的延伸中的对接系统的图表的说明；

图13是根据说明性实施例的衰减模式中的对接系统的图表的说明；

图14是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的说明；

图15是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的另一说明；

图16是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的又一说明；

图17是根据说明性实施例的具有框图形式的航天器制造和维护方法的说明；以及

图18是根据说明性实施例的具有框图形式的航天器的说明。

具体实施方式

说明性实施例认识到并且考虑了一个或多个不同的考量。例如，说明性实施例认识并且考虑到：可以期望降低用于航天器的对接系统的复杂度。例如，用于航天器的一些当前使用的对接系统使用负载传感器系统、复杂控制法以及软件应用以将一个航天器与另一个航天器耦合。这些系统倾向于复杂化且不可能如期望一样执行。

说明性实施例也认识并且考虑到期望减少航天器的重量。例如，减少航天器的重量允许航天器具有运载火箭的增加选择，或可以运载更多有效负载作为交换。航天器的重量的减少同样可以是关于执行太空中的操作所期望的。较大较重的航天器不可能如期望一样容易地机动操作。

然而，说明性实施例认识并且考虑到使用具有复杂控制器的对接系统可以包括用以支撑控制器的操作的增加的硬件。增加的硬件可以比期望增加更多重量到航天器。

因此，说明性实施例提供了用于对接航天器的方法和装置。说明性实施例提供了比航天器当前使用的对接系统重量更轻的简化的方法和对接系统。

在一个说明性示例中，所述装置包括细长构件、运动系统以及将运动系统连接到细长构件的力管理系统。细长构件与用于航天器的对接结构相关联。运动系统被配置为轴向移动细长构件，使得用于航天器的对接结构移动。每个细长构件彼此独立地移动。力管理系统被配置为在细长构件的运动期间将由每个细长构件施加的力限制为期望阈值。

现在参考附图并且特别地参考图1，根据说明性实施例描述了用于航天器的对接环境的说明。在本说明性示例中，对接环境100包括航天器102和结构104。在本说明性示例中，航天器102被配置为与结构104耦合。

如所描述的，航天器102采用各种形式。例如，不作为限制地，可以从太空运载器、航天飞机、卫星、空间站或一些其他合适类型的航天器中的一个选择航天器102。结构104也可以采用太空运载器、航天飞机、空间站、卫星或一些其他合适结构的形式。在其他说明性示例中，结构104也可以是静止结构。在本说明性示例中，航天器102采用航天飞机106的形式，同时结构104采用空间站107的形式。

在本描述的示例中，对接系统108与航天器102相关联。如本文所使用的，当一个组件与另一组件“相关联”时，在描述的示例中该相关联是物理连接。

例如，第一组件(例如对接系统108)可以被视为通过以下方式与第二组件(例如航天器102)相关联，即通过固定到第二组件、粘接到第二组件、安装到第二组件、焊接到第二组件、紧固到第二组件和/或以一些其他合适的方式连接到第二组件。第一组件也可以使用第三组件连接到第二组件。进一步地，第一组件可以被视为通过被形成为第二组件的一部分和/或第二组件的扩展件而与第二组件相关联。

对接系统108形成配置为将两个结构耦合在一起的机械装配件。特别地，对接系统108被配置为耦合第一结构、航天飞机106与第二结构、空间站107。

在本说明性示例中，对接系统108被配置为从航天飞机106延伸并且与空间站107相互作用。该相互作用可以被称为捕获。在本说明性示例中，捕获是用于将航天飞机106初始耦合到空间站107的过程。

在航天飞机106与空间站107之间完成捕获之后，对接系统108被命令将空间站107与航天飞机106对准，之后对接系统108的主动环回缩到期望位置，该期望位置支持对接系统108与空间站107中的对接环的最终刚性连接，从而完成对接过程。在本说明性示例中，对接系统108被示出在部分110中。

现在转向图2，根据说明性实施例描述了用于航天器的对接环境的框图的说明。图1中的对接环境100是用于在本图中以方框形式示出的对接环境200的一个实施方式的示例。

如所描述的，对接环境200包括航天器202和结构204。图1中的航天器102和结构104是用于在本图中分别以方框形式示出的航天器202和结构204的实施方式的示例。

航天器202在本说明性示例中可以采用若干不同的形式。例如，航天器202可以采用太空运载器、航天飞机、卫星、空间站或一些其他合适类型的结构的形式。在本描述的示例中，航天器202是主动运载器。换句话说，航天器202以某方式在太空中移动。在本说明性示例中，航天器202可以相对于结构204移动。

如所描述的，航天器202被装备有推进系统206、着陆系统208以及对接系统210。推进系统206被配置为加速航天器202。推进系统206可以包括能够移动航天器202的火箭发动机、电磁推进元件以及其他合适类型的机构中的至少一个。

如本文所使用的，短语“至少一个”(当用于项目列表时)意味着一个或多个列出项目的不同组合可以被使用且列表中仅一个项目可能被需要。项目可以是特定的物体、事物或类别。换句话说，“至少一个”意味着可以从列表使用的项目的任意组合或若干项目，但是不是列表中的所有项目会被需要。

例如，“项目A、项目B以及项目C中的至少一个”可以意味着项目A；项目A和项目B；项目B；项目A、项目B以及项目C；或项目B和项目C。在一些情况下，“项目A、项目B以及项目C中的至少一个”可以意味着例如但不限于两个项目A、一个项目B以及十个项目C；四个项目B和七个项目C；或一些其他合适的组合。

在本说明性示例中，着陆系统208被配置为在着陆在期望表面上期间协助航天器202。例如，着陆系统208可以被设计为协助航天器202着陆在月球上。在其他示例中，着陆系统208包括组件，该组件配置为在着陆系统208再次进入地球的大气时保护航天器202。着陆系统208包括各种组件，例如安全气囊、降落伞、起落架以及其他合适类型的组件。

对接系统210被配置为将航天器202耦合到结构204。特别地，对接系统210被配置为将航天器202的对接结构212耦合到结构204。换句话说，对接结构212将航天器202连接到结构204。图1中的对接系统108是在本图中以方框形式示出的用于对接系统210的一个实施方式的示例。

在本说明性示例中，对接结构212可以采用若干不同的形式。例如，不作为限制地，从捕获环、对接基座、连杆以及其他合适类型的结构中的一个选择对接结构212。

在本描述的示例中，对接结构212是捕获环216。捕获环216在本说明性示例中是圆形结构组件。捕获环216可以包括多种类型的材料(例如，但不限于，提供期望刚度水平的金属、金属合金或一些其他合适类型的材料)。

如所描述的，在本说明性示例中，捕获环216是主动环。换句话说，捕获环216被配置为相对于结构204移动。例如，对接系统210将捕获环216朝向结构204移动，使得捕获环216以期望方式与结构204接合。

如所说明的，结构204也可以采用若干不同的形式。例如，可以从对接环、空间站、卫星以及航天器选择结构204。在本描述的示例中，结构204是空间站214。

空间站214是设计为停留在太空中达延长的时间段的航天器。在本说明性示例中，空间站214可不包括推进系统和着陆系统。

空间站214包括被动对接环218。类似于捕获环216，对接环218是圆形结构组件。在本说明性示例中，对接环218是被动结构。换句话说，对接环218在将航天器202对接到结构204期间保持静止且不移动。

如所说明的，航天器202中的捕获环216被配置为连接到空间站214中的对接环218以对接航天器202。对接可以被执行以在航天器202与空间站214之间交换资源。捕获环216和对接环218是相同尺寸和形状的环。

在对接期间，推进系统206将航天器202朝向空间站214推进以便对接。随着航天器202更接近空间站214，推进系统206减速或停止。具有捕获环216的对接系统210然后从航天器202延伸并且在空间站214中与对接环218对准。当捕获环216的配合表面被布置在相对于对接环218的期望距离内和期望取向时，捕获环216与对接环218对准。

当捕获环216在对接环218的期望距离215内且具有期望对准217时，对接环218和捕获环216可以彼此固定以将航天器202在空间站214处对接。期望距离215被选择使得附连系统可以被启用以将对接环218附连到捕获环216。期望对准217被选择使得对接环218和捕获环216具有对准，该对准在当附连系统被启用时阻止对接环218与捕获环216之间的自由运动。

接着参考图3，根据说明性实施例描述了用于航天器的对接系统的框图的说明。在本图中示出可以被用于从图2实施对接系统210的组件的示例。

除了对接结构212之外，对接系统210还包括细长构件300、运动系统302、力管理系统304以及附连系统306。如所说明的，细长构件300是与对接结构212相关联的结构。

细长构件300可以采用各种形式并且可以包括各种类型的材料。例如，可以从致动器臂、连杆、用于滚珠螺杆的附连件或其他合适类型的细长构件中的至少一个选择细长构件300。进一步地，细长构件300可以包括从金属、金属合金、复合材料或一些其他合适类型的材料中的至少一种选择的一种或多种材料。

在本说明性示例中，细长构件300可以具有若干不同形状。例如，细长构件可以是圆柱形、六边形、八角形或具有一些其他形状。在本描述的示例中，细长构件300包括细长构件308。

如所说明的，细长构件300被配置为轴向移动，使得对接结构212移动。在本说明性示例中，轴向运动是沿着中心延伸通过每个细长构件300的轴线的运动。例如，细长构件308的轴向运动是沿着中心延伸通过细长构件308的轴线312的运动。换句话说，细长构件308通过沿着轴线312的运动轴向移动。

在本说明性示例中，细长构件308沿着轴线312延伸并且缩回。细长构件300可以通过在细长构件300与对接结构212之间使用接头307而在x平面、y平面以及z平面中延伸和缩回。在一个说明性示例中，细长构件300以斯图尔特平台布置(Stewart platformarrangement)被连接到捕获环216。

如所说明的，细长构件300被布置在捕获环216周围并且连接到接头307处的捕获环216的下表面。捕获环216随着细长构件300的移动而移动。

在本说明性示例中，接头307是通用接头。接头307包括机械耦合件，该机械耦合件将对接结构212附连到细长构件300，使得当对接结构212和细长构件300彼此没有排成一行时，仍然进行自由运动。

随着细长构件300移动，对接结构212也移动。因此，细长构件300和对接系统210被配置为在x方向上、y方向上以及z方向上移动。特别地，细长构件300以若干自由度314移动对接结构212。如本文所使用的，“若干”项目意味着一个或多个项目。在本说明性示例中，若干自由度314是一个或多个自由度。

在本说明性示例中，若干自由度314指的是对接结构212在三维空间中移动的能力。在本说明性示例中，对接结构212以六个自由度移动。换句话说，对接结构212能够沿着x轴线、y轴线以及z轴线做平移运动，并且围绕x轴线、y轴线以及z轴线做旋转运动。

在本描述的示例中，运动系统302被配置为轴向移动细长构件300，使得对接结构212以若干自由度314移动。运动系统302包括马达316。在本说明性示例中，马达316由电流、液压流体压力、气压压力或一些其他合适能量源来操作。

在本描述的示例中，马达316中的每个马达相应于细长构件300中的不同的细长构件。马达316中的每个马达移动细长构件300中的一个细长构件。例如，马达316中的马达318相应于细长构件300中的细长构件308。因此，马达318被配置为轴向移动细长构件308。

随着细长构件300中的每个细长构件被移动，对接结构212移动。例如，随着一个或多个细长构件300移动，对接结构212可以倾斜、旋转、沿着轴线移动或其一些组合。

在本描述的示例中，每个细长构件300使用马达316彼此独立地移动。换句话说，不管其他细长构件300的运动如何，每个细长构件300均可以以期望方式移动。因此，对接结构212可以以若干自由度314移动。

在本说明性示例中，运动系统302被配置为在由状态机313确定的状态315中操作。状态315是其中对接系统210以期望方式操作的对接系统210的情况。可以从延伸、衰减、缩回或一些其他合适状态中的至少一个选择状态315。在对接的不同阶段期间，运动系统302操作在不同的状态315中。

例如，当状态315是延伸时，马达316将细长构件300和对接结构212朝向图2中的结构204移动。当状态315是缩回时，马达316将细长构件300和对接结构212朝向航天器202移动，远离结构204。在图4中更详细地描述了对接系统210的状态315。

如所说明的，每个马达316被配置为操作使得细长构件300具有运动速率327。运动速率327是马达移动其相应的细长构件的速度。在本说明性示例中，运动速率327是被命令的速率328。例如，每个马达316被配置为操作使得由马达316产生的扭矩以被命令的速率328变换为细长构件300的轴向运动。

在本说明性示例中，被命令的速率328是预定速率。换句话说，被命令的速率328不能基于用于对接系统200的控制系统而动态地改变。马达316以被命令的速率328延伸细长构件300，除非存在阻力对抗延伸。

在本说明性示例中，被命令的速率328可以是针对每个细长构件300的相同的速率或不同的速率。例如，每个马达316可以被命令以每秒一英寸延伸细长构件300。在另一说明性示例中，马达316可以根据特定实施方式被命令以较慢速率或较快速率延伸细长构件300。

在本说明性示例中，马达318以被命令的速率328移动细长构件308。被命令的速率328不基于控制系统改变。而是，马达318被配置为当捕获环216接触对接环218时通过图2中的对接环218基于放置在细长构件308上的负载338而降低细长构件308的运动速率327。以此方式，随着负载338的尺寸增加，运动速率327减慢。

如所描述的，力管理系统304将运动系统302连接到细长构件300。力管理系统304是提供将动力从一个组件传输到另一组件的机械装置。由力管理系统304转移的动力是由马达316产生的扭矩。

力管理系统304可以采用若干不同的形式。例如但不限于，可以从滑动离合器、液压离合器、电磁离合器、电磁马达、软件、电子控制器或可以限制力传输的一些其他合适类型的装置中的至少一个选择力管理系统304。

力管理系统304相应于马达316和细长构件300。换句话说，力管理系统304、马达316以及细长构件300中的一个形成对接系统210的操作组件。在本描述的示例中，对接系统210的操作组件是致动器装配件325。在本说明性示例中，致动器装配件325可以是线性致动器。致动器装配件325包括细长构件308、马达318、力管理系统320以及其他组件(在本视图中未示出)。

在本说明性示例中，力管理系统304将动力从运动系统302转移到细长构件300，从而如期望地移动细长构件300。在将动力从运动系统302到细长构件300的转移中，力管理系统304在每个细长构件300的运动期间将由每个细长构件300施加的力342限制为期望阈值344。力342基于由每个马达316供应的扭矩。力342对抗由对接环218施加的负载338。

如所描述的，期望阈值344可以是将每个细长构件300施加到图2的空间站214的对接环218上的最大力。在本说明性示例中，期望阈值334是预定的值。在说明性示例中，期望阈值344是十镑力。在其他说明性示例中，期望阈值344可以是一镑力、三镑力、二十镑力或一些其他合适值。

在本描述示例中，力管理系统304包括力管理系统320。力管理系统320将马达318连接到细长构件308并且将动力从马达318转移到细长构件308，使得细长构件308移动。在本说明性示例中，力管理系统320将由细长构件308施加的力342限制为期望阈值344。

如所说明的，力管理系统320是滑动离合器322。滑动离合器322是限制扭矩传输或“滑动”的装置，如果其达到比其被设计传输的更高水平的扭矩。在本说明性示例中，滑动离合器322是被动/无源装置。换句话说，滑动离合器322是不响应于由控制系统发送的信号而改变其行为的机械组件。

在本说明性示例中，滑动离合器322通过控制马达318的扭矩来控制力342。当力342到达期望阈值344时，滑动离合器322被配置为滑动，使得细长构件308从第一位置346移动到第二位置348，同时继续以期望阈值344传输力342。

在本描述的示例中，当力342到达期望阈值344时，第一位置346是细长构件308的长度。第二位置348是在滑动离合器322的滑动发生并且力342已经下降到期望阈值344以下之后的细长构件308的长度。

在本说明性示例中，对接结构212包括配合接口332和对准特征件336。在本说明性示例中，配合接口332是捕获环216的上表面。配合接口332是与图2中的空间站214的对接环218接合的捕获环216的一部分。

如所说明的，对准特征件336是安装到捕获环216的结构组件。对准特征件336沿着捕获环216布置。

在本说明性示例中，对准特征件336可以包括各种类型的材料并且具有若干不同的形状。例如，对准特征件336可以包括金属、金属合金或其他合适类型的材料和材料的组合。对准特征件336可以是三角形、矩形或具有一些其他合适形状。在一些说明性示例中，对准特征件336可以被称为“花瓣(petal)”。

如所示，对准特征件336被配置为在空间站214中引导且对准航天器202的对接系统210与对接环218。当航天器202和空间站214相遇时，对准特征件336相对于彼此定位航天器202和空间站214。

在本说明性示例中，图3的附连系统306被配置为将对接结构212固定到结构204。附连系统306可以包括配置为将对接结构212附连到结构204的各种组件。例如但不限于，附连系统306可以包括锁存器、锁、电磁铁或一些其他装置以保持捕获环216与对接环218之间的连接。

在将航天器202与空间站214的耦合中，马达316轴向移动细长构件300，使得用于航天器202的捕获环216移动。这种运动以用于对接系统210中的每个致动器装配件的被命令的速率328发生。

随着对接系统210在空间站214中的对接环218的方向上延伸，捕获环216的配合接口332在沿着捕获环216的一个或多个点处与对接环218接合。细长构件330和捕获环216将力342施加到对接环218。

作为响应，对接环218在沿着捕获环216的点处将负载338施加到捕获环216，所述点与对接环218接合。例如，捕获环216可以在靠近捕获环216和细长构件308的接头的点处与对接环218接合。

随着对接环218在该点处将负载338施加到捕获环216，细长构件308的延伸减缓。其他细长构件300继续以被命令的速率328移动，直到细长构件300与沿着对接环218的各个点接合并且随着通过对接环218将负载338施加到捕获环216而减速。换句话说，由对接环218施加到捕获环216的负载338确定由细长构件300施加到捕获环216的力342。以此方式，致动器装配件325独立于对接系统210中的其他致动器装配件而操作。

在本说明性示例中，对准特征件336关于对接环218对准捕获环216。随着对接系统210朝向空间站214延伸，状态315是延伸的。

当捕获环216和对接环218以期望方式对准时，附连系统306将捕获环216固定到对接环218。用于对接系统210的状态315在该点处实时被捕获。

一旦附连系统306被启用以将捕获环216固定到对接环218，则状态315改变以衰减。在衰减期间，由每个细长构件300施加的力342使用力管理系统304被调节。特别地，用于力管理系统304的设置基于负载338被调节。例如，当由细长构件308施加到对接环218的力342达到期望阈值344时，滑动离合器322限制扭矩的传输。

在该点处的实时负载338可以大于由细长构件308施加的力342。结果，细长构件308可以从第一位置346缩短到第二位置348，同时滑动离合器322限制通过细长构件308的传输力。该过程以此方式继续，直到捕获环216和对接环218在选择的公差内不再相对于彼此移动。

以此方式，力管理系统304响应于由空间站214的对接环218所施加的负载338被动地限制由每个细长构件300施加的力342。换句话说，在本说明性示例中，对接系统210的控制是机械的并且在不具有来自航天器202中的电子控制系统、控制法或软件应用、空间站214或其组合的干预的情况下发生。结果，航天器202与空间站214的对接发生而不增加具有对接系统210的航天器202的重量或复杂度。附加地，对接系统210和其机械装组件的复杂度与一些当前使用的基于软件的系统的复杂度相比不太可能发生。

图2和图3中的对接系统210的说明不意味着暗示对其中说明性实施例可以被实施的方式的物理或构造限制。可以使用除了所说明的组件之外或取代所说明的组件的其他组件。一些组件可以是可选的。同样，方框被提供以说明一些功能组件。一个或多个这些方框当在说明性实施例中实施时可以被组合、被分割或被组合并被分割成不同的方框。

例如，图2中的空间站214中的对接环218也可以是主动结构。在本示例中，捕获环216和对接环218两者可以相对于彼此移动，从而以期望方式将航天器202和空间站214对准。

在其他说明性示例中，对接结构212可以采用不同于捕获环216的其他形式。例如但不限于，对接结构212可以是配置为与空间站214上的圆锥结构接合的连杆。

在另外其他说明性示例中，力管理系统320可以是配置为控制致动器装配件325中的马达318的程序。例如，由马达318传输的扭矩可以由电子电路而不是滑动离合器322来限制。

现在转向图4，根据说明性实施例描述了运动系统的操作的状态之间的变化的状态图的说明。在本描述的示例中，状态机400说明了用于图3的对接系统210中的马达316的状态315的变化的情况的一个实施方式的示例。状态机400是图3中的状态机313的实施方式的示例。

在本说明性示例中，状态机400具有可以发生在马达316的操作期间的不同的状态。例如，状态机400包括延伸状态402、衰减状态406以及缩回状态408。特别地，这些不同的状态是马达318可以发生的状态315的示例。

在延伸状态402中，捕获环216从准备对接位置开始，其中捕获环216延伸到与对接环218对准，如关于图11所述。图3中的滑动离合器322在延伸状态402中被设置为低可滑动力。

捕获环216上的对准特征件336和对接环218上的对准特征件关于彼此与两个环对准。对接系统210中的每个致动器装配件独立地调节其位置以允许捕获环216相对于对接环218变得对准。

当捕获环被对准并且在距对接环期望距离内时，附连系统被展开。在本说明性示例中，期望距离可以是三毫米。可以使用沿着对接环布置的传感器系统或以一些其他合适方式(根据特定实施方式)确定期望距离。

在本说明性示例中，对接系统210中的附连系统306与对接环218上的体锁存器结合。在一些说明性示例中，附连系统306可以包括捕获环216上的磁性锁存器、对接环218或两者。

在本描述的示例中，在附连系统将捕获环与对接环结合(事件412)之后，马达316的操作移动到衰减状态406。滑动离合器322转换到衰减状态406中的较高可滑动力。在衰减状态406中，在捕获环216与对接环218之间存在空转/自由行程(free play)。在本说明性示例中，空转是五毫米。衰减状态406响应于附连系统连接捕获环216和对接环218而自动发生。

在衰减状态406中，每个马达316以图13中所述的方式运转。结果，由对接系统210内的致动器装配件施加的力使得航天器202与空间站214之间的相对运动被减少或消除。

马达316的操作可以响应于若干情况被改变到缩回状态408。例如，当捕获环不再期望被附连到对接环并且附连系统断开(事件416)时，马达316的操作被改变到缩回状态408。

在另一说明性示例中，当对接系统接收命令以开始硬对接(事件414)时，马达316的操作被改变到缩回状态408。在本示例中，缩回状态408被用于使航天器202和空间站214更靠近地在一起，使得隧道可以被附连且被增压。此后，资源可以在航天器202与空间站214之间被交换。在缩回状态408期间，致动器装配件朝向收起位置缩回。

在一些说明性示例中，马达316可以在状态机400中未示出的其他状态中操作。例如但不限于，马达可以在对准状态中操作。在对准状态中，马达316被命令以将细长构件300延伸到共同长度，其可以是最大长度，或一些其他共同长度。在该状态中，所述系统准备转变到缩回状态408，其沿着轴向方向一起牵引两个运载器，使它们在一起准备用于硬对接，其中分离系统稳固地一起拉动两个对接结构以产生刚性结构连接。在一些示例中，实现了增压连接。

状态机400中的不同状态的说明不意味着限制状态机400可以被实施的方式。状态机400可以包括除了所描述的状态之外或取代所描述的状态的其他状态。例如，状态机400也可以包括手动操作模式、延伸到“准备捕获”模式、位置保持模式，并且可以是其他模式。

接着参考图5，根据说明性实施例描述了用于航天器的对接系统的说明。在本描述的示例中，对接系统500是用于在图3中以方框形式所示的对接系统210的一个实施方式的示例。

如所描述的，对接系统500包括捕获环502、致动器装配件504以及对准特征件508。致动器装配件504是用于在图3中以方框形式所示的致动器装配件325的实施方式的示例。致动器装配件504在接头510处被连接到捕获环502。

在本说明性示例中，致动器装配件504也被连接到底板512。底板512是附连到航天器的静止结构。例如，底板512可以是附连到航天器102的平台，从而为图1中的对接系统108提供稳定性。尽管在本说明性示例中底板512具有圆形形状，但是底板512可以具有不同形状。在其他示例中，底板512可以是航天器102的蒙皮壁板的一部分，而不是如在本图中所示的分离平台。

致动器装配件504在接头514处被连接到底板512。在本说明性示例中，接头510和接头514为通用接头。结果，捕获环502可以以六自由度移动。

在本说明性示例中，对准特征件508沿着捕获环502的配合接口516被定位并且配置为将捕获环502与第二结构(例如图2的对接环218)对准。在本说明性示例中，对准特征件508包括三个花瓣。在其他说明性示例中也可以存在其他数量的花瓣。

尽管在本视图中未示出，但是对准特征件508可以以相对于捕获环502的角度被布置。换句话说，在一些说明性示例中，对准特征件508可以向内成角度。在其他说明性示例中，对准特征件508可以根据特定实施方式具有不同取向。例如，一个或多个对准特征件可以被向外倾斜。

如所描述的，致动器装配件504包括若干壳体518。壳体518被配置为保护致动器装配件504内的组件，包括马达、离合器、齿轮以及其他组件。在本说明性示例中，壳体518包括金属，但是也可以包括不同类型的材料，该不同类型的材料具有用于保护致动器装配件504的功能组件的期望的结构属性。如上所述，每个致动器装配件504独立地移动。

接着转向图6，根据说明性实施例描述了致动器装配件的说明。在本描述的示例中，致动器装配件600是用于致动器装配件325的实施方式的一个示例，该致动器装配件325包括在图3中以方框形式所示的细长构件308、马达318以及滑动离合器322。致动器装配件600也是在图5中所示的对接系统500中所使用的功能组件的示例。致动器装配件600是用于在图5中的致动器装配件504中的致动器装配件的一个实施方式的示例。

如所描述的，致动器装配件600包括马达602、制动器604、齿轮606、滚珠螺杆608、滑动离合器610、滚珠螺母611以及滑动管613。在本说明性示例中，致动器装配件600是线性致动器。换句话说，致动器装配件600产生在沿着中心延伸通过致动器装配件600的轴线612的直线中的运动。在其他说明性示例中，致动器装配件600可以根据所涉及的功能是一些其他类型的致动器。

在本描述的示例中，马达602是用于图3中的马达318的一个实施方式的示例。马达602被配置为旋转地移动滚珠螺母611。随着马达602施加扭矩，齿轮606随之旋转滚珠螺母611。滑动管613被附连到滚珠螺母611。随着滚珠螺母611围绕其轴线旋转，滚珠螺母611在其轴向方向上移动，这是因为滚珠螺杆608中的凹槽连续提供螺旋构型。随着滚珠螺母611轴向移动，滑动管613也移动。换句话说，滑动管613被配置为基于由马达602提供的动力而延伸和缩回。

滑动管613的端部609可以被直接附连到图5的捕获环502。在其他示例中，滚珠螺杆608可以被直接附连到捕获环502。在本说明性示例中，制动器604是配置为禁止致动器装配件600的运动的机械组件。当到致动器装配件600的动力被移除时，制动器604被用于阻止致动器装配件600的运动。

滑动离合器610是用于在图3中以方框形式所示的滑动离合器322的实施方式的一个示例。滑动离合器610将马达602连接到滚珠螺杆608并且被配置为在滚珠螺杆608的运动期间，将由滚珠螺杆608施加的力限制为期望阈值。

滑动离合器610被配置为响应于由第二结构施加的负载而被动限制由滚珠螺杆608施加的力。当力达到期望阈值时，滑动离合器610被配置为滑动，使得滑动管613从第一位置移动到第二位置。

在致动器装配件600中所示出的一个或多个组件被定位在壳体614内。壳体614是在图5中的对接系统500中所示的壳体518中的一个的示例。壳体614被示出在本图中的虚位中。如所说明的，马达602、制动器604、齿轮606以及滑动离合器610被定位在壳体614的内部内。

图5中的对接系统500和图6中的致动器装配件600的说明是在图2中以方框形式所示的对接系统210的物理实施方式的示例。这些说明并不意味着暗示对其中说明性实施例可以被实施的方式的物理或构造限制。可以使用除了所说明的组件之外或取代所说明的组件的其他组件。一些组件可以是可选的。

在图5和图6中所示出的不同组件可以是在图2和图3中以方框形式所示出的组件如何可以被实施为物理结构的说明性示例。附加地，图5和图6中的一些组件可以与图2和图3中的组件组合，用于图2和图3的组件或两者的组合。

例如，在一些说明性示例中，滚珠螺杆608可以被直接连接到图5中的捕获环502。在本情况下，滑动管613是不必要的。在其他说明性示例中，滚珠螺母611可以将力直接施加到捕获环502，从而以期望方式移动捕获环502。

现在参考图7，根据说明性实施例描述了与第二结构结合的对接系统的说明。在本说明的示例中，示出了图1的部分110的更详细说明。在本说明性示例中，用于航天飞机106的对接系统108处于适当位置中以与用于空间站107的对接系统700结合。在本说明性示例中，对接系统700不移动。然而，在其他说明性示例中，对接系统700可以移动。

如所说明的，用于航天飞机106的对接系统108包括捕获环701、基环703、致动器装配件705、对准特征件707以及底板709。在本说明性示例中，基环703是提供用于捕获环701的缩回的停止点的结构组件。

用于空间站107的对接系统700包括对接环702、对准特征件704以及底板711。对接环702是用于在图2中以方框形式所示的对接环218的一个实施方式的示例。对准特征件704引导对接环702与捕获环701接合。在本说明性示例中，对准特征件704被布置为沿着对接环702并且向内成角度。

在本描述的示例中，对接系统108被示出在准备对接的位置706中。准备对接的位置706表明对接系统108被延伸，使得对准特征件707可以与对准特征件704对准。对接系统108使用作为引导的对准特征件707和对准特征件704与对接系统700对准。

图8-11示出了在对接的各阶段期间对接系统108的运动。图8-18中所示的过程仅提供说明性实施例可以被实施的方式的一个示例。

转向图8，根据说明性实施例描述了与第二结构对准的对接系统的另一说明。在本说明性示例中，对接系统108处于延伸状态中。换句话说，用于对接系统108的图3的状态315处于延伸中。在延伸期间，对接系统108中的致动器装配件705内的细长构件朝向对接环702延伸。

在延伸期间，细长构件以被命令的速率延伸，直到捕获环701与对接环702结合。在本说明性示例中，在捕获环701与对接环702之间存在距离800。

如在本视图中所示，捕获环701没有与对接环702对准。因此，捕获环701的位置需要被调节。在对接系统108内的组件与对接系统700之间的接触力使捕获环701与对接环702对准。特别地，对准特征件707和对准特征件704移动与对接环702成一线的捕获环701。

在图9中，根据说明性实施例描述了与第二结构对准的对接系统的另一说明。在本描述的示例中，距离800小于图7中的距离。

捕获环701上的对准特征件707和对接环702上的对准特征件704以期望方式进一步与两个结构对准。在本说明性示例中，捕获环701的一部分将在捕获环701的剩余部分之前以明显未对准状态与对接环702接合。如果存在未对准，则捕获环701和对接环702不能恰当附连。因此，对接系统108将需要调节以使捕获环701相对于对接环702进入期望的对准条件以便对接。

如所说明的，捕获环701在点900处首先接触对接环702。当捕获环701接触对接环702时，由对接环702将负载施加到捕获环701。负载使得致动器装配件705中的相应的细长构件的延伸速率减缓。

在本说明性示例中，细长构件902和细长构件904最接近点900。因此，用于细长构件902和细长构件904的延伸速率将基于从对接环702到捕获环701遇到的阻力而减缓。对接系统108中的其他细长构件继续以被命令的速率延伸，直到那些细长构件遇到阻力。

如果由细长构件遇到的阻力大于规定极限，则细长构件将不能进一步延伸。否则，细长构件将继续延伸，但是以比被命令的速率更慢的速率延伸。

参考图10，根据说明性实施例描述了与第二结构对准的对接系统的又一说明。在说明性示例中，细长构件902和细长构件904基于由捕获环701在图9中的点900处接触对接环702时遇到的阻力而被迫缩回。

如在本视图中所见，捕获环701与对接环702之间的距离800是基本一致的。这种对准允许捕获环701和对接环702以期望方式接合，使得捕获环701的基本所有配合表面均齐平于对接环702的配合表面。致动器装配件705中的细长构件继续延伸以便完全移除两个环的剩余的未对准。

参考图11，根据说明性实施例描述了与第二结构对准的对接系统的另外一说明。在本描述的示例中，捕获环701的配合表面已经与对接环702的配合表面接合。

捕获环701和对接环702现在可以使用附连系统(未示出)彼此固定。在本说明性示例中，附连系统可以是锁存器系统。响应于使用附连系统的两个环的正/积极(positive)连接，在图3中以方框形式所示的状态315改变到衰减以使用对接系统108消除航天飞机106相对于空间站107的剩余的相对运载器运动。

在图12中，根据说明性实施例描述了处于延伸中的对接系统的图表的说明。在本说明性示例中，图表1200示出了力-速度的曲线。图表1200示出了图7中的对接系统108中的致动器装配件的行为。图7中的对接系统108中的每个致动器装配件存在这种行为。

如所描述的，图表1200具有x轴线1202和y轴线1203。x轴线1202表示对接系统108中的致动器的速度(英寸/秒)，同时y轴线1203表示由致动器遇到的阻力(磅)。每个致动器装配件的速度被预定为被命令的速率。在本说明性示例中，被命令的速率是1英寸/秒。

当致动器装配件遇到零阻力时，致动器装配件以被命令的速率延长(如在图表1200中的点1204处所示)。在本说明性示例中，致动器也可以具有阻力阈值。阻力阈值是致动器装配件被允许施加的力的最大值，当致动器装配件被完全从外部被阻止延伸时，出现该力的最大值。

在图表1200中的点1206处，致动器装配件处于阻力阈值。因此，致动器装配件的速度是零。线1208表示图表1200中的点1204与点1206之间的致动器装配件的行为。

如果施加到致动器装配件的阻力超过阻力阈值，则速度变为负。换句话说，致动器装配件将基于由致动器遇到的阻力量而缩回或缩短。以此方式，对接系统108中的每个致动器装配件在对接系统108的延伸期间被动地且独立地运转。

接着参考图13，根据说明性实施例描述了衰减模式中的对接系统的图表的说明。在本说明性示例中，图表1300说明了基于施加到相应于致动器的离合器的力的致动器装配件的相对位置。图表1300示出了图7中的对接系统108中的每个致动器装配件的行为。

在本描述的示例中，图表1300具有x轴线1302和y轴线1304。x轴线1302表示致动器装配件中的细长构件的相对位置(英寸)。换句话说，致动器装配件的长度被示出为沿着x轴线1302。

如所说明的，y轴线1304表示离合器负载(磅)。在本说明性示例中，离合器负载阈值被标记为Fmax 1305。离合器负载阈值Fmax 1305是离合器将在不滑动的情况下经受的力的最大量。在本说明性示例中，Fmax 1305是预定值。当离合器负载达到Fmax 1305时，离合器被配置为滑动。

在本说明性示例中，位置1306表示致动器装配件的当前长度。空转1308是致动器装配件因为齿轮和接头中的机械空转可以延长或缩短的距离，通常也被称为“后冲(backlash)”。

在本描述的示例中，致动器装配件一旦经过空转1308则抵抗离开位置1306。随着离合器负载增加，致动器装配件的位置响应于负载增加而改变。线1310和线1312是刚度曲线，其示出了存在致动器装配件依据所施加的压缩负载或拉伸负载的成比例的位移。当负载达到可滑动负载时，致动器装配件将不抵抗负载增加，而是以恒定阻力滑动。

当离合器负载达到Fmax 1305时，离合器滑动，同时继续以Fmax 1305的负载来抵抗，并且滑动发生，直到致动器不再面对通过对接环702的阻力。在这种情况下，在图表1300中由箭头1307表示滑动。结果，离合器负载减少。线1314表示减少的离合器负载的一个示例。位置1316是致动器装配件的新位置，其表示在滑动发生之后致动器装配件的新的延长状态。致动器装配件现在以与如上所述相同的方式来抵抗自位置1316的运动。

在相反方向上出现相似结果。当离合器负载达到Fmin 1317时，滑动发生，直到离合器负载幅度被减小。在这种情况下，滑动由图表1300中的箭头1309来表示。线1318表示减小离合器负载幅度的一个示例。位置1320是致动器装配件的新位置，表示在滑动发生之后致动器装配件的新缩短长度。致动器装配件现在抵抗自位置1320的运动。

如本图中所述，衰减过程在衰减状态期间将发生一次或多次，直到离合器负载不再达到Fmax 1305或Fmin 1317，并且因此不发生滑动。以此方式，对接系统108被配置为将力衰减并且吸收航天飞机106与空间站107之间的剩余的相对运载器能量。每个致动器装配件使用本图中所示的衰减过程独立地移动。

现在参考图14，根据说明性实施例描述了对接航天器的过程的流程图的说明。如所描述的，图14中所述的过程可以是在对接环境200中使用图2中的对接系统210所实施的过程的示例。特别地，图14中所述的过程是可以在图4中的状态机400中所示的延伸状态402期间执行的操作的示例。

所述过程开始于轴向移动细长构件使得用于航天器的对接结构移动(操作1400)。再者，该过程确定对接结构是否在沿着对接结构的点处接触第二结构的对接环(操作1402)。如果对接结构接触对接环，则该接触响应于由对接环施加到对接结构的负载而将最接近沿着对接结构的点的细长构件的运动速率减慢(操作1404)。如果对接结构不与对接环连接，则该过程返回到操作1400。

在操作1400和操作1402期间，每个细长构件300均独立地操作。换句话说，当一些细长构件300的运动速率减慢时，其他细长构件继续以被命令的速率328移动。

此后，该过程使用对准特征件组将对接结构和对接环对准(操作1406)。然后作出关于对接结构是否在对接环的期望距离内的判断(操作1408)。

如果对接结构在对接环的期望距离内，则作出关于对接结构是否具有与对接环的期望对准的判断(操作1410)。如果是，则该过程附连对接结构和对接环(操作1412)，其中该过程此后结束。

返回操作1408，如果对接结构不在对接环的期望距离内，则该过程返回到操作1400，如以上所述。在关于操作1410的相似方式中，如果对接结构不具有与对接环的期望对准，则该过程返回到操作1400。

接着参考图15，根据说明性实施例描述了对接航天器的过程的流程图的另一说明。如所描述的，图15中所述的过程可以是在对接环境200中使用图2中的对接系统210所实施的过程的示例。特别地，图15中所述的过程是可以在图14中的操作1412期间执行的操作的示例。

该过程开始于接收命令以展开附连系统(操作1500)。接着，该过程展开附连系统(操作1502)。然后该过程将对接结构连接到对接环(操作1504)。在将对接结构连接到对接环之后，然后该过程进入衰减状态(操作1506)，其中该过程此后结束。

接着转向图16，根据说明性实施例描述了对接航天器的过程的流程图的又一说明。如所描述的，图16中所述的过程可以是在对接环境200中使用图2中的对接系统210实施的过程的示例。特别地，图16中所述的过程是可以在图4中的状态机400中所示的衰减状态406期间执行的操作的示例。

该过程开始于使用细长构件施加力(操作1600)。每个细长构件300可以独立于其他细长构件300而施加力342。

接着，作出关于力是否达到期望阈值(操作1602)的判断。例如，作出关于用于每个细长构件300的力342是否达到期望阈值344的判断。

如果力达到了期望阈值，则该过程限制由每个细长构件施加的力(操作1604)。限制由每个细长构件300施加的力可以使用滑动离合器来实现，如上所述。如果力没有达到期望阈值，则该过程返回到操作1600。

此后，该过程将细长构件从第一位置移动到第二位置(操作1606)，其中该过程返回到操作1600。衰减状态406将继续，直到对接结构212和对接环218不相对于彼此移动超过选择的公差。这些选择的公差可以是空转1308(如图13中所述)。

在对接完成之后，可以发生对接结构212的缩回状态408。对接结构212的缩回状态408可以响应于断开附连系统306或使空间站214更接近航天器202的命令而发生，使得增压隧道可以被展开以将航天器202连接到空间站214。

在说明性实施例中，在不同描述的实施例中的流程图和框图示出了装置和方法的一些可能实施方式的构造、功能以及操作。在这点上，流程图或框图中的每个框可以表示模块、区段、功能和/或操作或步骤的一部分。

在说明性实施例的一些可替代的实施方式中，框中记录的一种或多种功能可以图中所记录的顺序之外的顺序进行。例如，在一些情况下，连续示出的两个框可以被基本同时执行，或者所述框有时可以以相反顺序执行，这取决于所涉及的功能。再者，除了流程图或方框图中所示的框之外，还可以添加其他框。

在如图17中所示的航天器制造和维护方法1700和如图18中所示的航天器1800的背景中，可以描述本公开的说明性实施例。首先转向图17，根据说明性实施例以方框图形式描述了航天器制造和维护方法的说明。对接系统210和对接系统210内的组件可以在航天器制造和维护方法1700的各种阶段期间被制造和安装。在地面上或一些情况下在太空中可以作出这些修改。

在预生产期间，航天器制造和维护方法1700可以包括图18中的航天器1800的规格和设计1702以及材料采购1704。在生产期间，进行图18中的航天器1800的组件和子装配件制造1706以及系统整合1708。

此后，图18中的航天器1800可以经历检验1710以便投入使用1712中。检验1710可以包括满足客户需求、工业需求、政府需求或其一些组合。在由顾客使用时，图18中的航天器1800定期进行日常维修和维护1714，其可以包括修改、重新配置、翻新以及其他维修或维护。

航天器制造和维护方法1700的每个过程均可以由系统集成商、第三方和/或操作者来执行或完成。在这些示例中，操作者可以是客户。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任意数量的航天器制造商和主系统承包商；第三方可以包括但不限于任意数量的销售商、转包商和供应商；并且操作者可以是公司、军事实体、服务组织等等。

现在参考图18，以可以实施说明性实施例的方框图形式描述了航天器的说明。在本说明性示例中，航天器1800由图17中的航天器制造和维护方法1700生产。航天器1800可以包括具有多个系统1804的框架1802和内部1806。

多个系统1804的示例包括推进系统1808、电气系统1810、液压系统1812、环境系统1814以及热保护系统1816中的一个或多个。虽然示出的是航空航天示例，但是不同说明性实施例可以应用到其他产业，例如飞行器行业、汽车工业、船舶工业和/或其他合适工业。

本文所呈现的装置和方法可以在图17中的航天器制造和维护方法1700中的至少一个阶段期间使用。特别地，图2的对接系统210可以在航天器制造和维护方法1700的任意一个阶段期间被安装。例如但不限于，图2的对接系统210可以在组件和子装配件制造1706、系统整合1708、日常维修和维护1714或航天器制造和维护方法1700的某一其他阶段中的至少一个期间被安装在航天器1800中。

在一个说明性示例中，图17中的组件和子装配件制造1706中生产的组件或子装配件可以按照与航天器1800处于图17的使用1712中时生产的组件或子装配件类似的方式被生产或制造。

作为又一示例，若干装置实施例、方法实施例或其组合可以在生产阶段期间被利用，例如在图17中的组件和子装配件制造1706以及系统整合1708中被利用。

当航天器1800在图17的使用1712和/或在维修和维护1714期间时，若干装置实施例、方法实施例或其组合可以被利用。若干不同说明性实施例的使用可以显著加快飞行器1800的装配和/或降低飞行器1800的成本。

因此，说明性实施例提供了用于对接航天器202的方法和装置。该装置包括细长构件300、运动系统302以及将运动系统302连接到细长构件300的力管理系统304。细长构件300与用于航天器202的对接结构212相关联。运动系统302被配置为轴向移动细长构件300，使得用于航天器202的对接结构212移动。每个细长构件300彼此独立地移动。力管理系统304被配置为在细长构件300的运动期间，将由每个细长构件300所施加的力342限制为期望阈值344。

通过使用对接系统210，将航天器202对接到第二结构不需要复杂控制法、负载传感器或软件。而是，对接系统210简化了所述过程，因为力的衰减以被动方式发生而无闭环的控制系统。结果，对接系统210需要较少硬件并且因此对接系统210比一些当前使用的对接系统更轻且不那么复杂。

另外，对接系统210使用具有机械组件的简化系统来操作，其具有在太空中获得不期望结果的较小概率。因此，对接系统210可以比其他对接系统更可靠。

已经呈现了对不同说明性实施例的描述，其目的是为了说明和描述，并且不是为了穷举或者将实施例限制为所公开的形式。多种修改和变化对本领域的普通技术人员将是显而易见的。而且，不同的说明性实施例可以提供相比于其他可期望实施例的不同特征。选择的一个实施例或多个实施例被选定并描述以便更好地解释实施例的原理、实际应用并且使本领域其他普通技术人员能够理解本公开的具有适合于预期的特定用途的各种修改的各种实施例。

Claims (16)

1.一种装置，其包括：

细长构件，其与用于航天器的对接结构相关联；

运动系统，其被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及

力管理系统，其在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

2.根据权利要求1所述的装置，其中所述对接结构将所述航天器连接到从对接环、空间站、卫星以及航天器中的一个选择的第二结构。

3.根据权利要求2所述的装置，其中所述力管理系统响应于由所述第二结构施加的负载而被动限制由每个所述细长构件施加的所述力。

4.根据权利要求2-3所述的装置，其进一步包括：

附连系统，其被配置为将所述对接结构固定到所述第二结构。

5.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述对接结构选自捕获环和连杆中的一个。

6.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述细长构件以若干自由度移动所述对接结构。

7.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述运动系统被配置为操作在从延伸、衰减或缩回中的至少一个选择的状态中。

8.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述对接结构包括配合接口和对准特征件组。

9.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述力管理系统中的每个均包括滑动离合器、液压离合器、电磁离合器、电磁马达、软件或电子控制器中的至少一个。

10.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述运动系统中的每个均包括马达，所述马达被配置为以被命令的速率移动相应的细长构件。

11.根据权利要求10所述的装置，其中所述马达被配置为基于放置在所述相应的细长构件上的负载而减小所述相应的细长构件的运动速率。

12.根据权利要求10-11所述的装置，其中在所述力管理系统中的一个力管理系统包括滑动离合器，所述滑动离合器配置为在所述力达到所述期望阈值时滑动，使得所述相应的细长构件从第一位置移动到第二位置。

13.一种用于对接航天器的方法，所述方法包括：

轴向移动细长构件使得用于所述航天器的对接结构移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及

在所述细长构件的运动期间将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

14.根据权利要求13所述的方法，其进一步包括：

使用附连系统将所述对接结构连接到第二结构。

15.根据权利要求13-14所述的方法，其中限制所述力包括：

响应于由第二结构施加的负载而被动地限制由每个所述细长构件施加的所述力。

16.根据权利要求13-15所述的方法，其进一步包括：

基于放置在相应的细长构件上的负载而减小马达的运动速率。