CN208070052U - 用于飞行器的交会对接装置和航天系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于飞行器的交会对接装置以及航天系统。用于飞行器的交会对接装置包括：安装平台，安装平台适于安装于目标飞行器且具有供目标飞行器的目标对接接口伸出的贯通孔；伸缩装置，伸缩装置可伸缩地设于安装平台；抓取机构，抓取机构设于伸缩装置，抓取机构在适于抓取追踪飞行器的抓取状态和释放追踪飞行器的释放状态之间切换；控制装置，控制装置分别与伸缩装置和抓取机构通讯。根据本实用新型的用于飞行器的交会对接装置，结构简单、操作方便、对接速度快。

Description

用于飞行器的交会对接装置和航天系统

技术领域

本实用新型涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种用于飞行器的交会对接装置和具有所述用于飞行器的交会对接装置的航天系统。

背景技术

空间交会对接是指追踪飞行器与目标飞行器在空间轨道上交会，并在结构上连成一个整体的过程。飞行器的空间交会对接有如下三个方面的作用：一是可以弥补火箭运载能力不足，完成大型空间站的组装；二是可以实现空间站等飞行器的补给、维修以及应急情况下航天员的救援；三是可以实现飞行器优化重构，组成飞往其他星体的飞行器。

空间交会对接的控制方式可以划分为如下4种方式：

(1)遥控操作：追踪飞行器的控制不依靠航天员，而是由地面站通过遥测和遥控来实现，这种方式要求在全球设站或者有中继卫星协助；

(2)手动操作：在地面测控站的指导下，由航天员在轨道上对追踪飞行器的姿态和轨道进行观察和判断，然后手动操作完成，这种方式要求航天员训练有素，但对接成功率很高；

(3)自动控制：追踪飞行器的控制不依靠航天员，而是由船载设备和地面站相结合实现交会对接，该控制方式亦要求在全球设站或有中继卫星协助；

(4)自主控制：追踪飞行器的控制不依靠航天员与地面站，完全由船载设备自主实现交会对接。

然而，以上四种对接方式，在两个飞行器对接停靠阶段，需要追踪飞行器利用由摄像敏感器和接近敏感器组成的测量系统精确测量两个飞行器的距离、相对速度和姿态，使得两个飞行器的轴线完全位于同一条直线上，再利用栓-锥或异体同构周边对接装置的抓手、缓冲器、传力机构和锁紧机构使两个飞行器在结构上实现硬连接，完成信息传输总线、电源线和流体管线的连接。这种对接结构不仅结构复杂、操作难度高，而且对接时间长。

实用新型内容

本实用新型旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本实用新型提出一种用于飞行器的交会对接装置，所述用于飞行器的交会对接装置具有结构简单、操作方便、对接速度快等优点。

本实用新型还提出一种具有所述用于飞行器的交会对接装置的航天系统。

根据本实用新型第一方面实施例的用于飞行器的交会对接装置，包括：安装平台，所述安装平台适于安装于目标飞行器且具有供所述目标飞行器的目标对接接口伸出的贯通孔；伸缩装置，所述伸缩装置可伸缩地设于所述安装平台；抓取机构，所述抓取机构设于所述伸缩装置，所述抓取机构在适于抓取追踪飞行器的抓取状态和释放所述追踪飞行器的释放状态之间切换；控制装置，所述控制装置分别与所述伸缩装置和所述抓取机构通讯。

根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置，结构简单、操作方便、对接速度快。

另外，根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置还具有如下附加的技术特征：

根据本实用新型的一些实施例，所述安装平台为圆台形，所述安装平台以其直径较小的端面远离所述目标飞行器的方式安装于所述目标飞行器，所述贯通孔的中心轴线与所述安装平台的中心轴线重合，所述伸缩装置可伸缩地设于所述安装平台的直径较小的端面。

根据本实用新型的一些实施例，所述伸缩装置包括：至少一个伸缩单元，所述伸缩单元可伸缩地设于所述安装平台且与所述控制装置通讯；对接平台，所述对接平台设于所述伸缩单元且在所述伸缩单元的带动下临近或远离所述安装平台，所述抓取机构设于所述对接平台。

在本发明的一些实施例中，所述伸缩单元为多个且分别与所述控制装置通讯，每个所述伸缩单元的伸缩动作和伸缩量由所述控制装置独立控制。

在本发明的一些具体实施例中，所述对接平台为环形，所述对接平台的内直径大于所述目标对接接口的外直径，所述至少一个伸缩单元缩回时所述对接平台贴合于所述安装平台且所述目标对接接口穿过所述对接平台；并且/或者，每个所述伸缩单元具有依次嵌套设置的多个伸缩节。

在本发明的一些实施例中，所述抓取机构包括：驱动单元，所述驱动单元与所述控制装置通讯；多个抓取单元，多个所述抓取单元设于所述对接平台且分别与所述驱动单元传动连接；其中，所述抓取机构处于抓取状态时，多个所述抓取单元彼此聚拢以抓取所述追踪飞行器；所述抓取机构处于释放状态时，多个所述抓取单元彼此离散以释放所述追踪飞行器。

进一步地，每个所述抓取单元包括：滑轨，所述滑轨设于所述对接平台且沿所述对接平台的径向延伸；滑动件，所述滑动件可滑动地配合于所述滑轨且与所述驱动单元传动连接；抓取卡箍，所述抓取卡箍设于所述滑动件。

有利地，所述驱动单元为多个，多个所述抓取单元与多个所述驱动单元一一对应，每个所述抓取单元的动作由对应的驱动单元独立控制。

在本发明的一些具体实施例中，所述抓取机构包括：驱动单元，所述驱动单元与所述控制装置通讯；第一连杆，所述第一连杆的一端枢转连接至所述对接平台且与所述驱动单元传动连接；第二连杆，所述第二连杆的一端与所述第一连杆的另一端枢转连接；抓取件，所述抓取件连接于所述第二连杆的另一端，所述抓取件为电磁件，所述抓取件接收到所述控制装置的预定电流信号时产生吸引所述追踪飞行器上电磁体的电磁力。

根据本实用新型第二方面实施例的航天系统，包括：目标飞行器，所述目标飞行器具有目标对接接口；追踪飞行器；以及用于所述追踪飞行器与所述目标飞行器对接的根据本实用新型第一方面实施例所述的用于飞行器的交会对接装置，其中，所述安装平台由所述目标飞行器的壳体一体形成，或者，所述安装平台为单独件且可拆卸地安装于所述目标飞行器。

根据本实用新型实施例的航天系统，通过利用如上所述的用于飞行器的交会对接装置，结构简单、操作方便、对接速度快。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

图1是根据本实用新型实施例的航天系统在目标飞行器与追踪飞行器交汇对接前的结构示意图；

图2是根据本实用新型实施例的航天系统在目标飞行器与追踪飞行器交汇对接过程中的结构示意图；

图3是根据本实用新型实施例的航天系统在目标飞行器与追踪飞行器交汇对接完成后的结构示意图；

图4是根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置和目标飞行器的结构示意图；

图5是根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置和目标飞行器的结构示意图；

图6是根据本实用新型的一个可选实施例的用于飞行器的交会对接装置和目标飞行器的结构示意图；

图7是根据本实用新型的一个可选实施例的航天系统在目标飞行器与追踪飞行器交会对接前的结构示意图；

图8是根据本实用新型的一个可选实施例的航天系统目标飞行器与追踪飞行器交汇对接过程中的结构示意图；

图9根据本实用新型的一个可选实施例的航天系统在目标飞行器与追踪飞行器交汇对接完成后的结构示意图。

附图标记：

航天系统1，

用于飞行器的交会对接装置10，

安装平台100，贯通孔101，

伸缩装置200，伸缩节210，

抓取机构300，滑轨311，滑动件312，抓取卡箍313，转动机构314，

第一连杆321，第二连杆322，抓取件323，

对接平台400，

目标飞行器20，目标对接接口21，

追踪飞行器30，追踪对接接口31。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

下面参考附图描述根据本实用新型第一方面实施例的用于飞行器的交会对接装置10。

如图1-图9所示，根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置10，包括：安装平台100、伸缩装置200、抓取机构300和控制装置(图中未示出)。

具体而言，安装平台100适于安装于目标飞行器，安装平台100具有供目标飞行器的目标对接接口伸出的贯通孔101。伸缩装置200可伸缩地设于安装平台100，如图2和图8所示，伸缩装置200全部向外伸出；如图1、图3、图7和图9所示，伸缩装置200全部缩回。抓取机构300用于抓取并引导追踪飞行器，抓取机构300设于伸缩装置200，抓取机构300在适于抓取追踪飞行器的抓取状态和释放所述追踪飞行器的释放状态之间切换。

举例而言，伸缩装置200伸出时驱动抓取机构300沿安装平台100的轴向远离安装平台100，伸缩装置200缩回时驱动抓取机构300沿安装平台100的轴向靠近安装平台100。控制装置分别与伸缩装置200和抓取机构300通讯，以对伸缩装置200和抓取机构300的运动进行控制。

下面参照附图详细描述根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置10的工作过程。

当追踪飞行器与目标飞行器之间的距离很近(例如0.1m-5m)时，控制装置控制伸缩装置200伸出，抓取机构300随着伸缩装置200一起伸出，接着，控制装置控制抓取机构300动作，以抓取追踪飞行器并引导追踪飞行器，使得追踪飞行器与目标飞行器对中，即，使得追踪飞行器的中心轴线与目标飞行器的中心轴线重合，同时，控制装置控制伸缩装置200缩回到安装平台100，追踪飞行器的追踪对接接口与目标飞行器的目标对接接口相配合，从而完成追踪飞行器和目标飞行器之间的交会对接。

优选地，伸缩装置200在伸出过程中，能够驱动抓取机构300朝向任意方向适当地倾斜，以调整追踪飞行器的姿态，例如，抓取机构300的倾斜角度可以为0-45°。

应当理解，由于本实用新型的用于飞行器的交会对接装置10的交会对接过程是在太空完成，而在太空中，追踪飞行器所受的地球引力很小，用于飞行器的交会对接装置10只需要很小的力就能够将追踪飞行器移动至最终满足精确对接的位置，因此，本实用新型的用于飞行器的交会对接装置10的部件可以设计的比较小巧，且对部件的强度要求也不是很高。

综上所述，根据本实用新型实施例的用于飞行器的交会对接装置10，结构简单、操作方便、对接速度快。

在本实用新型的一些具体实施例中，如图1-图3和图7-图9所示，安装平台100可以为圆台形，安装平台100以其直径较小的端面远离目标飞行器的方式安装于目标飞行器，伸缩装置200可伸缩地设于安装平台100的直径较小的端面，以减小目标飞行器在飞行过程中的阻力。贯通孔101的中心轴线与安装平台100的中心轴线重合，安装平台100与目标对接接口同轴设置。

需要说明的是，由于伸缩装置200伸缩时受到的外力较小，因此，安装平台100可以为框架结构或壳体结构，只要保证安装平台100上能够安装伸缩装置200即可。有利地，安装平台100为轻质件，例如，安装平台100为铝合金件，以减轻重量。

根据本实用新型的一些实施例，如图2和图8所示，伸缩装置200包括至少一个伸缩单元和对接平台400。伸缩单元可伸缩地设于安装平台100，且伸缩单元与控制装置通讯。具体地，伸缩单元可以是液压驱动、气压驱动或电驱动中的至少一种。对接平台400设于伸缩单元，对接平台400在伸缩单元的带动下临近或远离安装平台100，抓取机构300设于对接平台400。

其中，“至少一个伸缩单元”指的是，伸缩单元可以为一个或者多个。伸缩单元为多个时，多个伸缩单元分别与控制装置通讯，每个伸缩单元的伸缩动作和伸缩量由控制装置独立控制。如此，在控制装置的控制下，不仅能够使对接平台400在伸缩单元的推动下靠近或者远离追踪飞行器，而且通过控制各个伸缩单元的伸缩量不同，能够使得对接平台400朝向任意方向适当地倾斜。

另外，在追踪飞行器的中心轴线与目标飞行器的中心轴线不平行时，通过伸缩单元的调节，可以使得对接平台400所在平面与追踪飞行器的轴线垂直，抓取机构300抓取追踪飞行器后，控制装置再次调整各个伸缩单元的伸缩量，从而使得追踪飞行器的中心轴线与目标飞行器的中心轴线平行，即可完成对追踪飞行器的姿态的调整。

有利地，如图2和图8所示，多个伸缩单元沿目标对接接口的周向间隔设置，且多个伸缩单元邻近安装平台100的外周面，以保证较大的调整空间。更有利地，多个伸缩单元沿目标对接接口的周向均匀分布，以利于保证对接准确性和平稳性。可选地，伸缩单元设置为三个，从而使得该伸缩装置200结构简单，并易于控制。

在本实用新型的一些实施例中，如图2和图8所示，每个伸缩单元具有依次嵌套设置的多个伸缩节210，每个伸缩节210沿安装平台100的轴向可移动。这样，伸缩单元的多个伸缩节210全部缩回时，该伸缩单元沿其长度方向所需的安装空间较小；伸缩单元的多个伸缩节210全部伸出时，该伸缩单元的长度最大，从而扩大了伸缩单元的伸缩范围，增大了用于飞行器的交会对接装置10的工作空间。

根据本实用新型的一些实施例，如图1-图9所示，对接平台400为环形，对接平台400的内直径大于目标对接接口的外直径，所述至少一个伸缩单元完全缩回时，对接平台400贴合于安装平台100且目标对接接口穿过对接平台400，从而保证目标飞行器和追踪飞行器的顺利对接。

有利地，如图1-图9所示，对接平台400为圆环形，且对接平台400与安装平台100同轴设置，从而利于保证追踪飞行器的中心轴线和目标飞行器的中心轴线相互平行。

这里，对接平台400与安装平台100同轴设置是个相对概念，对接平台400与安装平台100相贴合时，对接平台400的中心轴线与安装平台100的中心轴线重合，对接平台400实际上相对于安装平台100可以倾斜。

根据本实用新型的一些实施例，如图1-图5和图7-图9所示，抓取机构300包括：驱动单元和多个抓取单元，驱动单元与控制装置通讯。具体地，驱动单元可以为直线异步电机或液压推进器等。多个抓取单元设于对接平台400，多个抓取单元沿对接平台400的周向间隔设置，且多个抓取单元分别与驱动单元传动连接。其中，抓取机构300处于抓取状态时，多个抓取单元彼此聚拢以抓取追踪飞行器；抓取机构300处于释放状态时，多个抓取单元彼此离散以释放追踪飞行器。

进一步地，如图1-图5和图7-图9所示，每个抓取单元包括：滑轨311、滑动件312和抓取卡箍313。滑轨311设于对接平台400且沿对接平台400的径向延伸。滑动件312与驱动单元传动连接，滑动件312与滑轨311可滑动地配合。也就是说，驱动单元驱动滑动件312沿着滑轨311滑动。抓取卡箍313与滑动件312的内端(即滑动件312的邻近对接平台400的中心的一端)相连。

更进一步地，抓取单元为三个且沿对接平台400的周向均匀分布，即，相邻两个抓取单元的滑轨311的中心轴线之间的夹角为120°。

应当理解，驱动单元可以为多个，多个抓取单元与多个驱动单元一一对应，每个抓取单元的动作由对应的驱动单元独立控制。也就是说，每个滑动件312的移动可以被单独控制，即，多个滑动件312的移动彼此独立、互不干涉。这样，多个抓取卡箍313可以抓取位于对接平台400所在平面内任意位置的追踪飞行器。

可选地，如图4和图5所示，抓取卡箍313通过转动机构314与滑动件312的内端可转动地相连，从而可以扩大抓取卡箍313的抓取范围，利于抓取卡箍313方便且精确地抓取追踪飞行器。例如，转动机构314为关节轴承，使得抓取卡箍313能够以任意角度转动，从而能够使抓取卡箍313更加方便和精确地抓取追踪飞行器。其中，抓取卡箍313可以为弧形，以便可靠抓取追踪飞行器。

有利地，抓取卡箍313为电磁件，相应地，追踪飞行器上设置电磁体，抓取卡箍313与控制装置相连。在控制装置给抓取卡箍313预定电流信号时，抓取卡箍313在与电磁体之间的电磁力的作用下能够更加可靠地抓取追踪飞行器。

根据本实用新型的一个可选实施例，如图6所示，抓取机构300包括：驱动单元、第一连杆321、第二连杆322和抓取件323。第一连杆321的一端枢转连接至对接平台400且与驱动单元传动连接。第二连杆322的一端与第一连杆321的另一端枢转连接。

抓取件323与第二连杆322的另一端相连。抓取件323为电磁件，且抓取件323与控制装置相连。相应地，追踪飞行器上设置电磁体，在控制装置给抓取件323预定电流信号时，抓取件323在与电磁体之间的电磁力的作用下能够更加可靠地抓取追踪飞行器，并引导追踪飞行器向目标飞行器靠近以完成对接。其中，抓取件323可以为弧形，以便可靠抓取追踪飞行器。

根据本实用新型的一些实施例，控制装置包括：测量单元和控制单元。测量单元用于测量目标飞行器和追踪飞行器之间的相对位置和各自的飞行姿态。控制单元分别与伸缩装置200、抓取机构300和测量单元相连，控制单元根据测量单元测得的数据向伸缩装置200和抓取机构300发出相应的动作指令，以调整目标飞行器和追踪飞行器之间的相对位置和各自的飞行姿态。

举例而言，测量单元包括分别设置在追踪飞行器上的用于远距离测量的微波雷达、用于中远距离测量的激光雷达和用于近距离测量的光学成像敏感器以及分别设置在目标飞行器上的信标、应答机和通信设备。

具体地，在目标飞行器和追踪飞行器之间的距离较远(例如为2km至45km)时，由微波雷达测量这两个飞行器之间的相对位置，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器靠近目标飞行器；

在目标飞行器和追踪飞行器之间的距离稍远(例如为100m至2km)时，由激光雷达测量这两个飞行器之间的相对位置，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器进一步靠近目标飞行器；

当目标飞行器与追踪飞行器之间的距离较近(例如为0.5m-100m)时，光学成像敏感器提供这两个飞行器之间的高精度六自由度相对位置及姿态导航信息，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器更进一步靠近目标飞行器；

当目标飞行器与追踪飞行器之间的距离更近(例如为0.1m-5m)时，控制单元根据光学成像敏感器的测量数据控制伸缩装置200和抓取机构300动作，以完成两者的交会对接。

具体而言，根据本实用新型实施例的航天系统1，目标飞行器20具有目标对接接口21。追踪飞行器30具有追踪对接接口31。目标飞行器20和追踪飞行器30交会对接时目标对接接口21与追踪对接接口31相配合。

下面参照附图详细描述根据本实用新型实施例的航天系统1的交会对接过程。

S1：目标飞行器20与追踪飞行器30主动逼近阶段：

在目标飞行器20与追踪飞行器30的相对距离较远时，测量单元通过微波雷达测量两个飞行器之间的位置信息以及姿态信息，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器30逐渐靠近目标飞行器20；

在目标飞行器20与追踪飞行器30的相对距离稍远时，测量单元通过激光雷达测量两个飞行器之间的位置信息以及姿态信息，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器30进一步靠近目标飞行器20；

当目标飞行器20与追踪飞行器30的相对距离较近时，测量单元通过光学成像敏感器测量两个飞行器之间的位置信息以及姿态信息，控制单元根据测量数据控制追踪飞行器30更进一步靠近目标飞行器20。

S2：用于飞行器的交会对接装置10抓取追踪飞行器30阶段：

控制单元根据测量单元反馈的测量数据控制伸缩装置200伸出，对接平台400逐渐靠近追踪飞行器30，直到追踪飞行器30位于抓取机构300的抓取范围内时，控制单元控制抓取机构300向追踪飞行器30移动，并最终抓取追踪飞行器30。

S3：用于飞行器的交会对接装置10引导追踪飞行器30阶段：

对接平台400引导追踪飞行器30调整姿态，使得追踪飞行器30的中心轴线与目标飞行器20的中心轴线平行，抓取机构300将追踪飞行器30引导至与目标飞行器20同轴线的位置，接着伸缩装置200缩回。

S4：对接阶段：

追踪飞行器30的追踪对接接口31与目标飞行器20的目标对接接口21接触，在控制装置的控制下，追踪飞行器30与目标飞行器20完成对接后，抓取机构300松开追踪飞行器30。

根据本实用新型实施例的航天系统1，通过利用如上所述的用于飞行器的交会对接装置10，结构简单、操作方便、对接速度快。

在本实用新型的一些实施例中，如图1-图3所示，安装平台100与目标飞行器20的壳体为一体成型件，即，安装平台100由目标飞行器20的壳体直接形成，从而简化了装配过程；在本实用新型的一个可选实施例中，如图7-图9所示，安装平台100为单独件，安装平台100可拆卸地安装于目标飞行器20，从而使得用于飞行器的交会对接装置10具有较强的实用性，无需对目标飞行器20作出较大的改造便可完成安装。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“上”、“下”、“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“具体实施例”、“示例”或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，包括：

安装平台，所述安装平台适于安装于目标飞行器且具有供所述目标飞行器的目标对接接口伸出的贯通孔；

伸缩装置，所述伸缩装置可伸缩地设于所述安装平台；

抓取机构，所述抓取机构设于所述伸缩装置，所述抓取机构在适于抓取追踪飞行器的抓取状态和释放所述追踪飞行器的释放状态之间切换；

控制装置，所述控制装置分别与所述伸缩装置和所述抓取机构通讯。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述安装平台为圆台形，所述安装平台以其直径较小的端面远离所述目标飞行器的方式安装于所述目标飞行器，所述贯通孔的中心轴线与所述安装平台的中心轴线重合，所述伸缩装置可伸缩地设于所述安装平台的直径较小的端面。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述伸缩装置包括：

至少一个伸缩单元，所述伸缩单元可伸缩地设于所述安装平台且与所述控制装置通讯；

对接平台，所述对接平台设于所述伸缩单元且在所述伸缩单元的带动下临近或远离所述安装平台，所述抓取机构设于所述对接平台。

4.根据权利要求3所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述伸缩单元为多个且分别与所述控制装置通讯，每个所述伸缩单元的伸缩动作和伸缩量由所述控制装置独立控制。

5.根据权利要求3所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述对接平台为环形，所述对接平台的内直径大于所述目标对接接口的外直径，所述至少一个伸缩单元缩回时所述对接平台贴合于所述安装平台且所述目标对接接口穿过所述对接平台；并且/或者，每个所述伸缩单元具有依次嵌套设置的多个伸缩节。

6.根据权利要求3所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述抓取机构包括：

驱动单元，所述驱动单元与所述控制装置通讯；

多个抓取单元，多个所述抓取单元设于所述对接平台且分别与所述驱动单元传动连接；

其中，所述抓取机构处于抓取状态时，多个所述抓取单元彼此聚拢以抓取所述追踪飞行器；

所述抓取机构处于释放状态时，多个所述抓取单元彼此离散以释放所述追踪飞行器。

7.根据权利要求6所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，每个所述抓取单元包括：

滑轨，所述滑轨设于所述对接平台且沿所述对接平台的径向延伸；

滑动件，所述滑动件可滑动地配合于所述滑轨且与所述驱动单元传动连接；

抓取卡箍，所述抓取卡箍设于所述滑动件。

8.根据权利要求6所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述驱动单元为多个，多个所述抓取单元与多个所述驱动单元一一对应，每个所述抓取单元的动作由对应的驱动单元独立控制。

9.根据权利要求3所述的用于飞行器的交会对接装置，其特征在于，所述抓取机构包括：

驱动单元，所述驱动单元与所述控制装置通讯；

第一连杆，所述第一连杆的一端枢转连接至所述对接平台且与所述驱动单元传动连接；

第二连杆，所述第二连杆的一端与所述第一连杆的另一端枢转连接；

抓取件，所述抓取件连接于所述第二连杆的另一端，所述抓取件为电磁件，所述抓取件接收到所述控制装置的预定电流信号时产生吸引所述追踪飞行器上电磁体的电磁力。

10.一种航天系统，其特征在于，包括：

目标飞行器，所述目标飞行器具有目标对接接口；

追踪飞行器；

以及用于所述追踪飞行器与所述目标飞行器对接的根据权利要求1-9中任一项所述的用于飞行器的交会对接装置，其中，所述安装平台由所述目标飞行器的壳体一体形成，或者，所述安装平台为单独件且可拆卸地安装于所述目标飞行器。