我國載人航天器對接機構(gòu)技術(shù)發(fā)展

張崇峰 姚建 劉志 丁立超 程芳華 邱華勇

(1 上海航天技術(shù)研究院，上海 201109)(2 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

2021年4月29日，中國空間站第一個艙段——天和核心艙由長征五號運載火箭成功發(fā)射，揭開了中國空間站建設(shè)和運行的序幕，我國載人航天也由此開啟了空間站建設(shè)的新征程[1]。我國空間站主要通過交會對接手段進行組建，截至2022年7月，我國載人航天器已經(jīng)完成了21次對接操作。

空間交會使兩個航天器在空間軌道上會合，而空間對接使兩個航天器在空間軌道上結(jié)合并在結(jié)構(gòu)上連接成一個整體?？臻g對接已成為現(xiàn)代復(fù)雜航天器在軌運行的重要操作活動，也是載人航天活動必須掌握的一項基本技術(shù)[2]。載人空間對接技術(shù)的作用主要體現(xiàn)在3個方面：一是為長期運行的空間設(shè)施進行物資補給、設(shè)備回收、燃料加注和人員輪換等服務(wù)；二是空間站等大型空間設(shè)施的在軌建造和運行服務(wù)；三是航天器在軌進行重構(gòu)，實現(xiàn)系統(tǒng)優(yōu)化降低對運載能力的要求。

空間對接要解決航天器的捕獲、碰撞緩沖、剛性連接、密封以及安全可靠分離等問題，并避免對接過程中的硬碰撞，減小沖擊力?？臻g對接機構(gòu)是實施空間對接任務(wù)的執(zhí)行機構(gòu)，它的研究涉及機構(gòu)、結(jié)構(gòu)、動力學(xué)、控制等方面的理論與技術(shù)，同時還要適應(yīng)復(fù)雜空間環(huán)境的苛刻要求，因此，對接機構(gòu)技術(shù)的掌握困難重重。

我國從1994年起開展載人空間對接機構(gòu)的論證工作。2011年11月3日，采用我國自主研制的空間對接機構(gòu)成功實現(xiàn)了神舟八號飛船和天宮一號目標(biāo)飛行器的首次在軌對接。在經(jīng)過神舟九號、神舟十號和神舟十一號載人飛船的對接任務(wù)后，2017年4月天舟一號貨運飛船配置改進后的周邊式對接機構(gòu)(主動式2型)與天宮二號進行了交會對接，后續(xù)天舟貨運飛船和神舟載人飛船均配置為主動式2型對接機構(gòu)，改進后對接機構(gòu)在對接能力、可靠性和壽命方面有了大幅提高，適用我國空間站建造和運營要求。

本文論述了我國載人航天器對接機構(gòu)總體方案及主要技術(shù)特征，提出了對接動力學(xué)設(shè)計準(zhǔn)則，介紹了對接動力學(xué)設(shè)計仿真在產(chǎn)品研制中所起到的重要作用。對我國對接機構(gòu)試驗所遵循的基本準(zhǔn)則和研制的各種試驗系統(tǒng)進行了系統(tǒng)介紹。最后，結(jié)合我國載人月球探測任務(wù)需求，簡要介紹了我國新型對接機構(gòu)特點和基本方案。

1 對接機構(gòu)總體技術(shù)

空間對接機構(gòu)是一種復(fù)雜空間機電產(chǎn)品，它的研制涉及機、電、熱、控制、空間環(huán)境等多學(xué)科的交叉與融合。對接過程是一個復(fù)雜的過程，它涉及到結(jié)構(gòu)碰撞、能力傳遞與耗散及機構(gòu)運動等一系列的活動，在設(shè)計中必須綜合考慮對接機構(gòu)的力學(xué)參數(shù)的設(shè)計要求、結(jié)構(gòu)布局約束等方面的協(xié)調(diào)，同時，必須考慮對接機構(gòu)的設(shè)計要滿足高低溫、熱真空等空間環(huán)境的影響[3-5]。載人空間對接機構(gòu)是經(jīng)過了多步迭代設(shè)計才最終確定結(jié)構(gòu)尺寸和基本參數(shù)。

我國載人航天器對接機構(gòu)采用導(dǎo)向板內(nèi)翻的異體同構(gòu)周邊式構(gòu)型(見圖1)，對接機構(gòu)組成框圖見圖2。對接時成對使用，分別安裝在來訪航天器前端(稱為主動對接機構(gòu)，見圖3)和目標(biāo)航天器前端(稱為被動對接機構(gòu)，見圖4)。

圖1 對接機構(gòu)產(chǎn)品Fig.1 Docking mechanism engineering prototype

圖2 對接機構(gòu)組成Fig.2 Composition diagram of docking mechanism

圖3 主動對接機構(gòu)總裝模型Fig.3 Assembly model of active docking mechanism

圖4 被動對接機構(gòu)總裝模型Fig.4 Assembly model of passive docking mechanism

主動對接機構(gòu)的捕獲子系統(tǒng)實現(xiàn)兩航天器間的導(dǎo)向、捕獲和初始柔性連接，它主要包括捕獲鎖和對接環(huán)等組件。傳動緩沖子系統(tǒng)實現(xiàn)主動對接機構(gòu)對接環(huán)的推出、碰撞能量的緩沖、兩航天器間位置與姿態(tài)的校正和相互拉近，它主要包括絲杠聯(lián)系組合、主驅(qū)動組合、絲杠安裝組合和差動組合等組件。連接密封分離子系統(tǒng)實現(xiàn)飛行期間的剛性連接、密封、電路連通和分離，它主要包括對接鎖系、對接框、分離推桿、浮動斷接器和對接面密封圈等組件。其中，浮動斷接器包括電、氣、液路三類，可根據(jù)飛行任務(wù)需求確定是否安裝。被動對接機構(gòu)用于配合主動對接機構(gòu)完成對接和分離任務(wù)，未配置傳動緩沖子系統(tǒng)；捕獲子系統(tǒng)配置了卡板器實現(xiàn)與主動對接機構(gòu)捕獲鎖鎖合配合；連接密封分離子系統(tǒng)未配置密封圈，利用對接框上平面與主動對接機構(gòu)密封圈實現(xiàn)密封。

為了實現(xiàn)捕獲緩沖系統(tǒng)的柔性力學(xué)特性，將較大能量的軸向運動和需要柔順適應(yīng)的側(cè)向運動分解開，并分別實現(xiàn)不同的剛度和阻尼系數(shù)。六自由度差動式傳動系統(tǒng)設(shè)計原理見圖5[4]，采用絲杠聯(lián)系組合、滾珠絲杠、齒輪差動器等機構(gòu)，將碰撞能量分解到不同的緩沖部件，使對接時縱向運動的能量由摩擦制動器消耗；而其他方向的運動能量分解到彈簧機構(gòu)和電磁阻尼器。

圖5 對接機構(gòu)的差動原理Fig.5 Differential principle of docking mechanism

在確定對接機構(gòu)總體方案中，可靠性安全性是對接機構(gòu)設(shè)計中特別重要因素。載人航天器對接機構(gòu)的可靠性設(shè)計首先必須保證航天員和飛行器的安全，其次是功能任務(wù)的完成。對接機構(gòu)設(shè)計有針對性地采取備份措施，確保任務(wù)的可靠性。在對接機構(gòu)設(shè)計中，通道密封、對接鎖解鎖、捕獲鎖解鎖以及重要電機等都設(shè)置冗余備份功能，這些均用于優(yōu)先保證航天員安全。

2011年11月我國首次實現(xiàn)在軌交會對接至今，我國載人周邊式對接機構(gòu)根據(jù)需求經(jīng)改進共形成3個型譜產(chǎn)品(包括2種主動對接機構(gòu)和1種被動對接機構(gòu))。其中，主動式2型對接機構(gòu)對接框上增加了安裝液路浮動斷接器安裝接口；為適應(yīng)空間站長壽命需求對電路浮動斷接器進行改進，改進接觸件鍍金層材料與結(jié)構(gòu)，提高電連接器抵御原子氧腐蝕的能力，延緩電接觸性能的退化。同時，為了應(yīng)對天舟貨運飛船、神舟載人飛船與大噸位空間站對接時偏轉(zhuǎn)方向大幅增加的碰撞耗能需求，主動式2型對接機構(gòu)緩沖系統(tǒng)增加3個可控電磁阻尼器[6-7]，分別位于同一組絲杠安裝組合之間(見圖6)。在捕獲之前，可控阻尼器與緩沖系統(tǒng)斷開(不工作狀態(tài))，對捕獲能力無影響；在捕獲完成后，可控阻尼器啟動接入緩沖系統(tǒng)，開始工作?？煽刈枘崞鲉雍罂梢栽黾訉迎h(huán)運動阻尼力矩，提高主動對接環(huán)橫向和偏轉(zhuǎn)方向緩沖能力，從而減少對接過程中對接環(huán)偏轉(zhuǎn)方向的運動行程。

我國載人空間對接機構(gòu)各型譜產(chǎn)品均采用統(tǒng)一接口要求。截至2022年7月，我國現(xiàn)有載人空間對接機構(gòu)各型譜產(chǎn)品已經(jīng)過21次在軌對接，對接技術(shù)成熟度及可靠性得到充分驗證。

隨著我國空間站工程的啟動，為了統(tǒng)一規(guī)范對接接口、滿足國外航天器參與我國空間站對接合作的需求，我國在2017年11月發(fā)布了國家標(biāo)準(zhǔn)《載人航天周邊式交會對接機構(gòu)接口要求》(GB/T 34512-2017)，在2018年底發(fā)布了該標(biāo)準(zhǔn)的英文版。該標(biāo)準(zhǔn)與國際對接系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)[8]具有接口兼容性的基礎(chǔ)，為我國空間站的國際對接合作明確了接口設(shè)計規(guī)范要求，便于不同載人航天器與我國空間站實現(xiàn)在軌對接任務(wù)和協(xié)作[9]。

2 對接動力學(xué)設(shè)計與仿真技術(shù)

空間對接機構(gòu)在對接接觸時，航天器在相對位置和姿態(tài)的6個自由度以及速度、角速度上存在偏差(空間對接機構(gòu)的工作條件，定義為對接初始條件)。對接機構(gòu)需要適應(yīng)初始偏差，完成兩個航天器的相互捕獲。捕獲過程中，航天器通過對接機構(gòu)進行互相碰撞，設(shè)計對接機構(gòu)的動力學(xué)特性，可以保證航天器在碰撞中相互接近，不會彈開；同時緩沖碰撞的能量，減小碰撞力，避免對航天器造成破壞。

(1)

(2)

式中：mex為兩個航天器軸向等效質(zhì)量，Skp為臨界恢復(fù)系數(shù)。

緩沖性能的設(shè)計要求是即使在最高的對接速度下，也能夠消耗掉兩航天器之間相互碰撞的動能，減小對接過程中的沖擊載荷，不會造成航天器太陽帆板等設(shè)備的損壞?？臻g對接機構(gòu)需要具有緩沖對接撞擊動能的能力，對接機構(gòu)的緩沖能力(能容)，要大于主、被動航天器相對運動和對接時發(fā)動機工作的能量，即

(3)

空間對接機構(gòu)的捕獲緩沖性能的設(shè)計，需要同時滿足捕獲和緩沖這兩個矛盾條件。通過對對接初始條件的分析，可以確定在各個自由度上需要緩沖的能量差別很大(見圖7[10])。對接過程中縱向需要緩沖消耗的能量最大，包括航天器相對接近的動能和發(fā)動機所做的功，主要解決緩沖問題；而其他方向需要緩沖的能量較小，但是要求對接機構(gòu)具有良好的靈活性，以便完成捕獲操作。對接機構(gòu)采用差動式緩沖系統(tǒng)，利用差動器將對接過程的運動、能量分解，并由阻尼器和彈簧機構(gòu)進行能量消耗和運動恢復(fù)[6]。

圖7 對接時各自由度的碰撞能量Fig.7 Docking contact energy in six directions

對接動力學(xué)研究和對接機構(gòu)產(chǎn)品研制是相互迭代，逐步細(xì)化完成的。在研制早期，主要解決對接動力學(xué)的3個問題，一是對接機構(gòu)的參數(shù)設(shè)計方法；二是對接過程動力學(xué)仿真模型和軟件開發(fā)；三是對接機構(gòu)數(shù)字樣機的建立。這3個方面是對接動力學(xué)參數(shù)設(shè)計和性能評估的基礎(chǔ)，是一個由簡到繁、由整體到局部再到整體的循環(huán)迭代過程。

在工程研制階段，如何利用地面試驗對仿真模型進行修正和驗證是一項重要而關(guān)鍵的工作，為此制定了對接機構(gòu)部件測試、整機性能測試和對接動力學(xué)試驗等不同層次及環(huán)境條件下的試驗，采用各層級的試驗結(jié)果對對接動力學(xué)模型各部分進行修正及驗證。這些試驗結(jié)果定量的修正了機構(gòu)摩擦、潤滑、間隙以及溫度影響，如圖8、9所示。

圖8 對接動力學(xué)仿真分析模型Fig.8 Docking dynamics simulation model

圖9 對接機構(gòu)設(shè)計、仿真、試驗迭代關(guān)系Fig.9 Shows the design, simulation, testing relationship of docking mechanism

基于對接動力學(xué)仿真研究，建立了對接機構(gòu)產(chǎn)品數(shù)字化樣機，實現(xiàn)對飛行產(chǎn)品性能的綜合評估，為神舟飛船、貨運飛船和空間站對接任務(wù)提供重要支撐，也為后續(xù)新型對接技術(shù)的開發(fā)和拓展提供了保障。

3 對接機構(gòu)試驗技術(shù)

在地面條件下，多因素全面地、同時地模擬所有的飛行環(huán)境條件是不可能的，同時各種環(huán)境條件有一定的離散性，這也大大增加了試驗的難度。因此需要將試驗條件進行分解，建立對接機構(gòu)地面試驗系統(tǒng)，并綜合對比試驗結(jié)果，研究對空間對接性能產(chǎn)生影響的主要因素，包括各種因素的耦合，合理的設(shè)計和劃分試驗項目，確定試驗方案。這樣既達到了試驗?zāi)康?，同時也降低了設(shè)備研制難度，使對接機構(gòu)地面試驗具有可行性。對接動力學(xué)試驗是對接機構(gòu)最重要的試驗項目，對接動力學(xué)試驗需要在模擬失重/高低溫和熱真空耦合環(huán)境下實現(xiàn)不同質(zhì)量特性的飛行器高精度復(fù)雜的撞擊動力學(xué)過程，同時模擬對接初始條件的11個變量的任意組合，精確地建立和控制對接初始偏差條件。在各種試驗中，常溫的全物理對接和分離試驗(機械式對接動力學(xué)試驗)較為直觀，并且在有限的自由度上精度較好，可以有效地考核產(chǎn)品的主要能力，同時作為數(shù)學(xué)仿真和其他試驗的基礎(chǔ)[11]。

遵循上述原則，我國先后研制了對接機構(gòu)特性測試臺、對接緩沖試驗臺、六自由度對接綜合試驗臺和熱真空對接試驗臺等地面試驗系統(tǒng)。

對接機構(gòu)特性測驗臺是靜態(tài)性能測試設(shè)備，如圖10所示[3]，用于測試主動對接環(huán)在六個自由度方向的等效力學(xué)性能，可以初步確定對接機構(gòu)的工作能力，判斷對接機構(gòu)產(chǎn)品的性能，測試的結(jié)果可以用于對接過程的動力學(xué)仿真。

圖10 對接機構(gòu)特性測試臺Fig.10 Mechanical characteristics test bed

對接緩沖試驗臺(見圖11)采用了氣浮平臺加兩軸轉(zhuǎn)臺的全物理模擬方案，氣浮平臺和轉(zhuǎn)臺的摩擦力小，可以精確地設(shè)定對接初始條件。試驗系統(tǒng)的追蹤航天器和目標(biāo)航天器均為8 t量級，各具有5個自由度，可以進行精確地對接動力學(xué)試驗。該試驗臺用于實現(xiàn)對接機構(gòu)接觸、捕獲、拉近、鎖緊、密封到分離的全過程模擬，研究對接過程中碰撞、捕獲、緩沖校正過程中對接機構(gòu)和航天器的動力學(xué)行為。該試驗臺在國際上首次實現(xiàn)地面真實模擬航天器在軌分離過程[6]。

圖11 對接緩沖試驗臺Fig.11 Docking buffer test bed

六自由度對接綜合臺(見圖12)是采用半物理仿真的方法實時模擬兩個飛行器在設(shè)定對接初始條件下的對接動力學(xué)過程。其中主動對接機構(gòu)安裝綜合臺的上平臺，被動對接機構(gòu)安裝在運動模擬器上，均為真實產(chǎn)品。兩飛行器的質(zhì)量、慣量特性和飛行器姿控系統(tǒng)作用采用數(shù)學(xué)模型模擬，由六自由度運動模擬器實現(xiàn)兩飛行器的相對運動。兩飛行器接觸前的相對運動根據(jù)交會的對接初始條件得出，兩個對接飛行器接觸后相對運動，由六維力傳感器測得相互作用力由數(shù)學(xué)模型實時計算得出。本試驗臺能夠?qū)崿F(xiàn)空間站全狀態(tài)、全溫度范圍的對接緩沖試驗[3]。

圖12 六自由度對接綜合試驗臺Fig.12 Six degrees of freedom docking general test stand

熱真空對接試驗臺(見圖13)用于在熱真空環(huán)境條件下考核對接機構(gòu)的對接與分離全過程的功能及性能滿足情況[6]。將對接機構(gòu)安裝在熱真空試驗臺上，整體吊入真空罐進行試驗的。該試驗?zāi)軌蚰M兩飛行器對接縱向等效質(zhì)量，可以設(shè)定一定的對接初始條件，實現(xiàn)主、被動對接機構(gòu)的碰撞、捕獲、緩沖、校正、拉近、鎖緊與分離的全過程。

圖13 熱真空對接試驗臺Fig.13 Thermal vacuum test docking station

在載人航天器對接機構(gòu)研制過程中，我國研制建立了一系列設(shè)施齊全、技術(shù)指標(biāo)先進、驗證全面的對接機構(gòu)試驗驗證系統(tǒng)和試驗方法。對接機構(gòu)試驗已逐步形成行業(yè)規(guī)范，先后制定發(fā)布了《空間對接機構(gòu)捕獲緩沖試驗方法》(QJ 20419-2016)、《空間對接機構(gòu)連接分離試驗方法》(QJ 20420-2016)和《空間對接機構(gòu)熱真空環(huán)境對接與分離試驗方法》(QJ 20421-2016)等行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)。這些在規(guī)范對接機構(gòu)研制與試驗方面發(fā)揮了重要作用。我國探月工程三期研制的對接與樣品轉(zhuǎn)移試驗系統(tǒng)均借鑒了載人航天器對接試驗技術(shù)及方法。

4 后續(xù)載人對接技術(shù)的發(fā)展

我國載人月球探測任務(wù)提出了輕量化新型對接機構(gòu)的研制需求，并據(jù)此開展未來對接機構(gòu)的方案設(shè)計，其核心是輕量化和新技術(shù)，在對接方式上兼顧碰撞對接和?？繉?。與現(xiàn)有周邊式對接機構(gòu)相比較，新型對接機構(gòu)應(yīng)具有以下特點：

(1)為適應(yīng)載人登月任務(wù)和近地空間站運營任務(wù)，采用周邊式構(gòu)型，對接接口兼容近地空間站；

(2)實現(xiàn)對接機構(gòu)輕量化；

(3)采用新技術(shù)，降低對接過程中的相對速度和碰撞力；

(4)有良好的適應(yīng)能力，具備在軌調(diào)整緩沖能力，同一套對接機構(gòu)可以適應(yīng)從3噸到幾百噸的航天器的對接任務(wù)。

我國現(xiàn)有載人航天工程周邊式對接機構(gòu)雖然技術(shù)成熟度及可靠性得到充分驗證，但仍不能滿足未來載人登月的智能化和輕量化要求。

在弱撞擊對接技術(shù)研究方面，NASA早期的弱撞擊對接系統(tǒng)(LIDS)，提出了一種基于六維力閉環(huán)力反饋控制的對接系統(tǒng)[12]，可以實現(xiàn)弱撞擊對接，但該系統(tǒng)采用了力傳感器非常復(fù)雜，對實時控制系統(tǒng)要求高且復(fù)雜。波音公司于2014年提出了一種基于滑動離合器的力管理系統(tǒng)的對接系統(tǒng)，通過設(shè)置期望滑動力閥值的方式實現(xiàn)對接過程[13]。

我國在2011年開始啟動新型弱撞擊對接機構(gòu)研究工作。與美國的技術(shù)方案不同，我國在2012年提出一種基于位置速度測量的控制方案，根據(jù)每根絲杠獲得的位置速度信息，通過電流實時控制，實時調(diào)整該絲杠相連電機的扭矩，實現(xiàn)主動對接環(huán)6個方向上等效性能，從而達到剛度阻尼的閉環(huán)反饋控制[14]。在此基礎(chǔ)上，簡化六根絲杠電機的扭矩控制律，實現(xiàn)預(yù)置的對接環(huán)6個方向等效性能。為了能夠?qū)崿F(xiàn)對小噸位目標(biāo)航天器的捕獲，在初次接觸時，主動對接環(huán)給定一個推出速度，以快速實現(xiàn)兩對接環(huán)的貼合捕獲。

為了適應(yīng)我國載人登月任務(wù)輕量化需求，新型對接機構(gòu)開展了輕量化方案設(shè)計。除了采用電機直驅(qū)六根絲杠代替?zhèn)鹘y(tǒng)的機械式差動系統(tǒng)外，還從材料選擇、剛性連接系統(tǒng)優(yōu)化、對接環(huán)與對接框等結(jié)構(gòu)件減重等方面實現(xiàn)新型對接機構(gòu)的輕量化。

5 結(jié)束語

本文論述了我國載人航天器對接機構(gòu)的方案與特點，介紹了對接動力學(xué)設(shè)計思想，以及對接動力學(xué)設(shè)計仿真與產(chǎn)品研制迭代循環(huán)過程，并對我國對接動力學(xué)試驗系統(tǒng)進行了簡介，最后，為滿足我國載人月球探測需求和適應(yīng)近地空間站運營任務(wù)，提出我國新型對接機構(gòu)方案具備周邊式構(gòu)型、輕量化、低碰撞力和任務(wù)適應(yīng)性強等特點。

我國在載人航天工程初期確定了自主研制周邊式對接機構(gòu)，經(jīng)過近30年發(fā)展，逐步建立和完善了對接機構(gòu)一套獨立自主的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗配套體系，具有對接機構(gòu)技術(shù)和產(chǎn)品的自主知識產(chǎn)權(quán)?，F(xiàn)有周邊式對接機構(gòu)在我國載人航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用，技術(shù)成熟，制定了對接機構(gòu)試驗規(guī)范，形成了統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)接口，對我國空間站建造和長期運營起到重要保證作用?，F(xiàn)有技術(shù)成果為后續(xù)載人月球探測任務(wù)中新型弱撞擊、輕量化對接機構(gòu)的研制奠定了良好的基礎(chǔ)。

參考文獻(References)

[1] 張柏楠. 中國載人航天開啟新征程[J]. 中國航天. 2021(8): 8-13

Zhang Bainan.China Manned Space Launch a New Journey[J]. Aerospace China, 2021(8): 8-13 (in Chinese)

[2] 周建平.空間交會對接技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2013

Zhou Jianping. Spacecraft rendezvous and docking technology[M]. Beijing：National Defense Industry Press， 2013 (in Chinese)

[3] 陳寶東，鄭云青，邵濟明，等. 對接機構(gòu)分系統(tǒng)研制[J]. 上海航天，2011，28(6):1-6

Chen Baodong,Zheng Yunqing,Shao Jiming, et al. Development of docking subsystem[J].Aerospace Shanghai, 2011,28(6):1-6 (in Chinese)

[4] 張崇峰, 柏合民.飛船空間對接機構(gòu)技術(shù)[J]. 中國科學(xué)：技術(shù)科學(xué), 2014, 44(1): 22-26.

Zhang Chongfeng, Bai Hemin. Space docking mechanism technology of spacecraft[J]. Scientia Sinica Technologica, 2014, 44: 20-26 (in Chinese)

[5] 陳寶東，唐平. 空間對接機構(gòu)技術(shù)及其研制 [J]. 上海航天，2005 (5):6-8,61

Chen Baodong,Tang Ping. The technology development of docking mechanism system[J].Aerospace Shanghai, 2005 (5):6-8,61 (in Chinese)

[6] 張崇峰, 陳寶東,鄭云青,等 航天器對接機構(gòu)[M]. 北京:科學(xué)出版社,2016

Zhang Chongfeng，Chen Baodong，Zheng Yunqing，et al. Spacecraft docking mechanism[M]. Beijing：Science Press，2016 (in Chinese)

[7] 上海宇航系統(tǒng)工程研究所. 邱華勇,張崇峰,苑會領(lǐng),等. 一種阻尼可控的對接機構(gòu)傳動緩沖系統(tǒng)[P]. 中國：ZL201811057025.X, 2018

Aerospace System Engineering Shanghai. Qiu Huayong, Zhang Chongfeng, Yuan Huiling, et al. A damping controllable transimission buffer system for docking mechanism[P].China: ZL201811057025.X, 2018 (in Chinese)

[8] ISS MCB.International Docking System Standard (IDSS)，Interface Definition Document(IDD) (Revision E).[EB/OL]. [2017-04-01]. http：//International Docking Standard.com/.

[9] 劉志,張崇峰,靳宗向,等.GB/T 34512-2017, 載人航天周邊式交會對接機構(gòu)接口要求[S]. 北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社, 2017

Liu Zhi, Zhang Chongfeng, Jin Zongxiang, et al.GB/T 34512-2017, Requirement for interface of manned spacecraft peripheral docking mechanism[S]. Beijing：Standards Press of China, 2017 (in Chinese)

[10] 張崇峰, 劉志. 空間對接機構(gòu)技術(shù)綜述[J]. 上海航天，2016，33(5)：1-11

Zhang Chongfeng, Liu Zhi. Review of space docking mechanism and its technology[J]. Aerospace Shanghai，2016，33(5)：1-11 (in Chinese)

[11] 婁漢文，曲廣吉，劉濟生. 空間對接機構(gòu)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社，1992

Lou Hanwen, Qu Guangji, Liu Jisheng. Space docking mechanism[M].Aviation Industry Press, 1992 (in Chinese)

[12] TobieLabauve. Low Impact Docking System (LIDS) [R/OL]. [2021-12-20]. http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20090007783_2009006897.pdf.

[13] Pejmun Motaghedi, Siamak Ghofranian. Feasibility of the soft impact mating attenuation concept for the NASA docking system[C].AIAA Space 2014 Conference and Exposition. Washington D.C.:AIAA, 2014

[14] 劉志,張崇峰,邵濟明,等. 異體同構(gòu)、剛度阻尼閉環(huán)反饋控制的對接系統(tǒng)及方法[P]. 中國：ZL201210489374.5, 2013

Liu Zhi, Zhang Chongfeng, Shao Jiming, et al.Docking system and method of androgynous, stiffness and damping closed-loop feedback control[P].China: ZL201210489374.5, 2013 (in Chinese)