两个航天器于同一时间、在轨道同一位置、以相同速度和姿态会合并在结构上连为一个整体，被称为交会对接。这是建设中国空间站的关键技术，是实现“1+1=1”的前提，也是航天器在轨运行中最复杂的技术之一。它分为交会、对接两个阶段，英文为RendezvousandDocking（RVD）。

Rendezvous源自法语。有国外同行在交流中告诉笔者，他们在日常口语中也会用rendezvous表达跟谁在哪儿会合，但一定是到一个比较远的地方，至少是另一个城市或城市的另一端；去隔壁房间碰个头，算不上rendezvous。由此看来，交会对接就是指航天器不远千万里地会合、然后连接装配在一起。

当两个航天器合为一体，交会对接完成。而这一切的帷幕在火箭发射之前已然开启。空间上，交会对接所包含的元素远远超越对接航天器本身；时间上，它是由多个动态步骤依次构建的过程。

天宫将竣，结果源自开头，起点通往终点；新器有为，牵一发而动千钧，谋全盘而成良局。交会对接为航天这一系统工程作出了有力注解。

中国空间站建设动画示意。来源：CCTV

上篇：交会

01

轨道规律奠定交会基础

航天器为什么这样飞？

航天器是沿着轨道飞行的，轨道是有规律的。宇宙天体的轨道规律，就是设计交会对接的基础。

轨道规律一：轨道越低，则运行角速度越快。空间站飞行在约km高度的轨道，1.5小时绕地球一圈；同步轨道卫星高度为km，1天绕地球一圈；月球在km高，一个月绕地球一圈。那么，只要保持飞船的轨道低于空间站，飞船“自然”就以更快的角速度追上空间站。追踪过程中，飞船逐渐抬高轨道，则其与空间站的相对速度也随之逐渐减小。当飞船与空间站轨道高度相同时，两者的相对速度为零，对接就可望实现了。

交会对接常常被比喻为“万里穿针”，其实距离并不与难度成正比，追踪距离远甚至也不一定多耗燃料，关键在于精准控制飞行过程中的高度差和飞船逐次升轨的时机，需要精确测定两飞行器的轨道，实时获知两飞行器相对位置与速度，精准计算与执行轨道控制。这些才是难点所在。

轨道规律二：圆轨道上的飞行器做近似匀速圆周运动。匀速圆周运动不仅有利于地面的跟踪和观测，而且结合轨道规律一可知，两个飞行器在同高度的圆轨道飞行时，其相对速度会持续保持为零。这就让我们能够为交会对接设置轨道停泊点。

轨道规律三：同一轨道面内的变轨机动比改变轨道面节省能量。航天器以大约7km/s的速度在轨道中高速飞行，由于速度具有方向性（即速度的矢量特性），若要有限地改变其方向，需要与现有速度同量级的速度增量方可实现。而在万有引力规律下轨道半径与速度的平方成反比，如果原方向不变，相对较小的速度增量就能在同一轨道面内获得显著的高度变化。以km轨道为例，若要将倾角改变30°，所需速度增量约4km/s；而同一轨道面内只需约0.3km/s的速度增量，就能将轨道从km提升到km。为了充分利用这一规律，在筹划交会对接时，从起飞到对接的全过程都应尽可能地让飞船与空间站飞行于同一轨道面内。

轨道规律四：轨道面不同，轨道相互交叉的飞行器在相会时无法获得相同的速度。同样因为速度的矢量特性，在轨道的交叉点上，两个飞行器可以同时到达同一位置，但此时它们的速度方向不同，相对速度无法保持为零。不仅如此，如果只观察垂直于轨道面的横向相对速度，在整个轨道周期中，这个交会点的相对速度恰好是最大的。如果一定要让二者在此时刻相对速度为零，则需要消耗较大的能量以改变其中一方的速度方向。为了对接，变速过程必须在极短时间内完成，而这相当于要把相交轨道逐渐增大的接近速度稳定地降下来，控制难度是比较大的，而且一旦控制不好，就会“自然地”相撞。因此，如果两飞行器轨道面有偏差，一定要设法修正其中一方（通常是飞船），使二者最终在同一轨道面内相遇，才能为对接创造好的初始条件。

轨道面相交的两飞行器相对速度关系示意。

02

交会旅程的起点：火箭升空

飞船发射为什么需要“零窗口”？

发射之前的火箭以及包裹在火箭内部的飞船停留于地表，我们可以想象为地球带着它们一起旋转。从起飞的那一瞬间起，火箭飞船不再随地球运动，脱离地表的直接束缚独立飞入太空。因此，起飞时刻就是飞船进入飞行轨道的起点，这一时刻的精准性决定了火箭是否被地球带着偏离了预期的初始条件。

火箭是具备偏差修正能力的。但是，起飞时刻的偏差造成的恰好是轨道面的偏差，修正所需能量大。因此，规划交会对接任务时，应通过事先对空间站轨道的精确测定和预测设计出理论发射时刻，然后通过地面与火箭的协同让火箭尽可能在理论时刻起飞。这就是飞船发射“零宽度时间窗口”（也称“点窗口”或“零窗口”）的由来。起飞之后，火箭的控制系统在飞行中还将进一步修正残留的偏差，以保证入轨点的精度。

年10月16日，长征二号F运载火箭发射升空，将神舟十三号载人飞船送入太空。来源：新华社

03

交会第二步：入轨与追踪

空间站为什么在交会前调整轨道？

入轨点，就是将飞船送至与空间站处于同一轨道面、且在其后下方的特定点，则后续飞船按照规划好的变轨策略逐次抬升轨道，即可在预定时间内追上空间站。因此，入轨点是对两飞行器相对关系（高度差与位置差）的设计。不同的相对关系需要采取不同的变轨策略进行追踪，某一特定的相对关系也可以有不同的追踪策略——就相同的追踪距离而言，在更低轨道上的飞行时间占比越大，追踪越快，交会总时长越短。

既然两个飞行器存在相对关系，空间站可以配合交会进行相应调整。火箭的入轨点范围有限，因而空间站最常见的配合措施是在飞船发射前通过升降高度调整其轨道角速度，使得飞船入轨时二者的相对位置恰好在一个合适的区间，有利于飞船后续的追踪飞行。如果空间站不调整，飞船入轨时，空间站则有可能在其前方0°到°的任何位置。当然，两个飞行器离得远，飞船可以在低轨道多飞一段时间，只要持续比空间站低，总能追上。

两种方案各有利弊。空间站调整，有利于飞船以相对固定的变轨策略进行交会，飞行时间也就相对固定，更有利于飞行程序和天地协同的一致性；空间站不调整，飞船每天都可以发射（只要发射时刻保证同轨道面），任务实施的约束少，但交会时间不确定，1到5天都有可能。因此，载人飞船通常采取前一种方案，空间站适当配合，以保证交会时间不会太长且是确定的；而货运飞船没有交会时间的强约束，多用后一种方案。

神舟十三号径向交会对接示意图。来源：空间技术研究院

04

交会第三步：远距离追踪与近距离接近

两个飞行器怎样找到彼此？

由远及近，飞船追踪空间站。

相距较远时，工程分别对飞船和空间站的轨道进行测定，独立确定各自的轨道，基于此制定变轨策略。其实时轨道可以由地面站进行测定和预测，也可以通过飞行器上的卫星导航数据获得。北斗全球导航的应用，使得精确实时的轨道测定成为可能。

距离足够近，两个飞行器能够“呼应”彼此了，就能通过飞船上安装的测量设备（雷达、光学测量设备等）以及空间站上相应配置的合作目标（应答机、光学靶标等）获得二者间的相对位置和速度。此时，不需要依赖地面测量的绝对数据，而是基于相对轨道关系进行变轨计算即可。之所以这样选择，是因为越近距离，相对测量的精度越高；轨道的相对关系经线性简化后，能够在保证精度的同时大大减少计算量，可以通过飞船的控制计算机在轨实时自主计算，更提高了处置实时性。

交会段最后的约到米被称为平移靠拢阶段。此时，虽然两个飞行器仍然独立地按各自的轨道规律飞行，但由于轨道间的偏差已经非常小了，直接根据相对关系对飞船进行类似直线飞行的动作调整已经不再需要消耗太大能量，因此可以、也必须在此区间进行3个方向及3轴姿态的6自由度控制，以确保对接接触时刻飞船和空间站不仅位置和相对速度一致，相对姿态及角速度也吻合。二者对准了，交会对接才能进入下一阶段，也就是“对接”的机械装配过程。

神舟八号-天宫一号近距离接近示意图。来源：新华社

05

偏差修正与约束条件

轨道控制难在哪里？

从火箭发射入轨到两个飞行器追踪接近，步步有序。而在实际飞行中，每一步都可能产生误差。因此，飞行轨道控制规划需要预留轨道修正的时机，根据实际偏差情况进行实时计算、并决定是否实施修正。而所有阶段的测量和计算误差都会转化为轨控参数的误差，并且与变轨执行偏差叠加，体现在轨控后的飞行状态中。

因此，飞船入轨，工程即以实测轨道规划后续的各次变轨，消除入轨偏差；每次轨控之后重新测定轨，再以当前状态更新规划后续的变轨策略和参数，在完成既有追踪任务的同时消除上一次变轨产生的新偏差。

“人不能两次踏进同一条河流。”古希腊哲学家的这句话，表达了宇宙万物的运动变化。从这个意义上来说，以交会对接为代表的航天任务在每一阶段所面对的，都是又一次全新的任务。

轨道控制在按照以上原则进行规划、以保证最终的对接精度之外，还要少消耗燃料。因此，变轨道高度尽可能在远地点、近地点实施，利用霍曼转移实现能量最优；变轨道面尽可能在轨道交点处实施，通过最高效的控制节省燃料。

对轨控过程的实施影响较大的约束条件包括两类。一类是技术条件，比如航天工程早期测定轨能力的不足。另一类是人为规定的安全性措施，比如交会末段和对接过程要在测控可见的弧段内进行，以利于及时处置故障、保证安全。约束条件因任务实施条件和能力而异，也随着技术进步和自主控制可靠性的提高而解除。

综上所述，航天器交会是典型的约束条件下多目标规划问题。

神舟八号-天宫一号交会对接轨道控制示意图。来源：新华社

06

交会需要停泊点

航天器为什么“走走停停”？

空间站沿圆轨道飞行。飞船追踪过程中，若通过变轨达到空间站后方同轨道高度的圆轨道上，则两飞行器相对距离和速度保持不变，飞船相对于空间站来说就“停泊”了。这样的停泊是由轨道规律保证的，即被动安全：只要不做动作，就没有相撞风险。

交会对接飞行过程中设置停泊点是必要的，主要用于以下操作或场景：

（1）切换相对测量敏感器。飞船从数百公里追踪至对接，很难由一套设备从头测到底。因此，与空间站相对距离不变且安全的停泊点，是进行不同测量距离的设备切换的最佳位置。也就是说，停下来换装备。

（2）故障处置。敏感器等典型故障，即可在停泊点等待处置。实际上，有些交会方案将停泊点作为全系统状态检查的点，确认一切正常才放行。也就是说，停下来检查。

（3）对接时间调整。轨控执行有误差，则飞行时间与预计也会有偏差，设置停泊点可以“吃掉”此前的飞行时间误差，以保证后续步骤按预定时间计划执行。也就是说，停下来纠偏。对于有对接段测控可见等时间约束的交会方案来说，这一调整能力是非常重要的。

（4）解决光学敏感器受阳光干扰的问题。通俗地说就是，阳光晃眼时在停泊点等待，太阳转过去了再走。

停泊点可以设置在空间站的后方，也可以在其前方。从后向停泊点继续接近空间站，需要略降轨，追近后再升轨、停泊。从前向接近则是先升轨，等待空间站靠近后再降轨停泊，正反向分别重复这一过程，直至进入平移靠拢阶段。

神舟九号-天宫一号手动交会对接中的停泊点设置。来源：CCTV

07

径向交会有利有弊

飞船为什么不从侧面对接空间站？

除了利用停泊点从前、后方向接近空间站直至最后对接，飞船也可以从空间站下方，沿地球半径方向向上接近空间站至对接。年10月16日，神舟十三号载人飞船成功发射并完成我国首次径向交会对接。

径向交会的两个航天器保持在同一轨道面内，从能量消耗及最终的对接条件来说仍然是较为理想的。径向交会让空间站在不改变飞行姿态的情况下，增加了接纳来访飞行器的能力。同时，得益于干净的太空背景，径向交会过程中飞船向上观测空间站条件好。

径向交会的难点也是轨道规律带来的。因为飞船始终低于空间站，无法利用轨道角速度特性实现被动停泊，若需停泊就得使用燃料持续控制。此外，径向交会时飞船处于头冲天、尾向地的“直立”姿态，地球敏感器、测控天线等适应与地面平行飞行常规姿态的设备布局，需要专门设计或调整。

同一轨道面内的前、后、径三个方向是空间站接纳来访飞行器的常用端口，也是目前在轨飞行的天舟二号、天舟三号和神舟十三号在空间站中的对接方向。在本文第一节阐述的轨道规律四中，已经说明了通常不直接进行侧向对接的原因。侧向交会对接两飞行器处于不同轨道面，两个轨道面的交点处相对速度最大，如实施交会对接控制难度大且安全性不佳，因此，舱段需要最终连接至侧向对接口的话，一般是先前、后或径向对接，然后在机械臂或转位机构的辅助下“搬家”到侧向。

天和核心舱前向、后向、径向端口上对接的飞船示意图。来源：36kr

08

自动手动模式并存

高精度自动控制条件下为什么还要手动交会？

交会有自动与手动两种模式。

整个交会飞行建立于轨道计算的基础上。只有到了平移靠拢阶段，航天器的相对运动符合航天员的直接观察、位姿感觉以及操控习惯，人在回路、也就是人在控制过程中的参与才能实现。事实上，为了确保安全，即便在这一阶段，工程也会利用自动控制系统保持飞行器的基本姿态，航天员只需在此基础上进行平移控制和姿态调整。

但手动、也就是人控交会模式的一大优势是控制精度好，这源自人眼精准的立体视觉和人脑-手指精细的操控能力——航天员经过训练后，可以达到极高的观测和控制精度。在早期的交会对接技术验证时代，受限于当时测量敏感器、控制计算机等设备的技术水平，自控不如人控精度高。苏联曾经在试验新型对接机构时专门以人控方式完成最后的交会对接操作，以获得更优的控制精度。

当代的自动控制精度足够高且稳定，但人控仍然作为一种冗余手段保留了下来。这是因为机器无法替代人在现场的临机处置能力。两个飞行器非常接近时若发生异常，地面干预的实时性比不上现场的航天员，并且航天员可以进行综合情况的判断和处置，更有利于保证安全。正是基于这一优势，联盟T-13航天员靠手控操作实现了与失控的礼炮-7号空间站交会对接，进而维修恢复了空间站。当时的礼炮-7号处于完全无控自由漂移的状态（所幸角速度不大），联盟T-13是先绕着它转圈观察后，才一边跟着转、一边瞄着对接口靠近并对上的。针对礼炮-7号这样的非合作又无控的目标，由于其状态事先不确知，最后的接近和对接无法利用前文所述的轨道规律进行设计与优化，只有人根据现场观察判断并制定解决策略，才能克服困难、成功实施。

俄罗斯联盟T13号在对接前拍摄的礼炮7号。来源：arstechnica

09

从两天到6.5小时

快速交会是怎样实现的？

年6月17日，神舟十二号载人飞船与天和核心舱形成组合体，交会对接全程时长从过去我国载人飞船通常需要的两天左右缩短至6.5小时。

交会过程快，就是要在尽可能少的飞行圈次内，在很少的几个轨道特征点上完成所需的交会变轨。因此，规划的变轨次数少、轨控之间的间隔短，才能有效缩短交会时间。这又对其他条件提出了要求：

（1）火箭入轨精度高。由于需要调整修正的量小，不必规划太多的轨控次数。

（2）测定轨实时精确。在北斗全球导航系统的支撑下，此条件已实现。

（3）实时轨控规划与计算精准。在北斗提供实时精准测定轨的前提下，要么飞船的船载计算机运算能力足够高，能够自主进行规划和轨控；要么地面注入轨控参数时段宽裕，注入时刻不构成约束。

（4）轨控精度足够高，不会产生新的偏差项，且偏差足够小，不超过规划的调整能力。

　因此，快速交会的实现是由地面、运载火箭、飞行器、导航与中继卫星等等构成的大系统整体能力提升与协同保障的结果。

神舟十二号与天和核心舱准备对接。来源：CCTV

下篇：对接

01

对接初始条件

什么情况下可以对接？

交会的终点就是对接的起点。此时，飞船相对于空间站的横向位置与速度、三轴姿态与角速度都尽可能接近零，只有轴向飞行方向保持预先设计的接近速度。工程以这些参数的状态作为对接开始的条件。此条件对于飞行控制系统而言是交会控制目标，对于对接系统则是要适应的初始范围。从系统全局来看，交会终点精度越高越好，而对接机构的容差范围则越大越好，这也是系统设计指标在进行分配时需要留余量的界面。

这一刻，交会系统完成“交班”，交会对接任务的接力棒交到了对接系统手中。

交会飞行结束时，两个航天器已经实现了“1+1”。接下来的对接将使二者在舱体结构上实现“=1”，成为运动控制、能源、信息、环境等舱内资源“=1”的基础。

神舟十号与天宫一号交会对接。来源：CCTV

02

从单航天器到组合体

对接需要几步？

作为两飞行器完成机械连接并形成刚性组合体的物理过程，对接主要包括三个步骤。

（1）接触、接纳和几何位置校正。

前文说到了交会飞行中为了消除误差而进行的轨道修正。交会飞行完成时，飞船和空间站的位置、相对速度、相对姿态、角速度都是一致的，也就是说，对正了。但偏差仍然存在。因此，两个飞行器的对接机构相互接触后，第一件事就是消除初始偏差，让双方的机械装置相互接纳，并且校正相互的位置关系，实现完完全全的“对正”。这个动作，类似拧螺钉时先对准螺孔的扶正动作。

地球上造房子常常用到我国传统的榫卯结构。仔细观察可以发现，榫的头部略细，而卯的入口稍宽，空间对接的接触面构造类似更加精密的榫卯，通过特殊的几何导向特征，让两个航天器对接机构越接近、越对正，从而严丝合缝、你中有我我中有你地结合在一起。这种接纳和校正形式有杆锥组合、环锥组合以及外窄内宽的导向瓣组合，我们常见的螺钉头和螺孔边缘就是一对锥面组合，而导向瓣则如两只岔开手指的手相互插合。

位置校正之后，为了使两个航天器的相对关系不再变化，捕获机构将在此时“抓住”对方，使彼此不再脱开。

俄罗斯的杆锥式对接机构。来源：ESA

（2）缓冲并消耗碰撞能量。

高速飞行的大质量航天器，即使以较小速度相互接触，冲击能量也是相当可观的。飞船和空间站中至少一方需要配置缓冲和耗能装置，减缓冲击过载，耗散或吸收撞击能量。

弹簧阻尼和液压伺服机构是自始至终随着对接技术发展而不断演化的缓冲形式，电磁阻尼装置的研究也在近年兴起。自适应电磁装置可以将捕获与缓冲耗能的工作合一，更突出的优点是由于其加入了主动控制环节，可以实现低冲击捕获，并通过电磁参数的调整控制适应更大范围的对接飞行器质量及对接初始条件。

实际工程中，缓冲阻尼系统只在飞船的对接机构上安装，称为“主动对接机构”。空间站安装无缓冲系统的“被动对接机构”。这样做的好处在于，空间站一侧没有复杂机构，有利于长期飞行；飞船一侧虽然机构复杂，但由于工作寿命较短，设计和在轨维护的难度不大。

神舟八号飞船上的缓冲阻尼系统。来源：新华社

　（3）机械连接。

两个航天器接触的碰撞能量被缓冲、吸收之后，两对接端面被拉近、靠拢，然后通过机械锁系刚性连接为一体。除了要保证足够的连接刚度和承载能力，对于载人航天器，还要实现两航天器间的密封，以保证人员能够通过两个航天器的对接通道往来。与缓冲系统的配置原则类似，飞船一侧通常配置橡胶密封圈，空间站一侧配置金属密封面。

对接后的舱段环境连通，经历了一个有趣的发展过程。载人航天器第一代对接机构瞄准突破交会对接技术，没有考虑密封舱段连接。换句话说，对接机构是“实心”且固定的。年1月16日，苏联的联盟-4号和联盟-5号飞船成功实施人类首次载人交会对接后，航天员通过出舱才到达“隔壁房间”。后来的第二代杆锥式对接机构设计为对接后可翻转拆卸的形式。再后来，出现了周边式对接机构——机构按环形布局，中间能开舱门，主被动对接机构对接后即形成了对接通道，能构建直接连通两飞行器的密封舱环境。

联盟四号、五号对接艺术图。来源：Russianspacenews

　至此，两航天器结构固连合一形成组合体，电路、液路可连通，载人环境贯通，“1+1=1”的物理基础已全部具备。

同时，飞船作为天地往返的运输工具和非永久对接的飞行器，在任务结束后需要可靠分离。因此，对接锁系能上锁也能解锁，必须是可以逆向运动的机构。为了确保分离可靠性，有些对接机构在锁系上配置了火工品，以便在发生故障时将连接部位“炸开”。

通常情况下，弹簧机构提供分离的动力，这使两飞行器具备一定的初始分离速度。弹簧机构的设计要点是确保长期压缩后仍能保证稳定的分离力，并且辅以导向机构，使两飞行器的相对角速度足够小，以平动的形式安全分离。

货运龙飞船离开国际空间站。来源：NASA

03

对接动力学相关问题

怎样保证飞船不把空间站掀翻了？

前面说到了，对接将产生撞击能量。除了航天器上的缓冲、耗能装置，空间站工程还有几项设计与这一问题相关。

第一，主动对接机构上配置的缓冲阻尼系统在对接撞击过程中隔离了两个飞行器本身，实际起到的效果相当于以这套系统的等效动力学特性（而不是整个飞行器的特性）去撞击目标。因此，通过对这套系统的动力学参数设计，可对不同的对接目标及各种对接初始条件进行适应。

第二，为了不干扰缓冲阻尼过程，对接后两航天器均要停止姿态控制，组合体处于自由漂移状态。此时缓冲系统不再有能量输入，只需将对接撞击能量消耗即可。

第三，对接动力学较难处理的一个问题是偏心条件下的对接，此时需要对接机构有承受较大偏心翻转载荷并吸收该方向输入能量的能力。在美国航天飞机与苏联和平号空间站对接的合作项目中，航天飞机的对接口设置在背部，远离质心，加上飞机巨大的质量，当时已有的对接机构无法在此条件下完成对接。为此，苏联专门研制了APAS-89对接机构，第一次采用了导向瓣内翻布局以扩大主结构尺寸、提高承载能力，并在缓冲系统中串联了电磁阻尼器；美国方面也修改了控制方案，对接接触后用航天飞机头尾的平移发动机配合执行喷气脉冲，以部分抵消翻转力矩。在双方的技术配合下，航天飞机与和平号多次对接成功。

偏心工况在径向对接中是常见的。我国神舟十三号飞船径向对接中，空间站组合体在姿态停控期间的自由漂移偏转角度远大于之前历次轴向对接的漂移转角，也是这个原因。

和平号空间站上的APAS-89对接机构及和平号-航天飞机对接。来源：NASA

04

异体同构的提出和应用

对接机构为什么不长成一个样？

飞船和空间站对接，两个航天器上的机械对接装置有所不同，一个主动一个被动。年代，对接机构的研究者们提出一个设计理念：异体同构。这个词对应的英文Androgynous源于拉丁语，本意是雌雄同体，现在仍是动植物学的术语。

“异体同构”的核心在于，主被动两端的对接机构完全一样，任意两个飞行器可以互为主被动进行对接；如果完全实现，在轨飞行器可以任意相互对接，至少能极大地方便相互救援。

异体同构概念示意

异体同构的完美设想未能在世界航天工程中完全实现，但在对接机构的接纳和导向校正装置等方面得到了很好的局部应用。上一节提到的苏联对接机构定名APAS（AndrogynousPeripheralAttachmentSystem），可翻译为“雌雄同体/异体同构周边式对接系统”。苏联的设计师们将锥形导向的几何特征做成反对称的花瓣状结构，任意一对“花朵”面对面，它们的花瓣即可相互插合。第一代异体同构对接机构APAS-75应用于ASTP-75联盟-阿波罗对接项目，美苏双方按约定的尺寸规格做出了同样的外翻式导向瓣，并且配置了各自研制的缓冲阻尼装置。双方航天器互为主被动，成功实现了两次“太空握手”。

这一设计有效统一了主/被动对接机构的主体结构设计，被各国研制者所接受。苏/俄的对接机构升级到了APAS-89和APAS-95，在缓冲装置上分主被动，但导向结构保持同构，至今仍在国际空间站服役。欧洲新研的自适应电磁式对接机构也采用了类似的导向瓣。我国的对接机构同样属于导向瓣内翻的异体同构周边式对接机构。

联盟-阿波罗对接任务中的异体同构对接机构。来源：MirHardwareHeritage

苏/俄和美国很早就试图规范、统一对接机构标准，并且在与国际空间站参与国的多轮讨论之后制定了对接接口标准。但实际上这个标准对各国没有强制约束力，由于技术和非技术的原因，即使是俄美自己也没有遵照标准执行。加之对接机构研制和使用周期长，据不完全统计，仅在国际空间站上就有4种相互不具有兼容性的对接和停泊系统并存提供服务，包括美方的3对APAS-89、超过16对的CMB以及俄方的13个包含两种不兼容改型的“杆-锥”系统。比解决对接接口一致性更现实的一个做法是，对接谁的舱，就用谁家的对接机构。比如ESA研制的ATV货运飞船要对接俄罗斯的舱段，就直接采购、安装了俄制对接机构。

对接机构的“天下大同”是理想，更理想的情况是根本就不需要对接机构。地上组装舱段时可以通过工装设备保证对接精度，直接拧螺钉就行，而天上则必须使用对接机构弥补空间交会偏差造成的装配精度不足。未来的交会控制精度足够高之后，对接机构可以直接演变为自动装配机构，实现更加高效的空间设施组装。

欧洲ATV货运飞船上的俄制对接机构。来源：ESA

05

机械臂作为另一种对接选择

为什么说传统对接方式仍有优势？

早期航天活动中，测定轨、飞行器自主测量与控制能力相对弱，为了达成系统目标，尽量利用成熟的机械技术扩大对接机构的容差能力，因此当时的对接机构都是类似于杆-锥的设计，对接初始偏差可以宽至30cm。随着技术发展与测定轨、控制能力的增强，对接初始条件范围缩小，对接机构可以做得更加精巧，减小容差和导向结构，减小体积和重量。精准的交会撞击能量减小，因而也可以简化缓冲吸能装置。由此发展出弱撞击对接机构以及机械臂捕获后对接的技术和应用。

机械臂抓捕后再对接的方案，实际上是将飞船交会终点设为目标附近的悬停点，将对接初始条件的接近速度也控为零。该方案充分发挥飞行器高精度运动控制和机械臂的功能性能优势，极大降低了对接机构容差和缓冲能力的要求。机械臂作为通用工具可以服务于所有来访飞行器，来访者的对接机构则可以简化、轻量化。这种方案的另一个独特优势在于，机械臂捕获飞船或来访舱段后可以将其转移到任意方向的对接口对接，使舱段组装建造有了更灵活的选择和更广阔的拓展空间。

传统的交会对接在安全性上仍有优势：对接过程异常可随时撤离，组合体飞行期间飞船也能随时应急分离，并且只需飞船一方执行中止对接或撤离动作即可。而使用机械臂辅助对接的话，转移过程中出现异常无法即刻分离，应急撤离的过程也复杂得多、慢得多。SpaceX合理利用了两种对接方式：货运龙飞船交会悬停后由机械臂抓捕后对接，载人龙飞船则直接交会对接。

随着技术进步，交会对接发展出更多各有所长的分支技术，以适应和满足更加细分的应用需求，保障着从例行天地往返到复杂空间设施建设的空间任务。

中国空间站机械臂抓取飞船再对接示意图。来源：科普中国

尾声：

工程哲学语境中的交会对接

从飞船发射前空间站的配合调轨时刻起，以最终对接为目标的交会对接就开始了。在这个过程中，交会飞行逐步消除了火箭发射与入轨偏差以及轨道测量和各次轨道机动引入的偏差，在交会结束时刻为对接创造了初始条件；对接过程继续消除两飞行器接触时刻的相对位置、速度、姿态偏差，缓冲并消耗掉撞击能量，最终完成物理连接，为“1+1=1”的组合体融合奠定基础。由此可见——

交会对接是一个在空间要素上延展分布、在时间坐标上动态发展的复杂系统，承载了整体性、系统性、关联性的系统科学思维。

交会对接是一套通过以控制为核心的技术实现总体最优的工程设计，贯穿了系统工程解决多因素、多约束、多目标、多阶段、多变性问题的科学方法。

交会对接是一项基于轨道科学规律和航天技术而构建大型空间设施的活动，体现了系统哲学知行互长、体（结构）用（功能）互动的科学实践。

肩负以上多维度探索使命的中国空间站正在奔赴其科学、技术、工程目标，也延伸着我们对世界的理解。

监制：李晓云

编辑：郭建伟祁丽君

校对：马宇聪