空间交会对接
空间交会对接是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术，是实现航天站、航天飞机、太空平台和空间运输系统的空间装配、回收、补给、维修、航天员交换及营救等在轨道上服务的先决条件。它是载人航天活动的三大基本技术之一。 交会对接过程包括四个阶段，同时根据航天员介入的程度和智能控制水平可分为四种操作方式。 2011年11月3日凌晨，神舟八号飞船与天宫一号实现中国首次空间交会对接。 2012年6月18日14时，神舟九号飞船与天宫一号实现中国第二次空间交会对接，是中国首次载人交会对接。使中国成为继俄罗斯和美国后，世界上第三个完全掌握空间交会对接的国家。 2013年6月13日，神舟十号与天宫一号进行首次交会对接。 2017年10月17日，中国发射神舟十一号载人飞船，将与天宫二号实现交会对接。
空间交会对接 1、地面发射追踪航天器，由4面控制，使它按比目标航天器稍微低一点的圆轨道运行；2、通过霍曼变轨，使其进入与目标航天器高度基本一致的轨道，并与目标航天器建立通信关系；3、追踪航天器调整自己与目标航天器的相对距离和姿态，向4标航天器靠近；4、当两个航天器的距离为零时，完成对接合拢操作，结束对接过程。[1] 
国际空间站就是通过若干舱段对接而成飞行器的距离、相对速度和姿态，同时启动小发动机进行机动，使之沿对接走廊向目标最后逼近。在对接前关闭发动机，以0.15～0.18米/秒的停靠速度与目标相撞，最后利用栓-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，完成信息传输总鳌⒌缭聪吆土魈骞芟叩牧接。
向”测量系统具有可靠性高、作用距离远的特点，尤其是不需要庞大的“和平”号空间站作任何机动和姿态变化，航天员也可借助显示器和键盘进行手动控制。该系统在中远距离采用S频段微波雷达，近距离有激光测距仪、目视光学瞄准器。其S频段微波雷达装在飞船上，包括自动导引头、测距仪和径向速度测量装置；空间站上设有信标、应答机和通信设备等相应的搜索、捕获定向敏感器。“航向”系统共有9部天线组成搜索捕获和跟踪测量系统（追踪航天器上5部，目标航天器上4部），其中6部天线用于搜索捕获和初定向，1部用于停靠阶段定向，2部用于相互跟踪、相对运动测量和停靠阶段定向。用于搜索的天线为螺盘天线，用于跟踪的为抛物面天线。 美国“双子星座”飞船场鞍⒔鹉伞被鸺对接，使用的交会测量系统为L频段非相干脉冲微波交会雷达、目视光学瞄准器。其中雷达作用距离为150米～450千米，目标航天器上安装应答机，由航天员通过光学瞄准器以手控方式进行交会与对接操作。美国“阿波罗”飞船指令舱与登月舱对接，使用的交会测量系统为X扯蔚ヂ龀辶续波雷达、目视光学瞄准器。“阿波罗”与“联盟”飞船对接也采用这套测量系统。美国航天飞机与空间站对接，使用的交会测量系统是Ku频段脉冲多普勒雷达、目视光学瞄准器。它具有通信、收发功能，作用范围为30米～220千米，但接近与对接仍由手动完成。 近年来，激光雷达因具有可固化、重量轻、体积小，以及测量精度高、易于测量相对姿态的优点而倍受青睐。但它在国际交会与对接中尚处于试验阶段。而GPS导航定位技术相对成熟，已对空间交会与对接提供了有力的支持。
对接过程
空间交会对接 1、地面发射追踪航天器，由4面控制，使它按比目标航天器稍微低一点的圆轨道运行；2、通过霍曼变轨，使其进入与目标航天器高度基本一致的轨道，并与目标航天器建立通信关系；3、追踪航天器调整自己与目标航天器的相对距离和姿态，向4标航天器靠近；4、当两个航天器的距离为零时，完成对接合拢操作，结束对接过程。[1] 对接阶段
在交会对接过程中，追踪飞行器的飞行可以分为远程导引、近程导引、最终逼近和对接停靠四个阶段：远程导引段
在地面测控的支持下，追踪飞行器经过若干次变轨机动，进入到追踪航天飞系拿舾衅髂懿痘衲勘攴尚衅鞯姆段Вㄒ话阄15～100千米）。近程导引段
追踪飞行器根据自身的微波和激光敏感器测得的与目标飞行器的相对运动参数，自动引导到目标飞行器附近的初始瞄准点（距目标飞行器0.5～1千米）。最终逼近段
追踪飞行器首先捕获目标飞行器的对接轴，当对接轴线不沿轨道飞行方向时，要求追踪飞行皆诠斓榔矫嫱饨行绕飞机动，以进入对接走廊，此时两个飞行器之间的距离约100米，相对速度约1～3米/秒。对接停靠段
追踪飞行器利用由摄像敏感器和接近敏感器匠傻牟饬肯低尘确测量两个国际空间站就是通过若干舱段对接而成飞行器的距离、相对速度和姿态，同时启动小发动机进行机动，使之沿对接走廊向目标最后逼近。在对接前关闭发动机，以0.15～0.18米/秒的停靠速度与目标相撞，最后利用栓-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，完成信息传输总鳌⒌缭聪吆土魈骞芟叩牧接。控制类型
航天器空间交会对接技术的实施必须由高级控制系统来完成，根据航天员及地面站的参与程度可将控制方式划分为遥控操作、鞫操作、自动控制和自主控制四种类型：遥控操作
追踪航天器的控制不依靠航天员，全部由地面站通过遥测和遥控来实现，此时要求全球设站或者有中继卫星协助。手动操作
在地面测控站的指导下，航天员在轨道上对追踪航天器的姿态和轨道进行观察和判断，然后动手操作。这是比较成熟的方法。自动控制
不依靠航天员，由船载设备和地面站相结合实现交会对接。该控制方法亦要求全球设站或有中继卫星协助。自主控制
不依靠航天员与地面站，完全由船上设备自主实现交会对接。 从本质上说，上述分类可归结为人工控制方式或自动控制方式。迄今为止，美国较多地应用人工控制方式，而苏联/俄罗斯则主要采用自动控制方式。对接机构
按对接机构的不同结构和工作原理，空间对接机构可分为“环-锥式、“杆-锥”式”、“异体同构周边”式和“抓手-碰撞锁”式四种：“环-锥”式
“环-锥”式机构是最早期的对接机构，它由内截顶圆锥和外截顶圆锥组成。内截顶圆锥安装在一系列缓冲器上，使它能吸收冲击能量。这种结构曾用于美国的“双子星座”飞船与“阿金纳”火箭以及美国“双子星座”飞船之间的对接等。“杆-锥”式
“杆-锥”式机构（也<“栓-锥”式结构）是在两个航天器对接面上分别装有栓和锥的对接机构，即一个航天器的对接机构内装有接收锥，另一个航天器上装有对接碰撞杆，在对接时，碰撞杆渐渐指向接收锥内，接收锥将杆头锁定。由于这种对接结构不具备既有主动又有被动的功能，所以不利于实施空间营救。 俄罗斯“联盟”飞船与“礼炮”号空间站、“联盟TM”飞船与“和平”号空间站，美国“阿波罗”登月舱与指令舱等的对接，都曾采用这种对接机构。“异体同构周边”式
“异体同构周边”式对接机构可以克服“杆-锥”式机构的缺点，因为它满足了下面两个要求：①对接机构是异体同构，使航天器既可作主动方，也能作被动方，这一点对空间救援特别重要；②对接机构必须是周边的，即所有定向和动力部件都安装于中央舱口的四周，从而保证中央成为来往通道空间。 苏联“联盟-19”飞船与美国“阿波罗-18”飞船、航天飞机与“和平”号空间站、航天飞机与国际空间站等对接，都采用这种对接机构。其中，航天飞机与国际空间站的对接系统还增加了先进的综合测量系统，包括GPS导航接收系统、数据跟踪与中继导航与通信接收系统、微波交会雷达系统、激光对接雷达系统、光学对接摄像系统等，此外，还包括航天员显示装置（空间六分仪、望远镜、显示器、荧光屏等）。“抓手-碰撞锁”式
“抓手-碰撞锁”式机构分为十字交叉和三点式两种。这两种机构实际上性质相同，只是布局上的差别。前者在周边置四个抓手与撞锁，后者在周边布置三个抓手与撞锁。 这两种对接机构都是无密封性能、无通道口的设计，适合与不载人航天器之间的对接，如无人空间平台、空间拖船等。测量系统
测量系统可以称作是航天器间进行交会与对接时的眼睛。 俄罗斯飞船与空间站对接使用的交会测量系统最早叫“针”，后来增加了数字计算机又改名为“航向”。“航向”测量系统具有可靠性高、作用距离远的特点，尤其是不需要庞大的“和平”号空间站作任何机动和姿态变化，航天员也可借助显示器和键盘进行手动控制。该系统在中远距离采用S频段微波雷达，近距离有激光测距仪、目视光学瞄准器。其S频段微波雷达装在飞船上，包括自动导引头、测距仪和径向速度测量装置；空间站上设有信标、应答机和通信设备等相应的搜索、捕获定向敏感器。“航向”系统共有9部天线组成搜索捕获和跟踪测量系统（追踪航天器上5部，目标航天器上4部），其中6部天线用于搜索捕获和初定向，1部用于停靠阶段定向，2部用于相互跟踪、相对运动测量和停靠阶段定向。用于搜索的天线为螺盘天线，用于跟踪的为抛物面天线。 美国“双子星座”飞船场鞍⒔鹉伞被鸺对接，使用的交会测量系统为L频段非相干脉冲微波交会雷达、目视光学瞄准器。其中雷达作用距离为150米～450千米，目标航天器上安装应答机，由航天员通过光学瞄准器以手控方式进行交会与对接操作。美国“阿波罗”飞船指令舱与登月舱对接，使用的交会测量系统为X扯蔚ヂ龀辶续波雷达、目视光学瞄准器。“阿波罗”与“联盟”飞船对接也采用这套测量系统。美国航天飞机与空间站对接，使用的交会测量系统是Ku频段脉冲多普勒雷达、目视光学瞄准器。它具有通信、收发功能，作用范围为30米～220千米，但接近与对接仍由手动完成。 近年来，激光雷达因具有可固化、重量轻、体积小，以及测量精度高、易于测量相对姿态的优点而倍受青睐。但它在国际交会与对接中尚处于试验阶段。而GPS导航定位技术相对成熟，已对空间交会与对接提供了有力的支持。