交会对接系统和设备
1.交会对接系统
实现两个航天器在轨道上成功交会对接，需要在航天器上安装一个专门的系统，技术人员把这个系统称为交会对接系统。交会对接系统通常包括跟踪测量系统、姿态与轨道控制系统、对接机构系统等。
国际空间站寻找对接目标
实现两个航天器在太空中成功对接，初始条件一是两者要保持对接机构的同轴接近方式和确定的纵向速度，以及在其他线坐标和角坐标上的速度为零，也就是说，既要一个方向，又要上下左右都保持不动。但是，实际过程中，两个航天器之间的相对运动参数总是会有偏差的。一般情况下，两个航天器之间的相对位置及其水平运动速度通常是靠主动航天器轨道控制系统和两个航天器的姿态控制系统来维持的，前者适用于控制质心的水平运动，后者适用于控制绕质心的转动运动。
2.交会对接设备
执行交会对接飞行任务的航天器具有许多用于交会对接的特殊设备，其中最为重要的是交会对接机构和交会对接测量设备。
交会对接机构研制技术俄罗斯走在了前面。目前为止，交会对接机构主要有杆-锥式对接机构和异体同构周边式对接机构，这两种对接机构都是由苏联科学家发明的。
杆-锥式对接机构。杆-锥式对接机构由“杆”组件和“锥”组件两部分构成，并且有主动和被动之分。“杆”组件是主动部分，安装在追踪航天器上，“锥”组件是被动部分，安装在目标航天器上。安装在追踪航天器和目标航天器上的对接机构构造是不一样的。追踪航天器上安装的主动对接机构，内有一个拴形的推拉杆装置，拉杆装置具有伸缩功能，杆的端头上有一个帽，帽上带有卡锁；目标航天器上安装的被动对接机构内部，有一个接收锥，锥的尽头凹腔里有一个带锁的插座。杆-锥式对接机构都是安装在追踪航天器和目标航天器的舱体内部，其接触部分安装在对接面的中间。
当杆进入到锥内时，沿着锥面进入锥的顶部，锥顶内的锁将杆的前端锁定。这时，可伸缩的杆逐渐缩短，将两个航天器拉紧。接着，安装在对接面上的锁迅速将两个对接面锁定，此时两个航天器就完成了对接。
具体对接过程是：当接到开始对接的指令后，追踪航天器上的对接机构中的杆伸出，杆端头伸出对接框约1米长，对接机构上的杆头进入安装在目标航天器上的“锥”组件对接机构的锥内，此时，两个航天器以不大于2毫米/秒的速度靠近，杆头沿着锥面逐渐进入锥内部，当杆头进入锥底部的凹腔时，安装在凹腔里的锁将杆头锁住。然后，追踪航天器对接结构上的杆开始收缩，并将两个对接框上锁、拉紧并完成舱体的密封。
国外航天员操作设备准备对接 飞船的对接设备
杆-锥式对接机构是苏联在建设空间站初期使用的对接机构，它的优点是结构比较简单，质量也较轻，但也有两个缺点，一是由于对接机构全部安装在航天器壳体的里边，两个航天器对接后占据的内部空间比较大，舱体内可供航天员活动的空间就相对狭小了；二是承载能力也比较低，不适宜于质量更大的航天器之间的对接。
俄罗斯联盟号系列载人飞船、进步号货运飞船及俄罗斯空间站舱段均采用杆-锥式对接机构。
异体同构周边式对接机构。随着交会对接技术的发展，从1989年联盟TM-2号飞船与和平号空间站对接开始，苏联采用了异体同构周边对接式新型对接机构。
异体同构周边式对接机构，简单说就是在两个航天器的对接面上，安装了导向器，导向器在航天器接触的过程中扣定，然后，导向器上的锁定装置将两个航天器抓住锁紧。这种对接机构构成非常复杂，仅各类元器件就由数万种之多，可以说是最复杂的航天设备了。
异体同构周边式对接机构全部对接机构安装在航天器的对接面上，类别上大体分为导向器外翻和导向器内翻两类。导向器外翻的异体同构周边式对接机构只在1975年阿波罗号飞船与联盟号飞船太空对接飞行时使用过，不知道什么原因，以后再也没有使用。 目前联盟号飞船和航天飞机上使用的异体同构周边式对接机构都是导向器内翻式的。
“异体同构”是指追踪航天器和目标航天器上的对接机构构造是一样的，只不过是安装的角度不一样，因而，没有主动、被动之分，只不过是安装在两个航天器上。“周边式”是指对接机构不设置在中间，而是设置在两个航天器对接面的周边。
航天员与飞船—通信系统 交会对接测量
异体同构周边式对接机构的使用过程是这样的：对接时，追踪航天器上的对接机构伸出，安装在周边的三个板状导向器完成导向作用，使两个对接机构准确地接触，上锁锁定，此后，对接机构回缩，将两个航天器的对接框形成的对接面拉紧，通过对接面上的锁将对接面锁定，完成对接。在对对接面的密封性能进行检查，确认密封良好后，打开两个航天器的对接舱门，航天员即可通行。
异体同构周边式对接机构的设计理念较好地克服了杆-锥式对接机构的不足，其最大优点是对接机构安装在对接面上，不占用航天器内部的空间，又确保了两个航天器对接后，有一个飞船畅通的通道，同时，其承载能力也大大提高，可以用作实施对更大质量航天器间的对接。其缺点是结构比较复杂，质量较大。
3.交会对接测量设备
我们知道，两个航天器在交会飞行阶段，主要依靠地面测控系统来测量它们的飞行轨道、所在位置及相互间距离，根据测量结果生成指令发往追踪航天器，引导追踪航天器逐渐向目标航天器靠拢。当两个航天器靠拢到一定距离后，地面测控站就完成了使命，对两个航天器的测量任务就转交给追踪航天器上的测量系统，依靠追踪航天器上的测量系统，完成对两个航天器相对位置、速度和姿态等交会对接所需要的各种参数的测量，以保证交会对接任务的进行。
航天器交会对接测量设备主要是微波雷达、激光雷达和光学成像设备和敏感器等，通过安装在航天器上的微波雷达系统完成对两个航天器间的相对距离和姿态进行测量。在没有航天员参与的情况下，通过航天器上测量设备所测到的数据，掌握和调整航天器的状态，从而完成自动交会和对接。
随着电子、光学等技术的发展，特别是经过国际空间站的建设，近几年交会对接测量系统有了很大发展。为了确保雷达提供的数据精确、可靠，在现代航天器交会对接中，按照交会对接的不同阶段，使用了多种雷达测量手段和光学测量手段，从而形成了多种手段的交会对接测量系统。这些手段主要是：远距离使用微波雷达，中距离使用激光雷达，近距离使用光学成像设备，接近段使用敏感器。利用这些设备相互交叉进行，从而获得了极其准确的数据，交会对接的可靠性和成功率大大提高。
在有航天员参与，由实施航天员人工控制交会对接时，除了远距离依靠微波雷达判定航天器的姿态和各种状态外，到了近距离的时候，则借助目视光学设备或闭路电视系统来进行，航天员可以通过屏幕或目视舷窗上看到的目标航天器图像进行交会对接操作。如果交会对接是在黑暗的太空实施，由于没有参照物可供参照，仅凭航天员用眼睛看，是无法准确判断出两个航天器之间的距离和航天器正在以什么样的相对状态和速度在接近，所以，目前在交会对接控制中仍然主要的是借助雷达的测量数据，来进行状态的判断和实施交会对接的。
4.国外交会对接测量系统
俄罗斯的交会对接测量系统，系统是一种自动测量系统，主要采用微波雷达。这种无线电交会对接测量系统包括追踪航天器上的微波雷达、速度陀螺仪以及目标航天器上的应答机等。
为了捕获目标航天器并测量追踪航天器与目标航天器之间的相对姿态，在两个航天器上装有多部天线。追踪航天器利用从目标航天器上的应答机返回的信号的时间延迟确定相对距离，利用返回信号的多普勒平移确定接近速率，从对接天线得到的信号还可以得到相对姿态。在两个航天器相距20米左右时，不能再从对接天线的信号中导出相对姿态，这时姿态信息依赖于速度陀螺仪的积分输出。这种测量系统可以作为交会对接全过程的测量手段。在实现航天员手动交会对接时，远距离采用微波雷达，近距离采用目视光学设备或闭路电视系统，航天员通过在屏幕或目视窗口上看到的目标航天器的图像确定其大致距离与方位。苏联多次航天器空间交会对接实践证明，这套测量系统工作可靠，性能可以满足要求，但是设备比较复杂，重量和体积较大，功耗比较高。在这个基础上，随着技术的发展，苏联还研制了激光交会雷达，使自主自动交会对接测量系统更完善，且具有更高的技术性能。
美国的交会对接测量系统。美国在20世纪60年代初在双子星座计划中主要使用的是微波交会雷达。微波雷达是一个干涉测量型系统，在追踪航天器与目标航天器相距450千米～150米范围内估计目标航天器的距离和方位，然后将该信息输送给计算机，并显示给航天员；两个航天器在90千米～6米范围内，还显示接近速率。在距离较近时，如60米以内，由于目标太近，交会雷达不再能给出距离的准确估计，这时主要依靠航天员的视觉观测来确定两个航天器之间的相对距离和相对姿态。
美国实施阿波罗计划的交会对接系统与双子星座计划类似，交会雷达采用单脉冲比幅式连续波雷达，作用距离为740千米～24米。在300米以内的近距离时，为增强航天员捕获目标的能力并能粗略估计相对姿态，在飞船上安装了不同颜色的条纹或十字标记。
在航天飞机与目标航天器的交会对接中，交会雷达为Ku波段脉冲多普勒雷达，可以采用主动和被动模式工作。在主动模式，目标航天器上必须有应答机，对从轨道器交会雷达发射的雷达信号提供反馈信号。在该模式下，交会雷达的作用距离为555千米～30米。在被动模式，追踪航天器接收目标航天器的发射信号。在这种模式下，交会雷达作用距离为22千米～30米。除了交会雷达外，轨道器上还有两个附加设备。一个是轨道控制敏感器（TCS）。它是一个安装在轨道器有效载荷舱内的激光测距仪，在1.5千米～1.5米范围内提供两个航天器之间的距离、接近速率和方位并显示给航天员。另一个是固定在轨道器对接机构中心的摄像机。它的图像在大约90米以内为航天员对接提供可视化帮助。此外航天员还有一个手持激光测距仪，在两个航天器接近期间可用于补充其他导航设备测量的接近距离和接近速率。
近年来，美国航宇局马歇尔航天飞行中心和约翰逊航天中心一直在进行自动测量系统的研究，其传感器包括全球定位系统（GPS）和视频制导传感器（VGS）。 GPS用于粗导航阶段的绝对定位和相对定位。当两个航天器相距1000米时，采用GPS绝对定位；相距50～1000米时，采用GPS相对定位。当两个航天器之间的距离小于50米时，采用VGS来确定两个航天器之间的距离、方位和姿态。VGS由安装在追踪航天器上的CCD摄像机和安装在目标航天器上的合作目标构成。约翰逊中心设计的由若干个发光二极管构成的合作目标按固定的模式闪烁，CCD摄像机分别在目标亮与不亮时摄取图像，然后相减以去除背景和噪声干扰。去除背景和噪声干扰后，可以利用图像中剩余的目标信息完成精导航阶段的测量任务。
采用被动标志——角反射器作为合作目标，需要在追踪航天器上安装照射光源。由于双倍光程、立体角内的扩散以及传输和反射的损耗，要求激光器的功率很大，增大了追踪航天器的功率负荷。采用两幅图像相减来消除背景和噪声干扰时，由于相减的两幅图像之间存在时间差，若在此时间差内因相对姿态变化使两幅图像的背景和干扰发生变化，则相减将不能全部消除背景和干扰，从而影响合作目标识别和参数测量的正确进行。
欧空局的交会对接测量系统。欧空局从20世纪80年代初期就开始研究自主交会对接测量技术及敏感器，并计划用于航天飞机与哥伦布空间站的自主自动交会对接。其测量系统采用分段式，各个阶段采用不同的敏感器，并且具有一定的交叉。每个阶段同时使用两种敏感器，互为备份。一般分为四个阶段：在50千米左右到100米的距离，采用微波交会雷达，在5千米到10米的距离，采用激光雷达，在200米到几米的距离，采用光学成像敏感器；最后在10米到0米的接近阶段，采用位置敏感器，这种敏感器的最适宜作用距离在2米以内。欧空局的测量系统的优点是冗余度大，测量精度高，系统可靠性好，燃料消耗少；缺点是所用测量敏感器种类多，技术复杂，增加了追踪航天器的有效载荷，实施比较困难。