本实用新型涉及一种空间对接航天器组。
背景技术：
纵观历史，人类对太空的探索从未停止。1609年伽利略发明望远镜，1957年苏联发射第一颗卫星斯普特尼克1号，使利用卫星进行天文观测成为可能。1960年6月美国发射了第一颗天文卫星“太阳辐射监测卫星”(Solar Radiation Monitoring Satellite)，之后几十年发射了多个谱段数十个天文卫星。1961年4月12日，苏联发射第一艘载人飞船东方一号(Vostok1)，将加加林送入近地轨道，为航天员在轨服务开创了契机，载人或无人飞船成为空间天文观测的重要平台。1971年4月，苏联发射第一个载人空间站礼炮1号(Salyut1)，并与联盟号飞船对接成组合体，实现航天员短期在轨驻留(返回失败)，其上搭载了天文望远镜，由航天员操作。1972年阿波罗16号航天员第一次在月面安装天文望远镜，开启了月基天文观测的新窗口。
21世纪后，国际空间站大规模组合体长期在轨运行，成为高能天体物理探测的理想场所，开展了阿尔法磁谱仪、X射线和伽玛射线、紫外等多个探测项目，并且后续仍在规划多个载荷。
中国载人航天工程发展较欧美俄等航天强国起步较晚，神舟二号高能天文探测开启我国航天领域空间天文新方向，天宫二号首次开展高能偏振探测，未来将继续引领我国空间天文技术发展，争取在宇宙起源与演化、暗物质和暗能量等前沿方向取得成果。
航天技术是一个国家科技水平和综合国力的重要体现。世界航天大国和工作者高度关注和发展以自由进入空间、增强空间控制、进行天地往返等先进技术。各种先进技术的研究规划、新规格航天飞行器已被各世界大国列入重要规划，并已经取得了重要进展。
为完成复杂的太空任务，空间对接航天器取得了飞速的发展。航天器交会对接技术是指宇宙飞船、航天飞机等航天器在轨会合，并在结构上连成一个整体的技术。美国20 世纪60 年代初的双子星座计划主要是依靠航天员的视觉观测来确定航天器之间的相对位置和姿态，该方法简陋，难以满足精度要求。俄罗斯的交会对接测量系统采用微波雷达技术。欧空局从20 世纪80 年代初期就开始研究交会对接测量技术及敏感器。我国的航天器对接技术也取得了阶段性成果。2011 年11月3 日凌晨，我国神舟八号飞船与天宫一号实现交会对接，中国载人航天首次空间交会对接试验获得成功。2012 年4 月，我国的天宫一号与神舟九号载人交会对接任务已经进入全面实施阶段。
在航天器交会对接中，确定六个自由度的相对位姿信息是一个非常重要的问题。经典的卫星姿态描述方法有欧拉角法、四元数法等。欧拉角是由坐标系经过三次旋转得到的三参数描述方法；四参数的四元数通过绕旋转轴一次旋转得到，可以避免欧拉角在大角度时“奇异”以及复杂的三角函数运算，但是，该方法是将位置和姿态分开来测量的，普吕克直线的方法则可以使航天器的位置和姿态统一起来测量。
在航天器交会对接中，基于双目视觉的方法主要是通过射影几何、齐次坐标等数学工具描述图像的成像原理。较传统的方法是在追踪航天器上安装两个CCD 传感器，通过对特征点在CCD 上成像的分析和计算来确定追踪航天器和目标航天器之间的相对位置和姿态。而申请号为CN201210111347的发明专利《一种航天器交会对接相对位姿测量方法》提供了一种新的测量方法，选取目标航天器上的两条非共面直线在CCD 上的成像分析来计算两个航天器相对位姿的方法则更加简便。
通过以上的论述可知，随着航天技术的发展，如何实现两个航天器机体之间的对接，已经具备了成熟的技术方案，诸多问题已经克服。然而，航天器对接时，不仅要实现机体之间的对接，还要通过插头插座机构进行线缆之间的对接，实现两个航天器之间控制信号、数据的传输。
如果航天器对接时，仅依赖上述航天器之间机体对接时所采用的定位测量、控制机构，考虑到机体间的对接定位精度在毫米数量级（已能够满足航天器框架对接的要求），两航天器之间的线缆插头插座由于尺寸较小，无法顺利对接，容易造成插头插座磨损，甚至对接失败。如果通过提高航天器机体之间整体对接定位精度的方式解决该问题，研发难度大，成本极高。
技术实现要素：
本实用新型提出了一种空间对接航天器组，其目的在于：提供一种结构简单、成本较低的机构，在不提高现有航天器机体之间的对接精度的情况下，降低插头插座之间的磨损，避免对接失败。
本实用新型技术方案如下：
一种空间对接航天器组，包括需要对接的第一航天器和第二航天器，所述第一航天器上设有插座，所述第二航天器上设有插头，航天器对接时，所述插座与插头相对接，所述第一航天器上设有第一基座，所述插座固定安装在第一基座上；
所述插座外圆柱面上从前端向后开设有导向槽，所述导向槽走向与插座轴线相平行，所述导向槽侧壁的前端向外侧张开；所述插座上还设有电磁铁，所述电磁铁位于导向槽前端的内侧；所述插座的前端为靠近插头的一端，后端为远离插头的一端；
所述第二航天器上设有第二基座，所述插头通过弹性装置安装在第二基座上，所述弹性装置包括缠绕在插头前部外侧的前端卷簧和缠绕在插头后部外侧的后端卷簧，所述插头的前端为靠近插座的一端，后端为远离插座的一端；所述前端卷簧的内端以及后端卷簧的内端分别与插头相连接，两支卷簧的外端均与第二基座固定连接；所述后端卷簧的刚度高于前端卷簧的刚度；所述插头前端的外壁上设有用于与所述导向槽相配合的导向滑块，所述导向滑块内侧设有用于与电磁铁相吸的金属块，所述导向滑块伸出于插头。
作为本实用新型的进一步改进：所述导向槽和导向滑块均为相对设置的两组或圆周均布的四组，导向槽和导向滑块一一对应。
作为本实用新型的进一步改进：前端卷簧与后端卷簧的圈数相同，弹簧片厚度相等，后端卷簧的宽度大于前端卷簧的宽度。
相对于现有技术，本实用新型具有如下积极效果：（1）利用导向槽和导向滑块进行定位，实现精确对接，减少插头插座之间的磨损，避免对接失败；（2）利用电磁铁吸引导向滑块，并在导向槽前端设置张口，使导向滑块能够顺利划入导向槽；（3）通过卷簧机构为插头提供调整裕量；（4）后端卷簧的刚度高于前端卷簧的刚度，从而插头的前端可进行较大幅度的摆动，有利于前端调整、顺利对接，而后端可摆动幅度较小，避免整体摆动过大，导致不能正确对接；（5）前端卷簧与后端卷簧的圈数相同，弹簧片厚度相等，后端卷簧的宽度大于前端卷簧的宽度，加工时，可将一宽度较宽的卷簧从中间进行不等分切割，成两支宽度不同的卷簧，方便卷簧的加工；（6）无需对航天器自身的原物理对接、定位机构进行调整，结构简单，成本低。
附图说明
图1为本实用新型的外形示意图。
图2为对接处的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图详细说明本实用新型的技术方案：
如图1，一种空间对接航天器组，包括需要对接的第一航天器100和第二航天器200。
如图2，所述第一航天器100上设有插座102，所述第二航天器200上设有插头202，航天器对接时，所述插座102与插头202相对接，所述第一航天器100上设有第一基座101，所述插座102固定安装在第一基座101上；
所述插座102外圆柱面上从前端向后开设有导向槽104，所述导向槽104走向与插座102轴线相平行，所述导向槽104侧壁的前端向外侧张开；所述插座102上还设有电磁铁103，所述电磁铁103位于导向槽104前端的内侧；所述插座102的前端为靠近插头202的一端，后端为远离插头202的一端；
所述第二航天器200上设有第二基座201，所述插头202通过弹性装置安装在第二基座201上，所述弹性装置包括缠绕在插头202前部外侧的前端卷簧204和缠绕在插头202后部外侧的后端卷簧203，所述插头202的前端为靠近插座102的一端，后端为远离插座102的一端；所述前端卷簧204的内端以及后端卷簧203的内端分别与插头202相连接，两支卷簧的外端均与第二基座201固定连接；所述后端卷簧203的刚度高于前端卷簧204的刚度，从而插头202的前端可进行较大幅度的摆动，有利于顺利对接，而后端可摆动幅度较小，避免摆动过大导致不能正确对接。
为方便加工，前端卷簧204与后端卷簧203的圈数相同，弹簧片厚度相等，后端卷簧203的宽度大于前端卷簧204的宽度，加工时，可将一宽度较宽的卷簧从中间进行不等分切割，成两支宽度不同的卷簧。
所述插头202靠近插座102一端的外壁上设有用于与所述导向槽104相配合的导向滑块205，所述导向滑块205内侧设有用于与电磁铁103相吸的金属块，所述导向滑块205伸出于插头202。
优选的，所述导向槽104和导向滑块205均为相对设置的两组或圆周均布的四组，导向槽104和导向滑块205一一对应。
航天器对接时，向电磁铁103通电，随着插头202靠近插座102，导向滑块205在电磁铁103的作用下进入导向槽104前端的张开口处，由于卷簧的设置，插头202的位置和角度可在电磁铁103的作用下自动调整，然后逐步划入导向槽104，从而在导向槽104和导向滑块205的作用下实现精确对接。