CN110002011A - 一种航天器模块柔性对接机构 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种航天器模块柔性对接机构，属于空间飞行器对接技术领域，特别是涉及一种航天器模块柔性对接机构。解决了现有的刚性锥杆式对接机构结构复杂，需要设置专门的吸能机构，对星体的扰动大的问题以及现有的柔性锥杆式对接机构连接刚度较低、抖动大的问题。它包括主动端对接模块和被动端对接模块，主动端对接模块包括导向头、柔性杆、分离组件、连接与解锁组件和驱动组件，所述被动端对接模块包括导向锥、承力段和被动端法兰盘。它主要用于适用于具有对冲击敏感、需要精密操作等要求的航天器在自主动力或机械臂辅助下的空间对接任务。

Description

一种航天器模块柔性对接机构

技术领域

本发明属于空间飞行器对接技术领域，特别是涉及一种航天器模块柔性对接机构。

背景技术

现有的刚性锥杆式对接机构，采用刚性杆与对接锥进行接触实现捕获，在对接过程中产生的反力需要设计专门的缓冲装置进行吸收。其在捕获过程中同时完成刚性初步调姿，对星体的扰动较大。现有的柔性锥杆式对接机构采用柔性杆降低对接过程中的反力，其柔性杆刚度很低，不具有柔顺调姿能力，需要直接依靠刚性调姿部件进行调姿。同时，这种对接机构只有一根对接杆，连接刚度较低，在将两星拉近的过程中可能出现大幅抖动，只适用于轻小型航天器的对接。因此，需要针对冲击敏感等要求研制出一种多模块的柔性对接机构，并满足低反力、具有足够的连接刚度等要求。

发明内容

本发明为了解决现有技术中的问题，提出一种航天器模块柔性对接机构。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种航天器模块柔性对接机构，它包括主动端对接模块和被动端对接模块，所述主动端对接模块数量为多个，所述多个主动端对接模块安装在主动飞行器的同一圆周上，所述被动端对接模块数量与主动端对接模块相同，安装在被动飞行器上，所述被动端对接模块的安装位置和安装半径均与主动端对接模块对应，所述主动端对接模块包括导向头、柔性杆、分离组件、连接与解锁组件和驱动组件，所述导向头内设置有捕获锁，所述捕获锁在驱动组件的驱动下沿导向头轴向滑动，实现锁定与解锁，所述柔性杆包括弯曲段、压缩段和弹簧座，所述弯曲段和压缩段均为压缩弹簧，所述弹簧座两端分别连接弯曲段和压缩段，所述弯曲段前端与导向头相连，所述弯曲段的压缩刚度大于压缩段，所述柔性杆在驱动组件的驱动下实现压缩，所述分离组件包括浮头、导向杆、分离弹簧和主动端法兰盘，所述主动端法兰盘安装在主动飞行器上，所述浮头中心开设有通孔，所述导向杆数量为多个，沿分离组件圆周方向均布，所述导向杆一端与浮头固连，另一端与主动端法兰盘滑动连接，所述分离弹簧套接在导向杆外，两端分别与浮头和主动端法兰盘接触，所述浮头沿导向杆滑动，所述连接与解锁组件包括套筒、保持架、钢珠和碟簧，所述保持架与主动端法兰盘固连，所述保持架外表面与浮头通孔内表面接触，所述保持架沿圆周方向均布有多个圆孔，所述钢珠安装在圆孔内并沿圆孔进行滚动，所述套筒与保持架内表面接触，所述套筒外表面在保持架圆孔对应位置设置有球窝，所述碟簧安装在浮头末端，所述套筒在驱动组件的驱动下沿自身轴向滑动，所述柔性杆安装在套筒内，所述压缩段与套筒内底面接触，所述被动端对接模块包括导向锥、承力段和被动端法兰盘，所述被动端法兰盘安装在被动飞行器上，所述承力段与被动端法兰盘固连，所述承力段内壁设置有环形球窝，所述导向锥与承力段固连，所述导向锥与浮头对接型面相同。

更进一步的，所述驱动组件包括捕获电机、卷筒、卷筒丝杠、钢丝绳和连接电机，所述捕获电机安装在主动飞行器上，所述卷筒丝杠与捕获电机减速器的输出轴相连，所述卷筒安装在卷筒丝杠上，所述卷筒沿卷筒丝杠轴向移动，所述卷筒上缠绕钢丝绳，所述钢丝绳穿过套筒和柔性杆后与捕获锁相连，所述连接电机驱动套筒沿自身轴向滑动。

更进一步的，所述导向头包括导向外壳和捕获锁，所述导向外壳前部为半球形或锥形，后部为圆柱形，所述导向外壳内壁沿轴向对称开设有滑槽，所述捕获锁包括滑移轴、锁定机构、复位弹簧和支撑块，所述滑移轴位于滑槽内并沿滑槽进行滑动，所述锁定机构和支撑块共轴的安装在滑移轴上，所述支撑块内的绳夹与钢丝绳相连，所述复位弹簧安装在支撑块后方，为支撑块提供弹力，所述导向外壳底端对称开设有方形槽，通过方形槽对锁定机构限位实现锁定与解锁。

更进一步的，所述锁定机构为两瓣卡爪锁或涨杆锁，所述两瓣卡爪锁共轴的安装在滑移轴上并围绕滑移轴转动，所述两瓣卡爪锁在导向外壳底端方形槽的作用下实现开合，进行锁定与解锁。

更进一步的，所述保持架沿圆周方向开设有六个均布的圆孔，所述套筒末端外表面为丝杠，所述丝杠部分与螺母螺接，所述连接电机与螺母相连并驱动螺母旋转，实现套筒沿自身轴向滑动。

更进一步的，所述导向头顶端内嵌电磁开关，所述被动端法兰盘与盲端固连，所述盲端后端面上安装磁性螺钉，所述电磁开关与磁性螺钉的感应距离为1-3mm。

更进一步的，所述柔性杆为内部或外部布置三根钢丝绳的单根压簧杆或内部布置一根钢丝绳的串联压簧杆。

更进一步的，所述浮头的前端为圆台形，后端为圆柱形。

更进一步的，所述导向杆数量为6个，所述导向杆一端通过螺纹与浮头固连，另一端设置有凸起法兰，所述凸起法兰对分离弹簧的极限行程进行限位，所述凸起法兰与主动端法兰盘之间设置有刚性橡胶。

更进一步的，所述主动飞行器和被动飞行器之间通过机械臂相连，所述机械臂实现主动飞行器和被动飞行器位置的锁定和解锁。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.本发明通过柔性杆的使用，在对接过程中通过弯曲段的弯曲变形，将传统刚性锥杆式对接机构的碰撞接触变为导向头与对接锥之间的接触滑移，降低了对接过程中的反力。

2.本发明通过柔性杆的使用，依靠弯曲段的弯曲变形及压缩段的压缩变形共同起到缓冲作用，降低捕获过程对主动飞行器和被动飞行器的扰动，无需缓冲装置，结构简单，质量较轻。

3.本发明通过柔性杆的使用，相比于传统对接机构通过刚性接触完成调姿，本发明利用柔性杆在收回过程中刚度增加，回弹力增大，实现柔顺调姿，调姿过程平滑，对飞行器扰动低。

4.本发明使用两瓣卡爪锁作为锁定机构，两瓣卡爪锁在张开至最大角度后，能够在保持张开角度不变的情况下共同绕滑移轴转动，其锁紧动作具有一定的自适应能力，能够增大锁紧过程中的容差。

5.本发明通过模块化布置，能够适应各种型号航天器的对接需求。在对大型航天器进行对接时，可以通过增加对接模块的数量来提高调姿过程中的连接刚度，减少两星在调姿过程中的不稳定现象，能够有效的提高对接的成功率。

附图说明

图1为本发明所述的航天器模块柔性对接机构结构示意图。

图2为本发明所述的主动端对接模块和被动端对接模块捕获成功状态下结构示意图。

图3为本发明所述的主动端对接模块立体结构示意图。

图4为本发明所述的主动端对接模块剖视结构示意图。

图5为本发明所述的导向头和柔性杆连接结构示意图。

图6为本发明所述的分离组件和连接与解锁组件的结构示意图。

图7为本发明所述的被动端对接模块结构示意图。

图8为本发明所述的驱动组件结构示意图。

图9为本发明所述的航天器模块柔性对接机构在捕获状态的结构示意图。

图10为本发明所述的航天器模块柔性对接机构在柔性调姿状态的结构示意图。

图11为本发明所述的航天器模块柔性对接机构在直动状态的结构示意图。

1-主动飞行器，2-被动飞行器，3-机械臂，4-主动端对接模块，5-被动端对接模块，6-导向外壳，7-滑移轴，8-卡爪，9-复位弹簧，10-支撑块，11-钢丝绳，12-电磁开关，13-弯曲段，14-压缩段，15-弹簧座，16-浮头，17-导向杆，18-分离弹簧，19-刚性橡胶，20-主动端法兰，21-套筒，22-保持架，23-钢珠，24-碟簧，25-螺母，26-捕获电机，27-卷筒，28-卷筒丝杠，29-连接电机，30-导向锥，31-承力段，32-盲端，33-磁性螺钉，34-导向头，35-被动端法兰，36-柔性杆，37-分离组件，38-连接与解锁组件，39-驱动组件。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。

参见图1-11说明本实施方式，一种航天器模块柔性对接机构，它包括主动端对接模块4和被动端对接模块5，所述主动端对接模块4数量为多个，所述多个主动端对接模块4安装在主动飞行器1的同一圆周上，所述被动端对接模块5数量与主动端对接模块4相同，安装在被动飞行器2上，所述被动端对接模块5的安装位置和安装半径均与主动端对接模块4对应，所述主动端对接模块4包括导向头34、柔性杆36、分离组件37、连接与解锁组件38和驱动组件39，所述导向头34内设置有捕获锁，所述捕获锁在驱动组件39的驱动下沿导向头34轴向滑动，实现锁定与解锁，所述柔性杆36包括弯曲段13、压缩段14和弹簧座15，所述弯曲段13和压缩段14均为压缩弹簧，所述弹簧座15两端分别连接弯曲段13和压缩段14，所述弯曲段13前端与导向头34相连，所述弯曲段13的压缩刚度大于压缩段14，所述柔性杆36在驱动组件39的驱动下实现压缩，所述分离组件37包括浮头16、导向杆17、分离弹簧18和主动端法兰盘20，所述主动端法兰盘20安装在主动飞行器1上，所述浮头16中心开设有通孔，所述导向杆17数量为多个，沿分离组件37圆周方向均布，所述导向杆17一端与浮头16固连，另一端与主动端法兰盘20滑动连接，所述分离弹簧18套接在导向杆17外，两端分别与浮头16和主动端法兰盘20接触，所述浮头16沿导向杆17滑动，所述连接与解锁组件38包括套筒21、保持架22、钢珠23和碟簧24，所述保持架22与主动端法兰盘20固连，所述保持架22外表面与浮头16通孔内表面接触，所述保持架22沿圆周方向均布有多个圆孔，所述钢珠23安装在圆孔内并沿圆孔进行滚动，所述套筒21与保持架22内表面接触，所述套筒21外表面在保持架22圆孔对应位置设置有球窝，所述碟簧24安装在浮头16末端，所述套筒21在驱动组件39的驱动下沿自身轴向滑动，所述柔性杆36安装在套筒21内，所述压缩段14与套筒21内底面接触，所述被动端对接模块5包括导向锥30、承力段31和被动端法兰盘35，所述被动端法兰盘35安装在被动飞行器2上，所述承力段31与被动端法兰盘35固连，所述承力段31内壁设置有环形球窝，所述导向锥30与承力段31固连，所述导向锥30与浮头16对接型面相同。

本实施例中所述主动端对接模块4和被动端对接模块5均分别为四组并在同一圆周的对应位置上，当本发明所述对接机构采用停靠式对接方案时，主动飞行器1和被动飞行器2之间通过机械臂3相连，所述机械臂3实现主动飞行器1和被动飞行器2位置的锁定和解锁，在机械臂3的辅助下通过主动端对接模块4和被动端对接模块5进行对接。所述驱动组件39包括捕获电机26、卷筒27、卷筒丝杠28、钢丝绳11和连接电机29，所述捕获电机26安装在主动飞行器1上，所述卷筒丝杠28与捕获电机26减速器的输出轴相连，所述卷筒27安装在卷筒丝杠28上，所述卷筒27上缠绕钢丝绳11，在卷筒丝杠28转动时所述卷筒27沿卷筒丝杠28轴向移动，使伸出的钢丝绳11始终沿柔性杆36的轴线方向运动，所述钢丝绳11穿过套筒21和柔性杆36后与捕获锁相连，所述连接电机29驱动套筒21沿自身轴向滑动。所述导向头34包括导向外壳6和捕获锁，所述导向外壳6前部为半球形或锥形，后部为圆柱形，所述导向外壳6内壁沿轴向对称开设有滑槽，所述捕获锁包括滑移轴7、锁定机构8、复位弹簧9和支撑块10，所述滑移轴7位于滑槽内并沿滑槽进行滑动，所述锁定机构8和支撑块10共轴的安装在滑移轴7上，所述支撑块10内的绳夹与钢丝绳11相连，所述钢丝绳11另一端缠绕在卷筒27上，所述复位弹簧9安装在支撑块10后方，为支撑块10提供弹力，所述导向外壳6底端对称开设有方形槽，通过方形槽对锁定机构8限位实现锁定与解锁。所述锁定机构8为两瓣卡爪锁或涨杆锁，所述两瓣卡爪锁共轴的安装在滑移轴7上并围绕滑移轴7转动，所述两瓣卡爪锁在导向外壳6底端方形槽的作用下实现开合，进行锁定与解锁，导向外壳6底端方形槽可限制两瓣卡爪锁的最大张开角度，通过卷筒27拉动钢丝绳11使捕获锁沿导向头34轴向滑动，使两瓣卡爪锁在导向外壳6底端方形槽得限位作用下张开，复位弹簧9在两瓣卡爪锁张开时处于压缩状态；当钢丝绳放松时，复位弹簧9恢复原长，推动支撑块10使两瓣卡爪锁在方形槽的限位作用下闭合。所述压缩段14完全安装在套筒21内，只能沿轴向形变进行伸缩，所述弯曲段13的压缩刚度远大于压缩段14，在压缩段14完全伸出的状态下，弯曲段13前部位于套筒外部可进行弯曲。所述柔性杆36可替换为内部或外部布置三根钢丝绳的单根压簧杆或内部布置一根钢丝绳的串联压簧杆。所述浮头16的前端为圆台形，后端为圆柱形，所述导向杆17数量为6个，所述导向杆17前端加工有螺柱，所述导向杆17一端通过螺纹与浮头16固连，另一端设置有凸起法兰，所述凸起法兰对分离弹簧18的极限行程进行限位，所述凸起法兰与主动端法兰盘20之间设置有刚性橡胶19，在分离时凸起法兰与刚性橡胶19接触，对分离弹簧18的极限行程进行限位，并起到缓冲作用。所述保持架22通过螺栓连接到主动端法兰盘20上，所述保持架22沿圆周方向开设有六个均布的圆孔，限制钢珠23的径向位移，套筒21外表面在保持架22圆孔对应位置设置有六个球窝，在正常状态下可容纳部分钢珠23，所述套筒21末端外表面为丝杠，所述丝杠部分与螺母25螺接，所述连接电机29与螺母25相连并驱动螺母25旋转，在螺母25与套筒21丝杠部分的配合下，实现套筒21沿自身轴向滑动，所述碟簧24可被套筒21的凸起部分压缩。被动端对接模块5通过被动端法兰盘35圆周上均布的螺纹孔安装在被动飞行器2上，导向锥30通过螺栓与承力段31连接，承力段31与盲端32分别通过螺栓固定安装在被动端法兰盘35的两端，承力段31上的环形球窝在对接到位后钢珠23可被压入球窝，实现两飞行器之间的刚性连接，所述导向头34顶端内嵌电磁开关12，所述盲端32后部开有螺纹孔，磁性螺钉33安装在该螺纹孔内，所述磁性螺钉33可被电磁开关12感应，用于主动端对接模块4和被动端对接模块5连接到位提醒，所述电磁开关12与磁性螺钉33的感应距离为1-3mm。

本实施例所述航天器模块柔性对接机构的工作流程可分为捕获状态、柔性调姿状态、直动状态和分离状态四部分：

参见图9说明航天器模块柔性对接机构处于捕获状态时的工作过程，当主动飞行器1进入停靠走廊后，各主动端对接模块4内的钢丝绳11放松，弯曲段13在压缩段14的作用下被推出，处于完全伸出状态，被动飞行器2在自主动力或机械臂3抓取下向主动飞行器1方向运动，在导向头34与对接锥30发生接触后，弯曲段13发生弯曲，沿对接锥30向内滑动。当导向头1顶端的电磁开关12与被动端对接模块5内的磁性螺钉33距离达到1-3mm时，电磁铁产生信号，表明该模块导向头1完全进入导向锥30的空腔内，当所有主动端对接模块4均完全进入导向锥30内的空腔后，机械臂3停止运动处于锁定状态。在机械臂3锁定后，进行导向头34与导向锥30间的锁紧，由捕获电机26驱动卷筒27旋转将钢丝绳11回拉，两瓣卡爪锁在导向外壳6底端方形槽的限位下张开，两瓣卡爪锁与导向锥30接触，完成整个捕获流程。

参见图10说明航天器模块柔性对接机构处于柔性调姿状态时的工作过程，在柔性调姿状态阶段，机械臂3解锁处于随动状态，捕获电机26驱动卷筒27旋转将钢丝绳11继续回拉，由于弯曲段13的压缩刚度远大于压缩段14，导致压缩段14被压缩，弯曲段13被收回套筒21，所有主动端对接模块4的钢丝绳11被放出卷筒27的长度始终相同，进行同步回拉，随着弯曲段13伸出长度的减少，弯曲段13的回弹力逐渐增加，被动飞行器2在回弹力作用下实现其位姿的初步校正，当导向锥30与浮头16发生接触时，依靠对接型面之间的相互配合实现位姿的精确校正。

参见图11说明航天器模块柔性对接机构处于直动状态时的工作过程，钢丝绳11继续回拉，浮头16沿导向杆17滑动压缩分离弹簧18，同时实现主动飞行器1和被动飞行器2电连接器的插入，当分离弹簧18的回弹力足够实现一定初速度的弹射分离时，捕获电机26停止收回钢丝绳11，随后连接电机29带动螺母25转动，使套筒21向前运动，预先放在套筒21内的钢珠23被挤出球窝，处于承力段31的环形球槽和保持架22的圆孔内，实现主动飞行器1与被动飞行器2的刚性连接，此时碟簧24与套筒21的法兰凸起处仍有少许间隙，连接电机29继续驱动套筒21向前运动，令套筒21压缩碟簧，直至主动飞行器1和被动飞行器2之间的预紧力满足需求，连接电机29停止转动，套筒21与螺母25自锁，主动飞行器1与被动飞行器2间开始进行能量补给与信息传输。

当航天器模块柔性对接机构处于分离状态时，捕获电机26驱动卷筒27旋转将钢丝绳11放松，弯曲段13在压缩段22的作用下重新伸出，两瓣卡爪锁由于钢丝绳11的放松而收回，对分离过程不会产生干涉，分离时连接电机29反转，套筒21向后运动，先对碟簧24的预紧力进行卸载，在卸载后继续运动，当钢珠23被重新压入套筒21上的球窝内时，主动飞行器1和被动飞行器2之间的刚性连接解除，分离弹簧18开始恢复变形并推动浮头16，浮头16带动被动飞行器2向外运动，当分离弹簧18恢复原长后，浮头16由于导向杆17的限位停止运动，动被动飞行器2继续向外运动，实现主动飞行器1和被动飞行器2一定初速度的分离。

以上对本发明所提供的一种航天器模块柔性对接机构，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：它包括主动端对接模块(4)和被动端对接模块(5)，所述主动端对接模块(4)数量为多个，所述多个主动端对接模块(4)安装在主动飞行器(1)的同一圆周上，所述被动端对接模块(5)数量与主动端对接模块(4)相同，安装在被动飞行器(2)上，所述被动端对接模块(5)的安装位置和安装半径均与主动端对接模块(4)对应，所述主动端对接模块(4)包括导向头(34)、柔性杆(36)、分离组件(37)、连接与解锁组件(38)和驱动组件(39)，所述导向头(34)内设置有捕获锁，所述捕获锁在驱动组件(39)的驱动下沿导向头(34)轴向滑动，实现锁定与解锁，所述柔性杆(36)包括弯曲段(13)、压缩段(14)和弹簧座(15)，所述弯曲段(13)和压缩段(14)均为压缩弹簧，所述弹簧座(15)两端分别连接弯曲段(13)和压缩段(14)，所述弯曲段(13)前端与导向头(34)相连，所述弯曲段(13)的压缩刚度大于压缩段(14)，所述柔性杆(36)在驱动组件(39)的驱动下实现压缩，所述分离组件(37)包括浮头(16)、导向杆(17)、分离弹簧(18)和主动端法兰盘(20)，所述主动端法兰盘(20)安装在主动飞行器(1)上，所述浮头(16)中心开设有通孔，所述导向杆(17)数量为多个，沿分离组件(37)圆周方向均布，所述导向杆(17)一端与浮头(16)固连，另一端与主动端法兰盘(20)滑动连接，所述分离弹簧(18)套接在导向杆(17)外，两端分别与浮头(16)和主动端法兰盘(20)接触，所述浮头(16)沿导向杆(17)滑动，所述连接与解锁组件(38)包括套筒(21)、保持架(22)、钢珠(23)和碟簧(24)，所述保持架(22)与主动端法兰盘(20)固连，所述保持架(22)外表面与浮头(16)通孔内表面接触，所述保持架(22)沿圆周方向均布有多个圆孔，所述钢珠(23)安装在圆孔内并沿圆孔进行滚动，所述套筒(21)与保持架(22)内表面接触，所述套筒(21)外表面在保持架(22)圆孔对应位置设置有球窝，所述碟簧(24)安装在浮头(16)末端，所述套筒(21)在驱动组件(39)的驱动下沿自身轴向滑动，所述柔性杆(36)安装在套筒(21)内，所述压缩段(14)与套筒(21)内底面接触，所述被动端对接模块(5)包括导向锥(30)、承力段(31)和被动端法兰盘(35)，所述被动端法兰盘(35)安装在被动飞行器(2)上，所述承力段(31)与被动端法兰盘(35)固连，所述承力段(31)内壁设置有环形球窝，所述导向锥(30)与承力段(31)固连，所述导向锥(30)与浮头(16)对接型面相同。

2.根据权利要求1所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述驱动组件(39)包括捕获电机(26)、卷筒(27)、卷筒丝杠(28)、钢丝绳(11)和连接电机(29)，所述捕获电机(26)安装在主动飞行器(1)上，所述卷筒丝杠(28)与捕获电机(26)减速器的输出轴相连，所述卷筒(27)安装在卷筒丝杠(28)上，所述卷筒(27)沿卷筒丝杠(28)轴向移动，所述卷筒(27)上缠绕钢丝绳(11)，所述钢丝绳(11)穿过套筒(21)和柔性杆(36)后与捕获锁相连，所述连接电机(29)驱动套筒(21)沿自身轴向滑动。

3.根据权利要求2所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向头(34)包括导向外壳(6)和捕获锁，所述导向外壳(6)前部为半球形或锥形，后部为圆柱形，所述导向外壳(6)内壁沿轴向对称开设有滑槽，所述捕获锁包括滑移轴(7)、锁定机构(8)、复位弹簧(9)和支撑块(10)，所述滑移轴(7)位于滑槽内并沿滑槽进行滑动，所述锁定机构(8)和支撑块(10)共轴的安装在滑移轴(7)上，所述支撑块(10)内的绳夹与钢丝绳(11)相连，所述复位弹簧(9)安装在支撑块(10)后方，为支撑块(10)提供弹力，所述导向外壳(6)底端对称开设有方形槽，通过方形槽对锁定机构(8)限位实现锁定与解锁。

4.根据权利要求3所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述锁定机构(8)为两瓣卡爪锁或涨杆锁，所述两瓣卡爪锁共轴的安装在滑移轴(7)上并围绕滑移轴(7)转动，所述两瓣卡爪锁在导向外壳(6)底端方形槽的作用下实现开合，进行锁定与解锁。

5.根据权利要求2所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述保持架(22)沿圆周方向开设有六个均布的圆孔，所述套筒(21)末端外表面为丝杠，所述丝杠部分与螺母(25)螺接，所述连接电机(29)与螺母(25)相连并驱动螺母(25)旋转，实现套筒(21)沿自身轴向滑动。

6.根据权利要求1-5中任意一项所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向头(34)顶端内嵌电磁开关(12)，所述被动端法兰盘(35)与盲端(32)固连，所述盲端(32)后端面上安装磁性螺钉(33)，所述电磁开关(12)与磁性螺钉(33)的感应距离为1-3mm。

7.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述柔性杆(36)为内部或外部布置三根钢丝绳的单根压簧杆或内部布置一根钢丝绳的串联压簧杆。

8.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述浮头(16)的前端为圆台形，后端为圆柱形。

9.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向杆(17)数量为6个，所述导向杆(17)一端通过螺纹与浮头(16)固连，另一端设置有凸起法兰，所述凸起法兰对分离弹簧(18)的极限行程进行限位，所述凸起法兰与主动端法兰盘(20)之间设置有刚性橡胶(19)。

10.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述主动飞行器(1)和被动飞行器(2)之间通过机械臂(3)相连，所述机械臂(3)实现主动飞行器(1)和被动飞行器(2)位置的锁定和解锁。