CN209037880U - 一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统，该舱门锁紧机构包括基座、驱动组件和锁紧组件，所述基座安装在所述空间飞行器上，所述驱动组件和所述锁紧组件分别安装在所述基座上，所述锁紧组件包括差速器单元和至少一个锁紧单元，其中所述驱动组件用于驱动所述差速器单元，至少一个所述锁紧单元通过螺旋副连接在所述差速器单元的至少一个输出轴上以使得至少一个所述锁紧单元分别沿着各自连接的所述输出轴的轴向方向作直线运动，至少一个所述锁紧单元能够插入到所述空间飞行器的舱门内以将所述舱门固定连接在所述空间飞行器上。本实用新型所需的电机输出力矩小，且能够实现自适应锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高。

Description

一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统

技术领域

本实用新型涉及空间飞行器技术领域，尤其涉及一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统。

背景技术

空间飞行器一般会在有效载荷舱内装载一定数量的有效载荷用以执行预定任务，要求在太空中打开舱门，释放有效载荷；在机动时关闭舱门，多次可靠重复使用。由于其舱门机构所处的特殊使用环境及全任务周期的复杂载荷条件，太空舱门的锁紧机构也是其技术关键点之一。太空舱门的锁紧机构是一种能完成舱门重复锁紧与开启的机电装置。要求该装置具有极高的可靠性、及锁闭后的结构刚度，同时考虑应力释放、热匹配等特殊需求，避免因使用环境变化造成故障。

如图1，目前舱门机构多采用沿舱门中心分离面布置若干中心锁机构100、舱门与前后隔框布置若干端面锁机构200的方式进行舱门的重复锁紧与解锁；中心锁机构100实现两个舱门之间在横轴方向的重复锁紧与打开，端面锁机构200实现两个舱门之间在纵轴方向的重复锁紧与打开；中心锁机构100与端面锁机构200配合实现两扇舱门在诸多工况下的可靠锁紧，使舱门部分参与整体舱段承力。

现有锁紧机构多采用类似于锁钩的方式，依靠电机驱动一侧锁钩沿切向拉紧被动段实现舱门预紧，依靠锁钩自身形状特点或内置弹簧实现锁定与力矩保持，通过驱动电机的反向运动使锁钩与被动段解锁。其中现有的锁紧机构存在以下的缺点：1、采用闩锁方式的锁紧机构，依靠电机驱动一侧锁钩沿切向拉紧被动端实现舱门预紧，依靠锁钩自身形状特点或内置弹簧实现锁定与力矩保持。由于锁钩只能承受单一方向载荷，因此为确保舱门可靠的锁紧，需要布置大量的锁紧点，同时需要配备大量的驱动电机等装置；2、现有技术方案中，所有锁钩在不同方向上对舱门产生附加拉应力，舱门整体受力状态不好。

以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本实用新型的构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本专利申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

实用新型内容

为了解决上述技术问题，本实用新型提出一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统，所需的电机输出力矩小，且能够实现自适应锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高。

为了达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

本实用新型公开了一种空间飞行器的舱门锁紧机构，包括基座、驱动组件和锁紧组件，所述基座安装在所述空间飞行器上，所述驱动组件和所述锁紧组件分别安装在所述基座上，所述锁紧组件包括差速器单元和至少一个锁紧单元，其中所述驱动组件用于驱动所述差速器单元，至少一个所述锁紧单元通过螺旋副连接在所述差速器单元的至少一个输出轴上以使得至少一个所述锁紧单元分别沿着各自连接的所述输出轴的轴向方向作直线运动，至少一个所述锁紧单元能够插入到所述空间飞行器的舱门内以将所述舱门固定连接在所述空间飞行器上。

优选地，所述锁紧单元包括锁销部件和锁帽部件，所述差速器单元包括第一太阳锥齿轮部件和第二太阳锥齿轮部件，其中所述锁销部件通过第一螺旋副连接在所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁销部件沿着所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够插入到所述舱门的锁孔内，所述锁帽部件通过第二螺旋副连接在所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁帽部件沿着所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够卡合在所述舱门的锁扣内。

优选地，所述锁销部件包括锁销基板和至少一根锁销，至少一根所述锁销分别固定连接在所述锁销基板上，所述锁销基板上设有内螺纹孔，所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上设有外螺纹，所述锁销基板的内螺纹孔螺纹连接在所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上的外螺纹上；所述基板上设有至少一个锁销孔，至少一根所述锁销分别设置于至少一个所述锁销孔内且分别与所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向平行。

优选地，所述锁帽部件包括锁帽和锁帽轴，所述锁帽固定连接在所述锁帽轴的一端，所述锁帽轴上设有外螺纹，所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴内设有内螺纹孔，所述锁帽轴上的外螺纹螺纹连接在所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴的内螺纹孔处。

优选地，所述锁帽轴上还设有非圆形凸台，所述差速器单元还包括壳体，所述壳体上设有相对应的非圆形孔，所述锁帽轴上的所述非圆形凸台相应插入到所述壳体上的所述非圆形孔内。

优选地，所述差速器单元还包括输入齿轮、壳体、第一行星锥齿轮部件和第二行星锥齿轮部件，所述输入齿轮固定连接在所述壳体上，所述第一行星锥齿轮部件和所述第二行星锥齿轮部件分别固定连接在所述壳体的两侧，所述第一太阳锥齿轮部件和所述第二太阳锥齿轮分别通过第一轴承和第二轴承连接在所述壳体的两端内，所述壳体的两端分别通过第三轴承和第四轴承连接在所述基座上。

优选地，所述第一轴承采用角接触球轴承，所述第二轴承采用圆锥滚子轴承。

优选地，所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的端头处通过第五轴承连接在所述基座上。

本实用新型还公开了一种空间飞行器的舱门系统，包括舱门隔框、第一舱门、第二舱门，所述第一舱门和所述第二舱门分别连接在两端的舱门隔框之间，还包括至少上述的舱门锁紧机构，至少一个所述舱门锁紧机构固定连接在所述舱门隔框上。

本实用新型另外还一种空间飞行器的舱门系统，包括舱门隔框、第一舱门、第二舱门，所述第一舱门和所述第二舱门分别连接在两端的舱门隔框之间，还包括至少一个上述的舱门锁紧机构，至少一个所述舱门锁紧机构固定连接在所述舱门隔框上，所述第一舱门和所述第二舱门上分别设有锁孔和锁扣，以使得所述第一舱门和所述第二舱门合上时所述锁销部件能够插入到所述锁孔内，且所述锁帽部件能够卡合在所述锁扣内。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果在于：本实用新型公开的空间飞行器的舱门锁紧机构，通过将差速器单元配合锁紧单元，将锁紧单元连接在差速器单元的输出轴上，并通过螺旋副将旋转运动转化为平移运动实现将舱门锁紧在空间飞行器上，所需的电机输出力矩小，而且能够实现自适应锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高；其中通过该差速器单元不仅可以实现单一电机就能实现同一锁紧单元的自适应时序锁紧方式，还可以实现单一电机就能实现多个锁紧单元之间的自适应时序锁紧，大大减少舱门系统中的电机数量的同时还保证了空间飞行器舱门系统的可靠性。

在进一步的方案中，锁紧单元包括锁销部件和锁帽部件，使得该锁紧单元在锁紧状态下，能够同时承受轴向和径向载荷，在舱门的两端分别设置一个该舱门锁紧机构即可实现舱门的可靠锁紧，只需结合少量的中心锁甚至可以不需要设置中心锁，大大降低系统冗余度，减少航天器发射负载及电力系统、控制系统的负担。

附图说明

图1是现有技术中的空间飞行器的锁紧机构示意图；

图2是本实用新型优选实施例的空间飞行器的对开式舱门系统的结构示意图；

图3a是图2中的舱门锁紧机构的结构示意图；

图3b是图3a的爆炸示意图；

图3c是图3a的剖面示意图；

图4是图3a中的锁紧组件的剖面示意图；

图5是图3a中的锁紧组件的爆炸示意图；

图6是第一行星锥齿轮部件和第二行星锥齿轮部件固定连接在回转壳体的两侧的示意图；

图7a、图7b和图7c是第一太阳锥齿轮及其输出轴的连接示意图；

图8a、图8b和图8c是第二太阳锥齿轮和锁帽的连接示意图；

图9a和图9b是差速器单元的连接示意图；

图10a、图10b、图10c和图10d是差速器单元与连接到基座的轴承的连接示意图；

图11a和图11b是锁销与差速器单元的连接示意图；

图12是锁销组件连接到基体上的位置意图；

图13a和图13b是图3a的剖面示意图；

图14a是舱门锁紧机构与舱门结合待锁紧时的状态示意图；

图14b是舱门锁紧机构与舱门结合锁紧时的状态示意图。

具体实施方式

下面对照附图并结合优选的实施方式对本实用新型作进一步说明。

如图2所示，是本实用新型优选实施例公开的一种空间飞行器对开式舱门系统，包括舱门隔框01、左/右舱门02、舱门锁紧机构03、中心锁机构04、展收机构05，左/右舱门02连接在两端的舱门隔框01之间，展收机构05具有将舱门展开、舱门展开到位压紧以及舱门收拢的功能。舱门锁紧机构03和中心锁04都提供左/右舱门02的重复锁紧与解锁功能；其中舱门锁紧机构03是固定连接在两端的舱门隔框01上，实现左/右舱门02与舱门隔框01之间的重复锁紧与解锁，保证左/右舱门02与舱门隔框01之间的连接刚度；一般情况下，左/右舱门02都较长，为提高舱门结构的承载能力，可以在左/右舱门02的中部增加一个中心锁机构04，中心锁机构04用于实现左/右舱门02之间的紧固连接，能够重复锁紧与解锁；其中增加的中心锁机构04的数量可以根据实际情况来定，在本实施例中，由于舱门锁紧机构03(端面锁)能够同时承受轴向和径向载荷，仅需设置少量的中心锁机构04搭配使用即可，不再需要像现有技术中设置的密集程度，大大降低系统的冗余度，使得舱门整体受力状态保持得较好。

如图3a、图3b和图3c所示，舱门锁紧机构03包括基座1、驱动组件2和锁紧组件3，其中基座1通过螺栓与空间飞行器承力部件连接固定，驱动组件2和锁紧组件3分别安装在基座1上。基座1包括支撑壳体101、主壳体102和轴承端盖103，驱动组件2包括电机组件201、输出轴202、球轴承203和输出齿轮204，输出轴202通过球轴承203连接在支撑壳体101上，电机组件201通过输出轴202连接并驱动输出齿轮204。

如图4，锁紧组件3包括差速器单元和锁紧单元，差速器单元包括输入大齿轮31、差速器壳体32、第一行星锥齿轮部件33、第二行星锥齿轮部件34、第一太阳锥齿轮部件35和第二太阳锥齿轮部件36，锁紧单元包括锁销部件37和锁帽部件38，锁销部件37通过第一螺旋副371连接在第一太阳锥齿轮部件35的输出轴上以使得锁销部件37沿着第一太阳锥齿轮部件35的输出轴的轴向方向作直线运动以能够插入到舱门的锁孔内；锁帽部件38通过第二螺旋副381连接在第二太阳锥齿轮部件36的输出轴上以使得锁帽部件38沿着第二太阳锥齿轮部件36的输出轴的轴向方向作直线运动以能够卡合在舱门的锁扣内，从而使得舱门固定连接在空间飞行器上。

如图5，输入大齿轮31包括输入大齿轮301，差速器壳体32包括回转壳体310、大端盖302、小端盖315、圆锥滚子轴承316、轴承套311、轴承套盖312、圆锥滚子轴承313，第一行星锥齿轮部件33和第二行星锥齿轮部件34分别包括固连锥齿轮305、深沟球轴承306、固连锥齿轮安装板307、十字槽圆头螺钉308，第一太阳锥齿轮部件35包括第一太阳锥齿轮304、角接触球轴承303、传动螺杆317、深沟球轴承319、挡块321，第二太阳锥齿轮36包括第二太阳锥齿轮320、圆锥滚子轴承309，锁销部件37包括锁销318，锁帽部件38包括锁帽314和挡块322。

下述结合锁紧组件3的安装流程对锁紧组件3的结构进行介绍。

如图6，第一行星锥齿轮部件33和第二行星锥齿轮部件34对称固定连接在回转壳体310的两侧，深沟球轴承306的外圈与固连锥齿轮305配合、内圈与固连锥齿轮安装板307配合，固连锥齿轮安装板307通过十字槽圆头螺钉308固定在回转壳体310的侧面。

如图7a、图7b和图7c，输入大齿轮301与大端盖302通过内键或过盈配合安装成为一个整体，角接触球轴承303设置在大端盖302的内孔内且角接触球轴承303的第一侧面与大端盖302的内孔台阶面贴合，第一太阳锥齿轮304的一端插入到角接触球轴承303的内孔内直至第一太阳锥齿轮304的台阶面与角接触球轴承303的第一侧面贴合，传动螺杆317的方形头部插入到第一太阳锥齿轮304的方形内孔中直至传动螺杆317的台阶面与角接触球轴承303的第二侧面贴合；挡块321设置在第一太阳锥齿轮304内，并通过螺钉与传动螺杆317的方形头部固定，使得第一太阳锥齿轮304与传动螺杆317形成一个运动单元，也即传动螺杆317为第一太阳锥齿轮304的输出轴。

如图8a、图8b和图8c，圆锥滚子轴承309设置在轴承安装座311内且圆锥滚子轴承309的第一侧面与轴承安装座311的内孔台阶面贴合，第二太阳锥齿轮320的一端插入到圆锥滚子轴承309的内孔内直至第二太阳锥齿轮320的台阶面与圆锥滚子轴承309的第一侧面贴合；锁帽314的第一端依次插入到轴承套盖312的内孔和第二太阳锥齿轮320的内孔中，其中锁帽314上的方形凸台314b与轴承套盖312的方形内孔312a配合，锁帽314上的外螺纹314a与第二太阳锥齿轮320的内螺纹320a配合连接；挡块322设置在第二太阳锥齿轮320内，并通过螺钉与锁帽314的第一端端部固定连接。其中螺帽314的外螺纹314a与第二太阳锥齿轮320的内螺纹320的螺纹配合连接形成第二螺旋副381。

如图9a和图9b，将大端盖302通过螺钉固定连接在回转壳体310的第一端，将轴承套311、轴承套盖312通过螺钉固定连接在回转壳体310的第二端，从而使得第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320分别设置于回转壳体310的两端并与回转壳体310内的两侧的固连锥齿轮305相互啮合。

如图10a和图10b，将小端盖315通过螺钉与大端盖302固定连接，圆锥滚子轴承316安装在小端盖315的圆台上，轴向依靠在小端盖315的台阶面定位；圆锥滚子轴承313安装在轴承套盖312的圆台上，轴向依靠在轴承套盖312的台阶面定位，形成如图10c和图10d所示的整体。

如图11a和图11b，锁销318包括锁销基板318a、第一锁销318b、第二锁销318c，第一锁销318b、第二锁销318c分别固定连接在锁销基板318a上，锁销基板318a上设有内螺纹孔，传动螺杆317上设有外螺纹317a，锁销基板318a上的内螺纹孔与传动螺杆317上的外螺纹317a配合连接，然后在传动螺杆317的端头处安装深沟球轴承319。其中，锁销基板318a上的内螺纹孔与传动螺杆317上的外螺纹317a的螺纹配合连接形成第一螺旋副371。

结合图11b和图12，锁紧组件3安装在基座1上，深沟球轴承319安装在台阶孔101a处，圆锥滚子轴承316安装在台阶孔101b处，圆锥滚子轴承313安装在台阶孔102a处，第一锁销318b从销轴孔102b穿过，第二销轴318c从销轴孔102c穿过，其中销轴孔102b和销轴孔102c起导向作用，以使得第一锁销318b、第二锁销318c沿着传动螺杆317的轴向方向作直线运动。

至此，完成锁紧组件3安装在基座1上，如图13a和图13b所示。

综上，第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320分别通过第一轴承(角接触球轴承303)和第二轴承(圆锥滚子轴承309)连接在差速器壳体32的两端内，差速器壳体32的两端分别通过第三轴承(圆锥滚子轴承316)和第四轴承(圆锥滚子轴承313)连接在基座1上，与此同时，第一太阳锥齿轮304的输出轴传动螺杆317的端头处通过第五轴承(深沟球轴承319)连接在基座1上。在本实施例中，出于结构形式与载荷形式考虑，锁销318受基座1上的销轴孔102b和销轴孔102c的导向支撑，该销轴孔102b和销轴孔102c能够承受部分舱门的切向载荷，因此锁销318的第一螺旋副371的传动部分结构支撑形式较好，由第五轴承(深沟球轴承319)和可以承受轴向及径向载荷的第一轴承(角接触球轴承303)支撑；而锁帽的承力结构部分，锁帽314伸出较长，类似悬臂梁形式，针对由于舱门热变形及锁紧过程中可能存在的动态偏载，采用线接触的第二轴承(圆锥滚子轴承309)，比角接触球轴承的承载能力更好；因此，在本实施例中，锁帽314所承受的轴向载荷由第二轴承(圆锥滚子轴承309)支撑。另外，第三轴承(圆锥滚子轴承316)和第四轴承(圆锥滚子轴承313)是正反安装的一对圆锥滚子轴承，共同支撑差速器壳体32。

本实用新型优选实施例的锁紧组件3的工作原理为：电机组件201通过输出轴202将运动与力矩传输给输出齿轮204，输出齿轮204与输入大齿轮301相啮合，输入大齿轮301与回转壳体310固定连接，回转壳体310的旋转带动两侧的固连锥齿轮305共同回转；两侧的固连锥齿轮305的转动驱动第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320回转，第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320分别带动第一螺旋副371(锁销基板318a上的内螺纹孔与传动螺杆317上的外螺纹317a的螺纹配合连接)和第二螺旋副381(螺帽314的外螺纹314a与第二太阳锥齿轮320的内螺纹320的螺纹配合连接)旋转，然后转化为锁销318和锁帽314的平移运动，并进一步将锁销318的端部插入到舱门的锁孔内，且将锁帽314的端部卡合在舱门的锁扣内，以实现舱门的锁紧。

如图14a，左/右舱门02在展收机构05的驱动下，左/右舱门02的锁合被动端进入锁合区域，也即左/右舱门02上的锁扣021插入到锁帽314的端头扣合位置处，锁孔022相应设置于锁销318的对应位置处；此时，可以驱动电机组件201，锁帽314向舱内侧方向平移，使得其端头扣合位置处压紧左/右舱门02上的锁扣021，与此同时，锁销318向舱外方向伸出，伸入到左/右舱门02上的锁孔022内；当锁帽314与锁销318运动到位时，两者收紧，达到受力平衡的同时，进行自锁，使左/右舱门02与锁紧组件3成为一个贴合良好、受力良好的整体，如图14b所示。当舱门锁闭到位时，电机组件201断电，锁紧状态下，锁帽314与锁销318分别承受轴向和径向载荷。如果需要解锁时，只需启动电机组件201进行反转即可。

当第一螺旋副371与第二螺旋副381分别给予第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320的负载力矩相同时，第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320不会绕着自身回转轴旋转，电机组件201经由回转壳体310传递的运动及动力平均分配到两侧的负载上，驱动第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320回转；其中第一太阳锥齿轮304的回转带动第一螺旋副371旋转，转化为锁销318的平移运动；同理，第二太阳锥齿轮320的回转带动第二螺旋副381的旋转，进而带动锁帽314作直线运动。当第一螺旋副371与第二螺旋副381分别给予第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320的负载力矩不同时，在第一太阳锥齿轮304和第二太阳锥齿轮320的转矩差的作用下，推动两侧的固连锥齿轮305绕着自身回转轴旋转；运动分配向负载较小侧的太阳锥齿轮倾斜；实现两路执行机构动态的自适应锁紧过程，即哪路负载小，哪路执行机构快速运动的方式。当锁帽与锁销其中一路运动到位时，可视为负载无限大，此时电机输出运动全部作用于另一路执行机构；当锁帽与锁销两路都锁闭到位时，电机断电，两路执行机构都依靠螺纹副实现可靠自锁。当需要解锁时，电机反转即可，由于螺旋副本身的增力作用及输入齿轮的降速增力可以降低锁紧机构对电机功率的需求。

本实用新型优选实施例的舱门锁紧机构03采用差速器原理配合锁销、锁帽的形式，机构上实现自适应时序锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高，同时能够承受轴向载荷及径向载荷，锁闭后使左/右舱门02与舱门隔框01形成一个整体，受力状况更合理，配置简单。

本实用新型优选实施例的舱门锁紧机构03可以应用于空间飞行器对开式舱门的端面锁，具有以下优点：

(1)该舱门锁紧机构03在锁紧状态下，能够同时承受轴向和径向载荷；在正常情况下，在舱门的两端分别设置一个舱门锁紧机构03，再搭配一个中心锁机构就能够实现对开式舱门的可靠锁紧，使得闩锁及电机数量大大减少，系统冗余度低；减少航天器发射负载及电力系统、控制系统负担。

(2)本实用新型的舱门锁紧机构03中的锁销部件和锁帽部件分别是通过螺旋副传动，所需的电机输出力矩小。

(3)在力学性能上明显优于现有航天器对开式舱门锁紧方式所采用的以承受拉应力为主的多闩锁机构组合形式，避免了如现有方案中采用多闩锁机构组合形式时存在的使舱门结构承受大量附加载荷的情况。

(4)本实用新型中采用差速驱动装置从机构上实现自适应时序锁紧动作增强了机构的容错能力，提高了系统的可靠性，而且只需采用单一电机进行控制即可。

(5)本实用新型中端面锁的锁紧方式，仅由平移运动实现；因此锁紧、解锁方式简单，较现有依靠弹簧恢复力或凸轮形封闭方式实现的锁勾平面运动解锁方式更为可靠。

其中锁紧组件3中不限于本实用新型优选实施例中的单一锁帽与锁销的组合方式，也可以是锁块、锁钩等组合形式，或者数量上也可以根据实际情况来调整。

在上述优选实施例中，该舱门锁紧机构中是采用单一锁头通过锁帽与锁销的形式承受径向与轴向载荷，并通过差速器原理实现锁销与锁帽在单一驱动下的自适应时序联动；而在其他实施例中，该舱门锁紧机构中也可以设置多个锁紧单元，通过在差速器单元中的锥齿轮上增加传递运动的传导件即可，例如，可以采用差速器单元同时驱动两个或多个锁紧单元，从而可以实现两个或多个锁紧单元之间的自适应时序锁紧。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本实用新型所作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干等同替代或明显变型，而且性能或用途相同，都应当视为属于本实用新型的保护范围。

Claims (10)

1.一种空间飞行器的舱门锁紧机构，其特征在于，包括基座、驱动组件和锁紧组件，所述基座安装在所述空间飞行器上，所述驱动组件和所述锁紧组件分别安装在所述基座上，所述锁紧组件包括差速器单元和至少一个锁紧单元，其中所述驱动组件用于驱动所述差速器单元，至少一个所述锁紧单元通过螺旋副连接在所述差速器单元的至少一个输出轴上以使得至少一个所述锁紧单元分别沿着各自连接的所述输出轴的轴向方向作直线运动，至少一个所述锁紧单元能够插入到所述空间飞行器的舱门内以将所述舱门固定连接在所述空间飞行器上。

2.根据权利要求1所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述锁紧单元包括锁销部件和锁帽部件，所述差速器单元包括第一太阳锥齿轮部件和第二太阳锥齿轮部件，其中所述锁销部件通过第一螺旋副连接在所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁销部件沿着所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够插入到所述舱门的锁孔内，所述锁帽部件通过第二螺旋副连接在所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁帽部件沿着所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够卡合在所述舱门的锁扣内。

3.根据权利要求2所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述锁销部件包括锁销基板和至少一根锁销，至少一根所述锁销分别固定连接在所述锁销基板上，所述锁销基板上设有内螺纹孔，所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上设有外螺纹，所述锁销基板的内螺纹孔螺纹连接在所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上的外螺纹上；所述基板上设有至少一个锁销孔，至少一根所述锁销分别设置于至少一个所述锁销孔内且分别与所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向平行。

4.根据权利要求2所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述锁帽部件包括锁帽和锁帽轴，所述锁帽固定连接在所述锁帽轴的一端，所述锁帽轴上设有外螺纹，所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴内设有内螺纹孔，所述锁帽轴上的外螺纹螺纹连接在所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴的内螺纹孔处。

5.根据权利要求4所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述锁帽轴上还设有非圆形凸台，所述差速器单元还包括壳体，所述壳体上设有相对应的非圆形孔，所述锁帽轴上的所述非圆形凸台相应插入到所述壳体上的所述非圆形孔内。

6.根据权利要求2所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述差速器单元还包括输入齿轮、壳体、第一行星锥齿轮部件和第二行星锥齿轮部件，所述输入齿轮固定连接在所述壳体上，所述第一行星锥齿轮部件和所述第二行星锥齿轮部件分别固定连接在所述壳体的两侧，所述第一太阳锥齿轮部件和所述第二太阳锥齿轮分别通过第一轴承和第二轴承连接在所述壳体的两端内，所述壳体的两端分别通过第三轴承和第四轴承连接在所述基座上。

7.根据权利要求6所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述第一轴承采用角接触球轴承，所述第二轴承采用圆锥滚子轴承。

8.根据权利要求2所述的舱门锁紧机构，其特征在于，所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的端头处通过第五轴承连接在所述基座上。

9.一种空间飞行器的舱门系统，包括舱门隔框、第一舱门、第二舱门，所述第一舱门和所述第二舱门分别连接在两端的舱门隔框之间，其特征在于，还包括至少一个权利要求1至8任一项所述的舱门锁紧机构，至少一个所述舱门锁紧机构固定连接在所述舱门隔框上。

10.一种空间飞行器的舱门系统，包括舱门隔框、第一舱门、第二舱门，所述第一舱门和所述第二舱门分别连接在两端的舱门隔框之间，其特征在于，还包括至少一个权利要求2至8任一项所述的舱门锁紧机构，至少一个所述舱门锁紧机构固定连接在所述舱门隔框上，所述第一舱门和所述第二舱门上分别设有锁孔和锁扣，以使得所述第一舱门和所述第二舱门合上时所述锁销部件能够插入到所述锁孔内，且所述锁帽部件能够卡合在所述锁扣内。