近年来由于航天飞机的退役和货运飞船、空间站不具备天地往返能力，航天大国纷纷将研究的重心转向无人驾驶的轨道飞行器，以期担负起“天地转运体系”的重任，同时完成在轨规划的其他任务。轨道飞行器的系统组成与航天飞机相似，其在轨运行期间需要重复开启载荷舱舱门，重复展开并收拢辐射器和太阳能电池阵，为保证其天地往返工作能力，抵御发射和再入过程中恶劣的力学环境，上述结构和机构系统必须具备重复锁紧与释放的功能。因此，具有大承载能力的可重复使用锁紧释放技术成为轨道飞行器结构与结构分系统迫切需要攻克的核心问题。针对轨道飞行器舱门重复开启与锁定的需求，本文基于传统的四杆机构的死点自锁原理，提出三种可重复锁紧方案，通过方案对比分析，优选出一种最佳方案并对各个零部件进行初步的结构设计以及参数设计。在初步结构设计基础上，提取出结构的基本的机构组成，利用动力学仿真软件对其进行功能与性能参数仿真，并建立相应的优化模型对机构的杆长进行优化，得到最优的杆长，减小整体机构的包络尺寸与质量以满足质量和结构布局要求，提高锁紧机构的效率。利用有限元分析软件对整个机构进行静力学特性仿真分析，得出一定承载条件下的各关键零件的应力响应以及锁紧状态下的机构刚度。为确定有效载荷舱门整个系统的最优锁紧布局方案，首先基于对锁紧机构的刚度分析，对其进行刚度等效简化，并将等效模型代替锁紧机构锁紧舱门系统。通过对舱门的自由度分析确定锁紧点数量以及锁紧形式，最后以整个舱门系统的基频最大为目标，利用有限元软件对锁紧点位置进行优化设计，并最终得出最优系统锁紧方案。最后加工试制了舱门重复锁紧机构及舱门模拟结构的原理样机，通过功能性试验验证了该机构的可重复锁紧释放功能。通过对原理样机进行拉压静载试验得到机构的刚度曲线，验证了机构的强度满足指标要求。同时搭建了系统级锁紧状态下的舱门重复锁紧振动试验，获取整个模拟舱门锁紧系统的基频特性和关键部位的动态响应，进一步验证了舱门锁紧机构在动态力学环境下的保持性。