在过去50年里,随着制造技术、通信技术、软件技术的发展,人造卫星的形态并没有本质上的改变。传统模式具备高额的成本,大大阻碍了本行业的发展,因此需改变这一现状,寻找新模式,从而低成本,同时需确保所需的性能和效用。为实现这一目的,其最行之有效的方法便是将航天器模块化。由于航天器模块化使各模块均具备独立功能,需通过接口机构将其在轨组装连接在一起,形成一颗满足功能需求的整星,所以在轨组装标准模块对接接口机构便是实现此技术的关键。本文通过对接口机构锁紧过程的分析,得出了接口机构总体设计方案,在保证装置尺寸和功能的前提下,确定曲线槽形式,并进行了细化设计;详细设计了接口布局和结构,确定主要零件参数设计;然后对一体化接口运动位置及受力状态进行了详细理论分析,得出主动锁钩详细受力状态,同时通过力传递过程,分别得出锁钩输出力与驱动环上驱动力矩的关系和所需电机功率;最后基于静力学仿真对接口部件进行了变形、应力及方法的研究。其次,基于Adams软件对接口机构进行了动力学仿真,通过Adams软件建立了对接接口机构虚拟样机模型,并验证了各工况下接口功能的可行性及驱动力与输出力的对应关系,得出各个摩擦系数对驱动力的影响程度大小,同时得出在机械臂辅助定位后接口对接容差与装配容差范围。最后,针对接口机构设计了实验方案进行验证,通过对接容差实验,验证了接口机构锁紧释放功能和接口机构的容差能力范围;通过输出力与驱动力矩实验验证与数据结果分析,拟合出驱动力矩与锁钩输出力的关系曲线,同时验证了接口符合工作承受力指标;通过电机驱动实验测试系统,得出在电机驱动接口机构下,电机可输出最大驱动力矩及涡轮蜗杆力矩传递效率。