小型卫星对接抓持机构是主动航天器和被动航天器对接的重要组成部分,是对接是否成功的关键设备,对接机构一直是各个国家的航空航天科研院所研究的重点。本文在对航天器对接机构的研究中,首先是参考国内外已有的先进对接机构,进行方案设计,之后建立空间三种坐标系,把对接机构简化,得到机构简图,描述对接过程。然后进行动力学分析,且对关键部件双向螺旋丝杆进行模态分析。各项指标参数合格后,加工制造对接模型以及进行抓接试验,论证方案是否合理,最后给出结论。本文具体研究内容有:首先根据对小型卫星的抓接要求,通过参考国外发达国家和国内一些科研机构对接抓持机构方案,确定对接机构的外形参数尺寸及功能要求,然后设计出锥—杆式和三爪式两种抓接机构,通过比较两种方案的优点和缺点最终选定三爪式抓接机构方案,且对相应组件及功能进行简单介绍。确定方案后进行三爪式对接机构的动力学分析,需要建立太空惯性坐标系、主动机构坐标系、被动机构坐标系,在牛顿—欧拉方程的基础上建立对接碰撞过程中的运动学和动力学参数方程,利用欧拉法和四元数法求解微分方程,分析对接时的三种接触和碰撞问题,在赫兹接触理论基础上分析碰撞问题和接触力大小,对缓冲件建立约束方程,进行缓冲力数学分析,构造了矩阵变化方程。利用Creo2.0软件建立抓持机构的三维模型,将Creo2.0软件与ANSYS workbench15.0软件建立连接,在Creo2.0软件的菜单中可以直接打开ANSYS workbench15.0软件,导入模型进行动力学的仿真,对双向螺旋丝杆进行各种参数设置及网格划分,最后进行模态分析,提取前六阶振型图,将丝杆的固有频率与所选电机激振频率进行对比,排除发生共振的可能性。通过对动力学特性分析和模态分析验证设计方案的合理性,制造加工了三爪式对接机构模型,最后对物理样机进行物理参数测试与运动参数测试,且分四次进行抓接力大小测试,通过试验结果对机构的合理性进行了分析,分析结果基本满足使用功能与性能要求。