基于形状记忆合金的空间分离装置研究进展

曹乃亮 董得义 李志来

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春 130033）

0 引言

火箭的级间分离，航天器的分离，有效载荷的分离释放，太阳翼、天线及其他附属物的部署，都需要分离装置来完成[1]。这些空间分离机构一方面保证在发射过程中可靠连接，另一方面在入轨之后能够可靠分离。不同的任务需要对分离装置的同步性、体积、冲击性等有不同的要求，传统的火工品分离装置可靠性高、能率大、作用速度快、体积小[2-3]，但也存在以下几个问题：火工品爆炸产生的高冲击加速度，对电子设备，光学元件会带来损坏；产生污染物；需要特殊的保存、运输条件；不可重置，加工、试验费用高。

NASA统计了从1963至1988年间的600次发射任务，与火工品失效相关的故障有84次，其中一半的故障导致任务失败[4-5]。

新型的非火工品分离机构，如热切割、石蜡驱动机构和机电线轴机构[6]，技术较为成熟，但也存在一些不足，例如热切割和石蜡驱动机构响应时间较慢，机电线轴机构分离冲击较大等；随着微小卫星的发展，对分离装置的冲击、污染提出了更高的要求[7]。这种尺寸的卫星结构紧凑，对冲击、污染更敏感，迫切需要开发新型的分离装置，以替代现有的火工分离装置。

形状记忆合金（shape memory alloy, SMA）作为一种集感知与驱动于一体的智能材料,广泛应用于驱动机构、热力耦合机构、热传感器、智能复合材料、微型机械、隔振设备等[8]。美国海军实验室(Naval Research Laboratory, NRL)早在20世纪60年代就将SMA运用于F-14战机液压管道中的管接头上[9]；SMA作为空间分离装置的驱动机构，优点是低冲击、可重置、无污染、结构简单[10]，缺点是形状记忆合金热性能较差、缺口脆性高，易造成应力松弛和蠕变现象[11]。

1 SMA的特点

SMA是20世纪60年代发展起来的一种新型功能材料，是一种能在一定温度下进行奥氏体−马氏体转变的合金，具有一定初始形状的 SMA在马氏体态下塑性变形，加热到某一临界温度以上又可恢复成初始形状，这种能够记住其原始形状的功能称为形状记忆效应，形变量是一般弹性材料的20倍以上，最大回复应变为8%，回复应力为300～600MPa。

SMA主要有镍钛基（TiNi）、铜基、铁基三大类，镍钛基是目前发现的形状记忆效应最好的一种，其抗拉强度大于1 000MPa，延伸率大于20%，回复应变大，稳定性好，可重复使用，抗腐蚀和耐磨性好，是一种优秀的功能材料[12]。

2 SMA分离装置

美国空军研究实验室（Air Force Research Laboratory, AFRL）在20世纪90年代开展了形状记忆合金分离装置（shape memory alloy release device, SMARD）的研发；兰利研究中心对135个研究机构开展了一项火工品替代装置的调查、研讨[12]，其中多数内容涉及形状记忆合金分离装置。

SMA分离装置需要尽可能兼容现有火工品分离装置的电源及冲击要求，现有火工品装置的点火电源没有制定统一的标准，比较典型的电压、电流要求分别为28V、5A，持续时间为100ms[13]。

洛克希德马丁公司（Lockheed Martin Astronautics，LMA）制定的冲击标准规定：在初样阶段，任何频率下的冲击加速度控制在500gn以内；在正样阶段，将冲击加速度值控制在频率的0.8倍以内[14]。

以下分别对不同类型的SMA分离装置的研究进展加以介绍。

2.1 分瓣螺母结构

目前大多数SMARD都采用分瓣螺母结构[15]，其原理是固定载荷螺栓的螺母由几片螺母瓣组成，连接状态下，由锁紧装置将其箍紧，保证与螺栓可靠连接；分离时，由SMA驱动使分瓣螺母分离，释放载荷。

2.1.1 HSTC装置和MMC装置

Hi-Shear科技公司（Hi-Shear Technology，HSTC）和马丁公司（Martin Marietta，MMC）分别研发了两种SMA分瓣螺母分离装置（以下简称HSTC装置、MMC装置）[16]，两种装置原理类似，MMC装置的结构如图1所示，预拉伸的管状SMA加热收缩，驱动底部的挡圈和卡环向上移动，从而释放分瓣螺母的径向约束，分离块在活塞弹簧的作用下驱动分瓣螺母分开，解锁后的螺栓在顶杆的作用下分离；MMC装置承载能力达1.8t，冲击极小，无污染，但是分离时间过长，约45s；而HSTC装置需要10～60s的分离时间。

图1 MMC装置Fig.1 MMC device

2.1.2 LFN、TSN和QWKNUT装置

AFRL资助LMA研发的低冲击螺母（low force nut, LFN）和两级螺母（two stage nut, TSN）是经典的两种分瓣螺母结构[17]，如图2和图3所示，两种装置都需要100A以上的电流，难以兼容传统的电源系统，星系统研究公司（Starsys Research，SRC）在AFRL的资助下改进了LFN结构，使其能与传统电源兼容[18]。

图2 LFN装置Fig.2 LFN device

图3 TSN装置Fig.3 TSN device

LFN装置采用机械增益原理降低SMA中的初始应力，SMA弹簧驱动活塞移动解锁套筒，钢弹簧收缩驱动分离杆使分瓣螺母分离，从而释放螺栓；SMA阻尼器可用作重置机构用；TSN装置利用预压缩SMA套筒加热伸长压缩弹簧垫片，从而卸去螺栓的载荷，压缩SMA弹簧驱动分瓣螺母释放螺栓。

在作动前60s，LFN和TSN分别采用独立的电控系统对SMA进行预热，温度略低于相变温度，从而在接到作动指令后，可以获得快速的响应时间。

两种装置分离速度快、同步性好、无污染、可复位，具有和火工品分离机构相当的尺寸和质量，两种装置的冲击响应谱远低于火工装置。

SRC研发了一种QWKNUT装置，并成功运用在FalconSat I飞船上[18]；该结构与LFN类似，但内部摩擦更小，这样需要的电流更小、分离时间更短，而且具有自动保护开关，能防止试验中额外电流对SMA触发装置的伤害。

2.1.3 NEHRA装置

西班牙SENER公司研发了一种承载能力为20kN的非爆炸压紧分离装置（non explosive hold-down release actuator, NEHRA）[19]，该装置与传统火工装置电源兼容，在1.5～5A的电流下均能正常工作，平均作用时间为1s，释放时间为10ms，功率为20W，重置方便，可重复操作50次以上，冲量小于1N·s。

该装置的作用原理如图4所示，螺旋弹簧一端接在外壳上，另一端接在内转轮上，人工旋转内转轮180°，螺旋弹簧直径减小，将分瓣螺母箍住，钢球落入内转轮的凹槽，外转轮在压缩弹簧的作用下转动，两者共同作用使转轮卡住；分离时，SMA丝加热收缩，克服压缩弹簧驱动外转轮反向转动，直到钢球落入外转轮的凹槽，内转轮在螺旋弹簧的作用下转动使螺旋弹簧直径回复，从而解锁分瓣螺母，释放螺栓。

图4 NEHRA装置Fig.4 NEHRA device

2.1.4 BUAA1分离装置

NASA研发的SAMRD分离装置[20]通过SMA驱动套筒剪断销钉使分瓣螺母分开，其作用时间较长，同步性较差；北京航空航天大学（BUAA）研发了一种利用SMA丝驱动的分离装置（简称BUAA1装置）[21]，如图5所示，采用6V直流电源，分离时间为0.3s，同步性优于0.04s。

当分离指令发出后，SMA丝加热收缩，拉动箍筒向下运动，同时压缩复位弹簧，当箍筒运动到一定位置时，分瓣螺母凸出部分掉入箍筒对应的凹槽中，分瓣螺母分开，螺栓从分瓣螺母中脱出，实现连接件的分离；分离完成后在复位弹簧和螺母斜面的作用下自动复位；这种装置可重置，但与现有的星载电源不兼容，而且缺少对冲击性能的进一步试验，后续还需开展深入的研究。

图5 BUAA1装置Fig.5 BUAA1 device

2.2 LMMSC装置

洛克希德马丁导弹与空间公司（Lockheed Martin M issile and Space，LMMS）研发了一款SMA释放装置[22]（简称LMMSC装置），如图6所示，该装置曾用于“引力探测器B”上的太阳翼展开及“交叉偶极天线试验”上天线的释放。

图6 LMMSC装置Fig.6 LMMSC device

LMMSC装置通过两根预拉伸SMA棒加热收缩实现载荷分离，承载力约66kg，分离时间小于125s；此分离装置冲击极小，接口灵活，可调零和重复使用，易于制造；缺点是承载能力差，释放时间过长。

2.3 Frangibolt装置

文献[23]详细阐述了Frangibolt装置结构原理，如图7所示，该装置主要由带凹槽的螺栓和SMA组成，通过加热SMA胀断连接螺栓；该装置的分离时间约25s，优点是简单、便宜、安全，需要注意的是在设计过程中，应避免弯曲载荷的作用及保持加热器和 SMA块之间的良好接触；1994年发射升空的Clementine航天器，应用Frangibolt装置成功将其太阳翼展开[24]。

Pedro进一步建立了该装置的有限元模型及记忆合金的Tanaka结构模型，分析了该装置分离前后螺栓凹槽附近的应力变化[25]。

法国宇航公司（Aerospatiale Corporation，ASC）和IMAGO公司联合研发了一种类似Frangibolt的分离机构[26]，其分离时间为15m in，适用于航天器附件部署上。

图7 Frangibolt装置Fig.7 Frangibolt device

2.4 FASSN装置和CBOD装置

NRL资助LMA研发了FASSN装置[27]，如图8所示，该装置利用SMA扭转驱动机构启动飞轮螺母的旋转分离；分离过程中，螺栓接头应变能和压缩弹簧势能的95%转化为飞轮的旋转动能，所以分离带来的冲击力很小。

FASSN装置质量轻，结构紧凑，所需驱动能量小，分离时间小于20ms，承载能力达1 900～4 500kg，在试样试验中，承载甚至达17 000kg，并经过了在轨验证，如美国的“宇宙神-3”运载火箭[27]。改进后的FASSN装置体积和质量进一步降低，能够运用在小卫星包带分离系统上。

包带分离系统作为国内外星箭连接的主要结构之一，已广泛用于有效载荷的分离，包带分离装置(clamp band opening device, CBOD)融合了FASSN技术，如图9所示，在释放的过程中，存储在包带内的应变能转变为飞轮的旋转能，延长对接框能量释放时间为2～5 ms，有效降低了冲击水平，其分离冲击小于400gn。目前，大多数运载火箭集成商都选用CBOD作为航天器释放装置[28]。

图8 FASSN装置Fig.8 FASSN device

图9 CBOD装置 Fig.9 CBOD device

2.5 微小卫星分离装置

随着微小卫星和更轻的太阳能电池板的发展，需要更轻巧、冲击更小、可靠性更高的分离装置，同时需要快速响应来保持高同步性。

以下对国内外开展的这方面研究进行介绍。

2.5.1 BUAA2分离装置

张小勇等[29]设计了一种结构简单的分离装置（简称BAUU2装置），如图10所示，这种装置体积为30mm×30mm×30mm，与传统星载电源兼容，分离时间约 0.1s；设计者采用了 Liang-Rogers本构模型来分析SMA丝应力−应变曲线，通过分析计算得出此装置的承载力大于1kN；由于同步性好、体积小、质量轻、重置简单等特点，该装置有很大的工程应用潜力。

图10 BUAA2装置Fig.10 BUAA2 device

2.5.2 KAU1装置

韩国航空航天大学（Korea Aerospace University, KAU）Wonjun Tak等[30]研发了一款用于微小卫星的基于SMA弹簧驱动的分离机构（简称KAU1装置），如图11所示，其工作原理为：加热SMA弹簧使其收缩，驱动变形组件发生塑形变形，在分离弹簧的作用下完成分离；其最大承载力达1 597N，最大冲击响应为11gn，功率为60W，分离时间大于5s。

2.5.3 KAU2装置

韩国航空航天大学研发的另一种具有超低冲击的分离装置[31]（简称KAU2装置），如图12所示，分离时，SMA杆加热收缩，驱动卡块下移，解锁扭力弹簧驱动旋转件转动，刚球落入旋转件的凹槽内，分离销完成释放分离。

图11 KAU1装置Fig.11 KAU1 device

图12 KAU2装置Fig.12 KAU2 device

该装置的分离时间随电流增大和载荷降低而减小；螺旋弹簧的刚度越高，装置的承载能力就越高。试验表明，该装置承载力大于50kg，在载荷为10kg，电流为3A的情况下，分离时间是0.5s，最大冲击响应小于5gn。

2.6 其它相关装置

文献[32]介绍了一种太阳能SMA驱动器设计方案，该结构使用的SMA相变温度在80℃以上，而且SMA的能量转化（热能—机械能）效率不超过10%，该装置的可靠性还需进一步的验证。

该文献描述了一种把Tiniol合金用作熔断丝的分离装置，该材料不仅有形状记忆特性，而且当其达到退火温度后，机械强度会降低，该装置承载力大于900kg，释放时间小于0.2s，曾用在NRL-ARTI航天器上[33]。

复合材料技术开发公司（Composite Technology Development，CTDC）开发了一种具有形状记忆效应的合成材料，而后与SRC共同研发了基于该材料的分离装置，此装置设计承载力达1360 kg，分离时间小于30s[34]。

2.7 性能参数对比

表1列出了各种装置的性能参数，从承载能力、质量、体积、冲击性能、分离时间、重置性、兼容性7个方面进行了分析对比。

表1 性能参数对比Tab.1 Comparing of the performance parameters

从表1中的数据对比可以看出，各种装置都有其优缺点，设计者需要根据实际需求选择、设计合适的分离装置：

1）若分离装置的电源与传统星箭电源不兼容，则需重新设计电源系统或者为分离装置配备额外的电源；

2）HTSC、MMC、LMMSC和Frangibolt装置难以实现精确的控制，适用于对分离时间、同步性要求不高的场合；

3）SMARD装置一般采用SMA作为触发元件，而Frangibolt装置直接采用SMA作为作动元件胀断螺栓，产生较大的冲击；

4）针对微小卫星设计的BUAA2、KAU1和KAU2等装置，冲击极小，应用潜力大，但需要更多的后续研究；

5）QWKNET与FASSN的综合性能较好，并且经过多次的在轨验证，是一种较成熟的装置。

3 对未来SMARD发展的建议

目前对包括SMARD在内的非火工品分离装置还没有统一的标准，例如电源参数、尺寸大小、接口类型等，这些都是未来研究讨论的内容。

随着微小卫星的发展，对分离冲击提出了更高的要求，亟须制定针对微小卫星的分离冲击标准。

另外，目前大多数基于形状记忆合金的空间分离装置还没有经过在轨验证，在实际工程应用中，推荐QWKNET、FASSN及运用FASSN技术的BOD装置；对于微小型卫星分离装置的设计，也推荐参考这两类装置的结构。

太空环境复杂，需要热特性更好，综合性能更优的SMA合金。

4 结束语

本文介绍了形状记忆合金的特性，对不同类型的 SMA分离装置的研究进展进行了说明。针对微小卫星介绍了更轻巧、冲击更小、可靠性更高的分离装置的研究进展；从承载能力、质量、体积、冲击性能、分离时间、重置性、兼容性7个方面对这些装置进行了分析对比，给出了在选择和设计分离装置上的一些注意事项。

形状记忆合金分离装置相比火工品分离装置，冲击小、无污染、可重置，已能替代部分火工品装置的应用，但目前还不适用于大应力和大位移的场合，国内也已积极开展这方面的研究，一些产品已经进入工程验证阶段。

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