劉　穎　楊巧龍　閆澤紅　張小勇　閆曉軍（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 00094）（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 009）

一種形狀記憶合金壓緊釋放裝置設(shè)計與試驗

劉穎1楊巧龍1閆澤紅1張小勇2閆曉軍2
（1北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）
（2北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 100191）

研制了一種壓緊釋放裝置，利用分組滾棒減小釋放阻力，采用微小間隙（≤0.05mm）主動控制壓緊面橫向位移，由形狀記憶合金（SMA）絲作為裝置驅(qū)動源。文章提出了求解釋放阻力與SMA回復(fù)力的設(shè)計方法，并對部件關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行了設(shè)計與分析。經(jīng)過試驗驗證，在預(yù)緊載荷12000N、供電電流2A、—15℃真空環(huán)境下，釋放時間為7.6s。與測量結(jié)果相比，釋放時間與回復(fù)位移計算誤差小于5%。此SMA壓緊釋放裝置結(jié)構(gòu)簡單、功耗低、壓緊面滑動微小，適用于精密展開部件的壓緊與釋放。

形狀記憶合金；微小間隙；壓緊釋放裝置

1　引言

目前，航天器壓緊釋放裝置多為火工裝置，火工裝置釋放產(chǎn)生的沖擊載荷對電子敏感器件和精密展開部件等造成的損害越來越受到航天界的關(guān)注。為了減少沖擊，國內(nèi)外研發(fā)了多種非火工壓緊釋放裝置［1］。其中，多種形狀記憶合金（Shape Memory Alloys，SMA）壓緊釋放裝置成功實現(xiàn)了在軌應(yīng)用［2］。SMA作為驅(qū)動源的直接驅(qū)動式壓緊釋放裝置（如利用SMA柱或環(huán)相變時產(chǎn)生的很大回復(fù)力拉斷限位銷釘或預(yù)制缺口的壓緊螺栓［3-4］）雖結(jié)構(gòu)簡單，但因截面積大，通電加熱或傳導(dǎo)加熱所需的時間長、功耗大。而將SMA絲作為觸發(fā)機(jī)構(gòu)、儲能彈簧作為釋放機(jī)構(gòu)的觸發(fā)式SMA壓緊釋放裝置，可用10N左右的觸發(fā)力來觸發(fā)幾百牛頓的釋放力［5-7］。此情況下對SMA提供回復(fù)力的需求要比直接驅(qū)動式壓緊釋放裝置的低。該裝置釋放時間短、功耗低，但多級釋放的結(jié)構(gòu)過于復(fù)雜，傳力路徑長，對部組件配合精度的要求高。

在傳統(tǒng)的SMA壓緊釋放裝置設(shè)計中，設(shè)計者一般從材料性能出發(fā)，求解SMA回復(fù)力與釋放阻力的關(guān)系［8］。這種設(shè)計方法為滿足工程需求，須經(jīng)多次迭代，反復(fù)優(yōu)選SMA設(shè)計參數(shù)。

針對上述直接驅(qū)動式SMA壓緊釋放裝置釋放時間長、功耗大，以及觸發(fā)式SMA壓緊釋放裝置結(jié)構(gòu)復(fù)雜、傳力路徑長的問題，本文研制了一種結(jié)構(gòu)簡單、快速釋放的SMA壓緊釋放裝置，并提出一種基于工程需求的求解釋放阻力與SMA回復(fù)力關(guān)系的設(shè)計方法。

2　方案設(shè)計

2.1方案原理

本文提出的基于微小間隙（≤0.05m）、可靠分離的大承載低沖擊分組滾棒式SMA壓緊釋放裝置（后文簡稱SMA壓緊釋放裝置）構(gòu)成如圖1所示，頂蓋17以下部分主體尺寸為Φ46mm×80mm，以上部分可根據(jù)壓緊物體定制。

圖1　SMA壓緊釋放裝置組成示意圖Fig.1　Configuration of SMA hold-down&release device

在衛(wèi)星發(fā)射段的壓緊狀態(tài)下，箍環(huán)13將分瓣螺母5抱緊，使之成為完整的螺紋副，螺栓1穿過抗剪錐擰入分瓣螺母中并由外部加力矩，壓緊物體A和物體B；在橫向過載過大，超過物體A和物體B間的摩擦力時，抗剪錐-套可以主動承擔(dān)橫向載荷，從而使物體A和物體B只發(fā)生微小錯動（≤0.05mm）；抗沖彈簧8頂緊箍環(huán)13，避免其在發(fā)射段的振動載荷下的移動導(dǎo)致SMA壓緊釋放裝置非預(yù)期釋放。衛(wèi)星到達(dá)指定軌道并給出釋放指令后，電源對SMA絲9通電，使其收縮，拉動箍環(huán)13下移，箍環(huán)13滾動滾棒16向下移動，分瓣螺母5失去徑向約束后，在分離彈簧7和分離頂塊6的作用下沿徑向分離，螺栓1在外力作用下彈出，從而實現(xiàn)物體A和物體B的釋放。

釋放完畢后，手動拉長SMA絲，直至抗沖彈簧推動箍環(huán)向上運(yùn)動，帶動滾棒從分瓣螺母的圓弧槽中滾出。分瓣螺母在頂蓋和分離頂塊的作用下內(nèi)移，形成完整的螺紋副。至此，機(jī)構(gòu)完成復(fù)位，加載后可進(jìn)行下一次分離操作。

2.2設(shè)計方法

本文基于Liang本構(gòu)模型［9-10］、壓縮彈簧設(shè)計理論［11］，提出一種SMA壓緊釋放裝置釋放阻力與SMA回復(fù)力求解方法，如圖2所示。相比于以SMA絲性能參數(shù)作為輸入的求解方法［8］，以預(yù)緊力P為輸入，求解釋放阻力F與SMA回復(fù)力Fr，并直接得到所需的SMA性能參數(shù)，減少迭代次數(shù)，更貼近工程實際應(yīng)用。通過裝置組成（圖1）及設(shè)計方法（圖2）可知，抗剪錐微小間隙實現(xiàn)方法、釋放阻力求解方法、SMA回復(fù)力預(yù)測為實現(xiàn)了本裝置功能的關(guān)鍵，本文對以上三者的參數(shù)開展了設(shè)計與分析。

圖2　設(shè)計流程圖Fig.2　Flow chart of design

3　關(guān)鍵參數(shù)設(shè)計與分析

3.1抗剪錐微小間隙設(shè)計方法

分瓣螺母已有成熟設(shè)計理論［12］，本文不再贅述，僅針對抗剪錐設(shè)計及實現(xiàn)微小間隙的方法開展研究。如圖3所示，抗剪錐的主要設(shè)計參數(shù)為分離面抗剪錐直徑S、錐孔壓力面高度a和b、錐角θ、錐面間隙ε。其中S、a和b決定了抗剪錐的抗剪能力；θ決定了橫向力轉(zhuǎn)為縱向力的量值以及拔出抗剪錐的難易程度。θ越大，徑向載荷轉(zhuǎn)為軸向載荷越大，但抗剪錐易拔出，θ越小則徑向載荷轉(zhuǎn)為軸向載荷越小，但抗剪錐難拔出，θ取值應(yīng)略小于摩擦角，這樣橫向載荷與作用在抗剪錐表面的摩擦力形成自鎖，不會將橫向力轉(zhuǎn)化為可自動拔出的縱向力；ε決定了在壓緊力不足時壓緊物體的橫向位移。在材料選擇上，抗剪錐錐體選強(qiáng)度和剛度高的材料，錐孔選塑性和剛度較低的材料，這樣即使分離面滑移，發(fā)生塑性變形的是錐孔，在分離時不影響抗剪錐從錐孔中拔出。

圖3　抗剪錐原理圖Fig.3　Principal chart of anti-cut cone

在壓緊釋放裝置中，小間隙一般受壓緊部件的覆蓋與遮擋，無法直接測試，本節(jié)提出了一種抗剪錐小間隙測試的方法。如圖3（b）所示，抗剪錐插入錐孔后，錐下端面和孔上端面之間留有間隙δ，將n個厚度為m的調(diào)整墊片墊在抗剪錐下厚度為δ1后，可實現(xiàn)抗剪錐和錐孔的間隙ε，見圖3（a）。上述各個參數(shù)的關(guān)系見式（1）。其中，δ、δ1、θ均已知，可根據(jù)產(chǎn)品需求設(shè)定間隙ε。

表1列舉了某航天產(chǎn)品中各個參數(shù)取值以及最終得到的微小間隙值。其中橫向間隙目標(biāo)值為0.03±0.01mm，錐角7o，調(diào)整墊片厚0.05mm，裝配誤差最大為10%，達(dá)到預(yù)期目的。

表1　某航天產(chǎn)品微小間隙數(shù)據(jù)Table1　A space product's small gap data

3.2釋放阻力分析

釋放阻力是指SMA絲拉動箍環(huán)作動，從而使機(jī)構(gòu)釋放需克服的阻力，是求解裝置所需的SMA回復(fù)力Fr的關(guān)鍵。本節(jié)以預(yù)緊載荷F0為12 000 N作為輸入條件，對釋放阻力F開展設(shè)計。圖4所示以分瓣螺母、滾棒、箍環(huán)為研究對象，對釋放阻力F進(jìn)行分析，如式（2）所示。其中f2為滾棒和箍環(huán)之間的滾動摩擦力，N2為滾棒對箍環(huán)的正壓力，μ2為箍環(huán)和滾棒之間的滾動摩擦因數(shù)。

圖4　分瓣螺母受力圖Fig.4　Separation nuts force

由式（2）可知，計算輸出力的關(guān)鍵是計算出滾棒對箍環(huán)的正壓力N2。以螺栓為分析對象，在Y向受力平衡得到式（3），由式（2）和式（3）可得出式（5）。其中F0為施加在螺栓上的預(yù)緊力，N0為在F0作用下，螺紋之間的正壓力，f0為在F0作用下螺紋之間的摩擦力，μ0為螺紋接觸面之間的摩擦因數(shù)，β為螺紋牙型角的一半。

以分瓣螺母為分析對象，其在Y向受力平衡可得到式（6），在X向受力平衡得式（7），由式（5）～式（7）可得出式（9），將式（5）代入式（9）中可得到式（10），其中α為分瓣螺母上錐面角度，μ1為分瓣螺母頂端錐面和端蓋配合錐面之間摩擦系數(shù)。將式（10）代入式（2）中，得到驅(qū)動力F如式（11）所示。

將預(yù)緊載荷12 000 N代入到式（11）中，并結(jié)合空間約束，得到設(shè)計參數(shù)如表2所示。

表2　釋放阻力參數(shù)輸出列表Table2　List of unlocking data

3.3EMA絲驅(qū)動性能預(yù)測

驅(qū)動單元由SMA絲和抗沖彈簧組成，SMA絲產(chǎn)生回復(fù)力Fr，克服釋放阻力與抗沖彈簧的安裝載荷F1之和，產(chǎn)生回復(fù)位移hr拉動箍環(huán)運(yùn)動，完成釋放；抗沖彈簧用以抵抗發(fā)射段加速度載荷，避免箍環(huán)向下運(yùn)動使機(jī)構(gòu)非預(yù)期釋放。也即驅(qū)動單元既要保證機(jī)構(gòu)抵抗發(fā)射段載荷，又要保證機(jī)構(gòu)成功釋放。目前一般用本構(gòu)模型對SMA絲性能進(jìn)行預(yù)測，根據(jù)SMA絲相變過程中某些物理量的變化，推測其他物理量的變化。本文選用Liang模型［8］對SMA絲回復(fù)應(yīng)力進(jìn)行預(yù)測（圖5）。

圖5　驅(qū)動單元模型Fig.5　Model of actuator unit

圖5所示邊界條件下的Liang本構(gòu)模型叫做控制回復(fù)模型［8］，該模型以馬氏體含量變化作為應(yīng)力、應(yīng)變變化的變量，考慮了線性阻力對于SMA絲應(yīng)力、應(yīng)變的影響。模型方程式詳見文獻(xiàn)［8］。將釋放單元中表2所示輸出參數(shù)代入到控制回復(fù)本構(gòu)模型中，得到驅(qū)動單元的設(shè)計參數(shù)。在—15℃真空條件下（僅考慮輻射換熱），對SMA絲通電加熱，通電電流2A，得到回復(fù)位移-時間關(guān)系曲線，如圖6中SMA驅(qū)動性能預(yù)測曲線所示，得到的設(shè)計參數(shù)如表3所示。

圖6　回復(fù)位移-時間測試與仿真對比Fig.6　Displacement and time comparison between measurement and analysis relationship

表3　驅(qū)動單元設(shè)計參數(shù)輸出列表Table3　Output of actuator unit design data

4　試驗驗證

通過方案原理可知，箍環(huán)位移表征了SMA絲的回復(fù)位移hr。因此，在完成SMA壓緊釋放裝置裝配后，對裝置通電，并利用外殼上的觀察孔測量箍環(huán)位移隨時間的關(guān)系，來評估SMA絲實際驅(qū)動性能與設(shè)計的符合性，觀察孔位置如圖7所示。

在預(yù)緊力為12000N、—15℃真空環(huán)境、供電電流2A的情況下，箍環(huán)測量位移隨時間的關(guān)系與分析曲線對比如圖6所示。通過圖6可知，SMA壓緊釋放裝置釋放時間為7.6s，釋放時箍環(huán)位移為2.1mm，箍環(huán)的運(yùn)動規(guī)律與SMA驅(qū)動性能預(yù)測曲線趨勢吻合，相比于實際結(jié)果，釋放時間與回復(fù)位移計算誤差小于5%。

圖7　SMA壓緊釋放裝置上觀察孔的位置Fig.7　Hole on finished product for observing

5　結(jié)論

針對航天器低沖擊壓緊釋放裝置的需求，本文研制了一種以SMA作為驅(qū)動源、微小間隙主動控制壓緊面錯動的SMA壓緊釋放裝置，它具有結(jié)構(gòu)簡單、功耗低、壓緊面滑動小、快速釋放的特點(diǎn)。本文提出的求解釋放阻力與SMA回復(fù)力的設(shè)計方法，經(jīng)過試驗驗證，釋放時間和回復(fù)位移設(shè)計值與試驗值間的誤差小于5%。該誤差表明設(shè)計方法正確，可適用于精密展開部件的壓緊和釋放，具有工程應(yīng)用潛力。

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（編輯：張小琳）

Design and Experiment of a Hold-down&Release Device Using Shape Memory Alloy Wires

LIU Ying1YANG Qiaolong1YAN Zehong1ZHANG Xiaoyong2YAN Xiaojun2
（1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）
（2 School of Jet Propulsion，Beihang University，Beijing 100191，China）

This paper promotes a hold-down and release device which uses SMA wire as an actuator，groups rollers to decrease friction and initiatively controls small clearance（≤0.05mm）.In this paper，in view of the engineering requirement，a design method is proposed，which gives the relationship between unlocking resistance and restoring force，and an analysis of critical parameters is conducted.The result shows that when the preload is 12000N，the device release time is 7.6s under—15℃vacuum environment with 2 A current.Compared with the measured result，the calculation error of release time and restoring motion are less than 5%.The device developed in this paper has the advantage of simple structure，low power consumption and small gap in seal face，and can be used in delicate deployable mechanism.

SMA；small clearance；hold-down and release device

V47

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.03.006

2016-03-15；

2016-04-28

國家重大航天工程

劉穎，男，工程師，研究方向為航天器機(jī)構(gòu)產(chǎn)品設(shè)計。Email：402114851@qq.com。