A reusable locking and releasing mechanism for space optical payloads

Jinlong ZHANG; Wenrui ZHANG; Xiangbing FENG; Ruofan ZHANG; Xiaocheng ZHU

doi:10.1051/jnwpu/20254350978

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Volume 43 / No 5 (October 2025)

JNWPU, 43 5 (2025) 978-985

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Issue		JNWPU Volume 43, Number 5, October 2025


Page(s)		978 - 985
DOI		https://doi.org/10.1051/jnwpu/20254350978
Published online		05 December 2025

JNWPU 2025, 43(5): 978–985

A reusable locking and releasing mechanism for space optical payloads

一种用于空间光学载荷的可重复使用锁紧释放机构

Jinlong ZHANG (张锦龙), Wenrui ZHANG (张文睿), Xiangbing FENG (冯向兵), Ruofan ZHANG (张若凡) and Xiaocheng ZHU (朱晓程)

China Academy of Space Technology(Xi'an), Xi'an 710100, China

Received: 22 September 2024

Abstract

A locking and releasing mechanism actuated with shape memory alloy (SMA) wire is proposed to meet the locking and releasing requirements of space optical payloads. This mechanism uses a kinematic chain composed of contacting rollers to transfer a high preload, and the releasing action can be triggered with a small driving force generated by SMA wire. In order to verify the proposed design scheme of the mechanism, a prototype is developed, and the locking and releasing test, high environment temperature adaptability test are carried out. The test results show that the mechanism can maintain locking stage under a preload of 15 kN, and release successfully under a DC current from 4.0 A to 6.0 A, the corresponding release time are 1.53-0.61 s. In addition, the mechanism won't release unexpectedly when the environment temperature is below 79 ℃. Based on the test results, the mechanism has the advantages of high preload-carrying capacity, low-shock, no pollution and reusability, it can be widely used as a locking-release device for space optical payloads.

摘要

针对空间光学载荷的锁紧释放需求, 提出了一种基于形状记忆合金(shape memory alloy, SMA)丝驱动的锁紧释放机构, 该机构采用滚柱对锁紧力进行多级传递, 能够承载较大的锁紧力, 通过SMA丝产生较小的驱动力即可触发解锁。为了验证该锁紧机构设计方案的可行性, 开发了机构原型样机并进行了地面锁紧解锁试验及高温环境试验。试验结果表明, 该锁紧机构可承载15 kN的锁紧力, 在4~6 A的解锁电流下可实现快速解锁, 对应解锁释放时间为1.53~0.61 s, 另外, 机构在低于79 ℃的环境温度下能够保持锁紧状态而不发生误解锁。基于设计及地面试验结果, 该机构具有承载力大、冲击小、无污染、可重复使用等优点, 可广泛应用于空间光学载荷锁紧领域。

Key words: shape memory alloy(SMA) / locking and releasing mechanism / high preload / reusability / space optical payload

关键字 : 形状记忆合金 / 锁紧释放 / 大承载力 / 可重复使用 / 光学载荷

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卫星上搭载的传统机构的运动部件多采用火工品锁紧。火工品技术成熟、可靠性高，但存在解锁冲击大、不可重复使用、多余物污染等问题[1]，因此，具有低冲击、高洁净度要求的光学载荷不宜用火工品锁紧。鉴于火工品的上述不足之处，非火工品锁紧机构近几十年来在航空航天领域得到了快速发展，主要驱动方式包含形状记忆合金驱动、热丝熔断驱动、热刀切割驱动、电磁驱动等[2-8]，其中形状记忆合金驱动器因响应快、无污染、可重复使用的特点被广泛应用。

SMA具有良好的形状记忆效应，低温下呈马氏体相，在外力作用下会发生塑性变形并保持，当SMA通电加热到奥氏体相变转换温度时，能够快速恢复到塑性变形前的初始形状并产生较大的恢复力，因此，SMA被广泛用于锁紧装置的解锁触发执行器中[9-10]。基于SMA开发的锁紧释放装置具有结构紧凑、质量轻、可重复使用等优点，目前国内外已研制出多种基于SMA技术的锁紧装置。文献[11]提出了一种基于自锁原理的记忆合金锁紧机构，锁紧力通过单路径传递，可承载1.7 kN锁紧力；文献[12]中提到的锁紧装置利用SMA丝驱动锁紧钩转动，通过杠杆原理放大锁紧钩作动位移后，分离部件脱离锁紧钩约束并释放，该锁紧装置可承载1.0 kN锁紧力；文献[13]介绍了一种分瓣螺母锁紧机构，通过SMA丝触发相应装置使分瓣螺母分离完成解锁动作，该锁紧机构的结构相对复杂，存在一定的可靠性风险；文献[14]介绍了Triggy系列缺口螺栓压紧释放装置，通过SMA结构受热伸长驱动开槽螺栓在缺口处断开从而实现分析，承载能力为1.3~57.0 kN，分离时间小于200 s；文献[15]描述的锁紧释放机构利用滚球对锁紧力进行多级传递，有效减小了机构释放所需的驱动力，考虑滚球之间为点接触受力状态，滚球选用了高强度SiC材料，研制成本高、加工难度大；文献[16]提到的分离装置通过SMA弹簧通电收缩驱动薄壁结构变形的方式解除对分离部件的约束，进而实现分离部件释放功能，该装置可承载2.5 kN锁紧力，所需解锁时间长达87 s。

针对空间光学载荷运动部件在轨解锁时的低冲击、高洁净度需求，本文设计了一种基于记忆合金丝驱动的锁紧释放机构，解决了传统火工品锁紧器存在的解锁冲击大、不可重复使用、多余物污染等问题，另外，相比现有的非火工品锁紧器，该锁紧释放机构利用多级滚柱对锁紧力进行传递，同时采用高温油淬热处理工艺提升主要受力构件的结构强度，具有可承载锁紧力大、所需解锁驱动力小、结构紧凑、解锁时间短等优点，可作为一种适用于空间光学载荷锁紧领域的新型锁紧机构。

1 结构方案及工作原理

本文提出的锁紧释放机构(见图 1)由锁紧螺帽(以红色线条表示)、承力环、承压滚柱(以蓝色线条表示)、锁紧保持弹簧、SMA驱动丝、绝缘滑销(以粉色线条表示)、释放柱(以绿色线条表示)等构件组成。当机构处于锁紧状态时，一级承压滚柱镶嵌在锁紧螺帽的周向矩形斜切孔中，施加在锁紧螺帽的向上锁紧力按照“锁紧螺帽→一级承压滚柱→二级承压滚柱→三级承压滚柱→释放柱”传力路径传递，各级承压滚柱之间相互挤压且不发生相对滑动，分离结构件被锁紧；当需要解锁时，对SMA驱动丝通电加热，SMA驱动丝达到一定温度后收缩并驱动释放柱向下滑动，解除对三级承压滚柱的径向位移约束，锁紧螺帽及各级承压滚柱在预紧力及分离弹簧[17](压缩状态)的作用下按照图 1b)所示方向运动，分离结构件释放。

为了保证机构满足承载能力高、结构紧凑、锁紧解锁可靠、锁紧复位操作简单等工程需求，结构设计中采取的措施有：

1) 为提升机构的承载能力，采用承压滚柱传递锁紧力，另外，锁紧螺帽、各级承力环及承压滚柱采用9Cr18不锈钢材料并进行高温油淬热处理，屈服强度高达1 800 MPa，具有相对滑动关系的表面涂覆MoS₂固体润滑膜；

2) 为在有限的空间中安装足够长的SMA驱动丝以实现足够的恢复位移来完成解锁动作，SMA驱动丝在机构中呈“W”型布置，同时，采用主备2路SMA驱动丝提升解锁可靠性，任一路通电即可实现解锁。

3) 在卫星发射阶段，为避免释放柱受振动冲击向下滑动而引发机构误解锁，采用锁紧保持弹簧(压缩状态)对释放柱施加锁紧保持力。

4) 外壳底部中心开设用于锁紧复位的螺纹孔，解锁后首先恢复锁紧螺帽至锁紧位置，将简易的螺杆工装从外壳底部的中心螺纹孔拧入并向上顶起绝缘滑销，使SMA丝发生塑性变形并伸长至锁紧状态下长度，释放柱与各级承压滚柱在锁紧保持弹簧的作用力下完成锁紧复位，锁紧复位操作简单。

图1

锁紧释放机构组成及原理示意

2 主要参数设计及分析

2.1 锁紧状态下受力分析

机构在锁紧状态下的受力分析模型如图 2所示。图 2中: F₀为锁紧力, 取15 kN; F_N1, f₁为锁紧螺帽作用到一级承压滚柱的正压力及摩擦力; F′_N1, f′₁分别为一级承力环施加到一级承压滚柱的正压力、摩擦力; F_N2, f₂分别为一级承力环施加到二级承压滚柱的正压力、摩擦力; F_N3, f₃分别为二级承力环施加到三级承压滚柱的正压力、摩擦力; F_Nij, f_ij分别表示i级承压滚柱施加到j级承压滚柱的正压力及摩擦力; F′_N3为释放柱施加到三级承压滚柱的正压力; α为锁紧螺帽周向矩形斜切孔斜面与水平面夹角, 取30°; θ₁为一级承压滚柱与二级承压滚柱中心线与水平面夹角, 取43°; θ₂为二级承压滚柱与三级承压滚柱中心线与水平面夹角, 取60°; μ为各接触面之间摩擦因数, 统一取0.15。其中, f_i=F_Ni·μ, f′_i=F′_Ni·μ, f_ij=F_Nij·μ。

根据受力分析模型建立机构在锁紧状态下的力学平衡方程, 解算得到各构件之间的接触正压力, 如(1)~(7)式所示。

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

式中，n=6, 为承压滚柱沿机构中心轴线周向分布组数。

从上述计算结果可知: F₀=15 kN的锁紧力经过多级滚柱传递后, 释放柱施加到三级承压滚柱的正压力F′_N3仅有67 N, 极大程度上减小了对解锁驱动力的需求。

实际工程应用中, 受零件加工公差、装配误差等工程因素限制, 6组滚柱难以严格沿周向均匀布置, 进而导致每组滚柱的实际受力与理论分析结果会存在一定的偏差, 但通过控制加工公差可保证两者的偏差相对较小, 且6组滚柱综合作用于锁紧螺帽的合力与锁紧力大小相同、方向相反, 因此, 所需解锁驱动力的理论分析值与工程实际值基本一致, 基于上述理论分析得到的锁紧机构相关参数设计结果可信。

图2

锁紧状态受力分析

2.2 锁紧保持弹簧及SMA丝参数设计分析

机构采用锁紧保持弹簧对释放柱施加锁紧保持力, 使其能够适应卫星发射阶段的振动环境而不发生误解锁, 另外, 在地面解锁测试后, 锁紧保持弹簧可为释放柱及承压滚柱提供锁紧复位所需的恢复力。

锁紧保持弹簧采用弹簧钢材料, 剪切弹性模量G_S=79 300 MPa, 弹簧丝径d_S=2.0 mm, 自然长度l_S0=30 mm, 有效圈数N_S=3, 中径D_Sm=22 mm, 弹簧刚度可近似表示为(8)式。

(8)

锁紧保持弹簧在锁紧状态下的初始压缩变形量为5.0 mm, 施加到释放柱初始锁紧保持力/最小锁紧复位恢复力为25 N, 释放柱(质量为0.012 4 kg)可承受高达202g的冲击加速度而不会发生滑动, 远大于卫星发射段产生的振动加速度量级[18], 因此, 该机构能够在卫星发射阶段可靠锁紧, 不会发生误解锁动作。

在轨解锁时, SMA丝需通电加热收缩驱动释放柱下滑2.7 mm完成解锁释放动作, 此时锁紧保持弹簧的长度为l′_S=22.3 mm。释放柱下滑过程需克服三级承压滚柱施加的摩擦力及锁紧保持弹簧施加的锁紧保持力, 为保证顺利解锁, SMA丝产生的长度收缩量Δl_SMA及驱动力F_SMA应分别满足(9)~(10)式要求

(9)

(10)

SMA驱动丝采用NiTi记忆合金, 可恢复应变为0.06, 恢复应力为400 MPa[10], SMA丝直径设计为0.6 mm, 在机构有限空间中采用“W”型布局方式增加有效长度, 有效长度为95 mm, 单路SMA丝长度收缩量Δl_SMA=5.7 mm、可提供驱动力F_SMA=226.2 N, 对应安全系数分别为2.39, 2.27, 满足解锁要求。

2.3 解锁时间分析计算

空间环境中, SMA驱动丝通电加热过程中的主要散热方式为热辐射, SMA驱动丝温度T与供电时间t之间的关系可通过热传递方程(11)式描述[19]。

(11)

式中: I为解锁电流; T为SMA驱动丝温度, 当达到SMA驱动丝相位转变温度(81 ℃)时可实现解锁; T_sur为环境温度(25 ℃); R为单路SMA驱动丝电阻(0.93 Ω); l为单路SMA驱动丝总长度(198 mm); ε为SMA丝热辐射系数(0.65);σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数(5.67×10^-6 W/(m²·K⁴)); ρ为SMA驱动丝的密度(6.5 g/cm³); c为SMA驱动丝的比热容(500 J/(kg·K)); d为SMA驱动丝直径(0.6 mm)。

采用四阶Runge-Kutta法对(11)式所述常微分方程进行数值计算，得到不同解锁电流下SMA驱动丝温度随加电时间的变化曲线如图 3所示，机构对应4, 5, 6 A解锁电流所需的解锁时间分别为1.15, 0.57, 0.36 s。

图3

SMA丝温度与通电时间关系

2.4 结构强度校核

为了校核机构的承载能力及结构强度，建立了机构(锁紧状态)的力学有限元模型并进行了仿真分析(见图 4)。约束安装法兰盘上表面的6个自由度，在锁紧螺帽中心螺纹孔施加15 000 N向上锁紧力，分析得到机构产生的最大位移为0.158 mm，发生在锁紧螺帽中心螺孔位置处；机构一级承压滚柱所受应力最大，发生在一级承压滚柱与一级承力环接触线且靠近一级承压滚柱端面位置处，最大应力为1 120.6 MPa，小于承压滚柱(采用高温油淬热处理工艺)的屈服强度1 800 MPa，强度安全系数为1.6，机构能够承载15 000 N的预期锁紧力而不发生破坏。

图4

有限元模型及分析结果

3 地面验证

根据前述设计方案，完成了锁紧释放机构原型样机的生产装配，如图 5所示，最终装配后样机尺寸为Φ57 mm×67 mm，质量为386 g。为了验证机构的功能及性能，基于原型样机开展了常温常压下锁紧释放试验及高温环境试验。

图5

机构原型样机

3.1 锁紧解锁试验

常温常压下锁紧释放试验装置及试验结果如图 6所示，采用力矩扳手将样机与测试工装锁紧，拧紧力矩为26.5 Nm(对应15 000 N锁紧力)，利用直流电源给SMA驱动丝分别提供4, 5, 6 A解锁电流，采用高帧频相机拍摄记录解锁过程并测试解锁时间。机构在上述3种解锁电流下均成功解锁，对应解锁时间测试结果见表 1。由于试验过程中存在空气对流换热，且SMA驱动丝达到相变温度后的收缩变形过程需要一定的时间，实测解锁时间略大于理论分析值。

图6

锁紧释放试验

表1

解锁时间测试结果与分析值对比

3.2 高温环境试验

高温环境试验主要测试机构能够适应的最高工作温度。机构(锁紧态)置于恒温试验温箱中，首先将温箱温度从室温升至65 ℃并保持4.0 h，然后按照0.5 ℃/min的速率升温，每升温2 ℃后持续保持15 min，以保证机构内部SMA驱动丝的温度与温箱内部环境温度基本一致，样机锁紧状态随温箱内部环境温度的变化情况见图 7，试验期间通过温箱窗口观察产品锁紧状态，在温箱从81 ℃升至83 ℃的过程中，机构在没有外部供电的情况下自发解锁，解锁后的实物状态见图 8。考虑试验过程中机构SMA驱动丝实际温度与温箱内部环境温度可能存在偏差，机构的最高工作温度应不超过79 ℃，以避免发生误解锁。

图7

机构锁紧状态与环境温度变化关系

图8

高温环境试验后样机状态

4 结论

针对星载光学载荷锁紧应用需求，提出了一种基于形状记忆合金驱动的锁紧释放机构，通过设计、生产及试验对机构的性能进行了分析验证，结果表明：

1) 机构采用多级滚柱对锁紧力传递，在15 kN的锁紧力下能够保证可靠锁紧，强度安全系数为1.6，SMA驱动丝通电后产生较小的驱动力即可触发解锁，恢复位移及解锁驱动力安全系数分别为2.39, 2.27；

2) 该机构包络尺寸为Φ57 mm×67 mm，质量为386 g，具有结构紧凑、质量轻特点；

3) 机构在承载15 kN锁紧力的情况下能够快速可靠解锁，解锁时间随解锁电流增大而减小，4~6 A解锁电流对应的解锁时间为1.53~0.61 s，机构解锁后，借助简易的螺杆工装即可实现二次锁紧，锁紧复位操作简单;

4) 为了防止高温引起机构误解锁，该锁紧释放机构工作温度不应超过79 ℃。实际工程中，星载设备在轨工作温度完全可以通过热控手段控制在50 ℃以内[20]，此机构工作温度能够满足工程应用需求。

综合以上分析及试验结果，本文提出的锁紧释放机构可适用于星载光学载荷运动组件的锁紧领域，具有良好的工程应用前景。鉴于航天器机构对锁紧释放装置的高可靠要求，后续将针对该锁紧锁紧释放机构开展热真空解锁试验、力学振动及寿命试验，进一步验证其可靠性。

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All Tables

表1

解锁时间测试结果与分析值对比

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All Figures

	图1 锁紧释放机构组成及原理示意
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	图2 锁紧状态受力分析
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	图3 SMA丝温度与通电时间关系
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	图4 有限元模型及分析结果
In the text

	图5 机构原型样机
In the text

	图6 锁紧释放试验
In the text

	图7 机构锁紧状态与环境温度变化关系
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	图8 高温环境试验后样机状态
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