尚立斌，王安平，王 珂，何志祝

基于液態(tài)金屬的鎖緊／解鎖裝置在空間展開機構中的應用

尚立斌1，2，王安平2，王 珂2，何志祝3

（1．中國科學院大學，北京100049；2．中國科學院太空應用重點實驗室，中國科學院空間應用工程與技術中心，北京100094；3．中國科學院理化技術研究所，北京100090）

針對空間可展開機構中使用爆炸螺栓有明顯沖擊振動缺點的問題，基于液態(tài)金屬合金材料熔點較低、合金成分可調、材料性質可設計的特性，提出了將液態(tài)金屬應用于空間可展開機構的鎖緊／解鎖裝置設計中。初步設計了一種鎖緊／解鎖機構，對設計的機構進行了仿真失效分析，指出該機構在低于2300 N承載力下有著較好的鎖緊能力；設計了拉伸承力試驗，得到可承受的拉伸應力會大于19? 2 MPa的結論，且設計了對鎖緊／解鎖裝置的加熱試驗，該試驗證明機構可順利解鎖。由此初步得出了液態(tài)金屬可以在空間可展開機構上得到應用的結論，為液態(tài)金屬在進一步的實際工程應用中提供參考。

空間可展開機構；液態(tài)金屬；結構設計；鎖緊／解鎖裝置

1 引言

空間可展開機構是20世紀60年代后期，隨著航天技術的發(fā)展而誕生的一種新型宇航機構，一般采用高強度比、高剛度比、高幾何穩(wěn)定性、超低熱膨脹系數(shù)的宇航材料［1］。一般而言，可展開機構在發(fā)射過程中處于折疊收攏狀態(tài)，體積小，質量輕，固定安置在運載工具有效載荷艙內。發(fā)射入軌后，由地面指揮中心控制結構按設計要求逐漸展開，成為一個大型復雜的宇航機構［2］。

大型展開天線和太陽能帆板是大型空間可展開機構最活躍和深入的領域，當前許多航天器均有配備［3］。從報道來看，國內目前對網狀可展開衛(wèi)星天線的研究主要有兩類：環(huán)形可展開星載天線和可展開網狀拋物面星載天線［4］。太陽能帆板作為衛(wèi)星上最重要的供能裝置，通常折疊在衛(wèi)星沿軌道飛行方向兩側，以機械的方式鎖緊，待衛(wèi)星進入軌道后再進行展開。

帆板的鎖緊／解鎖機構通常為爆炸螺栓，解鎖時有明顯的沖擊作用，該作用會危害航天設備，所以研制無沖擊危害的鎖緊／解鎖機構是該工程結構的一個發(fā)展方向。除了爆炸螺栓等火工品，國內外目前就形狀記憶合金（SMA）在鎖緊裝置方面的應用有著很多的研究，美國國家航空航天局（NASA）研制了用于航天器與運載火箭分離的重載SMA鎖緊機構［5］。Air Force Research Labora?tory（AFRL）設計低載和高載兩種SMA鎖緊裝置，并進行了嚴格的實驗室和在軌試驗，都滿足低沖擊的要求［6］。在2004年底我國發(fā)射的試驗二號衛(wèi)星中，首次采用記憶合金解鎖機構代替火工品。但由于記憶合金設定耗時長，最大變形率低，承載能力差，而且成本較高，所以這種解鎖方式目前沒有被廣泛采用。

大部分的液態(tài)金屬有著很好的導熱性能和生物安全性，熔點在183℃以下，固液變化時有著很低的膨脹率［7］，在熔點附近仍然有著很好的固體屬性；而沸點通常都高于2000℃，在太空中不會變?yōu)闅鈶B(tài)［8］。因此，近年來，液態(tài)金屬在高新能源、電子信息、先進制造、國防軍事安全以及生物醫(yī)療技術等領域先后得到重視并取得進展。

本文首次在鎖緊／解鎖機構上使用液態(tài)金屬，設計了一款以液態(tài)金屬為鎖緊構件用的航天用鎖緊／解鎖機構，這一機構在解鎖時無沖擊作用，適用于鎖緊質量較輕的航天結構，如太陽能帆板，以此拓寬液態(tài)金屬的使用范圍，提供新的空間鎖緊機構設計思路。

2 鎖緊機構原理和方案

2? 1 鎖緊／解鎖機構的概念設計

以鉍、銦、錫為主要配比的液態(tài)金屬，具有較低的熔點，本研究將其用于鎖緊／解鎖機構這個全新的應用領域。首先將液態(tài)金屬加熱融化后，灌注到設計好的空腔中，該空腔由兩個部件共同組成，液態(tài)金屬降溫凝固后，將這兩個部件固連在一起；解鎖時，則對液態(tài)金屬進行加熱，熔點較低的液態(tài)金屬熔化后，失去鎖緊功能，從而實現(xiàn)解鎖。

2? 2 機構概念設計的三維模型及實物加工

為了了解使用的液態(tài)金屬的力學性能和加熱熔化解鎖所需時間問題，先設計出了兩套部件，部件的結構三維CAD設計圖如圖1所示。

驗證液態(tài)金屬強度試驗時，上安裝塊（1）和下安裝塊（4）將通過螺釘槽（5）用螺釘固定在試驗機上。在法蘭盤（7）上用螺釘將兩部分機構固定后，通過注入孔（6）用特殊的注入工具向中間帶有螺紋的空腔（8）注入液態(tài)金屬，待液態(tài)金屬凝固后去除固定螺釘；機構內部的加熱棒（2）用于在加熱解鎖試驗時使液態(tài)金屬熔化，彈簧（3）作用使兩部件分離。

空腔（8）采用亞克力材料加工，以便于觀察液態(tài)金屬在灌注時和做試驗時的情況。其結構圖如圖2所示。

本次設計以太陽能帆板的鎖緊裝置為背景，其所需鎖緊力較小，進行了初步設計。理論計算中4 mm半徑的液態(tài)金屬柱在2000 N的拉力下不斷裂，這滿足了大部分的帆板鎖緊力需求。因此本文中的所有部件中的液態(tài)金屬橫截面積均與4 mm半徑的液態(tài)金屬柱相一致。

3 試驗過程

3? 1 液態(tài)金屬合金的選取

鉍質地脆易粉碎，化學性質較穩(wěn)定，可用于制造易熔合金，在電子行業(yè)、化工行業(yè)、醫(yī)療行業(yè)有廣泛用途。銦是質地極軟的易熔稀有元素，硬度比較低，它主要是作為閃鋅礦的伴生元素產出，可用于制備銦錫氧化物靶材、合金等材料。錫是一種低熔點金屬。

這次試驗選用的液態(tài)金屬為鉍、銦、錫合金，各質量百分比為32? 5∶51∶16? 5，該合金的熔點為60℃，密度為7880 kg／m3，拉伸強度為33? 4 MPa，彈性模量大約為4 GPa。該合金對人體無毒害，熔點較低，適合用作液態(tài)金屬鎖緊／展開裝置的預研試驗材料。

3? 2 試驗安排

試驗前，先給兩組部件的空腔內注入鉍銦錫合金，液態(tài)金屬的注射溫度約為100℃?？涨话霃? mm的部件，計劃對其進行拉伸試驗，以考察液態(tài)金屬承受拉伸力的能力?？紤]到進行加熱試驗的部件內部將放入3 mm半徑的加熱棒，為保證液態(tài)金屬橫截面面積相等，保證一致性，加熱部件空腔半徑為5 mm，對其進行加熱試驗以考察凝固的液態(tài)金屬在受熱后的熔化速度及在彈簧作用下能否順利彈開。空腔內加工有螺紋孔，用以增大凝固后的液態(tài)金屬與結構之間的作用力，避免金屬受拉伸載荷時，直接與腔體剝離。

3? 3 液態(tài)金屬受拉伸試驗

拉伸試驗所用試驗機為電子萬能試驗機MTS?Modal E45。試驗時，試驗機的加載速度為0? 5 mm／min，環(huán)境溫度約為18℃。試驗的裝置如圖3所示。

3? 4 液態(tài)金屬受熱試驗

對5 mm半徑空腔部件做加熱后的解鎖試驗。空腔內安放有一個功率100 W、額定電壓220 V的加熱棒，加熱棒材質為鋼，且兩個亞克力部件之間裝有一個外直徑42 mm、簧徑4 mm、圈數(shù)3、剪切模量80 GPa的碳素彈簧，其在壓縮量為5 mm時，可提供57 N的解鎖力。試驗環(huán)境溫度為19℃，試驗件如圖4所示。

3? 5 解鎖裝置有限元分析

鎖緊／解鎖裝置在實際應用中兩側需要與需要鎖緊的結構進行固定，因此對鎖緊／解鎖裝置兩側加法蘭（如圖5），對做加熱試驗的5 mm半徑液態(tài)金屬的鎖緊／解鎖裝置進行受力失效分析。為方便分析，在不影響主要承力的情況下將螺紋用凹槽替換。其上、下安裝塊和液態(tài)金屬的可能失效方式為材料破壞，采用拉伸強度作為失效判據(jù)；對于液態(tài)金屬和安裝塊的接觸面，以及液態(tài)金屬和加熱電阻的接觸面，其失效方式主要是界面的脫開分離，采用界面應力作為失效判據(jù)，界面上的應力主要有拉伸正應力和剪切應力。

基于鎖緊裝置具有上、下及左、右對稱的幾何特性，建立鎖緊結構的四分之一模型，且均采用四面體單元進行網格化分，在對稱面處施加對稱邊界約束，使用Abaqus軟件進行建模分析，有限元網格見圖6。

4 結果與討論

4? 1 拉伸試驗結果與分析

圖7給出力（N）和位移（mm）曲線。從圖中可以看出，力的最大值為963 N，此時位移為0? 43 mm，如果認為液態(tài)金屬橫截面的尺寸變化很小，可忽略不計，則該截面處的極限拉伸應力如式（1）：

空腔半徑為4 mm的液態(tài)金屬鎖緊裝置在橫截面處的拉伸應力為19? 2 MPa。與用GB 7314－87規(guī)定的試驗方法測量的該種液態(tài)金屬合金的拉伸極限強度33? 4 MPa相比，有較明顯差距。本次試驗時，兩個亞克力材料部件交界面處的液態(tài)金屬在拉伸時會有應力集中，而且本次拉伸試驗結束后，觀察斷口，有液態(tài)金屬未充滿截面的現(xiàn)象，討論認為這是由于灌注工藝的問題，后續(xù)的試驗將進行改進。因此可以認為實際中4 mm半徑的液態(tài)金屬能提供大于963 N的鎖緊力。

通過以上分析，我們發(fā)現(xiàn)質量比例為32? 5∶51∶16? 5的鉍銦錫合金強度較低，一定程度上會限制其用于承力環(huán)境。在后續(xù)的工作中希望能通過調整各成分比例，得到一款強度高、熔點符合要求的液態(tài)金屬，會有利于將液態(tài)金屬用于復雜太空環(huán)境，拓寬液態(tài)金屬的使用領域，也可考慮給液態(tài)金屬合金中加入納米增強材料，來提高其承力性能。

4? 2 仿真結果與分析

仿真結果如圖8所示，在加載到2363 N時，液態(tài)金屬和加熱電阻將脫開；加載到2390 N（243公斤力）時，液態(tài)金屬發(fā)生局部屈服，如圖9所示。

4? 3 受熱試驗結果與分析

給加熱棒通220 V的電流，并開始計時，大約3 s，固態(tài)的鉍銦錫合金受熱部分熔化為液態(tài)，失去連接作用，在彈簧的彈力作用下實現(xiàn)了分離。

通過計算，100 g的液態(tài)金屬由室溫25℃全部加熱至熔化60℃所需能量大于1000 J，對于需要高解鎖速度情況下，3 s的解鎖響應時間顯得過于遲鈍。很多因素限制了解鎖效率，如環(huán)境溫度、導熱不均、熱量的損耗、發(fā)熱棒功率等。所以應該盡可能將液態(tài)金屬的用量保證在合適的范圍內，減少熔化時間，增加其魯棒性。因此選用合適功率的加熱部件，也是該考慮的問題。

5 結論

1）通過試驗和仿真分析，研究了一種配比形式的液態(tài)金屬合金在受拉伸載荷和加熱情況下的鎖緊及解鎖情況，檢驗了該合金承受拉伸載荷的能力，液態(tài)金屬的半徑為4 mm時，能夠提供大于963 N的鎖緊力，能夠滿足太陽能帆板的鎖緊要求。在仿真中，液態(tài)金屬在2363 N時發(fā)生了失效情況。

2）首次驗證了液態(tài)金屬可用于實現(xiàn)某些受力情形下的鎖緊和解鎖功能，100 W的加熱棒能使其在3 s的時間內得以完成解鎖，滿足部分解鎖要求靈敏度較低的鎖緊裝置。本思路希望能拓寬這一新興材料的使用范圍。

3）對液態(tài)金屬的承力問題做了分析后認為，將其用于不需要太大鎖緊力的航天結構上是可行的，比如輕質的太陽能帆板；進行的試驗均為地面室溫環(huán)境下，設計出一款能應用于太空的鎖緊／解鎖結構是下一步進行的工作。

（References）

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［3］ 韋娟芳，趙人杰，關富玲．星載天線結構的發(fā)展趨勢［J］．空間電子技術，2002，1：49?54．Wei Juanfang，Zhao Renjie，Guan Fuling．Development trend of spaceborne antenna structure［J］．Space Electronic Tech?nology，2002，1：49?54．（in Chinese）

［4］ 李團結，馬小飛．大型空間可展開天線技術研究［J］．空間電子技術，2012，3：35?39．Li Tuanjie，Ma Xiaofei．Research on large space expandable antenna technology［J］．Space Electronic Technology，2012，3：35?39．（in Chinese）

［5］ Peffer A，Denoyer K，F(xiàn)osness E，et al．Development and transition of low?shock spacecraft release devices［C］／／Aero?space Conference Proceedings，IEEE，2000：277?284．

［6］ Buckley S，F(xiàn)osness E，Gammill W．Deployment and release devices efforts at the Air Force Research Laboratory space ve?hicles directorate［C］／／AIAA Space 2001 Conference and Ex?position，2001：4601?4608．

［7］ 武希哲，李運康．低熔點合金［J］．稀有金屬材料與工程，1984，1：53?56．Wu Xizhe，Li Yunkang．Low melting point alloy［J］．Rare Metal Materials and Engineering，1984，1：53?56．（in Chi?nese）

［8］ 馬坤全．液態(tài)金屬芯片散熱方法的研究［D］．北京：中國科學院研究生院（理化技術研究所），2008．Ma Kunquan．Study on Liquid Metal Cooling Method for Ther?mal Management of Computer Chip［D］．Beijing：Graduate School of Chinese Academy of Sciences（Technical Institute of Physics and Chemistry），2008．（in Chinese）

（責任編輯：龐迎春）

Application of Locking／Unlocking Device Based on Liquid Metal in Space Deployable Mechanism

SHANG Libin1，2，WANG Anping2，WANG Ke2，HE Zhizhu3
（1．University of Chinese Academy of Science，Beijing 100049，China；2．Key Laboratory of Space Utilization，Technology and Engineering Center for Space Utilization，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100094，China；3．Technical Institute of Physics and Chemistry，Chinese Academy of Science，Beijing 100090，China）

The defect of the explosive bolt is the obvious impact on the space deployable mecha?nism．Based on the feature of low melting point，adjustable alloy composition and material property of the liquid metal alloy，the application of liquid metal in the design of the space deployable mecha?nism was proposed．The corresponding locking／unlocking device was designed and the failure proba?bility of the design was analyzed by simulation．It was found that the device had better locking capa?bility when then load was smaller than 2300 N．The tensile experiment was conducted and the results showed that the tensile stress was greater than 19．2 MPa．The heating test of the locking／unlocking device was also designed and the test results showed that the mechanism could be unlocked successful?ly．It was concluded that the liquid metal could be applied in the space deployable mechanism，which may provide reference for further application of the liquid metal in engineering practice．

space deployable mechanism；liquid metal；structural design；locking／unlocking device

V19

A

1674?5825（2017）04?0572?05

2017?03?09；

2017?06?20

載人航天預先研究項目（010701）

尚立斌，男，碩士研究生，研究方向為航天器結構設計與分析。E?mail：shanglibin15＠csu．ac．cn