楊澤川 羅汝斌 廖鶴 廖俊 羅世彬 蔣祎 袁俊杰 王寧

空間重復鎖緊技術綜述

楊澤川1羅汝斌2廖鶴3廖俊1羅世彬1蔣祎1袁俊杰1王寧1

（1 中南大學航空航天學院，湖南長沙 410083）（2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）（3 上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200235）

重復鎖緊技術是空間飛行器上的關鍵技術，用于實現(xiàn)飛行器可分離結構與固定結構之間的重復鎖緊與分離。文章對各國在空間站、飛船和衛(wèi)星等空間飛行器上所用到的重復鎖緊技術進行了概述，詳細闡述了機械式鎖緊、記憶合金式鎖緊、電磁式鎖緊技術的研究進展，對比了不同鎖緊方案的優(yōu)劣；展望了不同重復鎖緊技術在未來應用中的發(fā)展趨勢和前景，為空間重復鎖緊技術的選擇及發(fā)展提供了參考。

機械式鎖緊 記憶合金式鎖緊 電磁式鎖緊 重復鎖緊技術 航天器機構

0 引言

隨著空間探測、開發(fā)和利用的不斷深入，人類通過航天器探測太空的次數(shù)越來越多，航天器上需要用到大量的重復鎖緊技術去實現(xiàn)分離件與其他部件的多次鎖緊與分離，如：火箭的級間分離、有效載荷的分離釋放、空間站對接、飛船艙門、太陽翼、天線部署等[1]?？臻g的重復鎖緊機構既要保證在連接時的安全可靠，更要保證在分離時快速作動。在早期的航天器上使用的鎖緊釋放方法是火工技術，但是火工產(chǎn)品爆炸產(chǎn)生的沖擊會對精密的設備儀器等帶來損壞，并使航天器產(chǎn)生飛行故障[2-3]。

由于火工技術的局限性，低沖擊、零污染、可重復使用的新型重復鎖緊釋放技術在近幾十年得到快速發(fā)展[4]。本文根據(jù)空間對接、飛船和衛(wèi)星上所用到的眾多重復鎖緊機構進行解析，如圖 1所示，按照重復鎖緊類型的不同，可將其分為機械式、記憶合金式、電磁式等，針對不同類型的鎖緊方式，對其結構原理進行闡述比較，為重復鎖緊裝置的選擇以及發(fā)展提供了參考。

圖1 空間重復鎖緊技術分類

1 機械式鎖緊機構

機械式重復鎖緊機構大多用于大型軌道飛行器，不同的飛行任務所使用的重復鎖緊機構的類型也不相同，在空間站對接、飛船的貨盤鎖緊以及航天飛機艙門中廣泛使用[5]。根據(jù)執(zhí)行機構不同，可以將機械式鎖緊機構分為鎖鉤式、卡爪式和螺栓–螺母式。

1.1 機械式鎖緊機構原理

（1）鎖鉤式鎖緊方式

偏心輪加凸輪機構和滾珠絲桿加彈簧機構是鎖鉤式常用的兩種方案[6]，如圖2所示，對于偏心輪加凸輪機構，偏心軸機構使得鎖鉤上下直線運動，擺動凸輪機構使得鎖鉤擺動。對于滾珠絲桿加彈簧機構，滾珠絲桿帶動螺母沿著滑槽向下，彈簧的推力使鎖鉤擺正，主動鎖鉤嚙合鎖緊對應的被動鎖鉤。根據(jù)應用場合不同，分為空間對接、艙門鎖緊、貨盤鎖緊。

（2）卡爪式鎖緊方式

卡爪式結構如圖 3所示，包括待鎖緊軸及卡爪機構。主動飛行器上安裝卡爪機構，目標飛行器上安裝待鎖緊軸，當卡爪伸到待鎖緊軸時，卡爪卡住待鎖緊軸，然后拉緊，壓在接納元件槽中實現(xiàn)鎖緊。通過使用攝像機及光學敏感器來判斷主動飛行器及目標飛行器的實時方位，但需要初始對接條件高度精確[6]。

（a）偏心輪+凸輪機構 （b）滾珠絲桿+彈簧機構

（3）螺栓–螺母式鎖緊方式

NASA研究的螺栓–螺母式鎖定機構由改造的無刷直流電機驅動螺栓軸向移動[7]。波音公司的鎖定機構[8]（如圖4）在鎖緊時專用電機驅動螺栓轉動，螺栓在螺紋副作用下向前旋進并拉緊對接組件。劉曉東等[9]設計了一款用于鎖緊磁懸浮飛輪的螺栓–螺母結構鎖，需要高度密封，同時對組件的初始位置要求較高，傳動效率較低，作動時間較長[10]。

圖3 歐空局鎖緊機構

圖4 螺栓–螺母式結構鎖

Fig.4 Bolt-nut type structure lock

1.2 機械式鎖緊的應用

（1）空間對接

美國宇航局（National Aeronautics and Space Administration, NASA）的“阿波羅”飛船上最早應用鎖鉤式鎖緊[11]，如圖5所示[12]，該鎖結構簡單、方便操作，但是沒有備份設計，可靠性低[10]。

（a）解鎖狀態(tài) （b）鎖緊過程 （c）鎖緊狀態(tài)

相對于NASA早期對接鎖，“聯(lián)盟號”飛船上的對接鎖[13]可以在緊急情況下備份分離，提高了飛船對接后分離的可靠性。但該鎖的備份分離需要大量的活動構件，大大降低了穩(wěn)定性和可操作性。

歐空局（European Space Agency，ESA）的卡爪式機構[14]對姿態(tài)控制要求較高，由于初始對接條件及傳感器的設計要求較高，該對接裝置還受一定限制[10]。日本也提出了類似ESA的對接方案[15]，可在對接或?？績煞N對接方式下工作，適應性強且智能化高，并完成了兩次在軌對接與分離試驗。

（2）艙門鎖緊

文獻[5]為可重復使用軌道飛行器設計艙門鎖緊機構，傳動組件驅動輸入軸帶動鎖鉤壓緊被鎖緊軸，曲柄搖桿機構為死點位置，預緊更加可靠[16]，并加工出樣機（如圖6），具有質量更輕且結構可靠的優(yōu)勢。

圖6 艙門鎖示意

（3）貨盤鎖緊

日本的貨運飛船（H-II Transfer Vehicle，HTV）采用單鎖鉤結構，鎖鉤的開合由軟軸驅動，經(jīng)過兩次飛行任務驗證，達到預期要求[17-18]。文獻[12]針對貨運飛船的貨盤大承載鎖緊技術進行研究，該裝置是鎖鉤–四桿式機構，并加工出試驗樣機。

1.3 機械式鎖緊對比

機械式重復鎖緊機構多用于惡劣的空間環(huán)境，表 1給出了不同機械式鎖緊機構的對比，其中作動時間短、具備大承載、抗沖擊的機構更具優(yōu)勢。

表1 不同機械式鎖緊機構綜合比較

Tab.1 Comprehensive comparison of different mechanical locking mechanisms

2 記憶合金式鎖緊方式

記憶合金式鎖緊釋放裝置是利用形狀記憶合金（shape memory alloy，SMA）設計的驅動器驅動的鎖緊解鎖裝置，形狀記憶合金作為驅動元件具有結構簡單，變形量大，能產(chǎn)生大的回復應力，控制簡單等優(yōu)點，根據(jù)其形狀記憶效應，達到重復驅動鎖緊的目的[19-21]。根據(jù)驅動單元中SMA的不同形式，可以將其分為SMA絲驅動、SMA棒驅動、SMA彈簧驅動的鎖緊釋放裝置。

2.1 記憶合金式鎖緊釋放原理

（1）SMA絲驅動的鎖緊釋放裝置

SMA絲驅動的鎖緊釋放裝置是由SMA絲形成的驅動器驅動，根據(jù)鎖緊解鎖機構原理的不同，可以將其分為SMA絲驅動的分瓣螺母型裝置和鋼球鎖緊型裝置。分瓣螺母型裝置在鎖緊狀態(tài)時，箍環(huán)結構箍緊分瓣螺母形成完整螺紋，螺栓擰入螺紋實現(xiàn)鎖緊；分離時，SMA絲驅動箍環(huán)，分瓣螺母的徑向約束解除，分瓣螺母分開成螺母瓣，完成對螺栓釋放[22]。鋼球鎖緊型裝置在鎖緊時，利用鋼球限制分離銷的軸向自由度，達到鎖緊目的。分離時，SMA絲驅動器推動鋼球掉入凹槽，解除分離銷的約束，完成分離。

（2）SMA棒驅動的鎖緊釋放裝置

SMA棒驅動的鎖緊釋放裝置式利用形狀記憶合金產(chǎn)生的恢復力和形變直接驅動鎖緊釋放裝置，通電后對形狀記憶合金棒加熱，達到相變溫度點后，使記憶合金棒伸長，從而帶動鎖緊釋放機構。由于記憶合金棒體積較大，需加熱久，所以響應時間較長。

（3）SMA彈簧驅動的鎖緊釋放裝置

SMA彈簧是由SMA絲制成的螺旋彈簧元件，可以實現(xiàn)彎曲等復雜動作，與普通彈簧相比，輸出力較大，使得運動行程也更大，所以作為觸發(fā)元件，還需設計相應的作動裝置。

2.2 記憶合金式鎖緊裝置應用

（1）SMA絲驅動的分瓣螺母型裝置

北京航空航天大學的大載荷SMA鎖緊釋放裝置（SMA-30000）[23]，如圖 7所示，在箍環(huán)和分瓣螺母間設置多組滾棒，滾棒在分離過程中保證套筒與分瓣螺母間的滾動運動，SMA絲直接驅動箍環(huán)，實現(xiàn)釋放。

圖7 SMA-30000鎖緊釋放裝置

KAIST（Korea Advanced Institute of Science and Technology）裝置（圖8（a））在釋放時，SMA絲帶動觸發(fā)塊，鋼球掉入凹槽中，滾棒向上移動，使分瓣螺母分離，螺栓松開釋放[24]。QWKNUT（QWK-nut）裝置（圖8（b））采用旋轉觸發(fā)和滾棒減磨結構，釋放時，SMA絲驅動栓臂解除對轉輪的約束，彈簧驅動轉輪旋轉，滾棒被推入凹槽中，分瓣螺母約束解除，完成釋放[25-26]。

（a）KAIST裝置 （b）QWKNUT裝置

表2給出了SMA絲驅動分瓣螺母型裝置性能，其中SMA-30000裝置采用冗余的SMA絲設計，可靠性高，釋放載荷大，該裝置已經(jīng)在我國XY-1衛(wèi)星上完成飛行驗證，但是SMA絲較粗，作動時間較長，多個滾棒也增加了結構的復雜性[4]。而KAIST裝置結構復雜，僅開展了地面熱、力學環(huán)境試驗。QWKNUT裝置在FalconSat Ⅰ飛船成功完成飛行測試，但是結構過于復雜，對加工制造尺寸和形位公差要求高，受加工影響較大[4]。

表2 SMA絲驅動分瓣螺母型裝置性能

Tab.2 SMA wire drive split nut type device performance

（2）SMA絲驅動的鋼球鎖緊型裝置

意大利那不勒斯第二大學（Second University of Naples Via Roma，SUNVR）利用3根SMA絲驅動單級鋼球鎖套筒運動，完成對分離銷的釋放，該裝置結構簡單，采用3根SMA絲，實現(xiàn)冗余驅動，可靠性高（圖9（a））[27]。韓國航天大學（Korea Aerospace University，KAU）研制了利用SMA絲驅動二級鋼球鎖的重復鎖緊裝置（圖9（b））。分離時，SMA受熱變形拉動觸發(fā)塊下移，限位套旋轉，鋼球落入槽中，解除限位，完成釋放[28]。

北京航空航天大學的SMA-10000裝置（圖10），解鎖時，加熱SMA絲發(fā)生收縮形變，并拉動觸發(fā)塊使下滾珠掉入凹槽內，限位套向下移動，上滾珠掉入凹槽，使得分離銷釋放[22, 29]。REACT裝置（Release Actuator）是三級鋼球鎖緊裝置，釋放時，觸發(fā)環(huán)在SMA絲驅動下轉動，三級鋼球發(fā)生連鎖運動，分離銷限位解除完成釋放[30]。

（a）SUNVR裝置 （b）KAU裝置

圖10 SMA-10000裝置

表3是SMA絲驅動的鋼球鎖緊型裝置性能，SUNVR裝置是單球鎖，承載力小，適合于小型負載場合；KAU裝置采用渦卷彈簧驅動，導致力矩較小，釋放載荷較小，因此限制了其應用；這兩款裝置僅在地面進行過測試。而SMA-10000裝置已經(jīng)完成了1kN到10 kN多個載荷系列研制，通過了多次在軌飛行驗證，該裝置采用二級鋼球鎖緊，衰減了分離銷傳到驅動器上的力，可以釋放大載荷，擴寬了其應用。REACT裝置引入第三級鋼球鎖，進一步衰減了分離銷傳來的載荷，但也增加了裝置的復雜度，可靠性受到一定影響。

表3 SMA絲驅動的鋼球鎖緊型裝置性能

Tab.3 SMA wire driven steel ball locking device performance

（3）SMA棒驅動的鎖緊釋放裝置

NASA是較早將SMA棒應用于航空航天領域的機構之一，如圖 11所示，解鎖時，加熱SMA棒，到達形變溫度時，使其伸長，活塞因此運動，并且活塞的凸臺與分離螺母的凸臺慢慢脫開，分瓣螺母的徑向約束解除，完成釋放[21]。

HSTC（Hi Shear Technology Corporation）裝置解鎖時，加熱SMA棒使其變形，于是加載螺栓卸載，使得箍環(huán)上的摩擦力下降，當小于驅動彈簧推力時，彈起箍環(huán)，完成釋放（圖 12）[31]。洛克希德馬丁導彈與空間公司（Lockheed Martin Missile and Space, LMMS）的LMMSC裝置采用兩根預拉伸SMA棒，曾用于空間飛行器上太陽翼展開及天線的釋放[32]。

圖11 NASA裝置

圖12 HSTC裝置

表4是SMA棒驅動的鎖緊釋放裝置性能，NASA裝置和HSTC裝置結構簡單可靠、承載大，但由于采用了體積較大的SMA棒，導致加熱功耗過大、耗時長。LMMSC裝置沖擊極小、接口靈活、易于制造，但是裝置承載能力差，解鎖分離時間較長。然而HTSC裝置和LMMSC裝置難以完成精確控制，也限制了其應用場合[33]。

表4 SMA棒驅動的鎖緊釋放裝置性能

Tab.4 SMA rod driven lock release performance

（4）SMA彈簧驅動的鎖緊釋放裝置

韓國航空航天大學研發(fā)的KAU 1裝置，如圖 13所示，在分離階段時，加熱SMA彈簧使其收縮，限位塊移動，在分離彈簧作動下完成分離，可用于微小衛(wèi)星等場合[33]。

洛克希德馬丁公司的LFN（Low Force Nut）裝置通過加熱SMA彈簧來移動解鎖套筒，解除對分瓣螺母的徑向約束，同時釋放螺栓實現(xiàn)分離（圖 14）。與LFN相比，TSN（Two-Stage Nut）能承受更大的預加載荷，輸出振動也更低。這兩種裝置都在MightySat Ι星上完成了在軌分離測試[34]。表 5是SMA彈簧驅動的鎖緊釋放裝置性能，KAU 1裝置與洛克希德馬丁公司的裝置在承載力、沖擊及釋放時間方面相差較大。

圖13 KAU 1裝置

圖14 LFN裝置

表5 SMA彈簧驅動的鎖緊釋放裝置性能

Tab.5 SMA spring-driven locking release performance

2.3 記憶合金式裝置對比

在上文對不同類型的記憶合金原理及結構分析的基礎上，表 6給出了不同類型的綜合對比，從目前使用情況來看，SMA絲驅動的鎖緊釋放機構由于可以快速低功耗操作、裝置輕巧，發(fā)展較快，應用范圍較廣。

表6 不同記憶合金式裝置綜合比較

Tab.6 Comprehensive comparison of different SMA devices

3 電磁式鎖緊技術

電磁式鎖緊的原理是控制鎖緊機構中電磁鐵產(chǎn)生的磁場與磁路中永磁體產(chǎn)生的磁場疊加，或者是利用電磁裝置產(chǎn)生的電磁吸力，達到重復鎖緊的目的。磁懸浮飛輪結構在衛(wèi)星發(fā)射階段需要鎖緊保護，而衛(wèi)星入軌后需要釋放才能正常工作[35]，根據(jù)磁鋼放置的位置不同，可將其分為顯式電磁式鎖緊機構和隱式電磁式鎖緊機構[36]。國外在21世紀初提出空間電磁對接概念，可以實現(xiàn)柔性對接，具有非接觸控制能力，極具優(yōu)勢。

3.1 顯式/隱式鎖緊機構

如圖15所示，顯式電磁鎖緊機構在準備解鎖時，電磁鐵產(chǎn)生與永磁體磁場方向相同的磁場，從而吸住吸盤；當傳感器監(jiān)測為鎖緊狀態(tài)時，電磁鐵被停止供電，不再產(chǎn)生磁力，鎖緊機構利用自鎖和永磁體產(chǎn)生的磁力保持鎖緊狀態(tài)[35]。

在鎖緊位置時，磁鋼產(chǎn)生的漏磁磁場一直對右側的吸盤具有吸附力，造成解鎖情況下的殘余力極小值超過范圍，在某些條件下會使機構解鎖失效[36]。隱式電磁式鎖緊機構指將磁鋼內置，消除了鎖緊狀態(tài)下鎖緊機構永磁磁路漏磁對吸盤的吸力，從而保證解鎖的可靠性。

3.2 空間電磁對接

空間電磁對接是指空間飛行器上的電磁裝置產(chǎn)生電磁力（也叫星間電磁力）來控制飛行器之間的相對運動完成交會對接[37]，理論上可使對接接觸速度控制到零，避免“硬對接”，實現(xiàn)柔性對接。目前國外部分科研單位及高校進行了相關研究[37-40]，而國內僅國防科技大學進行了初步地面試驗[41]。

圖15 顯式電磁式鎖緊機構結構示意

4 結束語

4.1 發(fā)展趨勢

1）隨著空間往返飛行器的大力發(fā)展，針對航天飛船及空天飛機中所用到的貨盤鎖緊及艙門鎖緊技術有了更高的要求，需要更大承載、更低沖擊的重復鎖緊機構，保證其順利高效完成重復鎖緊任務。對于空間飛行器所用到的對接鎖，需要作動快、相對誤差極低，因此高度智能化及高可靠性是其發(fā)展趨勢。

2）對于記憶合金式鎖緊裝置，大都用于衛(wèi)星、太陽能翼等結構上，雖然其沖擊小、無污染，但是不適用于其他大應力和大位移的場合。針對不同形式的驅動源，加熱效率不同，響應時間也不同，需要提高記憶合金式鎖緊裝置的作動效率，保證快速響應，快速完成鎖緊、釋放任務。同時在保證設計要求的同時，要充分考慮鎖緊釋放裝置的可靠性。

3）太空環(huán)境復雜，射線較多，對電磁鎖緊的影響較大，因此需要在設計和研發(fā)過程中充分考慮到電磁鎖緊裝置的密封性，或者在電磁鎖緊中增加備用的鎖緊分離裝置，從而保證在航天任務中順利完成重復鎖緊要求。

4.2 前景

空間飛行器執(zhí)行航天任務時，大都需要鎖緊及釋放其分離結構，對于大型機械式鎖緊，需要作動快、大承載、低沖擊和可靠性高的鎖緊釋放機構。而對于記憶合金式裝置，未來需要向著大應力和大位移的場合應用發(fā)展，同時要尋找性能更加優(yōu)良的記憶合金作為驅動器。電磁鎖緊技術的創(chuàng)新性強，受環(huán)境因素的影響較大，需要對其可控性進行有效論證。無論哪種重復鎖緊技術，都需要作動快，響應迅速，鎖緊分離可靠性高，才能保證航天任務的準確快速完成。

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Overview of Reusable Locking Technology in Space

YANG Zechuan1LUO Rubin2LIAO He3LIAO Jun1LUO Shibin1JIANG Yi1YUAN Junjie1WANG Ning1

（1 School of Aeronautics and Astronautics, Central South University, Changsha 410083, China）（2 Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing 100076, China）（3 Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 200235, China）

Repetitive locking technology is a key technology on spacecraft for achieving repeated locking and separation between the detachable structure of the aircraft and the fixed structure. This paper gives an overview of the repeated locking techniques used by different countries in space vehicles, spacecraft and satellites. It elaborates on the research progress of mechanical locking, memory alloy locking and electromagnetic locking technology. Furthermore the advantages and disadvantages of the locking scheme, the development trend and prospect of different repetitive locking technologies in future applications are prospected, which provide a reference for the selection and development of spatial repetitive locking technology.

mechanical locking; shape memory alloys locking; electromagnetic locking;reusable locking technology; spacecraft mechanism

V47

A

1009-8518(2019)04-0010-12

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.04.002

楊澤川，男，1996年生，現(xiàn)在中南大學航空宇航科學與技術專業(yè)攻讀碩士學位。研究方向為飛行器總體設計。E-mail：yangzechuan01@csu.edu.cn。

廖俊，男，獲哈爾濱工業(yè)大學博士學位，副教授，研究方向為飛行器總體設計。E-mail：liaojun@csu.edu.cn。

2019-04-03

國家重點研發(fā)計劃（2016YFB0500801）；中南大學創(chuàng)新驅動項目（2018CX024）

（編輯：龐冰）