CN100483292C - 微型低载荷sma空间同步解锁机构 - Google Patents
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Abstract
微型低载荷SMA空间同步解锁机构,其特征在于:上板壳盖和底座分别通过螺栓与上、下部件连接,滑块上部与上板壳盖连接,下部与底座连接,由此完成相邻部件间的连接,底座上的导轨,保证滑块的直线运动;绝缘套筒从滑块中部穿过,并通过SMA丝压紧滑块,由紧固螺钉将SMA丝压紧并与大螺母固定,弹簧压紧滑块,保证安装状态下滑块与上板壳盖之间的连接,滑块上方套有限位环,使上板壳盖与滑块有相对错动,具有导向作用的限位环仍能使两者紧密连接。本发明解锁迅速,可以满足同步性要求。
Description
技术领域
本发明涉及一种低载荷空间解锁结构,特别是一种微型低载荷SMA空间同步解锁机构。
背景技术
微型低载荷SMA空间同步解锁机构是利用形状记忆合金SMA的形状记忆特性实现机构的连接分离功能的,与火工品空间解锁机构相比具有低振动、无污染、可重复使用等优点。基于SMA材料的独特性能,利用SMA发展空间解锁解机构,在美国宇航局NASA以及一些著名的商业公司都有开展。Darin Mckinnis,Fastening Apparatus Having Shape Memory AlloyActuator,NASA Johnson Space Center,MSC-21935-1.介绍了NASA方案采用分瓣螺母结构,利用NiTi合金棒通电加热伸长的性质实现机构的连接、解锁功能,适用于大载荷连接的空间解锁。为保证连接与承载,结构复杂、体积和质量相对较大。因此,从上述文献介绍了情况可以看出,利用SMA发展空间解锁机构在国外已有研究,多为大载荷的航天器解锁机构,载荷量级在20,000N左右。为保证连接和承载,机构设计采用不同形式的分瓣螺母结构,SMA棒驱动,体积和质量都相对较大。对于航天器上低载荷附属部件的解锁,如卫星上大型太阳板的空间展开(载荷仅为几百牛)等不适合。
发明内容
本发明的技术解决问题:克服现有技术的不足,提供一种解锁迅速,可以满足同步性要求微型低载荷SMA空间同步解锁机构。
本发明的技术解决方案:微型低载荷SMA空间同步解锁机构,其特征在于:上板壳盖和底座分别通过螺栓与上、下部件连接,滑块上部与上板壳盖连接,下部与底座连接,由此完成相邻部件间的连接,底座上的导轨,保证滑块的直线运动;绝缘套筒从滑块中部穿过,并通过SMA丝压紧滑块,由紧固螺钉将SMA丝压紧并与大螺母固定,弹簧压紧滑块,保证安装状态下滑块与上板壳盖之间的连接,滑块上方套有限位环,使上板壳盖与滑块有相对错动,具有导向作用的限位环仍能使两者紧密连接。
所述的紧固螺钉通过上、下固定件将SMA丝压紧与大螺母固定,所述的上、下固定件均为绝缘材料。
本发明的原理:本发明采用SMA丝为机构驱动元件,安装前在常温状态下对丝进行塑性预拉伸。工作状态下,通电加热SMA丝,由于材料的形状记忆特性,SMA丝收缩,拉动滑块沿导轨向左移动,滑块与上板壳盖的连接部位松脱,完成机构的分离解锁功能。通电结束后,在弹簧力的作用下,滑块回复到安装状态下的位置。
本发明与现有技术相比的优点在于:对加工完成的微型低载荷SMA空间同步解锁机构进行地面试验,试验结果表明微型低载荷SMA空间同步解锁机构很好的实现了空间结构的分离解锁功能,具有质量轻、低振动、解锁迅速、无污染、可在地面重复使用等特点,具体的机构性能有以下几点:
(1)直线运动解锁,导轨定位,简化了机构设计,结构简单,可靠性高;
(2)本发明的安装尺寸,如图8所示不超过Φ30mm,体积小,质量轻;
(3)本发明直接对SMA丝通电加热,现有技术则是通电加热电阻棒,再通过电阻棒传热加热SMA棒,两者相比,本发明所需加热时间更短,解锁更为迅速;
(4)通过试验表明,在直流电压28V作用下,本发明在0.1s内分离解锁,能更好的满足机构的同步性要求;
(5)采用SMA丝和弹簧配合使用,无需拆卸重装,机构能够自动恢复原来的结构,现有技术则需要重新装配才能再次使用,地面重复使用更为方便。
附图说明
图1为NASA的空间解锁机构结构示意图;
图2为图1的A-A剖视图;
图3为NASA的活塞与分瓣螺母外形图;
图4为本发明的装配结构示意图;
图5、图6、图7为本发明的内部结构三维示意图;
图8为本发明的安装尺寸示意图;
图9为本发明的SMA丝安装长度示意图。
具体实施方式
如图4、5、6、7所示,本发明由大螺母1、SMA丝2、弹簧3、滑块4、上板壳盖5、螺栓6、底座7、限位环8、外壳9、绝缘套筒10组成,上板壳盖5和底座7分别通过螺栓与上、下部件连接。滑块4上部通过吊钩与上板壳盖5连接,下部通过导轨和底座7连接,底座7上的导轨保证了滑块4的直线运动。SMA丝2从绝缘套筒10中穿过,绝缘套筒10与滑块4接触。为解决通电材料SMA丝2绝缘问题,紧固螺钉通过由绝缘材料构成的上、下固定件将SMA丝2压紧与大螺母1固定。装配状态下,弹簧3处于压缩状态,向右压紧滑块4,保证滑块4与上板壳盖5的连接。考虑到多次分离解锁后相邻部件的位置会有相对错动,滑块4上方套有限位环8,即使上板壳盖5与滑块4有相对错动,具有导向作用的限位环8仍能使两者紧密连接。
本发明实施例中采用SMA合金系中含Ti量50%、直径0.5mm的NiTi合金丝做为机构解锁驱动元件。通电加热时,SMA丝的作动距离主要与两个因素有关:丝的原始长度和丝在低温下的塑性预拉伸变形量。SMA丝2原始长度越长、塑性预拉伸变形量越大,加热时合金丝收缩的距离也越大。综合考虑机构设计的尺寸要求和解锁所需SMA丝2收缩距离,计算确定预拉伸变形量为8%的SMA丝2的有效安装长度为64.5mm,如图9所示。
弹簧3的设计需要满足两点要求:(1)低温下即安装状态,弹簧力要大于低温时SMA丝2的屈服力,保证通电结束后SMA丝2可以在弹簧力的作用下回复到低温变形的形状(实现机构可重复使用的功能);(2)高温下即通电加热,弹簧力要小于高温时SMA丝2的回复力,这样SMA丝2才能克服弹簧3阻力收缩(实现机构的解锁功能)。试验确定SMA丝2的低温屈服力和高温回复力,通过计算确定弹簧刚度系数k=15N/mm,安装状态下弹簧的预压力为60N。
本发明的工作过程:当控制系统发出解锁指令时,通电SMA丝2收缩,压缩弹簧,带动滑块4左移,滑块4与上板壳盖5的连接解除,实现连接部件的分离解锁。通电结束后,在弹簧力的作用下滑块4右移,SMA丝2恢复到装配状态下的长度,机构恢复原状,从而可以进行下一次连接解锁。为方便重复使用,滑块4和上板壳盖5的吊钩形状部位设计成了有一定倾角的斜面。这样,只需将与上板壳盖5固定在一起的部件用力下按,滑块4和上板壳盖5即可连接在一起,恢复到装配状态。
本发明目前已初步应用于卫星上大型太阳板的空间解锁展开。地面试验结果表明:利用28V星载电源,机构在0.1s内顺利迅速解锁,输出振动低,解锁同步性好,满足空间结构连接分离要求,多次重复使用后性能良好。
Claims (3)
1、微型低载荷SMA空间同步解锁机构,其特征在于:上板壳盖(5)和底座(7)分别通过螺栓(6)与上、下部件连接,滑块(4)上部与上板壳盖(5)连接,下部与底座(7)连接,由此完成相邻部件间的连接,底座(7)上的导轨,保证滑块(4)的直线运动;绝缘套筒(10)从滑块(4)中部穿过,并通过SMA丝(2)压紧滑块(4),由紧固螺钉将SMA丝(2)压紧并与大螺母(1)固定,弹簧(3)压紧滑块(4),保证安装状态下滑块(4)与上板壳盖(5)间的连接。
2、根据权利要求1所 述的微型低载荷SMA空间同步解锁机构,其特征在于:所述的紧固螺钉通过上、下固定件将SMA丝(2)压紧与大螺母(1)固定,所述的上、下固定件均为绝缘材料。
3、根据权利要求1所述的微型低载荷SMA空间同步解锁机构,其特征在于:所述的滑块(4)上方套有限位环(8),即使上板壳盖(5)与滑块(4)有相对错动,具有导向作用的限位环(8)仍能使两者紧密连接。
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