CN1843850A - 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

微型低载荷SMA空间同步解锁机构
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。
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3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，采用绝缘材料机械止动的方式实现SMA丝2与大螺母1的连接固定。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5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5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 (4)

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，保证滑块的直线运动；绝缘套筒10从滑块(7)中部穿过，并通过SMA丝(2)压紧滑块(7)，由紧固定螺钉将SMA丝(2)压紧并与大螺母(1)固定，弹簧(6)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所述的微型大载荷SMA空间同步解锁机构，其特征在于：所述的SMA丝(2)与大螺母(1)的连接采用绝缘材料机械止动的方式。
3、根据权利要求1所述的微型大载荷SMA空间同步解锁机构，其特征在于：所述的上、下固定件均为绝缘材料，由紧定螺钉将SMA丝(2)压紧并与大螺母(1)固定。
4、根据权利要求1所述的微型大载荷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)，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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