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(kāi)機(jī)構(gòu)中的應(yīng)用

尚立斌1，2，王安平2，王 珂2，何志祝3

（1．中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京100049；2．中國(guó)科學(xué)院太空應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，中國(guó)科學(xué)院空間應(yīng)用工程與技術(shù)中心，北京100094；3．中國(guó)科學(xué)院理化技術(shù)研究所，北京100090）

針對(duì)空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)中使用爆炸螺栓有明顯沖擊振動(dòng)缺點(diǎn)的問(wèn)題，基于液態(tài)金屬合金材料熔點(diǎn)較低、合金成分可調(diào)、材料性質(zhì)可設(shè)計(jì)的特性，提出了將液態(tài)金屬應(yīng)用于空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)的鎖緊／解鎖裝置設(shè)計(jì)中。初步設(shè)計(jì)了一種鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)，對(duì)設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)進(jìn)行了仿真失效分析，指出該機(jī)構(gòu)在低于2300 N承載力下有著較好的鎖緊能力；設(shè)計(jì)了拉伸承力試驗(yàn)，得到可承受的拉伸應(yīng)力會(huì)大于19? 2 MPa的結(jié)論，且設(shè)計(jì)了對(duì)鎖緊／解鎖裝置的加熱試驗(yàn)，該試驗(yàn)證明機(jī)構(gòu)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(kāi)機(jī)構(gòu)上得到應(yīng)用的結(jié)論，為液態(tài)金屬在進(jìn)一步的實(shí)際工程應(yīng)用中提供參考。

空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)；液態(tài)金屬；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；鎖緊／解鎖裝置

1 引言

空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)是20世紀(jì)60年代后期，隨著航天技術(shù)的發(fā)展而誕生的一種新型宇航機(jī)構(gòu)，一般采用高強(qiáng)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(kāi)機(jī)構(gòu)在發(fā)射過(guò)程中處于折疊收攏狀態(tài)，體積小，質(zhì)量輕，固定安置在運(yùn)載工具有效載荷艙內(nèi)。發(fā)射入軌后，由地面指揮中心控制結(jié)構(gòu)按設(shè)計(jì)要求逐漸展開(kāi)，成為一個(gè)大型復(fù)雜的宇航機(jī)構(gòu)［2］。

大型展開(kāi)天線和太陽(yáng)能帆板是大型空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)最活躍和深入的領(lǐng)域，當(dāng)前許多航天器均有配備［3］。從報(bào)道來(lái)看，國(guó)內(nèi)目前對(duì)網(wǎng)狀可展開(kāi)衛(wèi)星天線的研究主要有兩類：環(huán)形可展開(kāi)星載天線和可展開(kāi)網(wǎng)狀拋物面星載天線［4］。太陽(yáng)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(cè)，以機(jī)械的方式鎖緊，待衛(wèi)星進(jìn)入軌道后再進(jìn)行展開(kāi)。

帆板的鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)通常為爆炸螺栓，解鎖時(shí)有明顯的沖擊作用，該作用會(huì)危害航天設(shè)備，所以研制無(wú)沖擊危害的鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)是該工程結(jié)構(gòu)的一個(gè)發(fā)展方向。除了爆炸螺栓等火工品，國(guó)內(nèi)外目前就形狀記憶合金（SMA）在鎖緊裝置方面的應(yīng)用有著很多的研究，美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）研制了用于航天器與運(yùn)載火箭分離的重載SMA鎖緊機(jī)構(gòu)［5］。Air Force Research Labora?tory（AFRL）設(shè)計(jì)低載和高載兩種SMA鎖緊裝置，并進(jìn)行了嚴(yán)格的實(shí)驗(yàn)室和在軌試驗(yàn)，都滿足低沖擊的要求［6］。在2004年底我國(guó)發(fā)射的試驗(yàn)二號(hào)衛(wèi)星中，首次采用記憶合金解鎖機(jī)構(gòu)代替火工品。但由于記憶合金設(shè)定耗時(shí)長(zhǎng)，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(méi)有被廣泛采用。

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

本文首次在鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)上使用液態(tài)金屬，設(shè)計(jì)了一款以液態(tài)金屬為鎖緊構(gòu)件用的航天用鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)，這一機(jī)構(gòu)在解鎖時(shí)無(wú)沖擊作用，適用于鎖緊質(zhì)量較輕的航天結(jié)構(gòu)，如太陽(yáng)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(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)思路。

2 鎖緊機(jī)構(gòu)原理和方案

2? 1 鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)的概念設(shè)計(jì)

以鉍、銦、錫為主要配比的液態(tài)金屬，具有較低的熔點(diǎn)，本研究將其用于鎖緊／解鎖機(jī)構(gòu)這個(gè)全新的應(yīng)用領(lǐng)域。首先將液態(tài)金屬加熱融化后，灌注到設(shè)計(jì)好的空腔中，該空腔由兩個(gè)部件共同組成，液態(tài)金屬降溫凝固后，將這兩個(gè)部件固連在一起；解鎖時(shí)，則對(duì)液態(tài)金屬進(jìn)行加熱，熔點(diǎn)較低的液態(tài)金屬熔化后，失去鎖緊功能，從而實(shí)現(xiàn)解鎖。

2? 2 機(jī)構(gòu)概念設(shè)計(jì)的三維模型及實(shí)物加工

為了了解使用的液態(tài)金屬的力學(xué)性能和加熱熔化解鎖所需時(shí)間問(wèn)題，先設(shè)計(jì)出了兩套部件，部件的結(jié)構(gòu)三維CAD設(shè)計(jì)圖如圖1所示。

驗(yàn)證液態(tài)金屬?gòu)?qiáng)度試驗(yàn)時(shí)，上安裝塊（1）和下安裝塊（4）將通過(guò)螺釘槽（5）用螺釘固定在試驗(yàn)機(jī)上。在法蘭盤（7）上用螺釘將兩部分機(jī)構(gòu)固定后，通過(guò)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(jī)構(gòu)內(nèi)部的加熱棒（2）用于在加熱解鎖試驗(yàn)時(shí)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(shí)和做試驗(yàn)時(shí)的情況。其結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。

本次設(shè)計(jì)以太陽(yáng)能帆板的鎖緊裝置為背景，其所需鎖緊力較小，進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)。理論計(jì)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(yàn)過(guò)程

3? 1 液態(tài)金屬合金的選取

鉍質(zhì)地脆易粉碎，化學(xué)性質(zhì)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(zhì)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(chǎn)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(diǎn)金屬。

這次試驗(yàn)選用的液態(tài)金屬為鉍、銦、錫合金，各質(zhì)量百分比為32? 5∶51∶16? 5，該合金的熔點(diǎn)為60℃，密度為7880 kg／m3，拉伸強(qiáng)度為33? 4 MPa，彈性模量大約為4 GPa。該合金對(duì)人體無(wú)毒害，熔點(diǎn)較低，適合用作液態(tài)金屬鎖緊／展開(kāi)裝置的預(yù)研試驗(yàn)材料。

3? 2 試驗(yàn)安排

試驗(yàn)前，先給兩組部件的空腔內(nèi)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(jì)劃對(duì)其進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，以考察液態(tài)金屬承受拉伸力的能力?？紤]到進(jìn)行加熱試驗(yàn)的部件內(nèi)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(duì)其進(jìn)行加熱試驗(yàn)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(kāi)。空腔內(nèi)加工有螺紋孔，用以增大凝固后的液態(tài)金屬與結(jié)構(gòu)之間的作用力，避免金屬受拉伸載荷時(shí)，直接與腔體剝離。

3? 3 液態(tài)金屬受拉伸試驗(yàn)

拉伸試驗(yàn)所用試驗(yàn)機(jī)為電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)MTS?Modal E45。試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)機(jī)的加載速度為0? 5 mm／min，環(huán)境溫度約為18℃。試驗(yàn)的裝置如圖3所示。

3? 4 液態(tài)金屬受熱試驗(yàn)

對(duì)5 mm半徑空腔部件做加熱后的解鎖試驗(yàn)?？涨粌?nèi)安放有一個(gè)功率100 W、額定電壓220 V的加熱棒，加熱棒材質(zhì)為鋼，且兩個(gè)亞克力部件之間裝有一個(gè)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(shí)，可提供57 N的解鎖力。試驗(yàn)環(huán)境溫度為19℃，試驗(yàn)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(shí)際應(yīng)用中兩側(cè)需要與需要鎖緊的結(jié)構(gòu)進(jìn)行固定，因此對(duì)鎖緊／解鎖裝置兩側(cè)加法蘭（如圖5），對(duì)做加熱試驗(yàn)的5 mm半徑液態(tài)金屬的鎖緊／解鎖裝置進(jìn)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(qiáng)度作為失效判據(jù)；對(duì)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(kāi)分離，采用界面應(yīng)力作為失效判據(jù)，界面上的應(yīng)力主要有拉伸正應(yīng)力和剪切應(yīng)力。

基于鎖緊裝置具有上、下及左、右對(duì)稱的幾何特性，建立鎖緊結(jié)構(gòu)的四分之一模型，且均采用四面體單元進(jìn)行網(wǎng)格化分，在對(duì)稱面處施加對(duì)稱邊界約束，使用Abaqus軟件進(jìn)行建模分析，有限元網(wǎng)格見(jiàn)圖6。

4 結(jié)果與討論

4? 1 拉伸試驗(yàn)結(jié)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(shí)位移為0? 43 mm，如果認(rèn)為液態(tài)金屬橫截面的尺寸變化很小，可忽略不計(jì)，則該截面處的極限拉伸應(yīng)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(yīng)力為19? 2 MPa。與用GB 7314－87規(guī)定的試驗(yàn)方法測(cè)量的該種液態(tài)金屬合金的拉伸極限強(qiáng)度33? 4 MPa相比，有較明顯差距。本次試驗(yàn)時(shí)，兩個(gè)亞克力材料部件交界面處的液態(tài)金屬在拉伸時(shí)會(huì)有應(yīng)力集中，而且本次拉伸試驗(yàn)結(jié)束后，觀察斷口，有液態(tài)金屬未充滿截面的現(xiàn)象，討論認(rèn)為這是由于灌注工藝的問(wèn)題，后續(xù)的試驗(yàn)將進(jìn)行改進(jìn)。因此可以認(rèn)為實(shí)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(guò)以上分析，我們發(fā)現(xiàn)質(zhì)量比例為32? 5∶51∶16? 5的鉍銦錫合金強(qiáng)度較低，一定程度上會(huì)限制其用于承力環(huán)境。在后續(xù)的工作中希望能通過(guò)調(diào)整各成分比例，得到一款強(qiáng)度高、熔點(diǎn)符合要求的液態(tài)金屬，會(huì)有利于將液態(tài)金屬用于復(fù)雜太空環(huán)境，拓寬液態(tài)金屬的使用領(lǐng)域，也可考慮給液態(tài)金屬合金中加入納米增強(qiáng)材料，來(lái)提高其承力性能。

4? 2 仿真結(jié)果與分析

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

4? 3 受熱試驗(yàn)結(jié)果與分析

給加熱棒通220 V的電流，并開(kāi)始計(jì)時(shí)，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(shí)現(xiàn)了分離。

通過(guò)計(jì)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(duì)于需要高解鎖速度情況下，3 s的解鎖響應(yīng)時(shí)間顯得過(guò)于遲鈍。很多因素限制了解鎖效率，如環(huán)境溫度、導(dǎo)熱不均、熱量的損耗、發(fā)熱棒功率等。所以應(yīng)該盡可能將液態(tài)金屬的用量保證在合適的范圍內(nèi)，減少熔化時(shí)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(wèn)題。

5 結(jié)論

1）通過(guò)試驗(yàn)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(yàn)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(shí)，能夠提供大于963 N的鎖緊力，能夠滿足太陽(yáng)能帆板的鎖緊要求。在仿真中，液態(tài)金屬在2363 N時(shí)發(fā)生了失效情況。

2）首次驗(yàn)證了液態(tài)金屬可用于實(shí)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(shí)間內(nèi)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(duì)液態(tài)金屬的承力問(wèn)題做了分析后認(rèn)為，將其用于不需要太大鎖緊力的航天結(jié)構(gòu)上是可行的，比如輕質(zhì)的太陽(yáng)能帆板；進(jìn)行的試驗(yàn)均為地面室溫環(huán)境下，設(shè)計(jì)出一款能應(yīng)用于太空的鎖緊／解鎖結(jié)構(gòu)是下一步進(jìn)行的工作。

（References）

［1］ 李團(tuán)結(jié)，王堯．空間可展開(kāi)結(jié)構(gòu)拓?fù)渚C合方法研究［J］．宇航學(xué)報(bào)，2009，30（6）：2077?2081．Li Tuanjie，Wang Yao．Research on synthetic method of spa?tial expandable structure topology［J］．Journal of Astronautics 2009，30（6）：2077?2081．（in Chinese）

［2］ 肖薇薇．空間充氣可展薄膜天線結(jié)構(gòu)分析與力學(xué)特性研究［D］．上海：上海交通大學(xué)，2010．Xiao Weiwei．Structure Analysis and Mechanical Properties of Space Inflatable Expandable Film Antenna［D］．Shanghai：Shanghai Jiao Tong University，2010．（in Chinese）

［3］ 韋娟芳，趙人杰，關(guān)富玲．星載天線結(jié)構(gòu)的發(fā)展趨勢(shì)［J］．空間電子技術(shù)，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(tuán)結(jié)，馬小飛．大型空間可展開(kāi)天線技術(shù)研究［J］．空間電子技術(shù)，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(yùn)康．低熔點(diǎn)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(guó)科學(xué)院研究生院（理化技術(shù)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(zé)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(yù)先研究項(xiàng)目（010701）

尚立斌，男，碩士研究生，研究方向?yàn)楹教炱鹘Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析。E?mail：shanglibin15＠csu．a(chǎn)c．cn