尚立斌，王安平，王 珂，何志祝

基于液态金属的锁紧／解锁装置在空间展开机构中的应用

尚立斌1，2，王安平2，王 珂2，何志祝3

（1．中国科学院大学，北京100049；2．中国科学院太空应用重点实验室，中国科学院空间应用工程与技术中心，北京100094；3．中国科学院理化技术研究所，北京100090）

针对空间可展开机构中使用爆炸螺栓有明显冲击振动缺点的问题，基于液态金属合金材料熔点较低、合金成分可调、材料性质可设计的特性，提出了将液态金属应用于空间可展开机构的锁紧／解锁装置设计中。初步设计了一种锁紧／解锁机构，对设计的机构进行了仿真失效分析，指出该机构在低于2300 N承载力下有着较好的锁紧能力；设计了拉伸承力试验，得到可承受的拉伸应力会大于19Ʊ 2 MPa的结论，且设计了对锁紧／解锁装置的加热试验，该试验证明机构可顺利解锁。由此初步得出了液态金属可以在空间可展开机构上得到应用的结论，为液态金属在进一步的实际工程应用中提供参考。

空间可展开机构；液态金属；结构设计；锁紧／解锁装置

1 引言

空间可展开机构是20世纪60年代后期，随着航天技术的发展而诞生的一种新型宇航机构，一般采用高强度比、高刚度比、高几何稳定性、超低热膨胀系数的宇航材料［1］。一般而言，可展开机构在发射过程中处于折叠收拢状态，体积小，质量轻，固定安置在运载工具有效载荷舱内。发射入轨后，由地面指挥中心控制结构按设计要求逐渐展开，成为一个大型复杂的宇航机构［2］。

大型展开天线和太阳能帆板是大型空间可展开机构最活跃和深入的领域，当前许多航天器均有配备［3］。从报道来看，国内目前对网状可展开卫星天线的研究主要有两类：环形可展开星载天线和可展开网状抛物面星载天线［4］。太阳能帆板作为卫星上最重要的供能装置，通常折叠在卫星沿轨道飞行方向两侧，以机械的方式锁紧，待卫星进入轨道后再进行展开。

帆板的锁紧／解锁机构通常为爆炸螺栓，解锁时有明显的冲击作用，该作用会危害航天设备，所以研制无冲击危害的锁紧／解锁机构是该工程结构的一个发展方向。除了爆炸螺栓等火工品，国内外目前就形状记忆合金（SMA）在锁紧装置方面的应用有着很多的研究，美国国家航空航天局（NASA）研制了用于航天器与运载火箭分离的重载SMA锁紧机构［5］。Air Force Research Labora⁃tory（AFRL）设计低载和高载两种SMA锁紧装置，并进行了严格的实验室和在轨试验，都满足低冲击的要求［6］。在2004年底我国发射的试验二号卫星中，首次采用记忆合金解锁机构代替火工品。但由于记忆合金设定耗时长，最大变形率低，承载能力差，而且成本较高，所以这种解锁方式目前没有被广泛采用。

大部分的液态金属有着很好的导热性能和生物安全性，熔点在183℃以下，固液变化时有着很低的膨胀率［7］，在熔点附近仍然有着很好的固体属性；而沸点通常都高于2000℃，在太空中不会变为气态［8］。因此，近年来，液态金属在高新能源、电子信息、先进制造、国防军事安全以及生物医疗技术等领域先后得到重视并取得进展。

本文首次在锁紧／解锁机构上使用液态金属，设计了一款以液态金属为锁紧构件用的航天用锁紧／解锁机构，这一机构在解锁时无冲击作用，适用于锁紧质量较轻的航天结构，如太阳能帆板，以此拓宽液态金属的使用范围，提供新的空间锁紧机构设计思路。

2 锁紧机构原理和方案

2Ʊ 1 锁紧／解锁机构的概念设计

以铋、铟、锡为主要配比的液态金属，具有较低的熔点，本研究将其用于锁紧／解锁机构这个全新的应用领域。首先将液态金属加热融化后，灌注到设计好的空腔中，该空腔由两个部件共同组成，液态金属降温凝固后，将这两个部件固连在一起；解锁时，则对液态金属进行加热，熔点较低的液态金属熔化后，失去锁紧功能，从而实现解锁。

2Ʊ 2 机构概念设计的三维模型及实物加工

为了了解使用的液态金属的力学性能和加热熔化解锁所需时间问题，先设计出了两套部件，部件的结构三维CAD设计图如图1所示。

验证液态金属强度试验时，上安装块（1）和下安装块（4）将通过螺钉槽（5）用螺钉固定在试验机上。在法兰盘（7）上用螺钉将两部分机构固定后，通过注入孔（6）用特殊的注入工具向中间带有螺纹的空腔（8）注入液态金属，待液态金属凝固后去除固定螺钉；机构内部的加热棒（2）用于在加热解锁试验时使液态金属熔化，弹簧（3）作用使两部件分离。

空腔（8）采用亚克力材料加工，以便于观察液态金属在灌注时和做试验时的情况。其结构图如图2所示。

本次设计以太阳能帆板的锁紧装置为背景，其所需锁紧力较小，进行了初步设计。理论计算中4 mm半径的液态金属柱在2000 N的拉力下不断裂，这满足了大部分的帆板锁紧力需求。因此本文中的所有部件中的液态金属横截面积均与4 mm半径的液态金属柱相一致。

3 试验过程

3Ʊ 1 液态金属合金的选取

铋质地脆易粉碎，化学性质较稳定，可用于制造易熔合金，在电子行业、化工行业、医疗行业有广泛用途。铟是质地极软的易熔稀有元素，硬度比较低，它主要是作为闪锌矿的伴生元素产出，可用于制备铟锡氧化物靶材、合金等材料。锡是一种低熔点金属。

这次试验选用的液态金属为铋、铟、锡合金，各质量百分比为32Ʊ 5∶51∶16Ʊ 5，该合金的熔点为60℃，密度为7880 kg／m3，拉伸强度为33Ʊ 4 MPa，弹性模量大约为4 GPa。该合金对人体无毒害，熔点较低，适合用作液态金属锁紧／展开装置的预研试验材料。

3Ʊ 2 试验安排

试验前，先给两组部件的空腔内注入铋铟锡合金，液态金属的注射温度约为100℃。空腔半径4 mm的部件，计划对其进行拉伸试验，以考察液态金属承受拉伸力的能力。考虑到进行加热试验的部件内部将放入3 mm半径的加热棒，为保证液态金属横截面面积相等，保证一致性，加热部件空腔半径为5 mm，对其进行加热试验以考察凝固的液态金属在受热后的熔化速度及在弹簧作用下能否顺利弹开。空腔内加工有螺纹孔，用以增大凝固后的液态金属与结构之间的作用力，避免金属受拉伸载荷时，直接与腔体剥离。

3Ʊ 3 液态金属受拉伸试验

拉伸试验所用试验机为电子万能试验机MTS⁃Modal E45。试验时，试验机的加载速度为0Ʊ 5 mm／min，环境温度约为18℃。试验的装置如图3所示。

3Ʊ 4 液态金属受热试验

对5 mm半径空腔部件做加热后的解锁试验。空腔内安放有一个功率100 W、额定电压220 V的加热棒，加热棒材质为钢，且两个亚克力部件之间装有一个外直径42 mm、簧径4 mm、圈数3、剪切模量80 GPa的碳素弹簧，其在压缩量为5 mm时，可提供57 N的解锁力。试验环境温度为19℃，试验件如图4所示。

3Ʊ 5 解锁装置有限元分析

锁紧／解锁装置在实际应用中两侧需要与需要锁紧的结构进行固定，因此对锁紧／解锁装置两侧加法兰（如图5），对做加热试验的5 mm半径液态金属的锁紧／解锁装置进行受力失效分析。为方便分析，在不影响主要承力的情况下将螺纹用凹槽替换。其上、下安装块和液态金属的可能失效方式为材料破坏，采用拉伸强度作为失效判据；对于液态金属和安装块的接触面，以及液态金属和加热电阻的接触面，其失效方式主要是界面的脱开分离，采用界面应力作为失效判据，界面上的应力主要有拉伸正应力和剪切应力。

基于锁紧装置具有上、下及左、右对称的几何特性，建立锁紧结构的四分之一模型，且均采用四面体单元进行网格化分，在对称面处施加对称边界约束，使用Abaqus软件进行建模分析，有限元网格见图6。

4 结果与讨论

4Ʊ 1 拉伸试验结果与分析

图7给出力（N）和位移（mm）曲线。从图中可以看出，力的最大值为963 N，此时位移为0Ʊ 43 mm，如果认为液态金属横截面的尺寸变化很小，可忽略不计，则该截面处的极限拉伸应力如式（1）：

空腔半径为4 mm的液态金属锁紧装置在横截面处的拉伸应力为19Ʊ 2 MPa。与用GB 7314－87规定的试验方法测量的该种液态金属合金的拉伸极限强度33Ʊ 4 MPa相比，有较明显差距。本次试验时，两个亚克力材料部件交界面处的液态金属在拉伸时会有应力集中，而且本次拉伸试验结束后，观察断口，有液态金属未充满截面的现象，讨论认为这是由于灌注工艺的问题，后续的试验将进行改进。因此可以认为实际中4 mm半径的液态金属能提供大于963 N的锁紧力。

通过以上分析，我们发现质量比例为32Ʊ 5∶51∶16Ʊ 5的铋铟锡合金强度较低，一定程度上会限制其用于承力环境。在后续的工作中希望能通过调整各成分比例，得到一款强度高、熔点符合要求的液态金属，会有利于将液态金属用于复杂太空环境，拓宽液态金属的使用领域，也可考虑给液态金属合金中加入纳米增强材料，来提高其承力性能。

4Ʊ 2 仿真结果与分析

仿真结果如图8所示，在加载到2363 N时，液态金属和加热电阻将脱开；加载到2390 N（243公斤力）时，液态金属发生局部屈服，如图9所示。

4Ʊ 3 受热试验结果与分析

给加热棒通220 V的电流，并开始计时，大约3 s，固态的铋铟锡合金受热部分熔化为液态，失去连接作用，在弹簧的弹力作用下实现了分离。

通过计算，100 g的液态金属由室温25℃全部加热至熔化60℃所需能量大于1000 J，对于需要高解锁速度情况下，3 s的解锁响应时间显得过于迟钝。很多因素限制了解锁效率，如环境温度、导热不均、热量的损耗、发热棒功率等。所以应该尽可能将液态金属的用量保证在合适的范围内，减少熔化时间，增加其鲁棒性。因此选用合适功率的加热部件，也是该考虑的问题。

5 结论

1）通过试验和仿真分析，研究了一种配比形式的液态金属合金在受拉伸载荷和加热情况下的锁紧及解锁情况，检验了该合金承受拉伸载荷的能力，液态金属的半径为4 mm时，能够提供大于963 N的锁紧力，能够满足太阳能帆板的锁紧要求。在仿真中，液态金属在2363 N时发生了失效情况。

2）首次验证了液态金属可用于实现某些受力情形下的锁紧和解锁功能，100 W的加热棒能使其在3 s的时间内得以完成解锁，满足部分解锁要求灵敏度较低的锁紧装置。本思路希望能拓宽这一新兴材料的使用范围。

3）对液态金属的承力问题做了分析后认为，将其用于不需要太大锁紧力的航天结构上是可行的，比如轻质的太阳能帆板；进行的试验均为地面室温环境下，设计出一款能应用于太空的锁紧／解锁结构是下一步进行的工作。

（References）

［1］ 李团结，王尧．空间可展开结构拓扑综合方法研究［J］．宇航学报，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．空间充气可展薄膜天线结构分析与力学特性研究［D］．上海：上海交通大学，2010．Xiao Weiwei．Structure Analysis and Mechanical Properties of Space Inflatable Expandable Film Antenna［D］．Shanghai：Shanghai Jiao Tong University，2010．（in Chinese）

［3］ 韦娟芳，赵人杰，关富玲．星载天线结构的发展趋势［J］．空间电子技术，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］ 李团结，马小飞．大型空间可展开天线技术研究［J］．空间电子技术，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，Fosness E，et al．Development and transition of low⁃shock spacecraft release devices［C］／／Aero⁃space Conference Proceedings，IEEE，2000：277⁃284．

［6］ Buckley S，Fosness 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，李运康．低熔点合金［J］．稀有金属材料与工程，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］ 马坤全．液态金属芯片散热方法的研究［D］．北京：中国科学院研究生院（理化技术研究所），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）

（责任编辑：庞迎春）

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

载人航天预先研究项目（010701）

尚立斌，男，硕士研究生，研究方向为航天器结构设计与分析。E⁃mail：shanglibin15＠csu．ac．cn