基于形狀記憶合金的空間分離裝置研究進(jìn)展

曹乃亮 董得義 李志來(lái)

（中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春 130033）

0 引言

火箭的級(jí)間分離，航天器的分離，有效載荷的分離釋放，太陽(yáng)翼、天線及其他附屬物的部署，都需要分離裝置來(lái)完成[1]。這些空間分離機(jī)構(gòu)一方面保證在發(fā)射過(guò)程中可靠連接，另一方面在入軌之后能夠可靠分離。不同的任務(wù)需要對(duì)分離裝置的同步性、體積、沖擊性等有不同的要求，傳統(tǒng)的火工品分離裝置可靠性高、能率大、作用速度快、體積小[2-3]，但也存在以下幾個(gè)問(wèn)題：火工品爆炸產(chǎn)生的高沖擊加速度，對(duì)電子設(shè)備，光學(xué)元件會(huì)帶來(lái)?yè)p壞；產(chǎn)生污染物；需要特殊的保存、運(yùn)輸條件；不可重置，加工、試驗(yàn)費(fèi)用高。

NASA統(tǒng)計(jì)了從1963至1988年間的600次發(fā)射任務(wù)，與火工品失效相關(guān)的故障有84次，其中一半的故障導(dǎo)致任務(wù)失敗[4-5]。

新型的非火工品分離機(jī)構(gòu)，如熱切割、石蠟驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和機(jī)電線軸機(jī)構(gòu)[6]，技術(shù)較為成熟，但也存在一些不足，例如熱切割和石蠟驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)響應(yīng)時(shí)間較慢，機(jī)電線軸機(jī)構(gòu)分離沖擊較大等；隨著微小衛(wèi)星的發(fā)展，對(duì)分離裝置的沖擊、污染提出了更高的要求[7]。這種尺寸的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)緊湊，對(duì)沖擊、污染更敏感，迫切需要開(kāi)發(fā)新型的分離裝置，以替代現(xiàn)有的火工分離裝置。

形狀記憶合金（shape memory alloy, SMA）作為一種集感知與驅(qū)動(dòng)于一體的智能材料,廣泛應(yīng)用于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、熱力耦合機(jī)構(gòu)、熱傳感器、智能復(fù)合材料、微型機(jī)械、隔振設(shè)備等[8]。美國(guó)海軍實(shí)驗(yàn)室(Naval Research Laboratory, NRL)早在20世紀(jì)60年代就將SMA運(yùn)用于F-14戰(zhàn)機(jī)液壓管道中的管接頭上[9]；SMA作為空間分離裝置的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，優(yōu)點(diǎn)是低沖擊、可重置、無(wú)污染、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單[10]，缺點(diǎn)是形狀記憶合金熱性能較差、缺口脆性高，易造成應(yīng)力松弛和蠕變現(xiàn)象[11]。

1 SMA的特點(diǎn)

SMA是20世紀(jì)60年代發(fā)展起來(lái)的一種新型功能材料，是一種能在一定溫度下進(jìn)行奧氏體?馬氏體轉(zhuǎn)變的合金，具有一定初始形狀的 SMA在馬氏體態(tài)下塑性變形，加熱到某一臨界溫度以上又可恢復(fù)成初始形狀，這種能夠記住其原始形狀的功能稱為形狀記憶效應(yīng)，形變量是一般彈性材料的20倍以上，最大回復(fù)應(yīng)變?yōu)?%，回復(fù)應(yīng)力為300～600MPa。

SMA主要有鎳鈦基（TiNi）、銅基、鐵基三大類，鎳鈦基是目前發(fā)現(xiàn)的形狀記憶效應(yīng)最好的一種，其抗拉強(qiáng)度大于1 000MPa，延伸率大于20%，回復(fù)應(yīng)變大，穩(wěn)定性好，可重復(fù)使用，抗腐蝕和耐磨性好，是一種優(yōu)秀的功能材料[12]。

2 SMA分離裝置

美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（Air Force Research Laboratory, AFRL）在20世紀(jì)90年代開(kāi)展了形狀記憶合金分離裝置（shape memory alloy release device, SMARD）的研發(fā)；蘭利研究中心對(duì)135個(gè)研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了一項(xiàng)火工品替代裝置的調(diào)查、研討[12]，其中多數(shù)內(nèi)容涉及形狀記憶合金分離裝置。

SMA分離裝置需要盡可能兼容現(xiàn)有火工品分離裝置的電源及沖擊要求，現(xiàn)有火工品裝置的點(diǎn)火電源沒(méi)有制定統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，比較典型的電壓、電流要求分別為28V、5A，持續(xù)時(shí)間為100ms[13]。

洛克希德馬丁公司（Lockheed Martin Astronautics，LMA）制定的沖擊標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定：在初樣階段，任何頻率下的沖擊加速度控制在500gn以內(nèi)；在正樣階段，將沖擊加速度值控制在頻率的0.8倍以內(nèi)[14]。

以下分別對(duì)不同類型的SMA分離裝置的研究進(jìn)展加以介紹。

2.1 分瓣螺母結(jié)構(gòu)

目前大多數(shù)SMARD都采用分瓣螺母結(jié)構(gòu)[15]，其原理是固定載荷螺栓的螺母由幾片螺母瓣組成，連接狀態(tài)下，由鎖緊裝置將其箍緊，保證與螺栓可靠連接；分離時(shí)，由SMA驅(qū)動(dòng)使分瓣螺母分離，釋放載荷。

2.1.1 HSTC裝置和MMC裝置

Hi-Shear科技公司（Hi-Shear Technology，HSTC）和馬丁公司（Martin Marietta，MMC）分別研發(fā)了兩種SMA分瓣螺母分離裝置（以下簡(jiǎn)稱HSTC裝置、MMC裝置）[16]，兩種裝置原理類似，MMC裝置的結(jié)構(gòu)如圖1所示，預(yù)拉伸的管狀SMA加熱收縮，驅(qū)動(dòng)底部的擋圈和卡環(huán)向上移動(dòng)，從而釋放分瓣螺母的徑向約束，分離塊在活塞彈簧的作用下驅(qū)動(dòng)分瓣螺母分開(kāi)，解鎖后的螺栓在頂桿的作用下分離；MMC裝置承載能力達(dá)1.8t，沖擊極小，無(wú)污染，但是分離時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，約45s；而HSTC裝置需要10～60s的分離時(shí)間。

圖1 MMC裝置Fig.1 MMC device

2.1.2 LFN、TSN和QWKNUT裝置

AFRL資助LMA研發(fā)的低沖擊螺母（low force nut, LFN）和兩級(jí)螺母（two stage nut, TSN）是經(jīng)典的兩種分瓣螺母結(jié)構(gòu)[17]，如圖2和圖3所示，兩種裝置都需要100A以上的電流，難以兼容傳統(tǒng)的電源系統(tǒng)，星系統(tǒng)研究公司（Starsys Research，SRC）在AFRL的資助下改進(jìn)了LFN結(jié)構(gòu)，使其能與傳統(tǒng)電源兼容[18]。

圖2 LFN裝置Fig.2 LFN device

圖3 TSN裝置Fig.3 TSN device

LFN裝置采用機(jī)械增益原理降低SMA中的初始應(yīng)力，SMA彈簧驅(qū)動(dòng)活塞移動(dòng)解鎖套筒，鋼彈簧收縮驅(qū)動(dòng)分離桿使分瓣螺母分離，從而釋放螺栓；SMA阻尼器可用作重置機(jī)構(gòu)用；TSN裝置利用預(yù)壓縮SMA套筒加熱伸長(zhǎng)壓縮彈簧墊片，從而卸去螺栓的載荷，壓縮SMA彈簧驅(qū)動(dòng)分瓣螺母釋放螺栓。

在作動(dòng)前60s，LFN和TSN分別采用獨(dú)立的電控系統(tǒng)對(duì)SMA進(jìn)行預(yù)熱，溫度略低于相變溫度，從而在接到作動(dòng)指令后，可以獲得快速的響應(yīng)時(shí)間。

兩種裝置分離速度快、同步性好、無(wú)污染、可復(fù)位，具有和火工品分離機(jī)構(gòu)相當(dāng)?shù)某叽绾唾|(zhì)量，兩種裝置的沖擊響應(yīng)譜遠(yuǎn)低于火工裝置。

SRC研發(fā)了一種QWKNUT裝置，并成功運(yùn)用在FalconSat I飛船上[18]；該結(jié)構(gòu)與LFN類似，但內(nèi)部摩擦更小，這樣需要的電流更小、分離時(shí)間更短，而且具有自動(dòng)保護(hù)開(kāi)關(guān)，能防止試驗(yàn)中額外電流對(duì)SMA觸發(fā)裝置的傷害。

2.1.3 NEHRA裝置

西班牙SENER公司研發(fā)了一種承載能力為20kN的非爆炸壓緊分離裝置（non explosive hold-down release actuator, NEHRA）[19]，該裝置與傳統(tǒng)火工裝置電源兼容，在1.5～5A的電流下均能正常工作，平均作用時(shí)間為1s，釋放時(shí)間為10ms，功率為20W，重置方便，可重復(fù)操作50次以上，沖量小于1N·s。

該裝置的作用原理如圖4所示，螺旋彈簧一端接在外殼上，另一端接在內(nèi)轉(zhuǎn)輪上，人工旋轉(zhuǎn)內(nèi)轉(zhuǎn)輪180°，螺旋彈簧直徑減小，將分瓣螺母箍住，鋼球落入內(nèi)轉(zhuǎn)輪的凹槽，外轉(zhuǎn)輪在壓縮彈簧的作用下轉(zhuǎn)動(dòng)，兩者共同作用使轉(zhuǎn)輪卡??；分離時(shí)，SMA絲加熱收縮，克服壓縮彈簧驅(qū)動(dòng)外轉(zhuǎn)輪反向轉(zhuǎn)動(dòng)，直到鋼球落入外轉(zhuǎn)輪的凹槽，內(nèi)轉(zhuǎn)輪在螺旋彈簧的作用下轉(zhuǎn)動(dòng)使螺旋彈簧直徑回復(fù)，從而解鎖分瓣螺母，釋放螺栓。

圖4 NEHRA裝置Fig.4 NEHRA device

2.1.4 BUAA1分離裝置

NASA研發(fā)的SAMRD分離裝置[20]通過(guò)SMA驅(qū)動(dòng)套筒剪斷銷釘使分瓣螺母分開(kāi)，其作用時(shí)間較長(zhǎng)，同步性較差；北京航空航天大學(xué)（BUAA）研發(fā)了一種利用SMA絲驅(qū)動(dòng)的分離裝置（簡(jiǎn)稱BUAA1裝置）[21]，如圖5所示，采用6V直流電源，分離時(shí)間為0.3s，同步性優(yōu)于0.04s。

當(dāng)分離指令發(fā)出后，SMA絲加熱收縮，拉動(dòng)箍筒向下運(yùn)動(dòng)，同時(shí)壓縮復(fù)位彈簧，當(dāng)箍筒運(yùn)動(dòng)到一定位置時(shí)，分瓣螺母凸出部分掉入箍筒對(duì)應(yīng)的凹槽中，分瓣螺母分開(kāi)，螺栓從分瓣螺母中脫出，實(shí)現(xiàn)連接件的分離；分離完成后在復(fù)位彈簧和螺母斜面的作用下自動(dòng)復(fù)位；這種裝置可重置，但與現(xiàn)有的星載電源不兼容，而且缺少對(duì)沖擊性能的進(jìn)一步試驗(yàn)，后續(xù)還需開(kāi)展深入的研究。

圖5 BUAA1裝置Fig.5 BUAA1 device

2.2 LMMSC裝置

洛克希德馬丁導(dǎo)彈與空間公司（Lockheed Martin M issile and Space，LMMS）研發(fā)了一款SMA釋放裝置[22]（簡(jiǎn)稱LMMSC裝置），如圖6所示，該裝置曾用于“引力探測(cè)器B”上的太陽(yáng)翼展開(kāi)及“交叉偶極天線試驗(yàn)”上天線的釋放。

圖6 LMMSC裝置Fig.6 LMMSC device

LMMSC裝置通過(guò)兩根預(yù)拉伸SMA棒加熱收縮實(shí)現(xiàn)載荷分離，承載力約66kg，分離時(shí)間小于125s；此分離裝置沖擊極小，接口靈活，可調(diào)零和重復(fù)使用，易于制造；缺點(diǎn)是承載能力差，釋放時(shí)間過(guò)長(zhǎng)。

2.3 Frangibolt裝置

文獻(xiàn)[23]詳細(xì)闡述了Frangibolt裝置結(jié)構(gòu)原理，如圖7所示，該裝置主要由帶凹槽的螺栓和SMA組成，通過(guò)加熱SMA脹斷連接螺栓；該裝置的分離時(shí)間約25s，優(yōu)點(diǎn)是簡(jiǎn)單、便宜、安全，需要注意的是在設(shè)計(jì)過(guò)程中，應(yīng)避免彎曲載荷的作用及保持加熱器和 SMA塊之間的良好接觸；1994年發(fā)射升空的Clementine航天器，應(yīng)用Frangibolt裝置成功將其太陽(yáng)翼展開(kāi)[24]。

Pedro進(jìn)一步建立了該裝置的有限元模型及記憶合金的Tanaka結(jié)構(gòu)模型，分析了該裝置分離前后螺栓凹槽附近的應(yīng)力變化[25]。

法國(guó)宇航公司（Aerospatiale Corporation，ASC）和IMAGO公司聯(lián)合研發(fā)了一種類似Frangibolt的分離機(jī)構(gòu)[26]，其分離時(shí)間為15m in，適用于航天器附件部署上。

圖7 Frangibolt裝置Fig.7 Frangibolt device

2.4 FASSN裝置和CBOD裝置

NRL資助LMA研發(fā)了FASSN裝置[27]，如圖8所示，該裝置利用SMA扭轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)啟動(dòng)飛輪螺母的旋轉(zhuǎn)分離；分離過(guò)程中，螺栓接頭應(yīng)變能和壓縮彈簧勢(shì)能的95%轉(zhuǎn)化為飛輪的旋轉(zhuǎn)動(dòng)能，所以分離帶來(lái)的沖擊力很小。

FASSN裝置質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)緊湊，所需驅(qū)動(dòng)能量小，分離時(shí)間小于20ms，承載能力達(dá)1 900～4 500kg，在試樣試驗(yàn)中，承載甚至達(dá)17 000kg，并經(jīng)過(guò)了在軌驗(yàn)證，如美國(guó)的“宇宙神-3”運(yùn)載火箭[27]。改進(jìn)后的FASSN裝置體積和質(zhì)量進(jìn)一步降低，能夠運(yùn)用在小衛(wèi)星包帶分離系統(tǒng)上。

包帶分離系統(tǒng)作為國(guó)內(nèi)外星箭連接的主要結(jié)構(gòu)之一，已廣泛用于有效載荷的分離，包帶分離裝置(clamp band opening device, CBOD)融合了FASSN技術(shù)，如圖9所示，在釋放的過(guò)程中，存儲(chǔ)在包帶內(nèi)的應(yīng)變能轉(zhuǎn)變?yōu)轱w輪的旋轉(zhuǎn)能，延長(zhǎng)對(duì)接框能量釋放時(shí)間為2～5 ms，有效降低了沖擊水平，其分離沖擊小于400gn。目前，大多數(shù)運(yùn)載火箭集成商都選用CBOD作為航天器釋放裝置[28]。

圖8 FASSN裝置Fig.8 FASSN device

圖9 CBOD裝置 Fig.9 CBOD device

2.5 微小衛(wèi)星分離裝置

隨著微小衛(wèi)星和更輕的太陽(yáng)能電池板的發(fā)展，需要更輕巧、沖擊更小、可靠性更高的分離裝置，同時(shí)需要快速響應(yīng)來(lái)保持高同步性。

以下對(duì)國(guó)內(nèi)外開(kāi)展的這方面研究進(jìn)行介紹。

2.5.1 BUAA2分離裝置

張小勇等[29]設(shè)計(jì)了一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的分離裝置（簡(jiǎn)稱BAUU2裝置），如圖10所示，這種裝置體積為30mm×30mm×30mm，與傳統(tǒng)星載電源兼容，分離時(shí)間約 0.1s；設(shè)計(jì)者采用了 Liang-Rogers本構(gòu)模型來(lái)分析SMA絲應(yīng)力?應(yīng)變曲線，通過(guò)分析計(jì)算得出此裝置的承載力大于1kN；由于同步性好、體積小、質(zhì)量輕、重置簡(jiǎn)單等特點(diǎn)，該裝置有很大的工程應(yīng)用潛力。

圖10 BUAA2裝置Fig.10 BUAA2 device

2.5.2 KAU1裝置

韓國(guó)航空航天大學(xué)（Korea Aerospace University, KAU）Wonjun Tak等[30]研發(fā)了一款用于微小衛(wèi)星的基于SMA彈簧驅(qū)動(dòng)的分離機(jī)構(gòu)（簡(jiǎn)稱KAU1裝置），如圖11所示，其工作原理為：加熱SMA彈簧使其收縮，驅(qū)動(dòng)變形組件發(fā)生塑形變形，在分離彈簧的作用下完成分離；其最大承載力達(dá)1 597N，最大沖擊響應(yīng)為11gn，功率為60W，分離時(shí)間大于5s。

2.5.3 KAU2裝置

韓國(guó)航空航天大學(xué)研發(fā)的另一種具有超低沖擊的分離裝置[31]（簡(jiǎn)稱KAU2裝置），如圖12所示，分離時(shí)，SMA桿加熱收縮，驅(qū)動(dòng)卡塊下移，解鎖扭力彈簧驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)件轉(zhuǎn)動(dòng)，剛球落入旋轉(zhuǎn)件的凹槽內(nèi)，分離銷完成釋放分離。

圖11 KAU1裝置Fig.11 KAU1 device

圖12 KAU2裝置Fig.12 KAU2 device

該裝置的分離時(shí)間隨電流增大和載荷降低而減小；螺旋彈簧的剛度越高，裝置的承載能力就越高。試驗(yàn)表明，該裝置承載力大于50kg，在載荷為10kg，電流為3A的情況下，分離時(shí)間是0.5s，最大沖擊響應(yīng)小于5gn。

2.6 其它相關(guān)裝置

文獻(xiàn)[32]介紹了一種太陽(yáng)能SMA驅(qū)動(dòng)器設(shè)計(jì)方案，該結(jié)構(gòu)使用的SMA相變溫度在80℃以上，而且SMA的能量轉(zhuǎn)化（熱能—機(jī)械能）效率不超過(guò)10%，該裝置的可靠性還需進(jìn)一步的驗(yàn)證。

該文獻(xiàn)描述了一種把Tiniol合金用作熔斷絲的分離裝置，該材料不僅有形狀記憶特性，而且當(dāng)其達(dá)到退火溫度后，機(jī)械強(qiáng)度會(huì)降低，該裝置承載力大于900kg，釋放時(shí)間小于0.2s，曾用在NRL-ARTI航天器上[33]。

復(fù)合材料技術(shù)開(kāi)發(fā)公司（Composite Technology Development，CTDC）開(kāi)發(fā)了一種具有形狀記憶效應(yīng)的合成材料，而后與SRC共同研發(fā)了基于該材料的分離裝置，此裝置設(shè)計(jì)承載力達(dá)1360 kg，分離時(shí)間小于30s[34]。

2.7 性能參數(shù)對(duì)比

表1列出了各種裝置的性能參數(shù)，從承載能力、質(zhì)量、體積、沖擊性能、分離時(shí)間、重置性、兼容性7個(gè)方面進(jìn)行了分析對(duì)比。

表1 性能參數(shù)對(duì)比Tab.1 Comparing of the performance parameters

從表1中的數(shù)據(jù)對(duì)比可以看出，各種裝置都有其優(yōu)缺點(diǎn)，設(shè)計(jì)者需要根據(jù)實(shí)際需求選擇、設(shè)計(jì)合適的分離裝置：

1）若分離裝置的電源與傳統(tǒng)星箭電源不兼容，則需重新設(shè)計(jì)電源系統(tǒng)或者為分離裝置配備額外的電源；

2）HTSC、MMC、LMMSC和Frangibolt裝置難以實(shí)現(xiàn)精確的控制，適用于對(duì)分離時(shí)間、同步性要求不高的場(chǎng)合；

3）SMARD裝置一般采用SMA作為觸發(fā)元件，而Frangibolt裝置直接采用SMA作為作動(dòng)元件脹斷螺栓，產(chǎn)生較大的沖擊；

4）針對(duì)微小衛(wèi)星設(shè)計(jì)的BUAA2、KAU1和KAU2等裝置，沖擊極小，應(yīng)用潛力大，但需要更多的后續(xù)研究；

5）QWKNET與FASSN的綜合性能較好，并且經(jīng)過(guò)多次的在軌驗(yàn)證，是一種較成熟的裝置。

3 對(duì)未來(lái)SMARD發(fā)展的建議

目前對(duì)包括SMARD在內(nèi)的非火工品分離裝置還沒(méi)有統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，例如電源參數(shù)、尺寸大小、接口類型等，這些都是未來(lái)研究討論的內(nèi)容。

隨著微小衛(wèi)星的發(fā)展，對(duì)分離沖擊提出了更高的要求，亟須制定針對(duì)微小衛(wèi)星的分離沖擊標(biāo)準(zhǔn)。

另外，目前大多數(shù)基于形狀記憶合金的空間分離裝置還沒(méi)有經(jīng)過(guò)在軌驗(yàn)證，在實(shí)際工程應(yīng)用中，推薦QWKNET、FASSN及運(yùn)用FASSN技術(shù)的BOD裝置；對(duì)于微小型衛(wèi)星分離裝置的設(shè)計(jì)，也推薦參考這兩類裝置的結(jié)構(gòu)。

太空環(huán)境復(fù)雜，需要熱特性更好，綜合性能更優(yōu)的SMA合金。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了形狀記憶合金的特性，對(duì)不同類型的 SMA分離裝置的研究進(jìn)展進(jìn)行了說(shuō)明。針對(duì)微小衛(wèi)星介紹了更輕巧、沖擊更小、可靠性更高的分離裝置的研究進(jìn)展；從承載能力、質(zhì)量、體積、沖擊性能、分離時(shí)間、重置性、兼容性7個(gè)方面對(duì)這些裝置進(jìn)行了分析對(duì)比，給出了在選擇和設(shè)計(jì)分離裝置上的一些注意事項(xiàng)。

形狀記憶合金分離裝置相比火工品分離裝置，沖擊小、無(wú)污染、可重置，已能替代部分火工品裝置的應(yīng)用，但目前還不適用于大應(yīng)力和大位移的場(chǎng)合，國(guó)內(nèi)也已積極開(kāi)展這方面的研究，一些產(chǎn)品已經(jīng)進(jìn)入工程驗(yàn)證階段。

References)

[1] 高濱. 形狀記憶合金在航天器分離機(jī)構(gòu)上的應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2005, 26(1): 48-52.GAO Bin. Shape Memory A lloys and Their Application to Aerospace Separation Mechanisms [J]. Spacecraft Recovery &Remote Sensing, 2005, 26(1):48-52. (in Chinese)

[2] Carpenter B F, Clark C R, Weems W. Shape Memory Actuated Release Devices[C]. Proceedings of SPIE 2721, 1996,420-426.

[3] Moening C J. Pyroshock Flight Failures[C]. Proceedings of 31th Annual Technical Meeting of the Institute of Environmental Sciences, 1985, 21-26.

[4] Bement L J. Pyrotechnic System Failures: Causes and Prevention[C]. NASA TM 100633, 1988, 42-43.

[5] Denoyer K L. Lessons Learned from 20th Century Afrl Smart Structures Space Experiments[C]. Proceedings of SPIE 3991,2000, 104-105.

[6] Lucy M M, Hardy R C, Kist E H, et al. Report on A lternative Devices to Pyrotechnics on Spacecraft[C]. 10th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites, 1996, 1-19.

[7] 白志富, 果琳麗, 陳岱松. 新型非火工星箭連接分離技術(shù)[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2009, 299(1): 31-37.BAI Zhifu, GUO Linli, CHEN Daisong. Late-model Non Pyrotechnic Devices for Separation of Satellite-launching Vehicle[J].M issile and Space Vehicle, 2009, 299(1):31-37. (in Chinese)

[8] Razov A, Cherniavsky A. Applications of Shape Memory Alloys in Space Engineering: Past and Future[C]. Proceedings of the 8th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 1999, 1-2.

[9] Hartl D, Lagoudas D C. Aerospace Applications of Shape Memory A lloys[C]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, 2007, 221(4): 535-552.

[10] Godard O, Lagoudas M, Lagoudas D. Design of Space Systems Using Shape Memory A lloys[C]. Proceedings of SPIE 5056,Smart Structures and Materials, 2003, 545-558.

[11] 秦桂紅, 嚴(yán)彪, 殷俊林. Ni-Ti基形狀記憶合金的研究與應(yīng)用[J]. 熱處理, 2006, 19(4): 12-16.QIN Guihong, YQN Biao, YIN Junlin. Research and Applications of Ni-Ti Based Shape Memory A lloys[J]. Heat Treatment,2006, 19(4): 12-16. (in Chinese)

[12] YAN XJ, ZHANG K. Development of a Small Reusable Space Release Device Using SMA[C]. Proceedings of SPIE 6529,2007: 65-70.

[13] Andrew P, Keith D, Eugene F, et al. Development and Transition of Low-shock Spacecraft Release Devices[C]. IEEE Aerospace Conference Proceedings, 2000, 277-284.

[14] Andrew P, Eugene F, Bernie C, et al. On-orbit Experiments and Applications of Shape Memory Alloy Mechanisms[C]. Proceedings of SPIE 3991, 2000, 187-194.

[15] Christiansen S, Tibbitts S, Dowen D. Fast Acting Non-pyrotechnic 10kN Separation nut[C]. 8th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 1999, 438: 323-327.

[16] Javier Vázquez, José Ignacio Bueno. Non Explosive Low Shock Reusable 20kN Hold-down Release Actuator[C]. Proceedings of the 9th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 2001, 480-485.

[17] Mckinnis D N. Fastening Apparatus Having Shape Memory Alloy Actuator: US, 5160233[P]. 1992.

[18] Woebkenberg Jr. Shape Memory Metal Actuated Separation Device: US, 5312152[P]. 1994.

[19] Webster R G. No-shock Separation Mechanism: US, 5248233[P]. 1993.

[20] Busch J D, Purdy W E, Johnson A D. Development of a Non-explosive Release Device for Aerospace Applications[C]. 26th Aerospace Mechanisms Symposium, 1992, 12-13.

[21] Busch J D. The Frangibolt Flies: Using Shape Memory A lloy on the Spacecraft Clementine[C]. Proceedings of the SMST-94,1995, 259-264.

[22] Luciano G, Galet G. Space Mechanism Actuated by a Shape Memory A lloy Component[C]. Proceedings of the Sixth European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 1995, 221-225.

[23] 宇宙神-3運(yùn)載火箭首射成功[EB/OL]. [2000-12-11]. http://www.cast.cn/CastCn/Show.asp?ArticleID=12424.

[24] 何春全, 嚴(yán)楠, 葉耀坤. 導(dǎo)彈級(jí)間火工分離裝置綜述[J]. 航天返回和遙感, 2009, 30(3): 70-77.HE Chunquan, YAN Nan, YE Yaokun. Study of Stage Separation Device for M issile[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2009, 30(3): 70-77. (in Chinese)

[25] 譚雪峰, 閻紹澤. 星箭包帶式連接結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)研究進(jìn)展[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2010, 20(1): 1-6.TAN Xuefeng, YAN Shaoze. Evolution of Research on Dynamics of Clamp Band System between Satellite and Launch Vehicle[J]. M issiles and Space Vehicles, 2010, 20(1): 1-6. (in Chinese)

[26] Dowen D, Christiansen S, Peffer A. Development of a Reusable, Low Shock Clamp Band Separation System for Small Spacecraft Release Applications[C]. The 15th Annual Conference on Small Satellites, 2001, 259-264.

[27] SpaceDev公司將為薩伯公司建造航天器釋放裝置[EB/OL]. [2007-07-12]. http://www.spacechina.com/n25/n144/n208/n232/c95737/content.htm l.

[28] Tak W, Lee M, Kim B. Shape Memory Alloy Actuator Based Satellite Separation Device Using Plastic Deformation[C]. Proceedings of the 13th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 2009, 23-25.

[29] 張小勇, 閆曉軍, 楊巧龍. 形狀記憶合金分瓣螺母空間解鎖機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究[J]. 機(jī)械工程學(xué)報(bào), 46(17): 145-150,2010.ZHANG Xiaoyong, YAN Xiaojun, YANG Qiaolong. Design and Experimental Research of a Shape Memory Alloy Space Release Device w ith Segmented Nut Form[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2010, 46(17): 145-150. (in Chinese)

[30] Lee M H, Son J H, Wang H S, et al. Shape Memory A lloy Actuator Based Separation Device[C]. Proceedings of the 14th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, 2011, 359-362.

[31] M cCloskey T E, Calif S J. Non-pyrotechnic Release System: US, 5192147[P]. 1993.

[32] Hull P V, Canfield S L, Carrington C. A Radiant Energy-powered Shape Memory Alloy Actuator[J]. Mechatronics, 2004, 14:757-775.

[33] Robinson S P. A Very Low Shock A lternative to Conventional, Pyrotechnically Operated Release Devices [C]. The 2nd NASA Aerospace Pyrotechnic Systems Workshop, 1994, 223-232.

[34] Gall K R, Lake M S, Harvey J. Development of a Shockless Thermally Actuated Release Nut Using Elastic Memory Composite Material[R]. AIAA 2003, 1582-1585.