航天器非火工連接分離技術研究綜述

仲作陽，張海聯，周建平，黃奕勇

(1. 軍事科學院國防科技創新研究院，北京 100034； 2. 中國載人航天工程辦公室，北京 100094)

1 引言

連接分離裝置也稱為解鎖分離裝置，是航天器艙段之間、本體與部件之間以及機構之間的牢固連接與可靠分離的執行部件，其可靠工作是圓滿完成各項載人航天任務的基礎和前提條件[1-2]。未來空間站建造及載人登月任務對連接分離裝置的可靠性、安全性及分離沖擊提出了更高的要求，也對大承載低沖擊連接分離模塊提出了較為迫切的需求[3]。

目前航天器通過多種連接分離裝置來實現連接與解鎖功能，如大型艙段分離、器箭分離、太陽帆板壓緊與解鎖、有效載荷釋放、降落傘艙傘艙蓋等各類艙蓋彈射等[2]。隨著空間技術的不斷發展，航天器越來越復雜，使用的分離裝置將非常多。美國的阿波羅飛船上用了310個，俄羅斯的聯盟號飛船上使用了150個，我國載人飛船上使用了上百件分離裝置[1,4]。

圖1 阿波羅載人飛船艙段連接分離系統[4]Fig.1 Connection and separation technology of spacecraft of the APOLLO manned spacecraft[4]

以阿波羅飛船任務為例，飛行期間要完成多次分離[1,4]。按發射狀態構型自上而下有5個連接分離面，分別是：逃逸塔與指令服務艙連接分離面、指令艙與服務艙連接分離面、服務艙與土星5火箭連接分離面、登月艙與土星5火箭連接分離面、指令服務艙與登月艙連接分離面。如圖1所示，其艙段連接分離系統由一系列連接分離裝置模塊組建而成，這些連接分離裝置模塊大都是火工裝置，且任務功能不盡相同，例如，發射逃逸系統、服務艙、指揮艙、登月艙等分系統中布置了解鎖螺栓、分離螺母等多種火工連接分離裝置模塊，主要完成逃逸塔分離、火箭發動機點火、火箭級間分離、防熱罩拋離、登月艙分離、登月艙軟著陸機構解鎖等功能。

目前，我國載人航天任務中連接分離裝置主要采用火工裝置為主，包括爆炸螺栓、分離螺母、切割器、各類火工鎖、火工推桿等裝置。此類裝置具有體積小、結構簡單、承載能力強、作用可靠、作用時間短和同步性高等優點，但也存在不可克服的缺點如[5]：安全性差；不能重復使用，可靠性難以驗證；沖擊載荷較大，尤其在高頻段；可能產生污染。針對傳統火工裝置存在的缺陷，世界各國紛紛開展了新型低沖擊非火工連接分離裝置，包括形狀記憶合金裝置、熱切割裝置、聚合物驅動裝置以及電機/電磁驅動裝置等[6]。與火工裝置相比，非火工裝置的主要優點包括[7-8]：顯著降低了沖擊載荷，由火工品的104g降低為102g，改善了航天器的沖擊環境；消除了火藥的安全防護問題，避免了火藥在制造、運輸、貯存等一系列過程中的安全措施；不存在火藥燃燒或爆炸時產生的有害氣體或碎片，不污染周圍的環境；大多可以完全多次使用，便于進行試驗驗證，易于保證釋放裝置的可靠性等。

綜上，針對我國載人航天和未來載人深空探測任務的連接分離需求，開展具備高可靠、大承載、低沖擊、可測性強、無污染、低成本、可重復使用的非火工連接分離技術研究，對后續載人航天的發展是十分重要且迫切的。

2 國外研究情況

從上世紀80年代起，國外已開展了多種非火工連接分離裝置的設計及研究，其中有些已被工程所應用，部分替代了火工裝置，并取得了良好的效果[9-10]。以下對一些典型裝置進行介紹和分析。

2.1 基于電機/電磁作動原理的分離裝置

2.1.1 LSRU與RULSA釋放裝置

LSRU是由ESA資助、Sierra Nevada公司設計、RUAG公司制造、為Alphabus/Alphasat S/A所配套的一種低沖擊、非火工和可重復使用的壓緊釋放裝置。其核心元件為一個滾子螺桿，螺桿螺紋一端安裝在滾子螺母中。螺桿螺紋為非自鎖螺紋，對螺桿作用很小的軸向力即可使螺母轉動。由于釋放時，預緊載荷轉化為滾子螺母的動能，藉此降低了釋放沖擊[7]。

RULSA是法國SOTEREM公司2011年開發的一種新型低沖擊、可重復使用的釋放裝置[7]。其分瓣螺母采用一體化設計，通過工程樣機測試，在連接螺栓預緊載荷達到180 kN時，釋放沖擊不超過1000g，釋放時間不超過100 ms。

2.1.2 LightBand電機連接解鎖分離裝置

針對皮衛星分離問題，美國空軍聯合Planetary Systems公司開發了新型分離裝置LightBand，沖擊小于300g。這種裝置相對于傳統包帶式分離裝置具有諸多優點，比如質量只有后者的1/3，包絡只有1/8，分離沖擊降低一個數量級，成本只有原來的一半，同時具有分離時間短、驅動功率小、沖擊載荷小等優點。如圖2所示，其主要原理是通過多個卡爪從分離裝置內側與上環連接，連接時，通過孔用彈簧卡圈從內部抵住卡爪，解鎖時，通過電機驅動機構，收緊卡圈，卡爪就失去限位，在底部轉軸處的扭簧作用下復位[7]。

圖2 電機連接解鎖分離裝置[7]Fig.2 Electrical connection and separation device[7]

2.2 基于記憶特性材料的連接分離裝置

形狀記憶合金(SAM)具有優良的形狀記憶效應和超彈性。從20世紀90年代始，世界主要航天大國開發了大量基于SAM的空間分離裝置[11-14]。

2.2.1 LFN和TSN分離螺母

目前大多數SMA分離裝置都采用分瓣螺母結構，載荷螺栓的螺母由幾片組成，連接狀態下，由鎖緊裝置將其箍緊，保證與螺栓可靠連接；分離時，由SMA驅動使分瓣螺母分離，釋放載荷。1993年，美國洛德馬丁公司在美國空軍實驗室的支持下研制了使用SMA為作動裝置的兩種分離螺母LFN和TSN[10]，其結構如圖3所示。

圖3 LFN裝置和TSN裝置結構圖[10]Fig.3 Structure of LFN device and TSN device[10]

1999年5月，LFN和TSN通過發射MightSat I星搭載的SMARD裝置進行了在軌實驗，結果表明，兩種裝置均能順利實現分離，且分離沖擊遠小于火工品的沖擊水平，均在500g以下[15-16]。但由于其輸入電流在100 A以上，遠大于火工品發火電流5 A設計要求，不能與航天器供電系統相兼容，SRC公司在AFRL的資助下改進了LFN結構，使其能與傳統電源兼容。

2.2.2 FASSN分離螺母

FASSN分離螺母由美國Starsys公司研制，其質量輕，結構緊湊，所需驅動能量小，分離時間小于20 ms，承載能力達1900～ 4500 kg，在試樣試驗中，承載甚至達17000 kg。其基本原理是利用SMA扭轉驅動機構啟動飛輪螺母的旋轉分離。分離過程中，螺栓接頭應變能和壓縮彈簧勢能的95%轉化為飛輪的旋轉動能，減緩了壓縮能的快速釋放，所以分離帶來的沖擊力很小[9]。

如圖4所示，美國海軍實驗室ARTS Ⅱ項目成功使用了5.9 t預緊力的FASSN分離裝置，并且預緊力成功加載到了170 kN。此外，FASSN裝置還在美國宇宙神-3運載火箭CBOD(包帶分離裝置)系統中成功應用，釋放的過程中對接框能量釋放時間約為2～5 ms，分離沖擊小于400g[17]。

圖4 基于FASSN快速分離螺母的CBOD包帶分離裝置[17]Fig.4 CBOD bolt device based on the FASSN quick separation nut[17]

2.2.3 NASA開發的壓緊釋放裝置

NASA開發并成功應用于運載火箭與航天器分離的壓緊釋放裝置[18]。圓柱形固定套通過螺紋旋合固定在下連接件上，在裝置壓緊狀態時，在活塞的作用下分離螺母的三個部件兩兩之間緊密合攏，形成完整的螺紋，分離螺母通過墊圈軸向限位；釋放時，加熱SMA棒使其伸長，驅動活塞剪斷銷釘并上移，活塞與螺母的兩個凸臺相互脫離，解除對分離螺母的徑向約束后，連接螺栓繼而被釋放。此裝置結構簡單成熟，承載力大，但依靠SMA棒直接驅動，使得其體積大，加熱慢，作動時間長，但需剪斷銷釘，無法重復使用。

2.2.4 STAR Nut釋放螺母

SRC公司與CTD共同開發了一種基于EMC材料的低沖擊熱驅動式釋放螺母STAR NUT，如圖5所示[19]。STAR Nut關鍵的作動零件為由EMC材料制造的內外兩個套筒，預緊螺栓與內套筒剛性連接，內外套筒通過錐面進行配合，通過擰緊螺母施加預緊載荷。釋放時，對內外套筒同時進行加熱，由錐形變形為圓柱狀，內外套筒脫離并實現解鎖。由于只要內外套筒中的一個能夠回復到圓柱狀態，就能夠實現釋放，從而在設計上實現冗余。STAR Nut的設計承載能力可達到13 kN以上，對EMC內外套筒加熱需要15 W的電源功率，釋放時間不超過30 s。

圖5 STAR NUT組成示意圖[19]Fig.5 Diagram of STAR NUT[19]

2.2.5 Frangibolt開槽螺栓鎖緊釋放裝置

Frangibolt裝置是TiNi Aerospace公司在20世紀90年代初由美國海軍研究實驗室資助研究的一種SMA驅動開槽螺栓的鎖緊釋放裝置，如圖6所示[20]。該裝置具有負載能力強、結構簡單、重量輕、安全可靠等特點，而且SMA驅動器在冷卻并被壓縮到觸發之前的長度之后可以被重新使用。但其缺點在于動作時間較慢(約20 s左右)，且動作時間與供電電流、起始溫度等關聯密切，目前尚不適用于多點同步釋放和快速分離。

圖6 Frangibolt鎖緊釋放裝置[20]Fig.6 Frangibolt lock and releasing device[20]

此外，法國宇航公司ASC和IMAGO公司聯合研發了一種類似的Frangibolt分離機構[21]，主要由帶凹槽的螺栓和SMA組成，通過加熱SMA脹斷連接螺栓。該裝置已于1994年成功應用于美國海軍研究實驗室發射的Clementine月球探測器的太陽翼帆板壓緊釋放[22]。

2.2.6 MMC分瓣螺母裝置

MMC裝置是馬丁公司研發的由SMA驅動的分瓣螺母裝置[23-24]。預拉伸的管狀SMA加熱收縮，驅動底部的擋圈和卡環向上移動，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動分瓣螺母分開，解鎖后的螺栓在頂桿的作用下分離。MMC裝置承載能力達1.8 t，沖擊極小，無污染，但是分離時間過長，約45 s。

2.2.7 SN9600系列裝置

Hi Shear公司研制的SN9600系列摩擦式SMA直接驅動壓緊釋放裝置，壓緊和釋放狀態如圖7所示[25]。該裝置利用SMA棒通電加熱收縮，螺母預緊力減小到一定程度時，驅動彈簧的回復力將大于分離螺母與固定環間的摩擦力，從而將固定環頂開，復位彈簧推動分離螺母張開并釋放螺栓。通過彈簧和斜面結構的配合，該裝置可以將固定環重新壓下并回復原位，實現重復使用。由于可逐步減少螺栓預緊力，釋放沖擊較小，但采用SMA棒直接通電驅動，所需能量較大，解鎖時間也較長。

圖7 SN9600壓緊和釋放狀態示意圖[25]Fig.7 SN9600 pressing and releasing device[25]

2.2.8 KAU-1分離裝置

KAU-1分離裝置是韓國航空大學于2010年研制的一種基于SMA彈簧的極限載荷和分離時間可控的分離裝置[26-27]。該分離裝置由可變形模塊、阻攔器、外殼、兩個釋放彈簧和一個SMA驅動彈簧組成，其工作原理為：加熱SMA彈簧使其收縮，驅動變形組件發生塑形變形，在分離彈簧的作用下完成分離。該裝置在30 W輸入功率下的分離時間為55 s，1.75 mm SMA絲在150 N的預加載下的最大沖擊為11.09g，變形模塊厚度為1 mm時的極限載荷為1510 N。

2.2.9 KAU-2分離裝置

KAU-2分離裝置是Min-hyoung Lee等人于2011年研制的一種低輸入能量，快速響應的SMA分離裝置，如圖8所示，由驅動模塊、支撐模塊、釋放模塊和外殼組成[28]。分離時，SMA桿加熱收縮，驅動卡塊下移，解鎖扭力彈簧驅動旋轉件轉動，剛球落入旋轉件的凹槽內，分離銷完成釋放分離。該裝置在輸入電流為2 A時，分離時間為1.5 s；當電流增加3 A時，分離時間為0.45 s。該裝置能穩定釋放50 kg的負載，且在沒有預加載的情況下其分離沖擊為4g。

圖8 KAU-2分離裝置[28]Fig.8 KAU-2 separation device[28]

2.2.10 KAIST分瓣螺母分離裝置

KAIST分瓣螺母分離裝置是韓國科學技術高級研究院和韓國航空航天研究所于2013年研制的一種具有分離時間短、結構簡單、高預加載、低沖擊的非火工品分離裝置[29]。該裝置為圓柱形結構，其元件包括外殼、SMA絲、安全彈簧、觸發塊、套筒、鎖定套筒、壓縮彈簧、螺栓和分離螺母等，圖9為其分離后狀態示意圖。該裝置在分離時，通過SMA絲收縮，帶動觸發塊向上移動，解除對鎖定套筒的軸向約束，鎖定套筒在壓縮彈簧的作用下，帶動滾軸軸向運動，解除分瓣螺母的徑向約束，在預緊力作用下，實現螺栓與分瓣螺母的分離。該分離裝置作動簡單、迅速，分離時間為50 ms，可承受的預加載荷為15 kN，最大分離沖擊為350g。

圖9 KAIST分瓣螺母分離裝置[29]Fig.9 KAIST split nut separation device[29]

2.2.11 NEHRA壓緊釋放裝置

西班牙SENER公司研發了一種承載能力為20 kN的非爆炸壓緊分離裝置NEHRA，原理如圖10所示，主要由分離螺母和高強度M8螺栓組成[24,30]。解鎖時，通電使SMA絲收縮，帶動固定環旋轉，解鎖鎖緊轉輪的圓柱形滾棒，扭簧恢復到未加載荷前的狀態，分離螺母張開，完成分離解鎖功能。該裝置以SMA絲作為觸發源而不是直接驅動源，消耗能量小，在1.5～5 A的電流下均能正常工作，平均作用時間為1 s，釋放時間為10 ms，重置方便，可重復操作50次以上，但結構復雜。

圖10 NEHRA壓緊釋放裝置[24,30]Fig.10 NEHRA pressing and releasing device[24,30]

2.2.12 其它

美國EIC公司研制了ElectRelease分離裝置，采用含二胺固化環氧樹脂的材料，該材料平時對金屬表面具有極強的粘性，能夠承受一定的載荷，可滿足設計要求。當通入10～50 V的低壓電流時，該材料對金屬表面具有的粘性迅速消失，可實現分離要求，原理如圖11所示[12]。

圖11 ElectRelease 分離裝置[12]Fig.11 ElectRelease device[12]

此外，西班牙ARQUIMEA公司擁有拔銷器(Pinpuller actuator)和鎖定釋放機構(HDRM)兩個系列SMA產品，產品工作溫度范圍擴展到了-120℃～+120℃，具有良好的耐輻射，耐磁場，抗電磁干擾能力，滿足空間環境的要求[14]。

2.3 基于熔斷/熱致動的連接分離裝置

目前，越來越多的研究人員基于電能轉換成熱能作為解鎖動力源，實現目標連接裝置的解鎖，并替代部分火工裝置[9, 31-33]。

2.3.1 Fusible Link基于鎳鈦合金熱致動的釋放裝置

Fusible Link釋放裝置是一種由BDSG公司和美國海軍空間技術中心合作開發的非火工釋放裝置，該裝置主要包括一個鎳鈦合金帶、一對手爪和一個連接架[7]。在連接時，手爪將連接架抱住，鎳鈦合金帶將手爪固定；釋放時，對鎳鈦合金帶通電加熱，鎳鈦合金帶強度降低并在300±50 ms時間內破壞，并將兩個手爪解鎖，從而將連接架釋放。

2.3.2 QWKNUT分離螺母

Non-Explosive分離螺母由美國G&H公司獨立研制，核心元件為一種被稱為電驅卷軸的非火工驅動器[9,34]。該裝置采用燃線驅動，器連接分離力可達到90 000 N。釋放時，對熔絲施加1 A/1 W的觸發電流熔斷，纏繞在繞線軸上的約束線釋放打開，兩瓣繞線軸分開，插桿在外部軸向壓力的作用下沿軸向進入已經分開的繞線軸，從而完成釋放動作，整個釋放過程可以在20 ms內完成。當裝置釋放動作后，彈簧推動固定裝置向上運動，并沿徑向打開分瓣螺母同時釋放連接螺栓，改良后裝置的分離沖擊顯著減小[10]。

2.3.3 FASSN分離螺母

FLRD熔斷釋放裝置是美國空軍實驗室資助NEA Electronics公司研制的一種點式分離裝置[10]，如圖12(a)所示。熔斷金屬在外部觸發電流(1 A/1W)作用下熔斷，彈性金屬絲端頭失去約束力而松開，合攏的卷軸分為兩瓣，在載荷作用下插桿沿軸向移動，進入到分開卷軸內部。該裝置整個釋放過程可在20 ms內完成，沖擊小于50g。在外部尺寸、單體質量上都與QWKNUT分離螺母接近。

圖12 采用熔斷釋放裝置的Marmon包帶Fig.12 Marmon bolt based on the melt release device

目前，此類連接分離裝置已在多個航天型號任務中成功應用，如1993年民兵-3任務中臍帶解鎖、1995年軌道通信衛星-2任務中太陽翼及天線解鎖、以及1999年X射線多鏡面衛星任務中太陽鏡及光學鏡等解鎖[31]。圖12(b)為一種Marmon包帶，采用了該熔斷釋放裝置，通過側向加載螺母實現包帶預緊力調節。上述機構釋放應變能的速度很慢，所以沖擊力幾乎為零，可以釋放中等或大載荷，然而加熱區域大，需要很大的輸入能量。

2.3.4 NEA釋放裝置

NEA釋放裝置是美國Eaton公司研發的一種新型非火工分離裝置，如圖13所示[7]。連接時，由承力桿與分瓣螺母進行承載；解鎖時，裝置通電加熱，限位環熔斷，柱塞桿解除對移動平臺的限位，移動平臺在壓縮彈簧的帶動下軸向移動，鎖緊螺母分瓣從而實現承力桿的脫出。NEA釋放裝置通過雙通電熔斷裝置設計實現了觸發環節的冗余，設計承載力可達42.2 kN，分離沖擊小于2000g，響應時間小于25 ms(4.5 A)，重量小于226 g。該裝置在2013年4月發射的美國龍飛船的火箭錐罩分離、主降落傘門開啟、散熱器支桿壓緊釋放等多處連接分離環節得到應用，成功完成了在軌驗證[31-33]。

圖13 NEA釋放裝置[7]Fig.13 NEA release device[7]

2.3.5 PYROSOFT低熔點金屬材料釋放裝置

PYROSOFT釋放裝置[7,31]是由法國LACROLX公司開發的一種低沖擊火工釋放裝置，其工作過程如下[31,33]：火工組件點火，火藥燃燒產生的高溫將低熔點金屬材料熔化，解除對執行機構的機械定位；火藥燃氣的壓力推動執行機構，其運動速度受液態低熔點金屬材料的流動速度控制；執行機構運動到位后，低熔點金屬材料隨著溫度的降低而凝固，并將執行機構鎖定。由其工作原理可以看出，系統的預緊載荷在過程中被完全釋放，分離沖擊降低到較低水平。另外，液態低熔點金屬材料所產生的阻尼緩沖作用則有效降低了執行機構的動作速度(整個釋放時間大約3 s)，進一步降低了分離時刻的釋放沖擊。

2.3.6 石蠟驅動裝置

石蠟驅動裝置利用了石蠟從固態熔化到液態過程中，體積發生膨脹產生機械能做功的原理，外觀如圖14[9, 35]。當加熱器通電時，石蠟升溫熔化并體積膨脹，通過擠壓套作動觸發器銷；當石蠟完全熔化后，體積增加15%，觸發器銷行至終點；當通電結束，石蠟冷卻下來并凝固，觸發器銷在彈簧作用下回到原位。石蠟觸發器能夠產生較大輸出力(載荷可達623 kg)，還可以重復使用。但它需要較長的工作時間，消耗能量較多[31]，適用于精密儀器釋放和作動場合，如美國CONTOUR任務中反射鏡端蓋的釋放[36]和Clementine任務中傳感器蓋的打開和天線的釋放[37]。

圖14 石蠟驅動裝置[9,35]Fig.14 Paraffin drive device [9,35]

2.3.7 HDRS熱刀式壓緊釋放裝置

荷宇航公司研發了熱刀式連接釋放裝置HDRS[7]，并成功應用于ARA和FRED系列的太陽翼壓緊與釋放，已有500余套HDRS裝置在太空解鎖成功，成功率100%。其核心部件為熱刀，結構如圖15(a)所示；結構原理如圖15(b)所示，凱夫拉繩索一端與壓緊底座連接，另一端通過壓緊螺母固定在壓緊端蓋上，熱刀安裝于壓緊底座上，采用雙熱刀冗余設計。壓緊狀態時，通過調整螺紋長度調節繩索預緊力大小；釋放時，熱刀通電加熱到1000℃，凱夫拉繩索局部強度逐漸衰減，當其小于預緊力時熔斷，實現解鎖。該裝置的應變能釋放緩慢，整個動作時間少于60 s，幾乎沒有沖擊，且無有害氣體或碎片產生，地面測試時可重復使用，構造簡單，安全可靠，重量輕。

圖15 基于熱刀結構的HDRS壓緊釋放裝置[7]Fig.15 HDRS pressing and releasing device based on the thermal knife structure[7]

2.3.8 MHRM多功能壓緊釋放裝置

多功能壓緊釋放裝置MHRM是荷宇航基于HDRS裝置，為歐空局GSTP-3計劃研發的一套的后續產品，并在2009年7月發射的Proba-2成功應用[31]。MHRM裝置原理與HDRS相同，壓緊繩索由原來的凱夫拉材料替換為大力馬(Dyneema，超高分子聚乙烯)，如圖16所示。

圖16 MHRM多功能壓緊釋放裝置示意圖[31]Fig.16 MHRM multi-functional pressing and releasing device[31]

2.3.9 FlatPack HDRS大承載壓緊釋放裝置

FlatPack HDRS裝置是荷宇航基于成熟的HDRS裝置針對大型太陽翼展開而研發的大承載壓緊釋放裝置[30]，成功應用于EnviSat、EOS Aqua、EOS Aura、MetOp-A和-B航天器上。如圖17所示，該裝置由底座、壓緊襯套、壓緊繩索、帶張緊裝置的頂支架和兩把冗余熱刀組成。壓緊時，繩索預壓力使頂部滑輪軸與孔摩擦并無法轉動；解鎖時，熱刀將繩環底部切斷后，繩索對滑輪軸的力消除，滑輪在扭簧驅動下轉動180°，滑輪槽消失，在分離彈簧作用下，繩索脫離滑輪，實現解鎖。

圖17 FlatPack HDRS大承載壓緊釋放裝置示意[33]Fig.17 FlatPack HDRS large load pressing and releasing device [33]

2.3.10 Fokker熱切割釋放裝置

Fokker公司開發的熱切割分離釋放裝置如圖18所示[38-39]。該裝置亦使用Kevlar/Aramid作為核心材料；使用時，通過電流加熱陶瓷刀片，在接觸點緩慢熔化繩索；當達到繩索截面減小到一定程度時，在預張力的作用下繩索斷裂實現分離。這種裝置分離沖擊極小(約25g)，承載能力可達3 kN，可以重復使用8次以上。該裝置被歐空局廣泛用于各種空間可折展附件結構的釋放[40]。

圖18 Fokker熱切割釋放裝置[38-39] Fig.18 Fokker heat cutting releasing device[38-39]

2.3.11 SARRS太陽翼解鎖裝置

美國NASA戈達德航天中心用于宇宙起源研究的MAP飛船于2001年6月發射，對宇宙微波輻射進行全天空掃描，其太陽翼壓緊釋放系統(SARRS)的解鎖元件亦采用熱刀解鎖裝置。六塊太陽翼由一根3 mm的凱夫拉繩索圍繞約束，每個太陽翼上有兩個支架用于支撐圍繞繩索，冗余備份一個[7,31]。

2.3.12 T-POD和P-POD分離裝置

T-POD裝置是日本東京工業大學研制的一種熱刀式分離釋放裝置，質量為2.5 kg，衛星分離速度0.3～0.6 m/s，對星體姿態擾動最大為0.4 rad/s。如圖19所示，它主要由四條腿、兩條尼龍繩和一個鎳鉻鐵合金加熱器組成，通過四腳的支撐和尼龍繩的鎖緊，完成對小衛星的連接與分離[41-42]。

圖19 T-POD分離裝置[41-42]Fig.19 T-POD separation device[41-42]

1999年斯坦福大學和加州理工大學共同研制了一種多皮星在軌分配器(P-POD)[41-42]，從2003年開始已經有多顆皮星通過P-POD實現搭載。此外，2003年6月，東京理工大學(TIT)在用俄羅斯火箭搭載一顆教學實驗衛星時，也研發了類似于P-POD的新型分離裝置[43]。該裝置采用四個卡爪將衛星和火箭相連接，通過扭簧安裝在分離機構上。衛星分離時，加熱熔斷系繩，在扭簧的作用下卡爪張開解除對衛星的約束，實現星箭分離。

2.4 小結

通過上述國外裝置可以看出：按驅動類型來分，非火工分離裝置主要有電機驅動、電磁作動、SMA驅動、熱熔斷或熱致動等，部分裝置是幾種驅動類型相結合的結果。從指標參數來看，各有優劣。如電機/磁作動裝置作用迅速，但存在機械沖擊力大的問題；熱切割裝置在釋放載荷時產生的沖擊小，但負載能力有限，且裝置驅動需要耗費大量的能量較多和、時間較長的時間；石蠟驅動裝置輸出較大且能精確、重復定位，但作用緩慢、要求的輸入能量大；形狀記憶合金可制成線狀、桿、套筒、彈簧等驅動元件，SMA驅動裝置具有結構簡單、反應速度快、可重復使用等特性，缺點是熱性能較差、缺口脆性高，易造成應力松弛和蠕變現象。

3 國內研究現狀

在航天器連接分離技術領域，國內主要采用火工分離裝置，不可檢、不可測、分離沖擊大且成本高等問題較為突出。近年來，隨著低沖擊空間任務需求增多、智能材料結構領域研究升溫，國內非火工連接分離裝置的研究逐漸興起[44-45]。

3.1 基于電機/電磁驅動的連接分離裝置

國內實現應用的在軌連接分離機構有神舟飛船與目標飛行器的對接機構，采用內翻周邊式，適用于大型的艙段對接[3]。

對于小型自主對接分離機構技術，國內眾多單位做了大量的預先研究工作，研制出了各種不同形式的原理樣機。如北京衛星制造廠自主研發了基于電磁作動器的分瓣螺母式可重復、低沖擊分離裝置，采用渦卷彈簧箍緊半連接式分瓣螺母實現鎖緊與分離。南京理工大學丁祥林等也研發了一種電磁式滾珠凹槽型非火工連接分離裝置[46]，如圖20所示。北京宇航系統研究近年來采用電機驅動解鎖和電磁鐵觸發分離螺母方式，完成了多種點式和線式非火工分離裝置的研制，包括甚低沖擊點式分離裝置、電機驅動小型線式分離裝置和大直徑線式分離裝置等，承載能力較以往有大幅提升，并具備較小的分離沖擊。

圖20 電磁驅動分離裝置[46]Fig.20 Electromagnetic drive separation device[46]

3.2 基于記憶特性材料的連接分離裝置

3.2.1 SMA-30000分瓣螺母裝置

中國空間技術研究院研制了多型利用SMA絲作為驅動源的壓緊釋放裝置[47]。其中，采用SMA絲直驅、鋼球卡位、分離螺母釋放的壓緊釋放裝置于2012年搭載新技術驗證一號完成在軌試驗[48]。如圖21所示，該裝置特點在于在箍環與分瓣螺母間引入了多組滾棒，通過冗余的SMA絲(直徑0.7 mm)驅動箍環運動，使原滑動摩擦變為滾動摩擦，顯著降低了釋放摩擦系數，提高了預緊力實現了利用SMA幾百牛的力釋放高達40 kN的載荷。并采用了抗剪錐抗剪，實現了錐-套間隙0.05 mm。

圖21 SMA-30000分瓣螺母裝置示意圖[48]Fig.21 SMA-30000 split nut device[48]

3.2.2 SMA-10000二級鋼球鎖緊裝置

針對大型、中型可展開結構的壓緊釋放需求，北京航空航天大學閆曉軍、張小勇等研制了釋放載荷為10000 N的壓緊釋放機構[49-50]。如圖22所示，SMA絲通電加熱后收縮，拉動觸發塊上移，下鋼球掉入觸發塊的凹槽內，限位套失去軸向約束，在驅動彈簧作用下向下移動，直至上鋼球掉入凹槽，分離銷被釋放。該裝置和韓國KUA-2分離裝置相比，第二級仍然采用了鋼球鎖緊，而非簡單的摩擦卡位結構，進一步衰減了分離銷傳遞過來的力，確保用SMA絲產生的幾十牛的力可以釋放高達幾萬牛的載荷，大幅拓寬了在航天領域的應用[12]，該裝置目前已經完成了1000～10 000 N多個載荷系列研制，并通過了多次在軌飛行驗證。

圖22 SMA-10000二級鋼球鎖緊裝置，釋放前與釋放后[49-50]Fig.22 Before and after releasing of SMA-10000 device[49-50]

3.2.3 基于SMA驅動的回轉式螺母分離裝置

北京衛星制造廠與哈爾濱工業大學針對北斗二代二期系列衛星星箭分離功能及技術指標要求，聯合開展了基于SMA驅動回轉式螺母的低沖擊點式分離裝置研究，突破了記憶合金驅動控制、預緊彈性能量轉化等多項關鍵技術，研制了多套如圖23所示的原理樣機，先后開展了靜載試驗、分離時間測試、高低溫分離試驗、分離沖擊測試、力學環境試驗等10余項性功能、性能測試與試驗，滿足相關技術指標要求[51]。該分離裝置不僅實現低沖擊可靠連接與分離，與傳統火工分離裝置不同，具有無污染、可重復使用和安全性高等特點，便于開展地面可靠性試驗驗證，可極大降低研制及試驗成本。

圖23 基于SMA驅動的回轉式螺母分離裝置實物測試圖[51]Fig.23 Physical picture of rotary nut separation device based on SMA[51]

針對分離沖擊響應預估難題，系統還搭建了沖擊測試平臺，通過沖擊載荷識別、傳遞機理分析，結合測試得到的沖擊響應譜，初步得出了分離界面沖擊響應分布規律，為機構優化設計、沖擊試驗設計提供了依據。

3.2.4 旋轉式SMA分離螺母空間壓緊釋放裝置

哈爾濱工業大學劉榮強等于2012年采用與QWKNUT分離螺母相近的方案，研制了旋轉式SMA分離螺母空間壓緊釋放裝置[8]。該裝置由SMA絲，旋臂、保持架、滾柱、外殼、基座、滾輪和卡銷組成。工作時，SMA絲作用在旋臂上，通電收縮后拉動旋臂旋轉并使解除對卡銷的約束，主驅動彈簧靠自身恢復力將推動滾輪旋轉，并釋放滾柱和分離螺母，從而達到釋放螺栓的目的。其原理樣機目前完成了熱環境和低量級地面力學環境試驗(隨機振動均方根加速度4.06 Grms)。

3.2.5 其它SMA連接分離裝置

北京宇航系統研究所完成了采用兩根冗余的記憶合金絲驅動解鎖的記憶合金驅動分離螺母裝置研制，并在此基礎上完成了記憶合金驅動點式分離裝置研制，裝置承載能力大幅提升，分離沖擊顯著降低。中科院長春光學精密機械與物理研究所曹乃亮、楊利偉等設計了一種無沖擊包帶式解鎖分離機構[52]，采用三級釋放過程，實現了承載力的逐級放大，同時通過逐級釋放將沖擊響應降到最小，并且頂緊彈簧和作動彈簧能有效吸收螺栓脆斷產生的沖擊。此外，上海衛星工程研究所也發明了一種基于SMA彈簧的低沖擊解鎖裝置[53]。

3.3 基于熱致動的連接分離裝置

國內熱刀式壓緊釋放裝置目前處于研究初步階段，尚缺乏樣機及試驗數據[54]。中科院沈陽自動化研究所崔龍等設計了一種熱刀式鉤鎖分離裝置，如圖24所示[55]。其原理與MAP飛船太陽翼解鎖裝置較為相近，通過預緊彈簧實現繩索預緊力的加載，熱刀工作熔斷繩索完成裝置釋放功能。

圖24 熱刀式鉤鎖分離裝置[55]Fig.24 Thermal knife hooklock separation device[55]

中國空間技術研究院和沈陽通用機器人研究所對熱刀致動的壓緊釋放裝置開展了研究并取得了階段性成果[56-57]。它主要由熱刀、熱刀托架、扣蓋、繩頭(又叫“扣球”)、繩索、預緊桿、預緊螺母和壓緊座等構成，熱刀托架和壓緊座分別用螺釘固定于航天器主結構上，繩索由凱夫拉材料制成。工作時熱刀通電，電熱元件將產生超過1000℃的高溫，繩索局部強度逐漸衰減直至被拉斷，扣蓋松開，扣球滑出，引起相應的釋放動作。

此外，上海航天技術研究院充分吸收荷宇航的熱刀式連接釋放裝置技術，開展了產品自主研發，并通過相關預先研究項目，開展了熱刀以及繩索的基礎性研究[58]。利用電磁驅動、熱切割驅動方式設計了SPOD立方星適配器，并通過了飛行試驗的考核，成功實現了無沖擊的星箭分離。中科院長春光學精密機械與物理研究所曹乃亮等設計了壓電陶瓷驅動的空間有效載荷解鎖分離機構，將壓電陶瓷和斷裂螺栓結合，適用于有效載荷的部署，具有一定的應用前景[59]。

3.4 基于液態金屬的鎖緊/解鎖裝置

中國科學院空間應用工程與技術中心基于液態金屬合金材料熔點較低、合金成分可調、材料性質可設計的特性，初步設計了一種如圖25所示的應用于空間可展開機構的液態金屬鎖緊/解鎖機構[60]。仿真失效分析表明，該機構在低于2300 N承載力下有著較好的鎖緊能力，拉伸承力試驗表明其可承受的拉伸應力大于19.2 MPa。試驗中，100 W的加熱棒能使其在3 s的時間內得以完成解鎖，滿足部分解鎖要求靈敏度較低的鎖緊裝置。

圖25 充拉伸試驗中的裝置圖[60]Fig.25 Device picture of the tensile test[60]

3.5 充氣式重力梯度桿壓緊釋放裝置

充氣式重力梯度桿的充氣伸展臂結構需要有一套拔銷器式壓緊解鎖裝置用于壓緊和解鎖。在充氣伸展臂結構未工作時，該鎖緊釋放機構用于將伸展臂的端質量塊及其伸展臂本身壓在星體的基座上；在伸展臂充氣之前，壓緊解鎖裝置進行解鎖釋放，約束在端質量塊和充氣式重力梯度桿上的約束得以解除，充氣伸展臂結構充氣后將端質量塊推離衛星本體。

圖26為充氣式重力梯度桿壓緊釋放裝置組成示意圖[61]。壓緊裝置采用了兩組彈簧組件，釋放裝置采用拔銷器進行釋放。彈簧組件安裝在支撐定位塊上，通過彈簧組件給配重定位塊一個支撐力，從而消除配重定位塊和拔銷器支座間的間隙，提高系統剛度。目前該裝置已應用在我國首次空間充氣展開試驗中，在軌試驗驗證中充氣式重力梯度桿有序展開，試驗取得了成功。

圖26 充氣式重力梯度桿壓緊釋放裝置組成圖[61]Fig.26 Inhaled gravity gradient bar pressing and releasing device[61]

此外，杜正剛等[62]研究了采用氣壓式分離裝置，結果顯示高壓氣體所產生的沖擊遠小于火工品，對航天器影響較小，是經濟可以的方法。

4 總結與啟示

4.1 國內外對比分析

對比國內外研究現狀可知，國外非火工連接分離機構已開發出多種工程樣機，并進行了多類結構的飛行驗證試驗，總體發展水平較高。國內雖在多個方向開展了先期研究[2,63]，但總體上起步較晚，早期的研究單位以高校為主，且基本停留在原理樣機研制階段，或在微小衛星型號上少量應用小承載的分離裝置，距離大規模工程化應用仍有較大距離。具體地：

1)基于非火工裝置的大型復雜艙段連接分離技術研究尚處空白。國外在阿波羅登月飛船以及好奇號火星探測器等任務實施中，均研制了多種形式非火工連接分離裝置，并得到了在軌成功飛行驗證[1]。而我國在神舟飛船以及探月工程任務實施過程中主要使用火工機構鎖和包帶式等艙段連接分離裝置，且計劃在未來空間站艙段發射中采用較為可靠的線性分離裝置。這些技術均以多個火工連接分離裝置的模塊化組合應用為主，優勢是分離時間同步性為毫秒級，有利于控制分離姿態，不足是分離過程沖擊較大。

2)大承載低沖擊非火工連接分離技術研究較少。經過多年的發展，國內已經研發了多種火工類連接分離裝置產品，已具備成熟的分離性能設計和完善的工程實踐經驗。但也存在依靠裝填大量火炸藥保證分離可靠性，犧牲重量保證高承載，冗余隔沖結構保證降沖擊等問題，難以滿足未來大承載低沖擊甚至無沖擊的分離需求。對于非火工連接分離裝置，國內部分單位已經開展了記憶合金壓緊釋放裝置的研制，并借助新技術驗證衛星完成了在軌試驗，但連接力偏小，使用范圍受到限制，且在大型復雜艙段的連接分離方面沒有任何技術積累。

3)可適應在軌連接分離裝置有待模塊化與通用化。目前國外已經出現的空間在軌連接分離裝置主要可以歸納為兩種類型，一是應用于載人航天等對接機構；二是以在軌服務為背景提出的小型連接分離機構，這種機構具有連接分離速度快、在軌可重復使用、在軌或月面組裝等特點，部分產品已經歷了在軌試驗驗證。國內目前針對在軌服務、可重復組裝的連接分離裝置研究目前基本處于型號專用。

4.2 亟需突破的關鍵技術

針對未來載人航天及載人深空探測任務開展大承載非火工連接分離技術研究，形成大型復雜艙段間低沖擊非火工連接分離系統，以及航天器本體與部件間無沖擊非火工連接分離模塊，我們歸納提出如下幾項亟需重點突破的關鍵技術：

1)航天器連接分離的系統方案設計

針對目前載人航天任務中連接分離環節多、火工品多、沖擊大、可測試性弱等問題，研究大承載、高可靠、低沖擊的非火工連接分離裝置，部分替代目前技術和產品的需求較為迫切。需在深入調研國內外已有研究成果的基礎上，通過連接分離裝置模塊組合以及構型布局優化，研究新型艙段連接分離方案。包括機構的設計要求及技術指標分配，執行機構的種類與性能參數，和系統試驗方案等內容。

2)大承載連接力的實現途徑與方法研究

目前，體積小、質量輕、低沖擊甚至無沖擊的新型非火工連接分離裝置可以滿足微小衛星以及小型運載火箭的應用需求，但在大承載結構上的應用仍鮮有研究。在現有研究基礎上，借鑒現有分離機構“強連接，弱解鎖”等先進思想，研究大承載連接力的實現途徑以及方法。圍繞大承載連接、低沖擊分離的目標，從新方法、新原理、新材料等角度出發，基于熱致動、形狀記憶致動、電機驅動等多條途徑，通過結構承載設計、多層減力設計、承載傳力途徑的放大設計與分離性能匹配優化分析，為新型非火工連接分離裝置方案研究提供關鍵支撐。

3)連接與分離過程動力學建模與仿真技術

目前，影響分離特性的因素很多，這些因素的影響規律僅靠地面解鎖分離試驗不可能系統和完整地得到。需針對不同原理的連接分離裝置模塊，采用先進數值方法進行分離過程的動力學建模和仿真分析，研究分離過程中的動態過程特性，摸清預緊釋放過程以及作用機理，優化承載傳力路徑以及能量的轉換效率，開展影響分離特性的多目標優化設計，構建分離特性的指標體系[64]。結合相關試驗對模型進行驗證、修正，進一步提高仿真分析的精度，并用于指導連接分離模塊的迭代優化設計[65]，從而大大減少研制費用及試驗次數，提高設計質量，縮短研制周期。

4)分離解鎖沖擊載荷的減緩與防護技術

目前，航天器分離時火工裝置的動作會產生高量級、寬頻帶、短時間的復雜振蕩性爆炸沖擊載荷，對航天器電子儀器、脆性材料、輕薄結構等的破壞作用十分突出。因此，研究可適應在軌連接分離機構裝置的分離沖擊減緩和防護技術具有重要意義。與傳統火工沖擊不同的是，新型解鎖分離機構的沖擊一般在低頻段。低頻段振動對帆板等撓性附件的影響較大，對航天器的姿態會造成影響。具體措施包括：改進裝置設計，降低作動源的沖擊量級；在沖擊載荷傳遞路徑中安裝載荷隔離和減緩裝置；加強航天器沖擊敏感儀器抗沖擊環境載荷設計等。

5)非火工連接分離裝置地面試驗驗證技術

在航天飛行任務極高的可靠性指標下，連接分離裝置需要進行大量的地面試驗進行可靠性的評估和驗證。根據連接分離裝置模塊功能、性能指標需求，基于航天器的連接分離裝置試驗方案，針對不同作動原理的連接分離裝置模塊開展相應的性能驗證試驗方案研究，獲得裝置的連接承載力、分離過程沖擊特性、作用時間、溫度適應性等參數，為工程實際應用奠定基礎。此外，還需對試驗方法進行研究，以期在現有條件下進一步減少試驗樣本量，降低試驗成本。