基于NiTi形状记忆合金的航空解锁装置设计与研制.pdf
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1、Dec.2023JOURNALOFMACHINEDESIGN2023年1 2 月No.12Vol.40第40 卷第1 2 期机设 计械基于NiTi形状记忆合金的航空解锁装置设计与研制*崔江梅,杜旭荧,从保强3,曾志(1.成都工业学院材料与环境工程学院,四川成都611730;2.电子科技大学机械与电气工程学院,四川成都611731;3.北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京100191)摘要:现有航空火工解锁技术存在冲击大、污染大和难以重复利用等技术问题,文中设计研制了一种基于NiTi形状记忆合金的模块化航空解锁装置,分别采用有限元软件Workbench和ADAMS对解锁机构进行静强度校核和
2、解锁运动分析,并开展了其动态执行过程的瞬态受力及行程分析。针对关键驱动部件一记忆合金驱动弹簧,研究了热处理工艺对相变及形变的影响作用机制,对试制的航空解锁装置进行了回复率和疲劳寿命测试。结果表明:基于形状记忆合金的航空解锁装置可实现大行程解锁,在3.0 A电流下驱动弹簧回复率可达到1 3.0%,有效疲劳寿命达到8 0 次以上,满足了航空器安全和重复投放的技术需求。关键词:航空解锁装置;形状记忆合金;热处理;疲劳性能;回复率中图分类号:V19文献标识码:A文章编号:1 0 0 1-2 354(2 0 2 3)1 2-0 0 9 1-0 6Design and fabrication of aer
3、onautic unlocking device based onNiTi shape memory alloysCUI Jiangmei,DU Xuying,CONG Baoqiang,ZENG Zhi?(1.School of Materials and Environmental Engineering,Chengdu Technological University,Chengdu 611730;2.School of Mechanical and Electrical Engineering,University of Electronic Science and Technolog
4、y ofChina,Chengdu 611731;3.School of Mechanical Engineering and Automation,Beijing University of Aeronauticsand Astronautics,Beijing 100191)Abstract:Currently,the aeronautic pyrotechnic unlocking technology has some technical problems such as huge shock,largepollution,and low recyclability.In this a
5、rticle,a modular-oriented aeronautic unlocking device based on the NiTi shape memoryalloys is developed.The finite-element software Workbench and Adams are adopted to check the unlocking devices staticstrength and conduct the analysis on its unlocking motions.Furthermore,both the transient force and
6、 the stroke during the dynam-ic execution process are analyzed;efforts are made to explore the effect of the heat treatment process on phase transformation anddeformation of the key driving component-the memory-alloy driving spring.And then,the trial aeronautic unlocking device issubject to the test
7、 on its recovery rate and fatigue life.The results show that the aeronautic unlocking device based on the shapememory alloys ensures long-stroke unlocking.The driving spring can be used for more than 80 times,with its recovery rate of13.0%at the current of 3.0 A,which meets the technical requirement
8、s for aircraft safety and reuse.Key words:aeronautic unlocking device;shape memory alloy;heat treatment;fatigue performance;recovery rate收稿日期:2 0 2 1-1 1-0 5;修订日期:2 0 2 3-0 6-1 2基金项目:国家自然科学基金(51 7 7 50 9 1);航空科学基金(2 0 2 0 0 1 1 0 2 50 0 2);校级项目(2 0 2 2 ZR023)92计机第40 卷第1 2 期设械解锁装置广泛应用于航空和航天任务中,如星箭连接的
9、分离、卫星上大型天线的空间展开和运输机货物投放等1-3。依靠解锁装置为有效载荷提供预紧力,保证其在发射或者飞行时能固定在航天器上,并能按照指令在指定的地点和时间完成投放任务。现阶段航空器上的解锁装置多采用火工装置4-6 ,存在解锁冲击大,易燃易爆,不易储存,污染大等缺点,并且均为一次性使用,其可靠性难以在使用前验证,在上述航天器上的应用受到很大的限制。近年来,非火工分离技术的研制受到了人们广泛的关注7-8 ,其中形状记忆合金(Shape Memory Alloy,SMA因为其独特的形状记忆效应,在通电加热时发生相变,由低温马氏体转变为高温奥氏体,同时,产生较大的回复力和形变位移9-1 1 ,根
10、据该特性设计的驱动器具有反应迅速、冲击较小且可重复利用性强的优点,继而成为领域内的关注热点1 2-1 4针对航天解锁分离负载的不同需求,美国AFRL(A i r Fo r c e Re s e a r c h La b o r a t o r y)基于 SMA研制了LFN(LowForce Nut)和TSN(T w o St a g e Nu t Cu t a w a y)两种解锁机构1 5,并在1 9 9 5年5月通过发射MightSat1星搭载的SMARD装置进行了在轨试验,验证了其有效性和优越性。赵颖1 6 设计了一款SMA空间解锁机构,主要用于卫星太阳帆板的锁紧释放,该结构具有释放快、
11、体积小和质量小等特点。闫晓军等1 7 研制了一款快速SMA空间解锁装置,该装置具有体积小、解锁快和可重复使用等特点。目前,国内外基于SMA研制的各种解锁机构,大多都是基于SMA丝进行的结构设计1 8-2 0 ,其解锁行程相对较小,易导致误触发,且大多应用于空间/航天分离领域。文中基于相变可控的NiTi SMA弹簧,开展了一种具有较强承载能力、较大响应行程且可重复使用的模块化航空解锁装置设计,并验证了其回复特性和疲劳寿命,为深人研究基于SMA的型面可变航空智能结构奠定了技术基础。1构型设计航空解锁装置由NiTiSMA弹簧提供驱动力和形变,主要由底座组件、滑块、NiTiSMA弹簧、挡板组件、扭簧、
12、锁紧扳手、轴承组件、复位弹簧和推杆组件组成,如图1 所示。底座组件滑块SMA弹簧挡板组件扭簧推杆组件复位弹簧轴承组件锁紧扳手图1解锁机构示意图锁紧时,挡板组件被锁紧扳手锁住下半部分,而锁紧扳手与挡板组件之间的接触角为9 0,可以承受不超过机构结构强度的载荷。而解锁时,NiTiSMA弹簧受热收缩,带动滑块右向滑动,推动和滑块相连的推杆组件给锁紧扳手左端施加顺时针的转矩,锁紧扳手在该转矩作用下克服挡板摩擦力施加的转矩,解除对挡板组件的限位,挡板组件在扭簧的作用下,逆时针旋转完成释放动作,如图2 所示锁紧扳手旋转解锁挡板解锁SMA弹簧加热收缩推杆前推复位弹簧被压缩旋转解锁图2解锁机构运动原理图2解锁
13、装置力学模型及仿真分析为了方便力学分析计算,同时满足实际样机及工况负载要求,对解锁装置作出如下假设:(1)将底座组件和轴承组件等忽略,滑块、推杆、锁紧扳手和挡板组件等抽象为质点结构;(2)各部件间为理想约束;(3)忽略各运动副连接的间隙与摩擦2.1力和力矩平衡方程适当简化该解锁机构后,其受力分析如图3所示,滑块和推杆简化为质点A,锁紧扳手抽象为旋转杆BCD,挡板组件抽象为EFG。飞行器释放货物时,仰角按最大值9 计算,因为除了货物对挡板EFG的推力F推有影响,对其他区域的影响较小,故忽略不计。932023年1 2 月崔江梅,等:基于NiTi形状记空解锁装置设计与研制FSMA推+F推扭簧FBFE
14、D运动方向图3解锁机构受力分析图解锁机构解锁时,其临界状态为力矩平衡状态解锁动作锁紧扳手所受力矩平衡(以C点为计算中心):Mc=FAL,-faL2=0(1)FA=FsMA-f(2)f=F宝+fi(3)式中f一-底座组件对滑块的滑动摩擦力,fi=um滑块g;f挡板对解锁扳手的摩擦力.f=uFD;一摩擦因数;FD锁紧扳手对挡板的作用力;FSMA弹簧克服阻力后的有效作用力;FSMA-NiTiSMA弹簧变形提供的驱动力;F货复位弹簧的阻力,在文中设计中考虑到足够设计余量,F取值1 0.0 N;SMA弹簧变形所受阻力。只有求解出FsMA=27.1N才能满足基本的解锁力需求。解锁动作挡板组件所受力矩平衡(
15、以F点为计算中心):M,=FpL4-FmL,-M扭=0(4)式中:F推载荷对挡板的正压力;M扭黄扭簧对挡板的扭矩。当锁紧扳手BCD解除对挡板EFC的限位后,FD值减小为O,锁紧扳手BCD在扭簧和载荷施加的扭矩下完成解锁2.2解锁行程当机构解锁时,如图4所示,根据设计参数,当挡板组件解锁释放时,锁紧扳手转动角度为1 1 因为BC杆长较小(取值为2 7 mm),LBBBB,根据锁紧扳手两端杆长可知解锁行程LBB:2TLBcLBBB5.1mm(5)三360NiTiSMA弹簧的设计装夹长度为1 0 0 mm。滑块向右滑动5.1 mm,即5.1%时,推杆推动锁紧扳手转动11,即可解除对挡板组件的限位,完
16、成释放动作。BBDD图4解锁机构运动行程图3仿真方法3.1静强度校核基于ANSYSWorkbench有限元仿真软件对文中解锁机构进行静强度校核仿真分析。航空器在飞行过程中,释放载荷时(设计载荷m为1 50.0 kg),最大仰角为9,同时考虑飞机本身1.5g的冲击载荷,则施加载荷为:F=m1.5gXcos=2220.8N(6)设定机构底座固定,力加载于挡板正面,仿真解锁机构在航空器上处于最大负载时的受力情况,仿真结果如图5所示,最大应力点出现在挡板组件中间处,最大值为1 7 7.9 MPa,未超出9 6 1 不锈钢的材料强度,而最大形变处于挡板组件最上沿,最大位移仅为4.7 1 0-mm。在设计
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