形狀記憶合金（shapememoryalloy,SMA）是一類在溫度或其他條件發生變化時，能夠“記憶”其初始形狀的合金材料。1932年，瑞典科學家?lander[1]發現了如下現象：AuCd合金在冷卻時發生變形，加熱后形狀完全恢復。1951年，Chang等[2]發現AuCd系列合金在馬氏體狀態變形后，加熱后可回復到初始形狀，這就是SMA的突出力學特性之一——形狀記憶效應。1963年，美國海軍武器實驗室Buehler等[3]發現近等原子比的NiTi合金也具有形狀記憶效應，這一發現使學術界和工程界認識到了SMA的重要性，為其工程應用提供了可能。此后世界各國的科學家相繼發現了其他成分的形狀記憶合金，包括鐵基形狀記憶合金和銅基形狀記憶合金等[4-5]。盡管不同形狀記憶合金對于特定的應用要求或場景都有各自的優勢，但NiTi基形狀記憶合金材料在形狀記憶效應、韌性、熱機械性能、抗腐蝕性和生物相容性等方面均有優異的表現，因而在科學研究、尤其是工程應用中占據著主導地位。

SMA主要有兩種突出力學特性：形狀記憶效應和超彈性。如圖1所示，SMA存在兩種不同的相和3種不同的晶體結構，即孿晶馬氏體、非孿晶馬氏體和奧氏體。其中，馬氏體相在低溫下是穩定的，奧氏體相在高溫下是穩定的。形狀記憶效應是指SMA在處于低溫孿晶馬氏體結構時，通過加載轉變為非孿晶馬氏體并產生變形，對其加熱后SMA轉變為奧氏體并消除變形，恢復到初始形狀。超彈性是指SMA在處于高溫奧氏體結構時，通過加載使奧氏體轉變為非孿晶馬氏體并產生變形，卸載后SMA轉變為奧氏體并立即回復初始形狀[6]。此外，SMA還有其他性能，例如相變遲滯特性、電阻可變特性、大阻尼特性等。

SMA應用于航空航天領域具有諸多優勢。相比于其他材料，SMA比強度高，耐腐蝕性好。利用其形狀記憶效應時，其具有高能量密度和高功輸出[7-8]，設計的驅動器結構緊湊、可靠性高，可長期重復使用；利用其超彈性時，其可以產生超大且飽滿的應力應變滯回圈，具有優異的吸能減振和大變形回復性能。SMA在航空航天領域的應用已經有五十多年的歷史。1969年，形狀記憶合金管接頭成功應用于美國F14戰斗機的輸油管路[9-10]，之后，采用SMA設計的機構、結構逐漸應用于航空航天領域的各個方面，例如空間壓緊釋放機構、航空發動機進氣道的幾何調節、機翼偏轉和減振器等[11-14]。

本文對國內外科研機構開展的關于SMA在航空航天領域的應用研究進行了總結和歸納，主要包括4個方面：①材料與工藝；②本構模型；③形狀記憶效應應用；④超彈性應用。最后針對技術發展趨勢，對后續研究和應用趨勢進行了展望。

1、材料與工藝

針對NiTi基形狀記憶合金材料方面的研究，當前主要有兩個方向，一是研究NiTi二元合金的不同成分配比，二是在NiTi合金基礎上添加其他元素。SMA的傳統處理工藝一般包含熱變形、冷變形、熱處理、穩定化訓練等4個方面，通過工藝處理可以改變SMA材料的宏觀結構和微觀組織，達到穩定定型、改善性能的目的。最新的制造工藝還包括3D打印工藝。為了滿足航空航天的高低溫、復雜載荷的工作環境要求，本節重點關注的研究包括：通過添加第三元素或熱處理工藝從而大大拓寬NiTi基合金相變溫度范圍，熱處理工藝對SMA定型、改善性能的作用，以及3D打印SMA具有的新優勢。

1.1相變溫度的拓寬

根據成分中Ni、Ti的比例不同，目前常用的NiTi二元合金的奧氏體相變開始溫度在?50～95℃范圍內變化[15]，基本可以滿足常規技術的應用需求。但在航空航天部分場景下使用環境溫度高于95℃，例如由于太陽輻射作用，航天器表面環境溫度超過100℃[16]，SMA應用于航天器艙外時，便需具有更高的相變溫度。為了彌補NiTi二元合金相變溫度范圍的不足，常用的方法有兩種：添加第三元素和熱處理。

在NiTi二元合金的基礎上添加第三元素，分為兩類：一類是添加Hf和Zr，一類是添加貴金屬Au、Pd和Pt等。Karakoc等[17-18]研究了Ni50.3Ti29.7Zr20與Ni50.3Ti29.7Hf20高溫形狀記憶合金，結果表明兩種高溫形狀記憶合金的相變溫度明顯高于NiTi二元合金，達150℃。Monroe等[19]研究了Ni29.5Ti50.5Pd30合金，其相變溫度可達250℃。Casalena等[20]研究了NiTi-40Au合金，其相變溫度可達400℃。適當的熱處理也可以提高SMA的相變溫度。

Drexel等[21]對Ni49.2Ti50.8二元合金進行了熱處理，結果表明熱處理溫度在400～550℃范圍內，奧氏體相變溫度隨保溫時間增加而提高，幅度約為50℃。Kok等[22]通過實驗也表明延長熱處理時間可獲得較高的奧氏體相變溫度。

添加第三元素和熱處理均可以使相變溫度拓寬，但效果不同。添加第三元素形成的高溫形狀記憶合金相變溫度范圍更大，在航空航天應用中，相比于添加貴金屬Au、Pd和Pt的SMA，雖然添加Hf或Zr的SMA相變溫度提升較小[17-18]，但其價格低廉、加工性能良好，相變溫度約為100～200℃，已經滿足航空航天多數應用場景，例如，Bena-fan等研制了采用NiTiHf材料的扭轉驅動器用于展向自適應機翼[23]、直線驅動器用于空間探測的巖石劈裂器[24-26]，因此該類高溫SMA應用前景較廣；反之，添加貴金屬Au、Pd和Pt的SMA雖然相變溫度提高較多，達到400℃以上[19-20]，但由于過于昂貴，難以實現大規模工程化應用。通過熱處理方法一般只能使相變溫度提升幾度到幾十度，在實踐中，一般先根據使用溫度范圍確定SMA材料成分并加工，再通過熱處理微調相變溫度以滿足需求。

1.2熱處理工藝

SMA在航空航天領域的應用環境復雜，對于采用SMA設計的結構或機構來說，不僅要求相變溫度合適，也要求SMA有合適的形狀和穩定的性能。SMA通常是通過冷加工獲得的，SMA內部存在有殘余應力，且組織不均勻，需要通過熱處理工藝改變其性能。熱處理是指將SMA放在加熱爐內加熱、保溫、冷卻，通過改變其內部的晶體組織結構、來改變其性能的一種工藝。SMA熱處理工藝主要有兩個作用：一是對SMA定型，以適應不同應用環境下的形狀需求；二是改善SMA的性能，獲得穩定的形狀記憶、超彈性等性能。

通過熱處理工藝可以獲得需要的SMA形狀。北京航空航天大學智能推進實驗室[27]將形狀平坦的SMA梁置于設計的模具中，然后通過熱處理，得到了不同撓度的SMA梁；該實驗室[6,28]還利用熱處理對SMA絲的初始形狀進行了定型設計，如圖2所示，通過熱處理成功得到了SMA絲繞制成的SMA旋轉驅動器，該驅動器可以將SMA直線運動輸出轉化為旋轉運動輸出。

熱處理工藝還可以用于改善SMA性能。Liu等[29]在500℃下對SMA絲進行短時時效處理后，其永久變形小于0.05%，在常溫下具有良好的回復能力。Mahmud等[30]研究了退火溫度對NiTi合金馬氏體穩定性的影響，結果表明：在低退火溫度下NiTi合金超彈性性能更加穩定。Ben等[31]對NiTi二元合金進行不同時效熱處理，其研究結果表明：當熱處理溫度范圍在500～650℃之間，富鎳NiTi合金可以獲得穩定的超彈性性能。胡勵[32]對NiTi合金進行了不同溫度的包套壓縮試驗，結果表明：在400℃條件時，包套壓縮試驗有利于晶粒細化，進而改善SMA的形狀記憶性能和超彈性性能。

針對航空航天領域對于材料性能的高要求，以及部分場景對于機構體積的限制，通過熱處理工藝可以優化SMA內部組織來改善其性能，并同時達到定型的目的。目前的熱處理工藝主要表現為：針對不同成分、不同結構形式的SMA，優化加熱溫度和保溫時間，得到需要的形狀與性能。

1.33D打印工藝

航空航天領域對SMA結構質量、可靠性要求較高，采用3D打印生產的一體化結構可以更好地滿足該需求。3D打印是一種新型工藝，其以數字模型文件為基礎，運用粉末狀金屬等可粘合材料，通過逐層打印的方式來制造結構。

通過三維結構設計，3D打印可以直接生產出具有特定功能的結構。比利時Dadbakhsh等[33]通過3D打印生產出了致密的NiTi合金，有圓柱體、正方體等構型。Nematollahi等[34]利用3D打印制備了不同幾何和功能特性的NiTiHf高溫形狀記憶合金。中國石油大學Xiong等[35]采用3D打印制備了蜂窩狀NiTi-SMA，如圖3所示，蜂窩狀的NiTi-SMA用于填充空間著陸器的著陸腿，其在著陸時吸收能量，然后通過電或加熱刺激迅速恢復到初始形狀；冷卻后，SMA恢復到馬氏體狀態，可以在不更換填充材料的情況下為下一次著陸做好準備。

對于在航空航天領域的應用來說，3D打印工藝的優勢在于通過一體化結構設計，減少了非必要的連接結構，進而減輕了結構質量。3D打印也存在一些不足，例如：由于技術成熟度不高，3D打印過程中已凝固部分的SMA與粉體SMA之間由于熱物理性質存在差異，導致打印結構的致密度受到限制[36]。

2、本構模型

SMA本構模型是對SMA在不同溫度和載荷下應力-應變關系的描述，根據SMA應用場景的不同，可以分為形狀記憶效應本構模型和超彈性本構模型。

2.1形狀記憶效應本構模型

形狀記憶效應本構模型以描述SMA的形狀記憶特性為主，主要描述SMA在作動過程中的應力應變特性，一般可以分為宏觀本構模型、細觀本構模型以及微觀本構模型[6,37]。微觀本構模型主要描述的是材料的微尺度力學行為，側重于機理研究。由于在航空航天應用中，SMA驅動器性能預測是設計的關鍵環節，因此本節主要介紹用于SMA驅動器性能預測的宏觀本構模型和細觀本構模型。

2.1.1宏觀本構模型

宏觀本構模型基于材料熱力學框架，建立了材料自由能的表達式，并推導了SMA相變過程的驅動力，進而獲得材料的本構方程[38]。宏觀本構模型的優點是引入了較少的內變量和材料參數，模型參數易于獲取，可以高效模擬SMA的應力-應變變化。針對常用的SMA作為驅動器使用的結構形式：絲、管、彈簧和帶，宏觀本構模型主要發展了兩類本構模型：一維本構模型和三維本構模型。

一維本構模型主要描述SMA絲等一維構件在單軸載荷、不同溫度下的應力-應變響應。

Tanaka等[39]于1986年最早建立SMA宏觀本構模型，其提出采用馬氏體體積分數作為內變量描述馬氏體相變的一維宏觀本構模型，并假設馬氏體體積分數隨溫度和應力呈指數變化，即指數型硬化函數。Liang和Rogers[40]在Tanaka等的基礎上，提出了余弦型硬化函數代替指數型硬化函數，由于余弦型硬化函數更加符合試驗結果，因此計算結果更加準確。但Liang、Rogers和Tanaka等的一維本構模型沒有考慮馬氏體重取向和相變過程中材料參數的變化。因此，Brinson[41]在Liang-Rogers模型的基礎上將馬氏體體積分數分為溫度誘導和應力誘導兩部分，完整考慮了SMA的5個相變過程，計算精度大大提高。北京航空航天大學智能推進實驗室[42]于2014年在考慮SMA相變誘導塑性的基礎上，提出了描述SMA循環衰減的一維本構模型。

隨著SMA管、彈簧、帶等三維構件更多地用于驅動器，大大促進了三維本構模型的發展。三維本構模型主要描述SMA管等三維構件在不同溫度和載荷下的應力應變響應，其承受的可以是單軸或多軸載荷。Lagoudas等[43]于1995年提出了基于熱力學框架SMA三維本構模型，該模型建立了以馬氏體體積分數為內變量的流動法則。

之后，Qidwai和Lagoudas[44]于2000年進一步提出了該模型的回退映射數值求解方法，并編寫了可用于有限元分析的材料本構子程序UMATs。Hartl等[45]于2009年發展了同時考慮相變和屈服耦合的三維本構模型。Mirzaeifar等[46]于2013年提出了考慮SMA拉壓不對稱性的三維本構模型，該模型可以對平板的三點彎試驗進行預測。Xu等[47]于2020年提出了大變形的三維本構模型，該模型引入內應力并將其與馬氏體體積分數相關聯，考慮了SMA的雙程記憶效應，可以很好地描述SMA在不同溫度下的循環變形。SMA一維本構模型引入的參數較少，在對SMA絲驅動器進行設計時可以直接應用并具有較高的精度。SMA三維本構模型引入了更多的材料參數，可以對不同復雜構型、承受多軸載荷下的SMA相變過程中的應力和應變進行預測。

在驅動器設計時，將宏觀本構模型理論編寫為可用于有限元分析的材料本構子程序UMATs，進而可以對不同結構形式的SMA驅動器進行訓練、模擬環境的一體化優化設計，從而實現驅動器的高準確度優化設計，仿真誤差小于8%，大大降低了試驗與時間成本[27]。目前，已有的模型均考慮了馬氏體相變，還考慮了其余部分變形機制，包括相變誘導塑性、塑性變形、雙程記憶效應和拉壓不對稱性等[41-42,45-47]，但目前尚未有全面考慮前述5種變形機制的宏觀本構模型。

2.1.2細觀本構模型

細觀本構模型是基于細觀力學理論，在晶粒尺度上描述SMA的力學行為，并可以從物理上解釋SMA的各種變形機制[48]。常見的細觀本構模型是基于晶體塑性理論的本構模型[48-51]，其通過平均的方法將單個晶粒的力學行為擴展到代表性體積元上，可以較好地描述宏觀力學行為。

基于晶體塑性理論的本構模型可以對SMA多種變形機制進行描述。Patoor等[49]最早將晶體塑性理論引入到SMA細觀本構模型，該模型將SMA的宏觀相變應變率與馬氏體變體的相變應變率相關聯。Thamburaja等[50-51]通過晶體塑性的方法，探究了晶體織構對拉壓不對稱性的影響。于超[48]考慮了相變誘導塑性和殘余馬氏體等引入的循環衰減，在單晶尺度上建立了熱力耦合的循環本構模型，并采用尺度過度準則得到了多晶SMA的循環本構模型。

目前，國內外很多學者提出的基于晶體塑性理論的本構模型已經可以用來描述單晶材料的非彈性變形機制，部分模型可以通過尺度過渡方法來描述多晶材料的變形機制[52-54]。由于細觀本構模型引入了較多的材料參數，采用的內變量較多，因此多用于材料應力應變溫度響應的預測，較少用于驅動器變形預測，驅動器變形預測目前以宏觀本構模型為主。

2.2超彈性本構模型

SMA的超彈性特性是一種強的非線性，選用合適的數學模型來描述SMA構件的遲滯特性，從而準確預測其振動響應，對于SMA減振構件的設計來說是至關重要的。

對SMA超彈性描述的經典模型有：Graess-er模型[55]，Bouc-Wen模型[56-57]等。北京航空航天大學智能推進實驗室[58]提出簡單折線超彈性模型，可求解SMA超彈性系統在隨機載荷下的振動響應。哈爾濱工業大學張景業[59]建立了SMA超彈性單自由度系統的振動理論模型，并得到了系統在簡諧激勵下的振動響應。大連理工大學牛健[60]提出了一種SMA材料的階躍Bouc-Wen模型，其能夠準確地描述低頻加載下SMA的超彈性滯回圈的吸能減振性能。

在結構計算中采用什么樣的超彈性本構模型，需要根據系統所受的激勵載荷，求解方法等因素來確定。利用數值方法求解SMA超彈性系統在隨機激勵下的響應時，可選用在Bouc-Wen模型基礎上發展的Graesser模型，缺點是求解時間長，效率低；利用等效線性化方法求解時，Graesser模型由于表述上的原因，不適合采用，利用簡單折線超彈性模型[58]，則可以方便、高效地得到系統的響應，求解效率高，且精度能夠滿足工程需要。

3、形狀記憶效應應用

形狀記憶效應是SMA最主要的特性之一，航空航天領域根據其可以設計驅動器或一些特定結構。SMA比強度高，耐腐蝕性好，作動時能量密度高、功輸出高，因此使得設計的結構更加緊湊，可靠性更高，滿足長期重復使用需求。本節主要針對SMA常見的4種驅動器的結構形式進行介紹：SMA絲、SMA管、SMA彈簧和SMA帶。

3.1SMA絲

由于SMA絲直徑小、電阻大，可直接通電控制加熱作動，并且輸出位移大，能滿足不同規格機構的作動位移要求，尤其是航空航天領域對空間、功耗利用率以及自動化控制要求較高，SMA具備上述優勢，因此得到了廣泛應用。航空航天領域常見的SMA絲驅動的機構目前主要有兩類：一類是壓緊釋放機構，用于實現飛行器中可分離結構與固定結構的連接與分離；另一類是主動變形結構，用于驅動特定結構的偏轉變形。

3.1.1壓緊釋放機構

SMA絲驅動的壓緊釋放機構主要用于替代傳統采用火工品爆炸來驅動的機構，相比于火工品，其具有無污染、低沖擊、可重復使用等優點，尤其是在精密儀器設備的連接與分離方面有很大優勢，SMA驅動的壓緊釋放機構主要包括兩個部分，承載部分和觸發驅動部分，兩者之間有一個載荷傳遞的結構。根據機構中載荷傳遞的級數，可以分為單級觸發機構和多級觸發機構。單級觸發機構結構較為簡單，其工作原理一般是：SMA絲通電受熱后直接驅動相關結構移動，從而解除對承載結構的限位，完成釋放功能。意大利那不勒斯第二大學Gardi[61]研制了SUN-VR機構，該機構是利用3根SMA驅動的單級鋼球機構。北京航空航天大學智能推進實驗室研制了SMA-30000分組滾棒釋放機構[62]，該機構是利用SMA絲驅動的單級分瓣螺母釋放機構（如圖4）：機構采用2根SMA冗余設計，提高了機構的可靠性，同時由于采用了滾棒，減小了箍環運動時的摩擦阻力，可實現最高40kN的釋放載荷。

多級觸發機構相對復雜，SMA通電受熱后通過多級結構（如鋼球等）傳遞載荷，進行作動，最終解除對承載結構的限位，完成釋放功能。相比于單級觸發機構，多級觸發機構承載能力強，國內外研究人員對多級觸發機構的研究更多。美國TiNi公司研制了SMA絲驅動的拔銷器[63]，該機構可通過從頂部拔出銷或從底部推出銷手動復位。韓國KAIST（KoreaAdvancedInstituteofSci-enceandTechnology）研制了二級分瓣螺母釋放機構[64]，該機構復位時需要用專用的工裝復位。西班牙Vázquez等[65]研制了NEHRA（nonexplosivehold-downreleaseactuator）二級旋轉釋放機構，該機構復位是將螺旋扭轉彈簧預加載到鎖緊位置，可以手動執行。西班牙Nava等[66]于2014年研制了REACT（resettablenon-explosiveactuator）SMA絲旋轉驅動的三級鋼球釋放機構。西班牙Col-lado等[67]于2019年研制了第二版REACTV2分瓣螺母壓緊釋放機構，圖5為REACTV2分瓣螺母機構作動示意圖，圖6為機構實物圖。該機構通過使用簡單的工具將外環返回復位位置，進行復位。國內北京航空航天大學智能推進實驗室研制了多款多級觸發機構[6,68-70]，分別采用分瓣螺母和多級鋼球原理，這些機構可通過在機構內設置偏置彈簧來實現復位功能。

SMA絲驅動的壓緊釋放機構性能如表1所示。目前，國內外已經有多型采用SMA絲驅動的壓緊釋放機構成功實現在軌應用。在眾多SMA機構中，已經實現了大承載、無污染、低沖擊、可重復使用等功能，SMA絲驅動的壓緊釋放機構逐步在向輕量化、自動化和智能化的趨勢發展。結構設計趨于緊湊小巧，減少了質量并節省了安裝空間；安裝使用過程更加便捷，特別是復位過程大幅簡化；部分設計方案能夠提供自身狀態指示信號，便于調節控制。

3.1.2主動變形結構

將SMA絲作為主動變形結構的一部分嵌入到蒙皮等結構中，通過環境溫度的改變或通電加熱的方式，控制SMA的伸長與縮短，進而改變結構的形狀和角度，完成相應的減阻、降噪等功能。這一類結構通常為機翼等大型構件，需要較大的驅動力，因此多采用SMA絲束驅動。

主動變形結構多用于機翼或進氣道等結構的偏轉。美國國防高級研究計劃局（DARPA）在1999年提出了智能航空與航海推進系統論證（SAMPSON）計劃，包括智能機翼、葉片等。其中一個項目是在F15E戰斗機進氣道設計中采用SMA替換原有的液壓驅動器，驅動整流罩和唇板來實現進氣道的變幾何調節[71-73]。該結構在2000年進入Hampton跨聲速風洞進行了試驗驗證，試驗證明了該結構在實際工作環境下的性能：最大氣動載荷下，SMA驅動器可在30s內驅動整流罩移動6°、唇板旋轉23°。2020年，Ashir等[74]研究了一種基于SMA絲和增強纖維的自適應變形機翼，圖7為SMA絲在機構變形中的工作原理。試驗結果表明：該變形機翼可在電流為1A的條件下，作動60s后達到最大變形2.8mm。 SMA絲驅動的主動變形結構通常會采用多束SMA絲以提高驅動力，此時需要考慮驅動的同步性問題。此外，由于SMA絲是嵌入到蒙皮等結構中，還需要解決與蒙皮的連接、作動時的相互運動等技術問題。

3.2SMA管

SMA管的直徑大，相比于SMA絲，其輸出載荷更大，并且可輸出不同形式的載荷，如推力、扭矩以及徑向力等。根據SMA管輸出載荷的形式可以設計成不同用途的驅動器或特定的結構，常見的有直線驅動器、扭轉驅動器和徑向密封結構。

3.2.1直線驅動器

當SMA管作為直線驅動器使用時，典型的使用方法是使用前對其施加壓縮載荷，使其產生一定的壓縮變形，需要驅動時，對SMA管進行加熱，產生回復位移驅動結構運動，從而完成相應功能。SMA管直線驅動器可以用于驅動壓緊釋放機構。美國國家航空航天局（NASA）是較早將SMA管應用于航空航天領域的研究部門，其研制了單級分瓣螺母壓緊釋放機構[75]，該機構由于采用了限位銷限位，可靠性較高。HiShearTechno-logyCorporation（HSTC）公司研制的大載荷分瓣螺母壓緊釋放機構也是利用SMA管驅動的[76]。美國TiNi公司研制的Frangibolt是利用SMA管驅動的壓緊釋放機構[77-78]，圖8為Frangibolt機構示意圖，該機構主要由缺口螺栓、SMA管、加熱套組成。機構作動時，對SMA管加熱使其伸長，缺口螺栓在SMA管的作用下脹斷，完成分離功能。

SMA管直線驅動器也可以用于空間探測用的巖石劈裂器。Benafan等[24-26]研制了SMA巖石劈裂器（SMArocksplitter,SMARS），用于在空間環境中實現可控靜態巖石劈裂。SMARS使用的是Ni50.3Ti29.7Hf20三元高溫SMA，該SMA經過訓練可軸向膨脹。圖9為SMARS結構示意及工作過程，SMARS包括SMA管、加熱器和端部的鉆頭，端部的鉆頭可以根據任務需要更換，包括錐形、球形、圓柱形和扁平端。工作時，先用垂直鉆頭向下打孔，然后將SMARS置于深孔內，對其通電加熱，兩端伸長使得巖石破碎及分裂。

SMA管用于直線驅動器的優勢是其輸出力較大。在用于壓緊釋放機構時，相比于采用SMA絲的機構，結構更加簡單；在用于巖石劈裂器時，其具有體積小、質量輕的優勢，特別適用于未來航天器和探測器上使用。SMA管的主要缺點包括輸出位移小、加熱作動時間長、循環使用殘余應變積累明顯等，使用時需要有針對性地克服上述不足。

3.2.2扭轉驅動器

SMA扭轉驅動器的特點是其可以用較小的尺寸輸出較大的扭矩，在航空航天領域對空間、功能性要求高的情況下，SMA扭轉驅動器具有很大的優勢。

SMA扭轉驅動器常見于航空領域，如槳葉、葉片以及機翼等的扭轉。美國海軍航空系統司令部（NAVAIR）[71,79]于2008年資助的可重構轉子葉片（reconfigurablerotorblade,RRB）項目中的槳葉也是采用SMA管扭轉驅動的，該扭轉驅動器可以提供超過6.8N·m的扭矩和3.4J的能量，并能承受轉動的環境，同時該驅動器可以提供250次扭轉且沒有性能損失和異常情況。Herrington等[80]于2015年重新設計了一型SMA扭轉驅動器，使跨度為0.914m的機翼實現了10°的扭轉。

Benafan等[23]在2019年提出了展向自適應機翼（spanwiseadaptivewing,SAW）概念，其使用SMA扭轉驅動器連接外側機翼部分，其可用于飛行和地面操縱。在飛行中，驅動部分能夠提高橫向方向穩定性，圖10為SAW示意圖。

SMA扭轉驅動器的優點是同時具有傳感與驅動功能。將SMA扭轉驅動器與被扭轉結構連接后，加熱后直接輸出扭矩，降低了扭轉驅動結構的復雜性。

3.2.3徑向密封結構

相比于直線與扭轉驅動器，SMA管徑向密封結構的應用是最早的。SMA管徑向密封主要應用于管接頭，將SMA管先在低溫下擴大內徑，然后加熱收縮完成對管路的密封。

管接頭工作原理示意如圖11所示。使用時，先對SMA管進行擴徑，然后將被連接管對接并插入SMA管接頭內，對SMA管進行加熱，SMA管受熱收縮并壓緊被連接管，完成密封固定。

SMA管接頭很好地利用了SMA的形狀記憶特性，其密封性能好，可靠性高。20世紀70年代，美軍F14戰斗機管接頭上第一次實現了SMA的航空工業應用[9-10]。此后，SMA管接頭的應用拓展到了石油行業，其材料體系也更加豐富，包括Fe基、Cu基記憶合金材料等均有廣泛的應用[82]。

SMA管接頭的可靠性很高，安裝簡單，相比于傳統焊接方法，其可以連接不同材料的管子，因此使用頻率很高，應用較為成熟。

3.3SMA彈簧

SMA彈簧的特點是輸出力和位移大，其克服了SMA管直線驅動器輸出位移小的缺陷，并可加工成不同的直徑與高度，以滿足不同驅動器的驅動位移要求。作為觸發結構，SMA彈簧受熱變形后產生回復變形對外輸出驅動力，驅動相應結構運動。

多個研究機構開展了針對SMA彈簧驅動的壓緊釋放機構研究。韓國航天大學的Tak等[83]研制了采用SMA彈簧驅動的壓緊釋放機構。美國洛克希德·馬丁公司采用SMA彈簧研制了基于鋼球解鎖原理的LFN（lowforcenut）和基于二級分瓣螺母原理的TSN（two-stagenut）的壓緊釋放機構[84-85]。圖12為LFN機構示意圖，機構釋放時，對SMA驅動彈簧通電，其受熱伸長，驅動活塞向下移動，鋼球落入凹槽內，驅動彈簧驅動箍環向上移動，解除對分瓣螺母的徑向約束，螺栓完成釋放。復位時，對SMA復位彈簧通電，其推動箍環向下移動，使得分瓣螺母重新合攏，完成復位。

SMA彈簧驅動的壓緊釋放機構性能參數如表2所示。SMA彈簧驅動的壓緊釋放機構兼具彈簧與SMA形狀記憶效應的優勢，用相對較小的微觀應變產生較大的宏觀位移。但SMA彈簧橫截面上的應力分布不是恒定的，因此需要更大的體積來產生相同的力，這對驅動器的效率和帶寬有負面影響（即對于相同的輸出，必須加熱和冷卻更大的材料體積）。

3.4SMA帶

SMA帶的平面面積較大，可與其他平面結構貼合，通過電流或溫度控制SMA帶受熱作動，實現彎曲變形功能。其特點是驅動力大，輸出角度較大。相比于常見的電動機驅動的彎曲折疊機構，SMA帶可以直接用于彎曲驅動，結構大幅度簡化。SMA帶的彎曲驅動已經應用到多個場景中。

NASA研制了采用SMA帶的太陽翼帆板折疊展開鉸鏈[86]，目前已經于2002年在NASA的地球觀測1號衛星上實現在軌測試驗證。波音公司研制的可變形鋸齒結構（variablegeometrychevron,VGC）是采用SMA帶驅動的主動降噪驅動器[71,73]，圖13為VGC在飛機中的安裝位置及結構示意圖。

2005年，波音公司在ANA（allNipponairway）777-300ER的GE90-115B發動機上進行了測試，對起飛、巡航條件下的VGC性能進行評估，結論是其可以顯著地降低起飛階段的噪聲，有效地降低巡航階段的沖擊室的噪聲。2011年，Pecora等[87]在CS-25支線飛機上設計并測試了一種采用SMA帶驅動的變形后緣結構，實現了后緣部分的連續變化。2018年，Leal等[88]采用集成設計方法設計了一種SMA驅動器驅動的變形機翼結構。

SMA帶用作彎曲驅動器，可以根據溫度變化自主調節變形量，大大簡化了結構。SMA帶在應用中也存在不足：由于熱滯后的存在，在實際使用中，需要設計復雜的控制方案。

4、超彈性應用

超彈性是SMA的另一突出力學特性，隨著航空航天對于抗振動沖擊、抵抗大變形等需求增多，SMA的超彈性特性受到了越來越多的關注。SMA相變產生的可回復變形遠大于普通材料的彈性變形，因此可用于需要較高彈性變形的場合。根據SMA超彈性的特點，其常見的應用有兩類：一是利用超彈性的吸能減振作用設計減振器，二是利用大變形回復性能設計自適應結構。

4.1吸能減振

在航空航天領域，結構受到振動沖擊是一個常見的現象。采用SMA材料設計的減振裝置，可以充分利用SMA的超彈性，其在受到沖擊時產生的超大滯回圈可以充分地吸收振動沖擊的能量，從而達到減振的目的。SMA吸能減振作用主要用于設計減振裝置。

韓國航天研究所研制了一型SMA隔振器[89]，其通過控制隔振器的預壓縮位移實現對隔振器隔振能力和固有頻率調整。Kwon等[90]研制了SMA金屬絲網減振器，其可以降低基體振動對成像衛星系統的影響。北京航空航天大學智能推進實驗室研制了SMA擬橡膠金屬減振器[6,58]，圖14為SMA擬橡膠金屬減振器組成示意圖，其采用對稱分布的、性能完全相同的兩個超彈性SMA絲構成的擬橡膠金屬元件作為阻尼元件。其最大可恢復變形達到30%，對寬頻帶隨機載荷有很好的減振能力。

SMA設計的減振器很好地利用了SMA材料的超彈性，在受到外界振動沖擊時，可以很好地吸收能量并具有優異的減振效果。目前的SMA減振器、阻尼器耗能效率較低、結構較復雜，未來應結合準確、簡單高效的SMA超彈性本構模型，設計更加簡單、效率高的裝置[60]。

4.2大變形回復

SMA超彈性還可以用于彈性變形要求較高的場景。SMA在加載過程中會發生相變，產生較大的變形，在卸載后仍然能完全回復，這一特點完全不同于常見的彈性材料。因此，利用SMA超彈性可以產生大變形并完全回復的特點，可用于需要產生大變形并完全回復的自適應結構中。

利用SMA超彈性設計的自適應結構在多個領域均有應用。杜彥良等[91]提出利用SMA的超彈性設計SMA螺栓，可以實現多個螺栓連接同一系統時載荷的自適應分配。NASA針對火星探測任務中由于不平整路面導致火星車探測器輪胎出現永久變形的問題，提出了新型的SMA超彈性輪胎[92]。圖15為NASA火星車輪胎示意圖，該輪胎采用數百條相互纏繞的超彈性SMA絲編織而成，替代曾經使用的彈簧輪胎。SMA可以承受的彈性變形約為鋼材的30倍，因此可以克服彈簧輪胎導致的塑性變形問題。

設計的自適應結構可以很好地適應環境的變化。但在應用中還需要考慮SMA的疲勞及其他性能的衰減。

5、未來趨勢

隨著材料、工藝、控制、信息技術的發展，SMA在航空航天領域的應用將更廣泛；在研究方面，體現出更強的多學科交叉和融合特征。主要有以下4個方面：

1）材料與工藝。隨著SMA在不同溫度環境中應用，未來的SMA材料體系應該更加豐富，以滿足不同使用環境溫度下的要求。

目前，SMA材料在環境溫度低于75℃時的研究與應用已經較為完善，SMA在高溫環境下的研究與應用還較少。針對航空航天的高溫需求，添加Hf和Zr的三元NiTi高溫SMA已經展現出較大的應用價值。此外，通過傳統工藝如熱處理、熱機械訓練或新型工藝如電流脈沖處理等手段有利于SMA獲得穩定的形狀記憶、超彈性等性能。在3D打印方面，原料粉末的質量和設備的溫度控制等技術需要更

深入的研究。

2）本構模型。隨著SMA在航空航天以及高低溫、復雜載荷環境下的應用越來越多，未來的本構模型還需考慮疲勞、高溫、腐蝕等多種因素。

針對SMA常見的5種變形機制，包括馬氏體相變、相變誘導塑性、塑性變形、雙程記憶效應和拉壓不對稱性，需要發展可以準確描述以上變形機制的統一的宏觀本構模型，進行SMA驅動器的一體化優化設計。針對多晶SMA應用的增加，需要發展針對多晶SMA變形機制進行直接描述的細觀本構模型。

3）形狀記憶效應應用。采用不同結構形式的SMA，可以設計結構緊湊、可靠性高的驅動器，當前的驅動器普遍存在的問題主要是機構的自動化、智能化水平不高。

未來的重點研究方向包括①設計新穎的自復位快速連接機構，實現壓緊釋放機構的快速釋放與復位，提高SMA應用的智能化水平；②設計新型自適應結構，開展針對不同溫度、不同載荷環境下的應用研究，增加機構健康狀態檢測模塊。

4）超彈性應用。SMA超彈性的應用，一方面是從材料角度提升基礎性能，另一方面主要是通過結構形式的多樣化，更好地發揮超彈性的應用價值。未來需要結合航空航天領域的應用特點，重點開展兩方面的研究：一是設計更加新穎的結構形式；二是開展超彈性SMA循環穩定性和長壽命應用研究。

6、結論

本文介紹了形狀記憶合金在航空航天領域的應用研究進展，得到如下結論：①隨著三元NiTi合金材料的研究發展，NiTiHf、NiTiHZr的相變溫度達到150℃，滿足了諸如航天器艙外環境等高溫條件下的使用需求，拓寬了SMA的應用范圍；熱處理工藝的發展使得SMA力學性能得到提升，滿足了航空航天對功能部件輕量化和小型化的需求；3D打印工藝的發展實現了利用SMA制造復雜功能結構的目標，在著陸緩沖等領域展示了較強的應用潛力。②本構模型的發展使得對SMA相變行為的數學描述更加準確，驅動器設計分析

的準確度得到有效提升。③利用形狀記憶效應可制造多種結構形式的驅動器，其通常具有結構緊湊、控制簡便、低功耗高輸出的特點，使得其在對空間、功耗利用率以及自動化控制要求較高的航空航天領域得到廣泛應用，SMA驅動器呈現出輕量化、自動化和智能化的發展趨勢，未來其性能優勢將進一步提升。④利用超彈性可制造成特定形式的功能結構，在吸能減振和大變形回復場合得到應用，這類功能結構呈現出構型多樣化的發展趨勢。總體來看，SMA在航空航天領域的應用研究將向著更寬的工作溫度范圍、更準確全面的本構模型、更多樣的結構形式、更智能的作動機構方向發展。

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