2020, Vol. 28
自1980年被发现以来，形状记忆聚合物(Shape Memory Polymers, SMP)就以其独特的热力学性能及形状记忆功能受到人们广泛的关注[1]。最早被发现的SMP是交联苯乙烯形状记忆聚合物，此后研究者陆续研制出几十种可以满足不同领域使用的形状记忆聚合物功能材料。根据驱动方式的不同，SMP可以被分为以下几类：热驱动SMP、电驱动SMP、光驱动SMP、磁驱动SMP以及溶液驱动SMP等，其中热驱动SMP是最为常见且应用范围最广的SMP。根据聚合物基体种类的不同，SMP又可被分为环氧基形状记忆聚合物、氰酸酯基形状记忆聚合物、苯乙烯基形状记忆聚合物以及聚酰亚胺基形状记忆聚合物材料。SMPs是一种形状可随外界条件变化而产生变化的一类材料，其具有如下特点：在高温、光照、磁场、电场、PH、湿度等条件下被赋予一定的初始形状；随着外界条件的变化其初始形状可以被永久地保存；而当外界条件继续发生变化，材料的形状可以可逆地由临时固定形状回复为初始形状，从而实现“初始形状-临时固定形状-回复初始形状”的变形循环，如图 1所示[1-3]。
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图 1 SMPs的形状记忆循环过程 Fig.1 Cyclic process of shape memory polymers |
作为一种新型智能材料，SMP已经在航空航天领域得到了普遍的应用，如空间可展开桁架、太阳能帆板、豆荚杆铰链、锁紧释放机构等，具有独特的应用价值与潜力[3]，其中，锁紧释放机构作为航天领域的重点研究范畴，对其的研究刻不容缓[1-4]。长期以来，空间锁紧释放机构主要为机械式及火工品装置，但该结构存在诸多缺点：在释放过程中会产生剧烈震动，从而对航天器结构造成冲击；产生废气造成环境污染；成本较高且不能重复利用等[2]。爆炸螺栓在释放过程中的冲击力超过5 000 g，而改进的火工锁在释放过程中的冲击力则约在1 000至3 000 g，严重的火工冲击还可能导致周围部件的损坏或误动作[5]。此外，火工品释放过程中会产生污染性气体，可能会损伤精细电子元器件或污染镜头。而且，由于火工品释放装置不能重复使用，因此，发射过程中所使用的火工品释放装置不能提前在地面进行可靠性验证，因而无法保证发射之后释放装置的可靠性。传统的空间锁紧释放机构由于具有质量大、成本较高、无法保证可靠性、污染严重、释放过程中冲击较大等缺点而被逐渐淘汰，其正在逐步发展成为新型锁紧释放机构。在低冲击锁紧释放机构研发阶段，利用形状记忆聚合物独特的形状记忆功能来替代传统的火工品成为人们的重点关注对象。
形状记忆聚合物不仅为新型锁紧释放机构提供了展开动力，它还保证了整个展开过程是一个缓慢、有序的可控过程[2-4, 6]，因此，SMP是无冲击锁紧释放机构的理想材料。然而，近几十年以来，针对SMPs锁紧释放机构的研究仍处于起步阶段，如何更好地将形状记忆材料应用到锁紧释放机构中，仍是一项非常重要的研究内容。本文将介绍常见的SMP种类、驱动方式及形状记忆聚合物复合材料的种类，同时综述SMP材料在锁紧释放机构中的应用，以期为相关领域研究与应用提供一定的参考。
1 形状记忆聚合物及其复合材料 1.1 不同种类形状记忆聚合物目前热驱动SMP应用最为广泛，其中人们研究较多的材料主要为环氧基形状记忆聚合物、氰酸酯基形状记忆聚合物、苯乙烯基形状记忆聚合物以及聚酰亚胺基形状记忆聚合物材料。
1.1.1 环氧基形状记忆聚合物作为最常见的工程高分子材料，环氧树脂(Epoxy Polymer, EP)的力学性能及热机械性能比较优异，这使其成为SMP研发的最前沿。本世纪初，CTD公司研制了一种可以商业化应用的形状记忆环氧树脂(SMEP)并实现了商业化。后续学者的研究大都是基于CTD公司TEMBO ®体系的SMEP展开的[7]。其中，能否有效地建立模型并实现对环氧树脂的力学和热机械行为准确地预测, 也成为人们的重点研究对象[8]。另一种商品化的SMEP VeriflexTM [9]，由基石研究小组(Cornerstone Research Group，CRG)开发，并受到越来越多的关注，有关该类型SMEP的研究也在不断进行中。Dasharathi等人[10]研究了VeriflexTM环氧形状记忆聚合物的热-机械老化效应。Beloshenko等人[11]开创性地将热膨胀石墨作为增强材料引入普通环氧树脂基体中，制备出Tg为70 ℃的SMPC。这种复合材料形状记忆功能实现的关键是利用石墨的受热膨胀而非基体树脂固有的形状记忆功能。谢涛等[12]在2009年制备了多种SMEP，并通过不同的改性方式使该方法得到的形状记忆环氧树脂的玻璃化转变温度可以在89~96 ℃之间可调。
1.1.2 氰酸酯基形状记忆聚合物氰酸酯树脂(Cyanate Ester, CE)相比环氧树脂具有较高的玻璃化转变温度与透波性，极低的介电损耗与吸湿性以及宽频带性。因此，在某些特定领域，CE的应用效果要优于环氧树脂，如航空航天材料、电子电器以及微波通讯产品和透波材料等[13]。然而，由于使用环境的多元化，通常氰酸酯树脂无法满足既具有高的玻璃化转变温度, 同时又具有良好的形状记忆性能这一要求，导致其在航空航天可展开结构中的应用受到限制。因此，国内外很多研究机构都将研制出适用于航空航天可展开机构的形状记忆氰酸酯树脂作为重点研究对象。Biju等人[13]于2012年研制出以氰酸酯-环氧-聚(四甲基醚)共反应体系为基础的形状记忆聚合物，从而开发出可控Tg的形状记忆氰酸酯树脂体系。CTD公司于2005年制备了一种新型形状记忆氰酸酯树脂，并基于这种SMP制备出弹性记忆复合材料(Elastic Memory Composites, EMC)，应用这些复合材料设计了一种轻薄的空间可展开反射镜[14]。
1.1.3 聚酰亚胺基形状记忆聚合物聚酰亚胺树脂(Polyimide, PI)是一种最初由杜邦公司开发的高温工程聚合物，其表现出优异的热稳定性(>300 ℃)、机械韧性和耐化学性，同时具有优良的介电性能和固有的低热膨胀系数。PI良好的综合性能使其被广泛应用在航空航天结构部件、柔性印刷电路、压敏胶带、光伏组件、扬声器组件等[15]。
2007年CRG首次将马来酰亚胺引入SMP领域[15]。该SMP系统由4部分组成：单体顺丁烯二酰亚胺，单体乙烯，过氧化物引发剂以及交联剂。通过改变单体反应物的比例可以调节最终形状记忆聚合物的Tg(150~270 ℃)。Baur[16]等人在2012年制备了一系列可以通过改变交联网格密度而改变Tg以及形状记忆性能的聚酰亚胺SMP，随着交联网格密度的提高，Tg也会大幅度提高。肖鑫礼等[17]于2015年制备出一种形状记忆性能极高的热固性聚酰亚胺树脂(形状固定率和回复率均达到了98%以上)。
1.1.4 苯乙烯基形状记忆聚合物聚苯乙烯(Polystyrene，PS)是通过将苯乙烯单体聚合后生成的一种树脂，一般为热塑性，Tg通常在80~105 ℃。由于其绝热和绝缘性能比较好，易于加工且透明性好，因此, 被广泛应用于各种泡沫塑料制品。为了使PS具备形状记忆功能, 则必须对其进行共价交联，使其固化成为热固性树脂，以提高最终产品的形状固定率和回复率。
近几十年来，由于形状记忆聚合物的飞速发展，科学家们将研究重点逐渐由形状记忆聚合物树脂的生产转变为应用，形状记忆PS已被应用于多种领域。杜海洋等[18]于2015年将形状记忆PS制备成S型风道的芯模，用于制造形状复杂的碳纤维缠绕复合材料风道。Haralampos等人[19]于2008年报道了一种利用旋涂法制备的具有高度交联度的苯乙烯-苯丙环丁烯纳米级SMP。通过纳米压痕实验发现，此种方法制备的形状记忆聚合物具有良好的形状固定率和回复率，且塑性变形具有良好的可逆性。
1.2 形状记忆聚合物的驱动方式SMP不仅有多种不同的种类，还有多种驱动方式，包括但不限于热、交流电场、交流磁场、光辐照、化学驱动等[1]。
1.2.1 热驱动热驱动是一种最常见、最基本、最直接的SMP驱动方式，它依靠外部环境的热能进行加热，通过传导、对流或热辐射等直接或间接的方式将热量传递给热敏SMP。传统的热驱动SMP需要特定类型的介质，如气体、液体和固体来传递热量并实现快速驱动。但这种驱动方式也存在一定的缺陷，即热量传递过程中常存在一定的能量耗散，而且会受到热传导率的限制[20]。
1.2.2 化学驱动化学驱动SMP的驱动源包括水、pH及有机溶剂等，其中Hung等[21]于2005年首次提出了SMP的水驱驱动机理，受到人们的广泛关注。通常，水或溶剂分子可以渗透到SMP中，由于水或溶剂对SMP的增塑作用，增加了大分子的柔韧性，即使加入少量水，玻璃化转变温度也会下降。当玻璃化温度接近环境温度时，水诱导SMP的回复过程被触发。由于化学驱动不需加热，因此，化学驱动SMP相比热驱动SMP更加节能环保。
1.2.3 电致驱动由于大多数SMP具有高的电阻值和热阻值，研究人员提出在SMP内部嵌入导电填料作为热源，使其更容易通过电流和产生焦耳热。当电流通过SMP内的导电填料网络时，会产生焦耳热，内部温度高于材料的Tg时，触发形状回复，使材料具备了电驱动形状记忆功能。这些导电填料包括金属颗粒、炭黑、碳纳米管、石墨烯及碳纳米纤维等[4]。与热驱动SMP相比，由于电驱动SMP不仅具有热敏感性，还具有高导电性，使其可以被应用于传感器或自展开结构，也可应用于一些医疗设备中。
1.2.4 光驱动光驱动SMP主要有两种机制，一种是导致变形的光化学反应，另一种是利用粒子将光转化为热。在光化学反应中，研究人员引入了光敏感基团(如肉桂基)，在特定波长的光照下这些基团会改变交联聚合物网络的结构。而结构变化的累积导致了聚合物网络的演化，甚至导致宏观变形，从而实现了相应的形状记忆效应。而另一种光驱动方式是在热敏SMP中引入光敏感官能团将光能转化为热能，从而实现驱动。这种驱动方式相比于光化学反应，可以吸收波长范围更广的光，使得驱动过程更加迅速[22]。光驱动SMP与热驱动和电驱动SMPs相比，不需要接触即可实现远程驱动控制，同时通过控制光照的范围还可以实现局部驱动。
1.2.5 磁驱动与电驱动和光驱动SMPs类似，磁驱动SMP是通过在热敏SMP基体中引入磁性纳米颗粒制备而成。在交变磁场中, 磁性纳米颗粒会产生感应热，包括涡流损耗、磁滞损耗和旋转损耗3种机制，从而加热SMP并实现形状记忆功能。由于驱动过程中不需要接触，且通过控制交变磁场的频率和强度即可实现对加热温度的准确控制，从而精准的实现驱动过程，使得磁驱动SMP材料在智能植入体、磁光存储、生物医学传感、柔性电子器件和受控医疗仪器等领域具有广阔的应用前景[23]。
本节系统地讨论了多种SMP的驱动方法，包括热驱动、电驱动、磁驱动、光驱动和化学驱动。在这些驱动方法中，热驱动是最基本的驱动方式。为了实现远程控制和满足特殊要求，研究者们开发了电场、磁场、化学和光驱动方法，但这些驱动方式的本质大多还是间接的热驱动。
1.3 形状记忆聚合物复合材料SMP虽然种类和驱动方式繁多，可在各种场合中使用，但与传统形状记忆材料(形状记忆合金SMA、形状记忆陶瓷SMC等)相比，SMP材料存在一定的缺陷，如：强度低、结构承载能力差、形变回复力小。这些缺陷导致SMP只能应用于功能件而无法应用于结构件[1]。为此，人们通过将增强相引入到SMP材料中，将其制备成形状记忆聚合物复合材料(Shape Memory Polymer Composite, SMPC)，从而有效地克服了上述缺点。这些增强相主要包括颗粒增强相、短纤维增强相、连续纤维增强相以及混杂纤维增强相。根据这些增强相的不同，SMPC的种类也有所不同。多种SMPC的研制成功，不仅有效地克服了SMP的原有缺陷[3]，而且由于驱动方式的多样化，还可拓展其应用场合。相较于SMA和SMC材料，SMPC成本更低，加工性更好，材料的密度更低且可承受更大的变形。
1.3.1 颗粒增强型形状记忆聚合物复合材料通常将功能性纳米颗粒(磁性粒子或导电粒子等)填充至SMP基体中。这些功能性纳米粒子的引入, 不但可以提高材料的力学性能与形状记忆功能，同时可通过交变电场或磁场来控制驱动，由单纯的热驱动变为热、电、磁耦合驱动，拓展了材料的应用场合。Mohr[24]等将磁性粒子引入到SMP基体中，制备了磁驱动SMPC材料。研究人员在硅基体中加入Fe2O3内核，并将其加入到聚醚胺基甲酸乙酯和聚二恶酮为硬段以及聚己内酯为软段的生物可降解材料中，使得磁驱动SMPC材料可在258 kHz磁场下被驱动。
1.3.2 混杂纤维填充型形状记忆聚合物复合材料混杂纤维填充型形状记忆聚合物复合材料, 是将短切碳纤维与功能颗粒混合作为树脂基体的增强相。相比颗粒增强型SMPC，混杂纤维填充型SMPC材料的力学性能更加优异，但通常只能作为功能件使用，而无法作为结构件。冷劲松[25]等于2007年制备了掺杂有碳纳米颗粒与短切碳纤维的热固性形状记忆聚合物复合材料。研究表明, 碳纳米颗粒可以均匀地分散在基体内部，并作为纤维间相互连接的局部导电通路，有效提高了材料的电导率，同时增加了材料的储能模量。2008年，冷劲松[26]等将炭黑与短切碳纤维作为增强相引入到SMP中，制备了电驱动SMPC。研究表明，当同时添加炭黑与短切碳纤维时，材料的电阻率要远低于只添加一种填料时，同时复合材料的热力学性能随着增强相的引入而得到一定的改善。
1.3.3 连续纤维增强型形状记忆聚合物复合材料连续纤维增强形状记忆聚合物是目前研究最多、应用最为广泛的形状记忆聚合物复合材料。相比于颗粒增强型形状记忆聚合物复合材料和混杂纤维填充型形状记忆聚合物复合材料，连续纤维增强型形状记忆聚合物复合材料的力学性能得到了极大的提升，而且材料的形状记忆性能没有受到损失。目前多采用玻璃纤维或碳纤维作为增强纤维，制备出的SMPC具有极高的比强度、比模量与形状固定率和回复率，可以满足多种场合的应用需求[27-28]。
2 基于形状记忆聚合物材料的新型空间锁紧释放机构SMP与SMPC材料以其独特的热力学性能而被广泛应用于航空航天领域，主要包括空间可展开桁架、太阳能帆板、豆荚杆铰链等，而基于SMP材料的锁紧释放机构, 作为近年来新兴的空间机构已引起人们的广泛关注。传统的航天器锁紧释放机构主要包括火工分离装置和非火工分离装置。其中，火工分离装置主要是火工螺母[29-30]、爆炸螺栓[5]等；非火工分离装置主要包括机电线轴装置、石蜡驱动器、低熔点合金释放装置、形状记忆聚合物驱动装置以及形状记忆合金装置等。爆炸螺栓和火工分离螺母是最早应用于航天器之间的锁紧释放装置，是一种利用火工品爆炸过程中产生的冲击使装置某一部分断裂或解锁，从而释放被连接的两部分的装置。火工螺母和爆炸螺栓锁紧释放机构体积较小，安装方便，且结构稳定性高；但在爆炸过程中容易有爆炸产物，如碎片和污染性气体，易对环境及航天器产生危害；同时释放过程的爆炸所产生的冲击较大，不利于精确控制分离过程。随着航天技术的日益发展，人们需要更加精确地控制分离过程，因此，火工螺母和爆炸螺栓在航天器锁紧释放机构中的应用正在不断减少，而非火工品锁紧分离机构占据了越来越重要的地位。本节将重点介绍基于SMPs及SMPCs材料的非火工分离装置。
相比于传统的树脂基复合材料，SMPC在结构承载的基础上还可随外界环境的改变而发生可控的形变，实现了结构功能一体化。相对于SMA和SMC材料，形状记忆聚合物材料成本更低，加工性更好，可以承受更大的变形且材料的密度更低。正是这些优异的性能使得SMPs被广泛应用于航空航天[31-36]领域的可变形结构中，如空间可展开铰链、空间可展开天线、空间可展开桁架结构等，但在空间锁紧释放机构方面的研究较少。目前有关研究主要集中于Keith等提出的无冲击热驱动螺母(Star Nut)和冷劲松等提出的SMPCs“莲花”型锁紧机构、“沙漏”型锁紧释放装置和大承载无冲击SMPCs释放装置。
2.1 Star Nut2003年，Starsys公司和CTD公司的Keith等人共同研发了一种基于SMPCs的分离螺母，称为Star Nut(Shockless Thermally Actuated Release Nut)，其结构示意图见图 2。
该装置主要由两种SMPCs筒、螺栓和螺母组成[37]，如图 2所示，两个SMPCs筒的初始状态均为圆筒，两个圆筒分别在其Tg以上使其一部分直径缩小或者增大，然后降低至室温，这种形状得以保存。需要装置进行锁紧时，由于上下两个SMPCs圆筒相互限制，在轴向拉力的作用下结构无法松开，此时结构处于锁紧状态。当装置需要进行释放时，只需对任意圆筒进行加热至Tg以上，圆筒恢复初始形状，结构可实现可靠地机械冗余分离，此时机构处于释放状态。
Star Nut的设计最大承载能力是13 600 N，释放时间小于30 s，驱动所需能量小于15 W，工作温度在-30~60 ℃，但这种结构的力学性能及释放过程尚未得到实验验证。
2.2 “莲花”型锁紧释放机构冷劲松团队在2013年设计并加工的一种基于SMPCs的“莲花”型锁紧释放机构，如图 3所示，这种“莲花”机构由内外两个直径不同的套筒组成，利用SMPCs的弯曲变形作为结构的驱动方式[38]。图 3(a)和3(b)中的1~6分别表示结构的不同组件。当结构需要进行锁紧时，将内外套筒分别加热到材料的Tg以上，然后内部套筒的8个弧形片层弯曲成60°，如图 3(c)所示，将外部套筒的6个梯形片层弯曲成图 3(d)所示形状，降至室温，内外套筒的形状将被保存。由于上下内外SMPCs圆筒的弯曲片层相互限制，在轴向拉力的作用下结构无法松开，此时结构处于锁紧状态。当装置进行释放时，只需将任意圆筒加热至Tg以上，圆筒的弯曲片层恢复初始形状，结构可实现可靠地机械冗余分离，此时机构处于释放状态。“莲花”型锁紧释放机构的释放时间为30 s，质量仅为82 g，释放过程几乎无冲击，但承载力较低, 仅为250 N。
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图 3 “莲花”型锁紧释放机构[38]:(a) “莲花”装置内筒的设计；(b) “莲花”装置外筒的设计；(c) “莲花”装置内筒；(d) “莲花”装置外筒；(e) “莲花”装置 Fig.3 "Lotus" type releasing mechanism[38]:(a) design of inner cylinder in "Lotus" device; (b) design of outer cylinder in "Lotus" device; (c) inner cylinder of "Lotus" device; (d) outer cylinder of "Lotus" device; (e) "Lotus" device |
大承载无冲击SMPCs释放装置是冷劲松等[39]利用两个直径相似的复合材料圆筒制备的一种锁紧释放机构。机构的内外套筒由纤维缠绕成型工艺制备，缠绕角为60°，树脂含量为40%，玻璃化转变温度为100 ℃[39]。如图 4所示，外部套筒内径66 mm、壁厚2 mm、长度600 mm；内部套筒外径64 mm、壁厚2 mm、长度600 mm。同时，内外套筒之间有加热装置，可以将结构加热到Tg以上。机构需要锁紧时，利用加热装置将内外套筒同时加热到Tg以上，然后在结构筒径处压出若干凹槽，随后降至室温，形状固定，此时由于凹槽限制了内外套筒的相对运动，结构处于锁紧状态。当机构需要释放时，只需利用加热装置将结构加热到Tg以上，内外套筒即可恢复初始形状，此时结构可实现可靠地机械冗余分离。
这种结构的优点是：可以通过控制凹槽的数量和深度来调节结构的承载能力，结构可设计性强，最大承载能力能达到10 000 N；释放过程平稳无冲击；结构比较简单，便于操作和重复使用。主要缺点是，材料在压缩过程中容易出现分层现象，且释放所需要的时间较长，需要60 s左右。
2.4 “沙漏型”SMPCs释放装置冷劲松团队[2]于2019年设计并制造出一种基于SMP和SMPC材料的“沙漏型”锁紧释放机构，如图 5所示，结构的外部套筒利用SMP或SMPC制作。其中SMP套筒利用灌注成型工艺制备；SMPC套筒采用缠绕成型工艺制备，树脂含量约为60%；沙漏型内芯采用轻质金属制作，在表面加工花纹，通过提高结构锁紧时的摩擦力来提高锁紧力。该结构的工作步骤如图 6所示：a)将外部套筒和内芯组装起来; b)将组装好的装置放到100 ℃的烘箱中加热30 min，保证其受热均匀，此时外部套筒的温度高于其Tg，模量将变得很低，可以承受大变形而不损坏; (c)将装置从烘箱中取出后，用特质的压缩夹具在Zwick Z010试验机上对外部套筒进行图 6(c)所示的压缩; (d)保持压缩夹具的位置不变将结构冷却至室温，这时外部套筒的温度远低于Tg，树脂由橡胶态重新变为玻璃态，撤去夹具材料也不会回弹，此时锁紧工作已完成; (e)需要内外部套筒分离时，只需对装置外部套筒进行加热，外部套筒就能回复到其初始状态，内外套筒可以轻松分离。内外部套筒上均加工了法兰盘，可以由此连接到需要锁紧和分离的航天器结构上。由于SMPC的驱动过程不是一个瞬态的过程，而是持续时间内的变化过程，因此，较大的锁紧力可以在这段时间内缓慢地释放出来，这样就会减少结构的冲击，甚至消除冲击。此外，还可以通过改变凹槽的数量和深度来调节结构的锁紧能力和分离时间。“沙漏”型锁紧释放机构的释放时间为28 s，释放过程无冲击，承载力为4 000 N以上。
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图 5 “沙漏型”SMPCs释放装置[2]:(a)金属内芯; (b) SMP外筒; (c) SMP释放机构; (d) SMPC外筒; (e) SMPC释放机构 Fig.5 "Sand glass" type SMPCs releasing device[2]: (a) metal inner core; (b) outer cylinder of SMP; (c) SMP releasing device; (d) outer cylinder of SMPC; (e) SMPC releasing device |
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图 6 “沙漏型”SMPCs释放装置工作原理示意图[2] :(a)常温组装; (b)加热至Tg; (c)压缩赋形; (d)冷却至室温，机构锁紧; (e)再次加热至Tg，机构分离; (f)加热装置 Fig.6 Schematic diagram of "sand glass" type SMPCs releasing device:(a) assemble at room temperature; (b) heat to Tg; (c) deform by compression; (d) cool down to room temperature, where the device is locked; (e) reheat to Tg, where the device is released; (f) heating apparatus |
各种非火工锁紧释放机构性能对比如表 1所示, 可以看出，各种非火工锁紧释放机构在释放过程中的冲击都很小，不会对结构造成冲击损伤，而且由于其均可重复使用，极大地降低了成本。其中，就承载能力来说，理论上Star Nut锁紧释放机构具有最高的结构承载力，但尚缺少相关实验数据的支持；“莲花”型锁紧释放机构的承载能力最小，仅为250 N；大承载SMPCs机构与“沙漏”型机构, 因其承载能力较高且释放时间适中，有望在后续的航空航天中得到应用。
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表 1 非火工锁紧释放机构性能对比 Table 1 Performance comparison of non-pyrotechnic releasing mechanisms |
自2003年就已开始针对智能材料在航天器锁紧释放机构中的应用研究，目前已有多种基于SMP材料的锁紧释放机构，证明了其潜在优势和技术的可行性。目前主要应用的锁紧释放机构仍以火工品为主，而对SMP锁紧释放机构的研究尚处于初始阶段，尚无SMP锁紧释放机构经历过在轨飞行验证，主要是有部分关键技术尚未解决。
3.1 加热源对于智能材料锁紧释放机构，为了将SMPs加热到相变温度以上从而得到驱动力和位移，通常需要配备加热电源。目前在航天器中使用的电源价格高昂，且维护成本很高，并且通常电源质量较大，会导致航天器的发射成本增加，因此，选取能量密度较高的加热源是锁紧释放机构的关键技术之一。
3.2 承载能力承载能力是衡量锁紧释放机构性能的一个重要指标。需要保证锁紧释放机构的质量尽可能小而承载能力尽可能高，这就要求在满足结构力学性能的前提下使用更轻的材料。对于SMPs锁紧释放机构则要求材料的比刚度和比强度尽可能高，因此，需要在SMPs中引进增强纤维对材料进行增强，并需要设计纤维不同的铺设角度和不同的纤维含量使材料的力学性能达到最优。总之，增加相同质量结构的承载能力，等同于在相同承载能力的基础上降低结构的质量，因此，合理设计材料以降低结构的质量也是锁紧释放机构的一个关键技术。
3.3 地面试验技术目前，SMPs锁紧释放机构仅在地面进行了室温下的锁紧及高温下的释放实验，由于实验条件有限，尚未经历真空、微重力环境中的锁紧释放及动力学振动试验，更未经历在轨验证。因此，在地面模拟太空环境进行实验是所有空间机构的关键技术，只有在地面完成了相关的实验验证，保证结构的稳定性和可靠性，才能进行后续的在轨验证，才能使试验品尽快投入到实际工程应用中。
3.4 重复使用锁紧释放机构的设计成本及加工成本较高，为了获得更好的经济效益，常需要对机构进行重复使用，尽管目前的SMPs锁紧释放机构可以重复使用，但都需要机构完成空间释放任务返回地面后，再由人工对装置进行拆装复位，无法做到真正意义上的可重复使用，因此，在释放完成后, 如何使锁紧释放机构可以自动复位, 同样是一个亟需解决的技术难题。
4 结语作为一种智能材料，形状记忆聚合物复合材料因其轻质、高强度、高模量、变刚度且能主动变形的特点，在航空航天领域受到越来越多的重视。本文综述了形状记忆聚合物材料及其在空间锁紧释放机构中的应用，讨论了各种装置典型结构的锁紧和释放过程，并分别论述了各种装置的优缺点。同时总结了智能材料航天器锁紧释放机构关键技术，对其发展具有指导和借鉴意义。
从SMP锁紧释放机构的发展来看，目前国内对该类型分离机构的研究主要集中于哈尔滨工业大学冷劲松研究团队，该团队研制了多种基于SMP及SMPC材料的锁紧释放机构，该类型锁紧释放机构可重复使用，且冲击小，可用于需要无冲击释放的结构中，但目前尚未经过在轨试验验证，无法确定其空间环境中的可靠性，因此, 对SMPs锁紧释放机构的研究可能将成为未来的研究重点。
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