为了满足对两个结构之间的连接件或偶合件改变结构特性的需要，例
如为了减小，滤除和/或分散来自一个偶合结构而作用于另一偶合结构的机
械振动，或为了满足对两结构之间的动力结构连接的改变的需要，产生了
各种不同的系统并已经投入了应用，每种系统都可以满足一种具体的功
能，例如粘弹性、摩擦能耗散器等；使用电动机、气动装置等的用于结构
的相对定向装置；根据偶合程序进行偶合的上述结构或该结构的具体装置
中的固定和释放装置。
有几种已经为人们所熟知的系统，可以使两个结构之间安全而又可拆
卸地相互联结；在其中一个第一条件下，两个结构锁合在一起并实现刚性
联结；至少还有一个第二条件，在此条件下，根据某一具体时刻所传递的
控制命令，两结构之间的联结获得释放，两个结构相互脱离。
特别是在太空技术领域，人们已经熟知了的许多不同系统都可以完成
以下工作：在进入预定轨道之前运载火箭和搭载载荷(例如人造卫星)相互
锁合在一起，一旦进入预定轨道，两部分结构之间的刚性联结就被打开，
允许上述搭载载荷从运载火箭上脱离。
作为现有技术的一个实例，可以介绍一下申请人所拥有的公开号为
0768241的欧洲专利申请，这项专利保护的是一种卫星固定和分离技术。
本申请所描述的发明目的在于简化了卫星在运载火箭上的固定以及进入轨
道后的分离技术。这一目的是通过一个由螺栓联结在运载火箭适配器的上
边环上的固定元件来达到的，固定元件是一个两部分金属带构成的张紧
带，弯曲的金属零件将卫星的下边环固定在其上部，并将其环绕压紧。
在美国专利号3737117中，公开了用于宇宙飞船太空对接系统的两种
锥体结构，其中之一构成了一艘飞船上的对接容器，另一个锥体结构在第
二艘飞船上形成了一个锥状突起。当两个锥体对接元件相互偶合时，它们
就挂在一起，对接产生的能量被一个密封舱中的压缩气体所吸收，密封舱
的外部也就是第一艘飞船的锥体容器。所产生的反弹力被安装在锥体容器
上的一组致动柱体所抵消。
1981年11月26日的法国专利申请号8122144保护了一种固定释放系
统，这种系统可以使两部分，一辆汽车和一个平台暂时连接，而在真正使
用期间又相互分离。这种系统允许两部分在某一特定位置联结成一体；而
在某一时刻变为释放状态，此时汽车支承平台和支架处于收起位置，从而
释放上述汽车部分。这种系统特别适合于航天领域。
美国专利号3564564中提到了一种用于固定太空船上的对接环的挂钩
装置。这种装置包括一个与一个储能组件比如一个弹簧联在一起的固定
钩，以及一个可以同时释放固定钩并在组件中储能的组件柄。它还包括可
以将固定钩恰当定位并保持在组合位置直到适当的时刻加以释放的触发装
置。
EP0402263“临时联结装置，特别是用于上述联结件的人造卫星的搭载
和释放程序”，描述了一种可以在偶合元件之间施以机械保持张力的固定
装置，以及具有可以消除上述机械张力并产生允许元件之间相对运动的释
放动作的热特性的释放装置，释放装置上带有一个由形状记忆材料制成的
零件，它与固定装置配合使用。
最后，在欧洲专利号0469939“两物体之间的多固定点联结装置”中，
披露了上述物体之一具有由联结杆相连的活动开口零件以便同时控制它
们。另一个物体具有固定开口零件。这种装置的操作分为两个步骤，第一
步要通过开口零件建立联结关系，第二步对楔形零件进行调整。如果锁合
系统的作用被终止，开口零件仅仅允许作转动运动。
如上所述，所有这些文件所披露的用于偶合的固定和/或释放装置，允
许两部分结构以一种锁合的方式相互联结在一起，直至某一预定时刻这种
联结终止，以便上述结构之间相互分离，或者与此过程相反。适合于在这
种结构之间相互联结的通用方法，是启动至少一个火药筒或打开锁合它们
的机械联结件。
那么，在已知的联结技术中，防止偶合结构之一产生的冲击和振动传
递到另一个结构上的装置还没有被看到，这对后者会产生机械影响；这对
于比如宇宙飞船领域是十分重要的，当按照通常的火药助推方法使飞船之
间产生分离时会产生严重的冲击和振动。这种冲击和振动通过所使用的偶
合件直接传递到所运载的精密有效载荷(例如人造卫星)上。
在上述现有技术中，并没有涉及这些冲击和振动所带来的问题，尽管
这些问题会对释放结构产生严重的影响。
总而言之，本发明的系统通过在两结构之间插入一个第三结构而使两
结构联结在一体，包括至少一个偶合段，上述结构能够稳定地结合在一起
是由于预紧力的作用，而预紧力是由至少一个环状机械预紧金属带所产生
的，而环状预紧金属带包括一个联结上述第一结构和上述第三中间结构中
至少一个偶合段的第一刚性变化元件组，和一个第二刚性变化元件组，它
把上述结构联结为一体，跨越上述第三中间结构的至少一个偶合段。
还有，本发明的系统还能完成到目前为止按现有技术制造的已知偶合
系统所不能完成的其它功能。例如，通过安装附件，可以使所述接头的刚
性发生临时变化，以获得联结结构之间动态偶合结构的改变，从而改变运
载火箭的飞行控制规程；比如，或者改变接头的外形，以达到使两偶合结
构之间获得新的定向的目的，例如在折叠和调整天线的情况下，或者必须
将卫星散布在轨道位置的时候。
本发明还可以用于需要对接触联结结构之间的热塑性变形和热联结进
行分离或隔离的场合，就像在望远镜和/或需要可靠分离的有效载荷的组件
中那样。
还有，根据本发明通过配置系统，可以通过预先限定的离散的接头在
两个偶合结构之间架设载荷传递通道。
这些和其它目的通过一种如权力要求1所述的系统都可以完成，这对
于专家而言在技术上是显而易见的。
以下参照附图，描述用于空间技术领域中的本发明的系统的最佳实施
例，在所有插图中，相似的零件使用相同的序号，
这样，在图1中，第一结构的上面部分1表示的是比如一个运载火箭，
第二结构的下面部分2表示的是由卫星或货舱组成的一个有效载荷2，1
和2上面的偶合嘴1a、2a都带有法兰4，4，并且与夹在1、2之间的中间
结构3相联结，结构3的两个端面带有法兰5，5。具体到这种情况，可以
认为所要偶合的结构1和结构2都是回转体，尽管专家都清楚在更为一般
的情况下本发明可以用于任何其它轮廓横截面的结构。
上述结构1、2和3相互锁合，以便形成所需机械特性的组合；这种锁
合可以通过环绕上述法兰或适配环4、5安装一些预紧带6来实现(见图
2)，例如在西班牙专利申请号9501994和9702028中就是采用的这种方法，
这里以申请人的名义引述其中的描述作为参考。上述金属预紧带6产生一
个预紧力，从而提供足够的联结张力。
然而，任何其它类型的已知偶合技术都可以用来实现这一目的。
为了描述之便，下面设想一个由三个大致呈圆柱状的结构和两个预紧
带组成的偶合系统。
在这种系统的内部，至少带有一个用于改变刚性的第一组联结件7，
每个联结件7的端部都分别联结着下部结构1的内表面和构成中间结构3
的偶合段的内表面。还有，在上述中间结构3的内表面和上述上部结构2
的内表面之间，带有第二组联结件7。第一组和第二组中联结件7的数目
以及它们的机械性能是由每种情况下的具体应用决定的。
在每对联结件的内侧，还带有一组可变刚性联结件8，其端部跨越中
间结构3联结在结构1和2上。这些联结件8的数量和机械特性同样取决
于具体的应用场合。
上述可变刚性联结件7和8构成了双稳态元件，这得益于极限或欧拉
载荷原理。这些双稳态元件中的每一个，都是基于预紧带具有两种状态的
特性：一个受力弯曲而没有超过极限载荷(如图2中所示的条件)的第一非
稳态；和一个第二稳态或静态，此时没有超过上述载荷，而上述元件仍回
复原有的长度。
同样，上述元件7和8提供了根据本发明的系统所需的特性，比如满
足刚性功能，启动释放锁合结构，消振，隔热以及改变偶合外形的能力。
以下，将参照图3A-C和图5A-C，解释根据本发明的偶合系统的第一
实施例的工作过程。
图3A表示了结构1和结构2通过第三结构3刚性联结的起始状态，这
种联结是通过两个环6与成对的法兰4、5相互联结来实现的。在该图中，
根据本发明的第一实施例，可变刚性元件7和8理想化为双稳态线性组件，
在其第一非稳态条件下，由序号9指示上述元件7和8相对于结构1和2
的内表面的固定位置，由序号10指示元件7相对于上述中间结构3的固定
位置。上述元件7和8的某些理想联结位置是通过序号11来指示的。
图5A中显示的也是这种第一状态，其中粗箭头表示的是作用在偶合结
构之一上的载荷向处于另一端的结构传递的方向标。这种初始结构是有意
义的，例如，在受到载荷时，满足所需要的结构特性。
现在来看图3B和图5B，图中表示了偶合结构的状态和一个预紧带6
打开偶合时的状态，例如，那个使下部结构1和中间结构3保持偶合的预
紧带6。下部预紧带6以一种为人们所熟知的技术从法兰4、5上脱离，具
体细节在这里就不再描述，以便允许双稳态元件7恢复到静态，从而使法
兰4、5相互脱离。在图5B中，可以看到载荷在偶合结构中的传递路线(粗
箭头)。
这样，在这一阶段，结构特性是由新的载荷传递路线所决定的，进一
步说，是根据具体应用所决定的新的结构联结件所确定的。通常情况下，
使得结构1和结构2、3组件之间构成较大刚性联结的元件7的尺寸和数量
的确定，要保证获得低于预定的起始结构特性(较低的刚性)。
最后，参考图3C和图5C。图中，采用了根据本发明的系统的偶合结
构状态，并展示了新的载荷传递路线，如果是在结构1和3分离之后，就
必须恢复到一个较大值的结构特性，这可以通过使得第二预紧带6脱离来
实现，结果使双稳态元件8恢复到静态，从而使结构3和2之间相互分离。
这样，双稳态元件8比元件7具有较大的结构特性(较大的刚性)，这
将满足此后结构1、2之间的最终偶合要求。在上述图5C中，结构1、2、
3之间所保持的相互联结关系以及结构1、2之间的载荷传递路线是可以实
现的。
另一方面，在图4A-C，5A、5B和5D中，介绍了本发明的第二最佳实
施例的工作过程，相比之下省去了最大的搭扣8，取而代之的是第二组搭
扣7′。在这种情况下，对比图4A和5A、4B和5B、4C和5D，可以看出偶
合结构之间不同的载荷传递路线，象以前一样，如本发明的第一实施例中
所描述的那样，取决于张力环的释放顺序。
本发明的最佳应用是作为一种用来将卫星送入轨道的运载火箭级间助
推分离装置的消振系统，它包括由两个预紧带6联结在一起的三个柱体1、
2、3；一个联结中间柱体和下部柱体2，3的双稳态可变刚性第一组元件7，
包括比如三个可变元件；和一个联结下部和上部柱体1，2的双稳态可变刚
性第二组元件8。其工作过程如下。
在发射和飞行过程中，直至第一级即将从运载火箭上脱落的瞬间，六
个可变刚性元件7，8都保持在非稳定状态，所有的结构都在预紧带6的作
用下一直保持接触，整个组件都保持初始结构特性。
当收到相应的指令时，下部的预紧带脱落，于是释放开相互接触的结
构1，3的法兰；在这种情况下，双稳态元件组7转换到一个稳定的静态位
置，这样就引起一个第一结构特性变化，变得低于起始特性(刚性变小)。
在这种推进器和有效载荷之间偶合刚性较小的状态下，发射级的助推分离
所产生的振动对后者的影响被减低到最小。
一旦发生了上述分离，就必须恢复或至少部分恢复接近初始特性的结
构特性(刚性)，在此刚性下一旦发出相应的指令，第二上部预紧带6就发
生分离，从而释放开中间和上部结构3，2的法兰5，4。一旦发生这种情
况，双稳态元件8处于稳态静止位置，这样就恢复了先前运行中的失去的
部分刚性。
最后，参照图6A至6E，说明了根据本发明的系统的几项应用，其中
6A表示用于消除所受到的箭头CH方向的冲击的消振结构；图6B表示用作
一个具有可变刚性/阻尼的缓冲结构；而图6C是把本发明的系统用作可变
几何结构的略图，它允许对偶合结构之一的顶端加以改变，例如改变一个θ
角；在图6E中，联结元件7、8的具体排列允许载荷的传递在两个结构之
间转换。
关于剩下的图6D，给出了本发明的系统的一种变化的实施例，其中中
间偶合元件3由一个波纹管状的结构所取代，这样可以确保满足至少对于
一组联结元件7在两被偶合结构之间提供连续/不连续的偶合。
可以证明，本发明允许制成一种集现有技术系统的所有功能于一体的
主动式的或“智能的”联结结构，而其实际制作却十分简单，并且可以包
含于任何类型的偶合结构中。