随着航天技术与要求的不断提高,卫星中越来越多的有效载荷对于冲击和污染的敏感度增加。火工装置作为星箭分离方面应用最早和最普遍的释放装置,其在作动释放时会产生非常大的解锁冲击,并且在释放过程中爆炸产生的气体具有化学污染性。这些缺点使得传统的火工装置其优势已不再适应现代星箭分离。本文以星箭连接与释放为应用背景,基于涡卷弹簧缠绕自锁原理研制一种低冲击、大承载、可重复使用的非火工锁紧释放装置。首先利用涡卷弹簧缠绕分瓣螺母来进行锁紧内部载荷锁紧释放原理,对原理中应用的涡卷弹簧缠绕自锁原理进行分析,建立其摩擦自锁数学模型,得到涡卷弹簧缠绕自锁条件,验证了锁紧原理的有效性。在此基础上提出锁紧释放装置整体结构设计方案并完成初步三维结构设计。其次分别对释放装置进行了锁紧性能及解锁性能分析,确定了涡卷弹簧缠绕层数及承载受力,并对其进行了仿真分析;提出内圈补偿外圈算法,对涡卷弹簧径向扩张进行分析;通过实验测得涡卷弹簧扭矩转角对应关系,求解得到装置各阶段解锁释放时间及总体释放时间。然后应用Ansys软件对释放装置关键部件在锁紧承载状态下进行静载特性分析和振动特性分析,验证装置强度、刚度满足要求;利用CAE软件Adams对装置解锁过程进行动力学仿真分析,得到装置各个解锁阶段仿真曲线,验证装置解锁驱动力、释放时间满足要求。最后研制了基于涡卷弹簧自锁原理的释放装置原理样机并搭建样机实验平台,完成释放装置地面试验测试,测试的项目包括:释放电压测试、螺栓预紧力测试、释放过程及时间测试、高低温储存能力测试以及振动环境测试。试验结果表明:释放装置具有体积小、质量轻、匹配箭上电源、释放时间短、承载力大、耐高低温、抗振性能好等优点,具有较大工程意义。