孟令臣， 孟立新， 张立中， 赵洪刚， 张轶群

(1.长春理工大学 空间光电技术国家地方联合工程研究中心, 长春 130000;2.长春理工大学 空地激光通信技术国防重点学科实验室, 长春 130000; 3.长春理工大学 机电工程学院，长春 130000)

在卫星发射过程中，激光通信端机对振动、冲击有较高要求，巨大的振动和冲击载荷会对星载设备造成严重损坏，需要在卫星发射过程中锁紧相关组件，卫星入轨后，将其进行解锁，使伺服系统组件能够正常工作[1-5]。传统的锁紧方式为火工品驱动，但爆炸产生的高冲击及污染物会对光学元件、电子设备造成损坏，且可靠性低。据NASA统计，1963年至1988年间600次发射任务，与火工品失效相关故障有84次，其中一半故障导致任务失败[6-8]。

为解决激光通信端机伺服转动系统锁紧问题，欧空局(European Space Agency，ESA)在半导体激光星间链路实验(Semicondutor-laser Inter-satellite Link EXperim ent，SILEX)计划中发射的ARTEMIS卫星上搭载的激光通信伺服系统所采用的锁紧机构是利用电磁驱动的偏置弹簧锁紧机构。其原理是电磁线圈通电产生驱动力实现解锁动作。但是其锁紧机构复杂，组件较多，占据空间较大，重量大，在小型卫星上不适用[9]。

在星箭分离、整流罩分离以及大型太阳能帆板的展开等空间分离问题上所采用的分离解锁机构中存在使用电阻丝熔线机构和记忆合金驱动分离解锁机构。电阻丝熔线机构不可重复使用，且机构较复杂，输出大锁紧力不稳定；记忆合金驱动分离机构大多数是仿照爆炸螺栓的机理，采用分瓣螺母结构，连接时保证完整螺栓连接，分离时，采用记忆合金驱动分瓣螺母破坏螺栓连接，实现分离。……