专利名称：一种天基半导体列阵技术的制作方法
技术领域：
本发明属于服务于航天的半导体列阵技术，涉及半导体列阵为适应航天环境而特别设计的输出结构， 涉及半导体列阵舱外反射镜的热变形，涉及通过测量主动感测光源被舱外激光输出口反射后，二次经过变 形舱外反射镜，最后被探测器拾取，以探知热变形的变形量大小的方式方法，相应处理及补偿方式方法。
背景技术：
在主动感测、光电对抗、超远距离无线光信息发送等方面，以航天器为承载平台的航天激光源不可或 缺，其功用独特而巨大，且无法替代。为达到预定工程目的，必须使尺寸有限的目标受到含有足够高能量 的激光束的照射，因此，航天激光源必须具备产生高能量密度激光束的能力；同时，航天器平台空间非常 有限，对有效载荷的要求特别苛刻，从而，必须将航天激光源的尺寸限制在一定的范围内。半导体列阵(LDA) 量子效率高，工作寿命可达数百万小时，叠层列阵可提供超高功率激光输出，并且体积小、重量轻，通过 采用耦合锁相技术而使其实现相干运行，选择基超模振荡，相应输出接近衍射极限，再者，相应伺服装置， 例如准直设备，仅公开报道的由北京卫星环境工程研究所研制的半导体激光准直仪就可将发散角压缩至 0.05mmd,可见，随着配套技术发展，半导体激光器正变得越来越适合作为航天激光源。然而，在轨道上 运行的航天器要长期经受恒星、行星、空间低温热沉的交替加热和冷却，其变化梯度剧烈，例如地球轨道 卫星承受的温度变化幅度就达到±200°0:，在如此恶劣的空间热环境中，半导体列阵会受到极大损伤，甚 至根本无法工作，故而，本发明采用潜望式结构设计航天激光源，将半导体列阵置于舱内，使其获得能够 正常工作的常温环境，其发出的激光束，必须经由置于舱外的反射镜反射，才能最终向外输出。即便如此， 舱外反射镜受周围热环境影响，会发生热变形，热变形会导致经其反射的列阵输出激光束光强分布发生改 变，使列阵输出光斑被展宽或收縮、列阵输出光斑中心产生偏移等，这大大降低了能够作用于t]标之上的 激光束的能量密度，并且，镜面热变形同时导致镜面法向偏转，使得经其反射的光束产生较大的指向偏转 误差，使能够照射目标的激光强度更低；同时，半导体列阵发出的需经舱外反射镜反射输出的高能激光束 作用于舱外反射镜，使舱外反射镜产生随机热变形，严重恶化航天激光源输出光束质量。因而，本发明给 出了实现于潜望结构的反向波前崎变半导体列阵激光源技术，保障半导体列阵适应宇航环境而正常工作、 输出质量有保障的激光束。发明内容本发明的反向波前畸变半导体列阵激光源总体结构，包括光器件或模块、处理设备、列阵输出激光束、 主动感测光源(主动感测光源可采用He-Ne激光器等小型但平行度好的光源)光路如图1所示，真空环境 中，舱外反射镜形变使经其反射的激光束光线传送方向和传送路线发生随机变化，导致波前畸变，光束能 量被严重分散，列阵输出光束质量被恶化，本发明通过二次传测技术，探测当前舱外反射镜形变带给列阵 输出的波前畸变，并在激光束传输至舱外反射镜前，通过舱内添加合适的反射镜，使激光束发生与舱外反 射镜带来的改变相反的变化，也就是通过控制激励，使舱内添加的反射镜产生与舱外反射镜变形相反的变 化，从而带给列阵输出与舱外反射镜变形带给其的波前畸变相反的反向波前畸变，使舱内添加反射镜与舱 外反射镜对列阵输出激光束的作用相互抵消，避免最终输出航大器的激光束因舱外反射镜热变形而发生畸 变，以此抑制镜面热变形对列阵输出激光质量的影响。因为舱外反射镜变形是不规则的，因此，如图2中 的方格所示，将列阵输出激光束截面划分为足够小的微区域，并通过探测各微区域波前斜率，得知由舱外 反射镜变形引起的波前畸变，然而，反射镜所在物理位置决定了无法以直接分光采集列阵输出激光的方式 获取畸变信息，因此，本发明通过二次传测技术，采用探测经舱外反射镜和舱外激光输出口反射的主动感 测光源回波波前畸变来推知光线轨迹的变化，计算反射镜形变量和相应反向波前畸变补偿量，并以此为根 据控制驱动器驱动舱内添加的反射镜，作与舱外反射镜的不规则变形相反的变形，舱内添加反射镜的驱动 单元如图3、图4、图5圆形黑点所示。具体地讲就是主动感测光源发出的光束经扩束分光射向发生热变 形的舱外反射镜，被其反射向舱外激光输出口，而后，经舱外激光输出口逆向反射，二次经过发生热变形 的舱外反射镜，并被逆向反射至探测器，拾取的波前斜率经处理器处理后，热变形的变形量大小被探知， 接着，处理器配合D/A和高压放大器驱动驱动器，使舱内添加的反射镜作与舱外反射镜的不规则变形相反
的变形，从而将尬外反射镜热变形带给列阵输出光束的影响抵消掉，以保障半导体列阵激光源输出的高质激光源在各个时刻可能服务于不同的对象，各对象的工程需求可能不同，因而其功率需求可能不同； 即使对同一对象的工程需求而言，随着激光源与目标距离改变等，激光发射功率也必须随之而作适应性的 改变，否则，不仅会造成航天器上极其宝贵而有限的功率的浪费，甚至可能会造成损伤。因热变形随激光 发射功率、随航天器当前运行所至的太空环境的不同而不同，从而，航天激光源及其反向波前畸变系统必 须有较大的动态范围，同时，航天器的功率非常有限和宝贵，系统设计中，为提高航天器用于航天激光的 功率效率的反向波前畸变系统也必须在保障航天激光源能满足其服务的工程需求的前提下，花销经济，因 而，航天激光源的反向波前畸变系统分多级反向波前畸变信号拾取和处理，根据所探测到的相差状况，在 某单级(反向波前崎变倾斜镜(TM)、或反向波前畸变变形镜l(DMl)、或反向波前畸变变形镜2(DM2))能 够提供足够反向波前畸变量克服当前热变形对航天激光源所输出激光质量的影响时，就单级工作，而其他 两级就静默，以节约资源；同时，在需要时，可解偶联动补偿高能量激光束发射和极端恶劣的宇航环境带 给航天激光源的影响。
图1为反向波前畸变半导体列阵激光源总体结构示意图； 图2为列阵输出激光束截面微区域划分示意图； 图3为反向波前畸变倾斜镜的驱动单元示意图； 图4为反向波前畸变变形镜l的驱动单元示意图； 图5为反向波前崎变变形镜2的驱动单元示意图； 图6为一级19单元反向波前畸变变形镜补偿示意图； 图7为舱外温度120。C时补偿效果图； 图8为舱外温度800C时补偿效果图。下面通过实例具体说明本
发明内容
具体实施方式
一方面，由半导体列阵发出的激光束，穿透反射镜3后，经反向波前畸变倾斜镜、反向波前畸变变形 镜1、反向波前畸变变形镜2反射后，再透过分光镜，经反射镜1和反射镜2反射，最后穿出舱外激光输 出口发送出航天器，射向目标。同时，实施二次传测技术，在"具体实施方式
"中，采用He-Ne激光器作 土动感测光源说明具体细节。由He-Ne激光器发出的激光，经匹配扩束镜扩束和分光镜反射，投射到反射 镜l的反射面上，再被反射到反射镜2的反射面上，接着，由反射镜2反射到舱外激光输出口，再由舱外 激光输出口逆向反射，经反射镜2和反射镜1反射至分光镜透射，而后，经反向波前畸变变形镜2、反向 波前畸变变形镜l、反向波前畸变倾斜镜反射，再经反射镜3反射至变焦光学器件调节，然后，透镜阵列 的每一个微透镜聚焦自身入射光束于CCD上一个同定的像素阵列，相应光斑质心为(Xe,;^)，可通过计算得出，式中AT是此像素阵列式中的行数，W是此像素阵列式中的列数， 是此像素阵列中像素(/，y)的x 坐标，^是像素(;，/)的r坐标，厶对应像素"/)的列阵输出光强值。如果在反射镜1和反射镜2未发生变形 时， 一个光斑质心为(;<:，，>/，)，那么，发生变形后，相应光斑质心要发生一定偏移而变为(x^，；^,), 如果此微透镜的焦距为/，则相应光斑波前斜率为= - X"0) 乂 / ;对微透镜总数为Q的微透镜阵列而言，各子孔径对应波前斜率g义=[gjcl，5^2，g义3，…,gjcQ]波前斜率反映了反射镜1和反射镜2等光路所经过的器件的变形带来的光线轨迹的变化，反映了器件的变 形引起的波前畸变，表征了相应变形量；在进行反向波前畸变闭环操作时，由变焦光学器件、透镜阵列、 CCD等，配合处理器，根据适时动态测量出的畸变波前斜率G，通过V-R+.G求出驱动各个驱动器动作的 控制电压，并由处理器对其作进一步处理，并通过数模转换传递给高压放大器，驱动完成反向波前畸变的 各个驱动器，使各个驱动器完成与其对应区域内发生热变形器件的热变形相反的变形，从而带给列阵输出 与舱外反射镜变形带给其的波前畸变相反的反向波前畸变，抵消器件热变形带给列阵输出激光束的影响， 保障列阵输出质量。对反向波前畸变倾斜镜、反向波前畸变变形镜l、反向波前畸变变形镜2的R+的求取，均在航天激光源 制造阶段完成，在系统开环时，对其所属的各驱动器分别一一施加单位控制电压，并分别测量相应的波前 斜率，从而得到控制电压与波前斜率矩阵g间的关系式g-Rv,R的广义逆矩阵就是R+，在轨运行时，测得 波前斜率后，可直接调用。在反向波前崎变倾斜镜配合反向波前畸变变形镜配合操作时，前者的控制电压按波前斜率— i n — i q始计算，而后者控制电压按波前斜率计算。当波前斜率为G，需耍反向波前畸变变形镜l与反向波前畸变变形镜2解耦联动操作时，如二者的R 分别为R,和R2，因为二者各自满足一定的限定条件，例如反向波前畸变变形镜2满足限定条件Rm,则其扩展R2为—i ，对其求广义逆/ 7*+ ，则反向波前畸变变形镜2的控制电压V2 = i 2*此后，留给反向波前畸变变形镜1的波前斜率为G-R2v2 ，相应控制电压为v2 = A+G,;在近地卫星为载体的航天激光源实际运行中，当发送功率在一定范围内时，由环境温度，列阵输出照 射造成的输出反射镜热变形所导致波前畸变中，离焦占大部分， 一级行程足够的反向波前畸变变形镜即可 消解空间热环境造成的反射镜体畸变带给航天激光源输出的影响；当航天激光列阵输出功率非常高时、舱 外输出反射镜所处环境温度恶劣时，必须在探知波前畸变的基础上，由多级解耦联合补偿，消解热变形带 来的影响。针对在近地卫星轨道热环境和600瓦CW半导体堆叠列阵照射带给航天激光源输出SiC反射镜变形的 数量级，采用如图6所示一级19单元反向波前畸变变形镜补偿，以相应运行测试结果为基础，并以舱外 反射镜发生热变形后射向目标的占输出总能量86.5%的输出光束宽度与常温且无反射镜时航天激光源射向 目标的占输出总能量86.5%的输出光束宽度的差值为纵坐标，以航天激光源射向目标的输出激光束传输距 离为横坐标，在舱外温度120QC时，所得结果如图7所示，图8给出了舱外温度8(^C时的结果，可见镜 体热变形使光能量严重分散，并随传播距离的增加呈近似线性的增长，发散很快，但在采用反向波前畸变 补偿措施后，光能量得到有效聚敛。
权利要求
1、以航天器为承载平台的半导体列阵激光源，其特征在于将半导体列阵安置在舱内，其发出的激光束，通过穿透反射镜3后，经反向波前畸变倾斜镜、反向波前畸变变形镜1、反向波前畸变变形镜2反射后，再透过分光镜，经反射镜1和反射镜2反射，最后穿出舱外激光输出口发送出航天器，射向目标。光束质量通过二次传测技术测量舱外反射镜的变形量，并以其为根据，驱动反向波前畸变驱动器操作，抵消列阵输出光路上的器件的热变形带给激光源向外输出的影响，保障输出质量。
2、 根据权利要求1所述的以航天器为承载平台的半导体列阵激光源，通过二次传测技术测量舱外反射镜的变形量，其特征在于因环境温差和半导体输出激光束照射，舱外反射镜会发生变形，主动感测通过二次传测技术测量变形量，通过主动感测光源发出的光束被发生热变形的舱外反射镜 反射、舱外激光输山口逆向反射，二次经过发生热变形的舱外反射镜，并被逆向反射至探测器， 最后被探测器拾取，经处理器处理波前斜率后，热变形的变形量大小被探知。
全文摘要
本发明提供了一种服务于航天、实现于潜望结构输出的反向波前畸变半导体列阵激光源技术，给出了能够适应宇航环境而正常工作的潜望式反向波前畸变半导体列阵激光源的系统设计方式方法，给出了二次传测技术测量由舱外反射镜变形导致列阵输出恶化的波前畸变的方式方法，并给出了相应补偿的方式方法。一方面，潜望式结构将半导体列阵安置在舱内，使其能够正常工作；同时，因环境温差和半导体输出激光束照射，舱外反射镜会发生变形。主动感测光源发出的光束经扩束分光射向发生热变形的舱外反射镜，被其反射向舱外激光输出口，而后，经舱外激光输出口逆向反射，二次经过发生热变形的舱外反射镜，并被逆向反射至探测器，拾取波前斜率，经处理器处理后，热变形的变形量大小被探知，接着，处理器配合D/A和高压放大器驱动驱动器，使舱内添加的反射镜作与舱外反射镜的不规则变形相反的变形，从而将舱外反射镜热变形带给列阵输出光束的影响抵消掉，以保障半导体列阵激光源输出的高质量。
文档编号H01S5/40GK101126839SQ20071004983
公开日2008年2月20日 申请日期2007年8月23日 优先权日2007年8月23日
发明者岚 曾, 健 荣, 然 蔡, 蔡贵顺, 蔡 薛, 钟晓春 申请人:然 蔡