專利名稱：一種天基半導(dǎo)體列陣技術(shù)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于服務(wù)于航天的半導(dǎo)體列陣技術(shù)，涉及半導(dǎo)體列陣為適應(yīng)航天環(huán)境而特別設(shè)計(jì)的輸出結(jié)構(gòu)， 涉及半導(dǎo)體列陣艙外反射鏡的熱變形，涉及通過測(cè)量主動(dòng)感測(cè)光源被艙外激光輸出口反射后，二次經(jīng)過變 形艙外反射鏡，最后被探測(cè)器拾取，以探知熱變形的變形量大小的方式方法，相應(yīng)處理及補(bǔ)償方式方法。
背景技術(shù)：
在主動(dòng)感測(cè)、光電對(duì)抗、超遠(yuǎn)距離無線光信息發(fā)送等方面，以航天器為承載平臺(tái)的航天激光源不可或 缺，其功用獨(dú)特而巨大，且無法替代。為達(dá)到預(yù)定工程目的，必須使尺寸有限的目標(biāo)受到含有足夠高能量 的激光束的照射，因此，航天激光源必須具備產(chǎn)生高能量密度激光束的能力；同時(shí)，航天器平臺(tái)空間非常 有限，對(duì)有效載荷的要求特別苛刻，從而，必須將航天激光源的尺寸限制在一定的范圍內(nèi)。半導(dǎo)體列陣(LDA) 量子效率高，工作壽命可達(dá)數(shù)百萬小時(shí)，疊層列陣可提供超高功率激光輸出，并且體積小、重量輕，通過 采用耦合鎖相技術(shù)而使其實(shí)現(xiàn)相干運(yùn)行，選擇基超模振蕩，相應(yīng)輸出接近衍射極限，再者，相應(yīng)伺服裝置， 例如準(zhǔn)直設(shè)備，僅公開報(bào)道的由北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所研制的半導(dǎo)體激光準(zhǔn)直儀就可將發(fā)散角壓縮至 0.05mmd,可見，隨著配套技術(shù)發(fā)展，半導(dǎo)體激光器正變得越來越適合作為航天激光源。然而，在軌道上 運(yùn)行的航天器要長(zhǎng)期經(jīng)受恒星、行星、空間低溫?zé)岢恋慕惶婕訜岷屠鋮s，其變化梯度劇烈，例如地球軌道 衛(wèi)星承受的溫度變化幅度就達(dá)到±200°0:，在如此惡劣的空間熱環(huán)境中，半導(dǎo)體列陣會(huì)受到極大損傷，甚 至根本無法工作，故而，本發(fā)明采用潛望式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)航天激光源，將半導(dǎo)體列陣置于艙內(nèi)，使其獲得能夠 正常工作的常溫環(huán)境，其發(fā)出的激光束，必須經(jīng)由置于艙外的反射鏡反射，才能最終向外輸出。即便如此， 艙外反射鏡受周圍熱環(huán)境影響，會(huì)發(fā)生熱變形，熱變形會(huì)導(dǎo)致經(jīng)其反射的列陣輸出激光束光強(qiáng)分布發(fā)生改 變，使列陣輸出光斑被展寬或收縮、列陣輸出光斑中心產(chǎn)生偏移等，這大大降低了能夠作用于t]標(biāo)之上的 激光束的能量密度，并且，鏡面熱變形同時(shí)導(dǎo)致鏡面法向偏轉(zhuǎn)，使得經(jīng)其反射的光束產(chǎn)生較大的指向偏轉(zhuǎn) 誤差，使能夠照射目標(biāo)的激光強(qiáng)度更低；同時(shí)，半導(dǎo)體列陣發(fā)出的需經(jīng)艙外反射鏡反射輸出的高能激光束 作用于艙外反射鏡，使艙外反射鏡產(chǎn)生隨機(jī)熱變形，嚴(yán)重惡化航天激光源輸出光束質(zhì)量。因而，本發(fā)明給 出了實(shí)現(xiàn)于潛望結(jié)構(gòu)的反向波前崎變半導(dǎo)體列陣激光源技術(shù)，保障半導(dǎo)體列陣適應(yīng)宇航環(huán)境而正常工作、 輸出質(zhì)量有保障的激光束。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的反向波前畸變半導(dǎo)體列陣激光源總體結(jié)構(gòu)，包括光器件或模塊、處理設(shè)備、列陣輸出激光束、 主動(dòng)感測(cè)光源(主動(dòng)感測(cè)光源可采用He-Ne激光器等小型但平行度好的光源)光路如圖1所示，真空環(huán)境 中，艙外反射鏡形變使經(jīng)其反射的激光束光線傳送方向和傳送路線發(fā)生隨機(jī)變化，導(dǎo)致波前畸變，光束能 量被嚴(yán)重分散，列陣輸出光束質(zhì)量被惡化，本發(fā)明通過二次傳測(cè)技術(shù)，探測(cè)當(dāng)前艙外反射鏡形變帶給列陣 輸出的波前畸變，并在激光束傳輸至艙外反射鏡前，通過艙內(nèi)添加合適的反射鏡，使激光束發(fā)生與艙外反 射鏡帶來的改變相反的變化，也就是通過控制激勵(lì)，使艙內(nèi)添加的反射鏡產(chǎn)生與艙外反射鏡變形相反的變 化，從而帶給列陣輸出與艙外反射鏡變形帶給其的波前畸變相反的反向波前畸變，使艙內(nèi)添加反射鏡與艙 外反射鏡對(duì)列陣輸出激光束的作用相互抵消，避免最終輸出航大器的激光束因艙外反射鏡熱變形而發(fā)生畸 變，以此抑制鏡面熱變形對(duì)列陣輸出激光質(zhì)量的影響。因?yàn)榕撏夥瓷溏R變形是不規(guī)則的，因此，如圖2中 的方格所示，將列陣輸出激光束截面劃分為足夠小的微區(qū)域，并通過探測(cè)各微區(qū)域波前斜率，得知由艙外 反射鏡變形引起的波前畸變，然而，反射鏡所在物理位置決定了無法以直接分光采集列陣輸出激光的方式 獲取畸變信息，因此，本發(fā)明通過二次傳測(cè)技術(shù)，采用探測(cè)經(jīng)艙外反射鏡和艙外激光輸出口反射的主動(dòng)感 測(cè)光源回波波前畸變來推知光線軌跡的變化，計(jì)算反射鏡形變量和相應(yīng)反向波前畸變補(bǔ)償量，并以此為根 據(jù)控制驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)艙內(nèi)添加的反射鏡，作與艙外反射鏡的不規(guī)則變形相反的變形，艙內(nèi)添加反射鏡的驅(qū)動(dòng) 單元如圖3、圖4、圖5圓形黑點(diǎn)所示。具體地講就是主動(dòng)感測(cè)光源發(fā)出的光束經(jīng)擴(kuò)束分光射向發(fā)生熱變 形的艙外反射鏡，被其反射向艙外激光輸出口，而后，經(jīng)艙外激光輸出口逆向反射，二次經(jīng)過發(fā)生熱變形 的艙外反射鏡，并被逆向反射至探測(cè)器，拾取的波前斜率經(jīng)處理器處理后，熱變形的變形量大小被探知， 接著，處理器配合D/A和高壓放大器驅(qū)動(dòng)驅(qū)動(dòng)器，使艙內(nèi)添加的反射鏡作與艙外反射鏡的不規(guī)則變形相反
的變形，從而將尬外反射鏡熱變形帶給列陣輸出光束的影響抵消掉，以保障半導(dǎo)體列陣激光源輸出的高質(zhì)激光源在各個(gè)時(shí)刻可能服務(wù)于不同的對(duì)象，各對(duì)象的工程需求可能不同，因而其功率需求可能不同； 即使對(duì)同一對(duì)象的工程需求而言，隨著激光源與目標(biāo)距離改變等，激光發(fā)射功率也必須隨之而作適應(yīng)性的 改變，否則，不僅會(huì)造成航天器上極其寶貴而有限的功率的浪費(fèi)，甚至可能會(huì)造成損傷。因熱變形隨激光 發(fā)射功率、隨航天器當(dāng)前運(yùn)行所至的太空環(huán)境的不同而不同，從而，航天激光源及其反向波前畸變系統(tǒng)必 須有較大的動(dòng)態(tài)范圍，同時(shí)，航天器的功率非常有限和寶貴，系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，為提高航天器用于航天激光的 功率效率的反向波前畸變系統(tǒng)也必須在保障航天激光源能滿足其服務(wù)的工程需求的前提下，花銷經(jīng)濟(jì)，因 而，航天激光源的反向波前畸變系統(tǒng)分多級(jí)反向波前畸變信號(hào)拾取和處理，根據(jù)所探測(cè)到的相差狀況，在 某單級(jí)(反向波前崎變傾斜鏡(TM)、或反向波前畸變變形鏡l(DMl)、或反向波前畸變變形鏡2(DM2))能 夠提供足夠反向波前畸變量克服當(dāng)前熱變形對(duì)航天激光源所輸出激光質(zhì)量的影響時(shí)，就單級(jí)工作，而其他 兩級(jí)就靜默，以節(jié)約資源；同時(shí)，在需要時(shí)，可解偶聯(lián)動(dòng)補(bǔ)償高能量激光束發(fā)射和極端惡劣的宇航環(huán)境帶 給航天激光源的影響。


圖1為反向波前畸變半導(dǎo)體列陣激光源總體結(jié)構(gòu)示意圖； 圖2為列陣輸出激光束截面微區(qū)域劃分示意圖； 圖3為反向波前畸變傾斜鏡的驅(qū)動(dòng)單元示意圖； 圖4為反向波前畸變變形鏡l的驅(qū)動(dòng)單元示意圖； 圖5為反向波前崎變變形鏡2的驅(qū)動(dòng)單元示意圖； 圖6為一級(jí)19單元反向波前畸變變形鏡補(bǔ)償示意圖； 圖7為艙外溫度120。C時(shí)補(bǔ)償效果圖； 圖8為艙外溫度800C時(shí)補(bǔ)償效果圖。下面通過實(shí)例具體說明本

發(fā)明內(nèi)容
具體實(shí)施方式
一方面，由半導(dǎo)體列陣發(fā)出的激光束，穿透反射鏡3后，經(jīng)反向波前畸變傾斜鏡、反向波前畸變變形 鏡1、反向波前畸變變形鏡2反射后，再透過分光鏡，經(jīng)反射鏡1和反射鏡2反射，最后穿出艙外激光輸 出口發(fā)送出航天器，射向目標(biāo)。同時(shí)，實(shí)施二次傳測(cè)技術(shù)，在"具體實(shí)施方式
"中，采用He-Ne激光器作 土動(dòng)感測(cè)光源說明具體細(xì)節(jié)。由He-Ne激光器發(fā)出的激光，經(jīng)匹配擴(kuò)束鏡擴(kuò)束和分光鏡反射，投射到反射 鏡l的反射面上，再被反射到反射鏡2的反射面上，接著，由反射鏡2反射到艙外激光輸出口，再由艙外 激光輸出口逆向反射，經(jīng)反射鏡2和反射鏡1反射至分光鏡透射，而后，經(jīng)反向波前畸變變形鏡2、反向 波前畸變變形鏡l、反向波前畸變傾斜鏡反射，再經(jīng)反射鏡3反射至變焦光學(xué)器件調(diào)節(jié)，然后，透鏡陣列 的每一個(gè)微透鏡聚焦自身入射光束于CCD上一個(gè)同定的像素陣列，相應(yīng)光斑質(zhì)心為(Xe,;^)，可通過計(jì)算得出，式中AT是此像素陣列式中的行數(shù)，W是此像素陣列式中的列數(shù)， 是此像素陣列中像素(/，y)的x 坐標(biāo)，^是像素(;，/)的r坐標(biāo)，厶對(duì)應(yīng)像素"/)的列陣輸出光強(qiáng)值。如果在反射鏡1和反射鏡2未發(fā)生變形 時(shí)， 一個(gè)光斑質(zhì)心為(;<:，，>/，)，那么，發(fā)生變形后，相應(yīng)光斑質(zhì)心要發(fā)生一定偏移而變?yōu)?x^，；^,), 如果此微透鏡的焦距為/，則相應(yīng)光斑波前斜率為= - X"0) 乂 / ;對(duì)微透鏡總數(shù)為Q的微透鏡陣列而言，各子孔徑對(duì)應(yīng)波前斜率g義=[gjcl，5^2，g義3，…,gjcQ]波前斜率反映了反射鏡1和反射鏡2等光路所經(jīng)過的器件的變形帶來的光線軌跡的變化，反映了器件的變 形引起的波前畸變，表征了相應(yīng)變形量；在進(jìn)行反向波前畸變閉環(huán)操作時(shí)，由變焦光學(xué)器件、透鏡陣列、 CCD等，配合處理器，根據(jù)適時(shí)動(dòng)態(tài)測(cè)量出的畸變波前斜率G，通過V-R+.G求出驅(qū)動(dòng)各個(gè)驅(qū)動(dòng)器動(dòng)作的 控制電壓，并由處理器對(duì)其作進(jìn)一步處理，并通過數(shù)模轉(zhuǎn)換傳遞給高壓放大器，驅(qū)動(dòng)完成反向波前畸變的 各個(gè)驅(qū)動(dòng)器，使各個(gè)驅(qū)動(dòng)器完成與其對(duì)應(yīng)區(qū)域內(nèi)發(fā)生熱變形器件的熱變形相反的變形，從而帶給列陣輸出 與艙外反射鏡變形帶給其的波前畸變相反的反向波前畸變，抵消器件熱變形帶給列陣輸出激光束的影響， 保障列陣輸出質(zhì)量。對(duì)反向波前畸變傾斜鏡、反向波前畸變變形鏡l、反向波前畸變變形鏡2的R+的求取，均在航天激光源 制造階段完成，在系統(tǒng)開環(huán)時(shí)，對(duì)其所屬的各驅(qū)動(dòng)器分別一一施加單位控制電壓，并分別測(cè)量相應(yīng)的波前 斜率，從而得到控制電壓與波前斜率矩陣g間的關(guān)系式g-Rv,R的廣義逆矩陣就是R+，在軌運(yùn)行時(shí)，測(cè)得 波前斜率后，可直接調(diào)用。在反向波前崎變傾斜鏡配合反向波前畸變變形鏡配合操作時(shí)，前者的控制電壓按波前斜率— i n — i q始計(jì)算，而后者控制電壓按波前斜率計(jì)算。當(dāng)波前斜率為G，需耍反向波前畸變變形鏡l與反向波前畸變變形鏡2解耦聯(lián)動(dòng)操作時(shí)，如二者的R 分別為R,和R2，因?yàn)槎吒髯詽M足一定的限定條件，例如反向波前畸變變形鏡2滿足限定條件Rm,則其擴(kuò)展R2為—i ，對(duì)其求廣義逆/ 7*+ ，則反向波前畸變變形鏡2的控制電壓V2 = i 2*此后，留給反向波前畸變變形鏡1的波前斜率為G-R2v2 ，相應(yīng)控制電壓為v2 = A+G,;在近地衛(wèi)星為載體的航天激光源實(shí)際運(yùn)行中，當(dāng)發(fā)送功率在一定范圍內(nèi)時(shí)，由環(huán)境溫度，列陣輸出照 射造成的輸出反射鏡熱變形所導(dǎo)致波前畸變中，離焦占大部分， 一級(jí)行程足夠的反向波前畸變變形鏡即可 消解空間熱環(huán)境造成的反射鏡體畸變帶給航天激光源輸出的影響；當(dāng)航天激光列陣輸出功率非常高時(shí)、艙 外輸出反射鏡所處環(huán)境溫度惡劣時(shí)，必須在探知波前畸變的基礎(chǔ)上，由多級(jí)解耦聯(lián)合補(bǔ)償，消解熱變形帶 來的影響。針對(duì)在近地衛(wèi)星軌道熱環(huán)境和600瓦CW半導(dǎo)體堆疊列陣照射帶給航天激光源輸出SiC反射鏡變形的 數(shù)量級(jí)，采用如圖6所示一級(jí)19單元反向波前畸變變形鏡補(bǔ)償，以相應(yīng)運(yùn)行測(cè)試結(jié)果為基礎(chǔ)，并以艙外 反射鏡發(fā)生熱變形后射向目標(biāo)的占輸出總能量86.5%的輸出光束寬度與常溫且無反射鏡時(shí)航天激光源射向 目標(biāo)的占輸出總能量86.5%的輸出光束寬度的差值為縱坐標(biāo)，以航天激光源射向目標(biāo)的輸出激光束傳輸距 離為橫坐標(biāo)，在艙外溫度120QC時(shí)，所得結(jié)果如圖7所示，圖8給出了艙外溫度8(^C時(shí)的結(jié)果，可見鏡 體熱變形使光能量嚴(yán)重分散，并隨傳播距離的增加呈近似線性的增長(zhǎng)，發(fā)散很快，但在采用反向波前畸變 補(bǔ)償措施后，光能量得到有效聚斂。
權(quán)利要求
1、以航天器為承載平臺(tái)的半導(dǎo)體列陣激光源，其特征在于將半導(dǎo)體列陣安置在艙內(nèi)，其發(fā)出的激光束，通過穿透反射鏡3后，經(jīng)反向波前畸變傾斜鏡、反向波前畸變變形鏡1、反向波前畸變變形鏡2反射后，再透過分光鏡，經(jīng)反射鏡1和反射鏡2反射，最后穿出艙外激光輸出口發(fā)送出航天器，射向目標(biāo)。光束質(zhì)量通過二次傳測(cè)技術(shù)測(cè)量艙外反射鏡的變形量，并以其為根據(jù)，驅(qū)動(dòng)反向波前畸變驅(qū)動(dòng)器操作，抵消列陣輸出光路上的器件的熱變形帶給激光源向外輸出的影響，保障輸出質(zhì)量。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的以航天器為承載平臺(tái)的半導(dǎo)體列陣激光源，通過二次傳測(cè)技術(shù)測(cè)量艙外反射鏡的變形量，其特征在于因環(huán)境溫差和半導(dǎo)體輸出激光束照射，艙外反射鏡會(huì)發(fā)生變形，主動(dòng)感測(cè)通過二次傳測(cè)技術(shù)測(cè)量變形量，通過主動(dòng)感測(cè)光源發(fā)出的光束被發(fā)生熱變形的艙外反射鏡 反射、艙外激光輸山口逆向反射，二次經(jīng)過發(fā)生熱變形的艙外反射鏡，并被逆向反射至探測(cè)器， 最后被探測(cè)器拾取，經(jīng)處理器處理波前斜率后，熱變形的變形量大小被探知。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種服務(wù)于航天、實(shí)現(xiàn)于潛望結(jié)構(gòu)輸出的反向波前畸變半導(dǎo)體列陣激光源技術(shù)，給出了能夠適應(yīng)宇航環(huán)境而正常工作的潛望式反向波前畸變半導(dǎo)體列陣激光源的系統(tǒng)設(shè)計(jì)方式方法，給出了二次傳測(cè)技術(shù)測(cè)量由艙外反射鏡變形導(dǎo)致列陣輸出惡化的波前畸變的方式方法，并給出了相應(yīng)補(bǔ)償?shù)姆绞椒椒āＲ环矫?，潛望式結(jié)構(gòu)將半導(dǎo)體列陣安置在艙內(nèi)，使其能夠正常工作；同時(shí)，因環(huán)境溫差和半導(dǎo)體輸出激光束照射，艙外反射鏡會(huì)發(fā)生變形。主動(dòng)感測(cè)光源發(fā)出的光束經(jīng)擴(kuò)束分光射向發(fā)生熱變形的艙外反射鏡，被其反射向艙外激光輸出口，而后，經(jīng)艙外激光輸出口逆向反射，二次經(jīng)過發(fā)生熱變形的艙外反射鏡，并被逆向反射至探測(cè)器，拾取波前斜率，經(jīng)處理器處理后，熱變形的變形量大小被探知，接著，處理器配合D/A和高壓放大器驅(qū)動(dòng)驅(qū)動(dòng)器，使艙內(nèi)添加的反射鏡作與艙外反射鏡的不規(guī)則變形相反的變形，從而將艙外反射鏡熱變形帶給列陣輸出光束的影響抵消掉，以保障半導(dǎo)體列陣激光源輸出的高質(zhì)量。
文檔編號(hào)H01S5/40GK101126839SQ20071004983
公開日2008年2月20日 申請(qǐng)日期2007年8月23日 優(yōu)先權(quán)日2007年8月23日
發(fā)明者嵐 曾, 健 榮, 然 蔡, 蔡貴順, 蔡 薛, 鐘曉春 申請(qǐng)人:然 蔡