光機熱集成分析在空間激光發射機的應用

崔世程 雷文平

（北京空間機電研究所，北京 100094）

光機熱集成分析在空間激光發射機的應用

崔世程 雷文平

（北京空間機電研究所，北京 100094）

文章介紹了基于抽象模型的光機熱集成分析法的原理和技術路線，并以某空間激光發射機為例，分析了溫度對激光光束品質所造成的影響。首先搭建起以Comet軟件為核心的仿真分析平臺，并創建了相應的流程模板；其次，定義材料庫文件，建立起空間激光發射機的有限元模型，包括結構有限元模型和熱有限元模型；再次，執行在軌熱分析，并將分析所得的溫度場映射給結構有限元模型，再進行熱彈性分析，得到光學系統的變形場分布；最后進行 Zernike多項式擬合，并將變形后的光學表面導入到光學設計軟件，分析溫度對激光發射機的波前差的影響。結果表明，基于抽象模型的光機熱集成分析技術能夠實現光機熱各學科間數據的自動流傳，快捷地完成仿真任務，從而為系統提供高效率的設計驗證。

集成分析 光機熱 抽象模型 熱變形 空間激光發射機

0 引言

空間激光發射機既受到內部熱載荷的作用，又受到太陽熱輻射的影響，由此產生的光學表面溫度差會影響激光發射機的光學元件面形精度，從而導致激光光束品質降低。同時空間激光發射機受到體積、質量及散熱手段的限制，因此在設計階段有必要針對在軌使用環境進行光機熱設計驗證。我國空間激光發射機的發展還處于起步階段，這類設計驗證的研究相對較少[1]。本文采用基于抽象模型的光機熱集成（IOST）分析技術[2]，快速完成對空間激光發射機的熱光學分析[3-4]。

1 光機熱集成分析原理

光機熱集成分析是解決多學科問題的常用方法[5-10]，在空間太陽望遠鏡、紅外鏡頭、航空相機等上已有廣泛應用[11-14]。本文介紹的集成分析法采用抽象模型技術，將仿真分析的流程、結構與熱分析的材料屬性、網格劃分的規則、分析邊界條件和載荷等內容的定義全部嵌入多學科統一的技術路線之中，如圖1所示。抽象模型包含諸如幾何、材料、載荷、邊界條件等各類屬性，對于特定設計目標，可以包括：裝配體與零部件、材料庫文件、內熱源與外熱流屬性、三級網格控制設置、部件間的連接關系等等。

圖1 光機熱集成分析技術路線Fig.1 The technical way of IOST analysis

依據上述技術路線，選用具有多學科軟件接口的 Comet軟件作為平臺核心，并與三維建模軟件Pro/engineer、結構分析軟件MSC Nastran、熱分析軟件Thermal Desktop、波面擬合軟件Sigfit、光學分析軟件CodeV等搭建成光機熱集成分析平臺，如圖2所示。

圖2 光機熱集成分析平臺Fig.2 IOST analysis platform

該平臺主要有三方面的優勢：一是集成熱分析軟件Thermal Desktop來簡化熱計算并將溫度場映射到結構有限元模型，同時集成了較為完善的商業軟件 Sigfit來完成結構位移到光學表面變形的準確映射；二是分析流程按照設計模型的轉換順序和關系，打通了各學科軟件之間的數據接口，實現數據格式的自動化轉換，避免大量反復的手工轉換過程；三是流程基于抽象模型來定義，其中各學科分析任務脫離幾何模型進行設置，因此制定的流程模板可用于不同幾何模型進行相同或相似的工況求解。

本文仿真分析的流程定義、參數設置、軟件調用及數據轉換等所有過程均基于此平臺實現。

2 光機熱集成仿真應用

本文對運行于地球靜止軌道衛星平臺的某激光測距儀激光發射機進行集成分析。激光發射機主要由發射鏡頭、半導體激光器（LD）、激光晶體、腔體殼、電路盒、調Q組件等組成，其光學系統示意圖見圖3。

圖3 光學系統示意圖Fig.3 Schematic diagram of optical system

激光發射機的在軌設計目標包括兩部分：一是要對半導體激光器（LD）及其泵浦的激光晶體進行溫度控制，使LD溫度變化保持在±0.5K以內，使激光晶體良好散熱，避免由熱梯度產生的熱應力引起的損壞、斷裂；二是需保證太陽輻射引起的光學表面變形對激光光束品質的影響在誤差范圍之內，這是仿真分析的重點考察內容。

2.1 建立仿真流程模板

仿真流程模板主要由各學科的分析任務組成，如圖4所示。各學科的分析任務各自從后臺調取求解器進行計算，并根據輸入輸出的設置來從抽象模型中調取或存儲相關數據。

圖4 仿真流程模板Fig.4 The process template of simulation

本文的仿真流程主要包括：

1）根據Code V光學設計，利用Pro/engineer完成激光發射機三維設計建模，幾何模型通過標簽定義將數據傳遞給抽象模型，網格劃分任務根據抽象模型內包含的幾何模型和分網規則來進行自動分網；

2）熱響應分析任務從抽象模型中提取網格信息以及邊界條件，后臺調用Thermal Desktop求解器進行計算，并將溫度場輸出給抽象模型存儲；

3）溫度映射任務后臺調用Thermal Desktop映射模塊將溫度場信息加載到結構分析網格上；

4）熱彈性分析任務從抽象模型中提取網格信息、邊界條件以及溫度場信息，后臺調用MSC Nastran求解器進行計算，并將變形場輸出給抽象模型；

5）波面擬合任務根據原始光學設計文件以及光學元件節點位移，后臺調用 Sigfit軟件進行 Zernike多項式擬合，輸出光學表面變形后的光學設計文件給抽象模型；

6）光學分析時對比原始光學設計文件與在軌熱條件下光學表面變形后的光學設計文件，查看光學性能下降情況，評價激光發射機的設計方案是否滿足指標要求。

2.2 模型分析前處理

在進行各項分析任務之前，需完成兩方面工作：

1）定義分析所需模型材料。按照軟件材料定義規則編寫材料庫文件，包括熱物理屬性、光學屬性等內容。其中熱物理屬性主要定義楊氏模量、密度、泊松比、線脹系數、導熱系數、比熱容等，光學屬性主要定義表面反射率和太陽吸收比。

2）建立有限元模型，選擇合適的單元類型、大小和數目。本文采用三種不同級別的網格控制策略：一是全局網格控制對整個組件進行參數化分網；二是元件網格控制對大型裝配體中某些部組件設置分網規則；三是局部網格控制則為幾何的某些拓撲特征指定控制規則。幾何模型各組件獨立分網，并進行網格裝配，還原出整機的有限元模型。本文所分析的激光發射機的結構有限元模型如圖5所示。

圖5 結構有限元模型Fig.5 The structure finite element model

因熱分析與結構分析所描述物理現象和求解方法皆不同，并且熱分析涉及熱輻射和熱傳導兩種分析環境，如果熱有限元模型的網格密度過高，將會極大地延長計算時間，而結果提效并不顯著，因此熱模型在結構模型的基礎上做了精簡，將大部分組件都轉化為殼單元，保留光學元件等為體單元，同時在發射鏡頭上增添了遮光罩，然后再進行粗糙分網，如圖6所示，從而有利于熱分析計算的順利展開。

圖6 熱有限元模型Fig.6 The thermal finite element model

2.3 熱響應分析

在仿真流程里定義分析環境：設置軌道參數，將激光發射機的初始溫度設為293K，腔體殼底面設為293K定溫邊界，內熱源半導體激光器（LD）與激光晶體的功率按圖7曲線加載。

圖7 內熱源的功率時間圖Fig.7 Power curve of inner heat source

計算激光發射機在軌運行24h的溫度場，從圖8（a）可見整個光學系統在4.2×104s時溫度達到最高，此時發射鏡頭中離遮光罩最近的透鏡 M 溫度達到 302K，而其它鏡面溫度均在 294K以下，情況良好；圖8（b）顯示激光晶體在整個時間段內溫度變化未超過0.6K，可見此內熱源發熱對激光晶體的影響很小。

圖8 溫度曲線圖Fig.8 Temperature curve of some elements

2.4 熱彈性分析

執行熱彈性分析時，需將熱響應分析求解來的溫度場作為結構有限元模型的熱載荷。由于熱有限元模型和結構有限元模型并不共享同一網格，因此需研究溫度場映射的方法[15-16]。

溫度場映射可以通過把離結構節點最近的熱節點上的溫度傳遞到結構節點上來實現，但此法僅適用于連續介質的內部節點；或是進行有限元熱傳導分析，將溫度場作為分析的邊界條件，但此法在邊界附近則有可能會產生溫度誤差。

本文充分考慮相鄰節點間的間隙、邊界以及單元屬性等因素，利用有限元的形函數來將溫度從熱有限元模型的節點插值到結構有限元模型的節點上。從而得到激光發射機在空間軌道繞地球旋轉過程中的溫度場分布情況，這是一個瞬態過程，因此需要提取出某一時刻（如 4.2×104s）的溫度場，將其作為結構分析的載荷，利用商業軟件MSC Nastran計算出激光發射機的變形場。以光學系統為例，最大變形為發射鏡頭中離遮光罩最近的透鏡M的四周邊緣，為5.38×10–6m，而透鏡M的中央處變形則略微變小，為4.71×10–6m。

2.5 波面擬合

由于 Zernike多項式具有在單位圓上滿足正交性條件且與光學像差有對應關系等特點[17]，因此通常將Zernike多項式作為基底函數系來對光學表面變形進行擬合[18-20]。本文利用商業軟件Sigfit對激光發射鏡頭內各光學元件節點及變形數據進行Zernike多項式擬合，并將擬合結果寫入到.INT文件。作為示例，表1列出了其中一面透鏡的前9項Fringe Zernike系數，可以看出此透鏡的變形主要體現在X軸傾斜上。

表1 Z ernike系數及物理意義Tab.1 Zernike coefficients and their physical meaning

2.6 光學評價

對激光發射機而言，主要考察光學表面變形對出射光的均勻性的影響。因此光學性能評價主要體現在波前差上，通常采用均方根（RMS）誤差來定量化。

利用光學軟件CodeV直接讀取.INT文件數據，轉化為變化的面形，并粘貼到原始光學模型上，使之與變形后的面形相符，從而可得到系統波像差和角放大率等參數，見表 2。可以看出在軌熱環境下，系統波像差下降約0.009 5λ（其中λ為激光波長，為1 064nm），性能變化較小，溫度適應性較好，滿足設計要求。

表2 光學性能參數Tab.2 Optical parameters

3 結束語

本文介紹了基于抽象模型的光機熱集成分析法，并以此對激光發射機進行了詳細分析。應用分析表明該空間激光發射機在軌熱環境條件下的光學性能滿足了設計指標要求，驗證了設計的可行性；并且從中形成了一套具有高效性、可重復性的仿真流程通用模板，可應用在類似的仿真任務中，這是傳統分析方法所不具備的。

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Integrated Optical-structural-thermal Analysis on Space Laser Transmitter

CUI Shicheng LEI Wenping

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

This paper discusses principles and technical way of the integrated optical-structural-thermal analysis method based on an abstract model, and describes the influence of temperature on the laser beam quality by conducting an integrated analysis of a space laser transmitter. First, an analysis platform with Comet as the core is established, and the corresponding process template is created. Secondly, the material file is written, and the finite element model of laser transmitter is founded. Thirdly, the on-orbit temperature distribution is simulated, and the temperature field is mapped to structure finite element model. Then the elastic analysis is made to get thermal deformation. In the end, the deformed optical surface fitted with a Zernike polynomial is put into an optical software to analyze the effect of temperature on wave-front aberration. The results show that the method can realize the interdisciplinary data auto transmission and complete the analysis rapidly, so as to directly evaluate optical performance.

integrated analysis; optical-structural-thermal; abstract model; thermal deformation; space laser transmitter

TN248

: A

: 1009-8518(2016)02-0100-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.02.013

崔世程，男，1991年生，2013年獲西北工業大學飛行器設計與工程專業學士學位，現在中國空間技術研究院光學工程專業攻讀碩士學位。研究方向是光學精密制造技術。Email：759389256@qq.com。

（編輯：王麗霞）

2016-01-29