光机热集成分析在空间激光发射机的应用

崔世程 雷文平

（北京空间机电研究所，北京 100094）

光机热集成分析在空间激光发射机的应用

崔世程 雷文平

（北京空间机电研究所，北京 100094）

文章介绍了基于抽象模型的光机热集成分析法的原理和技术路线，并以某空间激光发射机为例，分析了温度对激光光束品质所造成的影响。首先搭建起以Comet软件为核心的仿真分析平台，并创建了相应的流程模板；其次，定义材料库文件，建立起空间激光发射机的有限元模型，包括结构有限元模型和热有限元模型；再次，执行在轨热分析，并将分析所得的温度场映射给结构有限元模型，再进行热弹性分析，得到光学系统的变形场分布；最后进行 Zernike多项式拟合，并将变形后的光学表面导入到光学设计软件，分析温度对激光发射机的波前差的影响。结果表明，基于抽象模型的光机热集成分析技术能够实现光机热各学科间数据的自动流传，快捷地完成仿真任务，从而为系统提供高效率的设计验证。

集成分析 光机热 抽象模型 热变形 空间激光发射机

0 引言

空间激光发射机既受到内部热载荷的作用，又受到太阳热辐射的影响，由此产生的光学表面温度差会影响激光发射机的光学元件面形精度，从而导致激光光束品质降低。同时空间激光发射机受到体积、质量及散热手段的限制，因此在设计阶段有必要针对在轨使用环境进行光机热设计验证。我国空间激光发射机的发展还处于起步阶段，这类设计验证的研究相对较少[1]。本文采用基于抽象模型的光机热集成（IOST）分析技术[2]，快速完成对空间激光发射机的热光学分析[3-4]。

1 光机热集成分析原理

光机热集成分析是解决多学科问题的常用方法[5-10]，在空间太阳望远镜、红外镜头、航空相机等上已有广泛应用[11-14]。本文介绍的集成分析法采用抽象模型技术，将仿真分析的流程、结构与热分析的材料属性、网格划分的规则、分析边界条件和载荷等内容的定义全部嵌入多学科统一的技术路线之中，如图1所示。抽象模型包含诸如几何、材料、载荷、边界条件等各类属性，对于特定设计目标，可以包括：装配体与零部件、材料库文件、内热源与外热流属性、三级网格控制设置、部件间的连接关系等等。

图1 光机热集成分析技术路线Fig.1 The technical way of IOST analysis

依据上述技术路线，选用具有多学科软件接口的 Comet软件作为平台核心，并与三维建模软件Pro/engineer、结构分析软件MSC Nastran、热分析软件Thermal Desktop、波面拟合软件Sigfit、光学分析软件CodeV等搭建成光机热集成分析平台，如图2所示。

图2 光机热集成分析平台Fig.2 IOST analysis platform

该平台主要有三方面的优势：一是集成热分析软件Thermal Desktop来简化热计算并将温度场映射到结构有限元模型，同时集成了较为完善的商业软件 Sigfit来完成结构位移到光学表面变形的准确映射；二是分析流程按照设计模型的转换顺序和关系，打通了各学科软件之间的数据接口，实现数据格式的自动化转换，避免大量反复的手工转换过程；三是流程基于抽象模型来定义，其中各学科分析任务脱离几何模型进行设置，因此制定的流程模板可用于不同几何模型进行相同或相似的工况求解。

本文仿真分析的流程定义、参数设置、软件调用及数据转换等所有过程均基于此平台实现。

2 光机热集成仿真应用

本文对运行于地球静止轨道卫星平台的某激光测距仪激光发射机进行集成分析。激光发射机主要由发射镜头、半导体激光器（LD）、激光晶体、腔体壳、电路盒、调Q组件等组成，其光学系统示意图见图3。

图3 光学系统示意图Fig.3 Schematic diagram of optical system

激光发射机的在轨设计目标包括两部分：一是要对半导体激光器（LD）及其泵浦的激光晶体进行温度控制，使LD温度变化保持在±0.5K以内，使激光晶体良好散热，避免由热梯度产生的热应力引起的损坏、断裂；二是需保证太阳辐射引起的光学表面变形对激光光束品质的影响在误差范围之内，这是仿真分析的重点考察内容。

2.1 建立仿真流程模板

仿真流程模板主要由各学科的分析任务组成，如图4所示。各学科的分析任务各自从后台调取求解器进行计算，并根据输入输出的设置来从抽象模型中调取或存储相关数据。

图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）根据Code V光学设计，利用Pro/engineer完成激光发射机三维设计建模，几何模型通过标签定义将数据传递给抽象模型，网格划分任务根据抽象模型内包含的几何模型和分网规则来进行自动分网；

2）热响应分析任务从抽象模型中提取网格信息以及边界条件，后台调用Thermal Desktop求解器进行计算，并将温度场输出给抽象模型存储；

3）温度映射任务后台调用Thermal Desktop映射模块将温度场信息加载到结构分析网格上；

4）热弹性分析任务从抽象模型中提取网格信息、边界条件以及温度场信息，后台调用MSC Nastran求解器进行计算，并将变形场输出给抽象模型；

5）波面拟合任务根据原始光学设计文件以及光学元件节点位移，后台调用 Sigfit软件进行 Zernike多项式拟合，输出光学表面变形后的光学设计文件给抽象模型；

6）光学分析时对比原始光学设计文件与在轨热条件下光学表面变形后的光学设计文件，查看光学性能下降情况，评价激光发射机的设计方案是否满足指标要求。

2.2 模型分析前处理

在进行各项分析任务之前，需完成两方面工作：

1）定义分析所需模型材料。按照软件材料定义规则编写材料库文件，包括热物理属性、光学属性等内容。其中热物理属性主要定义杨氏模量、密度、泊松比、线胀系数、导热系数、比热容等，光学属性主要定义表面反射率和太阳吸收比。

2）建立有限元模型，选择合适的单元类型、大小和数目。本文采用三种不同级别的网格控制策略：一是全局网格控制对整个组件进行参数化分网；二是元件网格控制对大型装配体中某些部组件设置分网规则；三是局部网格控制则为几何的某些拓扑特征指定控制规则。几何模型各组件独立分网，并进行网格装配，还原出整机的有限元模型。本文所分析的激光发射机的结构有限元模型如图5所示。

图5 结构有限元模型Fig.5 The structure finite element model

因热分析与结构分析所描述物理现象和求解方法皆不同，并且热分析涉及热辐射和热传导两种分析环境，如果热有限元模型的网格密度过高，将会极大地延长计算时间，而结果提效并不显著，因此热模型在结构模型的基础上做了精简，将大部分组件都转化为壳单元，保留光学元件等为体单元，同时在发射镜头上增添了遮光罩，然后再进行粗糙分网，如图6所示，从而有利于热分析计算的顺利展开。

图6 热有限元模型Fig.6 The thermal finite element model

2.3 热响应分析

在仿真流程里定义分析环境：设置轨道参数，将激光发射机的初始温度设为293K，腔体壳底面设为293K定温边界，内热源半导体激光器（LD）与激光晶体的功率按图7曲线加载。

图7 内热源的功率时间图Fig.7 Power curve of inner heat source

计算激光发射机在轨运行24h的温度场，从图8（a）可见整个光学系统在4.2×104s时温度达到最高，此时发射镜头中离遮光罩最近的透镜 M 温度达到 302K，而其它镜面温度均在 294K以下，情况良好；图8（b）显示激光晶体在整个时间段内温度变化未超过0.6K，可见此内热源发热对激光晶体的影响很小。

图8 温度曲线图Fig.8 Temperature curve of some elements

2.4 热弹性分析

执行热弹性分析时，需将热响应分析求解来的温度场作为结构有限元模型的热载荷。由于热有限元模型和结构有限元模型并不共享同一网格，因此需研究温度场映射的方法[15-16]。

温度场映射可以通过把离结构节点最近的热节点上的温度传递到结构节点上来实现，但此法仅适用于连续介质的内部节点；或是进行有限元热传导分析，将温度场作为分析的边界条件，但此法在边界附近则有可能会产生温度误差。

本文充分考虑相邻节点间的间隙、边界以及单元属性等因素，利用有限元的形函数来将温度从热有限元模型的节点插值到结构有限元模型的节点上。从而得到激光发射机在空间轨道绕地球旋转过程中的温度场分布情况，这是一个瞬态过程，因此需要提取出某一时刻（如 4.2×104s）的温度场，将其作为结构分析的载荷，利用商业软件MSC Nastran计算出激光发射机的变形场。以光学系统为例，最大变形为发射镜头中离遮光罩最近的透镜M的四周边缘，为5.38×10–6m，而透镜M的中央处变形则略微变小，为4.71×10–6m。

2.5 波面拟合

由于 Zernike多项式具有在单位圆上满足正交性条件且与光学像差有对应关系等特点[17]，因此通常将Zernike多项式作为基底函数系来对光学表面变形进行拟合[18-20]。本文利用商业软件Sigfit对激光发射镜头内各光学元件节点及变形数据进行Zernike多项式拟合，并将拟合结果写入到.INT文件。作为示例，表1列出了其中一面透镜的前9项Fringe Zernike系数，可以看出此透镜的变形主要体现在X轴倾斜上。

表1 Z ernike系数及物理意义Tab.1 Zernike coefficients and their physical meaning

2.6 光学评价

对激光发射机而言，主要考察光学表面变形对出射光的均匀性的影响。因此光学性能评价主要体现在波前差上，通常采用均方根（RMS）误差来定量化。

利用光学软件CodeV直接读取.INT文件数据，转化为变化的面形，并粘贴到原始光学模型上，使之与变形后的面形相符，从而可得到系统波像差和角放大率等参数，见表 2。可以看出在轨热环境下，系统波像差下降约0.009 5λ（其中λ为激光波长，为1 064nm），性能变化较小，温度适应性较好，满足设计要求。

表2 光学性能参数Tab.2 Optical parameters

3 结束语

本文介绍了基于抽象模型的光机热集成分析法，并以此对激光发射机进行了详细分析。应用分析表明该空间激光发射机在轨热环境条件下的光学性能满足了设计指标要求，验证了设计的可行性；并且从中形成了一套具有高效性、可重复性的仿真流程通用模板，可应用在类似的仿真任务中，这是传统分析方法所不具备的。

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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年获西北工业大学飞行器设计与工程专业学士学位，现在中国空间技术研究院光学工程专业攻读硕士学位。研究方向是光学精密制造技术。Email：759389256@qq.com。

（编辑：王丽霞）

2016-01-29