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激光通信系统的低功耗和高速率使其受到越来越多的关注，特别是在空间通信领域[1,2,3]。在空间激光通信中，同时提高调制速率和输出功率是通信发射单元的技术瓶颈，将光纤通信领域业已成熟的通信发射、探测技术引入空间可以克服这一瓶颈，已经成为一种发展趋势[4,5]。空间激光通信光学系统一般采用卡塞格林系统加透镜的形式以便获得较大的通光口径，空间成像光学系统一般采用相似的结构，因此在对载荷质量严格限制的情况下，可以考虑将二者设计为共用部分光学系统的形式。此外，当发生突发状况使成像和通信光学系统有一方不能正常工作时，可以通过对另一个光学系统添加分光组件等方法进行代替工作而不影响成像和通信需求。因此将成像光学系统同时用作激光发射天线的共口径设计研究具有重要意义[6]。目前激光通信与激光测距共用光学系统的形式已经存在[7]，其他方面的共口径应用也在逐渐发展[8,9]，并通过了可行性验证。本文考虑将成像光学系统同时用作基于EDFA放大的光纤光源的激光发射天线的共口径设计。
在文献[10]中我们提出一种同轴三反成像光学系统与收发合一激光通信天线共口径工作的光学系统设计结构，讨论了满足共口径的成像和通信系统设计方法。为应对激光通信光学系统的突发障碍，同时使共口径设计更有普适性，本文全面分析了将成像光学系统用作激光发射天线时的共口径设计方法。首先分析了激光发射天线的设计要求，然后提出3种将成像光学系统用作激光发射天线的共口径结构，并对这3种共口径系统的优缺点及适用范围进行了讨论，最后对所设计的共口径系统进行发射光束仿真分析和成像、通信实验，证实了该共口径设计满足空间成像和通信的需求。
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空间激光通信链路可以简单描述成： P r =Pt ·Gt ·ηt ·Gr ·ηr ·ηs . (1) 式中，P r为探测器接收的信号功率；P t为发射信号功率；G t为发射光学天线增益， ，ω 指出射高斯光束的束腰；η t为发射光学单元效率；G r为接收光学单元的增益；η r为接收光学单元效率；η s为信道传输损失。为提高探测器接收到的信号功率需要最大限度地提高天线增益和发射、接收光学单元效率。对于高斯光束束腰是从提高发射光学天线增益的角度出发，将压缩输出光束的束散角作为主要技术途径，但是压缩光束的束散角将受到动态跟踪误差的限制。因受到光斑检测、跟踪带宽等因素限制，通信系统的对准跟踪精度不能无限提高。若跟踪精度已经达到某个极限，则它将对应一个最佳的通信束散角。
像差对激光发射天线有较大影响[11,12]，它引起的波前畸变损失是影响发射光学单元效率的因素之一。近轴光学系统由畸变引起的光强损失近似表达式为： ηt=exp[-(kσ)2] . (2) 式中，σ为系统波面误差。对大多数空间激光通信系统，通常要求激光发射单元的波面误差小于λ/10[13,14]。
综上所述，输出光束的束散角、光学系统波前畸变、系统透过率是激光发射光学系统的主要技术指标，设计空间激光发射系统前需综合考虑通信链路损耗、跟踪精度等总体技术指标。
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将空间成像光学系统用于激光发射的共口径设计形式多种多样，以某一成像系统为例，光学系统结构为马卡系统加补偿透镜的形式，如图1所示，基于此成像系统本文设计了3种共口径应用形式，并对此3种共口径形式的性能进行了分析。
图 1 原成像光学系统
Figure 1. Origin imaging optical system
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通过在棱镜分光面镀膜将成像光学系统和激光发射光路分开，然后设计耦合光学组件使激光发射性能最优，见图2(a)。对成像系统来说，棱镜处在汇聚光路中，因此会引入像散，见图2(b)，需要在成像后续光路部分添加消像散光学组件。此外，因为光束入射到分光棱镜分光膜的角度在45°左右，当通信光路采用1 550 nm波长而成像波段为可见光时，对分光膜的镀膜工艺提出了较高的要求。
图 2 棱镜分光式共口径系统
Figure 2. Co-aperture optical system based on prism
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采用分色片将成像光学系统和激光发射光路分开，然后设计耦合光学组件使激光发射性能最优，见图3。其中分光片前表面反射可见光，透射通信光，这样对成像光学系统性能没有影响，对激光发射系统，分色片相当于倾斜平板，可通过耦合镜头的优化设计来弥补该分色片对出射光束性能的影响。
图 3 分色片分光式共口径系统
Figure 3. Co-aperture optical system based on dichroism plane
与棱镜分光相似，该分光结构对镀膜工艺提出了较高的要求。此外，倾斜的分色片对系统的装调提出了一定的要求。
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该共口径系统采用机械可移除反射镜的形式。反射镜由底部的升降台支撑，通过控制升降台来控制反射镜在光路中的位置，当反射镜如图4(a)所示时，系统进行成像工作，当移除反射镜时，系统作为激光发射天线工作，如图4(b)。
图 4 可移除反射镜分光
Figure 4. Co-aperture optical system based on flexible mirror
对3种设计形式的优缺点及适用领域进行比较，见表1。
表 1 3种设计方式比较
Table 1. Comparing of the three design methods for co-aperture optical system
序号 设计方式 优点 缺点 适用领域 综合分析以上设计方式发现无论采用哪种设计，在利用成像光学系统进行激光发射时均需要设计耦合光学组件，使出射激光光源与成像光学系统相匹配。
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为验证共口径设计对成像和激光发射的影响，首先按第3节的第3种方法对现有成像系统(系统参数如表2所示)进行了改进设计，即在成像光学系统后方添加了可移除反射镜，设计了使光纤准直器与成像光学系统相匹配的耦合镜。共口径光学系统结构如图4(a)、(b)所示。接着对该共口径系统的光束发射特征进行了仿真分析。最后通过对该共口径系统加工及装调完成了该系统的成像和通信实验。
表 2 成像光学系统(共用终端)参数
Table 2. Parameters of the imaging optical system(co-aperture part)
光学系统参数 值 -
从设计原理可知，成像质量不会有损失。使用ZEMAX对共口径系统发射光束仿真，结果如图5所示：光斑质量良好；出射光束透过率为0.55；出射束散角(半角)为18.2 μrad，接近110 mm口径光学系统的衍射极限。
图 5 激光发射光束能量分布
Figure 5. Energy distribution of transmitting laser
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受实验条件的限制，研究人员进行了室内成像通信实验来初步验证共口径设计的可行性。通信部分采用工作波长1 550 nm的光端机进行电光/光电转换。在激光发射端，信号光由光端机输出后经EDFA功率放大，功率约为22 mW，接收端采用接收系统将光耦合进光纤，然后与光端机相连进行光信号的探测。实验流程、实验装置如图6、图7所示。
图 6 实验流程图
Figure 6. Experiment procedure
图 7 实验装置图
Figure 7. Experiment equipment
实验中先在共口径系统后方添加反射镜使之具备成像功能，对图8(a)靶标成像，所成像如图8(b)所示，然后移除反射镜，开启激光通信电源，发射、接收端对准后接收到的图像如图8(c)所示。实验结果显示，所成图像8(b)符合成像光学系统的性能指标，图8(b)和图8(c)二者几乎没有差别,无明显噪点等出现，显示通信系统工作正常。该实验初步验证了共口径设计的可行性。
图 8 成像与通信
Figure 8. Imaging and communication of the co-aperture system
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本文给出了3种将成像系统用作激光发射天线时可采用的设计结构，并对各自的优缺点及使用范围进行了比较，对可移除反射镜式共口径光学系统的应用可行性进行了仿真及实验验证。结果显示发射激光的最小束散角可达18.2 μrad，接近系统衍射极限，出射光斑质量良好，接收到的图像与成像系统所成图像肉眼观测无失配，该结果表明，将成像光学系统用作激光发射天线的共口径设计可以满足空间遥感成像与数据激光传输需求。随着对小卫星技术的发展，共口径设计必将成为减少载荷质量和体积的有效手段，本文给出的3种共口径设计结构虽基于某一特定形式的光学系统给出，却具有普遍适用性，可根据不同的需求择一使用。在以后的工作中，通信质量的验证和捕获对准跟踪系统的设计是研究共口径系统的一个重点。
Co-aperture optical system for imaging and laser transmitting
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摘要: 将成像光学系统同时用作激光发射天线的共口径设计可有效减轻卫星载荷质量和应对各种突发状况。首先根据激光通信的能量计算链路,分析了激光发射天线的设计要求,明确了激光发射天线与成像光学系统的不同;然后根据特定的成像光学系统给出了3种具有普适性的共口径设计方法,并对这3种方法的性能进行了分析和比较,给出了它们的优缺点和适用范围;最后对所设计的共口径系统进行了发射光束仿真,经过对设计系统加工、装调后进行了室内的成像、通信实验,结果显示发射激光的最小束散角可达18.2 μrad,接近系统衍射极限,出射光斑质量良好,接收到的图像与成像系统所成图像肉眼观测无失配。初步证实该共口径设计可实现光学系统的成像和通信任务要求。Abstract: Research on co-aperture designing methods with which the space imaging optical system can be used as laser transmitting antenna is important to alleviate the load of the satellite and to deal with sudden trouble. First, space laser transmitting design request was analyzed based on the power transferring in laser communication link and the difference between imaging system and laser transmitting system was given. Then three design methods generally used for co-aperture system based on a given imaging optical system were proposed. Their performance were analyzed and compared, and their advantage, disadvantage and fitting areas were given. Finally, the transmitting beam of the designed co-aperture system was simulated, and the imaging and laser communicating experiment were made after system fabricating and aligning. Results show that the least divergence angle of the transmitting beam is about 18.2 μrad which is close to the system diffraction limitation. Besides the transmitting beam is of great quality and the received image is nearly same as the one obtained by the imaging system when observed with the naked eyes. It is approved that the co-aperture design can satisfy the need of space imaging and laser communicating mission well.
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Key words:
- co-aperture optical system /
- laser communication /
- space imaging /
- coupling lens
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表 1 3种设计方式比较
Table 1. Comparing of the three design methods for co-aperture optical system
序号 设计方式 优点 缺点 适用领域 
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表 2 成像光学系统(共用终端)参数
Table 2. Parameters of the imaging optical system(co-aperture part)
光学系统参数 值
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图(8) / 表 (2)
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