空间用液晶可变相位延迟器相位延迟测试系统的电子学设计

一片LCVR由核心材料液晶分子、形成液晶分子容纳腔的玻璃基板和玻璃基板内表面附着的氧化铟锡（ITO）导电膜等组成，如图1所示。

图1  LCVR基本结构

Fig.1  Structure of LCVR

本文的LCVR中液晶材料为向列相液晶分子。向列相液晶分子呈长棒状，长轴的方向决定了LCVR的光轴（快轴）。在ITO导电膜上施加不同电压时，液晶分子从初始时平行于玻璃基板到逐渐垂直，LCVR的相位延迟逐渐减小。本文的LCVR材料为5CB（PP5CN），导电膜为ITO，取向膜为聚酰亚胺材质，液晶盒厚为5 µm。该LCVR的典型电压-延迟曲线如图2所示。

图2  典型的LCVR相位延迟-电压曲线

Fig.2  Retardation-voltage curve of LCVR

由图 2的曲线可知，LCVR的相位延迟随着驱动电压的增加而非线性连续减小。在2~10 V的电压区间，相位延迟连续变化360°以上，该曲线的稳定性直接决定了LCVR能否被真正应用到空间设备中。完整地测量LCVR的相位延迟-电压曲线一般至少需要光源、偏振调制组件和探测器3部分，本文使用光强法测量LCVR的相位延迟-电压曲线，整机的光路示意图如图3所示。

图3  空间LCVR相位延迟测试系统的光学设计

Fig.3  Optical design of the space-based LCVR measurement system

图3中，偏振调制组件主要由两片偏振片和一片LCVR组成。其中，两片偏振片的透光轴相互平行，待测的LCVR光轴与偏振片的光轴成45°夹角。在该光路中，由LED光源产生入射光，经过准直镜、滤光片、偏振调制组件和成像镜后，被探测器接收并进行光电转换。根据偏振光学传输理论，探测器接收的光强I_out与LCVR的相位延迟δ之间有如下关系：

其中，I_in为光源产生的入射光强，对式（1）的δ进行变换：

当光源的光强I_in不变时，对LCVR施加不同的驱动电压，探测器会接收到不同的输出光强I_out，经过完整的驱动电压扫描后，可以获得光强-电压曲线，经过归一化和相位转换后即可获得该LCVR的相位延迟-电压曲线。

LCVR是电光器件，驱动电压的稳定度会直接影响LCVR的实际响应。根据液晶的直流效应和电场效应，LCVR的驱动信号一般为交流方波，典型的LCVR驱动信号如图4所示，信号的实际输出频率为f_out，峰峰值为v₁-v₂。

图4  LCVR的驱动波形

Fig.4  Driving waveform of LCVR

图4中，正电压v₁和负电压v₂理论上应该与设定值v_set相等，由于电子电路的非线性误差，三者不完全相等，导致施加在LCVR的实际电压不等于预设值，使得LCVR产生相位漂移。定义LCVR驱动系统的幅值稳定度为w_out，计算公式如式（3）所示：

除了电压幅值需要稳定外，液晶分子的电导率会随着驱动信号的频率f_out变化，导致相同驱动电压幅值下，不同的f_out也会使得LCVR产生相位漂移。由于外部电磁干扰等因素，实际信号的频率f_out与设定频率f_set之间会存在误差，定义LCVR驱动系统的频率稳定度为w_freq，计算公式如式（4）所示：

那么，LCVR驱动系统的整体稳定度w_driver为：

液晶具有温变特性。在液晶态下，液晶分子之间的粘性等参数会随着工作环境温度发生变化，导致LCVR产生相位漂移。在相同的驱动电压和频率下，LCVR的工作温度每变化1 ℃，LCVR的相位延迟变化约为1°^［20］。因此，需要使LCVR工作于稳定的温度下。根据FMG载荷中LCVR的恒温要求，将（35±1） ℃作为本文中LCVR的恒温指标。

整机的星上工作流程为：设备由卫星进行加电后，首先初始化数据采集和任务调度系统，然后开启LCVR的自动恒温和驱动电压预输出，最后开启CAN总线等待卫星的遥测指令，完成系统初始化。

初始化完成后，设备等待卫星CAN总线每隔1 s发送1次的遥测指令。在正确接收指令后，将LCVR的驱动电压在0.9~7.1 V的范围内循环递增0.1 V，并将获取的科学数据（光强电压值、环境温度值、LCVR温度值、光源电流值、LCVR驱动电压值）立即返回给卫星，等待接收下一次遥测指令，如此往复。

空间LCVR相位延迟测试系统由光机和电路组成，由于所搭载卫星的设计限制，整机的尺寸最大为18.9 cm×10 cm×7.2 cm，除去最小化设计的光学与机械结构（12.4 cm×4.3 cm×3.9 cm）后，电路系统设计空间十分有限。因此，进行电子学设计时要平衡空间、体积、重量、安装方式、散热、功耗（峰值功率<15 W，平均功率<5 W）的限制。

电路系统功能有驱动LED光源和LCVR，采集环境温度、LCVR温度和光电探测器的输出电压，以及实现电源转换、数据处理和星上通信，电路框架如图5所示。

图5  电路功能框图

Fig.5  Circuit function

该电路方案中，使用的电子元器件均为航天等级的陶瓷封装或者金属封装，导致元器件的体积与质量都较大，因此需要采用高集成度的主控制器来提高空间利用率。主控制器选用西安微电子技术研究所的嵌入式星载管理单元——LSEMU01，该芯片外包络尺寸为4.6 cm×4.6 cm×1.06 cm，芯片核心为增强型8051内核，集成的2路CAN2.0B总线收发器和驱动器用于星载通信，集成多路12位模数转换器（ADC）用于探测器数据采集和温度采集等，集成的11位数模转换器（DAC）和定时器用于产生LCVR的驱动信号。根据电路功能确定电路方案和主控芯片选型后，接下来根据整机稳定性分析结果，对LCVR驱动和恒温控制进行详细设计。

在上文的系统稳定性分析中，LCVR驱动的稳定性是整机稳定性的关键变量，根据式（5），电压驱动系统的稳定度包括幅值稳定度w_out和频率稳定度w_freq。由于LSEMU01集成的DAC极性和输出范围都需要二次调制，电压驱动系统首先产生幅值可调的双极性直流信号，然后将其调制为固定频率的交流方波，实现LCVR的驱动。

4.3.1　双极性可调直流电压的产生

为了产生幅值可调的双极性直流电压信号，首先使用LSMEU01集成的DAC输出单极性信号，再经过精密运算放大电路转换为双极性可调直流电压信号。DAC的原始电压输出范围V_DAout为0~2.5 V，经由LSMEU01内部集成的一级放大电路（放大倍数为A₁），放大为0~5 V的可调信号后，从LSMEU01管脚输出。然后使用图6的外置二级放大电路实现极性转换和信号放大（输出范围达到-10~10 V）。

图6  驱动信号极性转换放大电路

Fig.6  Amplifier circuit of signal polarity conversion

在放大电路中，使用低温漂（0.1%精度）的金属薄膜电阻作为反馈电阻，提高了正负电压的对称精度，同时使用单运放的电路方案也减小了电路板面积。如图6所示，LSMEU01的DAC输出管脚连接到DA_OUT端口，驱动信号从J9端口输出到LCVR。LCVR驱动系统的理论输出精度为：

1(LSB)=2.5211×A1×A2=9.77 mV$$$$

（6）

其中芯片内部的一级放大倍数A₁=2，外置二级放大电路的放大倍数A₂=4，LSB为最低有效位。J9端口的输出电压v_out与DAC的输入数据码N（范围：0~2 047）关系为：

vout=10−A1×A2×2.5211×N$$$$

（7）

影响整机稳定性的另一个重要因素是LCVR的工作温度。本文中，卫星的舱内温度范围是-10~10 ℃，因此需要为LCVR提供稳定的工作温度环境（温度变化1 ℃以内）。由于卫星舱内温度远低于LCVR的正常工作温度（35 ℃），恒温控制系统通过主动加热和被动散热实现动态恒温。恒温控制系统包括温度采集单元、LCVR加热单元和温差计算单元。温差计算单元由LSMEU01的PWM控制器和定时器构成。温差计算单元获取LCVR的当前温度后，计算出LCVR加热单元当前需要的加热功率，实现LCVR的自动恒温控制。

4.4.2　MF-61的自发热分析

在实际环境中，热敏电阻的功率会随着不同的环境温度而变化。热敏电阻在不同的环境温度下其电阻值不同，因此流过热敏电阻的电流也不同，自发热产生的温度也不同。热敏电阻的自发热温度会叠加到环境温度中，产生测量误差。MF61的热耗散常数μ为0.4 mW/℃，耗散常数μ的定义为：

μ=PTsense−Tenv$$$$

（10）

式中，P为MF61的实际功率，T_sense为MF61采集的温度，T_env为当前环境实际温度，MF61在当前功率下的自发热温度为：ΔT=T_sense-T_env。图7中，当环境实际温度为T时，ΔT自发热为：

ΔT=(URT−R1)2×RTμ=U2×RTμ×(RT+R1)2$$$$

（11）

图7  差分测温电路

Fig.7  Wheatstone differential temperature measurement circuit

在图7中，假设供电电压U为5 V，采用的低温漂限流电阻R₁阻值为3 000 Ω。由R-T函数可知，R_T=25 ℃时的零功率电阻约为3 900 Ω，ΔT₂₅ 应该为5.12 ℃。R_T=0 ℃时的零功率电阻约为2 222 Ω，对应的ΔT₀=3.49 ℃，在较大待测环境温度差下，MF61自发热会引入较大的误差。根据公式（11），如果减小U或者增大R₁，可以减小ΔT引起的误差。为了提高数据采集系统的采集精度和灵敏度，采用图7所示的惠斯通桥式差分测温电路进行测温。

在图7测温电路中，R₁和R₃阻值应尽可能相等，桥臂的输出电压ΔV为：

ΔV=R2R2+R3×U−RTRT+R1×U$$$$

（12）

对公式（12）进行变换，R_T为：

RT=R1×R2×U−ΔV×(R2+R1)R1×U+ΔV×(R2+R1)$$$$

（13）

本文为了降低热敏电阻自发热引起的测温误差，电压U减小至2.5 V。为了提高恒温系统在LCVR工作温度范围（35 ℃）的测温精度，桥臂电阻R₁、R₂、R₃选择为与T=35 ℃时热敏电阻的阻值相近的值。当T=35 ℃时，热敏电阻的阻值为2 679.5 Ω，电阻R₁、R₂、R₃应取值为3 kΩ。根据式（11）， ℃时ΔT自发热温度为1.3 ℃，在设置LCVR的目标温度时应加上该温度值进行温度标定。当LCVR处于恒温工作状态下，在T=36 ℃时，ΔT=1.29 ℃；在T=34 ℃时，ΔT=1.30 ℃；在（35±1） ℃的恒温状态下，自发热引起的温度误差为0.005 ℃，可以忽略自发热引入的温度差。

4.4.3　加热单元设计与恒温测试

LCVR的光机结构示意图如图8所示，两片加热膜串联后固定于两侧，在平衡升温速度与系统最大功率的限制后，加热单元的最大功率为10 W。

图8  LCVR光机结构示意图

Fig.8  Optical structure diagram of LCVR tester

LCVR光机结构较大，从加热片发热到温度传递至LCVR上会产生一定的时间延迟，比例积分微分误差控制法（PID）和变频驱动法的结合，可以较好地提高该类惰性系统的实时响应。经过测试，较高的PID温控算法调度速度可以提高温控精度，但由于LCVR驱动系统占用了LSMEU01较大的实时计算资源，最终温控算法执行速度为60 Hz，图9（a）、（b）展示了LSMEU01温控算法分别以2 kHz和60 Hz工作时LCVR的恒温精度。当温控算法以2 kHz全速运行（关闭系统其他功能），LCVR的恒温精度达到（35±0.1） ℃；温控算法以60 Hz的速率运行时（整机正常工作），LCVR的恒温精度为（35±0.3） ℃，满足（35±1） ℃的设计要求。

图9  不同温控频率下的恒温控制精度

Fig.9  Constant temperature control accuracy in different working frequency

最终设计完成的电路系统的实物如图10所示，外包络为15.1 cm×6.2 cm×1.5 cm。

图10  电路系统实物图

Fig.10  Physical object of circuit system

运载火箭在发射过程中，瞬时重力加速度剧增，产生的冲击力从几个重力加速度到十几个重力加速度不等。同时火箭发动机在点火时，会产生短时的低频振动，在火箭上升过程中也会产生随机振动，这些力学冲击对整机的力学设计与结构装调提出了较高的要求。在电路系统中，一些质心较高的器件如磁保持继电器、电压转换器、电源滤波器等高大器件采用在电路板背面的引脚上焊接额外的直连导线的方式防止焊盘受力脱落，导致电路系统失效等情况发生。

为了验证以上措施的有效性，进行了完整的振动试验（正弦振动XYZ方向11.9 g，随机振动XYZ方向18 g）、应力筛选试验（XYZ方向频率范围20~2 000 Hz）和力学冲击试验（XYZ方向1 000 g）。在试验过程中设备不上电。将力学试验前后的相位延迟-电压曲线分别减去力学试验后的数据，将差值绘制于图11中。力学试验前后相位差最大约为0.5°，说明力学试验后电路系统各项性能正常。

图 11  力学试验前后相位延迟-电压的差值

Fig.11  Retardation difference before and after mechanical test

热试验是为了验证电路系统在极端温度条件下能否正常启动与工作，验证光电系统能否达到稳定的热平衡。首先进行标准大气压的极端高低温冲击筛选试验（试验温度-30~+50 ℃，19个循环周期，温变速率5 ℃/min），验证设备的极端温度承受能力。然后进行标准大气压的温度循环试验（试验温度-25~+25 ℃，13个循环周期，温变速率3 ℃/min），初步验证设备在工况温度下的运行情况。最后进行真空环境的温度循环试验（-25~+25 ℃， 3.5个循环周期，温变速率大于1 ℃/min），进一步验证电路板在模拟星载环境下的热平衡。在所有试验过程中设备上电工作，每隔一定时间进行高低温冷启动，检验设备在高低温下能否正常开关机。经过数据分析，在温度试验各个循环周期内，任一高低温的可重复性达到99.99%，选取高温、低温任意100组数据的归一化光强-电压曲线的平均值绘制于图12。

图 12  不同温度试验中的光强-电压曲线变化

Fig.12  Intensity-voltage variations measured in different thermal tests

图12中，除了图12（a）热冲击高低温的强度曲线有较大偏移，在其他的热试验中高低温的曲线高度重合，说明电路系统高低温开关机正常、电路散热正常，同时整机的工作状态也正常。在对图12（a）的曲线偏移分析中，通过复查环境温度数据，发现当外部环境温度低于-30 ℃时，LCVR恒温系统全功率运行只能加热到32 ℃（低于预设35 ℃）。本文中，空间LCVR相位延迟测试系统位于卫星载荷舱内，最低的环境温度大于-10 ℃，LCVR恒温系统可以正常工作。

除了热学和力学试验要求外，电路系统还需要较好的电磁兼容能力。电路系统首先需要保证自身产生的电磁信号不会影响卫星和其他载荷的正常工作，也需要具有较好的抗电磁干扰能力，防止其他载荷影响其正常工作。本文的电磁兼容设计主要包括：连接器均采用高等级器件，印制电路板的关键电路采用单点接地，电路的模拟系统和数字系统单独接地等，尽量减小传导与耦合产生的电磁干扰。

在EMC试验中，设备放置于微波暗室，并开机运行。如图13（a）所示，在1~20 GHz频段范围内，设备的各项结果均在红色标准线以下，符合测试要求。如图13（b）所示，在200 MHz~1 GHz频段范围内，部分信号点超过了红色标准线。对各个超标频率点进行采样分析后，发现这些频率点的间隔为16 MHz，推测是LSMEU01使用的16 MHz有源晶振产生的。虽然采取了严格的晶振电路电磁防护措施，但该时钟信号仍可能经过电路板产生传导电磁干扰，或者通过CAN总线的接插件形成天线辐射。这些超标信号在电路设计时可以采用金属屏蔽罩覆盖、合理的电路接地和整机密封等方式减小其信号强度，但是EMC治理是系统性的工程，以上措施也可能带来其他干扰。同时，EMC试验一般在整机设计完成后进行，因此，必须与卫星总体确认这些超标的频率信号不会影响卫星的正常工作。

图13  EMC试验

Fig.13  EMC test