空間用液晶可變相位延遲器相位延遲測試系統的電子學設計

黃威林佳本*侯俊峰張洋朱曉明鄧元勇王東光

空間用液晶可變相位延遲器相位延遲測試系統的電子學設計

黃威1，2，3，林佳本1，2，3*，侯俊峰1，2，3，張洋1，2，3，朱曉明1，2，3，鄧元勇1，2，3，王東光1，2

（1.中國科學院 國家天文臺，北京 100101；2.中國科學院 中國科學院太陽活動重點實驗室，北京 100101；3.中國科學院大學，北京 100049）

液晶可變相位延遲器（LCVR）由于其調制速度快、重量輕、無運動部件等特點成為空間光學儀器中新的研究熱點。然而，LCVR中的液晶屬于高分子材料，其空間適應性有待考核驗證。由于地面環境模擬試驗無法同時還原太空中的所有參數，因此亟需研制一臺符合衛星搭載要求的LCVR空間特性試驗儀，來研究液晶器件在真實星載環境下的電光性能（相位延遲-電壓曲線穩定性）。本文分析了LCVR延遲測試系統的穩定性，并給出LCVR相位延遲-電壓曲線的電子學測量方案。首先使用“零點”標定法設計了高穩定度的LCVR驅動；然后使用變頻誤差控制法，實現了LCVR的高精度恒溫控制。其中LCVR驅動穩定度達到99.3%，LCVR恒溫精度最高達到（35±0.1） ℃。在此基礎上，對整機進行了力、熱和電磁兼容試驗，結果表明待測LCVR和電子學系統功能穩定，成功完成了LCVR這一首飛器件的空間光電測試系統在我國的首次研制，對液晶的空間化應用有著重要意義。

液晶器件；液晶可變相位延遲器；偏振調制；恒溫控制

1 引言

與傳統光電成像探測不同，偏振探測不僅能夠提供目標場景的光強度、光譜信息，而且可獲得偏振度、偏振角、橢圓率等偏振參數，從而增強被測目標場景的信息量，在突顯目標、提高目標和背景對比度、反演被測目標物理特性等方面有著獨特的優勢［1-7］，被廣泛應用于地物遙感、海面目標探測、生物醫學、大氣物理、空間探測和天文遙感等諸多領域［8］。

作為偏振設備中的關鍵電光調制器件，液晶可變相位延遲器（LCVR）由于其無旋轉機構、調制速度快、口徑大、質量輕、光譜范圍寬、驅動電壓低、相位延遲0°～360°連續可調等優勢，被廣泛應用于天文、遙感等領域的偏振探測中［9-13］。尤其在太陽物理領域，LCVR是目前唯一可同時滿足太陽偏振測量和窄帶調諧濾光的低壓電光調制器件。現在國際上大多數地基太陽望遠鏡均使用了LCVR進行偏振成像成譜測量［14-20］。

相較于地基望遠鏡的普及化，LCVR在空間望遠鏡的應用則極為緩慢，其核心問題在于：LCVR中液晶的高分子和液晶態屬性，增加了其在空間復雜環境下的應用風險。在國際上，西班牙國家太空科技研究所直到2005年才開始LCVR空間化的預研。2020年歐空局Solar Obiter衛星的發射，標志了LCVR首次實現了空間化應用。在國內，2017年立項的ASO-S太陽觀測衛星［21］將LCVR作為全日面矢量磁像儀（FMG）的偏振調制器件，侯俊峰等人雖然在FMG中開展了LCVR的質子輻照、中子輻照、紫外輻照、真空和高低溫環境試驗［22］，但真實太空環境是各種輻照、力熱環境的綜合體，LCVR在實際空間環境的性能如何尚未可知。然而， LCVR的空間適應性恰恰直接決定了其能否在空間科學儀器中進行有效而穩定的應用，是獲得高質量科學數據的關鍵所在。因此，LCVR在真實太空環境中的性能測試勢在必行。

本文介紹了空間LCVR相位延遲測試系統的電子學設計與穩定性測試，該系統將搭載CX-06衛星對LCVR的最關鍵偏振參數（相位延遲-電壓曲線）的重復性、穩定性進行星載測試。本文首先介紹了LCVR相位延遲的測量原理和整機的穩定性分析，然后詳細介紹系統的電子學實現方案，最后介紹整機電裝集成后進行的各項環境試驗和試驗結果分析。

2 LCVR的結構與相位測量原理

2.1　LCVR的結構

一片LCVR由核心材料液晶分子、形成液晶分子容納腔的玻璃基板和玻璃基板內表面附著的氧化銦錫（ITO）導電膜等組成，如圖1所示。

圖1　LCVR基本結構

本文的LCVR中液晶材料為向列相液晶分子。向列相液晶分子呈長棒狀，長軸的方向決定了LCVR的光軸（快軸）。在ITO導電膜上施加不同電壓時，液晶分子從初始時平行于玻璃基板到逐漸垂直，LCVR的相位延遲逐漸減小。本文的LCVR材料為5CB（PP5CN），導電膜為ITO，取向膜為聚酰亞胺材質，液晶盒厚為5 μm。該LCVR的典型電壓-延遲曲線如圖2所示。

圖2　典型的LCVR相位延遲-電壓曲線

2.2　相位延遲的測量

由圖 2的曲線可知，LCVR的相位延遲隨著驅動電壓的增加而非線性連續減小。在2～10 V的電壓區間，相位延遲連續變化360°以上，該曲線的穩定性直接決定了LCVR能否被真正應用到空間設備中。完整地測量LCVR的相位延遲-電壓曲線一般至少需要光源、偏振調制組件和探測器3部分，本文使用光強法測量LCVR的相位延遲-電壓曲線，整機的光路示意圖如圖3所示。

圖3　空間LCVR相位延遲測試系統的光學設計

圖3中，偏振調制組件主要由兩片偏振片和一片LCVR組成。其中，兩片偏振片的透光軸相互平行，待測的LCVR光軸與偏振片的光軸成45°夾角。在該光路中，由LED光源產生入射光，經過準直鏡、濾光片、偏振調制組件和成像鏡后，被探測器接收并進行光電轉換。根據偏振光學傳輸理論，探測器接收的光強out與LCVR的相位延遲之間有如下關系：

其中，in為光源產生的入射光強，對式（1）的進行變換：

當光源的光強in不變時，對LCVR施加不同的驅動電壓，探測器會接收到不同的輸出光強out，經過完整的驅動電壓掃描后，可以獲得光強-電壓曲線，經過歸一化和相位轉換后即可獲得該LCVR的相位延遲-電壓曲線。

3 整機的穩定性分析

整機的穩定性直接決定了所采集的LCVR相位延遲-電壓曲線的真實性，因此在設計時需要提高光機和電路系統的穩定性。整機的穩定性主要受光源［23］、探測器和LCVR工作條件的影響，其中偏振片、濾光片和其他光機部分的穩定性高，隨外界的變化在本文中可以忽略。光源和探測器是半導體器件，自身的電光/光電穩定性較高，如光源短周期的變化率一般在0.5%以內［23］。規范的電路設計和數據校準可以提高光源和探測器的穩定性和數據可靠性，對整機穩定性的影響可以忽略。LCVR的工作條件包括：為LCVR提供穩定的驅動電壓和為LCVR提供穩定的恒溫環境，二者的變化是影響整機穩定性的主要因素。

3.1　LCVR驅動的穩定性

LCVR是電光器件，驅動電壓的穩定度會直接影響LCVR的實際響應。根據液晶的直流效應和電場效應，LCVR的驅動信號一般為交流方波，典型的LCVR驅動信號如圖4所示，信號的實際輸出頻率為out，峰峰值為1-2。

圖4　LCVR的驅動波形

圖4中，正電壓1和負電壓2理論上應該與設定值set相等，由于電子電路的非線性誤差，三者不完全相等，導致施加在LCVR的實際電壓不等于預設值，使得LCVR產生相位漂移。定義LCVR驅動系統的幅值穩定度為out，計算公式如式（3）所示：

除了電壓幅值需要穩定外，液晶分子的電導率會隨著驅動信號的頻率out變化，導致相同驅動電壓幅值下，不同的out也會使得LCVR產生相位漂移。由于外部電磁干擾等因素，實際信號的頻率out與設定頻率set之間會存在誤差，定義LCVR驅動系統的頻率穩定度為freq，計算公式如式（4）所示：

那么，LCVR驅動系統的整體穩定度driver為：

3.2　LCVR的溫度穩定性

液晶具有溫變特性。在液晶態下，液晶分子之間的粘性等參數會隨著工作環境溫度發生變化，導致LCVR產生相位漂移。在相同的驅動電壓和頻率下，LCVR的工作溫度每變化1 ℃，LCVR的相位延遲變化約為1°［20］。因此，需要使LCVR工作于穩定的溫度下。根據FMG載荷中LCVR的恒溫要求，將（35±1） ℃作為本文中LCVR的恒溫指標。

4 電子學系統的設計

4.1　整機的工作流程

整機的星上工作流程為：設備由衛星進行加電后，首先初始化數據采集和任務調度系統，然后開啟LCVR的自動恒溫和驅動電壓預輸出，最后開啟CAN總線等待衛星的遙測指令，完成系統初始化。

初始化完成后，設備等待衛星CAN總線每隔1 s發送1次的遙測指令。在正確接收指令后，將LCVR的驅動電壓在0.9～7.1 V的范圍內循環遞增0.1 V，并將獲取的科學數據（光強電壓值、環境溫度值、LCVR溫度值、光源電流值、LCVR驅動電壓值）立即返回給衛星，等待接收下一次遙測指令，如此往復。

4.2　整機的電路結構

空間LCVR相位延遲測試系統由光機和電路組成，由于所搭載衛星的設計限制，整機的尺寸最大為18.9 cm×10 cm×7.2 cm，除去最小化設計的光學與機械結構（12.4 cm×4.3 cm×3.9 cm）后，電路系統設計空間十分有限。因此，進行電子學設計時要平衡空間、體積、重量、安裝方式、散熱、功耗（峰值功率<15 W，平均功率<5 W）的限制。

電路系統功能有驅動LED光源和LCVR，采集環境溫度、LCVR溫度和光電探測器的輸出電壓，以及實現電源轉換、數據處理和星上通信，電路框架如圖5所示。

圖5　電路功能框圖

該電路方案中，使用的電子元器件均為航天等級的陶瓷封裝或者金屬封裝，導致元器件的體積與質量都較大，因此需要采用高集成度的主控制器來提高空間利用率。主控制器選用西安微電子技術研究所的嵌入式星載管理單元——LSEMU01，該芯片外包絡尺寸為4.6 cm×4.6 cm×1.06 cm，芯片核心為增強型8051內核，集成的2路CAN2.0B總線收發器和驅動器用于星載通信，集成多路12位模數轉換器（ADC）用于探測器數據采集和溫度采集等，集成的11位數模轉換器（DAC）和定時器用于產生LCVR的驅動信號。根據電路功能確定電路方案和主控芯片選型后，接下來根據整機穩定性分析結果，對LCVR驅動和恒溫控制進行詳細設計。

4.3　LCVR驅動系統

在上文的系統穩定性分析中，LCVR驅動的穩定性是整機穩定性的關鍵變量，根據式（5），電壓驅動系統的穩定度包括幅值穩定度out和頻率穩定度freq。由于LSEMU01集成的DAC極性和輸出范圍都需要二次調制，電壓驅動系統首先產生幅值可調的雙極性直流信號，然后將其調制為固定頻率的交流方波，實現LCVR的驅動。

431雙極性可調直流電壓的產生

為了產生幅值可調的雙極性直流電壓信號，首先使用LSMEU01集成的DAC輸出單極性信號，再經過精密運算放大電路轉換為雙極性可調直流電壓信號。DAC的原始電壓輸出范圍DAout為0～2.5 V，經由LSMEU01內部集成的一級放大電路（放大倍數為1），放大為0～5 V的可調信號后，從LSMEU01管腳輸出。然后使用圖6的外置二級放大電路實現極性轉換和信號放大（輸出范圍達到-10～10 V）。

圖6　驅動信號極性轉換放大電路

在放大電路中，使用低溫漂（0.1%精度）的金屬薄膜電阻作為反饋電阻，提高了正負電壓的對稱精度，同時使用單運放的電路方案也減小了電路板面積。如圖6所示，LSMEU01的DAC輸出管腳連接到DA_OUT端口，驅動信號從J9端口輸出到LCVR。LCVR驅動系統的理論輸出精度為：

其中芯片內部的一級放大倍數1=2，外置二級放大電路的放大倍數2=4，LSB為最低有效位。J9端口的輸出電壓out與DAC的輸入數據碼（范圍：0～2 047）關系為：

432高精度頻率調制器的設計

實現符合電壓范圍的雙極性直流信號后，需要使用高精度的頻率調制器，將該直流信號按照固定頻率（LCVR一般為2 kHz）調制為交流方波。LSMEU01控制器集成的16位硬件定時器可以產生固定時間間隔的定時器中斷，在該中斷中依次設置DAC輸出幅值相等、極性相反的電壓，即可產生所需頻率的雙極性方波。比如，當輸出頻率為2 kHz、幅值為5 V（代表峰峰值為10 V）的LCVR驅動信號時，設置定時器每間隔250 μs進入一次定時器中斷，在該中斷程序中依次設置DAC輸出+5 V和-5 V，實現交流方波調制。

在LSEMU01中共有14個不同類型的中斷信號源（ADC中斷、定時器中斷、CAN總線收發中斷等）。在微控制器的中斷管理系統中，高優先級的中斷可以打斷低優先級的中斷，同等優先級的中斷按中斷發生順序依次執行。為了保證輸出信號頻率的準確性，需要將該頻率發生的定時器設置為最高優先級以防止被打斷。LCVR的驅動信號頻率越高，該定時器中斷的時間間隔就越小，使其他的中斷信號無法實時響應，導致如CAN總線收發錯誤等系統異常。經過理論計算和長周期測試，將LCVR的驅動信號頻率從2 kHz降低到600 Hz后，整機可以穩定工作。

433DAC“零點”校準

LCVR驅動電路中，DAC芯片的輸出非線性和放大器及阻容器件的離散性，導致實際輸出電壓與理論輸出電壓值之間存在誤差，必須對輸出電壓進行校準。傳統的校準方法為：分別向DAC寫入兩組數據碼1、2，使用高精度臺式電壓表測量最終的輸出電壓O1、O2，分別代入式（8），計算出和的值。

但是，該校準方法依賴于電壓表的測量精度，同時微小的測量誤差會使得和的值發生較大變化，導致校準失敗。

為了減小測量誤差帶來的影響和對高精度電壓表的依賴，根據LCVR驅動信號的輸出特點，本文提出更實用的固定精度“零點”校準法，方法如下：

（1）找出DAC的實際“零點”，精確的“零點”可以減小交流信號中的直流偏置，防止LCVR產生直流電降解。利用理論輸出公式和普通精度電壓表，先粗略找出DAC輸出在0 V附近的數據碼，再微調值，記錄在0 V正負變化量最小的值，記為輸出“零點”：0V。

（2）找出LCVR的驅動電壓循環遞增0.1 V對應的數據碼，利用（1）的方法，找出在0.1 V左右變化最小的值，記為輸出調整基數：0.1V。

在循環調整LCVR驅動電壓時，只需要在上一次值的基礎上加上0.1V的值即可。

理想的0V為1 024，經過“零點”校準后，最終的實際0V為1 094，理論值與實際值存在較大的誤差。采用Fluke 17B和Victor 86E兩款檢驗合格的普通精度電壓表對校準后的正負直流電壓進行測量，結果如表1所示。

表1正向與負向輸出測量

Tab.1　Positive and negative output measurement （V）

根據表1的數據，由公式（3）可以計算出各電壓點的正負幅值穩定度out，如表2所示。

表2輸出穩定度

Tab.2　Output stability

使用Fluke 17B測試的平均穩定度為0.992 03，使用Victor 86E測試的平均穩定度為0.993 92，兩款儀器測試的平均幅值穩定度out為0.992 98。

完成LCVR輸出電路校準后，需要測量輸出信號的頻率穩定度，理論上由最高優先級定時器設計的頻率發生器調制的信號頻率穩定度應該較高。在實際測試時，使用Rigol-MSO8064示波器每隔60 min記錄10組驅動波形的平均頻率值，預設的輸出頻率為600 Hz，8次的測試結果如表3所示。

表3頻率穩定度

Tab.3　Frequency stability（Hz）

根據公式（4），平均頻率穩定度freq為0.999 99。根據式（5），LCVR驅動系統的穩定度driver為0.992 96。

4.4　液晶恒溫系統設計

影響整機穩定性的另一個重要因素是LCVR的工作溫度。本文中，衛星的艙內溫度范圍是-10～10 ℃，因此需要為LCVR提供穩定的工作溫度環境（溫度變化1 ℃以內）。由于衛星艙內溫度遠低于LCVR的正常工作溫度（35 ℃），恒溫控制系統通過主動加熱和被動散熱實現動態恒溫。恒溫控制系統包括溫度采集單元、LCVR加熱單元和溫差計算單元。溫差計算單元由LSMEU01的PWM控制器和定時器構成。溫差計算單元獲取LCVR的當前溫度后，計算出LCVR加熱單元當前需要的加熱功率，實現LCVR的自動恒溫控制。

441溫度采集原理

為了提高測溫的實時性，需要使用小體積的溫度采集單元以盡可能地靠近LCVR。本文選用國營七一五廠的MF-61負溫度系數熱敏電阻（NTCR），外形尺寸為2.2 mm×5 mm，在-?10～40 ℃的互換精度為±0.3 ℃，標稱零功率電阻及偏差為3.9 kΩ±1.2%，具有體積小、精度高和重復性好等特點。NTCR隨著溫度增加，自身電阻減小，理想情況下-函數不變。NTCR的測溫原理是通過獲取NTCR上的電壓，利用歐姆定律計算出該熱敏電阻的當前阻值，通過查詢電阻-溫度表或者-函數獲取對應的溫度值。MF-61的-函數為：

其中、、、為廠家給出的校準常數，本文使用的MF61出廠校準參數為：=-4.362 16、=4 081.701 94、=-940 33.78和=273.15。

442MF61的自發熱分析

在實際環境中，熱敏電阻的功率會隨著不同的環境溫度而變化。熱敏電阻在不同的環境溫度下其電阻值不同，因此流過熱敏電阻的電流也不同，自發熱產生的溫度也不同。熱敏電阻的自發熱溫度會疊加到環境溫度中，產生測量誤差。MF61的熱耗散常數為0.4 mW/℃，耗散常數的定義為：

式中，為MF61的實際功率，sense為MF61采集的溫度，env為當前環境實際溫度，MF61在當前功率下的自發熱溫度為：Δ=sense-env。圖7中，當環境實際溫度為時，Δ自發熱為：

在圖7中，假設供電電壓為5 V，采用的低溫漂限流電阻1阻值為3 000 Ω。由-函數可知，R=25 ℃時的零功率電阻約為3 900 Ω，Δ25應該為5.12 ℃。R=0 ℃時的零功率電阻約為2 222 Ω，對應的Δ0=3.49 ℃，在較大待測環境溫度差下，MF61自發熱會引入較大的誤差。根據公式（11），如果減小或者增大1，可以減小Δ引起的誤差。為了提高數據采集系統的采集精度和靈敏度，采用圖7所示的惠斯通橋式差分測溫電路進行測溫。

圖7　差分測溫電路

在圖7測溫電路中，1和3阻值應盡可能相等，橋臂的輸出電壓Δ為：

對公式（12）進行變換，R為：

本文為了降低熱敏電阻自發熱引起的測溫誤差，電壓減小至2.5 V。為了提高恒溫系統在LCVR工作溫度范圍（35 ℃）的測溫精度，橋臂電阻1、2、3選擇為與=35 ℃時熱敏電阻的阻值相近的值。當=35 ℃時，熱敏電阻的阻值為2 679.5 Ω，電阻1、2、3應取值為3 kΩ。根據式（11），35 ℃時Δ自發熱溫度為1.3 ℃，在設置LCVR的目標溫度時應加上該溫度值進行溫度標定。當LCVR處于恒溫工作狀態下，在=36 ℃時，Δ=1.29 ℃；在=34 ℃時，Δ=1.30 ℃；在（35±1） ℃的恒溫狀態下，自發熱引起的溫度誤差為0.005 ℃，可以忽略自發熱引入的溫度差。

443加熱單元設計與恒溫測試

LCVR的光機結構示意圖如圖8所示，兩片加熱膜串聯后固定于兩側，在平衡升溫速度與系統最大功率的限制后，加熱單元的最大功率為10 W。

圖8　LCVR光機結構示意圖

LCVR光機結構較大，從加熱片發熱到溫度傳遞至LCVR上會產生一定的時間延遲，比例積分微分誤差控制法（PID）和變頻驅動法的結合，可以較好地提高該類惰性系統的實時響應。經過測試，較高的PID溫控算法調度速度可以提高溫控精度，但由于LCVR驅動系統占用了LSMEU01較大的實時計算資源，最終溫控算法執行速度為60 Hz，圖9（a）、（b）展示了LSMEU01溫控算法分別以2 kHz和60 Hz工作時LCVR的恒溫精度。當溫控算法以2 kHz全速運行（關閉系統其他功能），LCVR的恒溫精度達到（35±0.1） ℃；溫控算法以60 Hz的速率運行時（整機正常工作），LCVR的恒溫精度為（35±0.3） ℃，滿足（35±1） ℃的設計要求。

圖9　不同溫控頻率下的恒溫控制精度

最終設計完成的電路系統的實物如圖10所示，外包絡為15.1 cm×6.2 cm×1.5 cm。

圖10　電路系統實物圖

5 環境試驗與結果分析

完成空間LCVR相位延遲測試系統的飛行件設計后，需要按照航天標準進行完整的地面環境試驗，檢驗電路系統在力學沖擊、振動、高低溫和真空環境下的功能和性能是否正常。

5.1　力學沖擊與振動試驗

運載火箭在發射過程中，瞬時重力加速度劇增，產生的沖擊力從幾個重力加速度到十幾個重力加速度不等。同時火箭發動機在點火時，會產生短時的低頻振動，在火箭上升過程中也會產生隨機振動，這些力學沖擊對整機的力學設計與結構裝調提出了較高的要求。在電路系統中，一些質心較高的器件如磁保持繼電器、電壓轉換器、電源濾波器等高大器件采用在電路板背面的引腳上焊接額外的直連導線的方式防止焊盤受力脫落，導致電路系統失效等情況發生。

為了驗證以上措施的有效性，進行了完整的振動試驗（正弦振動方向11.9 g，隨機振動方向18 g）、應力篩選試驗（方向頻率范圍20～2 000 Hz）和力學沖擊試驗（方向1 000 g）。在試驗過程中設備不上電。將力學試驗前后的相位延遲-電壓曲線分別減去力學試驗后的數據，將差值繪制于圖11中。力學試驗前后相位差最大約為0.5°，說明力學試驗后電路系統各項性能正常。

圖 11　力學試驗前后相位延遲-電壓的差值

5.2　熱試驗

熱試驗是為了驗證電路系統在極端溫度條件下能否正常啟動與工作，驗證光電系統能否達到穩定的熱平衡。首先進行標準大氣壓的極端高低溫沖擊篩選試驗（試驗溫度-30～+50 ℃，19個循環周期，溫變速率5 ℃/min），驗證設備的極端溫度承受能力。然后進行標準大氣壓的溫度循環試驗（試驗溫度-25～+25 ℃，13個循環周期，溫變速率3 ℃/min），初步驗證設備在工況溫度下的運行情況。最后進行真空環境的溫度循環試驗（-25～+25 ℃， 3.5個循環周期，溫變速率大于1 ℃/min），進一步驗證電路板在模擬星載環境下的熱平衡。在所有試驗過程中設備上電工作，每隔一定時間進行高低溫冷啟動，檢驗設備在高低溫下能否正常開關機。經過數據分析，在溫度試驗各個循環周期內，任一高低溫的可重復性達到99.99%，選取高溫、低溫任意100組數據的歸一化光強-電壓曲線的平均值繪制于圖12。

圖 12　不同溫度試驗中的光強-電壓曲線變化

圖12中，除了圖12（a）熱沖擊高低溫的強度曲線有較大偏移，在其他的熱試驗中高低溫的曲線高度重合，說明電路系統高低溫開關機正常、電路散熱正常，同時整機的工作狀態也正常。在對圖12（a）的曲線偏移分析中，通過復查環境溫度數據，發現當外部環境溫度低于-30 ℃時，LCVR恒溫系統全功率運行只能加熱到32 ℃（低于預設35 ℃）。本文中，空間LCVR相位延遲測試系統位于衛星載荷艙內，最低的環境溫度大于-10 ℃，LCVR恒溫系統可以正常工作。

5.3　電磁兼容試驗

除了熱學和力學試驗要求外，電路系統還需要較好的電磁兼容能力。電路系統首先需要保證自身產生的電磁信號不會影響衛星和其他載荷的正常工作，也需要具有較好的抗電磁干擾能力，防止其他載荷影響其正常工作。本文的電磁兼容設計主要包括：連接器均采用高等級器件，印制電路板的關鍵電路采用單點接地，電路的模擬系統和數字系統單獨接地等，盡量減小傳導與耦合產生的電磁干擾。

在EMC試驗中，設備放置于微波暗室，并開機運行。如圖13（a）所示，在1～20 GHz頻段范圍內，設備的各項結果均在紅色標準線以下，符合測試要求。如圖13（b）所示，在200 MHz～1 GHz頻段范圍內，部分信號點超過了紅色標準線。對各個超標頻率點進行采樣分析后，發現這些頻率點的間隔為16 MHz，推測是LSMEU01使用的16 MHz有源晶振產生的。雖然采取了嚴格的晶振電路電磁防護措施，但該時鐘信號仍可能經過電路板產生傳導電磁干擾，或者通過CAN總線的接插件形成天線輻射。這些超標信號在電路設計時可以采用金屬屏蔽罩覆蓋、合理的電路接地和整機密封等方式減小其信號強度，但是EMC治理是系統性的工程，以上措施也可能帶來其他干擾。同時，EMC試驗一般在整機設計完成后進行，因此，必須與衛星總體確認這些超標的頻率信號不會影響衛星的正常工作。

圖13　EMC試驗

6 結論

本文介紹了LCVR的發展及應用，首次實現了LCVR這一首飛器件的空間化光電性能測試載荷的設計。在受限條件下，實現了光源發生系統、液晶調控系統、高精度液晶恒溫系統和低噪聲光電探測系統的集成化、微型化設計。本文詳細介紹了星載LCVR的相位延遲-電壓曲線的測量方法，分析了整機中影響LCVR相位延遲穩定性測量的關鍵因素，主要包括LCVR驅動信號的幅值和頻率的穩定性、LCVR工作溫度的穩定性。根據穩定性分析的結果，對電子學系統進行了詳細設計，液晶驅動系統的穩定度達到99.3%，液晶恒溫控制精度最高達到（35±0.1） ℃。最后對整機進行了力、熱和電磁兼容試驗，結果符合航天設備試驗要求，說明電子學系統功能穩定、性能正常，待測的LCVR電光調制性能良好。目前，整機正在等待衛星的集成測試，預計在2022年發射，預期對液晶器件的空間化應用具有重要意義。

在電路設計中，由于主控制器的實時計算資源有限，液晶驅動信號的頻率和恒溫控制的精度還有較大的提高空間。同時，下一代的電路系統設計時需提高電磁兼容能力，進一步提高整機的穩定度。

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Electronic design of space-based LCVR measurement system

HUANG Wei1，2，3，LIN Jia-ben1，2，3*，HOU Jun-feng1，2，3，ZHANG Yang1，2，3，ZHU Xiao-ming1，2，3，DENG Yuan-yong1，2，3，WANG Dong-guang1，2

（1，，100101，；2，，100101，；3，100049，）

Liquid crystal variable retarder （LCVR） has become a new research area for space-based optical instruments because of its fast modulation speed， light weight and no moving parts. Nevertheless， the molecule in LCVR is a type of liquid crystal polymer， its space adaptability needs to be verified. Because we cannot simulate the space environment absolutely in the ground， it is necessary to develop a LCVR experimental device to study the electro-optic performance of LCVR in space. In this paper， the stability of a LCVR measurement system is analyzed， and an electronic measurement scheme for LCVR??’?s retardation-voltage curve is designed. Firstly，a zero-calibration method is proposed to improve the stability of the driving voltage for LCVR. Then， the high precision temperature control is realized by using frequency conversion error control method. The driving stability reaches 99.3% and the constant temperature accuracy reaches （35 ± 0.1） °C. Based on this， the mechanical， thermal and electromagnetic compatibility tests are carried out. The experimental results show that the electronic system are stable， and the first space photo-electric measurement system for LCVR is successfully developed in China， which is of great significance to the application of LCVR in space.

liquid crystal device； LCVR； polarization modulation； constant temperature control

V11；O753+.2

A

10.37188/CJLCD.2021-0335

1007-2780（2022）07-0849-12

2021-12-22；

2022-01-25.

國家自然科學基金（No.11427901，No.11773040，No.11403047，No.11427803）；中國科學院空間科學戰略性先導科技專項（No.XDA15320102，No.XDA15010800）

Supported by National Natural Science Foundation of China（No.11427901，No.11773040，No.11403047，No.11427803）?； Strategic Pioneer Program on Space Science， Chinese Academy of Sciences（No.XDA15320102，No.XDA15010800）

，E-mail：jiabenlin@bao.ac.cn

黃威（1993—），男，四川成都人，博士研究生，2019年于成都理工大學獲得碩士學位，主要從事精密儀器控制與液晶偏振光學儀器方面的研究。E-mail：huangw@nao.cas.cn

林佳本（1976—），男，山東青島人，博士，正高級工程師，2009年于中國科學院國家天文臺獲得博士學位，主要從事自動控制、圖像處理、數據挖掘方面的研究。E-mail：jiabenlin@bao.ac.cn