空间光纤传感测量技术应用研究

冯忠伟 荣 刚 姜 爽 张声艳

(中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076)

空间光纤传感测量技术应用研究

冯忠伟 荣 刚 姜 爽 张声艳

(中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076)

针对空间环境参数测量的需求和特殊环境约束，研究光纤技术应用于空间飞行器上的系统性解决方案。从不同的参数敏感形式当中选择光纤光栅实现温度、压力等物理参数测量，详细分析了光纤光栅解调装置的设计与实现，采用CCSDS标准协议形式实现测量数据的封装和传输。针对空间环境的特殊性，分析空间力学环境、辐照环境对光纤传感测量系统的影响，研究了提高测量系统空间环境适应性的方法，为空间飞行器上的物理参数集成化测量提供一种有效的解决方案。

光纤传感 空间飞行器 测量 光纤光栅

1 引 言

空间飞行器上的温度、压力等物理参数反应了飞行器上的环境特性，是确保飞行器上设备正常工作的重要指标，在空间飞行器上关键部位通常采用大量传感器进行参数监测。相对于传统传感测量技术，光纤具有体积小、重量轻、抗电磁干扰性能好、易于组网测量等优点。本文按照一般测量系统组成，分析了光纤光栅传感测量原理，阐述了光纤光栅传感解调装置的组成和实现，重点分析了光电探测器的驱动及数据采集方案。在空间数据管理方案的基础上，采用CCSDS标准协议形式进行数据的封装和传输，满足一般空间飞行器上数据调度及下行需求。针对空间力学环境和辐射环境，研究了提高光纤传感测量系统环境适应性的方法，为空间飞行器上环境参数测量提供了一种有效途径。

2 光纤光栅传感测量系统

光纤光栅的反射或透射谱的中心波长受应变、温度等因素的调制而发生变化，波长的变化量同应变和温度等因素具有确定的关系，因此波长解调是光纤光栅传感系统的核心技术之一[1～3]。

图1为光纤光栅传感系统的原理示意图。宽带光源发出的光经3dB耦合器传输到光纤光栅上，光纤光栅反射光再经耦合器传输到波长解调系统中，从波长解调端观测到的典型反射光谱如图2所示。由图2可知，宽带光源入射的所有光束中，波长值在光纤光栅中心波长λB附近的光具有较高的反射率，反射功率随偏离中心波长λB距离的增加迅速下降。当光纤光栅受温度或应变调制时，其有效折射率发生变化，导致光纤光栅反射谱中心波长λB发生偏移ΔλB，ΔλB的大小同作用在光纤光栅上的温度或应变相关，因此通过波长解调测得ΔλB即可得到温度或应变的大小。

应变和温度是引起光纤光栅中心波长变化最根本、最直接的物理量，它们的变化使光纤光栅的周期和折射率发生变化，从而引起光纤光栅中心波长的变化。应变及温度同波长变化量之间的关系可以通过下式表示

(1)

式中:ρa——弹光系数；ξ—光纤的热光系数；α——光纤的热膨胀系数。典型的光纤光栅的应变灵敏度约为1pm/με，温度灵敏度约为10pm/℃。

3 光纤光栅传感解调装置

3.1 双衍射光栅解调原理

基于衍射光栅的光纤光栅传感解调系统如图 3所示，实线框中的部分为本文的研究内容，由准直镜、衍射光栅、反射镜和光电探测器组成；硬件电路由驱动模块、A/D采样模块、通讯模块和FPGA控制模块组成。

由ASE宽带光源入射的光经光纤光栅反射后入射到准直镜上，由于入射光波长相近，准直镜出射的光可以近似认为是平行光束，经过两块衍射光栅后不同波长的光束在空间按一定的角度展开，由反射镜将光束汇聚成像在探测器上。该系统中采用两块衍射光栅可以保证在提高波长分辨率的同时减小解调器的空间尺寸。由于系统中心波长为1550nm，因此光电探测器选用该波段敏感的InGaAs线阵探测器。探测器在硬件电路的控制下对像点进行离散采样，通过A/D转换得到对应的数字信号，通过通讯模块将采样数据回传到上位机。由于像点的空间光强分布为高斯型，通过软件算法对离散采样数据进行高斯拟合得到反射谱的中心波长。

由于光路由准直镜、衍射光栅、反射镜和光电探测器组成，必须精确计算确定各个光学元件之间的相互位置关系，其中关键需要确定两块衍射光栅的空间布局。以λ1,λ2,λc分别表示入射光束波长的上限、下限和中心波长，则衍射角θ1,θ2,θc可以通过下式计算得到

(2)

式中:i——所有波长光束的入射角度;d——光栅周期。设i=50°，λ1=1.525μm，λc=1.545μm，λ2=1.565μm，d=1μm，则第一块光栅出射光束衍射角最大差值为

Δθ=|θ1-θ2|=3.225°

(3)

为了使所有设计波长同时通过两块衍射光栅，两块衍射光栅的空间布局如图 4所示。

若以平行入射光束同第一块衍射光栅的交点(O1)为全局坐标系原点，O2为波长为λc光束同第二块衍射光栅的交点，则第二块衍射光栅的空间位置可以通过O2相对O1的位移(x2,y2)及旋转角度β完全确定。

3.2 光电探测器驱动及数据采集

针对所选用的探测器设计相应的驱动、数据采集电路，该硬件电路的主要功能可以分为四个模块：驱动电路模块；A/D转换模块；USB通讯模块；FPGA控制模块。其基本结构如图5所示。

驱动电路模块是提供芯片正常工作的必要输入信号，包括工作电压(Vdd)、参考电压(INP和Vref)、时钟(CLK)及复位信号(RESET)。参考电压(INP和Vref)对探测器输出信号的质量具有较大影响，要求提供尽可能小的波纹度。A/D采样模块接收从探测器输出的模拟信号，并将其转化成数字信号，由于所选用探测器为双通道同步工作方式，因此要求提供两路同步工作的A/D转换器。为了使采样信号尽可能真实的反映原信号，本系统中A/D转换器的采样频率为10MHz。USB模块实现上位机同底层模块的通讯功能，上位机上的指令通过该模块写入到底层模块，底层模块的A/D采样结果通过该模块传送到上位机供后续数据处理。所有上述模块通过FPGA模块统一控制完成InGaAs线阵探测器驱动及数据采集功能[3]。

4 CCSDS数据封装与传输

飞行器上的温度参数、力学参数等特性差异较大，温度参数频率低、对采样及传输速率无特殊要求，但振动等参数则要求满足香农采样定律。

PCM遥测为高频参数的采集及同步传输提供了合理的机制，但是PCM帧格式的编排特性不能克服多类型数据源、时变特性的需求。CCSDS分包遥测协议则提供了面向不同特性数据源的良好解决机制，但是不能满足高频参数等间隔采样要求。为解决上述问题，将PCM遥测和CCSDS分包遥测进行综合利用，在CCSDS遥测包中进行PCM帧格式封装，达到即能满足高频参数等间隔采样要求，同时实现和其他数据格式兼容，满足数据异步传输要求。

数据源包提供了与其他异步数据兼容的数据格式，通过统一的调度策略即可实现数据的下行传输。但是数据源包的非同步传输策略不能保证高频参数的等间隔采样要求，为解决该问题，在数据源包的数据域内实现PCM帧格式封装，以13×6遥测格式为例，数据源包中包含78字节内容。采用这种方式保证了单独一个数据源包内数据的等间隔特性，而不同数据源包之间则通过数据源包的时间码进行标识，时间码之间可以采用插值方法得到一组等间隔的采样数据。

通过上述方法，结合了PCM遥测和CCSDS分包遥测的优点，即保证了高频参数等间隔采样，同时实现了数据格式的统一兼容。

航天器在轨期间，轨道条件、被采集数据、数据容量、测控条件等均会随时发生变化，为保证所有有效采集数据可靠下行，采用采集数据缓存方式，当满足数据下行实时传输时，高频参数采集数据通过下行信道实时下行，当不满足时，则通过存储模块实现采集数据缓存，在满足测控条件时下行。数据存储及传输流程见图6。

为满足数据源包在物理信道上的可靠传输，根据CCSDS分包遥测协议，遥测数据源包被组织成统一的帧格式。

高频采集参数和其他数据源包之间通过统一的调度策略完成对物理信道的占用，根据参数的关键特性、实时传输要求等进行合理分配，保证数据可靠传输。调度策略见图7。

5 空间环境适应性设计

5.1 空间力学环境

航天飞行器从发射到入轨运行经历的力学环境条件包括振动、冲击、过载、噪声等，为保证光纤光栅传感器入轨后能够实现正常测量功能，光纤光栅传感器需要从材料、工艺、结构等方面进行设计，并通过地面试验进行充分验证。

发射上升阶段的振动、冲击、过载及噪声等环境因素主要通过运载火箭传导到航天飞行器上，力学环境的持续时间、量级、功率谱密度等特性与运载器的类型、目标轨道等因素密切相关；在轨运行阶段的力学环境主要和在轨期间的任务相关。一般而言，发射上升段的力学环境条件较在轨阶段苛刻，因此针对航天飞行器的力学环境设计主要考虑上升阶段的各种因素即可。

5.2 空间辐照环境

航天飞行器在轨运行期间暴露在空间辐照环境下，空间辐照环境主要由地球辐照带、银河宇宙射线、太阳宇宙射线等因素综合作用构成。地球辐射带分为内辐射带和外辐射带，分布高度为600km～60000km，主要以高能质子和电子为主，是航天飞行器总剂量辐射效应的主要来源；银河宇宙射线是指来自太阳系以外的各种高能带电粒子，由87%质子、12%α粒子、1%其他较重离子构成，具有能量高、穿透能力强，屏蔽困难，是诱发单粒子效应的主要辐射源；太阳耀斑爆发时释放粒子主要是高能质子，另外还有3%～15%的氦核、原子序数Z=6，7，8的原子核占粒子总通量0.05%，太阳宇宙射线能量从 10MeV 到几十 GeV。

在空间辐照环境作用下，主要考虑总剂量效应、单粒子效应以及位移效应三种情况。总剂量效应是射线、带电粒子穿过器件材料，引起器件材料原子电离，产生正离子和自由电子(电子-空穴对)，从而改变材料特性，使器件的性能发生变化；空间辐射环境中存在的单个高能粒子入射半导体器件时产生大量的电子空穴对，这些电子空穴对可能在有源区电场作用下形成短暂的电流，从而使信号出现脉冲，或改变存储电路的逻辑状态，或激发电路中的潜在的寄生效应，从而使电路出现错误甚至毁坏器件，进而导致单机甚至航天器性能退化或者功能失效，单粒子效应包括单粒子翻转、单粒子瞬态、单粒子锁定等；高能粒子与材料碰撞，在体内产生晶格缺陷，称为位移损伤，位移缺陷成为载流子的产生、复合中心，增加少数载流子产生率，降低少数载流子寿命，引起器件性能退化，针对光电器件，位移效应的影响大于总剂量效应。

光纤是光纤光栅传感测量系统的最基本组成组件，空间环境下的辐射(包括X射线、Y射线以及中子辐射等)会在一定程度上引起光纤的辐射损伤，从而导致光纤对信号传输能力的降低，综合性能下降，严重时会直接影响到光纤使用过程中的安全性与可靠性，因此，设法改善与提高光纤的抗辐射性能是提高光纤光栅传感测量系统空间环境适应性的重要措施。

目前各种抗辐射性能较好的光纤就材料组分上可分为三类[5]：第一类是全塑料光纤，全塑料光纤的主要材料有聚苯乙烯和聚甲基丙烯酸树脂，这种光纤的最大优点是低剂量率辐照条件下恢复速率较快、成本低，但主要缺点是来自基体材料的吸收造成的固有损耗大；第二类是硅树脂包层、纯硅芯阶跃型光纤，这类光纤辐照诱导损耗很小，数值孔径可做得很大而对抗辐射性能无明显降低，但它不容易与标准通信光纤对接，当剂量较大时，此类光纤的辐照诱导损耗因聚合物变脆而剧烈增加；第三类是掺氟纯硅或掺氟硅酸盐包层、纯硅芯阶跃型光纤，这类光纤易与标准通信光纤对接，关于此类型光纤在辐照环境下的应用研究虽然比全塑料光纤、硅树脂包层纯硅芯光纤问世晚，但现在的性能己赶上、有的已超过它们的抗辐射性能。

虽然掺氟纯硅或掺氟硅酸盐包层、纯硅芯阶跃型光纤的抗辐照性能具有更为突出的表现，但空间飞行器在发射上升、在轨运行等过程中有可能经历大量程的冲击作用，石英光纤由于较脆容易发生断裂，因此综合考虑塑料光纤是空间光纤光栅传感测量系统的优先选用的光纤。

光电器件实现光信号到电信号的转换，是光纤光栅传感测量系统的核心电子元器件，光纤光栅传感测量系统所用的电子元器件包括CCD、CMOS图像传感器及各类型的光电耦合器件[6]。

为确保光纤光栅传感测量系统的光电器件在空间辐照环境下长期有效，通常需要采取额外的保护措施，主要手段包括：

(1)从器件的设计、生产工艺入手，从本质上提高器件的抗辐照指标；

(2)在现有元器件基础上，针对总剂量效应、位移效应及单粒子效应不同的损伤机理采用不同的防护措施，普通厚度金属壳体可以大幅度降低总剂量水平，确保器件工作在合理剂量水平；采用加固DC/DC、FPGA转ASIC、采用EDAC等措施可以有效降低单粒子效应的影响。

实际系统设计过程中，需要针对光纤光栅传感测量测量系统中具体采用的元器件种类和数量，综合成本、功耗、国产化程度等因素进行优化设计。

6 结束语

光纤传感技术相对其他方法具有体积小、重量轻、电磁兼容性好、易于组网等方面的优势，在建筑、工业、电力等领域已经取得广泛的应用，并取得良好的效果。本文针对空间飞行器上参数测量需求，研究采用光纤光栅原理构建完整的测量系统，对测量方案、解调装置、测量数据的封装与传输等环节进行了详细分析和设计。分析空间飞行器上力学环境、辐照环境的特殊性，研究了提高测量系统空间环境适应性的方法。通过系统性的研究，提供了一种有效可行的空间环境参数测量方案。

[1] 饶云江, 王义平. 光纤光栅原理及应用[M]. 北京: 科学出版社, 2006.

[2] 赵勇. 光纤光栅及其传感技术[M]. 北京: 国防工业出版社, 2007.

[3] Zhou B, Guan Z, Yan C, et al. Interrogation technique for a fiber Bragg grating sensing array based on a Sagnac interferometer and an acousto-optic modulator[J]. Optics Letters. 2008, 33(21): 2 485～2 487.

[4] 李国玉，刘波，郭团等. 基于线阵InGaAs光电二极管阵列的光纤光栅传感解调[J]. 光子学报, 2007, 36(9): 1 591～1 594.

[5] 邓涛. 石英玻璃及石英光纤的抗辐射性能研究[M]. 武汉理工大学，2010.

[6] 李豫东, 汪波等. CCD与CMOS图像传感器辐射效应测试系统[J]. 光学精密工程. 2013(11): 2 778～2 784.

Research on Fiber Sensing Measurement for Spacecraft

FENG Zhong-wei RONG Gang JIANG Shuang ZHANG Sheng-yan

(Research and Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

The application of fiber sensing measurement for spacecraft is explored extensively towards the special requirement and limitation brought by the space environment. The fiber grating is selected from various techniques to transfer the physics such as temperature, pressure into signal. The design and realization of the demodulation for the fiber grating sensing system are analyzed comprehensively. CCSDS recommendations are applied to package and transmit the measuring data. Methods are explored aiming to improve the environmental suitability of the measuring system towards the special requirement of the mechanical and radiation environment. A feasible solution for the measurement of space physical parameter is promoted.

Fiber sensing Spacecraft Measurement Fiber grating

2016-09-08，

2016-12-28

冯忠伟(1982-)，男，博士，高级工程师，主要研究方向：空间飞行器数据管理技术研究。

1000-7202(2017) 02-0005-05

10.12060/j.issn.1000-7202.2017.02.02

TN206

A