卫星镜头结构光纤光栅温度传感器研究

1 引 言

温度是航天器及航天系统性能监测中的重要参数,对航天器及其系统的工作性能、工作寿命、工作效率及精度等有着重要的影响[1]。传统的航天器温度监测方法有热敏电阻、热电偶等,但电子式测温存在抗电磁干扰性能差、体积重量较大、难以大规模组网复用等问题[2]。与传统的电子式测温传感器相比,光纤传感器在参数测量方面的研究和应用发展迅速,光纤光栅具有体积小、质量轻、不受电磁干扰、能大规模组网复用、易于嵌入材料内部等特点,非常适合航天极端环境下的参量测量,是当前航天器参数监测传感技术研究的热点[3-4]。

近年来,国内外学者对太空环境下航天器结构参量监测开展了一定的研究。2008年韩国科学技术院Park等将光纤光栅嵌入复合材料内部,研究了光纤光栅传感器在近地轨道环境下的真空热循环实验,实验温度范围-30～100 ℃[5]；2010年Kim等在40 ℃的实验环境温度下模拟航空航天的空间状态,利用光纤光栅传感器测量被测物热变形[6]。2012年日本航空航天探测部Takeda等人将光纤光栅用作对碳纤维复合材料的温度与应变测试,验证了光纤光栅同时用于航天结构的温度与损伤监测的可行性[7]。2014年天津大学刘铁根等根据航天传感多点测量的实际需求,研制了8路并行光纤光栅温度传感测量系统,测温范围达到-196～200 ℃,测量精度为±1 ℃[8]；2016年北京信息科技大学的祝连庆等,使用大膨胀系数的基底材料对光纤光栅温度传感器进行封装,达到增敏效果,实验证明灵敏度系数达到23.81 pm/℃[9]。

虽然国内外对光纤光栅传感器应用于航天器参数测量的研究有了一定进展,但是针对卫星星敏感器光学镜头结构的光纤传感器布设及温度监测问题,现有封装形式的传感器不能完全贴合于镜头被测部位的弧形结构,从而影响温度测量的准确性。

为了解决这一问题,实现光纤光栅传感器精确测温,本文提出一种弧形基底封装的传感器形制,该封装结构能够使传感器完美贴合于星敏感器光学镜头结构表面,减少传感器对特殊结构的测温影响。在卫星星敏镜头结构在轨温度测量中具有应用前景。

2 星敏镜头结构特征及传感原理

2.1 星敏镜头结构特征

卫星星敏感器主镜为圆环结构,主镜结构表面共三个圆环凹槽。需要将温度传感器贴入凹槽底部进行温度监测。最内圆环凹槽尺寸较小,尺寸大小为φ50 mm×φ40 mm×φ3.5 mm。常用传感器封装基底难以完全贴合在主镜最内圆环凹槽底部,使得温度测量的准确度与精确度受到影响。因此需要一种能够符合内环尺寸的传感器基底封装形制,达到星敏镜头最内环凹槽的测温要求。主镜结构及传感器安装位置如图1所示。

图1 主镜结构及传感器安装位置示意图
Fig.1 Primary mirror structure and sensor installation position diagram

2.2 传感测量原理

光纤光栅(FBG)实质上是紫外光在敏感光纤中形成的一种周期性折射率分布器件,通过对光纤折射率的周期性轴向调制形成[10]。光纤光栅示意图如图2所示。

图2 光纤光栅示意图
Fig.2 Schematic diagram of fiber grating

光纤光栅传感原理[11-15]是当一束光入射到作为波长调制型光纤传感元件中时,光纤光栅会对固定波长的入射光λB具有反射作用,不满足特定波长的光会成为透射光。λB即光纤光栅的中心波长,发射波长是由光纤光栅周期Λ和光纤纤芯的有效折射率neff所决定用数学表达式可以表示为:

λB=2neffΛ

(1)

当光纤光栅周期与纤芯有效折射率发生变化时,中心波长会随之发生变化,可以表示为:

ΔλB=2neffΔΛ+2ΔneffΛ

(2)

外界温度发生变化时,会使得光纤发生热膨胀效应、热光效应及弹光效应,光纤光栅中心波长会发生漂移。将式(2)变形展开可知:

ΔλB=

(3)

式中,∂neff/∂T可用ξ表示,代表折射率温度系数；(Δneff)ep为热膨胀引起的弹光效应；∂neff/∂a代表由于膨胀导致光纤纤芯直径发生变化而产生的波导效应,可用kwg表示；光纤的线性热膨胀系数∂Λ/∂T,可用a表示。则式(3)可以改写为:

(4)

光纤是一种各向同性圆柱体,由于温度变化,会引起光纤产生应变,光纤光栅不同方向的应变根据胡可定律可知:

(5)

光纤光栅温度灵敏度系数数学式可以表达为:

(6)

根据上述分析,光纤光栅温度灵敏度系数为一定值,与光纤本身材料有关,所以光纤光栅作为温度传感器,温度灵敏度系数只与光纤本身有效折射率有关,弹光效应与波导效应不会对光纤光栅温度传感器的中心波长产生影响,使用光纤光栅制作的温度传感器的输出结果有较好的线性度。

3 弧形基底结构传感器设计

3.1 弧形基底设计

由于传感器需要在太空环境下工作,使用航天7075-T6铝合金作为基底材料,7075-T6铝合金具有质量轻、强度大等优点。为了使圆弧形基底封装的光纤光栅温度传感器能够完全贴合于最内圆环凹槽,设计的弧形传感器基底整体尺寸与最内环凹槽尺寸一致,基底内部设计为:底部开有槽宽3 mm、槽深1 mm的深弧形槽；深槽两端开有槽宽1 mm、槽深0.5 mm的浅弧形槽,浅弧形槽表面开有R=0.75 mm的圆槽；基底两侧开有深度为0.5 mm的阶梯槽。基底上盖设计完全配合于基底底部结构。传感器弧形基底结构及安装如图3和图4所示。

图3 弧形基底结构图
Fig.3 Arc-shaped base structure

图4 传感器安装
Fig.4 Sensor installation

圆弧形基底的光纤光栅温度传感器不仅可解决星敏主镜环形结构的传感器安装问题,且因光纤光栅,在基底内为弯曲弧形走线形式,并悬空于深弧形槽上方,不与基底直接接触,能够减小因基底变形而产生对光纤的拉伸或压缩变形,进而减小基底变形产生的应变对光纤光栅中心波长的影响。

3.2 敏感元件及封装设计

采用飞秒激光刻写[16]的波长为1535 nm、1545 nm、1555 nm的3根光纤光栅作为敏感元件。飞秒激光刻写的光纤光栅实物如图5所示。

图5 光纤光栅实物
Fig.5 Actual grating fiber

将刻写完成的裸光纤光栅栅区中央部分悬空放置在基底深弧形槽上方,栅区两端光纤搭置于浅弧形槽上,将环氧树脂胶点入圆形槽内。使用加热平台对胶体进行加热固化；固化完成后,在光纤两端套入保护套管,使用硅橡胶对保护套管与基底之间进行胶封固化,在基底底部阶梯槽表面均匀涂抹硅橡胶,将基底上盖与基底下半部分相配合,放置常温24 h固化。传感器实物如图6所示。

图6 传感器实物
Fig.6 Actual sensor

4 仿真及实验分析

4.1 仿真分析

为了保证传感器基底形变产生的应变对光纤光栅中心波长造成影响小,满足卫星星敏感器在轨运行条件,采用有限元方法[17]分析传感器模型,基于光纤应变传递理论与静力学理论,对模型进行数值计算并得到应变仿真结果。

基底与光纤之间的应变传递公式为[18]:

εf=kεm

(7)

式中,εf为光纤所受应变;εm为基底应变;k为应变系数。

由经典力学理论可知,物体的动力学通用方程为:

[M]{x″}+[C]{x′}+[K]{x}={F(t)}

(8)

式中,[M]是质量矩阵；[C]是阻尼矩阵；[K]是刚度矩阵；{x}是位移矢量；{F(t)}是力矢量；{x′}是速度矢量；{x′}是加速度矢量。

采用静力学分析时,忽略与时间t相关的量,上式可简化为:

[K]{x}={F}

(9)

将传感器模型导入,传感器几何尺寸如图3所示。传感器固定在钢板上,对钢板进行约束与加载进行仿真,钢板尺寸为80 mm×35 mm×5 mm。传感器各组成部分的力学参数如表1所示,其中E是弹性模量,μ是泊松比。

表1 传感器有限元模型参数取值表
Tab.1 Sensor FEM model parameter values

为了得到传感器基底及光纤的应变分布趋势图,对传感器模型进行四面体网格划分网格划分,并对钢板施加约束与边界条件,一端固定,一端施加载荷,使其传递到基底的载荷大小为500 με,传感器基底底部、基底内部、光纤与基底结合处、光纤光栅应变云图如图7(a)、(b)、(c)、(d)所示。

由有限元仿真分析可知,当基底底部平均受到500 με载荷时,光纤与基底结合处所受应变达到200 με,光纤光栅处所受应变为2～3 με。光纤光栅所受基底形变产生的应变影响较小,满足星敏镜头结构在轨测温需求。

图7 有限元仿真
Fig.7 Finite element simulation

4.2 实验分析

考虑卫星星敏镜头在轨运行测量要求,开展光纤光栅温度传感器性能测试实验。使用MTS 370.25拉伸试验机对传感器进行应变拉伸实验；GDW-100恒温箱对传感器进行温度标定实验、FLUKE7381恒温水浴箱对传感器进行温度重复性实验。

应变拉伸实验是验证基底形变对光纤光栅中心波长产生影响小。在实验室环境温度为20 ℃下,将传感器使用环氧树脂胶粘贴在被拉伸件(45号钢)表面,另一面贴一未封装的裸光纤光栅,一端固定,作为温度补偿。星敏感器在工作时,因外界环境产生的应变一般不超过500 με,因此对传感器施加0～500 με,每50 με为一阶梯,对每个微应变所对应的中心波长进行拟合。进行温补后,不同应变对应的中心波长如图8所示,横坐标为微应变,纵坐标为对应拟合的中心波长。

图8 不同应变下的中心波长
Fig.8 Central wavelengths at different strains

分析图8可得出,在实验环境温度保持在20 ℃时,弧形基底封装的光纤光栅温度传感器,中心波长漂移范围在3 pm之内。通常裸光纤对应变的换算为1.2 pm/με,因此认定弧形基底封装的温度传感器中心波长发生变化是由光纤光栅本身产生的微应变影响,与仿真结果一致。实验表明弧形基底形变产生的应变对光纤光栅温度传感器影响小。

温度标定实验是对传感器灵敏度及温度系数进行标定。实验步骤为设定温箱程序为-60 ～60 ℃,以10 ℃为一个步进,记录每个稳定点的中心波长数值。温度标定实验数据处理结果如图9所示。

图9 传感器温度标定
Fig.9 Sensor temperature calibration

分析图9得出,使用最小二乘法进行一次线性拟合,可得到温度与波长之间的对应关系如式(10)所示,弧形基底封装的传感器中心波长与温度之间的线性度为0.998,灵敏度为8.54 pm/℃。

λ=0.00854T+1534.836

(10)

为了测试光纤光栅温度传感器在工作中经过同一温度下中的性能稳定性,开展了温度重复性实验。使用FLUKE7381恒温水浴箱对传感器进行温度重复性实验,恒温水浴槽设定温度程序为20 ℃、40 ℃、55 ℃循环模式,每个温度点稳定15 min,分析相同温度点下的光纤光栅中心波长变化量。温度重复性实验循环实验数据,以中心波长为1535 nm的传感器为代表,循环实验中心波长拟合如图10所示,横坐标为时间,纵坐标为对应的中心波长变化。

图10 循环实验中心波长拟合
Fig.10 Cyclic experiment center wavelength fitting

对相同温度下的中心波长进行处理,将同一温度下稳定时的数据进行拟合取平均值,可以得到温度重复性实验的中心波长变化如图11所示,横坐标为循环次数,纵坐标为每次循环对应拟合的中心波长。

图11 温度重复性中心波长变化
Fig.11 Temperature reproducibility center wavelength variation

分析图11得出,同一温度中心波长变化量为2 pm,表明使用弧形基底封装的光纤光栅温度传感器具有良好的温度重复性,可以达到星敏感器主镜结构的测温指标。弧形基底封装的光纤光栅温度传感器受基底形变对中心波长的改变影响小,温度灵敏度达到8.54 pm/℃,同一温度下,中心波长最大变化量在2 pm,能够满足卫星星敏镜头在轨测温的要求。

5 实际工程应用

完成封装的传感器经过后续热真空实验、冲击模拟等实验后,各项性能依旧保持良好。将标定完成的传感器安装在某小型卫星上进行在轨温度监测。截取卫星在轨运行传回的部分数据,将其转换成温度,并与相近位置的电子式温度传感器测温数据进行对比,实测数据如图12所示。

图12 传感器实测卫星温度数据对比图
Fig.12 Comparison of actual satellite temperature data measured by the sensor

分析图12可知,卫星在绕地球转动过程中,温度变化在-55～35 ℃。温差对比图如图13所示。

图13 两种传感器温差对比
Fig.13 Comparison of temperature difference between two sensors

光纤光栅温度传感器与相近位置的电子式温度传感器所测数据偏差在±3 ℃,考虑真空环境下的热传递性能,结合工程要求,认为其偏差在合理范围内,设计的传感器能够满足卫星在轨测温需求。

6 结 论

(1)提出一种弧形基底封装的光纤光栅温度传感器,能够完全贴合星敏感器主镜结构,用于在轨测温,与现有传感器相比具有体积小、质量轻等优点。

(2)对于弧形基底封装传感器,因光纤弧形走线形式及栅区悬空设计,使得光纤光栅不与封装材料直接接触,可以减小因基底形变产生应变对中心波长的影响,使其只对温度敏感,提高测温准确性。

(3)弧形基底封装传感器形制可以排除基底形变产生应变对传感器中心波长产生的影响；温度灵敏度达到8.54 pm/℃,线性度达到0.998,同一温度下中心波长变化最大漂移量为2 pm。

(4)弧形基底封装的光纤光栅温度传感器已在实际卫星工程中得到应用,实际测得数据能够正确反映卫星状态,在星敏感器及其他航天器特殊结构部位的温度测量中具有应用前景。