1 清华大学 精密仪器系, 北京100084
2 西昌卫星发射中心, 四川 西昌 615621
针对分布式遥感编队中的协同观测问题, 本文开展了多星协同姿态控制研究。首先建立了参考航天器由对日定向到对目标凝视观测的期望姿态, 设计了基于姿态、角速度偏差的比例-微分(PD)控制器, 证明了闭环系统的李雅普诺夫稳定性。在此基础上, 进一步建立了伴飞航天器的期望姿态, 为使观测目标在参考航天器、伴飞航天器像平面上的成像位置匹配, 以伴飞航天器、参考航天器的姿态之差为基础设计了伴飞航天器的PD控制器, 证明了系统的稳定性。最后, 对理论结果进行了仿真验证, 结果显示伴飞航天器、参考航天器的相对姿态控制误差小于0.01°, 精度满足分布式遥感多星协同观测的任务需求。
微小卫星 分布式遥感 协同观测 姿态控制 micro-nano satellite distributed remote sensing collaborative observation attitude control
1 清华大学 精密仪器系, 北京 100084
2 清华大学 精密测试技术及仪器国家重点实验室, 北京 100084
为了获取更快的偏振成像探测速率，本文对现有的机械旋转式偏振成像装置进行了改进，设计了连续旋转检偏器的成像方式，并改进图像处理过程，进一步提高了偏振成像速度。该装置克服了传统机械旋转式偏振成像装置体积大、成像速度慢、效率低的不足，利用电机带动检偏器快速匀速旋转，并与相机的曝光同步，能够快速便捷地实现偏振图像的获取。同时为了实现更高的偏振图像采集速率，对偏振图像采用了流水线式的处理方式，利用每相邻的3幅强度图解算得到偏振图像，使偏振图像与强度图像具有相同的成像速率。经过测试，该装置能够很好地完成偏振图像的采集，获取被测目标的偏振度和偏振角，在稳定工作状态下平均获取一幅偏振信息耗时0.033 s，且具有较好的工作稳定性。本文所做工作提升了机械旋转式偏振成像仪的工作效率，也为进一步提升机械式偏振成像仪的成像速度、实现对运动目标探测打下了基础。
偏振成像 偏振态 快速偏振光探测 图像处理 polarization imaging polarization state rapid polarized light detection image processing 光学 精密工程
2018, 26(10): 2345
1 清华大学 精密仪器系 精密测试技术及仪器国家重点实验室 北京市未来芯片技术高精尖创新中心, 北京 100084
2 美国加州大学 伯克利分校 材料科学与工程系, 伯克利 94720
3 美国劳伦斯伯克利国家实验室 材料科学部, 伯克利 94720
为了测量脉冲激光沉积法制备的小面积薄膜的残余应力, 并解决Stoney公式在特定情况下误差较大的问题, 本文提出了一种基于悬臂梁结构和数值计算的薄膜残余应力测量方法。该方法以初始曲率为零的原子力显微镜探针作为衬底梁, 在衬底梁上使用脉冲激光沉积方法沉积被测薄膜, 并记录衬底梁在薄膜沉积前后的翘曲形貌变化, 再结合薄膜厚度、衬底梁几何尺寸、所涉及材料的杨氏模量与泊松比等其他参数, 借助数值计算对实验数据进行分析, 得出被测薄膜的残余应力。使用该方法测出: 基于脉冲激光沉积法在高温环境下制备的二氧化钒薄膜的残余应力为-340 MPa, 与文献报道的结果相符。本文提出的基于悬臂梁结构和数值计算的薄膜残余应力测量方法具有适用范围广、准确度好、实验成本低的优点。
脉冲激光沉积 残余应力 二氧化钒 薄膜 悬臂梁 数值计算 pulsed laser deposition residual stress vanadium dioxide thin film cantilever numerical calculation
Author Affiliations
Abstract
1 Department of Precision Instrument, Tsinghua University, Beijing 100084, China
2 State Key Laboratory of Precision Measurement Technology and Instruments, Tsinghua University, Beijing 100084, China
3 Department of Mechanical Engineering, University of California, Berkeley, CA 94720, USA
The star tracker, an optical attitude sensor with high accuracy, is widely used in satellites for attitude determination and control. However, it is susceptible to the sunlight and the earthlight for application on satellites in the sun-synchronous orbit. Therefore, the suppression of the sunlight and the earthlight is important for the star tracker. In this Letter, a vector model is proposed to describe the relationship among the Sun, the Earth, and the satellite body, and, based on the equations of the boundary curves, the vector areas free from the sunlight and the earthlight in the body coordinate system of the satellite are derived. Meanwhile, the installation orientation of the star tracker and the corresponding exclusion angle of the earthlight are optimized. The simulation results indicate that the optimization method for the installation orientation and the exclusion angle of the star tracker is accurate and effective.
120.4640 Optical instruments 120.6085 Space instrumentation 280.4788 Optical sensing and sensors Chinese Optics Letters
2017, 15(8): 081201
Author Affiliations
Abstract
1 Institute of Microelectronics, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100029, China
2 Electrical Engineering Division, Department of Engineering, University of Cambridge, 9JJ Thomson Ave, Cambridge CB3 0FA, UK
3 State Key Laboratory of Precision Measurement Technology and Instruments, Collaborative Innovation Center for Micro/Nano Fabrication, Device and System; Department of Precision Instrument, Tsinghua University, Beijing 100029, China
Wavelength-dependent birefringence and dielectric anisotropy, two major optical properties of the nematic liquid crystal materials used in phase-only liquid crystal on silicon (LCOS) devices, are measured as a function of operating temperatures. The dynamic phase modulation depth and threshold voltage of these phase-only LCOS devices are also measured in the corresponding temperature range and compared with theoretical predictions. The results show that the dynamic response time can be reduced significantly by an appropriate increase of device operative temperature, while the necessary device elements, such as phase modulation depth and threshold voltage, can be maintained at the same time.
160.3710 Liquid crystals 230.0230 Optical devices 070.6120 Spatial light modulators Chinese Optics Letters
2016, 14(11): 111601
清华大学 精密仪器系 精密测试技术及仪器国家重点实验室,北京 100084
基于滑模变结构算法研究了小卫星微动量轮的精确控制。在系统整体控制框架的基础上,对微动量轮动力学模型进行了分析;结合理想模型引入纹波电压、摩擦系数不确定性、扰动力矩等干扰因素,完善了微动量轮动力学模型。设计了等效滑模变结构控制算法,并对控制率参数进行了仿真优化。通过MATLAB仿真,对比分析了滑模变结构控制和常规PI控制在转速控制和力矩控制两种模式下的特性。最后,实验设计了微动量轮样机。仿真结果表明: 基于滑模变结构控制的微动量轮转速控制精度达到±0.5 r/min,从0加速到2 000 r/min的时间为18 s,均明显优于PI控制。实验结果表明: 利用滑模变结构控制的微动量轮转速控制精度达到±0.9 r/min,从0加速到2 000 r/min的时间为26 s。上述结果显示: 利用滑模变结构控制算法可以有效克服微动量轮控制中的干扰因素,提高转速控制精度和输出力矩稳定度,缩短转速变化响应时间。
小卫星 姿态控制 微动量轮 滑模控制 仿真计算 样机实验 micro-satellite attitude control micro-momentum wheel sliding mode control simulation and calculation prototype experiment
清华大学 精密仪器系, 精密测试技术及仪器国家重点实验室, 微纳制造、器件与系统协同创新中心, 北京 100084
插入损耗是射频微机电系统 (RF MEMS) 开关的关键性能指标之一。电容式RF MEMS开关是一种适合高频应用的开关器件, 对其损耗机制进行了研究。电容式RF MEMS开关的射频损耗主要包括四部分: 信号线的导体损耗、衬底损耗、辐射损耗以及MEMS桥损耗。对电容式RF MEMS开关建立了损耗模型并进行了数值计算, 同时在HFSS有限元软件中进行了电磁仿真, 数值计算结果和有限元仿真结果较好的吻合。此外, 对影响电容式RF MEMS开关插入损耗的因素进行了分析, 结果表明, 高阻抗的衬底、200 μm左右的导体宽度、较小的导体厚度以及较小的up态电容能够降低开关的插入损耗, 提高开关的射频性能。
损耗机制 射频微机电系统 电容式开关 共面波导 loss mechanism radio frequency micro-electro-mechanical systems capacitive switch coplanar waveguide 强激光与粒子束
2015, 27(2): 024132
1 清华大学 精密仪器系，北京 100084
2 清华大学 精密测试技术及仪器国家重点实验室，北京 100084
由于减小相位式激光测距系统的鉴相误差可提高测距精度，本文对鉴相器前置整形模块和后置滤波模块进行了优化设计，以提高鉴相精度。针对整形模块，引入了迟滞比较器，克服了传统开环比较电路在实际噪声条件下存在的多重触发缺陷，解决了鉴相器输出方波高电平宽度不稳定的问题。针对滤波模块，介绍了基于MC4044鉴相芯片的两种典型放大/滤波电路及其缺陷，使用FilterPro软件设计了4阶有源低通滤波器，并说明了它相对于典型设计的优势。实验结果表明：相比于开环比较器，本文设计的迟滞比较器避免了接地(GND）噪声引起的多重跳变现象，输出方波的上升沿时间由1.66 μs下降为108 ns; 与基于MC4044的两种典型放大/滤波模块设计相比，本文设计的低通滤波电路克服了输出DC电平值非线性变化的缺陷线性度(R2）值由0.908 3提高至0.999 9）和灵敏度较低的缺陷(转化增益常量提高了96.5%），而输出DC电平上的干扰信号峰峰值则由50~230 mV下降至10~20 mV，有效减少了后级的A/D采样误差，提高了鉴相精度。
激光测距系统 鉴相精度 迟滞比较器 整形模块 放大/滤波模块 laser ranging system phase detection accuracy comparator with hysteresis shaping module amplifier/filter module 光学 精密工程
2013, 21(10): 2527
为了在硬件有限的条件下测试微纳卫星姿态控制软件的实时控制性能, 建立了微纳卫星姿态控制软件实时测试系统, 并使用该系统对微纳卫星姿态控制软件进行了测试实验。根据卫星姿态动力学与运动学、轨道环境信息与姿态控制算法数学模型, 在PC机上设计开发了微纳卫星模拟飞行平台。使用控制器局域网络(CAN)和串口建立了连接星载计算机与PC机微纳卫星模拟飞行平台的高效通讯链路, 并对姿态控制软件主程序进行必要的修改。最后, 基于该实时测试系统完成了星载计算机上姿态控制软件的实时控制性能测试实验。实验结果表明: 姿态控制软件在星箭分离后18 446 s完成初始控制阶段并进入偏置对地三轴稳定模式, 实现了微纳卫星的稳态控制目标。偏置对地三轴稳定模式中卫星最低单轴姿态精度与角速度稳定度分别优于±1.86°和±0.048(°)/s, 满足该模式控制精度与收敛时间的要求。
微纳卫星 姿态控制 实时控制 实时测试 micro-nano satellite attitude control real-time control real-time test
