空间微机电系统的研究与进展
黄良甫, 贾付云 (兰州物理研究所, 甘肃 兰州 730000) 摘 要: 介绍了微机电系统的基本原理及其在空间应用的发展概况,着重介绍了空间微传感器、微执行器、 R F2M EM S、M O EM S、微仪器和微g纳卫星的研究与进展情况。 关键词: 微机电系统;微卫星;空间应用 中图分类号: T P271+. 4; V 423. 4+3 文献标识码: A 文章编号: 100627086 (2002) 0420187210RESEARCH AND D EVELO PM ENT O F M ICRO EL ECTRO M ECHAN ICAL SY STEM S FO R SPACE APPL ICAT IO NS
HUANG L iang-fu, J IA Fu-yun
(Lanzhou In stitute of Physics, Lanzhou 730000, Ch ina)
Abstract: T he ba sa l p rincip les and sp ace app lict io n s o f M icro M echan ica l Sy stem s a re in t ro duced. T he deta iled sta tu s in the resea rch and developm en t o f m icro sen so rs, m icro actua to rs, R F2M EM S, M O SEM S, m icro dev ices and m icrognano sa tellites a re p resen ted.
Key words: M icro E lect ro M echan ica l Sy stem s; m icro sa t s; sp ace app lica t io n
1 引 言
微机电系统 (M icro E lectro M echan ical System s,M EM S) 是微机械与微电子功能集成于一体的微型机 电器件或装置, 主要由微传感器、微执行器、微电路和电源等组成 (见图1所示)。它通常具有获取信息、信 图1 微机电系统组成原理 息处理与控制以及致动操作等功能。 相对于常规机电系 统而言,M EM S 具有体积小、质量轻、功耗低、响应快、智 能化和可以大批量生产等特点。 M EM S 技术是 20 世纪 80 年代末 90 年代初发展起 来的前沿性、多学科交叉的高技术。 业已表明,M EM S 技 术开辟了一个全新的技术领域和产业, 许多新概念、新原 理、新结构的M EM S (微传感器、微执行器、射频微机电系 统 R F2M EM S、微光机电系统M O EM S、微电真空器件、 微仪器等) 和由若干M EM S 与其他相关构件组成的应用 系统 (微组合仪器、微机器人、微飞机、微g纳卫星等) 不断出现, 并已在信息通讯、仪器设备、环境安全、生物医 学、汽车工业、航空航天及国防军事等领域显示了广阔的应用前景[ 1, 2 ]。 M EM S 可以在三个层次上应用于空间技术: 一是在传统航天器中采用M EM S, 使得其单机和分系统尺 寸减小、质量减轻, 而功能更强, 自主性更高; 二是利用M EM S 及其他微型化技术减小卫星整体尺寸, 制造 微g纳卫星; 三是发展新概念航天器。可以认为,M EM S 技术是实现“快、好、省”地发展新一代高功能密度航 天器的关键技术。 收稿日期: 2002208202 作者简介:黄良甫(19422) ,男,江苏省无锡市人,研究员,博士生导师,主要从事真空科学与技术研究。 V acuum & C ryo gen ics
2 空间M EM S 的发展概况 2. 1 美国“星球大战”计划推动了空间M EM S 的发展 空间M EM S 是以美国“战略防御倡议”(SD I) 即所谓的“星球大战”计划为动力发展起来的[ 3 ]。1983 年 3 月美国前总统里根提出的该计划的核心内容, 是在 200～ 1 000 km 的外层空间, 通过部署各种反弹道导弹武 器和各种监视跟踪保障系统, 建立起大规模反弹道导弹防御系统, 以多层拦截摧毁来袭的导弹。 “星球大战”计划把战场扩大到了太空, 除了需要部署各种监视跟踪系统外, 还要部署大量有实战效果的 航天武器, 即天基拦截武器。在数百公里轨道上配置数百颗装有微型弹头的拦截卫星, 组成拦截卫星网, 在上 千公里轨道上配置几十颗装有激光或粒子束武器的卫星。 “星球大战”计划耗资巨大, 技术过于复杂且并不现实。1988 年布什上台后, 为了使“星球大战”计划摆脱 困境, 提出了“智石”拦截器 (又称拦截卫星) 和“慧眼”监视卫星方案。 该方案是把目标的探测、跟踪、寻的、拦 截集于“智石”拦截器为一体, 整个反导弹防御系统由配置在近地轨道上的多颗“慧眼”监视小卫星和大量“智 石”拦截器组成。 “智石”拦截器的必备条件是要实现微型化, 其关键是要发展高性能的微传感器和微推力器。 于是, 这些 计划推动了微机械和微电子技术的迅速发展, 为空间M EM S 的发展打下了坚实的基础。1988 年研制的拦截 器质量为 100 kg, 1992 年降为 20 kg, 1996 年则达到了 16 kg。其中推进系统 (包括 113 N 和 250 N 的液体推 力器和贮箱在内) 为 216 kg, 3 轴惯性测量组合 013 kg, 星跟踪器 01175 kg, 紫外g可见光摄像机 0122 kg, 激 光雷达019 kg, 红外摄像机 (包括了质量为014 kg、制冷功率为015 W 的斯特林制冷机) 110 kg。 原计划到 2000 年研制出仅为 6 kg 的“智石”拦截器。 图 2 是此微型拦截器的结构示意图。 布什提出的“智石”和“慧眼”方案, 目的在于挽救“星球大战”计划, 但随着冷战的结束和 1993 年布什政 图2 微型拦截器的 结构示意图 1. RCS助 推 器; 2. 推 进 剂 贮 箱; 3. 氦 气 瓶; 4. 电 器 部 分; 5.内置式通用设 备; 6. 天 线; 7. 电 池; 8. 推 进 剂 贮 箱; 9. IM U ; 10. 红 外g惯 性 导 引 头; 11. A CS助推器. 府的下台,“星球大战”计划最终没能逃脱被废止的命运。然而, 美国国防部为了 保持军事领域M EM S 的优势, 而实施战区导弹防御系统 (TM D ) 和国家导弹防 御系统 (NM D ) 计划, 仍然把M EM S 作为重点支持的核心技术。 2001 年初, 美 国总统布什一上台就鼓噪部署的全球导弹防御 (M D ) 系统, 把地基动能武器作 为发展重点, 其中大气层外拦截器 (EKV ) 是其关键的组成部分, 由两级助推火 箭把它发射到来袭导弹附近, 使拦截器能够判别和自动寻的, 高速飞向目标, 通 过直接碰撞将其摧毁。 这种微型拦截器已进行了数次拦截试验。 2. 2 美国 NA SA 的空间M EM S 取得了重要进展 受“星球大战”计划卫星微型化成就的影响, 加上原定的一些大型深空探测 计划由于耗资大和研制周期长而被迫下马, 美国宇航局 (NA SA ) 在 20 世纪 90 年 代初提出了“较快、较好、较省”地发展空间技术的新方针, 开始规划空间 M EM S 的研究。 1992 年 5 月 NA SA 的喷气推进实验室 (J PL ) 在帕萨迪纳召开 了“航天系统的微技术应用”专题讨论会, 决定首先采用“星球大战”计划发展起 来的M EM S, 同时着手制定NA SA 发展空间M EM S 的计划。于是, 在 1993 年 4 月决定克莱门汀月球探测器采用“智石”方案开发的微型星跟踪器, 紫外g可 见光摄像机、近红外摄像机、长波段红外摄像机、激光雷达测高计和轻型惯性测量等组合, 前 5 台仪器总质量 还不足 6 kg。 此后,NA SA 于 1994 年提出“小卫星技术创议”。同时, JPL 开始实施“第二代微卫星”计划, 目标是大幅 度减小卫星尺寸和减轻质量, 降低卫星及其发射和运行成本。 为此, JPL 除大力开发空间M EM S, 使卫星功 能设备微型化外, 还积极发展多芯片模块和其他空间结构轻型化、微型化技术。
1995 年NA SA 又提出了“新盛世”(N ew M illem ium ) 计划, 发展小型、低成本和自主工作的航天器。1997
年还提出了“深空系统技术”(X2000) 计划, 由 JPL 新组建的“空间集成微系统中心”(C ISM ) 主承担, 旨在为 未来航天器开发空间M EM S、空间微电子技术和先进计算方法等。 还有国防高级研究计划局 (DA R PA ) 和
卫星, 越来越多地应用M EM S, 并取得了很大成就。1994 年发射的克莱门汀月球探测器, 1998 年 2 月质量仅 1115 kg 的智能火星机器人软着陆登上火星, 1998 年 10 月发射的“新盛世”计划的第一颗航天器——“深空 1 号”(D S21) 探测器, 2000 年 1 月发射的一对绳系“纳卫星”,就是M EM S 和其他微型化措施在空间成功应用 的典型例证。 3 空间M EM S 的研究进展 近年来, 国外空间M EM S 及其应用系统的研究已取得了重大进展。 从下面一些例子, 也许能梳理出它 的一些研究方向。 3. 1 微传感器 微型加速度计、微陀螺、微惯性测量组合 (M IM U ) , 是空间M EM S 的重要研究方向。目前对测量加速度 和角速度的微惯性传感器的研究也是最深入的。 早期开发的加速度计的工作原理, 大多是检测硅测试质量块位移所引起的电参量 (如电容) 的变化, 虽然 测试质量块有漂移问题, 但一种振动式微陀螺仍发展很快。具有代表性的实例是美国 Charles D rap er 公司根 据“星球大战”计划开发的一种M IM U , 它由 4 个硅片组成的 3 轴加速度计和角速度传感器以及电子线路组 成, 尺寸为210 cm ×210 cm ×015 cm , 质量仅20 g, 功耗小于1 mW 。其中加速度计是硅悬臂梁式结构, 如 图3 悬臂梁式硅微型加 速度计结构原理 1. 硅; 2. 悬 臂; 3. 电 容 器; 4. 玻 璃; 5.质量块。 图 3 所示。悬臂梁质量块在加速度作用下发生弯曲, 通过检测质量块与固定 电极间的差分电容, 来测量加速度, 其测量精度达到 5×10- 4 g0, 量程为 1 000 g0。 角速度传感器也是采用M EM S 技术在硅片上制作的, 图 4 示出 了微陀螺的结构原理, 其外框架尺寸为 015 cm ×015 cm , 测量精度可达到
10°gh。NA SA 的JPL 与U CLA 联合研制的振动式微陀螺, 机械部件尺寸为 112 cm ×112 cm ×112 cm , 质量仅 011 g。封装后尺寸 5 cm ×5 cm ×5 cm , 功耗小于 1 W , 漂移稳定度为 1～ 10°gh。 法国M A TRA 公司在我国返回式卫星上搭载的硅微型加速度计, 系统 噪声约为 1×10- 5 g0。俄罗斯拉明斯克仪表设计局的硅微型加速度计, 测量 范围为 ± 20 g0, 分 辨 率 约 为 5 × 10- 7 g0。 德 国 和 瑞 士 研 制 的 硅 微 型 加 速 度 计, 测 量 系 统 精 度 可 达 到 图4 微陀螺的结构原理 10- 6g0的量级。 传统的基于质量块位移或形变的悬臂梁式和梳齿式差分电容传感器, 在微型化时往往会引起灵敏度降 低。 为此, 从 1992 年以来, JPL 利用M EM S 技术研制成功了一类新概念超高灵敏度微传感器——电子隧道 加速度计、电子隧道磁强计和电子隧道红外探测器。 如图 5 所示, 电子隧道加速度计的原理是基于 1981 年发明的扫描隧道显微镜 (STM ) 的电子隧穿效应。 它由悬挂的弹性膜质量块和电子隧道传感器组成, 质量块在加速度作用下位置发生偏移, 并被下面的电子隧 道传感器检测。电子隧穿电流对质量块的位置变化有极高的灵敏度, 而且由于电子隧道效应只需在针尖与电 极之间隧穿一个或几个原子, 所以其灵敏度不会随横向尺寸的缩小而降低。JPL 研制的这种微型加速度计,
其灵敏度已达到 10- 9 g0gH z1g2, 质量仅 1 g, 系统噪声只有通常差分电容式硅微加速度计的 1%～ 10%[ 5 ]。 图5 电子隧道加速度计原理图 电子隧道磁强计由弹性膜和隧道传感器等组成, 见图 6。在上面弹性 膜的内侧镀制了金属膜线圈, 线圈上通电流后, 外界垂直于它的磁场, 将 产生洛仑兹力, 使得弹性膜偏移, 再由下面的电子隧道传感器检测。JPL 研制的这种磁强计, 体积小于 0101 cm3 , 功耗为几毫瓦, 灵敏度可达到 215 nT , 带宽为 50 kH z, 动态范围为 100 dB[ 6 ]。这种磁强计可用于探测行 星周围的磁场和等离子体, 也可用作航天器的姿态控制传感器。曾设想将 微磁强计与微信号发射机组成质量小于 10 g 的微探测器, 散布在轨道上, 实时提供磁场数据, 观测磁场变化 情况。 美国 NA SA 的哥达德航天中心曾计划研制 100 颗质量仅 10 kg 的微卫星, 将它们发射到近地点均为 12 750 km , 远地点不同、但最高达312 000 km 的不同轨道上, 在不同高度同时测量地球磁层和等离子体的 图6 电子隧道磁强计原理图 相互作用。 这是数颗大卫星所不能做到的。 J PL 研制的电子隧道红外探测器的原理如图 7 所示, 上部是采用 M EM S 技术加工的密闭腔体, 内充有气体。 当受红外辐照时, 气体受 热膨胀, 腔体下面的弹性膜发生形变, 然后被下面的电子隧道传感器 所检测。 这种红外探测器最重要的特点是, 在整个红外波段无需制冷 便能达到很高的灵敏度。 目前 JPL 研制的微红外探测器, 有源阵列尺 寸 为2 mm ×2 mm , 噪声等效功率 (N EP ) 已经达到3×10- 10 WgH z1g2 (理论值为1×10- 11 WgH z1g2) , 它要比目前最好的热释电红外探测器好 2～ 3 倍[ 7 ]。 它的研制成功, 使微g纳卫星具有红外遥感和侦察的能力成为可能。 图7 电子隧道红外探测器原理图 3. 2 微执行器 用M EM S 技术虽然不能制造具有大驱动力的执行器, 但可以制 造快速控制流体、微波、光和热等物质的微执行器。其中, 微推力器、微 驱动器和各种微开关, 是空间M EM S 的又一个研究热点。 美国的“星球大战”计划大大促进了小卫星、微卫星姿态控制和机 动飞行用推力器的小型化、微型化。在此之前的 20 世纪 80 年代初, 星 载推力器的推力g质量比为 20∶1, 到 20 世纪 80 年代末, 推力g质量比 已达到 1 200∶1。洛克韦尔公司研制的双组元液体推力器, 推力为 670 N , 质量仅 56 g, 长度为 10 cm。, 可连 续工作 40 s 或脉冲工作 1 000 s。TRW 公司 1992 年研制的推力器更小了, 长度只有 2 cm。M oog 公司为“星 球大战”计划研制的各种冷气推力器都既轻又小, 如推力为 414～ 4410 mN 的推力器, 质量仅为 6 g, 长度小 于1 cm ; 推力为 219 N 的推力器, 质量为 13 g; 推力为 111～ 515 N 的推力器, 质量为 15 g; 推力为 1110 N 的 推力器, 质量为 32 g。 “星球大战”计划开发的微推力器是以短时间工作为目标的。 拦截卫星从发现目标后机动飞行到拦截目 标不会超过几分钟, 要求推力器工作时间只有几十秒。如果想用于通常的微卫星, 则需要改进, 使之满足能长 时间工作的要求。为此, JPL 于 1992 年起进行微化学推力器和微电推力器的可行性研究工作。采用M EM S 技术的微推力器主要存在两个难题: 一是要认识微流体力学的特性, 当流体在微米级小孔和通道中流动时, 完全是处于附面层状态, 现有的知识和流体力学计算方法可能已不适用, 因而 JPL 资助麻省理工学院 (M IT ) 对M EM S 中的流体表面效应、微流量系统中的热交换与降压问题及微腔中的相变现象等开展研究; 二是要解决推进系统的密封问题, 当时开发的微阀门和微泵漏率都较高, 不能满足在空间长时间使用的要 求。 现在, 新概念的双组元微推力器已由M IT 研制成功。它由 5～ 6 片硅片叠起来组成。硅片上制作了混合 燃料室、喷管、喷口、微泵、微阀和冷却管道, 用液氧和乙醇作燃料。 整个推力器长 1510 mm , 宽 1210 mm , 厚 215 mm , 能产生 15 N 的推力, 其推力g质量比高达 1 500∶1, 是通常火箭发动机的 10～ 100 倍。它可以用于 微小型卫星的姿态控制和轨道控制。最近M IT 还提出了利用 800 枚微火箭组成阵列发射公斤级纳卫星的设 想, 其中微火箭的推力g质量比要比航天飞机主发动机大 20 倍。
J PL 在 1997 年展示了两种电阻加热式微推力器。其中固体升华式微推力器, 由贮箱、微阀、微过滤器、微 喷口等组成。 另一种是液体汽化式微推力器, 利用硅工艺制作, 图 8 示出了这种微推力器的双层结构。 上层 硅片制作有阀腔、汽化室、引线孔, 下层硅片制作有推进剂进口、微阀g微泵、微通道、薄膜电阻加热器、压力传 感器和隔热槽。当上下硅片键合后, 形成闭合的汽化室和喷口。另外, 美国 TRW 公司在 1999 年研制成功一 图8 电阻加热式微推力器示意图 1.重掺杂层; 2.引线孔; 3. 阀膜; 4. 加热器; 5. 汽 化室; 6.压力传感器; 7. 喷口; 8. 绝热槽; 9. 工质 进口。 种 3 层结构的电阻加热式微推力器, 其最大冲量可达 104 N ・s, 最 大输出功率达 100 W 。 由 NA SA 的兰利研究中心设计制造的单喷射微推力器利用 M EM S 技术在硅片上刻蚀形成, 每个推力器质量只有 1 g, 只能一 次性喷射, 产生一个推力脉冲, 其冲量只有 0105 N ・s。一颗 10 kg 级的微卫星可以携带上千个这样的单喷射微推力器组成阵列, 作 高精度的姿态控制。NA SA 计划中的由 100 多颗 10 kg 质量的微卫 星组成的“磁层星座”, 曾准备采用这种微推力器。 美国普林斯顿大学电推进和等离子体动力学实验室最近试验 一种M EM S 推力器阵列, 26 万个单喷射微推力器集成在 33 mm × 33 mm 的硅片上, 推力器布置在间距为 51 Λm ×51 Λm 的 512×512 的点阵上。每个单元装 015～ 810 Λg 的 热爆燃斯蒂酚酸铅和硝化纤维, 比冲可达 100～ 300 s, 冲量为 015～ 2010 ΛN ・s。该阵列的总质量 (包括燃 料) 仅 214 g[ 8 ]。 美国M IT 在研制一种冷气微推力器, 利用M EM S 技术制造出微小的冷气喷管, 喷管的喉部直径只有 20 Λm。冷气由常规的气瓶和管路进入膨胀室, 经喷管喷出, 速度可达 4 倍马赫数 (约 1 400 m gs) , 其推力为 10 mN , 最大理论效率可达 95%。 美 国M IT 还研制了一种硅涡轮喷气微推力器 (见图9) , 它包括压缩机、涡轮机、燃烧室、燃料控制系统 图9 硅涡轮喷气微推力器 1.火焰稳定器; 2.压气机扩压器叶片; 3. 压气机 转子叶片; 4. 进口; 5.起动机发电机; 6.燃油喷 嘴; 7.燃油总管; 8.涡轮导向器叶片; 9.涡轮转 子叶片; 10. 旋转中心; 11. 排气喷管; 12. 燃烧 室。 和微电机, 其外径为 12 mm , 长 3 mm , 压比为 4, 转速为 214×106 rgm im , 推力可达 01125 N , 质量仅 1 g。 微致动器是M EM S 的能量输出部件。空间应用需要开发各种 静电式、电磁式和压电式的微致动器。美国 C incinnati 大学 1995 年 研制出电磁致动无阀旋转泵, 1996 年又研制了双向电磁蠕动泵。美 国加州理工学院最近研制成功电磁致动微开关阵列, 用作飞行器 动力学控制。 瑞士 CSEM 电子与微技术中心, 在 1997 年研制出了 微电磁继电器。 日本富士电子公司, 在 1996 年研制的平面线圈驱 动的电磁马达, 直径不到 1 mm , 驱动电流为 01117 A 时, 转速可达 10 000 rgm in。
图 10 示出了美国A ero sp ace 公司开发的热致动硅微泵的结构 原理, 它由 3 片硅片键合而成。 硅片 1 顶面的热致动膜由硅膜、铝 膜、二氧化硅及其之间的多晶硅薄膜电阻组成, 硅片 1 上还集成了测控用的微流量传感器和信号处理电路, 硅片 1 与硅片 2 键合成泵室, 硅片 2 与硅片 3 上的微阀片与阀孔组成了阀的入口与出口。硅片 1 泵室顶部致 图10 热致动硅微泵结构原理 动膜在薄膜电阻加脉冲电流时受热变形, 从而驱动流体输运, 改变 脉冲幅度、频率和脉宽, 就可以控制致动膜片形变的频率和幅度。 泵的尺寸为 5 mm ×5 mm ×1 mm , 流量 40～ 1 200ΛL gm in, 背压力 为 1～ 17 kPa。 微热开关是微卫星和多芯片模块中用作自主热管理的重要执 行器。 比利时的 IM EC 研究所正在研制一种控制热辐射的微热开 关 (见图 11)。 在硅膜辐射面与基底 (需控温部位) 之间有几十微米 的隔热层间隙, 以保持基底热量不直接辐射出去。当基底需要释放热量时, 间隙两侧加 10 V 电压, 产生的静 电力迫使硅膜与基底接触, 基底热量则可通过热传导至表层再散向外部较冷的地方。
3. 3 R F2M EM S 航天器上所有电子系统的微小型化, 都是以微电子技术为基础的, 如采用单片数字集成电路构成星载计 算机系统, 完成信息处理和控制等功能; 采用单片微波集成电路构成射频系统, 完成通信遥感和导航等功能。 图11 微热开关结构原理图 1.散热盘; 2. 低发射层; 3. 聚合物绝缘体; 4. 基底 盘; 5.高发射率、高太阳光反射层。 但是, 目前航天器上的射频系统仍然是由分离的机械元器件和 集成电路组成的混合系统, 这些尺寸大的分离无源元器件已成 为射频系统进一步微小型化、高性能化、低功耗化的最大障碍。 然而, R F2M EM S 技术的出现和芯片级无源元器件的开发成功, 使得可以将它们与其他集成电路芯片封装在一起而组成多芯片 模块, 或者将它们与功能电路集成在一个芯片上, 形成新的微小 型集成化射频系统[ 9 ]。 R F2M EM S 技术包含 3 个层面: 基本器件层面 (微波开关、 微可调电容器、微电感器、微谐振器等)、组件层面 (微移相器、微滤波器、微压控振荡器等) 和应用系统层面 (单片接收机、变波束雷达、相控阵雷达等)。 美国DA PA R 在 20 世纪 90 年代支持了第一批 R F2M EM S 项目, 目标是反导弹用的高性能相控阵雷达 的移相器和微波开关。 较典型的是 R aytheon 公司研制的 X 波段移相器, 移相范围为 0～ 33715°,步进值为 2215°,平均插入损耗为 1140 dB (有的可低于 1100 dB) , 8 GH z 下回波损耗为 11100 dB。这是目前最低插入 损耗值, 该公司研制的 Ku 波段 4 位移相器, 插入损耗为 2125 dB, 回波损耗优于 15100 dB, 实现了单片集成。 与目前用 P IN 二极管和 GaA s FET 电控开关实现的移相器相比, 具有损耗小, 驱动功率低 (微瓦级) 的优势。 R ay theo n 公司研制的微波并联开关代表了当今最高水平, 典型的性能是: 驱动电压为 30 V , 开关延迟 为10 Λs, 在 30 GH z 时, 插入损耗小于 0120 dB, 隔离度大于 40100 dB, 开关长只有 011 mm。微波串联开关结 构见图 12。其典型性能为: 驱动电压 30 V , 开关延迟 10Λs, 在 30 GH z 时插入损耗小于 0120 dB, 隔离度大于 50100 dB, 触点面积仅为 012 mm ×012 mm。与现有的 P IN 和 FET 电控开关相比, 微波开关的优点是插入损 图12 微波串联开关结构示意图 耗小、驱动功耗低、能实现单片集成。 为了将反导弹用相控阵雷达 部署到空间去, 美国在 1998 年进行了微波开关的卫星搭载试验。 2000 年发射的一对绳系“纳卫星”, 也用微波开关进行了切换无线 电频率的试验。 微可调电容器、微滤波器和微电感器的研究也有很大的进展, 已接近了应用。例如, 可调电容器通过静电调节电容间隙或电容面 积, 调节系数可超过 20∶1, 未加电压时的电容值可以从V H F 频段 的几 p F 到 X 波段的 011 pF 变化,Q 值能够达到 20 以上, 甚至可 达到几百。 与传统的肖特基或 PN 结可调电容器相比, 在调节系数 和Q 值方面具有明显的优势。又如, 采用高Q 值的可调电容器和电感器实现的滤波器, 插入损耗和工作带宽 有了较大改善。最近研制的 10100 GH z 滤波器, 10112 GH z 下的最小插入损耗为 0145 dB。研制的W 波段单 片滤波器性能也很好, 插入损耗小于 1140 dB。 3. 4 M O EM S 光通信M O EM S 已是目前国际上的研究热点[ 10 ]。微g纳卫星组网时卫星之间的通信若通过地面站, 噪声 干扰和低功率等原因将影响传输质量。 解决办法是采用光通信, 它传输容量大 (理论值可达 715 Gbitgs) , 传 输速率高和宽带宽, 且不占用无线电波段。卫星使用光扫描器, 因其体积小、转角大、散射小和频率高, 可以用 来完成卫星网间的捕捉、瞄准和跟踪。 美国NA SA 已把空间光通信列入“新盛世”计划和“深空系统技术”计划。据 JPL 通信与运营部透露, 第 一批采用M O EM S 技术的宽带光通信终端将在 2003 年提供使用, 将有利于充分发挥航天器高分辨率、宽视 场成像仪的作用, 而不受现有无线技术数据传输能力的限制。 目前, 国际上重要的通信公司和研究机构, 如美国朗讯科技公司、北方电信公司、加利福尼亚大学, 日本 N T T 和德国西门子公司等, 已研制出许多M O EM S, 如光开关及开关阵列、可调谐滤波器、光调制器、光复用
器、光扫描器、光斩波器、光编码器等, 有些已有商品。有可能将微光学元件、微调整器、光源、探测器和处理电 路等集成在同一芯片上, 组成各种专用自由空间光学平台, 从而实现光学平台的微型化, 见图 13。 目前, JPL 已将多个M O EM S 和处理电路组装成多芯片光通信模块。 一种用于低功耗光学调制和波束控制的模块, 尺 寸为 10 cm ×10 cm ×2 cm , 质量仅 014 kg, 功耗小于 5 W 。 光遥感M O EM S 是目前国际上另一个研究热点。 随着卫星微小型化, 用于确定姿态、自主导航、科学成 图13 自由空间光学平台结构示意图 1.半导体激光器; 2. 微透镜; 3.旋转分束器; 4. 光栅; 5. 45°反射镜; 6. 光电探测器; 7. 光轩。 像和成像光谱技术的各种光学仪器, 其孔径和光学系统的可利用 空间迅速减小。为此, 一方面在光学系统中通过采用M EM S 技术 制造的微透镜阵列、微衍射元件、微光扫描器和光纤感光板等以 减小尺寸; 另一方面把微光学元件、微机械构件、探测器和处理电 路集成积木式模块, 进一步减小体积。JPL 完成的用于光学导航 和成像科学的基本光学积木式模块, 尺寸为 10 cm ×10 cm ×16 cm , 质量仅 0117 kg, 功耗小于 013 W。 美国劳伦斯・利弗莫尔国立研究所 (LLL ) 长期从事空间光 学仪器的小型化、微型化研究, 为“智石”计划研制的星跟踪器、紫 外g可见光摄像机、红外摄像机和激光雷达等, 曾用于克莱门汀探 测器上。特别是它与O CA 应用光学公司合作研制的宽视场星跟踪器很有名, 因其有很宽的视场 (28°×43°) , 故可在 50 m s 内求出亮星的中心点, 以 20Λrad (3Ρ 值) 的高精度跟踪目标。如图 14 所示, 它采用了一种 4 个 为一组的孔径 14 mm、速度Fg1128 的球形透镜, 使像面在共心球面上。为消除像面弯曲, 利用了光纤感光板 图14 宽视场星跟踪器结构示意图 1.球形透镜; 2.光纤视场矫直仪; 3. CCD受光平面。 将球面上的图像引导到 CCD 受光面上的视场矫直仪技术。该 星跟踪器包括微电子线路在内, 质量仅 175 g, 功耗 3 W 。 3. 5 微仪器 NA SA 目前正在进行一项微仪器技术开发计划, 目的是 发 展适合 21 世纪的微小型、低价、高性能的航天器。 利用 M EM S 技术对有效载荷和某些光机电部件进行微型化, 以大 大减小各种仪器的体积和质量。JPL 称这些微仪器将成为未 来新的微实验室的心脏。它们主要是包括火星微登陆器、微气 象仪、微地震仪、微集成相机、微光谱仪、微质谱仪、微离子电 子谱仪等。 J PL 为了探测火星, 从 1992 年起就开始研制微气象仪和 微地震仪。微气象仪是由多个微传感器集成的, 能对火星大气 的温度、湿度、压力、风速和尘埃进行测量。其中微压力传感器 是利用真空腔室的硅膜受大气压力作用所产生形变, 再通过 硅膜与衬底电极之间的电容变化来测量的, 其压力测量范围可达 5 个数量级。 温度采用热电偶测量, 量程为 - 70～ 70 ℃。露点温度是根据与热电制冷器相连的声表面波振荡器的频移来测定的。风速则采用单芯片激 光多普勒风速计测量, 精度为 011 m gs。 J PL 于 1997 年 7 月发射的探路者火星登陆器的第二个有效载荷——火星微登陆器, 包括穿透器和登陆 器, 先于主登陆器释放, 质量为 315 kg。其中穿透器携带一台微分析仪, 用来探测火星地下 1 m 深处的含水 量。 登陆器上有一台微气象仪, 用来测量火星大气层的压力、温度和尘埃。 早先的商品地震仪质量达 110～ 510 kg, JPL 根据差分电容式微硅加速度计原理研制的微地震仪, 质量 仅 011 kg, 尺寸为 2 mm ×2 mm ×2 mm。在 4 H z 带宽下灵敏度为 10- 9 g0gH z1g2, 性能与原商品地震仪相当。 该微地震仪采用超高频 (U H F) 电容传感器来实现高分辨率的要求。日本空间和宇航科学研究院开发的月球 探险车L unar A , 载有 3 台质量为 13 kg 的穿透器, 可将地震仪穿入月球土壤中。 他们自从见到美国发明的 上述微地震仪后, 曾想修改为装载 20～ 30 只微地震仪, 放置在月球表面的不同地点。 光谱仪和粒子质谱仪的微小型化对空间观测也很重要。目前O cean 光导公司已研制出的色散型微光谱
仪像手掌大小, Zeiss 公司用M EM S 技术制作的微光谱仪尺寸为 3 mm ×6 mm ×18 mm , 在 014～ 111 Λm 范围的光学分辨率为 7 nm。 德国一家公司研制的微质谱仪大小只有 3 mm ×3 mm ×3 mm。 其质量范围为
1～ 18 am u。
3. 6 微g纳卫星
近几年国外开发的微卫星 (m icro sats) 和纳卫星 (nano sats) , 通常是指质量分别为 1～ 10 kg 和 1 kg 以下 的卫星。它采用M EM S 技术和结构集成以及一体化技术, 使得涉及低成本空间探测的多颗卫星协同工作的 飞行任务成为现实。 2000 年 6 月俄罗斯“宇宙”火箭发射的“快照 1 号”(SNA P21) 卫星, 是英国萨里卫星技术有限公司设计 制造的首颗微卫星, 技术相当先进, 卫星质量为 615 kg, 高 33 cm , 直径 33 cm , 用于演示验证微卫星编队飞行 及多点遥感和遥检任务。星上装载 4 台相机, 其中 3 台为广角相机, 1 台为窄角相机, 每台相机尺寸都不大于 2 cm ×2 cm ×2 cm。星上冷气微推力器和微型姿控系统, 能使卫星机动飞行, 并与其他卫星交会及近距离拍 照。 该卫星在与它一起发射的俄罗斯“搜索与营救”(N adezhda) 卫星和中国“清华 1 号”卫星分离后不久, 便 对后 2 颗卫星进行了拍照。拍照时它们之间的距离分别是 212 m 和 910 m。因此美国军方人士认为, 该卫星 采用的先进技术可用于未来空间军事目的。 2000 年 1 月 26 日, 美国把一对绳系“纳卫星”发射到低地球轨道。 每颗卫星质量不足 0123 kg, 尺寸为 1012 cm ×716 cm ×215 cm。两颗卫星用 30 m 长的绳子系留, 进行在轨微波通信试验, 同时用微机械射频开 关阵列进行切换无线电频率试验, 以验证所采用的 R F2M EM S。 早在 20 世纪 90 年代初, 美国就计划开发自由飞行微卫星, 从大型航天器中释放后, 执行外部维修、探伤 和测试任务。 约翰逊空间中心开发的自由行走机器人摄像机 (A ERO CAM ) , 像足球那样大, 质量为 16 kg。 A e ro sp ace 公司也正在开发自由飞行微卫星, 设计质量为 2 kg。 美国 JPL 在 20 世纪 90 年代中期提出的“第二代微卫星”方案, 规划了几种质量为 5～ 12 kg 的星际探测 卫星: 图 15 为近地天体绕飞微卫星; 图 16 为带降落包与近地天体交会徽卫星; 图 17 为空间环境探测微卫 星; 图 18 为太阳系外绕飞微卫星。 图15 近地天体绕飞微卫星 1. 姿态控制推进器(1g8) ; 2. 太阳电池板; 3.燃料箱; 4.焦平面辐射器; 5. 望远镜; 6.主发动机。 图16 带降落包与近地天体交会微卫星 1. 姿态控制推进器(1g12) ; 2. 燃料箱; 3.太阳电池板; 4.激光源(用于高度测量) ; 5.望远镜; 6.下落包。 美国 A ero sp ace 公司曾打算将不同用途的M EM S 都直接制作在硅上, 集成为可批量生产的各种微卫 星、纳卫星, 如图 19 所示。 所有电子功能, 如传感器、姿控电路、数据处理、数据存储、指令功能、通信和电源 等, 都以单片集成电路或混合集成电路的形式做在硅片上, 所有机械功能如卫星结构、辐射屏蔽、热控及微推 进系统等, 也利用硅基片。 另外, 最近美国透露, 在NA SA 的先进构想研究所赞助下, 佐治亚州理工学院和俄亥俄航空宇宙研究所 正在实施一项“昆虫翼”的机械昆虫研究计划, 研究机械蜻蜓火星探测器, 设想由火星车发射, 在火星表面飞
行几十至几百米, 并采集土壤标本, 再返回火星车补充燃料, 然后下载收集到的数据。 图17 空间环境探测微卫星 1.等离子体光谱仪; 2. 姿态控制推进器(1g8) ; 3. 磁强计敏 感器(1g2) ; 4.燃料箱(1g2) ; 5.太阳电池板(1g16) ; 6.环形 气体燃料储能器; 7. 电子设备三维多芯片模块层(1g2) ; 8. 等离子波光谱仪天线杆(1g2) ; 9.相控阵天线(1g4)。 图18 太阳系外绕飞微卫星 1. 三维多芯片模块电子设备架( 1g2) ; 2. RHU 转换器 ( 1g9) ; 3.环形气体燃料储能器; 4. 天线副反射器; 5.望 远镜; 6. 焦平面辐射器; 7.辐射器上的小散热窗. 图19 全硅微g纳卫星 1.太阳能电池晶片; 2. 天线; 3. 初反射镜晶片; 4. 太阳 能电池; 5. 锂离子电池仓; 6. 太阳能电池晶片; 7. 姿态 敏感和控制模块; 8. 主晶片:计算机,存储器,图像传 感器,电源调节,无线电发射g接收机。 4 结束语 M EM S 是微机械技术与微电子技术相结合的产物。它带来了许多新概念、新原理、新产品。它将会象微 电子技术一样, 对科学技术、国民经济和国防建设产生重大影响。 M EM S 为提高航天器功能密度和制造微g纳卫星提供了一条重要技术途径, 在空间技术领域具有很大 的发展前途, 我们应予以充分关注。 参考文献: [ 1 ] 丁衡高. 微系统与微米g纳米技术及其发展[J ]. 微米g纳米科学与技术, 2000, 5 (1) : 1～6. [ 2 ] 周兆英,叶雄英,王晓浩,等. 微型机电系统的技术特点及其产业化分析[J ]. 微米g纳米科学与技术, 2000, 5 (1) : 7～12. [ 3 ] 斋藤宏文. 美国小卫星的开发动向(日文) [M ]. 日本火箭协会出版, 1995.
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