MOS电容型微小空间碎片探测器探头研究

郝志华，向宏文，蔡震波，王金延

(1. 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2. 北京大学 微电子研究所，北京 100871)

MOS电容型微小空间碎片探测器探头研究

郝志华1，向宏文1，蔡震波1，王金延2

(1. 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2. 北京大学 微电子研究所，北京 100871)

MOS电容传感器具有结构简单、可靠、功耗小等优点，在国外已被成功用于微小空间碎片在轨探测，但国内开展的相关研究还较少。文章在对MOS电容传感器探测微小空间碎片原理及过程进行分析的基础上，基于ADS软件建立了传感器电路模型，确定了影响传感器探测性能的关键参数，完成了传感器的设计及研制，进而研制了阵列式探头。最后对阵列式探头成功开展了地面高速微粒撞击试验，探头在经过了数十次高速微粒撞击后，仍能对高速撞击事件进行测量，初步验证了使用该探头开展在轨微小空间碎片探测是可行的。

微小空间碎片；MOS电容传感器；阵列式探头

0 引言

微小空间碎片数量众多，与航天器碰撞的频率高，虽然这种碰撞不会对航天器的结构造成直接影响或灾难性故障，但其累积效应可能会对航天器表面材料和部（组）件的性能产生影响[1]。微小空间碎片体积小（直径＜100 µm），无法在地面直接探测[2]，因此在轨探测成为掌握微小空间碎片环境的重要手段。其在轨探测方法包括无源探测和有源探测[3-5]。无源探测是通过分析回收的航天器表面材料的撞击信息获得微小空间碎片的信息。有源探测是在航天器表面搭载探测器，将微小空间碎片撞击探测器过程中产生的力、热等效应转化为可测量的电信号来获得微小空间碎片信息。在众多有源探测器中，MOS电容型探测器（以下称探测器）具有设计简单、可靠、占用资源少等优点，国外于 20世纪90年代就开始相关研究，并成功搭载到“长期暴露装置（LDEF）[6]”和“微流星科技卫星（MTS）[7]”等航天器上，获得了有效探测数据[8-9]。而我国是首次开展该探测器的研制，其研究成果可供相关研究人员和航天器设计师参考。

本文基于MOS电容传感器（以下称传感器）的探测原理，使用ADS软件建立传感器电路模型并确定影响传感器探测性能的关键参数；然后对传感器和探头进行设计及研制；最后对阵列式探头开展地面高速微粒撞击试验，以验证将其用于在轨微小空间碎片探测的可行性。

1 探测原理及过程分析

1.1 探测原理

探测器主要由阵列式探头和电控机箱 2部分组成。阵列式探头由4个探头单元组成，每个探头单元包含4个传感器。传感器的探测原理如图1所示：传感器在电路上等效为一个电容，上下表面为铝电极，中间 SiO2为电介质层，衬底为硅材料；在电容两极施加偏压，两极将存储大量电荷；高速微小碎片撞击后会形成撞击坑，同时导致电容两极瞬间短路，将电容两极上的存储电荷中和，产生放电电流；随后电容两极快速恢复开路状态[3]，直流电源重新对传感器充电。因此利用加直流电源的传感器，通过测量其充电电压脉冲信号即可完成对撞击事件的测量。

1.2 测量过程分析

微小空间碎片撞击引发的传感器放电时间短（µs量级）[10]，且涉及等离子体，放电机理复杂，而传感器放电后的充电过程时间较长（ms量级），测量相对容易。传感器测量过程如图2所示。

1）微小空间碎片撞击传感器的瞬间（t=0 s）：传感器处于偏压充电状态；微小空间碎片撞击传感器时，会将动能转化为热，导致撞击区铝电极及其下 SiO2气化生成等离子体，如图 2(a)所示；此时等离子体内充满可移动电荷，会引起处于偏压状态的传感器放电。

2）传感器放电过程：撞击后的短暂时间内（µs量级），由于撞击形成的等离子体充满大量可移动的电荷，在传感器所加偏压的作用下，正负电荷会向相反方向移动形成放电，传感器两极电荷量会持续减少，电压相应降低，这段时间内传感器以放电过程为主，如图2(b)所示；随着传感器的持续放电，撞击生成的等离子体电荷耗尽，放电电流也逐渐消失，放电结束。

3）传感器充电过程：从放电结束直至 ms量级的时间段内，在偏压作用下，传感器重新处于充电状态，如图2(c)所示。

2 仿真分析与参数确定

2.1 传感器充放电仿真分析

为确定影响传感器探测性能的关键参数，获取传感器充放电电压信号特征参数，本文借助 ADS软件对传感器充放电过程进行了仿真分析，仿真电路如图3(a)所示。为模拟高速微小空间碎片撞击引起的放电效果，在传感器两端并联一脉冲电流源。脉冲电流源快速放电时，传感器两端电荷快速下降，模拟等离子体放电引起传感器两端电荷下降。从文献[10]可知：放电过程包括放电电流快速增加过程和随后指数衰减过程。在ADS仿真工程文件中，为模拟复杂等离子放电，选用双指数变化的电压源来控制电流源，ADS仿真电路结构如图3(b)所示。通过该仿真电路，可以定量分析不同参数传感器和不同电学条件对充放电电压的影响。以下就对传感器放电充电的过程进行仿真分析。

1）放电电流的变化。用双曲线脉冲电流源模拟微小空间碎片撞击时等离子产生及放电过程，该过程包含：①放电电流快速上升过程，对应等离子体产生及在高电场作用下快速向传感器两极移动所形成的电流；②放电电流下降过程，对应等离子体电荷被电极收集和部分正负电荷复合后，放电电流逐渐下降。2个过程的特征时间都是 µs量级，分析时分别采用2 µs和10 µs。模拟撞击事件发生的脉冲电流开始时间设定为100 ms位置，模拟撞击事件放电过程的瞬态电流峰值可达到mA量级，如图4(a)所示。

2）总充放电电流的变化。总充放电电流直接对应串联电阻上的电流，其随时间变化情况如图4(b)所示。可以看出，随着撞击事件的发生，总电流快速增加后缓慢下降，上升时间为100 µs，而下降特征时间约为20 ms，2个过程时间长度相差很大。结合图4(a)中放电电流变化情况，充电电流在撞击后0.1 ms处（图4(b)之m3处），而此时放电电流基本为0。随后的充电电流变化也符合电容/电阻串联电路的瞬态充电变化规律，相对于放电电流的峰值而言，充电电流的峰值明显低3个数量级，这是由于串联大电阻导致充电过程缓慢。

3）串联电阻上电压的变化。串联电阻上电压完全正比于总充放电电流大小，因此该电压变化与充电电流变化相同。实际探测电路采集的信号就是该电阻上的电压信号。由图 4(c)可以看出该瞬态电压变化特征时间为100 ms左右，相对于放电过程，对该过程的电学信号采集相对容易，工程上也容易实现。

4）传感器上电荷的变化。由图4(d)可以看出，传感器上电荷在放电过程中出现了一段快速下降过程，与总充放电电流的峰值电流出现时间一致，基本在0.1 ms处电荷达到最小值（4.542×10-7C），可知传感器放电的电荷量为8.958×10-7C。这与放电电流总的电荷量8.969×10-7C基本吻合，差值是由于即使在等离子体快速放电过程中依然存在充电电流，导致电容损失电荷略小于放电电荷量。由于该放电过程非常短，故充电电流引起的电荷差可忽略。从图中还可以看出，电荷下降非常快（0.1 ms），而上升过程基本是指数变化，调整时间为20 ms左右，这与充电电流变化一致，也符合电容/电阻串联电路的瞬态充电变化规律。

综上可知：1）传感器电容大小对探测性能起关键作用，而面积和氧化层厚度是决定传感器电容大小的关键参数；2）传感器充电电压（探测电路采集的信号）波形半峰宽对应的特征时间为10-2s量级。

2.2 传感器指标的确定

基于文献[3]，结合国外已发表的传感器高速撞击试验结果[10-11]，确定传感器氧化层（SiO2）的厚度为(0.5±0.05) µm。传感器的铝电极为微小空间碎片直接撞击的灵敏区，对碎片有阻挡作用，会影响探测敏感度，借鉴国外相关研究[6,8]，确定铝电极的厚度为(0.1±0.01) µm。传感器衬底材料电阻率越低，等离子体电荷收集速度越快，即探测敏感度也就越高，确定衬底材料选用电阻率为0.01 Ω·cm、掺杂浓度约为1×1019cm-3的P型硅片。传感器所加偏压要小于 SiO2临界电场，确定击穿电压要大于100 V。传感器实际工作时所测量的是放电后充电电流的大小，为避免传感器漏电流影响探测结果，确定漏电流密度应小于20 nA/cm2。

3 传感器的研制

3.1 传感器设计与实现

根据以上确定的传感器参数，开展研制工作。最终设计的传感器结构如图 5(a)所示，其外形尺寸为25 mm×25 mm，灵敏区直径为20 mm。传感器制作的主要工艺流程：1）备片；2）常规清洗；3）生长SiO2介质层；4）光刻形成底电极引出孔；5）湿法腐蚀SiO2介质层；6）常规去胶；7）常规清洗；8）物理气相淀积溅射铝；9）光刻形成厚铝亚焊点；10）湿法腐蚀铝；11）发烟硝酸去胶；12）硫酸常温清洗；13）物理气相淀积溅射铝；14）光刻形成顶电极；15）湿法腐蚀铝；16）发烟硝酸去胶；17）硫酸常温清洗；18）合金；19）划片。最终制备出的传感器如图5(b)所示。

3.2 传感器性能测试

采用HP4145B对传感器的漏电流进行测试。为避免氧化层陷阱对测试结果的影响，采用正反扫描电压模式，测试电压范围分别为0～50 V（黑色）和0～-50 V（红色）。图6(a)中的漏电流为包含噪声信号的最大漏电流2.73 nA，传感器面积为3.14 cm2，换算出最大漏电流密度为0.87 nA/cm2。

采用安捷伦B1505A器件分析仪和高压测试平台对传感器的击穿电压进行测试。结果表明，传感器在 150 V电压下，漏电流仍然保持稳定，没有出现漏电流增大的趋势。因此传感器实际的击穿电压大于150 V，如图6(b)所示。

4 阵列式探头研制与试验

4.1 探头的设计与实现

传感器在探测微小空间碎片时，一次撞击就可能导致其碎裂或短路而永久失效，因此，设计并研制了由多片小面积传感器构成的阵列式探头（如图7所示）。与单片大面积传感器探头相比，阵列式探头的可靠性更高，工程适用性更好。另外小面积传感器还具有成品率高、力学性能好的优点。阵列式探头重约0.8 kg，尺寸为170 mm×220 mm×110 mm，灵敏区总面积为1256 mm2；由4个探头单元组成，每个探头单元包含4个相同传感器。

4.2 高速微粒撞击试验

采用高速微粒模拟微小空间碎片撞击探测器阵列式探头，测量探头输出的脉冲信号，验证探头在轨测量微小空间碎片的功能。试验原理如图8所示，直流电源通过充电电阻为探头施加偏压，加速器产生的高速微粒撞击到靶室中的探测器探头，探头放电后的充电电流会在测量电阻上产生电压脉冲信号，通过示波器记录和测量电压脉冲信号，从而实现对撞击事件的测量。

采用哈尔滨工业大学的粉尘静电加速器[12]分别对尺寸为1、7.5和10 µm的铝粉加速，在2.5～12.8 km/s速度范围内成功开展了高速微粒撞击试验，图9为探头输出的典型电压脉冲信号。

试验结果表明：探头所加偏压低于-30 V时，无法测量高速微粒撞击事件，这可能是因为低偏压导致传感器电容充电电荷量太少。在所加偏压为-60 V时，可测量碎片尺寸分别为1、7.5和10 µm，速度范围为2.5～12.8 km/s的撞击事件。探头在经过了数十次高速撞击后，仍能对撞击事件进行测量。

5 结束语

本文在对传感器探测微小空间碎片原理及过程进行分析的基础上，基于ADS软件建立了传感器电路模型，确定了传感器的关键参数，设计并研制了传感器及阵列式探头。阵列式探头的高速微粒撞击试验结果表明将其用于在轨微小空间碎片探测是可行的。

（References）

[1] 都亨, 张文祥, 庞宝君, 等. 空间碎片[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2007: 5-18

[2] SIMON C G, MULHOLLAND J D, OLIVER J P, et al.Long-term microparticle flux variability indicated by comparison of interplanetary dust experiment (IDE)time impacts for LDEF’s first year in orbit with impact data for the entire 5.77 year orbital lifetime:93N29379[R]. Vriginia: NASA, 1993: 693-703

[3] 何正文, 张明磊, 向宏文, 等. 探测微小空间碎片的MOS电容传感器设计研究[J]. 航天器工程, 2013,22(1): 205-209 HE Z W, ZHANG M L, XIANG H W, et al. Study of on-board micro space debris mos capacitor-type detector[J]. Spacecraft Engineering, 2013, 22(1): 205-209

[4] HEINER K. 空间碎片——模型与风险分析[M]. 钱卫平, 译. 北京: 清华大学出版社, 2012: 46-56

[5] 董尚利, 李延伟, 吕钢, 等. 空间粉尘探测器研究进展[J].航天器环境工程, 2013, 30(4): 339-345 DONG S L, LI Y W, LÜ G, et al. Research progress in the field of space dust detector[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2013, 30(4): 339-345

[6] GSIMON C G, OLIVER J P, COOKE W J, et al. Long term microparticle impact fluxes on LDEF determined from optical survey of interplanetary dust experiment (IDE)sensor: 95N23826[R]. Florida: NASA, 1995: 323-336

[7] 袁庆智. 空间微小碎片探测器[D]. 北京: 中国科学院空间科学与应用研究中心, 2005: 24-26

[8] KINARD W H, ARMSTRONG D, CROCKET S K, et al.Orbiting meteoroid and debris counting experiment:95N27668[R]. Vriginia: NASA, 1995: 1331-1340

[9] ALBY F, OTRIO G, DURIN C. Space based observations of orbital debris[C]//51stInternational Astronautical Congress. Paris, 2000: 104-112

[10] KASSEL P C, WORTMAN J J. Metal-oxide-silicon capacitor detectors for measuring micro-meteoroid and space debris flux[J]. Journal of Spacecraft and Rockets,1995, 32(4): 710-718

[11] HAYASHIDA K B, ROBINSON J H. Single wall penetration equations: NASA TM-103565[R].Washington D. C.: NASA, 1991: 1-6

[12] 董尚利, 刘海, 吕钢, 等. 光学器件的空间粉尘高速撞击效应研究[J]. 航天器环境工程, 2011, 28(2):115-120 DONG S L, LIU H, LÜ G, et al. Investigation of effects of hypervelocity impact of space dust on optical components[J]. Spacecraft Environment Engineering,2011, 28(2): 115-120

（编辑：冯露漪）

MOS capacitance probe for micro space debris detector

HAO Zhihua1, XIANG Hongwen1, CAI Zhenbo1, WANG Jinyan2
(1. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China;2. Institute of Microelectronics, Peking University, Beijing 100871, China)

Due to its advantages of simple structure, credibility and low-power consumption, the metal-oxide-silicon (MOS) capacitance type sensor is successfully used in foreign countries to detect the orbital micro-debris, but so far not in domestic studies. In this paper, the detection principle of the MOS capacitance sensor is introduced. A charging and discharging model for the orbital micro-debris impact MOS capacitance sensor is built. Then the simulation is carried out by using ADS software. The MOS capacitance sensor’s key parameter is confirmed and the structure and process design of MOS capacitance sensor is completed. Based on the sensor, an array probe is designed and fabricated. Finally, with the array probe, the ground high-speed particulate impact test is carried out. The array probe sensor has experienced dozens of high-speed impacts,without affecting its ability to measure the high-speed impact event, which verifies the feasibility of using the probe for the on-orbit space micro-debris detection.

micro space debris; MOS capacitance sensor; array probe

V423.6

：A

：1673-1379(2017)03-0306-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.014

郝志华（1981—），男，硕士学位，从事空间环境工程设计。E-mail：zhihuahao@hotmail.com。

2016-12-23；

2017-05-22

国家国防科工局空间碎片专项“十二五”预先研究项目

郝志华, 向宏文, 蔡震波, 等. MOS电容型微小空间碎片探测器探头研究[J]. 航天器环境工程，2017, 34(3)：306-311

HAO Z H, XIANG H W, CAI Z B, et al. MOS capacitance probe for micro space debris detector[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 306-311