室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究详解.docx
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室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究详解
科技项目（课题）模拟申报书
班
级：
学
号：
课
题
负责人：
项
目
名称：
室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究
指
导
老师：
申
报
时间：
电子专业科技方法训练
一、国内外与木项目有关的科学技术现状和发展趋势（包括计算机检索情况）:
1.国内外科学技术介绍
1987年，美、苏、欧、日开始ITER设计。
1991年，西班牙、法国、日本、加拿大提出申请，H木和法国入围，加拿大于2003年12月宣布因缺乏资金退出。
1999年，美国因自认为在核聚变技术上领先其他国家，宣布退出，后又因国内热核聚变研究进展缓慢，担心被ITER甩下，于2003年2月重新加入。
中国也在同日正式入盟2006年6月，在计划提出20年，选址耗时18年后，ITER的建设地点终于花落法国南部。
欧盟、美国、俄罗斯、日本、韩国、印度、中国共投资100亿欧元，开始工程建设。
预计2016年建成。
它将成为世界第一个产出能量大于输入能量的核聚变装置，为制造真正的反应堆作准备。
这是一个事关世界未来能源安全的重大国际合作项目，其意义不亚于人类基因组计划和国际空间站。
目前，随着现代科学技术发展，室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究和低温科学技术的发展日趋成熟，广泛应用于工农业各个方面和航天科学技术和医疗等不同领域，还形成了不少边缘学科，如低温电子学、低温生物学和低温医学等，因此低温科学技术的发展将会有力地促进其它科学技术的发展。
航天器地而试验需要模拟空间的冷黑和高真空环境，也包括发动机大量高温排气的处理以保持实验舱环境的问题。
在最近20年，许多承担宇宙物理学探测任务的航天器使用了低温设备，它们的高温区为10K〜100K,如1983年发射的红外宇宙探测卫星（IRAS:
InfraredAstronomicalSatellite）、1989年发射的宇宙背景探测器（COBE:
CosmicBackgroundExplorer）1995年发射的红外空间探测器（ISO:
InfraredSpaceObservatory）等；还有许多待研究或正研究的新空间任务，将开展低温技术在空间探测的实验研究，如Herchel/Planck.SIRTF>NGST等。
在一些军事探测卫星（如Helios）、地球观测卫星（如Spot）、气象卫星（如MSG）,它们的红外探测器工作温度约为85K左右。
美国能源部2013年11月公布了二十年中长期大科学工程发展规划，共28项，拟投资120亿美元。
这些大工程项目中的80%是以低温与超导技术工程基础的。
这也说明,室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究是对一个国家非常重要。
是关系一个国家的航天科学技术，因此在我国也大力投资航天领域应用及研究。
我国的空间制冷技术经过40多年的发展，己研制成功了空间辐射制冷器、斯特林制冷机、脉冲管制冷机、固体制冷器、逆布雷顿制冷机等多种制冷设备,取得了一系列重要成就，建立了完整的航天工程体系。
目前辐射制冷器依然是我国实用型遥感卫星的主要制冷方式。
如西安交通大学在逆布雷顿制冷技术研究方而也进行了探索；在深低温机械制冷技术研究方面，浙江大学和中科院理化所采用多级脉管制冷机正在进行探索。
中科院理化所研制的双级脉管制冷机，最低制冷温度己经达到16.1K,在20K可以提供80mW制冷量，输入功率200Wo浙江大学研制的斯特林型两级脉管制冷机最低制冷温度达到14.2Ko然而，在空间极低温制冷温区，我国还处于一片空白。
2.发展趋势
室温半导体低温探测器在航天领域的应用研究，是将来运用在航空领域和医疗等多方而技术指标，也是世界科学领域任务重中之重，也是促进人的进一步了解地球以外的物质和生物。
低温探测器将来用于医疗各方而，利于人类的发展和空间和军事技术，例如；箭推进剂：
液氧、液氢。
液氢液氧发动机推力比煤油液氧强大约30%,己用于土星5号运载火箭完成登月任务。
美国单台氢氧发动机推力己超过2MN和液固氢混合物（氢浆或胶氢）。
空间设备的地而模拟试验：
航天器地面试验需要模拟空间的冷黑和高真空环境，也包括发动机大量高温排气的处理以保持实验舱环境的问题以及空间红外遥感遥测:
光电子器件在低温下，热噪声低、灵敏度高、运行速度快。
这种发展趋势下去，人类的生活更加美满。
从国外航天技术发展来看，由于空间宇宙背景的“冷黑”条件，为了实现有效观测与探测，均把低温制冷技术作为关键的一项技术进行开发。
从制冷技术的发展来看，从早期以被动制冷方式为主，逐步向多级机械制冷机为主的主动式制冷方式转化；从单一的制冷方法向多种制冷方法复合制冷方式转变。
在极低温区从开式制冷向长寿命的闭式循环制冷方式转化；从间断工作向连续工作方式转化。
在空间低温技术研究方面，我国与国外先进技术的差距很大。
随着我国空间技术的发展，为低温科技工作者带来机遇与挑战，不仅要为航天器提供满足工作温度要求的可靠冷源，还要掌握低温制冷系统的空间应用与热集成技术，有效地解决制冷设备的安装与散热、与冷焦而耦合技术、电磁兼容性、工作模式和系统控制等问题。
根据不同的冷却对象和要求，进行系统综合设计,满足各类长寿命航天器空间应用要求。
同时应开展相关技术的研究工作，包括深低温制冷技术、被动热控制技术、低温传热技术、高效绝热技术、低温测试技术、低温过程材料等。
在空间超流氨制冷技术研究方面，应加大投入，进行系统研究，综合考虑空间应用的特殊因素，提出总体技术方案和实施途径，并加以实施。
在现有机械制冷技术基础上，及时启动空间多级机械制冷技术研究工作，以满足未来深空探测技术的需求，为其空间应用做好技术贮备。
我相信未来国内外空间低温制冷技术的发展历程与最新研究进展，国内空间低温制冷技术的发展现状将会给人带来无限的期望，为人类里程牌筑起一道新的长城。
二、研究内容、方法和技术路线（包括工艺流程）：
1.空间低温制冷技术
（1）航天器的低温系统的设计
航天器的低温系统的设计考虑低温装置对航天器或仪器的结构布局有重要影响，在进行低温制冷系统设计时应考虑的因素如下：
（1）航天器从发射到完成任务所经历的力学环境和热真空环境，具有较强的环境适应能力
（2）制冷功率、体积、质量、功耗等制冷机所需的电功率与航天器电源能力相适应，制冷机必须考虑热量提升问题；
（3）低温部分必须有合理的支撑，与航天器的室温服务舱需要绝热设计，还需屏蔽太阳或地球辐射的防护设计。
温度越低，绝热设计的要求越高；
（4）在航天器服务舱与低温部分必须有各种通道，如传感器的光通道、信号线通道、温度传感器通道和加热器通道等；
（5）为了操作低温载荷，需要一些低温辅助设备，如热沉、热开关、过滤器和温度测量
装置等•
（6）应考虑系统的可测试性，如仪器性能测试和载荷制冷系统的测试；
（7）整个系统必须抗击由火箭所诱发的振动，这对制冷机和仪器的设计提出了很高的要求，如从发射角度来考虑，需要一个比较大的支撐横截面；对绝热要求角度来考虑，又要求支撐横截面小，需要在它们间进行技术折中处理；
（8）制冷机必须在零重力状态下工作；
（9）系统所采用的材料必须满足空间和低温环境的要求；
（10）设备的寿命必须与任务周期相适应，甚至超过任务周期；
（11）空间微重力工作状态；
（12）自身产生的振动、噪声和电磁干扰小；
（2）、空间制冷系统的概况
制冷机吸收冷端热量，然后在热端通过辐射把这部分热量向空间排放，例如，通过辐冷器把热量直接向空间排放，或者通过泵做功把低端热量向高端排放。
一般有开式和闭式的热泵循环系统两种方法。
开式循环是利用所储存的制冷剂的汽化来带走热量，由于不做功，所以不产生热量，但需释放气体，系统的寿命取决于需要带走的热量和制冷剂的储量；闭式循环通过制冷机的做功，把冷端热量带走。
目前，适应空间应用的制冷机有：
斯特林制冷机和脉冲管在50K-100K温度范围内能产生约为1W的制冷量；在15K〜20K温度范围内，两级斯特林制冷机能产生100mW的制冷量；在4K温度±,Joule2Thomson制冷机能产生几个mW的制冷量；还有极低温度的制冷机，如3He吸收式低温制冷机、稀释制冷机和绝热退磁制冷机（ADRA:
diabaticDemagnetisation
Refrigerator）等。
在100mK〜1K温度范围，在这些制冷机需要预制冷系统；在T>50K高温范围，采用单级制冷机就能达到所需的温度要求；对于较低温度系统，需采用多级制冷机或不同类型制冷机的组合。
2.空间低温传感器
（一）、低温传感器
低温传感器在空间应用主要用于空间物理学和行星科学的研究。
在空间探测方而所采用的低温传感器常选用低温光子传感器，与传统传感器相比，低温光子传感器具有两个重要特点：
灵敏度高和能量分辨率好。
一般用灵敏度和能量分辨率两个指标来评价低温光子传感器的性能。
灵敏度可用噪声等效功率（NEP）表示，即指在信噪比不变的情况下所需要的输入功率数。
能量分辨率可用解析能力表示，即£/AE=A/AA^E为传感器对一个单色激励响应最大能量的一半（AE=maxE/2）。
在表1介绍了一些典型低温光子传感器的能量耗散、工作温度和传感器尺寸等参数。
1965年美国贝尔实验室的青年科学家Penzias和Wilson在研究银河系辐射源实验的接收系统中，探测到一个辐射温度为3K的宇宙微波背景辐射源，这说明宇宙空间是一个背景温度约为3K、吸收率为1的冷黑空间。
1983年用IRAS卫星上探测器对银河系的冷体进行探测，发现在银河系存在20K〜30K的冷体，这些冷体被证明是星际尘埃。
远红外天文传感器所调查物体的温度比可见光/近红外天文传感器所观测物体的温度低，因为在低温和低光子通量情况下，半导体材料的导电率受到被吸收的IR光子的影响,IR光子能够引起杂质和自由电荷载体电离。
表1低温光子传感器和SQUIDs传感器的主要特性
传感器类型
工作温度范围/K
能量耗散范围/w
像素/p
m
阵列/n
Xn
波段
Min
Max
min
max
Ge晶体
50
100
0
0
10000
<10
Y射线
SiCCD
150-
200
300
0.1
20
10-30
6
10
X/可见光
STJs
0.01
1
-9
10
10
20-30
3
10
u-2热
量计
0.05
0.3
■・c
•—
10
-1:
10
100
<100
X
TESs
0.05
0.3
-11
10
-9
10
100
<100
X2UV2
Vis2近
红外
SQUID
s
（LTS）
1
4
-・r
•―
10
-lx
10
Na
Na
读数/加速度计
亚毫米
0.1
0.3
-9
10
10
100-
500
<100
Sub2m
m
辐射热计
光敏电阻
2NIR
30
100
0.01
0.02
30-50
6
10
近红外
光敏电阻
2MIR
2
20
0.01
0.02
50-100
<10
中红外
光敏电阻
2FIR
1
2
0.001
0.003
50-100
<10
远红外
（1）Ge:
Ga传感器在ISO航天器上安装的一个宽带光度计，其传感器为Ge:
Ga传感器。
在等照度线的情况下，为了得到10-18W/Hzl/2量级的NEP值，配置了工作温度为2K的低噪声CMOS前置放大器和多路调制器。
（2）中子突变掺^（NTD:
Neutron2Transmutation2Doped）型Gc传感器
传感器的NEP是10-17W/Hzl/2量级，工作温度范围为100mK〜300mK。
该传感器将安装在ESA的Planck航天器上。
（3）光敏电阻传感H（Photoconductor）在整个红外（IR）波段探测技术应用中，主要以光敏电阻传感器为主。
典型光敏电阻工作温度为Tv3K。
在近红外波段（1um〜5um）,主要采用PtSi>HgCdTe和InSb光敏电阻传感器。
这此传感器工作温度范围35K〜77K,已在哈勃望远镜上使用。
（4）亚毫米辐射热if（Sub2millimeterbolometer）辐射热计用来探测亚毫米光子。
在亚毫米波段范围，在频率高达500GHz情况下，差频振荡器接收机仍有很高的灵敏度。
SIS（Superconductor-Isolator-Superconductor）型接收机设备（如Nb基超导隧道结）比传统的肖特基二极管系统性能更好，工作温度在2K左右。
在频率高于500GHz时，热电子辐射热计（HEB）可与下一代SIS型和肖特基二极管型的差频振荡器接收机比拟。
在这些设备上，工作温度范围为013K〜70K。
这些设备将在ESA的Planck和Herschel空间任务中采用。
（5）超导隧道结（STJ:
Superconductingtunneljunction）和跃迁晶而传感器（TESs:
Transi2
tionEdgeDetcctoi*s）新代的光子传感器以超导隧道结（STJ）和跃迁晶而传感器（TESs:
TransitionEdgeDe2tecto⑸为代表。
STJs传感器工作温度范围为011K〜015K（与超导材料有关），超导材料的响应性在104e-/eV量级上，解析能量在^=500nm时在10的量级上，最大计数率在104粒子/秒的量级上。
跃迁边界探测（TESs:
TransitionEdgeDetecto⑸传感器工作温度为011K,也有非常显著的响应性、可比能量分辨率和103粒子/秒的计数率水平。
STJs和TESs传感器能在大的光子能量范围内工作，在紫外和X射线区域也有很好
的性能，它们的主要优势是有非常高的探测效率（几乎100%）,有非常好的光子计数和光谱能力，和好的成像分辨率（每个像素的尺寸为20nm）。
对于STJs传感器，在单色激励能6keV下，有一个15eV的能量分辨力；而TESs传感器，在单色激励能6keV下，获得一个更好的能量分辨力（只有几个eV）。
（6）超导量子干涉仪（SQUID:
SuperconductingQuantumInterferenceDevice）在重力梯度计的基础上发展起来的超导量子干涉仪（SQUID）主要用于低地球轨道和行星空间任务的探测和科学实验。
除了用于测绘重力强度外，超导量子干涉仪可用来证明著名的“等效原则”，即重力质量和惯性质量的一致性。
到目前为止，以低温超导传感器为基础的SQUID设备，其工作温度在4K附近，以高温超导传感器为基础的SQUID设备，其工作温度约为77KoSQUID式加速度计是唯一能够获得所需要的精度要求设备。
SQUID设备用于STEP（ESA）和LISA（NASA）等空间任务。
（二）、空间制冷机介绍
2.1、空间制冷器
（1）辐冷器
空间所有物体的红外辐射能量与物体的表面积S、表面发射率£和物体温度T的4次方成正比。
深空环境背景温度约为7X）=2173K,可认为是理想黑体。
辐射能量Qrad可用下列公式表示：
Qrad="SFe（7427D4丿"SFe74
其中，。
为Stefan常数;F为形状系数，一般F&1。
辐冷器是最有效的、最简单的和最可靠的空间制冷器。
在100K以上温度范围,辐冷器的效率很高。
在低于100K温度下，由于需要增强绝热措施，导致了寄生热负荷增加，反而使其性能下降；另外也受到空间大小限制，在航天器上要安装一个多于几平方米的辐冷器是很困难的，在一个航天器上最多做到三级；辐冷器还要考虑方向的影响：
太阳辐照常数为H4kW/m2,地球红外辐射和反照的能量300W/m2,为了有效地辐射，辐冷器应避开各种直接辐照，一般布置在朝向深空方向，为此严格地控制航天器姿态，并设置障板和防护措施，避免不必要的辐射。
辐冷器的工作温度和制冷量受航天器轨道的限制。
对于低地球轨道航天器（如地球观测卫星），工作温度约为100K,制冷量低于lW/m2;对于地球同步轨道航天器（如通信卫星），工作温度为75K〜90K;对于更高轨道航天器（如拉格朗H点），由于地球辐射的影响可以忽略，辐冷器的结构变得更为简单，温度更低，性能更好（例如Planck任务，制冷量约为2W,温度约为50K;例如NGST或Darwin任务，制冷量为200mW,温度约为35K）。
（2）制冷剂贮存式制冷器
一台制冷剂贮存式制冷器由制冷剂容器、真空容器（内放置制冷剂容器，合起来可称杜瓦）、充液管路、排空管路、热屏或多层绝热措施、一些接口和测量仪器等组成。
ISO真空容器在空间温度为110K;Herschel真空容器在空间设
计温度为力K;SIRTF真空容器在空间温度为5K。
制冷剂携带量取决于任务周期和热输入载荷。
制冷剂的选用取决于所要求的最低工作温度。
最广泛选用的制冷剂有：
超液氨或超临界氧、固体氢和固体Ne。
对于低温系统，为了优化制冷剂质量，比较感兴趣的是双制冷剂系统，如氮气和氨气，或氢气和氧气。
表2为不同空间任务所选用的制冷剂。
表2不同空间任务所选用的制冷剂
空间任务制
冷剂
IRAS,COBE,ISO,Herschel,SIRTF
超液4He
IBSS,STEP
超临界4He
WIRE
固态氢气
XRSonASTRO2E
固态氛
NICMOS
固态氮气
2.2、空间绝热技术
绝热的目的是限制冷端的热载荷并使之满足与制冷机热提升相适应的水平。
在满足任务要求前提下，如何使热载荷最小是绝热设计要解决的问题。
通过绝热设计（如采用低热传导的支撑结构、多层绝热结构和防护措施（如V型槽防护），降低热载荷的损失。
应考虑在空间热传导和辐射匹配的问题。
3.工艺流程制冷系统的组织
1.工艺流程：
制冷系统、精憎系统、换热系统
2.辅助以：
空分净化系统、加温、防爆、仪控
（一）、制冷系统
目的：
（1）创建低温气体一液体一分离
（2）维持低温：
与吸传热温差不可逆，传质分离的建立，跑冷损失，生产液态产品。
如果完全生产气态产品，无不可逆损失，正常运转无需附加冷量。
方法：
通过节流的绝热膨胀一一制冷量二等温节流效应
通过膨胀机的等爛膨胀一一制冷量二膨胀焙降+节流效应膨胀制冷量大得多，但不能产生液体
（低压中膨胀制冷占：
85-90%中压流程中，节流制冷量会大。
（二）、低压流程制冷系统
耗能低：
1400~2100R/mQ压力：
0.5~0.6MPa
用：
离心压缩机，透平膨胀机，紧凑换热器，液化器，过冷器。
点：
空气由下塔入换热器环流复温，膨胀进上塔一一典型系统
变：
（1）加液化器调节膨胀机入口气流温度、气量（林德）
（2）来自入塔前的空气，理论相同，节省管路，但CH进入塔多（日
X17
立
（3）增加膨胀后的温度，使上塔更稳定
注意：
膨胀气进上塔，对上塔影响很大。
（1）减少膨胀气量，对精镭有利，氧提取率f,所需塔板数也少。
但：
系统跑冷大f膨胀量必然大。
复热不足（传热温度大）f膨胀量必然大。
（2）提高膨胀进口温度，制冷量会增加，“高温高焙降”，但其出口塔温度相适应。
2）制冷量调节：
（1）调节膨胀空气量（效率不变，焙降不变）
喷咀分组，每组由阀门控制：
25%、50%、75%、100%转动叶片倾角，改变流体通道面积20〜25%范围多台膨胀机，分别控制开启停止。
机前调节阀
风机制动时，用风机气量改变透平转速。
（2）调节入口气流温度（方便，但改变了机效率）
改变环流气量，（环流气+下塔经过液化的旁通气混合）
改变机前换热器的污氮气量（冷源气）
3）流程组织：
（1）低压流程中，膨胀气体来自下塔，膨胀后进上塔或排出冷箱空气膨胀：
进上塔，如不进上塔，氧气提不了，降低氧提取率。
氮气膨胀：
排出系统
拉赫曼原理
（2）上塔精镭工况：
气液比（丄）大一传热、传质动力大不可逆损失大，系统效率低、考虑使上塔#I-驚:
驚
V增加气体量J
（a）空气膨胀：
下塔冷凝液少，进入上塔的液体量少厶I
膨胀后空气进上塔Vt——拉赫曼气体
（b）氮气膨胀：
下塔冷凝液少，进上塔的液体量少厶I两种气体膨胀的简单流程图
（3）制冷系统与精镭系统相结合
小型装置：
空气膨胀
大型装置：
氮气膨胀一一①上塔缩小；②膨胀后气体温度对精憎影响小；③制冷量大④膨胀机更安全可靠；⑤改变膨胀量时，对氧提取率影响大。
膨胀气量以及汽液比对精惘的影响汽液比t——塔板数I
1塔板一定时，占I——产品纯度I——氧提取率I——能耗t
2产品纯度一定时，+I——塔板数t——阻力t——能耗t所以膨胀量：
影响制冷量，15〜25%占加工空气量的比例，影响精懈工况，环流气v入上塔空气量。
（三）、中压流程制冷系统
［中压膨胀t下塔压力.1.5-2.5MPa
等温节流效率能耗.3200~46OO3/〃FQ
（1）参数选择：
（a）高压压力A
当高压压力巴t——节流制冷占比例大，膨胀量I
当压力4I——膨胀量大，节流气量小（极限是第II换热器要正常工作，不出现负温差）
则必须满足热平衡（制冷量）与第II换热器的正常工作
（b）膨胀前温度
T、T-膨胀制冷量T-膨胀量丄-节流量t-最佳高压压力RT
4、低温探测器系统结构
整个探钏器系统是由一个HD一3液氨实验杜瓦及安装在杜瓦内胆底部的冷工作而上的热电子探胡器，一个为HD—3灌充液氮的液氨贮存杜瓦（我们自己研制的DS-50型液氨贮存杜瓦）一套液氨自动补充系统以及一只牛津仪器公司生产的液氨自增压杜瓦组。
见图1所示。
图X宴验系统示意图
X液鬲口増压址4真H机组3、HD-3^5l实脸杜瓦，4、湿或弋体流虽计队液氟虧存杜瓦队加隹氮辆曲J液熨轴液管。
1、HD—3杜瓦及探测器
HD—3液氨实验杜瓦的结构如图2所示：
它的液氨罐充容量为2.2升，实际蒸发率为7・5升气体/小时。
它采用较为可靠的高真空一液氮屏蔽，灌充一次液氨可连续运行70小时。
这是因为辐射传热正比于温度的四次方，见式（6）,可见如果在冷壁与热壁之间的高真空夹层中问，装置一个液氮保护屏,可以使流向渡氨的热流减小到1/150〜1/200
从理论上讲，渡氨屏蔽是非常有效的从工艺上讲，这种小型液氮实验杜瓦,安装液氮屏也是很方便的。
为了减少固体接触传热，HD-3杜瓦采用是内胆悬吊式结构。
杜瓦夹层采用高真空形式，并设有抽空阀门以便再抽空和检修。
杜瓦的上下盏均采用“0”型圈密封。
在杜瓦内胆底部的冷工作而上装有。
“L”型支架，在支架卫安装热电子探钏器它被镶入一块蘸宝石1舶基板上一安放在一个柱体腔中。
热电予探测器做成蛇形以增加电阻。
根据实验中的测量数据，得出以_F参数。
T0—基底温度4.2K
R0探测器电阻（，B—0）28欧姆
So——最大响应频率8.9X10V/w
NEP——噪声有效频率
4・04X16w/Hz,!
A——探侧器的有效而积
5.0mmX5-0mm
探测器的负载是
升级会员 