1.4 微小型无人系统的关键技术

1．微小型机器人的关键技术

微小型机器人系统一般由以下四部分组成：微执行器、微传感器、微能源、控制系统，与其对应的微执行器技术、检测技术、能源供给和控制技术就是微小型机器人的关键技术。将四部分集成在一起是微小型机器人的发展趋势，目前国内外的研究大多还没有达到这一步，大多是由分离的组件构成一个广义的微小型机器人系统。

（1）微执行器技术

有关微执行器的研究一直是微机械发展的关键，在一定程度上标志着一个国家微机械的发展水平。相比微传感器，实用化的微执行器还很少，大多处在发展阶段，存在设计、控制、精度、环境影响等重要问题。

如果按微执行器的驱动方式分类，则微小型机器人可分为压电驱动、形状记忆合金（SMA）驱动、直流微马达驱动、气压驱动、静电驱动、电磁驱动、热膨胀驱动、光驱动、超声波驱动等。

①压电驱动。

日本DENSO公司研制出压电驱动的、用于细小工业管道的自动化检测微小型机器人。该机器人主要由四部分组成：两个弹性支撑腿、一个移动机构、两个涡流传感器和一个散热器。移动机构由叠堆式压电部件、惯性块和弹性支撑腿组成，以逆压电效应为基础，根据惯性冲击原理设计而成。合理配置本体和惯性块的质量，选用适当频率、适当幅值的锯齿波电压作用于压电陶瓷，就能使微小型机器人在管道内前后移动。其样机尺寸为＜直径515mm×长20mm，自重1g，可在＜直径8mm的管道内运动，最大移动速度为10mm/s。之后，该公司又用压电双晶片制作了微系统。该系统由外部“电台”和微小型机器人组成。“电台”通过微波给微小型机器人供能及发送指令。机器人尺寸为＜直径915mm×长60mm，可在＜直径10mm的管道内无缆移动。该微小型机器人由三部分组成：微波（RF）模块、控制电路、由压电双晶片执行器构成的移动机构。RF模块可接收两个频率的微波：22GHz的微波用于供能；24GHz的微波用于通信。控制电路产生的锯齿波信号可驱动移动机构。

日本MEITEC公司开发了一种带有针形执行器的管内微小型机器人。针形执行器由四对压电片、一块弹性板和一个接触针构成。压电片的尺寸为10mm×10mm×12mm。接触针用环氧树脂胶粘在金属板上。将不同相位的信号作用于各压电片上，压电片的振动带动金属板发生弯曲振动，该振动传到接触针的末端，在末端与管壁间产生驱动力推动管内微小型机器人运动。该机器人的电源与控制信号由外部驱动电路供给，能前进、后退、旋转及螺旋运动。

日本Nagoya大学研制了一种两自由度的水下微小型机器人。它的整个身体构成一个放大机构，可以将PZT位移放大250倍。两条腿伸出体外，更容易产生转向惯量。每条腿上均以一定角度粘有一对鳍，可大大改善性能。改变信号频率，腿可产生向前或向后的力，通过两种模态的转变就可以有效转向。

日本Namiki机械工程实验室研制了一种两腿机器人。其腿部结构是由压电双晶片执行器构成的，通过振动一条腿，可选择性地利用腿与地面之间的摩擦前进。该机器人背负一个加速度计来检测纵向运动的加速度，通常黏滞摩擦模型比库仑摩擦模型能更好地解释该机器人的运动，为了扩展该机器人的运动维数，实验室又研制了两种两维运动的四腿机器人。

②静电驱动。

如同人类或哺乳动物是常规尺寸机器人的优良模型一样，目前许多研究机构以昆虫为模型设计制造微小型机器人。日本东京大学利用静电驱动开发了一种昆虫模型的击打式微飞行机构。如果给铝板和基座（硅片）之间加上电压，铝板就向基座移动，多晶硅翅膀向上弯曲。当交流电压的频率与系统机械振动的自然频率一致时，击打将发生共振。

③气压驱动。

上海大学根据蚯蚓蠕动原理，研制了一种气压驱动微小型机器人。该机器人的蠕动机构由三部分组成：两个径向伸缩的保持器和一个轴向伸缩的推进器。保持器在不同阶段与管壁保持吸附或脱离。吸附时起定位和支撑作用。推进器位于两个保持器之间，通过轴向伸缩运动驱动前进。保持器利用气囊的膨胀增加有效直径，增大与管壁的接触面积，从而可柔软地吸附在管壁内腔。

④直流微电动机驱动。

清华大学研制了一种全自动直线跟踪微小型机器人。它通过光电探测器获得机器人本体的状态，要实现的目标是跟踪白色地面上的一条黑线。除了光电探测，微执行器中还配有简单的逻辑算法以实现微小型机器人的智能。微小型机器人的尺寸为30mm×25mm×30mm，速度为60mm/s，由移动机构和控制电路组成。移动机构有两个分离的驱动部件。每个部件均由一个电动机和一套减速器组成。移动机构可驱动微小型机器人实现前进、后退、左转和右转的功能。两个光电部件相当于微小型机器人的“眼睛”，可获得黑线上的信息，通过控制电路决定自身的行为。

⑤形状记忆合金（SMA）驱动。

中国科技大学研制出了基于SMA导向的用于人体肠道检查和腹腔手术的医用蠕动式管道微小型机器人。携带内窥镜的微小型机器人在可控的SMA部件的作用下可以实现自主导向。SMA部件和软芯被做成多竹节结构，通过对其进行通电控制，微小型机器人头部的内窥镜能在空间三维方向弯曲成所需要的形状，乃至复杂的S形，容易穿越大肠这种不规则的管道，大大降低患者的痛苦。

⑥其他形式的驱动。

日本Kagawa大学研制了一种多自由度的水下微小型机器人。该机器人利用ICPF（离子导电的聚合物薄膜）执行器作为伺服执行器实现三自由度的游泳动作。水下微小型机器人的形状像一条鱼，尺寸为45mm×10mm×4mm，由一对鳍和一个浮力调节器组成，通过改变输入电压的频率可控制游动速度，通过改变电压的幅值及频率可控制上下游动方向。

（2）检测技术

在微小型机器人上配备传感器后可以检测自身的运动参数及环境参数，并存储和传递所检测到的信号。作为微小型机器人的感觉器官，传感器必须具备拾取信息、传递信息的功能，同时还必须满足尺寸小、分辨率高、稳定性和可靠性好、时间响应快等特点。微小型机器人常用的传感器有视频探测器、涡流传感器、激光干涉仪、加速度传感器等。

上海交通大学利用＜2mm3电磁微电动机作为执行器设计制作了尺寸为5mm×6mm×5mm的微小型机器人小车。为了对微小型机器人小车进行实时控制，他们采用外部图像采集系统实现机器人视觉。微小型机器人小车系统原理图如图1.2所示。该系统采用MVPCI-V2图像采集卡、光学显微镜M1及一对摄像机（P1、P2）来采集信息。其中，摄像机P1主要用来实现微小型机器人小车高速运动时的系统粗定位；摄像机P2和光学显微镜M1主要用来实现微小型机器人小车的精密定位。该系统采用机器人运动参数粗略提取方法，实现微小型机器人小车运动参数的实时提取，采用亚像元定位的方法实现微操作端位置参数的精确提取。

广东工业大学研制了一种MPR-1型管道微小型机器人。他们利用激光干涉仪采集数据，并记录微小型机器人的运动位移作为系统的反馈信号。其中，激光干涉仪是由英国雷尼绍公司的ML10激光干涉仪改进而成的，测量原理如图1.3所示。

上海大学研制的Tubot II型微小型机器人可用于20mm管道内缺陷的自动探测。其检测装置由涡流探头和涡流分析仪组成。微小型机器人移动机构携带涡流传感器进入管道，当交流电流流过传感器的检验线圈时产生交变磁场，磁场作用于管壁，在管壁上产生涡流，由涡流产生一个与原来磁场相反的交变磁场。两个磁场叠加使线圈的阻抗发生变化，因此测量线圈的阻抗，就可以得到包括缺陷在内的管壁的各种参数。

（3）能源供给

微小型机器人的能量供给方式可分为有缆和无缆。无缆是微小型机器人发展的未来趋势。无缆可分为内部供给型和外部供给型。

内部供给型的能源大多是电能，一般采用电池和电容器供给。虽然电池输出功率的连续性好，但是很难小型化。

外部供给型大致有以下几种：

①光供给方式，用光作为能源，例如，将光转换成热以产生驱动力的光-热转换方式，照射激光束以施加光压力的光-压驱动方式，照射紫外线利用光致现象的光-变位转换方式。

②电磁供给方式，例如，使微小型机器人处于磁场中，利用磁致伸缩效应使其运动。

③超声波，例如，利用“辐射压”以超声波进行非接触操作或产生推动力。

④机械振动，例如，在振动场放置弹性体，利用共振现象有选择地供给能源和传送控制信号。

⑤其他方式，例如，由外部使温度变化，利用热电效应和DNA（脱氧核糖核酸）的结构特性为微小型机器人提供动力等。

日本DENSO公司研制的多层双晶片微小型机器人实现了无缆微波能源供给，即由振荡器产生的微波经放大器放大后，通过管道传导，由微小型机器人身上的天线接收，经整流电路变为直流信号给微小型机器人供能。

日本东京大学利用振动能量场激励微小型机器人。微小型机器人有很多执行器。它们有着各自的谐振频率。当压电振子的频率等于执行器的共振频率时，执行器就被激励。叠加不同的频率就可以选择性地激励相应的执行器，因此有n个执行器的微小型机器人就能执行2n种行动。意味着，这种配有多个谐振执行器的微小型机器人能有效自供能，无需复杂的转换机构就可利用频率选择方式实现控制。

（4）控制技术

微小型机器人控制技术的关键是在微小尺寸水平上的集成，即集成机载控制器。目前这个技术还没有很好地解决，有待计算机和部分外设集成技术的突破。现在大多数微小型机器人还是控制器与其余部分相分离，通过视觉伺服等技术，提高控制器的控制性能和自主能力。目前的重要问题是如何提高图像处理的速度，神经网络、人工智能的引入将有助于解决这一问题。先进的控制策略，如对路径规划、控制器参数的在线优化等的研究也将使微小型机器人的智能水平得到进一步的提高。

微小型机器人是一个系统，只有微传感器、微执行器、微能源和控制等技术的研究较为成熟后才有可能取得突破。

德国Karlsruhe（卡尔斯鲁尼）大学的微小型机器人工作组研制了一种基于自动微小型机器人的微操作工作站。该工作站包括四部分：

①一个压电微小型机器人：不仅能长距离移动，而且能实现纳米范围内的微操作；

②一个全局传感器系统（CCD摄像机）：用于实现显微镜工作台上的微小型机器人定位；

③一个局部传感器系统（配备CCD摄像机的光学显微镜）：用于在显微镜下操作微小对象；

④控制系统：同时装备在PC机及并行计算机系统上，控制目标是实现从起始点到目标点的直线运动。

广东工业大学在其研制的MPR-1型管道微小型机器人的前端装备了一个微型CCD，通过微型CCD可以自动采集管道图像并输入计算机。整个系统由计算机控制，通过激光干涉仪采集微小型机器人的运动位移作为反馈信号，用程序编制微小型机器人运动的控制序列，并输入至微小型机器人的各个线圈中产生磁场，分别控制微小型机器人的左右转向、磁性腿的动作及主体执行器的驱动。这些线圈的动作次序构成序列，组成微小型机器人不同的运动模态，根据微小型机器人运动的管道内条件及运动特性，用神经网络自学习算法学习各种模态对应的管道内条件，使微小型机器人具有自律性，自觉选用工作频率和运动路径。

2．微小型飞行器的关键技术

（1）机体结构与机载设备的微型化

微小型飞行器在尺寸上远远小于常规的飞行器。其机体空间十分有限，可以携带的机载设备和有效载荷受到极大限制。这些机载设备，如飞行控制、导航、制动、动力、图像摄取、数据传输等设备，不能够像在常规飞行器上那样有较多的安装选择余地，使得微小型飞行器除了本身的机体结构应采用质量轻、强度高的结构材料来减轻质量外，其他用于机载的各种设备均需要进行最大程度的微型化，以减轻设备的质量，压缩占用的空间。

随着微小型飞行器尺寸的进一步缩小，与固定翼布局的微小型飞行器相比，仿生扑翼布局的微小型飞行器在气动方面的优势愈发明显。但是，仿生扑翼布局首先给微小型飞行器的结构设计带来了极大的挑战，尤其在扑翼的结构、材料及运动机构的微型化设计方面将面临更多的技术困难。

（2）新型高升阻比升力机制

微小型飞行器由于尺寸小、速度低，飞行雷诺数Re远小于常规飞行器，因此对气动性能带来了不利影响。飞行雷诺数反映了施加在飞行器上的惯性作用力与黏滞作用力之比。微小型飞行器的飞行雷诺数范围一般为102～104，与自然界的鸟类和昆虫等的飞行雷诺数大体相当，属于低Re飞行。此时，空气黏性的影响越发显著，微小型飞行器受到的黏滞作用力相对增大。例如，对于最小的飞行昆虫，它们在空气中飞行受到的黏滞作用力就如同人在蜂蜜中游泳。低飞行雷诺数对固定翼微小型飞行器性能的影响主要表现为：

①升力系数下降导致有效飞行载荷相对降低；

②力系数增大要求更大的飞行动力；

③相对容易发生的气流分离降低了机翼的气动性能和机动性能。

对于利用螺旋桨产生前进驱动力的微小型飞行器，螺旋桨的推进效率将随着飞行雷诺数的减小而降低。在自然界中，飞行的鸟类和昆虫可以很好地克服低飞行雷诺数时的种种不利因素。

自然界中的鸟类和飞行昆虫经过漫长的自然进化，获得了与它们飞行雷诺数相适应的一套飞行技能。这些出自大自然的“微小型智能飞行器”为人工微小型飞行器提供了值得借鉴的空气动力学原理和气动布局设计。对鸟类及昆虫扑翼飞行的空气动力学原理的研究及如何将其运用到微小型飞行器的设计中，是微小型飞行器技术研究领域的一个关键课题。

（3）微型高效动力推进装置

微型高效动力推进装置是目前微小型飞行器发展所面临的制约因素之一，是微小型飞行器的关键设备，需要在极小的体积内产生足够的能量，并转换为微小型飞行器的驱动力及维持机载设备工作所需的电能，如具备了高性能的微型动力系统，就可以克服微小型飞行器在空气动力方面的许多不足。研制高功率密度和高能量密度的微型动力装置和微型动力源同样面临着十分突出的技术困难。

目前正在研发中的微型动力装置种类较多，有微型燃料发动机，如微型火箭发动机、微型脉动式喷气发动机、微型涡轮发动机、微型内燃机、微型电动机等。微型电动机的常用电源有电池，如镍铬电池、镍氢电池、锂电池、固态氧化物燃料电池及微型涡轮发电机等，此外还有采用RCM驱动的动力装置。用于微小型飞行器的动力装置主要有两类：采用锂或氢氧燃料电池的微型电动机和微型涡轮喷气发动机。新一代微型动力装置可达到的典型参数为：涡轮直径为8mm，叶片长度为0.2mm，推力为0.15N，质量为20g，燃料消耗每小时为25g。微型动力装置将采用基于硅材料的MEMS技术制造。表1.1列出了微型动力装置和常规动力装置的功率密度和耗油率。

（4）微功率下的飞行控制和数据通信系统

微小型飞行器应该具备相当程度的自主飞行能力，需要依靠自身的飞行控制系统来保证。微小型飞行器的飞行控制技术是研制微小型飞行器的又一个技术难题。一方面，由于微小型飞行器在空中的飞行活动在许多时候都面临湍流或阵风的干扰，因此需要通过自身的飞行控制系统来保证稳定的飞行姿态和正确的航线。另一方面，微小型飞行器需要在一定的条件下，通过飞行控制系统来执行地面控制人员发出的机动指令。采用仿生布局的微小型飞行器的飞行控制，将是微小型飞行器飞行控制技术中一个更为复杂的难题。

微小型飞行器在进行自主飞行的同时，需要与地面控制站进行飞行和控制信息的实时传递及视频、音频等数据的传输。微小型飞行器用于数据或信息传输的无线电设备需要消耗一定的电能，以保证信号有足够的传输距离。随着微小型飞行器尺寸的缩小，其动力源可提供的功率受到极大限制。因此，在设法提供更高功率机载动力源的同时，如何提供功耗更低、效率更高的数据通信系统也是微小型飞行器发展所面临的一个问题。

（5）低飞行雷诺数下的空气动力学分析技术

①空气动力学不利影响特性消除技术。

相比常规飞行器，微小型飞行器的空气动力学特性有较大不同。常规飞行器的飞行雷诺数很大，为106～108，空气的黏性效应可以忽略。微小型飞行器由于尺寸微小，飞行速度较低，因此飞行雷诺数很小，通常为104～105，如图1.4所示。在低飞行雷诺数下，空气的黏性效应显著，导致一些不利影响，主要表现为阻力增大、升阻比减小。研究表明，当飞行雷诺数低于105时，升阻比将迅速恶化，如图1.5所示。

微小型飞行器的升力系数随攻角呈显著的非线性变化，有时气动力和力矩甚至出现“滞回”现象。微小型飞行器机翼上的附面层对迎角变化异常敏感，其姿态的微小变化很可能会导致机翼附面层分离，形成层流分离泡，使机翼气动特性变坏，如图1.6所示。另外，微小型飞行器的飞行速度和风速处于同一量级水平，风速的变化会造成飞行雷诺数的剧烈波动，使按常规理念设计的微小型飞行器的气动性能、稳定性能和操控特性急剧恶化。

除了低飞行雷诺数以外，非定常空气动力也是微小型飞行器特殊的基础问题。在鸟类扑翼飞行与昆虫扑动飞行过程中存在明显的低飞行雷诺数非定常空气动力问题，属于完全不同于目前飞行器飞行的新概念空气动力学。斯德鲁哈尔数St常用来表示扑翼飞行的非定常气动特征，即

其中，f为扑动频率；h为扑动最高点到最低点的距离；U为来流速度（飞行速度）。St定义了扑动频率相对于来流速度的大小。较大的St意味着扑翼大幅度高频扑动，来流速度相对较小；反之，扑翼小幅度低频扑动，来流速度相对较大时，St较小。

科学家通过自由飞行试验、模型风洞试验及数值模拟技术，对昆虫、鸟类等的扑翼飞行进行了大量研究，提出了扑翼低飞行雷诺数下获得高升力的多种非定常飞行机制，分别是Wagner效应、Weis-Fogh效应（见图1.7）、延迟失速效应（见图1.8）、Kramer效应、尾迹捕获效应和附加质量效应。有人曾想把研究固定翼的非定常流动理论运用于扑翼，假设机翼表面和尾流区的涡无限薄，但这一假设对低飞行雷诺数、黏性影响大和大幅度的扑翼非定常运动并不适用。

近几年，在低飞行雷诺数下提升微小型飞行器升阻比的研究已取得初步进展，如优化气动外形和机翼形状，采用各种有效的增升、减阻措施；利用非定常外部激励效应（如扰流片、吹吸气、动壁效应等）；采用仿生运动学方法；等等。总体而言，相关研究仍处在探索试验阶段，并未形成成熟的系统理论，距离完全弄清楚低飞行雷诺数非定常气动特性、稳定性能和控制性能，实现工程实用化还需要较长的时间。

②低飞行雷诺数空气动力学数值分析与风洞试验技术。

针对微小型飞行器低飞行雷诺数流动特点，自20世纪90年代，气动设计人员在低飞行雷诺数计算分析和试验验证方法上开展了持续而深入的研究。传统的定常可压缩N-S方程的数值方法在用于不可压、低马赫数或低飞行雷诺数流场时会面临收敛速度慢、不稳定和精度低的所谓“刚性”问题。引起这一问题的根本原因在于，低速时，控制方程系统矩阵特征值对应的特征波速相差太大。比如，定义最大特征值与最小特征值之比的条件数CN，即

其中，c为声速；μ为对流速度；Ma为马赫数。随着马赫数的减小，CN将越来越大，导致流场计算收敛越来越困难，甚至无法计算。目前的主要措施是通过时间导数预处理方法，对可压缩N-S方程时间导数预处理，使控制方程系数矩阵的特征值保持在同一量级，不至于相差太大，解决了低速时控制方程系数矩阵的“刚性”问题，使得传统的可压缩流方法能够拓展，并用于求解微小型飞行器的低速低飞行雷诺数/不可压流场。计算流体力学的研究主要集中在常规飞行器的定常流场计算。非定常流场的计算研究刚逐步兴起。针对低飞行雷诺数非定常流场的研究仍然不够。在离散格式、求解精度、动态网格处理、湍流模型等方面，对低飞行雷诺数非定常空气动力学计算方法的研究仍面临不小的挑战。

除了理论或数值计算方法以外，风洞试验技术也是一种有效、高精度的微小型飞行器气动特性分析手段，尤其低飞行雷诺数扑翼微小型飞行器。该飞行器非定常气流分离情况复杂，不稳定，通过风洞试验才能最终确定低飞行雷诺数微小型飞行器的气动特性和最终选择。由于飞行雷诺数很低时，物面边界层对来流湍流度十分敏感，因此为了研究低飞行雷诺数微小型飞行器的气动特性，需研制专用的低湍流度风洞。同时，由于微小型飞行器的气动力较小，因此针对微小型飞行器风洞试验的微型天平、测压仪器和外部流场显示设备需同步研制，为准确分析微小型飞行器低飞行雷诺数与非定常气动特性提供强有力的保障。

（6）微小型动力装置和能源技术

微小型飞行器对动力和能源系统的主要要求：质量轻、体积小；能量和功率密度高，可以提供足够的动力；振动小，不干扰任务设备正常工作；噪声小，保证隐蔽性；动力系统应易于启动、可靠性高。从统计数据来看，微小型飞行器质量分布的最大部分是动力系统，约占48%。动力装置和能源系统的尺寸和质量较大、效率较低是限制微小型飞行器尺寸和质量难以缩减、性能难以提升的重要方面。

现有的微小型飞行器主要有固定翼飞行器、旋翼飞行器和扑翼飞行器。根据不同类型飞行器的动力需求，可以采用多种类型的能量来源、动力装置和执行装置，如图1.9所示。

微小型飞行器的动力装置主要有微小型内燃机、微小型涡轮发动机、微小型电动机、微小型火箭发动机等。微小型内燃机和微小型涡轮发动机都具有结构复杂、精度高、制造难度大、不易微小型化的特点，一般用于稍大一点的微小型飞行器。目前，微小型内燃机的效率比较低，热效率只有5%左右，功率密度为1W/g，燃料消耗量为0.3～0.5g/W·h，存在难以节流、噪声大、可靠性低等问题。微小型电动机与微小型火箭发动机结构简单、易于制造，较易实现微小型化，一般用于尺寸更小的微小型飞行器。微小型电动机具有重复多次使用的特点，适用的范围与领域更加广泛。微小型火箭发动机仅能单次使用，多数用于微小型打击武器上。此外，往复化学肌肉、电致伸缩人造肌肉、弹性动力和热电动力等新技术目前也在研究中。

作为动力装置的能量来源，微小型飞行器对动力能源的要求是能量密度高、体积小、质量轻、总能量大，可保证飞行速度和续航时间。现在微小型飞行器的能量来源主要有矿物燃料、化学能和太阳能等。矿物燃料的能量密度高，价格便宜，但存储较困难。化学能是微小型飞行器必不可少的能量来源。除了微小型电动机，微小型飞行器上的控制系统、信息传输系统都需要化学能驱动。微小型飞行器常用的化学能有蓄电池、一次性化学电池和燃料电池等。锂离子电池是目前微小型飞行器最常用的化学能，能量密度为0.2～0.3W·h/g。微小型飞行器使用的锂离子电池的型号及相关参数见表1.2。总体而言，在整个微小型飞行器中，电池部分所占比例很大，为30%～60%，若采用固态氧化物燃料电池，虽然能量密度可比普通电池高2～4倍，但总能量和能量释放率仍有待提高。

由于太阳能电池的能量转换效率低，微小型飞行器的表面面积不大，因此提供的能量有限，通常将其作为辅助能量来源，一般将太阳能电池膜覆盖在微小型飞行器机翼表面上，以节省内部空间，同时能够最大程度降低对微小型飞行器气动外形的影响。

关于微小型飞行器化学能的供应管理和节能问题目前仍有待深入研究。

（7）抗干扰稳定技术

微小型飞行器由于尺寸小、飞行速度低，质量和转动惯量都很小，因此抵抗空气扰动的能力很弱，无人机常规的比例-积分-微分（PID）控制方法己不适用，必须根据不同的类型，甚至不同的特定微小型飞行器建立智能飞行控制方法。常见的微小型飞行器稳定控制方法——在线神经网络动态逆自适应控制方法的系统结构如图1.10所示。

基于自适应逆的微小型飞行器控制系统结构图如图1.11所示。控制器主要由动态逆控制器、PD补偿器、神经网络补偿器和伪控制补偿器组成。动态逆控制器把伪控制信号转化为期望控制量；神经网络补偿器可补偿由于模型不精确所引起的逆误差；伪控制补偿器将由作动器引起的伪控制误差引入参考模型中，消除作动器饱和对自适应单元的影响。

（8）自主导航与避障技术

微小型飞行器所设定的一些任务模式决定其常常需要在操纵者的视线之外飞行。这就意味着微小型飞行器必须具备自主式的导航系统。该系统的研制难度极高，一方面控制导航系统的复杂程度很高，另一方面又要求体积和质量要尽量小，以不影响微小型飞行器的正常飞行。光流避障技术是近几年研究较多的避障方法。下面简单介绍一下其中的技术难点——基于光流的深度估计算法的基本原理。

①光流大小与深度关系数学建模。

光流是空间运动物体在观察成像平面上的像素运动的瞬时速度，是利用图像序列中像素在时间域上的变化及相邻帧之间的相关性来找到上一帧与当前帧之间存在的对应关系，从而计算出相邻帧之间物体的运动信息的一种方法。一般而言，光流是由于场景中前景目标本身的移动、相机的运动，或者两者的共同运动所产生的。光流大小与深度关系如图1.12所示。

对光流的研究是利用图像序列中像素强度数据的时域变化和相关性来确定各自像素位置的“运动”的。研究光流场的目的就是为了从图片序列中近似得到不能直接得到的运动场。

光流法的前提假设：

a.相邻帧之间的亮度恒定；

b.相邻视频帧的取帧时间连续，或者相邻帧之间物体的运动比较“微小”；

c.保持空间一致性，即同一子图像的像素点具有相同的运动。

这里的运动场其实就是物体在三维真实世界中的运动；光流场是运动场在二维图像平面上的投影。

②图像膨胀中心（FOE）估计。

图像膨胀中心（FOE）并不一定在图像的中心，要实现FOE估计，首先要提取Harris角点，估计角点稀疏光流，其好处在于角点处的光流提取精度较高，然后检测图像中每行每列光流的正负跳变点，并加以平均得出FOE，如图1.13所示。图中，FOE是图像中光流变化的发生源；用箭头标识光流。

图像角点检测的目的在于检测图像中纹理性强的区域。这类区域通常存在于边缘交界处、被遮挡的边缘和纹理性很强的图像内部区域等。这些区域由于在图像信息匹配时提供的信息可分辨性较强，因此匹配比较容易。相比一些无纹理特征的区域，即高频信息很弱的区域，角点区域的图像匹配能力明显更强。图像Harris角点检测结果如图1.14所示。

在摄像机沿光轴运动的情况下，FOE没有光流，其周围的光流方向都是向外扩散的，距离FOE越远，光流值越大。理论上，所有光流向量所在的直线都经过FOE。因此，FOE可通过求两条光流向量所在直线的交点确定。由于任何微小的扰动都可能导致测量错误，所以由所有角点的光流方向共同确定的FOE更准确。对于FOE左侧的点，其光流向量的水平分量指向左侧；对于FOE右侧的点，其光流向量的水平分量指向右侧。在FOE所在的垂直直线上，光流向量的水平分量会有正、负值之间的跳变，被称为水平跳变。同理，在FOE所在的水平直线上存在垂直跳变，可以利用两条直线的交点求取FOE。实际的场景中都存在噪声，所有的跳变点不一定都分布在同一直线上，此时可分别记录水平和垂直方向的跳变点坐标，对于同时产生水平、垂直跳变的坐标求平均值即可作为实际的FOE。实际场景中的FOE如图1.15所示。为了更清晰地显示光流向量的特征，将光流值放大3倍显示。

（9）光电传感器与图像传输技术

微小型飞行器最常用的功能是作为侦察、监测工具，所获得的信息是探测系统通过光电信号提供的。光电传感器可提供完整的实时图像信息。能够在复杂的飞行环境中实现高质量的图像探测与识别将是微小型飞行器满足未来信息战的一项关键技术。

由于微小型飞行器的体积小，严重限制了任务载荷容量，因而对于小体积的微小型飞行器，光电类任务载荷一般采用与微小型飞行器捷联固定方式。这就要求成像器应具有宽成像视场（数十度）、较高的图像分辨率（1024×1024或更高），以实现对较大范围内的成像覆盖和高分辨成像能力，在低速飞行状态时，气流扰动、微型飞行器本体振动对摄像质量会有影响，需适当采取减振和稳像处理，并采用动态性能好的图像传感器以提高成像质量。

目前，微型光电类任务载荷主要采用CCD和CMOS两种传感器作为光电转换器件。与CCD相比，CMOS实现了光敏组件阵列、图像信号放大器、信号读取电路、模/数转换电路、图像信号处理器的高度集成，具有体积小、低功耗、宽动态范围、外围电路简单等特点，是实现微小型飞行器微型摄像的理想途径。目前采用1/3英寸的超微型摄像机，其靶面尺寸为宽13mm×高13mm，对角线为6mm，质量为几克，随着1/5英寸、1/6英寸及更小尺寸图像传感器芯片的应用，将会进一步缩小摄像机的体积，预计可做到现有体积的2/3及以下。基于CMOS的微型摄像载荷组成框图如图1.16所示。CMOS微型摄像载荷主要由以下几部分构成：光学系统、CMOS图像传感器、电源滤波电路、SCCB接口等。

由于体积、功耗的限制，微小型飞行器较难采用自动识别和匹配的处理方式，为实现探测任务，一般需要将数据记录回收或直接通过数据链路将压缩视频回传地面进行人在回路确认。为了能够将探测到的图像信息实时回传至地面端的监控系统，微小型飞行器需要搭载视频图像传输设备，其所消耗的电能一般占整个微小型飞行器所需总电能的1/5。微小型飞行器光电摄像与无线传输系统组成框图如图1.17所示，通过微小型飞行器的微型摄像头拍摄地面的情况，由微型视频发射机将视频信号实时发送回地面站，实现对飞过地区的探测。目前，微小型飞行器的尺寸越来越小，传输规定带宽视频图像的电能却不能减少，因此通过调节图像帧速率和采用可转向的天线，或者发展完善的数据压缩技术等方法，可以在一定程度上减少用于数据传输的电能。另外，飞行器微小型化后所带来发射功率的减小和器件处理能力的损失，均使数据传输距离和传输速度受到限制。实现图像信息的实时处理与远距离传输，并在复杂的干扰环境中有效避免图像数据丢包或具有强大的数据纠错等功能，将是微小型飞行器执行探测任务的难点。

微小型飞行器的部件微小型化及系统集成技术均远超常规飞行器。其机体容积和承载质量十分有限，可以携带的机载设备和有效载荷受到极大限制。因此，要实现微小型飞行器的进一步小型化和轻量化，必须实现微小型飞行器各部件及机载部件的微小型化。

近年来，借助微纳米科技与MEMS技术的发展，微小型飞行器各部件和机载部件的微小型化已取得不少进展。其主要分为两类：一类是飞行控制导航所用的传感器，如陀螺和加速度计、磁强计、气压计、温度传感器及微处理计算机芯片等；另一类是对外探测传感器，如微小型可见光摄像机、热成像仪、红外探测仪、超声波测距仪、毫米波测距仪、激光测距仪等。除了传感器感知部件本身采用MEMS技术进行微小型化，通过结构设计或加工工艺也可以将传感器的外围电路制成芯片，甚至两者都集成在单个芯片上，能够进一步提升微小型飞行器机载部件的微小型化。

微型信息处理模块、微型数据存储模块、微型惯导模块实物图如图1.18所示。

由于微小型飞行器的体积限制，因此不能像常规飞行器那样将各种部件和功能模块简单地安装在机体内。从微小型飞行器的设计要求和所需具备的功能来看，微小型飞行器应是各种多功能系统高度集成的复杂系统，包括各微小型部件的高度集成、有效载荷的高度集成和各种功能模块之间的最小限度集成等。

微纳米科技与MEMS技术的发展有利推动了微小型飞行器的系统集成化与多功能化。然而，采用微纳米科技与MEMS技术具有很高的复杂性，如MEMS本身的微小化及跨学科、高度集成特性等所带来的相关设计的复杂性，以及MEMS微细加工方法对设计所增加的新的制约等，使微小型飞行器的设计与集成变得更加复杂。

系统的高度集成必然会存在各微小型部件或多功能模块之间的耦合及其他相互干扰因素，例如数据链通信系统中的高频信号可能对数字计算单元造成高频信号耦合干扰，大功率模拟电路中的瞬间大电流过载可能对数字电路的信号处理造成脉冲干扰。除了干扰因素之外，系统高度集成所造成的散热问题也应值得深入研究。因此，如何克服这些难题以保证系统正常工作，将是MEMS用于微小型飞行器所要解决的关键问题。

此外，由于系统高度集成所带来的结构设计和加工工艺方面的限制，微小型部件和功能模块的精度通常较低，所探测的信息有时误差比较大。通过理论研究和试验设计的方法对误差进行分析和建模，并进一步对误差进行补偿以提高使用精度是改善微小型部件和功能模块特性的有效手段。

（10）组网协同技术

微小型飞行器的特点决定了自身载荷能力受限，使其在单独执行任务时的能力也将受到限制。因此，微小型飞行器采用集群协同技术执行任务将是未来的主要使用方式。这就需要通过通信网络将大量微小型飞行器组网并协同执行任务。微小型飞行器组网协同主要涉及协同制导控制、载荷及数据链等关键技术。

①协同制导控制技术。

协同制导控制技术是实现微小型飞行器协同飞行的基础技术，可保证多个微小型飞行器在自然和人为干扰等不确定的条件下协同飞行，如在风干扰、地形障碍、通信中断等条件下不发生碰撞。目前相关的研究主要集中在分布式协同制导控制技术方面。分布式协同制导与控制系统结构如图1.19所示。协同制导控制技术的优势在于微小型飞行器仅需一定范围内的邻居信息作为控制的输入，并不需要全局信息，从而降低了对通信手段连通度的需求。此外，其控制策略运行是分布在所有集群内微小型飞行器上的，没有集中的处理单元，在部分单元受损的情况下并不影响其他单元继续执行任务，抗损伤能力强。

②基于协同的多任务载荷应用技术。

微小型飞行器集群协同的多任务属性决定了平台必须配备多种任务载荷，以实现广域、广谱信息探测、干扰压制等多种不同功能，并通过组成多节点、分布式群组，增大测量基线、扩大作用范围、提升压制强度，达到执行效能倍增的目的，因此需要研究基于协同的多任务载荷应用技术，实现分布式载荷网络化、有序化。基于协同的多任务载荷应用技术的难点在于：

a.多任务载荷之间存在时间与空间的一致性问题，特别是探测和欺骗类任务，对时间与空间的一致精度要求很高，否则探测精度或模拟特征会受到较大影响；

b.多任务载荷之间以无线链路为纽带，数据传输存在不同的时延，直接影响多节点异地信息的还原精度；

c.不同体制载荷在相互配合制定任务时，需要进行快速实时的目标关联、信息统一和数据融合，对载荷信息处理和计算能力提出了较高要求。

为了达到高度智能化、无限度提升微小型飞行器的计算能力，将会带来成本大幅增加、效费比降低的代价，需通过对多体制的探测类载荷、干扰欺骗类载荷及其他新体制载荷和数据链在多任务状态下的协同应用技术进行攻关，研制多任务智能传感器，降低系统复杂度和使用成本，提升微小型飞行器集群协同执行任务的技术成熟度。

微小型飞行器的研究范畴涉及空气动力学、能源、电子、机械、制造、材料、控制、信息等诸多学科。其发展过程与集群协同技术、模块化技术、数据链技术有着密不可分、相互促进的关系。综观微小型飞行器的研究现状和相关技术的发展趋势，可以预见，微小型飞行器未来的研究将朝着多样化、仿生化、集群化、智能化等方向发展。未来，待各相关技术发展成熟后，微小型飞行器即可在军事和民用领域获得广泛应用。

3．微小型水下机器人的关键技术

微小型水下机器人是一种技术密集性高、系统性强的工程，涉及的专业学科多达几十种，主要包括仿真技术、智能控制技术、探测识别系统、导航（定位）技术、通信技术、能源系统等，如图1.20所示。

（1）仿真技术

由于微小型水下机器人的工作区域为不可接近的海洋环境，环境的复杂性使得研究人员对微小型水下机器人硬件与软件体系的研究和测试比较困难。因此在微小型水下机器人的方案设计阶段，研究人员进行仿真技术研究的内容分为两部分。

其一，平台运动仿真：按给定的技术指标和微小型水下机器人的工作方式设计平台外形，并进行流体动力试验，获得仿真所用的水动力参数。一旦建立了运动数学模型、确定了边界条件，就能用水动力参数和工况进行运动仿真，解算各种工况下平台的动态响应。如果根据技术指标评估出平台运动状态与预期相比存在差异，则可在调整平台尺寸、重心、浮心等技术参数后，再次仿真，直至满足要求为止。

其二，控制硬件和软件的仿真：在控制硬件和软件装入平台前，先在实验室对单机性能进行检测，再将集成后的系统在仿真器上进行陆地模拟仿真试验，评估仿真后的性能，以降低在水中对控制系统调试和检测所产生的巨大风险。内容包括密封、抗干扰、机电匹配、软件调试。仿真器主要由模拟平台、等效载荷、模拟通信接口、仿真工作站等组成。

（2）智能控制技术

智能控制技术旨在提高微小型水下机器人的自主性，是人工智能技术、各种控制技术的集成，相当于人类的大脑和神经系统。其软件体系是微小型水下机器人的总体集成和系统调度，直接影响智能水平，涉及基础模块的选取、模块之间的关系、数据（信息）与控制流、通信接口协议、全局性信息资源的管理及总体调度机构。

（3）探测识别系统

目前，微小型水下机器人用于水下目标探测与识别的设备仅限于合成孔径声呐、前视声呐和三维成像声呐等水声设备。

合成孔径声呐用时间换空间，以小孔径获取大孔径声基阵，非常适合尺度不大的微小型水下机器人，可用于探测、高分辨率成像、大面积地形地貌测量等。

由前视声呐组成的自主探测系统是指图像采集和处理系统，在水下计算机网络的管理下，自主采集和识别目标图像信息，实现对目标的跟踪和对微小型水下机器人的引导，通过不断的试错，找出用于水下目标图像特征提取和匹配的方法，建立数个目标数据库，特别是在目标图像像素点较少的情况下，可较好地解决数个目标的分类和识别，能提供目标与微小型水下机器人的距离和方位，为微小型水下机器人避碰与作业提供依据。

三维成像声呐用于水下目标的识别，是一个全数字化、可编程、具有灵活性和易修改的模块化系统，可以获得水下目标的形状信息，为识别水下目标提供有利依据。

（4）导航（定位）技术

用于自主式微小型水下机器人的导航系统有多种，如惯性导航系统、重力导航系统、海底地形导航系统、地磁场导航系统、引力导航系统、长基线、短基线及由光纤陀螺与多普勒计程仪组成的推算系统等。由于价格和技术等原因，目前被普遍看好的是由光纤陀螺与多普勒计程仪组成的推算系统。该系统无论从价格上、尺度上和精度上，都能满足微小型水下机器人的使用要求。目前国内外都在加大力度研制。

（5）通信技术

目前微小型水下机器人的通信方式主要有光纤通信、水声通信。

光纤通信由光端机（水面）、水下光端机、光缆组成。其优点是传输数据率高（100Mb/s），具有很好的抗干扰能力；缺点是限制了微小型水下机器人的工作距离和可操纵性，一般用于带缆的微小型水下机器人。

水声通信是微小型水下机器人实现中远距离通信的唯一且比较理想的通信方式。实现水声通信最主要的障碍是随机多途干扰，若要满足较大范围和高数据率的传输要求，则需解决多项技术难题。

（6）能源系统

微小型水下机器人，特别是续航能力大的自主航行微小型水下机器人，对能源系统的要求是体积小、质量轻、能量密度高、多次反复使用、安全、低成本。目前的能源系统主要包括热系统和电-化能源系统。

热系统可将能源转换成微小型水下机器人所需的热能和机械能，包括封闭式循环、化学和核系统。其中由化学反应（铅酸电池、银锌电池、锂电池）给微小型水下机器人提供能源是现今比较实用的方法。

电-化能源系统可利用质子交换膜燃料电池来满足微小型水下机器人动力装置所需的能源，能量密度大，可高效产生电能，工作时热量少，能快速启动和关闭；缺点是目前仍缺少合适的安静泵、气体管路布置、固态电解液及燃料和氧化剂的有效存储方法。随着燃料电池的不断发展，该系统有望成为微小型水下机器人的主导性能源系统。

4．微小型卫星的关键技术

按照多年来的传统概念，卫星是由有效载荷、结构本体、热控制、姿态与轨道控制、电源、跟踪遥测与遥控、数据管理等具有不同功能的分系统组成的，而分系统又由各自的仪器、设备和部件组成。设备（部件）与设备（部件）之间、分系统与分系统之间存在着各种不同的机、电、热的接口。所以，卫星是一个相当复杂的系统。

随着微电子技术、轻型材料的发展，特别是空间多功能结构和微电子机械系统的诞生，为未来卫星的小型化、微型化开辟了一条全新的道路。

首先，组成卫星的大多数功能分系统将简化、缩小成一个功能模块或由几个模功能块组成。有的功能模块可能是相对独立的单个部件，如天线、太阳电池阵、微型感知仪器；有的功能模块是执行服务功能的部件。除了天线反射器、推进剂箱、太阳电池阵等少数简单的机械产品，绝大多数功能模块基本上都是由一定数量的机械、电子及光学等部件组成的集成产品。

其次，构成微小型卫星的最基本单元将不再是分立的元器件、零部件，而是多芯片模块及其组合（叠层式多芯片模块）。多芯片模块及其组合的推广应用有可能使整个功能模块的尺寸缩小到只有目前单个元器件的大小。

多芯片模块及其组合的应用只解决了元器件、部件及分系统本身的微型化。多芯片模块之间、多芯片模块组合之间及功能模块之间的连接和封装仍然是卫星微型化道路上的拦路虎。因此，在发展多芯片模块的同时，对电子元器件的连接和封装技术也要进行研究与创新，并提出了一种新的被称为“集成公用模块”的技术。

（1）集成公用模块

在传统的卫星中，电子类分系统及其部件是与机械类分系统及其部件分别研制的。集成公用模块的主要特点是将电子、机械、热工等不同性质的部件，以充分集成的方式进行设计、加工和制造，以多芯片模块及其组合为核心，将承载、支架、连接、数传、热控、供电等辅助性功能，都集成在一个小体积、轻质量、无电缆的模块中。这个模块就称为集成公用模块。所谓公用是指模块不仅具有电子功能，而且具有结构支架、容器、承受外载荷、尺寸保持、热管理、电源分配、数据管理、信号传输、抗辐射加固和微流星防护及其他必要的机电功能。

集成公用模块的组成根据功能要求不同，可能是单一的多芯片模块，也可能是多个多芯片模块组合（叠层）。

集成公用模块的发展是建立在近年来许多微型化技术取得重大进展的基础上的。这些微型化技术包括无电缆连接、多功能结构、先进的轻型材料、自主热管理、多芯片模块、微电子机械系统及集成设计分析与仿真等。

集成公用模块的出现和应用不仅可推动微小型卫星及其星载仪器、设备在质量、体积、故障率和全寿命成本等方面成数量级的减小和降低，而且将促使微小型卫星的设计环境发生深刻的变化，即引入计算智能工具，如模糊逻辑、神经网络和遗传算法等。

（2）无电缆连接

如前所述，开发集成公用模块技术的主要关键在于解决电连接的难题。由集成公用模块组成功能模块的（IUM功能模块）电连接可分为两级：第一级是同一个IUM功能模块上的多芯片模块及其组合之间的连接、多芯片模块及其组合与机械硬件之间的连接，如电源分配和数据传输等；第二级是IUM功能模块之间的电连接。在目前的卫星上，电子部件、印刷电路板及电子分系统之间都是通过电缆和电连接器（接插件）实现电连接的，许多分散的电缆往往被捆绑在一起，蔓延在卫星的各部分，甚至分系统和设备（部件）的内部，构成电缆网。分系统内部的电连接通常用印刷电路板、焊接接缝和引线、离散的导线等来实现。印刷电路板基本上是专门设计制造的。电子部件与印刷电路板之间通常用周围的引线和焊片焊接。这种连接方式的优点是结实、牢靠。但是电缆的质量、体积和功耗都不小，存在着较严重的电磁干扰，而且焊接、检测等工作量大，未来的微小型卫星和微小型仪器、设备很难继续沿用这种连接方式，必须采取创新措施。根据NASA对民用卫星的统计，在目前典型的卫星上，电缆网（包括电缆、配电器和电连接器）的质量占总质量的6%～10%，而其中的30%又是电连接器和焊点（缝）的质量。随着卫星及其星载电子分系统和其他机电系统尺寸的缩小，质量的减轻，这种按传统方式设计的电缆网在质量上所占的比例将显著降低。

另一方面，传统电缆网的设计在制造、装配及总装、测试过程中，焊接和检测等工作量大，周期长，与“较快、较好、较省”地研制和发射卫星的要求不相适应。减少电缆连接、检测等工作，不仅可以减少工时、提高工效、降低成本，而且能防止或减少人员的操作失误，有利于提高卫星的可靠性。为此，首先要对多芯片模块及其组合的电气和机械接口采用标准化设计，使IUM功能模块能方便地实现重新组合和重新工作。多芯片模块及其组合接口的标准化设计必须考虑具体的机、电、热的要求，并应能根据不同卫星的需要，进行适应性的剪裁和修改。无电缆连接的基本原理是将电连接和热管理都集成在支承（或保护）结构中，目前正在多芯片模块及其组合这一层次上进行试验。若将该技术扩展到多芯片模块及其组合之间、IUM功能模块之间，则会使卫星成为一个无电缆系统。

（3）多功能结构与先进的轻型材料

在面向21世纪的微小型卫星的设计中，减轻质量的新思路可突破结构只用于承受力的老观念，从而赋予结构以新的功能。这就是所谓的多功能结构。实际上，多功能结构在卫星中的应用已有多年。例如，卫星结构壁板可用作太阳电池阵的基板或热控制的辐射器，卫星的中心结构兼有推进剂存储箱的功能等。石墨环氧复合材料在卫星上已普遍采用，技术日臻成熟。目前正在研究多功能的石墨环氧复合材料结构。复合材料结构有一个很有用的特点，就是能把微型传感器、作动器等微型部件嵌装在夹层中，既节省空间，又可提高对外载荷的承受力。近期，多功能结构的研究重点是如何将集成电路嵌装在复合材料的夹层结构中，寻求高比强度和高比刚度的结构材料是卫星结构设计师永恒的奋斗目标。近年来，正在开发的轻型材料有碳化硅、硅气凝胶和充气结构用的薄膜材料。碳化硅是一种具有高热导性、高比模量和尺寸稳定性好的空间结构材料，现已在卫星和星载仪器上得到实际应用。例如，深空探测用的冥王星集成相机光谱计的光学部件和结构部件的材料用的就是热压碳化硅，在结构连接件和紧固件中也已使用了碳化硅材料。碳化硅多层结构的加工工艺和有关碳化硅机械性能的数据库也先后建立。硅气凝胶环氧复合材料也是一种很有前途的轻型结构材料，目前已用于火星巡视器的暖电子仪器箱。硅气凝胶环氧复合材料的密度非常低，导热系数很小，能满足深空探测器对结构的轻质量和热适应能力强的要求。

（4）自主热管理和热控系统

为了降低轨道运行管理费用，未来的卫星必须大力提高自主和智能化管理能力。卫星自主功能的主要内容之一是自主热管理，即星载热控制系统能自动、实时对实际飞行环境做出响应，使舱内的仪器、设备在任何工作环境下都能维持在规定的温度范围，不需要依赖地面的遥测、遥控。目前，卫星的热管理是采用在地面设计和预先调试好的方式。在轨道运行期间，卫星基本没有自动调节温度和修改加热器工作时间的能力。热控装置和部件的微型化是卫星微型化的关键之一。特别是为了散发体积和表面积都很小的多芯片模块及其组合所产生的热量，必须研制相应的微小型热管、热开关等微型热控部件。为满足微型计算机等电子产品开发的需求，一些商用高密度电子元器件的热控制部件、轻巧热控涂层、微相变材料及极高导热率基材等都正在积极地进行研究开发。集成公用模块将充分利用这些商业上的研究成果，研制能嵌装在多功能结构中的微型热控装置和部件，开发自主热控制的硬件和软件。

（5）高密度电子线路封装和连接

为了满足不同卫星的要求，传统的空间电子线路通常采用专门设计的非标准线路。由于未来微小型卫星对电子线路的尺寸和质量的限制越来越严格，现有的无论标准的还是非标准的电子线路封装和连接方式——在印刷电路板上进行元器件的表面安装都不要求，已经开发的一些高密度电连接和封装技术，如可扩散基片、低温共燃陶瓷、气相淀积金刚石膜、柔性连接器等经过改进后，可以考虑在微小型卫星上应用。

此外，卫星上使用的高性能多芯片模块，如果连接部分尺寸大，则必然影响信息传递，使性能降低，因此，必须发展能在单块基片上使用的连接阵技术，改进焊接、胶接、磁带自动绕紧、零插入力型电连接器及细绝缘线束所需的材料和制造工艺。

目前，以多芯片模块为基础的高密度封装技术日趋成熟，下一步主要是电源分配和数据传输等电连接的标准化。通常电源分配采用铝或铜金属介质，数据传输采用聚合物介质。

多芯片模块组合采用硅作为基片材料和直接模块固定方式。现有的电源和数据连接技术还有待改进。例如，虽然某些多芯片模块使用的铜金属介质连接具有较高的载流能力，但是可加工性和工艺可靠性均有待提高。金刚石薄膜值得进一步开发。其热特性需要更精确地测定。为了实现IUM功能模块连接层所要求的高密度，还需要开展细导线、薄膜层和薄膜淀积基片等材料和工艺的研究。

（6）集成设计环境与设计研制程序

目前，集成设计技术还停留在应用各种能产生大量的、离散数据的工具上。这些工具不能适应协调的、集成化的分析应用，不能通过对设计意图的化解产生设计决策。因此，在集成设计技术领域，当前亟待加强的工作是，开发一种能通过掌握和化解设计意图，较快地产生多种设计方案，以便对空间设计进行系统研究，并提供IUM功能模块真实的设计环境工具。

近20多年来，计算机辅助设计日益普及，已成为设计各类硬件和软件的主要工具。迄今，大型卫星的设计费用大部分是花费在需求分析、多方案设计与分析、可制造性分析、提供设计文件等方面。如何更广泛地利用计算机来完成这些设计，降低设计费用，还未引起足够重视。

实践表明，设计人员只要能掌握和使用数据库，就可以很快设计出多种方案，并从中选出最优的方案。任何一项工程自始至终都离不开数据库，关键在于如何应用和维护好数据库。虽然已经有许多商业性数据库可用于管理具体的计划，但是还缺少一个能把这些商业数据库集成在一起，构成一个无缝环境，并能在这个集成环境内进行分析的系统。

美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）喷气推进实验室正在开发一种用于管理整个计划的研制和应用过程的集成信息系统。该系统由硬件、软件和网络组成，名为“多学科设计辅助系统（Multidisciplinary Integrated Design Assistant for Spacecraft，MIDAS）”，是建立一个集成设计环境的初步尝试，可用来构造一个包括各种规范、以前的设计、采购的硬件及分析工具的数据库。MIDAS将提供一种能够自动完成多种设计、绘制成套部件工程图的集成设计手段。只要输入一组新的原始数据，就可立即生成一个新的设计，所产生的设计图样具有较高的可加工性、可试验性和效费比。MIDAS还可提供试验计划、采购程序、使用手册、设计规范及可以交付加工的全部设计文件和图样。这种集成设计环境的开发成功，将大大加速卫星的研制，使研制周期从原来的几年缩短到几个月，同时还可以大大提高设计质量。

此外，在卫星及其仪器、设备的研制中还将引入计算智能工具，如模糊逻辑、人工神经网络、遗传算法和合成工具（神经-模糊建模），进一步提高集成设计环境对处理不确定性、非线性和实现优化的能力。设计与研制程序的第一步为根据卫星的飞行任务要求，确定IUM功能模块的功能和设计要求；根据电源分配和数据传输要求，进行IUM功能模块内部和IUM功能模块之间的连接设计。数据传输要求是选择电连接技术方案的主要依据。其他的设计要求还有模块化设计、重新工作设计、多芯片模块及其组件内部或相互之间的标准化接口及严格限制的质量和尺寸。特别是最后两项要求是确定IUM功能模块材料选择和设计配置的最重要依据。

第二步为根据卫星总体对IUM功能模块的要求，确定需采用的关键技术。例如，①先进轻型材料的选用；②能嵌装在薄壁结构中的微型热控装置和自主热管理技术；③无电缆的电源和数据连接；④可编程芯片，用于对电源、数传和热流等参数进行自主控制。

第三步为开发集成设计环境。在集成设计环境的支持下，对IUM功能模块的设计方案进行综合分析和优化，提出IUM功能模块的最终配置方案。目前，国外已经开发的、功能较强的分析软件就是MIDAS。利用MIDAS和其他有关软件，可以对IUM功能模块的结构、热管理、互连接性、微流星防护、抗辐射加固等进行综合分析研究，提出优化设计方案。

第四步为开展实验室验证。在开发集成设计环境的同时，要及时安排实验室的验证工作，以便建立功能模块的模型，验证模型的假设，证实模型的预示特性。实验室验证的内容包括功能模块的系统级分析、材料特性、连接性、接触力及MIDAS分析工具的进一步完善。MIDAS分析工具经过验证后，不仅可用于指导优化设计，而且有利于缩短IUM功能模块样机的研制周期。

第五步为完成初步设计和详细设计。根据第三步和第四步中确定的最优方案，完成初步设计及其评审，同时进行部件级的详细设计，完成制造和装配工程图样。在详细设计阶段，完成IUM功能模块试验板（初样）的研制，达到预定的功能和性能指标，并对试验板装置进行鉴定级环境试验，主要考验机、电接口。功能模块试验板还将用于检验制造工艺、质量控制、装配测试等研制流程，通过检验发现问题，修改和完善研制流程，为IUM功能模块正样研制创造条件。

最后，正样研制。IUM功能模块经过关键技术评审后，方可开始正样的制造和装配。对装配好的IUM功能模块应逐块进行功能测试和验收级环境试验，通过后才能交付总装。