Integrated Microphotonic-MEMS Inertial Sensors

Au cours de la dernière décennie, le développement du contrôle d'attitude de petits satellites a évolué vers une stabilisation complète à trois axes et un contrôle précis alors que leur application augmente dans les télécommunications et les missions de connaissance de l'espace. Pour les systèmes spatiaux, les principaux facteurs sont la puissance, la masse et la fiabilité dans l'environnement spatial. Ceci est associé à une nécessité croissante de systèmes de navigation inertielle compacts et de faible puissance. Les systèmes de navigation actuels d'engins spatiaux consistent en différents capteurs et processeurs qui ne sont pas optimisés pour fonctionner ensemble. Cela est coûteux et peut exiger une réduction considérable de la masse et des ressources en puissance disponibles sur un petit engin spatial. Par conséquent, les composants doivent être optimisés par rapport à leur taille, design et procédé de fabrication. L'objectif de cette thèse est de concevoir, simuler, fabriquer et caractériser des accéléromètres et des capteurs de vitesse de rotation (gyroscopes) planaires miniatures à haute sensibilité et faible coût à base de microsystèmes électromécaniques (MEMS) à bande interdite photonique (PBG) sur un substrat silicium-sur-isolant (SOI) afin d'intégrer un réseau à deux axes de ces capteurs sur une même plate-forme SOI. L'utilisation de dispositifs optiques à guide d'ondes intégrés avec des MEMS sur SOI pour les systèmes de capteurs multicanaux/multifonctions permet l'utilisation de capteurs multiples pour étendre la gamme de mesure et la précision. Cela fournit une redondance essentielle qui rend possible une fiabilité à long terme dans l'environnement spatial, réduisant ainsi la possibilité de défaillance du système. Un navigateur sur puce représente également la capacité à accommoder divers capteurs d'attitude et inertiels sur la même puce afin d'éliminer le besoin de nombreux capteurs séparés. Le produit final présente une réduction de plusieurs ordres de grandeur de la masse et de la taille du système. En outre, la redondance améliore la performance nette et la précision des systèmes de mesure de navigation. Deux classes d'accéléromètres/gyroscopes optiques sont examinées dans cette thèse pour application dans la navigation de petits satellites, l'une fondée sur un filtre accordable Fabry-Perot (FP), où le capteur est actionné par l'accélération appliquée fournissant un décalage de la longueur d'onde d'opération qui varie linéairement avec l'accélération appliquée, et l'autre fondée sur un atténuateur optique variable (VOA), où le capteur est actionné par l'accélération appliquée fournissant pour les petits déplacements un changement linéaire de l'intensité relative du signal

Abstract

Over the last decade, the development of small satellites attitude control has moved towards full three axis stabilization and precise control as their application increases in telecom and space knowledge missions. For space-based systems, the major drivers are power, mass and reliability in the space environment. This is associated with an increasing necessity for compact, low-power inertial navigation systems. Current spacecraft navigation systems consist of various sensors and processors that are not optimized to operate together. This is costly and can require a considerable reduction of the mass and power resources available on a small spacecraft. Therefore the components need to be optimized relative to their size, design, and fabrication process. The objective of this thesis is to design, simulate, fabricate and characterize high sensitive low cost in-plane photonic-band-gap (PBG)-micro electromechanical systems (MEMS)-based miniature accelerometers and rotational rate sensors (gyroscopes) on a silicon-on-insulator (SOI) substrate in order to enable the integration of an array of two-axis of these sensors on a single SOI platform. Use of guided-wave optical devices integrated with MEMS on SOI for multichannel/multifunction sensor systems allows the use of multiple sensors to extend the measurement range and accuracy. This provides essential redundancy which makes long-term reliability in the space environment possible therefore reducing the possibility of system failure. The navigator microchip also represents the ability of accommodating diverse attitude and inertial sensors on the same microchip to eliminate the need of many separate sensors. The end product exhibits orders of magnitude reduction in system mass and size. Furthermore, redundancy improves the net performance and precision of the navigation measurement systems. Two classes of optical accelerometers/gyroscopes are considered in this thesis for application in smallsats navigation, one based on tunable Fabry-Perot (FP) filter, where the sensor is actuated by the applied acceleration providing a shift in the operating wavelength that varies linearly with the applied acceleration and the other one based on variable optical attenuator (VOA), where the sensor is actuated by the applied acceleration providing a linear change for small displacements around the waveguide propagation axis in the relative signal intensity with the applied acceleration. In the case of FP-based sensors, the FP microcavity consists of two distributed Bragg reflectors (DBR) in which one DBR mirror is attached to the proof mass of the system. As