固体火箭发动机用高频响压力传感器设计①

李 炜，邓勇生，赵中兵

(中国航天科技集团公司四院四十四所，西安 710025)

0 引言

随着固体发动机的不断发展，对发动机的压力变化也提出了越来越高的要求，随之带来的是对压力传感器的频率响应要求也越来越高。现有的0～100 Hz、0～200 Hz频率范围的压力传感器在使用过程中存在某些压力点值丢失现象，已难以满足使用需求，目前越来越多的压力传感器要求其频率响应超过1 kHz。同时对传感器的频带范围内及频带外的2倍频程范围内衰减值也提出了相应的要求，要求在频带内带内不平度不大于1 dB，频带外带外衰减不小于35 dB/oct。国内目前大多数的压力传感器设计时其频率响应范围均按照0～100 Hz、0～200 Hz进行设计，且对频带内及频带外指标未做要求，故难以满足要求。而国外同类型压力传感器虽然响应频率可以达到1 kHz以上，但是频带内及频带外指标则不能满足。

本文以硅压阻压力传感器为基础，通过对传感器结构进行优化与改进，同时在传感器电路设计中加入了时间连续型高阶滤波器设计，提出并设计了一种频率响应超过1 kHz，同时在频带内带内不平度不大于1 dB，频带外带外衰减不小于35 dB/oct的压力传感器，该传感器可参与到控制系统。

1 传感器组成及工作原理

传感器的组成见图1，主要由压力接口、敏感芯体、信号调理板、壳体、滤波板、上盖、电连接器组成。其中敏感芯体是将压力信号转换为mV级的电压信号，然后通过信号调理板将mV级的电压信号进行调理放大至V级电压信号；滤波板保证输出的V级电压信号在频带内带内不平度不大于1 dB，频带外带外衰减不小于35 dB/oct，最后通过电连接器输出；壳体、上盖等将信号调理板、滤波板等封装在传感器内部。

传感器工作原理框图见图2。

敏感芯体是将压力信号转换为电压信号的关键部件，采用的是硅压阻式测压原理，主要由基体、波纹膜片及芯片组成，基体作为结构体承受被测压力，波纹膜片将被测压力传递到芯片，芯片直接感应被测压力。芯片是通过化学腐蚀方法在硅材料膜片上加工出惠斯通电桥，当受力后惠斯通电桥的桥臂电阻会随着压力的不同发生变化，给惠斯通电桥供电后，可通过测试相对桥臂电压变化来反应压力变化，最终将压力信号以电信号的形式输出[1-2]。

惠斯通电桥的4个桥臂电阻分别记为R1、R2、R3、R4(R1、R3相对布置，R2、R4相对布置)，其输出电压与激励电压的关系式[3-4]：

(1)

2 固体发动机用压力传感器技术难点

固体发动机用压力传感器与前期普通的压力传感器相比，存在以下技术难点：

(1)传感器高频响要求

普通的压力传感器的设计频响一般为0～100 Hz或者0～200 Hz，甚至更低，原因是传感器的频响不但与引压结构有密切关系，同时后端信号调理电路、滤波电路等也对传感器的频响有决定性影响。本传感器要求的频率响应范围为不小于1 kHz，远超过普通压力传感器的频率响应范围，是固体发动机用压力传感器的难点之一。

(2)传感器频带内/外幅频特性要求

一般情况下压力传感器对频带内/外幅频特性均不作要求，而随着固体发动机压力传感器参与控制，要求传感器在频带内带内不平度不大于1 dB，频带外带外衰减不小于35 dB/oct，这便对后端滤波电路提出了较高要求，同时由于后端滤波电路的Q值对电阻、电容等器件的实际值变化很敏感，而Q值直接影响滤波器的频带内/外幅频特性，因此也是设计难点之一。

(3)传感器高可靠性要求

由于此类压力传感器会参与控制，因此要求传感器具有高可靠性，而传感器的可靠性影响因素来自各个方面，为了实现传感器的高可靠性，则需要从设计、生产、测试、试验等多个环节控制，同样是固体发动机用压力传感器的难点之一。

3 技术难点解决方案及验证结果

3.1 传感器高频响设计

要满足传感器的频响要求，需要从三方面进行设计：一是压力敏感芯体需满足频响要求，二是传感器电路需满足频响要求，三是传感器的引压结构需要满足频响要求。若其中一个条件不满足频响要求，都会导致传感器的频响不满足要求[5-6]。

3.1.1 敏感芯体频响设计

敏感芯体采用的测压原理为硅压阻测量原理，此种测量原理的频响可以达到10 kHz以上，同时该传感器采用的测压充油组件经实测其频响可以到达4 kHz以上，是可以满足使用要求的。

3.1.2 传感器电路频响设计

传感器电路包含三部分：稳压源电路、信号放大电路、时间连续型高阶滤波电路。稳压源电路给敏感芯体提供工作电压；信号放大电路将敏感芯体输出的mV级信号放大为0～5 V的标准电压信号，采用的是仪表放大器INA326EA，如图3所示。INA326EA的频响范围大于1 kHz，在其信号输入端不进行R/C滤波处理，以保证信号经INA326EA放大后其频响不小于1 kHz，同时在其输出端采用R/C(图中R4/C5)滤波设计，其频响大于3.5 kHz；时间连续型高阶滤波电路采用巴特沃兹八阶低通滤波器，该滤波器通过一四运放OPA4277实现。

巴特沃兹八阶低通滤波器的特点是带内不平度小于1 dB，带外衰减大于40 dB。时间连续型高阶滤波电路的设计原理图见图4，通过调节图4中的电阻R和电容C的值，即可实现对带内不平度和带外衰减的调节[7-8]。

对传感器的频响影响最大的是时间连续型高阶滤波电路的频响及信号放大电路的频响，在对传感器电路频响设计时主要是通过对时间连续型高阶滤波电路的频响及信号放大电路的频响两方面进行设计。

(1)信号放大电路频响设计

信号放大电路主要由INA326EA组成，通过INA326EA的数据手册可以得出该信号放大电路的频响大于1 kHz，因此也是可以满足设计要求的，仿真图见图5。

(2)时间连续型高阶滤波电路的频响设计

时间连续型高阶滤波电路采用八阶低通有源滤波器，是由一个四运放OPA4277搭成的巴特沃兹滤波器，通过仿真可知该时间连续型高阶低通滤波器的频响范围为0～1.1 kHz，满足频响要求，仿真图见图6。

3.1.3 传压结构频响设计

传感器的传压结构为一15 mm×φ4 mm的传压管，传压管的末端有一1.5 mm×φ13 mm的腔室，此种传压结构的频率响应数学模型为[9]

式中f为传压结构的频响；L为传压管的长度；a为声速；A为传压管横截面积；V为传压管末端腔室的体积。

将相关尺寸带入上述数学模型，经计算，此结构的响应频率约为3.38 kHz，大于要求的1 kHz的频响要求，因此也满足传感器的频响设计要求。

3.1.4 频响设计结论

通过以上对各个部分的频响进行设计分析，可以得出各个部分的频率响应均大于1 kHz，满足0～1 kHz的频响要求。

3.2 传感器频带内/外幅频特性设计

本传感器要求在频带内带内不平度不大于1 dB，频带外带外衰减不小于35 dB/oct，这一要求主要通过传感器的电路来保证。经分析，这一指标取决于时间连续型高阶滤波器电路，在设计中时间连续型高阶滤波器是通过一个四运放组成的巴特沃兹低通有源滤波器，其带内/外幅频特性仿真结果见图7～图8，其带内不平度为-0.8 dB，2倍频程带外衰减为-37 dB，达到了设计要求。

3.3 传感器高可靠性设计

为满足高可靠性要求，传感器在设计中需要从结构、电路、调试、试验各个方面加以考虑。传感器结构件及敏感芯体结构强度均具有超过5倍的冗余设计，可靠性高；电路中由于滤波电路的Q值对电阻、电容等器件的实际值变化很敏感，而Q值直接影响滤波器频带内/外幅频特性，因此在设计中除了采取冗余设计外，在实际电路搭建过程中还要求通过仿真计算结合实测的方式来完成，具体为根据仿真计算及实测值的不同实时调整电阻、电容等器件的实际值，修正参数，以此来提高传感器的可靠性。图9为后两阶电容值变化0.1 nF、电阻值变化15 Ω情况下其带内不平度的变化情况，因此调试、测试过程中的实时修正是非常必要的。

通过以上结构设计、电路设计、调试、试验等多方面加以保证，使传感器的可靠性大大提高。

3.4 传感器频响测试结果

传感器整机频响测试结果见表1。由表1可见，传感器的频响约为1.1 kHz，在频带内带内不平度约为0.93 dB，频带外2倍频程的带外衰减值为36.8 dB。

表1 传感器频响测试结果

3.5 改进前后测试结果对比

传感器整机改进前后试验测试结果对比见表2，从表2中的测试结果可得出，在改进前传感器存在压力变化频率超过1 kHz后，传感器的测试结果中存在较为明显的压力信号失真，使压力剧烈变化区间内的某些压力点值丢失，不能完全真实地将固体火箭发动机的工作压力曲线反映出来。改进后，由于传感器的频响已超过了1 kHz，且在频带内带内不平度不超过1 dB，因此其可将固体火箭发动机工作过程中压力剧烈变化区间内的压力曲线准确反映出来，无压力信号失真情况。

随着该压力传感器高频响设计的完成，改进后的具有高频响的固体火箭发动机用压力传感器已能够较好满足测试需要。

表2 改进前后响测试结果对比

4 结论

(1)优化传感器传压结构设计、选用硅压阻原理的高频响敏感芯体、选用高增益带宽积的仪表放大器，使传感器频率响应范围提高至1 kHz以上。

(2)设计时间连续型高阶低通滤波电路，能够保证传感器在频带内带内不平度不大于1 dB，带外衰减不小于35 dB/oct，使其具有良好的幅频特性。

(3)在传感器的实际电路搭建、测试过程中，根据仿真计算及实测值的不同实时调整电阻、电容等器件的实际值，修正参数，保证带内/外幅频特性，从而保证传感器的高可靠性。

(4)通过对压力传感器的传压结构、敏感芯体、仪表放大器、时间连续型高阶低通滤波电路的幅频特性进行优化，能够保证压力传感器可以将固体火箭发动机工作过程中压力剧烈变化区间内的压力曲线准确反映出来，不发生压力信号的失真。结果表明，改进后的具有高频响的固体火箭发动机用压力传感器能够较好满足固体火箭发动机的测压需求。