固體火箭發動機用高頻響壓力傳感器設計①

李 煒，鄧勇生，趙中兵

(中國航天科技集團公司四院四十四所，西安 710025)

0 引言

隨著固體發動機的不斷發展，對發動機的壓力變化也提出了越來越高的要求，隨之帶來的是對壓力傳感器的頻率響應要求也越來越高。現有的0～100 Hz、0～200 Hz頻率范圍的壓力傳感器在使用過程中存在某些壓力點值丟失現象，已難以滿足使用需求，目前越來越多的壓力傳感器要求其頻率響應超過1 kHz。同時對傳感器的頻帶范圍內及頻帶外的2倍頻程范圍內衰減值也提出了相應的要求，要求在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，頻帶外帶外衰減不小于35 dB/oct。國內目前大多數的壓力傳感器設計時其頻率響應范圍均按照0～100 Hz、0～200 Hz進行設計，且對頻帶內及頻帶外指標未做要求，故難以滿足要求。而國外同類型壓力傳感器雖然響應頻率可以達到1 kHz以上，但是頻帶內及頻帶外指標則不能滿足。

本文以硅壓阻壓力傳感器為基礎，通過對傳感器結構進行優化與改進，同時在傳感器電路設計中加入了時間連續型高階濾波器設計，提出并設計了一種頻率響應超過1 kHz，同時在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，頻帶外帶外衰減不小于35 dB/oct的壓力傳感器，該傳感器可參與到控制系統。

1 傳感器組成及工作原理

傳感器的組成見圖1，主要由壓力接口、敏感芯體、信號調理板、殼體、濾波板、上蓋、電連接器組成。其中敏感芯體是將壓力信號轉換為mV級的電壓信號，然后通過信號調理板將mV級的電壓信號進行調理放大至V級電壓信號；濾波板保證輸出的V級電壓信號在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，頻帶外帶外衰減不小于35 dB/oct，最后通過電連接器輸出；殼體、上蓋等將信號調理板、濾波板等封裝在傳感器內部。

傳感器工作原理框圖見圖2。

敏感芯體是將壓力信號轉換為電壓信號的關鍵部件，采用的是硅壓阻式測壓原理，主要由基體、波紋膜片及芯片組成，基體作為結構體承受被測壓力，波紋膜片將被測壓力傳遞到芯片，芯片直接感應被測壓力。芯片是通過化學腐蝕方法在硅材料膜片上加工出惠斯通電橋，當受力后惠斯通電橋的橋臂電阻會隨著壓力的不同發生變化，給惠斯通電橋供電后，可通過測試相對橋臂電壓變化來反應壓力變化，最終將壓力信號以電信號的形式輸出[1-2]。

惠斯通電橋的4個橋臂電阻分別記為R1、R2、R3、R4(R1、R3相對布置，R2、R4相對布置)，其輸出電壓與激勵電壓的關系式[3-4]：

(1)

2 固體發動機用壓力傳感器技術難點

固體發動機用壓力傳感器與前期普通的壓力傳感器相比，存在以下技術難點：

(1)傳感器高頻響要求

普通的壓力傳感器的設計頻響一般為0～100 Hz或者0～200 Hz，甚至更低，原因是傳感器的頻響不但與引壓結構有密切關系，同時后端信號調理電路、濾波電路等也對傳感器的頻響有決定性影響。本傳感器要求的頻率響應范圍為不小于1 kHz，遠超過普通壓力傳感器的頻率響應范圍，是固體發動機用壓力傳感器的難點之一。

(2)傳感器頻帶內/外幅頻特性要求

一般情況下壓力傳感器對頻帶內/外幅頻特性均不作要求，而隨著固體發動機壓力傳感器參與控制，要求傳感器在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，頻帶外帶外衰減不小于35 dB/oct，這便對后端濾波電路提出了較高要求，同時由于后端濾波電路的Q值對電阻、電容等器件的實際值變化很敏感，而Q值直接影響濾波器的頻帶內/外幅頻特性，因此也是設計難點之一。

(3)傳感器高可靠性要求

由于此類壓力傳感器會參與控制，因此要求傳感器具有高可靠性，而傳感器的可靠性影響因素來自各個方面，為了實現傳感器的高可靠性，則需要從設計、生產、測試、試驗等多個環節控制，同樣是固體發動機用壓力傳感器的難點之一。

3 技術難點解決方案及驗證結果

3.1 傳感器高頻響設計

要滿足傳感器的頻響要求，需要從三方面進行設計：一是壓力敏感芯體需滿足頻響要求，二是傳感器電路需滿足頻響要求，三是傳感器的引壓結構需要滿足頻響要求。若其中一個條件不滿足頻響要求，都會導致傳感器的頻響不滿足要求[5-6]。

3.1.1 敏感芯體頻響設計

敏感芯體采用的測壓原理為硅壓阻測量原理，此種測量原理的頻響可以達到10 kHz以上，同時該傳感器采用的測壓充油組件經實測其頻響可以到達4 kHz以上，是可以滿足使用要求的。

3.1.2 傳感器電路頻響設計

傳感器電路包含三部分：穩壓源電路、信號放大電路、時間連續型高階濾波電路。穩壓源電路給敏感芯體提供工作電壓；信號放大電路將敏感芯體輸出的mV級信號放大為0～5 V的標準電壓信號，采用的是儀表放大器INA326EA，如圖3所示。INA326EA的頻響范圍大于1 kHz，在其信號輸入端不進行R/C濾波處理，以保證信號經INA326EA放大后其頻響不小于1 kHz，同時在其輸出端采用R/C(圖中R4/C5)濾波設計，其頻響大于3.5 kHz；時間連續型高階濾波電路采用巴特沃茲八階低通濾波器，該濾波器通過一四運放OPA4277實現。

巴特沃茲八階低通濾波器的特點是帶內不平度小于1 dB，帶外衰減大于40 dB。時間連續型高階濾波電路的設計原理圖見圖4，通過調節圖4中的電阻R和電容C的值，即可實現對帶內不平度和帶外衰減的調節[7-8]。

對傳感器的頻響影響最大的是時間連續型高階濾波電路的頻響及信號放大電路的頻響，在對傳感器電路頻響設計時主要是通過對時間連續型高階濾波電路的頻響及信號放大電路的頻響兩方面進行設計。

(1)信號放大電路頻響設計

信號放大電路主要由INA326EA組成，通過INA326EA的數據手冊可以得出該信號放大電路的頻響大于1 kHz，因此也是可以滿足設計要求的，仿真圖見圖5。

(2)時間連續型高階濾波電路的頻響設計

時間連續型高階濾波電路采用八階低通有源濾波器，是由一個四運放OPA4277搭成的巴特沃茲濾波器，通過仿真可知該時間連續型高階低通濾波器的頻響范圍為0～1.1 kHz，滿足頻響要求，仿真圖見圖6。

3.1.3 傳壓結構頻響設計

傳感器的傳壓結構為一15 mm×φ4 mm的傳壓管，傳壓管的末端有一1.5 mm×φ13 mm的腔室，此種傳壓結構的頻率響應數學模型為[9]

式中f為傳壓結構的頻響；L為傳壓管的長度；a為聲速；A為傳壓管橫截面積；V為傳壓管末端腔室的體積。

將相關尺寸帶入上述數學模型，經計算，此結構的響應頻率約為3.38 kHz，大于要求的1 kHz的頻響要求，因此也滿足傳感器的頻響設計要求。

3.1.4 頻響設計結論

通過以上對各個部分的頻響進行設計分析，可以得出各個部分的頻率響應均大于1 kHz，滿足0～1 kHz的頻響要求。

3.2 傳感器頻帶內/外幅頻特性設計

本傳感器要求在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，頻帶外帶外衰減不小于35 dB/oct，這一要求主要通過傳感器的電路來保證。經分析，這一指標取決于時間連續型高階濾波器電路，在設計中時間連續型高階濾波器是通過一個四運放組成的巴特沃茲低通有源濾波器，其帶內/外幅頻特性仿真結果見圖7～圖8，其帶內不平度為-0.8 dB，2倍頻程帶外衰減為-37 dB，達到了設計要求。

3.3 傳感器高可靠性設計

為滿足高可靠性要求，傳感器在設計中需要從結構、電路、調試、試驗各個方面加以考慮。傳感器結構件及敏感芯體結構強度均具有超過5倍的冗余設計，可靠性高；電路中由于濾波電路的Q值對電阻、電容等器件的實際值變化很敏感，而Q值直接影響濾波器頻帶內/外幅頻特性，因此在設計中除了采取冗余設計外，在實際電路搭建過程中還要求通過仿真計算結合實測的方式來完成，具體為根據仿真計算及實測值的不同實時調整電阻、電容等器件的實際值，修正參數，以此來提高傳感器的可靠性。圖9為后兩階電容值變化0.1 nF、電阻值變化15 Ω情況下其帶內不平度的變化情況，因此調試、測試過程中的實時修正是非常必要的。

通過以上結構設計、電路設計、調試、試驗等多方面加以保證，使傳感器的可靠性大大提高。

3.4 傳感器頻響測試結果

傳感器整機頻響測試結果見表1。由表1可見，傳感器的頻響約為1.1 kHz，在頻帶內帶內不平度約為0.93 dB，頻帶外2倍頻程的帶外衰減值為36.8 dB。

表1 傳感器頻響測試結果

3.5 改進前后測試結果對比

傳感器整機改進前后試驗測試結果對比見表2，從表2中的測試結果可得出，在改進前傳感器存在壓力變化頻率超過1 kHz后，傳感器的測試結果中存在較為明顯的壓力信號失真，使壓力劇烈變化區間內的某些壓力點值丟失，不能完全真實地將固體火箭發動機的工作壓力曲線反映出來。改進后，由于傳感器的頻響已超過了1 kHz，且在頻帶內帶內不平度不超過1 dB，因此其可將固體火箭發動機工作過程中壓力劇烈變化區間內的壓力曲線準確反映出來，無壓力信號失真情況。

隨著該壓力傳感器高頻響設計的完成，改進后的具有高頻響的固體火箭發動機用壓力傳感器已能夠較好滿足測試需要。

表2 改進前后響測試結果對比

4 結論

(1)優化傳感器傳壓結構設計、選用硅壓阻原理的高頻響敏感芯體、選用高增益帶寬積的儀表放大器，使傳感器頻率響應范圍提高至1 kHz以上。

(2)設計時間連續型高階低通濾波電路，能夠保證傳感器在頻帶內帶內不平度不大于1 dB，帶外衰減不小于35 dB/oct，使其具有良好的幅頻特性。

(3)在傳感器的實際電路搭建、測試過程中，根據仿真計算及實測值的不同實時調整電阻、電容等器件的實際值，修正參數，保證帶內/外幅頻特性，從而保證傳感器的高可靠性。

(4)通過對壓力傳感器的傳壓結構、敏感芯體、儀表放大器、時間連續型高階低通濾波電路的幅頻特性進行優化，能夠保證壓力傳感器可以將固體火箭發動機工作過程中壓力劇烈變化區間內的壓力曲線準確反映出來，不發生壓力信號的失真。結果表明，改進后的具有高頻響的固體火箭發動機用壓力傳感器能夠較好滿足固體火箭發動機的測壓需求。