Общество с ограниченной ответственностью
Научно-производственный центр
контрольные измерительные технологии

04.15.2013

ДАТЧИКИ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ И АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

(Sensors for space rocket and aviation technology)

 П.Г. Михайлов, В.П. Михайлова, И.О. Лапшин

 (P.G. Michaylov., V.P.Michaylova, I.O. Lapshin)

Рассмотрены возможности использования микроэлектронных датчиков в ракетно-космической и авиационной технике. Приведены примеры успешного применения микроэлектронных датчиков в различных системах и изделиях, определены перспективы развития.

(Possibilities of microelectronic sensor usage in space rocket and aviation technology are examined. Examples of successful application of microelectronic sensors in various systems and devices are given, future trends are indicated).

Современные информационно-измерительные и управляющие системы и устройства, элементная база которых основывается на компонентах, формируемых методами микроэлектронных групповых технологий, вошли в противоречие с конструкциями и технологиями традиционных датчиков (ТД), изготавливаемых индивидуально с использованием значительного числа ручных операций. Значительные габариты, вес, неудовлетворительные надежность и ресурс, а также плохая совместимость ТД с современными информационно-измерительными системами зачастую тормозят создание новых изделий и исследования в области новейших технологий. Примерами объектов, в которых затруднено применение ТД, являются орбитальные космические станции, межпланетные аппараты, авиационная техника последних поколений, беспилотные летательные аппараты [1, 2].

Значительные возможности по повышению ресурса, надежности и расширению функциональных возможностей могут быть получены при использовании в датчиках физических величин (ДФВ) методов и технологий микромеханики и микросистемной техники. Интеграция микромеханических конструкций чувствительных элементов со схемами обработки, усиления и настройки позволяет качественно улучшить характеристики ДФВ. Так, в частности, используя эффект мультичувствительности полупроводниковых структур к различным физическим параметрам, можно реализовать совмещенные датчики, например, давления и температуры, давления и вибраций, газоанализаторы различных газов [3-5].

Микроэлектронные датчики физических величин (МЭДФВ) в настоящее время находят широчайшее применение в различных отраслях науки и техники, в том числе в таких стратегических отраслях, как авиация, космос, вооружение и военная техника (ВВТ) [6, 7].

В ходе проведения НИОКР были разработаны базовые конструкции МЭДФВ, которые использовались при испытаниях изделий ракетно-космической техники (РКТ) на предприятиях космической промышленности [8]. Рассмотрим кратко устройство и особенности разработанных МЭДФВ.

Пьезорезистивный датчик звуковых давлений ДХП 096

Полупроводниковый датчик ДХП 096 предназначен для преобразования статических, переменных и акустических давлений воздушных и инертных газовых сред в электрический сигнал (напряжение). Отличием ДХП 096 от существующих датчиков (пьезоэлектрических, индуктивных, емкостных) является то, что он может измерять наряду с акустическими быстропеременные и статические давления.

Структурная схема датчика ДХП 096 приведена на рисунке 1, конструкция и принципиальная схема - на рисунках 2 и 3.

Рисунок 1 Структурная схема датчика ДХП 096

 

Рисунок 2 Конструкция датчика ДХП 096

1-ПЧЭ, 2-ГИС-плата термокомпенсатора, 3-корпус, 4-кабель, 5-дренажная трубка, 6-предохранительная сетка

Датчик состоит из полупроводникового чувствительного элемента (ПЧЭ) 1, термокомпенсатора (ТК) - платы 2, корпуса 3, кабеля 4, трубки 5 и предохранительной сетки 6. В свою очередь ПЧЭ включает в себя профилированный упругий элемент (УЭ) из монокристаллического кремния, в теле которого методами интегральной технологии сформированы полупроводниковые пьезорезисторы (ПР) R1 ÷ R4, объединенные контактной металлизацией в мостовую схему.

Конструкция ПЧЭ и принципиальная схема датчика приведена на рисунке 3. Термокомпенсатор 2 представляет собой гибридную интегральную схему (ГИС) на подложке из ситалла, на которой сформированы тонкопленочные настроечные керметные резисторы R5 ÷ R8 и закреплен бескорпусной термокомпенсационный транзистор VT1. С помощью резисторов R5, R6 производится настройка U0, а подгонкой R7 и R8 - компенсация температурного ухода чувствительности. Принцип компенсации чувствительности основан на изменении напряжения в двухполюснике при изменении температуры:

UАБ = ЕП – UЭБ(1–R8/R9), (1) где UАБ -напряжение питания мостовой схемы; ЕП -напряжение питания датчика; UЭБ-напряжение перехода эмиттер-база транзистора VT1.

При изменении температуры UЭБ изменяется таким образом, что компенсирует снижение чувствительности, т. е. UЭБ отслеживает изменение температуры датчика, регулируя его выходное напряжение.

Рисунок 3. Конструкция полупроводникового чувствительного элемента датчика ДХП 096 а - внешний вид ПЧЭ; б – электрическая схема (1-кристалл; 2-ГИС компенсационная плата; 3-защитная сетка; 4-стеклобуса)

Многоканальный датчик с электронным сканированием каналов 124Э 050

На основе измерительного модуля датчика ДХП 096 разработан и изготовлен многоканальный датчик с электронным сканированием каналов 124Э 050 (рисунок 4). Конструктивно он состоит из первичного преобразователя сотовой конструкции, в котором закреплено двенадцать измерительных модулей датчика ДХП 096, заключенных в единый корпус, и электронного блока, содержащего линейку аналоговых усилителей, программируемый сдвиговый регистр, буферный усилитель и схему управления. Первичный преобразователь соединен с электронным блоком кабелем. Все элементы электронного блока выполнены в микроэлектронном исполнении по К-МОП технологии. Электронный блок состыковывается с первичным преобразователем с помощью разъема, при этом первичный преобразователь при необходимости может применяться автономно. Первичный преобразователь может использоваться как с общим для всех каналов (измерительных модулей) штуцером, так и со штуцерами, индивидуальными для каждого канала.

Диапазон измерения давления: 0…0,15 МПа и может быть расширен до 0,5 МПа со стандартными поддиапазонами по числу каналов. При расширении диапазона измерения нелинейность преобразования PX =F(UX), как показали экспериментальные исследования, увеличивается не более чем на 30…40% от допустимой, но надежность работы преобразователя практически не снижается, т.к. перегрузочная способность достаточно велика. Так ПЧЭ датчика, рассчитанного на номинальное давление 0,1МПа, не разрушался при давлении 1,5 МПа.

Многоканальный датчик на практике использовался при измерении распределения полей пульсаций давления на поверхностях масштабных моделей РКТ и летательных аппаратов (ЛА), испытываемых в аэродинамических трубах ЦНИИМАШ (г. Королев МО) и Института Механики при Московском государственном университете.

Полупроводниковый плоский датчик 124Э 060

Для целей исследования акустической прочности элементов и узлов летной техники был разработан датчик 124Э 060, имеющий небольшие геометрические размеры и малую толщину, что имеет очень важное значение для датчиков, устанавливаемых на внешней обшивке самолетов при их экспериментальной отработке на стендах и в аэродинамических трубах.

Такое исполнение позволяет вносить минимальные искажения в акустические поля, возникающие у поверхности испытуемой конструкции аппарата. В частности, указанный датчик был использован для измерения виброакустической прочности обшивки самолета-амфибии, разработанного в НПО имени Бериева, г. Таганрог в наземных и летных условиях. Датчики являлись составной частью бортового многоканального измерительного комплекса (БИК-М). В системе бездренажного измерения пульсаций давления датчики 124Э 060 устанавливались на обшивку самолета.

Плоский датчик 124Э 060 (рисунок 5) состоит из корпуса – 1, ПЧЭ – 2, компенсационных плат 3 и 4, крышки 5, стеклобусы 6, сетки 7 и электрических выводов 8. Герметизация крышки и электрических выводов производится заливкой эпоксидным компаундом ВК-9. С целью уменьшения тепловых деформаций ПЧЭ, корпус выполнен из ковара 29НК, коэффициент терморасширения (КТР) которого согласован с КТР кремния в рабочем интервале температур.


Рисунок 5. Плоский датчик 124Э 060

(1-корпус, 2-ПЧЭ, 3 и 4-компенсационные платы, 5-крышка, 6-стеклобуса, 7-сетка, 8-электрические выводы)

 

Высокотемпературный поликремниевый датчик давления 124Э 070.

Принцип действия ранее рассмотренных датчиков основан на пьезорезистивном эффекте, возникающем в термодиффузионных или ионно-легированных структурах, изолированных от материала подложки с помощью "p-n" перехода. В таких структурах максимальная рабочая температура ограничена значением ~120…130ºС, выше которой "p-n" переход теряет свои изолирующие свойства. Повысить максимальную рабочую температуру ПЧЭ, а, соответственно, и датчика в целом, позволяет применение в качестве функционального материала полупроводниковых структур типа «кремний на кремнии» (КНК), в частности, поликремниевых (ПК).

Конструктивно высокотемпературный датчик 124Э 070 (рисунок 6) состоит из ПЧЭ, компенсационной платы, корпуса, втулки, защитной сетки, дренажной трубки и кабеля. В качестве базового кристалла для ПЧЭ был взят кристалл датчика ДХП 096, но, в отличие от него, формирование пьезосхемы производилось по поликремниевой технологии.

 

Рисунок 6. Внешний вид высокотемпературного датчика статико-динамических давлений

124Э 070

Особенностью разработанного датчика является применение несущей втулки из керамики типа ВК 96, на которую закрепляется ПК ПЧЭ и устанавливаются ПК компенсационные платы. Проводники, соединяющие контактные площадки ПЧЭ с площадками компенсационных плат, располагаются в пазах втулки и фиксируются высокотемпературным клеем. Для обеспечения герметичности и вибропрочности датчика свободное пространство внутри корпуса заливается высокотемпературным компаундом.

Как показали испытания экспериментальных образцов датчиков 124Э 070, в диапазоне температур (-60…+250)ºС при номинальном давлении 0,15 МПа изменение выходного сигнала от температуры не превысило 4%…5%.

 

Исследование амплитудно-частотных характеристик МЭДФВ

Важнейшими характеристиками МЭД являются их амплитудно-частотные характеристики (АЧХ), поэтому их исследованиям уделяется повышенное внимание. Вместе с тем, ввиду малых размеров МЭД они имеют, как правило, высокую резонансную частоту, поэтому прямое определение АЧХ во всем диапазоне частот очень затруднено.

Это объясняется тем, что отсутствует испытательное оборудование, которое могло бы обеспечить акустические нагрузки с уровнем более 170 дБ в диапазоне частот от 0 до 100 кГц. Поэтому исследования АЧХ проводились новейшими методами, исключая диапазоны 20…2000 Гц, где АЧХ исследовались традиционным образом с помощью пневмопульсатора:

Снимались статистические передаточные характеристики при различных напряжениях питания.

В диапазоне 20…2000 Гц АЧХ исследовалась с помощью измерительной системы, включающей пневмопульсатор, измерительный усилитель и самописец фирмы  "Брюль и Кьер".

В диапазоне 2…80 кГц в качестве широкополосного источника звука была использована воздушная сверхзвуковая струя, истекающая через специальное сопло.

Последний метод измерения АЧХ основан на том, что воздушная струя, истекающая из калиброванного сопла и ударяющаяся в преграду, служит широкополосным источником акустических колебаний, начиная от 1 Гц, вплоть до 100 кГц, на которые датчик дает отклик. При проведении исследований группа датчиков размещалась в точке акустического поля с достаточно изученными АЧХ, при этом в качестве контрольных использовались емкостный микрофон 4136 фирмы " Брюль и Кьер " и полупроводниковый датчик 8506-2 фирмы "Эндэвко", имеющие близкие к исследуемому датчику характеристики.

Контрольные датчики позволяют методом сравнения определить АЧХ исследуемого датчика с достаточно высокой точностью (не хуже ±1дБ) в полосе частот 20 Гц…65 кГц.

 

Исследования по влиянию дестабилизирующих факторов на МЭДФВ

Исследования по воздействию на разработанные датчики таких внешних факторов, как вибрации и световые потоки, проводились на испытательном оборудовании организаций «Роскосмоса». Исследуемые датчики подвергались воздействию как стационарных температур, так и термоударов. В частности, проводились эксперименты на ударной трубе, в которой генерировался скачок уплотнения газа.

Во фронте скачка ввиду большой скорости движения и значительного пикового давления температура газа была очень высокой: импульсное давление около 15 кГ/см2 , температура 700…800°С, продолжительность процесса около 0,05 с. При проведении экспериментов часть датчиков была без теплозащиты, а часть покрывалась со стороны кремниевой мембраны силиконовой пленкой. Было обнаружено, что пленка эффективно защищает датчик от теплового удара, при этом термочувствительность составляет ~ 3…5% от номинального выходного сигнала (Uн). Без теплозащиты термочувствительность достигает 15…20%, что объясняется малой тепловой инерцией самого полупроводникового чувствительного элемента и сравнительно большой тепловой инерцией термокомпенсационной схемы, т.к. термочувствительный элемент – транзистор – удален от зоны воздейсвия термоудара.

Виброчувствительность МЭД исследовалась в широком диапазоне частот с использованием отечественных и зарубежных вибростендов. Как показали исследования, виброэквивалент опытных образцов полупроводниковых датчиков очень мал и составляет не более 2 Па/g. В частности, при уровне вибраций ~ 100 g, вибросигнал составил (в пересчете на эквивалентное давление) ~ 200 Па. Учитывая, что чувствительность датчиков на самом малом диапазоне ≤ 4,5 мкВ/Па, то выходной сигнал от воздействия вибрации:  Uвых.вибр. ≤ 4,5∙200∙10-3 мВ, что составляет менее 1% от Uн.

На специальной установке с комбинированным источником светового потока исследовалось влияние оптического излучения на характеристики МЭД. Эти исследования представляют интерес именно для полупроводниковых МЭД, предназначенных для ракетно-космической и авиационной техники, так как, будучи установленными на объекте, они могут подвергаться воздействию интенсивного оптического излучения от солнца, продуктов сгорания топлива реактивных двигателей, элементов космического аппарата, нагретых до высоких температур при старте или спуске и т.д.

В связи с этим датчики подвергались воздействию длительных и кратковременных световых вспышек интенсивностью до 3∙106 Лк и длительностью от нескольких секунд до минут, при этом измерялся уход начального выходного сигнала датчиков. Изменения интенсивности добивались изменением расстояния от источника излучения до МЭД. Проводились эксперименты по оценке влияния оптического излучения на датчики с различными пленочными экранами, сформированными на непланарной поверхности чувствительного элемента. Были исследованы экраны из термообработанной и нетермообработанной пленок Аl, пленки Ni, сочетаний пленок: SiO2-Al. При этом обнаружено, что наилучшие защитные свойства имеют нетермообработанные пленки Al, напыленные термовакуумным методом, что объясняется меньшими по сравнению с термообработанными размерами их зерен.

Для такого экрана толщиной 0,8…1,2 мкм изменение начального сигнала (U0) не превышает 1% от Uн. Применение многослойной пленки SiO2-Al позволило не только добиться требуемой степени экранирования, но и исключить выхлопы перемычек чувствительного элемента.

Измерение акустических нагрузок при летно-конструкторских испытаниях самолетов

В 1991…98 гг. в Сибирском научном институте авиации (г. Новосибирск) проводились комплексные работы по измерению акустических нагрузок, возникающих в элементах многоцелевого самолета.

Исследования проводились как на масштабных моделях, так и на натурных летных изделиях. В числе прочих на изделиях были установлены датчики ДХП 096, 124Э 060 и ДХС 514 [8]. Датчики устанавливались на такие элементы самолета, как съемная фальшпанель киля, нижняя поверхность стабилизатора и др.(рисунок 7). Как показали стендовые и летные испытания самолета, измерительная информация, полученная с использованием разработанных датчиков, подтвердила расчетные данные и была более достоверной по сравнению с результатами измерений, полученными с аналогичных датчиков, изготовленных в ЛИИ (г. Жуковский Московской обл.) и в НЭТИ (г. Новосибирск). 

Рисунок 7–Схема расположения разработанных датчиков на элементах многоцелевого самолета при проведении летно-конструкторских испытаний

 

Исследования отдельных элементов самолета проводились путем продувки масштабных моделей в аэродинамических трубах, а всего изделия – при летно-конструкторских испытаниях опытного образца самолета.

Использование данного материала в коммерческих или иных целях можно только с согласия автора или руководства ООО «НПЦ «КИТ». Ссылка на сайт обязательна.