一种用于航空发动机的多模态力学传感器及制备方法与流程

1.本发明涉及传感器领域，具体地，涉及一种用于航空发动机的多模态力学传感器及制备方法。


背景技术：

2.航空发动机性能状态是飞行安全的重要保障。控制系统用于对发动机进行状态监控以保障运行安全，即根据发动机传感器测量的飞行参数(转速、排气温度、压力等)来确定运行状态并预测其状态变化趋势。
3.目前用于航空发动机的压力传感器一般仅能测量正向压力。这样至少带来两个问题：其一，不能同时测量同一位置的剪切力，从而不能全面评估某一位置的力学环境；其二，为测量剪切力，需要增加额外的剪切力传感器，传感器数量增多必然增加传感器安装所需的总面积，会对发动机自身固有结构的温度场、压力场等造成较大的扰动，势必增加发动机运行过程中的不确定性，安全隐患增加，可靠性降低。
4.另外，现有传感器大多为刚性安装面，即传感器与机匣内壁之间为刚性接触，而机匣内壁是一个曲面，这样至少会带来另三个问题：其一，由于传感器安装面为刚性的平面，与机匣内壁的曲面在形状上存在不匹配，安装后只有边框与机匣接触，中心部位是悬空的，使安装不牢固，在恶劣工况下非常容易脱落；其二，二者结构不匹配会使传感器的实际探测位置与预期位置发生偏差，从而导致测量值与设计值之间产生较大的偏差，也就失去了测量的意义；其三，二者结构不匹配会对发动机的固有结构产生不利影响，破坏发动机的力学平衡，对其固有的温度场、压力场等造成扰动，具有安全隐患。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于航空发动机的多模态力学传感器及制备方法，一方面，该传感器集正向压力和剪切力测量为一体，可减少传感器的使用数量；另一方面，传感器的安装面为柔性结构，安装时可与机匣内壁曲面无缝贴合，可准确测量相关参数，将对发动机固有结构的影响降至最低。
6.为实现上述发明目的，第一方面，本发明提供一种用于航空发动机的多模态力学传感器，所述传感器包括至少一个正向压力测量单元和至少一个剪切力测量单元，二者的数量相同；所述传感器具有柔性安装面；所述传感器从下至上依次包括下电极层、第一键合层、压电层、第二键合层和上电极层；所述下电极层同时作为所述柔性安装面，所述第一键合层用于将所述压电层的底部键合在所述下电极层上，所述第二键合层用于将所述压电层的顶部键合在所述上电极层上，所述压电层用作压力敏感元件，所述上电极层用于输出至少一个正向压力信号和至少一个剪切力信号。
7.优选地，所述压电层包括至少一个纵向受力部和至少一个横向受力部。
8.优选地，所述压电层为至少一个柱体结构，所述纵向受力部为柱体的端头，所述横向受力部为柱体的侧壁；当所述柱体结构的数量为至少两个时，各所述柱体结构之间相互
绝缘。
9.优选地，所述柱体结构为包括多根立柱的阵列式结构，各所述立柱的下端头之间通过所述下电极层电连接，各所述立柱的上端头之间通过所述上电极层电连接。
10.优选地，所述压电层所用压电材料为压电陶瓷、石英晶体、氮化铝、铌酸锂和压电聚合物中的一种。
11.优选地，所述下电极层为不锈钢或铍青铜。
12.优选地，所述上电极层为不锈钢或铍青铜。
13.优选地，所述第一键合层为导电银浆。
14.优选地，所述第二键合层为导电银浆。
15.优选地，所述压电陶瓷为锆钛酸铅压电陶瓷。
16.第二方面，本发明提供一种用于航空发动机的多模态力学传感器的制备方法，包括如下步骤：(1)将压电层通过第一键合层键合在用作柔性安装面的下电极层上；(2)通过机械抛光将所述压电层减薄至预设厚度；(3)在所述压电层上涂覆负性光刻胶层；(4)对所述负性光刻胶层按预设图案进行图形化处理，形成刻蚀图形；(5)将压电层按所述刻蚀图形刻蚀成至少一个适于同时测量正向压力和剪切力的柱体结构；(6)在所述柱体结构上通过第二键合层沉积出上电极层。
17.优选地，步骤(5)中所述柱体结构中，其中柱体的端头受纵向力以测量正向压力，柱体的侧壁受横向力以测量剪切力；当所述柱体结构的数量为至少两个时，使各所述柱体结构之间绝缘。
18.优选地，所述柱体结构为包括多根立柱的阵列式结构，各所述立柱的下端头之间通过所述下电极层电连接，各所述立柱的上端头之间通过所述上电极层电连接。
19.优选地，所述压电层所用压电材料为压电陶瓷、石英晶体、氮化铝、铌酸锂和压电聚合物中的一种。
20.优选地，所述压电陶瓷为锆钛酸铅压电陶瓷。
21.优选地，步骤(1)中所述下电极层为不锈钢或铍青铜。
22.优选地，步骤(6)中所述上电极层为不锈钢或铍青铜。
23.优选地，步骤(1)中所述第一键合层为导电银浆。
24.优选地，步骤(6)中所述第二键合层为导电银浆。
25.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
26.1.集正向压力和剪切力测量为一体，可同时测量同一位置的正向压力和剪切力，有利于全面监测发动机的力学状态。
27.2.多模态一体式测力结构省却了独立的剪切力传感器，传感器的数量减少能有效压减其在发动机上所需的安装总面积，能将其对发动机自身固有结构的温度场、压力场等的扰动降至最低，降低发动机运行过程中的不确定性，提高安全性和可靠性。
28.3.该传感器具有与机匣内壁曲面无缝贴合的柔性安装面，使传感器安装面整体均与机匣内壁曲面紧密接触，安装牢固，在震动和大气流等恶劣工况下也不会脱落，提高工作的可靠性。
29.4.该传感器安装面与机匣内壁曲面之间无缝匹配，使传感器的实际探测位置与预期位置保持一致，可保证测量精度。
30.5.该传感器与发动机之间浑然一体的使用状态可有效降低对发动机固有特性的不利影响，保持发动机的力学平衡性，对其固有的温度场、压力场等基本不会造成干扰，安全性和可靠性均有保证。
附图说明
31.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
32.图1为本发明传感器一个实施例的立体结构示意图；
33.图2为本发明方法一个实施例的工艺流程图。
34.图中：下电极层1，第一键合层2，压电层3，第二键合层4，上电极层5，负性光刻胶层6。
具体实施方式
35.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
36.如图1所示，本发明用于航空发动机的多模态力学传感器的一个实施例，从下至上依次包括下电极层1、第一键合层2、压电层3、第二键合层4和上电极层5；所述下电极层1同时作为所述柔性安装面，所述第一键合层2用于将所述压电层3的底部键合在所述下电极层1上，所述第二键合层4用于将所述压电层3的顶部键合在所述上电极层5上，所述压电层3用作压力敏感元件，所述上电极层5用于输出至少一个正向压力信号和至少一个剪切力信号。本传感器集正向压力和剪切力测量为一体，可同时测量同一位置的正向压力和剪切力，其中正向压力来自于叶片的迎面风，剪切力来源于叶片的侧向风，有利于全面监测发动机的力学状态。多模态一体式测力结构省却了独立的剪切力传感器，传感器的数量减少能有效压减其在发动机上所需的安装总面积，能将其对发动机自身固有结构的温度场、压力场等的扰动降至最低，降低发动机运行过程中的不确定性，提高安全性和可靠性。
37.在本发明传感器的一个实施例中，所述压电层3包括至少一个纵向受力部和至少一个横向受力部。如，所述压电层3为至少一个柱体结构，所述纵向受力部为柱体的端头，所述横向受力部为柱体的侧壁；当所述柱体结构的数量为至少两个时，各所述柱体结构之间相互绝缘。具体地，如图1所示，压电层3为由9个柱体结构分三行三列排布的阵列式结构，每个柱体结构为一个独立的测力传感器，可同时测量9个位置点的正向压力和剪切力，各柱体结构之间是相互绝缘的，即在下电极层1和上电极层5上是通过绝缘结构隔开的。其中，柱体的上端头探测正向压力，即正向压力是沿柱体的轴向施加在其顶端，当正向压力将柱体压扁时，通过压电效应产生正比于正向压力大小的电信号；柱体的侧壁探测剪切力，即剪切力是沿柱体径向施加在其侧部，当剪切力将柱体折弯时，通过压电效应产生正比于剪切力大小的电信号。这种结构可以同时测量多点受力情况，可根据各点间受力的大小来判断叶片的工作状态，有利于精确评估发动机动力输出的稳定性，及时发现发动机故障。当然，柱体结构的数量及排布形式是可以根据实际需要进行调整的，数量可以增减，行列数可以变化。
38.在本发明传感器的一个实施例中，所述柱体结构为包括多根立柱的阵列式结构，各所述立柱的下端头之间通过所述下电极层1电连接，各所述立柱的上端头之间通过所述上电极层5电连接。如图1所示，9个柱体结构中，每个都是包括25根立柱的阵列式结构，25根立柱的下端头之间通过所述下电极层1电连接，25根立柱的上端头之间通过所述上电极层5电连接，这样25个阵列点综合为一个测力点。由于每根立柱的直径仅50μm-1mm，这种结构可提高测力的精细度，即施加在立柱上很小的外力就能被感知，从而提高测力精度，精度可达mpa。当然，每个柱体结构中立柱的数量可以相同，也可以不同，每个柱体结构中立柱的数量可以根据实际需要进行增减。
39.需要强调的是，下电极层1的属于柔性金属衬底，非常薄，厚度只有20μm-50μm，结合压电层3的纤维状微柱阵列结构，每根立柱的径向尺寸很小，使其具有很好的柔性，这样就会使传感器整体具有较好的安装柔性，便于与机匣内壁曲面无缝贴合。
40.在本发明传感器的一个实施例中，所述压电层3所用压电材料为压电陶瓷、石英晶体、氮化铝、铌酸锂和压电聚合物中的一种。
41.在本发明传感器的一个实施例中，所述下电极层1为不锈钢或铍青铜。这种材质的金属薄膜具有很好的柔性和热稳定性，在方便安装的同时，能适应较宽的温度范围，以能在发动机的恶劣工况下稳定工作。
42.在本发明传感器的一个实施例中，所述上电极层5为不锈钢或铍青铜。
43.在本发明传感器的一个实施例中，所述第一键合层2为导电银浆。导电银浆能够实现低温下键合，从而能有效避免压电陶瓷在高温下退化而影响其压电性能。
44.在本发明传感器的一个实施例中，所述第二键合层4为导电银浆。导电银浆能够实现低温下键合，从而能有效避免压电陶瓷在高温下退化而影响其压电性能。
45.在本发明传感器的一个实施例中，所述压电陶瓷为锆钛酸铅压电陶瓷。这种压电材料具有高压电耦合系数，提高能量转换效率，从而提高传感器的灵敏度。
46.如图2所示，本发明用于航空发动机的多模态力学传感器的制备方法的一个实施例，包括如下步骤：a将压电层3通过第一键合层2键合在用作柔性安装面的下电极层1上；b通过机械抛光将所述压电层3减薄至预设厚度；c在所述压电层3上涂覆负性光刻胶层6；d对所述负性光刻胶层6按预设图案进行图形化处理，形成刻蚀图形；e将压电层3按所述刻蚀图形刻蚀成至少一个适于同时测量正向压力和剪切力的柱体结构；f在所述柱体结构上通过第二键合层4沉积出上电极层5，具体地，第二键合层4与柱体结构相键合后，在第二键合层4上沉积上电极层5。
47.需要说明的是，本制备方法实施例中步骤a和步骤f的键合温度可控制在150℃-200℃，键合压力可控制在0.1mpa-0.5mpa。机匣内壁与发动机风扇叶片尖端之间的间隙一般为1mm-2mm，传感器的厚度最多只能为该间隙的30％。本实施例中，传感器的整体厚度可控制在40μm-500μm，以适应机匣内壁与发动机风扇叶片尖端之间极小间隙的要求，这样不会对发动机固有机构、温度场、压力场等造成干扰。
48.在本发明制备方法的一个实施例中，步骤e中所述柱体结构中，其中柱体的端头受纵向力以测量正向压力，柱体的侧壁受横向力以测量剪切力；当所述柱体结构的数量为至少两个时，使各所述柱体结构之间绝缘。
49.在本发明制备方法的一个实施例中，所述柱体结构为包括多根立柱的阵列式结
构，各所述立柱的下端头之间通过所述下电极层电连接，各所述立柱的上端头之间通过所述上电极层电连接。
50.在本发明制备方法的一个实施例中，所述压电层3所用压电材料为压电陶瓷、石英晶体、氮化铝、铌酸锂和压电聚合物中的一种。
51.在本发明制备方法的一个实施例中，所述压电陶瓷为锆钛酸铅压电陶瓷。
52.在本发明制备方法的一个实施例中，步骤a中所述下电极层1为不锈钢或铍青铜。
53.在本发明制备方法的一个实施例中，步骤f中所述上电极层5为不锈钢或铍青铜。
54.在本发明制备方法的一个实施例中，步骤a中所述第一键合层2为导电银浆。
55.在本发明制备方法的一个实施例中，步骤f中所述第二键合层4为导电银浆。
56.在本发明制备方法任一实施例的技术效果与上述本发明传感器的对应实施例相同，此处不再赘述。
57.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。上述各优选特征在互不冲突的情况下，可以任意组合使用。