CN108760148A - 一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器 - Google Patents

一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，该传感器中的传感头采用碳化硅传感膜片和碳化硅基板的全SiC结构，通过直接键合实现真空法珀腔结构；本发明传感器包括有碳化硅传感膜片、碳化硅基板、氧化锆基座、光纤、钼制封装座和钼制封装体；所述SiC传感膜片与SiC基板安装在氧化锆基座的下方，光纤的一端粘接在SiC基板上，氧化锆基座安装在钼制封装座的沉头腔中，钼制封装座的下方螺纹连接有钼制封装体；光纤的另一端穿过钼制封装座上的B中心通孔。本发明适用于航空发动机高温区动态压力和流场特性的原位实时测量，具有微型化、精度高、抗电磁干扰等优点。

Description

一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器
技术领域
本发明涉及一种压力传感器，更特别地说，是指一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温压力传感器，属于航空压力传感器制造技术领域。
背景技术
航空发动机技术被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，是一个国家科技、工业、经济和国防实力的重要标志，其性能决定着飞机的性能。随着航空发动机向着高增压比、高涡轮进口温度、高推重比及高可靠性方向发展，如何实现在复杂多变的条件下，航空发动机高温区动态压力和流场特性的测量，以进一步掌握其变化规律，对于实现发动机的控制与调节极其重要。然而，航空发动机燃烧室等区域的工作温度高于1000℃，目前普遍采用的将压力传感器布置在低温区的间接测量方式，无法实现对压力变化的动态监测。所以，可以稳定工作在高温环境中的新型耐高温压力传感器亟待研发。
发明内容
为了适应航空发动机高温区动态压力和流场特性的测量，本发明设计了一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器。本发明设计的是全SiC结构传感头，SiC基板下表面为盲孔，法珀腔内部真空度由键合完成，承压后敏感部位形变利用蓝宝石光纤进行信号传导与调制，对封装操作环境无真空度方面的要求。对于全SiC结构传感头采用等离子体反应深刻蚀(DRIE)加工技术制备所得。本发明全SiC结构传感头的耐高温航空压力传感器具有耐高温、精度高、响应速度快、抗电磁干扰等特点，可以实现航空发动机燃烧室等高温区域1000℃以上高温环境下的原位压力测量。
本发明的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，包括有传感头，其特征在于：传感头为全SiC结构传感头；
全SiC结构传感头是由碳化硅传感膜片(1)和碳化硅基板(2)构成；
所述碳化硅传感膜片(1)的A上面板(1A)为光滑面，SiC传感膜片(1)的A下面板(1B)的中心设有A盲孔(1C)；
所述碳化硅基板(2)的B上面板(2A)为光滑面，且在所述B上面板(2A)的中心设有C盲孔(2D)；碳化硅基板(2)的B下面板(2B)的中心设有B盲孔(2C)；
所述A盲孔(1C)与所述B盲孔(2C)之间的间隔为敏感部位(1D)。
本发明的根据权利要求1所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所述SiC传感膜片(1)的A上面板(1A)上加工有光子晶体光学微结构。
本发明的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器包括有碳化硅传感膜片(1)、碳化硅基板(2)、氧化锆基座(3)、光纤(4)、钼制封装座(5)和钼制封装体(6)；所述SiC传感膜片(1)与SiC基板(2)安装在氧化锆基座(3)的下方，光纤(4)的一端粘接在SiC基板(2)上，氧化锆基座(3)安装在钼制封装座(5)的沉头腔(5C)中，钼制封装座(5)的下方螺纹连接有钼制封装体(6)；光纤(4)的另一端穿过钼制封装座(5)上的B中心通孔(5A)；
所述SiC传感膜片(1)，当外界作用一压力时会引起敏感部位(1D)的形变；
所述SiC基板(2)，在其上分别加工有腔体和光纤定位盲孔；
所述光纤(4)与SiC基板(2)连接，用于传输光信号。
本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器具有以下有益效果：
①本发明设计的全SiC结构传感头，是由碳化硅传感膜片和碳化硅基板叠放直接键合而成，得到真空法珀腔以及受压后会发生形变的敏感部位，光谱信号通过蓝宝石光纤传导，实现高温环境下的压力测量。
②本发明提供的传感头为全SiC结构，各部分具有相同的热膨胀系数和热传导系数，避免了因热膨胀系数差异导致的失效情况，可靠性良好、温度漂移特性低。
③本发明提供的SiC基板与蓝宝石光纤连接处为盲孔，法珀腔内部真空度由键合过程保证，对封装操作环境无真空度要求。
④本发明提供的绝压式光纤法珀碳化硅耐高温压力传感器结构简单，可实现微型化，测量精度高、抗干扰能力强。
附图说明
图1是本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器的外部结构图。
图1A是本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器中传感头的装配图。
图1B是本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器的传感头与氧化锆基座的装配图。
图1C是本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器的分解图。
图2是未安装光纤的本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器外部结构图。
图2A是图2的A-A剖面图。
图3是本发明的SiC传感膜片的俯视结构图。
图3A是本发明的SiC传感膜片的仰视结构图。
图3B是本发明的碳化硅基板的俯视结构图。
图3C是本发明的碳化硅基板的仰视结构图。
图3D是本发明的SiC传感膜片与碳化硅基板的剖视图。
图4是本发明另一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器的分解图。
图5是本发明的钼制封装座的结构图。
图5A是本发明的钼制封装座的另一视角结构图。
图5B是本发明的钼制封装座的仰视图。
图5C是本发明的钼制封装座的剖视图。
图6是本发明的氧化锆基座的结构图。
图7(a)～图7(e)是本发明中SiC传感膜片的制备工艺流程图。
图8(a)～图8(j)是本发明中SiC基板的制备工艺流程图。
图9是本发明法珀腔与压力的灵敏度性能图。
图10是本发明中心波长与压力的灵敏度性能图。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
参见图1、图1C、图2、图2A、图4所示，本发明的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其包括有碳化硅传感膜片1、碳化硅基板2、氧化锆基座3、光纤4、钼制封装座5和钼制封装体6。其中，如图1A所示碳化硅传感膜片1和碳化硅基板2构成全SiC结构传感头。SiC传感膜片1与SiC基板2安装在氧化锆基座3的下方，光纤4的一端粘接在SiC基板2上，氧化锆基座3安装在钼制封装座5的沉头腔5C中，钼制封装座5的下方螺纹连接有钼制封装体6；光纤4的另一端穿过钼制封装座5上的B中心通孔5A。在本发明中，钼制封装座5和钼制封装体6一方面用于安装全SiC结构传感头，另一方面用于与航空发动机高温区的部件进行固定。所述光纤4与SiC基板2连接，用于传输光信号；所述SiC传感膜片1，当外界作用一压力时会引起敏感部位1D的形变。
碳化硅传感膜片1
参见图1A、图1C、图2A、图3、图3A、图3D、图4所示，SiC传感膜片1为(圆形或矩形)薄片结构。SiC传感膜片1的A上面板1A为光滑面，SiC传感膜片1的A下面板1B的中心设有A盲孔1C。所述A盲孔1C与所述A上面板1A之间的间隔厚度即为SiC传感膜片1与碳化硅基板2键合后的敏感部位1D。在本发明中，为了提高灵敏度在所述敏感部位1D上可以加工微纳米晶体结构。
参见图3D所示，将SiC传感膜片1的敏感单元1D的厚度记为h1，SiC传感膜片1的A盲孔1C的半径记为r1，则有，h1＝10～50μm，r1＝250～1500μm。
在本发明中，SiC传感膜片1的敏感单元1D在受到外界作用一压力时会引起所述SiC传感膜片1的形变，用于感知外界压力。
加工SiC传感膜片1的方法有：
(A)采用超声铣磨加工工艺制作SiC传感膜片1；所述超声铣磨加工工艺参考2017年11月12日公开的“Ultrasonic vibration mill-grindingof single-crystal siliconcarbide for pressure sensor diaphragms”，作者蒋永刚，期刊“CeramicsInternational”。“Ultrasonic vibration mill-grinding of single-crystal siliconcarbide for pressure sensor diaphragms”的译文为“面向压力传感膜片的单晶碳化硅超声铣磨加工技术”。
(B)采用等离子体刻蚀工艺制作SiC传感膜片1；在本发明中，用于制作SiC传感膜片1的基材选用的是碳化硅片，即第一碳化硅基片100，所述第一碳化硅基片100的上方记为上表面100A，所述第一碳化硅基片100的下方记为下表面100B，由于要在上表面100A与下表面100B上分别制作不同结构体，分别进行说明，如图7(a)～图7(e)所示了等离子体刻蚀技术加工的步骤：
步骤101、将第一碳化硅基片100顺次经无水乙醇、丙酮超声清洗，然后在RCA1和RCA2溶液中清洗后，得到洁净的碳化硅片；所述RCA1溶液为氨水:双氧水:去离子水＝1:1:5；所述RCA2溶液为盐酸(质量百分比浓度为35～38):双氧水:去离子水＝1:1:6。
步骤102、在洁净的碳化硅片的下表面100B上均匀旋涂涂满光刻胶并进行光刻，去除上面板四周的光刻胶，留下中心部位的第一光刻胶构型101，得到待处理AA基体，如图7(a)所示；
步骤103、采用磁控溅射工艺将金属Ni溅射在待处理AA基体上，形成金属镍层102，即得到待处理AB基体，如图7(b)所示；
步骤104、利用有机溶剂剥离去除第一光刻胶构型101，得到待处理AC基体，图7(c)所示的图形化的金属Ni掩膜；
步骤105、利用等离子体反应深刻蚀加工技术(DRIE)对待处理AC基体进行刻蚀，所用气体组分为SF6/O2，刻蚀功率介于500～1000W，刻蚀得到待处理AD基体，图7(d)所示，所述待处理AD基体上存在有第一盲孔103结构；
步骤106、用酸洗去除待处理AD基体上剩余金属Ni掩膜(第一金属镍层102)，得到SiC传感膜片1，图7(e)所示。
在本发明中，为了实现敏感部位的反射特性，可以在SiC传感膜片1的A上面板1A上加工光子晶体结构，以进一步提高传感器灵敏度。
在SiC传感膜片1的敏感部位1D设计有光子晶体结构：
步骤a、将经步骤106后的待处理AE基体顺次经无水乙醇、丙酮超声清洗，然后在RCA1和RCA2溶液中清洗后，得到洁净的待处理AF基体；所述RCA1溶液为氨水：双氧水：去离子水＝1:1:5；所述和RCA2溶液为盐酸(质量百分比浓度为35～38)：双氧水：去离子水＝1:1:6。
步骤b、在洁净的待处理AF基体的上表面100A上均匀旋涂涂满光刻胶并进行点阵图形化光刻，去除上面板图形外的光刻胶，留下图形化光刻胶构型，得到待处理AG基体；
步骤c、采用磁控溅射工艺将金属Ni溅射在待处理AG基体上，形成金属镍层，即得到待处理AH基体；
步骤d、利用有机溶剂剥离去除光刻胶构型，得到带有图形化的金属Ni掩膜待处理AI基体；
步骤e、利用等离子体反应深刻蚀加工技术(DRIE)对待处理AI基体进行刻蚀，所用气体组分为SF6/O2，刻蚀功率介于300～500W，刻蚀得到待处理AJ基体；
步骤f、用酸洗去除待处理AJ基体上剩余图形化金属Ni掩膜，得到上面板带有光子晶体结构，下面板带有盲孔结构的SiC传感膜片1。
碳化硅基板2
参见图1A、图1C、图2A、图3、图3B、图3C、图3D、图4所示，碳化硅基板2为(圆形或矩形)薄片结构。碳化硅基板2的B上面板2A为光滑面，且在所述B上面板2A的中心设有C盲孔2D；所述C盲孔2D中利用耐高温陶瓷胶实现将光纤4的一端固定；碳化硅基板2的B下面板2B的中心设有B盲孔2C。
参见图3D所示，将碳化硅基板2的B盲孔2C的深度记为h2，则有，h2＝20～80μm。
加工SiC基板2的方法有：
在本发明中，用于制作SiC基板2的基材选用的是碳化硅片，即第二碳化硅基片200，所述第二碳化硅基片200的上方记为上表面200A，所述第二碳化硅基片200的下方记为下表面200B，由于要在上表面200A与下表面200B上分别制作不同结构体，分别进行说明。图8(a)～图8(e)所示的在碳化硅片200的下表面200B制作法珀腔的步骤为：
步骤201、将第二碳化硅基片200顺次经无水乙醇、丙酮超声清洗，然后在RCA1和RCA2溶液中清洗后，得到洁净的碳化硅片；
步骤202、在洁净的碳化硅片的下表面200B上均匀旋涂涂满光刻胶并进行光刻，去除上面板四周的光刻胶，留下中心部位第二光刻胶构型201，得到待处理BA基体，如图8(a)所示；
步骤203、采用磁控溅射工艺将金属Ni溅射在待处理BA基体上，形成金属镍层202，即得到待处理BB基体，如图8(b)所示；
步骤204、利用有机溶剂剥离去除第二光刻胶构型201，得到待处理BC基体，图8(c)所示的图形化的金属Ni掩膜；
步骤205、利用等离子体反应深刻蚀加工技术(DRIE)对待处理BC基体进行刻蚀，所用气体组分为SF6/O2，刻蚀功率介于500～1000W，刻蚀得到待处理BD基体，图8(d)所示，所述待处理BD基体上存在有一盲孔203结构；
步骤206、用酸洗去除待处理BD基体上剩余金属Ni掩膜(202)，得到待处理BE基体，图8(e)所示，待处理BE基体上盲孔结构即为SiC基板2的D盲孔2C，所述D盲孔2C深度即为法珀腔腔长，h2＝20～80μm。
图8(f)～图8(j)所示的在碳化硅基片200的上表面200A制作光纤安装孔的步骤为：
步骤207、在待处理BE基体的另一表面(即洁净的碳化硅片200的上表面200A)上均匀旋涂涂满光刻胶并进行光刻，去除上面板四周的光刻胶，留下中心部位第三光刻胶构型204，得到待处理BF基体，，如图8(f)所示；
步骤208、采用磁控溅射工艺将金属Ni溅射在待处理BF基体上，形成第三金属镍层205，即得到待处理BG基体，如图8(g)所示；
步骤209、利用等离子体反应深刻蚀加工技术(DRIE)对待处理BG基体进行刻蚀，所用气体组分为SF6/O2，刻蚀功率介于500～1000W，刻蚀得到待处理BH基体，图8(h)所示，所述待处理BH基体上存在有一盲孔206结构；
步骤210、用酸洗去除待处理BH基体上剩余金属Ni掩膜(第三金属镍层205)，得到待处理BI基体，图8(i)所示，待处理BI基体上盲孔结构即为SiC基板2的C盲孔2D，所述C盲孔2D用于通过高温陶瓷胶实现光纤4的一端的粘接。
SiC传感片1与SiC基板2的键合：
步骤1：利用化学机械抛光将SiC传感膜片1的A上面板1A(即待键合面)抛光至表面粗糙度为2nm以下，得到预处理件AA；
利用化学机械抛光将SiC基板2的B下面板2B(即待键合面)抛光至表面粗糙度为2nm以下，得到预处理件BA；
步骤2：顺次利用去离子水、乙醇、丙酮交替超声清洗预处理件AA后，利用氮气吹干，得到预处理件AB备用；
顺次利用去离子水、乙醇、丙酮交替超声清洗预处理件BA后，利用氮气吹干，得到预处理件BB备用；
每种溶液每次3min，交替进行3轮清洗；去离子水冲洗3次，然后分别利用Piranha溶液、RCA 1与RCA 2标准溶液对预处理件A的待键合面进行清洗，每种溶液10min；
步骤3：利用氢氟酸溶液对预处理件AB进行预处理，处理时长30min，去除预处理件AB表面原生氧化层，得到预处理件AC；
利用氢氟酸溶液对预处理件BB进行预处理，处理时长30min，去除预处理件BB表面原生氧化层，得到预处理件BC；
步骤4：在氢氟酸溶液中将预处理件AC与预处理件BC的两个待键合面相对放置并施加一定压力，完成预处理件AC与预处理件BC的预键合，得到预处理件AD；
步骤5：在热绝缘结构的表面上布置好预处理件AD并进行键合，得到SiC预键合样件；利用真空抽滤***控制所述真空环境中的压强至预定压强小于50Pa；使用加热器控制所述热绝缘结构中的温度至预定温度1100℃，并对SiC预键合样件加载轴向压力50MPa。键合3h后，待键合机冷却至室温后取出，完成SiC传感膜片1与SiC基板2键合，即得到全SiC结构传感头。
在本发明中，采用高真空环境下对SiC传感膜片1与SiC基板2进行键合，使得SiC基板2上设置的B盲孔2C具有法珀腔特性，因此，法珀腔内部的真空度由键合过程所处的高真空环境来保证。另外，本发明运用的键全工艺中SiC传感膜片1与SiC基板2之间的键合界面不存在有任何的其他材料等异质中间层。
氧化锆基座3
参见图1C、图2A、图4、图6所示，氧化锆基座3的中心是供光纤4一端穿过的C中心通孔3A；氧化锆基座3的下端设有矩形沉头腔3B，所述矩形沉头腔3B用于放置SiC基板2。
当使用本发明设计的压力传感器服役于航空发动机燃烧室等高温区域1000℃以上高温环境中时，利用了氧化锆基座3的热膨胀系数与碳化硅材料相近的特点，避免因热膨胀系数差异导致的失效情况。
光纤4
在本发明中，光纤4选用蓝宝石光纤。在SiC基板2下表面粗糙度满足光学耦合的条件下，可以直接将蓝宝石光纤4的一端通过耐高温陶瓷胶与SiC基板2的C盲孔2D实现固接，达到蓝宝石光纤4的端面与SiC基板2下表面紧密接触。所述蓝宝石光纤4的直径为125微米，光纤头由光纤切割刀切割得到，保证光纤头的平整度；蓝宝石光纤端面与SiC基板盲孔上表面紧密接触，用于传输光信号。
钼制封装座5
参见图1、图1C、图2、图2A、图4、图5、图5A—图5C所示，钼制封装座5的中心是用于光纤4一端穿过的B中心通孔5A；钼制封装座5的下端设有内螺纹段5B；钼制封装座5的内部设有沉头腔5C，所述沉头腔5C用于放置氧化锆基座3，所述氧化锆基座3的上端与沉头腔的顶面板5D接触。
钼制封装体6
参见图1、图1C、图2、图2A、图4所示，钼制封装体6为多段式的圆柱结构体。钼制封装体6的中心是用于空气进入的A中心通孔6C；钼制封装体6的一端设有外螺纹段6A和安装段6B，所述安装段6B的A配合面板6B1与碳化硅传感膜片1的下面板1B接触，所述外螺纹段6A螺纹连接在钼制封装座5的内螺纹段5B上，实现钼制封装体6与钼制封装座5的固定连接。
本发明绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器的工作原理：
本发明传感器是基于法布里—珀罗干涉原理制成的，在SiC传感头中形成法布里—珀罗干涉腔，蓝宝石光纤5端面、SiC传感膜片1下表面以及SiC基板2上表面会产生多束反射光并形成干涉条纹。通过对干涉条纹的解调计算，可以得到各反射面相互之间的距离，当SiC传感膜片1受压力作用时，膜片发生形变，即反射面之间距离发生改变，将反射面之间距离的变化量解调出来即可得到SiC传感膜片的形变量，进而推算出SiC传感膜片所受压力值，从而实现对压力的测量。测量装置示意图以及测量原理图参见图5、图6。
实施例1
将本发明设计的全SiC结构传感头应用到航空发动机高温区动态压力和流场特性的测量中，为了与航空发动机高温区的器件安装，特设计了钼制封装座5和钼制封装体6。SiC传感膜片1与SiC基板2安装在氧化锆基座3的下方，蓝宝石光纤4的一端粘接在SiC基板2上，氧化锆基座3安装在钼制封装座5的沉头腔5C中，钼制封装座5的下方螺纹连接有钼制封装体6；蓝宝石光纤4的另一端穿过钼制封装座5上的B中心通孔5A。
依据实施例1得到的传感器进行高温环境下的压力测量，环境温度为1000℃，测量范围0～1MPa，法珀腔腔长h2(未受压)为40.5μm，承压后SiC传感膜片1的敏感部位1D弯曲形变，法珀腔腔长减小，测量结果如图9所示。图9中横坐标为加载压力，纵坐标为法珀腔腔长，所述传感器测量结果与理论值相符，由法珀腔腔长变化量除以加载压力值计算可得力学灵敏度为7.89nm/kPa。
在SiC传感膜片1的敏感部位1D设计有光子晶体结构：
步骤a、将经步骤16后的待处理AE基体顺次经无水乙醇、丙酮超声清洗，然后在RCA1和RCA2溶液中清洗后，得到洁净的待处理AF基体；所述RCA1溶液为氨水：双氧水：去离子水＝1:1:5；所述和RCA2溶液为盐酸(质量百分比浓度为35～38)：双氧水：去离子水＝1:1:6。
步骤b、在洁净的待处理AF基体的上面板上均匀旋涂涂满光刻胶并进行点阵图形化光刻，去除上面板图形外的光刻胶，留下图形化光刻胶构型，得到待处理AG基体；
步骤c、采用磁控溅射工艺将金属Ni溅射在待处理AG基体上，形成金属镍层，即得到待处理AH基体；
步骤d、利用有机溶剂剥离去除光刻胶构型，得到带有图形化的金属Ni掩膜待处理AI基体；
步骤e、利用等离子体反应深刻蚀加工技术(DRIE)对待处理AI基体进行刻蚀，所用气体组分为SF6/O2，刻蚀功率介于300～500W，刻蚀得到待处理AJ基体；
步骤f、用酸洗去除待处理AJ基体上剩余图形化金属Ni掩膜，得到上面板带有光子晶体结构，下面板带有盲孔结构的SiC传感膜片1。
将经步骤f后得到的SiC传感膜片1应用到压力传感器(称为本发明件)中，并与未加工光子晶体结构的SiC传感膜片压力传感器(称为对比件)进行对比，如图10所示。图10中横坐标为加载压力，纵坐标为中心波长，由于光子晶体结构对于不同波长光的反射率不同，可用于提高传感器灵敏度，所述本发明件光学解调的灵敏度比对比件提升2倍以上。
本发明是一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，该传感器中的传感头采用碳化硅传感膜片和碳化硅基板的全SiC结构传感头，本发明设计的传感器所要解决的是航空发动机高温区动态压力和流场特性测量过程中的响应速度和精度技术问题，利用了具有法珀腔的全SiC结构传感头的技术手段，从而实现对航空发动机高温区动态压力和流场特性的原位实时检测，获得提高压力场的响应速度和精度的技术效果。

Claims (12)

1.一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，包括有传感头，其特征在于：传感头为全SiC结构传感头；
全SiC结构传感头是由碳化硅传感膜片(1)和碳化硅基板(2)构成；
所述碳化硅传感膜片(1)的A上面板(1A)为光滑面，SiC传感膜片(1)的A下面板(1B)的中心设有A盲孔(1C)；
所述碳化硅基板(2)的B上面板(2A)为光滑面，且在所述B上面板(2A)的中心设有C盲孔(2D)；碳化硅基板(2)的B下面板(2B)的中心设有B盲孔(2C)；
所述A盲孔(1C)与所述B盲孔(2C)之间的间隔为敏感部位(1D)。
2.根据权利要求1所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所述SiC传感膜片(1)的A上面板(1A)上加工有光子晶体光学微结构。
3.一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器包括有碳化硅传感膜片(1)、碳化硅基板(2)、氧化锆基座(3)、光纤(4)、钼制封装座(5)和钼制封装体(6)；所述SiC传感膜片(1)与SiC基板(2)安装在氧化锆基座(3)的下方，光纤(4)的一端粘接在SiC基板(2)上，氧化锆基座(3)安装在钼制封装座(5)的沉头腔(5C)中，钼制封装座(5)的下方螺纹连接有钼制封装体(6)；光纤(4)的另一端穿过钼制封装座(5)上的B中心通孔(5A)；
所述SiC传感膜片(1)，当外界作用一压力时会引起敏感部位(1D)的形变；
所述SiC基板(2)，在其上分别加工有腔体和光纤定位盲孔；
所述光纤(4)与SiC基板(2)连接，用于传输光信号。
4.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：碳化硅传感膜片(1)和碳化硅基板(2)键合后形成有真空法珀腔，通过高真空环境下的直接键合实现真空法珀腔密封。
5.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所述SiC传感膜片(1)与SiC基板(2)通过直接键合的方法实现高强度固接，键合界面处无异质中间层。
6.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所用光纤为蓝宝石光纤。
7.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所述SiC传感膜片及SiC基板通过超声振动铣磨加工或等离子体刻蚀(RIE)制备所得。
8.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：SiC基板腔体底部与光纤连接的盲孔通过等离子体刻蚀制备所得。
9.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：传感头与光纤的之间利用耐高温陶瓷胶实现固接。
10.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：所述SiC传感膜片为圆形，所述SiC传感头外部形状为方形或圆形。
11.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：SiC传感膜片(1)的A盲孔(1C)的直径为500μm～3mm之间，SiC传感膜片(1)的敏感部位(1D)的厚度为10μm～50μm之间。
12.根据权利要求1或2或3所述的一种绝压式光纤法珀碳化硅耐高温航空压力传感器，其特征在于：法珀腔长度为20μm～80μm之间。
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