[发明专利]固体火箭发动机的尾焰温度测量装置

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统、光纤分光系统、数据采集与处理系统组成，光学瞄准系统包括物镜系统和场阑反射镜，物镜系统将被测目标点处发出的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统的入射处；光纤分光系统包括分束光纤头和窄带滤光片，光纤分光系统接收的光信息进行滤光，提供给数据采集与处理系统进行采集；数据采集与处理系统包括硅光电探测器、高速数据采集模块和工控机，数据采集与处理系统将谱线辐射信息转换数字信号传输至工控机中算出被测目标点的真实温度。本发明利用两种金属原子的双谱线光谱信息求取的温度可以较好的互补、对比，提高了该装置尾焰温度测量容错性。

技术领域

本发明涉及一种测温装置，具体涉及一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置。

背景技术

固体火箭发动机的尾焰不同于一般火焰，具有高温、高速和高压的特点，呈现气固两相非平衡流的动态特征。尾焰温度是研究推进剂的燃烧过程、了解发动机性能和优化发动机特性的重要参数。随着能源、国防以及宇航事业的发展，固体火箭发动机尾焰温度的测量越来越受重视。固体火箭发动机尾焰温度测量技术的研究具有重要的科学价值与现实意义。固体火箭发动机尾焰流场非常复杂，推进剂的种类与成分繁多，发动机工况和燃烧反应进行程度也不尽相同，尾焰的高速动态特性和尾焰光谱发射率不确定性导致了尾焰温度测量难度较大。

根据测量中是否要接触固体火箭发动机尾焰，现有的尾焰温度测量方法分为接触法和非接触法。常用于测量固体火箭发动机尾焰温度的接触法主要为高温热电偶法，测量时高温热电偶需放置在尾焰流场内；常用的非接触法主要以辐射测温法为主，包括单色测温法、比色测温法和多波长测温法。单色测温法是辐射测温用于固体火箭发动机领域中最早出现的方法，也是结构最为简单的一种方法，这种方法通过滤光片使得只有某个指定波长的能量能进入光电倍增管，由于未知光谱发射率，所以测得的温度实际上是物体的亮温；比色测温法在一个高温计中制造两个光谱通道，通过对两个通道的光谱信息计算得出物体的温度，比色温度计假定被测物体是灰体，即发射率不受工作波长的影响，只与温度有关，该方法得到的温度被叫做比色温度；多波长测温法通过处理多个波长下采集到的被测目标的亮温信息，结合温度反演算法来获得被测目标的真实温度。大部分辐射测温法所得到的温度并不是目标物体的真实温度，获取真实温度往往需要已知目标物体的材料发射率，在辐射测温法中，常使用多波长测温法来克服传统单色和比色测温法中未知发射率的限制。

采用高温热电偶测量固体火箭发动机尾焰温度时，由于尾焰的超高温特性，很难找到符合尾焰温度范围的热电偶材料，且由于固体火箭发动机喷管出口处的尾焰流速最高可达3000m/s，浸没在流场内部的热电偶头易被吹断，即使在某些小型号固体火箭发动机试车过程中可以测得短时间的温度信息，但由于在热电偶头部高速羽流会诱导出激波，导致高温热电偶测量得到的温度并非尾焰的真实温度，而仅仅是偶头周围尾焰的滞止温度，导致测量温度与真实温度误差较大，并且难以进行动态温度补偿。辐射测温法中，单色测温法测得的温度为亮度温度，需估计被测物体的发射率才可得到真实温度，这使得测量的真温具有较大误差；比色测温所测温度为真温的前提是目标物体为灰体，固体火箭发动机尾焰发射率受波长的影响较大，不可视为灰体，所以应用此方法对固体火箭发动机尾焰温度进行测量势必引入较大误差；多波长测温法虽然可以通过获取多个光谱通道下的亮温来反演得到发射率以及真实温度，但其真温的反演精度受发射率假设模型选取的限制，固体火箭发动机试车过程中尾焰温度场为气固两相流场，且成分比例复杂，很难找到适合固体火箭发动机尾焰场的发射率假设模型，发射率假设模型的不匹配会带来反演温度误差较大的问题。综上所述，由于固体火箭发动机尾焰温度场的复杂性，发射率的未知成为了辐射测温法测温准确性最大的限制。