一种火箭发动机红外热成像温度测量系统及其方法
【技术领域】
[0001]本发明属于测试、测量技术领域，涉及一种测量系统及方法，具体涉及一种火箭发动机红外热成像温度测量系统及其方法。
【背景技术】
[0002]目前，液体火箭发动机试验受传统测温工艺和测量容量限制，采用的测量方式是接触式测温，具体手段是:利用温度传感器直接安装在发动机外表面上进行测量，这种方式的优点是操作人员可以简单、方便的进行某点温度数据的测量，但是该方式的缺陷也是明显的:
[0003]1、试验时只能获得离散的点温度，且数量有限，无法获得发动机实时工作的线温、面温和温度场；
[0004]2、高温和腐蚀介质影响温度传感器的性能和寿命；
[0005]3、不适合测瞬态温度；
[0006]4、不适合有毒、高压危险场合使用。
[0007]5、测温元件直接与被测对象相接触，影响被测温度场的分布，且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命。
[0008]随着科学技术的发展，传统的测温方式已不能满足现代一些领域的测温需求，对非接触、远距离测温技术的需要越来越大。
【发明内容】
[0009]为了解决【背景技术】中的问题，本发明根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点，提出了一种能够准确、快速、可靠的动态测量出发动机点、线、面温度的火箭发动机红外热成像温度测量系统及其方法。
[0010]本发明的具体技术方案是:
[0011]本发明提出了一种火箭发动机红外热成像温度测量系统，包括依次连接的红外热成像仪、红外热收发器以及采集计算机;其改进之处是:还包括与采集计算机连接的触发模块，所述触发模块用于采集计算机零秒计时。
[0012]上述红外收发器与采集计算机之间安装了路由器。
[0013]上述红外收发器包括两个红外热接收器。
[0014]基于上述的火箭发动机红外热成像温度测量系统的测量方法，包括以下步骤:
[0015]1)确定红外成像仪与被测发动机的拍摄距离和观测角度；
[0016]2)确定被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减；
[0017]3)确认被测发动机的表面材质和光洁度；
[0018]4)消弱被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减以及被测发动机的表面材质和光洁度对红外热成像温度测量系统测量精度的影响；
[0019]5)静态测量被测发动机表面的温度；
[0020]6)通过普朗克定律获取被测发动机的表面辐射率；
[0021]7)根据步骤1)确定的红外热成像仪的拍摄距离和观测角度，将红外热成像仪对准被测发动机，，开始对被测发动机表面温度进行的动态测量；
[0022]7.1)采集计算机获取电压信号；
[0023]发动机点火，触发模块从零秒计时，红外收发器持续的发送红外射线通过红外成像仪到达被测发动机表面;被测发动机表面再将部分红外射线反射至红外成像仪;红外成像仪产生持续的电压信号通过红外收发器接收后发送给采集计算机；
[0024]7.2)利用静态测量出的被测发动机表面的温度以及被测发动机的表面辐射率结合持续电压信号，采集计算机通过普朗克定律计算出被测发动机表面的动态温度。
[0025]上述红外成像仪拍摄距离和观测角度采用测距仪进行现场测量:拍摄距离以对焦清晰为准，观测角度遵循朗伯余弦定律，即被测发动机在任意方向上的辐射强度与观测方向相对于辐射表面法线夹角的余弦成正比。
[0026]本发明的优点在于:
[0027]1.本发明采用的系统采用非接触式的红外成像测量方法，对被测物体无影响。
[0028]2.采用本发明的检测物体表面温度反应速度快、可以测量被测物表面的点、线、面温度，测量范围宽。
[0029]3.本发明的方法在测量开始前，消除了外部环境对测量精度的影响，提高了测量精度。
【附图说明】
[0030]图1为本发明的系统结构不意图。
【具体实施方式】
[0031]为了解决利用温度传感器直接安装在发动机外表面上进行测量的问题，本发明提出了一种火箭发动机红外热成像温度测量系统及其方法。
[0032]该系统利用红外射线成像的原理，如图1所示，该系统包括依次连接的红外热成像仪1、红外热收发器2以及采集计算机3;其改进之处是:还包括与采集计算机4连接的触发模块5，所述触发模块5用于出发采集计算机零秒计时。
[0033]进一步的说，红外收发器2与采集计算机4之间安装了路由器3，路由器3可以采用光纤连接或者通过无线wifi进行通信。
[0034]需要说明的是:红外收发器包括两个红外热接收器，一个红外热接收器用于发送红外射线，另一个用于接收被测发动机6反射回来的红外射线。
[0035]根据上述系统的描述，现对使用系统进行火箭发动机温度测量的方法进行描述:
[0036]步骤1)确定红外成像仪与被测发动机的拍摄距离和观测角度;红外成像仪拍摄距离和观测角度采用测距仪进行现场测量:拍摄距离以对焦清晰为准，观测角度遵循朗伯余弦定律，即被测发动机在任意方向上的辐射强度与观测方向相对于辐射表面法线夹角的余弦成正比。
[0037]步骤2)确定被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减；
[0038]A、被测发动机所处环境的温度用采用温度传感器和湿度传感器进行采集测量:在热像仪里，设置的背景温度越低则被测物的现实温度也会偏低，因此采用现场实时测量环境温度和湿度；
[0039]B、采用气压测量仪对大气压和大气衰减进行测量:大气影响的因素主要是气体的吸收、悬浮微粒的散射及背景辐射等，气体分子的吸收作用造成红外辐射衰减的重要原因，测量距离越远，红外辐射受大气影响的因素越大，因此红外测温工作应尽量减少测温距离；
[0040]步骤3)确认被测发动机的表面材质和光洁度；
[0041 ]在进行测量时，被测发动机的材质表面尽量保持平整光滑，需要清除不必要的油污和其他附着物，必要时需对目标物表面进行打磨处理。同时避免被测物被阳光直接照射，以免影响被测物表面温度过大变化。
[0042]步骤4)消弱被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减以及被测发动机的表面材质和光洁度对红外热成像温度测量系统测量精度的影响；
[0043]步骤5)静态测量被测发动机表面的温度;利用温度触感器在发动机未工作状态对被测发动机表面进行温度测量；
[0044]步骤6)通过普朗克定律获取被测发动机的表面辐射率；
[0045]步骤7)根据步骤1)确定的红外热成像仪的拍摄距离和观测角度，将红外热成像仪对准被测发动机，开始对被测发动机表面温度进行的动态测量；
[0046]步骤7.1)采集计算机获取电压信号；
[0047]发动机点火，触发模块从零秒计时，红外收发器持续的发送红外射线通过红外成像仪到达被测发动机表面;被测发动机表面再将部分红外射线反射至红外成像仪;红外成像仪产生持续的电压信号通过红外收发器接收后发送给采集计算机；
[0048]步骤7.2)利用静态测量出的被测发动机表面的温度以及被测发动机的表面辐射率结合持续电压信号，采集计算机通过普朗克定律计算出被测发动机表面的动态温度。
【主权项】
1.一种火箭发动机红外热成像温度测量系统，包括依次连接的红外热成像仪、红外热收发器以及采集计算机;其特征在于:还包括与采集计算机连接的触发模块，所述触发模块用于采集计算机零秒计时。2.根据权利要求1所述的火箭发动机红外热成像温度测量系统，其特征在于:所述红外收发器与采集计算机之间安装了路由器。3.根据权利要求2所述的火箭发动机红外热成像温度测量系统，其特征在于:所述红外收发器包括两个红外热接收器。4.基于权利要求1所述的火箭发动机红外热成像温度测量系统的测量方法，其特征在于，包括以下步骤: 1)确定红外成像仪与被测发动机的拍摄距离和观测角度； 2)确定被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减； 3)确认被测发动机的表面材质和光洁度； 4)消弱被测发动机所处环境的温度、湿度、大气压和大气衰减以及被测发动机的表面材质和光洁度对红外热成像温度测量系统测量精度的影响； 5)静态测量被测发动机表面的温度； 6)通过普朗克定律获取被测发动机的表面辐射率； 7)根据步骤1)确定的红外热成像仪的拍摄距离和观测角度，将红外热成像仪对准被测发动机，开始对被测发动机表面温度进行的动态测量； 7.1)采集计算机获取电压信号； 发动机点火，触发模块从零秒计时，红外收发器持续的发送红外射线通过红外成像仪到达被测发动机表面;被测发动机表面再将部分红外射线反射至红外成像仪;红外成像仪产生持续的电压信号通过红外收发器接收后发送给采集计算机； 7.2)利用静态测量出的被测发动机表面的温度以及被测发动机的表面辐射率结合持续电压信号，采集计算机通过普朗克定律计算出被测发动机表面的动态温度。5.根据权利要求4所述的火箭发动机红外热成像温度测量系统的测量方法，其特征在于:所述红外成像仪拍摄距离和观测角度采用测距仪进行现场测量:拍摄距离以对焦清晰为准，观测角度遵循朗伯余弦定律，即被测发动机在任意方向上的辐射强度与观测方向相对于辐射表面法线夹角的余弦成正比。
【专利摘要】本发明属于测试、测量技术领域，涉及一种测量系统及方法，具体涉及一种火箭发动机红外热成像温度测量系统及其方法。该系统包括依次连接的红外热成像仪、红外热收发器以及采集计算机；其改进之处是：还包括与采集计算机连接的触发模块，触发模块用于采集计算机零秒计时。该方法主要步骤是：1、确定环境对被测温度的影响的因素；2、消除环境对被测发动机温度的影响的因素；3、静态测量被测发动机的温度；4、测量被测发动机的表面辐射率；5、被测发动机表面温度的动态测量；通过本发明能够准确、快速、可靠的动态测量出发动机点、线、面温度。
【IPC分类】G01M15/00, G01M15/02, G01J5/00
【公开号】CN105466567
【申请号】CN201510938836
【发明人】徐峰, 王光飚, 赵政社, 赵建军, 朱成亮, 王乃世, 董冬, 白文义, 刘英元
【申请人】西安航天动力试验技术研究所
【公开日】2016年4月6日
【申请日】2015年12月14日