本发明涉及红外辐射测试领域,具体涉及一种发动机尾焰辐射振荡特性测试方法。
背景技术:
1、火箭发动机尾焰辐射特性数据是发动机燃烧状态诊断、性能评价、目标识别等应用的关键基础数据。火箭发动机尾焰中的燃烧产物发生振动、转动跃迁会在特定波段产生红外辐射,红外辐射信号在时域和频域具有不同的特征及规律,尾焰辐射频域上的振荡特性可以推断发动机燃烧室工作状态,因此,尾焰辐射频域上的振荡特性具有重要应用价值。
2、这里的陈述仅提供与本发明有关的背景技术,而并不必然地构成现有技术。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,能够更精准地捕捉尾焰辐射场结构和能量分布特征的时域变化,将测量的时域尾焰辐射热像图转换到频域,分析尾焰辐射场不同区域的频谱强度分布,更好地监测发动机的运行状态。
2、为了达到上述目的,本发明提供一种火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,包含以下步骤:
3、步骤s1、待测火箭发动机安装在试验台上,根据高速红外热像仪的视场角、像平面宽度、焦距、以及待测火箭发动机的尾焰轴向长度,确定高速红外热像仪的布置位置及探测俯仰角,满足探测视线垂直于发动机尾焰轴向方向,并且尾焰全部处于高速红外热像仪视野范围之内;
4、步骤s2、开启高速红外热像仪,按照试车流程进行试车,对发动机开机点火至关机整个过程的尾焰红外热像进行数据采集,待试车结束后,关闭高速红外热像仪,得到随时间变化的红外辐射热像数据集;
5、步骤s3、将步骤s2中采集得到的尾焰红外辐射热像数据集从时域转换到频域,得到尾焰辐射场的频率模态,在频域对尾焰辐射的振荡特性进行分析。
6、所述步骤s1包含以下步骤:
7、步骤s1.1、将待测发动机安装在实验台上,采用流场模拟仿真手段,预估待测发动机尾焰轴向长度lplume;
8、步骤s1.2、根据高速热像仪的视场角θ、像平面宽度d、焦距q及尾焰轴向长度lplume,确定高速热像仪垂直于尾焰轴向方向的布置距离d:
9、
10、
11、步骤s1.3、高速热像仪透镜轴线与尾焰轴线垂直,且交点位于尾焰轴向长度1/2处,以此确定高速红外热像仪水平于尾焰轴线方向的布置位置。
12、所述步骤s1.1包含以下步骤:
13、步骤s1.1.1、采用cea热力计算软件,根据发动机原型参数计算发动机喷口参数;
14、步骤s1.1.2、以发动机喷口参数作为尾焰流场仿真的输入,采用cfd流场仿真方法,计算尾焰流场分布,获得尾焰流场的温度、压力、组分摩尔分数,当尾焰中心轴线温度发展到与外界环境温度相等时,作为尾焰轴向长度的截止位置,计算发动机喷口位置至轴向温度截止位置的距离即为尾焰轴向长度lplume。
15、所述步骤s2中,发动机开机时刻为t0,关机时刻为tn,在这个时间段,所采集到的红外热像数据集为m,m={tk,lk,i,j}(k=1,2,3...n;i=1,2,3...a;j=1,2,3...b),其中,n为采集到的红外热像总张数,n=(tn-t0)·f,a为图像横向像素数量,b为图像纵向像素数量,tk为采集第k张图像对应的时刻,lk,i,j为第k张图像中(i,j)像素点对应的辐射亮温。
16、所述步骤s3包含以下步骤:
17、步骤s3.1、提取红外辐射热像数据集中每个像素点(i,j)的时域辐射亮温,并转换到频域;
18、步骤s3.2、将每个像素点的频谱强度组合成新的图像,每个频率对应一副图像,即该频率下的频率模态分布;
19、步骤s3.3、对不同频率模态下的尾焰辐射场进行分析,提取尾焰辐射场中核心区、边界层等不同区域处的频谱强度,对比不同区域处频谱强度均值差值的绝对值δu(f),用以评估振荡幅度大小:
20、
21、其中,为f频域模态下尾焰辐射场核心区域频谱强度均值;为f频域模态下尾焰辐射场边界层区域频谱强度均值。
22、所述步骤s3.1包含以下步骤:
23、步骤s3.1.1、提取每个像素点(i,j)的辐射亮度值,构造沿时间分布的辐射亮温序列ni,j=(l1,i,j,l2,i,j,l3,i,j...ln,i,j);
24、步骤s3.1.2、将每个像素点的时序辐射亮温通过傅里叶变化转换到频域,计算公式为:
25、其中,ui,j(f)为像素点(i,j)的频谱强度,f为频率。
26、在利用高速红外热像仪对火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试之前,预先对高速红外热像仪进行标定。
27、标定高速红外热像仪的方法包含:
28、布置高温黑体和高速红外热像仪,高速红外热像仪的采集帧频f为1000hz;
29、标定时,黑体炉与镜头距离与试验测量距离相同,黑体炉光阑孔表面、像元表面均与透镜轴线垂直,高速红外热辐射仪拍摄帧频与试验保持相同;
30、设置不同黑体炉温度tblack,基于普朗克黑体辐射定律,计算该温度下的辐射亮度eblack(tblack);
31、采用高速红外热像仪对不同温度tblack黑体炉进行红外热像采集,读取红外热像的dnblack值,得到一系列与tblack对应的热像图dnblack,对一系列tblack和eblack进行拟合得到标定曲线:
32、dnblack=a1×eblack(tblack)+a2
33、式中,a1、a2为高速红外热像仪的标定系数。
34、本发明具有以下有益效果:
35、1、采用高速红外热像仪对尾焰全局的辐射亮温进行测量,以高帧频采集尾焰全局的时序热像,获得的高帧频热像图对尾焰辐射场结构、能量分布等特征的时域变化捕捉更精准。
36、2、采用傅里叶变换方法,将测量的时域尾焰辐射热像图转换到频域,分析尾焰辐射场不同区域的频谱强度分布,为从频域角度分析尾焰辐射特性提供新思路,可为发动机燃烧室状态诊断提供依据。
1.一种火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,包含以下步骤:
2.如权利要求1所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,所述步骤s1包含以下步骤:
3.如权利要求2所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,所述步骤s1.1包含以下步骤:
4.如权利要求3所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,所述步骤s2中,发动机开机时刻为t0,关机时刻为tn,在这个时间段,
5.如权利要求4所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,所述步骤s3包含以下步骤:
6.如权利要求5所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,所述步骤s3.1包含以下步骤:
7.如权利要求6所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,在利用高速红外热像仪对火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试之前,预先对高速红外热像仪进行标定。
8.如权利要求7所述的火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法,其特征在于,标定高速红外热像仪的方法包含: