一种固体发动机地面试验的尾焰温度场测量系统及方法与流程

本发明涉及尾焰温度技术领域，具体为一种固体发动机地面试验的尾焰温度场测量系统及方法。

背景技术：

在武器系统的研制中，发动机尾焰是表征发动机工作性能的一个重要方面，研究尾焰一方面可以获得固体推进剂的燃烧效率、工作状态；还可以获得对武器发射平台的影响，这是由于导弹发射条件的不同，燃气射流对发射环境可能会对发射设施及周围设备等产生诸多不利影响，并且可能会影响发射精度。

燃气温度是固体火箭发动机尾焰的基本参数之一，了解其温度分布对于研究固体推进剂的燃烧和发动机内燃烧流场的特性有重要价值。它可以用于解释燃烧过程中间产物的形成，并增进对火焰传播机理的进一步理解。

国内外对于尾焰温度场和红外热辐射性能的研究发展迅速，nasa(美国航空航天管理局)、airforcebase(美国空军基地)研究中心、中科院力学所，中科院西安光机所，南京理工大学，哈尔滨工业大学，航天四o一所、西北工业大学，国防科技大学等一些研究部门都在此领域开展了研究工作。有文献可供参考的测量的方法大致有以下几种：热电偶法，比色光纤法，原子发射吸收法，cars(相干反斯托克司拉曼光谱)，红外光谱法，遥感ftir(傅立叶变换红外光谱法)，原子发射光谱双谱线法，激光全息法，lif(激光诱导荧光法)，微波衰减法等。

火焰温度的测量方法大致有两类：接触法和非接触法。在接触测温法中，热电偶和热电阻温度计应用最为广泛，该方法的优点是设备和操作简单，测得的是物体的真实温度等，但它也有很大的局限性，如动态特性差、温度上限不高、不耐冲刷等。而且在高温时辐射损失引起的误差非常明显(在温度为2000-3000k时，该误差达数百度)，另外，热电偶测量超音速气流的温度也产生附加误差，实际上，热气流在高速运动时(大于100米/秒)，用热电偶测出的温度不是火焰的真实热力学温度。接触法(双热接点的热电偶、电阻温度计、热线法等)都有类似的缺点。

非接触测量法以光学法为主，其动态响应好，滞后时间短、精度高，可以在不干扰流场的情况下获得燃烧场的温度数值，原则上可以消除接触法的缺点，因而近年来发展迅速。目前较常用的主要方法有：全息、纹影法和瑞利散射、cars(相干反斯托克司拉曼光谱)、lif(激光诱导荧光法)、原子发射光谱双谱线法等，但这些方法存在着诸如测量光学系统复杂、昂贵和布置校准困难的缺点，主要在实验室条件下进行，用于发动机现场实际工程测量少有；还有一类基于辐射原理的红外光谱法、比色光纤法、遥感ftir(傅立叶变换红外光谱法)、多光谱法等，则以其结构相对简单，工程实用性强，近年得到了大力发展和广泛应用。

火焰的温度测量是一直是个困难的技术问题，尽管测量火焰温度的方法很多，但直接用于固体发动机尾焰温度测量还存在许多问题有待解决。固体发动机尾焰是推进剂燃烧后生成的高温、高速气体在喷管后形成的急速湍流，并具有激波结构。与一般的自由射流相比，在性质上是有许多相似之处，但它又具有自己独特的性质，是包含一定比例固体或流体凝聚相质粒(如al2o3)的两相流体，具有高温、高速、压力分布梯度大、强热辐射、很强的喷气噪声、强腐蚀等特性。而且试验现场环境粉尘、水汽的影响因素复杂，这些又给火焰的测量带来了更多困难。所以现场的测试设备和方法有很高要求。

综上所述，目前的火焰温度的测量方法存在如下缺陷：主要在实验室环境应用，光学测试系统与过程复杂，只能实现单点或有限点测量，测试精度难以保证，无法获得整个温度场数据，在发动机地面试验中应用性差等。

因此需要针对固体发动机尾焰特点以及现场测试条件，建立一套工程上适用、且满足现场测试要求的测试方法和测试系统，达到完整描述发动机尾焰温度场的目的，包括完整的发动机尾焰温度、结构轮廓、尺寸等。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，在固体发动机地面热试中，针对发动机尾焰的特点以及现场条件，本发明提出一种固体发动机地面试验的尾焰温度场测量系统及方法，采用接触法与非接触法结合，利用红外热像技术、多光谱法、比色测温法以及热电偶法，“点”温与“面”温结合测量，通过实时标定测量，并进行校准修正，获取尾焰温度场分布。

本发明的技术方案为：

所述一种固体发动机地面试验的尾焰温度场测量系统，其特征在于：包括红外热像测试系统、多光谱测量系统、比色测量系统、热电偶测量系统、标定系统和数据分析处理系统；

其中热电偶测量系统采集尾焰场中低温缓流区内设定标定点的温度值，比色测量系统采集尾焰场中中温区内设定标定点的温度值，多光谱测量系统采集尾焰场中高温区内设定标定点的温度值；红外热像测试系统采集尾焰场的尾焰红外热图；

所述标定系统分为低温缓流区标定模块、中温区标定模块和高温区标定模块；

低温缓流区标定模块对红外热像测试系统中对应低温缓流区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在低温缓流区中标定点处的温度值与热电偶测量系统采集的低温缓流区中标定点处的温度值一致；低温缓流区标定模块还依据标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图低温缓流区空间结构进行校正；

中温区标定模块对红外热像测试系统中对应中温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在中温区中标定点处的温度值与比色测量系统采集的中温区中标定点处的温度值一致；中温区标定模块还依据标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图中温区空间结构进行校正；

高温区标定模块对红外热像测试系统中对应高温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在高温区中标定点处的温度值与多光谱测量系统采集的高温区中标定点处的温度值一致；高温区标定模块还依据标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图高温区空间结构进行校正；

所述数据分析处理系统接收经过标定之后的尾焰红外热图，得到整个燃烧阶段尾焰温度场结构数据，数据描述参数为点温、区域温度以及温度包络线。

利用上述测量系统进行固体发动机地面试验尾焰温度场测量的方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：对固体发动机地面试验中的尾焰温度场进行预估，划分得到低温缓流区、中温区和高温区；所述低温缓流区指温度低于300℃，流场速度低于100米/秒的区域；所述中温区指温度在250℃-1200℃的区域；所述高温区指温度在900℃-2500℃的区域；

步骤2：在低温缓流区、中温区和高温区中分别设置位置坐标已知的标定点；而后进行固体发动机地面试验；采用热电偶测量系统采集尾焰场中低温缓流区内标定点的温度值，比色测量系统采集尾焰场中中温区内标定点的温度值，多光谱测量系统采集尾焰场中高温区内标定点的温度值；红外热像测试系统采集尾焰场的尾焰红外热图；

步骤3：根据步骤2利用热电偶测量系统得到的低温缓流区内标定点的温度值，对红外热像测试系统中对应低温缓流区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在低温缓流区中标定点处的温度值与热电偶测量系统采集的低温缓流区中标定点处的温度值一致；并依据低温缓流区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图低温缓流区空间结构进行校正；

根据步骤2利用比色测量系统得到的中温区内标定点的温度值，对红外热像测试系统中对应中温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在中温区中标定点处的温度值与比色测量系统采集的中温区中标定点处的温度值一致；并依据中温区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图中温区空间结构进行校正；

根据步骤2利用多光谱测量系统得到的高温区内标定点的温度值对红外热像测试系统中对应高温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在高温区中标定点处的温度值与多光谱测量系统采集的高温区中标定点处的温度值一致；并依据高温区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图高温区空间结构进行校正；

步骤4：在每个测量周期内重复步骤2和步骤3，得到整个燃烧阶段尾焰温度场结构数据，数据描述参数为点温、区域温度以及温度包络线。

有益效果

本发明综合利用红外热像技术、多光谱法、比色测温法组合实现了发动机尾焰温度场的测量，并完整描述了尾焰温度场形态结构，能够获得传统测量手段不能获得的发动机尾焰的温度场和结构尺寸，内部应用到了我国相关型号及在研发动机地面试验尾焰温度场测量中，为发动机的研制做出了重大贡献；还为总体设计提供基础数据。目前的温度测量范围：0～3000k，精度优于10％；喷管出口端面测温精度：优于±3％。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：发动机尾焰温度场测试系统结构组成图；

图2：发动机尾焰温度标定测量示意图；

图3：发动机尾焰温度场示意图；

图4：发动机尾焰轮廓示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

如图1所示，本实施例中的固体发动机地面试验的尾焰温度场测量系统包括红外热像测试系统、多光谱测量系统、比色测量系统、热电偶测量系统、标定系统和数据分析处理系统。采用接触法与非接触法结合，利用红外热像技术、多光谱法、比色测温法以及热电偶法等多种方法组合实现发动机尾焰温度场的测量，克服了单一方法的局限性。

基于上述测量系统，进行固体发动机地面试验尾焰温度场测量的方法，包括以下步骤：

步骤1：首先根据发动机理论设计值，对固体发动机地面试验中的尾焰温度场进行预估，划分得到低温缓流区、中温区和高温区；所述低温缓流区指温度低于300℃，流场速度低于100米/秒的区域；所述中温区指温度在250℃-1200℃的区域；所述高温区指温度在900℃-2500℃的区域。这里对低温缓流区、中温区和高温区的划分是从热电偶测量系统、比色测量系统、多光谱测量系统的测量要求出发进行划分的。

步骤2：在低温缓流区、中温区和高温区中分别设置位置坐标已知的标定点，如图2所示。

而后进行固体发动机地面试验；采用热电偶测量系统采集尾焰场中低温缓流区内标定点的温度值，比色测量系统采集尾焰场中中温区内标定点的温度值，多光谱测量系统采集尾焰场中高温区内标定点的温度值；红外热像测试系统采集尾焰场的尾焰红外热图。

步骤3：根据步骤2热电偶测量系统、比色测量系统、多光谱测量系统的测量值，对红外热像测试系统的发射率进行分区域校正标定。

应用红外热像技术测温，准确的发射率是关键参数之一，固体发动机尾焰温度梯度变化较大，并具有激波结构，是包含一定比例固体或流体凝聚相质粒(如al2o3)的两相流体，火焰温度梯度变化较大，加之颗粒度在不同的区域差异较大并且有存在状态的变化，所以固体火箭发动机尾焰场并非灰体，其发射率实际上是一个随时间和空间变化的量，只有在微小的区域内可以认为发射率恒定，因此本发明对红外热像测试系统的发射率进行分区域校正标定。

此外，准确的空间坐标，是描述尾焰温度场结构尺寸的重要条件。根据坐标已知的标定点，将视场空间内标定点及区域在热像图像中进行标识，实现三维空间点与二维热图点对应。

由于试验台体禁止使用大功率用电器，所以标定点选用合适的热源(石英电热管等)，热源的大小尺寸选择应以能在红外热图上清晰识别为基准。尾焰测量空间位置应包括轴向标定和径向标定两部分，具体应视试验要求、现场情况以及能在热图上清晰分辨为准。

根据步骤2利用热电偶测量系统得到的低温缓流区内标定点的温度值，对红外热像测试系统中对应低温缓流区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在低温缓流区中标定点处的温度值与热电偶测量系统采集的低温缓流区中标定点处的温度值一致；并依据低温缓流区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图低温缓流区空间结构进行校正。

根据步骤2利用比色测量系统得到的中温区内标定点的温度值，对红外热像测试系统中对应中温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在中温区中标定点处的温度值与比色测量系统采集的中温区中标定点处的温度值一致；并依据中温区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图中温区空间结构进行校正。

根据步骤2利用多光谱测量系统得到的高温区内标定点的温度值对红外热像测试系统中对应高温区的区域发射率进行调整，使红外热像测试系统得到的尾焰红外热图在高温区中标定点处的温度值与多光谱测量系统采集的高温区中标定点处的温度值一致；并依据高温区内标定点的空间位置，对红外热像测试系统得到的尾焰红外热图高温区空间结构进行校正。

步骤4：在每个测量周期内重复步骤2和步骤3，得到整个燃烧阶段尾焰温度场结构数据，数据描述参数为点温、区域温度以及温度包络线。

试验结果如图3和图4所示，图3是发动机工作某一时刻不同角度的两幅红外图像，通过不同的等温线，结合实际空间位置坐标，可以估算出发动机尾焰不同温度层的空间轮廓(燃气流长度和宽度)，从而获取发动机尾焰的基本外形结构。图4(b)是进一步分析处理后获得的尾焰不同温度的轮廓剖面图。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。