一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置与方法与流程

1.本发明属于固体火箭推进剂测试技术领域，具体涉及一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置与方法。


背景技术：

2.固体火箭推进剂是固体火箭发动机的动力来源，侵蚀燃烧是当固体推进剂在燃烧室燃烧时，产生的高温燃气会流经推进剂燃烧表面，导致推进剂的燃烧速率增加的现象。为了提高推进剂的装填密度，推进剂中心孔的通道面积与喷管喉部面积之比较小，受到侵蚀燃烧的影响较大。
3.侵蚀燃烧会严重影响发动机的性能，轻微的侵蚀燃烧会影响燃烧室压强随时间的变化，改变发动机预期的推力变化规律，严重时甚至会损坏燃烧室，降低了发动机工作过程中的安全性，因此，研究侵蚀燃烧对柜体火箭发动机的设计有着重要意义。然而，侵蚀燃烧效应是燃气流动与推进剂相互作用而产生的，是一个多相的、复杂的过程，因此，通常的针对推进剂燃烧的测试装置和方法难以实现侵蚀燃烧的测试。


技术实现要素：

4.基于上述问题，本发明设计了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置，用来模拟燃气流动对推进剂燃烧的影响，并提出了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法。通过此方法，可以模拟侵蚀燃烧对固体推进剂燃烧的影响，观察在侵蚀燃烧下推进剂燃速与燃温的变化。
5.具体地，本发明提供了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测试装置，其特征在于，包括：密闭燃烧系统，用于为推进剂提供预定压力的密闭燃烧环境；压力控制系统，用于控制密闭燃烧系统的内部压力使其达到预定压力；气流喷射系统，用于模拟固体火箭发动机实际工作中产生的多相气流，并将其喷射到推进剂表面；光学测量系统，用于捕获并重建推进剂在密闭燃烧系统中的燃烧过程中的燃烧端面信息以及火焰的辐射信息。
6.本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，气流喷射系统包括：燃气气瓶，用于提供燃气；空压机，用于提供空气；三氧化二铝提供部，用于提供三氧化二铝；以及混合器，用于将燃气、空气和三氧化二铝混合形成混合气流；喷头，用于将混合气流喷到推进剂的表面。
7.进一步，本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，气流喷射系统还包括：阀门一，用于控制燃气气瓶提供燃气的流量；阀门二，用于控制空压机提供空气的流量；阀门三，用于控制三氧化二铝提供部提供三氧化二铝的流量；气体流量计一，用于对燃气的流量进行测量；气体流量计二，用于对空气的流量进行测量；固体流量计，用于对三氧化二铝的流量进行测量；阀门控制器，分别与阀门一、阀门二以及阀门三电连接；以及计算机，分别与阀门控制器、气体流量计一、气体流量计二、固体流量计电连接，通过阀门控制器分别对阀门一、阀门二、阀门三进行控制，从而让燃气、空
气和三氧化二铝的当前流量分别与其预设流量相一致。
8.本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，密闭燃烧系统包括一个燃烧器壳体，该燃烧器壳体为密闭中空结构，内部设有用于盛装推进剂的凹形底座。
9.进一步，本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，燃烧器壳体上还设有两个位于与凹形底座相对应的两侧位置的光学观察窗口。
10.另外，本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，光学测量系统包括：蓝光平行光源，设置在燃烧器壳体的一侧外部正对一个光学观察窗口的位置；分光棱镜，设置在燃烧器壳体的另一侧外部正对另一个光学观察窗口的位置，将推进剂处产生的光分为第一分光路和第二分光路；第一捕获单元，设置在第一分光路上，包括蓝光带通滤光片、第一镜头和第一图像传感器，用于捕获推进剂的燃烧端面信息；第二捕获单元，设置在第二分光路上，包括蓝光截止滤光片、第二镜头和第二图像传感器，用于捕获推进剂燃烧时的辐射信息。
11.更进一步，本发明的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验的测量装置，还可以具有这样的技术特征，其中，光学测量系统还包括：信号处理中心，从第一图像传感器获得燃烧端面信息并形成对应的燃烧端面图像，并从第二图像传感器获得辐射信息并形成对应的辐射图像。
12.本发明还提供了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法，其特征在于，包括：采用密闭燃烧系统为推进剂提供预定压力的密闭燃烧环境；采用压力控制系统控制密闭燃烧系统的内部压力使其达到预定压力；采用气流喷射系统模拟固体火箭发动机实际工作中产生的多相气流，并将其喷射到推进剂表面；采用光学测量系统捕获并重建推进剂在密闭燃烧系统中的燃烧过程中的燃烧端面信息以及火焰的辐射信息，形成相应的燃烧端面图像和辐射图像；采用信号处理中心根据辐射信息计算得到火焰温度分布，并根据燃烧端面信息进行燃烧端面重建，根据时间差计算得到推进剂的燃速。
13.本发明提供的上述固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法，还可以具有这样的技术特征，其中，辐射信息包括温度和辐射率，
14.火焰温度分布通过计算出辐射图像中每一个像素点的温度后得出，
15.每一个像素点的温度采用修正后的光谱数据根据如下维恩关系式计算得出：
[0016][0017]
式中，λk为火焰辐射波长，为辐射波长对应的辐射强度，ε为高温颗粒在检测波段的平均黑度，t为检测区域的视场平均温度，c2为第二辐射常量，其值为1.4388
×
10-2m·
k，
[0018]
光谱数据的修正采用神经网络模型进行。
[0019]
本发明提供的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法，还可以具有这样的技术特征，其中，燃速的计算公式为：
[0020][0021]
式中，v是推进剂的燃速，δh是相邻时刻推进剂在燃烧端面图像中的高度差，δt是推进剂燃烧δh时所需的时间。
[0022]
发明作用与效果
[0023]
根据本发明提供的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置及方法，由于采用了气流喷射系统模拟固体火箭发动机真实工作条件下的气流，因此能够获得更接近真实工作条件下的测试结果。
[0024]
进一步，由于采用光学测量系统同步获得燃烧端面信息与火焰辐射信息，因此能够实现燃速燃温同步在线测量。另外，由于光学测量系统中包括蓝光平行光源，分光棱镜将光路分为第一分光路和第二分光路，其中第一分光路通过蓝光带通滤光片、第一镜头和第一图像传感器捕获燃烧图像信息，因此消除了火焰光对光学法的影响，能够捕获更为清晰的端面信息。
附图说明
[0025]
图1是本发明实施例的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置的结构示意图。
[0026]
图2是本发明实施例的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法的操作流程图。
[0027]
图3是本实施例的神经网络模型结构示意图。
[0028]
图4是光谱信息神经网络模型修正流程图。
[0029]
图5是本发明实施例不同时刻的固体火箭推进剂侵蚀燃烧端面示意图。
[0030]
附图标记：测试装置100；压力控制系统1；氮气瓶101；压力表102；充气电磁阀103；阀门控制器104；排气电磁阀105；压力传感器106；计算机107；密闭燃烧系统2；充气孔201；排气孔202；测压孔203；燃烧器壳体204；光学观察窗口205；凹形底座206；推进剂207；光学测量系统3；蓝光平行光源301；分光棱镜302；蓝光带通滤光片303；第一镜头304；第一图像传感器305；蓝光截止滤光片306；第二镜头307；第二图像传感器308；信号处理中心309；气流喷射系统4；燃气气瓶401、空压机402、三氧化二铝提供部403、阀门一404、阀门二405、阀门三406、气体流量计一407、气体流量计二408、固体流量计409；阀门控制器413；混合器410；通孔411；喷头412；阀门控制器413。
具体实施方式
[0031]
《实施例》
[0032]
图1是本发明实施例的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置的结构示意图。
[0033]
如图1所示，本实施例的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试装置(以下称测试装置)100包括压力控制系统1、密闭燃烧系统2、光学测量系统3和气流喷射系统4。
[0034]
其中，密闭燃烧系统2用于提供推进剂207预定压力的燃烧环境；压力控制系统1用于对密闭燃烧系统2中的压力进行监测和调节，控制所述密闭燃烧系统的内部压力使其达
到前述的预定压力；光学测量系统3用于捕获并重建推进剂207在密闭燃烧系统2中的燃烧过程，主要包括燃烧过程中的燃烧端面信息以及火焰的辐射光谱信息；气流喷射系统4用于模拟固体火箭发动机真实工作条件下气流速度对推进剂燃烧的影响，主要作用为：模拟固体火箭发动机实际工作中产生的多相气流，并将其喷射到推进剂207的表面。
[0035]
具体地，密闭燃烧系统2包括一个燃烧器壳体204，该燃烧器壳体204为密闭中空结构，内部设有用于盛装推进剂207的凹形底座206。
[0036]
燃烧器壳体204顶部设有贯穿顶壁的充气孔201、排气孔202以及测压孔203，侧壁上部设有一个通孔411。
[0037]
燃烧器壳体204的侧壁下部还设有两个由石英玻璃构成的光学观察窗口205，该两个光学观察窗口205位于与凹形底座206相对应的两侧位置处，并且两个光学观察窗口205的中心点与推进剂207的中心点大致位于同一直线上。
[0038]
压力控制系统1包括氮气瓶101、压力表102、充气电磁阀103、阀门控制器104、排气电磁阀105、压力传感器106以及计算机107。
[0039]
氮气瓶101为不锈钢材料制成，通过充气管路与充气孔201相连通，用于向燃烧器壳体204内输送氮气，从而通过氮气保证燃烧器壳体204内的压强。
[0040]
压力表102和充气电磁阀103设置在充气管路上。压力表102用于测量氮气瓶101的出口压力，充气电磁阀103用于对充气管路内的气流进行调节。
[0041]
排气孔202通过排气管路与外界连通，排气电磁阀105设置在该排气管路上，用于对废气排出的气流进行调节。
[0042]
阀门控制器104与充气电磁阀103、排气电磁阀104以及计算机107电连接，能够接收计算机107传输来的控制信号，并根据控制信号分别控制充气电磁阀103和排气电磁阀104的开闭程度，从而实现相应的调节。
[0043]
压力传感器107通过一个测压管路连接在测压孔203上，能够通过测压孔203测定燃烧器壳体204内的压力；压力传感器107还同时与计算机107电连接，测定压力所形成的电信号传输给计算机107，让计算机107能够对该电信号进行处理而获得燃烧器壳体204内的压力数值。由此，计算机107能够根据燃烧器壳体204内的压力而通过阀门控制器104对充气电磁阀103、排气电磁阀104进行控制，从而让燃烧器壳体204内的压力维持在预定压力。例如，计算机107可以在压力传感器107测得的压力小于预定压力时控制充气电磁阀103打开向燃烧器壳体204内充气，测得的压力大于预定压力时则控制排气电磁阀104向外适当排气。
[0044]
光学测量系统3包括蓝光平行光源301、分光棱镜302、蓝光带通滤光片303、第一镜头304、第一图像传感器305、蓝光截止滤光片306、第二镜头307、第二图像传感器308和信号处理中心309。
[0045]
其中，蓝光平行光源301设置在燃烧器壳体204的一侧外部正对一个光学观察窗口205的位置，用于作为背景光源使用。
[0046]
分光棱镜302设置在燃烧器壳体204的另一侧外部正对另一个光学观察窗口205的位置。由此，蓝光平行光源301、一个光学观察窗口205、推进剂207、另一个光学观察窗口205、分光棱镜302依次沿同一直线分布，形成一条光路。分光棱镜302将推进剂207处产生的光分为两路，以下称为第一分光路和第二分光路。
[0047]
蓝光带通滤光片303、第一镜头304和第一图像传感器305结合在一起，构成第一捕获单元，该第一捕获单元设置在第一分光路上。由于蓝光带通滤光片303只让蓝光平行光源301所发出的光通过，因此能让第一镜头304接收蓝光信号，第一图像传感器305将该蓝光信号转换为相应的数字信号，从而捕获推进剂207的燃烧端面信息。
[0048]
蓝光截止滤光片306、第二镜头307和第二图像传感器308结合在一起，构成第二捕获单元，该第二捕获单元设置在第二分光路上。由于蓝光截止滤光片306让蓝光平行光源301所发出的光不能通过，并且让推进剂207燃烧时的辐射光能够通过，因此第二镜头307能够接收火焰光信号，第二图像传感器308将该火焰光信号转换为相应的数字信号，从而捕获推进剂207燃烧时的辐射信息。
[0049]
信号处理中心309为设置有预定的控制和计算程序的计算机，与第一图像传感器305、第二图像传感器308通信连接，从第一图像传感器305处接收蓝光信号对应的数字信号获得燃烧端面信息，并同步地从第二图像传感器308处接收火焰光信号对应的数字信号获得辐射信息，进一步根据获得的信息形成相应的图像，即燃烧端面图像和辐射图像。
[0050]
气流喷射系统包括燃气气瓶401、空压机402、三氧化二铝提供部403、阀门一404、阀门二405、阀门三406、气体流量计一407、气体流量计二408、固体流量计409、混合器410、喷头412以及阀门控制器413。
[0051]
燃气气瓶401容纳有燃气。该燃气气瓶401通过一个燃气管路与混合器410连通，用于提供燃气。本实施例中，燃气气瓶401其容纳的燃气可以是丁烷、丙烷等可燃气体。
[0052]
空压机402通过一个空气管路与混合器410连通，用于提供空气。
[0053]
三氧化二铝提供部403用于提供三氧化二铝，包括容纳有三氧化二铝材料的容纳部以及一个风机，风机通过一个风机管路与混合器410连通，将容纳部内的三氧化二铝固体粉末吹至混合器410内。
[0054]
阀门一404、气体流量计一407设置在燃气管路上，阀门一404用于控制燃气气瓶401提供燃气的流量，气体流量计一407用于对该燃气的流量进行测量。
[0055]
阀门二405、气体流量计二408设置在空气管路上，阀门二405用于控制空压机402提供空气的流量，气体流量计二408用于对该空气的流量进行测量。
[0056]
阀门三406、固体流量计409设置在风机管路上，阀门三406用于控制三氧化二铝提供部403提供三氧化二铝的流量，固体流量计409用于对该三氧化二铝的流量进行测量。
[0057]
混合器410的入口与燃气管路、空气管路和风机管路连通，出口与通孔411连通，用于将燃气、空气和三氧化二铝混合后形成混合气流，该混合气流通过通孔411通入。
[0058]
喷头412设置在燃烧器壳体204内，并与通孔411连通。喷头412的喷出方向朝向推进剂207，用于将混合后的带有三氧化二铝的混合气流喷到推进剂207表面。本实施例中，喷头412带有角度调节机构，该角度调节机构与计算机107电连接，能够在计算机107的控制下调整喷射角度。
[0059]
阀门控制器413分别与阀门一404、阀门二405、阀门三406电连接，同时还与计算机107电连接。计算机107与气体流量计一407、气体流量计二408、固体流量计409电连接，接收相应的电信号从而得出燃气、空气和三氧化二铝的当前流量；计算机107根据燃气、空气和三氧化二铝的预设流量，通过阀门控制器413分别对阀门一404、阀门二405、阀门三406进行控制，从而让燃气、空气和三氧化二铝的当前流量分别与其预设流量相一致。燃气、空气和
三氧化二铝的预设流量数值可以根据分别设置，从而模拟固体火箭发动机的不同真实工作条件下的气流。
[0060]
采用本实施例的上述测试装置100可以实现固体火箭推进剂侵蚀燃烧的模拟试验测试方法，其主要包括如下步骤：
[0061]
采用密闭燃烧系统2为推进剂207提供预定压力的密闭燃烧环境；
[0062]
采用压力控制系统1控制密闭燃烧系统2的内部压力(即燃烧器壳体204内的压力)，使其达到预定压力；
[0063]
采用气流喷射系统4模拟固体火箭发动机实际工作中产生的多相气流，并将其喷射到推进剂207表面；
[0064]
采用光学测量系统3捕获并重建推进剂207在密闭燃烧系统2中的燃烧过程中的燃烧端面信息以及火焰的辐射信息；
[0065]
采用信号处理中心309根据辐射信息计算得到火焰温度分布，并根据燃烧端面信息进行燃烧端面重建，根据时间差计算得到所述推进剂的燃速，其具体计算过程后续详述。
[0066]
图2是本发明实施例的固体火箭推进剂侵蚀燃烧模拟试验测试方法的操作流程图。
[0067]
如图2所示，本实施例的测试装置100在测试时的操作方法具体包括如下步骤：
[0068]
步骤s1，将推进剂207放置在燃烧器壳体204内的凹形底座206上，并根据推进剂207的实际位置对光学测量系统3的各部件位置进行调整。即，将蓝光平行光源301、分光棱镜302的位置调整为与推进剂207处于同一条直线，并调整第一图像传感器305与第二图像传感器308的位置，使二者能清晰捕获推进剂207的相关图像。
[0069]
步骤s2，启动压力控制系统1，调整燃烧器壳体204内的压力至预定压力。
[0070]
步骤s3，打开蓝光平行光源301，信号处理中心309控制第一图像传感器305和第二图像传感器308开始采集燃烧端面信息和辐射信息。
[0071]
步骤s4，发出点火指令让喷头412点火，信号处理中心309控制第一图像传感器305和第二图像传感器308持续实时采集，获得推进剂207燃烧过程中各时刻的燃烧端面信息和辐射信息，并形成相应的燃烧端面图像和辐射图像。
[0072]
步骤s5，信号处理中心309根据辐射图像中每个像素点的辐射信息，结合理论辐射强度和实际辐射强度计算得到每个像素点的温度，得到火焰温度分布；同时，信号处理中心309提取燃烧端面图像中的燃烧端面信息进行燃烧端面重建，基于时间顺序计算得到推进剂207的燃速。
[0073]
本实施例的步骤s5中，信号处理中心309分别进行火焰温度分布的计算处理和燃速的计算处理。
[0074]
具体地，火焰温度分布的计算处理通过计算出辐射图像中每一个像素点的温度后得出。其中，辐射图像中每个像素点的辐射信息包括温度和辐射率，火焰温度分布的具体计算过程为：
[0075]
根据采集得到的辐射图像，提取其中每一个像素点的光谱信息。根据普朗克定律，火焰辐射波长λk与辐射强度的关系为：
[0076]
[0077]
式中，ε为高温颗粒在检测波段的平均黑度，t为检测区域的视场平均温度，c1是第一辐射常量，其值为3.742
×
10-16w·
m2，c2第二辐射常量，其值为1.4388
×
10-2m·
k。
[0078]
在λt≤2000μm
·
k时，普朗克定律可以简化为维恩关系式：
[0079][0080]
将推进剂的火焰辐射看作是灰体辐射，将光学测量系统3捕获到的光谱信息经神经网络模型进行标定修正，再通过上述维恩关系式进行计算，即可获得该像素点的温度参数。
[0081]
图3是本实施例的神经网络模型结构示意图。
[0082]
如图3所示，本实施例采用多层神经网络模型进行标定修正，该神经网络模型包括输入层、隐藏层与输出层，其中第一层与最后一层分别为输入层与输出层，中间l-2层为隐藏层。
[0083]
本实施例中，上述神经网络模型的工作原理为：
[0084]
首先通过前向传播算法依次向前计算相邻隐藏层之间的连接输出，直到模型的最终输出值。对于第l层的第i个神经元，有l-1层的n个神经元与其有突触相连，则第l层的第i个神经元的输入为：
[0085][0086]
式中，表示第l-1层的第j个神经元和第l层的第i个神经元的连接权重，即两个神经元之间的突触；表示第l-1层第j个神经元的输出；表示第l层第i个神经元的偏置项；表示第l层第i个神经元的输入。
[0087]
第l层的第i个神经元的输出为：
[0088][0089]
式中，f(x)为神经元的激活函数。
[0090]
采用均方误差mse来表征模型输出结果与测量结果之间的距离，量化其回归损失：
[0091][0092]
式中，mse为均方误差，yk是实验时所测得的对应于波长λk的光谱辐射强度，y
′k是yk经过神经网络模型修正后的光谱辐射强度。
[0093]
为了使输出值更加接近真实值，通过反向传播算法，计算损失函数模型中每个参数的梯度，通过梯度下降算法来更新每一个参数。结合式(3)和式(5)通过数学归纳法可以求得第l层的第j个神经元的权重梯度和偏置项梯度为：
[0094]
[0095][0096]
得到权重梯度和偏置项梯度后，利用学习率和梯度下降算法更新每一层的连接权重和偏置项：
[0097][0098][0099]
2≤l≤l-1
[0100]
在配合梯度下降优化的过程中，如果学习率设置过大，则容易导致模型过拟合；如果设置过小，会使得模型优化的速度变得很缓慢。为此，本实施例加入衰减因子和学习次数来计算模型每次学习的学习率:
[0101][0102]
式中，decay为衰减指数；step为迭代轮数；learn_rate为学习率。
[0103]
上述神经网络模型在使用前需通过样本数据进行训练。本实施例中，先采用光谱测量系统3预先采集不同预定温度下的光谱辐射信息数据，将采集的数据以及对应温度的标准光谱数据(即理论光谱数据)作为样本数据，利用该样本数据对神经网络模型进行训练，过程中不断迭代更新损失模型中的梯度，从而不断修改网络权值和阈值，使得均方误差达到要求后，即可结束训练。训练后的神经网络模型即可反映光谱测量系统3的测量得到的光谱数据与对应理论光谱数据的差异，采用该训练后的神经网络模型对光谱测量系统3测得的光谱辐射强度数据进行修正，即可得到更为准确的光谱数据。
[0104]
图4是光谱信息神经网络模型修正处理流程图。
[0105]
如图4所示，实际处理过程中，采用神经网络模型进行光谱数据修正的操作包括以下步骤：
[0106]
步骤s5-1，确定神经网络模型结构，即确定如图3所示的神经网络结构；
[0107]
步骤s5-2，将神经网络模型中的参数初始化；
[0108]
步骤s5-3，将通过黑体炉实验测量得到的光谱数据进行向量化，然后输入神经网络模型；
[0109]
步骤s5-4，得到神经网络模型输出结果；
[0110]
步骤s5-5，计算均方误差；
[0111]
步骤s5-6，更新神经网络模型中的权值与阈值；
[0112]
步骤s5-7，重复步骤s8-5与步骤s8-6，不断迭代计算，直至计算得到最小均方差；
[0113]
步骤s5-8，将光谱测量系统3测量得到的光谱数据向量化后输入训练后的神经网络模型，计算得到修正后的光谱数据，基于该修正后的光谱数据计算得到燃烧温度。
[0114]
按照上述计算方法，可以分别计算出辐射图像中每一个像素点的温度；各像素点的温度均得出后，即可构成火焰温度场，即得到火焰温度分布。
[0115]
图5是本发明实施例不同时刻的固体火箭推进剂侵蚀燃烧端面示意图。
[0116]
如图5所示，本实施例的步骤s5中，燃速的计算主要基于燃烧端面退移现象实现，其原理为：由于燃烧端面图像是通过第一图像传感器305处接收的蓝光信号而获得的，其消除了火焰自发辐射光的影响，能够捕获到清晰的燃烧端面图像；随着燃烧的进行，即可从燃烧端面图像中观察到推进剂207的燃面退移现象。
[0117]
燃速的具体计算过程为：提取燃烧端面图像中的燃烧端面信息，提取各时刻图片中推进剂平均高度，根据拍摄时间间隔进而可以计算出推进剂207的燃速，公式为：
[0118][0119]
式中，v是该点的燃速，dh是相邻时刻药条212的竖直方向相对应点的平均高度差，dt是药条燃烧dh时所需的时间。
[0120]
另外，燃烧端面图像中的燃烧端面信息可以通过图像识别技术获取。具体地，可以先对燃烧端面图像进行去噪、二值化，再通过边缘识别或边缘特征点识别等方式获取图像中的推进剂207的边缘位置(例如边缘各像素点在图像中的坐标信息)，即可作为燃烧端面信息。
[0121]
实施例作用与效果
[0122]
根据本实施例提供的测试装置100及方法，由于采用了气流喷射系统4模拟固体火箭发动机真实工作条件下的气流，因此能够获得更接近真实工作条件下的测试结果。
[0123]
进一步，由于采用光学测量系统3同步获得燃烧端面信息与火焰辐射信息，因此能够实现燃速燃温同步在线测量。另外，由于光学测量系统3中包括蓝光平行光源301，分光棱镜302将光路分为第一分光路和第二分光路，其中第一分光路通过蓝光带通滤光片303、第一镜头304和第一图像传感器305捕获燃烧图像信息，因此消除了火焰光对光学法的影响，能够捕获更为清晰的端面信息。由于背景光源为蓝光平行光源301，因此，采用蓝光截止滤光片306即可滤除背景光，使得第二镜头307、第二图像传感器308能够准确捕获辐射信息。
[0124]
另外，由于实施例中采用混合器410将燃气、空气和三氧化二铝混合后通入喷头412进行点火喷出，且通过不同的阀门和流量计分别将燃气、空气和三氧化二铝控制为预定的流量，因此，可以将三者的预定流量设置为不同的数值，从而模拟不同的真实工作条件。