火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法技术

本发明专利技术公开了一种火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，解决了红外热像仪测温时由于火箭发动机羽流场的发射率不能实时获得而导致测量结果准确度较差的问题。以火箭发动机羽流场作为红外辐射源，在一定位置上布设红外热像仪和比色计对辐射温度进行测量，利用比色温度对被测目标发射率不依赖的特性，计算获得了发动机羽流场发射率与时间的关系，对红外热像仪所测得的温度分布进行实时修正，测量结果的准确度大幅度提高。本发明专利技术适用于火箭发动机在静止和模拟飞行条件下羽流场发射率的实时判定和红外辐射温度分布的准确测量，对于低特征信号武器装备的研制和应用具有重要的意义。本发明专利技术也适用于一般工业设施表面发射率的判定和红外辐射温度分布的准确测量。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，适用于目标红外辐射温度测量

技术介绍
火箭发动机羽流场的温度分布是表征其特征信号的一个重要参数。红外热像仪是一种被动式的测试仪器，仪器自身不向外发射能量，不用照明光源，而是利用目标景物与周围环境之间的温度差或自身辐射率差，经过变换产生可见图像。红外热像仪属非接触测温，且测温快，无需接近测量目标即可获得热像图，因而在辐射温度分布测量中广泛使用。被测目标的发射率与其材质、表面状态、波长及温度均有密切而复杂的关系。火箭发动机羽流是一种气相和凝聚相的两相流的复杂等离子体场，羽流的发射率ε(λ,T)会随着时间推移燃烧状态(分解产物、温度等)也在发生变化，很难获得发射率的准确数值，这是羽流场本身的特点，也是辐射测温技术中的难点。以往利用红外热像仪对发动机羽流的辐射温度测量中，通常将发动机工作期间内羽流场任意位置任意时刻的发射率视为同一常数，无法消除发射率的时域变化对测量结果准确度的影响。利用红外测温仪测温时，必须求出被测目标的ε(λ,T)数值。对于火箭发动机羽流场，发射率难于实时获得，辐射温度测量结果准确度较差，是目前红外热像仪应用过程中所无法回避和难以克服的缺陷。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，以克服现有红外热像仪测温时由于火箭发动机羽流场的发射率不能得到实时获得而导致测量结果准确度较差的缺陷。本专利技术实现过程如下：火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，包括测量前的准备、测量、测量数据处理以及测量结果表述共四个步骤。步骤一、测量前的准备(1)测量天气与场地要求和现场布设天气晴朗，微风，环境温度10℃～35℃，相对湿度30％～75％；对于静置发动机状态，以静止被试发动机为中心500m半径的圆内作为清场警戒范围；测量点位于发动机羽流场中心处的A点；红外热像仪和高温比色计垂直布设于距被试发动机轴线5m～30m处，各探测器视场对准A点；对于模拟飞行状态，火箭橇轨道长度3km～9km，工作场地宽度：垂直于发动机轴线1000m；在发动机喷口水平中轴线上选取测量点B，被试发动机经过B点时，B点能够处于羽流场的水平中轴线上；红外热像仪和高温比色计垂直布设于距发动机轴线5m～30m处，各探测器视场对准B点；模拟飞行状态时加电网位置、发射点位置及水刹位置如图3所示，其中D1、D2和D3分别对应于图3中加电网左侧距测量点B的水平距离、发射点距加电网右侧的水平距离、水刹距发射点的水平距离，D1、D2和D3的取值以及火箭橇滑行终点位置由模拟飞行速度和空气动力学决定；(2)比色温度分段线性标定将由专业计量检定单位定值过的高温黑体设置某一温度，通电预热，待温度稳定后，将高温比色计探测器视场对准黑体腔体，利用数据采集系统获得系列电压值，每一个电压值对应一个黑体温度即标准值，以比色数采电压为横坐标，黑体温度为纵坐标，得到一条标定曲线，由此可对一定范围内某个实测电压所对应的温度进行分段线性标定，每次测量前都要进行标定；(3)热像仪图像比例尺的确定将测量点在红外热像仪上进行位置标注并记录像素，测量1m钢尺所占像素数N1m，按式(1)计算图像比例尺：K=1N1m...(1)]]>式中：K―比例尺；N1m―1m长度在标定图像中所占像数；(4)测量参数设置各测量仪器经预热正常工作后，设置红外热像仪发射率、画面每秒传输帧数、图像分辨率、探测距离以及环境温度湿度；设置高温比色计响应时间及采样率；(5)被试发动机和助推发动机布设对于静止发动机状态，将装配好的1枚被试发动机水平安装在火箭橇平台钢结构支架上，整体固定于轨道上，接好点火线；对于模拟飞行状态，被试发动机通过转接筒与加长舱段联结，加长舱段与橇体前部水滴形钢梁焊接联结；被试发动机、转接筒和加长舱段均保持水平状态；将装配好的1枚被试发动机安装在火箭橇平台上，接好点火线；将2枚～9枚助推发动机分别固定在火箭橇台架上，接好点火线；步骤二、测量对于静止发动机状态，0s下达发射口令被试发动机点火，工作至自然熄火；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；测量工作结束后，关闭电源；对于模拟飞行状态，0s下达发射口令，助推发动机点火，助推发动机工作结束后，被试发动机经加电网触发点火，以预定速度经过测量点，工作至自然熄火，之后火箭橇系统惯性滑行或经水刹减后惯性滑行，最终停止在轨道上；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；测量工作结束后，关闭电源；步骤三、测量数据处理(1)发射率计算对于发动机羽流场中的测量点，利用高温比色计获得的经分段线性标定过的比色温度(单位℃)随时间变化曲线，利用红外热像仪测得的辐射温度(单位℃)随时间变化曲线；以比色温度曲线偏离基线时的时刻为基准，对辐射温度数据对应的时刻进行修正；以热像仪采样时间间隔对比色温度数据进行有效提取，使比色温度曲线和辐射温度曲线上的每一对温度点所对应的时刻保持一致；依据式(2)，计算得到i时刻羽流场中测量点的发射率，从而得到测量点的发射率随时间变化的曲线；ϵi=(Ti′Ti)4...(2)]]>式中：εi―i时刻测量点的发射率；Ti'―i时刻热像仪测得的测量点的辐射温度，K；Ti―i时刻高温比色计测得的测量点的比色温度，K；(2)羽流红外辐射温度分布的最高温度数据处理依据式(3)，计算羽流图像序列中i时刻图像的红外辐射温度分布的最高温度，进而得到羽流红外辐射温度分布的最高温度(℃)随时间(s)变化曲线(修正前)；T'maxi＝Max(Tj)………………………………………(3)式中：T'maxi―i时刻羽流红外辐射温度分布的最高温度，℃；Tj―i时刻图像中第j个像素点的温度，℃；以i时刻羽流场中测量点的发射率εi视为该时刻羽流场轴向平面的发射率；依据式(4)，对由式(3)得到的i时刻图像的红外辐射温度分布的最高温度进行修正，进而得到羽流红外辐射温度分布的最高温度(℃)随时间(s)变化曲线(修正后)；Tmaxi=Tmaxi′ϵi1/4...(4)]]>式中：Tmaxi―i时刻修正后的辐射温度分布的最高温度，K；T′maxi―i时刻热像仪测得的辐射温度分布的最高温度，K；εi―i时刻羽流场中测量点的发射率；按式(5)计算羽流红外辐射温度分布最高温度的最大值：Tmax＝Max(Tmaxi)…………………………(5)式中：Tmax―发动机稳定工作时间段内羽流红外辐射温度分布最高温度的最大值，℃；Tmaxi―i时刻修正后的辐射温度分布的最高温度，℃；(3)羽流红外辐射温度分布的平均温度数据处理依据式(6)计算图像序列中i时刻图像的羽流红外辐射温度分布的平均温度，得到羽流红外辐射场的平均温度(℃)随时间(s)变化曲线(修正前)；T‾i=Σj=1NTjN...(6)]]>式中：时刻图像中羽流红外辐射温度分布的平均温度，℃；Tj―i时刻图像中第j个像素点的温度，℃；N―i时刻图像中像素点总数；以i时刻羽流场中A点的发射率εi视为该时刻羽流场轴向平面的发射率；依据式(7)，对由式(6)得到的i时刻图像的羽流红外辐射温度分布的平均本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，其特征在于步骤如下：步骤一、测量前的准备测量要求和现场布设：环境温度10℃～35℃，相对湿度30％～75％；对于静置发动机状态，测量点位于发动机羽流场中心处；对于模拟飞行状态，火箭橇轨道长度3km～9km，在发动机喷口水平中轴线上选取测量点，被试发动机经过测量点时，测量点能够处于羽流场的水平中轴线上；红外热像仪和高温比色计垂直布设于距发动机轴线5m～30m处，各探测器视场对准相应的测量点；比色温度分段线性标定：将定值过的高温黑体设置某一温度，通电预热，待温度稳定后，将高温比色计探测器视场对准黑体腔体，利用数据采集系统获得系列电压值，每一个电压值对应一个黑体温度即标准值，以比色数采电压为横坐标，黑体温度为纵坐标，得到标定曲线，可对某个实测电压所对应的温度进行分段线性标定；热像仪图像比例尺的确定：将测量点在红外热像仪上进行位置标注并记录像素，测量1m钢尺所占像素数N1m，按式(1)计算图像比例尺：K=1N1m---(1)]]>式中：K―比例尺；N1m―1m长度在标定图像中所占像数；测量参数设置：各测量仪器经预热正常工作后，设置红外热像仪发射率、画面每秒传输帧数、图像分辨率、探测距离、环境温度湿度、高温比色计响应时间及采样率；被试发动机和助推发动机布设：对于静止发动机状态，将装配好的1枚被试发动机水平安装在火箭橇平台钢结构支架上，整体固定于轨道上，接好点火线；对于模拟飞行状态，被试发动机通过转接筒与加长舱段联结，加长舱段与橇体前部水滴形钢梁焊接联结；被试发动机、转接筒和加长舱段均保持水平状态；将装配好的1枚被试发动机安装在火箭橇平台上，接好点火线；将2枚～9枚助推发动机分别固定在火箭橇台架上，接好点火线；步骤二、测量对于静止发动机状态，0s下达发射口令被试发动机点火，工作至自然熄火；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；对于模拟飞行状态，0s下达发射口令，助推发动机点火，助推发动机工作结束后，被试发动机经加电网触发点火，以预定速度经过测量点，工作至自然熄火；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；步骤三、测量数据处理发射率计算：对于发动机羽流场中的测量点，利用高温比色计获得的经分段线性标定过的比色温度随时间变化曲线，利用红外热像仪测得的辐射温度随时间变化曲线；以比色温度曲线偏离基线时的时刻为基准，对辐射温度数据对应的时刻进行修正；以热像仪采样时间间隔对比色温度数据进行有效提取，使比色温度曲线和辐射温度曲线上的每一对温度点所对应的时刻保持一致；依据式(2)，计算得到i时刻羽流场中测量点的发射率，从而得到测量点的发射率随时间变化的曲线；ϵi=(Ti′Ti)4---(2)]]>式中：εi―i时刻测量点的发射率；Ti'―i时刻热像仪测得的测量点的辐射温度，K；Ti―i时刻高温比色计测得的测量点的比色温度，K；羽流红外辐射温度分布的最高温度数据处理：依据式(3)，计算羽流图像序列中i时刻图像的红外辐射温度分布的最高温度，进而得到羽流红外辐射温度分布的最高温度随时间变化曲线，即修正前的最高温度曲线；T'maxi＝Max(Tj)        (3)式中：T'maxi―i时刻羽流红外辐射温度分布的最高温度，℃；Tj―i时刻图像中第j个像素点的温度，℃；以i时刻羽流场中测量点的发射率εi视为该时刻羽流场轴向平面的发射率；依据式(4)，对由式(3)得到的i时刻图像的红外辐射温度分布的最高温度进行修正，进而得到羽流红外辐射温度分布的最高温度随时间变化曲线，即修正后的最高温度曲线；Tmaxi=Tmaxi′ϵi1/4---(4)]]>式中：Tmaxi―i时刻修正后的辐射温度分布的最高温度，K；按式(5)计算羽流红外辐射温度分布最高温度的最大值：Tmax＝Max(Tmaxi)             (5)式中：Tmax―发动机稳定工作时间段内羽流红外辐射温度分布最高温度的最大值，℃；羽流红外辐射温度分布的平均温度数据处理：依据式(6)计算图像序列中i时刻图像的羽流红外辐射温度分布的平均温度，得到羽流红外辐射场的平均温度随时间变化曲线，即修正前的平均温度曲线；T‾i=Σj=1NTjN---(6)]]>式中：―i时刻图像中羽流红外辐射温度分布的平均温度，℃；Tj―i时刻图像中第j个像素点的温度，℃；N―i时刻图像中像素点总数；以i时刻羽流场中A点的发射率εi视为该时刻羽流场轴向平面的发射率；依据式(7)，对由式(6)得到的i时刻图像的羽流红外辐射温度分布的平均温度进行修正，进而得到羽流红外辐射温度分布的平均温度随时间变化曲线，即修正后的平均温度曲线；Tavgi=Tavgi&...

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机羽流红外辐射温度动态测量方法，其特征在于步骤如下：步骤一、测量前的准备测量要求和现场布设：环境温度10℃～35℃，相对湿度30％～75％；对于静置发动机状态，测量点位于发动机羽流场中心处；对于模拟飞行状态，火箭橇轨道长度3km～9km，在发动机喷口水平中轴线上选取测量点，被试发动机经过测量点时，测量点能够处于羽流场的水平中轴线上；红外热像仪和高温比色计垂直布设于距发动机轴线5m～30m处，各探测器视场对准相应的测量点；比色温度分段线性标定：将定值过的高温黑体设置某一温度，通电预热，待温度稳定后，将高温比色计探测器视场对准黑体腔体，利用数据采集系统获得系列电压值，每一个电压值对应一个黑体温度即标准值，以比色数采电压为横坐标，黑体温度为纵坐标，得到标定曲线，可对某个实测电压所对应的温度进行分段线性标定；热像仪图像比例尺的确定：将测量点在红外热像仪上进行位置标注并记录像素，测量1m钢尺所占像素数N1m，按式(1)计算图像比例尺：K=1N1m---(1)]]>式中：K―比例尺；N1m―1m长度在标定图像中所占像数；测量参数设置：各测量仪器经预热正常工作后，设置红外热像仪发射率、画面每秒传输帧数、图像分辨率、探测距离、环境温度湿度、高温比色计响应时间及采样率；被试发动机和助推发动机布设：对于静止发动机状态，将装配好的1枚被试发动机水平安装在火箭橇平台钢结构支架上，整体固定于轨道上，接好点火线；对于模拟飞行状态，被试发动机通过转接筒与加长舱段联结，加长舱段与橇体前部水滴形钢梁焊接联结；被试发动机、转接筒和加长舱段均保持水平状态；将装配好的1枚被试发动机安装在火箭橇平台上，接好点火线；将2枚～9枚助推发动机分别固定在火箭橇台架上，接好点火线；步骤二、测量对于静止发动机状态，0s下达发射口令被试发动机点火，工作至自然熄火；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；对于模拟飞行状态，0s下达发射口令，助推发动机点火，助推发动机工作结束后，被试发动机经加电网触发点火，以预定速度经过测量点，工作至自然熄火；0s时同步触发红外热像仪测控系统和高温比色计测控系统，采集结束，保存数据；步骤三、测量数据处理发射率计算：对于发动机羽流场中的测量点，利用高温比色计获得的经分段线性标定过的比色温度随时间变化曲线，利用红外热像仪测得的辐射温度随时间变化曲线；以比色温度曲线偏离基线时的时刻为基准，对辐射温度数据对应的时刻进行修正；以热像仪采样时间间隔对比色温度数据进行有效提取，使比色温度曲线和辐射温度曲线上的每一对温度点所对应的时刻保持一致；依据式(2)，计算得到i时刻羽流场中测量点的发射率，从而得到测量点的发射率随时间变化的曲线；ϵi=(Ti′Ti)4---(2)]]>式中：εi―i时刻测量点的发射率；Ti'―i时刻热像仪测得的测量点的辐射温度，K；Ti―i时刻高温比色计测得的测量点的比色温度，K；羽流红外辐射温度分布的最高温度数...

【专利技术属性】
技术研发人员：仪建华，孙美，许毅，赵凤起，孙志华，王长健，杨燕京，李猛，秦钊，
申请(专利权)人：西安近代化学研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61