本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统、光纤分光系统、数据采集与处理系统组成，光学瞄准系统包括物镜系统和场阑反射镜，物镜系统将被测目标点处发出的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统的入射处；光纤分光系统包括分束光纤头和窄带滤光片，光纤分光系统接收的光信息进行滤光，提供给数据采集与处理系统进行采集；数据采集与处理系统包括硅光电探测器、高速数据采集模块和工控机，数据采集与处理系统将谱线辐射信息转换数字信号传输至工控机中算出被测目标点的真实温度。本发明专利技术利用两种金属原子的双谱线光谱信息求取的温度可以较好的互补、对比，提高了该装置尾焰温度测量容错性。提高了该装置尾焰温度测量容错性。提高了该装置尾焰温度测量容错性。
【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机的尾焰温度测量装置
[0001]本专利技术涉及一种测温装置，具体涉及一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置。
技术介绍
[0002]固体火箭发动机的尾焰不同于一般火焰，具有高温、高速和高压的特点，呈现气固两相非平衡流的动态特征。尾焰温度是研究推进剂的燃烧过程、了解发动机性能和优化发动机特性的重要参数。随着能源、国防以及宇航事业的发展，固体火箭发动机尾焰温度的测量越来越受重视。固体火箭发动机尾焰温度测量技术的研究具有重要的科学价值与现实意义。固体火箭发动机尾焰流场非常复杂，推进剂的种类与成分繁多，发动机工况和燃烧反应进行程度也不尽相同，尾焰的高速动态特性和尾焰光谱发射率不确定性导致了尾焰温度测量难度较大。
[0003]根据测量中是否要接触固体火箭发动机尾焰，现有的尾焰温度测量方法分为接触法和非接触法。常用于测量固体火箭发动机尾焰温度的接触法主要为高温热电偶法，测量时高温热电偶需放置在尾焰流场内；常用的非接触法主要以辐射测温法为主，包括单色测温法、比色测温法和多波长测温法。单色测温法是辐射测温用于固体火箭发动机领域中最早出现的方法，也是结构最为简单的一种方法，这种方法通过滤光片使得只有某个指定波长的能量能进入光电倍增管，由于未知光谱发射率，所以测得的温度实际上是物体的亮温；比色测温法在一个高温计中制造两个光谱通道，通过对两个通道的光谱信息计算得出物体的温度，比色温度计假定被测物体是灰体，即发射率不受工作波长的影响，只与温度有关，该方法得到的温度被叫做比色温度；多波长测温法通过处理多个波长下采集到的被测目标的亮温信息，结合温度反演算法来获得被测目标的真实温度。大部分辐射测温法所得到的温度并不是目标物体的真实温度，获取真实温度往往需要已知目标物体的材料发射率，在辐射测温法中，常使用多波长测温法来克服传统单色和比色测温法中未知发射率的限制。
[0004]采用高温热电偶测量固体火箭发动机尾焰温度时，由于尾焰的超高温特性，很难找到符合尾焰温度范围的热电偶材料，且由于固体火箭发动机喷管出口处的尾焰流速最高可达3000m/s，浸没在流场内部的热电偶头易被吹断，即使在某些小型号固体火箭发动机试车过程中可以测得短时间的温度信息，但由于在热电偶头部高速羽流会诱导出激波，导致高温热电偶测量得到的温度并非尾焰的真实温度，而仅仅是偶头周围尾焰的滞止温度，导致测量温度与真实温度误差较大，并且难以进行动态温度补偿。辐射测温法中，单色测温法测得的温度为亮度温度，需估计被测物体的发射率才可得到真实温度，这使得测量的真温具有较大误差；比色测温所测温度为真温的前提是目标物体为灰体，固体火箭发动机尾焰发射率受波长的影响较大，不可视为灰体，所以应用此方法对固体火箭发动机尾焰温度进行测量势必引入较大误差；多波长测温法虽然可以通过获取多个光谱通道下的亮温来反演得到发射率以及真实温度，但其真温的反演精度受发射率假设模型选取的限制，固体火箭发动机试车过程中尾焰温度场为气固两相流场，且成分比例复杂，很难找到适合固体火箭发动机尾焰场的发射率假设模型，发射率假设模型的不匹配会带来反演温度误差较大的问
题。综上所述，由于固体火箭发动机尾焰温度场的复杂性，发射率的未知成为了辐射测温法测温准确性最大的限制。
[0005]辐射测温法主要测量固体火箭发动机尾焰中的Al2O3与碳粉等固体颗粒产生的连续光谱，但由于固体火箭发动机尾焰的高温气固两相流特性，其尾焰成分中不仅存在固体颗粒产生的连续光谱，尾焰中的铜、钾金属也会在高温、高速的尾焰场作用下发生金属原子化，受激原子从高能级向低能级跃迁时将以光的形式辐射出能量产生特定的原子双谱线光谱，产生的双谱线原子光谱强度之比仅与温度有关，因此该方法也被叫做双谱线测温法，避免了发射率对固体火箭发动机尾焰测温的影响，目前还没有使用双谱线法测量固体火箭发动机尾焰温度的先例，由于双谱线测温具有不会被光谱发射率影响等优点，因此有必要研制双谱线测温设备用以测量固体火箭发动机尾焰温度。
技术实现思路
[0006]本专利技术要解决的技术问题是提供固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，以解决现阶段固体火箭发动机尾焰测温精度较低且受发射率影响较大的问题。
[0007]为解决存在的技术问题，本专利技术采用的技术方案为：固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统、光纤分光系统、数据采集与处理系统组成，所述光学瞄准系统包括物镜系统和场阑反射镜，物镜系统将被测目标点处发出的光信息汇聚至场阑反射镜上；场阑反射镜由反射镜在中间开孔形成视场光阑，场阑反射镜将物镜系统汇聚的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统的入射处；所述光纤分光系统包括分束光纤头和窄带滤光片，分束光纤头的入射端口接收光学瞄准系统汇聚的光信息，并由分束光纤头均匀地将接收到的光分成多束光并通过光纤分别传输至窄带滤光片进行滤光，得到原子波长的谱线辐射信息，提供给数据采集与处理系统进行采集；所述数据采集与处理系统包括硅光电探测器、高速数据采集模块和工控机，硅光电探测器接收光纤分光系统分光后的谱线辐射信息并转换为电信号，将电信号通过信号导线传输至高速数据采集模块并转换为数字信号，数字信号传输至工控机中并由温度反演软件根据温度求取算法解算出被测目标点的真实温度。
[0008]进一步地，本专利技术所述光学瞄准系统还包括目镜系统，目镜系统设置在场阑反射镜上方，场阑反射镜通过反射镜反射光至目镜系统，使用者在目镜系统出瞳处观察由场阑反射镜反射到的视场，协助使用者瞄准被测目标点。
[0009]进一步地，本专利技术所述分束光纤头均匀地将接收到的光分成四束光并通过光纤分别传输至中心波长510.5nm窄带滤光片、中心波长521.8nm窄带滤光片、中心波长766.0nm窄带滤光片和中心波长770.1nm窄带滤光片进行滤光，得到铜原子波长分别为510.5nm和521.8nm以及钾原子波长分别为766.0nm和770.1nm的4条谱线辐射信息，用以供数据采集与处理系统进行采集。
[0010]进一步地，本专利技术所述硅光电探测器分为4个，4个硅光电探测器接收光纤分光系统分光后的4条谱线辐射信息并转换为电信号，将电信号通过信号导线传输至高速数据采集模块并转换为数字信号，数字信号通过千兆网线传输至工控机中并由温度反演软件根据温度求取算法解算出被测目标点的真实温度。
[0011]本专利技术基于双谱线测温法的固体火箭发动机尾焰温度测量装置，可以通过光学瞄
准系统获取固体火箭发动机尾焰某一点的光信息，由光学分光系统进行分光、滤光得到金属铜、钾的双谱线光谱信息，通过数据采集与处理系统将双谱线光谱信息采集并使用双谱线测温算法求解出固体火箭发动机尾焰温度，无需已知尾焰的发射率，可避免复杂尾焰流场未知发射率带来的测温误差，解决现有固体火箭发动机尾焰测温精度较低且受发射率影响较大的问题，实现固体火箭发动机尾焰真温精准测量。
[0012]本专利技术装置的不仅可以测量固体火箭发动机尾焰温度，同时也可应用于炸药爆炸火焰、液体火箭发动机尾焰等火焰中包含铜、钾原子温度的测量。
[0013]有益效果
[0014]本发本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统(1)、光纤分光系统(2)、数据采集与处理系统(3)组成，其特征在于：所述光学瞄准系统(1)包括物镜系统(11)和场阑反射镜(12)，物镜系统(11)将被测目标点处发出的光信息汇聚至场阑反射镜(12)上；场阑反射镜(12)由反射镜在中间开孔形成视场光阑，场阑反射镜(12)将物镜系统(11)汇聚的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统(2)的入射处；所述光纤分光系统(2)包括分束光纤头(21)和窄带滤光片，分束光纤头(21)的入射端口接收光学瞄准系统(1)汇聚的光信息，并由分束光纤头(21)均匀地将接收到的光分成多束光并通过光纤(22)分别传输至窄带滤光片进行滤光，得到原子波长的谱线辐射信息，提供给数据采集与处理系统(3)进行采集；所述数据采集与处理系统(3)包括硅光电探测器(31)、高速数据采集模块(32)和工控机(35)，硅光电探测器(31)接收光纤分光系统(2)分光后的谱线辐射信息并转换为电信号，将电信号通过信号导线(33)传输至高速数据采集模块(32)并转换为数字信号，数字信号传输至工控机(35)中并由温度反演软件根据温度求取算法解算出被测目标点的真实温度。2.根据权利要求1所述的尾焰温度测量装置，其特征在于：...
【专利技术属性】
技术研发人员：王博，张成飞，曹亚亭，郭斌，宋媛，苑博，许键，薛晓东，钱程远，程博，
申请(专利权)人：内蒙航天动力机械测试所，
类型：发明
国别省市：
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