一种发动机尾焰辐射振荡特性测试方法技术

一种火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法，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，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。本发明专利技术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。运行状态。运行状态。

【技术实现步骤摘要】
一种发动机尾焰辐射振荡特性测试方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]这里的陈述仅提供与本专利技术有关的
技术介绍
，而并不必然地构成现有技术。

技术实现思路

[0004]本专利技术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。
[0005]为了达到上述目的，本专利技术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：
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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。
[0009]所述步骤S1包含以下步骤：
[0010]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L
plume
；
[0011]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L
plume
，确定高速热像仪垂直于尾焰轴向方向的布置距离D：
[0012][0013][0014]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。
[0015]所述步骤S1.1包含以下步骤：
[0016]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；
[0017]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L
plume
。
[0018]所述步骤S2中，发动机开机时刻为t0，关机时刻为t
n
，在这个时间段，所采集到的红外热像数据集为M，M＝{T
k
,L
k,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＝(t
n
‑
t0)
·
F，a为图像横向像素数量，b为图像纵向像素数量，T
k
为采集第k张图像对应的时刻，L
k,i,j
为第k张图像中(i,j)像素点对应的辐射亮温。
[0019]所述步骤S3包含以下步骤：
[0020]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；
[0021]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；
[0022]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：
[0023][0024]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。
[0025]所述步骤S3.1包含以下步骤：
[0026]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N
i,j
＝(L
1,i,j
,L
2,i,j
,L
3,i,j
...L
N,i,j
)；
[0027]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：
[0028]其中，U
i,j
(f)为像素点(i,j)的频谱强度，f为频率。
[0029]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。
[0030]标定高速红外热像仪的方法包含：
[0031]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；
[0032]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；
[0033]设置不同黑体炉温度T
black
，基于普朗克黑体辐射定律，计算该温度下的辐射亮度E
black
(T
black
)；
[0034]采用高速红外热像仪对不同温度T
black
黑体炉进行红外热像采集，读取红外热像的DN
black
值，得到一系列与T
black
对应的热像图DN
black
，对一系列T
black
和E
black
进行拟合得到标定曲线：
[0035]DN
black
＝A1×
E
black
(T
black
)+A2[0036]式中，A1、A2为高速红外热像仪的标定系数。
[0037]本专利技术具有以下有益效果：
[0038]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。
[0039]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。
附图说明
[0040]图1是本专利技术提供的一种火箭发动机尾焰辐射振荡特性测试方法的流程图。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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：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；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；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。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：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L
plume
；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L
plume
，确定高速热像仪垂直于尾焰轴向方向的布置距离D：高速热像仪垂直于尾焰轴向方向的布置距离D：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。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：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；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L
plume
。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t
n
，在这个时间段，所采集到的红外热像数据集为M，M＝{T
k
,L
k,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＝(t
n
‑
t0)
·
F，a为图像横向像素数量，b为图像纵向像素数量，T
k
为采集第k张图像对应的时刻，L
k,i,j
为第...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟夏莹，王彪，张玉涛，霍熠炜，朱凌轩，史珮颖，
申请(专利权)人：上海无线电设备研究所，
类型：发明
国别省市：