[发明专利]一种考虑多波长光谱辐射的火箭发动机燃气温度测试方法

说明书

技术领域

本发明涉及火箭发动机燃气温度的测试方法，属于温度测量技术领域，具体涉及一种考虑多波长光谱辐射的火箭发动机燃气温度测试方法。

背景技术

火箭发动机燃气温度在推进剂燃烧机理研究、发动机结构设计和发动机防烧蚀设计方面具有重要的参考价值。燃气温度，一方面是火箭发动机推进剂的重要能量参数，为推进剂配方调节提供设计指导；另一方面，是表征流场特征及火箭发动机内弹道性能的主要参考依据；同时，燃气温度也是影响火箭发动机内绝热层烧蚀性能的重要参数，为发动机热防护提供设计依据。但是，由于火箭发动机工作环境恶劣，且燃气温度非常高(通常大于3000K)，燃气温度的测试是一项要求高、难度大的复杂技术，多年来一直没有真正解决。目前，燃气温度测试方法基本上可以分为接触式测温法和非接触式测温法两大类。

接触式测温法如热电偶法，其局限性在于测量温度范围十分有限，一般用于2500K以下的温度测量，应用到火箭发动机燃气温度测量时，热电偶无法测量高温燃气温度；其次，热电偶测温响应慢，具有一定的滞后性，不适合火箭发动机燃气温度的动态快速响应。

非接触测温方法中，适合火箭发动机燃气温度测试的方法并不多：

西北工业大学的徐朝启等人在《固体推进剂燃烧温度的双波长测试方法》提出了一种双波长法测试固体推进剂燃烧温度。选取两个波长区间，得到两个区间光谱辐射量的比值，拟合光谱辐射量比值和温度的关系式，在实验测得光谱辐射量的前提下，通过拟合关系式计算推进剂燃烧温度。这种双波长测温方法仍有一定的缺陷：(1)双波长测温法只能选取两个特定的波长区间，不能表征其他波段的光谱辐射量与温度的关系；(2)该方法主要测量推进剂凝相产物(主要是Al₂O₃)的光谱辐射量，忽略大量气相产物光谱辐射量的影响，只能适用于特定种类的推进剂；(3)该方法要求使用者预先测定其他推进剂的光谱辐射量和燃气温度，从而拟合出光谱辐射量与温度的关系式，应用于未知推进剂燃烧温度的测量，过程比较繁琐，无法进一步推广应用。

哈尔滨工业大学的孙晓刚等人在《基于多光谱法的固体火箭发动机羽焰温度测量》中，采用8波长高温光谱仪对中国某型号固体火箭发动机羽焰温度进行测量。这种方法的不足是：(1)光谱仪只能采集8个波长的光谱辐射强度数据，数据较少，容易受到非测量对象辐射光谱的干扰；(2)该方法需要预先假设被测对象的发射率模型，当被测目标实际的发射率模型与假定情形不相符时，误差很大。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种考虑多波长光谱辐射的火箭发动机燃气温度测试方法，基于普朗克定律，以波长、温度和光谱辐射强度的关系作为数据处理依据，采集200nm-2000nm范围内光谱波长和对应的光谱辐射强度，建立波长和光谱辐射强度的数学模型，根据建立的数学模型计算火箭发动机燃气温度。

考虑多波长光谱辐射的火箭发动机燃气温度测试方法基本原理如下：

对于黑体，普朗克定律表达式如下：

Eb(λ,T)=c1λ-5exp(c2λT)-1---(1)]]>

式中：

E_b(λ，T)—－黑体的光谱辐射强度，[W/m²·μm]；

T——绝对温度，[K]；

λ——光谱辐射波长，[μm]；