[发明专利]一种利用晶体测温的方法及其标定装置

说明书

本发明涉及一种利用晶体测温的方法及晶体温度的标定装置，该方法包括：对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线；待测装置内设置有测温晶体，对待测装置进行点火试验，获取测温晶体的温升曲线，并根据所述温升曲线获取所述测温晶体的温度保持时间；获取所述测温晶体的晶格伸展率；根据所述标准标定曲线、所述温度保持时间和所述测温晶体的晶格伸展率确定所述待测装置的温度。本发明利用了晶体在接受高强度中子辐照后，微观结构在较大范围内会发生变化的特性，通过对这类晶体在辐照后进行加热退火处理，使得晶体的晶格间距恢复至辐照前的初始值；而晶体晶格间距的恢复程度与退火温度和退火时间直接相关，利用这一关系通过晶体对液体火箭发动机的推力室在点火试验过程中获取其最高试验或工作温度。

技术领域

本发明涉及温度测量技术领域，特别是涉及一种利用晶体测温的方法及其标定装置。

背景技术

飞行器是在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械。飞行器分为3类：航空器、航天器、运载器。在大气层内飞行的称为航空器，如飞艇、飞机等，它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，它们在任务过程中主要依靠惯性做与天体类似的轨道运动。运载器主要在地面和太空轨道间往返，运送载荷，如火箭和导弹。近年来，飞行在临近空间(大气层顶端)的高速飞行器，具有航空器、航天器和运载器的特性，将三者进行了有机的结合。飞行器推进系统通过将化学能、核能或太阳能转化为机械能，为各类飞行器提供动力。

高温测量是航空航天领域的关键技术，因为飞行器及其推进系统经常工作在极端高热的环境下，例如，临近空间的高超声速飞行器在飞行过程中或航天器和运载器进入大气层的过程中，由于气动加热，飞行器的外表面温度最高可达2000℃以上，需要在飞行器外表面敷设隔热材料并从内部进行对流换热冷却，以保证飞行器本体结构的安全。此外，以吸气式发动机和火箭发动机为代表的飞行器推进系统，燃烧室内燃气温度也高达1500℃以上，需要对高温部件采取冷却和隔热的双重手段，才能保证其安全运行。因此，高温环境对飞行器及其推进系统的服役性能及寿命的影响非常显著，是设计时必须考虑的重要因素之一。为了应对这一需求，精确测量飞行器及其推进系统高温部件工作表面的温度，对于分析其服役性能并预估寿命，有着极端重要的现实意义。

目前用于高温部件表面温度测量的传统技术手段主要包括：高温热电偶、高温示温漆、红外热成像仪。其中，第一种是高温热电偶的测量方式，对于高温固体壁面的局部温度测量，可以采取预埋和溅射(薄膜)两种安装方式。预埋热电偶的方式受到部件尺寸和结构的限制，且降低了部件的结构完整性，可能造成部件气动外形的局部改变。溅射的薄膜热电偶在高温环境的生存时间极短(毫秒级或秒级)，无法满足飞行器任务过程以及推进系统高温测试的需求，此外，对于有相对运动的高温部件(如发动机中的涡轮)，热电偶的测量信号需要通过导线和滑环引出，带来了较大的不确定度和误差，技术难度非常高；第二种高温示温漆主要应用于高超声速飞行器和推进系统高温部件试验以及原型机测试，但其存在试验时间短、测温精度较低、涂层易剥落、判读困难、试验效费比较低等不足；第三种红外热成像仪是相对成熟的高温部件表面温度测量技术，但是使用红外热像仪实现飞行器或推进系统工作条件下的温度测量，还存在较大技术难度。

综上所述，目前现有的高温部件表面温度测量技术手段始终未能有效解决在有限空间的条件下，高速飞行器及推进系统中高温部件表面温度进行准确测量。

发明内容

为解决现有技术存在的技术缺陷和不足，本发明提出一种利用晶体测温的方法及晶体温度的标定装置。

具体地，本发明一个实施例提出的一种利用晶体测温的方法，包括：

对样本晶体进行退火处理以获取标准标定曲线；

待测装置内设置有测温晶体，对待测装置进行点火试验，获取测温晶体的温升曲线，并根据所述温升曲线获取所述测温晶体的温度保持时间；

获取所述测温晶体的晶格伸展率；