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1、实用标准文案红外热像仪在固体火箭发动机羽焰测温中的应用摘要利用红外热像仪测量固体火箭发动机尾焰温度场。考察了红外发射率影响测量精度的主要因素在空间的分布,通过在尾焰区域建立二维直角坐标的方法,成功实现了热图分析位置和空间实际位置之间的双向互换,在某种程度上弥补了红外热图分析软件的不足。关键词:固体推进剂火箭发动机;温度场;红外发射率;热图分析AbstractTemperaturefieldofsolidrocketmotorplumewasmeasuredbyusingainfraredthermalimagingdevice.Di
2、stributionofinfraredemissivitywhichaffectsmeasuringaccuracywasana2lyzed.Throughestablishingtwo2dimensionrectangularcoordinateintheplumezone,bidirectionalexchangebetweenthermalimaginea2nalysispositionandrealpositionwassuccessfullyrealized.Themethodmakesupforinfraredimag
3、ineanalysissoftwaretosomeex2tent.Keywords:solidpropellantrocketengine;temperaturefield;in2fraredemissivity;thermalimagineanalysis精彩文档实用标准文案1 引言推进剂燃气火焰温度是固体火箭发动机的基本参数之一,了解固体火箭发动机尾焰温度和温度分布对于研究推进剂的燃烧和发动机内流场的特性具有重要价值,可用于解释燃烧过程中间产物的形成,并增进对火焰传播机理的进一步理解。另外,火箭隐身技术发展也要求对固体火箭发动机
4、羽焰的温度场分布和红外热辐射特征有所了解[1]。近年来,非接触式测温技术发展迅速。美国海军研究生院和阿诺德空军研发中心(AEDC)在CARS(相干反斯托克司拉曼光谱)法、遥感FTIR光谱法、红外热成像法等检测手段上均做了大量的尝试。在国内,哈尔滨工业大学率先研制出多波长测温仪,可以实现6点8波段亮温的高速测量,并针对固体火箭发动机进行了搭载试验;海军工程学院也开展了相关的研究工作。但由于CARS法须事先已知测点的压强,而遥感FTIR光谱法与羽焰组分关系密切,多波长测温仪有效测点过少,致使这些要求均限制了其在固体火箭发动机羽焰温度场测
5、量领域的有效应用。综合考虑,红外热像法在测试技术上已趋成熟,并在电力、冶金等行业得以广泛应用。但要将该方法用于固体火箭发动机羽焰温度场测量,确保所测量精度,还应解决红外发射率的分布问题。文中将红外成像法和热电偶法测量相结合,探讨了固体火箭发动机羽焰区红外发射率的分布特征;在热像视图坐标和发动机空间坐标的对应上提出了具体解决方法,实现了坐标的互换,提高了测量的准确度。同时,文中指出了红外热像法应用于固体火箭发动机羽焰温度场测量领域的技术关键和难点。精彩文档实用标准文案2 实验原理2.1 红外测温的基本原理2.1.1斯蒂芬2玻耳兹曼定律
6、斯蒂芬2玻耳兹曼定律描述的是黑体单位表面积向整个半球空间发射所有波长的总辐射功率Eb(T)随其温度T的变化规律[2],即Eb(T)=σT4(1)式中 σ=5.6697×10-8W/(m2·K4)。如果能探测到黑体的单位表面积发射的总辐射功率,就能确定黑体的温度。因此,斯蒂芬2玻耳兹曼定律是所有红外测温的基础,也是红外热像仪出厂标定的主要依据。2.1.2实际物体的红外辐射特性[2]E(T)=ε(T,λ)σT4(2)式中 E(T)为实际物体(灰体)单位表面积向外辐射的总功率;ε(T,λ)为发射率,其定义为灰体与同温度黑体辐射性能之比。在
7、实际测量中,如果对测量目标的红外发射率了解不够,则会引起较大误差。2.2 热成像系统工作原理精彩文档实用标准文案热成像设备探测一定温度下灰体向外辐射的电磁能,并以灰度的形式加以量化,形成热图,从而比较直观的给出目标灰体表面的温度场分布。通过对热图上某点的分析(实际是对该点灰度的分析),可以得到该点处的实际温度。热像仪的常见工作波段为波长8～14μm和3.5～5μm光谱区域,因为该波段辐射能量集中,而且辐射电磁波受大气中H2O和CO2的影响最小。本实验热像仪工作在8～14μm波段。3 视图与实际坐标间的转换在红外热图上拾取喷管出口直径
8、上的两点,输入喷口直径的实际值,计算出两点之间以像素为单位的距离,通过与实际的喷管出口直径的比例关系,得到热图上每像素距离所代表的实际距离大小,并在热图上以喷管出口两直径点为纵轴,以两直径点中垂线为横轴按合适的比例生成坐标。生成坐标后
