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固体火箭发动机羽焰真温测量技术研究

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目录

第1章 绪 论

1.1 课题背景及研究目的和意义

1.2 火焰温度测量方法的国内外研究现状

1.3 本领域存在的科学问题及关键技术

1.4 本文的主要研究内容

第2章 基于模型约束的多波长真温构建方法研究

2.1 引言

2.2 传统多波长真温求解法

2.3 发射率与亮度温度之间的普适规律研究

2.4 基于普适规律的真温构建方法

2.5 仿真验证

2.6 本章小结

第3章 用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程光纤式多波长高温计的研制

3.1 引言

3.2 固体火箭羽焰的辐射特性研究

3.3 宽量程光纤式高温计的研制

3.4 光纤式高温计的温度标定

3.5 本章小结

第4章 光纤式多波长高温计有效波长标定的新方法

4.1 引言

4.2 高温计的传统有效波长标定方法

4.3 基于温度标定的有效波长标定新方法

4.4 标定方法验证

4.5 有效波长标定结果

4.6 本章小结

第5章 实验结果及不确定度分析

5.1 引言

5.2 实验室测试实验及结果

5.3 现场实验及结果

5.4 不确定度分析

5.5 本章小结

结论

参考文献

附录

攻读博士学位期间发表的论文

声明

致谢

个人简历

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摘要

固体火箭发动机的羽焰属于一种特殊火焰,呈现高温、高速和气固两相非平衡流的动态特征。羽焰温度是研究推进剂的燃烧过程、了解发动机的性能和优化发动机的特性的重要参数。羽焰流场非常复杂,固体火箭发动机地面试车时的测量环境十分恶劣,因此测量难度大。随着能源、国防以及宇航事业的发展,固体火箭发动机羽焰温度的测量越来越受重视。固体火箭羽焰真温测量技术的研究具有重要的科学价值与现实意义。
  多波长测温法是一种非接触法,其原理为在某一时刻对被测目标的多个波长下的亮度温度进行同时测量,进而求解目标真温。该方法对被测目标没有特殊要求,特别适合于高温、甚高温目标的真温测量。本文采用多波长测温法对固体火箭羽焰真温进行测量,旨在:探索发射率样本选择的理论依据,在此基础上研究真温构建的新方法;研制用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程光纤式多波长高温计,解决现有多波长高温计无法获得1173K以下羽焰真温的问题;研究一种新的有效波长标定方法,解决传统标定方法因信号太弱而无法用于光纤式多波长高温计有效波长标定的问题。基于以上目的,本文开展了固体火箭发动机羽焰真温测量技术的研究工作。
  本文的主要研究内容如下:
  (1)针对传统多波长真温求解方法中发射率样本选择缺少理论依据的问题,提出了一种基于模型约束的多波长真温构建方法。概述了传统多波长真温求解方法,分析了传统方法存在的主要问题。在亮度温度模型的基础上,通过理论推导发现了亮度温度变化和发射率变化之间的内在关系,提出了具有普适性的发射率模型约束条件。基于该约束条件,建立了带约束的多模型真温构建方法。仿真结果表明,相比二次测量法,该方法的计算速度最大可提升81.3%。该发射率模型约束条件可以有效筛选发射率样本,为发射率样本的选择提供了理论基础。
  (2)为解决在1173K以下采用单一黑体辐射源不能实现现有高温计的宽量程标定而无法测量羽焰真温的问题,研制了一种用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程光纤式多波长高温计。分析了固体火箭羽焰的辐射特性和羽焰测温的实际需求,设计了高温计的光学系统、电路系统和应用程序。光学系统采用分离结构和光纤远传技术,提高了高温计的瞄准性能和工作可靠性。电路系统采用并联光电探测器阵列相邻像元的方法和前置放大电路自动切换量程的方法,并针对900K~1173K温区的温度标定提出了基于对数函数的标定新方法,使高温计的测温下限达到了900K,将高温计的温度测量范围拓宽至900K~2700K。
  (3)针对传统有效波长标定方法标定光纤式多波长高温计存在的实际问题,提出了一种基于温度标定的有效波长标定新方法。分析了高温计的传统有效波长标定方法。结合实际温度标定数据,研究了高温计温度标定数据的内在规律。基于普朗克定律,建立了不同标定温度点标定数据与有效波长之间的关系模型,提出了由温度标定数据直接确定有效波长的求解方法。该方法不仅提供了一种快速获取有效波长的新思路,而且避免了复杂耗时的标定过程。分别采用仿真和实验对该方法进行了验证。仿真结果显示,温度标定值加入±1%的随机误差后,新方法得到的波长值与理论值之间的相对误差小于4.7%,此时所得真温的计算值与理论值之间的相对误差的最大绝对值为0.7%。实验结果表明,相比传统标定方法,新方法所得波长值的相对误差的最大绝对值为1.9%,此时所得真温值的绝对误差的最大值为2.4K,表明该方法可行。
  (4)对高温计的实验结果和不确定度进行了分析。采用本文所研制的高温计在实验室进行了卤钨灯灯丝温度和黑体辐射源温度的测量实验,结果表明了高温计的正确性与合理性。测量了某固体火箭发动机地面试车时的羽焰真温变化全过程,并对实验结果进行了分析。利用该实验数据,进一步验证了基于模型约束的多波长真温构建方法的有效性。分析了该高温计的测量不确定度,得出其合成不确定度为2.07%。

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