[發明專利]一種大氣吸收波段內發動機噴焰特性試驗裝置和試驗方法

有效

• 申請號: 201410528328.0
• 申請日: 2014-10-09
• 公開（公告）號: CN104296995A
• 公開（公告）日: 2015-01-21
• 發明（設計）人: 曹移明;冷傳航;裴胤;張灝龍;李彬
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G01M15/00
• 分類號: G01M15/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 安麗

技術領域

本發明涉及一種發動機噴焰特性試驗裝置和試驗方法，特別是一種大氣吸收波段內發動機噴焰特性試驗裝置和試驗方法，采用紅外光譜儀與熱像儀結合來測量發動機尾噴焰紅外輻射數據的方法，適用于氣吸收波段內發動機噴焰特性的試驗，屬于發動機特性試驗領域。

背景技術

發動機噴焰的紅外輻射特性是預警、監視等應用的關鍵基礎數據。與目標表面輻射相比，發動機噴焰輻射存在較強的特殊性，研究難點主要體現在：一是發動機非完全燃燒形成的流場具有較強的不確定性，氣凝兩相耦合體同時存在著發射、散射、吸收等能級躍遷機制，流場形成與輻射傳輸機理異常復雜；二是發動機噴焰的輻射集中在2.7μm與4.3μm，屬于強大氣吸收波段，受大氣中水汽與二氧化碳吸收影響，無法在地面遠距離開展輻射測量試驗，天基測量手段尚不具備，相關基礎數據積累基本處于空白。

國內外主要以星載、球載以及機載測量方式為主，但試驗成本與復雜性較大。期刊文章“Comparison?of?calculated?and?measured?radiation?from?a?rocket?motor?plume”(AIAA，2001年)嘗試開展了4-5μm大氣窗口寬波段內的液體發動機輻射特性測量，但無法獲得4.3μm吸收帶的數據；

期刊文章“固體火箭發動機噴流紅外輻射實驗及計算研究”(《宇航學報》，2008年01期)介紹了真空環境下的噴焰測量方案，在約90kPa和5kPa兩個環境壓力下，對縮尺火箭發動機燃燒室壓力以及噴流的紅外輻射強度進行了測量，由于真空環境無法對1:1大推力發動機進行測量，因此該方法具有局限性，無法應用于火箭主發動機的特性測量。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提出一種大氣吸收波段內發動機噴焰特性試驗裝置和試驗方法，采用近場光譜儀與遠場熱像儀相結合的發動機噴焰多維特征數據獲取方法與數據處理方法，該方法充分壓縮了輻射傳輸的路徑長度，從而降低了大氣對噴焰輻射的吸收，提高了有效信號強度，并通過動態數據實現高精度大氣校正，提升了試驗數據的精度。

本發明的技術解決方案是：一種大氣吸收波段內發動機噴焰特性試驗裝置，包括：傅里葉光譜儀、高溫定標黑體和紅外熱像儀；

試驗前，高溫定標黑體分別與傅里葉光譜儀和紅外熱像儀光學連接，完成對傅里葉光譜儀和紅外熱像儀的輻射定標；

被測發動機固定安裝在發動機試車臺上，傅里葉光譜儀、紅外熱像儀和被測發動機均位于發動機試車臺平面內；

傅里葉光譜儀和被測發動機的機身位于被測發動機噴口的同側，紅外熱像儀位于另一側，其中傅里葉光譜儀與被測發動機噴口之間的距離為4～6m，紅外熱像儀與被測發動機噴口之間的距離大于40m；

傅里葉光譜儀的光軸和紅外熱像儀的光軸相交，且交點位于被測發動機噴口軸線的延長線上。

所述傅里葉光譜儀的光軸和紅外熱像儀的光軸的交點與噴口末端的距離為0.5～1m。

一種基于權利要求1中試驗裝置的試驗方法，步驟如下：

(1)利用大氣傳輸軟件，計算被測環境大氣透過率；

(2)根據傅里葉光譜儀與被測發動機的距離，選擇傅里葉光譜儀的鏡頭，并確定傅里葉光譜儀和被測發動機噴口之間的連線與被測發動機機身軸線之間的夾角；

(3)根據紅外熱像儀的視場范圍以及試驗場地尺寸，確定紅外熱像儀的位置；

(4)根據預先給定的被測發動機的溫度范圍，利用高溫定標黑體在預先給定的溫度范圍內對傅里葉光譜儀進行多點輻射定標；所述被測發動機的溫度范圍根據被測發動機的推力大小不同預先給定；

(5)分別對傅里葉光譜儀和紅外熱像儀進行瞄準，使得被測發動機的噴口軸線延長線上的預設點處于視場中心位置；

(6)統一傅里葉光譜儀和紅外熱像儀的時間標準，啟動測試裝置，被測發動機點火開始進行大氣吸收波段內發動機噴焰特性試驗，傅里葉光譜儀對被測發動機的輻射能量數據進行采集，紅外熱像儀對被測發動機的紅外圖像數據進行采集；

(7)對步驟(6)中的數據采集完成，利用傅里葉光譜儀采集的輻射能量數據、紅外熱像儀采集的紅外圖像數據和步驟(1)的大氣透過率進行大氣校正處理，具體為：