引用本文
王昌辉, 梁美, 梁磊, 孙晓刚. 用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计. 光谱学与光谱分析, 2018,38(9): 2860-2865
WANG Chang-hui, LIANG Mei, LIANG Lei, SUN Xiao-gang. A Wide-Range Multi-Spectral Pyrometer for True Temperature Measurement of Solid Rocket Engine Plume. Spectroscopy and Spectral Analysis, 2018,38(9): 2860-2865.  
Doi: 10.3964/j.issn.1000-0593(2018)09-2860-06
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用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计
王昌辉1, 梁美1,*, 梁磊2, 孙晓刚3
1. 烟台大学机电汽车工程学院, 山东 烟台 264005
2. 凉山矿业股份有限公司, 四川 会理 615141
3. 哈尔滨工业大学电气工程及自动化学院, 黑龙江 哈尔滨 150001
*通讯联系人 e-mail: mmglm@163.com; liangmhit@gmail.com

作者简介: 王昌辉, 1984年生, 烟台大学机电汽车工程学院讲师 e-mail: wang_changhui@ytu.edu.cn

收稿日期: 2017-09-12 接受日期: 2017-12-28
基金项目: 国家重大科学仪器设备开发专项(2013YQ470767), 烟台大学博士启动基金项目(JX17B26)资助
摘要

现有的多光谱高温计的测量下限均大于1 173 K(900 ℃), 不适用于新型火箭羽焰真温测量范围的要求(900~2 700 K)。 为了解决现有的多光谱高温计无法测量1 173 K以下羽焰真温的问题, 研制了用于固体火箭发动机羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计。 该多光谱高温计采用了并联光电探测器阵列相邻像元的方法, 并且创建了基于对数函数的900~1 173 K温区的温度标定方法, 从而拓宽了高温计的温度测量范围。 针对某型号固体火箭发动机羽焰的三个目标点进行了现场测量, 实验结果验证了该高温计的有效性。

关键词: 真温; 多光谱高温计; 羽焰; 宽量程; 温度标定
中图分类号:TK311 文献标识码:A
A Wide-Range Multi-Spectral Pyrometer for True Temperature Measurement of Solid Rocket Engine Plume
WANG Chang-hui1, LIANG Mei1,*, LIANG Lei2, SUN Xiao-gang3
1. School of Electromechanical and Automotive Engineering, Yantai University, Yantai 264005, China
2. Liangshan Mining Industry Co., Ltd., Huili 615141, China
3. School of Electrical Engineering and Automation, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China
Abstract

The lower limit of the existing multi-spectral pyrometer is higher than 1 173 K (900 ℃), which is not suitable for the measurement of the true temperature range of a new rocket plume (900~2 700 K). A wide-range multi-spectral pyrometer for true temperature measurement of the solid rocket engine plume is developed to solve the problem that existing multi-spectral pyrometers cannot measure the plume true temperature when the temperature is lower than 1 173 K. The pyrometer uses a parallel connection method of the photoelectric detectors adjacent pixels, and proposes a temperature calibration method for 900~1 173 K region on the basis of the logarithmic function, so as to broaden the range of the measuring temperature pyrometer. The field measurement is carried out on the three targets of a solid rocket engine plume and the experimental results verify the validity of the pyrometer.

Key words: True temperature; Multi-spectral pyrometer; Engine plume; Wide-range; Temperature calibration
引 言

火箭发动机的羽焰真温是研究推进剂燃烧过程、 了解发动机性能和优化发动机特性的重要参数[1]。 快速准确的测量羽焰真温具有重要的理论意义及现实意义。 温度测量方法分为接触式和非接触式。 由于固体火箭发动机的羽焰呈现高温、 高速和两相非平衡流的动态特征, 接触式测温法会改变羽焰流场, 影响测量精度, 而且接触式测温法由于响应速度慢, 跟踪不到羽焰的温度变化。 为了避免测量仪器对羽焰流场的干扰, 实现快速测量火箭羽焰温度的要求, 宜采用辐射测温法[2](一种非接触式测温法)。

辐射测温系统常使用多光谱测温法[3, 4]来克服传统单色和比色测温法中的未知发射率[5]的限制[6]。 单色测温法测得的是物体的亮温, 比色测温法测得的是物体的色温, 能够获得物体真温的方法是多光谱测温法[7]。 固体火箭发动机羽焰中含有大量的Al2O3颗粒[8, 9, 10], 为采用多光谱测温法测量羽焰真温奠定了基础[11]。 多光谱高温计是多光谱测温法的测量装置。 1999年哈工大研制的测量火箭发动机羽焰温度的6目标8波长高温计的测温量程为1 500~3 000 K[12]。 2008年萧鹏等为航天六院研制的用于航天发动机尾焰温度测量的6目标多光谱高温计, 测温范围是1 500~3 000 K。 2011年孙崐等研制的用于爆炸火焰真温测量的多光谱温度计的测温范围为1 173~3 773 K。 这些多光谱温度计的测量下限均大于1 173 K, 不适用于新型火箭羽焰真温测量范围的要求(900~2 700 K)。

高温计在使用之前必须进行温度标定。 目前, 高温计温度标定常用的黑体辐射源的最低温度为1 173 K, 低于此温度时黑体辐射源输出信号的稳定性很差且能量很弱。 因此, 采用单一的黑体辐射源无法实现对高温计900~2 700 K的温度标定。 如果采用多个黑体辐射源, 在温度重叠区域需要进行修正, 实际修正非常困难。 因此, 现有的高温计无法测量1 173 K以下的羽焰真温。

为了获得900~2 700 K的羽焰真温, 本研究采用并联光电探测器阵列相邻像元的方法和创建基于对数函数的900~1 173 K温区的温度标定方法, 拓宽测量仪器的温度下限, 研制测量羽焰真温的宽量程多光谱高温计。 仪器的主要技术指标为: 测量温度范围是900~2 700 K; 出口端面测温精度为± 3%; 光纤传输距离为100 m; 单通道采集速率是100 kHz; 单目标光谱通道为6个; 目标点数是3个。 应用高温计对某型号固体火箭发动机羽焰的三个目标点的真温进行同时测量。

1 系统装置

采用多光谱测温法研制, 此仪器有6个光谱通道, 通过处理多个光谱通道(波长)下采集到的被测目标的亮温信息来获得被测目标的真温。 此仪器基于发射率模型约束的多光谱辐射真温反演法[13]来获得真温。

1.1 装置整体结构

高温计装置主要由光学系统、 电路系统、 控制及数据处理系统组成。 装置的原理图如图1所示。 高温计的光学系统用于实现固体火箭发动机羽焰目标点辐射能量的聚焦、 传输和成像。 高温计的电路系统实现了六个通道辐射信息的同步采集及电信号的放大和处理。 基于PC-104工控主板和SSD固态硬盘的控制及数据处理系统用于实现数据采集卡USB2850的控制以及数据的存储、 处理与显示。 考虑到实验中振动和冲击的影响, 为高温计设计了防护箱体, 包括光学和电路处理箱以及微机处理箱, 保证高温计工作的可靠性。

图1 高温计的原理图Fig.1 Schematic diagram of instrument

1.2 光电探测器的选择

光电探测器阵列的正确选择是研制高温计的关键。 此高温计的量程为900~2 700 K, 根据Planck定律和维恩位移定律, 其相应的波长的理论计算范围是1.07 ~1.10 μ m。

理论上, 具有6个通道的高温计采用具有6个像元的光电探测器阵列即可得到6个不同的波长。 然而, 因为棱镜的折射率随波长的减小而增大, 探测器阵列各个像元的尺寸不变, 所以在短波段每个像元的带宽会减小, 各个像元接收的能量较弱。 并且, 在1173K以下的温区辐射能量较弱, 由于光纤传输中信号的衰减, 使得各个像元接收的能量更弱, 导致高温计不能有效地采集电信号。 为此, 本设计高温计采用了具有16个感光像元的硅光电探测器阵列S4111-16Q其光谱响应曲线如图2所示。 通过在短波段并联S4111-16Q相邻像元的方法, 有效增强了900~1 173 K温区的输出信号。

图2 S4111-16Q的光谱响应曲线Fig.2 The spectral response of S4111-16Q

1.3 高温计的温度标定

为了获得固体火箭羽焰真温, 需要知道高温计每个光谱通道的有效波长以及每个光谱通道获得的羽焰的亮温。 高温计在测量被测目标时最初获取的是电压值。 只有知道光谱通道的温度-电压关系曲线, 才能通过电压值获得该通道下的亮温值。 为了获得各个目标各个光谱通道的温度-电压关系曲线, 高温计需要进行温度标定。

由技术指标可知, 该高温计的测温范围为900~2 700 K。 由于测温下限为900 K, 而温度标定所使用的黑体辐射源可以标定的最低温度为1 173 K, 小于1 173 K时黑体辐射源输出信号的稳定性很差且能量很弱, 因此采用单一的黑体辐射源无法实现900~2 700 K的温度标定。 如果采用多个黑体辐射源, 在温度重叠区域则存在修正问题, 这也是很难解决的。 因此, 将该高温计的温度标定分为1 173~2 700 K温区的温度标定和900~1 173 K温区的温度标定。

该高温计1 173~2 700 K的温度标定实验是在国防科工局热学计量一级站北京航天计量测试技术研究所进行的。 此温区的温度标定的标准不确定度为1.79%。 目前的外推标定方法中, 无源温区标定方法外推至900 K时的误差高达21%, 不适合于900~1 173 K温区的温度标定。 因此, 针对900~1 173 K的温度标定, 提出一种基于对数函数的标定方法。

1.3.1 基于对数函数的标定方法原理

900~1 173 K基于对数函数的温度标定方法原理为:

多光谱高温计的第i个通道的输出信号Vi可简化为

Vi=Aλiελiλi-5e-c2λiT, i=1, 2, …, N(1)

式(1)中, Aλi为检定常数, 与波长、 该波长下探测器的一些参数以及c1有关。

温度标定中使用的黑体辐射源的发射率大于0.99, 近似为1, 即式中 ελi≈ 1, 则多光谱高温计的第i个通道的输出信号Vi为

Vi=Aλiελiλi-5e-c2λiT, i=1, 2, …, N(2)

对式(2), 两边同时取对数可得

lnVi=lnAλi+lnλi-5-c2λiT, i=1, 2, …, N(3)

式(3)中T对应标定的整百度点。

令 Yi=lnVi, Xi=1T, 则式(3)可表示为

Yi=a0+a1Xi+…+amXim(4)

式(4)中, 有m个参数a1, …, am。 根据实际标定温度点数, 这里取m=1, 2, 3。 当1 173 K以上温区的标定数据为已知时, 将公式作为模型即可求解900~1 173 K温区的标定数据。

1.3.2 理论数据验证

为了分析所用温度点个数、 波长以及模型参数的个数对于此标定方法精度的影响, 基于式(2)创建的Planck数据进行理论验证, 从而检验此标定方法的精度。 分别选取0.6, 0.7, 0.8, 0.9, 1.0和1.1 μ m作为波长。 分别选取温度范围为1 173~1 773 K(900~1 500 ℃), 1 473~2 000 K(1 200~1 800 ℃)和1 773~2 373 K(1 500~2 100 ℃)的4~7个整百度温度点的数据作为已知标定数据。 分别取m=1, 2, 3求解式(4)的参数, 从而获取与已知温度点临近的3个温度点873, 973, 1 073 K(600, 700, 800 ℃), 1 173, 1 273, 1 373 K(900, 1 000, 1 100 ℃)和1 473, 1 573, 1 673 K(1 200, 1 300, 1 400 ℃)的标定值。 此方法获取温度结果的相对误差如表1— 表3所示。

由表1— 表3可以得到以下结论:

表1 理论外推结果的相对误差(λ =0.6 μ m, 温度点个数分别为7和6) Table 1 Relative errors of theoretical extrapolation results (λ =0.6 μ m, 7 and 6 temperature points)
表2 理论外推结果的相对误差(λ =0.6 μ m, 温度点个数分别为5和4) Table 2 Relative errors of theoretical extrapolation results (λ =0.6 μ m, 5 and 4 temperature points)
表3 理论外推结果的相对误差(温度点个数分别为5和4) Table 3 Relative errors of theoretical extrapolation results (5 and 4 temperature points)

(1)在波长为0.6~1.1 μ m的范围内, 对于900~1 173 K的温区, 基于对数函数的温度标定新方法有效;

(2)在相同的温度下, m值为1~3的范围内, m值为3时所得标定结果的相对误差最小;

(3)在相同m值下, 此标定方法所得标定结果的相对误差随着温度的升高而减小;

(4)在相同m值和相同温度下, 此标定方法所得结果的相对误差随着所用温度点个数的增加而增大, 即温度点个数为4~7的范围内, 个数为4时所得结果的相对误差最小;

(5)在相同m值和相同温度下、 波长为0.6~1.1 μ m的范围内, 当波长变化时, 此标定方法所得结果的相对误差基本不变。

1.3.3 实测数据验证

实测数据采用哈尔滨工业大学在2008年研制的用于测量固体火箭羽焰温度的多光谱高温计的温度标定数据。 温度为2 066~2 669 K的三个光谱通道下的标定数据, 如表4所示。 应用此标定方法, 选取m=1, 2, 将2 373~2 669 K的四个温度点作为已知标定数据进行外推, 获取2 066, 2 185和2 268 K的标定结果, 其结果的相对误差如表5所示。 由表5可知, m=2时外推标定结果的相对误差绝对值的最大值为1.07%, 表明在高温计实际波长和实际标定数据下, 此标定方法也是有效的。

表4 实际标定数据(V) Table 4 Practical calibration data (V)
表5 外推标定结果的相对误差(%) Table 5 Relative errors of practical data extrapolation results (%)
2 现场试验

为了验证该多光谱高温计的有效性, 在某型号固体火箭发动机地面试车实验中, 应用该高温计对一次点火时羽焰的三个不同目标点进行了同时测量。 三个目标点距离尾喷管出口端面的位置分布如图3所示, 一个瞄准头瞄准一个被测目标点。 三个目标点的真温测量结果如图4所示。 分别取不同目标、 相同时刻和相同目标、 不同时刻的信息进行发射率的计算, 计算结果如图5所示。

图3 三个被测目标点的位置分布图Fig.3 Location map of three targets

图4 三个被测目标点的真温曲线图Fig.4 The true temperature curve of three targets

图5 发射率随波长的变化
(a): 三个目标点在6 s时刻的发射率; (b): 目标3在10, 11和12 s时刻的发射率Fig.5 Emissivity data vs. wavelength
(a): The emissivity of the three targets at 6 s; (b): The emissivity of target 3 at 10, 11 and 12 s

由图3— 图5可知:

(1)羽焰的三个目标点的真温变化规律与文献[14]一致;

(2)三个目标点的位置分布和真温的对应关系与文献[15]相符, 即距离尾喷管出口端面越远、 沿发动机轴线的羽焰温度越低;

(3)此固体火箭发动机的羽焰在0.65 ~1.10 μ m波长范围内, 发射率随着波长增大而减小, 此变化规律符合文献[8]火箭羽焰发射率的变化规律。

以上说明了该多光谱高温计可以实现固体火箭发动机羽焰真温的测量, 从而验证了该高温计的有效性。

3 结 论

针对现有的多光谱高温计采用单一黑体辐射源无法实现宽量程标定、 不能获得1 173 K以下羽焰真温的问题, 研制了温度测量范围为900~2 700 K的宽量程多光谱高温计。 该高温计采用了并联光电探测器阵列相邻像元的方法以及创建900~1 173 K温区基于对数函数的标定方法, 使高温计的测温下限达到了900 K。 对某型号固体火箭发动机羽焰真温进行了现场测量, 实验结果表明: 距离尾喷管出口端面越远、 沿发动机轴线的羽焰温度越低; 在0.65~1.10 μ m波长范围内羽焰发射率随着波长增大而减小。 这些规律与以往的文献相符, 从而验证了该高温计的有效性。 该高温计的成功研制为固体火箭发动机羽焰真温的宽量程测量提供了有效途径。

The authors have declared that no competing interests exist.

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