基于多光谱成像技术的火焰温度及辐射率分布测量方法研究

火焰燃烧参数能直接反映火焰燃烧状态,并对燃烧过程进行诊断、预测和优化。火焰温度及辐射率是燃烧状态的重要表征参数,火焰温度及辐射率的准确测量对于建立燃烧模型、优化燃烧过程和控制污染物排放有着非常重要的意义。随着数字图像技术与光谱学的发展,多光谱成像技术逐步应用于火焰燃烧温度及辐射率测量。针对光谱仪空间分辨率低和RGB彩色相机光谱分辨率低的问题,多光谱成像技术能获得兼顾空间分辨率及光谱分辨率的火焰光谱图像,实现火焰温度及辐射率分布测量,具有高时空分辨率、响应快速及测温范围宽等优点。因此,提出了基于多光谱成像技术的火焰温度及辐射率测量方法,搭建标准高温黑体辐射实验测量系统,对多光谱相机665~960 nm波段开展高温黑体辐射响应系数标定实验,获得多光谱相机25波段光谱响应标定系数,通过四阶多项式拟合建立多光谱相机各波段下仪器响应值与理论辐射强度之间的关系,并开展多光谱成像技术测量验证实验,结果显示温度与辐射率测量的相对偏差分别小于1%与4%。在此基础上,以蜡烛火焰为研究对象,建立了火焰多光谱成像测量系统,获得了蜡烛火焰多光谱辐射图像,基于普朗克辐射定律参数拟合方法,实现了蜡烛火焰温度与辐射率分布测量。测量结果表明:火焰竖直平面上火焰中心区温度及辐射率均高于火焰上部和底部;蜡烛火焰温度测量结果范围约为1350~2050 K,火焰中心区最高温度约为2050 K;蜡烛火焰辐射率测量结果范围约为0.04~0.36,火焰中心区最高辐射率为0.36。测量结果与蜡烛火焰燃烧过程及辐射特性分布规律一致。

一种基于蓝紫光的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号在线测量方法

为实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量,消除羽流辐射对烟雾测量的影响,采用406 nm蓝紫光激光器、蓝紫光滤波片与350~1020 nm波段光纤光谱仪搭建了固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统,并将其应用于标准∅118 mm试验发动机羽流烟雾光透过率测量。结果表明:采用406 nm蓝紫光激光器与蓝紫光滤波片组合探测方案可消除羽流辐射对烟雾光透过率测量的影响;19%铝含量聚醚推进剂相同工况下两次实验发动机羽流烟雾光透过率相对偏差为5.80%,验证了该方法具有较好测量重复性;对于不同工况HTPB推进剂发动机试验,在相近燃烧室压强下,随着推进剂铝含量提高,羽流凝相粒子体积浓度增加,羽流烟雾光透过率降低;针对相同配方HTPB固体推进剂,随着燃烧室压强的提高,羽流凝相粒子体积浓度降低,烟雾光透过率提高。因此,采用该方法可以实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量与表征,有效简化烟箱/烟道收集法实验操作流程,为低特征固体推进剂配方及发动机性能优化及羽流烟雾特征信号产生机理研究等提供有效的测试评价手段。

固体火箭发动机随动推力作用下细长体亚临界试车及动力学失稳临界推力预示

设计了随动推力作用下细长体模拟件试车试验系统,开展固体火箭发动机试车;理论推导了耦合模态频率差-推力关系的多项式,结合亚临界试车数据外推预示失稳临界推力。研究结果表明:理论分析与地面试验结果吻合,只需开展少数几次安全可控的亚临界试车试验,获取系统的振动响应数据,即可准确预测临界推力;亚临界试验验证了随动推力横向分量引起模态间的刚度耦合,对于弯曲振动明显的细长体飞行器,推力对结构的影响应视为随动载荷。

固体火箭发动机振动夹具设计及动态特性分析

振动试验是固体火箭发动机研制生产过程中不可或缺的环节,夹具设计在一定程度上决定了振动试验的精确度和可靠性。文中根据夹具设计规范,设计了某型号固体火箭发动机专用振动试验夹具,应用ANSYS WORKBENCH有限元软件对其进行了模态和随机振动仿真分析,并通过垂向振动加载试验完成了动态特性验证,结果表明:夹具的固有频率和振动放大因子均满足设计和使用要求;另外,基于动态特性的振动夹具设计方法可为今后类似结构设计和研究提供有效的参考。

基于双量程推力传感器的精确测力技术

针对双量程推力传感器在使用中测试精度低的问题,结合传感器固有特性,开展了传感器动态特性分析及误差补偿方法的研究。通过有限元分析和力锤冲击试验,结合结构分析获得了双量程力传感器等效二自由度和三自由度动力学模型。利用近似求积数值法对冲击力试验输出信号进行补偿,获得了接近标准信号的测试结果,对该补偿方法进行了有效性验证。结果显示:本方法对发动机试验的推力信号进行了补偿,推动了单室双推力发动机推力的精确测量,为双推力发动机的推力测试提供了有效途径。