利用傅里叶红外光谱仪(FTIR)和热像仪对常规液体火箭发动机尾焰流场红外光谱和图像进行了测量研究。红外光谱检测出了尾焰流场中的主要燃烧产物H2O、CO2以及微量燃烧产物NO、N2O。红外图像捕捉到了尾焰流场结构, 建立了图像特征与燃烧状态之间的关系。研究结果表明: 红外光谱仪和红外热像仪可对尾焰特征燃烧产物、流场结构进行精确测量, 红外技术的应用为发动机工作状态监测提供一种新的分析手段。
傅里叶红外光谱仪 红外热像仪 液体火箭发动机 尾焰流场 状态监测 Fourier transform infrared spectrometer infrared thermal imager liquid rocket engine plume flow field condition monitoring 红外与激光工程
2017, 46(2): 0204003
1 北京宇航系统工程研究所，北京 100076
2 北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院，北京 100191
针对自适应相关算法(ACA)采用单一理论阈值，且马氏（Mahalanobis）距离的修正方法不太合理的问题，在已有的自适应相关方法基础上，提出了改进的火箭发动机实时故障检测的自适应相关算法。改进之处有：1) 利用理论阈值和发动机历史数据统计得到的经验阈值共同作为判断依据;2) 提出了修正Mahalanobis距离的计算方法，去除偏离数据均值最大的1~3个参数对Mahalanobis距离的贡献。在给定的5%误检率下，通过发动机的仿真数据验证了改进的算法能对发动机稳态工作过程中的故障及时准确地检测，并能有效解决野值存在时的误报警情况。
实时故障检测 自适应相关算法 马氏距离 火箭发动机 real-time fault detection adaptive correlation algorithm Mahalanobis distance rocket engine
针对固液混合火箭发动机中Al2 O3 颗粒运动的影响，对喷管的内流场和外流场进行了一体化数值仿真，得到了温度、压力、组分浓度以及粒子浓度等参数的分布。利用以最新的分子光谱数据库HITRAN和HITEMP为基础编写的逐线积分法计算了气体光谱吸收系数，采用米氏散射模型计算了固体粒子的辐射特性参数。利用基于有限体积法离散辐射传输方程的模型计算出了尾焰的红外辐射亮度。通过进一步求解，得到了特定波段的光谱辐射强度。在8～14m波段，利用红外热像仪进行了试验，并将试验结果与数值计算结果进行了比较。结果表明，该计算模型和方法能较好地模拟固液混合火箭发动机尾焰的红外辐射特性。
固液混合火箭发动机 尾焰 流场 有限体积法 红外辐射强度 hybrid rocket engine exhaust plume flow-field finite volume method infrared radiation intensity
西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室, 陕西 西安 710072
利用可调谐半导体激光器吸收光谱（TDLAS）燃烧诊断技术，开展了吸气式发动机来流热试实验燃气温度、H2O组分浓度和气流速度测量。选用1392 nm和1395 nm分布反馈式（DFB）半导体激光器，构建了交叉光束时分复用（TDM）系统，通过扫描波长方法，交替调制两个激光器以获得燃气双吸收谱线中心（7185.597 cm-1和7168.437 cm-1）附近吸收光谱。根据双线测温原理，通过双线积分吸收率比值推断燃气静温，并由此温度测量值，结合单线积分吸收率计算燃气中H2O组分浓度，此外，根据成70°夹角双激光束吸收中心的多普勒频移量计算气流速度，从而实现了发动机燃气参数的非接触式和实时在线测量。
光谱学 可调谐半导体激光器吸收光谱 吸气式发动机 来流热试实验 燃气参数测量
哈尔滨工业大学自动化测试与控制系,黑龙江,哈尔滨,150001
针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点,提出了一种新的发射率假设模型,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率. 实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计提供的理论值之差在±20K以内,说明该方法是解决固体火箭发动机羽焰温度测量的可行性方法.
固体火箭发动机 羽焰温度 多光谱测温 真温 发射率. solid propellant rocket engine plume temperature multispectral thermometry true temperature emissivity.
