一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)及其方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于測試、測量技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種測量系統(tǒng)及方法，具體涉及一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)及其方法。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，液體火箭發(fā)動機試驗受傳統(tǒng)測溫工藝和測量容量限制，采用的測量方式是接觸式測溫，具體手段是:利用溫度傳感器直接安裝在發(fā)動機外表面上進行測量，這種方式的優(yōu)點是操作人員可以簡單、方便的進行某點溫度數(shù)據(jù)的測量，但是該方式的缺陷也是明顯的:
[0003]1、試驗時只能獲得離散的點溫度，且數(shù)量有限，無法獲得發(fā)動機實時工作的線溫、面溫和溫度場；
[0004]2、高溫和腐蝕介質(zhì)影響溫度傳感器的性能和壽命；
[0005]3、不適合測瞬態(tài)溫度；
[0006]4、不適合有毒、高壓危險場合使用。
[0007]5、測溫元件直接與被測對象相接觸，影響被測溫度場的分布，且高溫和腐蝕性介質(zhì)影響感溫元件的性能和壽命。
[0008]隨著科學技術(shù)的發(fā)展，傳統(tǒng)的測溫方式已不能滿足現(xiàn)代一些領(lǐng)域的測溫需求，對非接觸、遠距離測溫技術(shù)的需要越來越大。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]為了解決【背景技術(shù)】中的問題，本發(fā)明根據(jù)發(fā)動機試驗任務(wù)的要求和液體火箭發(fā)動機試驗的特點，提出了一種能夠準確、快速、可靠的動態(tài)測量出發(fā)動機點、線、面溫度的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)及其方法。
[0010]本發(fā)明的具體技術(shù)方案是:
[0011]本發(fā)明提出了一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)，包括依次連接的紅外熱成像儀、紅外熱收發(fā)器以及采集計算機;其改進之處是:還包括與采集計算機連接的觸發(fā)模塊，所述觸發(fā)模塊用于采集計算機零秒計時。
[0012]上述紅外收發(fā)器與采集計算機之間安裝了路由器。
[0013]上述紅外收發(fā)器包括兩個紅外熱接收器。
[0014]基于上述的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)的測量方法，包括以下步驟:
[0015]1)確定紅外成像儀與被測發(fā)動機的拍攝距離和觀測角度；
[0016]2)確定被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減；
[0017]3)確認被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度；
[0018]4)消弱被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減以及被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度對紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)測量精度的影響；
[0019]5)靜態(tài)測量被測發(fā)動機表面的溫度；
[0020]6)通過普朗克定律獲取被測發(fā)動機的表面輻射率；
[0021]7)根據(jù)步驟1)確定的紅外熱成像儀的拍攝距離和觀測角度，將紅外熱成像儀對準被測發(fā)動機，，開始對被測發(fā)動機表面溫度進行的動態(tài)測量；
[0022]7.1)采集計算機獲取電壓信號；
[0023]發(fā)動機點火，觸發(fā)模塊從零秒計時，紅外收發(fā)器持續(xù)的發(fā)送紅外射線通過紅外成像儀到達被測發(fā)動機表面;被測發(fā)動機表面再將部分紅外射線反射至紅外成像儀;紅外成像儀產(chǎn)生持續(xù)的電壓信號通過紅外收發(fā)器接收后發(fā)送給采集計算機；
[0024]7.2)利用靜態(tài)測量出的被測發(fā)動機表面的溫度以及被測發(fā)動機的表面輻射率結(jié)合持續(xù)電壓信號，采集計算機通過普朗克定律計算出被測發(fā)動機表面的動態(tài)溫度。
[0025]上述紅外成像儀拍攝距離和觀測角度采用測距儀進行現(xiàn)場測量:拍攝距離以對焦清晰為準，觀測角度遵循朗伯余弦定律，即被測發(fā)動機在任意方向上的輻射強度與觀測方向相對于輻射表面法線夾角的余弦成正比。
[0026]本發(fā)明的優(yōu)點在于:
[0027]1.本發(fā)明采用的系統(tǒng)采用非接觸式的紅外成像測量方法，對被測物體無影響。
[0028]2.采用本發(fā)明的檢測物體表面溫度反應(yīng)速度快、可以測量被測物表面的點、線、面溫度，測量范圍寬。
[0029]3.本發(fā)明的方法在測量開始前，消除了外部環(huán)境對測量精度的影響，提高了測量精度。
【附圖說明】
[0030]圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)不意圖。
【具體實施方式】
[0031]為了解決利用溫度傳感器直接安裝在發(fā)動機外表面上進行測量的問題，本發(fā)明提出了一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)及其方法。
[0032]該系統(tǒng)利用紅外射線成像的原理，如圖1所示，該系統(tǒng)包括依次連接的紅外熱成像儀1、紅外熱收發(fā)器2以及采集計算機3;其改進之處是:還包括與采集計算機4連接的觸發(fā)模塊5，所述觸發(fā)模塊5用于出發(fā)采集計算機零秒計時。
[0033]進一步的說，紅外收發(fā)器2與采集計算機4之間安裝了路由器3，路由器3可以采用光纖連接或者通過無線wifi進行通信。
[0034]需要說明的是:紅外收發(fā)器包括兩個紅外熱接收器，一個紅外熱接收器用于發(fā)送紅外射線，另一個用于接收被測發(fā)動機6反射回來的紅外射線。
[0035]根據(jù)上述系統(tǒng)的描述，現(xiàn)對使用系統(tǒng)進行火箭發(fā)動機溫度測量的方法進行描述:
[0036]步驟1)確定紅外成像儀與被測發(fā)動機的拍攝距離和觀測角度;紅外成像儀拍攝距離和觀測角度采用測距儀進行現(xiàn)場測量:拍攝距離以對焦清晰為準，觀測角度遵循朗伯余弦定律，即被測發(fā)動機在任意方向上的輻射強度與觀測方向相對于輻射表面法線夾角的余弦成正比。
[0037]步驟2)確定被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減；
[0038]A、被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度用采用溫度傳感器和濕度傳感器進行采集測量:在熱像儀里，設(shè)置的背景溫度越低則被測物的現(xiàn)實溫度也會偏低，因此采用現(xiàn)場實時測量環(huán)境溫度和濕度；
[0039]B、采用氣壓測量儀對大氣壓和大氣衰減進行測量:大氣影響的因素主要是氣體的吸收、懸浮微粒的散射及背景輻射等，氣體分子的吸收作用造成紅外輻射衰減的重要原因，測量距離越遠，紅外輻射受大氣影響的因素越大，因此紅外測溫工作應(yīng)盡量減少測溫距離；
[0040]步驟3)確認被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度；
[0041 ]在進行測量時，被測發(fā)動機的材質(zhì)表面盡量保持平整光滑，需要清除不必要的油污和其他附著物，必要時需對目標物表面進行打磨處理。同時避免被測物被陽光直接照射，以免影響被測物表面溫度過大變化。
[0042]步驟4)消弱被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減以及被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度對紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)測量精度的影響；
[0043]步驟5)靜態(tài)測量被測發(fā)動機表面的溫度;利用溫度觸感器在發(fā)動機未工作狀態(tài)對被測發(fā)動機表面進行溫度測量；
[0044]步驟6)通過普朗克定律獲取被測發(fā)動機的表面輻射率；
[0045]步驟7)根據(jù)步驟1)確定的紅外熱成像儀的拍攝距離和觀測角度，將紅外熱成像儀對準被測發(fā)動機，開始對被測發(fā)動機表面溫度進行的動態(tài)測量；
[0046]步驟7.1)采集計算機獲取電壓信號；
[0047]發(fā)動機點火，觸發(fā)模塊從零秒計時，紅外收發(fā)器持續(xù)的發(fā)送紅外射線通過紅外成像儀到達被測發(fā)動機表面;被測發(fā)動機表面再將部分紅外射線反射至紅外成像儀;紅外成像儀產(chǎn)生持續(xù)的電壓信號通過紅外收發(fā)器接收后發(fā)送給采集計算機；
[0048]步驟7.2)利用靜態(tài)測量出的被測發(fā)動機表面的溫度以及被測發(fā)動機的表面輻射率結(jié)合持續(xù)電壓信號，采集計算機通過普朗克定律計算出被測發(fā)動機表面的動態(tài)溫度。
【主權(quán)項】
1.一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)，包括依次連接的紅外熱成像儀、紅外熱收發(fā)器以及采集計算機;其特征在于:還包括與采集計算機連接的觸發(fā)模塊，所述觸發(fā)模塊用于采集計算機零秒計時。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)，其特征在于:所述紅外收發(fā)器與采集計算機之間安裝了路由器。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)，其特征在于:所述紅外收發(fā)器包括兩個紅外熱接收器。4.基于權(quán)利要求1所述的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)的測量方法，其特征在于，包括以下步驟: 1)確定紅外成像儀與被測發(fā)動機的拍攝距離和觀測角度； 2)確定被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減； 3)確認被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度； 4)消弱被測發(fā)動機所處環(huán)境的溫度、濕度、大氣壓和大氣衰減以及被測發(fā)動機的表面材質(zhì)和光潔度對紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)測量精度的影響； 5)靜態(tài)測量被測發(fā)動機表面的溫度； 6)通過普朗克定律獲取被測發(fā)動機的表面輻射率； 7)根據(jù)步驟1)確定的紅外熱成像儀的拍攝距離和觀測角度，將紅外熱成像儀對準被測發(fā)動機，開始對被測發(fā)動機表面溫度進行的動態(tài)測量； 7.1)采集計算機獲取電壓信號； 發(fā)動機點火，觸發(fā)模塊從零秒計時，紅外收發(fā)器持續(xù)的發(fā)送紅外射線通過紅外成像儀到達被測發(fā)動機表面;被測發(fā)動機表面再將部分紅外射線反射至紅外成像儀;紅外成像儀產(chǎn)生持續(xù)的電壓信號通過紅外收發(fā)器接收后發(fā)送給采集計算機； 7.2)利用靜態(tài)測量出的被測發(fā)動機表面的溫度以及被測發(fā)動機的表面輻射率結(jié)合持續(xù)電壓信號，采集計算機通過普朗克定律計算出被測發(fā)動機表面的動態(tài)溫度。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)的測量方法，其特征在于:所述紅外成像儀拍攝距離和觀測角度采用測距儀進行現(xiàn)場測量:拍攝距離以對焦清晰為準，觀測角度遵循朗伯余弦定律，即被測發(fā)動機在任意方向上的輻射強度與觀測方向相對于輻射表面法線夾角的余弦成正比。
【專利摘要】本發(fā)明屬于測試、測量技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種測量系統(tǒng)及方法，具體涉及一種火箭發(fā)動機紅外熱成像溫度測量系統(tǒng)及其方法。該系統(tǒng)包括依次連接的紅外熱成像儀、紅外熱收發(fā)器以及采集計算機；其改進之處是：還包括與采集計算機連接的觸發(fā)模塊，觸發(fā)模塊用于采集計算機零秒計時。該方法主要步驟是：1、確定環(huán)境對被測溫度的影響的因素；2、消除環(huán)境對被測發(fā)動機溫度的影響的因素；3、靜態(tài)測量被測發(fā)動機的溫度；4、測量被測發(fā)動機的表面輻射率；5、被測發(fā)動機表面溫度的動態(tài)測量；通過本發(fā)明能夠準確、快速、可靠的動態(tài)測量出發(fā)動機點、線、面溫度。
【IPC分類】G01M15/00, G01M15/02, G01J5/00
【公開號】CN105466567
【申請?zhí)枴緾N201510938836
【發(fā)明人】徐峰, 王光飚, 趙政社, 趙建軍, 朱成亮, 王乃世, 董冬, 白文義, 劉英元
【申請人】西安航天動力試驗技術(shù)研究所
【公開日】2016年4月6日
【申請日】2015年12月14日