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固体火箭发动机羽流具有高温、高速与强辐射特征,羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。随着激光与光谱学的发展,激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量,具有测温范围宽、响应快及可靠性高等优点,可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法,采用350~1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统,利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定,获得响应系数随波长的变化曲线,并以此用作羽流辐射光谱数据修正。之后将该测量系统应用于标准Φ118固体火箭发动机地面试验,开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量,选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征,并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论,验证在675~745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体,该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%,相对均方差为1.53%。因此,基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数,并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。最后,开展12%,15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量,将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较,两者最大偏差值为5.40%,讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征,并结合温度与辐射率测量结果,分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、羽流温度及辐射率的影响。通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究,为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、温度及辐射率参数的影响,为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。 相似文献
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《光谱学与光谱分析》2021,(1)
固体火箭发动机羽流具有高温、高速与强辐射特征,羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。随着激光与光谱学的发展,激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量,具有测温范围宽、响应快及可靠性高等优点,可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法,采用350~1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统,利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定,获得响应系数随波长的变化曲线,并以此用作羽流辐射光谱数据修正。之后将该测量系统应用于标准?118固体火箭发动机地面试验,开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量,选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征,并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论,验证在675~745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体,该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%,相对均方差为1.53%。因此,基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数,并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。最后,开展12%, 15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量,将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较,两者最大偏差值为5.40%,讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征,并结合温度与辐射率测量结果,分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、羽流温度及辐射率的影响。通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究,为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、温度及辐射率参数的影响,为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。 相似文献
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《中国光学与应用光学文摘》2005,(5)
O434.12 2005053966 紫外告警系统探测距离的估算=Estimation of detectable distance for ultraviolet warning system[刊,中]/娄颖(北京 理工大学信息科学技术学院光电工程系.北京(100081)), 白廷柱…∥光学技术.-2005,31(3).-473-475 介绍了紫外告警原理及紫外告警系统的结构组成。 基于典型目标(导弹)的紫外辐射特征和紫外辐射的大气 传输特性,结合紫外告警系统探测器件的性能参数,根据 像平面照度公式,提出了紫外告警系统探测距离的估算方 法及模型,实例计算并验证了紫外告警系统在不同观察方 位角对固体推进剂导弹的探测距离。分析研究表明,改变 (CCD)最小照度值,像管的增益,光学系统的透过率和相对 孔径等探测传感器的性能参数,可以提高紫外告警系统的 探测距离。图3表3参5(王淑平) 相似文献
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为了研究流场中碳纤维增强环氧树脂复合材料在激光辐照时产生的烧蚀羽烟对入射激光的屏蔽效应,通过对朗伯-比尔定律进行分析,得到了评价羽烟消光性能的平均质量消光系数的表达式,其与羽烟场浓度和激光透过率相关。采用激光诱导炽光法(LII)和激光消光法,搭建了羽烟消光性能联合诊断实验平台,使待测激光落于LII的激发光平面上,通过同步采集待测激光的透过率和LII信号,获得激发光平面上羽烟浓度场和激光消光比,得到羽烟在不同气流速度下的平均质量消光系数。实验得到气流速度为7,10,20m/s时羽烟对1064nm激光的归一化质量消光系数分别为2.51,1.08,1.00。实验发现,质量消光系数受到气流速度影响,当气流速度较低时质量消光系数曲线波动幅度大,且曲线均值较大;当气流速度较高时质量消光系数趋于稳定且均值较小。 相似文献
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为获得羽烟对激光透过率的影响,用烟箱法对2种配方的缩比发动机羽烟在1.06 μm、10.6 μm激光波段的透过率进行测试.采用1.064 μm激光调制发射、接收、数据采集系统对1.06 μm激光波段烟雾透过率测试;用黑体、光谱辐射计、数据采集系统可测出2 μm ~13 μm 的光学透过率,从中提出10.6 μm激光波段烟雾透过率,得到不同推进剂配方、不同烟雾浓度情况下10.6 μm光波和1.06 μm光波的烟雾透过率测试数据.烟箱1.8 m烟道上的测试数据表明:配方2推进剂优于配方1推进剂,10.6 μm光波的烟雾透过率96%~97%大于1.06 μm光波的烟雾透过率92%~93%. 相似文献
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Effect of carbon fiber on the burning rate of model propellants 总被引:1,自引:0,他引:1
I. N. Lobanov V. M. Shmelev 《Russian Journal of Physical Chemistry B, Focus on Physics》2007,1(5):500-501
The effect of carbon fiber pieces on the burning rate of a model ammonium-perchlorate-based composite propellant at various contents of aluminum powder was examined. It was demonstrated that the efficiency of the carbon fiber first increases with the aluminum content and then, after passing a maximum, decreases. 相似文献
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V. A. Arkhipov S. A. Volkov L. N. Revyagin 《Russian Journal of Physical Chemistry B, Focus on Physics》2012,6(3):384-389
The results of an experimental study of the acoustic admittance of the burning surface of composite propellants performed with the use of a two-end combustion chamber (T-chamber) are presented. The effects of the composition of the composite propellant (type of fuel-binder, content of aluminum powder, burning rate catalysts) and of ionizing γ-radiation on the acoustic admittance, which characterizes the tendency of the combustion chamber to high-frequency instability, are analyzed. 相似文献
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为了定量研究复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响,建立了一个可以计算液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的模型.首先,使用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中尾焰中的复燃反应使用有限速率化学反应模型计算;然后,使用基于HITEMP数据库的窄带模型计算尾焰内气体的辐射参量;最后,使用有限体积法求解尾焰中的辐射传输方程.通过比较该模型计算的Titan IIIB尾焰光谱辐射强度与(美国)国家航空航天局公布结果的一致性,证明了该模型的正确性.最后,利用该模型计算了复燃对某液体火箭尾焰光谱和波段红外辐射强度的影响,结果表明,复燃反应可以显著增加尾焰红外光谱辐射强度,在2.5~3.0 μm和4.2~4.7 μm两个主要辐射波段平均辐射强度的增加比例分别达到了30.8%和28.3%,所以,在计算液体火箭尾焰准确的红外辐射特性时,需要考虑复燃的影响. 相似文献
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多目标多光谱辐射高速高温计的研制 总被引:1,自引:0,他引:1
固体火箭羽焰是一种特殊的火焰,固体火箭发动机喷管羽流沿径向和轴向的温度是研究固体推进剂燃烧状况和发动机燃烧流场的基本参数。针对固体火箭发动机尾喷焰温度及其空间分布测量的需要,继1999年采用多光谱辐射测温方法和技术实现航天某型号固体火箭发动机测量后,研制了新型的多目标多光谱辐射高速高温计用于固体火箭发动机地面搭载试验。仪器使用组合棱镜和光电二极管阵列实现目标0.4~1.1μm光谱的热辐射测量,在主光路设计中首次使用光纤技术,实现一台仪器同时测量空间分布6个目标点的温度和发射率,每个点的空间位置由光阑上的通光孔精确确定,且每个目标测点均有8个工作光谱,研制的同步高速数据采集系统完成48个测量通道的数据同步时间小于10 ns。 相似文献
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Some anomalies in the dependence of the specific pulse of rocket propellants on the aluminum content
D. B. Lempert G. N. Nechiporenko S. I. Soglasnova 《Russian Journal of Physical Chemistry B, Focus on Physics》2008,2(6):883-887
An explanation of the previously unnoticed phenomenon that the gradual introduction of aluminum into a rocket propellant composed of the C, H, N, O, and F atoms is accompanied first by a decrease in the specific impulse and then by its growth. 相似文献
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Pressure coupled response is one of the main causes of combustion instability in the solid rocket motor. It is also a characteristic parameter for predicting the stability. The pressure coupled response function is usually measured by different methods to evaluate the performance of new propellant. Based on T-burner and “burning surface doubled and secondary attenuation”, an improved method for measuring the pressure coupled response of composite propellant is introduced in this article. A computational fluid dynamics (CFD) study has also been conducted to validate the method and to understand the pressure oscillation phenomenon in T-burner. Three rounds of tests were carried out on the same batch of aluminized AP/HTPB composite solid propellant. The experimental results show that the sample propellant had a high response function under the conditions of high pressure (~11.5 MPa) and low frequency (~140 Hz). The numerically predicted oscillation frequency and amplitude are consistent with the experimental results. One practical solid rocket motor using this sample propellant was found to experience pressure oscillation at the end of burning. This confirms that the sample propellant is prone to combustion instability. Finally, acoustic pressure distribution and phase difference in T-burner were analyzed. Both the experimental and numerical results are found to be associated with similar acoustic pressure distribution. And the phase difference analysis showed that the pressure oscillations at the head end of the T-burner are 180° out of phase from those in the aft end of the T-burner. 相似文献