火箭發動機試驗紅外測溫技術應用

徐 峰，羅 軍，彭 飛

（西安航天動力試驗技術研究所,陜西西安710100）

火箭發動機試驗紅外測溫技術應用

徐 峰，羅 軍，彭 飛

（西安航天動力試驗技術研究所,陜西西安710100）

目前發動機試驗溫度參數主要采用接觸式測量方法，測溫元件直接與被測對象相接觸，優點是測量精度高，缺點是試驗過程傳感器經常損壞或脫落，且高溫和腐蝕性介質影響感溫元件的性能和壽命。根據發動機試驗任務的要求和液體火箭發動機試驗的特點，結合先進的分布式無接觸式測量及光纖傳輸的技術，設計并建立了紅外熱成像測量系統。該系統采用無損、無線測量及光纖傳輸方式，提高了發動機熱試車惡劣環境條件下關鍵部位溫度參數的獲得率，為全面研究發動機工作過程溫度場分布情況奠定基礎。

發動機試驗；紅外測溫技術；無線測量;紅外熱成像

0 引言

液體火箭發動機研制過程中，需要進行大量的地面熱試車考核。試車中獲取的溫度數據是發動機結構設計、改進和材料選型的重要依據，特別是發動機關鍵組件發生器、渦輪泵等溫度變化趨勢和規律是設計人員關心的重點。目前液體火箭發動機試驗中，多數測點通過安裝傳感器有線測量，只能獲得有限、離散某點溫度值，無法獲得發動機工作過程總體或關鍵位置的線溫、面溫和溫度場，且測溫元件直接與被測對象相接觸，高溫和腐蝕性介質影響感溫元件的性能和壽命，試驗過程點焊或粘貼的壁溫傳感器經常發生脫落。根據發動機試驗任務的要求和液體火箭發動機試驗的特點，結合先進的分布式和無接觸式測量以及光纖傳輸的技術，設計并建立了紅外熱成像測量系統。該系統考慮到發動機熱試車溫度場測量和關鍵部位溫度數據提供的要求，采集系統可采用試驗現場搭建和測量間搭建兩種方式，測量數據采用光纖實現信號傳輸。結合先進的分布式無接觸式測量及光纖傳輸的技術，設計并建立了紅外熱成像測量系統。該系統采用無損、無線測量及光纖傳輸方式，提高了發動機熱試車惡劣環境條件下關鍵部位溫度參數的獲得率，為全面研究發動機工作過程溫度場分布的情況奠定了基礎。

1 紅外測量原理

紅外線是一種電磁波，它的波長范圍為0.76～1 000 μm，不為人眼所見，它反映物體表面的能量場，即溫度場。物體溫度不同，輻射出的紅外線能量不同，輻射波的波長也不同。

紅外測溫的工作原理類似熱敏電阻，即探測器吸收入射的紅外輻射，致使自身的溫度升高，從而導致探測器阻值發生變化，在外加電流的作用下產生電壓信號輸出。它的探測目標物體自身發射的“熱輻射”，將紅外能量轉換成電信號，通過電系統處理，最終轉化為人眼可見的紅外圖象。紅外熱成像系統是通過非接觸探測紅外能量(熱量)，將其轉換為電信號，在顯示器上生成熱圖像和溫度值，并對溫度值進行計算的一種檢測設備。紅外熱成像儀 (熱成像儀或紅外熱成像儀)能夠將探測到的熱量精確量化或測量，不僅能夠觀察熱圖像，還能夠對發熱的故障區域進行準確識別和細致分析。

發動機熱試車過程是一個從啟動到穩態工況再到關機的變化過程。如何獲取真實、可靠的溫度數據以及發動機整體溫度場的分布情況，是發動機設計和試驗人員面臨和必須解決的問題，紅外測溫技術為全面解決發動機試驗惡劣環境下的關鍵部位溫度準確測量提供了途徑。

2 系統指標與功能

發動機試驗紅外溫度場測量系統應具有抗電磁干擾及野外各種復雜惡劣的氣候下，長時間連續穩定工作，保證長時間溫度測試的穩定性和準確性。測試系統采用光纖傳輸方式，傳輸距離在發動機試驗中不受限制，測試人員不需在現場操作，遠距離獲得實時試驗數據和紅外影像，對設備進行遠程控制和記錄。

2.1 系統指標與功能

設計的紅外溫度場滿足下列技術指標：

1）測量能力：提供火箭發動機試驗過程溫度場分布趨勢圖。并可單獨提供8路測點溫度和8路區域面積的精確溫度數據和曲線圖。

2）TCP傳輸方式，可以長時間穩定傳輸，傳輸幀頻0～30幀/秒可調。

3）測溫范圍：-20～400℃（標準）-40～2 000℃（可擴展）；測溫方式：自動測溫。

4）工作環境溫度：-20～50℃；抗震性、抗沖擊性，抗電磁干擾能力達到惡劣環境下國家標準。

5）數據處理功能：錄制、回放、溫度-時間趨勢分析，溫度段百分比-時間趨勢分析，溫度段平均溫度-時間趨勢分析，十等溫色、獨立開窗等。

6）具有任意多點同時測溫能力，能捕捉溫度趨勢曲線上瞬間某時刻的紅外圖片，并自動生成紅外報告，可對整個試驗過程中的某一小段獨立進行詳細分析。

2.2 系統結構

2.2.1 系統硬件組成

紅外熱成像測溫系統主要由探測器、控制器、電光纖傳輸、數據采集與處理裝置、處理軟件等組成，主要部件是探測器。探測器的功能是吸收入射的紅外輻射，致使自身的溫度升高，從而導致探測器阻值發生變化，在外加電流的作用下可以產生電壓信號輸出。不同性質的材料因對輻射的吸收或反射性能各異，因此它們的發射性能也不同。探測器的電源電纜線與電源適配器、數據傳輸與控制電纜、路由器、手動萬向云臺、長焦鏡頭、計算機、外部觸發錄制模塊等連接情況如圖1所示。

2.2.2 軟件功能

根據發動機熱試車溫度場數據采集與處理要求，軟件應具有表1所示的功能。

表1 軟件主要功能Tab.1 Main functions of software

紅外測溫系統應與現有的火箭發動機試驗溫度數據采集和分析系統緊密結合，滿足發動機多點測溫和溫度場分析的要求，能實時動態顯示、分析、存儲。紅外測溫系統適合大跨度溫度變化的測試及高溫、常溫同時分布的特殊溫度場測試研究。同時，適合發動機試驗惡劣環境條件及全天候工作的場合，并能對海量數據（如幾十G的大文件）快速傳輸和分析。

3 系統功能設計

在紅外測溫儀原有軟件分析功能基礎上，開發了集成顯示、分析和外部觸發等功能為一體應用軟件。包含錄制、回放，溫度-時間趨勢分析，溫度段百分比-時間趨勢分析，溫度段平均溫度-時間趨勢分析，十等溫色，獨立開窗六個主要功能模塊。下面對其中三個功能進行簡要介紹。

3.1 溫度段百分比-時間趨勢分析

溫度段百分比-時間趨勢分析：趨勢分析可以顯示一個時間周期內，任意溫度段隨時間或其他因素變化的規律，如圖2所示。

3.2 十等溫色分析

提供最多十個等溫色標，即最多可以同時選擇十個溫度段，分別采用不同的顏色進行顯示。

3.3 獨立開窗

紅外圖像在溫度跨度比較大的時候，在紅外圖片上要同時看到高溫物體和低溫物體很困難。在看清高溫物體時，低溫物體就消隱掉了；看清低溫物體時，高溫物體就飽和掉了。為了同時看清高溫和低溫物體，開發了獨立開窗技術。

4 提高測量精度的技術途徑

紅外熱成像測溫系統測溫誤差應滿足發動機試驗任務的要求。影響測量誤差主要因素有目標物的輻射率、拍攝距離、環境溫度、濕度等。其中，目標物的輻射率最為關鍵，如圖3所示。

4.1 輻射率獲取方法

不同材料因對輻射的吸收或反射性能不同，它們的發射性能也應不同。一般情況下溫度低于300 K時，金屬氧化物的發射率大于0.8。目前國內在常溫條件下發動機各部件材質輻射率還沒有準確的數據。為了準確獲取發動機不同部位的材質輻射率，選取在相同環境條件（拍攝距離、環境溫度、濕度、大氣壓）下，采用接觸法來獲取同一型號發動機關鍵部位材質的輻射率。運用輻射的光譜分布規律-普朗克輻射定律和斯蒂文-波爾茲曼定律將大量的紅外數據與同部位接觸式傳感器數據進行比對計算，反復驗證在同一波長的紅外輻射率，研究規律，并確定比較準確的紅外輻射率。如火箭發動機使用的鋁材表面進行陽極化處理，包括泵殼、汽蝕管、閥門殼等。其余材料主要是不銹鋼，包括所有管路、燃氣發生器、渦輪集氣環、渦輪排氣管（蒸發器）、降溫器等。確定了不同部位材質輻射率后，將紅外數據與傳感器數據的相對誤差控制在5%之內，基本滿足測量準確性要求。

在相同環境（拍攝距離、環境溫度、濕度、大氣壓）條件下輻射率獲取方法如下：設置紅外波段：8～14 μm，視場角24°×18°，空間分辨率1.3 mrad，溫度分辨率0.08℃，在30℃時幀頻50 Hz，工作環境溫度-20～50℃，環境濕度≤95%，存貯環境溫度-40～70℃等條件。選用接觸法，既在同一型號發動機各關鍵部位粘貼鉑電阻溫度傳感器，傳感器測量數據與紅外熱成像測量數據運用輻射的光譜分布規律-普朗克輻射定律和斯蒂文-波爾茲曼定律進行計算，獲得材料的輻射率。

普朗克輻射定律是指一個絕對溫度為T(K)的黑體，單位表面積在波長λ附近單位波長間隔內向整個半球空間發射的輻射功率 (簡稱為光譜輻射度)Mλb(T)與波長λ、溫度T滿足公式

式中：Wλ為光譜輻射分布；λ為波長，μm；T為絕對溫度，K；C1為第一輻射常數，取3.741 8；C2為第二輻射常數，取1.438 8。

斯蒂文-波爾茲曼定律是指為了求出黑體的全部輻射量，將式（1）在整個波長（0--∝）內積分。黑體的輻射能量和絕對溫度的4次方成正比，通過黑體的輻射量用公式（2）求出黑體的溫度。黑體是指吸收所有入射光線而不反射或透射的物體，即黑體所吸收的紅外線能量與發射紅外線能量相等。

式中σ為斯蒂文-波爾茲常數，σ=π4C1/(15C24)= 5.669 7×10-8×W/(m2·k4)。

將大量的紅外數據與同部位傳感器數據進行比對計算，反復驗證在同一波長的紅外輻射率，可得在相同條件下輻出度的比值。

4.2 采集角度的影響

發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。此定律表明，黑體在輻射表面法線方向的輻射最強。因此，實際做紅外采集時，應盡可能選擇在被測目標表面法線方向進行。

4.3 表面狀態的影響

任何實際物體表面都不是絕對光滑的，總會表現為不同的表面粗糙度。因此，這種不同的表面形態，對反射率造成影響，從而影響發射率的數值。影響的大小同時取決于材料的種類。例如，對于非金屬電介質材料，發射率受表面粗糙度影響較小或無關。但是，對于金屬材料而言，表面粗糙度將對發射率產生較大影響。另外，除了表面粗糙度外，一些人為因素，如施加潤滑油及其他沉積物 (如涂料等)，也會明顯影響物體的發射率。

4.4 紅外熱圖與熱電偶測量比較研究

在相同工作環境下，通過紅外熱圖與熱電偶同時測量了某材質表面溫度，通過比較，紅外測熱數據與熱電偶測熱數據最大相差9%，存在差異主要是由材質發射率、紅外熱像儀測量精度(測溫范圍的2%)、熱電偶的測溫精度等原因引起。因此，紅外溫度測溫與熱電偶傳感器測量結果具有一定的偏差。

4.5 大氣衰減的影響

大氣對紅外輻射有吸收、散射等物理過程，對物體紅外輻射強度會有衰減作用，稱之為消光。大氣的消光作用與波長相關，有明顯的選擇性。紅外在大氣中有三個波段區間能基本完全透過，稱之為大氣窗口，分為近紅外（0.76～1.1 μm），中紅外（3～5 μm），遠紅外（8～14 μm）。即使工作在大氣窗口內，大氣對紅外輻射還是有消光作用，特別是水蒸氣對紅外輻射的影響最大。因此，在測試時，最好在濕度小于85%以下，距離越近越好。

5 應用舉例

5.1 某型號試驗測溫數據比對

將獲得較為精確的輻射率和消弱影響紅外精度的因素后，所得紅外熱成像數據與接觸傳感器數據進行對比，可知，紅外數據與傳感器數據的相對誤差調整在5%之內（表2）。

表2 某型號試驗某測點溫度數據比對表Tab.2 Comparison of temperature data at a measuring point of a test

5.2 某型號發動機渦輪盤紅外熱成像圖與溫度傳感器比對

紅外測溫系統建立后參加了多次熱試車，與傳統的測溫傳感器數據比較，數據誤差在5%之內（表3）。

6 結論

紅外成像儀測量系統經過設計、開發、測試、熱試車驗證，最終投入使用，取得了以下效果：

1）現有測溫工藝只能獲得離散的點溫度，且受安裝部位影響，空間狹小，部件相互干涉的測點位置無法安裝傳感器。采用非接觸式紅外溫度測量技術可以很好地解決傳統溫度測量帶來的缺陷，可獲得發動機實時工作的線溫、面溫和溫度場，顯著提高了溫度參數獲得能力。

表3 某型號試驗某測點渦輪盤溫度數據比對表Tab.3 Comparison of temperature data for turbine plate at a measuring point of a test

2）根據發動機實際試車的需求，開發了連接外部觸發（點火、關機）信號功能，為系統提供系統點火、關機信號，為數據處理分析提供時間基準。并開發了對發動機的任意部位進行點溫、線溫、面溫獲取和分析，幅面中最高點和最低點溫度查找，三維溫度變化曲線繪制功能。在出現發動機故障時，可以對故障部位進行局部放大后進行細節分析，避免了傳統測溫方法故障分析的局限，提高了故障分析水平。

3）結合液體火箭發動機試驗的任務要求和特點，運用新型的無接觸式測量方法，分布式測量工藝以及光纖傳輸技術，擴展了測溫手段。經過反復大量的計算驗證，確定相關發動機部位材質的輻射率，提高了紅外測溫數據的準確度，為發動機結構設計提供參考數據。

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（編輯：王建喜）

Application of infrared temperature measurement technology in liquid rocket engine test

XU Feng,LUO Jun,PENG Fei
（Xi’an Aerospace Power Test Technology Institute,Xi’an 710100,China）

The temperature measurement during the liquid rocket engine test is currently done with the contact measurement method.It has high accuracy,but the performance and life of temperature sensing elements are influenced by contact of the measured object,high temperature and corrosion propellant.According to the requirements and the characters of the liquid rocket engine test, an infrared temperature measurement system was designed and established in combination of the advanced distributed non-contact measurement and optical fiber transmission technologies.The nondestructive and wireless measurement,and optical fiber transmission are adopted in the system, which improves the pick-up rate of temperature parameters on the key parts of the liquid rocket engine in running test in severe environment.The establishment of the system has laid a firm foundation for the research on temperature field distribution ofliquid rocket engine.

engine test;infrared temperature measurement technology;wireless measurement; infrared thermal imaging

V434-34

A

1672-9374(2017)01-0078-07

2016-03-13；

2016-07-10

航天支撐技術項目（617010429）

徐峰（1978—），男，工程師，研究領域為發動機測量技術與工程