第４６卷第２期 Ｖｏ１．４６ Ｎｏ．２ 红外与激光工程 Ｉｎｆｒａｒｅｄ ａｎｄ Ｌａｓｅｒ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ２０１７年２月 Ｆｅｂ．２０１７ 基于红外技术的液体火箭发动机尾焰流场测量研究 王大锐，张楠 （北京航天动力研究所，北京１０００７６） 摘 要：利用傅里叶红外光谱，Ｉ￣（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Ｈ ０、Ｃ０ 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。 关键词：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 中图分类号：Ｖ４３ 文献标志码：Ａ ＤＯＩ：１０．３７８８／ＩＲＬＡ２０１７４６．０２０４００３ Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｌｉｑｕｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｆ ｉｎｆｒａｒｅｄ Ｗａｎｇ Ｄａｍｉ，Ｚｈａｎｇ Ｎａｎ （Ｂｅｉｊｉｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００７６，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｆｏｕｒｉｅｒ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｅｒ ａｎｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｅｒ ｃａｎ ｂｅ ｕｓｅｄ ｔｏ ｍｅａｓｕｒｅ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒａ ａｎｄ ｉｍａｇｅ ｏｆ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｌｉｑｕｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ．Ｔｈｅ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒａｌ ｏｆ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｗａｓ ｄｅｔｅｃｔｅｄ，ｔｈｅ ｍａｉｎ ｐｒｏｄｕｃｔｓ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ Ｈ２０，ＣＯ２，ａｎｄ ｔｒａｃｅｓ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｐｒｏｄｕｃｔｓ ＮＯ ａｎｄ Ｎ２０ ｗｅｒｅ ｍｅａｓｕｒｅｄ．Ｔｈｅ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｗａｓ ｃａｐｔｕｒｅｄ ｂｙ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｉｍａｇｅ，ｔｈｅ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｂｅｔｗｅｅｎ ｈｅ ｉｍａｇｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｔｉｓｔｉｃｓ ａｎｄ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｓｔａｔｅ ｗａｓ ｓｅｔ ｕｐ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｅｒ ａｎｄ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｅｒ ｃａｎ ａｃｃｕｒａｔｅｌｙ ｍｅａｓｕｒｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｐｒｏｄｕｃｔｓ，ｔｈｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ａｎｄ ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｆｏｒ ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｗｏｒｋ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ａ ｎｅｗ ａｎａｌｙｓｉｓ ｍｅｔｈｏｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｆｏｕｒｉｅｒ ｔｒａｎｓｆｏｒｍ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｅｒ；ｉｎｆｒａｒｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｅｒ；ｌｉｑｕｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ； ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ； ｃｏｎｄｉｉｏｎ ｍｏｎｉｔｔｏｒｉｎｇ 收稿日期：２０１６—０６—０５； 修订日期：２０１６—０７—１０ 作者简介：王大锐（１９８６一），男，工程师，博士，主要从事液体火箭发动机设计及工作状态监测方面的研究。 Ｅｍａｉｌ：ｗａｎｇｄａｒｕｉ１９８６＠１２６．ｃｏｍ 红外与激光工程 ２ ＷＷＷ．ｉｒｌａ．ｃｎ 展发动机工作状态监测技术奠定了良好基础。 Ｏ引言 １红外设备测量原理 面对可重复使用飞行器、变推力飞行器、低成本 飞行器研制对液体火箭发动机性能、可靠性的需求， 发展发动机工作状态监测技术是一条新的研制思 ＦＹＩＲ的基本结构主要由四个部分组成：前置光 学系统、干涉仪系统、探测器、数据采集及处理系统。 ＦＦＩＲ测量原理是光束进入干涉仪后，分为两束通过 动镜、定镜，其中部分光经定镜、动镜反射到分束器， 这样两束光呈现一定的光程差，再通过移动动镜，形 路。传统热试车通过对压力、流量、壁面温度等参数 测量，得到发动机性能和可靠性参数，而发动机尾焰 流场含有的丰富信息（燃烧流场温度、速度、压力、电 磁等等）往往无法直接得到。近年来，随着光学测量 技术和设备的不断发展，越来越多的光学设备应用 在发动机测量领域，相比于传统的接触式测量手段， 以红外光谱仪、热像仪为代表的光学测量仪器具有 成干涉图，最终通过将干涉图进行傅里叶余弦变换 得到光谱数据。ＦｒｌＲ的基本结构如图ｌ所示。 非接触、测量范围大、高分辨率等特点，十分适合液 体火箭发动机尾焰流场的测量。 国外很早就对飞行器发动机尾焰进行了大量测 量研究，Ｈｅｒｇｅｔｔ 等人利用红外光谱仪对单台火箭发 动机尾焰进行测量，得到了０．８￣３．５ ｍ内光谱吸收 系数、发射系数、组分特征光谱等参数。Ｈａｒｗｅｌｌ 等 人针对火箭发动机燃气底部加热现象，较早地开展 了燃气红外特性的测量工作。俄罗斯和平号空间站 上曾搭载多种红外和紫外探测设备，用来捕捉飞行 器高空排气燃气的辐射特征［３１。中国对燃气红外特性 测量工作起步较晚且存在不足，袁宗汉等［４１使用ＡＶＩＯ 图Ｉ经典迈克尔逊干涉的ＦＴＩＲ结构 Ｆｉｇ．１ ＦＩｑＲ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｃｌａｓｓｉｃａｌ Ｍｉｃｈｅｌｓｏｎ ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ 公司ＴＶＳ一２０００ＳＴ热像仪和张小玲等瞄 使用ＡＢＢ公 司ＭＲ２５４型傅里叶变换红外光谱仪对燃气红外特 性进行测量时，由于燃气辐射率较难获得以及燃气 红外热像仪主要由光学镜头、焦平面探测器、数 据采集及处理系统组成。红外热像仪的测量原理是 被测物体发出红外辐射经过大气传输，由红外光学 镜头接收，再将辐射能量传给焦平面探测器，探测器 与喷管金属辐射率相差过大等原因，造成在信号校 准和全场红外特性方面存在缺陷。孙晓刚等 利用 一种能同时测量一定空间分布内６个点、每个点有 将光信号转为电信号，并传输给仪器信号处理部分， 对电信号进行处理得到红外图像，并记录图像数据 或者传输给其他设备，测量原理如图２所示。 ８个工作波长的多点高温计检测了固体火箭发动机 的燃气温度，但此种方法必须掌握发射率和波长之 问的函数关系，否则无法求解。张劲民 等研制了燃 气红外测试统，对燃气流场中小区域内辐射情况进 行了近场测试，但仍不能表征燃气全场辐射情况。 将红外光谱仪与红外热像仪联合使用，对常规液 体推进剂发动机尾焰流场进行了光谱和图像测量，得 到了主要的燃烧产物Ｈ２０、ＣＯ 和微量特征产物ＮＯ、 ｔｈｅＩｒｎｍｆａｒａｌ－ｒｉｅｍｄ］Ｉａｇｅ ＿一 ｌ Ｉ ｐ而ｌａｎ高ｅ ａ ｒｒａｙ ］ Ｉ ｌ Ｉ ！ ！ ！！ Ｉ 图２红外热像仪测量原理 Ｆｉｇ．２ Ｉｎｆｒａｒｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｅｒ ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔ ｍｅａｓｕｒｉｎｇ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ Ｎ２０的特征光谱，尾焰流场结构以及图像特征与发动 机工作状态之间的关系。试验结果说明了红外光谱 仪、热像仪的非接触、高精度、高分辨率的优势，为发 红外与激光工程 ２ ＷＷＷ．ｉｒｌａ．ｃａ ２张／ｓ；红外热像仪参数为光谱范围２ ２２２～８３３ ｃｍ～， ２尾焰流场红外测量试验 采用Ｂｒｕｋｅｒ ＳＩＧＩＳ２光谱仪、英福泰克红外热像 仪对某液体火箭发动机尾焰流场进行光谱和图像测 量，红外光谱仪和热像仪实物图如图３、４所示，试验 系统图如图５所示。火箭发动机采用常规肼类燃 扫描频率５Ｏ张／ｓ。对尾焰流场进行多次测量，分析 得到主要燃烧产物、特征燃烧产物及流场结构。 ３试验结果与分析 红外光谱仪测量结果如图６和图７所示，试验 前背景特征谱带集中于５００￣ｌ ５００ ｃｍ～，去除背景 谱图后，尾焰光谱图出现五个明显吸收峰，分别是 １９４７．９４、２２４８．Ｏ１、２２８０．２７、２３８８．３２以及３４３４．５４ｃｍ～。 料，仪器摆放位置与尾焰流场轴向方向垂直，距离 尾焰轴线１．７－２．０ｍ。设置光谱仪参数为：光谱范围 为４ ０００￣６００ ｃｍ～，分辨率为４ ｃｍ～，光谱扫描频率 ３６Ｏ。 ｒｏｔａｔｉｎ ｈｅａｄ 图６试验前背景红外单通道谱图 Ｆｉｇ．６ Ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｉｎｇｌｅ ｃｈａｎｎｅｌ ｓｐｅｃｔｒａ ｂｅｆｏｒｅ ｔｅｓｔ 图３ Ｂｒｕｋｅｒ ＳＩＧＩＳ２红外光谱仪 Ｆｉｇ．３ Ｂｒｕｋｅｒ ＳＩＧＩＳ２ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｅｒ １２ ｉ０ ０８ Ｏ６ ０４ ０２ Ｏ 图７去除背景后光谱图 ｉｇ．Ｆ７ Ａｆｔｅｒ ｒｅｍｏｖｉｎｇ ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ ｓｐｅｃｔｒｕｍ 图４英福泰克热像仪 Ｆｉｇ．４ ＩｎｆｒａＴｅｃ ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｅｒ 试验前背景吸收峰可能来自于空气中的Ｈ２０、 ＣＯ 、Ｎ 、Ｏ ，通过ＨＩＴＲＡＮ—Ｗｅｂ数据库查询常温下 四种气体的吸收峰，如图８～图ｌ１所示，可以看出在 ｔｈｅｒｍａＩ Ｉｎｆｒａｒｅｄ ｉｍａｇｅｒ ＦＴＩＲ 图５红外测量试验系统图 Ｆｉｇ．５ Ｉｎｆｒａｒｅｄ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍ ｄｉａｇｒａｍ 图８｝｛ＩＴＲＡＮ—Ｗｅｂ计算ＣＯ 在谱带区间内吸收系数 Ｆｉｇ．８ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇ ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ＣＯ２ ｆｒｏｍ ＨＩＴＲＡＮ－Ｗｅｂ ０２０４００３—３ 红外与激光工程 第２期 ＷＷＷ．ｉｒｌａ．ｃａ 第４６卷 薯３，Ｚ ｊｏ ｌｕ 【。鹾ｕｏｕ誉５００～ｌ ５００ ｃｍ 谱带区间内主要光谱吸收气体为 Ｈ２０和Ｃ０２。 ∞∞∞ ∞∞∞∞∞ 枷舢枷枷枷 枷啪啪 ３ ５００ ３０００ ２ ５００ ２０００ Ｉ ５００ ｌ ０００ ５００ Ｗａｖｅｎｕｍｂｅｒ／ｅｍ 图ｌ２尾焰流场检测出的燃烧产物 Ｆｉｇ．１２ Ｄｅｔｅｃｔｅｄ ｔｈｅ ｐｒｏｄｕｃｔｓ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｉｎ Ｈｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ 图ｌ３中横轴表示沿发动机轴向方向位置，纵轴 图９ ＨＩＴＲＡＮ—Ｗｅｂ计算｝｛２Ｏ在谱带区间内吸收系数 Ｆｉｇ．９ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇ ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ ｃｏｅｆｉｃｉｆｅｎｔ ｏｆ Ｈ２ｏ ｆｒｏｍ ＨＩＴＲＡＮ－Ｗｅｂ 表示燃烧产物质量分数（左纵轴表示Ｈ２０、ＣＯ。、ＮＯ 质量分数，右纵轴代表Ｎ２０质量分数）。可以看出，肼 类发动机尾焰主要燃烧产物为Ｈ２０、ＣＯ。。ＮＯ和Ｎ２０ ｇ ０ ０ 质量分数比较低，Ｎ。Ｏ质量分数只有ｐｐｍ量级。结合 图１２光谱检测结果分析可知，与其他航天飞行器常 翟 ． ｝罾 Ｕ 用的碳氢燃料相比，ＮＯ和Ｎ２０可作为常规液体火 箭发动机特征燃烧产物。 ．鲁 ｅ 窖 图１０ ＨＩＴＲＡＮ—ｗｅｂ计算０ 在谱带区间内吸收系数 ｉｇ．Ｆ１０ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇ ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ０２ ｆｒｏｍ Ｈ盯ＲＡＮ—Ｗｅｂ Ｄｉｓｔａｎｃｃ／ｍｍ ００Ｅ Ｏ０ 图１３ ＣＦＤ计算尾焰流场燃烧产物质量分数分布 Ｆｉｇ．１３ ＣＦＤ ｃａｌｃ￣ｉｏｎ ｍａｓｓ ｆｒａｃｔｉｏｎ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ Ｏ０Ｅ ００ Ｏ０Ｅ．ＯＯ ｐｒｏｄｕｃｔｓ ｉｎ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ Ｏ０Ｅ．Ｏ０ 燃气尾焰流场结构如图ｌ４所示（亮度越高表示 温度越高），燃气以超声速沿喷管轴线流动，经过第 一道正激波，静压上升，燃气速度下降，静温上升， 再经历膨胀波扩张过程，随后燃气反复经历压缩、 图１ｌ ｍＴＲＡＮ—ｗｅｂ计算 在谱带区间内吸收系数 Ｆｉｇ．１１ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇ ａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ｒｏｍ ＨＩＴＲＡＮ－Ｗｅｂ ｆ扩张，形成一连串马赫盘。同时可以看出，尾焰流场 在不同区域有着明显的温度梯度，因此利用图像处 由图１２可以看出，通过光谱仪内部标准谱对比 检测出燃气流场含有Ｈ２０、ＣＯ２、Ｎ２０、ＮＯ四种燃烧 理技术对红外尾焰流场图像特征进行研究，具体过 程参见参考文献【８】。研究后发现以传统热试车工况 产物，此四种产物是尾焰流场主要的辐射源。其中， Ｈ２Ｏ的特征谱带区间为３ ４００－４ ０００ ｃｍ～；ＣＯ２特征 参数压力和混合比为代表，可以建立起尾焰区域周 长与之相对应的关系，并与ＣＦＤ计算结果进行了 对比，对比结果如图ｌ５所示。下图利用多组发动机 谱带区间为２ ２００－２ ３８０ ｃｍ～；Ｎ２０特征谱带区间为 ２１６０￣２３００ｃｍｑ；ＮＯ特征谱带区间为１７７５～ｌ９７５ｃｍ～。 实际工况图像数据进行图像识别，再通过三维线性 ０２０４００３—４ ｊ‘ 红外与激光工程 ２ ＷＷＷ．ｉｄａ．ｃｎ 插值，得到发动机不同工况时的尾焰区域周长大小。 焰流场进行红外测量，不断积累光谱、图像等数据， 并与ＣＦＤ、图像处理等技术结合，从而推动发动机工 作状态监测技术的发展。 参考文献： 【１］Ｈｅｒｇｅｔ Ｗ Ｆ．Ｉｎｆｒａｒｅｄ ｓｐｅｃｔｒｏｒａｄｉｏｍｅｔｅｒ ｆｏｒ ｒｏｃｋｅｔ ｅｘｈａｕｓｔ ａｎａｌｙｓｉｓ［Ｃ］／／ＮＡＳＡ ＴｅＣＨ ＢＲＩＥＦ，１９６８：１００８１－１００８５． ［２】图ｌ４原始燃气流场红外图像 Ｈａｒｗｅｌｌ Ｋ Ｅ，Ｊａｃｋｓｏｎ Ｊｒ，Ｐｏｓｌａｊｋｏ Ｆ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｈｅｏｒｅｔｔｉｃａｌ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｌ ｓｐａｔａｉｌ ｄｉａｓｔｉｂｕｔｒｉｏｎ ｏｆ ｉｎｆｒａｒｅｄ Ｆｉｇ．１４ Ｏｒｉｇｉｎａｌ ｐｌｕｍｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｉｎ ｔｈｅ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｉｍａｇｅ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｉｎ ａ ｒｏｃｋｅｔ ｅｘｈａｎｓｔ［Ｃ］／／ＡＩＡＡ，１９７７：７７—７３６． ［３］ Ｋａｒａｂａｄｚａｋ Ｇ Ｆ，Ｔｅｓｌｅｎｋｏ Ｖ，Ｄｒａｋｅｓ Ｊ Ａ，ｅｔ ａ１． 从图１５可以看出，在发动机实际工况远离设计 Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｕｓｉｎｇ ｔｈｅ Ｍｉｒ Ｓｔａｔｉｏｎ ａｓ ａ ｓｐａｃｅ ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ 工况点时，尾焰周长呈现出单调性；相反，当实际工 【Ｃ］ＩＩＡＩＡＡ，１９９８：１—８． 况接近设计点时，出现局部极值点。当达到发动机设 ［４】 Ｙｕａｎ Ｚｏｎｇｈａｎ，Ｓｕｎ Ｍｅｉ，Ｌｉｕ Ｇｕｉｓｈｅｎｇ．Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ ＩＲ 计点时，红外图像识别出周长与ＣＦＤ数值模拟结果 ｈｔｅｒｍａｌ ｉｍａｇｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｏｎ ｔｈｅ ｉｎｓｐｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ 相差５％以内。由此可见识别设计点工况特征结果较 ｓｉｇｎａｌ ｏｆ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ［Ｊ】．Ｌａｓｅｒ ａｎｄ Ｉｎｆｒａｒｅｄ，１９９６，２６ 为准确。 （２）：１２１－１２４．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ） 袁宗汉，孙美，刘桂生．固体推进剂特征信号的红外热像 检测［Ｊ】．激光与红外，１９９６，２６（２）：１２１－１２４． ［５】 Ｚｈａｎｇ Ｘｉａｏｌｉｎｇ，Ｌｉ Ｃｈｕｎｙｉｎｇ，Ｗａｎｇ Ｈｏｎｇ．ＦＴＩＲ ｓｐｅｃｔｒｕｍ ｔｅｌｅｍｅｔｒｙ ｒａｄｉａｎｔ ｅｎｅｒｇｙ ｏｆ ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｐｒｏｐｅｌｎａｔ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｇｕａｎｇｘｉ Ｎｏｒｍａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２００３，２１（２）： ２０５—２０７．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ） 张小玲，李春迎，王宏．ＦＨＲ光谱遥测固体火箭发动机推 图ｌ５识别发动机不同工况时尾焰周长 进剂燃烧辐射能【Ｊ】．广西师范大学学报，２００３，２１（２）： Ｆｉｇ．１５ Ｉｄｅｎｔｉｆｙ ｐｌｕｍｅ ｃｉｒｃｕｍｆｅｒｅｎｃｅ ｉｎ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｅｎｇｉｎｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ２０５－２０７． 【６］ Ｓｕｎ Ｘｉａｏｇａｎｇ，Ｄａｉ Ｊｉｎｇｍｉｎ， Ｃｏｎｇ Ｄａｃｈｅｎｇ．Ｐｌｕｍｅ ４结论 ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ａ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｕｓｉｎｇ ｍｕｌｔｉｓｐｅｃｔｒａｌ ｔｈｅｒｍｏｍｅｔｒｙ【Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ Ｔｓｉｎｇｈｕａ Ｕｎｉｖ 通过红外光谱仪、红外热像仪对常规液体火箭 （Ｓｃｉ＆Ｔｅｃｈ），２００３，４３（７）：９１６－９２２．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ） 发动机尾焰流场进行测量及分析，得到了以下几条 孙晓刚，戴景民，丛大成．基于多光谱法的固体火箭发动 结论和展望： 机羽焰温度测量【Ｊ］．清华大学学报，２００３，４３（７）：９１６—９２２． （１）通过红外光谱仪检测出了Ｈ２０、ＣＯ。两种主 ［７］ Ｚｈａｎｇ Ｊｉｎｍｉｎ，Ｙｕａｎ Ｈｕａ，Ｌｉｕ Ｊｕｎｆｅｎｇ．ＩＲ ｍｅａｓｕｒｉｎｇ 要燃烧产物以及Ｎ０、Ｎ ０两种微量燃烧产物的特征 ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｆｏｒ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｐｌｕｍｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄ 光谱，说明常规液体火箭发动机尾焰流场红外辐射 Ｒｏｃｋｅｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００４，２７（２）：１６１—１６４．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ） 源主要来自ＨｚＯ、ＣＯ 、ＮＯ、Ｎ２Ｏ等燃烧产物。 张劲民，袁华，刘俊峰．固体推进剂红外辐射强度测试技 （２）红外热像仪捕捉到了尾焰特征结构，利用图 术【Ｊ】．固体火箭技术，２００４，２７（２）：１６１—１６４． 【８】 Ｗａｎｇ Ｄａｒｕｉ，Ｚｈａｎｇ Ｎａｎ，Ｇｅ Ｍｉｎｇｈｅ．Ｉｎｆｒａｒｅｄ ｉｍａｇｅ ｓｔｕｄｙ ｏｎ 像识别技术，建立了图像特征与发动机工作状态之 ｇａｓ ｅｘｔｅｒｎａｌ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｏｆ ｌｉｑｕｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｎｏｚｚｌｅ【Ｊ】． 间的关系，为设计人员判断、分析发动机工作状态提 Ｍｉｓｓｉｌｅｓ ａｎｄ Ｓｐａｃｅ Ｖｅｈｗｌｅｓ，２０１６（２）：２６－３０．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ） 供了新的依据。 王大锐，张楠，葛明和．液体火箭发动机喷管燃气外流场 （３）未来可对不同推进剂、不同工况下发动机尾 红外图像研究［Ｊ］．导弹与航天运载技术，２０１６（２）：２６～３０． ０２０４ｏ０３—５