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一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究
摘要：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. 作者： 孙晓刚戴景民王雪峰褚载祥 Author： 作者单位： 哈尔滨工业大学自动化测试与控制系,黑龙江,哈尔滨,150001 期 刊： 红外与毫米波学报 ISTICEISCIPKU Journal： JOURNAL OF INFRARED AND MILLIMETER WAVES 年，卷(期)： 2003, 22(2) 分类号： V43 关键词： 固体火箭发动机 羽焰温度 多光谱测温 真温 发射率 机标分类号： TH8 TK3 机标关键词： 温度测量 固体火箭发动机 羽焰温度 数据处理 方法研究 SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE METHOD OF 多波长高温计 光谱发射率 发动机设计 连续测量 计算值 处理方法 测量数据 理论值 实验 模型 基础 基金项目： 国家自然科学基金【一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究】相关文章：
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