铱铑合金超声导波方法的固体火箭发动机燃烧室温度测试

• 作者: 吕建刚 周汉昌 张可 杨录 梁海坚 王兴起 王凯 王高 魏艳龙
• 来源期刊: 推进技术
• 学科: 航空航天
• 关键词: 超声测温 固体火箭发动机 超声速 铱铑合金 温度测试
• 年，卷（期）: 2018,（8）
• 所属期刊栏目: 测试与控制
• 页码范围: 1856-1862
• 页数: 7页
• 分类号: V235.211
• 字数: 2708字
• 语种: 中文
• DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.08.021

摘要

固体火箭发动机试车时温度参数是重要的测试物理量,国内外对于这种复杂环境的温度测试,除热电偶外尚无可靠的原位测试方法.为了研究固体火箭发动机试车时温度测试问题,用超声导波测温方法,设计出一套基于IrRth40(铱铑合金)超声导波测温系统,测试了该系统在室温~1600℃的运行情况.结果表明,超声测温系统可以在高温环境下稳定运行,并且室温~1600℃范围内校准曲线重复性良好.将获得的数据进行95置信度评估,绘制出95置信条件下的误差带.在温度大于1000℃时,灵敏度的变化幅度逐渐增大,达到0.0035μs/℃.常温常压下,传感器响应时间为1.2s.设计了传感器封装结构,完成了固体火箭发动机温度测试实验,测得温度-时间曲线,峰值温度为1492℃.