《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》PDF+DOC
作者:魏艳龙,王高,王兴起,张可,杨录,王凯,吕建刚,梁海坚,周汉昌
单位:北京动力机械研究所
出版:《推进技术》2018年第08期
页数:7页 (PDF与DOC格式可能不同)
PDF编号:PDFTJJS2018080220
DOC编号:DOCTJJS2018080229
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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Ir Rth40(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℃。
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