| 用热像仪测试发动机燃气流场温度 |
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| 引用本文： | 王宏,符彬,刘桂生,孙美.用热像仪测试发动机燃气流场温度[J].固体火箭技术,2003,26(2):65-67. |
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| 作者姓名： | 王宏 符彬 刘桂生 孙美 |
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| 作者单位： | 西安近代化学研究所,西安,710065 |
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| 摘 要： | 通过试验研究，利用红外热像仪测试固体火箭发动机燃气流场的辐射温度，并通过高温风洞的标定数据，对测试结果进行了分析处理。提出了解决发动机燃气流场红外辐射测温时辐射系数设置的方法。
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| 关 键 词： | 固体火箭发动机 燃气流场 温度测量 红外热像仪 |
| 文章编号： | 1006-2793(2003)02-0065-03 |
| 修稿时间： | 2002年3月4日 |
Temperature test of motor combustion gas flow field with thermographic instrument |
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| Abstract: | Radiant temperature of solid rocket motor combustion gas flow field was tested and measured by means of infrared thermographic instrument on the basis of the experiment, and the test results were analyzed and treated through data calibration of high temperature wind tunnel. The method for setting up the radiant coefficient is put forward to solve the infrared radiation temperature measurement problem for motor combustion gas flow field. |
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| Keywords: | propellant flow field temperature test infrared radiation |
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