对于最常用的火箭推进系统来说,推进剂的火焰温度、流场、速度场是表征火箭发动机燃烧状态的重要参数,它直接影响着武器发射平台的设计指标和达到这些指标的途径。在各种导弹武器的矢量控制技术中需要考虑火箭喷管羽焰的温度。根据河西化工机械公司41所要求,哈尔滨工业大学自动检测与过程系统研究所(D&CS)承担了“喷管羽流(温度)测量设备”的研制工作。开展固体火箭发动机喷管羽焰的温度参数测量技术研究,对促进火箭隐身技术发展,提高我国武器设计水平具有重要的现实意义。固体火箭发动机喷管羽流具有流速快,温度高,持续时间短等特点,本文采用多光谱辐射测温法来实现固体火箭喷管羽流的温度测量,该方法不需要辅助手段就可能获得目标的发射率和真温,具有其他发射率补偿技术无可比拟的优点。本课题的主要工作有硬件、软件系统的设计和调试,高温计的标定和现场的测试验收。硬件系统分为光路和电路两部分:被测目标发出的热辐射由光学瞄准头取样后,通过光纤将辐射能传到棱镜分光系统,分光后再由光电探测器转换成电信号;电信号经前置放大,采样保持,由数据采集卡NI PCI-6225采集到工控机内存储和进行数据处理。软件系统采用LabVIEW图形化编程工具,其特点是简单易学,开发速度快。设备的标定包括波长函数(PWF)标定和亮温标定。本系统区别于以往同类设备的不同之处有:使用六台独立的高温计,可以测量空间位置上任意六个目标点;光路采用近轴设计,棱镜分光,能量损耗小,且各光路之间相互独立,不存在混叠现象;数据采集系统采用高精度,高分辨率的NI PCI-6225数据采集卡,集成有16位ADC,工作稳定,抗干扰能力强,使得数据采集在速度和精度上都得到大大提高;应用LabVIEW软件编程,使得硬件驱动更加完善,数据处理功能更加强大。