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基于多波长光谱辐射火箭发动机燃气温度测试 版权信息
- ISBN：9787030516473
- 条形码：9787030516473 ; 978-7-03-051647-3
- 装帧：一般胶版纸
- 册数：暂无
- 重量：暂无
- 所属分类：>
基于多波长光谱辐射火箭发动机燃气温度测试 内容简介
本书一共十章，分别介绍国内外火箭发动机燃气温度测量研究现状、多波长光谱辐射燃气温度测试原理、燃气温度测试系统设计、燃气温度测试系统标定、非充气式和充气式发动机燃温系统设计及流场仿真、非充气式和充气式发动机燃温系统燃温测试实验、燃气温度测试结果不确定度分析、燃气温度测试系统校准分析等。
基于多波长光谱辐射火箭发动机燃气温度测试 目录
目录
前言
第1章 绪论 1
1.1 常用固体推进剂燃烧温度测量方法 2
1.1.1 热电偶温度测量方法 2
1.1.2 其他温度测量方法 3
1.2 火箭发动机燃气温度测试方法应用现状 8
1.2.1 接触式测温法的应用研究现状 8
1.2.2 非接触式测温法的应用研究现状 8
1.3 火箭发动机燃气温度测试难点分析 11
1.4 本章小结 13
第2章 温度测量基础 14
2.1 温度测量的基本术语 14
2.1.1 关于温度 14
2.1.2 关于温标 14
2.1.3 温度量值溯源 15
2.2 接触式温度测量 16
2.2.1 电阻温度计 16
2.2.2 热电偶温度计 17
2.3 辐射温度测量 18
2.3.1 辐射测温的基本概念 19
2.3.2 辐射测温的理论基础 21
2.3.3 常用辐射测温方法 23
2.3.4 辐射测温的几个重要概念 25
2.4 本章小结 27
第3章 多波长光谱辐射燃气温度测试 28
3.1 燃烧室燃气的热辐射特性 29
3.1.1 光谱辐射机理与温度的关系 29
3.1.2 燃气热辐射光谱特性分析 30
3.1.3 发动机燃烧室黑体特性分析 31
3.2 多波长光谱辐射燃气温度测试原理 33
3.2.1 发射率和光谱发射率对辐射测温的影响分析 33
3.2.2 基于普朗克定律的多光谱辐射测温 34
3.2.3 光谱数据处理 35
3.2.4 燃气热辐射光谱曲线特征验证 38
3.3 本章小结 40
第4章 多波长光谱辐射燃气温度测试系统组成 41
4.1 燃气温度测试系统总体设计 41
4.2 多波长光谱仪 41
4.3 测控系统和数据处理系统 44
4.4 光谱传输系统 45
4.5 燃气温度测试系统参数选择 46
4.5.1 光谱波段选择 46
4.5.2 光谱分析仪其他参数选择 46
4.6 本章小结 47
第5章 燃气温度测试系统标定及测量验证 48
5.1 测温系统标定原理 48
5.1.1 光谱高温仪测量模型 48
5.1.2 光谱高温仪标定 50
5.2 黑体炉标定分析 52
5.2.1 黑体炉标定装置构成 54
5.2.2 黑体炉标定实验结果分析 55
5.3 钨丝灯温度测量验证 56
5.3.1 钨丝灯温度测量实验系统 56
5.3.2 钨丝灯温度测量结果分析 56
5.4 本章小结 57
第6章 燃气温度测试系统校准 58
6.1 校准目的与要求 58
6.1.1 校准目的与定义 58
6.1.2 校准的依据与要求 58
6.2 校准方法与设备 59
6.2.1 测温系统需要校准的计量特性 59
6.2.2 测温系统校准的标准及配套设备 59
6.2.3 测温系统校准方法和步骤 61
6.2.4 测温系统校准不确定度 62
6.2.5 测温系统校准实例 63
6.3 本章小结 64
第7章 非充气式测温系统设计与流场仿真 65
7.1 非充气式测温系统组成与设计 65
7.1.1 非充气式测温发动机总体设计 66
7.1.2 压强数据采集系统 79
7.2 非充气式测温火箭发动机内流场数值仿真 80
7.2.1 非充气式测温火箭发动机数值仿真模型 80
7.2.2 测温火箭发动机尺寸对轴心温度的影响 85
7.2.3 散热损失对轴心温度的影响 86
7.3 本章小结 92
第8章 非充气式火箭发动机燃烧室燃气温度测试 93
8.1 推进剂理论燃烧温度计算 93
8.2 燃气温度测试实验方案 94
8.3 火箭发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 94
8.3.1 P1推进剂燃烧室火焰温度测试结果 94
8.3.2 P2推进剂燃烧室火焰温度测试结果 96
8.3.3 P3推进剂燃烧室火焰温度测试结果 97
8.4 本章小结 98
第9章 充气式测温系统设计与流场仿真 99
9.1 充气式测温系统组成与设计 99
9.1.1 充气式测温发动机详细设计 99
9.1.2 充气系统 103
9.2 充气式测温火箭发动机数值仿真模型 104
9.2.1 物理模型和网格 104
9.2.2 边界条件 105
9.3 充气式测温火箭发动机数值仿真结果及分析 105
9.3.1 工况一条件下火箭发动机内流场数值仿真 106
9.3.2 工况二条件下火箭发动机内流场数值仿真 115
9.4 本章小结 126
第10章 热电偶测温系统 127
10.1 热电偶测温原理与选用 127
10.1.1 热电偶测温原理 127
10.1.2 热电偶选用原则 128
10.1.3 发动机测温用钨铼热电偶的选用 128
10.2 钨铼热电偶测温系统组成 129
10.2.1 系统组成原理 129
10.2.2 钨铼热电偶传感器 130
10.2.3 热电偶信号采集处理器 132
10.2.4 钨铼热电偶测温系统软件 133
10.3 钨铼热电偶校准 138
10.3.1 300～1500℃钨铼热电偶校准 138
10.3.2 1500～2300℃钨铼热电偶校准 139
10.4 发动机钨铼热电偶测温系统的测量不确定度分析 139
10.4.1 钨铼热电偶校准不确定度分量u1 139
10.4.2 保护支撑套管对热电偶测头的导热影响u2 141
10.4.3 热电偶信号采集器测量不确定度分量u3 141
10.4.4 合成标准不确定度 141
10.5 本章小结 142
第11章 充气式火箭发动机燃烧室燃气温度测试 143
11.1 推进剂理论燃烧温度计算 143
11.2 燃气温度测试实验方案 143
11.3 火箭发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 144
11.3.1 F1推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 145
11.3.2 F2推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 147
11.3.3 F3推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 150
11.4 本章小结 153
第12章 燃温测试结果重现性与相关性分析 154
12.1 测试结果重现性分析 154
12.1.1 钨铼热电偶测试结果重现性分析 154
12.1.2 多波长光谱仪燃温测试结果重现性分析 159
12.1.3 小结 164
12.2 钨铼热电偶法与多波长光谱测温法相关性分析 164
12.3 本章小结 166
第13章 燃温测试软件及操作范例 167
13.1 燃温测试软件介绍 167
13.1.1 编程环境 167
13.1.2 工作流程 167
13.1.3 软件模块 168
13.2 范例 169
13.2.1 初始化模块 169
13.2.2 校准模块 170
13.2.3 温度测量模块 172
13.2.4 数据处理软件 174
13.3 本章小结 175
参考文献 176
前言
第1章 绪论 1
1.1 常用固体推进剂燃烧温度测量方法 2
1.1.1 热电偶温度测量方法 2
1.1.2 其他温度测量方法 3
1.2 火箭发动机燃气温度测试方法应用现状 8
1.2.1 接触式测温法的应用研究现状 8
1.2.2 非接触式测温法的应用研究现状 8
1.3 火箭发动机燃气温度测试难点分析 11
1.4 本章小结 13
第2章 温度测量基础 14
2.1 温度测量的基本术语 14
2.1.1 关于温度 14
2.1.2 关于温标 14
2.1.3 温度量值溯源 15
2.2 接触式温度测量 16
2.2.1 电阻温度计 16
2.2.2 热电偶温度计 17
2.3 辐射温度测量 18
2.3.1 辐射测温的基本概念 19
2.3.2 辐射测温的理论基础 21
2.3.3 常用辐射测温方法 23
2.3.4 辐射测温的几个重要概念 25
2.4 本章小结 27
第3章 多波长光谱辐射燃气温度测试 28
3.1 燃烧室燃气的热辐射特性 29
3.1.1 光谱辐射机理与温度的关系 29
3.1.2 燃气热辐射光谱特性分析 30
3.1.3 发动机燃烧室黑体特性分析 31
3.2 多波长光谱辐射燃气温度测试原理 33
3.2.1 发射率和光谱发射率对辐射测温的影响分析 33
3.2.2 基于普朗克定律的多光谱辐射测温 34
3.2.3 光谱数据处理 35
3.2.4 燃气热辐射光谱曲线特征验证 38
3.3 本章小结 40
第4章 多波长光谱辐射燃气温度测试系统组成 41
4.1 燃气温度测试系统总体设计 41
4.2 多波长光谱仪 41
4.3 测控系统和数据处理系统 44
4.4 光谱传输系统 45
4.5 燃气温度测试系统参数选择 46
4.5.1 光谱波段选择 46
4.5.2 光谱分析仪其他参数选择 46
4.6 本章小结 47
第5章 燃气温度测试系统标定及测量验证 48
5.1 测温系统标定原理 48
5.1.1 光谱高温仪测量模型 48
5.1.2 光谱高温仪标定 50
5.2 黑体炉标定分析 52
5.2.1 黑体炉标定装置构成 54
5.2.2 黑体炉标定实验结果分析 55
5.3 钨丝灯温度测量验证 56
5.3.1 钨丝灯温度测量实验系统 56
5.3.2 钨丝灯温度测量结果分析 56
5.4 本章小结 57
第6章 燃气温度测试系统校准 58
6.1 校准目的与要求 58
6.1.1 校准目的与定义 58
6.1.2 校准的依据与要求 58
6.2 校准方法与设备 59
6.2.1 测温系统需要校准的计量特性 59
6.2.2 测温系统校准的标准及配套设备 59
6.2.3 测温系统校准方法和步骤 61
6.2.4 测温系统校准不确定度 62
6.2.5 测温系统校准实例 63
6.3 本章小结 64
第7章 非充气式测温系统设计与流场仿真 65
7.1 非充气式测温系统组成与设计 65
7.1.1 非充气式测温发动机总体设计 66
7.1.2 压强数据采集系统 79
7.2 非充气式测温火箭发动机内流场数值仿真 80
7.2.1 非充气式测温火箭发动机数值仿真模型 80
7.2.2 测温火箭发动机尺寸对轴心温度的影响 85
7.2.3 散热损失对轴心温度的影响 86
7.3 本章小结 92
第8章 非充气式火箭发动机燃烧室燃气温度测试 93
8.1 推进剂理论燃烧温度计算 93
8.2 燃气温度测试实验方案 94
8.3 火箭发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 94
8.3.1 P1推进剂燃烧室火焰温度测试结果 94
8.3.2 P2推进剂燃烧室火焰温度测试结果 96
8.3.3 P3推进剂燃烧室火焰温度测试结果 97
8.4 本章小结 98
第9章 充气式测温系统设计与流场仿真 99
9.1 充气式测温系统组成与设计 99
9.1.1 充气式测温发动机详细设计 99
9.1.2 充气系统 103
9.2 充气式测温火箭发动机数值仿真模型 104
9.2.1 物理模型和网格 104
9.2.2 边界条件 105
9.3 充气式测温火箭发动机数值仿真结果及分析 105
9.3.1 工况一条件下火箭发动机内流场数值仿真 106
9.3.2 工况二条件下火箭发动机内流场数值仿真 115
9.4 本章小结 126
第10章 热电偶测温系统 127
10.1 热电偶测温原理与选用 127
10.1.1 热电偶测温原理 127
10.1.2 热电偶选用原则 128
10.1.3 发动机测温用钨铼热电偶的选用 128
10.2 钨铼热电偶测温系统组成 129
10.2.1 系统组成原理 129
10.2.2 钨铼热电偶传感器 130
10.2.3 热电偶信号采集处理器 132
10.2.4 钨铼热电偶测温系统软件 133
10.3 钨铼热电偶校准 138
10.3.1 300～1500℃钨铼热电偶校准 138
10.3.2 1500～2300℃钨铼热电偶校准 139
10.4 发动机钨铼热电偶测温系统的测量不确定度分析 139
10.4.1 钨铼热电偶校准不确定度分量u1 139
10.4.2 保护支撑套管对热电偶测头的导热影响u2 141
10.4.3 热电偶信号采集器测量不确定度分量u3 141
10.4.4 合成标准不确定度 141
10.5 本章小结 142
第11章 充气式火箭发动机燃烧室燃气温度测试 143
11.1 推进剂理论燃烧温度计算 143
11.2 燃气温度测试实验方案 143
11.3 火箭发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 144
11.3.1 F1推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 145
11.3.2 F2推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 147
11.3.3 F3推进剂发动机燃烧室燃气温度测试结果及分析 150
11.4 本章小结 153
第12章 燃温测试结果重现性与相关性分析 154
12.1 测试结果重现性分析 154
12.1.1 钨铼热电偶测试结果重现性分析 154
12.1.2 多波长光谱仪燃温测试结果重现性分析 159
12.1.3 小结 164
12.2 钨铼热电偶法与多波长光谱测温法相关性分析 164
12.3 本章小结 166
第13章 燃温测试软件及操作范例 167
13.1 燃温测试软件介绍 167
13.1.1 编程环境 167
13.1.2 工作流程 167
13.1.3 软件模块 168
13.2 范例 169
13.2.1 初始化模块 169
13.2.2 校准模块 170
13.2.3 温度测量模块 172
13.2.4 数据处理软件 174
13.3 本章小结 175
参考文献 176
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基于多波长光谱辐射火箭发动机燃气温度测试 节选
第1章绪论 火箭发动机是利用反作用产生推力的喷气推进动力装置，是各类火箭、导弹和航天器*主要的动力来源。按发动机中初始能源类型的不同，可分为化学火箭发动机、核能火箭发动机、电能火箭发动机和太阳能火箭发动机等。其中，化学火箭发动机按推进剂的物态又可分为固体火箭发动机和液体火箭发动机。相比于液体火箭发动机，固体火箭发动机具有体积小、结构简单、工作可靠、操作方便、使用安全和能够长期储存等优点，因而广泛应用于航天、国防等领域。因为固体火箭发动机的广泛应用，对其性能要求也越来越高。 燃烧温度是影响固体推进剂能量大小的重要因素。比冲是固体推进剂以及固体火箭发动机的能量特性参数，也是评定火箭发动机性能的重要参考指标，比冲与燃烧温度的平方根成正比，提高比冲的主要途径之一是选择高能推进剂，提高燃烧温度。固体推进剂的燃烧是一种剧烈发光发热的物理化学过程，固体推进剂燃烧温度及其分布是燃烧诊断实验的主要任务之一[3]，可用于预测推进剂燃烧中的化学物理过程，增强对推进剂燃烧机理的认识，为固体推进剂燃烧过程的数学建模、固体推进剂配方调节提供参考依据[4]。 另一方面，固体推进剂燃烧温度可为火箭发动机结构设计提供指导。推进剂燃烧产生的燃气，其温度可以表征燃烧室内流场及发动机羽流的特征，为发动机内弹道性能预测提供参考，也可作为发动机内流场数值仿真正确与否的判断依据，对改进发动机结构设计和减弱红外辐射信号有着重要的指导意义。 同时，推进剂燃烧温度也是火箭发动机热防护设计的重要参数。某些高能火箭发动机燃烧室中的燃气温度可达3500°C，高温燃气与壳体之间存在强烈的热量交换现象，为防止燃烧室壳体结构强度降低甚至出现损坏而影响发动机的结构完整性，需要在壳体内部喷覆绝热层；而喷管的热防护设计在于尽可能使喷管型面在发动机工作过程中不改变或少改变，使壳体壁面温度控制在允许范围内，起到绝热耐烧蚀的作用，因此需要选择有效的热防护材料。燃烧室的热防护设计直接影响到发动机的安全可靠性，而喷管的热防护设计则决定发动机的实际工作性能。推进剂燃烧温度可以作为绝热层烧蚀性能评价指标，为发动机绝热层优化设计提供参考依据。 固体推进剂的燃烧温度可以从三个方面进行测量，即固体推进剂在空气中的燃烧温度、在发动机腔体内的燃烧温度、发动机工过程中尾焰温度。受技术发展的限制，现有的测量结果可以溯源的测量方法和设备，只能进行固体推进剂在空气中的燃烧温度和发动机工作过程中尾焰温度的测量，但这两种测量结果无法真实反映发动机工作工程中的温度变化，且测量温度不能超过3000K。固体火箭发动机腔体内火焰燃烧状况比较复杂，是在高温、高压和很窄的空间中进行的高速化学反应，并涉及熔化、汽化、升华、分散、传热、扩散和流动物理过程；从点火到腔体内温度到达平衡态，初始工作时间较短，燃气温度变化呈现阶跃特性，从室温上升到三四千开尔文，只需几十毫秒，甚至几毫秒，现有的常规测量方法和设备很难满足温度测量的动态特性和测量范围需求，从温度测量的数据无法准确获取发动机腔体内燃气温度变化的全过程。 从比冲、发动机内弹道性能预测和热防护设计需求来看，所需的温度都是具有统计意义宏观的燃气温度，也就是体现燃气内能的温度，而燃烧过程中存在的极少数非平衡态分子、离子和电子所具有的温度既难于测量和评价，又对比冲、发动机内弹道性能预测和热防护影响很小。 以固体火箭发动机燃烧室燃气作为温度测量对象，开展基于统计意义宏观的推进剂燃烧温度测试，在不考虑散热损失的条件下，其测试结果能够比较真实反映发动机实际工作状态，为比冲设计、发动机内弹道性能预测提供依据，同时对于发动机结构设计、热防护设计具有很高的参考价值。进行高温燃气温度测量方法的研究，对提高我国固体火箭发动机设计水平，具有重大意义，同时应用到其他领域，也有广阔的应用前景。 因此，开展固体火箭发动机燃烧室燃气温度测量技术和测量方法研究具有极其重要的意义。 1.1常用固体推进剂燃烧温度测量方法 绝大多数固体推进剂的火焰温度在1000K到4000K之间，燃烧室燃气温度呈现阶跃上升特征；燃烧室内还具有高压、多相流的特点，燃气具有一定流动动能，燃烧产物成分复杂。因此，受测量环境、测量条件以及测量范围的限制，对火箭发动机燃烧室燃气温度进行测试并具有较高测量准确性的测试方法并不多，尤其是针对燃烧在2500K以上固体火箭发动机的温度测试。 固体推进剂燃烧温度的测量一直是固体火箭发动机研究领域的热点。按照测量原理分类，可将燃烧温度测量方法分为接触式测温方法和非接触式测温方法，如图1-1所示[5-7]。 1.1.1热电偶温度测量方法 由于热电偶温度计可以溯源到国家基准，量值传递可以保证，产品丰富，技术成熟，且测试成本相对较低，一直以来，在固体火箭发动燃气温度测试领域使用较为普遍，尤其是对于燃气温度在2300°C以下的测试。 热电偶测温原理是基于热电效应[8]:两种不同的导体（或半导体）组成回路，两端相互连接时，只要两结点处的温度不同，回路中将产生一个电动势，电动势的大小和方向与导体的材料及两结点的温度有关，通过测量电动势的大小就可以实现测温的目的。 热电偶具有装置简单、可测得被测物体真温、精度高等优势，被广泛应用于固体粉尘、气体等环境下的温度测量[9-11]。但由于热电偶响应速度慢、测量温度上限低[12，13]，这种方法的应用受到限制。 采用钨铼热电偶进行测量，多次使用温度可到2300°C，短期使用温度可达2800°C。*高使用温度可到3000C。 但是对于高响应、高动态的固体火箭发动机燃气温度的测量存在如下问题。 （1）发动机燃气产物复杂，有些成分对钨铼热电偶具有腐蚀作用，易污染。 （2）要求热敏感头响应快，钨铼丝直径小，则强度低，易损坏。 （3）测温上限无法满足高能推进剂燃气温度的测量。 （4）温度转换为电信号值小，易受到测量现场的电磁干扰，尤其是工频干扰，在仪器的选用和现场布线上需要采取特殊措施。 1.1.2其他温度测量方法 在固体推进剂燃烧温度的测量方法的应用上，热电偶测温结果可以溯源到国家基准，具有相当的测量准确性，从设备的可获得性和方法的可实现性方面具有优势；其他方法更多的是原理的探索与研究，其测量结果的准确性无法验证，设备不易获得，尤其是一些方法难于实现燃烧室燃气温度的测量，因此只作简单介绍。 1.等离子体测温法 高温火焰中存在大量的离子和电子，整体表现为电中性，可以当作一种等离子体。在火焰中施加电场后，其中的离子和电子便会产生定向运动形成电流。电流大小与离子和电子的密度有关，离子和电子的密度随火焰温度变化[14]。因此，电流的大小可以反映火焰温度的变化，这就是等离子体测温法测量燃气温度的理论基础。 2.光纤测温法 光纤传感技术是伴随着光导纤维和光纤通信技术发展而应用产生的一种新的传感技术。光纤测温法的基本原理是利用光导纤维材料温度不同，光传输的特性不同来测量温度[15]。 比较常见的是蓝宝石光纤黑体腔测温法[16]，这种方法将光纤技术和辐射测温技术结合起来，其实现过程是：将蓝宝石光纤的一端镀一层敏感材料薄膜形成黑体空腔，通过测量黑体空腔热平衡所产生的辐射能即可得到被测对象的温度[17]。此方法解决了热电偶测温动态响应差的问题，具有较高的温度测量上限。 3.光学干涉成像法 在光学成像法中，激光散斑照相法、纹影法、干涉仪法和激光全息干涉法都是基于光的干涉原理，这几种方法又可统称为光学干涉成像法。它们的测量原理是将温度场中各处光谱折射率的变化转变为各种光参量的变化，并记录在感光胶片上，以便定性或定量地分析[18]。对于燃烧火焰而言，首先要测量火焰的折射率分布[19]，根据折射率和密度的正比关系，采用理想气体状态方程从密度场中获得所需的温度场数据。 4.CCD成像法 计算机技术、光学技术和数学方法的高速发展，使得利用数字图像处理技术重建温度场成为可能：利用CCD（电荷耦合器件）获取视频信号，经过图像卡量化处理后送入计算机，再由计算机进行相应的处理，*后获得温度分布的相关信息[2。]。CCD成像法的测温原理是基于CCD摄像所包含的色度信息和光谱辐射理论，具有耐灼伤、图像清晰度高、工作稳定可靠等优点[21]。但对于高温火焰，由于亮度太高，会导致部分色彩失真，影响测量结果。 5.瑞利散射和拉曼散射光谱法 瑞利散射和拉曼散射是由分子的转动和振动能级改变产生的。频率为％的单色光入射到尺寸远小于波长的分子后，分子会产生频率为散射光谱，通常采用可见光波段激光器实现这一过程。在散射光谱中，激发线处频率为的弹性散射称为瑞利散射，频率与％不同的散射称为拉曼散射，拉曼散射的强度明显低于瑞利散射[3]。拉曼散射线与瑞利散射线之间的频率差与入射光频率无关，而与介质分子的振动、转动能级有关，与入射光强度和介质分子浓度成正比[22]。 瑞利散射的光谱强度正比于气体分子数密度，根据理想气体状态方程可知，密度是气体温度的函数，因此可以根据光谱强度的变化得到气体的温度数据。瑞利散射信号强，但因来自所有气体组分的瑞利散射落到与入射光束相同的光谱波段，不能区分单个气体组分，并且受颗粒Mie散射、背景光散射和火焰辐射的干扰，难以用瑞利型半宽度变化测温度，这些缺点主要限制它应用于某些干净流场的测量。 拉曼光谱的光强正比于气体分子数，由玻尔兹曼分布可以通过光强的变化得到气体温度数据。在拉曼散射光谱中，频率为光谱叫作斯托克斯光谱，频率为的光谱叫作反斯托克斯光谱。根据入射光源的不同形式又分为自发拉曼散射和受激拉曼散射。由于自发拉曼散射信号微弱和非相干性的特点，对于许多具有光亮背景和荧光干扰的实际体系，它的应用受到一定的限制，而受激拉曼散射能大幅度提高测量的信噪比，具有更好的实用性。温度测量研究中常用的是相干反斯托克斯拉曼散射法（CARS）[23]，它基于受激拉曼散射原理，具有方向性强、抗噪声和荧光性能好、脉冲效率高和所需脉冲输入能量小等优点，适合于含有高浓度颗粒的两相流场非清洁火焰的温度诊断。 6.激光诱导荧光法 分子（或原子）产生荧光的外部激励方式很多，如电子轰击、化学反应、加热或光子吸收，用频率可调的激光器照射产生激光诱导荧光。激光诱导荧光法测温是通过测量荧光强度随激发光谱波长的变化，从而得到基态转动能级或者振动能级分子数的分布，然后根据玻尔兹曼公式计算出体系的温度[24]。 激光诱导荧光是一种电子吸收与发射过程，会产生较强的信号，具有较高的空间分辨力。拉曼散射可在任何紫外波长下激励产生，但荧光的产生要求精确的激励频率，必须要把电子基态下处于特定转动、振动能级的分子激发到受激电子态下特定的转动、振动能级。在燃烧过程研究中，当作为温度测量对象的样品浓度低于自发拉曼或相干拉曼光谱探测灵敏度所要求的浓度时，激光诱导荧光法就是一种更为有效的探测方法。 激光诱导荧光法在处理不同能级上的猝熄效应时存在困难，而且在对非稳态火焰的测量和空间分辨能力方面都存在弱点。 7.发射吸收光谱法 谱线反转法是发射吸收法的*早形式，*常见的是钠D线反转法。其基本原理是在火焰中均匀地加入微量钠盐，可以选取钠在燃烧时产生的两条特征谱线（通常为589.0nm和589.6nm），当谱线在比较光源的连续光谱中消失时，说明钠的谱线与连续光谱融为一体，此时光源的亮度值就等于火焰燃烧温度[25]。谱线反转法装置简单，适用于实验室中火焰稳定、测量方向温度梯度不大的场合，主要用于静态火焰测温方面。由于受到背景光源亮度变化范围的限制，其测温范围在1000～2800K。 发射吸收法实际上是谱线反转法的扩展，光源发射的光辐射能量通过火焰时，一部分被火焰吸收，这时不需要把光源亮
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