基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统及方法

基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统及方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及空间材料热物性测量技术领域，具体地，设及基于红外热像仪的空间 材料发射率测量系统及方法。
【背景技术】
[0002] 材料表面发射率是航天器热控系统中普遍应用的热控涂层中一个非常重要的热 物理性能参数，对航天器溫度的控制起着重要作用。不同的产品表面有极为不同的表面光 学性质，通过合理地选择不同太阳吸收比性质的材料，可有效地控制航天器内部和外部的 热交换，使航天器的溫度控制在指定的范围之内。随着新一代航天器的发展，产品呈现非平 整表面现象越来越多，而当前复杂产品表面发射率很难进行直接测量。针对波导缝隙和蜂 窝等非平整表面的发射率通常采用随炉试片的方式进行测量，无法实现不规则表面产品的 发射率测量、全周期装配测试过程材料发射率的跟踪测量和大面积发射率测量。
[0003] 热像系统是集红外热像技术、红外测溫标定技术和计算机图像处理技术等多种高 新技术的综合体。红外热像仪能够提供精确的非接触溫度测量功能，并且能够生成红外图 像或热福射图像。由于发射率与红外福射直接相关，而目标红外福射的强弱又能够通过热 图像得到反映，因而材料表面的发射率可W利用热像仪测得，同时，红外热像仪具有发射率 测量的非接触性和快速获得大面积发射率数据的优势。因此，基于红外热像仪的空间材料 发射率测量方法能解决不规则表面产品的发射率测量、全周期装配测试过程材料发射率的 跟踪测量和大面积发射率测量的问题，并应用于空间材料表面发射率测量。

【发明内容】

[0004] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于红外热像仪的空间材料发 射率测量系统及方法。
[0005] 根据本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统，包括:测溫元件、 柔性电加热器、溫度控制模块、数据采集模块、计算机控制模块、红外热像仪，其中，
[0006] -所述数据采集模块通过测溫元件测量空间材料的实际溫度，并将测得的溫度数 据传输至计算机控制模块；
[0007] -所述溫度控制模块通过柔性电加热器控制空间材料的溫度，并将溫度数据传输 至计算机控制模块；
[000引-所述红外热像仪测试所述空间材料的表面溫度；
[0009] -所述计算机控制模块根据接收到的溫度数据W及红外热像仪测试得到的表面溫 度计算得到所述空间材料的发射率。
[0010] 根据本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法，包括如下步骤：
[0011] 步骤1:利用测溫元件、柔性电加热器、溫度控制模块、数据采集模块、计算机控制 模块、红外热像仪建立测试系统；
[0012] 步骤2:通过溫度测量元件测得空间材料的第一次实际溫度，通过红外热像仪测得 空间材料的第一次表面溫度；
[0013] 步骤3:通过溫度控制模块调节柔性电加热器的加热功率，当空间材料的实际溫度 达到设定的值时，通过溫度测量元件测得空间材料的第二次实际溫度，通过红外热像仪测 得空间材料的第二次表面溫度；
[0014] 步骤4:重复步骤，得到空间材料的第Ξ次实际溫度、第四次实际溫度、第Ξ次表面 溫度和第四次表面溫度；
[0015] 步骤5:将步骤至步骤得到的溫度数据代入空间材料的发射率计算公式，将得到Ξ 组发射率的计算值平均后得到所述空间材料的发射率。
[0016] 优选地，所述步骤包括：
[0017] 步骤1 . 1:将柔性电加热器和溫度控制模块相连;将测溫元件和数据采集模块相 连;将溫度控制模块、数据采集模块连接至计算机控制模块；
[0018] 步骤1.2:将柔性电加热器粘贴在待测空间材料的下表面，将测溫元件粘贴在待测 空间材料的上表面；
[0019] 步骤1.3:将红外热像仪的测量镜头对准待测区域，并通过支架固定。
[0020] 优选地，所述步骤5中的发射率计算公式如下：
[0021] Ε(Τ) = εσΤ4;
[0022] 则：
[0023]
[0024] 式中:Ε(Τ)表示红外福射强度，ε'表示红外热像仪设定的发射率;Τι表示红外热像 仪测得的溫度;ε表示空间材料实际的发射率;To表示空间材料实际的溫度;Ea表示环境的发 射率;Ta表示环境的溫度，σ表示斯特藩-玻尔兹曼常数；
[0025] 假设空间材料表面发射率不随空间材料表面溫度的变化，且多次测量的环境保持 不变，则可W得到如下的计算公式：
[0035]式中：Til表示红外热像仪第一次测量测得的溫度;Τ?2表示红外热像仪第二次测量 测得的溫度;Τ?3表示红外热像仪第Ξ次测量测得的溫度;Τ?4表示红外热像仪第四次测量测 得的溫度;Toi表示第一次测量空间材料表面的实际溫度;Τ〇2表示第二次测量空间材料表面 的实际溫度;Τ〇3表示第Ξ次测量空间材料表面的实际溫度;Τ〇4表示第四次测量空间材料表 面的实际溫度，ει表示第一次计算出的空间材料实际发射率，ε2表示第二次计算出的空间材 料实际发射率，63表示第Ξ次计算出的空间材料实际发射率。
[0036] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0037] 1、本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法解决了不规则表面 产品的发射率测量、全周期装配测试过程材料发射率的跟踪测量和大面积发射率测量问 题，通过黑体福射理论和红外热像仪测量原理推导出空间材料表面发射率测量的计算公式 后，通过多次测量空间材料的实际溫度和红外热像仪测得的表面溫度计算得到所述空间材 料的发射率，步骤简单，精度高。
[0038] 2、本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法实现非接触测量，在 线监测，并适用于大面积测量，且测试系统搭建的成本低，便于推广。
【附图说明】
[0039] 通过阅读参照W下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、 目的和优点将会变得更明显：
[0040] 图1为本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统的原理示意图。 [0041 ]图中；
[0042] 1-空间材料；
[0043] 2-测溫元件；
[0044] 3-柔性电加热器；
[0045] 4-溫度控制模块；
[0046] 5-数据采集模块；
[0047] 6-计算机控制模块；
[004引7-红外热像仪。
【具体实施方式】
[0049] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。W下实施例将有助于本领域的技术 人员进一步理解本发明，但不W任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术 人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可W做出若干变形和改进。运些都属于本发明 的保护范围。
[0050] 本发明是为了解决不规则表面产品的发射率测量、全周期装配测试过程材料发射 率的跟踪测量和大面积发射率测量等问题;本发明首先通过黑体福射理论和红外热像仪7 测量原理推导出空间材料1表面发射率测量的计算公式;然后通过溫度控制模块4控制柔性 电加热器巧日热待测的空间材料1，并使用测溫元件2和数据采集模块5现慢待测空间材料1 的表面溫度，得到了待测空间材料1表面的实际溫度，同时，使用红外热像仪7现慢待测空间 材料1的表面溫度，得到了待测空间材料1表面的测量溫度;最后将待测空间材料1表面的实 际溫度和测量溫度代入计算公式得出待测空间材料1的发射率。
[0051] 根据本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统，包括:测溫元件 2、柔性电加热器3、溫度控制模块4、数据采集模块5、计算机控制模块6、红外热像仪7,其中，
[0052] -所述数据采集模块5通过测溫元件2测量空间材料1的实际溫度，并将测得的溫度 数据传输至计算机控制模块6;
[0053] -所述溫度控制模块4通过柔性电加热器3控制空间材料1的溫度，并将溫度数据传 输至计算机控制模块6;
[0054] -所述红外热像仪7测试所述空间材料1的表面溫度；
[0055] -所述计算机控制模块6根据接收到的溫度数据W及红外热像仪7测试得到的表面 溫度计算得到所述空间材料1的发射率。
[0056] 根据本发明提供的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法，包括如下步骤：
[0057] 步骤1:利用测溫元件2、柔性电加热器3、溫度控制模块4、数据采集模块5、计算机 控制模块6、红外热像仪7建立测试系统；
[0058] 步骤2:通过溫度测量元件2测得空间材料1的第一次实际溫度，通过红外热像仪7 测得空间材料1的第一次表面溫度；
[0059] 步骤3:通过溫度控制模块4调节柔性电加热器3的加热功率，当空间材料1的实际 溫度达到设定的值时，通过溫度测量元件2测得空间材料1的第二次实际溫度，通过红外热 像仪7测得空间材料1的第二次表面溫度；
[0060] 步骤4:重复步骤3,得到空 间材料1的第Ξ次实际溫度、第四次实际溫度、第Ξ次表 面溫度和第四次表面溫度；
[0061] 步骤5:将步骤2至步骤4得到的溫度数据代入空间材料1的发射率计算公式，将得 到Ξ组发射率的计算值平均后得到所述空间材料1的发射率。
[0062] 优选地，所述步骤1包括：
[0063] 步骤1.1:将柔性电加热器3和溫度控制模块4相连;将测溫元件2和数据采集模块5 相连;将溫度控制模块4、数据采集模块5连接至计算机控制模块6;
[0064] 步骤1.2:将柔性电加热器3粘贴在待测空间材料1的下表面，将测溫元件2粘贴在 待测空间材料1的上表面；
[0065] 步骤1.3:将红外热像仪7的测量镜头对准待测区域，并通过支架固定。
[0066] 具体地，由红外热像仪7的工作原理可知，在已知材料表面溫度的情况下，通过调 节热像仪7的设定发射率，当红外热像仪7测量得到的溫度与空间材料1表面的实际溫度一 致时，对应的发射率为材料表面的发射率。根据能量守恒原理，红外热像仪7所接收到的红 外热福射应包括材料自身福射、材料对环境福射的反射福射及环境的福射。
[0067 ]旨P :段対緻二岛淋斗+E背景+E背綱才；
[0068] 助繳λ表示红外热像仪的热福射强度，岛删表示空间材料自身的热福射强度，
[0069] Ε背景表示环境的热福射强度谢表示空间材料对环境的反福射强度。
[0070] 优选地，所述步骤5中的发射率计算公式如下：
[0071] Ε(τ) = εστ4;
[0072] 该计算公式为斯式藩一波耳兹曼定律可推导出材料表面所发射的红外福射强度 与其本身的溫度关系。
[0073] 则得到：
[0074]
[0075] 式中：Ε(Τ)表示红外福射强度，ε'表示红外热像仪7设定的发射率;Τι表示红外热 像仪7测得的溫度；ε表示空间材料1实际的发射率;To表示空间材料1实际的溫度；Ea表示环 境的发射率;Ta表示环境的溫度，σ表示斯特藩-玻尔兹曼常数；
[0076]假设空间材料1表面发射率不随空间材料1表面溫度的变化，且多次测量的环境保 持不变，则可W得到如下的计算公式：
[0086] 式中：Til表示红外热像仪7第一次测量测得的溫度;Τ?2表示红外热像仪7第二次测 量测得的溫度;Τ?3表示红外热像仪7第Ξ次测量测得的溫度;Τ?4表示红外热像仪7第四次测 量测得的溫度;Toi表示第一次测量空间材料1表面的实际溫度;Τ〇2表示第二次测量空间材 料1表面的实际溫度;Τ〇3表示第Ξ次测量空间材料1表面的实际溫度;Τ〇4表示第四次测量空 间材料1表面的实际溫度。
[0087] 具体地，通过溫度控制模块4调节空间材料的溫度，使得在不同的溫度条件下，测 试空间材料1的实际溫度，并通过红外热像仪7测得不同溫度下的空间材料1的表面溫度。例 如使得空间材料1的实际溫度达到设定的溫度值Toi。
[0088] 等到空间材料1的表面溫度达到稳定时，则可W通过红外热像仪7测得此时的表面 溫度Til;
[0089] 使得空间材料1的实际溫度达到设定的溫度值Τ〇2;
[0090] T〇2 = ToiW°C;
[0091] 等到空间材料1的表面溫度达到稳定时，则可W通过红外热像仪7测得此时的表面 溫度Τ?2;
[0092] 使得空间材料1的实际溫度达到设定的溫度值Τ〇3;
[OOW] T〇3 = T〇2W°C;
[0094] 等到空间材料1的表面溫度达到稳定时，则可W通过红外热像仪7测得此时的表面 溫度Τ?3。
[0095] 使得空间材料1的实际溫度达到设定的溫度值Τ〇4;
[0096] T〇4 = T〇3W°C;
[0097] 等到空间材料1的表面溫度达到稳定时，则可W通过红外热像仪7测得此时的表面 溫度Τ?4。
[0098] W上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述 特定实施方式，本领域技术人员可W在权利要求的范围内做出各种变形或修改，运并不影 响本发明的实质内容。
【主权项】
1. 一种基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统，其特征在于，包括:测温元件(2)、 柔性电加热器(3)、温度控制模块(4)、数据采集模块(5)、计算机控制模块(6)、红外热像仪 (7)，其中， -所述数据采集模块(5)通过测温元件(2)测量空间材料（1)的实际温度，并将测得的温 度数据传输至计算机控制模块(6); -所述温度控制模块(4)通过柔性电加热器(3)控制空间材料（1)的温度，并将温度数据 传输至计算机控制模块(6); -所述红外热像仪(7)测试所述空间材料(1)的表面温度； -所述计算机控制模块(6)根据接收到的温度数据以及红外热像仪(7)测试得到的表面 温度计算得到所述空间材料(1)的发射率。2. -种基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤1:利用测温元件（2)、柔性电加热器(3)、温度控制模块(4)、数据采集模块(5)、计 算机控制模块(6)、红外热像仪(7)建立测试系统； 步骤2:通过温度测量元件（2)测得空间材料（1)的第一次实际温度，通过红外热像仪 (7)测得空间材料(1)的第一次表面温度； 步骤3:通过温度控制模块(4)调节柔性电加热器(3)的加热功率，当空间材料（1)的实 际温度达到设定的值时，通过温度测量元件（2)测得空间材料（1)的第二次实际温度，通过 红外热像仪(7)测得空间材料(1)的第二次表面温度； 步骤4:通过温度控制模块(4)调节柔性电加热器(3)的加热功率，当空间材料（1)的实 际温度达到设定的值时，通过温度测量元件(2)测得空间材料（1)的第三次实际温度和第四 次实际温度，通过红外热像仪(7)测得空间材料(1)的第三次表面温度和第四次表面温度； 步骤5:将步骤2至步骤4得到的温度数据代入空间材料（1)的发射率计算公式，将得到 三组发射率的计算值平均后得到所述空间材料(1)的发射率。3. 根据权利要求2所述的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法，其特征在于，所 述步骤1包括： 步骤1.1:将柔性电加热器(3)和温度控制模块(4)相连;将测温元件（2)和数据采集模 块(5)相连;将温度控制模块(4)、数据采集模块(5)连接至计算机控制模块(6); 步骤1.2:将柔性电加热器(3)粘贴在待测空间材料（1)的下表面，将测温元件(2)粘贴 在待测空间材料(1)的上表面； 步骤1.3:将红外热像仪(7)的测量镜头对准待测区域，并通过支架固定。4. 根据权利要求2所述的基于红外热像仪的空间材料发射率测量方法，其特征在于，所 述步骤5中的发射率计算公式如下： Ε(Τ) = εσΤ4； 则：式中：E(T)表示红外辐射强度，T表示空间材料实际的温度，ε'表示红外热像仪(7)设定 的发射率;!^表示红外热像仪(7)测得的温度;ε表示空间材料(1)实际的发射率;To表示空间 材料（1)实际的温度；表示环境的发射率;T a表示环境的温度，σ表示斯特藩-玻尔兹曼常 数； 假设空间材料（1)表面发射率不随空间材料（1)表面温度的变化，且多次测量的环境保 持不变，则得到如下的计算公式：则差分后得到：ε = (ει+ε2+ε3)/3; 式中：Tn表示红外热像仪(7)第一次测量测得的温度;T12表示红外热像仪(7)第二次测 量测得的温度;Τ13表示红外热像仪(7)第三次测量测得的温度;T14表示红外热像仪(7)第四 次测量测得的温度;To 1表示第一次测量空间材料（1)表面的实际温度;To2表示第二次测量 空间材料（1)表面的实际温度;To 3表示第三次测量空间材料（1)表面的实际温度，To4表示第 四次测量空间材料（1)表面的实际温度，^表示第一次计算出的空间材料实际发射率，￡ 2表 示第二次计算出的空间材料实际发射率，ε3表示第三次计算出的空间材料实际发射率。
【专利摘要】本发明提供了一种基于红外热像仪的空间材料发射率测量系统及方法，包括：测温元件(2)、柔性电加热器(3)、温度控制模块(4)、数据采集模块(5)、计算机控制模块(6)、红外热像仪(7)；测温元件(2)测量空间材料(1)的实际温度，并将测得的温度数据传输至计算机控制模块(6)；温度控制模块(4)通过柔性电加热器(3)控制空间材料(1)的温度，并将温度数据传输至计算机控制模块(6)；红外热像仪(7)测试所述空间材料(1)的表面温度；计算机控制模块(6)计算得到所述空间材料(1)的发射率。本发明提供的系统和方法，成本低，操作简单，实现了不规则表面发射率的非接触测量。
【IPC分类】G01N25/00
【公开号】CN105486711
【申请号】CN201510812414
【发明人】董学金, 季琨, 庞乐, 代善良
【申请人】上海卫星装备研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月20日