1.本技术涉及红外热成像技术领域，尤其涉及一种偏箭设备温度检测系统。
背景技术：
2.航天领域的火箭在发射后的飞行过程中，由于高速飞行产生摩擦热，经常会在其表面产生高温。采集并记录物体飞行过程中关键区域的热场和温度分布。目前主流是使用温度传感器探头钻孔或测量热敏电阻标签的温度，即通过直接接触。为了获得火箭舱外携带的被测物体的温度值分布，所获得的温度记录点数量有限，往往会对被测物体的结构造成一定程度的破坏。为此，本技术提出了一种箭头外设备温度检测系统。
技术实施要素：
3.该技术的目的是针对上述问题，提供一种偏航设备的温度检测系统。
4.该技术为箭头外的设备提供温度检测系统，包括：
5.红外观察窗固定安装在火箭舱壁上，与火箭外的设备相对应设置；红外观察窗安装红外玻璃；红外玻璃的红外透过率大于87%；
6.红外热像仪安装在火箭舱内，对应红外观察窗设置，用于通过红外观察窗采集火箭外设备的热成像数据；红外热像仪光轴与红外观察窗法线方向夹角小于45度；
7.热像仪工控机配置为接收红外热像仪的热像数据，计算箭头外设备的温度。
8. 根据本技术一些实施例提供的技术方案，还包括数据存储器；数据存储器与热像仪工控机相连，用于存储非火箭设备的温度数据文件。
9.根据本技术一些实施例提供的技术方案还包括系统电源，该系统电源用于通过电源为红外热像仪和热像仪提供工业控制。供应控制器机器电源。
10.根据本技术部分实施例提供的技术方案，系统电源的电压输出范围为28℃
±
4v.
11.根据本技术部分实施例提供的技术方案，红外观察窗包括：
12.框架，其具有组装并连接到火箭舱壁内侧的第一侧和相对的第二侧；框架内形成第一空间；红外玻璃安装在第一空间；
13.在框架的第二侧安装一个框架，并压在红外玻璃的周围边缘。
14. 根据本技术一些实施例提供的技术方案，红外玻璃与边框内壁以及红外玻璃与压框之间通过硅橡胶密封件连接。
15.根据本技术一些实施例提供的技术方案，框架由材料制成。
16.根据本技术一些实施例提供的技术方案，压框采用铝合金材料。
17.与现有技术相比，该技术的有益效果是火箭外部设备的温度探测系统在火箭舱壁上安装了红外观察窗，火箭内部的红外观察窗客舱与红外观察窗同相。红外热像仪安装在相应位置。使用时，红外热像仪可通过红外观察窗采集火箭舱外被测物体的热像数据；与测温方式相比，火箭外设备测温系统采用红外热像仪进行非接触式测温。一方面，它可以避免对火箭上被测物体的结构造成破坏。仪器采集到的被测物体热成像数据，可以更直观地展示被测物体在飞行过程中的整体温度分布规律和变化规律。
图纸说明
18. 图。附图说明图1是本发明实施例提供的一种偏转设备温度检测系统的结构示意图；
19. 图。图2是本发明实施例提供的一种偏向设备温度检测系统的红外观察窗截面结构示意图。
20.图中文字标记为：
21.1、红外观察窗； 101、帧； 102、红外玻璃； 103、压框； 104、硅橡胶； 10个5、安装孔； 2、 红外热像仪； 3、 热像仪 IPC； 4、 数据存储； 5、 系统电源； 6、功率控制器；7、箭头外设备。
具体实现方法
22.为了使本领域技术人员更好地理解本技术的技术方案，下面结合附图对本技术进行详细说明。该技术的保护范围没有限制。
23.请参考图。 1、本实施例提供了一种火箭外设备的温度检测系统。该系统安装在火箭舱内，包括：红外观察窗1、红外热像仪2、热像仪工控机3、数据存储4、电源控制器6及系统电源5；系统电源5与电源控制器6之间、电源控制器6与红外热像仪2之间、红外热像仪2与热像仪工控机3之间、热像仪工控机3与数据存储器之间4、热像仪工控机3与电源控制器6之间通过航天航空插头专用电缆连接，保证电线和连接器的高低温环境，耐温环境可达-40° C 至 +200°C。
24.红外观察窗1上设有安装通孔105；红外观察窗1通过安装通孔105固定安装在火箭舱的舱壁上。观察窗1的截面结构如图1所示。 2，包括框架101、、压框103和红外玻璃102；框架101具有组装连接到火箭舱壁内侧的第一侧和相对的第二侧。框架101的内部形成第一空间，用于容纳红外玻璃102；第一空间朝向框架101的第一侧的开口的尺寸小于朝向框架101的第二侧的开口的尺寸。红外玻璃102安装在第一空间；压框103固定在框101的第二侧并压在红外玻璃102的四周边缘上。压框103的内部形成第二空间；第二空间的大小小于第一空间的大小；红外玻璃102与框架101内壁之间以及红外玻璃102与压框103之间的连接处采用硅橡胶104密封。
25.其中，压框103采用铝合金材料制成；框架101由材料制成；硅橡胶104的硬度约为60，耐温范围为-60～200℃，硅橡胶104的厚度为1.5mm；红外玻璃102由可以透过红外波长的玻璃材料制成，例如
如硅、矽、蓝宝石等，红外线玻璃102的红外线透过率大于87%；在本实施例中，红外玻璃102的尺寸为70mm*70mm，厚度为8.5mm。红外玻璃102的成分包括硫化锌（cvd zns）红外热成像仪的应用，通过化学气相沉积形成，均匀性好，透波波段宽，抗弯强度和强度高，耐温可达400℃，透光率可以达到92%到93%；硫化锌是经过多光谱处理后的多光谱硫化锌，可通过内层镀减反射膜，同时外层镀金刚石膜，提高透光率，降低导热率，降低内层材料升温速率上升，从而增加硬度和强度。
26.可选地，红外玻璃102为热压多晶硫化锌（hp zns），通过物理热压（300℃）形成，透波带较差和强大的力量。 ,热膨胀与普通石英玻璃相当，耐温可达400℃，透光率可达87%～88%。
27.红外热像仪2安装在火箭舱内，对应红外观察窗1设置，用于通过红外观察窗1采集位于火箭外部的设备的热成像数据7；这里的离箭装置7是火箭舱外的箭上携带的被测物。红外热像仪2的测温原理是将物体辐射的红外光能转换成热像的装置，热像的颜色分布对应于物体表面的热分布场，可以反映物体的温度分布；红外热像仪2可以采集视频和温度数据，最终存储格式为tiff图像（包括温度数据）。红外热像仪2的usb口与热像仪工控机3的usb口相连，实测usb数据传输率为8-。
28.本例使用的红外热像仪2是德国的pi450-ce系列。产品满足性能要求，帧频80hz，像素384*288，测温范围0～250℃、20～900℃两档，多种视场角可选， USB接口通电；红外热像仪2与红外玻璃102以及被测箭头外的设备7之间的角度约束如下：红外热像仪2与红外玻璃102。热像仪镜头的光轴夹角成像器2与红外观察窗1的法线方向小于45度，优选为0度；热像仪2的红外视场需要观察距离末端箭头外130mm处设备7附近区域的温度场，因此红外热像仪2的红外视场设计为33
°×
38.3
°
（音高
×
滚动）。
29.热像仪工控机3与红外热像仪2相连，用于接收并分析热像仪数据，得到箭头外设备的温度；具体地，热像仪工控机3通过高速串口rs422与红外热像仪2通信，热像仪工控机3通过pix图形分析软件对接收到的热像数据进行分析，对热像图进行分析。数据存储在数据存储器4中。在本实施例中，所使用的数据存储器4为高过载数据存储器。
30.需要说明的是，由于红外热像仪2是通过红外玻璃102获取偏航设备7的红外温度，因此通过红外玻璃102检测偏航设备7温度低于真实温度，偏差约2℃，但由于监测的温度基数较大，一般为几百℃，这部分的检测偏差可以忽略不计。
31.火箭飞行后恢复，经过地面分析软件分析后红外热成像仪的应用，将采集到的成像视频和温度数据复制到相应的视频文件和数据表中。
32.热像仪工控机3采用实心箭头式电脑，集成Intel n2930四核处理器，集成2gb ddr3内存，支持128gb ssd，可运行7。
33. 系统电源5用于通过电源控制器6为红外热像仪2和热像仪工控机3供电。系统电源5的输出端口为1个端口，电压输出范围为28
±
4v;电源控制器6接收箭头上电气系统的控制信号，按照一定的上电顺序输出+15v/5v、28v电源。
34.外接设备温度检测系统的工作过程是：启动系统电源5，给电源控制器6上电，先输出28v给热像仪工控机3，然后电源控制器6输出+15v启动红外热像仪2，电源控制器6接收火箭上电气系统的控制信号，输出+5v启动记录信号，红外热像仪2开始采集被测物体的热像数据位于火箭舱外（包括热成像视频和温度），并实时传输到热像仪工控机3。热像仪工业计算机3接收热像数据并生成过程文件。电源控制器6接收到箭头上电气系统的控制信号，停止输出+5v录音信号。 ，红外热像仪2的视频和温度采集停止，热像仪工控机3将过程文件转录成目标文件，通过hsusb端口传输到高过载数据存储器4。火箭回收后，高过载数据存储 4 采集到的数据通过地面分析软件再现成相应的视频文件和数据表。
35.本实施例提供的火箭舱外设备温度检测系统安装在火箭舱内，红外热像仪2通过透明红外热像仪2实现对火箭舱外被测物体的检测。红外观察窗1 红外成像、测温、图像信息融合，可实现大温度范围（-20℃～+900℃）的测试，通过信息传输电缆，由热像仪工控机处理3 分析软件和存储到高过载数据内存4个；该系统结构简单，火箭体内设备布置灵活，体积小，成本低。
36.该技术提供了一种实用新型的箭头红外热成像，可进行非接触测量，图形显示温度分布区域，测温范围宽，重量轻，可分布于多个位置测温系统，系统具有全屏温度检测功能、红外热成像录像、温度数据存储功能。红外热像仪安装在机身内对应红外观察窗的位置。使用时，红外热像仪可通过红外观察窗采集火箭舱外被测物体的热像数据。与电阻标签等接触式测温方式相比，火箭外设备测温系统采用红外热像仪进行非接触式测温。一方面，它可以避免对火箭携带的被测物体的结构造成损坏。一方面，红外热像仪采集的被测物体热成像数据可以更直观地展示被测物体在飞行过程中的整体温度分布规律和变化规律。
37.本文通过具体例子来说明本技术的原理和实现方式，以上实施例的描述仅用于帮助理解方法和核心思想现在的技术。以上仅为本技术的较佳实施例。需要指出的是，由于词的表达方式有限，客观上存在着无限的具体结构。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的原理的前提下，还可以进行一些改进、修改或变化，也可以将上述技术特征进行适当的组合；这些改进、修改或组合，或者本发明的思想和技术方案直接应用于其他场合，无需改进。 ，应视为本技术的保护范围。
