固体推进剂燃烧温度是推进剂燃烧机理研究、火箭发动机结构设计和火箭发动机热防护设计的重要参考指标。目前还没有一种稳定可靠的方法能够准确测量火箭发动机高温燃气温度。本文基于多波长光谱辐射温度测试方法,设计并搭建了火箭发动机燃气温度测试实验系统,开展了测温火箭发动机内流场非稳态数值仿真,完成了三种不同配方推进剂的发动机燃烧室内燃气温度测试研究。本文主要工作及结论如下:(1)建立了一种基于多波长光谱辐射的火箭发动机燃气温度测试方法。该方法基于普朗克黑体辐射定律,以火箭发动机燃烧室燃气为研究对象,通过分析燃气辐射光谱的波长和辐射力,建立光谱波长、辐射力和温度三者之间的数学对应关系,从而获得燃气温度。(2)设计并搭建了火箭发动机燃气温度测试系统。系统包括测温火箭发动机、多波长光谱辐射温度测试系统、热电偶温度测试系统、充气系统以及压强数据采集系统等。其中,多波长光谱辐射温度测试系统的性能参数如下:温度有效测量范围1000-4000℃;光谱波长测量范围200-1100nm;积分时间8-1000ms。(3)建立了测温火箭发动机内流场非稳态数值仿真模型,开展了不同工况下测温火箭发动机内流场的非稳态数值仿真。仿真结果表明:充气系统能够避免凝相颗粒覆盖透明窗玻璃表面,保证透明窗玻璃的干净。(4)开展了三种不同配方推进剂的火箭发动机燃烧室燃气温度测试研究,光谱仪采集的三种推进剂燃气的平均最高温度分别为1239.5℃、1459.5℃和2627.5℃。实验结果表明:充气系统可以保证透明窗玻璃的干净;充气不会影响光谱仪和热电偶采集燃气的真实温度;温度越高,光谱仪的稳定性越好。