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针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点,提出了一种新的发射率假设模型,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率. 实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计提供的理论值之差在±20K以内,说明该方法是解决固体火箭发动机羽焰温度测量的可行性方法.