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推进剂的羽焰温度是固体推进剂火箭发动机的重要参数，对于研究发动机内的燃烧过程具有重要价值．使用多波长高温计实现对固体推进剂火箭发动机羽焰温度的测量．根据多光谱辐射测温的参考温度数学模型和测量得到的数据，判断羽焰的发射率与波长的关系．并对二者的关系进行非线性拟合，采用遗传算法进行优化计算得到羽焰温度和发射率．实验结果表明，羽焰温度计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在±20K以内，说明该方法是解决固体推进剂火箭发动机羽焰温度测量的可行性方法．