基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置及方法与流程

本发明涉及柔性结构的定位和振动检测领域，具体涉及一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置及方法。

背景技术：

展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程。展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。高空长航时飞行器要求留空时间长、航程远，故大多数采用高升阻比特性的大展弦比机翼布局形式。在飞行器的整个发展过程中均伴随着气动弹性(简称“气弹”)问题的研究。当飞行器在气流中以一定速度运动时，机翼等弹性体结构在气动力、弹性力和惯性力的相互耦合作用下维持其自身的等幅振荡现象称为机翼颤振。机翼颤振是造成飞机失效的主要原因之一，机翼发生颤振时，在几秒内就可能导致机毁人亡。即使发生所谓的“良性”颤振，经过长时间的飞行也将导致飞机结构发生疲劳破坏。

飞行过程中的飞机机翼在空气流场下会受到多方面气动载荷的作用，产生相当复杂的弹性变形，且对于大型飞机，机翼的最大变形常达几米。大型飞机在飞行过程中会产生气动弹性变形，变形到一定程度会严重影响飞行安全，因此在对飞机进行结构设计、气动弹性力学分析、适航认证时都会重点考虑这方面因素。当变形达到一定程度，就有了颤振的概念，颤振是变形的一种极端情况，会在很短的时间里使飞机进入不稳定状态。

三维数字散斑相关方法(3d-dscm)是一种光学测量方法，通过采集目标变形前后的散斑图像，利用双目立体视觉技术进行空间点的重构、二维数字散斑相关方法(2d-dscm)进行变形前后的空间点的对应，在此基础上完成三维坐标及三维变形的测量。3d-dscm克服了2d-dscm只能测量平面物体二维形变的局限，可以获得任意被测表面的空间位移及形变，而且具有实时性、对测量环境要求低、试样准备简单、适用范围广等优点。

技术实现要素：

本发明的目的是针对现有技术的缺点和不足，提供了一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置，考虑到机翼振动及变形时所测点位移信息获取实时性的问题，采用三维数字散斑相关方法对机翼表面的形变进行检测，图像处理和分析时根据感兴趣区域的统计特性来提取位移或应变信息，使得测量获得的信息更加精确可靠。

本发明的另一目的在于提供一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测方法。

本发明的目的可以通过如下技术方案实现：

一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置，包括机翼本体部分、振动检测部分、振动激励部分和计算机，所述机翼本体部分包括机翼和涂画有密集斑点的薄膜，薄膜紧密贴合在机翼表面，使得机翼上表面显示有连续均匀分布的斑点，机翼一端与金属支座通过夹板机械连接，金属支座垂直安装在水平放置的实验台座上，机翼的另一端为自由端，安装完成后机翼表面处于水平状态，且与实验台座表面平行，粘贴有密集斑点薄膜的一端为自由端；所述振动检测部分包括两个高速相机和相机支架，所述相机支架由型材连接搭建而成，两个高速相机分别通过两个连接块安装在相机支架上，安装块在相机支架上的位置能够根据需要来做调整，使得两个高速相机拍摄的视场范围完全包含显示有密集斑点的机翼表面范围；所述振动激励部分包括激振器、功率放大器和信号发生器，激振器固定在水平实验台座上，位于机翼的下方，激振器顶杆竖直方向向上连接到机翼的骨架上，以使得激振器产生的激励作用能够有效地传递；信号发生器产生的振动激励信号经功率放大器放大后传递给激振器，激振器对机翼本体部分进行振动激励，在机翼自由端附近施加不同形式和程度的载荷，使机翼表面产生相应的形变，振动检测部分的两个高速相机对显示有密集斑点的机翼表面范围进行同步连续的图像采集，采集到的图像传输至计算机，在图像上划分并选择具有独立斑点特征的子区域，经过相应的图像匹配及三维数字散斑相关算法，得到子区域的位移场，其代表了机翼表面各点处的三维位移信息，将获得的位移信息数据导入至相关处理软件，通过三维曲面拟合操作，将机翼振动或变形时表面的形态显示出来，实现可视化操作。

进一步地，所述机翼为大展弦比机翼模型，由上下两层蒙皮和机翼骨架构成，所述机翼骨架包括翼梁、翼肋、桁条和纵樯。

进一步地，所述薄膜上的密集斑点包含“十”字标和圆点，大的“十”字标用来快速定位该区域，圆点则用来形成特征区域。

进一步地，所述涂画有密集斑点的薄膜贴合于机翼表面的位置和大小能够根据测量者的需要来自行设计。

进一步地，所述激振器的个数以及安装位置能够根据测量者想要获得的机翼的振动信息来自行设计。

本发明的另一目的可以通过如下技术方案实现：

一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测方法，所述方法包括以下步骤：

步骤一、信号发生器产生的振动激励信号经功率放大器放大后传递给激振器，激振器对机翼本体部分进行振动激励，在机翼自由端附近施加不同形式和程度的载荷，使机翼表面产生相应的形变；

步骤二、当机翼表面产生相应的形变后，振动检测部分的两个高速相机对显示有密集斑点的机翼表面范围进行同步连续的图像采集，采集到的图像传输至计算机，在图像上划分并选择具有独立斑点特征的子区域，经过相应的图像匹配及三维数字散斑相关算法，得到子区域的位移场，其代表了机翼表面各点处的三维位移信息；

步骤三、将步骤三获得的三维位移信息数据导入至相关处理软件，通过三维曲面拟合操作，将机翼振动或变形时表面的形态显示出来，实现可视化操作；

步骤四、通过改变激励信号的形式、频率、幅值参数，反复试验，获取多组数据点，可视化机翼的多阶振动模态并分析得到振动特性。

本发明与现有技术相比，具有如下优点和有益效果：

1、本发明的基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置采用薄壁加筋壳体式机翼模型来模拟大展弦比机翼结构，能更真实地还原其在飞行过程中的振动及变形情况，通过检测和分析得到的机翼模态特性结合其他试验结果能相互验证结构的动力学特性和飞行响应特性的合理性，能够为机翼颤振的动态特性和主动控制提供真实的结果。

2、本发明利用在机翼表面粘贴斑点薄膜结合高速相机检测的方式，一方面高速相机自身的图像采集上限频率较高，对机翼振动时的高阶模态分量也能进行检测，为实现对机翼的振动解耦提供了基础，另一方面相比于利用投点器在振动本体表面投射光斑场，制作斑点薄膜的方式灵活性更高。

3、本发明采用三维数字散斑相关的振动及变形检测方法，由于散斑涂敷的连续性，因此增加了网格化分的灵活性，经采集图像的后续处理等过程，可以方便地获取满足特定要求的位移矢量场或应变场等信息。三维数字散斑相关方法将数字散斑相关技术和双目立体视觉技术相结合，能够充分采集变形可视化操作中需要的数据点，使得测量获得的信号更加精确可靠。

4、本发明采用密集程度更高的斑点特征，能为机翼变形检测提供更多可供划分的特征区域，便于进行后续的曲面拟合和形态可视化操作。

附图说明

图1为本发明实施例1基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置总体结构示意图。

图2为本发明实施例1中机翼结构的示意图。

图3为本发明实施例2中机翼变形前后图像子区的示意图。

图4为本发明实施例2中三维数字散斑相关匹配算法的示意图。

其中，1-相机支架，2-高速相机，3-薄膜，4-机翼(4-1-蒙皮，4-2-翼梁，4-3-翼肋，4-4桁条，4-5纵墙)，5-夹板，6-金属支座，7-实验台座，8-激振器，9-功率放大器，10-信号发生器，11-计算机。

具体实施方式

下面结合实施例及附图对本发明作进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1：

如图1所示，本实施例提供了一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测装置，包括机翼本体部分、振动检测部分、振动激励部分和计算机(11)，所述机翼本体部分包括机翼(4)和涂画有密集斑点的薄膜(3)，薄膜(3)紧密贴合在机翼(4)表面，使得机翼(4)上表面显示有连续均匀分布的斑点，机翼(4)一端与金属支座(6)通过夹板(5)机械连接，金属支座(6)垂直安装在水平放置的实验台座(7)上，机翼(4)的另一端为自由端，安装完成后机翼(4)表面处于水平状态，且与实验台座(7)表面平行，粘贴有密集斑点薄膜(3)的一端为自由端；所述振动检测部分包括两个高速相机(2)和相机支架(1)，所述相机支架(1)由型材连接搭建而成，两个高速相机(2)分别通过两个连接块安装在相机支架(1)上，安装块在相机支架(1)上的位置能够根据需要来做调整，使得两个高速相机(2)拍摄的视场范围完全包含显示有密集斑点的机翼(4)表面范围；所述振动激励部分包括激振器(8)、功率放大器(9)和信号发生器(10)，激振器(8)固定在水平实验台座(7)上，位于机翼(4)的下方，激振器顶杆竖直方向向上连接到机翼(4)的骨架上，以使得激振器(8)产生的激励作用能够有效地传递；信号发生器(10)产生的振动激励信号经功率放大器(9)放大后传递给激振器(8)，激振器(8)对机翼本体部分进行振动激励，在机翼(4)自由端附近施加不同形式和程度的载荷，使机翼(4)表面产生相应的形变，振动检测部分的两个高速相机(2)对显示有密集斑点的机翼(4)表面范围进行同步连续的图像采集，采集到的图像传输至计算机(11)，在图像上划分并选择具有独立斑点特征的子区域，经过相应的图像匹配及三维数字散斑相关算法，得到子区域的位移场，其代表了机翼(4)表面各点处的三维位移信息，将获得的位移信息数据导入至相关处理软件，通过三维曲面拟合操作，将机翼(4)振动或变形时表面的形态显示出来，实现可视化操作。

所述机翼(4)为大展弦比机翼模型，机翼(4)的结构示意图如图2所示，由上下两层蒙皮(4-1)和机翼骨架构成，所述机翼骨架包括翼梁(4-2)、翼肋(4-3)、桁条(4-4)和纵樯(4-5)。

所述薄膜(3)上的密集斑点包含“十”字标和圆点，大的“十”字标用来快速定位该区域，圆点则用来形成特征区域。所述涂画有密集斑点的薄膜(3)贴合于机翼(4)表面的位置和大小能够根据测量者的需要来自行设计。所述激振器(8)的个数以及安装位置能够根据测量者想要获得的机翼(4)的振动信息来自行设计。

本实施例中使用的机翼模型采用naca0012翼型，宽度300mm，长度1800mm，其翼肋(4-3)使用的材料为日本东邦公司生产的型号为tenaxhts40的单项碳纤维，翼梁(4-2)的材料为玻璃纤维和环氧树脂，粘接胶的型号为huntsmanaralditely5052，蒙皮(4-1)的材料为聚氯乙烯。高速相机(2)选用瑞士aostechnologiesag公司生产的型号为s-mizehd的v2gig一体式相机，采用cmos感光芯片，最高帧率1000fps，分辨率为1280×720。激振器(8)选用江苏联能电子技术有限公司生产的型号为jzk-2的惯性式激振器，测量范围为dc-15khz；功率放大器(9)采用美国ar公司的型号为50wd1000的功率放大器，工作频率为dc-1000mhz；信号发生器(10)选用keysight公司生产的型号为n9310a宽频段射频信号发生器，测量范围射频段为9khz-3ghz，低频段20hz-80khz，幅度为-127至+13dbm。

实施例2：

本实施例提供了一种基于三维数字散斑相关方法的机翼振动检测方法，所述方法包括以下步骤：

步骤一、信号发生器(10)产生的振动激励信号经功率放大器(9)放大后传递给激振器(8)，激振器(8)对机翼本体部分进行振动激励，在机翼(4)自由端附近施加不同形式和程度的载荷，使机翼(4)表面产生相应的形变；

步骤二、当机翼(4)表面产生相应的形变后，振动检测部分的两个高速相机(2)对显示有密集斑点的机翼(4)表面范围进行同步连续的图像采集，采集到的图像传输至计算机(11)，在图像上划分并选择具有独立斑点特征的子区域，经过相应的图像匹配及三维数字散斑相关算法，得到子区域的位移场，其代表了机翼(4)表面各点处的三维位移信息；

本步骤中，所述三维数字散斑相关算法中图像匹配的具体过程如下：

如图3所示，其中一幅图像作为参考图像，表示为f(x,y)，另一幅作为待匹配图像，表示为g(x,y)，在参考图像f(x,y)中选一个以m(x0,y0)为中心的(2n+1)×(2n+1)的子区，利用子区中的灰度信息，通过一定的相关匹配算法，在待匹配图像g(x,y)中找到以m′(x′0,y′0)为中心的目标图像子区。相比于振动过程中图像子区的变形量较小，为了检测机翼表面的形态，变形前后图像子区斑点间的位移及斑点的位置需要进行量化。

在进行相关匹配时，变形前后的图像以及左右图像需按照某一映射函数来进行相关计算。常用的映射函数有零阶形函数、一阶形函数、二阶形函数等。本实施例中采用的映射函数为一阶形函数，表达式为：x′i＝x0+δx+u+uxδx+uyδy，y′j＝y0+δy+v+vxδx+vyδy，其中：δx＝xi-x0，δy＝yj-y0；u，v分别为子区中心点在x和y方向的位移分量；ux，uy，vx，vy为图像子区的一阶位移梯度。

三维数字相关方法将二维数字相关方法与双目立体视觉测量相结合，在三维数字相关方法的测量过程中匹配包含两个环节：二维匹配和立体匹配，如图4所示。本实施例中采用的相似度判别准则为零均值归一化互相关(zncc)，计算公式为：

其中：该算法能够适应较强的光照变化。

步骤三、将步骤三获得的三维位移信息数据导入至相关处理软件，通过三维曲面拟合操作，将机翼(4)振动或变形时表面的形态显示出来，实现可视化操作；

步骤四、通过改变激励信号的形式、频率、幅值参数，反复试验，获取多组数据点，可视化机翼(4)的多阶振动模态并分析得到振动特性。

以上所述，仅为本发明专利较佳的实施例，但本发明专利的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明专利所公开的范围内，根据本发明专利的技术方案及其发明专利构思加以等同替换或改变，都属于本发明专利的保护范围。