一种低速风洞试验中直升机旋翼振动位移测量方法与流程

本发明涉及低速风洞试验测量技术领域，具体指一种低速风洞试验中直升机旋翼振动位移测量方法。

背景技术：

低速风洞试验是测量直升机旋翼性能参数，研究旋翼空气动力特性的重要手段。风洞试验中，通过采用各种手段测量旋翼的各项性能参数，如挥舞角、摆振角、扭转变形量等，可以确定旋翼的运动范围、变形状况以及桨尖运动轨迹，从而为旋翼结构设计、桨毂上下限动块设计、桨叶载荷设计、旋翼共锥度调整等提供重要依据。

然而，由于动力源和结构的特点，旋翼在高速旋转过程中会不可避免地发生振动，目前采用的振动控制方法也只能将振动减小到最小水平，无法实现完全消除。并且，在风洞试验中，旋翼高速旋转还会引起整个旋翼试验台发生振动。因此，在对旋翼性能参数进行测量的同时，有必要同步测量旋翼高速旋转造成的振动位移偏差，以对测量得到的参数数据进行修正。但到目前为止，还没有一种方法能够对直升机旋翼高速旋转造成的振动位移进行有效测量，因此，如何测量直升机旋翼振动位移成为了一个亟需解决的问题。

技术实现要素：

本发明提供了一种低速风洞试验中直升机旋翼振动位移测量方法，旨在克服现有技术的不足，其能有效测量直升机旋翼高速旋转造成的振动位移偏差，从而能够对旋翼的各项性能参数数据进行有效修正。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案是：

一种低速风洞试验中直升机旋翼振动位移测量方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：在直升机旋翼的桨毂上布置一定数量的编码标记点；

所述步骤1中桨毂上编码标记点布置于桨毂中心及其周围，编码标记点数量n≥4；

步骤2：通过同步控制器同步触发两台高速ccd相机拍摄获取直升机旋翼静止状态下的图像数据；

步骤3：对步骤2中获取的图像数据进行编码标记点识别与匹配，计算编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标；

步骤4：基于步骤3求得的静止状态下编码标记点三维坐标，构建旋翼坐标系；

所述步骤4中旋翼坐标系构建方法具体如下：

步骤4-1：对静止状态下编码标记点的三维坐标进行最小二乘平面拟合，得到拟合平面s；

步骤4-2：以静止状态下桨毂中心编码标记点为原点、以拟合平面s的法向量为z轴方向，构建旋翼坐标系，计算得到从摄像机坐标系转换到旋翼坐标系的平移向量t和旋转矩阵r；

所述步骤4-2中平移向量t计算如下：

其中，表示静止状态下桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标；

所述步骤4-2中旋转矩阵r计算如下：

其中，(a,b,c)表示拟合平面s的法向量，表示旋转角度；

步骤5：保持两台高速ccd相机不动，采用高频激光器在纳秒级时间内照亮测量区域，通过同步控制器同步触发两台高速ccd相机拍摄获取直升机旋翼高速旋转状态下的瞬态图像数据；

步骤6：对步骤5中获取的瞬态图像数据进行编码标记点识别与匹配，计算桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标，并转换到旋翼坐标系中；

步骤7：计算得到直升机旋翼高速旋转状态下的瞬态振动位移向量d；

所述步骤7中瞬态振动位移向量d计算如下：

其中，表示高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在旋翼坐标系中的三维坐标。

本发明有益效果：

本发明所提供的方法能够测量得到直升机旋翼高速旋转造成的振动位移偏差，具有操作简单、非接触式、精度高、安全性好等优点。测量获得的振动位移向量被转换到了旋翼坐标系中，去除了与成像系统的关联，具有数据独立性，因而能够对采用其他手段同步测量的旋翼性能参数进行修正，从而实现旋翼性能参数的精确测量，为直升机旋翼的空气动力特性分析提供精准的参数依据。

附图说明

图1是本发明方法的整体流程图；

图2是直升机旋翼桨毂编码标记点布局示意图；

图3是直升机旋翼静止状态下图像数据获取示意图；

图4是直升机旋翼高速旋转状态下瞬态图像数据获取示意图；

图5是直升机旋翼高速旋转状态下瞬态振动位移示意图。

其中，1为桨毂，2为高速ccd相机，3为同步控制器，4为计算服务器，5为高频激光器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本实施例提供了一种低速风洞试验中直升机旋翼振动位移测量方法。

步骤1：如图2所示，在直升机旋翼的桨毂1上布置5个编码标记点，分别位于桨毂中心以及与桨毂中心等距的上、下、左、右位置。

步骤2：如图3所示，将两台高速ccd相机2布置在直升机旋翼的上方，在普通光照条件下，通过计算服务器4控制同步控制器3同步触发两台高速ccd相机2拍摄获取直升机旋翼静止状态下的图像数据。

步骤3：对获取的图像数据进行编码标记点识别与匹配，计算编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标如下：

其中，表示静止状态下第i个编码标记点在左图像数据中的图像坐标，表示静止状态下第i个编码标记点在右图像数据中的图像横坐标，q表示双目立体视觉系统的重投影矩阵，和表示求得的静止状态下第i个编码标记点在摄像机坐标系中的三维齐次坐标和三维坐标。

步骤4：基于静止状态下编码标记点的三维坐标，构建旋翼坐标系，具体方法如下：

步骤4-1：对静止状态下编码标记点三维坐标进行最小二乘平面拟合，得到拟合平面s：

ax+by+cz+d＝0(2)

其中，a，b，c，d表示拟合得到的平面参数。

步骤4-2：以静止状态下桨毂中心编码标记点为原点、以拟合平面s的法向量为z轴方向，构建旋翼坐标系，计算得到从摄像机坐标系转换到旋翼坐标系的平移向量t和旋转矩阵r：

其中，表示静止状态下桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标，(a,b,c)表示拟合平面s的法向量，表示旋转角度。

步骤5：如图4所示，保持两台高速ccd相机2不动，将高频激光器5布置在直升机旋翼的上方，通过计算服务器4控制高频激光器5在纳秒级时间内照亮测量区域，并同步触发两台高速ccd相机2拍摄获取直升机旋翼高速旋转状态下的瞬态图像数据。

步骤6：对获取的图像数据进行编码标记点识别与匹配，计算桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系中的三维坐标如下：

其中，表示高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在左图像数据中的图像坐标，表示高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在右图像数据中的图像横坐标，q表示双目立体视觉系统的重投影矩阵，和表示求得的高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系中的三维齐次坐标和三维坐标。

将桨毂中心编码标记点三维坐标从摄像机坐标系转换到旋翼坐标系中：

其中，和表示高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在摄像机坐标系和旋翼坐标系中的三维坐标，t表示平移向量，r表示旋转矩阵。

步骤7：如图5所示，当直升机旋翼在高速旋转状态下发生振动位移时，桨毂中心编码标记点必然会随之发生同样的位移变化，因此，可以通过测量桨毂中心编码标记点的位移偏差来得到旋翼的位移偏差。桨毂中心编码标记点的瞬态振动位移向量d计算如下：

其中，表示高速旋转状态下桨毂中心编码标记点在旋翼坐标系中的三维坐标。

以上所揭露的仅为本发明一种较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明权利要求所作的等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。