一种超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统和方法与流程

本发明涉及超高速飞行器试验参数测量技术领域，具体地说，涉及一种超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统和方法。

背景技术：

随着航空航天技术的发展，飞行器的速度越来越高，往返太空的频次增加。超高速飞行器的外形是经过精确设计的，不同姿态下的空气动力学参数有较大的差异。发展飞行器姿态测量技术，模拟空间环境，开展超高速飞行器地面试验，对飞行器的设计及姿态控制具有重要意义。飞行器超高速飞行时，由于高速气流在飞行器表面的粘性滞止而产生大量的摩擦热，形成对表面的气动加热，使得飞行器表面的温度升高。气动加热可使飞行器表面温度达上千摄氏度，这直接涉及到飞行器防热层的烧蚀，影响飞行器的战术性能和生存能力。发展超高速飞行器表面温度测量技术，探讨飞行器表面温度的分布，这是进行防热设计的前提。

目前超高速飞行器姿态测量技术有激光阴影成像和双目视觉定位技术。激光阴影成像法是在实验舱布置正交阴影测量系统，测量飞行器在水平和垂直方向的投影，从而计算飞行器的姿态。双目视觉定位技术是采用两个相机从两个角度记录飞行器的图像，基于前期的标定函数解算飞行器的姿态。超高速飞行器表面温度测量主要是红外测温仪，测量飞行器表面的红外辐射特性，计算温度分布，技术较成熟，但价格昂贵，分辨率低。

为了研制新型超高速飞行器，提高我国的航空航天水平，开展超高速自由飞试验是必须的，试验中飞行器的姿态和表面温度是反映目标飞行状态和性能的重要参数，获得这些参数对分析目标的运动状态及空气动力学特性具有重要意义。

对高速飞行器的表面温度可以通过传感器进行测量，如公告号为cn201716128u的中国专利文献公开的一种高速飞行器外表面温度测量装置；公布号为cn102353469a的中国专利文献公开的一种高速飞行器外表面高温在线测量装置及其制备和测量方法。通过传感器测量只能对表面温度进行单独测量，无法与飞行器姿态进行结合。

技术实现要素：

本发明的目的为提供一种超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统和方法，能够实现超高速飞行器高分辨率全息图像及热辐射图像的同时记录，获得飞行器的三维运动速度、俯仰角、偏航角、旋转速度及表面温度分布，可以准确的表征飞行器的气动特性及热防护性能。

为了实现上述目的，一方面，本发明提供的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统包括：

激光器，用于照亮超高速飞行器；

准直扩束装置，设于所述激光器的出射光路上，用于提高光源的均匀性，扩大光束直径；

超高速飞行器，模拟火箭外形，其头部被气动加热；

第一分束镜，用于将超高速飞行器信号光分为两束，一束被飞行器姿态测量模块接收，一束被飞行器表面温度测量模块接收；

飞行器姿态测量模块，用于接收激光器照射飞行器后发出的信号光，并测量飞行器的姿态参数；

飞行器表面温度测量模块，用于接收超高速飞行器头部被气动加热后的辐射光，并测量飞行器表面温度；

时序控制模块，用于控制激光器出光及接收信号光的ccd同步曝光；

计算模块，重建飞行器全息图像对，计算飞行器表面温度，得到飞行器的姿态参数和表面温度。

为了模拟超高速飞行形成对飞行器表面的气动加热，飞行器的飞行速度大于等于2km/s。

为了获得超高速飞行器的姿态参数，作为优选，飞行器姿态测量模块包括沿第一分束镜的反射方向依次布置的中性衰减片、窄带滤波片和第二分束镜，第二分束镜的两光路上分别设有ccd相机。中性衰减片用来减弱光强，窄带滤波片用来过滤飞行器的高温辐射光。为了获得飞行器的高分辨率全息图像对，采用第二分束镜将飞行器全息信号光分为两束，用两个高分辨率ccd相机记录，全息信号光到两个ccd芯片的光程相等。

为了获得超高速飞行器表面温度分布，作为优选，飞行器表面温度测量模块包括第三分束镜，第三分束镜的两光路上依次设有窄带滤波片和带有成像镜头的ccd相机。采用第三分束镜将飞行器高温辐射光分为两束，分别通过不同波长的窄带滤波片被带有成像镜头的ccd相机接收。优选的两个窄带滤波片对应波长分别为460nm和630nm。

作为优选，姿态参数包括三维运动速度、俯仰角、偏航角和旋转速度。

为了提高光束质量，作为优选，准直扩束装置包括设置在所述激光器的出射光路上的扩束镜。激光器的出射光路上还设有空间滤波器，所述空间滤波器设于所述准直扩束装置之前，包括沿光路依次设置的聚焦透镜和小孔。激光出射光经过聚焦透镜汇聚再通过小孔，空间滤波后经扩束器扩束成光强均匀的大光束。

为了准确记录超高速飞行器的全息图像对及辐射图像，设计时序控制模块控制激光器的出光及相机曝光。待飞行器到视场中心，激光器开始出光，其中一个全息图记录ccd曝光，同时辐射光记录相机同时曝光；间隔一定时刻，激光器出光，另一个全息图记录ccd曝光。

另一方面，本发明提供的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的方法，基于上述超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统实现，包括以下步骤：

(1)采用热电偶标定飞行器表面温度测量模块；

(2)采用标定板标定飞行器姿态测量模块和飞行器表面温度测量模块测量视场的对应关系；

(3)发射超高速飞行器，超高速飞行器在实验模拟舱内飞行；

(4)时序控制模块根据超高速飞行器到测量视场内的时刻，控制激光器的出光和ccd相机的曝光；

(5)飞行器姿态测量模块记录两张不同时刻飞行器的全息图，飞行器表面温度测量模块记录两张同时刻飞行器不同辐射波长下的图像；

(6)计算飞行器的姿态参数和表面温度。

作为优选，步骤(1)中采用热电偶标定时，将热电偶加热到较高温度后自然冷却，同时记录热电偶的图像和温度，对比根据热电偶图像计算的温度和热电偶实测温度得到标定曲线。在标定过程中，热电偶温度记录时刻点和图像法计算温度的时刻点一致。

图像法计算温度原理为：飞行器表面受气动加热发出辐射光，在可见光谱区段(400～750nm)及温度范围3000k以下，planck辐射定律可由维恩辐射定律取代：

式中：eλ(t)——火焰辐射能，w/m³；

x(λ,t)——火焰发射率；

λ——波长，m；

t——热力学温度，k；

c1——第一辐射常量，3.7×10^-16w·m²；

c2——第二辐射常量，3.7×10^-2w·m²；

如果在两个波长λ1和λ2下同时测得同一点发出的单色辐射能和则由两者比值可得该点的温度：

在灰性假设下，x(λ2,t)＝x(λ1,t)，则双色法测温公式可简化为：

由于ccd器件本身的特性，加上信号的光/电转换和a/d转换以及拍摄条件的不同，使得依据上式直接计算出的温度t与真实温度差别较大，因此采用热电偶进行标定。

作为优选，步骤(6)中飞行器的姿态参数计算步骤如下：

(6-1)根据飞行器重建全息图景深扩展图计算飞行器的轮廓；

(6-2)计算飞行器轮廓的法向矢量n；

(6-3)选择一个矩形窗口，矩形方向与轮廓的法向矢量平行，计算矩形窗口内不同重建界面的强度梯度方差，进行三维定位；

(6-4)遍历飞行器的整个轮廓，得到飞行器的三维边界；

(6-5)根据飞行器的数模，计算飞行器的俯仰角和偏航角；

(6-6)匹配两帧飞行器全息图计算结果，计算飞行器的三维运动速度和三维旋转速度。

为了获得飞行器姿态，对飞行器全息图的轮廓进行三维定位，得到飞行器图像的三维边界，由于实际试验的飞行器数模已知，根据飞行器的三维边界可确定飞行器的俯仰角和偏航角。分别计算两张全息图中飞行器的俯仰角和偏航角，求取角度差，再根据记录时间间隔，得到飞行器的旋转速度。

计算飞行器的姿态和表面温度后，根据飞行器姿态测量模块和飞行器表面温度测量模块测量视场标定结果，结合飞行器的数模，对应匹配得到飞行器表面的三维曲面温度分布。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

本发明的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统和方法，能够实现超高速飞行器全息图像对及热辐射图像的同时记录，获得飞行器的三维运动速度，俯仰角，偏航角，旋转速度及表面温度分布，可以准确的表征飞行器的气动特性及热防护性能。

附图说明

图1为本发明测量系统的系统图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合实施例及其附图对本发明作进一步说明。

实施例

参见图1，本实施例的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统包括双脉冲激光器1、空间滤波器、扩束镜3、超高速飞行器4、第一分束镜5、飞行器姿态测量模块、飞行器表面温度测量模块、时序控制模块和计算模块。

空间滤波器包括聚焦透镜201和小孔202。飞行器姿态测量模块包括中性衰减片601、窄带滤波片602、第二分束镜603、全息图记录相机604和全息图记录相机605。飞行器表面温度测量模块包括第三分束镜701、窄带滤波片702、镜头703、热辐射图像记录相机704、窄带滤波片705、镜头706和热辐射图像记录相机707。

双脉冲激光器1用于照亮超高速飞行器4。激光出射光经过聚焦透镜201汇聚再通过小孔202，空间滤波后经扩束镜3扩束成光强均匀的大光束。超高速飞行器4模拟火箭外形，其头部被气动加热。第一分束镜5将超高速飞行器4的信号光分为两束，一束被飞行器姿态测量模块接收，一束被飞行器表面温度测量模块接收。飞行器姿态测量模块接收双脉冲激光器1照射超高速飞行器4后发出的信号光，测量超高速飞行器4的姿态参数，包括三维运动速度，俯仰角，偏航角和旋转速度。飞行器表面温度测量模块接收超高速飞行器4头部被气动加热后的辐射光，测量超高速飞行器4的表面温度。时序控制模块控制双脉冲激光器1的出光及接收信号光的ccd同步曝光。计算模块重建飞行器全息图像对，计算飞行器表面温度，得到飞行器的姿态参数和表面温度。

为了获得超高速飞行器4的姿态参数，中性衰减片601用来减弱光强，窄带滤波片602用来过滤飞行器的高温辐射光。为了获得飞行器的高分辨率全息图像对，采用第一分束镜5将飞行器全息信号光分为两束，用两个高分辨率ccd相机记录，全息信号光到两个ccd芯片的光程相等。

为了获得超高速飞行器表面温度分布，采用分束镜将飞行器高温辐射光分为两束，分别通过不同波长的窄带滤波片被带有成像镜头的ccd相机接收，两个窄带滤波片对应波长分别为460nm和630nm。

为了准确记录超高速飞行器的全息图像对及辐射图像，设计时序控制模块控制激光器的出光及相机曝光。待飞行器到视场中心，脉冲激光器1开始出光，其中一个全息图记录ccd曝光，同时辐射光记录相机同时曝光；间隔一定时刻，脉冲激光器1出光，另一个全息图记录ccd曝光。

基于上述系统，本实施例的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的方法包括以下步骤：

(1)采用热电偶标定飞行器表面温度测量模块；

(2)采用标定板标定飞行器姿态测量模块和飞行器表面温度测量模块测量视场的对应关系；

(3)发射超高速飞行器，飞行器在实验模拟舱内飞行；

(4)时序控制模块根据飞行器到测量视场内的时刻，控制激光器的出光和ccd相机曝光；

(5)飞行器姿态测量模块记录两张不同时刻飞行器全息图，飞行器表面温度测量模块记录两张同时刻飞行器不同辐射波长下的图像；

(6)计算飞行器的姿态参数和表面温度。

步骤(1)中采用热电偶标定，将热电偶加热到较高温度然后自然冷却，同时记录热电偶的图像和温度，对比根据热电偶图像计算的温度和热电偶实测温度，多次重复求平均值，得到标定曲线。在标定过程中，热电偶温度记录时刻点和图像法计算温度的时刻点一致。

图像法计算温度原理为：飞行器表面受气动加热发出辐射光，在可见光谱区段(400～750nm)及温度范围3000k以下，planck辐射定律可由维恩辐射定律取代：

式中：eλ(t)——火焰辐射能，w/m³；

x(λ,t)——火焰发射率；

λ——波长，m；

t——热力学温度，k；

c1——第一辐射常量，3.7×10^-16w·m²；

c2——第二辐射常量，3.7×10^-2w·m²；

如果在两个波长λ1和λ2下同时测得同一点发出的单色辐射能和则由两者比值可得该点的温度：

在灰性假设下，x(λ2,t)＝x(λ1,t)，则双色法测温公式可简化为：

由于ccd器件本身的特性，加上信号的光/电转换和a/d转换以及拍摄条件的不同，使得依据上式直接计算出的温度t与真实温度差别较大，因此采用热电偶进行标定。

在步骤(6)中飞行器姿态计算步骤如下：

(6-1)根据飞行器重建全息图景深扩展图计算飞行器的轮廓；

(6-2)计算飞行器轮廓的法向矢量n；

(6-3)选择一个矩形窗口，矩形方向与轮廓的法向矢量平行，计算矩形窗口内不同重建界面的强度梯度方差，进行三维定位；

(6-4)遍历飞行器的整个轮廓，得到飞行器的三维边界；

(6-5)根据飞行器的数模，计算飞行器的俯仰角和偏航角；

(6-6)匹配两帧飞行器全息图计算结果，计算飞行器的三维运动速度和三维旋转速度。

为了获得飞行器姿态，对飞行器全息图的轮廓进行三维定位，得到飞行器图像的三维边界，由于实际试验的飞行器数模已知，根据飞行器的三维边界可确定飞行器的俯仰角和偏航角。分别计算两张全息图中飞行器的俯仰角和偏航角，求取角度差，再根据记录时间间隔，得到飞行器的旋转速度。

在计算飞行器的姿态和表面温度后，根据飞行器姿态测量模块和飞行器表面温度测量模块测量视场标定结果，结合飞行器的数模，对应匹配得到飞行器表面的三维曲面温度分布

综上所述，本实施例的超高速飞行器飞行姿态及表面温度测量的系统和方法，能够实现超高速飞行器全息图像对及热辐射图像的同时记录，获得飞行器的三维运动速度，俯仰角，偏航角，旋转速度及表面温度分布，可以准确的表征飞行器的气动特性及热防护性能。以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。