一种航天材料的检测方法及装置

1.本发明涉及航天材料技术领域，尤其涉及一种航天材料的检测方法及装置。


背景技术：

2.数字图像相关(digital image correlation,dic)技术是一种非接触式现代光学测量实验技术，是数字技术与光学测量技术相结合的结果。与其他传统方法相比较，数字图像相关技术检测具有非接触、高精度、省时省力、全场监测等优点。因此在工程及检测等方面获得了越来越广泛的应用。由此我们可以根据不同温度变化情况下，用数字图像相关技术对比形变前、过程中、最终状态下图片的对应点关系，从而实现全场形变测量的目的。
3.当外界温度发生变化时，航天材料在三维尺度上会发生微小变形，而这些微小变形量对航天材料的实际使用会产生一定影响。目前航天材料的检测方法与装置存在以下缺点，不能对固定面进行全面加热和制冷，，二是在检测时会影响检测精度，造成检测结果不够准确。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种航天材料的检测装置，旨在测定一种航天材料加热与冷却状态下的三维形变的功能。通过跟踪记录与存储的图像数据进行精确分析航天材料形变量。
5.为了实现上述目的，本发明提供一种航天材料的检测装置，包括：
6.载物平台、始末用工业检测相机、模块化出风口、过程用工业检测相机、温度传感器；
7.所述载物平台，用于对航天材料进行位置固定；
8.所述始末用工业检测相机，设置于所述载物平台的一侧，用于对所述载物平台上航天材料的原始图像进行采集和记录及达到预设温度状态下记录航天材料温升或冷却过程中的二维全场应变、三维全场应变；
9.所述模块化出风口，至少设置于所述载物平台的一侧，用于通过能量源对航天材料进行处理，所述能量源为热源或者冷源，以对航天材料进行加热或者冷却处理；
10.所述过程用工业检测相机，设置于所述载物平台(1)的另一侧，用于实时记录所述载物平台上航天材料温升或冷却过程中的二维全场应变、三维全场应变；
11.所述温度传感器,设置于所述载物平台的一侧，用于检测航天材料的加热或冷却达到预设温度。
12.一种实现方式中，所述能量源为交流调压模块，以通过调节输出功率实现恒升温速率加热。
13.一种实现方式中，所述始末用工业检测相机检测航天材料在加热状态下x、y、z、e三维位移、z值投影、径向距离、径向距离差、径向角、径向角差、应变x、应变y和应变xy、最大主应变、最小主应变的实时记录。
14.此外，本发明还公开了一种航天材料的检测方法，包括：
15.对航天材料进行位置固定；
16.对所述航天材料的原始图像进行采集和记录；
17.引入能量源对航天材料进行处理，记录航天材料温度变化过程中的二维全场应变、三维全场应变，其中，所述能量源为热源或者冷源，以对航天材料进行加热或者冷却处理；
18.当航天材料的加热/冷却达到预设温度，记录达到预设温度时的二维全场应变、三维全场应变；
19.对比原始采集的图像、温升/冷却过程中、达到预设温度状态下图片的对应点关系。
20.应用本发明实施例提供的航天材料的检测方法及装置，具备的有益效果测定一种航天材料加热与冷却状态下的三维形变的功能。通过跟踪记录与存储的图像数据进行精确分析航天材料形变量。
附图说明
21.图1是本发明实施例航天材料的检测装置的一种结构示意图。
22.图2是本发明实施例航天材料的检测方法的一种处理流程示意图。
23.标号为：1、载物平台；2、始末用工业检测相；3、模块化出风口；4、过程用工业检测相机；5、温度传感器
具体实施方式
24.以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
25.请参阅图1-2。需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
26.如图1本发明提供一种航天材料的检测装置，包括：整体框架如图所示(序号未标出)，在该检测框架内设置有：1、载物平台；2、始末用工业检测相；3、模块化出风口；4、过程用工业检测相机；5、温度传感器。
27.需要说明的是，如图1所示的载物平台1对航天材料进行位置固定；始末用工业检测相机2对航天材料原始图像进行采集，记录；模块化出风口3引入热源对航天材料进行加热与冷却；过程用工业检测相机4实时记录航天材料温升或冷却过程中的二维全场应变、三维全场应变；温度传感器5对航天材料的加热或冷却到达预设温度；始末用工业检测相机2最终记录航天材料温升或冷却过程中的二维全场应变、三维全场应变。
28.如图1所示，从其连接关系上来说，由于载物平台1上的航天材料需要被始末用工业检测相机2和过程用工业检测相机4进行图像记录，因此，就其相对位置来说，可以将这两
个图像采集相机分别设置与载物平台1的相对两侧，如图示分别位于载物平台1的上侧和下侧，能够获得载物平台1上的景象即可。而模块化出风口3是用于对载物平台1进行降温或者加热，因此，其相对位置只要能够实现能够的传递即可，温度传感器5对航天材料的温度采集，可设置于载物平台1的相对一侧，如下侧，各个功能模块在其过范围内不受干扰的情况下，本领域技术人员具有多种相对位置的设计，本发明实施例在此不做具体限定。
29.一种航天材料的检测方法，包括：
30.首先对航天材料进行位置固定；如图1可知，可通过载物平台1进行位置的固定。
31.对航天材料原始图像进行采集，记录；由图1可知，可以通过始末用工业检测相机2对载物平台1上的航天材料的原始状态进行记载，以及对航天材料经过温度处理后的最终状态进行记载。
32.引入冷源对航天材料进行制冷冷却或者加热；如图1中，模块化出风口3可以设置通过热源或者冷源对应的能量源对航天材料进行加热或者制冷，从而实现航天材料的温度变化，本发明实施例中，通过模块化出风口3进行能量的传递，具体能量源符合要求即可，本发明实施例不做具体限定。
33.过程用工业检测相机4实时记录航天材料冷却过程中的二维全场应变、三维全场应变；通过该过程用工业检测相机4记录整个航天材料的温变过程对应的二维或者三维全场应变
34.并通过温度传感器5对航天材料的温度进行采集，以来判断材料经过处理后的加热或者冷却是否到达预设温度。如果达到预设温度，则通过停止模块化出风口3的工作，从而达到停止温变。具体的，可以通过密闭试验箱，用于氛围环境的保温，从而达到精确测温的目的。
35.一种实现方式中，当本发明的检测装置引入冷源对航天材料进行制冷冷却，包括：检测装置通过变频模块调节实现恒冷却速率冷却。
36.本发明实施例中的检测装置实时记录航天材料温升过程中的二维全场应变、三维全场应变，包括：
37.检测装置采集并储存航天材料在冷却状态下x、y、z、e三维位移、z值投影、径向距离、径向距离差、径向角、径向角差、应变x、应变y和应变xy、最大主应变、最小主应变的实时记录。
38.本发明实施例中的种航天材料的检测方法可以通过种航天材料的检测装置中的软件、硬件或者软硬件相结合的方式来实现，以上述检测方法为例，参见图2，在图2中，首先针对航天材料的处理模式，也就是加热或者制冷进行选择；选择以后，可以通过程序对加热功率、目标温度、时间及实验次数n进行设定，计算器的初始值设置为0；通过计算器的值来实现结束。
39.在恒功率的条件下，加热系统启动，例如通过加热系统1的开启，并进行温度的实时检测，以判断温度是否达到预设值，若温度低于预设值，则即热系统2也开启，同时进行加热，否则，则制冷系统开启，以防止温度过高，在加热系统2或者制冷系统开启的同时，仍然进行温度的实时检测。
40.在温度达到预设值时，即预设温度值与预设时间关系式为y＝2x(x为时间量min)，温度均匀变化率大于等于2摄氏度每分钟。如果没有，仍然进行实时温度检测，否则，则关闭
加热/制冷系统，以防止温度进行过多的变化，同事判断循环的次数i和设定的实验次数n是否相等，如果不相等，则在上一次为加热的情况下，开启制冷；如果不相等，则在上一次为制冷的情况下，开启加热。
41.应用本发明实施例，可以通过航天材料固定面进行全面模拟加热和冷却两种环境状态，对依据准则匹配变形前、过程、后的图片，以找到变形前、后图片中的对应点关系，从而实现全场二维、三维形变测量的目的。整个过程对航天材料进行非接触式的检测，避免对航天材料产生微小形变，而且提升了结果的准确度、可靠性、检测的效率及安全性。
42.上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。