CN102680201B - 基于视频测量的抖振风洞试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，通过在飞行器风洞模型的机身上粘印标记点，测量其迎角；马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角，所对应的飞行器的配平升力系数就是抖振起始升力系数；抖振发生后，通过在飞行器风洞模型的翼上粘印的标记点，测量其位移与加速度；利用载荷识别的频域法得到翼的抖振载荷，实现抖振载荷的非接触测量。

Description

基于视频测量的抖振风洞试验方法

技术领域

本发明涉及基于视频测量的飞行器风洞模型抖振试验方法。

背景技术

抖振是分离气流中随机脉动压力激励引起的飞行器结构强迫振动。飞行器发生抖振现象将增加飞行器结构的应力，降低其结构的疲劳寿命；降低飞行器的性能(阻力增加，升力下降)；影响武器系统的瞄准、跟踪和射击；影响机载电子仪器设备的正常工作及乘员的舒适。严重的抖振会使飞行员失去操纵能力，危及飞行及驾驶员的安全，所以，飞行器设计都把抖振作为一个重要因素予以考虑。飞行器的抖振特性包括抖振边界、抖振深入特性及抖振载荷。

抖振边界表示超过此边界飞行器即会产生振动。对于民航机，其巡航飞行状态都是在抖振边界以下并留有一定裕度，对于军用战斗机因要求有很高的机动能力，可超越抖振边界飞行，因而必须测量抖振深入特性和抖振载荷：抖振载荷是指飞行器结构对分离气流脉动压力激励的响应，是结构振动强度的定量描述。

风洞试验中测量抖振边界的方法有翼根弯矩法、翼尖加速度计法、后缘压力发散法、脉动压力法、脉动速度法以及定常空气动力曲线判别法等多种，而抖振载荷测量有两种方法：一是测量模型上的脉动压力分布；另一种采用翼根处应变片测翼根弯矩。

现有抖振试验多采用加速度计、脉动压力传感器、应变计等传统接触式传感器，需要在飞行器的风洞试验模型上平齐嵌装传统接触式传感器，并开孔布线，给试验模型的设计与制作带来困难，尤其是在2米量级高速风洞中，试验模型的机翼、尾翼平齐嵌装应变计与十多个脉动压力传感器、并开孔布线测量抖振边界与载荷困难，即使平齐嵌装也会降低机翼、尾翼的刚度与强度，导致试验数据的精准度差，而双垂尾布局的抖振一直是先进战机设计中的一个关键问题。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，通过在飞行器风洞模型的机身上粘印标记点，测量其迎角；马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角，所对应的飞行器的配平升力系数就是抖振起始升力系数；抖振发生后，通过在飞行器风洞模型的翼上粘印的标记点，测量其位移与加速度；利用载荷识别的频域法得到翼的抖振载荷，实现抖振载荷的非接触测量。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，包括如下步骤：

（1）在飞行器风洞模型的机身表面粘印或绘制至少4个高对比度标记点，用于测量试验模型的迎角；在风洞模型的翼上粘印或绘制20个以上的高对比度标记点；

（2）测量和计算风洞模型的机身表面和翼上的高对比度标记点三维坐标：

在风洞试验段上壁安装两台摄像机，用于测量风洞模型水平翼上的高对比度标记点三维坐标；在风洞试验段侧壁安装四台摄像机，其中：两台用于测量风洞模型机身上的高对比度标记点三维坐标，另外两台用于测量风洞模型垂直翼上的高对比度标记点三维坐标；

标记点三维坐标的计算方法如下：

共线方程描述了相机、模型上粘印待测点及其像点三者的数学模型，表达式如下：

式中()分别为相机像平面中心, 为相机焦距，分别为相机在地面坐标系下的位置坐标, 为相机姿态角所组成的旋转矩阵R 中9 个方向余弦，()与分别为模型上粘印待测点的像平面坐标与地面坐标系下的坐标；在风洞洞体上布置6个以上的已知标记点，在风洞试验中洞体振动环境下，将已知标记点三维坐标和像平面坐标代入共线方程，即可求解风洞试验段上壁和侧壁摄像机的位置与姿态参数和；对同一时刻两台摄像机采集的视频图像，利用解得的和风洞试验模型上的标记点的像平面坐标，代入共线方程求解该时刻风洞试验模型上的标记点的三维坐标； 

（3）计算风洞模型的迎角：

将模型的旋转中心设为风洞坐标系的原点，风洞模型机身上粘印的标记点为，当模型迎角、侧滑角和滚转角都为零时，在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和；风洞试验进行到第时刻时，P在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和，则第时刻模型迎角的计算方法如下：

（4）马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角；

（5）抖振发生后，根据摄像机采集频率和翼表面标记点的三维坐标，得到标记点的位移与加速度数据，从而计算出翼的抖振载荷。

与现有技术相比，本发明的积极效果是：通过非接触的视频测量技术，测得到风洞模型抖振的边界（即抖振起始迎角），测得抖振时风洞模型的翼上粘印的标记点的位移与加速度响应数据，利用载荷识别的频域法得到翼的抖振载荷，取得以下效果：

无需对飞行器的风洞模型开孔布线、无需在试验模型翼面或翼根表面平齐嵌装传统接触式的脉动压力传感器和应变计，故，不会破坏风洞试验模型的气动外形，不改变其刚度与强度，可极大降低抖振风洞试验模型的设计与制作难度及成本；而且本测量方法可与传统测力试验并行进行，减少风洞试验的车次，从而缩短飞行器研制的周期与成本。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是风洞模型试验段的侧视图；

图2是风洞模型试验段的俯视图；

图3是模型姿态角的计算示意图。

具体实施方式

如图1至图2所示，风洞模型试验段包括：安装在风洞试验段上壁的摄像机1；风洞模型试验段上壁2；风洞模型试验段下壁3；风洞试验段左壁面4；风洞试验段右壁面5；标记点6；风洞试验模型7；安装在风洞试验段右壁的摄像机8。

一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，包括以下步骤：

（1）在飞行器风洞模型的机身表面粘印或绘制高对比度标记点6（不少于4个），用于测量试验模型的迎角；在风洞模型的翼上粘印或绘制高对比度标记点6，一般20个以上（标记点数量越多，抖振载荷测量精度越高）。

（2）测量和计算风洞模型的机身表面和翼上的高对比度标记点三维坐标：

在风洞试验段上壁安装两台摄像机1，用于测量风洞模型水平翼上的高对比度标记点三维坐标；在风洞试验段侧壁安装四台摄像机8，其中：两台用于测量风洞模型机身上的高对比度标记点三维坐标，另外两台用于测量风洞模型垂直翼上的高对比度标记点三维坐标。摄像机的视频图像的采集频率要求在每秒100张以上。

标记点三维坐标的计算方法如下：

共线方程描述了相机、模型上粘印待测点及其像点三者的数学模型，表达式如下：

式中()分别为相机像平面中心, 为相机焦距，分别为相机在地面坐标系下的位置坐标, 为相机姿态角所组成的旋转矩阵R 中9 个方向余弦，()与分别为模型上粘印待测点的像平面坐标与地面坐标系下的坐标。因此，在风洞洞体上布置6个以上的已知标记点（其三维坐标已知），在风洞试验中洞体振动环境下，将已知标记点三维坐标和像平面坐标代入共线方程，即可求解摄像机1和摄像机8的位置与姿态参数和。在风洞试验中，对同一时刻两台摄像机1（或摄像机8）采集的视频图像，利用解得的和风洞试验模型7上的标记点6的像平面坐标，代入共线方程求解该时刻风洞试验模型7上的标记点6的三维坐标。 

（3）计算风洞模型的迎角。方法如下：

不妨将模型的旋转中心设为风洞坐标系的原点。风洞模型机身上粘印的标记点为，当模型迎角、侧滑角和滚转角都为零时，在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和；风洞试验进行到第时刻时，P在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和，如图3所示，则第时刻模型迎角的计算方法如下：

（4）马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角。

发生突变的判断方法如下：

由于抖振是飞行器绕流分离时气流中随机脉动压力激励引起的，因此其脉动压力的频率及幅度与风洞本身的气流脉动频率及幅度不同。可利用零度迎角时的迎角视频测量数据，进行傅立叶变换得到基准幅频图；改变迎角时，若其视频测量数据傅立叶变换得到的幅频图的最大振幅，较基准幅频图中最大振幅扩大一倍以上，则视为发生突变；

（5）抖振发生后，根据摄像机采集频率和翼（包括水平翼和垂直翼）表面标记点6的三维坐标，得到标记点6的位移数据与加速度，从而计算出翼的抖振载荷。

翼的抖振载荷可利用载荷识别的频域法求得：已知翼上标记点6的位移数据和相机采样频率（即采图时间间隔），可以计算出标记点6的加速度，再用成熟载荷识别的频域法中的频响函数矩阵求逆法及模态坐标转换法，都可以计算出翼的抖振载荷，具体过程可见上海交通大学出版社，2000年出版的《模态分析与应用》一书第六章。

翼的抖振载荷还可采用模态分析的商业软件系统（如比利时LMS 公司发布的Virtual.Lab 系列软件的载荷力识别功能）实现。

Claims (3)

1.一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，其特征在于：包括如下步骤：

(1)在飞行器风洞模型的机身表面粘印或绘制至少4个高对比度标记点，用于测量试验模型的迎角；在风洞模型的翼上粘印或绘制20个以上的高对比度标记点；

(2)测量和计算风洞模型的机身表面和翼上的高对比度标记点三维坐标：

在风洞试验段上壁安装两台相机，用于测量风洞模型水平翼上的高对比度标记点三维坐标；在风洞试验段侧壁安装四台相机，其中：两台用于测量风洞模型机身上的高对比度标记点三维坐标，另外两台用于测量风洞模型垂直翼上的高对比度标记点三维坐标；

标记点三维坐标的计算方法如下：

共线方程描述了相机、模型上粘印待测点及其像点三者的数学模型，表达式如下：

$\left\{\begin{array}{c}x-x_0=-f\frac{a_1(X-X_s)+b_1(y-y_s)+c_1\left(Z{-Z}_s\right)}{a_3(X-X_S)+b_3(Y-Y_s)+c_3(Z-Z_s)}\\ y-y_0=-f\frac{a_2(X-X_s)+b_2(Y-Y_s)+c_2(Z-Z_s)}{a_3(X-X_S)+b_3(Y-Y_s)+c_3(Z-Z_s)}\end{array}\right.$

式中(x₀,y₀)分别为相机像平面中心,f为相机焦距，(X_s,Y_s,Z_s)分别为相机在地面坐标系下的位置坐标,(a₁,a₂,a₃,b₁,b₂,b₃,c₁,c₂,c₃)为相机姿态角(,w,k)所组成的旋转矩阵R中9个方向余弦，(x,y)与(X,Y,Z)分别为模型上粘印待测点的像平面坐标与地面坐标系下的坐标；在风洞洞体上布置6个以上的已知标记点，在风洞试验中洞体振动环境下，将已知标记点三维坐标和像平面坐标代入共线方程，即可求解风洞试验段上壁和侧壁相机的位置与姿态参数(X_s,Y_s,Z_s)和(,w,k)；对同一时刻两台相机采集的视频图像，利用解得的(X_s,Y_s,Z_s,,w,k)和风洞试验模型上的标记点的像平面坐标，代入共线方程求解该时刻风洞试验模型上的标记点的三维坐标；

(3)计算风洞模型的迎角：

将模型的旋转中心设为风洞坐标系的原点O，风洞模型机身上粘印的标记点为P，当模型迎角α、侧滑角β和滚转角γ都为零时，P在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为和；风洞试验进行到第i时刻时，P在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为和，则第i时刻模型迎角α的计算方法如下：

$a=\arccos \left(\frac{\stackrel{\→}{{\mathrm{OP}}_i^{\mathrm{xoz}}}\•\stackrel{\→}{{\mathrm{OP}}_0^{\mathrm{xoz}}}}{\left|\stackrel{\→}{{\mathrm{OP}}_i^{\mathrm{xoz}}}\right|\left|\stackrel{\→}{{\mathrm{OP}}_0^{\mathrm{xoz}}}\right|}\right)$

(4)马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角；

(5)抖振发生后，根据相机采集频率和翼表面标记点的三维坐标，得到标记点的位移与加速度数据，从而计算出翼的抖振载荷。

2.根据权利要求1所述的基于视频测量的抖振风洞试验方法，其特征在于：所述相机的视频图像的采集频率为每秒60张以上。

3.根据权利要求1所述的基于视频测量的抖振风洞试验方法，其特征在于：所述发生突变的判断方法为：利用零度迎角时的迎角视频测量数据，进行傅立叶变换得到基准幅频图；改变迎角时，若其视频测量数据傅立叶变换得到的幅频图的最大振幅，较基准幅频图中最大振幅扩大一倍以上，则视为发生突变。