CN111232239A - 曲面挠变位移场重构方法、装置及设备 - Google Patents

曲面挠变位移场重构方法、装置及设备 Download PDF

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CN111232239A CN202010003203.1A CN202010003203A CN111232239A CN 111232239 A CN111232239 A CN 111232239A CN 202010003203 A CN202010003203 A CN 202010003203A CN 111232239 A CN111232239 A CN 111232239A
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Abstract

本申请涉及一种曲面挠变位移场重构方法、装置及设备，应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器。本申请用以解决针对飞机大展弦比机翼结构，在飞行时产生的挠曲变形问题，采用单一的传感器网络无法确定应变片的准确空间坐标，从而不能结算并构建出机翼的空间位移场的问题。

Description

曲面挠变位移场重构方法、装置及设备
技术领域
本申请涉及曲面位移场重建技术领域，尤其涉及一种曲面挠变位移场重构方法、装置及设备。
背景技术
分布式传感数据曲面重构，即建立分布式传感器网络，利用传感器数据结合曲面特性建立曲面方程，结算并重构出曲面结构。
传统的应变片或光纤光栅传感器(FGB)分布式传感器网络，虽然需要的传感器相对较少，但FGB分布式传感器光纤纤心抗剪切应力能力差，容易发生折断，不适合应用于工程。
针对飞机大展弦比机翼结构，在飞行时产生的挠曲变形(简称挠变)问题，采用单一的传感器网络无法确定应变片的准确空间坐标，从而不能结算并构建出机翼的空间位移场。
发明内容
本申请提供了一种曲面挠变位移场重构方法、装置及设备，用以解决针对飞机大展弦比机翼结构，在飞行时产生的挠曲变形问题，采用单一的传感器网络无法确定应变片的准确空间坐标，从而不能结算并构建出机翼的空间位移场的问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种曲面挠变位移场重构方法，应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，所述方法包括：
获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
可选地，所述第一约束条件表示为：w(u,v)＝x1+x2u+x3v+x4uv+x5u2+x6v2；
所述第二约束条件和所述第三约束条件表示为：
Figure BDA0002354241130000021
以及，
Figure BDA0002354241130000031
其中，g(x1+x2+x3+x4+x5+x6)恒等于零，E、F、G为曲面的第一类基本量，L、M、N为曲面的第二类基本量，x1、x2、x3、x4、x5、x6为二次曲面方程中的未知参数，u表示所述第三位置坐标中机翼延伸方向的位置坐标值，v表示所述第三位置坐标中垂直于机身和机翼所在平面方向的位置坐标值，w(u,v)表示所述第三位置坐标中机身方向的位置坐标值，
Figure BDA0002354241130000032
表示测量点在机翼延伸方向的曲率，
Figure BDA0002354241130000033
表示测量点在垂直于机翼延伸方向和机身所在平面方向的曲率。
可选地，根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标，包括：
根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标；
根据所述形变量和所述测量点的曲率，计算所述机翼挠变所述测量点所产生的位移；
根据所述第四位置坐标以及所述位移，确定所述测量点实际所在的第三位置坐标。
可选地，根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标，包括：
根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，计算所述机翼在延伸方向形变产生的倾斜夹角；
根据所述第一位置坐标以及所述倾斜夹角，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标。
可选地，所述第四位置坐标以及所述位移，确定所述测量点实际所在的第三位置坐标，包括：
计算所述位移在机翼延伸方向和机身方向组成的平面上的分量，将所得的分量与所述第四位置坐标叠加后，得到所述测量点实际所在的第三位置坐标。
可选地，根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场，包括：
从各测量点将机翼划分得到的P个曲面片中，选取与机身相连接的曲面片作为第一曲面片；
根据围成所述第一曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与机身相连的已知固定曲线方程以及所述预设的约束条件，确定所述第一曲面片的方程；
将与所述第一曲面片相邻的曲面片作为第二曲面片，根据围成所述第二曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与所述第一曲面片相交的曲线以及所述预设约束条件，确定所述第一曲面片和所述第二曲面片拟合后的方程；
依此类推，直至确定第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，将所述第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，作为所述机翼的曲面挠变位移场。
第二方面，本申请实施例提供了一种曲面挠变位移场重构装置，应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，所述装置包括：
第一获取模块，用于获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
第二获取模块，用于获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
第三获取模块，用于根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
第四获取模块，用于根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
可选地，所述第一约束条件表示为：w(u,v)＝x1+x2u+x3v+x4uv+x5u2+x6v2；
所述第二约束条件和所述第三约束条件表示为：
Figure BDA0002354241130000051
以及，
Figure BDA0002354241130000061
其中，g(x1+x2+x3+x4+x5+x6)恒等于零，E、F、G为曲面的第一类基本量，L、M、N为曲面的第二类基本量，x1、x2、x3、x4、x5、x6为二次曲面方程中的未知参数，u表示所述第三位置坐标中机翼延伸方向的位置坐标值，v表示所述第三位置坐标中垂直于机身和机翼所在平面方向的位置坐标值，w(u,v)表示所述第三位置坐标中机身方向的位置坐标值，
Figure BDA0002354241130000062
表示测量点在机翼延伸方向的曲率，
Figure BDA0002354241130000063
表示测量点在垂直于机翼延伸方向和机身所在平面方向的曲率。
第三方面，本申请实施例提供了一种曲面挠变位移重构设备，包括应变传感器、激光位移传感器、LVDT位移传感器和处理器，所述应变传感器、所述激光位移传感器和所述LVDT位移传感器分别与所述处理器建立通信连接；
大展弦比机翼的翼面上的N个测量点中，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数；
所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器；
所述LVDT位移传感器跨接在所述激光位移传感器和所述测量点之间；
所述处理器用于：
获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件
第四方面，本申请实施例提供了一种电子设备，包括：处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器、通信接口和存储器通过通信总线完成相互间的通信；
所述存储器，用于存储计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器中所存储的程序，实现第一方面所述的曲面挠变位移场重构方法。
本申请实施例提供的上述技术方案与现有技术相比具有如下优点：本申请实施例提供的该方法，通过在大展弦比机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点上设置一对正交分布的应变传感器，在机翼的网翼工装上垂直于测量点的位置设置激光位移传感器，在激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，从而能够获得各测量难点的应变传感器采集到的应力数据，确定各测量点的曲率，获取机翼产生形变前、后各测量点的第一位置坐标和第二位置坐标，以及LVDT位移传感器采集到的形变量，使得能够根据各传感器测量的值计算得到各测量点实际所在的第三位置坐标，进而根据各测量点的曲率、各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，构建出机翼的曲面挠变位移场。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例中大展弦比机翼结构示意图；
图2为本申请实施例中曲面挠变位移场重构的具体过程示意图；
图3为本申请实施例中机翼产生形变前后的示意图；
图4为本申请实施例中曲面片的结构示意图；
图5为本申请实施例中曲面挠变位移场重构装置结构示意图；
图6为本申请实施例中电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本申请实施例中，在对大展弦比机翼结构的形变测量中，由于在重力和气动力共同作用下，机翼容易产生弯曲变形和扭转变形，为准确测量机翼在外力情况下的变形，构建的传感器网络需要能够测量弯曲变形和扭转变形，将该两种变形的叠加结果，作为机翼模型的总变形。鉴于此，该传感器网络中包括应变传感器，用于测量能够反映机翼的弯曲变形和扭转变形的应力。另外，由于机翼曲面挠变位移场重构时，需要获取应变传感器的准确空间坐标，在传感器网络中加入LVDT位移传感器(称为杆式位移传感器)和激光位移传感器。因此，本申请实施例中的传感器网络中同时包括应变传感器、LVDT位移传感器和激光位移传感器。
如图1所示为大展弦比机翼结构示意图。应变传感器11安装于机翼表面，用以测量安装位置所在的测试点的应力大小以及应力方向。激光位移传感器12固定于应变传感器的垂直正下方的网翼工装13上，利用激光的直线传输特征，计算机翼方向的位移变化，该网翼工装与机翼平行。
LVDT位移传感器14呈长条状，LVDT位移传感器的一端连接在机翼安装应变传感器的测试点位置，另一端连接在网翼工装上安装激光位移传感器的位置。由于LVDT位移传感器阻尼极小，且两端固定，能够跟踪应变传感器，LVDT位移传感器结合激光位移传感器的数据，能够计算出应变传感器的空间坐标。应变传感器、LVDT位移传感器和激光位移传感器，三者可以互为参照进行传感器标定。
网翼工装需要严格平行于机翼固定在机身上，具体通过机身固定支架15进行固定，以便于零点标定使用。
机翼以及网翼工装上设置的各传感器的数据可以通过机身上的分布走线16传输给数据采集仪器等数据处理设备17，由于数据处理设备执行曲面挠变位移场重构过程。
本申请实施例中，假设有N对正交分布的应变传感器分布在机翼表面，该N的取值为大于1且不为质数的整数。以N的取值等于12为例，该12对正交分布的应变传感器将机翼表面分为8个曲面片，从机翼连接处开始以曲面片的4个角点的约束条件以及该曲面片的边界约束条件，进行位移场重构。
如图2所示，曲面挠变位移场重构的具体过程如下：
步骤201，获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述应力数据，确定各测量点的曲率。
一个具体实施例中，根据采集到的应力数据构建应力场的具体过程为：获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，对该应力数据进行处理建立数学模型，根据已知的测量点进行整个机翼表面的受力推导。
假设L为剪力、弯曲力矩、扭力中的一种，即根据应力传感器的直接测试值计算得到的应力，在建立数据模型的过程中需要如下公式：
Figure BDA0002354241130000101
式中μi为应变传感器测量得到的应变电桥响应，每个应变传感器对应一个全桥或半桥应变电路，βi为方程系数，β0为常数项，m为应变电桥个数，本申请实施例中一个测量点设置正交分布的一对应变传感器，因此该公式中的m取值为2。则对于n次不同加载，所建立的方程组为:
Figure BDA0002354241130000102
需要计算该模型中的三个系数，加载次数n取3即可，即n取值最小为3即可。
根据最小二乘法求解上面的方式组，得到每个测量点的应力(包括大小及方向)，以此构建机翼的应力分布场，该应力分布场即所有测量点的应力组成的矩阵。根据每个测量点的应力的大小及方向(一个测量点对应两个正交分布的应变传感器，一个应变传感器对应一个应力的大小和方向)，转换得到每个测量点的曲率(一个应变传感器对应一个曲率)，建立曲率矩阵。
步骤202，获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量。
其中，机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标为预先录入的。
步骤203，根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在第三位置坐标。
一个具体实施例中，以一个测量点为例，根据第一位置坐标和第二位置坐标，确定机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标；根据所述形变量和所述测量点的曲率，计算机翼挠变所述测量点所产生的位移，根据所述第四位置坐标以及所述位移，确定所述测量点实际所在的第三位置坐标。
一个具体实施例中，对于任意一个测量点，根据该测量点的所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，计算机翼延伸方向形变产生的倾斜夹角，根据所述第一位置坐标以及所述倾斜夹角，确定机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标。
如图3所示为机翼产生形变前后的示意图，定义空间坐标系中X轴为机翼延伸方向，Y轴为机翼初始平面的法线向上方向，Z轴为机身方向。假设机翼延伸方向的M个应变传感器在机翼产生形变前的坐标，称为初始坐标，即第一位置坐标，表示为：A1(xA1，zB1)，A2(xA2，zB2)，A3(xA3，zB3)......AM(xAM，zBM)，机翼与机身连接点坐标恒为O(x0，z0)，机翼产生形变前该连接点与应变传感器的纵坐标基本一致。
机翼产生形变后，激光位移传感器实测得到的M个应变传感器的坐标，称为形变后坐标，即第二位置坐标，表示为：B1'(xA1,z'B1)，B'2(xA2,z'B2)，B3'(xA3,z'B3)......B'M(xAM,z'BM)，此时映射到应变传感器与LVDT位移传感器所在的Y轴实际坐标，即第四位置坐标表示为，B1(xB1,zB1)，B2(xB2,zB2)，B3(xB3,zB3)......机翼形变导致几个应变传感器不在同一平面，通过计算机翼方向形变产生的倾斜夹角，分别获得激光位移传感器测量点映射到应变传感器与LVDT位移传感器所在的Y轴坐标，即为机翼方向形变导致的位移，下面公式仅以M等于4为例，M等于其他值的情况可以依次类推，即：
B1坐标:
Figure BDA0002354241130000121
B2坐标:
Figure BDA0002354241130000122
B3坐标:
Figure BDA0002354241130000123
B4坐标:
Figure BDA0002354241130000124
一个具体实施例中，利用LVDT位移传感器的形变量和第四位置10坐标在机翼延伸方向和机身方向组成的平面上的分量，计算出机翼挠变(即扭转变形)所产生的位移。
假设某个测量点LVDT的初始值为L0，运动中的测量值为L'，则映射到YOZ平面的初始长度Lz与测量长度L'z分别为：
Figure BDA0002354241130000131
假设在YOZ平面方向某测量点的初始坐标，即第一位置坐标，为Bm(xBm,yBm,zBm)，发生形变后的坐标，即第四位置坐标，为Cm(xBm,yCm,zCm)，m的取值在1到M之间，则两点的坐标关系有：
Figure BDA0002354241130000132
具体地，将所述第四位置坐标，以及机翼挠变所产生的位移在YOZ平面的分量叠加后，得到机翼形变后测量点实际所在的第三位置坐标。需要说明是，由于一个测量点设置有正交分布的两个应变传感器，因此一个位置存在两个曲率，假设通过激光位移传感器计算得到的结果是Y轴方向的，已经包含了Y轴方向的曲率，这里只需要用到翼肋方向即X轴方向的曲率即可。而实际应用中，由于X轴方向的曲率对计算结果影响不大，甚至可以将该曲率微元为一小段直线，不叠加该曲率。
步骤204，根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场。
一个具体实施例中，如图4所示为N个测量点对机翼翼面划分得到的P个曲面片中任意一个曲面片的结构示意图，每四对相邻的应变传感器围成该曲面片。
构建曲面挠变位移场的具体过程为：从各测量点将机翼划分得到的P个曲面片中，选取与机身相连接的曲面片作为第一曲面片；根据围成所述第一曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与机身相连的已知固定曲线方程以及所述预设的约束条件，确定所述第一曲面片的方程；将与所述第一曲面片相邻的曲面片作为第二曲面片，根据围成所述第二曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与所述第一曲面片相交的曲线以及所述预设约束条件，确定所述第一曲面片和所述第二曲面片拟合后的方程；依此类推，直至确定第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，将所述第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，作为所述机翼的曲面挠变位移场。
其中，预设的约束条件包括：所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
一个具体实施例中，定义U坐标轴对应X轴，即机翼延伸方向，V对应Y轴，即垂直于机身和机翼所在平面方向，第二约束条件和第三约束条件表示为：
Figure BDA0002354241130000141
以及，
Figure BDA0002354241130000151
其中，g(x1+x2+x3+x4+x5+x6)恒等于零，E、F、G为已知的曲面第一类基本量，L、M、N为已知的曲面第二类基本量，x1、x2、x3、x4、x5、x6为二次曲面方程，即第一约束条件中的未知参数。该二次曲面方程表示为：w(u,v)＝x1+x2u+x3v+x4uv+x5u2+x6v2，该二次曲面方程即为曲面片的曲面挠变位移场。u表示所述第三位置坐标中机翼延伸方向的位置坐标值，v表示所述第三位置坐标中垂直于机身和机翼所在平面方向的位置坐标值，w(u,v)表示所述第三位置坐标中机身方向的位置坐标值，
Figure BDA0002354241130000152
表示测量点在机翼延伸方向的曲率，
Figure BDA0002354241130000153
表示测量点在垂直于机翼延伸方向和机身所在平面方向的曲率。
本申请实施例中，通过在大展弦比机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点上设置一对正交分布的应变传感器，在机翼的网翼工装上垂直于测量点的位置设置激光位移传感器，在激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，从而能够获得各测量难点的应变传感器采集到的应力数据，确定各测量点的曲率，获取机翼产生形变前、后各测量点的第一位置坐标和第二位置坐标，以及LVDT位移传感器采集到的形变量，使得能够根据各传感器测量的值计算得到各测量点实际所在的第三位置坐标，进而根据各测量点的曲率、各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，构建出机翼的曲面挠变位移场。
基于同一构思，本申请实施例中提供了一种曲面挠变位移场重构装置，该装置的具体实施可参见方法实施例部分的描述，重复之处不再赘述。该装置应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器。
如图5所示，该装置主要包括：
第一获取模块501，用于获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
第二获取模块502，用于获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
第三获取模块503，用于根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
第四获取模块504，用于根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
基于同一构思，本申请实施例中提供了一种曲面挠变位移场重构设备，该设备的具体实施可参见方法实施例部分的描述，重复之处不再赘述。参见图1所示，该设备主要包括应变传感器、激光位移传感器、LVDT位移传感器和处理器，所述应变传感器、所述激光位移传感器和所述LVDT位移传感器分别与所述处理器建立通信连接。
大展弦比机翼的翼面上的N个测量点中，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数；所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器；所述LVDT位移传感器跨接在所述激光位移传感器和所述测量点之间。
所述处理器用于：
获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
基于同一构思，本申请实施例中还提供了一种电子设备，如图6所示，该电子设备主要包括：处理器601、通信接口602、存储器603和通信总线604，其中，处理器601、通信接口602和存储器603通过通信总线604完成相互间的通信。其中，存储器603中存储有可被至处理器601执行的程序，处理器601执行存储器603中存储的程序，实现如下步骤：获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场。
上述电子设备中提到的通信总线604可以是外设部件互连标准(PeripheralComponent Interconnect，简称PCI)总线或扩展工业标准结构(Extended IndustryStandard Architecture，简称EISA)总线等。该通信总线604可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
通信接口602用于上述电子设备与其他设备之间的通信。
存储器603可以包括随机存取存储器(Random Access Memory，简称RAM)，也可以包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。可选地，存储器还可以是至少一个位于远离前述处理器601的存储装置。
上述的处理器601可以是通用处理器，包括中央处理器(Central ProcessingUnit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等，还可以是数字信号处理器(Digital Signal Processing，简称DSP)、专用集成电路(Application SpecificIntegrated Circuit，简称ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。
在本申请的又一实施例中，还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有计算机程序，当该计算机程序在计算机上运行时，使得计算机执行上述实施例中所描述的曲面挠变位移场重构方法。
在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用软件实现时，可以全部或部分地以计算机程序产品的形式实现。该计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载和执行该计算机指令时，全部或部分地产生按照本申请实施例所述的流程或功能。该计算机可以时通用计算机、专用计算机、计算机网络或者其他可编程装置。该计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，计算机指令从一个网站站点、计算机、服务器或者数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(DSL))或无线(例如红外、微波等)方式向另外一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输。该计算机可读存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。该可用介质可以是磁性介质(例如软盘、硬盘、磁带等)、光介质(例如DVD)或者半导体介质(例如固态硬盘)等。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，所述方法包括：
获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
2.根据权利要求1所述的曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，所述第一约束条件表示为：w(u,v)＝x1+x2u+x3v+x4uv+x5u2+x6v2；
所述第二约束条件和所述第三约束条件表示为：
Figure FDA0002354241120000021
以及，
Figure FDA0002354241120000022
其中，g(x1+x2+x3+x4+x5+x6)恒等于零，E、F、G为曲面的第一类基本量，L、M、N为曲面的第二类基本量，x1、x2、x3、x4、x5、x6为二次曲面方程中的未知参数，u表示所述第三位置坐标中机翼延伸方向的位置坐标值，v表示所述第三位置坐标中垂直于机身和机翼所在平面方向的位置坐标值，w(u,v)表示所述第三位置坐标中机身方向的位置坐标值，
Figure FDA0002354241120000023
表示测量点在机翼延伸方向的曲率，
Figure FDA0002354241120000024
表示测量点在垂直于机翼延伸方向和机身所在平面方向的曲率。
3.根据权利要求2所述的曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标，包括：
根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标；
根据所述形变量和所述测量点的曲率，计算所述机翼挠变所述测量点所产生的位移；
根据所述第四位置坐标以及所述位移，确定所述测量点实际所在的第三位置坐标。
4.根据权利要求3所述的曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标，包括：
根据所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，计算所述机翼在延伸方向形变产生的倾斜夹角；
根据所述第一位置坐标以及所述倾斜夹角，确定所述机翼产生形变后所述测量点的第四位置坐标。
5.根据权利要求4所述的曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，所述第四位置坐标以及所述位移，确定所述测量点实际所在的第三位置坐标，包括：
计算所述位移在机翼延伸方向和机身方向组成的平面上的分量，将所得的分量与所述第四位置坐标叠加后，得到所述测量点实际所在的第三位置坐标。
6.根据权利要求2至5任一项所述的曲面挠变位移场重构方法，其特征在于，根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场，包括：
从各测量点将机翼划分得到的P个曲面片中，选取与机身相连接的曲面片作为第一曲面片；
根据围成所述第一曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与机身相连的已知固定曲线方程以及所述预设的约束条件，确定所述第一曲面片的方程；
将与所述第一曲面片相邻的曲面片作为第二曲面片，根据围成所述第二曲面片的四个测量点的曲率、实际所在的位置坐标、与所述第一曲面片相交的曲线以及所述预设约束条件，确定所述第一曲面片和所述第二曲面片拟合后的方程；
依此类推，直至确定第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，将所述第P曲面片至所述第一曲面片拟合后的方程，作为所述机翼的曲面挠变位移场。
7.一种曲面挠变位移场重构装置，其特征在于，应用于大展弦比机翼的形变测量，所述机翼的翼面上设置N个测量点，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数，所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器，所述激光位移传感器和所述测量点之间跨接LVDT位移传感器，所述装置包括：
第一获取模块，用于获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
第二获取模块，用于获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
第三获取模块，用于根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
第四获取模块，用于根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
8.根据权利要求7所述的曲面挠变位移场重构装置，其特征在于，
所述第一约束条件表示为：w(u,v)＝x1+x2u+x3v+x4uv+x5u2+x6v2；
所述第二约束条件和所述第三约束条件表示为：
Figure FDA0002354241120000051
以及，
Figure FDA0002354241120000052
其中，g(x1+x2+x3+x4+x5+x6)恒等于零，E、F、G为曲面的第一类基本量，L、M、N为曲面的第二类基本量，x1、x2、x3、x4、x5、x6为二次曲面方程中的未知参数，u表示所述第三位置坐标中机翼延伸方向的位置坐标值，v表示所述第三位置坐标中垂直于机身和机翼所在平面方向的位置坐标值，w(u,v)表示所述第三位置坐标中机身方向的位置坐标值，
Figure FDA0002354241120000053
表示测量点在机翼延伸方向的曲率，
Figure FDA0002354241120000054
表示测量点在垂直于机翼延伸方向和机身所在平面方向的曲率。
9.一种曲面挠变位移重构设备，其特征在于，包括应变传感器、激光位移传感器、LVDT位移传感器和处理器，所述应变传感器、所述激光位移传感器和所述LVDT位移传感器分别与所述处理器建立通信连接；
大展弦比机翼的翼面上的N个测量点中，每个测量点设置一对正交分布的应变传感器，N的取值为大于1且不为质数的整数；
所述机翼的网翼工装上垂直于所述测量点的位置设置激光位移传感器；
所述LVDT位移传感器跨接在所述激光位移传感器和所述测量点之间；
所述处理器用于：
获取各测量点的应变传感器采集到的应力数据，根据所述各测量点的应力数据，确定所述各测量点的曲率；
获取机翼产生形变前所述各测量点的第一位置坐标，以及获取激光位移传感器采集到的机翼产生形变后各测量点的第二位置坐标，LVDT位移传感器采集到的形变量；
根据所述第一位置坐标、所述第二位置坐标、所述形变量和所述各测量点的曲率，确定机翼产生形变后所述各测量点实际所在的第三位置坐标；
根据所述各测量点的曲率、所述各测量点实际所在的第三位置坐标以及预设的约束条件，确定所述机翼的曲面挠变位移场；
其中，预设的约束条件包括：
所述曲面挠变场对应的二次曲面方程所限定的所述各测量点实际所在的第三位置坐标与各未知参数之间的第一约束条件；
曲面的第一类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第二约束条件；
曲面的第二类基本量各自与所述各未知参数、所述各测量点的曲率和所述各测量点实际所在的位置坐标之间的第三约束条件。
10.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器、通信接口和存储器通过通信总线完成相互间的通信；
所述存储器，用于存储计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器中所存储的程序，实现权利要求1至6任一项所述的曲面挠变位移场重构方法。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113884049A (zh) * 2021-10-08 2022-01-04 包头钢铁（集团）有限责任公司 一种使用全站仪测量起重机水平弯曲的方法
CN113948846A (zh) * 2021-10-12 2022-01-18 北京微纳星空科技有限公司 星载相控阵天线温度变形标定系统、测量系统及其方法
CN114199145A (zh) * 2021-12-07 2022-03-18 桂林电子科技大学 一种基于分布式光纤感知的扩径管道直径及圆度检测装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007303917A (ja) * 2006-05-10 2007-11-22 Genshiryoku Anzen Syst Kenkyusho:Kk 光学式振動歪み計測装置
CN102944183A (zh) * 2012-10-31 2013-02-27 中国航天空气动力技术研究院 一种大展弦比柔性机翼测量方法
CN104748696A (zh) * 2015-04-13 2015-07-01 西安交通大学 一种大倾角机翼全场变形测量方法
CN109186483A (zh) * 2018-09-30 2019-01-11 华南理工大学 一种可变形智能翼的形变驱动检测装置与方法
CN109724624A (zh) * 2018-12-29 2019-05-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种适用于机翼挠曲变形的机载自适应传递对准算法
CN110059373A (zh) * 2019-04-01 2019-07-26 南京航空航天大学 基于模态叠加原理的机翼应变场重构分布式光纤计算方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007303917A (ja) * 2006-05-10 2007-11-22 Genshiryoku Anzen Syst Kenkyusho:Kk 光学式振動歪み計測装置
CN102944183A (zh) * 2012-10-31 2013-02-27 中国航天空气动力技术研究院 一种大展弦比柔性机翼测量方法
CN104748696A (zh) * 2015-04-13 2015-07-01 西安交通大学 一种大倾角机翼全场变形测量方法
CN109186483A (zh) * 2018-09-30 2019-01-11 华南理工大学 一种可变形智能翼的形变驱动检测装置与方法
CN109724624A (zh) * 2018-12-29 2019-05-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种适用于机翼挠曲变形的机载自适应传递对准算法
CN110059373A (zh) * 2019-04-01 2019-07-26 南京航空航天大学 基于模态叠加原理的机翼应变场重构分布式光纤计算方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李海洋等: "面向智能蒙皮天线补偿的位移场重构", 《电子机械工程》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113884049A (zh) * 2021-10-08 2022-01-04 包头钢铁（集团）有限责任公司 一种使用全站仪测量起重机水平弯曲的方法
CN113948846A (zh) * 2021-10-12 2022-01-18 北京微纳星空科技有限公司 星载相控阵天线温度变形标定系统、测量系统及其方法
CN114199145A (zh) * 2021-12-07 2022-03-18 桂林电子科技大学 一种基于分布式光纤感知的扩径管道直径及圆度检测装置

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