CN112069589A - 一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种低速风洞空中加油软管‑锥套动态特性试验方法，如下：采用的设备包括加油软管、锥套、支撑设备、移动设备、受油机模型、受油锥管、两台高速相机和PIV系统，利用三维立体视觉原理，建立高速摄像机透视变换成像模型，对参数矩阵进行标定，建立空间点与图像点之间的映射关系，通过高速相机采集的数据计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息，将PIV系统采集的数据进行速度场计算、处理，获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及甩鞭现象的速度云图。本方法精确模拟空中加油软管—锥套的动态特性，提高了试验结果的准度。

Description

一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法

技术领域

本发明属于低速风洞投放试验技术领域，涉及一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法。

背景技术

空中加油技术在现代战争中具有非常重要的作用，在现代空战大领域的攻防要求下，其运用能够扩大作战飞机的攻击区域，延长作战时间，大幅提升战斗机、攻击机、无人机及侦察机等关键作战能力，受到军事强国高度重视并成为重点发展方向。此外，对于民用领域，空中加油的意义有：(1)长途航线直达目的地。避免在中途机场为了加注燃油起降，使长途航线更快捷；(2)提高民航的应急能力。在紧急情况下为民航加油，增加其足够的留空等待时间。

软式加油技术由于具有一对多加油能力、加油安全性高、成本低、使用灵活等优势，更适合飞行编队加油、无人机加油，在当前及未来仍然是非常重要的加受油方式。但是，由于软式加油过程中可能存在较大的大气湍流影响、加油锥套受大气扰流的影响以及受油机的头波效应，导致加油管-锥套产生复杂的动态特性，给受油机控制，甚至加\受油机飞行安全性带来重大影响，现有的试验方法采用仿真方法模拟加油锥套与受油管对接过程，如模型的高度简化、环境条件的设定简化及关键参数模拟不准，导致试验结果不准确。因此，基于精确模拟空中加油软管-锥套动态特性的需要，现需要一种试验方法，能够有效模拟加油锥套与受油锥管不同对接的速度，并获得对接过程中的头波效应以及对接后的加油管的甩鞭动态特性。

发明内容

基于精确模拟空中加油软管-锥套动态特性的需要，本发明提供一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，本方法解决了现有的试验方法采用仿真方法模拟加油锥套与受油管对接过程的弊端。

本发明所采用的技术方案如下：一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，采用的试验设备包括加油软管、加油锥套、加油软管支撑设备、加油软管移动设备、受油机模型、受油锥管、两台高速相机和PIV系统，方法如下；利用三维立体视觉原理，建立高速摄像机透视变换成像模型，对高速摄像机内外参数矩阵进行标定，建立空间点与图像点之间的映射关系；根据高速摄像机参数之间的内在约束，通过矩阵分解算法求得高速摄像机的内参数矩阵和外参数矩阵；根据高速摄像机畸变模型，标定出高速摄像机的非线性畸变参数，对原始图像进行畸变校正；试验时，在未起风之前，通过加油软管移动设备将加油软管及加油锥套移动到指定位置，并设定加油软管移动设备的运动速度，然后起风，在试验风速达到预定值后，加油软管移动设备运动，进而通过加油软管带动加油锥套运动，待加油锥套接近受油机模型机头时，通过加油软管支撑机构调整加油锥套的位置，使加油锥套与受油锥管对接上，此时开启高速相机进行数据采集，高速相机采集的数据根据采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息，在高速相机数据采集完毕后，再启动PIV系统，进行加油锥套和受油锥管对接过程中头波效应数据的采集，将PIV系统采集的数据进行速度场计算，并采用互相关数据处理算法对图像进行处理，有效地避免速度矢量方向的奇异性，最后得到加油锥套平均的速度云图、平均的速度矢量和流线图，获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及甩鞭现象的速度云图。

其中，加油锥套模型重量及转动惯量的参数的获得方法如下：采用动力相似模型的低风洞速投放试验，不考虑马赫数的影响，同时认为雷若数忽略不计，而保证弗劳德数Fr相等，即

式中：

V_m-加油锥套模型试验风速，

V_f-全尺寸加油锥套实物飞行速度，

l_m-加油锥套模型特征长度，

l_f-全尺寸加油锥套实物特征长度，

g_m-加油锥套模型重力加速度，

g_f-全尺寸加油锥套实物重力加速度，

K-加油锥套模型缩尺比的倒数，K＝l_f/l_m，

W_m-加油锥套模型重量，

W_f-全尺寸加油锥套实物特征，W＝G/g，G为重力，

I_m-加油锥套模型绕质心的转动惯量，

I_f-全尺寸加油锥套实物绕质心的转动惯量，

ρ_m-加油锥套模型所在处空气密度，

ρ_f-全尺寸加油锥套所在飞行高度空气密度，

_Δ-空气相对密度，_Δ＝ρ_f/ρ_m，

由式(1)～(4)得到加油锥套模型的试验速度，重量及转动惯量的数据。

其中，采用三维立体视觉原理，建立摄像机透视变换成像模型，摄像机的成像模型在理想情况下为针孔透视变换模型，O_wx_wy_wz_w为世界坐标系，Oxyz是摄像机坐标系，O′xyz是摄像机像面坐标系，O″uv是计算机图像坐标系，从世界坐标系O_wx_wy_wz_w到摄像机坐标系Oxyz的变换关系为：

式中，R为旋转正交矩阵，T为平移矢量。

其中，加油锥套模型三维坐标获得，首先就要对双目摄像机进行标定，设靶标平面上的三维点记为M＝[X,Y,Z]^T，其映射到像平面上的点记为m＝[u,v]^T，三维点和图像上平面点相应的齐次坐标分别为

l用于矩阵增广，即将3维矩阵变为4维矩阵，摄像机是基于针孔模型，空间点与图像点之间的映射关系为：

其中，s为一个任意的非零尺度因子，旋转正交矩阵R和平移向量t称为摄像机外部参数矩阵，A为摄像机内部参数矩阵，定义为：

其中，(u₀，v₀)为主点坐标，α、β、分别是u轴和v轴的尺度因子，γ是u轴和v轴不垂直因子，设靶标平面位于世界坐标系的xy平面上，即z＝0，对映射公式进行展开：

r₁、r₂、r₃是旋转正交矩阵R的分量，根据摄像机参数之间的内在约束，通过奇异值分解法求得摄像机的内参数和外参数，对双目摄像机进行内外参数标定完之后，根据图像点的匹配数据进行三维重建，求出空间点的三维坐标：

其中，(f_l,f_r)表示左右摄像机的焦距，(X_l,Y_l)，(X_r,Y_r)分别表示空间点在左右摄像机像面上匹配的坐标，(u_l，v_l)表示空间点在采集图片上的像素坐标，(u₀，v₀)表示主点坐标，γ₁至γ₈为γ是u轴和v轴不垂直因子的分量，t_x及t_z，将采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息。

本发明的优点及有益效果：本方法精确模拟空中加油软管—锥套的动态特性，提高了试验结果的准度。本方法能够有效模拟加油锥套与受油锥管不同对接的速度，并获得对接过程中的头波效应以及对接后的加油管的甩鞭动态特性。本方法有利于更好的研究加油锥套的质量、加油管的长度、加油管刚度以及不同的对接速度对加油过程的效果影响，可获得加油管及加油锥套在加油过程中的轨迹、可获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及加油锥套与受油锥管对接后的甩鞭现象。

附图说明：

图1为低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法的模型结构示意图。

图2为高速摄像机成像模型示意图。

图3为双目视觉原理图示意图。

其中1、加油软管支撑设备，2、高速相机A，3、风洞收缩段，4、高速相机B，5、加油软管移动设备，6、加油软管固定绳安装夹，7、加油管，8、加油锥套，9、受油锥管，10、受油机模型，11、加油软管支撑导轨固定板，12、加油软管移动设备转盘，13、加油软管移动设备底板，14、PIV系统，15、风洞扩散段。

具体实施方式：

下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：

实施例1

如图1所示，一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，试验设备包括加油软管、加油锥套、加油软管支撑设备、加油软管移动设备、受油机模型、受油锥管、两台高速相机和PIV系统，方法如下：利用三维立体视觉原理，建立高速摄像机透视变换成像模型，对高速摄像机内外参数矩阵进行标定，建立空间点与图像点之间的映射关系；根据高速摄像机参数之间的内在约束，通过矩阵分解算法求得高速摄像机的内参数矩阵和外参数矩阵；根据高速摄像机畸变模型，标定出高速摄像机的非线性畸变参数，对原始图像进行畸变校正；试验时，在未起风之前，通过加油软管移动设备将加油软管及加油锥套移动到指定位置，并设定加油软管移动设备的运动速度，然后起风，在试验风速达到预定值后，加油软管移动设备运动，进而通过加油软管带动加油锥套运动，待加油锥套接近受油机模型机头时，通过加油软管支撑机构调整加油锥套的位置，使加油锥套与受油锥管对接上，此时开启高速相机进行数据采集，高速相机采集的数据根据采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息，在高速相机数据采集完毕后，再启动PIV系统，进行加油锥套和受油锥管对接过程中头波效应数据的采集，将PIV系统采集的数据进行速度场计算，并采用互相关数据处理技术对图像进行处理，有效地避免速度矢量方向的奇异性，最后得到加油锥套平均的速度云图、平均的速度矢量和流线图，获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及甩鞭现象的速度云图。两台高速摄像机的视频图像的采集频率为每秒1500帧，两台高速摄像机可采集3m范围内的视频图像。高速摄像机标定重投影误差精度小于0.2像素。加油锥套模型的质量和转动惯量可调，加油软管的长度与刚度可调。灰度级分辨率为12bit，图像分辨率2048×2048像素，图像采集速率为15帧/秒，图像采集使用“跨帧(Frame Straddling)”技术采集两帧图像到不同的存储器，两帧图像的采集间隔可小于1微秒。PIV每一试验状态采集50组图像，采集频率5Hz。数据计算后将50组数据进行平均，输出瞬态速度矢量文件和平均后的速度矢量文件。

试验实施步骤如下：

1.将加油软管移动设备的位置确定后放下加油软管移动设备转盘固定件的吸盘，吸盘吸附在风洞底板上，使加油软管移动设备固定在风洞中；

2.将安装完毕的加油支撑设备通过其固定板安装在加油软管移动设备的转盘上；将加油锥套末端的螺栓插入加油管中，加油管再栓在加油管固定绳上，之后将加油管固定绳通过固定绳安装夹和固定绳拉紧器安装在加油管支撑设备上，并通过加油管固定绳大致调整加油锥套的位置；

3.在设定需要的加油软管移动设备的运动速度后，启动风洞风速控制系统，待风速达到预定值后，启动加油软管移动设备带动加油锥套运动，在加油锥套运动与加油锥管对接过程中通过固定绳安装夹和固定绳拉紧器调整加油锥套空间位置，使加油锥套与受油锥管对接；

4.在移动设备启动后开启高速相机A与B，进行加油锥套和加油锥套对接过程中空间轨迹数据的采集，以及对接后甩鞭现象数据的采集，并保证两台相机采集数据的同步性；

5.在高速相机数据采集完毕后，重复步骤4，再启动PIV系统，进行加油锥套和受油锥管对接过程中头波效应数据的采集。

数据的处理方法如下：

(1)加油锥套模型重量及转动惯量等参数的获得：采用动力相似模型的低风洞速投放试验，不考虑马赫数的影响，同时认为雷若数可以忽略不计，而保证弗劳德数Fr相等，即

式中：

V_m-加油锥套模型试验风速，

V_f-全尺寸加油锥套实物飞行速度，

l_m-加油锥套模型特征长度，

l_f-全尺寸加油锥套实物特征长度，

g_m-加油锥套模型重力加速度，

g_f-全尺寸加油锥套实物重力加速度，

K-加油锥套模型缩尺比的倒数，K＝l_f/l_m，

W_m-加油锥套模型重量，

W_f-全尺寸加油锥套实物特征，W＝G/g，G为重力，

I_m-加油锥套模型绕质心的转动惯量，

I_f-全尺寸加油锥套实物绕质心的转动惯量，

ρ_m-加油锥套模型所在处空气密度，

ρ_f-全尺寸加油锥套所在飞行高度空气密度，

Δ-空气相对密度，Δ＝ρ_f/ρ_m，

由式(1)～(4)得到加油锥套模型的试验速度，重量及转动惯量的数据。

(2)采用三维立体视觉原理，建立摄像机透视变换成像模型。摄像机的成像模型在理想情况下为针孔透视变换模型，如图2所示。O_wx_wy_wz_w为世界坐标系，Oxyz是摄像机坐标系，O′xyz是摄像机像面坐标系，O″uv是计算机图像坐标系，从世界坐标系O_wx_wy_wz_w到摄像机坐标系Oxyz的变换关系为：

式中，R为旋转正交矩阵。T为平移矢量。

(3)加油锥套模型三维坐标获得：要获得特征点的三维坐标信息，首先就要对双目摄像机进行标定，设靶标平面上的三维点记为M＝[X,Y,Z]^T，其映射到像平面上的点记为m＝[u,v]^T，三维点和图像上平面点相应的齐次坐标分别为

l用于矩阵增广，即将3维矩阵变为4维矩阵，摄像机是基于针孔模型，空间点与图像点之间的映射关系为：

其中，s为一个任意的非零尺度因子，旋转正交矩阵R和平移向量t称为摄像机外部参数矩阵，A为摄像机内部参数矩阵，定义为：

其中，(u₀，v₀)为主点坐标，α、β、分别是u轴和v轴的尺度因子，γ是u轴和v轴不垂直因子，设靶标平面位于世界坐标系的xy平面上，即z＝0，对映射公式进行展开：

r₁、r₂、r₃是旋转正交矩阵R的分量，根据摄像机参数之间的内在约束，通过奇异值分解法求得摄像机的内参数和外参数，对双目摄像机进行内外参数标定完之后，根据图像点的匹配数据进行三维重建，求出空间点的三维坐标：

其中，(f_l,f_r)表示左右摄像机的焦距，(X_l,Y_l)，(X_r,Y_r)分别表示空间点在左右摄像机像面上匹配的坐标，(u_l，v_l)表示空间点在采集图片上的像素坐标，(u₀，v₀)表示主点坐标，γ₁至γ₈为γ是u轴和v轴不垂直因子的分量，t_x及t_z。

(4)加油锥套质心坐标及俯仰姿态角获得方法：将采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息。

(5)PIV系统采集的数据进行速度场计算，采用互相关数据处理算法对PIV图像进行处理，可有效地避免速度矢量方向的奇异性，最后得到加油锥套平均的速度云图、平均的速度矢量和流线图。

Claims (4)

1.一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，采用的设备包括加油软管、加油锥套、加油软管支撑设备、加油软管移动设备、受油机模型、受油锥管、两台高速相机和PIV系统，其特征在于，方法如下：利用三维立体视觉原理，建立高速摄像机透视变换成像模型，对高速摄像机内外参数矩阵进行标定，建立空间点与图像点之间的映射关系；根据高速摄像机参数之间的内在约束，通过矩阵分解算法求得高速摄像机的内参数矩阵和外参数矩阵；根据高速摄像机畸变模型，标定出高速摄像机的非线性畸变参数，对原始图像进行畸变校正；试验时，在未起风之前，通过加油软管移动设备将加油软管及加油锥套移动到指定位置，并设定加油软管移动设备的运动速度，然后起风，在试验风速达到预定值后，加油软管移动设备运动，进而通过加油软管带动加油锥套运动，待加油锥套接近受油机模型机头时，通过加油软管支撑机构调整加油锥套的位置，使加油锥套与受油锥管对接上，此时开启高速相机进行数据采集，高速相机采集的数据根据采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息，在高速相机数据采集完毕后，再启动PIV系统，进行加油锥套和受油锥管对接过程中头波效应数据的采集，将PIV系统采集的数据进行速度场计算，并采用互相关数据处理算法对图像进行处理，最后得到加油锥套平均的速度云图、平均的速度矢量和流线图，获得加油锥套与受油锥管对接过程中的头波效应及甩鞭现象的速度云图。

2.根据权利要求1所述的一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，其特征在于，加油锥套模型重量及转动惯量的参数的获得方法如下：采用动力相似模型的低风洞速投放试验，不考虑马赫数的影响，同时认为雷若数忽略不计，而保证弗劳德数Fr相等，即

式中：

V_m-加油锥套模型试验风速，

V_f-全尺寸加油锥套实物飞行速度，

l_m-加油锥套模型特征长度，

l_f-全尺寸加油锥套实物特征长度，

g_m-加油锥套模型重力加速度，

g_f-全尺寸加油锥套实物重力加速度，

K-加油锥套模型缩尺比的倒数，K＝l_f/l_m，

W_m-加油锥套模型重量，

W_f-全尺寸加油锥套实物特征，W＝G/g，G为重力，

I_m-加油锥套模型绕质心的转动惯量，

I_f-全尺寸加油锥套实物绕质心的转动惯量，

ρ_m-加油锥套模型所在处空气密度，

ρ_f-全尺寸加油锥套所在飞行高度空气密度，

Δ-空气相对密度，Δ＝ρ_f/ρ_m，

由式(1)～(4)得到加油锥套模型的试验速度，重量及转动惯量的数据。

3.根据权利要求2所述的一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，其特征在于：采用三维立体视觉原理，建立摄像机透视变换成像模型，摄像机的成像模型在理想情况下为针孔透视变换模型，O_wx_wy_wz_w为世界坐标系，Oxyz是摄像机坐标系，O′xyz是摄像机像面坐标系，O″uv是计算机图像坐标系，从世界坐标系O_wx_wy_wz_w到摄像机坐标系Oxyz的变换关系为：

式中，R为旋转正交矩阵，T为平移矢量。

4.根据权利要求3所述的一种低速风洞空中加油软管-锥套动态特性试验方法，其特征在于：加油锥套模型三维坐标获得，首先就要对双目摄像机进行标定，设靶标平面上的三维点记为M＝[X,Y,Z]^T，其映射到像平面上的点记为m＝[u,v]^T，三维点和图像上平面点相应的齐次坐标分别为

l用于矩阵增广，即将3维矩阵变为4维矩阵，摄像机是基于针孔模型，空间点与图像点之间的映射关系为：

其中，s为一个任意的非零尺度因子，旋转正交矩阵R和平移向量t称为摄像机外部参数矩阵，A为摄像机内部参数矩阵，定义为：

其中，(u₀，v₀)为主点坐标，α、β、分别是u轴和v轴的尺度因子，γ是u轴和v轴不垂直因子，设靶标平面位于世界坐标系的xy平面上，即z＝0，对映射公式进行展开：

r₁、r₂、r₃是旋转正交矩阵R的分量，根据摄像机参数之间的内在约束，通过奇异值分解法求得摄像机的内参数和外参数，对双目摄像机进行内外参数标定完之后，根据图像点的匹配数据进行三维重建，求出空间点的三维坐标：

其中，(f_l,f_r)表示左右摄像机的焦距，(X_l,Y_l)，(X_r,Y_r)分别表示空间点在左右摄像机像面上匹配的坐标，(u_l，v_l)表示空间点在采集图片上的像素坐标，(u₀，v₀)表示主点坐标，γ₁至γ₈为γ是u轴和v轴不垂直因子的分量，t_x及t_z，将采集录像图像点的匹配数据进行三维重构，计算出加油锥套质心点的空间坐标，得到加油锥套的质心轨迹以及加油锥套坐标系纵轴向量与水平面所成的俯仰姿态角的信息。

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