CN113513999A - 一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法，属于大型航天器结构静载荷试验中结构变形测量领域；包括试验件模块、标定模块、多相机组网视觉测量模块和自适应视场调节模块；利用试验支持工装将试验件固定并对试验件提供加载边界，利用自适应视场调节模块调节多相机组网系统的测量视场与测量位置实现对各种大小及形状被测件的所有被测点的全局视觉捕捉。所述测量方法采用固定的标定靶标标定系统和移动的无人机悬挂标定尺标定系统相结合的方法对多相机测量系统进行标定，并采用试验前和试验中每次测量前对相机组进行实时同步标定修正的方法实现多相机组网测量系统的高精度测量。

Description

一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法
技术领域
本发明属于大型航天器结构静载荷试验中结构变形测量领域，涉及一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法。
背景技术
在航天器研制过程中，为了考核结构的静强度和静刚度水平，验证结构设计、材料及工艺的合理性，通常需要对承载结构进行静力试验，并进行相应的承载能力、结构稳定性、形状尺度因子等力学响应测量。航天器结构静力试验是指卫星、飞船、火箭、上面级等在研制阶段进行的静强度和静刚度试验。航天器结构静力试验中结构变形参量是评价结构静强度和静刚度的重要指标，变形测量在航天器静力试验中存在现实的需求。当前静力试验变形测量主要采用接触式位移计测量和单目或者双目视觉测量。对于接触式位移计的测量方法，在对结构局部的变形测量时通常是准确、可靠的，也广泛应用于当前静力试验的变形测量中，但是接触式测量由于接触力的存在，接触式的测量方式不能够测量大变形、软质结构的变形，对于大型静力试验，变形测点多，分布广泛，需要搭建大型复杂的位移计安装工装系统，庞大而又复杂的工装系统设计、生产成本大，系统搭建复杂，安装实施耗时耗力，工程量巨大，存在人员安全和产品安全隐患，同时对静力试验的加载系统、平台系统等存在干扰，接触式变形测量在静力试验应用中有一定的局限性。对于单目或者双目常规视觉测量，又限于单次测量视场小、测量实时性差，同时由于大型复杂结构测点多，分布广泛，常规视觉测量存在测量不可达、视场覆盖不到等问题。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法，能够有效实现大型航天器结构在静载荷条件下大视场分布式多点实时变形测量。
本发明解决技术的方案是：
一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，包括试验件模块、标定模块、多相机组网视觉测量模块和自适应视场调节模块；其中，试验件模块包括被测航天器结构试验件和试验支撑工装；试验时采用试验支撑工装对被测航天器结构试验件进行支撑，实现模拟真实加载边界条件；
所述标定模块包括固定标定模块和移动标定系统；其中，固定标定模块包括固定标定工装和标定靶标；标定靶标通过固定标定工装安装在被测区域的四周；所述移动标定系统包括标定无人机、标定悬挂装置和标定尺；其中，标定尺通过标定悬挂装置悬挂在标定无人机上；通过无人机带动标定尺在被测空间内移动，实现对多相机组网视觉测量模块进行标定；
所述多相机组网视觉测量模块包括组网测量图像获取相机、靶标转接工装、测量靶标、多相机组网测量控制与数据处理系统、多相机组网测量数据传输线路；其中，对于被测航天器结构试验件便于测量的位置，直接粘贴测量靶标；对于被测航天器结构试验件不便于测量的位置，通过靶标转接工装将测量靶标安装在该位置；组网测量图像获取相机分布在被测区域四周，通过多相机组网测量数据传输线路将多相机组网测量控制与数据处理系统与组网测量图像获取相机连接用于实时传输测量数据；
所述自适应视场调节模块包括自适应视场调节控制系统、自适应视场调节传输线路、自适应视场调节机构和视觉测量隔振器；其中，自适应视场调节控制系统通过自适应视场调节传输线路与自适应视场调节机构连接用于控制机构运动；视觉测量隔振器安装在自适应视场调节机构上，用于安装组网测量图像获取相机并确保相机稳定。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，所述被测航天器结构试验件不便于测量的位置为视场直接观测不到的位置或不能直接固定测量靶标的位置。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，所述标定尺为高稳定标定尺，标定尺材料的热膨胀系数小于10-8/k。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统实现的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，包括如下步骤：
步骤一、在静力试验区域周围安装自适应视场调节机构，通过自适应视场调节传输线路将自适应视场调节机构与自适应视场调节控制系统相连接；
步骤二、将组网测量图像获取相机通过视觉测量隔振器安装在自适应视场调节机构末端上；通过多相机组网测量数据传输线路将组网测量图像获取相机和多相机组网测量控制与数据处理系统相连接；
步骤三、利用多相机组网测量控制与数据处理系统打开组网的所有相机进行多相机组网连接和时钟同步；确保所有相机组网连接成功且可以进行图像采集，且各相机同步采集图像的时差小于0.1s；
步骤四、设置测量系统的零位置状态；通过自适应视场调节控制系统驱动自适应视场调节机构调节组网测量图像获取相机位置；
步骤五、在静力试验区域内安装固定标定工装和标定靶标；
步骤六、将标定尺通过悬挂装置安装在标定无人机上；
步骤七、通过标定无人机将标定尺分别依次移动到各组网测量图像获取相机的视场内；配合固定标定模块实现对组网多相机系统进行零位置状态标定；
步骤八、利用多相机组网测量控制与数据处理系统对标定图像进行识别并解算得到零位置状态下的组网多相机测量系统的标定参数；获得标定测量得到的零位置状态、组网测量图像获取相机的坐标和内外参数标定文件；并将标定文件保存；
步骤九、将试验支撑工装按照试验需求固定在静力试验场地中；
步骤十、将被测航天器结构试验件通过试验支撑工装进行固定，实现真实模拟加载边界；
步骤十一、根据变形场测量要求，对被测航天器结构试验件进行表面测量靶标粘贴，针对视场欠佳或者测量不便的目标点通过靶标转接工装进行测量靶标安装；
步骤十二、在各组网测量图像获取相机视场内被测结构件的其他位置处粘贴辅助测量靶标；确保各组网测量图像获取相机视场内都存在至少两个辅助测量靶标，并且每个辅助测量靶标同时被至少两个组网测量图像获取相机的视场捕捉，实现多相机视场匹配及图像拼接合成被测结构件的视觉测量图像全貌；
步骤十三、将被测航天器结构试验件被测点的数量信息输入至多相机组网测量控制与数据处理系统中，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统在相机组零位置状态下对被测航天器结构试验件进行多相机同步拍照；并通过标定文件进行图像识别及解算得到组网测量图像获取相机实际捕捉的被测点位置信息；
步骤十四、根据当前位置状态下组网测量图像获取相机实际捕捉的被测点位置信息，通过自适应视场调节控制系统驱动自适应视场调节机构对组网测量图像获取相机的位置姿态进行调节；使所有测量相机的总视场可以覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，确保在每个测量靶标可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机尽可能的靠近测量靶标；
步骤十五、根据被测航天器结构试验件的外形尺寸及测量靶标位置，调整固定标定工装和标定靶标的安装位置，实现各标定靶标均可被两个以上测量相机捕捉；
步骤十六、重复步骤七、步骤八、步骤十四和步骤十五，进一步锁定组网测量图像获取相机的测量位姿状态；
步骤十七、利用标定无人机将标定尺依次移动到各组网测量图像获取相机视场内，配合固定标定模块对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统的初始标定文件，并将标定尺移出测量区域，标定时全试验区环境温度波动不大于1℃；
步骤十八、控制组网测量图像获取相机对被测航天器结构试验件进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统对组网测量图像获取相机采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤17中的初始标定文件解算出被测航天器结构试验件上所有被测点测量靶标的位置信息；
步骤十九、重复步骤十八2次，使用组网测量图像获取相机再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为该被测航天器结构试验件本次试验中被测点测量靶标的初始位置信息，记为(U0,V0,W0)；
步骤二十、根据被测航天器结构试验件要求设置各被测点最大变形量、线性度报警阈值，并设置实时变形测量报警系统与静力试验加载系统逻辑互锁关系；
步骤二十一、利用外部加载设备对本次试验的被测航天器结构试验件进行加载或卸载，使试验载荷达到目标载荷级Ti，试验全过程内确保全试验区域环境温度稳定与标定时环境温度偏差不大于1k；
步骤二十二、待目标载荷级Ti载荷值稳定后，利用标定无人机将标定尺依次移动到各组网测量图像获取相机视场内，配合固定标定模块对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统在目标载荷级Ti状态的标定文件，并将标定尺移出测量区域；
步骤二十三、控制组网测量图像获取相机对被测航天器结构试验件进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统对组网测量图像获取相机采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤二十二中目标载荷级Ti状态的标定文件解算出被测航天器结构试验件上所有被测点测量靶标的位置信息；
步骤二十四、重复步骤二十三，通过组网测量图像获取相机再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为被测航天器结构试验件本次测试中被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息，记为(Ui,Vi,Wi)；利用多相机组网测量控制与数据处理系统将被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息(Ui,Vi,Wi)与被测点测量靶标的初始位置信息(U0,V0,W0)作差得出各个被测点在Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)；
步骤二十五、通过多相机组网测量控制与数据处理系统将Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)进行实时处理分析获得最大变形点位置、各测量点的变形量线性度等信息，同时与报警系统内设置阈值进行对比，当各项数值均在安全阈值内，则进入步骤二十六；当任意一个数值超出阈值，则进入步骤二十七；
步骤二十六、重复步骤二十一至步骤二十五，继续进行其他载荷级加载试验，直至所有载荷级及工况试验结束，测量结束；
步骤二十七、启动报警系统同时互锁启动停止加载，测量结束。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤四中，组网测量图像获取相机位置调节完成后，实现所有组网测量图像获取相机的总视场最大程度覆盖静力试验区域；实现静力试验区域内被测航天器结构试验件的所有测点均被测量视场覆盖；实现测量系统零位置状态时静力试验区域内被测航天器结构试验件的安装区域最大化；测量系统距被被测航天器结构试验件最小距离不低于20cm。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤五中，固定标定工装和标定靶标的安装要求为：实现各组网测量图像获取相机的视场内都存在至少两个标定靶标，且每个标定靶标被至少两个组网测量图像获取相机的视场捕捉。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤七中，对组网多相机系统进行零位置状态标定时，标定尺距被测航天器结构试验件10cm的位置；且保证各组网测量图像获取相机捕捉到不少于6张标定尺不同位姿的图像，确保标定时全试验区环境温度波动不大于1℃。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤八中，解算获得组网多相机测量系统的标定参数的具体方法为：
利用标定靶标图像配合移动标定尺图像测量出各相机零位置状态下的坐标参数及空间长度比例尺参数。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤十四中，组网测量图像获取相机的位置姿态调节要求为：实现所有组网测量图像获取相机的总视场覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，且在每个测量靶标可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机尽可能的靠近测量靶标。
在上述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，所述步骤二十中，逻辑互锁关系为当各被测点最大变形量、线性度超出报报警警阈值时变形测量系统发出报警并同时停止继续加载。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明具有非接触式、高精度、大视场、动态实时测量等优点，能够对大型复杂航天器结构静力试验中分布式三维位移场实现实时测量；
(2)本发明采用基于多相机组网融合、大视场自适应控制、结构减振的方法，可以有效解决大型航天器结构静力试验变形测量中高精度、大视场、自适应控制、非接触、三维测量等变形测量技术难题，提高结构变形测量效率；
(3)本发明提供了航天器静力试验大视场实时位移实时视觉测量方法，该测量方法操作简单、通用性强、易实施，适用于不同大小、不同结构形式的静载试验中位移场实时、快速、高精度的测量，也适用于其他类似结构静态变形测量。
附图说明
图1为本发明静力试验大视场实时变形测量系统示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明旨在针对传统位移测量方法在航天器静力试验位移测量应用中存在的不足，提供一种基于多相机组网融合的航天器静力试验大视场实时位移测量方法，主要解决航天器结构静力试验中位移测量存在的上述问题，用以适用于航天器结构试验中位移测量。
航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，如图1所示，具体包括试验件模块、标定模块、多相机组网视觉测量模块和自适应视场调节模块6；其中，试验件模块包括被测航天器结构试验件1和试验支撑工装2；试验时采用试验支撑工装2对被测航天器结构试验件1进行支撑，实现模拟真实加载边界条件。
标定模块包括固定标定模块3和移动标定系统；其中，固定标定模块3包括固定标定工装4和标定靶标5；标定靶标5通过固定标定工装4安装在被测区域的四周；所述移动标定系统包括标定无人机14、标定悬挂装置15和标定尺16；其中，标定尺16通过标定悬挂装置15悬挂在标定无人机14上；通过无人机14带动标定尺16在被测空间内移动，实现对多相机组网视觉测量模块进行标定。标定尺16为高稳定标定尺，标定尺16材料的热膨胀系数小于10-8/k。
多相机组网视觉测量模块包括组网测量图像获取相机11、靶标转接工装12、测量靶标13、多相机组网测量控制与数据处理系统17、多相机组网测量数据传输线路18；其中，对于被测航天器结构试验件1便于测量的位置，直接粘贴测量靶标13；对于被测航天器结构试验件1不便于测量的位置，通过靶标转接工装12将测量靶标13安装在该位置；被测航天器结构试验件1不便于测量的位置为视场直接观测不到的位置或不能直接固定测量靶标13的位置。组网测量图像获取相机11分布在被测区域四周，通过多相机组网测量数据传输线路18将多相机组网测量控制与数据处理系统17与组网测量图像获取相机11连接用于实时传输测量数据。
自适应视场调节模块6包括自适应视场调节控制系统7、自适应视场调节传输线路8、自适应视场调节机构9和视觉测量隔振器10；其中，自适应视场调节控制系统7通过自适应视场调节传输线路8与自适应视场调节机构9连接用于控制机构运动；视觉测量隔振器10安装在自适应视场调节机构9上，用于安装组网测量图像获取相机11并确保相机稳定。
航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，具体包括如下步骤：
步骤一、在静力试验区域周围安装自适应视场调节机构9，通过自适应视场调节传输线路8将自适应视场调节机构9与自适应视场调节控制系统7相连接。
步骤二、将组网测量图像获取相机11通过视觉测量隔振器10安装在自适应视场调节机构9末端上；通过多相机组网测量数据传输线路18将组网测量图像获取相机11和多相机组网测量控制与数据处理系统17相连接。
步骤三、利用多相机组网测量控制与数据处理系统17打开组网的所有相机进行多相机组网连接和时钟同步；确保所有相机组网连接成功且可以进行图像采集，且各相机同步采集图像的时差小于0.1s。
步骤四、设置测量系统的零位置状态；通过自适应视场调节控制系统7驱动自适应视场调节机构9调节组网测量图像获取相机11位置；组网测量图像获取相机11位置调节完成后，实现所有组网测量图像获取相机11的总视场最大程度覆盖静力试验区域；实现静力试验区域内被测航天器结构试验件1的所有测点均被测量视场覆盖；实现测量系统零位置状态时静力试验区域内被测航天器结构试验件1的安装区域最大化；测量系统距被被测航天器结构试验件1最小距离不低于20cm。
步骤五、在静力试验区域内安装固定标定工装4和标定靶标5；固定标定工装4和标定靶标5的安装要求为：实现各组网测量图像获取相机11的视场内都存在至少两个标定靶标5，且每个标定靶标5被至少两个组网测量图像获取相机11的视场捕捉。
步骤六、将标定尺16通过悬挂装置15安装在标定无人机14上；
步骤七、通过标定无人机14将标定尺16分别依次移动到各组网测量图像获取相机11的视场内；配合固定标定模块3实现对组网多相机系统进行零位置状态标定；对组网多相机系统进行零位置状态标定时，标定尺16距被测航天器结构试验件110cm的位置；且保证各组网测量图像获取相机11捕捉到不少于6张标定尺不同位姿的图像，确保标定时全试验区环境温度波动不大于1℃。
步骤八、利用多相机组网测量控制与数据处理系统17对标定图像进行识别并解算得到零位置状态下的组网多相机测量系统的标定参数；获得标定测量得到的零位置状态、组网测量图像获取相机11的坐标和内外参数标定文件；并将标定文件保存；解算获得组网多相机测量系统的标定参数的具体方法为：利用标定靶标5图像配合移动标定尺16图像测量出各相机零位置状态下的坐标参数及空间长度比例尺参数。
步骤九、将试验支撑工装2按照试验需求固定在静力试验场地中。
步骤十、将被测航天器结构试验件1通过试验支撑工装2进行固定，实现真实模拟加载边界。
步骤十一、根据变形场测量要求，对被测航天器结构试验件1进行表面测量靶标13粘贴，针对视场欠佳或者测量不便的目标点通过靶标转接工装12进行测量靶标13安装。
步骤十二、在各组网测量图像获取相机11视场内被测结构件的其他位置处粘贴辅助测量靶标；确保各组网测量图像获取相机11视场内都存在至少两个辅助测量靶标，并且每个辅助测量靶标同时被至少两个组网测量图像获取相机11的视场捕捉，实现多相机视场匹配及图像拼接合成被测结构件的视觉测量图像全貌。
步骤十三、将被测航天器结构试验件1被测点的数量信息输入至多相机组网测量控制与数据处理系统17中，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统17在相机组零位置状态下对被测航天器结构试验件1进行多相机同步拍照；并通过标定文件进行图像识别及解算得到组网测量图像获取相机实际捕捉的被测点位置信息。
步骤十四、根据当前位置状态下组网测量图像获取相机11实际捕捉的被测点位置信息，通过自适应视场调节控制系统7驱动自适应视场调节机构9对组网测量图像获取相机11的位置姿态进行调节；使所有测量相机的总视场可以覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，确保在每个测量靶标13可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机11尽可能的靠近测量靶标13；组网测量图像获取相机11的位置姿态调节要求为：实现所有组网测量图像获取相机11的总视场覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，且在每个测量靶标13可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机11尽可能的靠近测量靶标13。
步骤十五、根据被测航天器结构试验件1的外形尺寸及测量靶标13位置，调整固定标定工装4和标定靶标5的安装位置，实现各标定靶标5均可被两个以上测量相机捕捉。
步骤十六、重复步骤七、步骤八、步骤十四和步骤十五，进一步锁定组网测量图像获取相机11的测量位姿状态。
步骤十七、利用标定无人机14将标定尺16依次移动到各组网测量图像获取相机11视场内，配合固定标定模块3对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统17对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统的初始标定文件，并将标定尺16移出测量区域，标定时全试验区环境温度波动不大于1℃。
步骤十八、控制组网测量图像获取相机11对被测航天器结构试验件进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统17对组网测量图像获取相机11采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤17中的初始标定文件解算出被测航天器结构试验件上所有被测点测量靶标13的位置信息。
步骤十九、重复步骤十八2次，使用组网测量图像获取相机11再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为该被测航天器结构试验件1本次试验中被测点测量靶标的初始位置信息，记为(U0,V0,W0)；
步骤二十、根据被测航天器结构试验件1要求设置各被测点最大变形量、线性度报警阈值，并设置实时变形测量报警系统与静力试验加载系统逻辑互锁关系；逻辑互锁关系为当各被测点最大变形量、线性度超出报报警警阈值时变形测量系统发出报警并同时停止继续加载。
步骤二十一、利用外部加载设备对本次试验的被测航天器结构试验件1进行加载或卸载，使试验载荷达到目标载荷级Ti，试验全过程内确保全试验区域环境温度稳定与标定时环境温度偏差不大于1k。
步骤二十二、待目标载荷级Ti载荷值稳定后，利用标定无人机14将标定尺16依次移动到各组网测量图像获取相机11视场内，配合固定标定模块3对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统17对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统在目标载荷级Ti状态的标定文件，并将标定尺16移出测量区域。
步骤二十三、控制组网测量图像获取相机11对被测航天器结构试验件1进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统17对组网测量图像获取相机11采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤二十二中目标载荷级Ti状态的标定文件解算出被测航天器结构试验件1上所有被测点测量靶标的位置信息。
步骤二十四、重复步骤二十三，通过组网测量图像获取相机11再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为被测航天器结构试验件1本次测试中被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息，记为(Ui,Vi,Wi)；利用多相机组网测量控制与数据处理系统17将被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息(Ui,Vi,Wi)与被测点测量靶标的初始位置信息(U0,V0,W0)作差得出各个被测点在Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)；
步骤二十五、通过多相机组网测量控制与数据处理系统17将Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)进行实时处理分析获得最大变形点位置、各测量点的变形量线性度等信息，同时与报警系统内设置阈值进行对比，当各项数值均在安全阈值内，则进入步骤二十六；当任意一个数值超出阈值，则进入步骤二十七。
步骤二十六、重复步骤二十一至步骤二十五，继续进行其他载荷级加载试验，直至所有载荷级及工况试验结束，测量结束。
步骤二十七、启动报警系统同时互锁启动停止加载，测量结束。
步骤二十八、测量结束后，利用自适应视场调节控制系统驱动自适应视场调节机构9使组网多相机系统恢复到步骤4所述零位置状态，将被测航天器结构试验件1和支撑工装2取出静力试验区域，准备进行下一个被测结构件试验测试；
步骤二十九、待新的被测航天器结构试验件1和支撑工装2到位后，重复步骤9至步骤28，直至完成全部测量。
本发明提供的基于多相机组网融合的航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统及方法，可以在多种体型结构的被测结构件进行静力试验过程中通过多相机组网测量系统进行大视场的实时变形场测量。所述测量方法利用试验支持工装将试验件固定并对试验件提供加载边界，利用自适应视场调节模块调节多相机组网系统的测量视场与测量位置实现对各种大小及形状被测件的所有被测点的全局视觉捕捉。所述测量方法采用固定的标定靶标标定系统和移动的无人机悬挂标定尺标定系统相结合的方法对多相机测量系统进行标定，并采用试验前和试验中每次测量前对相机组进行实时同步标定修正的方法实现多相机组网测量系统的高精度测量。所述测量方法进行每次拍照测量时都实时的将图像数据经数据传输线路汇总于多相机组网测量控制与数据处理系统中，利用多相机组网测量控制与数据处理系统实现对多相机图像的拼接、分析、计算得到各被测点相对初始位置的实时位移变化情况。
本发明具有非接触式、高精度、大视场、动态实时测量等优点，能够对大型复杂航天器结构静力试验中分布式三维位移场实现实时测量；采用基于多相机组网融合、大视场自适应控制、结构减振的方法，可以有效解决大型航天器结构静力试验变形测量中高精度、大视场、自适应控制、非接触、三维测量等变形测量技术难题，提高结构变形测量效率；提供了航天器静力试验大视场实时位移实时视觉测量方法，该测量方法操作简单、通用性强、易实施，适用于不同大小、不同结构形式的静载试验中位移场实时、快速、高精度的测量，也适用于其他类似结构静态变形测量。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，其特征在于：包括试验件模块、标定模块、多相机组网视觉测量模块和自适应视场调节模块(6)；其中，试验件模块包括被测航天器结构试验件(1)和试验支撑工装(2)；试验时采用试验支撑工装(2)对被测航天器结构试验件(1)进行支撑，实现模拟真实加载边界条件；
所述标定模块包括固定标定模块(3)和移动标定系统；其中，固定标定模块(3)包括固定标定工装(4)和标定靶标(5)；标定靶标(5)通过固定标定工装(4)安装在被测区域的四周；所述移动标定系统包括标定无人机(14)、标定悬挂装置(15)和标定尺(16)；其中，标定尺(16)通过标定悬挂装置(15)悬挂在标定无人机(14)上；通过无人机(14)带动标定尺(16)在被测空间内移动，实现对多相机组网视觉测量模块进行标定；
所述多相机组网视觉测量模块包括组网测量图像获取相机(11)、靶标转接工装(12)、测量靶标(13)、多相机组网测量控制与数据处理系统(17)、多相机组网测量数据传输线路(18)；其中，对于被测航天器结构试验件(1)便于测量的位置，直接粘贴测量靶标(13)；对于被测航天器结构试验件(1)不便于测量的位置，通过靶标转接工装(12)将测量靶标(13)安装在该位置；组网测量图像获取相机(11)分布在被测区域四周，通过多相机组网测量数据传输线路(18)将多相机组网测量控制与数据处理系统(17)与组网测量图像获取相机(11)连接用于实时传输测量数据；
所述自适应视场调节模块(6)包括自适应视场调节控制系统(7)、自适应视场调节传输线路(8)、自适应视场调节机构(9)和视觉测量隔振器(10)；其中，自适应视场调节控制系统(7)通过自适应视场调节传输线路(8)与自适应视场调节机构(9)连接用于控制机构运动；视觉测量隔振器(10)安装在自适应视场调节机构(9)上，用于安装组网测量图像获取相机(11)并确保相机稳定。
2.根据权利要求1所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，其特征在于：所述被测航天器结构试验件(1)不便于测量的位置为视场直接观测不到的位置或不能直接固定测量靶标(13)的位置。
3.根据权利要求1所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统，其特征在于：所述标定尺(16)为高稳定标定尺，标定尺(16)材料的热膨胀系数小于10-8/k。
4.一种基于权利要求1所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量系统实现的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、在静力试验区域周围安装自适应视场调节机构(9)，通过自适应视场调节传输线路(8)将自适应视场调节机构(9)与自适应视场调节控制系统(7)相连接；
步骤二、将组网测量图像获取相机(11)通过视觉测量隔振器(10)安装在自适应视场调节机构(9)末端上；通过多相机组网测量数据传输线路(18)将组网测量图像获取相机(11)和多相机组网测量控制与数据处理系统(17)相连接；
步骤三、利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)打开组网的所有相机进行多相机组网连接和时钟同步；确保所有相机组网连接成功且可以进行图像采集，且各相机同步采集图像的时差小于0.1s；
步骤四、设置测量系统的零位置状态；通过自适应视场调节控制系统(7)驱动自适应视场调节机构(9)调节组网测量图像获取相机(11)位置；
步骤五、在静力试验区域内安装固定标定工装(4)和标定靶标(5)；
步骤六、将标定尺(16)通过悬挂装置(15)安装在标定无人机(14)上；
步骤七、通过标定无人机(14)将标定尺(16)分别依次移动到各组网测量图像获取相机(11)的视场内；配合固定标定模块(3)实现对组网多相机系统进行零位置状态标定；
步骤八、利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)对标定图像进行识别并解算得到零位置状态下的组网多相机测量系统的标定参数；获得标定测量得到的零位置状态、组网测量图像获取相机(11)的坐标和内外参数标定文件；并将标定文件保存；
步骤九、将试验支撑工装(2)按照试验需求固定在静力试验场地中；
步骤十、将被测航天器结构试验件(1)通过试验支撑工装(2)进行固定，实现真实模拟加载边界；
步骤十一、根据变形场测量要求，对被测航天器结构试验件(1)进行表面测量靶标(13)粘贴，针对视场欠佳或者测量不便的目标点通过靶标转接工装(12)进行测量靶标(13)安装；
步骤十二、在各组网测量图像获取相机(11)视场内被测结构件的其他位置处粘贴辅助测量靶标；确保各组网测量图像获取相机(11)视场内都存在至少两个辅助测量靶标，并且每个辅助测量靶标同时被至少两个组网测量图像获取相机(11)的视场捕捉，实现多相机视场匹配及图像拼接合成被测结构件的视觉测量图像全貌；
步骤十三、将被测航天器结构试验件(1)被测点的数量信息输入至多相机组网测量控制与数据处理系统(17)中，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)在相机组零位置状态下对被测航天器结构试验件(1)进行多相机同步拍照；并通过标定文件进行图像识别及解算得到组网测量图像获取相机实际捕捉的被测点位置信息；
步骤十四、根据当前位置状态下组网测量图像获取相机(11)实际捕捉的被测点位置信息，通过自适应视场调节控制系统(7)驱动自适应视场调节机构(9)对组网测量图像获取相机(11)的位置姿态进行调节；使所有测量相机的总视场可以覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，确保在每个测量靶标(13)可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机(11)尽可能的靠近测量靶标(13)；
步骤十五、根据被测航天器结构试验件(1)的外形尺寸及测量靶标(13)位置，调整固定标定工装(4)和标定靶标(5)的安装位置，实现各标定靶标(5)均可被两个以上测量相机捕捉；
步骤十六、重复步骤七、步骤八、步骤十四和步骤十五，进一步锁定组网测量图像获取相机(11)的测量位姿状态；
步骤十七、利用标定无人机(14)将标定尺(16)依次移动到各组网测量图像获取相机(11)视场内，配合固定标定模块(3)对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统的初始标定文件，并将标定尺(16)移出测量区域，标定时全试验区环境温度波动不大于1℃；
步骤十八、控制组网测量图像获取相机(11)对被测航天器结构试验件进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)对组网测量图像获取相机(11)采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤17中的初始标定文件解算出被测航天器结构试验件上所有被测点测量靶标(13)的位置信息；
步骤十九、重复步骤十八2次，使用组网测量图像获取相机(11)再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为该被测航天器结构试验件(1)本次试验中被测点测量靶标的初始位置信息，记为(U0,V0,W0)；
步骤二十、根据被测航天器结构试验件(1)要求设置各被测点最大变形量、线性度报警阈值，并设置实时变形测量报警系统与静力试验加载系统逻辑互锁关系；
步骤二十一、利用外部加载设备对本次试验的被测航天器结构试验件(1)进行加载或卸载，使试验载荷达到目标载荷级Ti，试验全过程内确保全试验区域环境温度稳定与标定时环境温度偏差不大于1k；
步骤二十二、待目标载荷级Ti载荷值稳定后，利用标定无人机(14)将标定尺(16)依次移动到各组网测量图像获取相机(11)视场内，配合固定标定模块(3)对当前测量位姿状态下的测量系统进行标定，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)对标定图像进行大视场组网融合与解算，得到该测量位姿状态下多相机系统在目标载荷级Ti状态的标定文件，并将标定尺(16)移出测量区域；
步骤二十三、控制组网测量图像获取相机(11)对被测航天器结构试验件(1)进行多图像的同步采集，并利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)对组网测量图像获取相机(11)采集的图像进行实时图像存储和组网融合，并利用步骤二十二中目标载荷级Ti状态的标定文件解算出被测航天器结构试验件(1)上所有被测点测量靶标的位置信息；
步骤二十四、重复步骤二十三，通过组网测量图像获取相机(11)再采集两组数据，利用这三组数据进行相互检校并取平均值作为被测航天器结构试验件(1)本次测试中被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息，记为(Ui,Vi,Wi)；利用多相机组网测量控制与数据处理系统(17)将被测点测量靶标在目标载荷级Ti状态的位置信息(Ui,Vi,Wi)与被测点测量靶标的初始位置信息(U0,V0,W0)作差得出各个被测点在Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)；
步骤二十五、通过多相机组网测量控制与数据处理系统(17)将Ti状态下的实时变化量(△Ui,△Vi,△Wi)进行实时处理分析获得最大变形点位置、各测量点的变形量线性度等信息，同时与报警系统内设置阈值进行对比，当各项数值均在安全阈值内，则进入步骤二十六；当任意一个数值超出阈值，则进入步骤二十七；
步骤二十六、重复步骤二十一至步骤二十五，继续进行其他载荷级加载试验，直至所有载荷级及工况试验结束，测量结束；
步骤二十七、启动报警系统同时互锁启动停止加载，测量结束。
5.根据权利要求4所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤四中，组网测量图像获取相机(11)位置调节完成后，实现所有组网测量图像获取相机(11)的总视场最大程度覆盖静力试验区域；实现静力试验区域内被测航天器结构试验件(1)的所有测点均被测量视场覆盖；实现测量系统零位置状态时静力试验区域内被测航天器结构试验件(1)的安装区域最大化；测量系统距被被测航天器结构试验件(1)最小距离不低于20cm。
6.根据权利要求5所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤五中，固定标定工装(4)和标定靶标(5)的安装要求为：实现各组网测量图像获取相机(11)的视场内都存在至少两个标定靶标(5)，且每个标定靶标(5)被至少两个组网测量图像获取相机(11)的视场捕捉。
7.根据权利要求6所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤七中，对组网多相机系统进行零位置状态标定时，标定尺(16)距被测航天器结构试验件(1)10cm的位置；且保证各组网测量图像获取相机(11)捕捉到不少于6张标定尺不同位姿的图像，确保标定时全试验区环境温度波动不大于1℃。
8.根据权利要求7所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤八中，解算获得组网多相机测量系统的标定参数的具体方法为：
利用标定靶标(5)图像配合移动标定尺(16)图像测量出各相机零位置状态下的坐标参数及空间长度比例尺参数。
9.根据权利要求8所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤十四中，组网测量图像获取相机(11)的位置姿态调节要求为：实现所有组网测量图像获取相机(11)的总视场覆盖被测航天器结构试验件变形场测量区域，且在每个测量靶标(13)可以被至少三个相机视场捕捉的条件下，组网测量图像获取相机(11)尽可能的靠近测量靶标(13)。
10.根据权利要求9所述的一种航天器结构静力试验大视场实时变形测量方法，其特征在于：所述步骤二十中，逻辑互锁关系为当各被测点最大变形量、线性度超出报报警警阈值时变形测量系统发出报警并同时停止继续加载。
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