CN116295073B - 大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 - Google Patents
大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116295073B CN116295073B CN202310100938.XA CN202310100938A CN116295073B CN 116295073 B CN116295073 B CN 116295073B CN 202310100938 A CN202310100938 A CN 202310100938A CN 116295073 B CN116295073 B CN 116295073B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- forming die
- sinusoidal grating
- grating fringe
- image
- obtaining
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 49
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 45
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 22
- 230000010363 phase shift Effects 0.000 claims description 28
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 22
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 claims description 17
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 15
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 7
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 claims description 6
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 claims description 5
- 229910000980 Aluminium gallium arsenide Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229910001218 Gallium arsenide Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 6
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 2
- 230000036544 posture Effects 0.000 description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 2
- 238000002377 Fourier profilometry Methods 0.000 description 1
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
- G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
- G01B11/16—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge
- G01B11/167—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge by projecting a pattern on the object
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
- G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
- G01B11/16—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge
- G01B11/165—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge by means of a grating deformed by the object
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)
Abstract
本发明公开一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统，涉及航空复合材料成型模具变形测量领域，所述测量装置通过激光投影仪对成型模具进行投影得到正弦光栅条纹图像；通过图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；通过计算机编码得到正弦光栅条纹图案，且根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号，根据第一控制信号控制激光投影仪对成型模具进行投影得到正弦光栅条纹图像，根据第二控制信号控制图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，并对正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，根据截断相位得到成型模具变形程度；本发明可非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度。
Description
技术领域
本发明涉及航空复合材料成型模具变形测量领域，特别是涉及一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统。
背景技术
如今，航空制造业已经成为国防建设和国民经济的重要组成部分，不仅关乎着国家战略安全，还影响经济建设与发展。在国家的发展规划和推动制造业高质量发展等一系列政策的带动影响下，航空制造业也正向完备的数字化智能化制造体系方向发展。数字化测量技术凭借其高效及高精度等优点，被广泛应用于航空制造领域。随着航空模具尺寸的增大，其外形越来越复杂，传统的测量手段已经达不到精度要求。
在航空制造领域中，飞机装配的复合材料构件有尺寸大、外形复杂、结构刚度大、表面质量及重量要求高等特点，故常结合自动丝束铺放技术，采用复合材料整体成型制成。由于在复合材料旋转丝束铺放的过程中，旋转模具重量大及离心力大，其表面会出现不同程度的变形，最终会导致所制复合材料构件型面、刚度达不到要求。因此，对复合材料旋转成形模具的变形测量成为保证所加工构件质量的必要过程。
传统的模具变形测量主要以接触式为主，如粘贴应变片或光纤布拉格光栅(FBG，Fiber Bragg Gratings)传感器。应变片易受环境影响，严重影响测量精度。FBG传感器虽有体积小、重量轻、抗电磁干扰能力强等优点，但在旋转过程中容易脱落。至于内嵌传感器则容易破坏模具的内部结构，减少模具寿命。
现如今主要以光学测量方法为主，通过多相机系统，即多目视觉的方式，从不同角度进行拍摄获取模具表面标记点和编码点的三维坐标，对比旋转前后测量数据得出模具变形程度。
如图1所示，现有一种大尺寸旋转体模具形变动态测量方法，针对大型复合材料成型模具进行整体外型面的三维测量，获取初始点云数据。通过多相机系统从不同角度进行拍摄获取成型模具表面标记点和编码点。旋转成型模具，重复拍摄不同角度姿态下的成型模具表面标记点和编码点并解算其三维坐标。基于标记点之间转换关系预测不同角度姿态下的外型面的点云数据，分析旋转过程中的成型模具变形程度。该方法对标记点依赖较大，具体测量范围只停留在标记点及附近，而模具尺寸大，测量范围小，测量结果不够精准。
现有的旋转体模具形变动态测量方法是通过标记点与多目视觉的方式实现模具变形量测量。该方法对标记点依赖较大，具体的测量范围只分布在标记点及附近，测量范围过于局限，而模具尺寸本身较大，测量精度还不够精准。因此，提出了一种基于线阵电荷耦合器件(CCD，Charge-coupled Device)和四步相移法(FSPSM，Four-Step Phase ShiftMethod)的测量方法，实现了非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度，扩大了测量范围，达到更接近模具变形真实情况的目的。
发明内容
本发明的目的是提供一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统，可非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置，所述大型航空复合材料成型模具变形测量装置包括：
激光投影仪，用于对成型模具进行投影得到正弦光栅条纹图像；
图像采集器，用于采集所述正弦光栅条纹图像；
计算机，与所述激光投影仪和所述图像采集器连接，用于通过编码得到正弦光栅条纹图案，且根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪对所述成型模具进行投影得到所述正弦光栅条纹图像；根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；并对所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
可选地，所述激光投影仪的半导体激光器为AlGaAs双异质结激光器或GaAs双异质结激光器。
可选地，所述图像采集器为线阵CCD工业相机。
为实现上述目的，本发明还提供了如下方案：
一种大型航空复合材料成型模具变形测量方法，，所述测量方法应用上述的大型航空复合材料成型模具变形测量装置，所述测量方法包括：
通过编码得到正弦光栅条纹图案；
根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号、第二控制信号；
根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具得到正弦光栅条纹图像；
根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；
根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位；
根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
可选地，通过编码得到正弦光栅条纹图案，具体包括：
通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案。
可选地，根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具得到正弦光栅条纹图像，具体包括：
根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪的激光光路与所述成型模具表面夹角，以及所述激光投影仪的激光光路、所述成型模具的旋转轴和所述图像采集器的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统；以及调整所述激光投影仪发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具的轴长；使得所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像。
可选地，根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，具体包括：
对所述成型模具沿周向360°进行划分，得到多个拍摄点；
调整所述成型模具的运行状态；所述运行状态分为非工作状态和正常工作状态；根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；所述正弦光栅条纹图像分为第一正弦光栅条纹图像和第二正弦光栅条纹图像；
针对每一拍摄点，调整所述成型模具为非工作状态；通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像；
调整所述成型模具为正常工作状态；通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像。
可选地，所述截断相位分为第一截断相位和第二截断相位；其中，根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，具体包括：
根据每个拍摄点的4张所述第一正弦光栅条纹图像得到非工作状态下的背景光强和表面反射率；
根据非工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第一正弦光栅条纹图像的灰度；
根据每个拍摄点的4张所述第二正弦光栅条纹图像得到正常工作状态下的背景光强和表面反射率；
根据正常工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第二正弦光栅条纹图像的灰度；
根据所述第一正弦光栅条纹图像的灰度得到第一截断相位；
根据所述第二正弦光栅条纹图像的灰度得到第二截断相位。
可选地，根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度，具体包括：
根据所述第一截断相位得到非工作状态下的成型模具表面三维样貌；
根据所述第二截断相位得到正常工作状态下的成型模具表面三维样貌；
根据所述非工作状态下的成型模具表面三维样貌和所述正常工作状态下的成型模具表面三维样貌得到成型模具变形程度。
为实现上述目的，本发明还提供了如下方案：
一种大型航空复合材料成型模具变形测量系统，所述一种大型航空复合材料成型模具变形测量系统包括：
编码单元，用于编码得到正弦光栅条纹图案；
信号生成单元，与所述编码单元连接，用于根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；
第一控制单元，与所述信号生成单元连接，用于根据所述第一控制信号控制激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至成型模具得到正弦光栅条纹图像；
第二控制单元，与所述信号生成单元连接，根据所述第二控制信号控制图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；
截断相位单元，与所述第二控制单元连接，用于根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位；
变形程度识别单元，与所述截断相位单元连接，用于根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供了一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统，所述测量装置通过激光投影仪对成型模具进行投影得到正弦光栅条纹图像；通过图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像；计算机与所述激光投影仪和所述图像采集器连接，通过编码得到正弦光栅条纹图案，且根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；根据第一控制信号控制所述激光投影仪对所述成型模具进行投影得到所述正弦光栅条纹图像，根据第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，并对所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，根据所述截断相位得到成型模具变形程度；本发明可非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度。
附图说明
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，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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为大尺寸旋转体模具形变动态测量装置的结构示意图；
图2为本发明大型航空复合材料成型模具变形测量装置的结构示意图；
图3为本发明大型航空复合材料成型模具变形测量的流程图；
图4为大型航空复合材料成型模具变形测量系统的结构示意图。
符号说明：
激光投影仪-1，图像采集器-2，计算机-3，成型模具-4，编码单元-5，信号生成单元-6，第一控制单元-7，第二控制单元-8，截断相位单元-9，变形程度识别单元-10。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统，可非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图2所示，本发明大型航空复合材料成型模具变形测量装置包括激光投影仪1、图像采集器2和计算机3。
所述激光投影仪1用于对成型模具4进行投影得到正弦光栅条纹图像。
所述图像采集器2用于采集所述正弦光栅条纹图像。
所述计算机3与所述激光投影仪1和所述图像采集器2连接。所述计算机3用于通过编码得到正弦光栅条纹图案，且根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；根据第一控制信号控制所述激光投影仪1对所述成型模具4进行投影得到所述正弦光栅条纹图像；根据所述第二控制信号控制所述图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像；并对所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，根据所述截断相位得到所述成型模具4变形程度。
此外，所述激光投影仪1的光源为半导体激光器。所述激光投影仪1的半导体激光器为AlGaAs双异质结激光器或GaAs双异质结激光器。所述半导体激光器发射的激光光源的波长为700nm-950nm。所述激光投影仪1用于对成型模具4进行投影的正弦光栅条纹图案由所述成型模具4的尺寸决定。
可选地，所述图像采集器2为线阵CCD工业相机。所述线阵CCD工业相机为双沟道线阵CCD工业相机。所述双沟道线阵CCD工业相机为典型双沟道CCD-TCD1206SUP。
利用所述线阵CCD工业相机实现非接触式测量，成本低于同等面积、同等分辨率的面阵CCD工业相机。所述线阵CCD工业相机处理数据更快，测量精度更高，分辨率更高；并且与CMOS传感器相比，所述线阵CCD工业相机信号输出一致性好，噪声更低。
利用所述计算机3编码所述正弦光栅图案。将所述激光投影仪1与计算机3连接，所述激光投影仪1将所述正弦光栅图案投射到被测物体上，此方法与采用传统的光栅胶片相比，正弦光栅图案质量更高；且此方法降低了使用成本，不会出现磨损现象，可以长久使用。同时可根据被测物体随时更改正弦光栅图案信息，相移距离更准确，提高了被测物体还原的三维轮廓精度。
所述测量装置具有部件数量少、测量范围广、非接触式、精度高和成本低的优点。且所述测量装置不需要对成型模具4表面进行处理，前期不用对成型模具4做过多的处理，如对成型模具4表面做标记点和编码点等处理；故所述测量装置操作步骤简单。
此外，所述测量装置与现有的光纤光栅传感技术、模具表面贴应变片或内部埋设传感器等测量变形方法相比，既不会污染模具表面，也不会破坏模具结构。同时，使用计算机3生成的正弦光栅图案，可根据被测对象改变，满足航空零件加工特点，属于柔性测量装置。
以具体实施例为例，如图2所示，将所述激光投影仪1、所述图像采集器2、所述计算机3布置在被测成型模具4的右侧。所述计算机3编码四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案。调整所述激光投影仪1的激光光路与成型模具4表面夹角，以及所述激光投影仪1的激光光路、所述成型模具4的旋转轴和所述图像采集器2的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统；以及调整所述激光投影仪1与所述成型模具4的水平距离使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具的轴长。所述激光投影仪1对成型模具4进行投影得到所述正弦光栅条纹图像。所述图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像。所述计算机3对所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位。所述计算机3根据所述截断相位得到所述成型模具4变形程度。
进一步地，本发明还提供了一种大型航空复合材料成型模具变形测量方法(如图3所示)，本发明大型航空复合材料成型模具变形测量方法应用上述的大型航空复合材料成型模具变形测量装置，所述测量方法包括：
S1，通过编码得到正弦光栅条纹图案。
S2，根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号、第二控制信号。
S3，根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪1将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具4得到正弦光栅条纹图像。
S4，根据所述第二控制信号控制所述图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像。
S5，根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位。
S6，根据所述截断相位得到所述成型模具4变形程度。
进一步地，步骤S1通过编码得到正弦光栅条纹图案，具体包括：
通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案。
进一步地，步骤S3根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪1将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具4得到正弦光栅条纹图像，具体包括：
根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪1的激光光路与所述成型模具4表面夹角，以及所述激光投影仪1的激光光路、所述成型模具3的旋转轴和所述图像采集器2的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统；以及调整所述激光投影仪1发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具4的轴长；使得所述激光投影仪1将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具4的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像。
可选地，步骤S4根据所述第二控制信号控制所述图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像，具体包括：
S401，对所述成型模具4沿周向360°进行划分，得到多个拍摄点。
S402，调整所述成型模具4的运行状态；所述运行状态分为非工作状态和正常工作状态；根据所述第二控制信号控制所述图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像；所述正弦光栅条纹图像分为第一正弦光栅条纹图像和第二正弦光栅条纹图像。
S403，针对每一拍摄点，调整所述成型模具4为非工作状态；通过所述图像采集器2对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像。
S404，调整所述成型模具4为正常工作状态；通过所述图像采集器2对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像。
优选地，所述截断相位分为第一截断相位和第二截断相位。
其中，步骤S5根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，具体包括：
S501，根据每个拍摄点的4张所述第一正弦光栅条纹图像得到非工作状态下的背景光强和表面反射率。
S502，根据非工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第一正弦光栅条纹图像的灰度。
S503，根据每个拍摄点的4张所述第二正弦光栅条纹图像得到正常工作状态下的背景光强和表面反射率。
S504，根据正常工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第二正弦光栅条纹图像的灰度。
S505，根据所述第一正弦光栅条纹图像的灰度得到第一截断相位。
S506，根据所述第二正弦光栅条纹图像的灰度得到第二截断相位。
以具体实施例为例：
所述计算机3通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案，分别标记为I1、I2、I3、I4。
根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪1的激光光路与所述成型模具4表面夹角，以及所述激光投影仪1的激光光路、所述成型模具4的旋转轴和所述图像采集器2的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统；以及调整所述激光投影仪1发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具4的轴长；使得所述激光投影仪1将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具4的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像。
对所述成型模具4沿周向360°进行划分，每间隔360°/n设为一个拍摄点，得到k个拍摄点。
针对每一拍摄点，调整所述成型模具4为非工作状态；通过所述图像采集器2对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像。
调整所述成型模具4为正常工作状态；通过所述图像采集器2对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像。
根据每个拍摄点的4张所述第一正弦光栅条纹图得到非工作状态下的背景光强和表面反射率。
根据非工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具4表面高度的所述第一正弦光栅条纹图像的灰度，分别标记为I11、I12、I13、I14，具体表示为：
其中，a∈[1,2,3...k]，A(xa,ya)为成型模具4非工作状态下的背景光强，B(xa,ya)为成型模具4非工作状态下的表面反射率，φ(xa,ya)为成型模具4非工作状态下的被截断在(-π，+π)的相位主值，xa为第a个拍摄点的横坐标，ya第a个拍摄点的纵坐标；I11＝{I11(x1,y1)，I11(x2,y2)，I11(x3,y3)...I11(xa,ya)...I11(xk,yk)}。
根据每个拍摄点的4张所述第二正弦光栅条纹图像得到正常工作状态下的背景光强和表面反射率。
根据正常工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具4表面高度的所述第二正弦光栅条纹图像的灰度，分别标记为I21、I22、I23、I24，具体表示为：
其中，A’(xa,ya)为成型模具4正常工作状态下的背景光强，B’(xa,ya)为成型模具4正常工作状态下的表面反射率，φ’(xa,ya)为成型模具4正常工作状态下的被截断在(-π，+π)的相位主值。
通过四步相移法根据所述第一正弦光栅条纹图像的灰度得到第一截断相位，具体为：
通过四步相移法根据所述第二正弦光栅条纹图像的灰度得到第二截断相位，具体为：
可选地，步骤S6根据所述截断相位得到所述成型模具4变形程度，具体包括：
S601，根据所述第一截断相位得到非工作状态下的成型模具4表面三维样貌。
S602,根据所述第二截断相位得到正常工作状态下的成型模具4表面三维样貌。
根据所述非工作状态下的成型模具4表面三维样貌和所述正常工作状态下的成型模具4表面三维样貌得到成型模具4变形程度。
基于四步相移法，本发明实现了大型航空复合材料成型模具4的三维面形轮廓还原，可非接触式测量大型航空复合材料成型模具4的变形程度。
此外，还可通过傅里叶变换轮廓术替代四步相移法；但是与四步相移法相比，在求解相位主值的过程中会涉及到傅里叶正逆变换，增加了计算难度和时间。同时当成型模具4的表面曲率变化较大时，测量结果的精度大大降低。
进一步地，本发明还提供了一种大型航空复合材料成型模具变形测量系统(如图4所示)，所述大型航空复合材料成型模具变形测量系统包括编码单元5、信号生成单元6、第一控制单元7、第二控制单元8、截断相位单元9和变形程度识别单元10。
所述编码单元5用于编码得到正弦光栅条纹图案。
所述信号生成单元6与所述编码单元5连接，所述信号生成单元6用于根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号。
所述第一控制单元7与所述信号生成单元6连接，所述第一控制单元7用于根据所述第一控制信号控制激光投影仪1将所述正弦光栅条纹图案投影至成型模具4得到正弦光栅条纹图像。
所述第二控制单元8与所述信号生成单元6连接，所述第二控制单元8根据所述第二控制信号控制图像采集器2采集所述正弦光栅条纹图像。
所述截断相位单元9与所述第二控制单元8连接，所述截断相位单元9用于根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位。
所述变形程度识别单元10与所述截断相位单元9连接，所述变形程度识别单元10用于根据所述截断相位得到所述成型模具4变形程度。
同时，所述测量系统与上述方法对应，可非接触式测量大型航空复合材料成型模具的变形程度。此外，本发明采用的四步相移法与传统测量方法相比，还提高了测量范围。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (7)
1.一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置，其特征在于，所述大型航空复合材料成型模具变形测量装置包括：
激光投影仪，用于对成型模具进行投影得到正弦光栅条纹图像；
图像采集器，用于采集所述正弦光栅条纹图像；
计算机，与所述激光投影仪和所述图像采集器连接，用于通过编码得到正弦光栅条纹图案，具体包括：通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案；且根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪对所述成型模具进行投影得到所述正弦光栅条纹图像，具体包括：根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪的激光光路与所述成型模具表面夹角，所述激光投影仪的激光光路、所述成型模具的旋转轴和所述图像采集器的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统，调整所述激光投影仪发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具的轴长，使得所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像；根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，具体包括：对所述成型模具沿周向360°进行划分，得到多个拍摄点，调整所述成型模具的运行状态，所述运行状态分为非工作状态和正常工作状态，根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，所述正弦光栅条纹图像分为第一正弦光栅条纹图像和第二正弦光栅条纹图像，针对每一拍摄点，调整所述成型模具为非工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像，调整所述成型模具为正常工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像；并对所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
2.根据权利要求1所述的一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置，其特征在于，所述激光投影仪的半导体激光器为AlGaAs双异质结激光器或GaAs双异质结激光器。
3.根据权利要求1所述的一种大型航空复合材料成型模具变形测量装置，其特征在于，所述图像采集器为线阵CCD工业相机。
4.一种大型航空复合材料成型模具变形测量方法，其特征在于，所述测量方法应用权利要求1-3任一项所述的大型航空复合材料成型模具变形测量装置，所述测量方法包括：
通过编码得到正弦光栅条纹图案，具体包括：通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案；
根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号、第二控制信号；
根据所述第一控制信号控制所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具得到正弦光栅条纹图像，具体包括：根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪的激光光路与所述成型模具表面夹角，所述激光投影仪的激光光路、所述成型模具的旋转轴和所述图像采集器的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统，调整所述激光投影仪发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具的轴长，使得所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像；
根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，具体包括：对所述成型模具沿周向360°进行划分，得到多个拍摄点，调整所述成型模具的运行状态，所述运行状态分为非工作状态和正常工作状态，根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，所述正弦光栅条纹图像分为第一正弦光栅条纹图像和第二正弦光栅条纹图像，针对每一拍摄点，调整所述成型模具为非工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像，调整所述成型模具为正常工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像；
根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位；
根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
5.根据权利要求4所述的一种大型航空复合材料成型模具变形测量方法，其特征在于，所述截断相位分为第一截断相位和第二截断相位；其中，根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位，具体包括：
根据每个拍摄点的4张所述第一正弦光栅条纹图像得到非工作状态下的背景光强和表面反射率；
根据每个拍摄点的4张所述第二正弦光栅条纹图像得到正常工作状态下的背景光强和表面反射率；
根据非工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第一正弦光栅条纹图像的灰度；
根据正常工作状态下的背景光强和表面反射率得到所述成型模具表面高度的所述第二正弦光栅条纹图像的灰度；
根据所述第一正弦光栅条纹图像的灰度得到第一截断相位；
根据所述第二正弦光栅条纹图像的灰度得到第二截断相位。
6.根据权利要求5所述的一种大型航空复合材料成型模具变形测量方法，其特征在于，根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度，具体包括：
根据所述第一截断相位得到非工作状态下的成型模具表面三维样貌；
根据所述第二截断相位得到正常工作状态下的成型模具表面三维样貌；
根据所述非工作状态下的成型模具表面三维样貌和所述正常工作状态下的成型模具表面三维样貌得到成型模具变形程度。
7.一种大型航空复合材料成型模具变形测量系统，其特征在于，所述一种大型航空复合材料成型模具变形测量系统包括：
编码单元，用于编码得到正弦光栅条纹图案，具体包括：通过编码得到四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图案；
信号生成单元，与所述编码单元连接，用于根据所述正弦光栅条纹图案得到第一控制信号和第二控制信号；
第一控制单元，与所述信号生成单元连接，用于根据所述第一控制信号控制激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至成型模具得到正弦光栅条纹图像，具体包括：根据所述第一控制信号调整所述激光投影仪的激光光路与所述成型模具表面夹角，所述激光投影仪的激光光路、所述成型模具的旋转轴和所述图像采集器的光轴位于同一平面，形成共轴光学系统，调整所述激光投影仪发射激光的强度使得所述正弦光栅条纹图像大于或者等于所述成型模具的轴长，使得所述激光投影仪将所述正弦光栅条纹图案投影至所述成型模具的轴向方向得到所述正弦光栅条纹图像；
第二控制单元，与所述信号生成单元连接，根据所述第二控制信号控制图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，具体包括：对所述成型模具沿周向360°进行划分，得到多个拍摄点，调整所述成型模具的运行状态，所述运行状态分为非工作状态和正常工作状态，根据所述第二控制信号控制所述图像采集器采集所述正弦光栅条纹图像，所述正弦光栅条纹图像分为第一正弦光栅条纹图像和第二正弦光栅条纹图像，针对每一拍摄点，调整所述成型模具为非工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第一正弦光栅条纹图像，调整所述成型模具为正常工作状态，通过所述图像采集器对四幅数字相移间隔为π/2的正弦光栅条纹图像依次进行采集，得到4张第二正弦光栅条纹图像；
截断相位单元，与所述第二控制单元连接，用于根据所述正弦光栅条纹图像进行相位去包裹得到截断相位；
变形程度识别单元，与所述截断相位单元连接，用于根据所述截断相位得到所述成型模具变形程度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310100938.XA CN116295073B (zh) | 2023-02-10 | 2023-02-10 | 大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310100938.XA CN116295073B (zh) | 2023-02-10 | 2023-02-10 | 大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116295073A CN116295073A (zh) | 2023-06-23 |
| CN116295073B true CN116295073B (zh) | 2024-02-09 |
Family
ID=86784236
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310100938.XA Active CN116295073B (zh) | 2023-02-10 | 2023-02-10 | 大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116295073B (zh) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1888818A (zh) * | 2006-05-22 | 2007-01-03 | 北京航空航天大学 | 基于声光偏转器的正弦条纹结构光投射装置 |
| CN101881605A (zh) * | 2010-06-02 | 2010-11-10 | 南京航空航天大学 | 基于相位编码技术的光学三维测量方法 |
| KR20100124902A (ko) * | 2009-05-20 | 2010-11-30 | 에스엔유 프리시젼 주식회사 | 3차원 형상 측정방법 |
| CN103383360A (zh) * | 2013-07-29 | 2013-11-06 | 重庆理工大学 | 一种薄带连铸坯表面缺陷正弦光栅相移检测装置及检测方法 |
| CN114136236A (zh) * | 2020-09-04 | 2022-03-04 | 南京航空航天大学 | 一种结合极线约束的相位轮廓自适应投影测量方法 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20070115484A1 (en) * | 2005-10-24 | 2007-05-24 | Peisen Huang | 3d shape measurement system and method including fast three-step phase shifting, error compensation and calibration |
| CN106767527B (zh) * | 2016-12-07 | 2019-06-04 | 西安知象光电科技有限公司 | 一种三维轮廓的光学混合检测方法 |
-
2023
- 2023-02-10 CN CN202310100938.XA patent/CN116295073B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1888818A (zh) * | 2006-05-22 | 2007-01-03 | 北京航空航天大学 | 基于声光偏转器的正弦条纹结构光投射装置 |
| KR20100124902A (ko) * | 2009-05-20 | 2010-11-30 | 에스엔유 프리시젼 주식회사 | 3차원 형상 측정방법 |
| CN101881605A (zh) * | 2010-06-02 | 2010-11-10 | 南京航空航天大学 | 基于相位编码技术的光学三维测量方法 |
| CN103383360A (zh) * | 2013-07-29 | 2013-11-06 | 重庆理工大学 | 一种薄带连铸坯表面缺陷正弦光栅相移检测装置及检测方法 |
| CN114136236A (zh) * | 2020-09-04 | 2022-03-04 | 南京航空航天大学 | 一种结合极线约束的相位轮廓自适应投影测量方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 周绍祥,高瞻,胡玉禧.非正弦空间载波条纹的计算机辅助分析.信号处理.2000,(03),全文. * |
| 颜国霖 ; 林琳 ; .基于光栅相位法三维重构技术研究.机电技术.2010,(05),全文. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116295073A (zh) | 2023-06-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108759714B (zh) | 一种多线激光轮廓传感器坐标系融合及转轴标定方法 | |
| CN110127078B (zh) | 直升机桨叶结构应变-挠度-弯矩状态的光纤监测方法 | |
| CN106845011B (zh) | 一种大型燃气轮机叶片数字射线分区探测方法 | |
| CN108692668B (zh) | 基于光纤光栅传感的三维形状检测系统及方法 | |
| CN113466066B (zh) | 一种基于dic技术的混凝土材料疲劳变形量及裂缝宽度的测量方法 | |
| US8942837B2 (en) | Method for inspecting a manufacturing device | |
| CN110006563B (zh) | 直升机桨叶挥舞与摆振弯矩分布式光纤解耦测量方法 | |
| CN110686605B (zh) | 一种非接触式复材零件厚度测量方法 | |
| CN109307483A (zh) | 一种基于结构光系统几何约束的相位展开方法 | |
| CN111540001B (zh) | 航空发动机涡轮叶片气膜孔轴线方向检测方法 | |
| CN108693635A (zh) | 汽车内饰件表面瑕疵在线检测的光线变换器及设计方法 | |
| Jin et al. | A new multi-vision-based reconstruction algorithm for tube inspection | |
| Moreno‐Oliva et al. | Measurement of quality test of aerodynamic profiles in wind turbine blades using laser triangulation technique | |
| CN116295073B (zh) | 大型航空复合材料成型模具变形测量装置、方法及系统 | |
| CN114754691A (zh) | 直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法 | |
| Kumar et al. | Industrial application of point cloud/STL data for reverse engineering | |
| CN113962932A (zh) | 一种基于三维立体建模的螺纹检测方法 | |
| CN110672033B (zh) | 一种利用3d渲染的管道误差测量方法 | |
| JP4484907B2 (ja) | 金型修正装置及び金型修正方法 | |
| Zhang et al. | Photogrammetric 3D measurement method applying to automobile panel | |
| CN112434433A (zh) | 一种飞行器螺旋桨设计方法 | |
| CN113108712A (zh) | 测量大型结构件表面变形应变的视觉测量系统 | |
| Dong et al. | Research on 3D model reconstruction based on a sequence of cross-sectional images | |
| Petrov et al. | Applying 3D-scan systems rangevision for precision preparing of polygonal 3D-models | |
| Qiang et al. | Calibration of laser scanning system based on a 2D ball plate |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |