RU2330249C1 - Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата - Google Patents
Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2330249C1 RU2330249C1 RU2006143342/28A RU2006143342A RU2330249C1 RU 2330249 C1 RU2330249 C1 RU 2330249C1 RU 2006143342/28 A RU2006143342/28 A RU 2006143342/28A RU 2006143342 A RU2006143342 A RU 2006143342A RU 2330249 C1 RU2330249 C1 RU 2330249C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- points
- under study
- color components
- determining
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radiation Pyrometers (AREA)
Abstract
Изобретение относится к измерительной технике. В способе производят съемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразуют изображение в цветовые компоненты в цифровой форме, синхронно со съемкой измеряют температуру, например, термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, а температуру в других точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям. Кроме того, эталонные точки располагают в точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета. Технический результат - повышение точности измерений поля температур. 1 з.п. ф-лы.
Description
Изобретение относится к способам определения поля температур нагретой поверхности, преимущественно в области авиационной и ракетно-космической техники, предназначено для исследования тепловых условий работы элементов конструкции высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для определения распределения температуры на внешней поверхности летательного аппарата во время полета при летных испытаниях.
Известен способ измерения температуры поверхности с помощью зачеканенных термопар, предполагающий установку спаев термопар на объекте и регистрацию созданной ими термо-ЭДС (Преображенский В.П. Теплотехнические измерения и приборы. - М.: Энергия, 1978. С.86-186). Однако применение термопар для достаточно подробного определения распределения температур по поверхности ЛА затруднительно из-за необходимости установки большого их количества (что сложно, дорого и уменьшает надежность конструкции ЛА и, соответственно, его безопасность)
Известен способ измерения температуры поверхности с помощью тепловизоров с матричным чувствительным элементом. При этом чувствительный элемент наводится на объект и производится считывание тепловой картины с экрана прибора (Измерительные приборы в промышленности. Каталог-справочник. - Санкт-Петербург: Издательство "Крисмас+" 2000, № 7, с.7).
Однако тепловизионные комплексы имеют очень высокую стоимость, и их применение часто бывает экономически не оправдано. Приемный блок тепловизоров обычно имеет большие габариты - около 200×200×100 мм и массу порядка 2 кг; число элементов в кадре у тепловизоров невелико (обычно 256×256), вследствие чего пространственная разрешающая способность их невелика.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является способ измерения распределения температуры поверхности (пат. РФ 2238529, МПК 7 Кл. G01J 5/60), в соответствии с которым производят съемку объекта в инфракрасном и/или видимом диапазонах спектра излучения, цветное изображение объекта разлагают на три цветовые компоненты - красную, зеленую и синюю, затем преобразуют каждую компоненту в цифровую форму, после чего цифровые значения компонент сопоставляют с эталонными их значениями по температуре в градусах в каждом элементе изображения и определяют температуру на поверхности объекта по двум ближайшим эталонным значениям. При этом эталонные значения получают путем последовательных замеров цветовых компонент изображения с помощью видеосъемки образцов, равномерно нагретых в печи до различных температур - от 400 до 1200-1600°С с шагом 50°С. Измерение температуры проводят с помощью термопар, зачеканенных в образцы на глубину 1-2 мм. Режимы видеосъемки (экспозицию, светофильтр) выбирают такие же, что и при измерениях. Полученные значения цветовых компонент (измеренные видеокамерой) и температуры (измеренные термопарой) принимают за эталонные.
Недостатком этого способа является снижение точности измерения в условиях полета, поскольку условия получения изображения эталонного образца в печи и в момент съемки в полете могут существенно отличаться, например, вследствие наличия изменяющегося фонового излучения или изменения излучательной способности исследуемой поверхности.
Задачей настоящего изобретения является определение поля температур нагретых элементов конструкций высокоскоростных ЛА в условиях реального полета при использовании относительно простого и недорогого бортового оборудования, а также повышение точности измерений поля температур за счет уменьшения погрешности, обусловленной наличием фонового излучения и изменением излучательной способности исследуемой поверхности.
Для достижения названного технического результата в предлагаемый способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата включают съемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразование цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме, определение температуры в точках исследуемой поверхности по полученным цветовым компонентам.
Отличительные признаки предложенного способа заключаются в том, что синхронно со съемкой измеряют температуру, например термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, при этом температуру в других (не эталонных) точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям. Кроме того, эталонные точки располагают в точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета
Способ осуществляется следующим образом.
Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата осуществляют путем съемки в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения исследуемой поверхности ЛА и преобразования цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме. Синхронно со съемкой измеряют, например термопарами, температуру в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности, имеющих разную температуру, при этом эталонные точки располагают в тех точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета. По результатам измерений в эталонных точках цветовых компонент и температуры формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций (т.е. градуировочные зависимости). Затем по градуировочным зависимостям и полученным цветовым компонентам определяют значения температуры в других (не эталонных) точках исследуемой поверхности и тем самым определяют поле температуры на исследуемой поверхности.
Таким образом, предлагаемый способ позволяет в условиях реального полета определить поле температур на поверхности нагретых тел, например, на элементах конструкции высокоскоростных ЛА - фюзеляже, крыле, органах управления и т.п., при использовании относительно простого и недорогого бортового оборудования, а также, вследствие получения градуировочных зависимостей непосредственно в полетных условиях, повысить точность измерения поля температур за счет уменьшения погрешности, обусловленной наличием фонового излучения и изменением излучательной способности исследуемой поверхности.
Пример.
Заявленный способ определения поля температуры нагретой поверхности высокоскоростного ЛА при летных испытаниях заключается в том, что с помощью портативной цифровой фото- или видеокамеры в процессе полета высокоскоростного ЛА производят съемку исследуемой поверхности, например, одного из наиболее теплонапряженных участков поверхности ЛА - передней кромки крыла. Участок крыла, изображение которого получают с помощью фотокамеры, предварительно препарируют пятью-десятью термопарами, расположенными в априори известных зонах с разными температурами, охватывающими диапазон возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета (по крайней мере охватывающие не менее 90% возможного диапазона изменения температуры). Результаты измерений термопарами регистрируются бортовым накопителем информации, а цветное изображение - в памяти фотокамеры либо бортовым накопителем. Оба вида измерений синхронизируются по времени. После полета производят покадровую обработку цветных изображений поверхности крыла. При этом на изображении идентифицируют эталонные точки, в которых расположены термопары. По значениям измеренных в эталонных точках цветовых компонент красной R, зеленой G, синей В и температур Т формируют градуировочные зависимости, связывающие значения температуры и цветовых компонент: T=Fr(R), T=Fg(G), T=Fb(B). Для каждого пикселя (или для выбранной совокупности пикселей) изображения определяют соответствующие им значения цветовых компонент R, G, В. Затем с использованием полученных градуировочных зависимостей для каждого пикселя изображения (и соответствующей ему точки (зоны) поверхностии ЛА) определяют значения температуры. Для повышения точности определения температуры в каждой точке могут использоваться осреднение температур, полученных с использованием разных цветовых компонент, а также исключение из рассмотрения компонент, для которых фотоприемники ПЗС матрицы работают в условиях, близких к насыщению (т.е. для которых значения компонент равны или близки к максимальным).
Кроме непосредственного использования цветовых компонент красной R, зеленой G, синей В для определения температуры могут использоваться также различные комбинации цветовых компонет, например R/B, R/G, G/B, и соответствующие градуировочные зависимости T=Fr/b(R/B), T=Fr/g(R/G), T=Fg/b(G/B).
При повышении температуры (в практически значимом диапазоне изменения температуры) значения цветовых компонент R, G, В увеличиваются, достигают максимальных значений и далее остаются постоянными несмотря на увеличение температуры. В таких случаях при приближении какой-либо компоненты к максимальному значению поток излучения от исследуемой поверхности к ПЗС матрице ослабляют, например, диафрагмированием объектива или использованием нейтрального светофильтра. Для исключения погрешностей, связанных с особенностями алгоритмов сжатия в цифровых фотокамерах, целесообразно съемку производить в режиме RAW.
Пространственное разрешение температурных измерений зависит от характеристик приемной ПЗС матрицы, оптической системы фотоаппарата и ориентации фотоаппарата относительно исследуемой поверхности. Например, для пятимегапиксельной матрицы на участке поверхности ЛА длиной 3 м осредненное пространственное разрешение составляет ~2 мм.
Предложенный способ определения распределения температуры на нагретой поверхности позволяет определять поле температур на поверхности высокоскоростных ЛА в условиях реального полета, в том числе при фоновом излучении исследуемой поверхности. Практическая реализация способа может быть осуществлена с помощью достаточно простых и недорогих средств: цифровой фото- или видеокамеры среднего класса, нескольких термопар и запоминающего устройства на борту ЛА, а также компьютера с программно-математическим обеспечением для послеполетной обработки.
Claims (2)
1. Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата, включающий съемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразование цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме, определение температуры в точках исследуемой поверхности по полученным цветовым компонентам, отличающийся тем, что синхронно со съемкой измеряют температуру, например термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, при этом температуру в других точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям.
2. Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что эталонные точки располагают в точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006143342/28A RU2330249C1 (ru) | 2006-12-07 | 2006-12-07 | Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006143342/28A RU2330249C1 (ru) | 2006-12-07 | 2006-12-07 | Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2330249C1 true RU2330249C1 (ru) | 2008-07-27 |
Family
ID=39811123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006143342/28A RU2330249C1 (ru) | 2006-12-07 | 2006-12-07 | Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2330249C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2607225C2 (ru) * | 2015-04-23 | 2017-01-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Способ измерения полей температуры на поверхности исследуемого объекта с помощью люминесцентных преобразователей температуры (ЛПТ) |
| RU2646426C1 (ru) * | 2017-01-11 | 2018-03-05 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Способ определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком |
-
2006
- 2006-12-07 RU RU2006143342/28A patent/RU2330249C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2607225C2 (ru) * | 2015-04-23 | 2017-01-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Способ измерения полей температуры на поверхности исследуемого объекта с помощью люминесцентных преобразователей температуры (ЛПТ) |
| RU2646426C1 (ru) * | 2017-01-11 | 2018-03-05 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Способ определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Williams | Thermal imaging cameras: characteristics and performance | |
| CN109655162A (zh) | 红外热像仪测温校正系统及方法 | |
| CN202471261U (zh) | Ccd测温装置 | |
| US7237946B2 (en) | Use of IR camera | |
| Nocerino et al. | Geometric calibration and radiometric correction of the maia multispectral camera | |
| CN111750994B (zh) | 一种基于数码相机成像模型的光谱测量方法 | |
| Reynolds | Target Signature: Methods | |
| RU2330249C1 (ru) | Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата | |
| WO2022023748A1 (en) | A thermal imaging system and method | |
| Sosnowski et al. | The calibration stand for thermal camera module with infrared focal plane array | |
| US8304730B2 (en) | Nadir emissive hyperspectral measurement operation (NEHMO) | |
| RU2727349C1 (ru) | Способ термографирования удаленного объекта | |
| Bieszczad et al. | Polarization state imaging in long-wave infrared for object detection | |
| Méndez-Rial et al. | A high-speed MWIR uncooled multi-aperture snapshot spectral imager for IR surveillance and monitoring | |
| Kelly et al. | A novel multi-band plenoptic pyrometer used for temperature measurements of strand burner plumes | |
| Salunke et al. | Soil Moisture characterization from UAV-based Optical and Thermal Infrared (TIR) Images | |
| Jung | Hyperspectral Imaging | |
| Gagnon et al. | Hyper-Cam automated calibration method for continuous hyperspectral imaging measurements | |
| Good et al. | Validation process of the physics-based modeling of navigation sensors for sea-based aviation automated landing | |
| Prel et al. | Hyperspectral imaging spectro radiometer improves radiometric accuracy | |
| WO2017183558A1 (ja) | ガス観測方法 | |
| Kienitz | Thermal imaging as a modern form of pyrometry | |
| Soldani | Infrared signature: Theory and example of practical measurement methods | |
| Harig et al. | Remote detection of gases and liquids by imaging Fourier transform spectrometry using a focal plane array detector: first results | |
| JP2003166880A (ja) | 温度計測手段を有する撮像装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120827 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131208 |