本發(fā)明涉及柔性結構的定位和振動檢測領域，具體涉及一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置及方法。

背景技術：

展弦比的大小對飛機飛行性能有明顯的影響。展弦比增大時，機翼的誘導阻力會降低，從而可以提高飛機的機動性和增加亞音速航程。展弦比還影響機翼產(chǎn)生的升力，如果機翼面積相同，只要飛機沒有接近失速狀態(tài)，在相同條件下展弦比大的機翼產(chǎn)生的升力也大，因而能減小飛機的起飛和降落滑跑距離和提高機動性。高空長航時飛行器要求留空時間長、航程遠，故大多數(shù)采用高升阻比特性的大展弦比機翼布局形式。在飛行器的整個發(fā)展過程中均伴隨著氣動彈性(簡稱“氣彈”)問題的研究。當飛行器在氣流中以一定速度運動時，機翼等彈性體結構在氣動力、彈性力和慣性力的相互耦合作用下維持其自身的等幅振蕩現(xiàn)象稱為機翼顫振。機翼顫振是造成飛機失效的主要原因之一，機翼發(fā)生顫振時，在幾秒內(nèi)就可能導致機毀人亡。即使發(fā)生所謂的“良性”顫振，經(jīng)過長時間的飛行也將導致飛機結構發(fā)生疲勞破壞。

飛行過程中的飛機機翼在空氣流場下會受到多方面氣動載荷的作用，產(chǎn)生相當復雜的彈性變形，且對于大型飛機，機翼的最大變形常達幾米。大型飛機在飛行過程中會產(chǎn)生氣動彈性變形，變形到一定程度會嚴重影響飛行安全，因此在對飛機進行結構設計、氣動彈性力學分析、適航認證時都會重點考慮這方面因素。當變形達到一定程度，就有了顫振的概念，顫振是變形的一種極端情況，會在很短的時間里使飛機進入不穩(wěn)定狀態(tài)。

三維數(shù)字散斑相關方法(3d-dscm)是一種光學測量方法，通過采集目標變形前后的散斑圖像，利用雙目立體視覺技術進行空間點的重構、二維數(shù)字散斑相關方法(2d-dscm)進行變形前后的空間點的對應，在此基礎上完成三維坐標及三維變形的測量。3d-dscm克服了2d-dscm只能測量平面物體二維形變的局限，可以獲得任意被測表面的空間位移及形變，而且具有實時性、對測量環(huán)境要求低、試樣準備簡單、適用范圍廣等優(yōu)點。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有技術的缺點和不足，提供了一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置，考慮到機翼振動及變形時所測點位移信息獲取實時性的問題，采用三維數(shù)字散斑相關方法對機翼表面的形變進行檢測，圖像處理和分析時根據(jù)感興趣區(qū)域的統(tǒng)計特性來提取位移或應變信息，使得測量獲得的信息更加精確可靠。

本發(fā)明的另一目的在于提供一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測方法。

本發(fā)明的目的可以通過如下技術方案實現(xiàn)：

一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置，包括機翼本體部分、振動檢測部分、振動激勵部分和計算機，所述機翼本體部分包括機翼和涂畫有密集斑點的薄膜，薄膜緊密貼合在機翼表面，使得機翼上表面顯示有連續(xù)均勻分布的斑點，機翼一端與金屬支座通過夾板機械連接，金屬支座垂直安裝在水平放置的實驗臺座上，機翼的另一端為自由端，安裝完成后機翼表面處于水平狀態(tài)，且與實驗臺座表面平行，粘貼有密集斑點薄膜的一端為自由端；所述振動檢測部分包括兩個高速相機和相機支架，所述相機支架由型材連接搭建而成，兩個高速相機分別通過兩個連接塊安裝在相機支架上，安裝塊在相機支架上的位置能夠根據(jù)需要來做調(diào)整，使得兩個高速相機拍攝的視場范圍完全包含顯示有密集斑點的機翼表面范圍；所述振動激勵部分包括激振器、功率放大器和信號發(fā)生器，激振器固定在水平實驗臺座上，位于機翼的下方，激振器頂桿豎直方向向上連接到機翼的骨架上，以使得激振器產(chǎn)生的激勵作用能夠有效地傳遞；信號發(fā)生器產(chǎn)生的振動激勵信號經(jīng)功率放大器放大后傳遞給激振器，激振器對機翼本體部分進行振動激勵，在機翼自由端附近施加不同形式和程度的載荷，使機翼表面產(chǎn)生相應的形變，振動檢測部分的兩個高速相機對顯示有密集斑點的機翼表面范圍進行同步連續(xù)的圖像采集，采集到的圖像傳輸至計算機，在圖像上劃分并選擇具有獨立斑點特征的子區(qū)域，經(jīng)過相應的圖像匹配及三維數(shù)字散斑相關算法，得到子區(qū)域的位移場，其代表了機翼表面各點處的三維位移信息，將獲得的位移信息數(shù)據(jù)導入至相關處理軟件，通過三維曲面擬合操作，將機翼振動或變形時表面的形態(tài)顯示出來，實現(xiàn)可視化操作。

進一步地，所述機翼為大展弦比機翼模型，由上下兩層蒙皮和機翼骨架構成，所述機翼骨架包括翼梁、翼肋、桁條和縱檣。

進一步地，所述薄膜上的密集斑點包含“十”字標和圓點，大的“十”字標用來快速定位該區(qū)域，圓點則用來形成特征區(qū)域。

進一步地，所述涂畫有密集斑點的薄膜貼合于機翼表面的位置和大小能夠根據(jù)測量者的需要來自行設計。

進一步地，所述激振器的個數(shù)以及安裝位置能夠根據(jù)測量者想要獲得的機翼的振動信息來自行設計。

本發(fā)明的另一目的可以通過如下技術方案實現(xiàn)：

一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一、信號發(fā)生器產(chǎn)生的振動激勵信號經(jīng)功率放大器放大后傳遞給激振器，激振器對機翼本體部分進行振動激勵，在機翼自由端附近施加不同形式和程度的載荷，使機翼表面產(chǎn)生相應的形變；

步驟二、當機翼表面產(chǎn)生相應的形變后，振動檢測部分的兩個高速相機對顯示有密集斑點的機翼表面范圍進行同步連續(xù)的圖像采集，采集到的圖像傳輸至計算機，在圖像上劃分并選擇具有獨立斑點特征的子區(qū)域，經(jīng)過相應的圖像匹配及三維數(shù)字散斑相關算法，得到子區(qū)域的位移場，其代表了機翼表面各點處的三維位移信息；

步驟三、將步驟三獲得的三維位移信息數(shù)據(jù)導入至相關處理軟件，通過三維曲面擬合操作，將機翼振動或變形時表面的形態(tài)顯示出來，實現(xiàn)可視化操作；

步驟四、通過改變激勵信號的形式、頻率、幅值參數(shù)，反復試驗，獲取多組數(shù)據(jù)點，可視化機翼的多階振動模態(tài)并分析得到振動特性。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比，具有如下優(yōu)點和有益效果：

1、本發(fā)明的基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置采用薄壁加筋殼體式機翼模型來模擬大展弦比機翼結構，能更真實地還原其在飛行過程中的振動及變形情況，通過檢測和分析得到的機翼模態(tài)特性結合其他試驗結果能相互驗證結構的動力學特性和飛行響應特性的合理性，能夠為機翼顫振的動態(tài)特性和主動控制提供真實的結果。

2、本發(fā)明利用在機翼表面粘貼斑點薄膜結合高速相機檢測的方式，一方面高速相機自身的圖像采集上限頻率較高，對機翼振動時的高階模態(tài)分量也能進行檢測，為實現(xiàn)對機翼的振動解耦提供了基礎，另一方面相比于利用投點器在振動本體表面投射光斑場，制作斑點薄膜的方式靈活性更高。

3、本發(fā)明采用三維數(shù)字散斑相關的振動及變形檢測方法，由于散斑涂敷的連續(xù)性，因此增加了網(wǎng)格化分的靈活性，經(jīng)采集圖像的后續(xù)處理等過程，可以方便地獲取滿足特定要求的位移矢量場或應變場等信息。三維數(shù)字散斑相關方法將數(shù)字散斑相關技術和雙目立體視覺技術相結合，能夠充分采集變形可視化操作中需要的數(shù)據(jù)點，使得測量獲得的信號更加精確可靠。

4、本發(fā)明采用密集程度更高的斑點特征，能為機翼變形檢測提供更多可供劃分的特征區(qū)域，便于進行后續(xù)的曲面擬合和形態(tài)可視化操作。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例1基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置總體結構示意圖。

圖2為本發(fā)明實施例1中機翼結構的示意圖。

圖3為本發(fā)明實施例2中機翼變形前后圖像子區(qū)的示意圖。

圖4為本發(fā)明實施例2中三維數(shù)字散斑相關匹配算法的示意圖。

其中，1-相機支架，2-高速相機，3-薄膜，4-機翼(4-1-蒙皮，4-2-翼梁，4-3-翼肋，4-4桁條，4-5縱墻)，5-夾板，6-金屬支座，7-實驗臺座，8-激振器，9-功率放大器，10-信號發(fā)生器，11-計算機。

具體實施方式

下面結合實施例及附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述，但本發(fā)明的實施方式不限于此。

實施例1：

如圖1所示，本實施例提供了一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測裝置，包括機翼本體部分、振動檢測部分、振動激勵部分和計算機(11)，所述機翼本體部分包括機翼(4)和涂畫有密集斑點的薄膜(3)，薄膜(3)緊密貼合在機翼(4)表面，使得機翼(4)上表面顯示有連續(xù)均勻分布的斑點，機翼(4)一端與金屬支座(6)通過夾板(5)機械連接，金屬支座(6)垂直安裝在水平放置的實驗臺座(7)上，機翼(4)的另一端為自由端，安裝完成后機翼(4)表面處于水平狀態(tài)，且與實驗臺座(7)表面平行，粘貼有密集斑點薄膜(3)的一端為自由端；所述振動檢測部分包括兩個高速相機(2)和相機支架(1)，所述相機支架(1)由型材連接搭建而成，兩個高速相機(2)分別通過兩個連接塊安裝在相機支架(1)上，安裝塊在相機支架(1)上的位置能夠根據(jù)需要來做調(diào)整，使得兩個高速相機(2)拍攝的視場范圍完全包含顯示有密集斑點的機翼(4)表面范圍；所述振動激勵部分包括激振器(8)、功率放大器(9)和信號發(fā)生器(10)，激振器(8)固定在水平實驗臺座(7)上，位于機翼(4)的下方，激振器頂桿豎直方向向上連接到機翼(4)的骨架上，以使得激振器(8)產(chǎn)生的激勵作用能夠有效地傳遞；信號發(fā)生器(10)產(chǎn)生的振動激勵信號經(jīng)功率放大器(9)放大后傳遞給激振器(8)，激振器(8)對機翼本體部分進行振動激勵，在機翼(4)自由端附近施加不同形式和程度的載荷，使機翼(4)表面產(chǎn)生相應的形變，振動檢測部分的兩個高速相機(2)對顯示有密集斑點的機翼(4)表面范圍進行同步連續(xù)的圖像采集，采集到的圖像傳輸至計算機(11)，在圖像上劃分并選擇具有獨立斑點特征的子區(qū)域，經(jīng)過相應的圖像匹配及三維數(shù)字散斑相關算法，得到子區(qū)域的位移場，其代表了機翼(4)表面各點處的三維位移信息，將獲得的位移信息數(shù)據(jù)導入至相關處理軟件，通過三維曲面擬合操作，將機翼(4)振動或變形時表面的形態(tài)顯示出來，實現(xiàn)可視化操作。

所述機翼(4)為大展弦比機翼模型，機翼(4)的結構示意圖如圖2所示，由上下兩層蒙皮(4-1)和機翼骨架構成，所述機翼骨架包括翼梁(4-2)、翼肋(4-3)、桁條(4-4)和縱檣(4-5)。

所述薄膜(3)上的密集斑點包含“十”字標和圓點，大的“十”字標用來快速定位該區(qū)域，圓點則用來形成特征區(qū)域。所述涂畫有密集斑點的薄膜(3)貼合于機翼(4)表面的位置和大小能夠根據(jù)測量者的需要來自行設計。所述激振器(8)的個數(shù)以及安裝位置能夠根據(jù)測量者想要獲得的機翼(4)的振動信息來自行設計。

本實施例中使用的機翼模型采用naca0012翼型，寬度300mm，長度1800mm，其翼肋(4-3)使用的材料為日本東邦公司生產(chǎn)的型號為tenaxhts40的單項碳纖維，翼梁(4-2)的材料為玻璃纖維和環(huán)氧樹脂，粘接膠的型號為huntsmanaralditely5052，蒙皮(4-1)的材料為聚氯乙烯。高速相機(2)選用瑞士aostechnologiesag公司生產(chǎn)的型號為s-mizehd的v2gig一體式相機，采用cmos感光芯片，最高幀率1000fps，分辨率為1280×720。激振器(8)選用江蘇聯(lián)能電子技術有限公司生產(chǎn)的型號為jzk-2的慣性式激振器，測量范圍為dc-15khz；功率放大器(9)采用美國ar公司的型號為50wd1000的功率放大器，工作頻率為dc-1000mhz；信號發(fā)生器(10)選用keysight公司生產(chǎn)的型號為n9310a寬頻段射頻信號發(fā)生器，測量范圍射頻段為9khz-3ghz，低頻段20hz-80khz，幅度為-127至+13dbm。

實施例2：

本實施例提供了一種基于三維數(shù)字散斑相關方法的機翼振動檢測方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一、信號發(fā)生器(10)產(chǎn)生的振動激勵信號經(jīng)功率放大器(9)放大后傳遞給激振器(8)，激振器(8)對機翼本體部分進行振動激勵，在機翼(4)自由端附近施加不同形式和程度的載荷，使機翼(4)表面產(chǎn)生相應的形變；

步驟二、當機翼(4)表面產(chǎn)生相應的形變后，振動檢測部分的兩個高速相機(2)對顯示有密集斑點的機翼(4)表面范圍進行同步連續(xù)的圖像采集，采集到的圖像傳輸至計算機(11)，在圖像上劃分并選擇具有獨立斑點特征的子區(qū)域，經(jīng)過相應的圖像匹配及三維數(shù)字散斑相關算法，得到子區(qū)域的位移場，其代表了機翼(4)表面各點處的三維位移信息；

本步驟中，所述三維數(shù)字散斑相關算法中圖像匹配的具體過程如下：

如圖3所示，其中一幅圖像作為參考圖像，表示為f(x,y)，另一幅作為待匹配圖像，表示為g(x,y)，在參考圖像f(x,y)中選一個以m(x0,y0)為中心的(2n+1)×(2n+1)的子區(qū)，利用子區(qū)中的灰度信息，通過一定的相關匹配算法，在待匹配圖像g(x,y)中找到以m′(x′0,y′0)為中心的目標圖像子區(qū)。相比于振動過程中圖像子區(qū)的變形量較小，為了檢測機翼表面的形態(tài)，變形前后圖像子區(qū)斑點間的位移及斑點的位置需要進行量化。

在進行相關匹配時，變形前后的圖像以及左右圖像需按照某一映射函數(shù)來進行相關計算。常用的映射函數(shù)有零階形函數(shù)、一階形函數(shù)、二階形函數(shù)等。本實施例中采用的映射函數(shù)為一階形函數(shù)，表達式為：x′i＝x0+δx+u+uxδx+uyδy，y′j＝y(tǒng)0+δy+v+vxδx+vyδy，其中：δx＝xi-x0，δy＝y(tǒng)j-y0；u，v分別為子區(qū)中心點在x和y方向的位移分量；ux，uy，vx，vy為圖像子區(qū)的一階位移梯度。

三維數(shù)字相關方法將二維數(shù)字相關方法與雙目立體視覺測量相結合，在三維數(shù)字相關方法的測量過程中匹配包含兩個環(huán)節(jié)：二維匹配和立體匹配，如圖4所示。本實施例中采用的相似度判別準則為零均值歸一化互相關(zncc)，計算公式為：

其中：該算法能夠適應較強的光照變化。

步驟三、將步驟三獲得的三維位移信息數(shù)據(jù)導入至相關處理軟件，通過三維曲面擬合操作，將機翼(4)振動或變形時表面的形態(tài)顯示出來，實現(xiàn)可視化操作；

步驟四、通過改變激勵信號的形式、頻率、幅值參數(shù)，反復試驗，獲取多組數(shù)據(jù)點，可視化機翼(4)的多階振動模態(tài)并分析得到振動特性。

以上所述，僅為本發(fā)明專利較佳的實施例，但本發(fā)明專利的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明專利所公開的范圍內(nèi)，根據(jù)本發(fā)明專利的技術方案及其發(fā)明專利構思加以等同替換或改變，都屬于本發(fā)明專利的保護范圍。