[发明专利]基于视频测量的抖振风洞试验方法

说明书

技术领域

本发明涉及基于视频测量的飞行器风洞模型抖振试验方法。

背景技术

抖振是分离气流中随机脉动压力激励引起的飞行器结构强迫振动。飞行器发生抖振现象将增加飞行器结构的应力，降低其结构的疲劳寿命；降低飞行器的性能(阻力增加，升力下降)；影响武器系统的瞄准、跟踪和射击；影响机载电子仪器设备的正常工作及乘员的舒适。严重的抖振会使飞行员失去操纵能力，危及飞行及驾驶员的安全，所以，飞行器设计都把抖振作为一个重要因素予以考虑。飞行器的抖振特性包括抖振边界、抖振深入特性及抖振载荷。

抖振边界表示超过此边界飞行器即会产生振动。对于民航机，其巡航飞行状态都是在抖振边界以下并留有一定裕度，对于军用战斗机因要求有很高的机动能力，可超越抖振边界飞行，因而必须测量抖振深入特性和抖振载荷：抖振载荷是指飞行器结构对分离气流脉动压力激励的响应，是结构振动强度的定量描述。

风洞试验中测量抖振边界的方法有翼根弯矩法、翼尖加速度计法、后缘压力发散法、脉动压力法、脉动速度法以及定常空气动力曲线判别法等多种，而抖振载荷测量有两种方法：一是测量模型上的脉动压力分布；另一种采用翼根处应变片测翼根弯矩。

现有抖振试验多采用加速度计、脉动压力传感器、应变计等传统接触式传感器，需要在飞行器的风洞试验模型上平齐嵌装传统接触式传感器，并开孔布线，给试验模型的设计与制作带来困难，尤其是在2米量级高速风洞中，试验模型的机翼、尾翼平齐嵌装应变计与十多个脉动压力传感器、并开孔布线测量抖振边界与载荷困难，即使平齐嵌装也会降低机翼、尾翼的刚度与强度，导致试验数据的精准度差，而双垂尾布局的抖振一直是先进战机设计中的一个关键问题。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，通过在飞行器风洞模型的机身上粘印标记点，测量其迎角；马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角，所对应的飞行器的配平升力系数就是抖振起始升力系数；抖振发生后，通过在飞行器风洞模型的翼上粘印的标记点，测量其位移与加速度；利用载荷识别的频域法得到翼的抖振载荷，实现抖振载荷的非接触测量。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种基于视频测量的抖振风洞试验方法，包括如下步骤：

（1）在飞行器风洞模型的机身表面粘印或绘制至少4个高对比度标记点，用于测量试验模型的迎角；在风洞模型的翼上粘印或绘制20个以上的高对比度标记点；

（2）测量和计算风洞模型的机身表面和翼上的高对比度标记点三维坐标：

在风洞试验段上壁安装两台摄像机，用于测量风洞模型水平翼上的高对比度标记点三维坐标；在风洞试验段侧壁安装四台摄像机，其中：两台用于测量风洞模型机身上的高对比度标记点三维坐标，另外两台用于测量风洞模型垂直翼上的高对比度标记点三维坐标；

标记点三维坐标的计算方法如下：

共线方程描述了相机、模型上粘印待测点及其像点三者的数学模型，表达式如下：

式中()分别为相机像平面中心, 为相机焦距，分别为相机在地面坐标系下的位置坐标, 为相机姿态角所组成的旋转矩阵R 中9 个方向余弦，()与分别为模型上粘印待测点的像平面坐标与地面坐标系下的坐标；在风洞洞体上布置6个以上的已知标记点，在风洞试验中洞体振动环境下，将已知标记点三维坐标和像平面坐标代入共线方程，即可求解风洞试验段上壁和侧壁摄像机的位置与姿态参数和；对同一时刻两台摄像机采集的视频图像，利用解得的和风洞试验模型上的标记点的像平面坐标，代入共线方程求解该时刻风洞试验模型上的标记点的三维坐标； 

（3）计算风洞模型的迎角：

将模型的旋转中心设为风洞坐标系的原点，风洞模型机身上粘印的标记点为，当模型迎角、侧滑角和滚转角都为零时，在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和；风洞试验进行到第时刻时，P在平面XOZ、XOY和YOZ上的投影分别为、和，则第时刻模型迎角的计算方法如下：

（4）马赫数保持常值，改变迎角，若迎角的视频测量数据中的脉动频率与幅度发生突变，突变点所对应的迎角，就确定为抖振起始迎角；

（5）抖振发生后，根据摄像机采集频率和翼表面标记点的三维坐标，得到标记点的位移与加速度数据，从而计算出翼的抖振载荷。