[发明专利]一种对风洞中飞行器模型的响应测量方法

说明书

本发明提出一种对风洞中飞行器模型的响应测量方法，通过在飞行器风洞模型上粘贴标记点，利用高速相机持续录制视频，并利用微小运动放大算法对微小振动、高频振动和大振幅情况下的抖振、颤振频率进行直接观测，进一步对放大后的视频进行光流计算，测量迎角；马赫数保持常数，转动飞行器模型使迎角持续大范围改变，若迎角测量数据中的脉动频率与幅值发生突变，突变角度即为抖振的始迎角，所对应的升力系数即为抖振的起始升力系数。抖振发生后，利用微小运动放大算法对飞行器模型上的标记点进行信号增强和滤波，可实现振动信号的非接触测量和提取。所述方法具有可靠性高、精度高、非接触和易于实施等特点。

技术领域

本发明属于非接触测量技术领域，特别是涉及一种对风洞中飞行器模型的响应测量方法。

背景技术

在飞行器的设计和研制过程中需要很多空气动力学的参数，这些参数主要是通过在风洞中对飞行器的缩比模型进行试验来获得。所以，人们在风洞中模拟飞行器飞行时的气流分布。而风洞中的飞行器试验模型在吹风试验过程中的姿态包含模型迎角、侧滑角、滚转角这些风洞试验的基础数据。动态、实时、精确地获得吹风状态下的模型姿态角数据，对于风洞试验具有重要意义。

在现有的风洞测试中，对风洞中飞行器模型的响应测量一般采用加速度传感器，激光位移计等，但是这些传统的观测技术存在着观测信息为点状，测定效率低，信息量和广度有限的问题，因此需要对风洞中飞行器模型的观测技术进行改进。而计算机视觉技术作为一种非接触测量技术，能获得物体全机的信息，信息量大，已在航空航天等领域得到广泛的应用。

在颤振和抖振发生时，飞行器从风中不断吸取能量而发生大振幅的振动。通常这种大振幅可以通过肉眼观测到，通过相机等设备可以记录下来并进行姿态角的直接测量。但是，在风速未达到颤振和抖振的临界点时，机翼和机身的振动是微幅振动并且振动频率较快。人眼具有有限的时间分辨率和空间分辨率，在此情况下，无法识别风洞中飞行器整体的振动状态。即使采用高速相机记录了较快的微幅振动，人眼的空间分辨率也限制了对整机振动的直接观测。

发明内容

本发明目的是利用高速相机的视频检测与先进计算机算法的结合，对风洞中飞行器模型的整体和局部动力学参数进行测量、诊断或评估，对整机的微小振动进行可视化，从而提出了一种对风洞中飞行器模型的响应测量方法。所述方法具有可靠性高、精度高、非接触和易于实施等特点。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明提出一种对风洞中飞行器模型的响应测量方法，具体包括以下步骤：

步骤1、对飞行器模型表面粘贴标记点，并对测量飞行器模型的背景进行高对比度颜色处理，以达到被测目标与背景形成高对比度的视觉环境；

步骤2、对高速相机参数进行选择，选择完成后利用高速相机进行视频采集，所述高速相机的光源采用LED无频闪光源；

步骤3、对采集的高速视频采用微小运动放大技术进行物体运动放大处理，对放大后的高速视频采用标准输出过程和存储；

步骤4、对放大后的高速视频进行光流计算，即根据光流场方程求解得到灰度值I，得到灰度值I以后，根据采样率和时间数值来确定放大后物体的振动速度；

步骤5、根据灰度值的变化计算得到灰度值的振动频率，所述灰度值的振动频率即为飞行器模型的振动频率；根据振动速度进一步确定飞行器模型的瞬时速度，对瞬时速度进行傅里叶变换或小波变换后确定飞行器模型的相位、姿态角幅值和能量谱；

步骤6、得到该标记点的测量结果；

步骤7、重复步骤1至步骤6进行飞行器模型整机动力学测量，对飞行器模型上的多个标记点进行测量，最终得到飞行器模型的整机运动状态；