[发明专利]一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法

说明书

本发明公开了一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法。该方法包括a.选取模型特征线；b.图像预处理；c.识别特征线；d.求解模型特征线迎角；e.求解模型迎角。该方法简便、容易实施、结果准确，测量过程不会对模型流场产生额外干扰，对模型加工也无特殊要求，在风洞中无需增加额外设备，还可用于风洞往期试验数据的修正，并能推广应用至其他带有纹影设备的高速风洞模型迎角测量。

技术领域

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法。

背景技术

高超声速风洞是高超声速飞行器研制中重要的地面试验设备，与其他风洞相比，高超声速风洞运行马赫数高，流场总温高，模型和支撑系统在试验中受到的气动加热十分严重，尤其是在高马赫数情况下，支撑系统受热后极易出现热变形，导致模型姿态角发生变化，而传统基于“机构迎角测量+弹性角修正”的模型姿态角测量方法则因无法考虑气动加热影响存在较大的测量误差，最终导致试验数据精准度降低。

为了提高风洞测量数据精准度水平，必须采用合理的方法准确获得试验中任意时刻模型的迎角信息。目前可用的方法包括在模型中安装高精度迎角传感器，或者采用传统的视频图像测量。但前者对工作环境尤其是温度要求较高，并且需要在模型中额外设计安装空间，在小尺寸高超声速风洞或高马赫数试验时使用存在较大限制；而后者需要在风洞中布置额外的光路，在模型身上设置标记点，并且试验时的振动会使相机位置姿态发生变化，增大测量结果的不确定度。

为了准确获取试验过程中模型真实的姿态角信息，当前，亟需发展一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法。

本发明的基于纹影图像的高超声速风洞模型姿态角测量方法包括以下步骤：

a.选取模型特征线

记模型顶点为点A，模型底部拐点分别为点B与点C，AB、AC、BC段为模型在纹影图像中的投影边界线，优先选取边界线中的直线段为特征线，若边界线中无直线段，则以上述任意两点的连线为特征线；

b.图像预处理

将风洞试验获得的纹影图像依次进行图像增强和灰度变换处理，图像增强采用卷积方法，通过滤波算子对图像进行空间滤波，以抑制纹影图像录制过程中出现的各类噪声；灰度变换则根据纹影中模型区域与流场区域灰度值的分布，设定一个或者多个灰度阈值，对纹影图像进行二值化变换，将图像中实体区域与流场区域分离；

c.识别特征线

对于特征线为边界线中直线段的情况，采用边界追踪法进行特征线识别，以特征线任意位置为起点，之后依次向周围搜索，若像素点对应位置的一阶导数不为0，则将此像素点标记为新的特征点，并以该像素点为中心进行新的搜索；当搜索到的特征点数量达到设定值时，搜索过程结束；

对于特征线为两点连线的情况，采用角点检测算法，获取端点坐标；

d.求解模型特征线迎角

对于特征线为边界线中直线段的情况，首先对特征线直线拟合，之后通过拟合直线的斜率k求解特征线迎角α_c：

α_c＝arctank (1)

对于特征线为两点连线的情况，设特征线的两个端点在纹影图像中的坐标分别为(x₁,y₁)和(x₂,y₂)，则特征线迎角α_c采用如下公式求解：

e.求解模型迎角