一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置制造方法
【专利摘要】本发明提供一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，包括双层石英灯加热阵列、高速飞行器薄壁外壳、方形透光窗口、散斑颗粒、热电偶传感器、信号放大器、温控计算机、驱动电源、CMOS相机、镜头、窄带通光学滤波器和图像处理计算机；为解决处于CMOS相机与高速飞行器外壳表面之间的高温辐射热源造成的信号阻隔问题，通过设计垂直安装的双层石英灯加热阵列并形成一个小面积的方形透光窗口，使得光学相机镜头能通过透光窗口获取高速飞行器受热面的图像。并选用特定波长的窄带通光学滤波器屏蔽加热石英灯阵列的干扰光线，从而获得高速飞行器热面的高质量无退化的散斑图像，利用数字图像相关方法分析不同温度下的散斑图像实现高温环境下高速飞行器热表面位移场和应变场的全场测量。
【专利说明】一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置【技术领域】
[0001]本发明涉及一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装。特别是在进行导弹等高速飞行器热强度试验时，能够使用非接触的光学方法对高速飞行器前表面的全场变形进行测量。为高速导弹及高速航空航天器热强度分析以及安全可靠性设计提供重要的试验测试手段。
【背景技术】
[0002]高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防，完成快速精确打击。由于具有极其重要的军事应用价值和重大的战略意义，高超声速飞行器已经成为世界各主要航天大国研究的焦点。
[0003]为了实现I小时全球快速到达的战略目标，美国空军与国防部国防高级研究计划署(USDefence Advance Research Projects Agency)研制的高超声速飞行器(HTV-2)最大飞行速度达到马赫数25。德国航宇研究院(DLR)的高超声速飞行器项目(SHEFEX-2)其设计飞行速度达10-12马赫。俄罗斯目前在着力研究发展马赫数达14的具有超“领空”打击能力的空天飞机。法国国防部计划研制马赫数达12的高超声速机动飞行器。
[0004]随着高超声速飞行器设计飞行速度大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。由文献记载的美国航天飞机穿越大气层时各部位的温度分布知，在机体、机翼、垂尾等大部分区域的温度在750°C~1500°C之间。如此极端恶劣的高温热环境，使得高超声速飞行器材料和结构的热防护和热强度问题成为事关研制成败的关键问题。而极端热环境试验测试技术是高超声速飞行器研制中迫切急需解决的极为重要的关键技术。
[0005]导弹等高速飞行器高马赫数飞行时，由气动热产生的高温将引起结构外表面的变形，飞行器壳体热面变形会改变弹体的气动外形，对高速飞行器飞行轨迹的动态控制和飞行安全造成极为严重影响。因此高速飞行器热表面全场变形的定量测定对于高速飞行器的安全可靠性设计具有非常重要的意义。
[0006]使用光学方法在辐射加热环境下测定高速飞行器结构热面变形的工作非常困难，因为在进行高速飞行器外壳高温气动热模拟试验时，密集排列的红外辐射热源阵列会处于图像采集装置和高速飞行器外壳表面之间，高速飞行器外壳表面的变形参数将会被高温热源所阻隔，因此使用非接触式光学测量方法难于直接采集到高速飞行器外壳表面的变形信息。若想要实现非接触式光学测量方法对高速飞行器结构热面变形的测量，就必须设法解决试验中高速飞行器结构热面变形信息能够直接传递到图像采集装置的这一关键问题。另外，由于红外辐射热源阵列的温度要高于被加热的高速飞行器外壳前表面的温度。因而造成红外辐射热源阵列发出的光的强度比被加热体发出的光强更大，所以必须解决高温光源造成的的混叠干扰问题。由于以上原因到目前为止，在国内外文献中尚未发现在高温热辐射环境中，应用光学测量方法对高速飞行器结构热面变形进行成功测量的相关报道。
【发明内容】
[0007]本发明要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，该装置要解决处于CMOS相机与高速飞行器外壳表面之间的高温辐射热源造成的信号阻隔。通过设计垂直安装的双层石英灯加热阵列并形成一个小面积的方形透光窗口，使得光学相机镜头能通过透光窗口直接获取高速飞行器受热面的图像；并选用特定波长的窄带通光学滤波器屏蔽加热石英灯阵列的干扰光，提取出清晰有效的高速飞行器热面的散斑位移信号图像，以实现高温环境下高速飞行器热表面位移场和应变场的全场测量。
[0008]本发明解决上述技术问题采用的技术方案是:一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，包括:双层石英灯加热阵列、高速飞行器薄壁外壳、方形透光窗口、散斑颗粒、热电偶传感器、信号放大器、温控计算机、驱动电源、CMOS相机、镜头、窄带通光学滤波器、图像处理计算机与轻质高温陶瓷板；双层石英灯加热阵列发出的红外辐射光照射高速飞行器薄壁外壳表面模拟飞行中的热环境，安装在高速飞行器薄壁外壳表面的热电偶传感器将测量得到的高速飞行器薄壁外壳表面的温度信号送入信号放大器，由温控计算机通过驱动电源调节施加在双层石英灯加热阵列上的驱动电压值，控制高速飞行器薄壁外壳表面的温度环境；由CMOS相机透过双层石英灯加热阵列中部的方形透光窗口记录下高速飞行器薄壁外壳表面在常温下的散斑图像以及高温下产生变形的散斑图像；由图像处理计算机对图像进行处理，得到高速飞行器薄壁外壳表面在热环境下的全场位移。
[0009]进一步的，双层石英灯加热阵列的两层石英灯加热阵列相互垂直安装，并各抽去其中部的两根石英灯加热管，使得双层石英灯加热阵列的中部形成一个小区域的方形透光窗P。
[0010]进一步的，高速飞行器薄壁外壳表面涂覆有散斑颗粒。
[0011]进一步的，在镜头前加装透波范围为434-466nm窄带通光学滤波器，滤除双层石英灯加热阵列产生的热辐射信号，以获得清晰的高速飞行器薄壁外壳表面的散斑图像。
[0012]进一步的，双层石英灯加热阵列与高速飞行器薄壁外壳之间的距离范围大于IOOmm并小于150mm,减弱由双层石英灯加热阵列中部的方形透光窗口对热场均勻性的影响。
[0013]进一步的，双层石英灯加热阵列可生成高达1500°C的热环境。并得到高速飞行器薄壁外壳表面在高达1500°C热环境下的全场位移。
[0014]进一步的，轻质高温陶瓷板安装在双层石英灯加热阵列和CMOS相机之间靠近双层石英灯加热阵列的一侧，防止双层石英灯加热阵列的热扩散。
[0015]进一步的，轻质高温陶瓷板中部开有与双层石英灯加热阵列的中部的方形透光窗口尺寸相同的方形透光窗口。
[0016]本发明的原理是:一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置包括:双层石英灯加热阵列、高速飞行器薄壁外壳、方形透光窗口、散斑颗粒、热电偶传感器、信号放大器、温控计算机、驱动电源、CMOS相机、调节支架、镜头、窄带通光学滤波器和图像处理计算机；两层石英灯加热阵列相互垂直安装，并各抽去其中部的两根石英灯加热管，使得双层石英灯加热阵列的中部区域形成一个方形透光窗口 ；双层石英灯加热阵列发出的红外辐射光照射在高速飞行器薄壁外壳的表面给其加热，热电偶传感器安装在高速飞行器薄壁外壳的表面，将测量得到的高速飞行器薄壁外壳表面温度信号送入信号放大器，由温控计算机通过驱动电源调节施加在双层石英灯加热阵列上的驱动电压值，控制高速飞行器薄壁外壳表面的温度环境；当高速飞行器薄壁外壳表面受到双层石英灯加热阵列发出的红外光辐射后，温度上升，其表面的散斑颗粒随着高速飞行器薄壁外壳的变形改变其相对位置。其常温下散斑颗粒的初始位置信号和高温下产生的位置移动信号均通过双层石英灯加热阵列的中部预留的方形透光窗口由CMOS相机采集；在镜头前加装窄带通光学滤波器，将双层石英灯加热阵列产生的辐射光过滤掉，以得到高速飞行器薄壁外壳表面清晰的散斑图像；通过数字图像相关方法处理高速飞行器薄壁外壳表面变形前后的散斑图像，获得高温环境下高速飞行器薄壁外壳表面的全场变形。
[0017]在模拟导弹等飞行器高速飞行的高温气动热环境试验中，当由密集排列的石英加热管组成的红外辐射热源阵列按照温度曲线对导弹等高速飞行器外壳表面进行辐射加热时，其外壳前表面会被加热到数百度甚至高达上千度。由于高速飞行器外壳表面的变形参数被密集排列的热源阵列所阻隔，使用非接触式光学测量方法难于直接捕捉到高速飞行器外壳表面的变形信息。因此在地面试验中，高温环境下测定导弹等高速飞行器外壳表面热面变形的工作非常困难，是一个亟待解决的研究课题。
[0018]为了能够直接获取高速飞行器外壳表面的变形信号，设计一种双层石英灯加热阵列，相互垂直安装，将两层石英灯加热阵列中的每一层都抽去中部的两根石英灯加热管，使得双层石英灯加热阵列的中部区域出现一个面积不大的正方形透光窗口。当双层石英灯加热阵列发出的红外辐射光照射在高速飞行器薄壁外壳的表面时，其表面的涂覆的散斑颗粒将随着高速飞行器薄壁外壳的变形改变其相对位置。其位置变化信号穿过双层石英灯加热阵列中部的方形透光窗口被CMOS相机接收到。通过计算机图像处理的方法，获得高温环境下高速飞行器外壳表面的全场位移。
[0019]由于到达CMOS相机的光学信号中混叠有双层石英灯加热阵列产生的高温热福射信号，使得高速飞行器薄壁外壳表面的散斑颗粒的位置变化图像变得不清晰，甚至识别困难。因此反复试验获得滤波效果最佳的窄带通光学滤波器的频谱和透光带宽，用以最大限度地屏蔽掉双层石英灯加热阵列产生的热辐射信号，使得安装在CMOS相机能够得到清晰度良好的高速飞行器外壳表面的高温散斑图像，最终获得高温环境下高速飞行器热面的二维平面位移场。
[0020]本发明与现有技术相比的有益效果是:
[0021](I)、在进行高温表面应变测试时，传统的方法是使用高温应变片。但是，高温应变片得到的仅是某一个点的应变，一片应变片的测量方向也仅有一个，而在一个小区域内部不可能同时在各个方向上粘贴数量众多的应变片。另外因为应变片有一定的尺寸大小，测量得到的结果是单个应变片长度范围内的平均应变值，因此对应力梯度大的区域采用应变片测量方法难于得到准确结果。本发明应用非接触式光学测量方法实现高温环境下高速飞行器外壳热面的变形测量，可获得高速飞行器外壳热面的二维全场变形，并且对应力梯度大的区域也能够获得良好的试验测试结果。
[0022](2)、由于在进行导弹等高速飞行器外壳高温气动热模拟试验时，当红外辐射热源阵列给高速飞行器外壳表面加热时，外壳表面信息被密集排列的热源阵列所遮蔽，因此使用非接触式光学测量方法难于直接捕捉到高速飞行器外壳表面的高温变形信息。本发明将石英灯加热阵列中部抽去两根灯管，将高速飞行器外壳表面露出一部分，但是刚性的石英灯管被抽去后会露出一条很长的缝隙，在一条很长的直线区域内造成高速飞行器外壳加热的不均匀。因此本发明将石英灯加热阵列设计成双层阵列，每一层的阵列都抽去中部的两根石英灯加热管，并使两层石英灯加热阵列相互垂直安装，使得双层石英灯加热阵列的中部区域出现一个不大的正方形透光窗口。一方面高温环境下高速飞行器外壳表面的二维全场变形信息可通过方形透光窗口到达CMOS相机的镜头，另一方面垂直安装的双层石英灯加热阵列使得热环境的均匀性更好。由于方形透光窗口的平面尺寸不大，并且双层石英灯加热阵列与高速飞行器外壳表面之间有100mm-150mm远的距离，因此不大的方形透光窗口对整体热环境均匀性的影响不大。通过生成方形透光窗口的方法，实现了高速飞行器外壳热面变形信号的非接触式直接光学采集。
[0023](3)、由于双层石英灯加热阵列处于CMOS相机与高速飞行器外壳表面之间，到达CMOS相机的光学信号中混叠有双层石英灯加热阵列产生的高温热辐射信号，使得高速飞行器外壳表面的散斑颗粒的位置变化图像识别困难。采用窄带通光学滤波器，并寻找到滤波效果最佳透波带宽后，双层石英灯加热阵列产生的热辐射信号被阻隔，使得安装在CMOS相机获得了清晰度良好的高速飞行器外壳表面的高温散斑图像，经图像处理得到高温环境下高速飞行器热表面的全场位移和应变信息。
[0024]( 4 )、由于石英灯加热阵列中的细长灯管可以方便地安装，通过调整被抽取的石英灯管在双层石英灯加热阵列中的位置，可在不同的局部形成方形透光窗口，获得高速飞行器薄壁外壳表面不同区域的位移场变化信息。
[0025](5)、本发明装置结构简洁，使用方便，为导弹等高速飞行器的高温热强度校核与安全防护设计提供可靠的依据。
【专利附图】
【附图说明】
[0026]图1为本发明的结构示意图。
[0027]图2为高速飞行器外壳表面的散斑图像。
[0028]图3为高温下未加窄带通光学滤波器的高速飞行器外壳表面的散斑图像。
[0029]图4为高温下加装窄带通光学滤波器后的高速飞行器外壳表面的散斑图像。
[0030]图5为高温环境下高速飞行器外壳表面位移场示意图；其中，(a)为X方向位移场；(b)为Y方向位移场；(C)为径向位移矢量和径向位移等值线图。
【具体实施方式】
[0031]下面结合附图以及具体实施例进一步说明本发明。
[0032]如图1所示，本发明由双层石英灯加热阵列1、高速飞行器薄壁外壳2、方形透光窗口 3、散斑颗粒4、热电偶传感器5、信号放大器6、温控计算机7、驱动电源8、调节支架9、CMOS相机10、镜头11、窄带通光学滤波器12、图像处理计算机13与轻质高温陶瓷板14组成。双层石英灯加热阵列I发出的红外辐射光照射高速飞行器薄壁外壳2的表面模拟飞行中的热环境，热电偶传感器5安装在高速飞行器薄壁外壳2的表面，热电偶传感器5将测量得到的高速飞行器薄壁外壳2表面温度信号送入信号放大器6，由温控计算机7通过驱动电源8调节施加在双层石英灯加热阵列I上的驱动电压值，控制高速飞行器薄壁外壳2表面的温度环境。当高速飞行器薄壁外壳2表面受到双层石英灯加热阵列I发出的红外光辐射后，温度上升，其表面的如图2所示散斑颗粒4会随着高速飞行器薄壁外壳2的变形而改变其相对位置。其常温下的初始位置信号以及高温下产生移动后的位置信号均透过双层石英灯加热阵列I的中部预留的方形透光窗口 3直接到达安装在调节支架9上的CMOS相机10，由图像处理计算机13对信号进行存储和处理，得到高速飞行器薄壁外壳2表面的全场位移。轻质高温陶瓷板14安装在双层石英灯加热阵列I和CMOS相机10之间用于防止双层石英灯加热阵列I的热扩散。
[0033]两层石英灯加热阵列相互垂直安装，并各抽去各层阵列中部的两根石英灯加热管，使得双层石英灯加热阵列I的中部形成一个小的方形透光窗口 3，高温环境下高速飞行器薄壁外壳2表面的散斑颗粒4的位置变化信息透过方形窗口直接进入CMOS相机10的镜头11，通过图像处理获得高速飞行器薄壁外壳2表面的全场位移。
[0034]由于经过镜头11到达CMOS相机10的光学信号中混叠有双层石英灯加热阵列I产生的高温热辐射信号，会造成的如图3所示的高速飞行器薄壁外壳2表面的散斑颗粒4的位置变化图像不够清晰的结果。为了屏蔽掉双层石英灯加热阵列I产生的热辐射信号，突出高速飞行器薄壁外壳2表面的散斑颗粒4的位置变化信息，在镜头11前加装了窄带通光学滤波器12，将双层石英灯加热阵列I产生的热辐射信号过滤掉，加装窄带通光学滤波器12后获得了如图4所示的清晰的高速飞行器薄壁外壳表面的散斑图像。经反复试验窄带通光学滤波器12的透波范围为434-466nm可得到良好的高温散斑图像。
[0035]通过调整双层石英灯加热阵列I中灯管的位置，可在不同的局部形成小面积的方形透光窗口 3，获得高速飞行器薄壁外壳2表面不同区域的位移场变化信息。
[0036]本发明装置结构简洁，使用方便，并能模拟相当于飞行速度高达6-8个马赫数的红外辐射热源阵列产生的高达1500°C的高温环境，获得难于测量的高速飞行器热面的全场变形参数，为导弹等高速飞行器的高温热强度校核与安全设计提供可靠依据。
[0037]本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
【权利要求】
1.一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于包括:双层石英灯加热阵列(I)、高速飞行器薄壁外壳(2)、方形透光窗口(3)、散斑颗粒(4)、热电偶传感器(5)、信号放大器(6)、温控计算机(7)、驱动电源(8)、CMOS相机(10)、镜头(11)、窄带通光学滤波器(12)、图像处理计算机(13)与轻质高温陶瓷板(14);双层石英灯加热阵列(I)发出的红外辐射光照射高速飞行器薄壁外壳(2)表面模拟飞行中的热环境，安装在高速飞行器薄壁外壳(2)表面的热电偶传感器(5)将测量得到的高速飞行器薄壁外壳(2)表面的温度信号送入信号放大器(6 )，由温控计算机(7 )通过驱动电源(8 )调节施加在双层石英灯加热阵列(I)上的驱动电压值，控制高速飞行器薄壁外壳(2)表面的温度环境；由CMOS相机(10)透过双层石英灯加热阵列(I)中部的方形透光窗口(3)记录下高速飞行器薄壁外壳(2)表面在常温下的散斑图像(4)以及高温下产生变形的散斑图像；由图像处理计算机(13)对图像进行处理，得到高速飞行器薄壁外壳(2)表面在热环境下的全场位移。
2.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:双层石英灯加热阵列(I)的两层石英灯加热阵列相互垂直安装，并各抽去其中部的两根石英灯加热管，使得双层石英灯加热阵列(I)的中部形成一个小区域的方形透光窗口(3)。
3.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:高速飞行器薄壁外壳(2)表面涂覆有散斑颗粒。
4.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:在镜头(11)前加装透波范围为434-466nm窄带通光学滤波器(12)，滤除双层石英灯加热阵列(I)产生的热辐射信号，以获得清晰的高速飞行器薄壁外壳(2)表面的散斑图像。
5.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:双层石英灯加热阵列(I)与高速飞行器薄壁外壳(2)之间的距离范围大于IOOmm并小于150mm,减弱由双层石英灯加热阵列(I)中部的方形透光窗口(3)对热场均勻性的影响。
6.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:双层石英灯加热阵列(I)可生成高达1500°C的热环境。并得到高速飞行器薄壁外壳(2)表面在高达1500°C热环境下的全场位移。
7.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:轻质高温陶瓷板(14)安装在双层石英灯加热阵列(I)和CMOS相机(10)之间靠近双层石英灯加热阵列(I)的一侧，防止双层石英灯加热阵列(I)的热扩散。
8.根据权利要求1所述的一种基于光学方法的高速飞行器热表面全场变形测量装置，其特征在于:轻质高温陶瓷板(14)中部开有与双层石英灯加热阵列(I)的中部的方形透光窗口(3)尺寸相同的方形透光窗口。
【文档编号】G01B11/16GK103558243SQ201310585505
【公开日】2014年2月5日 申请日期:2013年11月19日 优先权日:2013年11月19日
【发明者】潘兵, 吴大方, 俞立平, 王岳武, 王杰, 蒲颖 申请人:北京航空航天大学