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一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，包括雙層石英燈加熱陣列、高速飛行器薄壁外殼、方形透光窗口、散斑顆粒、熱電偶傳感器、信號(hào)放大器、溫控計(jì)算機(jī)、驅(qū)動(dòng)電源、CMOS相機(jī)、鏡頭、窄帶通光學(xué)濾波器和圖像處理計(jì)算機(jī)；為解決處于CMOS相機(jī)與高速飛行器外殼表面之間的高溫輻射熱源造成的信號(hào)阻隔問(wèn)題，通過(guò)設(shè)計(jì)垂直安裝的雙層石英燈加熱陣列并形成一個(gè)小面積的方形透光窗口，使得光學(xué)相機(jī)鏡頭能通過(guò)透光窗口獲取高速飛行器受熱面的圖像。并選用特定波長(zhǎng)的窄帶通光學(xué)濾波器屏蔽加熱石英燈陣列的干擾光線，從而獲得高速飛行器熱面的高質(zhì)量無(wú)退化的散斑圖像，利用數(shù)字圖像相關(guān)方法分析不同溫度下的散斑圖像實(shí)現(xiàn)高溫環(huán)境下高速飛行器熱表面位移場(chǎng)和應(yīng)變場(chǎng)的全場(chǎng)測(cè)量。
【專利說(shuō)明】一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝。特別是在進(jìn)行導(dǎo)彈等高速飛行器熱強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)，能夠使用非接觸的光學(xué)方法對(duì)高速飛行器前表面的全場(chǎng)變形進(jìn)行測(cè)量。為高速導(dǎo)彈及高速航空航天器熱強(qiáng)度分析以及安全可靠性設(shè)計(jì)提供重要的試驗(yàn)測(cè)試手段。
【背景技術(shù)】
[0002]高超聲速飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)全球遠(yuǎn)距離快速到達(dá)，實(shí)施有效的高空高速突防，完成快速精確打擊。由于具有極其重要的軍事應(yīng)用價(jià)值和重大的戰(zhàn)略意義，高超聲速飛行器已經(jīng)成為世界各主要航天大國(guó)研究的焦點(diǎn)。
[0003]為了實(shí)現(xiàn)I小時(shí)全球快速到達(dá)的戰(zhàn)略目標(biāo)，美國(guó)空軍與國(guó)防部國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃署(USDefence Advance Research Projects Agency)研制的高超聲速飛行器(HTV-2)最大飛行速度達(dá)到馬赫數(shù)25。德國(guó)航宇研究院(DLR)的高超聲速飛行器項(xiàng)目(SHEFEX-2)其設(shè)計(jì)飛行速度達(dá)10-12馬赫。俄羅斯目前在著力研究發(fā)展馬赫數(shù)達(dá)14的具有超“領(lǐng)空”打擊能力的空天飛機(jī)。法國(guó)國(guó)防部計(jì)劃研制馬赫數(shù)達(dá)12的高超聲速機(jī)動(dòng)飛行器。
[0004]隨著高超聲速飛行器設(shè)計(jì)飛行速度大幅度提高，由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的高溫?zé)岘h(huán)境變得極為嚴(yán)酷。由文獻(xiàn)記載的美國(guó)航天飛機(jī)穿越大氣層時(shí)各部位的溫度分布知，在機(jī)體、機(jī)翼、垂尾等大部分區(qū)域的溫度在750°C~1500°C之間。如此極端惡劣的高溫?zé)岘h(huán)境，使得高超聲速飛行器材料和結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)和熱強(qiáng)度問(wèn)題成為事關(guān)研制成敗的關(guān)鍵問(wèn)題。而極端熱環(huán)境試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)是高超聲速飛行器研制中迫切急需解決的極為重要的關(guān)鍵技術(shù)。
[0005]導(dǎo)彈等高速飛行器高馬赫數(shù)飛行時(shí)，由氣動(dòng)熱產(chǎn)生的高溫將引起結(jié)構(gòu)外表面的變形，飛行器殼體熱面變形會(huì)改變彈體的氣動(dòng)外形，對(duì)高速飛行器飛行軌跡的動(dòng)態(tài)控制和飛行安全造成極為嚴(yán)重影響。因此高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形的定量測(cè)定對(duì)于高速飛行器的安全可靠性設(shè)計(jì)具有非常重要的意義。
[0006]使用光學(xué)方法在輻射加熱環(huán)境下測(cè)定高速飛行器結(jié)構(gòu)熱面變形的工作非常困難，因?yàn)樵谶M(jìn)行高速飛行器外殼高溫氣動(dòng)熱模擬試驗(yàn)時(shí)，密集排列的紅外輻射熱源陣列會(huì)處于圖像采集裝置和高速飛行器外殼表面之間，高速飛行器外殼表面的變形參數(shù)將會(huì)被高溫?zé)嵩此韪簦虼耸褂梅墙佑|式光學(xué)測(cè)量方法難于直接采集到高速飛行器外殼表面的變形信息。若想要實(shí)現(xiàn)非接觸式光學(xué)測(cè)量方法對(duì)高速飛行器結(jié)構(gòu)熱面變形的測(cè)量，就必須設(shè)法解決試驗(yàn)中高速飛行器結(jié)構(gòu)熱面變形信息能夠直接傳遞到圖像采集裝置的這一關(guān)鍵問(wèn)題。另外，由于紅外輻射熱源陣列的溫度要高于被加熱的高速飛行器外殼前表面的溫度。因而造成紅外輻射熱源陣列發(fā)出的光的強(qiáng)度比被加熱體發(fā)出的光強(qiáng)更大，所以必須解決高溫光源造成的的混疊干擾問(wèn)題。由于以上原因到目前為止，在國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)中尚未發(fā)現(xiàn)在高溫?zé)彷椛洵h(huán)境中，應(yīng)用光學(xué)測(cè)量方法對(duì)高速飛行器結(jié)構(gòu)熱面變形進(jìn)行成功測(cè)量的相關(guān)報(bào)道。

【發(fā)明內(nèi)容】
[0007]本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，該裝置要解決處于CMOS相機(jī)與高速飛行器外殼表面之間的高溫輻射熱源造成的信號(hào)阻隔。通過(guò)設(shè)計(jì)垂直安裝的雙層石英燈加熱陣列并形成一個(gè)小面積的方形透光窗口，使得光學(xué)相機(jī)鏡頭能通過(guò)透光窗口直接獲取高速飛行器受熱面的圖像；并選用特定波長(zhǎng)的窄帶通光學(xué)濾波器屏蔽加熱石英燈陣列的干擾光，提取出清晰有效的高速飛行器熱面的散斑位移信號(hào)圖像，以實(shí)現(xiàn)高溫環(huán)境下高速飛行器熱表面位移場(chǎng)和應(yīng)變場(chǎng)的全場(chǎng)測(cè)量。
[0008]本發(fā)明解決上述技術(shù)問(wèn)題采用的技術(shù)方案是:一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，包括:雙層石英燈加熱陣列、高速飛行器薄壁外殼、方形透光窗口、散斑顆粒、熱電偶傳感器、信號(hào)放大器、溫控計(jì)算機(jī)、驅(qū)動(dòng)電源、CMOS相機(jī)、鏡頭、窄帶通光學(xué)濾波器、圖像處理計(jì)算機(jī)與輕質(zhì)高溫陶瓷板；雙層石英燈加熱陣列發(fā)出的紅外輻射光照射高速飛行器薄壁外殼表面模擬飛行中的熱環(huán)境，安裝在高速飛行器薄壁外殼表面的熱電偶傳感器將測(cè)量得到的高速飛行器薄壁外殼表面的溫度信號(hào)送入信號(hào)放大器，由溫控計(jì)算機(jī)通過(guò)驅(qū)動(dòng)電源調(diào)節(jié)施加在雙層石英燈加熱陣列上的驅(qū)動(dòng)電壓值，控制高速飛行器薄壁外殼表面的溫度環(huán)境；由CMOS相機(jī)透過(guò)雙層石英燈加熱陣列中部的方形透光窗口記錄下高速飛行器薄壁外殼表面在常溫下的散斑圖像以及高溫下產(chǎn)生變形的散斑圖像；由圖像處理計(jì)算機(jī)對(duì)圖像進(jìn)行處理，得到高速飛行器薄壁外殼表面在熱環(huán)境下的全場(chǎng)位移。
[0009]進(jìn)一步的，雙層石英燈加熱陣列的兩層石英燈加熱陣列相互垂直安裝，并各抽去其中部的兩根石英燈加熱管，使得雙層石英燈加熱陣列的中部形成一個(gè)小區(qū)域的方形透光窗P。
[0010]進(jìn)一步的，高速飛行器薄壁外殼表面涂覆有散斑顆粒。
[0011]進(jìn)一步的，在鏡頭前加裝透波范圍為434-466nm窄帶通光學(xué)濾波器，濾除雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)，以獲得清晰的高速飛行器薄壁外殼表面的散斑圖像。
[0012]進(jìn)一步的，雙層石英燈加熱陣列與高速飛行器薄壁外殼之間的距離范圍大于IOOmm并小于150mm,減弱由雙層石英燈加熱陣列中部的方形透光窗口對(duì)熱場(chǎng)均勻性的影響。
[0013]進(jìn)一步的，雙層石英燈加熱陣列可生成高達(dá)1500°C的熱環(huán)境。并得到高速飛行器薄壁外殼表面在高達(dá)1500°C熱環(huán)境下的全場(chǎng)位移。
[0014]進(jìn)一步的，輕質(zhì)高溫陶瓷板安裝在雙層石英燈加熱陣列和CMOS相機(jī)之間靠近雙層石英燈加熱陣列的一側(cè)，防止雙層石英燈加熱陣列的熱擴(kuò)散。
[0015]進(jìn)一步的，輕質(zhì)高溫陶瓷板中部開(kāi)有與雙層石英燈加熱陣列的中部的方形透光窗口尺寸相同的方形透光窗口。
[0016]本發(fā)明的原理是:一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置包括:雙層石英燈加熱陣列、高速飛行器薄壁外殼、方形透光窗口、散斑顆粒、熱電偶傳感器、信號(hào)放大器、溫控計(jì)算機(jī)、驅(qū)動(dòng)電源、CMOS相機(jī)、調(diào)節(jié)支架、鏡頭、窄帶通光學(xué)濾波器和圖像處理計(jì)算機(jī)；兩層石英燈加熱陣列相互垂直安裝，并各抽去其中部的兩根石英燈加熱管，使得雙層石英燈加熱陣列的中部區(qū)域形成一個(gè)方形透光窗口 ；雙層石英燈加熱陣列發(fā)出的紅外輻射光照射在高速飛行器薄壁外殼的表面給其加熱，熱電偶傳感器安裝在高速飛行器薄壁外殼的表面，將測(cè)量得到的高速飛行器薄壁外殼表面溫度信號(hào)送入信號(hào)放大器，由溫控計(jì)算機(jī)通過(guò)驅(qū)動(dòng)電源調(diào)節(jié)施加在雙層石英燈加熱陣列上的驅(qū)動(dòng)電壓值，控制高速飛行器薄壁外殼表面的溫度環(huán)境；當(dāng)高速飛行器薄壁外殼表面受到雙層石英燈加熱陣列發(fā)出的紅外光輻射后，溫度上升，其表面的散斑顆粒隨著高速飛行器薄壁外殼的變形改變其相對(duì)位置。其常溫下散斑顆粒的初始位置信號(hào)和高溫下產(chǎn)生的位置移動(dòng)信號(hào)均通過(guò)雙層石英燈加熱陣列的中部預(yù)留的方形透光窗口由CMOS相機(jī)采集；在鏡頭前加裝窄帶通光學(xué)濾波器，將雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的輻射光過(guò)濾掉，以得到高速飛行器薄壁外殼表面清晰的散斑圖像；通過(guò)數(shù)字圖像相關(guān)方法處理高速飛行器薄壁外殼表面變形前后的散斑圖像，獲得高溫環(huán)境下高速飛行器薄壁外殼表面的全場(chǎng)變形。
[0017]在模擬導(dǎo)彈等飛行器高速飛行的高溫氣動(dòng)熱環(huán)境試驗(yàn)中，當(dāng)由密集排列的石英加熱管組成的紅外輻射熱源陣列按照溫度曲線對(duì)導(dǎo)彈等高速飛行器外殼表面進(jìn)行輻射加熱時(shí)，其外殼前表面會(huì)被加熱到數(shù)百度甚至高達(dá)上千度。由于高速飛行器外殼表面的變形參數(shù)被密集排列的熱源陣列所阻隔，使用非接觸式光學(xué)測(cè)量方法難于直接捕捉到高速飛行器外殼表面的變形信息。因此在地面試驗(yàn)中，高溫環(huán)境下測(cè)定導(dǎo)彈等高速飛行器外殼表面熱面變形的工作非常困難，是一個(gè)亟待解決的研究課題。
[0018]為了能夠直接獲取高速飛行器外殼表面的變形信號(hào)，設(shè)計(jì)一種雙層石英燈加熱陣列，相互垂直安裝，將兩層石英燈加熱陣列中的每一層都抽去中部的兩根石英燈加熱管，使得雙層石英燈加熱陣列的中部區(qū)域出現(xiàn)一個(gè)面積不大的正方形透光窗口。當(dāng)雙層石英燈加熱陣列發(fā)出的紅外輻射光照射在高速飛行器薄壁外殼的表面時(shí)，其表面的涂覆的散斑顆粒將隨著高速飛行器薄壁外殼的變形改變其相對(duì)位置。其位置變化信號(hào)穿過(guò)雙層石英燈加熱陣列中部的方形透光窗口被CMOS相機(jī)接收到。通過(guò)計(jì)算機(jī)圖像處理的方法，獲得高溫環(huán)境下高速飛行器外殼表面的全場(chǎng)位移。
[0019]由于到達(dá)CMOS相機(jī)的光學(xué)信號(hào)中混疊有雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的高溫?zé)岣Ｉ湫盘?hào)，使得高速飛行器薄壁外殼表面的散斑顆粒的位置變化圖像變得不清晰，甚至識(shí)別困難。因此反復(fù)試驗(yàn)獲得濾波效果最佳的窄帶通光學(xué)濾波器的頻譜和透光帶寬，用以最大限度地屏蔽掉雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)，使得安裝在CMOS相機(jī)能夠得到清晰度良好的高速飛行器外殼表面的高溫散斑圖像，最終獲得高溫環(huán)境下高速飛行器熱面的二維平面位移場(chǎng)。
[0020]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是:
[0021](I)、在進(jìn)行高溫表面應(yīng)變測(cè)試時(shí)，傳統(tǒng)的方法是使用高溫應(yīng)變片。但是，高溫應(yīng)變片得到的僅是某一個(gè)點(diǎn)的應(yīng)變，一片應(yīng)變片的測(cè)量方向也僅有一個(gè)，而在一個(gè)小區(qū)域內(nèi)部不可能同時(shí)在各個(gè)方向上粘貼數(shù)量眾多的應(yīng)變片。另外因?yàn)閼?yīng)變片有一定的尺寸大小，測(cè)量得到的結(jié)果是單個(gè)應(yīng)變片長(zhǎng)度范圍內(nèi)的平均應(yīng)變值，因此對(duì)應(yīng)力梯度大的區(qū)域采用應(yīng)變片測(cè)量方法難于得到準(zhǔn)確結(jié)果。本發(fā)明應(yīng)用非接觸式光學(xué)測(cè)量方法實(shí)現(xiàn)高溫環(huán)境下高速飛行器外殼熱面的變形測(cè)量，可獲得高速飛行器外殼熱面的二維全場(chǎng)變形，并且對(duì)應(yīng)力梯度大的區(qū)域也能夠獲得良好的試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果。
[0022](2)、由于在進(jìn)行導(dǎo)彈等高速飛行器外殼高溫氣動(dòng)熱模擬試驗(yàn)時(shí)，當(dāng)紅外輻射熱源陣列給高速飛行器外殼表面加熱時(shí)，外殼表面信息被密集排列的熱源陣列所遮蔽，因此使用非接觸式光學(xué)測(cè)量方法難于直接捕捉到高速飛行器外殼表面的高溫變形信息。本發(fā)明將石英燈加熱陣列中部抽去兩根燈管，將高速飛行器外殼表面露出一部分，但是剛性的石英燈管被抽去后會(huì)露出一條很長(zhǎng)的縫隙，在一條很長(zhǎng)的直線區(qū)域內(nèi)造成高速飛行器外殼加熱的不均勻。因此本發(fā)明將石英燈加熱陣列設(shè)計(jì)成雙層陣列，每一層的陣列都抽去中部的兩根石英燈加熱管，并使兩層石英燈加熱陣列相互垂直安裝，使得雙層石英燈加熱陣列的中部區(qū)域出現(xiàn)一個(gè)不大的正方形透光窗口。一方面高溫環(huán)境下高速飛行器外殼表面的二維全場(chǎng)變形信息可通過(guò)方形透光窗口到達(dá)CMOS相機(jī)的鏡頭，另一方面垂直安裝的雙層石英燈加熱陣列使得熱環(huán)境的均勻性更好。由于方形透光窗口的平面尺寸不大，并且雙層石英燈加熱陣列與高速飛行器外殼表面之間有100mm-150mm遠(yuǎn)的距離，因此不大的方形透光窗口對(duì)整體熱環(huán)境均勻性的影響不大。通過(guò)生成方形透光窗口的方法，實(shí)現(xiàn)了高速飛行器外殼熱面變形信號(hào)的非接觸式直接光學(xué)采集。
[0023](3)、由于雙層石英燈加熱陣列處于CMOS相機(jī)與高速飛行器外殼表面之間，到達(dá)CMOS相機(jī)的光學(xué)信號(hào)中混疊有雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的高溫?zé)彷椛湫盘?hào)，使得高速飛行器外殼表面的散斑顆粒的位置變化圖像識(shí)別困難。采用窄帶通光學(xué)濾波器，并尋找到濾波效果最佳透波帶寬后，雙層石英燈加熱陣列產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)被阻隔，使得安裝在CMOS相機(jī)獲得了清晰度良好的高速飛行器外殼表面的高溫散斑圖像，經(jīng)圖像處理得到高溫環(huán)境下高速飛行器熱表面的全場(chǎng)位移和應(yīng)變信息。
[0024]( 4 )、由于石英燈加熱陣列中的細(xì)長(zhǎng)燈管可以方便地安裝，通過(guò)調(diào)整被抽取的石英燈管在雙層石英燈加熱陣列中的位置，可在不同的局部形成方形透光窗口，獲得高速飛行器薄壁外殼表面不同區(qū)域的位移場(chǎng)變化信息。
[0025](5)、本發(fā)明裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)潔，使用方便，為導(dǎo)彈等高速飛行器的高溫?zé)釓?qiáng)度校核與安全防護(hù)設(shè)計(jì)提供可靠的依據(jù)。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0026]圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0027]圖2為高速飛行器外殼表面的散斑圖像。
[0028]圖3為高溫下未加窄帶通光學(xué)濾波器的高速飛行器外殼表面的散斑圖像。
[0029]圖4為高溫下加裝窄帶通光學(xué)濾波器后的高速飛行器外殼表面的散斑圖像。
[0030]圖5為高溫環(huán)境下高速飛行器外殼表面位移場(chǎng)示意圖；其中，(a)為X方向位移場(chǎng)；(b)為Y方向位移場(chǎng)；(C)為徑向位移矢量和徑向位移等值線圖。
【具體實(shí)施方式】
[0031]下面結(jié)合附圖以及具體實(shí)施例進(jìn)一步說(shuō)明本發(fā)明。
[0032]如圖1所示，本發(fā)明由雙層石英燈加熱陣列1、高速飛行器薄壁外殼2、方形透光窗口 3、散斑顆粒4、熱電偶傳感器5、信號(hào)放大器6、溫控計(jì)算機(jī)7、驅(qū)動(dòng)電源8、調(diào)節(jié)支架9、CMOS相機(jī)10、鏡頭11、窄帶通光學(xué)濾波器12、圖像處理計(jì)算機(jī)13與輕質(zhì)高溫陶瓷板14組成。雙層石英燈加熱陣列I發(fā)出的紅外輻射光照射高速飛行器薄壁外殼2的表面模擬飛行中的熱環(huán)境，熱電偶傳感器5安裝在高速飛行器薄壁外殼2的表面，熱電偶傳感器5將測(cè)量得到的高速飛行器薄壁外殼2表面溫度信號(hào)送入信號(hào)放大器6，由溫控計(jì)算機(jī)7通過(guò)驅(qū)動(dòng)電源8調(diào)節(jié)施加在雙層石英燈加熱陣列I上的驅(qū)動(dòng)電壓值，控制高速飛行器薄壁外殼2表面的溫度環(huán)境。當(dāng)高速飛行器薄壁外殼2表面受到雙層石英燈加熱陣列I發(fā)出的紅外光輻射后，溫度上升，其表面的如圖2所示散斑顆粒4會(huì)隨著高速飛行器薄壁外殼2的變形而改變其相對(duì)位置。其常溫下的初始位置信號(hào)以及高溫下產(chǎn)生移動(dòng)后的位置信號(hào)均透過(guò)雙層石英燈加熱陣列I的中部預(yù)留的方形透光窗口 3直接到達(dá)安裝在調(diào)節(jié)支架9上的CMOS相機(jī)10，由圖像處理計(jì)算機(jī)13對(duì)信號(hào)進(jìn)行存儲(chǔ)和處理，得到高速飛行器薄壁外殼2表面的全場(chǎng)位移。輕質(zhì)高溫陶瓷板14安裝在雙層石英燈加熱陣列I和CMOS相機(jī)10之間用于防止雙層石英燈加熱陣列I的熱擴(kuò)散。
[0033]兩層石英燈加熱陣列相互垂直安裝，并各抽去各層陣列中部的兩根石英燈加熱管，使得雙層石英燈加熱陣列I的中部形成一個(gè)小的方形透光窗口 3，高溫環(huán)境下高速飛行器薄壁外殼2表面的散斑顆粒4的位置變化信息透過(guò)方形窗口直接進(jìn)入CMOS相機(jī)10的鏡頭11，通過(guò)圖像處理獲得高速飛行器薄壁外殼2表面的全場(chǎng)位移。
[0034]由于經(jīng)過(guò)鏡頭11到達(dá)CMOS相機(jī)10的光學(xué)信號(hào)中混疊有雙層石英燈加熱陣列I產(chǎn)生的高溫?zé)彷椛湫盘?hào)，會(huì)造成的如圖3所示的高速飛行器薄壁外殼2表面的散斑顆粒4的位置變化圖像不夠清晰的結(jié)果。為了屏蔽掉雙層石英燈加熱陣列I產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)，突出高速飛行器薄壁外殼2表面的散斑顆粒4的位置變化信息，在鏡頭11前加裝了窄帶通光學(xué)濾波器12，將雙層石英燈加熱陣列I產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)過(guò)濾掉，加裝窄帶通光學(xué)濾波器12后獲得了如圖4所示的清晰的高速飛行器薄壁外殼表面的散斑圖像。經(jīng)反復(fù)試驗(yàn)窄帶通光學(xué)濾波器12的透波范圍為434-466nm可得到良好的高溫散斑圖像。
[0035]通過(guò)調(diào)整雙層石英燈加熱陣列I中燈管的位置，可在不同的局部形成小面積的方形透光窗口 3，獲得高速飛行器薄壁外殼2表面不同區(qū)域的位移場(chǎng)變化信息。
[0036]本發(fā)明裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)潔，使用方便，并能模擬相當(dāng)于飛行速度高達(dá)6-8個(gè)馬赫數(shù)的紅外輻射熱源陣列產(chǎn)生的高達(dá)1500°C的高溫環(huán)境，獲得難于測(cè)量的高速飛行器熱面的全場(chǎng)變形參數(shù)，為導(dǎo)彈等高速飛行器的高溫?zé)釓?qiáng)度校核與安全設(shè)計(jì)提供可靠依據(jù)。
[0037]本發(fā)明未詳細(xì)闡述部分屬于本領(lǐng)域公知技術(shù)。
【權(quán)利要求】
1.一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于包括:雙層石英燈加熱陣列(I)、高速飛行器薄壁外殼(2)、方形透光窗口(3)、散斑顆粒(4)、熱電偶傳感器(5)、信號(hào)放大器(6)、溫控計(jì)算機(jī)(7)、驅(qū)動(dòng)電源(8)、CMOS相機(jī)(10)、鏡頭(11)、窄帶通光學(xué)濾波器(12)、圖像處理計(jì)算機(jī)(13)與輕質(zhì)高溫陶瓷板(14);雙層石英燈加熱陣列(I)發(fā)出的紅外輻射光照射高速飛行器薄壁外殼(2)表面模擬飛行中的熱環(huán)境，安裝在高速飛行器薄壁外殼(2)表面的熱電偶傳感器(5)將測(cè)量得到的高速飛行器薄壁外殼(2)表面的溫度信號(hào)送入信號(hào)放大器(6 )，由溫控計(jì)算機(jī)(7 )通過(guò)驅(qū)動(dòng)電源(8 )調(diào)節(jié)施加在雙層石英燈加熱陣列(I)上的驅(qū)動(dòng)電壓值，控制高速飛行器薄壁外殼(2)表面的溫度環(huán)境；由CMOS相機(jī)(10)透過(guò)雙層石英燈加熱陣列(I)中部的方形透光窗口(3)記錄下高速飛行器薄壁外殼(2)表面在常溫下的散斑圖像(4)以及高溫下產(chǎn)生變形的散斑圖像；由圖像處理計(jì)算機(jī)(13)對(duì)圖像進(jìn)行處理，得到高速飛行器薄壁外殼(2)表面在熱環(huán)境下的全場(chǎng)位移。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:雙層石英燈加熱陣列(I)的兩層石英燈加熱陣列相互垂直安裝，并各抽去其中部的兩根石英燈加熱管，使得雙層石英燈加熱陣列(I)的中部形成一個(gè)小區(qū)域的方形透光窗口(3)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:高速飛行器薄壁外殼(2)表面涂覆有散斑顆粒。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:在鏡頭(11)前加裝透波范圍為434-466nm窄帶通光學(xué)濾波器(12)，濾除雙層石英燈加熱陣列(I)產(chǎn)生的熱輻射信號(hào)，以獲得清晰的高速飛行器薄壁外殼(2)表面的散斑圖像。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:雙層石英燈加熱陣列(I)與高速飛行器薄壁外殼(2)之間的距離范圍大于IOOmm并小于150mm,減弱由雙層石英燈加熱陣列(I)中部的方形透光窗口(3)對(duì)熱場(chǎng)均勻性的影響。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:雙層石英燈加熱陣列(I)可生成高達(dá)1500°C的熱環(huán)境。并得到高速飛行器薄壁外殼(2)表面在高達(dá)1500°C熱環(huán)境下的全場(chǎng)位移。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:輕質(zhì)高溫陶瓷板(14)安裝在雙層石英燈加熱陣列(I)和CMOS相機(jī)(10)之間靠近雙層石英燈加熱陣列(I)的一側(cè)，防止雙層石英燈加熱陣列(I)的熱擴(kuò)散。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于光學(xué)方法的高速飛行器熱表面全場(chǎng)變形測(cè)量裝置，其特征在于:輕質(zhì)高溫陶瓷板(14)中部開(kāi)有與雙層石英燈加熱陣列(I)的中部的方形透光窗口(3)尺寸相同的方形透光窗口。
【文檔編號(hào)】G01B11/16GK103558243SQ201310585505
【公開(kāi)日】2014年2月5日 申請(qǐng)日期:2013年11月19日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月19日
【發(fā)明者】潘兵, 吳大方, 俞立平, 王岳武, 王杰, 蒲穎 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)