本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术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
本专利技术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。
技术介绍
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。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。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。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。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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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。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。进一步的，高速飞行器薄壁外壳表面涂覆有散斑颗粒。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。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。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。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。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。本专利技术的原理是: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本文档来自技高网...
【技术保护点】
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（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）、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（1）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（1）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（1）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。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：潘兵，吴大方，俞立平，王岳武，王杰，蒲颖，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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