风洞试验中模型迎角的视频测量及精度研究

模型迎角的准确测量是获得高精度风洞试验数据的基础（如失速点与最小阻力点的准确迎角值是飞行器研制与改型的关键数据）。为此,提出风洞试验中模型迎角的视频测量方法,分析其测量精度。2m超声速风洞中的多个迎角视频测量实例表明：该方法的迎角测量精度≤0．01°,可清晰分辨幅度为0．01。的迎角振动过程,而且该方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,测量精度不受模型振动影响,具有实用价值。     

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据（马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0）表明：在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差（含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差）在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。     

风洞模型位移视频测量的相机标定

相机的制造和装配误差难以完全消除,导致相机的光学系统存在不同程度的非线性光学畸变现象,故相机标定对确保风洞模型位移视频测量的精度至关重要。针对1m。以上的台阶标定块制造成本高、维护困难,提出基于距离标尺的相机标定方法,推导包含非线性畸变模型的共线方程,建立适应中国大尺寸风洞的低成本相机标定系统,确保模型位移视频测量相机的自校正精度。2m超声速风洞的某跨大气层飞机测力试验中,采用该方法校正DALSAe相机后,各阶梯迎角测量精度以≤0．00772。（达到高速风洞测力试验迎角精度的先进指标）,因此具有实用价值。     

基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法

风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一，为此，提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵，获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标，应用坐标旋转关系，完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明：迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系，因此，当标记点不满足共面条件时，可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明：修正系统误差后，迎角实测数据的测量准度在0.01°以内，精度不超过0.012°。本文方法易于实施，工程实用价值强。     

分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法

详细介绍了分离形式后体喷流模型设计中需要注意的关键技术问题,以及相应的设计方法。针对某型飞机高速风洞后体喷流测力试验,以提高分离形式后体喷流试验中的阻力测量精度为目的,精细化设计后体喷流模型的密封以及内外腔压监测点,采用对风洞试验中天平阻力项结果进行修正的方法,得到与国外同类型试验阻力测量精度相一致的结果,阻力测量精度0.0005,证明该修正方法能有效地应用于分离形式后体喷流试验阻力数据的修正,精度满足国军标阻力测量指标。     

风洞模型位移光学测量技术应用综述

风洞试验中,模型姿态的测量是影响数据精准度的一个重要因素,而测量上的一个微小变化,常常对实际应用价值造成巨大影响。当代测量技术发展的一个新领域是应用光学技术。概述了国外主要的风洞模型位移光学测量系统,包括测量依据、应用风洞、模型要求、数据后处理以及精度情况。这些测量系统应用于静态试验和动态试验中,用于模型位移、姿态角和弯曲变形的测量。从应用现状、应用环节、操作步骤、发展趋势等方面进行了描述,并给出了结论。比较这些模型位移光学测量技术可知它们各有优缺点,应用条件不一样。     

高陡度保形光学镜面拼接测量误差分析与建模

从测量原理出发,分析研究了测量误差产生的原因,建立了其对测量精度的影响模型,并在MATLAB下进行了仿真。最后对口径120mm,长径比1.2的椭球形保形头罩进行了实测试验。测量试验表明:上述方法能够高精度的重构出面形轮廓,方法简单,实用。     

基于PSD的模型姿态角和振动测量技术原理性研究

为了适应风洞发展的需要,满足风洞测量技术精细化、多样化的要求,开展了基于位置敏感器件（PSD）技术的模型姿态角测量系统的原理性研究。对PSD探测头进行了详细设计,完成了姿态角测量试验平台和数据采集处理系统,并开展了初步的测量试验。通过原理性试验证明,测量系统的测量范围为-10°～10°,测量准确度为0.036°,测量精度为0.016°。还对系统应用于振动的测量进行了原理性的研究,获得了初步的研究数据。随着进一步的细化和精确度的进一步提高,基于PSD技术的模型姿态角测量系统在风洞模型的姿态和振动测量、姿态角测量机构的标定和检定、视频测量系统的相互验证等领域具有非常大的应用潜力。     

激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究

介绍了在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在CARDC0．6m激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2．85×10^7／m和1．58×10^7／m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明：模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。     

光学头罩超声速绕流流场光学传输效应风洞试验研究

在Ma=3连续超声速风洞中,开展了光学头罩绕流流场光学传输效应的风洞模拟试验方法研究,进行了现场振动测量与隔离,研制了专用试验装置,采用哈特曼传感器和剪切干涉仪两种手段进行了光学传输效应的试验测量。试验中,针对试验装置各部分的不同组合状态,进行了大量的测试,研究了试验装置有效性以及试验数据重复性,着重分析了探测光束的PV值与RMS值。结果表明：导流板可明显抑制风洞洞壁边界层干扰,试验装置与方法可行,对于连续式风洞中模型绕流流场光学传输效应测试有一定参考价值。     

半模机翼振动的风洞实验技术研究

飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明：振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。     

捕获轨迹系统并联机构地面标定方法

捕获轨迹系统（CTS）是一种先进的预测外挂物投放轨迹的试验系统，普遍采用六自由度（6-DoF）串联机构作为其运动机构，串联机构因惯性力大和关节累积误差大使其定位精准度不足。相比串联机构，并联机构具有惯性力小和关节误差不累积等优点。采用6-PTRT并联机构作为CTS试验系统的六自由度运动机构，在空间受限的风洞环境中对CTS并联机构进行地面标定：提出动平台位姿的测量和计算方法，建立包含直线驱动平台安装夹角修正的标定模型，并基于非线性最小二乘法辨识结构参数。辨识后CTS并联机构的位移定位准度优于0.1 mm，姿态定位准度优于0.05°，最后以CTS并联机构和常规攻角机构进行8#标模的对比风洞试验。风洞试验结果表明，CTS并联机构的风载定位准度满足测力试验精准度要求。     

基于视觉的模型烧蚀形貌实时测量方法

针对电弧风洞试验时模型烧蚀形貌实时的变化问题,使用数字散斑相关结合双目视觉的方法直接测量得到了模型烧蚀过程的形貌变化历程。利用散斑相关来进行图像数据的处理,同时综合了亚象素相关算法。通过测量获得了模型烧蚀过程的形貌实时变化情况。标定结果表明标定精度达到了0.02 mm;试验结果表明,测量方法可以为分析平板模型随烧蚀时间变化而变化的特性提供有效的试验数据。     

双目视觉绳系支撑飞行器模型位姿动态测量

绳牵引并联机器人（WDPR）为风洞试验提供了一种新型支撑方式，可用于多/六自由度风洞复杂动态试验。针对该支撑下飞行器模型的大范围运动，发展了一种基于双目视觉的模型位姿动态测量方法。首先，设计了一种编码合作标志点，合理布置于模型表面，通过图像处理消除绳对标志点成像干扰，进行标志点三维重构；然后，利用绝对定姿算法求解相对位姿初值，且给出了理论误差分析，并基于双目相机重投影误差构建李代数下的无约束最小二乘优化问题，采用L-M算法进行位姿优化；最后，采用该测量系统分别进行了静态和动态精度验证试验，以及大迎角俯仰振荡等3种单/多自由度典型运动轨迹测量。试验数据显示，静态角度和位移测量精度分别优于0.02°/0.02 mm；动态测量时角度精度可达到0.1°量级，位移平均误差为0.4 mm。研究结果表明：设计的双目视觉测量系统是有效可行的，可为后续风洞试验的实际应用提供支持。     

基于彩色编码的副油箱风洞模型位姿测量方法

高速飞行器副油箱分离位姿参数是飞行器以及副油箱设计的重要基础数据。位姿参数测量工作多在高度模拟飞行器飞行状态的风洞环境下进行,对缩比模型实施高速非接触测量。受风洞试验段观察视窗限制以及副油箱模型形状影响,副油箱模型位姿测量十分困难。首先针对风洞观察视窗以及风洞复杂环境对图像采集效果的影响,提出了基于自发光单元的副油箱运动序列图像采集方法,采用双目视觉系统高速采集获得目标物的清晰序列图像;其次,提出基于环绕式彩色编码的自发光标记点匹配方法,实现风洞复杂环境内标记点的高精度匹配;最后,根据副油箱表面合作标记点的三维坐标获取副油箱模型的位姿信息。试验结果表明:所提出的位姿测量方法满足测量要求,其最大位移误差不超过0.102mm、最大角度误差不超过0.201°。     

刚性模型风洞试验确定大跨屋盖结构风振系数的多阶模态力法

风流经过大跨屋面时,由于气流分离在屋面的大部分区域产生强大的吸力,并引起柔性屋面结构的振动,因此大跨屋面结构抗风设计需考虑风振响应和风振系数.本文根据振型迭加原理,提出了利用刚性模型风洞试验确定大跨度柔性屋盖结构风振响应和风振系数的多阶模态力法,并推导了风振响应和风振系数的计算公式.该方法可以考虑高阶振型的贡献.通过与气动弹性模型风洞试验结果以及直接时程法相对比,发现多阶模态力法能够得出令人满意的结果.     

风洞试验中的视频测量技术现状与应用综述

视频测量（Videogrammetric Measurement,VM）技术因其对试验模型的设计制造无要求,受到国内外风洞试验机构的青睐,本文综述了国外航空航天强国的风洞试验机构所掌握的 VM 技术,并分析了 VM 技术在我国高速暂冲风洞试验中应用所面临的问题,据此中国空气动力研究与发展中心（CARDC）提出了多相机动态标定与基于运动估计的序列图像匹配技术,在暂冲高速风洞高噪声（130 dB 左右）振动环境下,建立了高精度的模型位姿光学测量技术,2米量级高速风洞中的多个应用表明：视频测量的精度高,已用于高速试验模型的姿态与变形测量;另一方面,通过 VM 测量偏折位移场得到光束从摄影中心出发穿过扰流区的光程差,为气动光学效应的研究与测量以及试验模型的壁面流动显示提供新的途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源,因此具有巨大应用前景。