一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量方法

技术领域

本发明属于测量技术领域，尤其涉及一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量方法。

背景技术

飞机机翼是飞机的重要部件之一，其主要作用是产生升力，在飞机飞行的过程中，机翼结构状态对飞行安全的影响非常大，飞机机翼形态异常是造成飞机事故的主要原因之一。

对于航空航天结构的变形振动监测，传统的方法主要是以电测的方式为主，例如采用位移计、加速度传感器、GPS和激光位移传感器等方法。

最为典型的监测方法是摄像测量，这种监测方式主要是采用激光扫描的方式感知机翼结构的变形，该方法监测结构的变形振动具有精度高，实时性较好的优点，但是该监测手段是以基座稳定的激光源为核心，激光基座不稳定的情况下，难以实现变形监测要求。

对于当前航空航天研究需求，除了对变形振动监测的精度要求较高外，对传感器的埋设方式也有较高的要求。例如大型飞行器结构的机翼变形监测研究领域，为保证在机翼工作环境下实时对结构的位移、应变等参数进行测量，要求传感器不能粘贴在机翼表面，必须进行内部埋设。对于诸如此类的特殊要求，基于常规电测方式的变形振动监测方法已不能满足要求，因为传统监测方式不论是加速度传感器还是激光位移传感器，都难以实现内埋。

另一方面，传统的以电测方式为主的监测方法，存在传感器笨重、导线冗长、不能实现分布式传感网络、稳定性较差等缺点，需要在环境条件不是很恶劣的情况下方能实现参数监测，因此常规变形振动监测传感器不能满足新时期下的监测需求。

实用新型专利CN201720210170.1，公开了一种变形检测装置，用于飞艇囊体的形变检测，包括粘贴于囊体的应变传感器，无线采集发送模块，地面无线接收模块。只适用于静态测试变形。

发明专利CN202011169675.0，公开了一种基于应力应变的箭体外形重构技术。在箭体外侧布置光纤光栅传感器，测得有限点的应变值，对应变方程的二重积分求得第一段上任意点的挠度；根据第一段末求得的挠度方程和转角变化方程，求得第二段起始点的挠度方程。其算法主要是二重积分法求取应变至形变的对应关系。计算过程较繁琐，实时性不强。

实用新型专利CN202021456950.2，公开了结构体应变和形变参数的测量装置。该发明将结构体的形变参数转换为测量杆活动端的位移，通过图像传感器实施拍摄活动端的高分辨率图像，从而测量大型结构体表面应变和形变，只适用于静态测试变形。

发明专利CN201910861268.7，公开了基于自适应网格的光学变形测量方法及电子设备。通过获取感兴趣区域的散斑图像，自适应选择网格尺寸，减少大应变梯度位置优于形函数不匹配造成的误差及小应变梯度位置的随机误差。基于光学的方法测试变形，适用于静态条件。

发明内容

发明目的

为了在解决强振动、强冲击、烟雾油污、刹车水流冲击等恶劣条件下翼面变形重构问题，本发明提供了一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量装置。

发明技术解决方案

一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量方法，该方法包括如下步骤：

(1)应变阵列获取：在翼面上选取若干应变测量点并测量各应变测量点的应变；

(2)计算各应变测量点处翼面的局部曲率；

(3)计算同一变形曲线上每两个相邻应变测量点之间的所有曲率信息形成弧段；

(4)将同一条变形曲线上的各弧段连接形成完整的变形曲线；

(5)根据翼面上的所有变形曲线构建变形曲面。

优选的，应变测量点均布在翼面上。

优选的，将翼面沿长度方向及宽度方向分别均匀划分为若干等份后形成的网格，应变测量点位于网格的交叉点。

优选的，步骤(4)中各变形曲线均沿翼面长度方向。

优选的，步骤(2)中曲率的计算方法为：

假设应变值测量点和该应变值测量点所属的变形曲线与翼面固定面之间的交点之间距离为s，该应变值测量点所属的变形曲线与翼面固定面之间的交点简称翼面固定点，制成翼面的板材厚度为h，假定板材中性面保持不变，则建立方程如下：

化简为：

其中，Δs为应变值测量点和翼面固定点之间距离的拉伸量，ρ为应变测量点所在处翼面局部的圆弧半径，θ为拉伸出的微弧对应的弧度，ε为应变。

优选的，步骤(3)中通过如下公式获得同一变形曲线上每两个相邻应变测量点之间的所有曲率信息：

k ＝0 .018*s+0.063(4)

上式中，k为计算出的曲率。

优选的，步骤(4)中将弧段连接成变形曲线的方法为：根据变形曲线上第一段弧段的起始点坐标递推出该弧段的终点坐标相对于起始点坐标的增量，如此递推求出下一段弧段终点相对于起点坐标的增量，直到最后一段弧段，即可得到整段变形曲线的坐标。

优选的，应变测量点的应变通过光纤光栅传感器、金属应变栅或半导体应变栅测量。

优选的，应变测量点的应变通过光纤应变解调器进行光电转换。

本发明的优点：该方法克服了测量手段本身无法避免的数据失真现象，将回归分析的思想应用到数据测量中，同时优化训练样本的选择，提高得了相对高度测量的环境适应性。

附图说明

图1为曲率与应变关系图。

图2为变形弧段坐标增量计算示意图。

图3为光纤应变片阵列分布图。

图4为本发明一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量方法步骤图。

具体实施方式

本发明是通过如下技术方案予以实现的。

一种火箭橇试验中翼面三维变形实时动态测量方法，该方法包括如下过程：

(1)应变阵列获取

光纤光栅传感器(FBG)基本工作原理通过宽带光源向光纤光栅传感器发射一束宽带光源，宽带光源通过光纤纤芯的时候在栅区部分有一部分光会发生反射，通过光纤应变解调器则可接受分析这部分反射光谱，这部分光谱是FBG应用于应变变形监测领域的核心部分。

应变阵列如图3所示，在翼面上均匀设置若干光纤光栅传感器。本实施例中沿着翼面的长度方向均布7个光纤光栅传感器，宽度方向均布5个光纤光栅传感器。各光纤光栅传感器接入光纤应变解调器中。光纤光栅传感器也可用金属应变栅、半导体应变栅代替。

(2)应变阵列动态重构翼面变形

读取各光纤光栅传感器应变值，进行分段拟合，进而重构出翼面的曲面变形。

分段拟合变形算法思路为：根据测点应变矩阵和弧长矩阵重建多条曲线实现变形监测的过程，依次按照以下几个步骤：

①各应变测量点所在的翼面局部曲率信息的获取；②离散曲率信息的连续化；③基于曲率信息的变形曲线重构；④曲面重建。

①曲率信息的获取

曲率计算如图1所示。

假设应变值测量点和翼面固定点之间距离为s，制成翼面的板材厚度为h，假定板材中性面保持不变，则可建立方程如下：

化简为：

其中，Δs为应变值测量点和翼面固定点之间距离拉伸量，ρ为应变测量点所在处翼面局部的圆弧半径，θ为圆心角，ε为应变。

②离散曲率信息的连续化

根据材料力学公式：

上式中，1/ρ为应变测量点所在处翼面局部的曲率，对于弯曲变形，弯矩M是关于应变值测量点和翼面固定点之间距离s的一次函数，通过光纤光栅传感器监测得到应变测量点的应变信息，将应变信息转换为曲率信息，通过应变测量点曲率信息与应变值测量点和翼面固定点之间距离拟合出线性方程，由此方程可得到两个应变测量点之间的所有曲率信息，由此实现了离散曲率信息到连续曲率的转化。

如制成翼面的板材厚度为3mm的情况下，在某一弯曲情况下应变测量点处FBG传感器测得应变与其对应位置如表1所示。

表1在某一弯曲情况下应变测量点处FBG传感器测得应变与其对应位置

根据上述讨论有，曲率与弧长成一次方程关系，表1所示曲率与应变测量点与翼面固定点的距离s的关系方程如下：

k＝0.018*s+0.063(4)

通过上式即可求出在FBG1与FBG2之间的任意一点的曲率值k。

③基于曲率信息的变形曲线重构

应变值测量点的应变曲率信息分段重构变形曲线的方法，其核心思想是通过将翼面表面的变形曲线分成N段弧段(同一变形曲线上每两个相邻应变测量点之间为一个弧段)，设第一段弧段的起始点坐标为(0，0)，根据微分几何的知识，递推出第一段弧段的终点坐标相对于起始点坐标的增量，如此递推求出下一段弧段终点相对于起点坐标的增量，直到最后一段弧段，即可得到整段变形曲线的坐标。图2为变形曲线坐标增量计算示意图。

以微元所在位置建立主坐标系xy，以微元起点A点(某段变形曲线的起始点)切线为x’坐标建立副坐标系x’y’，B点(该某段变形曲线的终点)在xy上的投影为x

x

y

在x’y’坐标系里有：

x

y

由于AB段微元的曲率导数可用A、B两点曲率导数的平均值表示，则有：

s为微元弧长大小，其中k

变形弧面坐标增量计算示意图如图2所示，图3为重构翼面变形解算步骤。其中应变值通过分段拟合算法公式如公式(1)和公式(2)所示。

至此，AB段微元的终点相对于起点的坐标增量已全部求出，在此基础之上，按照上述方法求出下一段微元的坐标增量，循环直至整条变形曲线的微元弧段全部计算完成，将每个微元弧段的坐标增量加上上一段微元弧段的坐标增量，最后将全部微元弧段通过直线连接。

④曲面重建

曲面上多条光纤应变传感器构建出一个曲面变形。

上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的是让熟悉该技术领域的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此来限制本发明的保护范围，凡根据本发明精神本质所作出的等同变换或修饰，都应涵盖本发明的保护范围内。本发明未详细描述的技术、形状、构造部分均为公知技术。