CN111977025A - 一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置及方法，属于直升机飞行试验测量技术领域；包括两台高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器、外挂架和存储卡。嵌入式计算机与两台高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备和存储卡连接；所述嵌入式计算机包括触发控制模块、采集记录模块、数据解算模块，通过触发控制模块接受信号和发出指令，采集记录模块用于采集所述高速相机的图像信息，数据解算模块将图像信息进行处理后存储到采集记录模块。该装置一体化设计安装在外挂架上，整体通过外界28V电源接口，便于在机载环境中改装应用；相机位置姿态依据旋翼测量状态事先标校好，不用重复标定，改装周期、改装难度降低。

Description

一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置及方法

技术领域

本发明属于直升机飞行试验测量技术领域，具体涉及一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置及方法。

背景技术

直升机桨叶是直升机旋翼升力***的重要部分。其特性参数直接影响到直升机的飞行品质，随着复合材料技术的发展，直升机旋翼有了很多新的变化，20世纪60年代开始，无绞链和无轴承旋翼的陆续出现，提高了旋翼的综合性能。但新型旋翼无绞无轴承的特性会产生复杂的非线性旋翼挥舞、扭转运动之间的耦合问题，为了掌握并分析计算机动力学性能，确保飞行安全，必须获取直升机飞行状态的旋翼桨叶运动状态，通过实时监测直升机桨叶的工作状态分析、预测其关联关系，为旋转部件的设计优化提供数据支撑。

直升机旋翼桨叶状态测量是旋翼处于高速状态下进行的，具有非常大的测量难度。现有的测量方法主要有几何测量法、应变模态分析法和立体模态识别测量法等，其中立体模态识别测量法具有非接触测量、测量精度高等优点，在旋翼运动状态测量中被广泛应用。

《直升机技术》期刊2018年第195期65-68页的《国外旋翼桨叶弹性变形测量方法综述》文章中，光栅照相法(FCM)对桨叶要求较高，且无法得到摆振方向位移结果；传统应变电测方法对于复杂外形的桨叶，测量精度较差；kinematical方法约束条件较多；且其改装线等较多，会影像飞机的整体气动性能，立体图像识别法测试***复杂，预先准备工作繁重。《半导体光电》期刊2013年第34卷第5期904-908页的《基于标记点的直升机旋翼动态三维测量方法》中，介绍了基于立体视觉测量方法可非接触测量，可克服传统方法中存在的精度不高问题。

针对桨叶测量，多采用立体视觉测量法，但国内尚且没有用于飞行试验的可以进行飞行试验测试的立体视觉测量装备。因此，针对以上现状，迫切需要研置出一种非接触式的飞行试验直升机桨叶运动状态测量装置，实现桨叶运动状态测量，既可获取飞行试验过程图像，又可获取飞行试验测量结果；既可实时进行测量监控又可用于事后分析。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，基于立体视觉测量原理，本发明提出一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，解决直升机旋翼桨叶影像的实时获取及运动状态实时解算与监控问题。依据直升机安装环境对测量设备进行合理优化布局最终形成一体化的可用于机载环境的便携式旋翼状态测量装置，便于安装拆卸，与外部关联少，一次性标校获取标定参数，不用繁琐的进行前期标定，飞行是直接挂载，使用简单便捷。

本发明的技术方案是：一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，其特征在于：包括两台高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器、外挂架和存储卡，所述高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器和存储卡均安装于外挂架上，所述外挂架与直升机导弹架的挂点配合安装；

所述嵌入式计算机安装在外挂架内的封闭空间，与两台高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备和存储卡连接；所述嵌入式计算机包括触发控制模块、采集记录模块、数据解算模块，通过触发控制模块接受信号和发出指令，采集记录模块用于采集所述高速相机的图像信息，数据解算模块将图像信息进行处理后存储到采集记录模块；

两台所述高速相机用于获取旋翼标识点的图像，相机的帧频能够达到200HZ；所述补光灯安装在外挂架内，用于对两台高速相机拍摄过程环境光的改善；所述光接收器安装在外挂架的架体上，用于接收安装于旋翼上的脉冲激光器的激光信号；所述GPS授时设备安装在外挂架内，实时获取GPS时间，用于两台高速相机授时；所述存储卡是记录存储的介质，用于数据的存储。

本发明的进一步技术方案是：所述高速相机的帧频能够调节，根据要求对帧频进行20HZ、60HZ、200HZ的选择。

本发明的进一步技术方案是：所述高速相机、嵌入式计算机、补光灯灯均由外部电源供电。

本发明的进一步技术方案是：两台所述高速相机相对于外挂架的对称中心对称设置。

一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置进行直升机桨叶运动状态测量的方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：设备安装好后，对两个所述高速相机进行标定，通过视觉成像原理将两个高速相机坐标统一到桨叶坐标体系，获取内外参数；

步骤二：脉冲激光器随旋翼转动并发射激光信号，所述光接收器安装在外挂架支架上，接收脉冲激光器的激光信号；

步骤三：嵌入式计算机的触发控制模块在接收到光接收器的激光信号后，控制触发两台所述高速相机与补光灯，使其同步工作，在补光的条件下两台高速相机同步拍摄；对桨叶上的标示点进行同步检测与识别，获取其脱靶量信息；

步骤四：两台所述高速相机通过交汇测量获取的影像信息传输至嵌入式计算机，嵌入式计算机的采集记录模块储存图像信息并叠加GPS授时设备的时间信息，用于飞行试验结束后进行旋翼形变离线分析处理；

步骤五：嵌入式计算机的数据解算模块根据旋翼标定点图像、步骤一中得到的两个高速相机的内外参数，实时对获取的影像信息进行桨叶运动状态的计算，将测量结果存储在嵌入式计算机内的存储卡上，完成测量。

本发明的进一步技术方案是：所述桨叶状态计算如下：

挥舞角两个基准点O_r(x_r,y_r,z_r),O_e(x_e,y_e,z_e)，两基准点连接的直线方向向量为:

S＝{m,n,p}＝{x_r-x_e,y_r-y_e,z_r-z_e}

挥舞角：

其中，O_r为挥舞角基准点一，x_r，y_r，z_r为基准点一的空间三维坐标值，O_e为基准点二，x_e，y_e，z_e为基准点二的空间三维坐标值；S为基准点相连直线的方向向量，β为挥舞角，m＝x_r-x_e，n＝y_r-y_e，p＝z_r-z_e；

扭转角两个基准点O_rb(x_rb,y_rb,z_rb),O_eb(x_eb,y_eb,z_eb)，两基准点连接的直线方向向量为:

S_bz＝{m_b,n_b,p_b}＝{x_rb-x_eb,y_rb-y_eb,z_rb-z_eb}

扭转角：

其中，O_rb为挥舞角基准点一，x_rb，y_rb，z_rb为基准点一的空间三维坐标值，O_eb为基准点二，x_eb，y_eb，z_eb为基准点二的空间三维坐标值；S_bz为基准点相连直线的方向向量，β_bz为挥舞角，m_b＝x_rb-x_eb，n_b＝y_rb-y_eb，p_b＝z_rb-z_eb。

有益效果

本发明的有益效果在于：该装置集两个高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备、嵌入式计算机等为一体，可以整体安装在直升机导弹挂架上，可以连续测量桨叶在飞行试验过程中的运动状态；该设备可以选择监控模式与记录模式，可以实时测量实时监控，也可采集高帧频的影像数据用于后续运动状态的分析；其结构合理，可同步获取两个相机的图像信息，并通过交会测量实时获取标识点的定位信息与角度新信息，通过嵌入式计算机进行图像的识别、匹配、解算、解算速度快、实时性好。

该装置一体化设计安装在外挂架上，所述高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器集成在一起，各测量设备在装置内互联，整体通过外界28V电源接口，与机上电源***相连，只考虑机械接口，便于在机载环境中改装应用；该装置相机位置姿态依据旋翼测量状态事先标校好，不用重复标定，改装周期、改装难度降低，使用便捷；

采用硬触发模式，同步精度优于10us、帧频可达到200HZ，提高了测量效率与信息的利用率；

给出了基于视觉的非接触式旋翼测量处理方法，即有视频信息又有数字信息，可以依据图像进行分析，便于信息的挖掘利用。综上所述，本发明专利把时间同步、同步触发、同步采集、处理、存储有机的集成在一起，实现了实时测量与监控，同时可以用于事后的详细分析。该装置可整体安装便于在机载环境进行拆装，设备重量轻、结构稳定，便于机载环境使用；该测量装置即可提供视频信息又可同步实时解算提供数据信息，提高了工作效率，解决了旋翼状态实时测量与监控问题。

附图说明

图1为本发明装置结构示意图；

图2为嵌入式计算机与***设备连接及信号传输图；

图3为嵌入式计算机内关键模块的组成及关联；

图4为信号的处理工作流程；

图5为旋翼标志点粘贴示意图；

图6为相机在飞机上的安装示意图；

附图标记说明：1-第一高速相机，2-第二高速相机,3-GPS授时设备，4-补光灯，5-嵌入式计算机，6-光接收器，7-第一挂架点，8-第二挂架点，9-外挂架，10-存储卡。

具体实施方式

下面详细描述本专利的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本专利，而不能理解为对本专利的限制。

本发明一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置是基于视觉的直升机旋桨叶运动状态测量，安装在直升机导弹挂架上，可获取直升机飞行过程桨叶状态变化的影像与状态(挥舞角、扭转角)等。该测量设备研制过程中需要综合考虑机载改装环境，需安装便捷。因此设计了一套小型化，一体化、可稳固安装的机载视觉测量装置，满足直升机飞行过程实时测量监控与后续事后分析的需求。

本实施例，提供一种直升机飞行试验飞行状态下桨叶运动状态测量装置。

参照图1，为本发明装置的结构示意图，所述的装置包括：第一高速相机1，第二高速相机2,GPS授时设备3，补光灯4，嵌入式计算机5，光接收器6，第一挂架点7，第二挂架点8，外挂架9、存储卡10。本发明所有设备安装在外挂架封闭舱内，通过挂架上的挂点与直升机导弹挂架相连。

高速相机的布局是依据旋翼测量的范围、精度要求进行设计，设备借用导弹挂点进行安装，不用对原飞机进行改造；高速相机布局在外挂架9舱内，可用方位内距离最大的位置，确保交会角度最大，同时两个高速相机相对于外挂架9中心对称，确保挂机的平衡。

外挂架9的两个挂架点与直升机的挂点距离严格匹配，位于外挂架9的背部，以外挂架的中点为中心，对称设定挂架点，挂架点之间的距离与机体导弹挂的挂点长度一致，与弹架挂点配套使用。

补光灯4安装在外挂架9上，采用品拓航空专用脉冲频闪灯对影像测量设备进行补光，避免逆光拍摄，使得相机能够获取清晰的图像。

两台所述高速相机安装在外挂架9的中轴线左右两边。用于获取旋翼的影像信息，将所述的影像信息，同步输出到嵌入式计算机内的数据同步采集记录模块。高速相机采用高速CMOS面阵黑白传感器，影像分辨率500万像素；像元尺寸4.7um×4.7um，帧率可调，最高支持200FPS，最小快门时间10us；支持外部设备进行同步触发,同步精度10us；

所述外部设备由脉冲激光器和光接收器6及嵌入式计算机5的触发控制模块组成，光接收器6安装在外挂架9的支架上，脉冲激光器安装在旋翼上，光接收器6接收到脉冲激光信号后通过嵌入计算机5上的触发控制模块触发两台高速相机，与补光灯4同步工作，在补光的条件下两台相机同步拍摄。

所述同步触发通过嵌入式计算机的触发控制模块进行同步控制，嵌入式计算机5和光接收器6、高速相机、补光灯4互连，嵌入式计算机5接收到光接收器6感知到的激光信号触发补光灯4补光与相机开始工作，并把进行同步记录存储。

所述的脉冲激光器安装在旋翼上随着旋翼转动并发射激光信号，光接收器安装在支架上，接收激光信号。

所述的嵌入式计算机5内含有有触发控制模块、采集记录模块、数据解算模块，嵌入式计算机5进行***的控制与数据的采集记录、数据处理与存储，存储卡易于插拔，每次飞行完后直接取出存储卡，易于快速卸载数据。

所述的采集记录模块用于原始数据与解算处理数据的存储；

所述外挂架9，用于整体测量装置的防护，通过挂点与飞机直接相连，外挂架9内测量设备按照对称模式进行设计，便于平衡；

所述存储卡10是记录存储的介质，用于数据的存储，可以快速插拔，便于飞行试验后课题人员分析使用。

在挂架上留有28V的电源与机舱内电源连接，所述供电***给机上嵌入式计算机、补光灯、光接收器、嵌入式计算机供电。

参照图2，嵌入式计算机与***设备连接及信号传输图

嵌入式计算机是该装置的核心，它是实现该其功能性能等一体化工作的关键。图2给出了2台高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备、嵌入式计算机之间的连接关系，与逻辑关系。核心设备2台高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备通过嵌入式计算机实现同步触发、授时、采集、计算、记录存储。

参照图3，嵌入式计算机内关键模块的组成及关联

嵌入式计算机内包含触发控制模块、采集记录模块、数据解算模块；各模块相互关联，在触发控制模块的指挥下实现协调一致的工作。触发控制模块在接收到光接收器信号后，控制闪光灯补光，并控制两台相机同步获取数据并记录，数据处理与存储。最终把采集的原始数据与经数据处理模块处理的数据存储在存储卡内。

嵌入式计算机通过触发控制模块以等时间间隔触发双目相机和补光灯，获取图像信息，采集记录模块对其获取的图像进行视频编码并存储；同时对获取的图像进行重采样，获取10HZ的图像，然后通过数据解算模块进行处理获取定位数据与状态角信息，用于实时监控；原始数据与视频数据经整合后存储在存储卡上，用于飞行试验后分析。

参照图5旋翼运动过程中主要获取旋翼上的关键标识点，通过标识点匹配进行数据解算，最终获得旋翼运动角参数。

挥舞角解算标示在桨叶4分之1弦线上布设两个点，扭转角计算标示在桨叶的2/5剖面处布设两点，测量中需拍摄桨叶，获取其完整的图像，其标示要易于识别与检测。

数据处理过程如下：

步骤1：设备安装好后，对相机进行标定，通过依据视觉成像原理把两个相机坐标统一到桨叶坐标体系，获取内外参数，供后续使用。

步骤2：对同步获取的两个相机的视频图像，对桨叶上的标示点进行同步检测与识别，获取其脱靶量信息；

步骤3：按照交汇测量给出旋翼上标示点在桨叶坐标体系下的坐标值；

步骤4：按照桨叶坐标体系的定义求取桨叶状态：

挥舞角两个基准点O_r(x_r,y_r,z_r),O_e(x_e,y_e,z_e)，两基准点连接的直线方向向量为:

S＝{m,n,p}＝{x_r-x_e,y_r-y_e,z_r-z_e}

挥舞角

扭转角两个基准点O_rb(x_rb,y_rb,z_rb),O_eb(x_eb,y_eb,z_eb)，两基准点连接的直线方向向量为:

S_bz＝{m_b,n_b,p_b}＝{x_rb-x_eb,y_rb-y_eb,z_rb-z_eb}

扭转角

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，其特征在于：包括两台高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器、外挂架和存储卡，所述高速相机、GPS授时设备、补光灯、嵌入式计算机、光接收器和存储卡均安装于外挂架上，所述外挂架与直升机导弹架的挂点配合安装；

所述嵌入式计算机安装在外挂架内的封闭空间，与两台高速相机、补光灯、光接收器、GPS授时设备和存储卡连接；所述嵌入式计算机包括触发控制模块、采集记录模块、数据解算模块，通过触发控制模块接受信号和发出指令，采集记录模块用于采集所述高速相机的图像信息，数据解算模块将图像信息进行处理后存储到采集记录模块；

两台所述高速相机用于获取旋翼标识点的图像，相机的帧频能够达到200HZ；所述补光灯安装在外挂架内，用于对两台高速相机拍摄过程环境光的改善；所述光接收器安装在外挂架的架体上，用于接收安装于旋翼上的脉冲激光器的激光信号；所述GPS授时设备安装在外挂架内，实时获取GPS时间，用于两台高速相机授时；所述存储卡是记录存储的介质，用于数据的存储。

2.根据权利要求1所述飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，其特征在于：所述高速相机的帧频能够调节，根据要求对帧频进行20HZ、60HZ、200HZ的选择。

3.根据权利要求1所述飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，其特征在于：所述高速相机、嵌入式计算机、补光灯灯均由外部电源供电。

4.根据权利要求1所述飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置，其特征在于：两台所述高速相机相对于外挂架的对称中心对称设置。

5.一种采用权利要求1所述飞行试验外挂式直升机桨叶运动状态测量装置进行直升机桨叶运动状态测量的方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：设备安装好后，对两个所述高速相机进行标定，通过视觉成像原理将两个高速相机坐标统一到桨叶坐标体系，获取内外参数；

步骤二：脉冲激光器随旋翼转动并发射激光信号，所述光接收器安装在外挂架支架上，接收脉冲激光器的激光信号；

步骤三：嵌入式计算机的触发控制模块在接收到光接收器的激光信号后，控制触发两台所述高速相机与补光灯，使其同步工作，在补光的条件下两台高速相机同步拍摄；对桨叶上的标示点进行同步检测与识别，获取其脱靶量信息；

步骤四：两台所述高速相机通过交汇测量获取的影像信息传输至嵌入式计算机，嵌入式计算机的采集记录模块储存图像信息并叠加GPS授时设备的时间信息，用于飞行试验结束后进行旋翼形变离线分析处理；

步骤五：嵌入式计算机的数据解算模块根据旋翼标定点图像、步骤一中得到的两个高速相机的内外参数，实时对获取的影像信息进行桨叶运动状态的计算，将测量结果存储在嵌入式计算机内的存储卡上，完成测量。

6.根据权利要求5所述直升机桨叶运动状态测量的方法，其特征在于：所述桨叶状态计算如下：

挥舞角两个基准点O_r(x_r,y_r,z_r),O_e(x_e,y_e,z_e)，两基准点连接的直线方向向量为:

S＝{m,n,p}＝{x_r-x_e,y_r-y_e,z_r-z_e}

挥舞角：

其中，O_r为挥舞角基准点一，x_r，y_r，z_r为基准点一的空间三维坐标值，O_e为基准点二，x_e，y_e，z_e为基准点二的空间三维坐标值；S为基准点相连直线的方向向量，β为挥舞角，m＝x_r-x_e，n＝y_r-y_e，p＝z_r-z_e；

扭转角两个基准点O_rb(x_rb,y_rb,z_rb),O_eb(x_eb,y_eb,z_eb)，两基准点连接的直线方向向量为:

S_bz＝{m_b,n_b,p_b}＝{x_rb-x_eb,y_rb-y_eb,z_rb-z_eb}

扭转角：

其中，O_rb为挥舞角基准点一，x_rb，y_rb，z_rb为基准点一的空间三维坐标值，O_eb为基准点二，x_eb，y_eb，z_eb为基准点二的空间三维坐标值；S_bz为基准点相连直线的方向向量，β_bz为挥舞角，m_b＝x_rb-x_eb，n_b＝y_rb-y_eb，p_b＝z_rb-z_eb。

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