CN115077832A - 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法 - Google Patents

一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115077832A
CN115077832A CN202210897233.0A CN202210897233A CN115077832A CN 115077832 A CN115077832 A CN 115077832A CN 202210897233 A CN202210897233 A CN 202210897233A CN 115077832 A CN115077832 A CN 115077832A
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
coordinate system
airplane
model
dimensional
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210897233.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115077832B (zh
Inventor
王铁军
乔壮
李鸿宇
江鹏
王彬文
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Jiaotong University
Original Assignee
Xian Jiaotong University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Jiaotong University filed Critical Xian Jiaotong University
Priority to CN202210897233.0A priority Critical patent/CN115077832B/zh
Publication of CN115077832A publication Critical patent/CN115077832A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115077832B publication Critical patent/CN115077832B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/02—Vibration-testing by means of a shake table
    • G01M7/025—Measuring arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/002—Thermal testing
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T7/00—Image analysis
    • G06T7/70—Determining position or orientation of objects or cameras
    • G06T7/73—Determining position or orientation of objects or cameras using feature-based methods
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06T—IMAGE DATA PROCESSING OR GENERATION, IN GENERAL
    • G06T7/00—Image analysis
    • G06T7/80—Analysis of captured images to determine intrinsic or extrinsic camera parameters, i.e. camera calibration
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06V—IMAGE OR VIDEO RECOGNITION OR UNDERSTANDING
    • G06V20/00—Scenes; Scene-specific elements
    • G06V20/60—Type of objects
    • G06V20/64—Three-dimensional objects

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Radiation Pyrometers (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，包括步骤：一、将飞机耐高温构件固定在振动疲劳试验平台上，在振动疲劳试验平台周侧设置多个用于采集飞机耐高温构件多角度图像的图像数据的相机；二、收集飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据；三、计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系；四、构建飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型，获取飞机耐高温构件三维表面损伤位置和损伤量。本发明建立在严格的数学映射关系上，能够实现良好的检测精度，所建立的全表面三维损伤模型是基于实物图像，是对实际情况的直接反应，能够提高受损部件损伤的辨识精度，对细节的展示更加丰富，建模速度更快。

Description

一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法
技术领域
本发明属于振动疲劳损伤测量技术领域，具体涉及一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法。
背景技术
结构振动疲劳是指由振动或噪声等激励导致结构发生疲劳破坏的一种现象。振动疲劳试验作为验证结构动强度的一种重要方式被广泛应用于航空航天和轨道交通等领域，而如何在振动疲劳试验过程中准确快速地测量损伤信息会直接影响试验判据，是振动疲劳试验领域的重点研究问题。
目前主流的飞机耐高温构件振动疲劳损伤测量方法是通过加速度传感器、激光位移传感器或激光测振仪等对运动信号进行监测，同时通过应变片对试验件的应力水平进行分析，综合二者的信息进行损伤信息的判断与获取。这种方法虽然能够在试验件发生损伤后发现信号的变化，但是其灵敏度不高，损伤测量精度低，传感器接触式安装在飞机耐高温构件表面，还会受其他因素的干扰。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，是建立在严格的数学映射关系上的，能够实现良好的检测精度，自动化模型建立，根据射影变换、坐标系转换确定的逐像素建模具有较高的精度，对***和零件要求低，不需要额外配备扫描零件，实现非接触式测量，所建立的全表面三维损伤模型是基于实物图像的，是对实际情况的直接反应，因此能够提高受损部件损伤的辨识精度，对细节的展示更加丰富，建模时间更短，建模速度更快，便于推广使用。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、将飞机耐高温构件固定在振动疲劳试验平台上，在振动疲劳试验平台周侧设置多个用于采集飞机耐高温构件多角度图像的图像数据的相机；
步骤二、按照设计的振动疲劳试验参数启动振动疲劳试验平台，收集飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据，所述模型数据包括三角面元、面元顶点坐标、面坐标和面法向量；所述振动疲劳试验参数包括振动强度和振动时间；
步骤三、计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系；
步骤四、根据所述映射关系构建飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型，将构建的飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型与飞机耐高温构件的全表面三维标准模型进行比较，获取飞机耐高温构件三维表面损伤位置和损伤量。
上述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：步骤三中的计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系，包括以下步骤：
步骤301、求解相机的内参矩阵；
步骤302、求解相机位姿及外参矩阵，获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系。
上述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：步骤301中的求解相机的内参矩阵，包括以下步骤：
步骤3001、求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 585456DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤3002、根据相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 510687DEST_PATH_IMAGE001
求解相机的内参矩阵。
上述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 797312DEST_PATH_IMAGE002
，求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 124388DEST_PATH_IMAGE003
，其中，
Figure 408739DEST_PATH_IMAGE004
表示坐标系旋转矩阵
Figure 555686DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第一列元素；
Figure 396734DEST_PATH_IMAGE005
表示坐标系旋转矩阵
Figure 578317DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第二列元素；
Figure 33569DEST_PATH_IMAGE006
表示坐标系旋转矩阵
Figure 933392DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第三列元素；
Figure 499503DEST_PATH_IMAGE007
表示坐标系旋转矩阵
Figure 597909DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第一列元素；
Figure 224062DEST_PATH_IMAGE008
表示坐标系旋转矩阵
Figure 345602DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第二列元素；
Figure 715403DEST_PATH_IMAGE009
表示坐标系旋转矩阵
Figure 684627DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第三列元素；
Figure 481682DEST_PATH_IMAGE010
表示坐标系旋转矩阵
Figure 90518DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第一列元素；
Figure 998431DEST_PATH_IMAGE011
表示坐标系旋转矩阵
Figure 9113DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第二列元素；
Figure 39385DEST_PATH_IMAGE012
表示坐标系旋转矩阵
Figure 135517DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第三列元素；
Figure 847121DEST_PATH_IMAGE013
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第一个元素；
Figure 977889DEST_PATH_IMAGE014
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第二个元素；
Figure 926865DEST_PATH_IMAGE015
表示图像的像素横坐标；
Figure 244714DEST_PATH_IMAGE016
表示图像的像素纵坐标。
上述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 760009DEST_PATH_IMAGE017
，求解相机的内参矩阵
Figure 745283DEST_PATH_IMAGE018
，其中，
Figure 55041DEST_PATH_IMAGE019
表示坐标系旋转矩阵
Figure 922503DEST_PATH_IMAGE001
中第一列数据，
Figure 975910DEST_PATH_IMAGE020
表示坐标系旋转矩阵
Figure 815690DEST_PATH_IMAGE001
中第二列数据，
Figure 296350DEST_PATH_IMAGE021
表示转置运算，
Figure 667419DEST_PATH_IMAGE022
表示单位矩阵。
上述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 258938DEST_PATH_IMAGE023
，求解相机位姿
Figure 218804DEST_PATH_IMAGE024
及外参矩阵
Figure 870365DEST_PATH_IMAGE025
，其中，
Figure 650102DEST_PATH_IMAGE026
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵，
Figure 107628DEST_PATH_IMAGE027
表示图像的像素坐标矩阵；相机位姿
Figure 922000DEST_PATH_IMAGE028
表示相机在模型坐标系中的位置矩阵；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系
Figure 744463DEST_PATH_IMAGE029
，对所采集的飞机耐高温构件的每张图像进行表面三维损伤模型构建；
获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系，完成所采集的飞机耐高温构件的所有图像的全表面三维损伤模型构建。
本发明的有益效果是，是建立在严格的数学映射关系上的，能够实现良好的检测精度，自动化模型建立，根据射影变换、坐标系转换确定的逐像素建模具有较高的精度，对***和零件要求低，不需要额外配备扫描零件，实现非接触式测量，所建立的全表面三维损伤模型是基于实物图像的，是对实际情况的直接反应，因此能够提高受损部件损伤的辨识精度，对细节的展示更加丰富，建模时间更短，建模速度更快，一键式、批量化构建飞机耐高温构件损伤模型，操作简单，预览方便，便于推广使用。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明的方法流程框图。
具体实施方式
如图1所示，本发明的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，包括以下步骤：
步骤一、将飞机耐高温构件固定在振动疲劳试验平台上，在振动疲劳试验平台周侧设置多个用于采集飞机耐高温构件多角度图像的图像数据的相机；
步骤二、按照设计的振动疲劳试验参数启动振动疲劳试验平台，收集飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据，所述模型数据包括三角面元、面元顶点坐标、面坐标和面法向量；所述振动疲劳试验参数包括振动强度和振动时间；
步骤三、计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系；
步骤四、根据所述映射关系构建飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型，将构建的飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型与飞机耐高温构件的全表面三维标准模型进行比较，获取飞机耐高温构件三维表面损伤位置和损伤量。
需要说明的是，本实施例公开的完整技术方案具有以下优点：1、可以实现一键化、快速的建立损伤模型；2、模型的展示、交互效果使得相较于传统手段具有更好的可识别性；3、展示模型可以实现储存、再展示。本方案是建立在严格的数学映射关系上的，相较于人工贴图或人眼检测标记（由模型的某些特征（如棱角等）大致匹配损伤位置）的方法，能够实现良好的检测精度。与依托现有建模类商业软件进行损伤模型贴图的方法相比具有以下优点：1、自动化模型建立，不需要人工逐张贴图；2、根据射影变换、坐标系转换确定的逐像素建模具有较高的精度；3、可以实现不同种类照片的精密建模，包括深度图片、红外成像图片、表面微结构图片等，这些图片的贴图工作目前在已有软件内无法实现精准操作。与基于点云扫描的三维重建方法相比具有以下优点：1、对***和零件要求低，不需要额外配备扫描零件；2、相较于只能反应受损部件的物理尺寸变化的点云扫描来说，本方案所建立的全表面三维损伤模型是基于实物图像的，是对实际情况的直接反应，因此能够提高受损部件损伤的辨识精度，对细节的展示更加丰富；3、建模时间更短，建模速度更快。
本实施例中，步骤三中的计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系，包括以下步骤：
步骤301、求解相机的内参矩阵；
步骤302、求解相机位姿及外参矩阵，获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系。
本实施例中，步骤301中的求解相机的内参矩阵，包括以下步骤：
步骤3001、求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 11496DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤3002、根据相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 210396DEST_PATH_IMAGE001
求解相机的内参矩阵。
需要说明的是，采用张友正棋盘格标定法，通过对不同角度的8*9棋盘格采图，可获取图像中棋盘格角点的像素坐标。此时，世界坐标系是原点固结于棋盘格中心的三维笛卡尔坐标系，棋盘格角点在上述三维坐标中的坐标可由格子长宽计算获得，为已知量。则可获得像素坐标系与实际坐标系的关系为
Figure 692324DEST_PATH_IMAGE002
，求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 685688DEST_PATH_IMAGE003
，其中，
Figure 440018DEST_PATH_IMAGE004
表示坐标系旋转矩阵
Figure 442609DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第一列元素；
Figure 28311DEST_PATH_IMAGE005
表示坐标系旋转矩阵
Figure 192576DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第二列元素；
Figure 434201DEST_PATH_IMAGE006
表示坐标系旋转矩阵
Figure 974904DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第三列元素；
Figure 352796DEST_PATH_IMAGE007
表示坐标系旋转矩阵
Figure 766591DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第一列元素；
Figure 229933DEST_PATH_IMAGE008
表示坐标系旋转矩阵
Figure 574327DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第二列元素；
Figure 806725DEST_PATH_IMAGE009
表示坐标系旋转矩阵
Figure 578372DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第三列元素；
Figure 591327DEST_PATH_IMAGE010
表示坐标系旋转矩阵
Figure 473833DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第一列元素；
Figure 826317DEST_PATH_IMAGE011
表示坐标系旋转矩阵
Figure 768865DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第二列元素；
Figure 11060DEST_PATH_IMAGE012
表示坐标系旋转矩阵
Figure 697256DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第三列元素；
Figure 904246DEST_PATH_IMAGE013
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第一个元素；
Figure 17696DEST_PATH_IMAGE014
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第二个元素；
Figure 942926DEST_PATH_IMAGE015
表示图像的像素横坐标；
Figure 229551DEST_PATH_IMAGE016
表示图像的像素纵坐标。
本实施例中，根据公式
Figure 556627DEST_PATH_IMAGE030
，求解相机的内参矩阵
Figure 575399DEST_PATH_IMAGE018
，其中，
Figure 987926DEST_PATH_IMAGE019
表示坐标系旋转矩阵
Figure 828974DEST_PATH_IMAGE001
中第一列数据，
Figure 10557DEST_PATH_IMAGE020
表示坐标系旋转矩阵
Figure 465809DEST_PATH_IMAGE001
中第二列数据，
Figure 100052DEST_PATH_IMAGE021
表示转置运算，
Figure 666163DEST_PATH_IMAGE022
表示单位矩阵。
本实施例中，根据公式
Figure 30148DEST_PATH_IMAGE023
，求解相机位姿
Figure 656302DEST_PATH_IMAGE031
及外参矩阵
Figure 777841DEST_PATH_IMAGE032
，其中，
Figure 147643DEST_PATH_IMAGE026
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵，
Figure 303818DEST_PATH_IMAGE027
表示图像的像素坐标矩阵；相机位姿
Figure 913922DEST_PATH_IMAGE028
表示相机在模型坐标系中的位置矩阵；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系
Figure 522758DEST_PATH_IMAGE029
，对所采集的飞机耐高温构件的每张图像进行表面三维损伤模型构建；
需要说明的是，借由摄影光学相关知识，我们可以得到模型坐标系与像素坐标系的对应关系，此处的模型坐标系代表三维模型文件中，为了表示模型信息而自带的坐标系，以毫米为单位。像素坐标系则是指以照片左上角为原点，水平向右为第一坐标，竖直向下为第二坐标的正交直角坐标系，以像素为单位。
Figure 430671DEST_PATH_IMAGE026
实际上带入了三维模型的点位数据，从而解算出的相机位姿是在模型坐标系下的位置。
该步骤中，首先获取一张图像中每个面元的三个顶点坐标，分别计算三个顶点的像素，当三个顶点中任意一个的像素大于相机本身的像素时，说明该顶点没有被相机拍摄到，则抛弃该面元（例如相机的像素为3000*5000，若某个顶点对应的像素为5000*6000，则超出了相机的拍摄范围）。当确认三个顶点都位于相机的像素范围内时，再判断面元的法向量和相机位置向量（相机位置坐标点指向模型坐标系原点的向量）的夹角关系，将这两个向量做点积运算，若点积运算结果（用于表征面元相对相机的垂直度）为正，则认为该面元属于正面范围（当相机的坐标向量和某一面元的法向量位于同一条直线时，相当于相机正对着该面元。因此可以使用上述两向量的点积结果作为面元与相机是否正对的一种判据，即正面范围）。根据三个顶点和像素点的对应关系，使用OpenGl中的glVertex3f、glTexCoord方法将面元构建在三维物理模型的对应位点处，而后设置该面元的可构建性为False，当图像中的所有面元遍历完成后，即对所采集的飞机耐高温构件的图像进行全表面三维损伤模型构建。
在求解出相机的内参矩阵后，根据公式
Figure 441352DEST_PATH_IMAGE033
获得四组对应点，获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系，完成所采集的飞机耐高温构件的所有图像的全表面三维损伤模型构建。
本发明是建立在严格的数学映射关系上的，能够实现良好的检测精度，自动化模型建立，不需要人工逐张贴图，根据射影变换、坐标系转换确定的逐像素建模具有较高的精度，对***和零件要求低，不需要额外配备扫描零件，所建立的全表面三维损伤模型是基于实物图像的，是对实际情况的直接反应，因此能够提高受损部件损伤的辨识精度，对细节的展示更加丰富，建模时间更短，建模速度更快，一键式、批量化构建飞机耐高温构件损伤模型，操作简单，预览方便，便于推广使用。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (6)

1.一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、将飞机耐高温构件固定在振动疲劳试验平台上，在振动疲劳试验平台周侧设置多个用于采集飞机耐高温构件多角度图像的图像数据的相机；
步骤二、按照设计的振动疲劳试验参数启动振动疲劳试验平台，收集飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据，所述模型数据包括三角面元、面元顶点坐标、面坐标和面法向量；所述振动疲劳试验参数包括振动强度和振动时间；
步骤三、计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系；
步骤四、根据所述映射关系构建飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型，将构建的飞机耐高温构件的全表面三维损伤模型与飞机耐高温构件的全表面三维标准模型进行比较，获取飞机耐高温构件三维表面损伤位置和损伤量。
2.按照权利要求1所述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：步骤三中的计算飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系，包括以下步骤：
步骤301、求解相机的内参矩阵；
步骤302、求解相机位姿及外参矩阵，获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系。
3.按照权利要求2所述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：步骤301中的求解相机的内参矩阵，包括以下步骤：
步骤3001、求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 686823DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤3002、根据相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 887998DEST_PATH_IMAGE001
求解相机的内参矩阵。
4.按照权利要求3所述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 471426DEST_PATH_IMAGE002
，求解相机标定时，相机坐标系到棋盘格坐标系的坐标系旋转矩阵
Figure 721141DEST_PATH_IMAGE003
，其中，
Figure 706415DEST_PATH_IMAGE004
表示坐标系旋转矩阵
Figure 16173DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第一列元素；
Figure 899947DEST_PATH_IMAGE005
表示坐标系旋转矩阵
Figure 953354DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第二列元素；
Figure 793134DEST_PATH_IMAGE006
表示坐标系旋转矩阵
Figure 273794DEST_PATH_IMAGE001
中第一行第三列元素；
Figure 628552DEST_PATH_IMAGE007
表示坐标系旋转矩阵
Figure 485649DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第一列元素；
Figure 179936DEST_PATH_IMAGE008
表示坐标系旋转矩阵
Figure 831497DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第二列元素；
Figure 689863DEST_PATH_IMAGE009
表示坐标系旋转矩阵
Figure 85072DEST_PATH_IMAGE001
中第二行第三列元素；
Figure 633865DEST_PATH_IMAGE010
表示坐标系旋转矩阵
Figure 721907DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第一列元素；
Figure 988940DEST_PATH_IMAGE011
表示坐标系旋转矩阵
Figure 984578DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第二列元素；
Figure 653456DEST_PATH_IMAGE012
表示坐标系旋转矩阵
Figure 912399DEST_PATH_IMAGE001
中第三行第三列元素；
Figure 401150DEST_PATH_IMAGE013
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第一个元素；
Figure 403741DEST_PATH_IMAGE014
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵中第二个元素；
Figure 731386DEST_PATH_IMAGE015
表示图像的像素横坐标；
Figure 895651DEST_PATH_IMAGE016
表示图像的像素纵坐标。
5.按照权利要求3所述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 137277DEST_PATH_IMAGE017
，求解相机的内参矩阵
Figure 677979DEST_PATH_IMAGE018
，其中，
Figure 118188DEST_PATH_IMAGE019
表示坐标系旋转矩阵
Figure 718934DEST_PATH_IMAGE001
中第一列数据，
Figure 182276DEST_PATH_IMAGE020
表示坐标系旋转矩阵
Figure 526670DEST_PATH_IMAGE001
中第二列数据，
Figure 24647DEST_PATH_IMAGE021
表示转置运算，
Figure 343764DEST_PATH_IMAGE022
表示单位矩阵。
6.按照权利要求5所述的一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法，其特征在于：根据公式
Figure 559982DEST_PATH_IMAGE023
，求解相机位姿
Figure 442487DEST_PATH_IMAGE024
及外参矩阵
Figure 794971DEST_PATH_IMAGE025
，其中，
Figure 471940DEST_PATH_IMAGE026
表示飞机耐高温构件在模型坐标系中的位置矩阵，
Figure 972192DEST_PATH_IMAGE027
表示图像的像素坐标矩阵；相机位姿
Figure 658388DEST_PATH_IMAGE028
表示相机在模型坐标系中的位置矩阵；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与图像数据之间的映射关系
Figure 865378DEST_PATH_IMAGE029
，对所采集的飞机耐高温构件的每张图像进行表面三维损伤模型构建；
获取飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系；
根据飞机耐高温构件的三维物理模型的模型数据与多张图像数据之间的各个映射关系，完成所采集的飞机耐高温构件的所有图像的全表面三维损伤模型构建。
CN202210897233.0A 2022-07-28 2022-07-28 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法 Active CN115077832B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210897233.0A CN115077832B (zh) 2022-07-28 2022-07-28 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210897233.0A CN115077832B (zh) 2022-07-28 2022-07-28 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115077832A true CN115077832A (zh) 2022-09-20
CN115077832B CN115077832B (zh) 2022-11-08

Family

ID=83243320

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210897233.0A Active CN115077832B (zh) 2022-07-28 2022-07-28 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115077832B (zh)

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070272018A1 (en) * 2006-05-24 2007-11-29 Honeywell International Inc. Determination of remaining useful life of gas turbine blade
KR20130118065A (ko) * 2012-04-19 2013-10-29 한국항공우주산업 주식회사 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 ｓ―ｎ 피로 특성 평가 방법
JP2017190983A (ja) * 2016-04-12 2017-10-19 国立大学法人群馬大学 疲労損傷評価装置および疲労損傷評価方法
CN108986070A (zh) * 2018-05-30 2018-12-11 同济大学 一种基于高速视频测量的岩石裂缝扩展实验监测方法
CN110988002A (zh) * 2019-11-27 2020-04-10 南京航空航天大学 一种基于图像识别的外物损伤截面微裂纹快速成像方法
CN111598879A (zh) * 2020-05-18 2020-08-28 湖南大学 一种结构疲劳累积损伤评估的方法、***及设备
CN111932642A (zh) * 2020-09-27 2020-11-13 湖南大学 一种结构裂纹体积的测算方法、装置、设备及存储介质
US20200394348A1 (en) * 2019-06-12 2020-12-17 Sichuan University Method for assessing fatigue damage and a fatigue life based on a crystal plastic welding process model
CN112712565A (zh) * 2020-12-28 2021-04-27 中国民航大学 基于视觉与imu融合的飞机蒙皮损伤无人机绕检定位方法
CN113192116A (zh) * 2021-05-10 2021-07-30 聚时科技(上海)有限公司 基于结构光相机的航空叶片厚度参数量测方法
CN113706496A (zh) * 2021-08-23 2021-11-26 中国飞机强度研究所 一种基于深度学习模型的飞行器结构裂纹检测方法
CN113720676A (zh) * 2021-08-16 2021-11-30 中国飞机强度研究所 一种飞机结构疲劳试验中内舱巡检的形变损伤检测***
CN114002334A (zh) * 2021-09-29 2022-02-01 西安交通大学 一种结构损伤声发射信号识别方法、装置、存储介质

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070272018A1 (en) * 2006-05-24 2007-11-29 Honeywell International Inc. Determination of remaining useful life of gas turbine blade
KR20130118065A (ko) * 2012-04-19 2013-10-29 한국항공우주산업 주식회사 장기 운용 항공기 부품 표면 손상 형태에 따른 ｓ―ｎ 피로 특성 평가 방법
JP2017190983A (ja) * 2016-04-12 2017-10-19 国立大学法人群馬大学 疲労損傷評価装置および疲労損傷評価方法
CN108986070A (zh) * 2018-05-30 2018-12-11 同济大学 一种基于高速视频测量的岩石裂缝扩展实验监测方法
US20200394348A1 (en) * 2019-06-12 2020-12-17 Sichuan University Method for assessing fatigue damage and a fatigue life based on a crystal plastic welding process model
CN110988002A (zh) * 2019-11-27 2020-04-10 南京航空航天大学 一种基于图像识别的外物损伤截面微裂纹快速成像方法
CN111598879A (zh) * 2020-05-18 2020-08-28 湖南大学 一种结构疲劳累积损伤评估的方法、***及设备
CN111932642A (zh) * 2020-09-27 2020-11-13 湖南大学 一种结构裂纹体积的测算方法、装置、设备及存储介质
CN112712565A (zh) * 2020-12-28 2021-04-27 中国民航大学 基于视觉与imu融合的飞机蒙皮损伤无人机绕检定位方法
CN113192116A (zh) * 2021-05-10 2021-07-30 聚时科技(上海)有限公司 基于结构光相机的航空叶片厚度参数量测方法
CN113720676A (zh) * 2021-08-16 2021-11-30 中国飞机强度研究所 一种飞机结构疲劳试验中内舱巡检的形变损伤检测***
CN113706496A (zh) * 2021-08-23 2021-11-26 中国飞机强度研究所 一种基于深度学习模型的飞行器结构裂纹检测方法
CN114002334A (zh) * 2021-09-29 2022-02-01 西安交通大学 一种结构损伤声发射信号识别方法、装置、存储介质

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DIMITRIOS GIAGOPOULOS 等: "Structural health monitoring and fatigue damage estimation using vibration measurements and finite element model updating", 《STRUCTURAL HEALTH MONITORING》 *
仝步升: "架空输电线路微风振动监测与疲劳损伤计算", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115077832B (zh) 2022-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112669393B (zh) 一种激光雷达与相机联合标定方法
CN103185728B (zh) 图像处理装置和图像处理方法
CN109855603B (zh) 一种聚焦测量方法及终端
CN108535097A (zh) 一种三轴试验试样柱面变形全场测量的方法
CN106338524A (zh) 竖直光学元件表面损伤的显微扫描成像采集装置及方法
WO2023165632A1 (zh) 基于振镜相机的主动视觉三维标定方法、***和设备
CN113256740A (zh) 一种雷达与相机的标定方法、电子设备及存储介质
CN102778207A (zh) 一种结构件应力应变的测量方法、装置及***
Zhong et al. Stereo-rectification and homography-transform-based stereo matching methods for stereo digital image correlation
CN111307046B (zh) 基于半球图像的树高测量方法
CN107560541A (zh) 图像中心偏差的测量方法及装置
CN113702384A (zh) 一种回转构件表面缺陷检测装置、检测方法及标定方法
CN113240747A (zh) 一种基于计算机视觉的户外结构振动位移自动化监测方法
CN107271445A (zh) 一种缺陷检测方法及装置
CN109506629B (zh) 一种水下核燃料组件检测装置旋转中心标定的方法
CN110044266B (zh) 基于散斑投影的摄影测量***
CN105115443B (zh) 基于视觉测量技术的水平全视角高精度三维测量方法
CN115077832B (zh) 一种飞机耐高温构件三维表面振动疲劳损伤测量方法
CN110864879B (zh) 一种基于投影模块的tof深度模组平面度测试***及方法
CN110543612B (zh) 一种基于单目视觉测量的集卡定位方法
Wang et al. Distance measurement using single non-metric CCD camera
CN116563370A (zh) 基于单目计算机视觉的测距方法和测速方法
CN206583440U (zh) 一种投影图像视距检测***
CN112361989B (zh) 一种通过点云均匀性考量测量***标定参数的方法
CN114663486A (zh) 一种基于双目视觉的建筑物测高方法及***

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant