飞行器内部区域应变场非接触测试技术

宫文然，刘晓华，邵新星，何小元，王智勇

飞行器内部区域应变场非接触测试技术

宫文然1，刘晓华2，邵新星3，何小元3，王智勇1

（1. 北京强度环境研究所，北京，100076；2. 空间物理重点实验室，北京，100076；3. 东南大学土木工程学院，南京，211189）

为解决石英灯遮挡包围加热下的大型结构外表面或结构内部应变梯度较大等复杂应力区域高温应变场非接触式测量问题，利用数字图像相关方法和单相机三维成像原理，结合热防护系统与光路系统一体化设计，形成能够放置于结构内部的耐高温小型化数字图像相关测试设备，该设备能够对温度不超过1300℃的目标面进行三维变形场及应变场的测量，已用于舱段结构热试验局部蒙皮破坏过程测量中，为飞行器结构破坏分析和模型验证提供依据。

数字图像相关测量方法；单相机三维成像；飞行器结构内部测量；高温环境

0 引 言

新一代中型运载火箭采用无毒、无污染的大推力液体火箭发动机作为动力，扩散的燃气流尾焰会对箭体结构本身造成辐射热和瞬时回流作用，捆绑型火箭喷管数目的增加扩大了这一恶劣环境。典型的尾段网格加筋结构承受发动机尾焰的辐射、燃气流回流以及轴向的力载荷，此外火箭上的各类薄壳结构的防护罩也会承受高温气流、表面压力等作用，这类结构都容易产生失稳破坏，需要对这类结构进行高温环境下的应变场分布测量，为结构损伤破坏模式确定和损伤破坏扩展过程分析提供依据。

传统的运载火箭研制过程中，高温环境下以接触式测量方法为主的结构应变测试技术并不理想，数据获取较少且误差很大。接触式应变测量方法难以直接耐受严酷的高温、振动、噪声环境，并存在结构表面安装工艺差异、热输出散度大等问题。非接触式的光学测量方法为解决极端力热环境下应变测试提供了新的途径。数字图像相关方法是非接触式光学测量方法的最新研究方向，可以避免接触式测量所面临的严酷环境适应性、安装困难、热输出等问题，并能实现大面积应变场测量，在极端环境实验力学方法研究中已备受关注。由于数字图像相关（Digital Image Correlation，DIC）方法试验设备及操作过程简单，对测量环境要求低等，在运载器结构热试验中，该方法比其他非接触式测试方法更具优势。

针对火箭尾段蒙皮加筋结构或薄壳结构的防护罩进行应变场分布测量的需求，以及在被石英灯加热器遮挡包围的结构地面试验中DIC技术不易实现外表面大面积应变场测量的问题，本文寻求一种基于DIC方法的结构内表面或局部关键部位应变场测量的测试技术，把传统设备规模和空间光路需求较大的DIC测试系统中的单独光源、工业相机等硬件系统集成为一个体积较小的独立系统，实现狭小空间和场景的非接触光学测试。由于在某些工况下整个结构处于高温承力状态，测试部位也处于高温状态，需对独立的图像采集硬件系统进行热防护设计。

综合考虑测试范围、光学系统搭建空间和测试精度等因素，本文将设计一种分光棱镜和平面镜相结合的单相机三维成像光路，并搭建基于该成像光路的三维数字图像相关方法图像采集系统，然后设计相应采集系统的热防护方案，最后集成为耐高温单相机小型化3D-DIC设备，已经应用于某结构热试验局部蒙皮破坏过程测量中，为新一代中型运载火箭局部结构破坏分析和模型验证提供了新的技术手段。

1 面向极端环境下的DIC测试技术发展现状

1.1 高温环境下DIC测试技术发展现状及趋势

飞行器飞行过程中，内、外流气动热环境、振动冲击环境十分恶劣，作为DIC技术测量对象的飞行器机身或承力结构处于不同程度的高温环境中，使得DIC测试技术在高温环境下需解决以下问题[1]：a）试验件表面随机散斑制作问题；b）试验件表面热辐射、石英灯加热器强杂光干扰，引起图像“退相关”问题；c）热气流扰动引起的图像畸变问题。

高温散斑制作问题，主要利用高温胶和高温陶瓷粉末混合喷涂或者等离子喷涂耐高温材料等方法解决，目前可实现试验件表面耐受2600 ℃高温散斑制作[2]；图像“退相关”问题，通过窄带滤波和相应带宽的光源主动照明解决，试验件表面温度在1500 ℃及以下，利用蓝光照明和窄带蓝光滤波（450 nm左右中心波长滤波片）的方法减弱热辐射的影响[3]，在试验件表面更高温度下，采用紫光照明和紫外线相机采集图像，以避免图像灰度在不同温度下出现剧烈变化[4]；热气流扰动问题，采用空气刀或者充保护气的方法，获得畸变较小的图像，也可通过在拍摄过程中增加不变形标记物，校正热空气引起的误差[5]。在图像后处理过程中，还可以利用多幅图像平均的方法减少热气流所引起的计算误差[6]。

结合DIC测试技术在高温环境下适用性研究工作和加热能力等因素，DIC测试技术可用于最高温度2600 ℃的材料级热试验中，可用于最高温度1800 ℃的样件级试验中。

对于舱段级热试验，除了解决环境适用性问题，还需要应对石英灯加热器的包围遮挡[7]等挑战。对DIC测试技术的发展提出了新的需求：一方面发展能够透过石英灯缝隙的耐高温传像系统，使得DIC技术能够用于飞行器外表面局部区域的测量；另一方面发展防隔热一体化小型化的DIC测试设备，采用从结构内部进行表面蒙皮局部区域测量的方案，进行飞行器内表面或内部复杂应力区的测量。

同时飞行器在实际服役工况下往往经受快速变温过程，高温材料热响应历程、热响应分布、响应机制都与稳态温变有所区别。快速温变过程中，受高温材料热传导率、高温材料厚度、温变速率等影响，使得高温材料表面温度与环境温度不一致。由于数字图像相关方法只能测得被测物的总变形，无法分离出热膨胀引起的虚应变及机械应变，需通过后处理方式根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变，从而获得机械热应变，所以在发展高温环境下DIC测试技术的同时，还需发展与非接触式测温技术相结合的温度场/变形场同步测试技术。

1.2 单相机3D-DIC测试技术发展现状及趋势

为了减少数字图像硬件成像系统的体积，使相机数量同时满足三维测量要求，取代传统的双相机三维数字图像相关系统，搭建单相机三维数字图像相关系统。单相机三维成像光路有4种搭建方法[8]，分别为：

a）基于衍射光栅的单相机系统，该系统适用微小物体的测量，测试面积不超过视场面积的1/3。

b）基于双棱镜的单相机系统，该系统的视场范围由双棱镜尺寸和工作距离共同决定，测试面积不超过视场面积的1/2。

c）基于平面镜的单相机系统，该系统通过4个平面镜不同位置摆放使得同一个物体在相机平面成2个图像，取代传统三维数字图像相关系统中用2个相机成2个图像，达到三维测量的目的。该系统的测量范围与传统三维数字图像相关系统测量无异，测试面积不超过视场面积的1/2。

d）基于彩色3CCD相机的全画幅单相机系统，该系统需要彩色分光仪并结合彩色3CCD相机，通过不同颜色分通道采集图像达到三维测量目的，该系统的测量范围与传统三维数字图像相关测量系统无异，测量面积可以同视场面积一致。

由于黑白工业相机分辨率高于彩色3CCD相机，且高温环境下强杂光影响不同通道颜色分光，难免出现颜色混叠，故选择基于黑白工业相机的前3种方式中的一种。

单相机3D-DIC测试技术已经在常温静力试验和高速试验中得以应用，在高温试验中，已经形成了能与高温炉配合使用的高温单相机3D-DIC测试系统，进行材料级高温试验[9]。对于把高温单相机3D-DIC测试系统进行硬件集成，并进行防隔热一体化的紧凑型设备设计研发还未见报道。

单相机3D-DIC方法除了减少相机使用数量从而降低工程使用成本以外，在工程应用方面还具有集成设备后体积比双目3D-DIC体积小，方便调节和标定等优势。目前把单相机3D-DIC测试系统集成化、使其成为小体积能够适用于狭小空间测试环境是该技术方向未来发展趋势。结合温度场/应变场同步测试技术、非接触式温度场测试技术、耐高温传像技术等，未来可以研发一系列面向地面试验、遥测等进行高温应变场、温度场、温度场/应变场同步测试不同类型的单相机小型化3D-DIC设备，扩大数字图像相关方法在舱段级或整弹级地面试验或飞行试验中的应用范围，从而为获取更多有效试验数据提供技术支撑。

2 耐高温单相机3D-DIC测试技术

2.1 单相机3D-DIC测试原理及方法

为了实现三维测量，需要采用基于双相机立体视觉方法，图1为双相机立体视觉原理。图1中待测物点分别成像于左相机焦平面上的1和右相机焦平面上的2，1和2分别为左右相机的光心。根据小孔成像原理，用标定靶对两个相机位置进行标定，获取相机的固有参数和非固有参数。所谓固有参数是根据小孔成像原理对相机图像的描述，其参数分别为焦距、主点的位置坐标、径向畸变量。非固有参数即在标定靶所在坐标系中相机的位置参数，包括平动参数和转动参数。根据所获取的2个相机的内、外参数确定待测物点分别在左右相机焦平面的位置，即1和2的位置坐标。由于点位于11和22的延长线的交点上，点位置可以根据1和2的位置确定。对待测物体表面中的多个点重复上述过程，可以得到若干个空间点坐标，从而用这些空间点坐标直接构成或经曲面拟合后构成三维形貌。

图1 双相机立体视觉系统示意

单相机三维成像原理如图2所示，被测物表面的光反射到1和4两个平面镜上，1和4反射出的光线分别反射到双棱镜上两个面2和3上。双棱镜把1和4反射出的光线经过感光镜头后分别在传感器平面上真实成像，在图像传感器所呈现图像为 2个，被测物经过1平面镜反射的光成“左图像”，被测物经过4平面镜反射的光成“右图像”。把所采集的含有左右2个部分的图像分开成2张图片，即把“左图像”中的右侧图像部分视为无，相当于双相机立体视觉系统中左相机所采集的图；把“右图像”中的左侧图像部分视为无，相当于双相机立体视觉系统中右相机所采集的图，从而实现单相机三维测量。

图2 单相机双目视觉光路设计示意

三维数字图像相关系统就是利用双相机立体视觉原理，确定测量区域中每个子区的中心点变形前和变形后的三维坐标，变形前后空间坐标之差即为所求三维位移。根据计算出来的位移场，通过局部最小二乘拟合方法计算出应变场[10]。

2.2 设备光路及热防护设计

为实现三维测量，需要基于双目视觉原理，传统采用双镜头方法，但考虑到空间限制和校准系统的难度，采用光学镜片搭建分光路与单镜头结合的方式。本设备采用双棱镜分光和左、右平面镜反射相结合的方式。

为了解决高温热辐射造成的图像“退相关”问题，同时为达到反射热环境中的红光以隔绝热辐射、降低成像相机温度的目的，反射式滤镜覆盖整个镜头前端，该滤镜仅透过波长为450～550 nm的可见光，常温、高温环境下的透光率为92%。LED光源为中心波长 450 nm的蓝光光源，LED光源置于2组反射镜中间，并与2组反射镜的进光孔进行分离，从而避免了滤镜逆向反射引起的光污染问题。

热防护系统由水冷防护和气冷防护系统组成。成像系统进行水冷防护，在水冷夹层中增加氮气管，对反射镜和前度反射式滤镜部分进行局部降温。成像系统与热防护进行一体化设计，镜筒为矩形结构，同时将水冷外壳与镜筒结构进行集成设计，从而避免了设备漏水问题。经试验验证，该设备能够适用于目标面最高1300 ℃的环境，设备最终尺寸为：130 mm×125 mm× 90 mm。所设计的样机如图3所示，该设备的工作距离为100 mm，测量面积为50 mm×50 mm。

图3 耐高温单相机3D-DIC样机

2.3 单相机3D-DIC测试过程

首先，把耐高温单相机3D-DIC设备放置到距离被测物100 mm处，水平调节设备的位置使得被测物在设备所呈现的2幅图中央后固定设备。

其次，选择合适尺寸的平板棋盘格或者平板圆点标定板进行设备的标定，标定过程如下：a）采集标定板平移、平面内转动以及面外转动的一系列图像； b）把所采集的一张图片分为左右2个部分，把含有左右2个部分的图像分开成2张图片；c）把分左、右成像的图片进行标定运算，确定测量装置的标定参数，以完成标定程序。

然后，利用设备采集未加载和加载过程中的一系列图片，用于进行数字图像相关运算。

最后，把所采集的图像通过数字图像相关算法，进行变形场计算，具体步骤如下：a）把采集的一张被测物未加载状态下的图像作为初始图像，然后把被测物不同温度下采集的一系列图像作为变形图像；b）把所采集的含有左右2个部分的图像分开成2张图片，即把左图像中的右侧图像部分视为无；把右图像中的左侧图像部分视为无；c）根据标定参数，把分左、右成像的图片进行图像重构运算和位移场运算；d）根据位移场通过局部最小二乘拟合法计算出应变场。

2.4 常温精度验证

利用四点弯曲试验分级加载，载荷级别为14级，试验件为合金一体四点弯梁，如图4所示，背面中间下边缘处粘贴应变片，用以标定单相机3D-DIC设备的精度。四点弯曲试验件纯弯段的尺寸为20 mm×50 mm，设备正对试验件，与试验件的距离为100 mm，设备的测试分辨率为1280 pixels×1920 pixels，设备视场面积为50 mm×50 mm。

图4 带随机散斑的四点弯试验件

14级载荷时，应变片数值为1500μ，DIC设备所测量的应变场如图5所示，沿梁长度方向的应变场分布呈上表面受弯、下表面受拉的状态，且上下表面的应变数值绝对值为1500μ。DIC设备与应变片测量数据对比，如图6所示，经对比DIC设备的测量值与应变片数值的最大相对误差值为59μ。

图5 第14级载荷下横向应变场分布

图6 单相机3D-DIC设备测量值与应变片数据对比

2.5 使用温度极限验证

为测试1300 ℃辐射加热下耐高温单相机3D-DIC设备可适用的目标面温度，通过改性C/C板热膨胀试验，采用石英灯单面加热的方式，在加热面使用点温仪控温，试验件表面加热的最高温度为1300 ℃，从400 ℃开始，间隔300 ℃采集20张图像，试验现场见图7。

图7 试验现场

图8为利用耐高温单相机3D-DIC设备在不同温度下所测得的热膨胀引起的虚应变，并给出了测得的沿试件长度方向的虚应变云图。从图8中可以看出应变场分布中间部分比较均匀，噪点较少，边缘受过曝光斑点等影响导致测试结果不准确，同时边缘部分散斑区域散斑点过少也导致边缘计算精度较差。在1300 ℃时，热膨胀引起的虚应变约为2300μ。

图8 不同温度下应变场分布

3 结构内部复杂应力区高温应变场测试

3.1 试验方法及过程

由于舱段结构热试验采用石英灯环绕加热，为测量舱段结构金属蒙皮某危险部位的高温应变场分布，利用小型化DIC设备从舱段结构内部进行该危险部位的变形场及应变场分布测量。设备距离测量目标面100 mm，图像的分辨率为20.9 pixels/mm。在进行测试之前，对小型化DIC设备进行相机内外参数的标定，本文采用间距为4 cm的圆点标定靶进行标定。试验过程中，图像采集频率为1 Hz，图像采集时间为300 s，在该采集时间内被测区域最高温度为190 ℃，所采集的图像、分析区域（红色区域）及所建立的局部坐标系方向如图9中所示。为防止直接在被测区域粘贴接触式热电偶影响测量区域的散斑制作，利用热电偶测量该区域附近的温度变化。因为该金属导热良好，被测区域与附近区域的温度变化不大，故利用被测区域附近的温度近似代替直接测量该区域温度。

以未加热时刻所采集的图像作为初始状态与加热后所采集图像做相关运算分析，由于数字图像子区大小对数字图像相关运算的精度有所影响，通过对选择不同子区大小计算精度的比较，选择的子区大小为21 pixels，计算步长为7 pixels。

图9 显示计算区域的散斑图像

3.2 试验结果分析

在300 s采集时间内，所获得的区域中心点位置离面位移随时间变化和该区域温度随时间变化曲线如图10所示，从离面位移随时间变化曲线中可以看出位移曲线出现2个拐点，拐点1为位移从负跳跃至正向的拐点，拐点2为离面位移急剧增加到正向最大的拐点。

图10 位移、温度随时间变化曲线

拐点1、拐点2时刻的离面位移场分布如图11所示，从图11中可以看出明显的局部屈曲现象。根据位移场分布和位移随时间变化曲线变化特点，确定该变形为几何大变形情况之一，选择拉格朗日大应变计算公式进行应变场计算，应变场分布如图12所示。

图11 不同时刻离面位移场分布

图12 不同时刻沿X轴方向应变场分布

4 结束语

利用数字图像相关方法和单相机三维成像原理，结合热防护系统与光路系统一体化设计，形成了能够置于结构内部或局部区域的耐高温小型化数字图像相关测试设备。本文中所设计的防隔热一体化3D-DIC小型化设备，在工作距离为100 mm的情况下，能够对被测物表面温度从常温到1300 ℃的50 mm×50 mm区域进行高温应变场分布测量，可解决新一代运载火箭结构蒙皮或应力梯度较大地区的热应变场测量问题。在某舱段结构热试验中，该设备成功测量了局部蒙皮从开始加载直至破坏过程中的应变场及变形场分布变化情况，可广泛应用于包含运载火箭在内的各类飞行器高温承载结构的实测或地面试验中。未来结合非接触温度场测试，还有望发展形成面向地面和遥测试验的温度场/应变场同步测试技术和产品。

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Measurement of Strain Maps on Interior Field of Aerospace Structures using Noncontact Method

GONG Wenran1, LIU Xiaohua2, SHAO Xinxing3, HE Xiaoyuan3, WANG Zhiyong1

(1. Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing, 100076; 2. Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing, 100076; 3. School of Civil Engineering, Southeast University, Nanjing, 211189)

In order to investigate the non-contact measurement of thermal strain field in complex stress area such as the outer surface of aerospace structure or large internal strain gradient under quartz lamp heating, using digital imaging correlation method and single-camera stereovision principle, combined with the integrated design of thermal protection system and stereovision system, a miniaturized equipment is developed and used to measure the 3D deformation field and strain field of the target surface with the temperature up to 1300℃. It has been applied in the measurement of local deformation field and strain field for aerospace skin during the aerospace structure failure process under the high temperature. All the above research work would provide a technical support for the analysis of structure failure and model verification of the structure for aircrafts.

digital image correlation method; single-camera stereovision; internal area measurement of aerospace structure; high temperature environment

1004-7182(2023)02-0102-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20230220

V1

A

2022-03-24；

2023-02-22

国家自然科学基金项目（12272093）

宫文然（1986-），女，博士，高级工程师，主要研究方向为飞行器结构力热试验与分析技术。

刘晓华（1985-），女，高级工程师，主要研究方向为飞行器结构强度设计。

邵新星（1991-），男，博士，讲师，主要研究方向为光测实验力学。

何小元（1956-），男，博士，教授，主要研究方向为光测实验力学。

王智勇（1975-），男，研究员，主要研究方向为结构热试验技术。