【技术实现步骤摘要】
一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法
[0001]本专利技术属于飞机在气候试验中机体变形
，尤其是涉及一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法。
技术介绍
[0002]现有的飞机气候试验是在实验室模拟环境条件下，例如高温、低温、淋雨、降雾、降雪、冻雨、积冰和太阳辐照等典型气候环境，按照规定的条件和试验顺序，让测试飞机经受各种气候环境应力的作用，从而对其环境适应性进行考核。飞机气候环境从高温（最高+74℃）到低温（最低
‑
55℃）的过程中，飞机机体由于材料的热胀冷缩效应，会引起飞机机体的变形，为了考核飞机整机结构在各个温度下的变形，对飞机结构自身的变形进行测量是非常必要的，具体体现在以下方面：飞机结构组成中包括不同的材料，如铝合金、钛合金、复合材料等，由于热膨胀系数不一致，使得结构变形是一个复杂的过程，可能引起局部的曲翘、鼓包等现象，飞机设计方也会关注飞机在各个环境下的整体变形情况。
技术实现思路
[0003]本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其设计合理，操作便捷，从+74℃到
‑
55℃的降温过程中，获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量，实现飞机结构自身的变形测量。
[0004]为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、飞机的进入固定及系统搭设构建：步骤101、将飞机移入实验室，并通过刹车、轮档或系...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、飞机的进入固定及系统搭设构建：步骤101、将飞机移入实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将飞机固定在实验室飞机设计位置；步骤102、设定飞机静止不动，飞机上APU工作；步骤103、搭设双目立体视觉系统；其中，所述双目立体视觉系统朝向飞机机体的待测试区域；步骤104、构建降温系统；其中，降温系统包括第一温控系统和第二温控系统，所述第一温控系统包括依次连接的第一压缩机（1
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1）、第一冷凝器（1
‑
2）、第一气动节流阀（1
‑
3）和第一蒸发器（1
‑
4），以及与第一蒸发器（1
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4）连接的一次侧LM
‑
8载冷剂循环回路；所述第二温控系统包括第一制冷回路、第二制冷回路和第三制冷回路，所述第一制冷回路包括依次连接的第二压缩机（2
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1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第二气动节流阀（2
‑
3）和第二蒸发器（2
‑
4），所述第二制冷回路包括第三气动节流阀（3
‑
3）和冷凝蒸发器（3
‑
1）；所述第三制冷回路包括第三压缩机（4
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1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
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3）和第三蒸发器（4
‑
4），所述第二气动节流阀（2
‑
3）和第三气动节流阀（3
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3）的输入端均与第二冷凝器（2
‑
2）的制冷剂输出端连接，所述第二气动节流阀（2
‑
3）的输出端与第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三气动节流阀（3
‑
3）的输出端与冷凝蒸发器（3
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1）的制冷剂进液端连接，所述第二蒸发器（2
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4）的制冷剂出气端和冷凝蒸发器（3
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1）的制冷剂出气端均连接第二压缩机（2
‑
1）的输入端；所述冷凝蒸发器（3
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1）的制冷剂出液端连接导液罐（4
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2）的输入端，所述导液罐（4
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2）的输出端和第四气动节流阀（4
‑
3）的输入端连接，所述第四气动节流阀（4
‑
3）的输出端与第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂出气端与第三压缩机（4
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1）的输入端连接，所述第三压缩机（4
‑
1）的输出端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进气端连接；所述第二蒸发器（2
‑
4）和所述第三蒸发器（4
‑
4）均连接一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路；步骤二、在飞机机体的待测试区域表面涂抹散斑；步骤三、在飞机机体的待测试区域外侧选取刚体位移测试点；其中，各个所述刚体位移测试点分别设置一个标靶；步骤四、待测试区域初始图像的采集及处理：利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行初始图像采集并发送至计算机，计算机通过立体匹配算法对待测试区域初始图像处理，获取待测试区域初始图像中各个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标和各个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标；步骤五、操作第一温控系统和第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温，并获取不同温度下待测试区域图像：在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像；其中，设定的温度取值范围为3℃～5℃；步骤六、获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量：
载冷剂循环泵（6）的入口与所述LM
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8载冷剂出液管的出口端和LM
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8载冷剂循环泵（1
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5）的入口的连接处连接，所述二次侧LM
‑
8载冷剂循环泵（6）的出口与二次侧第一阀门（6
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1）的一端和二次侧第二阀门（6
‑
3）的一端连接，所述二次侧第一阀门（6
‑
1）的另一端和二次侧第一止回阀（6
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2）的一端连接，所述二次侧第一止回阀（6
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2）的另一端和第一换热器（8
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1）入口端连接，所述二次侧第二阀门（6
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3）的另一端和二次侧第二止回阀（6
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4）的一端连接，所述二次侧第二止回阀（6
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4）的另一端、所述第一止回阀（1
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7）的出口和第一换热器（8
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1）的出口均与所述LM
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8载冷剂回液管的入口端连接；所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环回路包括二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）、二次侧第三阀门（7
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1）、二次侧第三止回阀（7
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2）、二次侧第四阀门（7
‑
3）、二次侧第四止回阀（7
‑
4）和第二换热器（8
‑
2），所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的入口与所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的出口端、第二二氯甲烷载冷剂出液管的出口端和二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的入口的连接处连接，所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的出口与二次侧第三阀门（7
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1）的一端和二次侧第四阀门（7
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3）的一端连接，所述二次侧第三阀门（7
‑
1）的另一端和二次侧第三止回阀（7
‑
2）的一端连接，所述二次侧第三止回阀（7
‑
2）的另一端和第二换热器（8
‑
2）入口端连接，所述二次侧第四阀门（7
‑
3）的另一端和二次侧第四止回阀（7
‑
4）的一端连接，所述二次侧第四止回阀（7
‑
4）的另一端、第二止回阀（5
‑
1）的出口和第二换热器（8
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2）出口端均与第一阀门（2
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5）的一端和第二阀门（4
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5）的一端的连接处连接。6.按照权利要求1所述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤三中在待测试区域外侧选取刚体位移测试点，具体过程如下：选取待测试区域外侧飞机刚性结构区域作为刚体位移测试区域，在刚体位移测试区域内选取多个刚体位移测试点，并在每个所述刚体位移测试点粘贴一个标靶；其中，所述刚体位移测试点和所述标靶的个数相同且一一对应，每个所述刚体位移测试点均靠近待测试区域布设，所述刚体位移测试点与待测试区域最接近所述刚体位移测试点的边缘之间的间距为20cm～30cm。7.按照权利要求1所述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤五中在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像，具体过程如下：步骤501、操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第一降温阶段待测试区域图像；步骤502、操作第一温控系统继续工作，以使飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第二降温阶段待测试区域图像；步骤503、操作第一温控系统切换至第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从(
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25℃,
‑
55℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从(
‑
25℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计
算机，计算机得到第三降温阶段待测试区域图像。8.按照权利要求1所述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤501中操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温时，设定飞机所处实验室的温度为，其中，的范围为[74℃,0℃]，则具体过程如下：步骤5011、在第一蒸发器（1
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4）中充满液态R507制冷剂，并操作LM
‑...
【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，强宝平，吴敬涛，马军卫，吴相甫，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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