文/吳國寶 易暉

1 引言

直升機旋翼為直升機的飛行提供所需的升力、操縱力和推進力，是直升機最具特色的系統(tǒng)，其發(fā)展經歷了鉸接式旋翼、無鉸式旋翼、球柔性旋翼和無軸承旋翼等過程。旋翼系統(tǒng)的構型日趨簡單化，但其各種特性的耦合卻越來越復雜，使得旋翼系統(tǒng)的分析和設計也越來越復雜。旋翼試驗對于旋翼預先研究和旋翼設計的驗證變得越來越重要。旋翼動力學試驗為旋翼槳葉的動力學特性分析提供有效的數(shù)據支撐。如何在旋翼動力學特性試驗中對旋翼槳葉運動參數(shù)，如揮舞角、擺振角、總距角進行方便快捷、精確測量，已成為近年來國內外直升機旋翼試驗技術研究的重要課題。

目前，國內外在課題、型號試驗中測量旋翼槳葉運動參數(shù)的方法主要有：

（1）應變測量法，其通過在槳葉表面特定位置按照不同組橋方式粘貼應變片，然后對槳葉進行靜態(tài)標定確定運動參數(shù)與應變之間的對應關態(tài)標定確定運動參數(shù)與應變之間的對應關系，該方法技術成熟、試驗設備簡單，但粘貼應變片會對槳葉表面氣動特性造成不同程度的破壞，且大尺寸柔性槳葉靜載荷與動載荷之間存在較大差異，至使測量結果的準確性不高；

（2）光纖測量法，該方法與應變片測量方法類似，同樣也存在光纖粘貼會對槳葉表面氣動特性造成不同程度的破壞及測量結果的準確性不高的問題；

（3）激光動態(tài)測量法，該方法也是一種非接觸式測量方法，通過安裝在槳轂上的激光三角位移傳感器及線陣CCD 位移傳感器測量槳葉運動參數(shù)，其具有抗環(huán)境噪聲干擾能力強等優(yōu)點，但也存在設備安裝不方便，可測量范圍少、三叉件結構對旋翼動特性試驗存在安全隱患等不足。

針對以上旋翼運動參數(shù)測量方法存在的不足，提出了一種利用視頻圖像原理的非接觸式測量方法，以滿足在不同類型旋翼動力學試驗中對旋翼槳葉運動參數(shù)的測量需求。首先，通過一組或多組相機同步采集槳葉在不同試驗狀態(tài)下的二維圖像；然后，依據雙目立體視覺原理通過反演重構出槳葉表面的三維坐標；最后，根據運動參數(shù)解算公式計算出不同試驗狀態(tài)下槳葉的揮舞角、擺振角、扭轉角。該方法具有測量視場大、抗環(huán)境影響能力強、測試精度高等優(yōu)點。

2 原理介紹

2.1 旋翼試驗塔

目前國內直升機的旋翼動力學性試驗大部分是在中國直升機設計研究所綜合試驗室的旋翼試驗塔上完成的。該旋翼試驗塔塔高21.5m，頂部工作臺直徑約3.5 米，底部直徑12.5 米。能夠覆蓋13t 以下的直升機型號及課題旋翼性能、動力學及耐久性等試驗。旋翼試驗塔由動力拖動系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)、天平測力系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、激振系統(tǒng)、數(shù)據采集系統(tǒng)和監(jiān)控報警系統(tǒng)等組成。旋翼試驗塔外觀圖如圖1。

2.2 視頻圖像方法

與人眼成像原理相似，視頻圖像方法的基本原理是利用一組（左、右兩臺相機）或多組相機同步獲取空間某一感興趣區(qū)的二維圖像，然后對每組圖像進行匹配找出對應點，根據由事先標定得到的兩臺相機的內、外部參數(shù)，便可通過反演重構出該點在給定空間坐標系中的三維坐標，其基本原理圖如圖2所示。

如圖2所示，設q 為空間中的任意一觀測點；OL和OR分別表示左、右兩個相機的光圈中心；qL、qR分別表示q 在左、右相機中的成像點；從圖中可以很直觀地看到，一臺攝像機可以確定一條直線OLqL或ORqR，由于點q 同時在直線OLqL、ORqR上，故通過求解這兩條直線的交點便可得到q 點三維坐標。

令，觀測點在世界坐標系（X，Y，Z）中的坐標為q(xw,yw,zw)，其在左、右相機采集的二維圖像上的對應點的坐標為qL(xL,yL)，qR(xR,yR)，則存在以下關系：

式中，為投影矩陣的第i 行，第j 列元素。公式（1）消去sL和sR，得到如下關于空間坐標q(xw,yw,zw)的4 個線性方程：

圖1：旋翼試驗塔外觀圖

圖2：視頻圖像法基本原理示意圖

圖3：槳葉下表面編碼標記點粘貼

圖4：試驗中使用的光源

圖5：地面相機參數(shù)標定

圖6：視頻圖像系統(tǒng)安裝示意圖

以上公式是一個超靜定方程，可用最小二乘法對其進行求解。對圖像對中的各點重復上述過程便可重構出槳葉下表面所有特征標記點的三維坐標，據此便可根據旋翼運動參數(shù)解算公式計算得到旋翼槳葉在不同運動狀態(tài)下的運動參數(shù)。

3 試驗設計

3.1 試驗件

視頻圖像方法測量旋翼運動參數(shù)應用研究試驗選用某型直升機旋翼縮比模型，其具體參數(shù)如下所示：

旋翼半徑： R = 5m；

槳葉片數(shù)： k = 5 片；

基本弦長： b = 0.3m；

旋翼額定轉速： n = 422 r/min；

旋轉方向：俯視順時針旋轉。

3.2 測試系統(tǒng)組成

結合旋翼試驗塔實際工作環(huán)境及試驗件特性確定視頻圖像方法測試系統(tǒng)的組成為：一組（左、右兩個）相機選用德國Basler 生產的工業(yè)相機（分辨率：500 萬像素、幀率：100fps、曝光率：30us、鏡頭選用德國施耐德12mm 定焦鏡頭）；7075 航空鋁制橫梁；相機參數(shù)標定板選用1m×1m 高強度合金十字尺；補光光源選用無頻閃LED 燈（功率：2KW，光強：100000 流明）；相機觸發(fā)傳感器選用邦納光電傳感器；特征標記點采用編碼環(huán)標記點；相機觸發(fā)控制器、工作站（用于圖像存儲及坐標解算）。

3.3 特征標記點的制作及粘貼

沿槳葉下表面在槳葉剖面1/4 弦線位置布置多個圓形編碼點，用于進行揮舞角、擺振角的計算；在槳葉槳尖0.7R 剖面一個較小的區(qū)域內，布置多個不共線的圓形編碼點，形成一個平面，用于扭轉角的計算。

表1：測量旋翼運動參數(shù)試驗狀態(tài)

表2：揮舞角在不同狀態(tài)下多次測量結果

表3：扭轉角在不同狀態(tài)下多次測量結果

圖7：揮舞角隨總距的變化

圖8：擺振角隨總距的變化

圖9：揮舞角隨橫向周期變距的變化

圖10：擺振角隨周期變距的變化

標記點背面涂敷對槳葉無損傷的高強度黏合劑，保證高氣流下與被測物體表面緊密結合，黏合劑分布均勻、無間隙，背膠應在高低溫情況(-30℃～60℃)下保持良好粘附性；標記點表面覆啞光膜，保證在強光下不反光。啞光膜與標記點表面粘合采用特制強力膠，保證均勻、密封、平整，在高氣流下不被沖掉。如圖3所示為槳葉下表面標記點粘貼圖。

3.4 測試設備安裝調試

3.4.1 光源安裝調試

試驗選用大光源1 個，功率約為2KW，可滿足高速相機快門調至10 微秒以內正常使用。光源放置于升降平臺上，升降平臺升至最近的安全距離。通過調試確保光源照射到槳葉下表面，使槳葉表面特征標記點能清晰成像。如圖4所示。

3.4.2 相機的安裝調試

首先在地面進行相機參數(shù)標定，包括確定測量幅面、確定相機間距和測量距離、相機焦距及光圈等參數(shù)。如圖5所示為相機在地面進行參數(shù)標定情形。

視頻圖像采集設備在完成地面參數(shù)標定后，再進行旋翼試驗塔頂部工作平臺試驗安裝，安裝示意圖如圖6所示。

4 試驗實施及結果分析

4.1 試驗狀態(tài)

為驗證視頻圖像方法測量不同試驗狀態(tài)下旋翼運動參數(shù)的有效性，結合實際情況，最終確定旋翼動力學試驗的試驗狀態(tài)如表1所示。

4.2 試驗結果分析

在橫向周期變距為0°狀態(tài)下，得到揮舞角、擺振角隨總距變化趨勢分別如圖7、圖8所示。從圖中可看出，在固定的橫向周期變距狀態(tài)下，旋翼揮舞角、擺振角隨著總距增大而增大。

在總距為7°狀態(tài)下，得到揮舞角、擺振角隨隨橫向周期總距的變化趨勢分別如圖9、圖10所示。從圖中可看出，在固定總距狀態(tài)下，旋翼揮舞角隨橫向周期變距變大而減小，擺振角隨著橫向周期變距變大而增大。

揮舞角、扭轉角在不同總距和橫向周期變距狀態(tài)下的多次測量值如表2、表3所示。

從表2、表3可知，揮舞角、扭轉角在不同總距和橫向周期變距狀態(tài)下經多次測量其精度均在在5%以內，滿足工程試驗應用要求。

5 結論

通過在直升機旋翼動力學試驗中的應用研究表明，本文提出的使用視頻圖像方法測量旋翼運動參數(shù)取得了較理想的測量效果，測量平均精度達到了5%滿足工程應用的使用要求，但由于受模型旋翼槳葉狀態(tài)的影響，驗證試驗選取的總距及橫向周期變距較小，致使測得的擺振角變化不明顯，因此本次試驗未對擺振角的變化情況進行有效分析，下階段將借助于其他旋翼槳葉繼續(xù)加強這方面的應用研究，使該視頻圖像方法能更好的在旋翼動力學試驗中得到更廣泛的應用。