[发明专利]一种三维变形场测量装置

说明书

一种三维变形场测量装置，所述测量装置的主体结构包括分光路系统和相机系统；所述分光路系统由LED光源、左平面镜、右平面镜、双棱镜、分光路集成壳组成；所述相机系统由相机镜头、CCD相机、相机外壳、电线出口组成；所述分光路系统中左平面镜位于分光路集成壳左侧内部，所述右平面镜位于分光路集成壳右侧内部，所述双棱镜位于左平面镜与右平面镜中间，LED光源位于分光路集成壳的矩形外框中间位置；所述的相机系统中的CCD相机处于相机外壳后部，通过螺钉与相机外壳连接；相机镜头通过螺纹直接与CCD相机连接，电线出口位于相机外壳外部左侧，分光路集成壳与相机外壳通过螺纹连接。本发明可实现单相机双目视觉测量三维测量，无需配备传统双相机即可实现。

技术领域

本发明属于飞行器结构强度评估技术领域，具体涉及力热复合环境试验测试技术中的一体化三维变形场测量装置。

背景技术

飞行器高超声速飞行时，其大面积防热结构温度可达1200℃，端头、前缘等部位温度更高，由分离流和激波冲击引起的噪声载荷可达165dB，还面临剧烈振动环境。为了适应严酷的服役环境，高超声速飞行器结构大量采用以C/C、C/SiC等为代表的新型防热承载一体化材料。对飞行器舱段、翼舵以及全系统开展热强度、振动/热振动、噪声/热噪声等力热试验，考核验证结构设计与承载能力，是高超声速飞行器等研制进程中必需开展的关键环节。飞行器结构地面力热试验中的热环境模拟多采用辐射加热方式，高温、强光辐射、振动以及强噪声等环境给试验测量带来了极大困难。在飞行器结构力热试验中需要测量温度、位移、应变、加速度等参数。

以接触式位移计为代表的接触式位移测试方法，存在设备热防护困难、只能进行单点位移测试等问题，非接触式的光学测量方法为解决极端力热环境下变形场测试提供了新的途径。其中，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，但辐射加热方式下构件热变形的非接触式测量，遇到辐射加热器对数字图像光学测试系统光路遮挡的难题，市场上常规的数字图像设备依靠多相机、大角度拍摄，也无法直接装入飞行器舱内完成测量，而建立能够置于飞行器舱内等狭小空间的高温变形测试方法使从内部测量高温结构变形成为可能。

发明内容

本发明的目的是针对地面试验环境，高温复合材料试验件内部局部变形场测试需求，提供一种适用于高温复合材料结构内部局部空间的单相机三维数字图像相关表面变形场测试小型化设备。

本发明采用以下技术方案：一种三维变形场测量装置，所述测量装置的主体结构包括分光路系统和相机系统；所述分光路系统由LED光源、左平面镜、右平面镜、双棱镜、分光路集成壳组成；所述相机系统由相机镜头、CCD相机、相机外壳、电线出口组成；所述分光路系统中左平面镜位于分光路集成壳左侧内部，所述右平面镜位于分光路集成壳右侧内部，所述双棱镜位于左平面镜与右平面镜中间，LED光源位于分光路集成壳的矩形外框中间位置；所述的相机系统中的CCD相机处于相机外壳后部，通过螺钉与相机外壳连接；相机镜头通过螺纹直接与CCD相机连接，电线出口位于相机外壳外部左侧，所述分光路集成壳与相机外壳通过螺纹连接。

进一步的，所述测量装置还包括热防护系统，所述热防护系统位于测量装置外部，由水冷系统和气冷系统构成，所述水冷系统包括水冷外壳a，水冷外壳b及水冷外壳c、水冷循环入口、水冷循环出口、导流片，水从水冷循环入口依次进入水冷外壳c、水冷外壳b、水冷外壳a中，利用导流片把水分成入、出两部分进行循环；所述气冷系统包括气冷循环入口、入气管、出气管、气冷循环出口，氮气从气冷循环入口通过入气管进入分光路集成外壳的夹层中，从分光路集成外壳另外一端的气孔，通过出气管从气冷循环出口排出，气冷系统对半反半透滤镜进行冷却；所述的分光路集成壳前端与水冷外壳a前端通过一圈螺钉连接；所述分光路集成壳与相机外壳通过螺纹连接；所述的相机外壳后端与水冷外壳b后端通过定位螺钉连接；所述的水冷外壳a后端与水冷外壳b前端通过一圈螺钉连接；所述的水冷外壳b后端与水冷外壳c通过一圈螺钉连接。

进一步的，所述LED光源1为蓝色光源，光源波长450nm。