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飞机在飞行过程中机翼形变的测量 这项研究主要是对飞机在飞行中的机翼变形进行测量。在本文中，讨论了一种测量方法即光学测量，它使用高分辨率摄像机来观察研究主机翼变形。同时还讨论了测量系统和摄像机标定。测量技术应用于JAXA的实验飞机与零度的后掠角的双螺旋桨飞机，它测量了飞行中主机翼弯曲度和扭转角度在数量上的变化。 基本术语 c = 焦距 k1, k2 =镜头畸变系数 X, Y, Z =在世界坐标系的一个对象的位置 X0, Y0, Z0 =在世界坐标系的观测点 x, y =在图像坐标系中的图像点 x0, y0 =主点 Xb =飞机的体轴(Xb, Yb, Zb) Xt =全套系统的坐标 ω, φ, κ = 观察的方向 φ, θ, ψ = 飞机的坐标 1.引言 飞机技术的设计发展十分迅速，例如风洞试验光学测量，计算流体动力学和流体-结构耦合技术。如果要使开发的飞机满足预期的性能检查效果，则有效地提高飞机试验设计技术是十分必要的。此外，飞行试验数据应该反馈到设计技术中。 在飞行中机翼的变形主要由于气动载荷。弯曲和变形而导致的主机翼扭转角的变化是飞机设计的一个重要因素，因为这些变化极大地影响空气动力学的特性。在设计阶段，弯曲和扭曲角是通过模拟流体与结构的实验来预测的。然而，它对地面测试或模拟具有局限性，即使在风洞测量中得到了详细的气动现象，也难以达到预期的测量效果。因此，如果主机翼的变形是飞行试验的定性测量，则可以验证流体结构耦合技术和提高在地面测试和模拟技术的精确度是十分有用的。 在主机翼的变形测量中，为了避免流动带来的影响，故而采用非侵入测量方法。所以接触传感器或线对主机翼的外表面是不科学的。此外，还要考虑到飞行试验的一个重要因素即对主机翼的重塑会花费较高的成本。 此次研究的主要目的是开发一个在飞机试验中对主机翼变形测量的一种定量的测量技术。本研究开发的测量方法以及测量系统是利用光学来测量在飞行中主机翼的扭转角和主翼弯曲程度。采用光学测量的原因一是因为流动带来的影响很小。此外，测量系统不需要对主机翼进行重构，避免了不必要的开销。本篇文章还对新开发的测量技术在实际工程中面临的挑战和解决方案，同时??对飞行试验结果进行了详细的介绍。 2.实验装置 2.1飞机 试验是利用JAXA（日本宇航探索局）研究的比奇型65代女王飞机，如图1所示。这是一个低翼飞机。主机翼的上表面可以通过舱内窗户来进行观察。这架飞机没有增压舱。其规格如下：长: 10.16 [m] 宽: 13.98 [m] 高: 4.32 [m] 2.2 飞行试验大纲 飞行试验是在位于太平洋岛国的日本东京附近的相模海湾进行。测试航线的框架在区域内如图2所示。飞行试验的基础是在JAXA调布，这是地理上接近调布机场。 飞行高度低于3000英尺。飞行速度为120到160英里变化（英里每小时）。飞行模式采用水平飞行和逆时针圆弧循环飞行。为了研究在重负载的情况下主机翼的形变参数，循环飞行的倾斜角度被设定在45度，60度。并且在水平飞行情况下的载荷为1g。45度的倾角和60度的倾角负载分别为1.4g和2g。 2.3 测量系统 在飞行测试中存在一些需要克服技术挑战。首先，测量系统应防止流动对主机翼的干扰。例如，传感器或线路设置在主机翼外表面，故流动产生的干扰会影响主机翼参数测量。第二，测量方法不应该用于特定的交通工具。因为测量对象是已经存在的飞机，它不是一个特别设计的工具来测量主机翼的变形。而且，研究员进入主机翼的内部是有限制的。另一方面，我们也很难对主机翼内部的传感器或线进行重塑。第三，本测量系统具有承受荷载9g。它需要有一个坚固的测量系统。 本研究采用立体的方法来进行测量。采用立体测量的原因是这种方法能够解决上述挑战。就是说，立体的方法不需要设置一些传感器或线路来减少流动带来的，因为它是一种光学测量方法。它不需要对飞机的机翼主要有大的重构。此外，由于测量系统在飞机舱内，故操作者可以轻松访问测量系统。同时它也具备自身的优势，即它是可能的设计的测量系统中比较简单的方法。  HYPERLINK / \l ##  图3显示的是测量系统概述。该测量系统包括两个高分辨率CCD摄像机，CCD摄像机为两百叶窗和轮毂同步。图像数据摄像机使用以太网电缆将数据发送到个人计算机。 摄像机安装在光学台在测量架的顶部。光学台与测量架之间的构建十分有力。图4显示了摄像机和一个同步器的测量系统，摄像机是黑白型，它有4872×3248像素和12位A/D分辨率。每个相机的光圈值是11并且它还具有24毫米的镜头。摄像机通过对飞机客舱窗户观察左舷主机翼的上表面。 因为立体测量是在同一时间的图像组合，故两个相机的同步性是十分重要的。实际上，飞机在飞行过程中，有时会产生振动。同步器设置在飞机舱内安装的机架上。同步器