Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата

Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата

Реферат

Изобретение относится к способам определения поля температур нагретой поверхности, преимущественно в области авиационной и ракетно-космической техники, предназначено для исследования тепловых условий работы элементов конструкции высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для определения распределения температуры на внешней поверхности летательного аппарата во время полета при летных испытаниях.

Известен способ измерения температуры поверхности с помощью зачеканенных термопар, предполагающий установку спаев термопар на объекте и регистрацию созданной ими термо-ЭДС (Преображенский В.П. Теплотехнические измерения и приборы. - М.: Энергия, 1978. С.86-186). Однако применение термопар для достаточно подробного определения распределения температур по поверхности ЛА затруднительно из-за необходимости установки большого их количества (что сложно, дорого и уменьшает надежность конструкции ЛА и, соответственно, его безопасность)

Известен способ измерения температуры поверхности с помощью тепловизоров с матричным чувствительным элементом. При этом чувствительный элемент наводится на объект и производится считывание тепловой картины с экрана прибора (Измерительные приборы в промышленности. Каталог-справочник. - Санкт-Петербург: Издательство "Крисмас+" 2000, № 7, с.7).

Однако тепловизионные комплексы имеют очень высокую стоимость, и их применение часто бывает экономически не оправдано. Приемный блок тепловизоров обычно имеет большие габариты - около 200×200×100 мм и массу порядка 2 кг; число элементов в кадре у тепловизоров невелико (обычно 256×256), вследствие чего пространственная разрешающая способность их невелика.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является способ измерения распределения температуры поверхности (пат. РФ 2238529, МПК 7 Кл. G01J 5/60), в соответствии с которым производят съемку объекта в инфракрасном и/или видимом диапазонах спектра излучения, цветное изображение объекта разлагают на три цветовые компоненты - красную, зеленую и синюю, затем преобразуют каждую компоненту в цифровую форму, после чего цифровые значения компонент сопоставляют с эталонными их значениями по температуре в градусах в каждом элементе изображения и определяют температуру на поверхности объекта по двум ближайшим эталонным значениям. При этом эталонные значения получают путем последовательных замеров цветовых компонент изображения с помощью видеосъемки образцов, равномерно нагретых в печи до различных температур - от 400 до 1200-1600°С с шагом 50°С. Измерение температуры проводят с помощью термопар, зачеканенных в образцы на глубину 1-2 мм. Режимы видеосъемки (экспозицию, светофильтр) выбирают такие же, что и при измерениях. Полученные значения цветовых компонент (измеренные видеокамерой) и температуры (измеренные термопарой) принимают за эталонные.

Недостатком этого способа является снижение точности измерения в условиях полета, поскольку условия получения изображения эталонного образца в печи и в момент съемки в полете могут существенно отличаться, например, вследствие наличия изменяющегося фонового излучения или изменения излучательной способности исследуемой поверхности.

Задачей настоящего изобретения является определение поля температур нагретых элементов конструкций высокоскоростных ЛА в условиях реального полета при использовании относительно простого и недорогого бортового оборудования, а также повышение точности измерений поля температур за счет уменьшения погрешности, обусловленной наличием фонового излучения и изменением излучательной способности исследуемой поверхности.

Для достижения названного технического результата в предлагаемый способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата включают съемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразование цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме, определение температуры в точках исследуемой поверхности по полученным цветовым компонентам.

Отличительные признаки предложенного способа заключаются в том, что синхронно со съемкой измеряют температуру, например термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, при этом температуру в других (не эталонных) точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям. Кроме того, эталонные точки располагают в точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета

Способ осуществляется следующим образом.

Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата осуществляют путем съемки в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения исследуемой поверхности ЛА и преобразования цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме. Синхронно со съемкой измеряют, например термопарами, температуру в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности, имеющих разную температуру, при этом эталонные точки располагают в тех точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета. По результатам измерений в эталонных точках цветовых компонент и температуры формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций (т.е. градуировочные зависимости). Затем по градуировочным зависимостям и полученным цветовым компонентам определяют значения температуры в других (не эталонных) точках исследуемой поверхности и тем самым определяют поле температуры на исследуемой поверхности.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет в условиях реального полета определить поле температур на поверхности нагретых тел, например, на элементах конструкции высокоскоростных ЛА - фюзеляже, крыле, органах управления и т.п., при использовании относительно простого и недорогого бортового оборудования, а также, вследствие получения градуировочных зависимостей непосредственно в полетных условиях, повысить точность измерения поля температур за счет уменьшения погрешности, обусловленной наличием фонового излучения и изменением излучательной способности исследуемой поверхности.

Пример.

Заявленный способ определения поля температуры нагретой поверхности высокоскоростного ЛА при летных испытаниях заключается в том, что с помощью портативной цифровой фото- или видеокамеры в процессе полета высокоскоростного ЛА производят съемку исследуемой поверхности, например, одного из наиболее теплонапряженных участков поверхности ЛА - передней кромки крыла. Участок крыла, изображение которого получают с помощью фотокамеры, предварительно препарируют пятью-десятью термопарами, расположенными в априори известных зонах с разными температурами, охватывающими диапазон возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета (по крайней мере охватывающие не менее 90% возможного диапазона изменения температуры). Результаты измерений термопарами регистрируются бортовым накопителем информации, а цветное изображение - в памяти фотокамеры либо бортовым накопителем. Оба вида измерений синхронизируются по времени. После полета производят покадровую обработку цветных изображений поверхности крыла. При этом на изображении идентифицируют эталонные точки, в которых расположены термопары. По значениям измеренных в эталонных точках цветовых компонент красной R, зеленой G, синей В и температур Т формируют градуировочные зависимости, связывающие значения температуры и цветовых компонент: T=F_r(R), T=F_g(G), T=F_b(B). Для каждого пикселя (или для выбранной совокупности пикселей) изображения определяют соответствующие им значения цветовых компонент R, G, В. Затем с использованием полученных градуировочных зависимостей для каждого пикселя изображения (и соответствующей ему точки (зоны) поверхностии ЛА) определяют значения температуры. Для повышения точности определения температуры в каждой точке могут использоваться осреднение температур, полученных с использованием разных цветовых компонент, а также исключение из рассмотрения компонент, для которых фотоприемники ПЗС матрицы работают в условиях, близких к насыщению (т.е. для которых значения компонент равны или близки к максимальным).

Кроме непосредственного использования цветовых компонент красной R, зеленой G, синей В для определения температуры могут использоваться также различные комбинации цветовых компонет, например R/B, R/G, G/B, и соответствующие градуировочные зависимости T=F_r/b(R/B), T=F_r/g(R/G), T=F_g/b(G/B).

При повышении температуры (в практически значимом диапазоне изменения температуры) значения цветовых компонент R, G, В увеличиваются, достигают максимальных значений и далее остаются постоянными несмотря на увеличение температуры. В таких случаях при приближении какой-либо компоненты к максимальному значению поток излучения от исследуемой поверхности к ПЗС матрице ослабляют, например, диафрагмированием объектива или использованием нейтрального светофильтра. Для исключения погрешностей, связанных с особенностями алгоритмов сжатия в цифровых фотокамерах, целесообразно съемку производить в режиме RAW.

Пространственное разрешение температурных измерений зависит от характеристик приемной ПЗС матрицы, оптической системы фотоаппарата и ориентации фотоаппарата относительно исследуемой поверхности. Например, для пятимегапиксельной матрицы на участке поверхности ЛА длиной 3 м осредненное пространственное разрешение составляет ˜2 мм.

Предложенный способ определения распределения температуры на нагретой поверхности позволяет определять поле температур на поверхности высокоскоростных ЛА в условиях реального полета, в том числе при фоновом излучении исследуемой поверхности. Практическая реализация способа может быть осуществлена с помощью достаточно простых и недорогих средств: цифровой фото- или видеокамеры среднего класса, нескольких термопар и запоминающего устройства на борту ЛА, а также компьютера с программно-математическим обеспечением для послеполетной обработки.

1. Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата, включающий съемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразование цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме, определение температуры в точках исследуемой поверхности по полученным цветовым компонентам, отличающийся тем, что синхронно со съемкой измеряют температуру, например термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, при этом температуру в других точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям.

2. Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что эталонные точки располагают в точках исследуемой поверхности, в которых температура распределена по диапазону возможного изменения температуры на исследуемых режимах полета.