一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法

摘要

本发明公开了一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，包括步骤：一、涂抹散斑并选取刚体位移测试点；二、设置气候实验室温度变化制度；三、设置图像采集制度；四、图像采集并构建图像集；五、绘制散斑中心点和标靶中心点的位置变化曲线；六、获取散斑中心点和标靶中心点的每次采样后得到的形变斜率；七、判断散斑中心点和标靶中心点形变是否异常；八、确定飞机机体异常变形温度。本发明设置气候实验室温度变化制度和图像采集制度，阶梯降温保温式对飞机机体进行极寒气候试验，获取散斑中心点和标靶中心点的位置变化曲线，可有效观察飞机机体总形变和刚体形变是否发生异常变形，利用对应的相邻的两个采样点限定异常变形下的温度区间。

权利要求

1.一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、涂抹散斑并选取刚体位移测试点：在飞机机体上选取待测试区域（1），并在待测试区域（1）内涂抹散斑（2），选取待测试区域（1）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的中心位置粘贴一个标靶（3），其中，散斑（2）的数量不少于100000个，标靶（3）的数量不少于20个；

步骤二、设置气候实验室温度变化制度：对气候实验室温度从20℃下降至‑55℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括气候实验室温度从20℃开始以5℃/h的下降速度下降至0℃的第一温度下降阶段；

气候实验室温度以0℃保温三小时的第一温度保温阶段；

气候实验室温度从0℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑10℃的第二温度下降阶段；

气候实验室温度以‑10℃保温三小时的第二温度保温阶段；

气候实验室温度从‑10℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑20℃的第三温度下降阶段；

气候实验室温度以‑20℃保温三小时的第三温度保温阶段；

气候实验室温度从‑20℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑30℃的第四温度下降阶段；

气候实验室温度以‑30℃保温三小时的第四温度保温阶段；

气候实验室温度从‑30℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑40℃的第五温度下降阶段；

气候实验室温度以‑40℃保温三小时的第五温度保温阶段；

气候实验室温度从‑40℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑55℃的第六温度下降阶段；

气候实验室温度以‑55℃保温十小时的第六温度保温阶段；

步骤三、设置图像采集制度：对温度下降阶段中每下降5℃进行一次图像采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次图像采集；

步骤四、图像采集并构建图像集：开启气候实验室温度调节之前，利用标定好的双目立体视觉测量系统采集待测试区域初始图像，并获取待测试区域初始图像中第m个散斑的中心点在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在相机坐标系下的三维坐标 ，其中，m为待测试区域内散斑的编号且m=1,2，...，M，M为待测试区域内涂抹散斑的总数，n为标靶的编号且n=1,2，...，N，N为标靶的总数；

开启气候实验室温度调节，利用标定好的双目立体视觉测量系统按照图像采集制度采集每个采样点下的待测试区域图像，按照采样时间对多张待测试区域图像进行排序，并构建待测试区域图像的图像集；并获取待测试区域图像中第m个散斑的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 ，其中，q为采样点的编号且q=1,2，...，Q，Q为采样点总数；

步骤五、绘制每个散斑中心点和每个标靶中心点的位置变化曲线：在相机坐标系下利用 和 绘制第m个散斑中心点的位置变化曲线；

在相机坐标系下利用 和 绘制第n个标靶中心点的位置变化曲线；

步骤六、获取散斑中心点和标靶中心点的每次采样后得到的形变斜率：利用第m个散斑中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第m个散斑的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 ，获取第m个散斑中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1时，第m个散斑中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 即为待测试区域初始图像中第m个散斑的中心点在相机坐标系下的三维坐标 ；

利用第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标和第n个标靶的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标，获取第n个标靶的中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1时，第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标即为待测试区域初始图像中第n个标靶的中心点在相机坐标系下的三维坐标 ；

步骤七、判断散斑中心点和标靶中心点形变是否异常：统计第q个采样点下M个散斑（2）中心点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量，当第q个采样点下M个散斑（2）中心点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量不小于M/2时，散斑中心点形变异常，此时飞机机体总形变属于异常变形，执行步骤八；否则，散斑中心点形变正常；

统计第q个采样点下N个标靶（3）中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量，当第q个采样点下N个标靶（3）中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量不小于N/2时，标靶中心点形变异常，此时飞机机体刚体形变属于异常变形，执行步骤八；否则，标靶中心点形变正常；

其中，第一斜率阈值和第二斜率阈值均为正数；

步骤八、确定飞机机体异常变形温度：根据第q个采样点位置，确定第q‑1个采样点和第q个采样点之间对应的温度区间为飞机机体异常变形温度。

2.按照权利要求1所述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述第一斜率阈值大于第二斜率阈值。

3.按照权利要求1所述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：每个所述刚体位移测试点均靠近待测试区域（1）布设，所述刚体位移测试点的中心与待测试区域（1）最接近所述刚体位移测试点的边缘之间的间距为20cm～30cm，所述标靶（3）的表面设置有黑白相间的图案。

4.按照权利要求1所述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述双目立体视觉测量系统包括两个光学测量装置和一个计算机（4），所述光学测量装置包括可调底座、设置在所述可调底座上的保温箱体（9）、均设置在保温箱体（9）内的相机（10）和相机安装架，以及设置在保温箱体（9）上的加热模块；

所述保温箱体（9）的前侧面设置有透明可视窗（11）；

所述加热模块包括电子线路板、均设置在保温箱体（9）内的加热板（12）和内温度传感器（13），以及均设置在透明可视窗（11）上且位于保温箱体（9）外的加热丝（14）和外温度传感器（15）；所述电子线路板上集成有微控制器（16）和与微控制器（16）相接的无线通信模块（17），所述内温度传感器（13）和外温度传感器（15）的输出端均与微控制器（16）的输入端连接，所述加热板（12）和加热丝（14）均由微控制器（16）进行控制。

5.按照权利要求4所述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述相机安装架用于带动相机（10）靠近和远离透明可视窗（11），所述相机安装架包括安装板（18）、对称设置在安装板（18）底部两侧且用于带动安装板（18）前后移动的第一丝杆导轨和第二丝杆导轨，以及用于驱动所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨同步工作的丝杆导轨驱动器，所述相机（10）安装在安装板（18）的顶部；

所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨的结构相同，所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨均包括丝杆（19）、套装在丝杆（19）上的滑块（20），以及对称设置在丝杆（19）两端的固定座（21）和支撑座（22），所述固定座（21）和支撑座（22）均位于保温箱体（9）的底板上，所述安装板（18）安装在滑块（20）上；

所述丝杆导轨驱动器包括驱动电机（24）和安装在驱动电机（24）的输出轴上的主动轮（25），以及设置在所述第一丝杆导轨的丝杆（19）上的第一从动轮（26）和设置在所述第二丝杆导轨的丝杆（19）上的第二从动轮（27），所述第一从动轮（26）通过第一皮带（28）与主动轮（25）传动连接，所述第二从动轮（27）通过第二皮带（29）与主动轮（25）传动连接，所述驱动电机（24）由微控制器（16）进行控制。

6.按照权利要求4所述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述可调底座包括上U型座体（8）和与上U型座体（8）配合的下U型座体（23），所述上U型座体（8）的两个侧板上均设置有用于连接上U型座体（8）和下U型座体（23）的连接件；

所述连接件包括均设置在上U型座体（8）的侧板上的第一连接螺栓（30）和第二连接螺栓（31），所述下U型座体（23）的侧板上开设有供第一连接螺栓（30）穿过的通孔和供第二连接螺栓（31）穿过的弧形孔（32）。

说明书

一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法

技术领域

[0001] 本发明属于飞机在气候试验中机体变形技术领域，具体涉及一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法。

背景技术

[0002] 现有的飞机气候试验是在气候实验舱内模拟环境条件下，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。气候试验一般以一架全
状态飞机为试验对象，将飞机通过刹车、轮档或系留装置固定在实验室地面相应位置，通常
需要飞机起动辅助动力装置，如APU或发动机，以进行工作性能检测。气候试验中的极端温
度环境，如在低至‑50℃以下的极寒气候环境下，使飞机机体产生70℃左右的温差，由于材
料的热胀冷缩效应，引起飞机机体的变形，为了考核飞机整机结构在极端气候下的变形并
保障试验安全性，对飞机结构自身因温度变化而产生的变形进行测量是非常必要的，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
在极端环境下的整体变形情况，因此，先如今缺少一种极寒气候试验中飞机机体异常变形
温度确定方法。

发明内容

[0003] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，设置气候实验室温度变化制度并设置图像采集制
度，阶梯降温保温式对飞机机体进行极寒气候试验，获取每个散斑中心点和每个标靶中心
点的位置变化曲线，可有效观察飞机机体总形变和刚体形变是否发生异常变形，利用对应
的相邻的两个采样点限定异常变形下的温度区间，可靠有效，便于推广使用。

[0004] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

[0005] 步骤一、涂抹散斑并选取刚体位移测试点：在飞机机体上选取待测试区域，并在待测试区域内涂抹散斑，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的中心位置
粘贴一个标靶，其中，散斑的数量不少于100000个，标靶的数量不少于20个；

[0006] 步骤二、设置气候实验室温度变化制度：对气候实验室温度从20℃下降至‑55℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括气候实验室温度从
20℃开始以5℃/h的下降速度下降至0℃的第一温度下降阶段；

[0007] 气候实验室温度以0℃保温三小时的第一温度保温阶段；

[0008] 气候实验室温度从0℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑10℃的第二温度下降阶段；

[0009] 气候实验室温度以‑10℃保温三小时的第二温度保温阶段；

[0010] 气候实验室温度从‑10℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑20℃的第三温度下降阶段；

[0011] 气候实验室温度以‑20℃保温三小时的第三温度保温阶段；

[0012] 气候实验室温度从‑20℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑30℃的第四温度下降阶段；

[0013] 气候实验室温度以‑30℃保温三小时的第四温度保温阶段；

[0014] 气候实验室温度从‑30℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑40℃的第五温度下降阶段；

[0015] 气候实验室温度以‑40℃保温三小时的第五温度保温阶段；

[0016] 气候实验室温度从‑40℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑55℃的第六温度下降阶段；

[0017] 气候实验室温度以‑55℃保温十小时的第六温度保温阶段；

[0018] 步骤三、设置图像采集制度：对温度下降阶段中每下降5℃进行一次图像采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次图像采集；

[0019] 步骤四、图像采集并构建图像集：开启气候实验室温度调节之前，利用标定好的双目立体视觉测量系统采集待测试区域初始图像，并获取待测试区域初始图像中第m个散斑
的中心点在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在相机坐标
系下的三维坐标 ，其中，m为待测试区域内散斑的编号且m=1,2，...，M，M为
待测试区域内涂抹散斑的总数，n为标靶的编号且n=1,2，...，N，N为标靶的总数；

[0020] 开启气候实验室温度调节，利用标定好的双目立体视觉测量系统按照图像采集制度采集每个采样点下的待测试区域图像，按照采样时间对多张待测试区域图像进行排序，
并构建待测试区域图像的图像集；并获取待测试区域图像中第m个散斑的中心点在第q个采
样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在第q个采样点
下在相机坐标系下的三维坐标 ，其中，q为采样点的编号且q=1,2，...，Q，Q为
采样点总数；

[0021] 步骤五、绘制每个散斑中心点和每个标靶中心点的位置变化曲线：在相机坐标系下利用 和 绘制第m个散斑中心点的位置变化曲线；

[0022] 在相机坐标系下利用 和 绘制第n个标靶中心点的位置变化曲线；

[0023] 步骤六、获取散斑中心点和标靶中心点的每次采样后得到的形变斜率：利用第m个散斑中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第m个散
斑的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 ，获取第m个散斑
中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1时，第m个散斑中心点在第q‑1个采样
点下在相机坐标系下的三维坐标 即为待测试区域初始图像中第m个散
斑的中心点在相机坐标系下的三维坐标 ；

[0024] 利用第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标和第n个标靶的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标
，获取第n个标靶的中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1
时，第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标
即为待测试区域初始图像中第n个标靶的中心点在相机坐标系下的三
维坐标 ；

[0025] 步骤七、判断散斑中心点和标靶中心点形变是否异常：统计第q个采样点下M个散斑中心点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量，当第q个采样点下M个散斑中心
点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量不小于M/2时，散斑中心点形变异常，此
时飞机机体总形变属于异常变形，执行步骤八；否则，散斑中心点形变正常；

[0026] 统计第q个采样点下N个标靶中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量，当第q个采样点下N个标靶中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量不
小于N/2时，标靶中心点形变异常，此时飞机机体刚体形变属于异常变形，执行步骤八；否
则，标靶中心点形变正常；

[0027] 其中，第一斜率阈值和第二斜率阈值均为正数；

[0028] 步骤八、确定飞机机体异常变形温度：根据第q个采样点位置，确定第q‑1个采样点和第q个采样点之间对应的温度区间为飞机机体异常变形温度。

[0029] 上述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述第一斜率阈值大于第二斜率阈值。

[0030] 上述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：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的中心与待测试区域最
接近所述刚体位移测试点的边缘之间的间距为20cm～30cm，所述标靶的表面设置有黑白相
间的图案。

[0031] 上述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述双目立体视觉测量系统包括两个光学测量装置和一个计算机，所述光学测量装置包括可调
底座、设置在所述可调底座上的保温箱体、均设置在保温箱体内的相机和相机安装架，以及
设置在保温箱体上的加热模块；

[0032] 所述保温箱体的前侧面设置有透明可视窗；

[0033] 所述加热模块包括电子线路板、均设置在保温箱体内的加热板和内温度传感器，以及均设置在透明可视窗上且位于保温箱体外的加热丝和外温度传感器；所述电子线路板
上集成有微控制器和与微控制器相接的无线通信模块，所述内温度传感器和外温度传感器
的输出端均与微控制器的输入端连接，所述加热板和加热丝均由微控制器进行控制。

[0034] 上述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述相机安装架用于带动相机靠近和远离透明可视窗，所述相机安装架包括安装板、对称设置
在安装板底部两侧且用于带动安装板前后移动的第一丝杆导轨和第二丝杆导轨，以及用于
驱动所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨同步工作的丝杆导轨驱动器，所述相机安装在
安装板的顶部；

[0035] 所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨的结构相同，所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨均包括丝杆、套装在丝杆上的滑块，以及对称设置在丝杆两端的固定座和支撑
座，所述固定座和支撑座均位于保温箱体的底板上，所述安装板安装在滑块上；

[0036] 所述丝杆导轨驱动器包括驱动电机和安装在驱动电机的输出轴上的主动轮，以及设置在所述第一丝杆导轨的丝杆上的第一从动轮和设置在所述第二丝杆导轨的丝杆上的
第二从动轮，所述第一从动轮通过第一皮带与主动轮传动连接，所述第二从动轮通过第二
皮带与主动轮传动连接，所述驱动电机由微控制器进行控制。

[0037] 上述的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，其特征在于：所述可调底座包括上U型座体和与上U型座体配合的下U型座体，所述上U型座体的两个侧板上均
设置有用于连接上U型座体和下U型座体的连接件；

[0038] 所述连接件包括均设置在上U型座体的侧板上的第一连接螺栓和第二连接螺栓，所述下U型座体的侧板上开设有供第一连接螺栓穿过的通孔和供第二连接螺栓穿过的弧形
孔。

[0039] 本发明的有益效果是，设置气候实验室温度变化制度并设置图像采集制度，阶梯降温保温式对飞机机体进行极寒气候试验，实现温度下降阶段和温度保温阶段下大范围温
度试验区间，获取每个散斑中心点和每个标靶中心点的位置变化曲线，可有效观察飞机机
体总形变和刚体形变是否发生异常变形，利用对应的相邻的两个采样点限定异常变形下的
温度区间，可靠有效，便于推广使用。

[0040] 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

[0041] 图1为本发明方法的流程框图。

[0042] 图2为本发明待测试区域和双目立体视觉测量系统的位置关系示意图。

[0043] 图3为本发明待测试区域、散斑和标靶的位置关系示意图。

[0044] 图4为本发明所采用的散斑模板的结构示意图。

[0045] 图5为图4的俯视图。

[0046] 图6为本发明所采用的光学测量装置的结构示意图。

[0047] 图7为图6的A‑A剖视图。

[0048] 图8为本发明所采用的光学测量装置中可调底座的结构示意图。

[0049] 图9为本发明所采用的光学测量装置与计算机连接的电路原理框图。

[0050] 附图标记说明:

[0051] 1—待测试区域； 2—散斑； 3—标靶；

[0052] 4—计算机； 5—弧形模板； 6—半球形凸起；

[0053] 7—把手； 8—上U型座体； 9—保温箱体；

[0054] 10—相机； 11—透明可视窗； 12—加热板；

[0055] 13—内温度传感器； 14—加热丝； 15—外温度传感器；

[0056] 16—微控制器； 17—无线通信模块； 18—安装板；

[0057] 19—丝杆； 20—滑块； 21—固定座；

[0058] 22—支撑座； 23—下U型座体； 24—驱动电机；

[0059] 25—主动轮； 26—第一从动轮； 27—第二从动轮；

[0060] 28—第一皮带； 29—第二皮带； 30—第一连接螺栓；

[0061] 31—第二连接螺栓； 32—弧形孔； 33—保温层。

具体实施方式

[0062] 如图1至图9所示，本发明的一种极寒气候试验中飞机机体异常变形温度确定方法，包括以下步骤：

[0063] 步骤一、涂抹散斑并选取刚体位移测试点：在飞机机体上选取待测试区域1，并在待测试区域1内涂抹散斑2，选取待测试区域1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的中
心位置粘贴一个标靶3，其中，散斑2的数量不少于100000个，标靶3的数量不少于20个；

[0064] 需要说明的是，在弧形模板5的前侧面上随机设置多个半球形凸起6，并在弧形模板5的后侧面安装把手7，完成散斑模板的制作；其中，多个所述半球形凸起6的大小均相等，
且多个所述半球形凸起6的位置呈随机分布，多个所述半球形凸起6中相邻两个半球形凸起
6之间设置有间隙；

[0065] 将黑色水粉画颜料与水混合得到散斑液，所述散斑液中水粉画颜料与水的体积比为（92～97）：（3～8）；

[0066] 采用清水清洗待测试区域1，并将待测试区域1表面擦干；

[0067] 利用散斑模板蘸取散斑液，使每个半球形凸起6的表面均沾有散斑液，再将弧形模板5的前侧面沿其弧度方向的一端与待测试区域1表面相贴合，并通过把手7操作所述散斑
模板滚动，使半球形凸起6表面的散斑液附着在待测试区域1表面形成散斑2，依次类推直至
完成待测试区域1内多个散斑2的涂抹。

[0068] M个散斑2随机涂抹在飞机机体的待测试区域1的表面，所述的散斑模板由弧形模板5、把手7和多个半球形凸起6组成，通过转动把手7带动弧形模板5滚动进而带动多个半球
形凸起6滚动，使半球形凸起6上的散斑液粘贴在待测试区域1表面，采用弧形模板5便于工
作人员在弧形模板5滚动过程中控制对弧形模板5所施加的力，使弧形模板5在滚动过程受
力相等，进而使粘贴在待测试区域1表面的M个散斑2的颜色均匀，提高散斑2在飞机机体上
所处位置的变形量测量的准确度，测量效果好；散斑液由黑色水粉画颜料与水混合而成，在
测量完成后采用清水即可将散斑2轻松清洗干净，而现有的散斑2通常采用粘贴的方式固定
在飞机表面，后期清理困难，容易损坏飞机表面涂层，相比现有的散斑2本申请中的散斑2清
理方便，且不会损坏飞机表面的涂层，同时，能够有效避免散斑2在试验降温过程中因空气
干冷而掉落，使用效果好。

[0069] 本实施例中，实际使用时，M个散斑2的直径均为1mm～2mm。

[0070] 步骤二、设置气候实验室温度变化制度：对气候实验室温度从20℃下降至‑55℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括气候实验室温度从
20℃开始以5℃/h的下降速度下降至0℃的第一温度下降阶段；

[0071] 气候实验室温度以0℃保温三小时的第一温度保温阶段；

[0072] 气候实验室温度从0℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑10℃的第二温度下降阶段；

[0073] 气候实验室温度以‑10℃保温三小时的第二温度保温阶段；

[0074] 气候实验室温度从‑10℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑20℃的第三温度下降阶段；

[0075] 气候实验室温度以‑20℃保温三小时的第三温度保温阶段；

[0076] 气候实验室温度从‑20℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑30℃的第四温度下降阶段；

[0077] 气候实验室温度以‑30℃保温三小时的第四温度保温阶段；

[0078] 气候实验室温度从‑30℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑40℃的第五温度下降阶段；

[0079] 气候实验室温度以‑40℃保温三小时的第五温度保温阶段；

[0080] 气候实验室温度从‑40℃开始以5℃/h的下降速度下降至‑55℃的第六温度下降阶段；

[0081] 气候实验室温度以‑55℃保温十小时的第六温度保温阶段；

[0082] 步骤三、设置图像采集制度：对温度下降阶段中每下降5℃进行一次图像采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次图像采集；

[0083] 步骤四、图像采集并构建图像集：开启气候实验室温度调节之前，利用标定好的双目立体视觉测量系统采集待测试区域初始图像，并获取待测试区域初始图像中第m个散斑
的中心点在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在相机坐标
系下的三维坐标 ，其中，m为待测试区域内散斑的编号且m=1,2，...，M，M为
待测试区域内涂抹散斑的总数，n为标靶的编号且n=1,2，...，N，N为标靶的总数；

[0084] 开启气候实验室温度调节，利用标定好的双目立体视觉测量系统按照图像采集制度采集每个采样点下的待测试区域图像，按照采样时间对多张待测试区域图像进行排序，
并构建待测试区域图像的图像集；并获取待测试区域图像中第m个散斑的中心点在第q个采
样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第n个标靶的中心点在第q个采样点
下在相机坐标系下的三维坐标 ，其中，q为采样点的编号且q=1,2，...，Q，Q为
采样点总数；

[0085] 步骤五、绘制每个散斑中心点和每个标靶中心点的位置变化曲线：在相机坐标系下利用 和 绘制第m个散斑中心点的位置变化曲线；

[0086] 在相机坐标系下利用 和 绘制第n个标靶中心点的位置变化曲线；

[0087] 步骤六、获取散斑中心点和标靶中心点的每次采样后得到的形变斜率：利用第m个散斑中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 和第m个散
斑的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标 ，获取第m个散斑
中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1时，第m个散斑中心点在第q‑1个采样
点下在相机坐标系下的三维坐标 即为待测试区域初始图像中第m个散
斑的中心点在相机坐标系下的三维坐标 ；

[0088] 利用第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标和第n个标靶的中心点在第q个采样点下在相机坐标系下的三维坐标
，获取第n个标靶的中心点在第q个采样点下得到的形变斜率，其中，当q=1
时，第n个标靶的中心点在第q‑1个采样点下在相机坐标系下的三维坐标
即为待测试区域初始图像中第n个标靶的中心点在相机坐标系下的三
维坐标 ；

[0089] 步骤七、判断散斑中心点和标靶中心点形变是否异常：统计第q个采样点下M个散斑2中心点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量，当第q个采样点下M个散斑2中
心点的形变斜率值的绝对值大于第一斜率阈值的数量不小于M/2时，散斑中心点形变异常，
此时飞机机体总形变属于异常变形，执行步骤八；否则，散斑中心点形变正常；

[0090] 统计第q个采样点下N个标靶3中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量，当第q个采样点下N个标靶3中心点的形变斜率值的绝对值大于第二斜率阈值的数量
不小于N/2时，标靶中心点形变异常，此时飞机机体刚体形变属于异常变形，执行步骤八；否
则，标靶中心点形变正常；

[0091] 其中，第一斜率阈值和第二斜率阈值均为正数；

[0092] 步骤八、确定飞机机体异常变形温度：根据第q个采样点位置，确定第q‑1个采样点和第q个采样点之间对应的温度区间为飞机机体异常变形温度。

[0093] 本实施例中，所述第一斜率阈值大于第二斜率阈值。

[0094] 本实施例中，每个所述刚体位移测试点均靠近待测试区域1布设，所述刚体位移测试点的中心与待测试区域1最接近所述刚体位移测试点的边缘之间的间距为20cm～30cm，
所述标靶3的表面设置有黑白相间的图案。

[0095] 需要说明的是，飞机刚性结构区域是指在70℃左右的温差影响下不易产生大的目视可见变形的区域，在飞机刚性结构区域选取刚体位移测试点，刚体位移测试点在极寒气
候试验中所发生的变形均为飞机姿态变化引起的刚体变形，进而可以认为双目立体视觉测
量系统测量到的刚体位移测试点的变形量为飞机机体的刚体变形量，即为待测试区域1的
刚体变形量；标靶3的中心点与标靶3的中心点对应的刚体位移测试点相重合，通过在刚体
位移测试点上粘贴标靶3，并在标靶3的表面设置黑白相间的图案，便于双目立体视觉测量
系统对标靶3的中心点进行识别，进而便于双目立体视觉测量系统快速识别刚体位移测试
点；所述刚体位移测试点靠近待测试区域1布设，便于双目立体视觉测量系统在对待测试区
域1进行图像采集时，能够同时拍摄到待测试区域1和N个刚体位移测试点。

[0096] 本实施例中，所述双目立体视觉测量系统包括两个光学测量装置和一个计算机4，所述光学测量装置包括可调底座、设置在所述可调底座上的保温箱体9、均设置在保温箱体
9内的相机10和相机安装架，以及设置在保温箱体9上的加热模块；

[0097] 所述保温箱体9的前侧面设置有透明可视窗11；

[0098] 所述加热模块包括电子线路板、均设置在保温箱体9内的加热板12和内温度传感器13，以及均设置在透明可视窗11上且位于保温箱体9外的加热丝14和外温度传感器15；所
述电子线路板上集成有微控制器16和与微控制器16相接的无线通信模块17，所述内温度传
感器13和外温度传感器15的输出端均与微控制器16的输入端连接，所述加热板12和加热丝
14均由微控制器16进行控制。

[0099] 需要说明的是，通过设置双目立体视觉测量系统对飞机机体表面的待测试区域1进行拍照测量，保温箱体9内的温度为19℃～23℃，相机10安装在保温箱体9内，使相机10周
围的温度保持在19℃～23℃，以保证相机10能够正常工作，解决现有光学测量装置在极寒
气候实验中无法正常使用的问题；通过设置可调底座调节相机10与水平面之间的夹角，当
在飞机机体上选择不同的待测试区域1时，可以通过调节所述可调底座调节相机10的安装
高度和安装角度，使相机10能够拍摄到清晰的照片，便于相机10对不同的待测试区域1进行
图像采集，使用效果好；通过设置相机安装架带动相机10靠近和远离透明可视窗11，实现相
机10与待测试区域1之间距离的调节，便于相机10拍摄到清晰的照片；通过设置加热模块在
保温箱体9内的温度和透明可视窗11周围的温度低于设定值时，控制加热板12和加热丝14
工作，分别对保温箱体9的内部空间和透明可视窗11周围进行加热，保证相机10能够正常工
作，提高双目立体视觉测量系统的使用可靠性。

[0100] 实际使用时，所述透明可视窗11为钢化玻璃，内温度传感器13对保温箱体9内的温度进行实时测量，当内温度传感器13测量到的内温度测量值小于内温度设定值时，微控制
器16控制加热板12加热，直至内温度传感器13测量到的内温度测量值等于内温度设定值，
微控制器16控制加热板12停止加热；外温度传感器15对透明可视窗11周围的温度进行实时
测量，当外温度传感器15测量到的外温度测量值小于外温度设定值时，微控制器16控制加
热丝14加热，直至外温度传感器15测量到的外温度测量值等于外温度设定值，微控制器16
控制加热丝14停止加热，内温度设定值和外温度设定值均为19℃～23℃，通过在透明可视
窗11上设置加热丝14对透明可视窗11周围进行加热，避免透明可视窗11内外两侧温差较大
导致透明可视窗11外侧附着有雾气，避免雾气影响相机10拍照清晰度。

[0101] 实际使用时，微控制器16优选为STM32F103VET6微控制器，内温度传感器13和外温度传感器15均优选为PT100温度传感器，无线通信模块17优选为ATK‑ESP8266WIFI模块，通
过设置无线通信模块17将内温度传感器13采集到的内温度测量值和外温度传感器15采集
到的外温度测量值无线传输至计算机4，便于工作人员远程得知保温箱体9内的温度和透明
可视窗11周围的温度。

[0102] 实际使用时，两个所述光学测量装置之间的间距为3.8m～4.2m。

[0103] 本实施例中，保温箱体9的侧板的内表面、顶板的内表面和底板的内表面均设置有保温层33，通过设置保温层33增强保温箱体9的保温性能；加热板12安装在保温层33上。

[0104] 本实施例中，所述相机安装架用于带动相机10靠近和远离透明可视窗11，所述相机安装架包括安装板18、对称设置在安装板18底部两侧且用于带动安装板18前后移动的第
一丝杆导轨和第二丝杆导轨，以及用于驱动所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨同步工
作的丝杆导轨驱动器，所述相机10安装在安装板18的顶部；

[0105] 所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨的结构相同，所述第一丝杆导轨和所述第二丝杆导轨均包括丝杆19、套装在丝杆19上的滑块20，以及对称设置在丝杆19两端的固定
座21和支撑座22，所述固定座21和支撑座22均位于保温箱体9的底板上，所述安装板18安装
在滑块20上；

[0106] 所述丝杆导轨驱动器包括驱动电机24和安装在驱动电机24的输出轴上的主动轮25，以及设置在所述第一丝杆导轨的丝杆19上的第一从动轮26和设置在所述第二丝杆导轨
的丝杆19上的第二从动轮27，所述第一从动轮26通过第一皮带28与主动轮25传动连接，所
述第二从动轮27通过第二皮带29与主动轮25传动连接，所述驱动电机24由微控制器16进行
控制。

[0107] 需要说明的是，驱动电机24位于第一丝杆导轨和第二丝杆导轨的之间，主动轮25安装在驱动电机24的输出轴上，第一从动轮26安装在第一丝杆导轨的丝杆19靠近固定座21
的端部，第二从动轮27安装在第二丝杆导轨的丝杆19靠近固定座21的端部，微控制器9控制
驱动电机24的输出轴正转，驱动电机24的输出轴正转带动主动轮25正转，主动轮25正转带
动第一从动轮26和第二从动轮27同时正转，第一从动轮26和第二从动轮27正转分别带动第
一丝杆导轨的滑块20和第二丝杆导轨的滑块20向靠近透明可视窗11的方向移动，进而带动
安装板18向靠近透明可视窗11的方向移动，安装板18向靠近透明可视窗11的方向移动带动
相机10向靠近透明可视窗11的方向移动；微控制器9控制驱动电机24的输出轴反转，使相机
10向远离透明可视窗11的方向移动，实现相机10与待测试区域1之间间距的自动调节。

[0108] 本实施例中，所述可调底座包括上U型座体8和与上U型座体8配合的下U型座体23，所述上U型座体8的两个侧板上均设置有用于连接上U型座体8和下U型座体23的连接件；

[0109] 所述连接件包括均设置在上U型座体8的侧板上的第一连接螺栓30和第二连接螺栓31，所述下U型座体23的侧板上开设有供第一连接螺栓30穿过的通孔和供第二连接螺栓
31穿过的弧形孔32。

[0110] 实际使用时，第二连接螺栓31的数量可优选为多个，多个第二连接螺栓31均穿过弧形孔32，通过第一连接螺栓30和第二连接螺栓31配合在可调底座调节到位后将上U型座
体8和下U型座体23锁紧。

[0111] 本发明使用时，设置气候实验室温度变化制度并设置图像采集制度，阶梯降温保温式对飞机机体进行极寒气候试验，实现温度下降阶段和温度保温阶段下大范围温度试验
区间，获取每个散斑中心点和每个标靶中心点的位置变化曲线，可有效观察飞机机体总形
变和刚体形变是否发生异常变形，利用对应的相邻的两个采样点限定异常变形下的温度区
间，可靠有效。

[0112] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技
术方案的保护范围内。