飞机检测范文（精选10篇）
飞机检测 第1篇
传统的边缘检测算子在对油管进行边缘检测时,易造成检测的边缘不清晰。Log算子进行检测易造成尖锐边缘无法被检测到。Canny算子采用双阈值算法检测和边缘连接,但边缘检测效果也不是很理想[1]。
数学形态学对边缘方向不敏感,能探测真正的边缘[2],将数学形态学应用于边缘检测,能有效地保留图像中的原有细节,而且能满足实时性要求。小波变换在时域和频域都有良好的局部特性,在时空域中分辨率随频率的高低而相应调节,可以聚焦到被测对象任意的细节上。
飞机管路图像背景复杂,目标和背景的灰度相差不大,一般的边缘检测方法很难理想的检测出管路边缘。小波这种时频特性和多尺度分析技术,而且它能够抑制噪声,为图像边缘检测提供了有效的途径。但是小波局部分析能力较弱,所以本文结合小波变换和数学形态学对飞机管路图像进行边缘提取。实验结果表明本文边缘检测算子能有效检测到飞图像的边缘,边缘定位准确,连贯清晰。
2飞机管路图像的采集及预处理
2.1图像的采集
用canon powershot sx100is这款数码相机对飞机管路进行图像采集。这款相机最大能拍摄分辨率为3264×2448的照片,有效像素是800万,采用了一枚1/2.5英寸CCD感光元件,整机性能较好,采集到的图像清晰。由于油液对不同光的吸收程度不同,不同的光照射在管路上,拍摄效果不同,所以使用不同种类的灯光照射管路,再通过数码相机多次拍摄,对采集到的样本进行比较选择,选择出合适的辅助灯光辅助飞机管路进行漏油检测。光照强度也生影响检测结果。光强过大,获取的管路图像会发生变形,细节不完整,无法进行边缘检测;光强过小,获取的管路与背景灰度区别不大,很难清晰准确得检测出管路边缘,因此想要采集到效果最佳的图像需要合适的光强。飞机管路图像如图1。
2.2图像的灰度化
我们通过数码相机采集到的图像是彩色图像,需要占用很大的存储空间,计算量也很大,会浪费较多的系统资源,同时系统的执行速度也会降低。而灰度图像只需对亮度信息进行处理,相对就比较简单。因而,我们利用灰度值与彩色图像的3个颜色分量R、G、B之间的转换关系:
将采集到的图像彩色图像转换成灰度图像。灰度化图像如图2所示。
2.3中值滤波
对图像进行中值滤波,去除噪声。图像采集过程中,由于各种干扰,难免存在很多噪声,所以需要对图像进行滤波处理,减小噪声对管路边缘提取过程造成的影响。中值滤波不仅可以消除噪声,而且能够一定程度防止边缘模糊,保持图像的边缘特性。因而本文采用中值滤波去噪,有利于后续的边缘检测处理。中值滤波后图像如图3所示。
3 飞机管路边缘检测算子
3.1基于小波变换的图像分解
小波变化具有良好的多尺度分析能力和时频局域化特性,是一种时域局部化方法,由于它的窗口可以变换,所以自适应性较强。进行小波变换时,首先将滤波后的油管图像首先分解为低频信息L和高频信息H,然后再把低频信息L分解为LL和其高频部分LH;高频信息分解为HL和HH。LL频带保持原图像的内容信息,HL、LH、HH频带分别含有水平、垂直、对角线方向的高频边缘信息。对图像进行多尺度二维二层小波分解,得到的第一层低频近似子图像和高频水平、垂直和对角细节子图像分别记为A1、H1、V1 和D1,第二层的分别为A2、H2、V2 和D2。管路一层小波分解后图像如图4。
3.2基于多尺度形态学梯度的低频子图像的边缘检测
3.2.1 数学形态学的基本运算
数学形态学在图像处理中的应用主要是利用形态学的基本运算,腐蚀、膨胀以及由它们组合得到的开闭运算和边缘检测算法,对图像进行观察和处理。设f(x,y)是输入的图像灰度函数,结构元素为g(i,j)[4,5,6]。
用g(i,j)对f(x,y)进行灰度膨胀的运算式为
用g(i,j)对f(x,y)进行灰度腐蚀的运算式为
用g(i,j)对f(x,y)进行灰度形态开运算式为
用g(i,j)对f(x,y)进行灰度形态闭运算式为
根据形态学运算,引入图像边缘提取的形态学算法,得到形态学边缘检测算子[7]。
按照形态学膨胀边缘提取,边缘检测梯度算子为
按照形态学腐蚀边缘提取,边缘检测梯度算子为
按照形态学膨胀腐蚀复合运算边缘提取,得到单尺度形态学梯度算子为
结合大结构元素和小结构元素的各自优点提取高频子图像的边缘。多尺度形态学梯度定义为
3.2.2结构元素的选取
结构元素具有一定的形态,采用不同形状的结构元素可以得到不同的检测结果,结构元素的合理选取直接影响着图像处理的效果,结构元素的形态就决定了这种运算所提取出的形态信息[8]。同样,结构元素的尺寸大小也会影响图像边缘检测效果。形态学边缘提取时,较多采用3×3 或5×5 的尺寸,结构元素尺寸越大,边缘提取的精度会越低。
综合考虑飞机油管的形状,边缘检测的效果和图像计算处理的复杂程度,本文采用边长为大小为1,3,5,7 的正方形结构元素分别对管路图像第一层和第二层低频近似子图像进行边缘检测和提取,得到边缘图像E11(x,y)和E21(x,y)。
3.3基于小波变换模极大值的高频子图像边缘检测
局部模极大值边缘检测的方法是在某一范围内,沿着梯度方向进行模值检测,保留极大值,非极大值删除就可以得到管路高频子图像的边缘。
局部模极大值边缘检测原理如下,设θxöø÷y, æèç是一适当光滑的二元函数,满足下列条件:
引入记号:
式中s为尺度。二维子波在尺度s下有如下定义:
图像f (x,y) 经平滑函数 θs(x,y) 在尺度s作用下的二维二进小波变换有两个分量[9],分别如下:
式中w2xjf (x,y) 和w2yjf (x,y) 分别表示f∗θ2j(x,y) 沿水平方向和垂直方向的梯度矢量。
模值和梯度方向可以分别表示为:
对小波分解得到的第一层和第二层高频近似子空间图像,利用小波模极大值法进行边缘检测,得到边缘图像E12(x,y)和E22(x,y)。
3.4基于小波变换的图像融合
传统的图像融合方法没有对频率进行考虑,主要是在时间域通过算术运算进行融合,虽然算法比较简单,融合速度快,适合实时处理,但是。而图像融合使用小波变换,它能在合成图像中保留原图像在不同频率域的显著特征,因为小波融合将图像分解到不同的频率域,然后在不同的频率域使合理的融合运算规则,得到合成图像的多分辨率分析。
首先将油管图像第一层小波分解得到的子图像边缘检测结果E11(x,y)和E12(x,y)进行小波逆变换图像融合得到E3(x,y),然后对第二层小波分解得到的子图像边缘检测结果E21(x,y)和E22(x,y)进行小波逆变换图像融合得到E4(x,y),最后将边缘图像E3(x,y)和E4(x,y)进行加权平均,得到飞机管路的最终边缘图像。
4 飞机管路图像边缘检测结果
本文对飞机管路灰度化的图像进行边缘提取。图6 分别为采用Log算子,Canny算子,Prewitt算子,形态学腐蚀型梯度算子,形态学梯度算子和本文算子进行边缘检测的结果。
由仿真结果可以看出,采用prewitt算子对油管进行边缘检测,检测到的边缘中大量的边缘细节被过滤,边缘模糊、间断。相比于Log算子和prewitt算子,Canny边缘检测算子可以检出的边缘精度较高,能够检出油管图像中比较突出的边缘特性,但定位不太准确,容易导致过检测,产生许多虚假的边缘,不利于后期图像的处理。
形态学算子相比传统的经典微分边缘检测算子,检测的边缘较完整。腐蚀型梯度算子检测的边缘图,图中管路边缘的间隙变大,内部的边界清晰,运算获得的边缘是连续的封闭的边缘。形态学梯度算子边缘检测获得的油管边缘图,管路、接头周围的边界被填充而变得模糊,需要的细节检测不出来。相比较而言,本文算子将小波变换和形态学算子结合检测的边缘平滑,飞机管路轮廓清晰,接头位置明显,完整连续,定位更准确,易于观察,方便后期的处理。
当图像混入椒盐噪声时,Canny算子检测到的边缘受噪声影响严重,产生了许多虚假边缘,定位欠准确。形态学梯度算子对噪声也很敏感,不能检测出各个方向的边缘,检测结果在接头处不完整,检测的边缘不连续。而本文算子则具有很好的抗噪性,噪声几乎全部被滤除,飞机管路接头处边缘相对比较清晰。与传统微分边缘检测算子和形态学梯度算子检测方法相比,新提出的算法检测到的图像轮廓边缘平滑,特征清晰,检测细节的能力更强,实用性强。
5 结论
本文以飞机管路为研究对象,提出了一种将小波变换和数学形态学结合起来进行边缘检测的算法。首先对飞机管路边缘图像进行了小波分解,分离得到高频信息和低频信息。然后对低频子图像使用多尺度数学形态学梯度进行了边缘检测,对高频子图像使用小波变换模极大值进行了边缘检测。再对每层得到的边缘图像分别采取小波逆变换的融合策略进行图像融合,最后对小波融合的两个边缘图像进行加权平均融合,得到最终的飞机管路边缘图像。
通过仿真验证,新算法比传统方法能更好地进行边缘检测,具有一定的抗噪能力,边缘定位准确,清晰连贯,保留了更多的油管细节信息。为下一步将要进行的管路接头定位、识别及判断是否漏油等操作奠定了良好的基础。但是该算法有不可避免的缺点,在使用小波变换时,随着分解层数的增大,分辨率会降低。今后会更进一步研究适合管路的边缘提取方法,使检测到的边缘更加清晰准确连贯。
参考文献
[1]张德丰.MATLAB数字图像处理[M].机械工业出版社,2012.
[2]崔屹.图像处理和分析—数学形态学方法及应用[M].北京:科学出版社,2000.
飞机维修中的无损检测 第2篇
学院：北方科技学院
班级：B142201
学号：B14220118
姓名：梁宇峰
电话：1894165208
4飞机维修中的无损检测
一．简介
在飞机维修中，为了迅速检查发现结构以及其他部位的裂纹或缺陷，有时需要使用NDT（NONDESTRUCTIVE TESTING）方法，而且在某些时候为了检查肉眼难以发现的结构或部件的缺陷，NDT方法是唯一经济可行的方法。
。在飞机维修中70%－80％的NDT工作集中在飞机机身、结构、起落架等部位，其余应用在发动机及其相关部位。飞机结构和部件是由各种不同的金属和非金属材料制造而成的，如铝合金、钢、钛合金和复合材料等，针对不同部位及不同类型金属，需要采用不同的NDT方法，这些NDT方法主要有以下几种： 1.）渗透； 2.）磁粉； 3.）涡流； 4.）超声波；
5.）射线（X射线/γ射线）； 6.）目视/光学； 7.）声振；
8.）红外热成像。
以下针对这几种方法分别作简要说明。二．渗透（Liquid Penetrant）
渗透检测用于检查非松孔性的金属和非金属材料表面开口缺陷，做法是将溶有荧光染料或着色染料的渗透剂施加在被检测的工件表面，渗透剂由于毛细作用渗入到开口于表面的缺陷中，清洗附着在工件表面多余的渗透剂，经过干燥和施加显像剂后，在紫外线灯或白光下观察，缺陷处可以分别发出黄绿色的荧光或是着色染料的红色，用目视检查就能发现，在飞机维修中用于发动机部件、结构等各种材料的缺陷检查，经常用于对可疑缺陷的证实，荧光渗透检查具有较高的灵敏度，常用于关键部位的检查。优点：
a)不受工件几何形状、尺寸大小、成分和内部结构的限制，不受缺陷方位的限制，一次操作可以同时检查表面开口的全部缺陷； b)经济、操作简单，缺陷显示直观，灵敏度较高； c)可用于在位和实验室检查。缺点：
a)只能检出试件开口于表面的缺陷，不能显示内部缺陷，也不能显示缺陷的深度及缺陷内部的形状和大小；
b)不能检查多孔性材料，如某些铸造材料，对表面粗糙的工件，也无法检出细小、分散的缺陷；
c)对表面清洗要求较高，在外场或在位条件下难以控制清洗质量。三．磁粉（Magnetic Particle）
磁粉检测用于检测铁磁性材料的表面和近表面缺陷，做法是将铁磁性材料的工件磁化，当工件表面或近表面存在缺陷时，在缺陷附近表面空间会形成漏磁场，将微细的铁磁性粉末（磁粉）施加该表面上，漏磁场会吸附磁粉形成磁痕显示出缺陷的存在和形状，在紫外线灯或白光下观察，缺陷处可以分别发出黄绿色的荧光或是磁粉颜色，用目视检查就能发现，在飞机维修中用于铁磁性材料工件，如起落架、发动机等的有关部件的裂纹检测。优点：
a)能直观显示缺陷的形状、位置、大小；
b)具有较高的灵敏度，检测速度快，工艺简单，经济； c)几乎不受工件大小和形状的限制。缺点：
a)仅能发现铁磁性材料的表面和近表面缺陷，深度一般不超过1.5毫米，宽而浅的缺陷也难以检出；；
b)磁化方向应与缺陷方向垂直，为检出不同方向缺陷，需作多次磁化； c)检测后常需退磁和清洗，一般用于拆下工件的检测，在位检查较为困难。四．涡流（Eddy Current）
涡流检测方法用于导电材料的表面和近表面缺陷检查，在飞机维修工作中应用最为广泛，特别是对疲劳裂纹和应力腐蚀裂纹的检查灵敏度很高。涡流检测是利用电磁感应的原理对试件进行检查，由于交变的电流会在其周围空间产生交变的磁场，并在导电的试件中产生涡流，由于涡流会受试件本身的一些参量影响，如形状尺寸、电导率、磁导率、材料性质、表面和近表面裂纹的有无等影响，因此通过对涡流场变化的检测可以检查试件的情况，飞机维修中常用于机身结构件的裂纹检查等用途。优点：
a)检查速度快；
b)具有很高的灵敏度；
c)对试件表面要求不高，无需对被检表面进行特殊处理，如退漆等； 缺点：
a)只能用于导电材料的检查，一般不用于铁磁性材料的检查； b)只能检查表面和近表面的缺陷；
c)大面积检查效率极低，对形状复杂试件难作检查；
d)需了解缺陷方向才能取得较好的检查效果，影响因素较多，判断缺陷性质、大小、形状困难。
五．超声波（Ultrasonic）
超声检测是利用了超声波的发射与发射的原理进行检测，声波在某种材料中的声速是一定的，当声波遇到试件中的缺陷时，由于材料声阻抗的变化引起声速改变会在这一点产生一个回波，当材料的声速已知时，可以通过测量回波时间得到缺陷的位置信息，飞机维修中常用于焊接、铸造、锻造材料的起落架及发动机部件检查、试件测厚、重要部位螺栓以及粘结质量检查等。优点：
a)可以用于各种材料的检查，如金属、非金属、铁磁、非铁磁材料等； b)可以检查内部缺陷的大小、位置、埋深、性质等； c)仅需要从一侧接近试件，可用于测厚等； 缺点：
a)需要参考试件用于仪器标定；
b)需了解缺陷方向才能取得较好的检查效果，影响因素较多，要求检查者有较丰富的经验，对形状复杂试件检查困难；
c)需要耦合剂，对耦合表面要求较高。六．射线(Radiography)在飞机维修中常用的射线检查方法是X射线照相法，它是利用了X射线能够穿透金属的能力，由于被透照的物质种类、厚度、密度不同，X射线被衰减的程度不同，因此透过有缺陷和没有缺陷部位的X射线强度是不同的，这样在X射线感光胶片上就形成了缺陷的图像，在飞机维修中常用于内部结构缺陷、焊缝缺陷、蜂窝材料含水等的检查。优点：
a)可以检查包括金属、非金属等多种材料；
b)可以检查各种类型的缺陷，如焊缝缺陷、裂纹、含水、腐蚀等等； c)检查结果可以长期保存，显示直观； 缺点：
a)检查设备复杂、需要冲片、评片等工序，不能立即得到检查结果，要求检查者有丰富的经验；
b)需要从被检查部位两侧接近，需了解被检查缺陷的方向；
c)X射线需要防护，检查时需要清场，不能与其他工作同时进行； d)X射线对合金钢、钛合金等的穿透能力有限。七．目视/光学(Visual/Optial)目视/光学检验是指仅用人的肉眼或肉眼与各种放大装置相结合对试件表面或肉眼无法直接接近的试件表面进行直接观察，主要方法有：放大镜、凹面镜、显微镜、刚性内窥镜、柔性内窥镜、视频内窥镜等，在飞机维修中用于广泛，主要用于对各种材料表面缺陷、飞机结构、起落架、发动机的内部缺陷、深孔进行检查，还可在刚性内窥镜、柔性内窥镜、视频内窥镜等的辅助下对一些无法接近的区域进行拆卸和检查工作。优点：
a)简单、快速；
b)对表面缺陷的检查结果直观、容易判断； 缺点：
a)只能检查表面的缺陷；
b)需要对被检查表面进行一定的清理工作； c)检查结果的可靠性依赖于检查者。八．声振（Sonic /Resonance）
声振检测是利用声波或超声波激励被测工件产生机械振动，通过测量其振动的特征来判定试件的质量，在飞机维修中常用于检测复合材料的的分层、脱胶、挤压、剥落等缺陷，如副翼、方向舵、升降舵、襟翼等由复合材料制成的部件的缺陷。优点：
a)根据仪器性能可以检查复合材料表面下的分层； b)可以用于各种类型复合材料质量的检查； 缺点
a)被检查表面有时需要进行处理以便声波的耦合； b)随着复合材料厚度增加灵敏度下降； c)需要参考试件用来标定仪器。九．红外热成像（Infrared Thermography）
红外热成像是利用了热量流动在材料中遇到不均匀区域时会改变从而引起该区域的温度变化的特性，通过探测试样因热效应引起的热辐射变化而获得试样信息，作为一项新的无损检测技术在飞机维修中常用于多层复合材料的脱层、蜂窝材料的脱胶和含水、金属粘结部件的腐蚀脱胶和金属蜂窝部件的含水、腐蚀脱胶等的检查； 优点：
a)简单、快速； b)对表面要求不高；
c)可以检查各种复合材料的不同类型缺陷； 缺点：
a)需要参考试件；
飞机检测 第3篇
摘要：原位检测技术是一种无损检测方法，可在设备运转或基本不拆卸的情况下，对某些设备零件或部位进行检查和测试。本文以飞机外挂物管理系统为研究对象，针对其设备的原位检测问题进行研究，根据飞机外挂物管理系统设备的特点，设计有针对性的原位检测系统。该检测系统要求测试设备小型化、低功耗、便于携带和能够满足外场试验检测。本系统以微控制器STM32F103ZET6为核心，将高性能的ARM芯片、ZigBee无线通信技术以及模块化的功能电路结合在一起，并最终在远程监控终端实现检测参数的显示。最后通过系统的软硬件调试，实时的显示出飞机外挂物管理系统设备的状态信息，实现了系统的设计初衷。
关键词：原位检测；飞机外挂物管理系统；ZigBee；STM32F103ZET6
中图分类号：TP273 文献标识码：A
1引言
外挂物管理系统是飞机综合火控系统的一个组成部分，它通过外挂发射装置与航空武器（机炮、导弹、火箭、炸弹）相连，具有监控武器状态，接收火控系统命令，向武器发送关键参数；结合飞行员的操作确定攻击状态、自动选择武器、控制武器正常和应急发射等功能。在现代航空设备检测技术手段中，原位检测技术是其新的重要组成部分，由于该技术不对飞行器设备及其结构进行拆卸和分解，既能够迅速、准确有效地检测飞机、火箭、导弹等机载设备的性能，又可以杜绝因拆装不当造成的人为故障和机件损伤。随着科技的不断发展，越来越多的企业和机构通过做无线通信和原位检测技术相结合的嵌入式系统方式用于飞机定检，也用于特检和日常维护。
目前，比较流行的无线通信技术主要有蓝牙、红外、Wi-Fi和ZigBee等。其中ZigBee技术是一种近距离、低成本、低功耗、低速率的双向无线通信技术，是基于IEEE802.15.4标准开发出来的关于组网、安全和应用方面的通信技术，特别适用于工业检测、监控和传感器网络等领域。
本文把ZigBee无线通信技术应用到飞机外挂物管理系统设备参数的原位检测中，采取适合方法实现多数据的自动采集、传输和显示，为工业参数在线检测提供了一种全新的解决方案。在条件恶劣、不易布线、人员不易进入或需要对某运转设备参数进行长期检测等环境中，这种解决方案的优势尤其明显。
2飞机外挂物检测系统方案设计
2.1系统描述
飞机外挂物管理系统设备检测系统的工作流程及原理如工作示意图见图1所示。
飞机外挂物管理系统设备检测系统的工作流程是，首先用专用型号电缆将飞机外挂物管理系统设备和子设备连接，采集到相关信息后再通过Zig-Bee通信模块将数据参数发送给远程手持监控终端，最后当远程监控终端接收到数据先进行校验，校验无误后再通过软件处理，最终将设备的动态信息显示出来。
2.2系统组成与整体设计
由以上对飞机外挂物管理系统设备检测系统的工作流程分析可以看出，飞机外挂物管理系统设备检测系统一般是由数据采集设备和远程监控终端两大部分构成，如图2所示。
子设备将ARM微处理器、串行接口模块以及远程无线发送模块集成与一体，主要完成数据的采集、处理和发送功能。远程监控终端则通过软件进行数据的分析、处理及显示。本文将无线通信技术与嵌入式系统融合在一起，提出一个基于ARM嵌入式系统与ZigBee通信技术的原位检测硬件平台的解决方案。其中ZigBee模块与ARM嵌入式系统之间采用RS232接口通讯，将采集到的数据通过ZigBee通信传送到远程监控终端并显示。系统总体设计方案框图如图3所示。
其中无线通信模块与基于ARM的机载检测系统终端通过串口相连。远程监控终端与无线通信模块通过USB相连，当远程监控终端接收到机载终端发送的设备参数信息后，便调用显示程序将设备的动态信息实时的显示在手持机的屏幕上。
3子设备硬件设计与实现
3.1硬件设计方案
子设备用来测试飞机外挂物管理系统设备的插座信号，其中模拟量信号5路，开关量信号14路。考虑到测试的可靠和稳定性，测试过程中监视子设备的电池电压采用1路模拟量采集。因此，共6路模拟量信号，14路开关量信号。
系统的设计目标与预期效果进行深入了解后，按照模块化的电路设计思想，在以STM32F103ZET6微控制器为核心基础上，设计出各功能模块的原理电路。系统的总体硬件设计方案如图4所示。
3.2硬件设计实现
1）STM32F103ZET6微处理器电路设计
对于STM32F103ZET6微处理器，复位电路采取上电自动复位的方式，系统时钟的选择是在启动时进行，复位时内部8MHz的RC振荡器被选为默认的CPU时钟，随后可以选择外部的、具有失效监控的4-16MHz时钟；当检测到外部时钟失效时，它将被隔离，系统将自动地切换到内部的RC振荡器，如果出现中断，软件可以接收到相应的中断。同样，在需要时可以采取对PLL时钟完全的中断管理（当一个间接使用的外部振荡器失效时）。当HSI作为PLL时钟的输入时，最高的系统时钟频率只能达到64MHz；而当使用USB功能时，必须同时使用HSE和PLL，CPU的频率必须是48MHz或72MHz，当需要ADC采样时间为1μs时，APB2必须设置在14MHz、28MHz或56MHz。为了提高电压测量精度，系统采样时选用外部参考电压源REF2930。
2）开关量信号设计
对于28V/悬空信号，将光耦的阴极接地，被测信号接人光耦的阳极。如当被测信号悬空时，IN0通过电阻下拉至GND；当被测信号为28V时，三极管导通，IN0为+3.3V，IN0由三极管的发射极输入到STM32F103ZET6，STM32F103ZET6通过读取IN0状态实现对28V/悬空信号的测试。当被测信号为脉冲串时，STM32F103ZET6将脉冲数量记录下来并上传至ZigBee。
GND/悬空分为两种类型：1、对于特殊的GND/悬空信号，如果被测设备插座中具有存在、联锁、联锁回线等在直流电源1未提供就存在的信号时，采用隔离的电源ISO-5V为光耦阳极提供电源，被测信号接人光耦的阴极；2、对于一般的GND/悬空信号，直流电源1存在，将光耦的阳极接被测插座直流电源1为光耦提供电源，被测信号接入光耦的阴极。当被测信号悬空时，IN24通过电阻下拉至GND。当被测信号为GND时，三极管导通，IN24为+3.3V，IN24由三极管的发射极输入到STM32F103ZET6，STM32F103ZET6通过读取IN24状态实现对GND/悬空信号的测试。
3）模拟量信号设计
检测中需采集测试设备自身电池电压，以了解电池是否正常工作，对于电池电压的测试，采取电阻分压并经运放缓冲后输入到STM32F103ZET6。前级电源电路输出+5V信号BAT_OUT通过C33以及C41电容进行滤波，其中电阻R112以及R113对BAT_OUT电源信号进行分压。随后经过运放OP291GS缓冲后送给ADC进行采样。
被测件交流电压为飞机三相115V电源，对其采取采用电流型电压互感器隔离输入具有差动输入的RMS-DC变换芯片并经运放缓冲，输入STM32F103ZET6的AD接口进行采集。电流型电压互感器选用星格公司SPT204A，输入额定电流为2mA，额定输出电流为2mA，具有良好的线性（小于0.1%）但在使用时需要将电压信号变换成电流信号并且将前级限流电阻R1、T1安装在信号转接盒中，可避免强电信号引入测试终端并减小测试终端体积。
4）电源电路设计
由前级电源板输入子设备的电源有电池、电池变换后的+3.3V，以上电池、+3.3V供内部STM32F103ZET6、与STM32F103ZET6连接的调理电路使用，将电池进行升压至+5V经电源模块隔离后供前端调理使用。其中涉及到的核心元件分别为LTC3203EDD-1和IB0505LT-W75。
4系统软件设计与实现
4.1子设备软件结构
子设备的固件程序即STM32软件的基本结构如图5所示，该程序主要由初始化模块、串口中断及处理模块、数据定时采集模块、脉冲计数模块、串口数据打包发送模块以及看门狗构成，下面对程序的组成部分分别介绍。
4.2ZigBee无线通信模块固件程序设计
ZigBee无线通信模块实现无线串口通信功能。采用Jennic公司的新一代无线微处理器模块JN5139系列ZigBee模块，该系列的模块化解决方案可以大大节省开发时问，易于集成到产品中。本测试系统中无需修改硬件线路将该系列模块直接无缝引入子设备和手持机，直接进行固件程序开发即可。
该系列模块开发套件提供丰富的开发例程，稍加修改即可移植到本次测试系统的设计中。综合考虑各方便因素，本次开发采用Zigebee协议的基础协议802.15.4。为了方便验证设计和测试，系统网络架构初期设计为点对点网络，后期考虑设计为手持机为中心的星形网络架构。
4.3手持机软件设计
手持机通过Zigbee模块实时接收子设备发送的数据，对接收到的数据解码后，提取出被测件的各项测量值并显示在软件界面上，另外手持机还可以对各子设备进行复位、查询等操作。手持机的上述功能是通过专门设计的手持机软件实现的，手持机采用的操作系统为Windows Embedded CE6.0。
图6为手持机软件流程图。其中，初始化模块主要完成软件界面初始化、串口通信初始化、创建读串口线程等组成。串口数据处理线程模块主要用来定时查询串口。如果有数据则进行状态机解码，按照通信协议解析出的被测件有效数据，存储在数据结构SUB2CE中，方便软件存储测试数据以及在界面上定时显示。手持机可以对子设备进行查询、复位等操作，点击软件界面上的复位或查询子设备按钮时，软件生成符合通信协议的数据，存储到数据结构CE2SUB中，通过串口发送出去，经由ZigBee模块组成的无线串口，到达子设备。
5系统调试与运行
5.1无线串口软件仿真测试
在对子设备和手持机进行测试前，需测试无线串口软件的功能是否符合要求。无线串口是由两块Jennic公司的JN5139系列ZigBee模块构成的，两模块芯片内烧写了上一章设计的ZigBee无线通信模块固件程序，两模块上电后，可以自动连接，并且读取各自的串口数据通过无线连接发送给对方。对无线串口软件的测试如下：
两块ZigBee模块通过USB转串口线分别与两台计算机的USB接口连接，在两台计算机上分别运行串口调试助手软件，设置好波特率数据位和停止位，打开相应的串口，输入固定的数据，点击定时发送。经过长时间大数据量测试，检查两台计算机上的串口调试助手可以发现，两串口数据收发正常，较好的实现了无线串口软件功能。
5.2子设备软件仿真测试
将固件程序烧写进STM32芯片中，上位机运行在PC端，程序采用LabWindows/CVI设计，如图7所示，PC同ZigBee模块使用USB转串口线连接。子设备上电后，可以发现上位机程序收到了子设备的数据并显示在界面上，STM32发送不断增加，点击上位机软件界面中的复位按钮，界面上STM32发送数据项回0，这说明子设备可以采集到所需的数据，并且通过无线串口和外界通信正常。
5.3手持机软件仿真测试
采用Visual C++2008编写完成手持机软件后，可以使用SDK自带的WinCE6.0模拟器进行软件仿真测试。首先使用虚拟串口软件给计算机添加一对串口，方便模拟器进行串口调试。然后模拟器映射使用其中一个串口，PC串口调试助手使用另一个即可进行互相收发数据，进行软件功能仿真测试。串口调试助手按照通信协议格式发送数据55 AA 30 00 00 00 68 00 00 00 F9 9F D1 FE 00 20 B7 C7 A0 FF 00 04 41 1D 46 0C 00 00 00 00 00 00 00 00 00 00 00 00 00 00 C2 06 00 00 00 00 00 B7，手持机软件界面收到数据并解析显示，软件界面点击复位或查询，串口调试助手收到符合通信协议格式的数据，仿真测试表明，手持机软件可以满足测试系统的要求。
6结束语
飞机检测 第4篇
测量路径的规划是飞机外形检测中的一个关键问题,其目的是在保证测量精度的前提下,能够以最短的路径,安全而又高效地遍历待测对象的检测区域。飞机外形的检测实际上是对自由曲面的蒙皮外形的检测。Kam提出了几何分解方法完成曲面形状检测的思想,采用“曲面—曲线—点集—测点集”的分解次序,实现从曲面到测点集的分解和曲面评价工作[2]。自由曲面测量时,等间距测量[3,4]是简单易行的测量方法,但为了保证测量精度就必须缩小测量间距,这使得测量效率显著降低并影响后续误差评定。一种理想的方法是使测点的分布疏密随曲面曲率的变化而变化,曲率越大,测点越密,反之则越疏,从而较好地反映待测曲面的几何形状信息,实现测点的自适应分布。
本文针对飞机外形检测效率低、精度差等问题,采用激光雷达,在CATIA中进行测量路径规划和检测结果仿真,与激光雷达完成通信,实现飞机外形现场自动化测量的方法,开发了飞机外形数字化检测系统,较好地解决了平衡测量效率与精度问题。针对测量路径规划问题,研究了自由曲面的测点规划布置的算法原理,提出了矩形合并测量规划方法,可以有效地指导飞机外形现场数字化测量。
1 飞机外形数字化检测系统硬件组成与工作原理
飞机外形检测系统的硬件是由激光雷达、计算机、移动工作站、不间断电源UPS( uninterrupted power supply) 和输出设备等组成的数字化检测系统。其中激光雷达是实现飞机外形精密测量的关键部件。激光雷达是一种大尺寸、非接触、高精度、自动化、便携式数字化测量设备。激光雷达拥有球形测量系统( 图1) ,通过运用调频相干激光雷达测距技术和高精度反射镜和红外激光光束测得被测点的距离R、方位角AZ和俯仰角EI,从而转换得出被测点的三维坐标信息。被测点空间坐标计算式为:
激光雷达测距原理( 图2) : 激光器发出两束激光,一束射到被测工件表面并返回到达激光器内部; 另一束射向内部校准光纤。接收器接收返回信号,通过混频器比较出两束激光的频率差Δf得出两束激光的时间差Δt,再通过时间与距离的关系便可以计算出激光测量系统与被测点的之间绝对距离。
本系统采用Metris激光雷达MV224进行测量,激光雷达MV224的距离测量范围为24 m,方位角为360°,俯仰角为±45°,测量精度为10μm + 10μm /m( 2σ) ,可完成大尺寸远距离的自动化测量。
测量流程如图3所示,包括: 1) 测量基准的建立; 2)激光雷达的布站; 3) 测量路径规划与仿真; 4) 激光雷达实际测量; 5) 数据处理; 6) 输出测量报告。
2 飞机外形检测路径规划
测量路径的规划是飞机外形检测中的一个关键问题。为了在保证测量精度的前提下,能够以最短的路径安全而又高效地遍历待测对象的检测区域,下面研究了自由曲面的测点规划布置的算法原理,在此基础上提出了矩形合并测量路径规划方法。
2. 1 已知曲面的测点规划
在对飞机外形进行检测过程中,数模是已知的,其测量规划的目标是在满足测量精度要求的前提下使测点的数目尽可能地少,同时使测点分布的疏密随曲面曲率变化而变化,实现测点的自适应分布。对已知曲面进行测点规划布置的算法原理[5]如图4所示。
假设对其按参数u方向进行测量,F( u v)为当前测点,由式( 2) 可计算出F( u v)和其下一点F(u + ldu v)处的坐标值,可得这两点沿u方向的曲面法曲率值为:
其中,E,F,G为曲面的第一基本量; L,M,N为曲面的第二基本量[6]。则曲率半径为ρ = 1 /kn。
设ε为给定的精度要求:
若式( 4) 不成立,则令ldu = ldu - δ,其中δ为指定的减小量,重复上述 过程直至 式 ( 4 ) 成立。将F(u + ldu v)点记入测点集中,并将其作为当前点,重复上述过程直至遍历该方向整个数字化曲线。同理求出沿v方向的测点集,完成整个曲面的遍历。由该方法所生成的测点集可以满足已知曲面测量对测点数目和分布的要求,但该方法比较复杂,不易实现,且需要测量时间长。
2. 2 矩形合并检测规划方法
激光雷达可以进行矩形盒扫描模式,设置扫描参数( 测点间距、扫描速度) ,同时设置多个矩形测量区域,实现自动化测量。因此,基于2. 1中曲面测点规划布置原理,本文提出一种简单快速的规划方法———矩形合并测量规划方法如图5所示。
基本步骤如下:
1) 将所测区域进行初始分割,根据被测区域的大小将它分成M×N个细小的矩形区域,确定出每个矩形的基本参数;
2) 将所有的M×N个矩形压入一初始堆栈S1中;
3) 从堆栈S1中弹出一矩形,获得该矩形的中心C的坐标,由k(u,v) =((k21+ k22)/2)1/2( 其中k1,k2为主曲率[7],由式( 3) 算出) ,得到中心C的曲率半径ρC= 1 / k( uC,vC) 。再搜索弹出该矩形的所有相邻周边矩形,获得周边矩形中心C'的曲率半径ρC',通过比较ρC和ρC'的值来确定是否要对矩形进行合并;
4) 如果ρC- ρC'≤ε成立,将周边矩形C'压入堆栈S2,等待下一步合并,不成立则将周边矩形C' 压入堆栈S3,转步骤3) ;
5) 若堆栈S1为空,将矩形C与堆栈S2中所有相邻矩形弹出合并,压入堆栈S4,不为空则转步骤3) ;
6) 若堆栈S1为空且S3不为空,将S3中矩形压入S1中,转步骤3) 。
7) 若堆栈S1与S3为空,结束,否则转步骤3) 。
该方法可以快速高效地规划出待检测区域的测点数目和分布,满足测点分布的疏密适应曲面曲率变化的要求,具有规划简单,算法简洁,结构清晰,易于实现,能有效地提高测量效率等优点。
3 实例验证
以飞机中机翼段模型测量规划为实例,系统地验证了本文系统在飞机外形测量中的可用性和实用性。在本实例中,选择激光雷达为测量仪器,采用矩形盒扫描方式,采用了2个测量站位( 图6) 。通过对机翼数模进行细小矩形划分、曲率分析及需测量的关键栈位提取( 图7) ,完成矩形合并测量路径规划( 图8) ,实现路径扫描仿真( 图9) 。仿真结果表明,能够完成机翼外形自动化、全尺寸数字化测量,所需转站次数少,且在曲率大的区域测点分布较密,而在曲率小的区域分布较疏。
4 结语
本文对飞机外形数字化检测路径规划进行了研究。采用的利用激光雷达,在CATIA中进行测量路径规划和检测结果仿真,与激光雷达完成通信,实现飞机外形现场自动化测量的方法,较好地解决了平衡测量效率与精度问题。提出了矩形合并测量路径规划方法,算法简单可靠,容易实现,运行速度比较快。运用提出的矩形合并测量路径规划方法,对中机翼段模型进行仿真分析取得了良好的效果,为飞机外形数字化检测提供了有效方法。
摘要：飞机外形的控制是建立在精确测量的基础上。国内目前飞机外形检测主要依靠卡板等工艺装备,在测量准确度和效率上都无法满足现代飞机测量要求。采用一种利用激光雷达,在CATIA中进行测量路径规划和检测结果仿真,与激光雷达通信完成测量的方法,实现了飞机外形现场自动化测量。为了在保证测量精度的前提下,能够以最短的路径安全而又高效地遍历待测对象的检测区域,研究了自由曲面的测点规划布置的算法原理,在此基础上提出了矩形合并测量路径规划方法,可以有效地指导飞机外形现场数字化测量。运用提出的矩形合并测量路径规划方法,对中机翼段模型进行仿真分析取得了良好的效果,为飞机外形数字化检测提供了有效方法。
基于小波分析的空中飞机边缘检测 第5篇
基于小波分析的空中飞机边缘检测
针对使用传统的Canny边缘检测器难以从低对比度的空中飞机图像中提取出飞机的.主体轮廓,研究了使用基于小波分析的算法来解决这一问题.与使用Canny边缘检测器得到的结果比较,较好地抑制了云的影响,并且提取出了飞机的主体轮廓.
作 者：刘斌 Liu Bin 作者单位：华东师范大学信息科学技术学院,62刊 名：中国科技信息英文刊名：CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION年，卷(期)：“”(2)分类号：V2关键词：边缘检测 飞机 小波分析 Sym4小波
飞机检测 第6篇
飞机结构复杂,零件繁多,通过单个零件的形状和尺寸加工的准确度来保证装配精度是行不通的。因此必须要引入大量具有定位功能的辅助设备完成飞机的装配,以达到产品在从零件到组件再到部件最终直到整机的飞机装配过程中的制造精度和互换协调性[1]。
装配的准确度在很大程度上决定着飞机的制造精度,而飞机装配的准确度又与装配工装的准确度息息相关。新一代飞机的使用要求对飞机的装配准确度提出了更高的要求,作为飞机装配精度的保障,装配工装的制造和装配精度必须要精益求精,来满足日益严格的飞机装配精度需要。
从飞机最原始的飞机制造阶段到现在,飞机装配工装的制造与装配技术都有了巨大的变化。从开始的通过通用测量工具安装,到后来的标准样件安装,再到型架装配机和光学仪器安装,时至今日,数字化测量设备的大量使用使得工装装配技术在飞机装配新需求产生了革命性的突破[2]。目前国内航空企业普遍采用的工装装配方法是通过数字化测量设备检测技术,基于激光跟踪仪,电子经纬仪和i GPS等数字化测量系统,对飞机装配工装各零部件进行实时在线监测,并通过相应的方法,保证工装装配误差在公差范围之内。
由于装配场地及工装尺寸等条件限制,一般在工装装配时常采用激光跟踪仪实施实时监测。激光跟踪仪是目前在国内应用最广泛的数字化高精度测量设备,其测量范围广,测量精度高,采集数据的速度快、数量多,能够实现装配过程的数字化测量[3],在大型产品的制造装配中有广泛的应用。
1 现行飞机装配工装检测方法
现在的工装设计是基于MBD技术完成的,设计完成后各零件均采用数控机床加工,MBD技术和数控加工技术在飞机装配工装生产中的使用极大地提高了工装零部件的制造准确度,以此方法制造大幅提高了零件制造互换协调性。为方便激光跟踪仪测量系统在飞机装配工装检测中的使用,工装设计时,在框架上设计基准工具球点(TB点),在工装定位器上设计OTP点,通过光学工具球对这些测量点的实时监测,确保工装的精度能够达到飞机产品的使用要求。
工装安装完成后,为验证装配好的工装是否满足产品的使用要求,需使用测量系统检测及零部件装配检测对工装进行检测。在使用一段时间后,由于装配过程中,工人会在工装型架上对产品进行钻孔,锪窝,铆接等操作,对工装零件产生载荷,使其位置发生偏离或零件发生形变,因此需对工装进行定检。
在飞机装配工装检测时,激光跟踪仪系统会测量每一工装零件上工具球的坐标值,与设计时给定的理论值做比对,工具球理论值均可在MBD数据集中获得。检测过程中需监测工具球点的坐标值,当实测值在工装设计时所给定的公差范围内时,零件在空间中的位置即为正确的工装装配位置。若实测值不在公差范围之内,则需根据工具球点的实测值与理论值调整零件在空间中的位置,直到实测值符合公差为止。
卡板、工装定位器通过“六点定位原则”在空间中的确定其位置[4],通过三个点值限制零部件的在空间中的六个自由度从而确定零件的空间位置。每一个工装定位器的定位面上都会至少有两个光学工具球点(OTP)衬套孔[5],以便在测量时放置工具球。在测量仅有两个OTP衬套孔的定位器时额外需要一个双点球座辅助测量,另外的孔使用普通球座,三个OTP衬套孔以上的定位器使用普通球座即可测量。
对于大型复杂工装检测,一台激光跟踪仪在一个站位下无法将所有工具球点测量完毕,需在多个站位下测量,这是就需要转站。为满足激光跟踪仪测量系统的工作要求,可通过在工装上标定基准ERS点构建工装增强基准坐标系快速精确测量。
2 基于关键测量特性的飞机装配工装在线检测
传统的飞机装配工装检测方法为保证型面在空间中的准确位置,对于除了定位器和卡板上的工具球孔需要测量外,每个与定位器相连的零件都需要测量,以保证才尺寸传递时不会出现偏差。这种检测方法的工作量太过庞大,工作效率低。
2.1 关键测量特性
针对上述情况,结合飞机制造关键特性,提出了基于测量关键特性的飞机装配工装在线检测。在飞机制造的过程中,若某个特性的改变会对产品的互换协调性产生巨大的影响,那么这个特征即为关键特性[6]。对于飞机整机,关键特性是要保证飞机的气动表面外形;对于飞机部件,关键特性是要保证各个部件问交点处互相协调的准确性,如交点孔位置度、同轴度,连接面的轮廓度;对于飞机零件,关键特性是各个零件上定位孔、定位面、工艺孔等的位置度。测量关键特性即根据装配工艺和现场测量条件在产品上提取的需要检测的对互换协调性影响较大的几何特征。
飞机装配工装的目的是保证飞机产品的装配精度,满足产品的精度要求,所以对产品互换协调性产生巨大影响的飞机产品的关键特性可以一一对应到装配工装上(例如保证外形的卡板,保证长桁位置的定位器,以及定位销、定位孔等),通过飞机产品的关键特性,就能得到产品工装的关键特性。
2.2 在线测量技术
在线测量技术是通过数字化测量设备对产品的零组件装配过程进行监测并将数据实时的反馈。通过测量软件进行理论数模与实际位置的比对,得出目前的装配误差,从而控制可移动装配定位器精确定位[7]。
在对飞机装配工装进行在线检测时,使用激光跟踪仪构建在线测量系统,如图3所示。
在激光跟踪仪在线测量系统的测量软件中建立工装坐标系,并将工装数模导入到软件系统中,通过光学工具球实时跟踪关键测量特征的空间位置,通过与数模比对实现工装在线测量。根据实时测量达到的数据,通过对定位器的微调使误差在公差带范围之内,使工装符合产品的使用性要求。
2.3 工装坐标系的建立
基于MBD技术的工装检测,首先需要确立测量坐标系。一般是用数字化测量系统测得工装坐标系基准点点值(TB点点值)[8]和来自MBD数字化模型上基准点的理论值,通过最小二乘法拟合[9]得到测量时使用的坐标系。其中所有的工具球点理论值都可以在产品工装的数模中找到。
假设基准点的理论值为Pi=(Xi,Yi,Zi)T,实测值为Pi'=(Xi,Yi,Zi)T,i=1,2,3,4。用最小二乘法解下面的函数:
设:
记:
可以得到理论坐标系和测量坐标系的最优解和。
2.4 基于关键特性测量的飞机装配工装检测
基于工装关键测量特征的在线检测技术,是参照设计要求和产品的使用要求,采用数字化高精密测量设备,依据产品的关键测量特性进行检测工装相应位置的轮廓度、平面度、位置度、同轴度等[10],取代以往通过OTP点的检测间接确定工装定位器空间位置,并实时反馈以指导工装修配。这样不仅可以精确地检测出工装是否满足功能性要求,同时减少了检测人员的工作量,提高了检测效率。
激光跟踪仪测量系统的数据采集可以得到测量关键特性得到实测值,通过MBD数字模型可以得到理论值,这样就可以在测量系统软件中直观得出基准点理论值与测量值的拟合结果。在测量开始时,建立工装坐标系的方法与传统方法一致,都是通过TB点的理论值与实测值拟合建立坐标系。通过激光跟踪仪测量系统重新对工装上关键测量特征进行测量,实际的关键测量特征与MBD数字模型上的差距。根据测量软件给出的实时监测结果对工装进行适当调整,以保证装配工装能满足产品的使用要求,能装配出合适产品。
这样做保证了定位面,定位孔等关键特征的准确位置,同时省去了传统方法检测工装时,为保证定位面等的准确位置需对尺寸链上所有零件进行测量,大大减小了工作量,提高了工作效率。同时,若关键特征发生形变,这种方法可以将其很直观的反给工人,这样可以节省部分查找问题的时间。
3 关键测量特性在飞机舱门装配工装在线检测中的应用
选用某型号飞机的舱门装配工装为例,使用测量关键特性的方法进行检测。
3.1 导入数据
在开始测量之前,需先将工装的MBD数字化模型导入到激光跟踪仪测量系统计算机软件之中,以方便后期对于坐标系建立后的实际检测。这其中包括工装骨架上用来建立坐标系的工具球孔坐标理论值与含有测量关键特性工装的MBD数模。数模可以是完整的工装数模,也可以是仅仅提取出关键测量特性的数模。
3.2 建立工装坐标系
通过激光跟踪仪测量系统测量工装骨架上的TB点(一般TB点的数量要多于4个),在测量数据处理软件中通过最小二乘法拟合理论值建立工装坐标系。在建立坐标系时,尽量保证坐标系误差在0.10mm以内,若坐标系建立后其误差超过0.010mm则需重新测量建立坐标系。
在实际工作中,对基准点进行测量,实测值会受到大气压强、环境温度、噪音等多种因素影响,即需要把测量误差补偿到实测值中。
3.3 检测工装零件
将光学工具球放在关键测量特征上,用激光跟踪仪测量系统实时监测的工具球坐标值,利用SA软件本身自带的功能与MBD数字化模型给出的理论值作比对。由于实际坐标值与理论坐标值之间必定存在误差,适当调整零件位置,使得误差值达到设计时给出的公差带范围之内,即确定了零件的正确位置。如果在测量型面时发现坐标值激变,说明该处存在人为损坏,需对该零件进行修配,若已无法修配,则需更换零件。在需修配时,通过实施监视窗口所反映的数据,通过向相应方向加垫片等措施,将定位面调整到公差范围之内。
在测量时,在一个站位下肯定无法将所有的测量关键特征全部测完,需进行多次转站测量。因此,在选择站位时要考虑到重定位误差带来的影响,尽量可以测到尽可能多的关键测量特征的站位。
4 结束语
基于测量关键特征在线检验飞机装配工装,相比现行的工装检验方法提高了飞机装配工装的制造与安装精度,有效的保证了飞机产品的精度要求。有效防止了现行工装检测方法无法发现定位面小幅损伤,检修后产品不合格问题的出现。因为工作量的减少,极大地提高了工装检测的工作效率。
在不久的将来,国内航空制造企业要向国外先进的航空制造企业靠拢,实现无型架装配。通过数字化在线测量系统,飞机产品只需要支撑工装,即可通过对飞机关键特性的实时在线监测完成飞机装配,不再需要一系列的装配工装,这将有效的降低飞机产品在制造过程中的误差,大幅提高飞机产品装配质量。
参考文献
[1]刘洪.飞机工装设计制造技术探讨[J].航空制造技术,2006(12):69-71.
[2]范玉青,梅中义,陶剑,等.大型飞机数字化制造[M].北京:航空工业出版社,2011.9.
[3]李广云.LTD500激光跟踪测量系统原理及应用[J].测绘工程,2001(12):3-8.
[4]全志民,唐文彦,刘建新,等.基于激光跟踪仪和坐标测量臂的工业测量系统[J].计量技术,2008(5):13-16.
[5]王巍,杨亚文,安宏喜,张哲.基于数字化测量的飞机型架装配技术研究[J].2014(21)82-85.
[6]陈哲涵,杜福洲,唐晓青.基于关键测量特性的飞机装配检测数据建模研究[J].航空学报,2012.33(11):2143-2152.
[7]王巍,俞鸿均,安宏喜,谷天慧.大型飞机数字化装配在线测量技术研究[J].航空制造技术,2015(7):48-52.
[8]邹爱丽,王亮,李东升,等.数字化测量技术及系统在飞机装配中的应用[J].航空制造技术,2011(21):5-6.
[9]韩清华,郑保,郭宏利,等.采用激光跟踪仪测量飞机外形[J].航空计测技术,2004,24(1):15-16,33.
飞机检测 第7篇
微型飞机的飞行速度在其飞行过程中不仅是被控量, 同时也是是对飞行姿态进行控制的重要参考数据之一[1], 因此有必要对这个数据进行精确测量。特别是在近地飞行过程中, 对飞行路径、避障能力、降落速度等要求更为严格, 因此对飞行速度进行精确测量显得尤为重要。 目前对微型飞机的飞行速度的测量一般有以下几种方法:
(1) 基于惯性传感器的方法[2]。通过对加速度积分来获得速度数据。但由于惯性传感器存在零点漂移, 积分过程也存在误差, 长时间使用会有很大的积累误差。因此, 在使用的过程中必须使用其他测量方式对零点漂移和积分积累误差进行校正[3]。
(2) 基于GPS的方法[4,5] 。此类方法需要借助外部设备, 一般都比较昂贵, 并需另行安装其他定位参考点。因此在测量过程中, 测量精度受定位方式限制, 使用环境受限。
(3) 基于空速计的方法[6]。空速计一般使用在飞行速度较高的场合, 易受气流影响, 测量结果并非是飞机相对于地面的速度, 而只是相对于大气的速度, 因此后续处理过程复杂。
(4) 基于光流法测速[7]。这是一种直接测量微型飞机飞行速度的方式, 测量精度高, 不存在积累误差, 而且不需要借助于外界的定位工具。但是光流法测速一般需要使用图像传感器、数字信号处理器等硬件设备, 结构复杂。在高空环境下, 光流法测量误差也较大。本文针对低空飞行环境, 以集成了图像采集电路和数字信号处理器的ADNS2610为传感器, 设计了结构简单, 成本低, 体积小, 重量轻的微型飞机速度测量系统。为了简化设计, 本文检测的是微型飞机在飞行高度不变时的水平飞行速度, 因此本文设计的飞行速度检测方式只能是其他的飞行速度检测方式的一种补充。
1系统原理和整体方案设计
该测速系统的工作原理是光流法。由于采用的传感器芯片ADNS2610集成了图像采集功能和数据处理功能, 传感器的输出数据就是图像的位移量Delta_X和Delta_Y[9], 其中Delta_X是图像在X方向上的位移量, Delta_Y是图像在Y方向上的位移量。将位移量Delta_X和Delta_Y除以位移时间T, 就得到图像的移动速度:VX1=Delta_X/T (1)
VY1=Delta_Y/T (2) 式中:VX1是指图像在X方向上的移动速度;VY1是指图像在Y方向上的移动速度。将图像的移动速度乘以高度系数a, 就可以得到微型飞机的移动速度, 即:VX=aDelta_X/T (3)
VY=aDelta_Y/T (4) 式中:VX和VY分别指微型飞机在X方向上和Y方向上的飞行速度;a的值等于透镜和地表之间的距离H与透镜和感光面之间的距离h之比, 即a=H/h, 高度H通过超声波测距的方式测量得到, 其测量精度会对VX和VY的计算精度产生影响。
系统主要包括硬件电路部分、用于支持图像采集的透镜系统以及软件部分。硬件电路部分主要是支持传感器的系统电路以及与传感器进行通信的接口。透镜系统部分主要用来使光学传感器获得需要的图像数据。软件部分主要用来获取位移信号和计算微型机飞机的飞行速度。
2硬件电路设计
2.1 芯片介绍[8]
本文采用的传感器芯片ADNS2610主要用于光电鼠标。它集成了图像传感器和数字信号处理器, 以及输入输出数据的串行接口, 可以直接输出X和Y方向上的位移量。这种传感器采用光学导航技术, 通过检测到的图像的移动变化来计算得到传感器的移动方向和距离。如图1所示, 芯片主要包括串口、振荡器、图像处理器、电源管理、LED控制等模块。把图像传感器和数字信号处理器结合起来是本传感器的一大特色, 使得结构大大简化, 集成度更高, 也更加紧凑。
ADNS2610的主要特征如下:
(1) 精确的光学导航技术;
(2) 小巧紧凑的结构 (10 mm12.5 mm的引脚) ;
(3) 二维运动量的检测;
(4) 简单通用的控制器接口;
(5) 高达12 inch/s的运动检测;
(6) 400 cpi的解析度;
(7) 高可靠性;
(8) 高速运动传感器;
(9) 串口寄存器。
2.2 电路设计
图2是该系统的硬件电路结构框图。微型飞机的飞行控制系统的主控芯片为MSP430F449。
整个系统的硬件电路如图3所示。其中SDIO是串口数据输入/输出端口;SCK是串口的时钟端口。时钟信号由主控制器MSP430F449发出。当向SDIO端口写入读/写地址以后, 数据就通过这个端口写入或读出。ADNS-2610的输出电压为5 V, 而MSP430的I/O端口输入高电平最高为3.6 V[9], 因此要对ADNS-2610的SDIO输出电平降压, 使之符合MSP430对输入电平的要求。如图3所示, 通过外接分压电阻的方式降低ADNS-2610的SDIO端口的电压。ADNS-2610的SCK端口只接收时钟信号。ADNS-2610接收的高电平信号电压范围是2～5 V, 而MSP430输出的高电平信号为3 V, 符合ADNS对高电平的要求, 因此不用考虑电平的调整。
3透镜系统设计
透镜焦距的选择对于整个系统的设计至关重要, 因为它决定了微型飞机在使用本测速系统时的高度范围。微型飞机使用光流法测速的场合主要是在近地飞行过程中, 因此选用的透镜系统的物距应该适合近地飞行时使用。为了节约成本, 选用了电脑上常用的一种摄像头上的透镜系统, 其焦距为4 mm, 其物距范围为几厘米到几米, 完全能满足要求。该系统透镜与ADNS2610的感光面的距离是可以连续调节的, 这样就可以方便地调节成像的清晰度。
在实际使用过程中, 透镜与感光面的距离一旦确定就不再改变。这样虽然随着飞机高度的变化, 成像清晰度可能会有所改变, 但是只要在限定的高度范围内, 成像的清晰度是能够保证的, 因此不影响测速, 并且还能够简化计算过程。
因为图像的最大移动速度为12 inch/s以及透镜焦距为4 mm, 可以推导出测速时微型飞机的最大相对于地面飞行角速度为76.2 rad/s。
4软件设计
测速软件包括主控芯片的初始化、位移量的读取、速度的计算这几个模块。系统的初始化主要针对控制芯片MSP430F449的相应控制引脚而言, 包括设置I/O端口、输出频率、存储区间等。根据ADNS2610的数据手册, 在读数据的过程中, 在发送完最后一个地址位后, 微控制器的SDIO端口必须进入高阻态。这里把MSP430的相应引脚设置为输入状态, 可以满足对微控制器的高阻态要求。程序软件设计的总流程图如图4所示。
读数据的过程由微控制器来驱动, 时序如图5所示。
每条读数据命令包含2个字节, 第1个字节代表地址, 最高位为0。在数据传输过程中, SDIO的数据在时钟下降沿被设置, 在时钟上升沿被接收。在向ADNS2610传输数据的过程中, 时钟脉冲和数据的变化之间有一定的时序关系, 如图6所示。在地址位传输结束后, 微控制器的SDIO端口必须被设置为高阻态, 并且串口的时钟必须要有不小于100 μs的延迟, 如图7所示 (图5中的detail “A”) 。最后一个数据位传输结束以后, ADNS2610会进入高阻态, 这时SCK和SDIO之间的时序关系如图8所示 (图5中的detail “B”) 。根据时序要求可以看出, 如果以读取X和Y方向上移动量各1次为1个周期T, 那么周期T大于200 μs。
向ADNS2610写数据的时序图如图9所示, 也是先传送地址位再传送数据位。其中地址位的最高位为1。SCK和SDIO的信号脉冲时序要求如图6所示。需要注意的是, 写数据结束以后, 必须延时100 μs以上才能够进行下一次读或者写操作[4]。
以X轴为例给出速度的计算过程。传感器的分辨率为400 cpi, 所以Delta_X的单位为0.002 5 inch。如果周期T的单位为s, 则:
轴相同。
图像的解析度是400 counts/inch, 图像的最大移动速度是12 inch/s, 因此最大的计数速度是4 800 counts/s。Delta_X和Delta_Y的绝对值最大为127, 因此最大的读数周期为0.026 5 s。
5调试
调试主要包括硬件调试、软件调试、透镜系统调试3个部分。硬件调试主要考虑硬件之间的连接。为了降低信号线的电感特性, 缩短阶跃响应时间, 引线SCK和SDIO要尽可能短, 并且中间连接的电阻尽量考虑使用贴片电阻。另外MSP430和ADNS要共地, 这样它们的高低电平之间才有共同的基准。软件调试分为3个步骤:时序验证、图像读取、读取周期验证。
时序验证是通过示波器来验证SCK信号和SDIO信号的时序, 以及地址和数据是否正确。可以通过实现点亮LED灯等功能来验证发送和接收软件的正确性。实验结果证明向ADNS写数据的程序是符合要求的。接下来的调试步骤就是读取图像, 以验证读数据程序的正确性, 并为调焦做准备。为了方便调试, 直接采用光电鼠标的透镜系统和支撑结构。图10是读取到的图像和原始图像的对比, 其中图10 (a) 是利用传感器拍摄的图像, 图10 (b) 是对原始图像扫描后的结果, 扫描分辨率是2 400 dpi。使用的透镜像距和物距之比是1∶1, 因此拍摄的图像和原图的大小也是1∶1。传感器的分辨率是400 cpi, 图像分辨率是1818像素, 因此图像的大小是 (18/400) inch (18/400) inch, 即1.143 mm1.143 mm。
传感器图像的灰度等级成64个等级, 0是全黑, 63是全白。传感器内置了自动增益电路调整快门值, 使得最亮的部分的灰度值在55左右。软件调试的第三步是验证实际读取周期。读取Delta_X和Delta_Y各1次为1个周期, 通过示波器来读取这个周期值。
透镜系统的调试主要是调整透镜的中心和传感器感光面之间的距离, 以达到系统在几厘米到几米的高度上成像清晰。图11显示了透镜系统调试完成后拍摄的图片和拍摄用的原图, 其中图11 (a) 像距未调好时拍摄的图片, 图11 (b) 是像距调整后传感器拍摄的图片, 图11 (c) 是拍摄用的原图的扫描件, 原图在扫描时配上标尺以表明原图的尺寸。
根据地面上实际图形的大小和镜头与地面的距离, 可以计算出传感器感光面与透镜中心的距离, 根据此距离, 就可以计算出a, 再根据前面的公式可以计算出微型机的飞行速度。
6结语
本文所设计的检测系统, 采用集成式传感器芯片, 降低了微型飞机检测系统的设计成本, 减轻微型机飞行重量。调试结果表明, 该检测系统在微型机近地飞行时, 能够实现对微型飞机的水平飞行速度测量, 从而可提高微型机的飞行稳定性, 并为微型飞机实现自主控制打下基础。当然该系统的使用也有一定的限制条件。它的数据读取周期大于200 μs, 因此实时性较差。另外它的使用高度也是一个限制, 当微型机的飞行高度越高时, 系统的分辨率也就会相应降低。因此只能作为其他测速方式的一种补充, 主要是在微型飞机近地飞行和降落时发挥最大作用。
摘要：设计了以ADNS2610光学传感器为核心的微型飞机水平飞行速度测量系统。该系统使用光流法进行测速, 通过透镜将地表图像聚焦到ADNS光学传感器的感光面, 利用传感器内置的信号处理单元判断图像的运动方向和距离。微处理器MSP430F449根据图像运动距离的检测周期和微型飞机的飞行高度, 计算出微型飞机的水平飞行速度。该系统可以在微型飞机近地飞行时发挥作用, 测量时对地角速度最大可达76.2 rad/s。
关键词：光流法,微型飞机,ADNS2610,水平速度测量
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飞机检测 第8篇
传统的校验仪器普遍存在性能单一、难以实现多种检测功能集成的问题,这就造成在不具备综合检测平台的修理厂,每个设备都要配备一台专用检测仪器的现状[1]。本试验器以系统功能集成化为基本设计理念,以可编程控制器为核心,通过有效整合各种资源,实现了校验功能的高度集成,利用试验器可完成对5个主要起动设备的校验,其体积小、重量轻,非常适合一线部队的转场使用和机动使用要求。
发动机的起动系统涉及的起动控制设备较多,通过分析这些电气设备的功用,总结出起动系统电气设备的显著特点是:
(1)起动系统涉及的电气设备种类多,工作过程复杂,需要检测时间、电压、电流、功率等众多参数[2][3]。
(2)起动系统各电气设备的功能关联紧密,要检测某设备的性能往往需要连接多个电气设备协同工作,在没有大的检测平台的条件下,起动系统电气设备的全功能校验工作很难开展。
起动箱、起动电压调节盒、自动停车器和功率限制器是最主要的控制设备,对这些起动系统控制设备进行定期检测、保证其性能良好和工作可靠就成为某型飞机机务部队一项重要的和经常性的工作。
2 系统的主要技术要求
(1)以测试系统的综合性、通用性和小型化为目标的综合测试技术
本课题研究的目标是将某型飞机起动系统主要电气设备进行综合检测,要实现集中检测多种电气设备,各电气设备功能复杂、参数多,测试系统的结构设计与维修单位的保障条件相适应,并且力求做到体积小、重量轻、便于携行装运,设计难度大。
(2)超低电压、大电流的大功率信号的生成
功率限制器的操纵信号是从起动发电机QF-24正电路和QFL-3分流器(25mv/1000A)来,功率限制器要检测的功率信号可达80kW,这就必须模拟提供超低电压、大电流的大功率信号。传统的办法是采用分压电路的办法提供低压信号,但是对于毫伏级的低压信号,分压电路的缺点是动态性能差、精度低,很难满足精确测试的要求,要解决这个难题,必须设计高精度大功率信号模拟技术[4]。
3 高精度大功率信号的实现
功率限制器的作用是测量及控制涡轮发电装置的电功率。当起动发电机输出电功率超过一定值时,功率限制器发出过载指示、控制信号。功率限制器的工作原理如图1所示。
从图1可以看出,对功率限制器性能校验的关键和难点就是给功率限制器提供准确的0-25mV超低电压信号。传统的办法是模拟QFL-3分流器采用分压电路的办法提供低压信号,但是,对于毫伏级的低压信号,分压电路的缺点是动态性能差、精度低,同时还要有功率要求,很难满足精确测试的要求,针对这个难题,我们设计用高精度稳压电源模拟功率限制器要求的输入信号高精度稳压电源模块采用220V供电,输出0-50mV高精度电压信号,输出调节由2kΩ的可调变阻器控制。大功率信号模拟电路原理图如图3所示。
经过多次试验验证,该技术的运用大大提高了功率限制器测试的精度和稳定性,满足了校验要求。
4 系统的硬件设计
设计试验器的硬件总体方案时总的原则有:
(1)QDXYQ-1运八飞机起动系统试验器要适应部队的特定保障条件,完成部队定检、排故和新品装机检测的任务要求,符合测试附件的全部技术标准。
(2)实践模块化的设计思想,系统按功能和结构相结合的方法划分模块,具体体现在设计概念、设计原理和设计目标的定位方面。
(3)试验器应采用成熟的嵌入式工控技术,实现测试过程的自动化检测。并选用成熟的货架产品和设计方案,保证系统运行的可靠性,通过P L C嵌入式软硬件体系结构设计,控制系统具有结构紧凑开放、资源充分利用、性价比高、功能灵活、易于扩展和监控的特点[5]。
(4)操控界面要友好,操作方便,易于展现检测数据,方便操纵人员记录和查看检测结果。
(5)系统应具有良好的可用性、可靠性、可维护性和可扩展性,系统要满足标准化、模块化、通用化的要求,如果设备升级可在不改变硬件结构下,通过升级软件实现检测仪器升级。
飞机起动系统综合检测仪的硬件结构图如图4所示:
5 系统软件设计
系统的软件设计分为PLC的程序设计和触摸屏的程序设计。PLC选用OMRON的CP1E型,编程软件为CX-ONE2.0,触摸屏选用信捷4.7寸彩色液晶屏,编程软件为TouchWin。
5.1 PLC软件设计
设计试验器的软件总体方案的基本原则[6]:
(1)软件总体设计采用模块化设计,各检测模块相互独立,方便调试和维护;
(2)软件采用零误操作设计,全面考虑操作人员各种可能的误操纵,设计相应的容错处理程序模块,从源头上避免操作人员误操作的可能性;
(3)充分考虑PLC程序和液晶触摸屏智能帮助系统的配合工作,真正实现智能测试在线指导;
(4)系统能检测待测设备的型号,自动选择相应的检测模块,方便操作人员使用。
PLC的软件总体方案如图5所示。
5.2 触摸屏人机交互界面设计
系统的显示与操作界面选用信捷液晶触摸屏,界面的设计使用触摸屏的组态软件T o u c h W i n,触摸屏与PLC的串行通讯口相连。触摸屏在功能上由主界面和主要功能界面组成。主画面为索引画面,通过主画面可以选择各画面。从主界面跳转到各检测设备画面有两种方式,一是手动方式,通过点击各检测设备进入;另一种是自动方式,当正确插入被测设备插销后,系统检测出设备的型号,自动跳转到相应的检测界面。起动箱检测界面如图6所示。
6 结束语
经过近两年的部队外场使用,证明飞机起动系统综合检测仪的各项功能和指标达到设计要求,经上级主管部门的验收及部队修理厂的使用,该检测仪在管用、耐用、好用、技术含量高等方面得到了认可和好评。这些先进技术的运用有效提高了某型飞机起动系统电气设备的完好率和部队的维护水平。
摘要：飞机发动机起动系统电气设备工作性能的好坏直接关系到飞机训练及作战任务的完成。综合检测仪以可编程控制器和液晶触摸屏为核心进行一体化集成设计,能够全面准确完成某型飞机所装配的起动系统电气设备的离位检测及日常校验工作。系统采用多通道同步测时技术准确完成多通道时间参数的检测,采用大功率信号模拟技术完成高精度功率的信号输入,使试验器具有较高的测试精度和准确性。此外,校验功能集成和易扩展性设计、零误操作设计和智能在线测试指导系统的设计使试验器高效的满足海军航空兵一线部队的实际工作需求,具有显著的军事效益和经济效益。
关键词：PLC,起动系统,电气设备,校验
参考文献
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飞机检测 第9篇
热波成像技术[3]检测腐蚀的原理是:对待测板材的易接近面(前表面)均匀地施加一个短暂的加热脉冲,从而在板材厚度方向上建立起温度梯度。由于热扩散,板材本体温度快速变化。在趋于热平衡的过程中,板材表面温场的空间和时间变化方式受到试件内部的不均匀性(如缺陷、损伤)对热扩散行为改变的影响[4,5]。在缺陷处热非均匀传播,发生“热波(thermal wave)”的散射或反射。这种传热过程的局部改变以某种方式在材料表面的温度场变化上反映出来。利用数字式红外热像仪记录前表面上的温度分布,分析处理后可以获得背面上的腐蚀坑信息[6]。
美国韦恩州立大学的研究表明热波成像技术可以检测飞机结构的隐蔽腐蚀,并提出了腐蚀坑深度与宽度的定量检测算法[7,8]。本工作研究了腐蚀产物的残留与否、试件表面漆层的存在等因素对检测结果的影响,探索该技术对缺胶、脱胶和剥层腐蚀的检测效果,并与其他无损检测技术的检测结果进行比较。
1 实验
1.1 实验装置
实验装置如图1所示。由计算机触发的电源控制器让两只能量约2.4kJ的闪光灯对试样进行脉冲加热,脉冲宽度约2ms。红外热像仪为thermaCAM SC3000型,由计算机控制同步拍摄,热像仪的热灵敏度小于0.03℃,帧频60Hz,红外图像像素矩阵为320240pixel。拍摄视场尺寸为370mm270mm。
1.2 试样
本实验所用材料为100mm50mm2mm的铝合金板材。用加速腐蚀方法在板材的一面制作腐蚀坑,或者用机加工方法在板材的一面制作圆形平底坑模拟腐蚀坑。通过选择不同的加速腐蚀方法可以让腐蚀坑中有腐蚀产物残留或没有腐蚀产物残留。图2为试样经加速腐蚀后的外观。图2(a)中两个腐蚀坑的深度分别为1.2mm和1.0mm,无腐蚀产物遗留。图2(b)中两个腐蚀坑的尺寸分别为18mm17mm0.75mm和12mm11mm0.70mm,有腐蚀产物遗留。为增加铝合金板对加热光的热吸收,检测前在所有裸金属板的前表面刷涂临时性黑色涂料以增加热能吸收率。
为研究该技术对胶接金属脱胶、缺胶的检测能力,在铝合金板材(图3中组件后板的前表面)100mm边长的右侧三分之一段涂抹航空维修用密封胶,待胶干燥后再在其左侧三分之一段涂抹同样的胶并立即与另一片相同尺寸的铝合金板材(图3中组件前板)粘接,形成如图3所示的正常胶接区、缺胶区和脱胶区,脱胶面在胶接组件的前板的背面。
为研究该技术对真实飞机结构件腐蚀的检测,选取了某飞机的一件结构件。该结构件为铝合金板,2mm厚,板的两面都带有原始的绿色底漆和白色面漆。板的背面发生了严重腐蚀(图4),但前表面则基本完好。用闪光灯对该件进行脉冲加热时直接照射在原始漆层上。
1.3 其他检测方法
为验证热波成像的检测结果,对前述真实飞机结构件进行了X射线照相检测和超声检测。
2 实验结果
2.1 加速腐蚀的腐蚀坑
图2中试样的检测结果如图5所示,图像经脉冲相位热图(Pulsed Phase Thermography,PPT)法处理[9]。无论有无腐蚀产物残留,腐蚀坑都清晰可见,并且基本反映了腐蚀坑的原始轮廓。由此可以推定,可以用能够准确控制尺寸的机加工平底坑来代替腐蚀坑进行研究。
2.2 胶接组件
图6为图3中的胶结组件的检测结果,为未经处理原始图像序列中的最佳帧。图像的右部为脱胶区,与左部的正常胶接区在灰度上有明显的区别。脱胶意味着组件前板的背面是空气,与缺胶相当,因此图6右部(脱胶)和中部(缺胶)无区别。从组件的背面进行检测,结果图像的左右两端都显示良好的胶接,而中部的缺胶区则显示明显的灰度差异,表明图3所示组件后板的左右两端都是良好胶结。为了确认胶接组件内部的胶接状况,实验后将组件分解开,发现热波成像技术对缺胶、脱胶的检测结果与实际相符,且图6胶接区(左部)/缺胶区(中部)分界线的形状符合实际情况。
2.3 飞机结构件
图7(a)为对图4所示的真实飞机结构件的检测结果,为未经处理的原始图像中的最佳帧。腐蚀坑的轮廓清晰可见,腐蚀坑的灰度呈现不同的层次,反映出不同的腐蚀深度。对比图4和图7(a),可以发现热波成像检测出的腐蚀坑的横向尺寸大于图4中目视所见的腐蚀坑,其原因在于铝合金板材发生了剥层腐蚀,用细丝探试,材料分层从目视可见的腐蚀坑边界沿图4中的箭头方向向左下方至少推进了13mm。因此热波成像检测出的腐蚀坑尺寸比目视可见的腐蚀坑更真实,反映出了这一技术相比于目视检查的优势。
图4中的黑色线条为通过超声波测厚标记出的腐蚀坑边界,图7(b)为其X射线照相检测的结果。将热波成像的检测结果(图7(a))与这两种技术的检测结果比较,可以看出它们的结果基本一致,但热波成像技术比另两种技术的检测效率高很多;反映的腐蚀坑深度层次更加丰富;相比于X射线照相检测,对没有明显材料损耗的剥层腐蚀更加敏感。
3 讨论
3.1 影响测试结果的因素
实验结果表明,无论腐蚀坑中有无腐蚀产物残留,热波成像技术都能够很好地检测腐蚀坑。通常材料的腐蚀区与完好材料之间没有截然分明的边界,热波成像反映的是一个等效的、渐变的边界,如图7(a)所示,小于实际腐蚀区的尺寸。热在缺陷附近横向传播分量使得检测到的腐蚀区的横向尺寸更加缩小。热图像显示出的结构细节,如图7(a)中的铆钉孔的间距,有助于人们对腐蚀坑的横向尺寸做出判断。
由于热在缺陷附近横向传播的干扰,腐蚀后的材料剩余厚度对腐蚀坑的可检性有很大的影响。同时,剩余厚度与材料的原始厚度之比决定了表面温度差异的大小,因此这两个厚度参数在很大程度上决定着腐蚀坑的检测极限。检测极限还与试样的表面状况、腐蚀坑在其他方向上的尺寸、加热参数、图像处理方法、视场尺寸、环境温度等诸多因素有关[10,11]。
热像仪的景深使得在一定程度上偏离焦平面的试样仍然可以获得清晰的图像。因此,热波成像技术可以检测带有一定曲率或弯折的试样,这点通过实验得到了证明。
3.2 对胶结缺陷的检测
飞机结构搭接缝中通常要求涂抹密封胶。密封胶的缺胶和脱胶因形成缝隙而常常引发缝隙腐蚀,是腐蚀的前兆,对其检测具有工程意义。铝合金/胶界面和铝合金/空气界面在热物性上的差异使得热在界面上的反射出现差异,这个差异最后在铝合金前表面上形成温度差异。实验证明了热波成像技术对缺胶、脱胶检测的有效性。
3.3 对时间序列图像的应用
飞机结构件通常带有漆层,有的只有底漆,有的在底漆之上还有面漆。实验结果表明,热波成像技术可以带着原有漆层进行检测,这是该技术的一个重要优势。从图6,7还可看出,只要热像仪的技术参数足够高,原始图像就可以满足需要,无需图像处理。
由于热波成像使用的是红外视频摄像仪,检测结果图像是时间轴上的图像序列。图7(a)是开始记录后0.2s时的图像,是反映腐蚀情况的最佳帧。早期的结果图像,比如0.017s的图像主要反映表面或浅表层的信息。图像反映了背面严重腐蚀几乎穿孔的微小腐蚀区、前表面漆层差异(颜色、厚度、致密性、漆层叠加),以及前表面上的水迹、污迹、划道、密封胶残留等,必须仔细核对表面状态才能排除假信息,好在这些前表面的状态都是人眼可以查看的。随着时间的延续,最表面的状态细节信息逐渐消失,表面以下的信息逐渐反映出来。腐蚀坑在深度上的变化表现为灰度差异在时间序列上持续存在且面积逐渐扩大,这样,从一个局部部位的灰度差异在时间序列上的持续存在,以及核对前表面状态没有对应的差异,就可以藉此判断为材料的内部缺陷。因此时间序列比一幅静态图像更有助于判断材料的内部缺陷。
4 结论
(1)热波成像技术以简单易懂的图像方式显示飞机结构中的隐蔽腐蚀,不受腐蚀产物残留的影响,图像仅需简单处理或不处理。可在结构件原有漆层表面进行检测,无需去掉漆层,也无需外加涂料。如果检测对象为裸金属,则要在其表面涂覆一层黑色吸热涂层。
(2)在显现腐蚀坑的同时,能够显现铆钉、孔洞、厚度变化、工件边界等结构细节,便于核对腐蚀坑的位置和估算腐蚀坑的横向尺寸。受热在缺陷附近横向传播的影响,检测出的图像横向尺寸小于实际的腐蚀区尺寸。检测尺寸极限受诸多因素影响。
(3)实验表明,该技术能够很好地探测真实飞机结构件的腐蚀,而且对于铝合金型材特有的、目视检查难以发现的剥层腐蚀特别有效。
(4)该技术能检测胶接件内部的缺胶和脱胶,这种缺陷常常诱发腐蚀。
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飞机检测 第10篇
关键词：检测控制系统,工控机,数据采集,飞机地面空调车
0 引言
飞机地面空调车是在飞机发动机停机状态下, 在地面通电检查和维修飞机电器电子设备时给飞机舱内提供干燥而洁净的给定温度和湿度的冷风、热风和通风, 用来控制飞机电器电子设备工作环境条件的设备[1]。目前, 飞机地面空调车被广泛应用于部队、飞机制造厂、试飞院等场所的各型飞机地面保障使用[2], 为飞机在地面进行检查、维护和维修, 保障机上电子设备可靠工作提供了有力的保障。由于以往的空调车多是采用仪表和机械控制, 当出现故障时除了利用经验判断外, 没有快速解决故障的方法。 针对上述问题, 本文设计了飞机地面空调车多功能检测系统。该系统能够使工作人员对空调车的工作参数和运行状态进行全面掌握, 辅助工作人员快速准确的判断故障原因并及时找到相应的解决办法。
1 方案设计
1.1 技术设计要求
(1) 设计传感器信号采集电路, 可采集4~20m A电流信号、0~5V电压信号, 并确保信号无损耗的采集。 (2) 设计鼓风机变频器控制电路, 保证实际所需的通风量。 (3) 设计温度控制电路, 保证实际所需的供风温度。 (4) 设计风压控制电路, 保证实际所需的供风压力, 并在风压超限时自动停车。 (5) 设计参数实时显示功能, 使操作人员可直观查看各项工作参数及空调车的运行状态。 (6) 设计信息存储功能, 确保各项工作参数被实时记录。
1.2 方案设计
空调车多功能检测控制系统包括:工控机 ( 采用嵌入式低功耗Intel X86 CPU, 并可在多种环境中安全稳定、高效运行的PC/104-Plus主板模块, 内部集成了32 路转换精度为12 位的A/D模块, 可有效提高参数采集的准确性和稳定性) , 液晶显示屏, 数据存储器、控制按钮和软件设计。 工控机通过RS485 串行通讯的方式, 对鼓风机变频器、空调电加热器进行实时闭环回路控制, 达到实际使用的需求。 通过RS232 串行通讯的方式, 对发电机组的运行状态进行实时监控。 其原理框图如图1 所示。
空调车多功能检测控制系统的信号传输电路按照设计要求主要由温度、压力、流量传感器和进出风管路构成, 所有传感器均按照国军标要求固定在进出风管路的各个关键位置 ( 如进风口、鼓风机出风口、空调蒸发器出口及出风口等处) 上, 将各个物理量参数转换成模拟量信号。 各传感器严格按照高精度、高可靠性原则进行选用, 其输出的模拟量信号均为标准的4~20m A电流信号 ( 抗干扰能力强) , 所有信号传输电路采用双绞屏蔽线, 降低外界干扰。
2 电路设计
空调车多功能检测控制系统分为几个独立的小系统, 根据其功能、运行程序将几个独立小系统串联形成一个完整的检测控制系统。 因此可根据各个小系统的主要功能、总体结构和连接关系, 设计相应的电路[3]。
2.1 传感器信号采集电路
所有温度、 流量、 压力传感器的输出信号均为4~20m A, 工控机通过PC104 总线进行信号读取, 通过PM515 信号转换模块将4~20m A电流信号转换至0~5V电压信号, 提供给工控机。 同时通过PM515 信号转换模块的冷端补偿参数, 对电流信号进行实时补偿, 保证测量精度等级[4]。
2.2 变频器、温度控制电路和风压报警电路
系统将工控机的串行通讯口与变频器、电加热器、发电机组连接, 通过控制程序对变频器和电加热器进行参数的写入, 保证通风量和通风温度的准确输出。 为使数据信号能够完全的传输、降低外界干扰, 系统采用双绞屏蔽线进行直连的方式进行连接, 可有效降低外界干扰[5]。风压报警电路是根据风压传感器的实时参数进行工作的, 当风压值超限时工控机通过数字量输出端口控制报警器, 警示操作人员空调车发出的警报, 并同时通过控制电路使空调车自动停车。
2.3 参数实时显示电路
工控机有标准的VGA视频接口, 通过VGA接口与液晶显示屏 ( 具备宽温范围使用要求) 连接, 通过预编的控制程序将各项实时测得的工作参数进行转换和显示。同时通过程序将实时的各项参数进行存储, 记录的参数有温度值、压力值、流量值等并可实现报警信息和时间的记录。
3 电源设计
空调车多功能检测控制系统的工作电源有2 种:12V直流电源和5V直流电源。 在电源电路设计时采用了隔离稳压电源[6], 防止两种电源地交叉产生的干扰;同时对电源电路增加保险丝, 防止大电流振荡导致系统失效, 影响空调车不能正常工作。
4 软件设计
本系统的软件设计是以Visual C++6.0 为工具, 通过C++语言进行程序的编写, 将采集信号进行线性映射计算以及参数补偿, 得出相关数据的真实值, 最后通过MFC文件反映出系统各设备的相关状态。 通过MODBUS协议 ( RS232, RS485 接口) , 向各个设备发送读写命令, 接收返回的MODBUS语句。 把需要的数据段从MODBUS语句中提取出来, 转成需要采集的数据, 同时通过发送控制指令修改参数, 达到对各个设备的控制目的。
5 面板设计
为了操作和维修方便, 在系统面板设计时将液晶显示屏与参数设置开关设计在操作人员能直视、易于观察的位置, 以满足人机工程的要求。 电源开关、功能选择开关、启停开关的操作部分设计在便于操作使用的位置。系统的面板布局合理, 方便简单, 美观大方。
6 结论
本系统经过1600 多小时的场外使用验证表明, 根据参数显示要求, 参数显示可达小数点后两位。经验证, 其显示误差为0.1%;程序运行稳定可靠, 在使用期间无程序问题导致系统不能正常运行;性能满足使用需求, 达到了设计要求。 该系统可提高操作人员对空调车的维修判断能力, 将维修判断时间缩短为10min, 并提高了空调车的可靠运行和保障能力, 其MTBF约为3000h, 具有明显的军事效益和经济效益。
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