黃 潔, 柯發(fā)偉, 謝愛民, 李 鑫, 宋 強(qiáng), 王宗浩, 文雪忠, 柳 森

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

彈道靶具有試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥杂娠w行、流場無支架干擾、靶室環(huán)境真實(shí)可控等優(yōu)點(diǎn)，是獲得模型超高聲速飛行時(shí)的氣動(dòng)力參數(shù)尤其是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)的理想設(shè)備之一。2013年之前，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(簡稱氣動(dòng)中心)的200m自由飛彈道靶上配置有口徑300～500mm正交陰影儀，其具有技術(shù)成熟、可顯著消除測試區(qū)域的強(qiáng)烈自發(fā)光、定位精度高等優(yōu)點(diǎn)，是獲得模型位姿變化參數(shù)的唯一設(shè)備。開展彈道靶試驗(yàn)時(shí)，縮比模型在靶室內(nèi)自由飛行，沿靶室分布的正交陰影測量系統(tǒng)獲得模型的飛行姿態(tài)圖像及成像時(shí)序，利用圖像處理等方法獲得模型的飛行位姿參數(shù)，最終通過辨識獲得模型氣動(dòng)力參數(shù)。NASA阿姆斯研究中心的彈道靶至今仍采用陰影成像系統(tǒng)獲得飛行模型的位姿[1]。近年來，國內(nèi)重點(diǎn)針對陰影成像系統(tǒng)的數(shù)據(jù)處理方法[2]和成像接收端優(yōu)化[3]、測試精度提高[4]等方向開展了相關(guān)的研究工作。

2013年，氣動(dòng)中心的200m自由飛彈道靶上新建了120和203mm口徑二級輕氣炮[5]，模型位姿測量系統(tǒng)的視場達(dá)到Φ1m以上。如果仍采用正交陰影測量系統(tǒng)，其光學(xué)元件的尺寸將達(dá)到Φ1m以上。由于國內(nèi)Φ1m量級光學(xué)元件加工能力不足，研制Φ1m正交陰影測量系統(tǒng)風(fēng)險(xiǎn)巨大，且成本極高。

隨著計(jì)算機(jī)視覺及圖像處理技術(shù)的發(fā)展，雙目視覺定位技術(shù)得到極大發(fā)展，在粒子測速[6]、物體輪廓測量[7]、機(jī)場飛機(jī)和車輛位置實(shí)時(shí)測量[8]、低速風(fēng)洞自由飛模型單站位姿測量[9]等領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。通過開展改進(jìn)標(biāo)定算法[10]、復(fù)雜外形的三維測量[11]、模型姿態(tài)的輪廓測量方法研究[12]等工作，使得雙目視覺定位技術(shù)的測試視場更大、測試精度更高、技術(shù)更成熟[13]。

前光成像技術(shù)是在模型飛行過程中通過外界光源進(jìn)行瞬間照明，實(shí)現(xiàn)模型姿態(tài)的瞬間“凍結(jié)”，圖像的有效曝光時(shí)間為外界光源照射的時(shí)間。

本文將技術(shù)成熟的雙目視覺定位技術(shù)和前光照相技術(shù)結(jié)合，在200m自由飛彈道靶上建立超高聲速飛行模型視覺位姿測量系統(tǒng)。該系統(tǒng)采用多個(gè)測量站沿飛行方向依次對模型進(jìn)行成像，實(shí)現(xiàn)200m長度內(nèi)、視場Φ1m的飛行模型位姿測量。由于模型飛行速度高、測試區(qū)域自發(fā)光強(qiáng)、測試范圍大，如何實(shí)現(xiàn)模型清晰成像以及測量站全局關(guān)聯(lián)等是視覺位姿測量系統(tǒng)獲取有效測量數(shù)據(jù)的關(guān)鍵，而模型表面標(biāo)記點(diǎn)的制作、建模是獲取高精度測量數(shù)據(jù)的保證。

本文介紹了200m自由飛彈道靶模型視覺位姿測量系統(tǒng)的組成及測量原理、關(guān)鍵技術(shù)的解決以及獲得的錐模型彈道靶自由飛試驗(yàn)的氣動(dòng)力參數(shù)測試結(jié)果。

1 200m自由飛彈道靶視覺姿態(tài)測量系統(tǒng)組成及測量原理

1.1 系統(tǒng)組成及工作流程

200m自由飛彈道靶視覺位姿測量系統(tǒng)主要由以下系統(tǒng)組成：雙目前光照相定位系統(tǒng)[14]、基準(zhǔn)及關(guān)聯(lián)系統(tǒng)、模型表面標(biāo)記點(diǎn)制作及建模系統(tǒng)、時(shí)間關(guān)聯(lián)系統(tǒng)以及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)等。系統(tǒng)的工作流程如圖1所示。

(a) 雙目前光照相定位測量站標(biāo)定。單站雙目前光照相定位測量站(簡稱雙目測量站)的現(xiàn)場布置如圖2所示，主要由1臺(tái)200mJ脈沖綠激光器及擴(kuò)束系統(tǒng)、2臺(tái)4872pixel×3248pixel相機(jī)及鏡頭組成。通過標(biāo)定獲得2個(gè)相機(jī)的空間位置以及鏡頭焦距。

(b) 基準(zhǔn)系統(tǒng)校測及雙目測量站全局關(guān)聯(lián)。校測靶室內(nèi)由多個(gè)基準(zhǔn)點(diǎn)組成基準(zhǔn)坐標(biāo)系，將每個(gè)雙目測量站的坐標(biāo)系關(guān)聯(lián)到基準(zhǔn)坐標(biāo)系。

(c) 模型表面標(biāo)記點(diǎn)制作與建模。在模型表面制作圓形的標(biāo)記點(diǎn)，并對其進(jìn)行編碼；采用質(zhì)心測量系統(tǒng)獲得其質(zhì)心位置，并利用三維掃描系統(tǒng)[15]獲得模型表面標(biāo)記點(diǎn)之間的空間位置關(guān)系，通過數(shù)據(jù)處理將標(biāo)記點(diǎn)轉(zhuǎn)換到模型質(zhì)心坐標(biāo)系下。

(d) 獲得模型超高聲速自由飛行前光圖像和測量站激光器出光時(shí)序。模型在彈道靶靶室內(nèi)自由飛行，各雙目測量站獲得模型的雙目前光圖像，同時(shí)采集測量各測量站激光器的出光時(shí)序。

(e) 圖像處理、模型位姿解算。根據(jù)各雙目測量站獲得的雙目前光圖像，通過圖像處理，提取雙目前光圖像中模型表面可同時(shí)識別的至少3個(gè)編碼標(biāo)記點(diǎn)，再根據(jù)標(biāo)記點(diǎn)的坐標(biāo)、雙目測量站標(biāo)定結(jié)果和全局關(guān)聯(lián)數(shù)據(jù)解算出模型的位姿參數(shù)。

1.2 雙目視覺測量系統(tǒng)測量原理

雙目視覺測量技術(shù)[13]基于編碼標(biāo)記點(diǎn)實(shí)現(xiàn)坐標(biāo)關(guān)聯(lián)和飛行位姿解算，從二維圖像獲取物體表面的三維信息。雙目視覺測量原理如圖3所示。將雙目測量系統(tǒng)的世界坐標(biāo)系OC-XCYCZC建立在左相機(jī)上，圖像坐標(biāo)系為Osl-XslYsl，有效焦距為fsl；右相機(jī)坐標(biāo)系為OSR-XSRYSRZSR，圖像坐標(biāo)系為Osr-XsrYsr，有效焦距為fsr。根據(jù)相機(jī)透視投影變換模型,可得Pk點(diǎn)(k=1,2,…,n為空間點(diǎn)編號)在雙目左相機(jī)坐標(biāo)系的坐標(biāo)，如式(1)所示，其中OC-XCYCZC坐標(biāo)系與OSR-XSRYSRZSR坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)矩陣R和平移矢量T如式(2)所示，最后再進(jìn)行重投影誤差最小優(yōu)化,獲得更高精度的位置坐標(biāo)。

xk=zkXsl/fsl

yk=zkYsl/fsl

(1)

(2)

雙目視覺測量系統(tǒng)的相機(jī)距離影響測量精度[15]。彈道靶雙目測量站2個(gè)相機(jī)的距離為1.2m，采用傳統(tǒng)基于平面標(biāo)定板的標(biāo)定方法[13]進(jìn)行標(biāo)定，同時(shí)，將雙目窗口玻璃作為成像光路的一部分進(jìn)行標(biāo)定。圖4所示為所使用的600mm×800mm平面標(biāo)定板。

雙目測量站視場水平及垂直方向的測量精度可達(dá)0.1mm，沿景深方向的測量精度約0.4mm，標(biāo)定完成后采用距離精度優(yōu)于0.01mm的標(biāo)桿檢測測量站精度，特征點(diǎn)距離的測量精度優(yōu)于0.5mm[14]。此外，發(fā)展了同時(shí)對多塊標(biāo)定板成像的標(biāo)定方法，大大縮短了單站標(biāo)定的時(shí)間。

利用模型在每個(gè)測量站位置獲得的2張前光圖像中的至少3個(gè)公共標(biāo)記點(diǎn)，解算出模型在每個(gè)測量站的位姿。再根據(jù)每個(gè)測量站的坐標(biāo)系和全局基準(zhǔn)坐標(biāo)系的關(guān)系，獲得模型在基準(zhǔn)坐標(biāo)系下的位姿參數(shù)。

2 200m自由飛彈道靶視覺位姿測量系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

彈道靶試驗(yàn)時(shí)，模型發(fā)射過程中過載大且氣流溫度高，模型上的標(biāo)記點(diǎn)易變形或變色，同時(shí)模型飛行速度快，測試區(qū)域自發(fā)光強(qiáng)。200m自由飛彈道視覺位姿測量系統(tǒng)涉及的關(guān)鍵技術(shù)有：清晰成像、測量站關(guān)聯(lián)、模型表面標(biāo)記點(diǎn)制作與建模、數(shù)據(jù)處理等。

2.1 雙目測量站清晰成像

2.1.1彈道靶靶室雜光及模型自發(fā)光濾除

200m自由飛彈道靶通過二級輕氣炮將模型加速到超高聲速，二級輕氣炮壓縮管內(nèi)的高壓氫氣進(jìn)入靶室可能產(chǎn)生氫爆，彈托和模型撞擊攔截裝置會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的火光，都會(huì)造成雙目相機(jī)獲得的前光圖像過曝(見圖5)，使圖像中模型表面標(biāo)記點(diǎn)不清晰，甚至無法分辨。

為有效降低靶室內(nèi)氫爆或超高聲速撞擊發(fā)光造成前光圖像過曝，采用了雙目測量站相機(jī)序列開啟、微秒級曝光等控制模式。根據(jù)測控系統(tǒng)獲得的模型到達(dá)雙目測量站測試視場中心的時(shí)刻，序列控制雙目測量站相機(jī)曝光和光源(脈沖激光器)出光，每個(gè)雙目測量站脈沖激光器出光的時(shí)刻在相機(jī)曝光時(shí)間內(nèi)。目前雙目測量站使用的相機(jī)最短曝光時(shí)間為233μs，相機(jī)短時(shí)間曝光能有效降低相機(jī)所得圖像中的噪點(diǎn)。前光成像的光源為532nm脈沖激光，在相機(jī)鏡頭前安裝532nm窄帶濾光片(帶寬10nm、透過率大于90%)，能夠有效濾除大部分模型自發(fā)光。未安裝濾光片時(shí)模型自發(fā)光的前光圖像見圖6。

縮短相機(jī)的曝光時(shí)間是降低靶室雜光以及模型自發(fā)光對前光圖像影響的最有效方法之一。隨著工業(yè)相機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，在保證分辨率的情況下，采用最短曝光時(shí)間達(dá)到1μs的相機(jī)，可進(jìn)一步提高前光圖像的質(zhì)量。

2.1.2前光脈沖光束勻化

為實(shí)現(xiàn)前光照相過程中對模型飛行姿態(tài)的凍結(jié)、減小圖像模糊量，采用了技術(shù)成熟、脈寬小于10ns的多模脈沖激光器。但這種多模脈沖激光器的脈沖光束對雙目相機(jī)成像有較明顯的噪聲干擾，使得相機(jī)獲得的圖像質(zhì)量較差，影響標(biāo)記點(diǎn)的識別和模型位姿測量精度。通過在脈沖激光器出口增加相位器實(shí)現(xiàn)光束勻化、提高光斑品質(zhì)、減小激光光束噪聲干擾等,使前光圖像清晰，利于標(biāo)記點(diǎn)的識別。激光器光斑品質(zhì)改進(jìn)前后獲得的前光圖像如圖7所示。圖7(a)中激光器出口未安裝相位器，前光圖像較圖7(b)亮，但圖像中噪點(diǎn)較多；激光器出口安裝相位器，激光脈沖光束擴(kuò)束后在靶室軸線形成的光斑尺寸增加，造成圖7(b)中圖像的亮度降低，但噪點(diǎn)明顯減少、標(biāo)記點(diǎn)清晰。

目前，采用的激光光束勻化方法還存在能量利用率較低等問題，下一步將改進(jìn)脈沖光束勻化方法，提高脈沖激光光束能量的利用率，以提高前光成像的信噪比。

2.2 雙目測量站全局關(guān)聯(lián)

30站雙目測量站分布在靶室150m范圍，相鄰2個(gè)測量站的最小距離為3.8m。為避免全局關(guān)聯(lián)過程中各雙目測量站的誤差累加，采用TM30全站儀分別將30站雙目測量站坐標(biāo)系關(guān)聯(lián)到靶室的基準(zhǔn)坐標(biāo)系下，全站儀的標(biāo)稱精度為0.6mm+10-6mm/m×S(S為全站儀到測量站的距離，單位:m)；同時(shí)，設(shè)計(jì)了如圖8所示的測量站立體關(guān)聯(lián)裝置，主要由4個(gè)棱鏡與平面標(biāo)定板固連組成。

雙目測量站關(guān)聯(lián)方法如下：

(a) 在靶室內(nèi)沿軸線選擇18個(gè)位置作為臨時(shí)基準(zhǔn)點(diǎn)，每個(gè)基準(zhǔn)點(diǎn)上安裝棱鏡，用全站儀標(biāo)定18個(gè)位置的坐標(biāo)以建立基準(zhǔn)坐標(biāo)系。

(b) 選擇某一個(gè)內(nèi)外參數(shù)已標(biāo)定的雙目測量站，將立體關(guān)聯(lián)裝置放置于測量站視場內(nèi)至少10個(gè)不同位置，通過雙目測量站拍攝圖像獲得標(biāo)定板的移動(dòng)剛體變換，同時(shí)利用全站儀獲得4個(gè)棱鏡的移動(dòng)剛體變換，結(jié)合手眼標(biāo)定方法[16]即可標(biāo)定出標(biāo)定板上至少3個(gè)點(diǎn)((xF1,yF1,zF1),(xF2,yF2,zF2),(xF3,yF3,zF3))所建坐標(biāo)系與至少3個(gè)棱鏡((xP1,yP1,zP1)，(xP2,yP2,zP2),(xP3,yP3,zP3))所建坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣RFP和平移矢量TFP。

(c) 依次將該立體關(guān)聯(lián)裝置放置于各雙目測量站視場內(nèi)，通過雙目圖像獲得標(biāo)定板上至少3個(gè)點(diǎn)在測量站下的坐標(biāo)(xF1C,yF1C,zF1C)，(xF2C,yF2C,zF2C)以及(xF3C,yF3C,zF3C)，同時(shí)通過全站儀測量側(cè)面至少3個(gè)棱鏡在基準(zhǔn)坐標(biāo)系下的坐標(biāo)(xP1G,yP1G,zP1G)，(xP2G,yP2G,zP2G)以及(xP3G,yP3G,zP3G)，根據(jù)式(3)和(4)解算出雙目測量站坐標(biāo)系到標(biāo)定板坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣RCF和平移矢量TCF、棱鏡坐標(biāo)系到基準(zhǔn)坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣RPG和平移矢量TPG。

(d) 結(jié)合(b)、(c)兩步結(jié)果，完成雙目測量站坐標(biāo)系在基準(zhǔn)坐標(biāo)系的關(guān)聯(lián)。為了提高測量站關(guān)聯(lián)的精度，將立體關(guān)聯(lián)裝置放置在同一雙目測量站視場內(nèi)的至少4個(gè)不同位置，雙目測量站坐標(biāo)系與基準(zhǔn)坐標(biāo)系的平移向量TCG和旋轉(zhuǎn)矩陣RCG由式(5)解算。

基準(zhǔn)點(diǎn)建立在靶室內(nèi)，各測量站的關(guān)聯(lián)精度達(dá)到2mm。靶室變形會(huì)降低基準(zhǔn)點(diǎn)的精度，因此根據(jù)試驗(yàn)需要適時(shí)對基準(zhǔn)系統(tǒng)重新校測。后續(xù)將采用精度更高的關(guān)聯(lián)設(shè)備(如激光跟蹤儀)以提高測量站之間的關(guān)聯(lián)精度。

(3)

(4)

(5)

2.3 模型表面標(biāo)記點(diǎn)制作及建模

自由飛彈道靶模型主要由金屬加工而成，當(dāng)光束照射模型前光成像時(shí)會(huì)產(chǎn)生明顯的眩光，造成圖像中模型表面的部分標(biāo)記點(diǎn)不清晰。圖9給出了Φ70mm鋁球表面處理成不同顏色時(shí)獲得的靜態(tài)前光圖像?？梢钥闯?模型表面處理成黑色可有效降低眩光影響，提高標(biāo)記點(diǎn)的清晰度。為了不影響模型的外形，且在前光圖像中得到清晰的模型表面標(biāo)記點(diǎn)，采用表面陽極化發(fā)黑處理技術(shù)，在模型表面形成很薄的黑色膜層。模型表面通過激光燒蝕形成與背景對比明顯的編碼標(biāo)記點(diǎn)，標(biāo)記點(diǎn)的深度控制在0.05mm以內(nèi)。采用三維掃描系統(tǒng)[17]掃描模型表面標(biāo)記點(diǎn)并建立其空間位置關(guān)系，結(jié)合掃描數(shù)據(jù)和質(zhì)心位置數(shù)據(jù)獲得標(biāo)記點(diǎn)在模型質(zhì)心坐標(biāo)系下的坐標(biāo)。

該模型表面標(biāo)記點(diǎn)制作方法主要適用于以鋁合金為代表的金屬模型，非金屬模型表面標(biāo)記點(diǎn)的制作需探索新方法。

模型表面標(biāo)記點(diǎn)的建模精度越高，數(shù)據(jù)處理獲得的模型位姿精度越高。目前，使用的模型表面標(biāo)記點(diǎn)建模設(shè)備的算法還不夠優(yōu)化，經(jīng)過多次拼接后標(biāo)記點(diǎn)在模型質(zhì)心坐標(biāo)系的位置精度約0.2mm。采用攝影測量系統(tǒng)對模型表面的標(biāo)記點(diǎn)進(jìn)行建模，可將精度提高到0.1mm。

2.4 圖像處理及位姿解算

根據(jù)各雙目測量站獲得的前光圖像，通過圖10所示的流程進(jìn)行圖像處理、標(biāo)記點(diǎn)識別與提取，解算模型的飛行位姿。靶室基準(zhǔn)坐標(biāo)系OG-XGYGZG下編碼標(biāo)記點(diǎn)三維坐標(biāo)為(xjG,yjG,zjG)，j=1,2...,n為標(biāo)記點(diǎn)編號；設(shè)模型質(zhì)心坐標(biāo)系OM-XMYMZM到OG-XGYGZG的轉(zhuǎn)換關(guān)系為RMG、TMG，則有式(6)：

(6)

(7)

提取的雙目前光圖像中公共標(biāo)記點(diǎn)越多、標(biāo)記點(diǎn)分布的范圍越大，模型位姿解算的精度越高。為了提高自動(dòng)識別、提取標(biāo)記點(diǎn)的精度，發(fā)展了灰度梯度方向的二次曲線擬合以實(shí)現(xiàn)標(biāo)記點(diǎn)中心的亞像素提取?？紤]到試驗(yàn)環(huán)境的復(fù)雜性及自動(dòng)提取標(biāo)記點(diǎn)中心的穩(wěn)定性，圖像處理中保留了手動(dòng)方式提取標(biāo)記點(diǎn)中心。標(biāo)記點(diǎn)中心的匹配閾值為1pixel，匹配誤差大于閾值的標(biāo)記點(diǎn)不參與姿態(tài)解算。

彈道靶模型發(fā)射過程中高溫氣流和自由飛行過程中靶室雜光的影響，造成前光圖像中模型表面的部分標(biāo)記點(diǎn)不清晰，很難自動(dòng)識別和提取。因而，在圖像處理時(shí)有部分標(biāo)記點(diǎn)需要手動(dòng)提取，影響了數(shù)據(jù)處理的精度和速度。下一步將改進(jìn)數(shù)據(jù)處理軟件的適應(yīng)性，提高數(shù)據(jù)處理的精度和速度。

2.5 雙目測量站出光時(shí)間關(guān)聯(lián)

視覺位姿測量系統(tǒng)通過測量雙目測量站激光器出光時(shí)序獲得模型的成像時(shí)序。雙目測量站激光器的出光時(shí)序集中采集，考慮不同位置信號傳輸延時(shí)，實(shí)現(xiàn)激光器出光時(shí)序測量精度優(yōu)于50ns。測量布局如圖11所示。雙目測量站激光器出光時(shí)間數(shù)據(jù)可與彈道靶試驗(yàn)中其他測試數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)，建立統(tǒng)一時(shí)間基準(zhǔn)，便于數(shù)據(jù)分析。

3 錐模型彈道靶自由飛試驗(yàn)氣動(dòng)力參數(shù)測試

目前，在200m自由飛彈道靶上已經(jīng)開展了錐及復(fù)雜外形等模型的超高聲速自由飛試驗(yàn)的位姿測量。文獻(xiàn)[18]開展了20°錐模型的超高聲速自由飛行位姿測量和氣動(dòng)力參數(shù)辨識。為了和文獻(xiàn)的結(jié)果對比，下面介紹開展的錐模型超高聲速自由飛試驗(yàn)和氣動(dòng)力參數(shù)辨識。

3.1 錐模型超高聲速自由飛試驗(yàn)位姿測量

采用長度165mm的20°錐模型在200m自由飛彈道靶上開展了試驗(yàn)。錐模型表面進(jìn)行了陽極化發(fā)黑處理，再通過激光燒蝕形成Φ3mm的標(biāo)記點(diǎn)。模型飛行速度約2.7km/s，自由飛行試驗(yàn)段壓力15kPa。利用雙目測量站獲得了模型飛行過程中27站前光圖像，單站前光圖像如圖12所示。試驗(yàn)中，由于靶室內(nèi)部截彈、防護(hù)等原因，造成部分雙目測量站測試窗口被遮擋，無法獲得模型飛行時(shí)的雙目前光圖像。

由圖12可見，該雙目測量站左相機(jī)獲得的圖像受到眩光影響，而右相機(jī)獲得圖像未受眩光影響。錐模型表面光潔度高，該雙目測量站的脈沖激光器擴(kuò)束光斑照射到模型表面時(shí)，反射光大部分進(jìn)入左相機(jī)，造成左相機(jī)獲得的圖像有一定的眩光，但通過前光圖像可清晰地識別多個(gè)標(biāo)記點(diǎn)，不影響模型位姿的解算。

試驗(yàn)后，利用數(shù)據(jù)處理軟件對獲得的雙目前光圖像進(jìn)行處理，1h內(nèi)可獲得模型飛行過程中的位姿參數(shù)(如圖13所示)。全局坐標(biāo)系定義為：X軸正向?yàn)槟Ｐ桶l(fā)射方向，Y軸正向?yàn)榇怪盭軸向上，Z軸由右手準(zhǔn)則確定。

從圖13可以看出，在近130m的飛行范圍內(nèi)，模型的質(zhì)心下降了56mm，向右偏離了166mm。模型俯仰角和偏航角變化趨勢與文獻(xiàn)[18]基本一致。

3.2 錐模型氣動(dòng)力參數(shù)辨識

彈道靶自由飛試驗(yàn)氣動(dòng)力參數(shù)采用最大似然法辨識，原理如圖14所示。以六自由度運(yùn)動(dòng)方程作為試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛣?dòng)力學(xué)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，給定氣動(dòng)力參數(shù)的一組估計(jì)值，計(jì)算六自由度運(yùn)動(dòng)方程在該條件下的響應(yīng)與實(shí)際測量值的偏差，判斷是否滿足一定的等價(jià)準(zhǔn)則，如不滿足，則修正氣動(dòng)力參數(shù)，通過迭代直至得到正確的氣動(dòng)力參數(shù)。

結(jié)合視覺位姿測量系統(tǒng)各測量站獲得的位姿參數(shù)及激光器出光時(shí)序，通過開發(fā)的軟件辨識氣動(dòng)力參數(shù)。圖15對比了Ma=5.6、6.8和7.9這3個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的錐模型零迎角阻力系數(shù)和動(dòng)導(dǎo)數(shù)與AEDC G靶的結(jié)果[18]，可以看出二者趨勢基本一致。本文采用的試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽巛^文獻(xiàn)[18]的大，可能是造成辨識出的氣動(dòng)力參數(shù)有差異的原因之一。

4 結(jié) 論

在解決測試區(qū)域強(qiáng)自發(fā)光和靶室其他雜光濾除、前光光源出口光斑勻化、雙目測量站全局關(guān)聯(lián)、模型表面處理及標(biāo)記點(diǎn)制作等問題的基礎(chǔ)上，在200m自由飛彈道靶上建立了測試視場Φ1m的模型高精度視覺位姿測量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了模型清晰成像，獲得了高精度測量數(shù)據(jù)，視覺位姿測量系統(tǒng)全局定位精度達(dá)到2mm。雙目前光圖像還可直接觀測模型超高聲速飛行過程中的結(jié)構(gòu)完整性、表面損傷等情況，為彈道靶試驗(yàn)開展與能力拓展提供了技術(shù)支撐。利用試驗(yàn)獲得的超高聲速飛行模型雙目前光圖像解算出模型飛行位姿變化后，通過辨識可獲得模型阻力系數(shù)和動(dòng)導(dǎo)數(shù)等氣動(dòng)力參數(shù)。

在200m自由飛彈道靶上開展了長165mm的20°錐模型飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)環(huán)境壓力15kPa、飛行速度約2.7km/s，利用發(fā)展的視覺位姿測量系統(tǒng)得到了錐模型的位姿參數(shù)，通過辨識得到的氣動(dòng)力參數(shù)結(jié)果與AEDC G靶上的結(jié)果趨勢基本一致。

致謝:在測量技術(shù)的調(diào)試及試驗(yàn)過程中，羅錦陽、簡和祥、陳鯤、羅慶、龍耀、姜林、周毅、覃金貴等同志提出了寶貴建議并給予了很多幫助，全體試驗(yàn)人員付出了辛勤勞動(dòng)，在此表示衷心感謝。