1.本发明属于飞机在气候试验中机体变形技术领域，尤其是涉及一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法。


背景技术：

2.现有的飞机气候试验是在实验室模拟环境条件下，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。飞机气候环境从高温（最高+74℃）到低温（最低
‑
55℃）的过程中，飞机机体由于材料的热胀冷缩效应，会引起飞机机体的变形，为了考核飞机整机结构在各个温度下的变形，对飞机结构自身的变形进行测量是非常必要的，具体体现在以下方面：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各个环境下的整体变形情况。


技术实现要素：

3.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，提供一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其设计合理，操作便捷，从+74℃到
‑
55℃的降温过程中，获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量，实现飞机结构自身的变形测量。
4.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、飞机的进入固定及系统搭设构建：步骤101、将飞机移入实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将飞机固定在实验室飞机设计位置；步骤102、设定飞机静止不动，飞机上apu工作；步骤103、搭设双目立体视觉系统；其中，所述双目立体视觉系统朝向飞机机体的待测试区域；步骤104、构建降温系统；其中，降温系统包括第一温控系统和第二温控系统，所述第一温控系统包括依次连接的第一压缩机（1
‑
1）、第一冷凝器（1
‑
2）、第一气动节流阀（1
‑
3）和第一蒸发器（1
‑
4），以及与第一蒸发器（1
‑
4）连接的一次侧lm
‑
8载冷剂循环回路；所述第二温控系统包括第一制冷回路、第二制冷回路和第三制冷回路，所述第一制冷回路包括依次连接的第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第二气动节流阀（2
‑
3）和第二蒸发器（2
‑
4），所述第二制冷回路包括第三气动节流阀（3
‑
3）和冷凝蒸发器（3
‑
1）；所述第三制冷回路包括第三压缩机（4
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4），所述第二气动节流阀（2
‑
3）和第三气动节流阀（3
‑
3）的输入端均与第二冷凝器（2
‑
2）的制冷剂输出端连接，所述第二气动节流阀（2
‑
3）的输出端与第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三气动节流阀（3
‑
3）的输出端与冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进液端连接，所
述第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂出气端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出气端均连接第二压缩机（2
‑
1）的输入端；所述冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出液端连接导液罐（4
‑
2）的输入端，所述导液罐（4
‑
2）的输出端和第四气动节流阀（4
‑
3）的输入端连接，所述第四气动节流阀（4
‑
3）的输出端与第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂出气端与第三压缩机（4
‑
1）的输入端连接，所述第三压缩机（4
‑
1）的输出端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进气端连接；所述第二蒸发器（2
‑
4）和所述第三蒸发器（4
‑
4）均连接一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路；步骤二、在飞机机体的待测试区域表面涂抹散斑；步骤三、在飞机机体的待测试区域外侧选取刚体位移测试点；其中，各个所述刚体位移测试点分别设置一个标靶；步骤四、待测试区域初始图像的采集及处理：利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行初始图像采集并发送至计算机，计算机通过立体匹配算法对待测试区域初始图像处理，获取待测试区域初始图像中各个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标和各个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标；步骤五、操作第一温控系统和第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温，并获取不同温度下待测试区域图像：在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像；其中，设定的温度取值范围为3℃～5℃；步骤六、获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量：计算机通过立体匹配算法对各个不同温度下待测试区域图像的图像进行处理，得到不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量。
[0005]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：所述第一压缩机（1
‑
1）的输出端和第一冷凝器（1
‑
2）的制冷剂输入端的连接处以及所述第一蒸发器（1
‑
4）的制冷剂出气端和第一压缩机（1
‑
1）的输入端的连接处并联有第一热气旁通阀（1
‑
6）；所述第二压缩机（2
‑
1）的输出端和第二冷凝器（2
‑
2）的制冷剂输入端的连接处以及所述第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂出气端和第二压缩机（2
‑
1）的输入端的连接处并联有第二热气旁通阀（2
‑
6）；所述第二压缩机（2
‑
1）的输出端和第二冷凝器（2
‑
2）的输入端的连接处以及所述冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出气端和第二压缩机（2
‑
1）的输入端的连接处并联有第三热气旁通阀（3
‑
6）；所述第三压缩机（4
‑
1）的输出端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进气端的连接处以及所述第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂出气端与第三压缩机（4
‑
1）的输入端的连接处并联有第四热气旁通阀（4
‑
6）。
[0006]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：所述一次侧lm
‑
8载冷剂循环回路包括lm
‑
8载冷剂出液管、lm
‑
8载冷剂回液管、lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）和第
一止回阀（1
‑
7），所述lm
‑
8载冷剂出液管的入口端与第一蒸发器（1
‑
4）的载冷剂出口连接，所述lm
‑
8载冷剂出液管的出口端和lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的入口连接，所述lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的出口与所述第一止回阀（1
‑
7）的入口连接，所述第一止回阀（1
‑
7）的出口与所述lm
‑
8载冷剂回液管的入口端连接，所述lm
‑
8载冷剂回液管的出口端和所述第一蒸发器（1
‑
4）的载冷剂进口连接。
[0007]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：所述一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路包括第一二氯甲烷载冷剂出液管、第一二氯甲烷载冷剂回液管、第二二氯甲烷载冷剂出液管、第二二氯甲烷载冷剂回液管、二氯甲烷载冷剂循环泵（5）和第二止回阀（5
‑
1），所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的入口端与第二蒸发器（2
‑
4）的载冷剂出口连接，所述第二二氯甲烷载冷剂出液管的入口端与第三蒸发器（4
‑
4）的载冷剂出口连接，所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的出口端和第二二氯甲烷载冷剂出液管的出口端均与二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的入口连接，所述二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的出口和第二止回阀（5
‑
1）的入口连接，所述第二止回阀（5
‑
1）的出口均连接第一阀门（2
‑
5）的一端和第二阀门（4
‑
5）的一端连接，所述第一阀门（2
‑
5）的另一端与所述第一二氯甲烷载冷剂回液管的入口端连接，所述第一二氯甲烷载冷剂回液管的出口端和所述第二蒸发器（2
‑
4）的载冷剂进口连接；所述第二阀门（4
‑
5）的另一端与所述第二二氯甲烷载冷剂回液管的入口端连接，所述第二二氯甲烷载冷剂回液管的出口端和所述第三蒸发器（4
‑
4）的载冷剂进口连接。
[0008]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：还包括二次侧lm
‑
8载冷剂循环回路和二次侧二氯甲烷载冷剂循环回路，所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环回路包括二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）、二次侧第一阀门（6
‑
1）、二次侧第一止回阀（6
‑
2）、二次侧第二阀门（6
‑
3）、二次侧第二止回阀（6
‑
4）和第一换热器（8
‑
1），所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）的入口与所述lm
‑
8载冷剂出液管的出口端和lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的入口的连接处连接，所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）的出口与二次侧第一阀门（6
‑
1）的一端和二次侧第二阀门（6
‑
3）的一端连接，所述二次侧第一阀门（6
‑
1）的另一端和二次侧第一止回阀（6
‑
2）的一端连接，所述二次侧第一止回阀（6
‑
2）的另一端和第一换热器（8
‑
1）入口端连接，所述二次侧第二阀门（6
‑
3）的另一端和二次侧第二止回阀（6
‑
4）的一端连接，所述二次侧第二止回阀（6
‑
4）的另一端、所述第一止回阀（1
‑
7）的出口和第一换热器（8
‑
1）的出口均与所述lm
‑
8载冷剂回液管的入口端连接；所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环回路包括二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）、二次侧第三阀门（7
‑
1）、二次侧第三止回阀（7
‑
2）、二次侧第四阀门（7
‑
3）、二次侧第四止回阀（7
‑
4）和第二换热器（8
‑
2），所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的入口与所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的出口端、第二二氯甲烷载冷剂出液管的出口端和二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的入口的连接处连接，所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的出口与二次侧第三阀门（7
‑
1）的一端和二次侧第四阀门（7
‑
3）的一端连接，所述二次侧第三阀门（7
‑
1）的另一端和二次侧第三止回阀（7
‑
2）的一端连接，所述二次侧第三止回阀（7
‑
2）的另一端和第二换热器（8
‑
2）入口端连接，所述二次侧第四阀门（7
‑
3）的另一端和二次侧第四止回阀（7
‑
4）的一端连接，所述二次侧第四止回阀（7
‑
4）的另一端、第二止回阀（5
‑
1）的出口和第二换热器（8
‑
2）出口端均与第一阀门（2
‑
5）的一端和第二阀门（4
‑
5）的一端的连接处连接。
[0009]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤三中在待测试区域外侧选取刚体位移测试点，具体过程如下：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粘贴一个标靶；其中，所述刚体位移测试点和所述标靶的个数相同且一一对应，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。
[0010]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤五中在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像，具体过程如下：步骤501、操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第一降温阶段待测试区域图像；步骤502、操作第一温控系统继续工作，以使飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第二降温阶段待测试区域图像；步骤503、操作第一温控系统切换至第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从(
‑
25℃,
‑
55℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从(
‑
25℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第三降温阶段待测试区域图像。
[0011]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤501中操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温时，设定飞机所处实验室的温度为，其中，的范围为[74℃,0℃]，则具体过程如下：步骤5011、在第一蒸发器（1
‑
4）中充满液态r507制冷剂，并操作lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）和第一止回阀（1
‑
7）工作，以使lm
‑
8载冷剂在第一蒸发器（1
‑
4）中循环；步骤5012、操作第一压缩机（1
‑
1）、第一冷凝器（1
‑
2）、第一气动节流阀（1
‑
3）和第一蒸发器（1
‑
4）回路工作，以使r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂；步骤5013、在步骤102中r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂的过程中，当lm
‑
8载冷剂出液管的入口端中lm
‑
8载冷剂的温度满足时，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）工作，且二次侧第一阀门（6
‑
1）、二次侧第一止回阀（6
‑
2）打开，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）将冷却后的lm
‑
8载冷剂送入第一换热器（8
‑
1）对飞机所处实验室制冷，且通过操作二次侧第一阀门（6
‑
1）和二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度，从而调节lm
‑
8载冷剂进入第一换热器（8
‑
1）的流量，以使飞机所处实验室的温度满足；其中，表示载冷剂温度相对飞机所处实验室的温度的补偿量，且的取值范围为[4℃,12℃]；步骤502中操作第一温控系统继续工作，以使飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25
℃]降温，设定飞机所处实验室的温度为，的范围为（0℃,
‑
25℃）；按照步骤5013所述的方法，在步骤102中r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂的过程中，当lm
‑
8载冷剂出液管的入口端中lm
‑
8载冷剂的温度满足时，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）继续将冷却后的lm
‑
8载冷剂送入第一换热器（8
‑
1）对飞机所处实验室制冷，且通过操作二次侧第一阀门（6
‑
1）和二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度，从而调节lm
‑
8载冷剂进入第一换热器（8
‑
1）的流量，直至飞机所处实验室的温度满足；步骤503中操作第一温控系统切换至第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度(
‑
25℃,
‑
55℃]降温，具体过程如下：步骤5031、当飞机所处实验室的温度时，准备如下：操作第一阀门（2
‑
5）打开，第二阀门（4
‑
5）关闭，第二气动节流阀（2
‑
3）打开，第三气动节流阀（3
‑
3）和第四气动节流阀（4
‑
3）关闭，二次侧第三阀门（7
‑
1）、二次侧第三止回阀（7
‑
2）、二次侧第四阀门（7
‑
3）、二次侧第四止回阀（7
‑
4）关闭，第二止回阀（5
‑
1）打开，二氯甲烷载冷剂循环泵（5）工作；步骤5032、第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第二气动节流阀（2
‑
3）和第二蒸发器（2
‑
4）回路工作，以使r507制冷剂冷却二氯甲烷载冷剂，直至第一二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度和lm
‑
8载冷剂出液管中lm
‑
8载冷剂的温度相同；步骤5033、操作二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度逐渐减少，二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度逐渐增大；同时，操作二次侧第三止回阀（7
‑
2）打开，二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度逐渐增大；其中，二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度的减少速率和二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度的增大速率相同；且在二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度减少和二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度增大的过程中，重复步骤5032以使r507制冷剂继续冷却二氯甲烷载冷剂，直至第一二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度为
‑
35℃；步骤5034、操作第一阀门（2
‑
5）关闭，第二阀门（4
‑
5）打开，第二气动节流阀（2
‑
3）关闭，第三气动节流阀（3
‑
3）和第四气动节流阀（4
‑
3）打开；步骤5035、第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第三气动节流阀（3
‑
3）和冷凝蒸发器（3
‑
1）回路工作，同时第三压缩机（4
‑
1）、冷凝蒸发器（3
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4）回路工作，在冷凝蒸发器（3
‑
1）中r507制冷剂冷却第三压缩机（4
‑
1）输出端的r23制冷剂高温高压蒸汽，r23制冷剂高温高压蒸汽液化，液态r23制冷剂经过导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）进入第三蒸发器（4
‑
4），并和第三蒸发器（4
‑
4）中的二氯甲烷载冷剂换热，以冷却二氯甲烷载冷剂，直至第二二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度恒定不变；步骤5036、操作二次侧第一阀门（6
‑
1）完全关闭、二次侧第二阀门（6
‑
3）完全打开、二次侧第一止回阀（6
‑
2）关闭和二次侧第二止回阀（6
‑
4）打开；同时，操作二次侧第三阀门（7
‑
1）完全打开，停止lm
‑
8载冷剂而使二氯甲烷载冷剂进入第二换热器（8
‑
2）；步骤5037、设定飞机所处实验室的温度为，其中，的范围为(
‑
25℃,
‑
55℃]；步骤5038、第三压缩机（4
‑
1）、冷凝蒸发器（3
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀
（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4）回路工作，以使继续冷却二氯甲烷载冷剂，直第二二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度满足，且操作二次侧第三阀门（7
‑
1）和二次侧第四阀门（7
‑
3）的开度，从而调节二氯甲烷载冷剂进入第二换热器（8
‑
2）的流量，则确保飞机所处实验室的温度满足。
[0012]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：步骤二中飞机机体的待测试区域内散斑的总数为m，且m为大于100000的正整数，所述散斑为圆形散斑，所述散斑的直径为1mm～2mm，将各个散斑依次记作第1个散斑，...，第m个散斑，...，第m个散斑，且m和m均为正整数，且1≤m≤m;步骤三中所述标靶的总数为n，且n为10～20的正整数，将各个标靶依次记作第1个标靶，...，第n个标靶，...，第n个标靶，且n和n均为正整数，且1≤n≤n;步骤四中将待测试区域初始图像中第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作，第n个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作。
[0013]
上述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：计算机将第一降温阶段待测试区域图像、第二降温阶段待测试区域图像和第三降温阶段待测试区域图像中各个待测试区域图像按照温度递减顺序，将各个不同温度下待测试区域图像分别记作第1个温度下待测试区域图像，...，第个温度下待测试区域图像，...，第个温度下待测试区域图像；其中，和均为正整数，且；采用计算机对第个温度下待测试区域图像进行处理，具体过程如下：步骤601、计算机通过立体匹配算法对第个温度下待测试区域图像进行处理，获取第个温度下第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作，第个温度下第n个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作;步骤602、计算机根据公式，得到第个温度下第m个散斑处的总变形量；步骤603、计算机根据公式，得到第个温度下第n个标靶处的刚体变形量；步骤604、计算机根据公式，得到第个温
度下飞机机体的刚体变形量；步骤605、计算机根据公式，得到第个温度下第m个散斑处的自身变形量。
[0014]
本发明与现有技术相比具有以下优点：1、本发明第一温控系统设置一次侧lm
‑
8载冷剂循环回路，第二温控系统设置一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路，由于lm
‑
8载冷剂会在
‑
45℃以下结晶，通过载冷剂lm
‑
8以使飞机所处实验室的温度74℃～
‑
25℃降温模拟，通过二氯甲烷载冷剂以使飞机所处实验室的温度
‑
25℃～
‑
55℃降温模拟，以使飞机所处实验室的实验模拟温度范围广，从+74℃到
‑
55℃的降温模拟。
[0015]
2、本发明冷凝蒸发器，是为了在冷凝蒸发器中r507制冷剂冷却第三压缩机输出端的高温高压r23制冷剂蒸汽液化，液态r23制冷剂经过导液罐、第四气动节流阀进入第三蒸发器，并和第三蒸发器中的二氯甲烷载冷剂换热，以冷却二氯甲烷载冷剂。
[0016]
3、本发明设置第三蒸发器，一方面，是因为r23制冷剂的临界温度为26.13℃，r23制冷剂超过26.13℃会气化，所以采用先冷却一次侧二氯甲烷载冷剂温度到低温，然后用低温的二氯甲烷载冷剂进入第三蒸发器先反哺r23使其快速液化；另一方面，是为了r23制冷剂冷却二氯甲烷载冷剂速度加快。
[0017]
4、本发明飞机宽范围降温下机体变形测量方法步骤简单、实现方便且操作简便，首先是飞机的进入固定及系统搭设构建；其次是在飞机机体的待测试区域表面涂抹散斑和在待测试区域外侧选取刚体位移测试点；接着是待测试区域初始图像的采集；然后操作第一温控系统和第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温，并获取不同温度下待测试区域图像，最后获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量。
[0018]
综上所述，本发明设计合理，操作便捷，从+74℃到
‑
55℃的降温过程中，获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量，实现飞机结构自身的变形测量。
[0019]
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
[0020]
图1为本发明降温系统第一温控系统的结构示意图。
[0021]
图2为本发明降温系统第二温控系统的结构示意图。
[0022]
图3为本发明飞机宽范围降温下机体变形测量方法的流程框图。
[0023]
附图标记说明:1
‑
1—第一压缩机；1
‑
2—第一冷凝器；1
‑
3—第一气动节流阀；1
‑
4—第一蒸发器；1
‑
5—lm
‑
8载冷剂循环泵；1
‑
6—第一热气旁通阀；1
‑
7—第一止回阀；2
‑
1—第二压缩机；2
‑
2—第二冷凝器；2
‑
3—第二气动节流阀；2
‑
4—第二蒸发器；2
‑
5—第一阀门；2
‑
6—第二热气旁通阀；3
‑
1—冷凝蒸发器；3
‑
3—第三气动节流阀；3
‑
6—第三热气旁通阀；4
‑
1—第三压缩机；
4
‑
2—导液罐；4
‑
3—第四气动节流阀；4
‑
4—第三蒸发器；4
‑
5—第二阀门；4
‑
6—第四热气旁通阀；5—二氯甲烷载冷剂循环泵；5
‑
1—第二止回阀；6—二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵；6
‑
1—二次侧第一阀门；6
‑
2—二次侧第一止回阀；6
‑
3—二次侧第二阀门；6
‑
4—二次侧第二止回阀；7—二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵；7
‑
1—二次侧第三阀门；7
‑
2—二次侧第三止回阀；7
‑
3—二次侧第四阀门；7
‑
4—二次侧第四止回阀；8
‑
1—第一换热器;8
‑
2—第二换热器。
具体实施方式
[0024]
如图1至图3所示的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，该方法包括以下步骤：步骤一、飞机的进入固定及系统搭设构建：步骤101、将飞机移入实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将飞机固定在实验室飞机设计位置；步骤102、设定飞机静止不动，飞机上apu工作；步骤103、搭设双目立体视觉系统；其中，所述双目立体视觉系统朝向飞机机体的待测试区域；步骤104、构建降温系统；其中，降温系统包括第一温控系统和第二温控系统，所述第一温控系统包括依次连接的第一压缩机（1
‑
1）、第一冷凝器（1
‑
2）、第一气动节流阀（1
‑
3）和第一蒸发器（1
‑
4），以及与第一蒸发器（1
‑
4）连接的一次侧lm
‑
8载冷剂循环回路；所述第二温控系统包括第一制冷回路、第二制冷回路和第三制冷回路，所述第一制冷回路包括依次连接的第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第二气动节流阀（2
‑
3）和第二蒸发器（2
‑
4），所述第二制冷回路包括第三气动节流阀（3
‑
3）和冷凝蒸发器（3
‑
1）；所述第三制冷回路包括第三压缩机（4
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4），所述第二气动节流阀（2
‑
3）和第三气动节流阀（3
‑
3）的输入端均与第二冷凝器（2
‑
2）的制冷剂输出端连接，所述第二气动节流阀（2
‑
3）的输出端与第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三气动节流阀（3
‑
3）的输出端与冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进液端连接，所述第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂出气端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出气端均连接第二压缩机（2
‑
1）的输入端；所述冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出液端连接导液罐（4
‑
2）的输入端，所述导液罐（4
‑
2）的输出端和第四气动节流阀（4
‑
3）的输入端连接，所述第四气动节流阀（4
‑
3）的输出端与第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂进液端连接，所述第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂出气端与第三压缩机（4
‑
1）的输入端连接，所述第三压缩机（4
‑
1）的输出端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进气端连接；所述第二蒸发器（2
‑
4）和所述第三蒸发器（4
‑
4）均连接一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路；步骤二、在飞机机体的待测试区域表面涂抹散斑；
步骤三、在飞机机体的待测试区域外侧选取刚体位移测试点；其中，各个所述刚体位移测试点分别设置一个标靶；步骤四、待测试区域初始图像的采集及处理：利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行初始图像采集并发送至计算机，计算机通过立体匹配算法对待测试区域初始图像处理，获取待测试区域初始图像中各个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标和各个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标；步骤五、操作第一温控系统和第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温，并获取不同温度下待测试区域图像：在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像；其中，设定的温度取值范围为3℃～5℃；步骤六、获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量：计算机通过立体匹配算法对各个不同温度下待测试区域图像的图像进行处理，得到不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量。
[0025]
本实施例中，所述第一压缩机（1
‑
1）的输出端和第一冷凝器（1
‑
2）的制冷剂输入端的连接处以及所述第一蒸发器（1
‑
4）的制冷剂出气端和第一压缩机（1
‑
1）的输入端的连接处并联有第一热气旁通阀（1
‑
6）；所述第二压缩机（2
‑
1）的输出端和第二冷凝器（2
‑
2）的制冷剂输入端的连接处以及所述第二蒸发器（2
‑
4）的制冷剂出气端和第二压缩机（2
‑
1）的输入端的连接处并联有第二热气旁通阀（2
‑
6）；所述第二压缩机（2
‑
1）的输出端和第二冷凝器（2
‑
2）的输入端的连接处以及所述冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂出气端和第二压缩机（2
‑
1）的输入端的连接处并联有第三热气旁通阀（3
‑
6）；所述第三压缩机（4
‑
1）的输出端和冷凝蒸发器（3
‑
1）的制冷剂进气端的连接处以及所述第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂出气端与第三压缩机（4
‑
1）的输入端的连接处并联有第四热气旁通阀（4
‑
6）。
[0026]
本实施例中，所述一次侧lm
‑
8载冷剂循环回路包括lm
‑
8载冷剂出液管、lm
‑
8载冷剂回液管、lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）和第一止回阀（1
‑
7），所述lm
‑
8载冷剂出液管的入口端与第一蒸发器（1
‑
4）的载冷剂出口连接，所述lm
‑
8载冷剂出液管的出口端和lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的入口连接，所述lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的出口与所述第一止回阀（1
‑
7）的入口连接，所述第一止回阀（1
‑
7）的出口与所述lm
‑
8载冷剂回液管的入口端连接，所述lm
‑
8载冷剂回液管的出口端和所述第一蒸发器（1
‑
4）的载冷剂进口连接。
[0027]
本实施例中，所述一次侧二氯甲烷载冷剂循环回路包括第一二氯甲烷载冷剂出液管、第一二氯甲烷载冷剂回液管、第二二氯甲烷载冷剂出液管、第二二氯甲烷载冷剂回液管、二氯甲烷载冷剂循环泵（5）和第二止回阀（5
‑
1），所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的入口端与第二蒸发器（2
‑
4）的载冷剂出口连接，所述第二二氯甲烷载冷剂出液管的入口端与第三蒸发器（4
‑
4）的载冷剂出口连接，所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的出口端和第二二氯甲烷载冷剂出液管的出口端均与二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的入口连接，所述二氯甲烷
载冷剂循环泵（5）的出口和第二止回阀（5
‑
1）的入口连接，所述第二止回阀（5
‑
1）的出口均连接第一阀门（2
‑
5）的一端和第二阀门（4
‑
5）的一端连接，所述第一阀门（2
‑
5）的另一端与所述第一二氯甲烷载冷剂回液管的入口端连接，所述第一二氯甲烷载冷剂回液管的出口端和所述第二蒸发器（2
‑
4）的载冷剂进口连接；所述第二阀门（4
‑
5）的另一端与所述第二二氯甲烷载冷剂回液管的入口端连接，所述第二二氯甲烷载冷剂回液管的出口端和所述第三蒸发器（4
‑
4）的载冷剂进口连接。
[0028]
本实施例中，还包括二次侧lm
‑
8载冷剂循环回路和二次侧二氯甲烷载冷剂循环回路，所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环回路包括二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）、二次侧第一阀门（6
‑
1）、二次侧第一止回阀（6
‑
2）、二次侧第二阀门（6
‑
3）、二次侧第二止回阀（6
‑
4）和第一换热器（8
‑
1），所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）的入口与所述lm
‑
8载冷剂出液管的出口端和lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）的入口的连接处连接，所述二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）的出口与二次侧第一阀门（6
‑
1）的一端和二次侧第二阀门（6
‑
3）的一端连接，所述二次侧第一阀门（6
‑
1）的另一端和二次侧第一止回阀（6
‑
2）的一端连接，所述二次侧第一止回阀（6
‑
2）的另一端和第一换热器（8
‑
1）入口端连接，所述二次侧第二阀门（6
‑
3）的另一端和二次侧第二止回阀（6
‑
4）的一端连接，所述二次侧第二止回阀（6
‑
4）的另一端、所述第一止回阀（1
‑
7）的出口和第一换热器（8
‑
1）的出口均与所述lm
‑
8载冷剂回液管的入口端连接；所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环回路包括二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）、二次侧第三阀门（7
‑
1）、二次侧第三止回阀（7
‑
2）、二次侧第四阀门（7
‑
3）、二次侧第四止回阀（7
‑
4）和第二换热器（8
‑
2），所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的入口与所述第一二氯甲烷载冷剂出液管的出口端、第二二氯甲烷载冷剂出液管的出口端和二氯甲烷载冷剂循环泵（5）的入口的连接处连接，所述二次侧二氯甲烷载冷剂循环泵（7）的出口与二次侧第三阀门（7
‑
1）的一端和二次侧第四阀门（7
‑
3）的一端连接，所述二次侧第三阀门（7
‑
1）的另一端和二次侧第三止回阀（7
‑
2）的一端连接，所述二次侧第三止回阀（7
‑
2）的另一端和第二换热器（8
‑
2）入口端连接，所述二次侧第四阀门（7
‑
3）的另一端和二次侧第四止回阀（7
‑
4）的一端连接，所述二次侧第四止回阀（7
‑
4）的另一端、第二止回阀（5
‑
1）的出口和第二换热器（8
‑
2）出口端均与第一阀门（2
‑
5）的一端和第二阀门（4
‑
5）的一端的连接处连接。
[0029]
本实施例中，步骤三中在待测试区域外侧选取刚体位移测试点，具体过程如下：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粘贴一个标靶；其中，所述刚体位移测试点和所述标靶的个数相同且一一对应，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。
[0030]
本实施例中，步骤五中在飞机所处实验室的温度从[+74℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到不同温度下待测试区域图像，具体过程如下：步骤501、操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第一降温阶段待测试区域图像；
步骤502、操作第一温控系统继续工作，以使飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第二降温阶段待测试区域图像；步骤503、操作第一温控系统切换至第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从(
‑
25℃,
‑
55℃]降温，且在飞机所处实验室的温度从(
‑
25℃,
‑
55℃]降温过程中，每降温一次设定的温度，利用双目立体视觉系统对飞机机体的待测试区域进行图像采集并发送至计算机，计算机得到第三降温阶段待测试区域图像。
[0031]
本实施例中，步骤501中操作第一温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度从[+74℃,0℃]降温时，设定飞机所处实验室的温度为，其中，的范围为[74℃,0℃]，则具体过程如下：步骤5011、在第一蒸发器（1
‑
4）中充满液态r507制冷剂，并操作lm
‑
8载冷剂循环泵（1
‑
5）和第一止回阀（1
‑
7）工作，以使lm
‑
8载冷剂在第一蒸发器（1
‑
4）中循环；步骤5012、操作第一压缩机（1
‑
1）、第一冷凝器（1
‑
2）、第一气动节流阀（1
‑
3）和第一蒸发器（1
‑
4）回路工作，以使r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂；步骤5013、在步骤102中r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂的过程中，当lm
‑
8载冷剂出液管的入口端中lm
‑
8载冷剂的温度满足时，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）工作，且二次侧第一阀门（6
‑
1）、二次侧第一止回阀（6
‑
2）打开，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）将冷却后的lm
‑
8载冷剂送入第一换热器（8
‑
1）对飞机所处实验室制冷，且通过操作二次侧第一阀门（6
‑
1）和二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度，从而调节lm
‑
8载冷剂进入第一换热器（8
‑
1）的流量，以使飞机所处实验室的温度满足；其中，表示载冷剂温度相对飞机所处实验室的温度的补偿量，且的取值范围为[4℃,12℃]；步骤502中操作第一温控系统继续工作，以使飞机所处实验室的温度从（0℃,
‑
25℃]降温，设定飞机所处实验室的温度为，的范围为（0℃,
‑
25℃）；按照步骤5013所述的方法，在步骤102中r507制冷剂冷却lm
‑
8载冷剂的过程中，当lm
‑
8载冷剂出液管的入口端中lm
‑
8载冷剂的温度满足时，二次侧lm
‑
8载冷剂循环泵（6）继续将冷却后的lm
‑
8载冷剂送入第一换热器（8
‑
1）对飞机所处实验室制冷，且通过操作二次侧第一阀门（6
‑
1）和二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度，从而调节lm
‑
8载冷剂进入第一换热器（8
‑
1）的流量，直至飞机所处实验室的温度满足；步骤503中操作第一温控系统切换至第二温控系统工作，以使飞机所处实验室的温度(
‑
25℃,
‑
55℃]降温，具体过程如下：步骤5031、当飞机所处实验室的温度时，准备如下：操作第一阀门（2
‑
5）打开，第二阀门（4
‑
5）关闭，第二气动节流阀（2
‑
3）打开，第三气动节流阀（3
‑
3）和第四气动节流阀（4
‑
3）关闭，二次侧第三阀门（7
‑
1）、二次侧第三止回阀（7
‑
2）、二次侧第四阀门（7
‑
3）、二次侧第四止回阀（7
‑
4）关闭，第二止回阀（5
‑
1）打开，二氯
甲烷载冷剂循环泵（5）工作；步骤5032、第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第二气动节流阀（2
‑
3）和第二蒸发器（2
‑
4）回路工作，以使r507制冷剂冷却二氯甲烷载冷剂，直至第一二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度和lm
‑
8载冷剂出液管中lm
‑
8载冷剂的温度相同；步骤5033、操作二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度逐渐减少，二次侧第二阀门（6
‑
3）的开度逐渐增大；同时，操作二次侧第三止回阀（7
‑
2）打开，二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度逐渐增大；其中，二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度的减少速率和二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度的增大速率相同；且在二次侧第一阀门（6
‑
1）的开度减少和二次侧第三阀门（7
‑
1）的开度增大的过程中，重复步骤5032以使r507制冷剂继续冷却二氯甲烷载冷剂，直至第一二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度为
‑
35℃；步骤5034、操作第一阀门（2
‑
5）关闭，第二阀门（4
‑
5）打开，第二气动节流阀（2
‑
3）关闭，第三气动节流阀（3
‑
3）和第四气动节流阀（4
‑
3）打开；步骤5035、第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）、第三气动节流阀（3
‑
3）和冷凝蒸发器（3
‑
1）回路工作，同时第三压缩机（4
‑
1）、冷凝蒸发器（3
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4）回路工作，在冷凝蒸发器（3
‑
1）中r507制冷剂冷却第三压缩机（4
‑
1）输出端的r23制冷剂高温高压蒸汽，r23制冷剂高温高压蒸汽液化，液态r23制冷剂经过导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）进入第三蒸发器（4
‑
4），并和第三蒸发器（4
‑
4）中的二氯甲烷载冷剂换热，以冷却二氯甲烷载冷剂，直至第二二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度恒定不变；步骤5036、操作二次侧第一阀门（6
‑
1）完全关闭、二次侧第二阀门（6
‑
3）完全打开、二次侧第一止回阀（6
‑
2）关闭和二次侧第二止回阀（6
‑
4）打开；同时，操作二次侧第三阀门（7
‑
1）完全打开，停止lm
‑
8载冷剂而使二氯甲烷载冷剂进入第二换热器（8
‑
2）；步骤5037、设定飞机所处实验室的温度为，其中，的范围为(
‑
25℃,
‑
55℃]；步骤5038、第三压缩机（4
‑
1）、冷凝蒸发器（3
‑
1）、导液罐（4
‑
2）、第四气动节流阀（4
‑
3）和第三蒸发器（4
‑
4）回路工作，以使继续冷却二氯甲烷载冷剂，直第二二氯甲烷载冷剂出液管中二氯甲烷载冷剂的温度满足，且操作二次侧第三阀门（7
‑
1）和二次侧第四阀门（7
‑
3）的开度，从而调节二氯甲烷载冷剂进入第二换热器（8
‑
2）的流量，则确保飞机所处实验室的温度满足。
[0032]
本实施例中，步骤二中飞机机体的待测试区域内散斑的总数为m，且m为大于100000的正整数，所述散斑为圆形散斑，所述散斑的直径为1mm～2mm，将各个散斑依次记作第1个散斑，...，第m个散斑，...，第m个散斑，且m和m均为正整数，且1≤m≤m;步骤三中所述标靶的总数为n，且n为10～20的正整数，将各个标靶依次记作第1个标靶，...，第n个标靶，...，第n个标靶，且n和n均为正整数，且1≤n≤n;步骤四中将待测试区域初始图像中第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作，第n个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作
。
[0033]
10.按照权利要求7所述的一种飞机宽范围降温下机体变形测量方法，其特征在于：计算机将第一降温阶段待测试区域图像、第二降温阶段待测试区域图像和第三降温阶段待测试区域图像中各个待测试区域图像按照温度递减顺序，将各个不同温度下待测试区域图像分别记作第1个温度下待测试区域图像，...，第个温度下待测试区域图像，...，第个温度下待测试区域图像；其中，和均为正整数，且；采用计算机对第个温度下待测试区域图像进行处理，具体过程如下：步骤601、计算机通过立体匹配算法对第个温度下待测试区域图像进行处理，获取第个温度下第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作，第个温度下第n个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作;步骤602、计算机根据公式，得到第个温度下第m个散斑处的总变形量；步骤603、计算机根据公式，得到第个温度下第n个标靶处的刚体变形量；步骤604、计算机根据公式，得到第个温度下飞机机体的刚体变形量；步骤605、计算机根据公式，得到第个温度下第m个散斑处的自身变形量。
[0034]
本实施例中，所述第一压缩机（1
‑
1）、第二压缩机（2
‑
1）和第三压缩机（4
‑
1）均为双螺杆机压缩机。
[0035]
本实施例中，因为双螺杆机压缩机的制冷量调节范围在10%～100%之间，飞机所处实验室在严格控温的情况下会出现微冷负荷的需求，飞机所处实验室的所需的制冷量低于双螺杆机压缩机的最小制冷量时，则当第一压缩机（1
‑
1）工作时操作第一热气旁通阀（1
‑
6）打开，以使第一压缩机（1
‑
1）输出的r507制冷剂高温高压气体一路进入第一冷凝器（1
‑
2），另一路通过第一热气旁通阀（1
‑
6）重新进入第一压缩机（1
‑
1）的输入端，从而实现了第一压缩机（1
‑
1）的制冷量在（0%，10%）范围内调节；当第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）和第二蒸发器（2
‑
4）工作时操作第二热气旁通阀（2
‑
6）打开，以使第二压缩机（2
‑
1）输出的r507制冷剂高温高压气体一路进入第二冷
凝器（2
‑
2），另一路通过第二热气旁通阀（2
‑
6）重新进入第二压缩机（2
‑
1）的输入端，从而实现了第一制冷回路中第二压缩机（2
‑
1）的制冷量在（0%，10%）范围内调节；当第二压缩机（2
‑
1）、第二冷凝器（2
‑
2）和冷凝蒸发器（3
‑
1）工作时操作第三热气旁通阀（3
‑
6）打开，以使第二压缩机（2
‑
1）输出的r507制冷剂高温高压气体一路进入第二冷凝器（2
‑
2），另一路通过第三热气旁通阀（3
‑
6）重新进入第二压缩机（2
‑
1）的输入端，从而实现了第二制冷回路中第二压缩机（2
‑
1）的制冷量在（0%，10%）范围内调节；当第三压缩机（4
‑
1）工作时操作第四热气旁通阀（4
‑
6）打开，以使第三压缩机（4
‑
1）输出的r507制冷剂高温高压气体一路进入冷凝蒸发器（3
‑
1），另一路通过第四热气旁通阀（4
‑
6）重新进入第三压缩机（4
‑
1）的输入端，从而实现了第三制冷回路中第三压缩机（4
‑
1）的制冷量在（0%，10%）范围内调节。
[0036]
本实施例中，所述标靶的表面设置有黑白相间的图案。
[0037]
本实施例中，设置导液罐（4
‑
2），是因为由于导液罐（4
‑
2）安装在第四气动节流阀（4
‑
3）的前端，这样就确保进入第三蒸发器（4
‑
4）的制冷剂进液端的r23制冷剂全部为液相，避免会出现气液混合的r23制冷剂第三蒸发器（4
‑
4）的情况。
[0038]
本实施例中，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，刚体位移测试点所发生的变形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，即为待测试区域的刚体变形量；标靶的中心点与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，并在标靶的表面设置黑白相间的图案，便于双目立体视觉系统对标靶的中心点进行识别，进而便于双目立体视觉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布设，便于双目立体视觉系统在对待测试区域进行图像采集时，能够同时拍摄到待测试区域和n个刚体位移测试点。
[0039]
本实施例中，需要说明的是，再进行步骤四之前，还需要进行如下步骤：步骤a01、对双目立体视觉系统中的两个摄像头进行标定，得到双目立体视觉系统中左摄像头的左内参数矩阵与左畸变参数矩阵以及双目立体视觉系统中右摄像头的右内参数矩阵与右畸变参数矩阵；其中，所述左畸变参数矩阵包括左径向畸变参数和左切向畸变参数，所述右畸变参数矩阵包括右径向畸变参数和右切向畸变参数；步骤a02、对双目立体视觉系统中的两个摄像头进行立体标定，获得双目立体视觉系统中左摄像头与右摄像头之间的旋转矩阵r和平移矩阵t；步骤a03、计算机调取透镜畸变矫正模块，并输入左摄像头的内参数矩阵与畸变参数矩阵、右摄像头的内参数矩阵与畸变参数矩阵、旋转矩阵r以及平移矩阵t，分别对计算机得到第个温度下待测试区域图像中左图像和右图像进行畸变校正，得到畸变校正后第个温度下待测试区域图像中的左图像和右图像；其中，畸变校正后第个温度下待测试区域图像中的左图像和畸变校正后的右图像的行严格对齐。
[0040]
本实施例中，待测试区域初始图像也经过步骤a03处理，得到畸变校正后的待测试区域初始图像中的左图像和右图像。
[0041]
本实施例中，所述立体匹配算法进一步为稠密匹配方法。
[0042]
本实施例中，计算机通过立体匹配算法对畸变校正后第个温度下待测试区域图像中的左图像和右图像进行处理，得到与第m个散斑的中心对应的第个温度下待测试区域图像中左匹配点和右匹配，并将与第m个散斑的中心对应的第个温度下待测试区域图像第m个左匹配点的像素坐标记作，与第m个散斑的中心对应的第个温度下待测试区域图像第m个右匹配点的像素坐标记作；然后计算机根据公式，得到第个温度下第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标；其中，表示双目立体视觉系统中的两个摄像头的光心之间的基线距离；表示轴上的归一化焦距，表示轴上的归一化焦距，表示摄像头光心在轴上的坐标，表示摄像头光心在轴上的坐标；本实施例中，计算机过立体匹配算法对第个温度下待测试区域图像进行处理，获取第个温度下第n个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作的方法和获取第个温度下第m个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标记作的方法相同。
[0043]
本实施例中，计算机通过立体匹配算法对待测试区域初始图像处理，获取待测试区域初始图像中各个散斑的中心在摄像机坐标系下的三维坐标和各个标靶的中心在摄像机坐标系下的三维坐标，与上述方法相同。
[0044]
本实施例中，待测试区域初始图像的采集，是在常温状态19℃～23℃下采集。
[0045]
综上所述，本发明设计合理，操作便捷，从+74℃到
‑
55℃的降温过程中，获取不同温度下待测试区域的各个散斑处的自身变形量，实现飞机结构自身的变形测量。
[0046]
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。