CN104296691B - 基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置及方法，装置包括计算机、两个CCD摄像机、两个线阵半导体激光器及调制器，计算机的输出与脉冲发生器相连，脉冲发生器分别与CCD摄像机和线阵半导体激光器相连，线阵半导体激光器通过调制器连接激光发射头，CCD摄像机捕获线阵轮廓图并通过图像采集卡上传至计算机；测量方法为：通过CCD摄像机分别捕获图像，采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图，进行轮廓校正后将两个CCD摄像机获得的图像进行融合。本发明采用两个CCD摄像机部分视场捕获发动机尾部线阵轮廓图和视场捕获尾部火焰，从尾焰图像和尾部轮廓变化两个方面来研究发动机的工作情况，增加了检测的可靠性。

Description

基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置及方法

技术领域

本发明属于航空发动机性能检测领域，涉及图像处理、激光与光学、计算机等技术，提出一种飞机发动机尾部轮廓测量和尾部火焰分析的方法，具体涉及一种基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置及方法。

背景技术

随着国民经济的快速发展，航空运输在人们的生活中越来越重要。飞机以其快速、舒适、和相对安全等特点，逐渐成为了人们最重要的出行方式。但是近年来飞机的出事率大大提高，所以加强飞机飞行安全性成为了不可忽视的任务，而飞机发动机的工作性能是飞机飞行安全性的一个重要环节，它的状态直接影响着飞机的工作性能。

飞机发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机，作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前航空发动机应用最广泛的是燃气涡轮发动机，主要包括涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机，涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机，涡轮喷气发动机主要用于超音速飞机。它们主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮机和喷口组成。

飞机发动机在工作时，喷管喷口处温度高，环境温度约60～200℃、气流温度接近2000K，尾喷管排气速度快，尾喷流发光强度大、且热态喷管处于运动(收缩、扩张运动和轴向移动)状态，所以对其尾部轮廓的检测变得十分困难。目前的测量物体轮廓手段大体上分为两种：一是接触式测量，二是非接触式测量。接触式测量的基本原理都是机器逐个取点，测量头与被测物体接触，操作过程繁琐，测量速度慢，尤其当被测物体较大时，非常耗时。因为飞机发动机工作时尾部温度高，尺寸大，传统的接触式三维测量方法不再适用。基于机器视觉的物体轮廓检测，属于非接触测量技术，它采用结构光作为光源，当结构光投射到物体表面时，会在被测物体上形成断面轮廓光带，用CCD摄像机捕获被测物体的散射图像，然后经过一系列图像处理，还原出尾部轮廓图。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种将两个CCD摄像机分别安装在尾部侧后斜上方和斜下方，部分视场捕获发动机尾部线阵轮廓图和视场捕获尾部火焰，从尾焰图像和尾部轮廓变化两个方面来研究发动机的工作情况的基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置。

本发明的另一个目的是提供一种基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量方法，对CCD摄像机获得的图像采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图像，将上下两部分轮廓图像进行融合得到180度的图像，由于发动机尾部具有左右对称性，即可通过翻转获得360度的轮廓图像，检测方便，计算简单。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置，在发动机尾部侧面的相对位置设有激光发射头，在发动机尾部侧后斜上方和斜下方的相对位置分别设有CCD摄像机；

进一步地，还包括有计算机、脉冲发生器、线阵半导体激光器和调制器，计算机的控制输出通过延时电路连接CCD摄像机，计算机的控制输出还与脉冲发生器相连，脉冲发生器的输出分别与CCD摄像机和线阵半导体激光器相连，线阵半导体激光器发射的线激光阵进入调制器进行光强调制，经过调制器调制后的线激光阵通过激光发射头垂直照明到发动机尾部侧面，CCD摄像机捕获发动机尾部线阵轮廓图，并将获得的图像通过图像采集卡上传至计算机。

进一步地，所述的激光发射头共面，CCD摄像机共面，且激光发射头平面与CCD摄像机平面平行。

进一步地，为避免CCD摄像机呈饱和，在强直射光源的照射下，在CCD摄像机前须加光学衰减片和光学滤波片，以减弱进入CCD摄像机的光强和消除背景光，但是通过滤波片并不能完全消除强烈的背景光，火焰图像依然过强，可用激光锁定成像从强光中获取轮廓图。线阵半导体激光器受到计算机发出的数字脉冲信号，目标散射进入CCD摄像机焦平面阵列的光强是确定频率的正弦变化的信号，相应的灰度信号也是正弦变化的，背景光则不一样，相应的灰度信号变化规律是不确定的。在调制频率的一个周期内取若干幅图像，和存贮于计算机内存中的正弦信号进行乘法和低通滤波器运算，将背景光的灰度滤除，只保留激光灰度信号。由于乘法和低通滤波器过程是锁相环中的鉴相过程，所以称为激光锁定成像。通过激光锁定成像，只有激光照明的区域的灰度信号得以保留，背景光(包括探测器暗电流)被完全滤除。

因为本发明应用于飞机发动机监测中，由于检测面积过大，喷管喷口处温度高,环境温度约60～200℃、气流温度接近2000K，尾喷管排气速度快，尾喷流发光强度大、且热态喷管处于运动(收缩、扩张运动和轴向移动)状态，需要在原有的技术基础上做一些改进：将线阵半导体激光器的功率从100mW增加到1W；将线激光设置为线激光阵，以覆盖发动机喷管的动态变化范围；使用曝光时间为1ms高速相机；采用一定的水循环降温措施保护设备。

本发明的基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量方法，包括以下步骤：

S1：利用三角测量原理，事先获得特征点在CCD摄像机成像的图像，即图像坐标系的关系，再利用特征点在世界坐标系中的位置关系，求出世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式；

S2：获取图像，打开线阵半导体激光器，两个CCD摄像机分别捕获图像，CCD摄像机获得的图像包括尾部火焰图和轮廓图；

S3：消除背景光，采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图：在调制频率的一个周期内取若干幅图像，和存贮在计算机中的正弦信号进行乘法和低通滤波器运算，将背景光的灰度滤除，只保留激光灰度信号，得到发动机尾部轮廓图像；

S4：图像预处理，对S3得到的发动机尾部轮廓图像进行滤波、平滑和细化处理，得到单像素轮廓图像；

S5：轮廓校正，利用世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式，由激光光带图像坐标系统反推世界坐标系统的坐标图像，从而获得被测物体的三维信息；

S6：图像融合，将两个CCD摄像机获得的图像进行融合，即得飞机发动机尾部180度轮廓。

进一步地，所述的步骤S3中消除背景光的具体过程包括以下子步骤：

S31：设CCD摄像机所采集的连续图像的灰度信号函数为：

G(m)＝G_B(m)+G_L(m) (1)

其中，G_B(m)为目标所散射的背景光的图像灰度，G_L(m)为目标所散射的激光的图像灰度；

对于正弦调制激光，有：

G_L(m)＝G_L0(1+ξsin(ωΔtm+φ)) (2)

其中，G_L0和φ为常数，ξ表示调制度，ω表示调制角频率，Δt为两幅图像之间的时间差；

S32：进行乘法运算：

设：G_B(m)是慢变化，经过积分后：

经过以上处理复杂背景灰度G_M(m)被滤除，背景光灰度消失了，仅剩下目标散射激光灰度信号。

本发明的有益效果是：

1、采用上下线阵激光垂直照明发动机尾部侧面，两个CCD摄像机分别安装在尾部侧后斜上方和斜下方，部分视场捕获发动机尾部线阵轮廓图和视场捕获尾部火焰，轮廓图用于监测发动机尾部三维轮廓，尾部火焰用于诊断可能出现的火花，从尾焰图像和尾部轮廓变化两个方面来研究发动机的工作情况，增加了检测的可靠性；

2、采用线激光阵照射发动机尾部，能够覆盖发动机喷管的动态变化范围，提高测量的准确性；

3、采用在CCD摄像机前设置光学衰减片和光学滤波片，减弱进入CCD摄像机的光强和消除背景光，对CCD摄像机获得的图像采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图像，将上下两部分轮廓图像进行融合得到180度的图像，由于发动机尾部具有左右对称性，即可通过翻转获得360度的轮廓图像，检测方便，计算简单，同时还能降低器械成本；

4、采用将激光功率从100mW增加到1W，将线激光设置为线阵，使用曝光时间为1ms高速摄像机和采用一定的水循环降温措施保护设备等操作，能够适应较高、和检测面积大的温度环境，提高检测精确度；

5、本发明的测量方法不仅可以用于飞机发动机的检测，还可以用于其他飞行器发动机的检测，有很好的适用性。

附图说明

图1为本发明的测量装置结构示意图；

图2为本发明的测量装置安装示意图；

图3为本发明的世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系示意图；

图4为本发明的图像融合过程示意图。

具体实施方式

对于发动机尾部强烈的背景光的干扰，我们利用了激光锁定成像技术。锁定成像的基本原理是广泛用于锁相环中的弱信号检测原理，包括乘法和低通滤波两个过程。对于数字图像的锁定成像，乘法和低通滤波则变成数字乘法和数字低通滤波运算，均可用软件实现。锁定成像一般能够将低于噪声200多倍的微弱图像信号提取出来；而光学滤波器可以将大约90％的背景光滤除。将光学滤波和数字锁定成像两者结合的图像获取技术称为激光锁定成像技术。此技术具有无可比拟的抑制背景光能力。实验表明，在背景光比目标散射激光强度大104倍的情况下，激光锁定成像能够获取目标散射的微弱激光信号，仅仅使用锁定成像或仅仅使用光学滤波都达不到这样高的性噪比。

基于机器视觉的飞机发动机尾部测量是采用调制的线阵激光从侧面照明发动机尾部，用两个图像传感器获取激光照明图像，每一个图像传感器视场覆盖部分轮廓图像，通过图像融合获得完整的轮廓图。

下面结合附图进一步说明本发明的技术方案，但本发明所保护的内容不局限于以下所述。

如图1、图2所示，基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量装置，在发动机尾部侧面的相对位置设有激光发射头，在发动机尾部侧后斜上方和斜下方的相对位置分别设有CCD摄像机；

进一步地，还包括有计算机、脉冲发生器、线阵半导体激光器和调制器，计算机的控制输出通过延时电路连接CCD摄像机，计算机的控制输出还与脉冲发生器相连，脉冲发生器的输出分别与CCD摄像机和线阵半导体激光器相连，线阵半导体激光器发射的线激光阵进入调制器进行光强调制，经过调制器调制后的线激光阵通过激光发射头垂直照明到发动机尾部侧面，CCD摄像机捕获发动机尾部线阵轮廓图，并将获得的图像通过图像采集卡上传至计算机。

进一步地，所述的激光发射头共面，CCD摄像机共面，且激光发射头平面与CCD摄像机平面平行。

进一步地，为避免CCD摄像机呈饱和，在强直射光源的照射下，在CCD摄像机前须加光学衰减片和光学滤波片，以减弱进入CCD摄像机的光强和消除背景光，但是通过滤波片并不能完全消除强烈的背景光，火焰图像依然过强，可用激光锁定成像从强光中获取轮廓图。线阵半导体激光器受到计算机发出的数字脉冲信号，目标散射进入CCD摄像机焦平面阵列的光强是确定频率的正弦变化的信号，相应的灰度信号也是正弦变化的，背景光则不一样，相应的灰度信号变化规律是不确定的。在调制频率的一个周期内取若干幅图像，和存贮于计算机内存中的正弦信号进行乘法和低通滤波器运算，将背景光的灰度滤除，只保留激光灰度信号。由于乘法和低通滤波器过程是锁相环中的鉴相过程，所以称为激光锁定成像。通过激光锁定成像，只有激光照明的区域的灰度信号得以保留，背景光(包括探测器暗电流)被完全滤除。

因为本发明应用于飞机发动机监测中，由于检测面积过大，喷管喷口处温度高,环境温度约60～200℃、气流温度接近2000K，尾喷管排气速度快，尾喷流发光强度大、且热态喷管处于运动(收缩、扩张运动和轴向移动)状态，需要在原有的技术基础上做一些改进：将线阵半导体激光器的功率从100mW增加到1W；将线激光设置为线激光阵，以覆盖发动机喷管的动态变化范围；使用曝光时间为1ms高速相机；采用一定的水循环降温措施保护设备。

本发明的基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量方法，包括以下步骤：

S1：利用三角测量原理，事先获得特征点在CCD摄像机成像的图像，即图像坐标系的关系，再利用特征点在世界坐标系中的位置关系，求出世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式；

S2：获取图像，打开线阵半导体激光器，两个CCD摄像机分别捕获图像，CCD摄像机获得的图像包括尾部火焰图和轮廓图；

S3：消除背景光，采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图：在调制频率的一个周期内取若干幅图像，和存贮在计算机中的正弦信号进行乘法和低通滤波器运算，将背景光的灰度滤除，只保留激光灰度信号，得到发动机尾部轮廓图像；

S4：图像预处理，对S3得到的发动机尾部轮廓图像进行滤波、平滑和细化处理，得到单像素轮廓图像；

S5：轮廓校正，利用世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式，由激光光带图像坐标系统反推世界坐标系统的坐标图像，从而获得被测物体的三维信息；

S6：图像融合，将两个CCD摄像机获得的图像进行融合，即得飞机发动机尾部180度轮廓。

发动机尾部轮廓的提取：两个CCD摄像机设置于发动机斜上、斜下两侧位置，上下两侧线激光阵垂直照射发动机尾部，激光辐照轮廓区域大约为180度(由于轮廓左右对称性，只测量一侧轮廓即可)。CCD摄像机光轴与激光轮廓有一个夹角(是一种三角测量方法)。因此每个图像传感器所获取的图像是畸变图像，需要对畸变图像进行标定校正。如图3所示，O_W-X_WY_WZ_W是以标定板平面空间建立起的世界坐标系，即测量范围坐标系，ZW轴是发动机中轴方向；O_C1-X_C1Y_C1Z_C1和O_C2-X_C2Y_C2Z_C2是两个CCD摄像机坐标系，O-u₁v₁和O-u₂v₂是图像坐标系，P点为标定板平面参考点，P1、P2分别对应两个摄像机的像素坐标点，P点经过刚体变换、镜头畸变、摄投影变换等光路变换才能在CCD平面成像，而整个光路变换是一个连续，对偶的过程，因此可以利用矩阵的知识，对整个光路变换矩阵进行有效的合并，便可获得简化后的变换矩阵，即图像坐标系和世界坐标系的映射关系。

线阵激光覆盖发动机尾部变化范围，每一个CCD摄像机所获得的图像包括尾部火焰图和部分轮廓图，将上下两部分图像融合起来，从而获得完整的轮廓图，如图4所示。

进一步地，所述的步骤S3中消除背景光的具体过程包括以下子步骤：

S31：设CCD摄像机所采集的连续图像的灰度信号函数为：

G(m)＝G_B(m)+G_L(m) (1)

其中，G_B(m)为目标所散射的背景光的图像灰度，G_L(m)为目标所散射的激光的图像灰度；

对于正弦调制激光，有：

G_L(m)＝G_L0(1+ξsin(ωΔtm+φ)) (2)

其中，G_L0和φ为常数，ξ表示调制度，ω表示调制角频率，Δt为两幅图像之间的时间差；

S32：进行乘法运算：

设：G_B(m)是慢变化，经过积分后：

经过以上处理复杂背景灰度G_M(m)被滤除，背景光灰度消失了，仅剩下目标散射激光灰度信号。

本发明从两个方面：尾焰图像和尾部轮廓变化，研究发动机的工作情况，增加了可靠性，发动机在工作时，尾喷管处于收缩或扩张状态，通过在线监测尾喷管的面积变化就可以分析发动机工作情况，而且尾焰的亮度与发动机推力有很大的关系，监测尾焰中的火花可以辅助分析发动机燃烧室燃烧情况，当尾焰中出现不应该出现的火花时，或者发动机尾部喷管处轮廓发生变化，可及时评估发动机性能的好坏，本发明将尾焰图像和尾部轮廓变化分析相结合可以更全面的反应发动机的工作性能。由于本发明的技术特点，基于机器视觉的飞机发动机尾部检测方法不仅可以用于飞机发动机的检测，还可以用于其他飞行器发动机的检测，有很好的适用性。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (2)

1.基于机器视觉的飞机发动机尾部轮廓测量方法，其特征在于，在发动机尾部侧面的相对位置设有激光发射头，在发动机尾部侧后斜上方和斜下方的相对位置分别设有CCD摄像机；进一步地，还包括有计算机、脉冲发生器、线阵半导体激光器和调制器，计算机的控制输出通过延时电路连接CCD摄像机，计算机的控制输出还与脉冲发生器相连，脉冲发生器的输出分别与CCD摄像机和线阵半导体激光器相连，线阵半导体激光器发射的线激光阵进入调制器进行光强调制，经过调制器调制后的线激光阵通过激光发射头垂直照明到发动机尾部侧面，CCD摄像机捕获发动机尾部线阵轮廓图，并将获得的图像通过图像采集卡上传至计算机；

测量方法具体包括以下步骤：

S1：利用三角测量原理，事先获得特征点在CCD摄像机成像的图像，即图像坐标系的关系，再利用特征点在世界坐标系中的位置关系，求出世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式；

S2：获取图像，打开线阵半导体激光器，两个CCD摄像机分别捕获图像，CCD摄像机获得的图像包括尾部火焰图和轮廓图；

S3：消除背景光，采用激光锁定成像从强光中获取轮廓图：在调制频率的一个周期内取若干幅图像，和存贮在计算机中的正弦信号进行乘法和低通滤波器运算，将背景光的灰度滤除，只保留激光灰度信号，得到发动机尾部轮廓图像；

S4：图像预处理，对S3得到的发动机尾部轮廓图像进行滤波、平滑和细化处理，得到单像素轮廓图像；

S5：轮廓校正，利用世界坐标系与图像坐标系之间的映射关系式，由激光光带图像坐标系统反推世界坐标系统的坐标图像，从而获得被测物体的三维信息；

S6：图像融合，将两个CCD摄像机获得的图像进行融合，即得飞机发动机尾部180度轮廓。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机尾部轮廓测量方法，其特征在于，所述的步骤S3中消除背景光的具体过程包括以下子步骤：

S31：设CCD摄像机所采集的连续图像的灰度信号函数为：

G(m)＝G_B(m)+G_L(m) (1)

其中，G_B(m)为目标所散射的背景光的图像灰度，G_L(m)为目标所散射的激光的图像灰度；

对于正弦调制激光，有：

G_L(m)＝G_L0(1+ξsin(ωΔtm+φ)) (2)

其中，G_L0和φ为常数，ξ表示调制度，ω表示调制角频率，Δt为两幅图像之间的时间差；

S32：进行乘法运算：

$\begin{array}{c}{G}_M\left(m\right)\∝\left(G_B\right(m)+G_{L0}(1+\mathrm{\ξ}\sin \left(wm\mathrm{\Δ}t+\mathrm{\φ}\right)\left)\right)\×\sin \left(wm\mathrm{\Δ}t\right)\\ =\left(G_B\right(m)+G_{L0})\sin \left(wm\mathrm{\Δ}t\right)+\frac{1}{2}{G}_{L0}\mathrm{\ξ}\left(\cos \right(\mathrm{\φ})+\cos (2wm\mathrm{\Δ}t+\mathrm{\φ}\left)\right)\end{array}---\left(3\right);$

设：G_B(m)是慢变化，经过积分后：

$G_I=\underset{m}{\Σ}{G}_M\left(m\right)\∝{\mathrm{\ξG}}_{L0}\left(cos\mathrm{\φ}\right)/2---\left(4\right)$

经过以上处理复杂背景灰度G_M(m)被滤除，背景光灰度消失了，仅剩下目标散射激光灰度信号。