基于中值濾波和參考點的風洞壓敏涂料試驗圖像處理技術(shù)

尚金奎 ,馬曉光

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院,沈陽 110034)

0 引 言

風洞壓敏涂料技術(shù) PSP(Pressure Sensitive Paint)利用光學技術(shù)實現(xiàn)風洞模型(試件)表面的壓力分布測量,它的基本原理是探針分子(壓敏涂料中的活性成份)的氧熒光猝滅效應(yīng)。它是一種“非介入式”的氣動試驗技術(shù),不需要對試件進行特別加工,對風洞流場不會產(chǎn)生影響,可以得到高品質(zhì)的試驗數(shù)據(jù),并且由于PSP技術(shù)采用大面積噴涂的作業(yè)方式,所以能夠獲取整個試件表面的連續(xù)壓力分布數(shù)據(jù)。

在航空航天技術(shù)發(fā)達的美國和俄羅斯(前蘇聯(lián))等國家,早在上世紀80～90年代,PSP技術(shù)就已經(jīng)取得了突破性進展,并應(yīng)用于型號風洞測壓試驗[2-3],在20世紀90年代末和21世紀初進一步發(fā)展達到了比較成熟的狀態(tài),開始了大規(guī)模的生產(chǎn)型應(yīng)用[4-6]。我國在這方面的研究雖然起步相對較晚,但是經(jīng)過不斷的努力,目前已經(jīng)初步具備了進行生產(chǎn)型應(yīng)用的能力[7-8]。

PSP技術(shù)獲取數(shù)據(jù)的處理和修正工作直接關(guān)系到試驗成敗和最終精度。國外相關(guān)方面的研究開展較早且深入,技術(shù)相對成熟[5,6,9]。相對而言,國內(nèi)數(shù)據(jù)處理手段和方式較為單一,目前國內(nèi)主要是通過校準箱獲取的校準曲線得到試件表面壓力分布。筆者提出了一種試驗圖像與中值濾波技術(shù)相結(jié)合的數(shù)據(jù)處理方法,在不使用校準箱的情況下得到試件表面的壓力(Cp值)分布。

1 基本知識

1.1 壓敏涂料相關(guān)知識

壓敏涂料是PSP技術(shù)中的核心部分,由活性層和基層組成,其中的活性層是由發(fā)光體(熒光探針分子)和基質(zhì)構(gòu)成,基質(zhì)除了能固定發(fā)光體外,要求具有較高的氣體透過性,對熒光探針分子的光吸收和發(fā)射無干擾,在較寬溫度范圍內(nèi)能夠彈性回復(fù)以及優(yōu)良的成膜性[7]。氧熒光猝滅效應(yīng)就發(fā)生在活性層中。

氧熒光猝滅效應(yīng)的強弱與環(huán)境中的氧分子濃度,探針分子激發(fā)態(tài)的本征壽命以及激發(fā)態(tài)猝滅速率有關(guān),通常可以用Stern-Volmer公式表述壓敏涂料氧熒光猝滅效應(yīng)的影響和氧分子濃度的關(guān)系[8]：

式中,I0和I分別表示無氧環(huán)境下和在氧濃度為[O2]環(huán)境下壓敏涂料的發(fā)光強度;kq表示雙分子碰撞猝滅速率常數(shù);τ0表示激發(fā)態(tài)的本征壽命;[O2]表示猝滅劑氧分子的濃度。

在風洞試驗中,要得到I0既不現(xiàn)實,也不可能,因此引入?yún)⒄展鈴?Iref,Iref不受氧猝滅的影響,同時氧氣濃度與壓力有正比關(guān)系,所以通常在風洞試驗中采用Stern-Volmer公式的另一種形式[10]

其中,Iref、Pref,表示在選定參照條件的溫度下,壓敏涂料的參照光強和參考壓力;A(T)和B(T),通常稱為Stern-Volmer系數(shù)。

在不考慮溫度影響,且采用壓力系數(shù)Cp=2(pp∞)/p∞的情況下,公式(2)可以寫成如下形式 ,

1.2 圖像中值濾波

一幅圖像的灰度值或亮度值可以看作一個二維函數(shù)f(x,y)[11],x,y分別表示圖像平面的橫坐標和縱坐標。一般情況下,信號在圖像中屬于低頻成份,噪聲在圖像中屬于高頻成份,所以可以利用它們之間特性的差異對圖像進行適當處理,消除或減少圖像中的噪聲。

減少圖像噪聲的方法在空間域中又稱為圖像的平滑空間濾波,圖像中值濾波就是其中的一種,它是典型的非線性低通濾波器。顧名思義,所謂圖像中值濾波就是將圖像中各點的值用其鄰域的中值代替,即,若用矩陣[xij]表示一幅數(shù)字化的圖像(i,j表示圖像像素坐標),W[xij]表示對圖像[xij]中的點 xij做窗口操作,med(W[xij])表示對窗口內(nèi)的所有點取中值,用[yij]表示經(jīng)中值濾波后的圖像,那么[12]

由于圖像中值濾波能夠有效的去除圖像中的噪聲,并且能夠克服線性濾波對圖像造成的模糊,所以得到了廣泛的應(yīng)用。

2 試驗圖像的處理

試驗采用的試件是半翼展機翼模型,試驗馬赫數(shù)為0.8,迎角為12°,試驗采用的CCD相機分辨率為512×512,12位灰度等級。

在半翼展試件上表面共9行測壓孔,可以通過常規(guī)測壓技術(shù)獲得測壓孔當?shù)氐腃p值,其中靠近翼根的為第一行,共10個測壓孔,其余測壓孔個數(shù)沿翼展方向依次為 9、8 、8、7 、6、6、5、3,靠近前緣的測壓孔為每行測壓孔中的第一個,靠近后緣的為最后一個。試件表面除測壓孔外,還有標志點,標志點在進行多幅圖像配準時使用。試件原始光強比圖像和MATLAB中值濾波后的圖像如圖1、2所示。

圖1 半翼展原光強比灰度圖像Fig.1 Original light intensity ratio image

圖2 濾波后的光強比圖像Fig.2 Filtered light intensity ratio image

在圖1中,試驗獲得的光強比圖像中存在測壓孔(如圖中以紅色菱形框框定的位置)和標志點(如圖中以藍色圓形圈定的位置),這兩種位置點在參考圖像和試驗圖像中均應(yīng)表現(xiàn)為黑色(像素灰度值為0,即沒有熒光產(chǎn)生),但由于干擾和噪聲的存在,在表現(xiàn)為光強比(試驗圖像和參考圖像光強之比)的圖1中測壓孔和標志點處本身像素灰度值波動很大,與其鄰域灰度值差別也很大,這與其周圍信號像素灰度值變化比較平緩的特點形成了鮮明的對比。并且由于測壓孔占用像素較少,距離測壓孔1～2個像素的點其灰度與周圍像素有較大差異,但距離為2～3個像素的地方,其鄰域像素受到的干擾較小,所以能夠?qū)⑵淇醋鲌D像噪聲,從而可以應(yīng)用圖像濾波的方法將測壓孔所呈現(xiàn)的噪聲在圖像上濾除,恢復(fù)測壓孔處的光強比數(shù)據(jù)。

圖3 圖像橫坐標x-Cp值關(guān)系曲線圖Fig.3 x-Cprelational graphs

為了得到PSP圖像中測壓孔處的光強比數(shù)據(jù),結(jié)合測壓孔處像素灰度值的變化特點,采用的濾波器為5×5的空心中值濾波器。為了盡量獲得最接近真實的數(shù)據(jù),在計算式(3)中系數(shù)m和n時,應(yīng)該小心的選取參考點,可以根據(jù)試件的空氣動力學特性知識以及風洞試驗的經(jīng)驗積累在風洞試驗前事先確定,也可以在試驗完成后通過分析PSP光強比圖像確定。本文選取的參考點是圖1中由菱形框框定的3個測壓孔。

濾波后的光強比圖像見圖2,從圖2中可以看到空心中值濾波很好地去除了測壓孔處的"噪聲",對標志點處灰度值也有一定的"恢復(fù)"作用,并且試件邊緣及其構(gòu)件邊緣以及光強比數(shù)據(jù)發(fā)生較大變化形成的邊界被較好地保留了下來。

3 試驗結(jié)果與分析

以圖1中所示的3個測壓孔為參考點,結(jié)合濾波后得到的參考點光強比數(shù)據(jù)和常規(guī)測壓技術(shù)實測Cp值,采用直線擬合方式得到的直線為

其中,m=6.1449,n=-5.2604。公式(5)就是光強比與Cp值關(guān)系曲線。

為了更加清晰的表示PSP試驗方法和常規(guī)測壓方法所得的Cp值之間的關(guān)系,下面列出了Cp值與圖像橫坐標曲線關(guān)系圖,見圖3。圖中PSP技術(shù)數(shù)據(jù)曲線是一行測壓孔中相鄰測壓孔之間連線所在位置的PSP Cp值與其所在位置橫坐標x形成的曲線。

圖3中,第1、2和3行測壓孔處PSP方法獲得的Cp值形成的曲線在測壓孔處與常規(guī)測壓方法所獲得的測壓孔處Cp值吻合較好。第4、5行測壓孔處,PSP方法獲得的Cp值在機翼前緣與常規(guī)測壓方法所獲得的數(shù)據(jù)相比明顯偏小,其中第4行第4個測壓孔附近PSP方法獲得的數(shù)據(jù)形成的曲線突然向上突起,與常規(guī)測壓方法獲得的Cp值形成較大的差值,在第5個測壓孔處兩種方法獲得的Cp值又很好的吻合,這個突起的存在不符合空氣動力學常識,從原始光強比圖像來看(圖1),此處,局部圖像灰度突然變小,形成了一個像素灰度相對不連續(xù)區(qū),由此可以推斷這一區(qū)域的原始光強比數(shù)據(jù)存在錯誤,而造成數(shù)據(jù)錯誤的原因可能是多方面的,比如壓敏涂料噴涂后的局部污染、局部區(qū)域壓敏涂料噴涂質(zhì)量較差以及不恰當?shù)膲好敉苛蠂娡亢筇幚淼取５?、7、8和9行測壓孔處,雖然在第6、7行測壓孔機翼前緣位置兩種方法的偏差相對于其后的其他位置較大,但整體來說這4行測壓孔處PSP數(shù)據(jù)與常規(guī)測壓方法測得的Cp值吻合較好。

從以上的分析中可以看出,除去個別錯誤的數(shù)據(jù)和局部的機翼前緣外,該方法處理所得的PSP數(shù)據(jù)與常規(guī)測壓方法能夠較好的吻合。至于局部機翼前緣位置偏離較大的原因則仍需要進行進一步的研究,采用校準箱校準曲線的方法獲得的PSP數(shù)據(jù)同樣存在這樣的問題。

4 結(jié)論與展望

目前,國內(nèi)通常采用校準箱校準曲線的方法得到試件壓力數(shù)據(jù)。筆者提出的方法結(jié)合傳統(tǒng)測壓孔得到的壓力數(shù)據(jù)和圖像中值濾波技術(shù)獲得試件表面的壓力分布,加入了風洞試驗中試件自身因素對試驗結(jié)果的影響,可以在一定程度上彌補校準箱方法的缺陷,提高試驗精度,具有較大的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景。

相對擁有先進航空技術(shù)的歐美等國家而言,PSP技術(shù)在我國發(fā)展還不夠成熟,存在大量有待解決的問題,需要進行更加深入的研究,但是PSP技術(shù)由于不需要對試件進行特別的加工,而且能夠獲得試件表面的壓力場數(shù)據(jù),具有天然的優(yōu)勢,是風洞試驗技術(shù)的發(fā)展方向之一,只有真正的掌握它才能適應(yīng)未來飛行器設(shè)計的需要,為未來飛行器的設(shè)計提供有力的支持。

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