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XTFLC 杯突和板料成形试验系统（板料成形极限测定)       XTDIC三维数字散斑全场应变测量分析系统

          FLC测量的系统原理

二、实验过程

XTFLC系统是在XTDIC系统的基础上，通过测量不同几何尺寸试件在标准实验下表面的极限应变进而建立成形极限图并显示输出。

成形极限图用于确定*的材料在受到拉伸、胀形或拉伸胀形结合时能够达到的变形程度，为评价板料成形性能以及改进成形工艺提供技术基础和实用判据。

标准实验测定成形极限图的方法是在实验室条件下，采用标准的实验设备，通过改变试件宽度和润滑条件，并基于网格应变分析、数字图像相关法测量等技术直接获得极限应变量，最后把这些点坐标注到表面应变坐标系中并连成适当的曲线，显微应变型号，以建立材料的FLD。这种方法可以获得较真实的成形极限图，是理论成形极限曲线的检验依据。

图  XTDIC系统软件界面

图  板料成形极限实验

图  板料成形极限实验的试件

当计算完成时，FLC就会显示在下图中：

图  FLC拟合结果显示

FLD相关理论参考:

根据不同的应变路径所进行的实验，可以确定从弹性阶段进入塑性阶段的各个界限。在应力空间中，将这些屈服应力点连接起来，就形成一个区分弹性和塑性的分界面，称为屈服面。应力点 σij在屈服面内时，复合材料显微应变，材料处于弹性状态；应力点 σij位于此屈服面上时，显微应变厂家，材料发生屈服。描述这个屈服面的数学表达式称为屈

板成形较本质的问题是外力作用下材料的塑性屈服及随后的流动过程中的失稳，而影响板成形过程顺利进行的醉大障碍是板料的失稳，判断失稳发生与否需要相关的失稳判据。因此，通过研究板料塑性变形的材料屈服、强化及流动法则等力学规律，可以为其失稳判据的确定提供理论依据。

等

飞机结构件运动特性的动态视觉测量系统

大型飞机机翼空中三维全场变形检测数据

1 引言

在现代飞机性能测试中，飞机及其结构件的运动分析绝大多数都是基于理论模拟或者风洞实验来进行的。然而，显微应变，在实际飞行中，飞机的变形和应变情况复杂多变，尤其是机翼的起伏变形、舱门的开闭轨迹、起落架的伸展姿态等，这些直接影响飞机在空中的安全性以及空气动力性能。因此，**速、高精度的在线测量方法，获取飞机飞行过程中的变形分布情况，对提高飞机可靠性和缩短飞机的研发测试周期具有重大意义。

视频测量模型变形VMD[1]，即在模型上粘贴标志点，采用一个或多个相机同时拍摄模型表面标志点的变形视频图像，采用摄影测量技术和立体视觉技术，计算出每帧中标志点的三维坐标，从而获得每个标志点在受载时的位移和变形。从上世纪八十年代开始，美国NASA的风洞试验室就开始研究该技术，二十多年来一直进行改进和完善，并逐步应用于各种低速、高速、**高速风洞模型的变形测量和姿态测量[2-8]。

本系统的开发涉及到以下关键技术：首先，相机标定是确定其内参数的过程，其精度直接影响到较终的测量结果。本文使用一种基于近景摄影测量理论的柔性自标定方法[13]，该方法不要求高精度的标定板，只需在刚性标定板上任意的放置多个标志点就可准确**定出相机的内外参数。其次，在飞行状态下，机载相机的抖动需要予以消除或补偿。本文使用了一种动态定位相机的方法来消除相机的抖动。再次，针对飞机运动轨迹和姿态的测量，王习文、赵立荣[14，15]等提出一系列基于经纬仪测量的方法，该类方法精度较差，采集速度有限制。本文基于单像空间后方交会理论，提出一种动态定位运动目标的方法，该方法能快速并准确地获得刚体的运动轨迹和姿态。

图 10 动态测量系统Fig.10 Dynamic Measurement System