風洞試驗中的視頻測量技術現(xiàn)狀與應用綜述

張征宇，黃敘輝，尹 疆，周 潤，李 多

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

風洞試驗中的視頻測量技術現(xiàn)狀與應用綜述

張征宇＊，黃敘輝，尹 疆，周 潤，李 多

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

視頻測量（Videogrammetric Measurement，VM）技術因其對試驗模型的設計制造無要求，受到國內外風洞試驗機構的青睞，本文綜述了國外航空航天強國的風洞試驗機構所掌握的VM技術，并分析了VM技術在我國高速暫沖風洞試驗中應用所面臨的問題，據(jù)此中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）提出了多相機動態(tài)標定與基于運動估計的序列圖像匹配技術，在暫沖高速風洞高噪聲（130dB左右）振動環(huán)境下，建立了高精度的模型位姿光學測量技術，2米量級高速風洞中的多個應用表明：視頻測量的精度高，已用于高速試驗模型的姿態(tài)與變形測量；另一方面，通過VM測量偏折位移場得到光束從攝影中心出發(fā)穿過擾流區(qū)的光程差，為氣動光學效應的研究與測量以及試驗模型的壁面流動顯示提供新的途徑，其光路簡單、無需使用價格昂貴的相干光源，因此具有巨大應用前景。

視頻測量；模型變形；姿態(tài)角；氣動光學；流動顯示；機器視覺；成像檢測

0 引 言

隨著2m超聲速風洞的建成投產，與2.4m跨聲速風洞一起構成了我國2m量級的高速氣動力試驗平臺。但隨著風洞口徑的增大，相應的模型尺寸和氣動載荷增大，試驗中模型及其支撐系統(tǒng)的彈性變形日益明顯。

以2m超聲速風洞為例，當名義迎角12°、Ma＝1.5時，J7標模的彈性角已高達2.42°［1］；又如2.4m跨聲速風洞試驗時模型承受的氣動載荷高達數(shù)噸，即使是高強度鋼制的機翼也會發(fā)生明顯彈性變形，而大量研究表明：轉捩、分離以及激波／邊界層干擾等復雜的流動現(xiàn)象對形狀變化非常敏感，模型形狀細微的變化可能導致氣動特性產生較大變化。因此，準確測量試驗模型的機翼扭轉和彎曲變形，掌握實測氣動數(shù)據(jù)與其試驗模型氣動外形間的對應關系，是高速風洞試驗數(shù)據(jù)實現(xiàn)模型彈性影響修正的前提［3－5］。

目前的風洞試驗模型位姿測量方式主要有：慣性測姿傳感器（如迎角傳感器）、激光光柵法、OPTOTRAK R光學測量技術和視頻測量（Videogrammetric Measurement，VM）技術等［1－13］。

NASA采用VM和OPTOTRAK R修正迎角傳感器信號，使其測量精度在±20°范圍內達到0.01°［1，2，6］，但迎角傳感器無法測量側滑角，且由于目前國內的高速生產風洞均為暫沖式風洞，運行時的模型振動較歐美的連續(xù)式風洞大，而且試驗模型的氣動布局、振動特性各異，致使迎角傳感器（包括其他慣性測姿傳感器）的振動補償技術開發(fā)困難、通用性差，同時，風洞試驗環(huán)境與慣性測姿傳感器的標定環(huán)境（尤其是溫度、氣動噪聲和振動等特性參數(shù)）不一致，也是造成其可靠性不高的另一個因素。

激光光柵法和OPTOTRAK R光學商用測量系統(tǒng)測量精度高，但需要在試驗模型上平齊嵌裝光柵傳感器或MARKER點，破壞模型的外形，而且還需在試驗模型上開孔布線為MARKER點供電，導致模型設計與制造困難，且造價高。另一方面，因OPTOTRAK R外形尺寸長達1m，3個線陣CCD間間距達0.45m，測量物體必須置于離OPTOTRAKR1.5m到6m以內，導致現(xiàn)有的高速風洞的觀察窗很難具備測量條件。

鑒于VM技術因其對試驗模型設計無特殊要求，受到國內外風洞試驗機構的青睞［1－13］，為此，本文綜述國內外VM技術的現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢，以及在風洞試驗中應用情況。

1 VM在國外的應用

美國蘭利研究中心（LaRC）從20世紀80年代就開始研究VM技術［4－5］，即用一個或多個相機同時拍攝試驗模型上粘貼標志點圖像，根據(jù)攝影測量和機器視覺技術原理［1－13］，計算出每一時刻的標志點的三維坐標，進而可獲得試驗模型在氣動載荷下的動力學參數(shù)。目前VM已逐步應用于各種低速、高速、超高速風洞的試驗模型變形測量和姿態(tài)測量等［4－5］。如圖1所示，2005年，LaRC因傳統(tǒng)的慣性測姿傳感器體積較大，無法在其31英寸10馬赫數(shù)風洞內使用，開發(fā)了雙相機的姿態(tài)角VM系統(tǒng)［2］。美國TDT和NTF等風洞都擁有VM測試技術，圖2為TDT開展HiLDA（High Lift－to－Drag）研究時，測得HiLDA半模的動態(tài)變形結果（26個測量點，采樣頻率60 Hz）［5］。

圖1 LaRC風洞模型姿態(tài)視頻測量系統(tǒng)Fig.1 VM system to measure model attitude in LaRC

圖2 TDT的VM系統(tǒng)Fig.2 VM in TDT

歐洲跨聲速風洞（ETW）迄今為止已開發(fā)了4代SPT（StereoPatternTracking）［3］，該系統(tǒng)采用VM技術原理，但更強調其動態(tài)測試能力，用于測量試驗模型的氣動力響應參數(shù)（包括變形、振動特性參數(shù)等）。SPT的彎曲實測誤差為±0.1mm，扭轉角誤差為±0.1°，主要使用兩種相機：一種相機的分辨率為1200萬像素，采樣頻率25Hz，用于靜態(tài)的高精度位姿參數(shù)測量；另一種分辨率為400萬像素，采樣頻率386Hz，因采樣頻率較高很適于識別氣動彈性相關的振動特性參數(shù)［3，8］，其圖像數(shù)據(jù)實時存儲能力高達：4MB×386＝1.544GB／S，顯示出高超的標記點動態(tài)追蹤匹配與三維坐標解算能力。2010年ETW加入了HIRENASD（High Reynolds Number Aero－Structural Dynamics）研究計劃［3，8］，采用SPT測得的機翼振動位移的分布如圖3與圖4所示；圖5為SPT測量高升力布局模型的主翼與副翼變形及主翼與副翼間的縫隙大小檢測［8］。

圖3 HIRENASD試驗模型Fig.3 HIRENASD test in ETW

圖4 翼尖隨q／E變化的扭轉變形數(shù)據(jù)Fig.4 q／Evariation on wing twist at wing tip

法國ONERA的S2MA風洞VM系統(tǒng)也擁有兩種相機：一種相機的分辨率為400萬像素，另一種分辨率為1000萬像素，其彎曲實測誤差為±0.5mm，扭轉角實測誤差為±0.03°。

圖5 高升力布局的主翼與副翼間隙測量及其與升力關系Fig.5 Measured gap of main wing and flap on lift for a high lift configuration

2 我國高速暫沖式風洞的VM關鍵技術

中國航空工業(yè)空氣動力研究院、中國航天空氣動力技術研究院和CARDC等風洞試驗機構也基于攝影測量／機器視覺技術，研發(fā)了VM系統(tǒng)。近五年來，CARDC己將視頻測量技術應用于2米量級高速風洞。

但因目前國內的高速生產風洞均為暫沖式風洞，運行時的模型振動較歐美的連續(xù)式風洞大，試驗段洞體振動導致視頻采集的相機位置與姿態(tài)角動態(tài)產生變化，使成熟的攝影測量（機器視覺）技術難以直接應用［1113］。為此CARDC提出了多相機動態(tài)標定與基于運動估計的序列圖像匹配技術，在暫沖高速風洞高噪聲（130dB左右）振動環(huán)境下建立了VM技術。

2.1 風洞試驗中的多相機動態(tài)標定

國外風洞普遍采用的相機標定方法［2－5］如圖6所示，該方法包含了確定相機位置與姿態(tài)的最小二乘法和確定相機畸變與焦距等參數(shù)的最優(yōu)化方法［4］，但其只能在風洞未吹風時標定靜態(tài)的相機參數(shù)，不能測得試驗段洞體振動所導致的相機位姿參數(shù)變化，尤其是臺階標定板尺寸超過1m后，其制造與維護費用劇增至十幾萬到幾十萬，因為這類臺階標定板要求其上標志點的坐標都要非常精確，并需要恒溫恒濕存放環(huán)境。

為此，如圖7所示，CARDC高速所通過照片上的已知控制點（試驗段底部編碼標記點），解算相機的位姿參數(shù)，再求得模型上待測點的三維坐標，進而計算出該照片上模型的位姿參數(shù)，在暫沖高速風洞高噪聲（130dB左右）振動環(huán)境下，建立了高精度模型位姿光學測量技術［11－12］，主要包括基于蒙特卡洛法的相機位姿解算和基于共面條件的相機非線性畸變自校正。

其中，基于蒙特卡洛法的相機位姿解算，根據(jù)攝影角度自動確定蒙特卡洛法的最佳搜索域，與光束平差法和蒙特卡洛法相比，本系統(tǒng)對相機位姿參數(shù)初始值精度依賴性弱：初始值相對誤差達6.387%時，解算相對誤差依然保持在6.62×10－8內［12］，提高了相機位置坐標與姿態(tài)角解算效果、效率與可靠性。

圖6 美國國家航空航天局（NASA）采用的標定塊Fig.6 Step calibration method presented by NASA

圖7 風洞試驗中的多相機動態(tài)標定Fig.7 Dynamic calibration of multi－cameras for wind on in CARDC

基于共面條件的測量相機非線性畸變自校正，則同時考慮了徑向畸變、偏心畸變和薄棱鏡畸變［14］，利用同名像點共面的原理，通過求解共面方程［14－15］可得到6個鏡頭畸變參數(shù)k1、k2、p1、p2、s1、s2和相機的位姿參數(shù)。CARDC 2.4m跨聲速風洞中的相機標定實驗結果表明：該方法可將標記點像點殘差從1.35× 10－3降至1.5575×10－4，提高了相機測量的精準度［14］。

文獻［13］通過對比實測結果表明：在CARDC 2.4m跨聲速風洞中，采用多相機動態(tài)標定方法后，試驗段底部的編碼點動態(tài)測量誤差從22.803 9mm～48.478 3mm之間降至0.027 2mm～0.638mm之間，說明在暫沖高速風洞高達130dB的噪聲振動環(huán)境下多相機動態(tài)標定方法可有效提高視頻測量的精準度。

2.2 基于運動估計的序列圖像匹配

對于給定的標記點，CARDC高速所利用前置時刻標記點的二維圖像坐標信息對其運動軌跡建模，通過該模型預計當前時刻該標記點的二維圖像坐標，再以估計結果為中心構建對應的匹配搜索域。圖8以方框區(qū)域標示了待測點匹配搜索域的獲取示意圖，其中pi－1為待測點在ti－1時刻的位置，pi為待測點在ti時刻的位置，＾pi為前面時刻的運動信息對其在ti時刻的位置做出的估計，顯然，搜索域包含鄰域像素層數(shù)l2遠小于l1，即可大大提高海量時序圖像同名標記點的匹配效率；另一方面，為了盡可能減小試驗時噪聲／振動所致的標記點圖像坐標的擾動，提高標記點運動軌跡預測的精度，本技術在進行線性插值前，用節(jié)點局部均值代替節(jié)點本身函數(shù)值，建立的節(jié)點函數(shù)值fn（x）的局部均值計算式：

式中k為計算局部均值的相鄰節(jié)點數(shù)。在數(shù)據(jù)起始段n＜k時，取k＝n。

圖8 基于運動估計的序列圖像匹配Fig.8 Image match principle based on motion evaluation

在2m超聲速風洞的某戰(zhàn)術彈風洞試驗中，采用該技術對VM左相機序列圖像中編碼標記為“11”的點的坐標進行全程測量，得到其運動軌跡如圖9所示，較傳統(tǒng)Lagrange插值預測待測點X軸運動軌跡結果，該技術預測的待測點X 軸運動軌跡與實測軌跡更吻合。

圖9 基于運動估計的標記點匹配效果Fig.9 Effects of points match with and without motion evaluation

3 VM在我國風洞中的應用

3.1 試驗模型姿態(tài)測量中的應用

試驗模型姿態(tài)參數(shù)的精確測量，是獲取高精度風洞試驗數(shù)據(jù)、準確預測飛行性能的前提與基礎（如失速點與最小阻力點對應的準確姿態(tài)參數(shù)是飛行器研制與改型的關鍵數(shù)據(jù)）［17］。中國航空工業(yè)空氣動力研究院從2004年就開始了模型姿態(tài)的視頻測量技術研究，并指出模型角度的視頻測量精密度可達0.01°，準確度可達0.015°［2］。最近，CARDC在2米超聲速風洞中的同期迎角視頻實測數(shù)據(jù)的標準差≤0.007 5°［16］，也證實了姿態(tài)角視頻測量的精準度高。

在型號試驗應用方面，因測壓試驗一般無法安裝測力天平，試驗中只能得到彎刀支撐機構的名義迎角，無法獲得模型及支桿因彈性變形引起的彈性角，使測壓數(shù)據(jù)對應的模型實際迎角出現(xiàn)嚴重偏差［1，16］。近年來，2米量級高速風洞進行的某飛機測壓試驗就明確提出高精度姿態(tài)角視頻測量的要求。

圖10為在2.4m跨聲速風洞中某飛機試驗模型迎角測量結果，圖11給出了VM與迎角傳感器迎角測值比較結果：兩種方法測得數(shù)據(jù)吻合良好，都完整地記錄了每個階梯內迎角的波動過程，其中，迎角傳感器測值是經(jīng)過1Hz低通濾波后的數(shù)據(jù)。圖11顯示兩種方法測得模型迎角的最大偏差為0.033°，這是因為目前采用高精度數(shù)顯傾斜儀確定迎角傳感器和VM系統(tǒng)的俯仰方向基準，而高精度數(shù)顯傾斜儀精度為0.01°，這種準度上的誤差可通過采用更高精度的傾斜儀以系統(tǒng)誤差補償?shù)姆椒ń档汀?/p>

圖10 2.4m跨聲速風洞某測壓試驗模型迎角測量結果Fig.10 Angle of attack data measured in 2.4mtransonic wind tunnel

圖11 與迎角傳感器測值比較（階梯8）Fig.11 Comparison of angle of attack data used VM and attack sensor

圖12 2m超風洞某模型迎角與側滑角實測數(shù)據(jù)（階梯9）Fig.12 Angles of attack and sideslip measured in 2msupersonic wind tunnel testing（step9）

圖12為2m超聲速風洞某測力測壓模型的迎角與側滑角視頻測量結果。

圖13 標記點在艙門上的位置與編號Fig.13 Mark points on the full size embedded door

3.2 模型變形測量中的應用

在CARDC2.4m跨聲速風洞，采用VM測量全尺寸彈艙艙門變形的16個標記點位置如圖13所示，標記點Z坐標變形量如圖14所示。文獻［16］在馬赫數(shù)1.4時，開展了四次全尺寸內埋彈艙艙門動態(tài)變形測量的重復性實驗，1號測量點四次變形測量數(shù)據(jù)的標準差為0.082mm，表明動態(tài)變形的視頻測量精度高。

圖14 標記點Z坐標變形量與標記點位置關系Fig.14 Displacements of mark points along Zdirection

2015年，CARDC將VM用于2.4m跨聲速風洞的靜彈性試驗，該試驗模型如圖15所示，測得彎曲變形如圖16所示，迎角沿翼展向的變化規(guī)律如圖16所示，其中470次車Ma＝0.74，471次車Ma＝0.74、增壓至169kPa，472次車Ma＝0.74、增壓至206kPa，473次車Ma＝0.6、增壓至278kPa，474次車Ma＝0.82，475次車Ma＝0.82、增壓至182kPa，476次車Ma＝0.82、增壓至215kPa，477次車Ma＝0.74、增壓至244kPa，478次車Ma＝0.6。

CARDC建立了基于CFD的試驗模型彈性影響計算方法［17］，該方法利用VM系統(tǒng)測得模型在氣動載荷作用下的彎／扭變形分布數(shù)據(jù)，驅動模型表面網(wǎng)格運動，得到試驗模型變形后的表面計算網(wǎng)格，通過CFD技術計算變形前后網(wǎng)格外形下的氣動力，量化模型變形前后對模型氣動特性的影響大小，圖18為2.4m跨聲速風洞中某連接翼大展弦比無人機模型變形的視頻測量結果，圖19為該大展弦比無人機模型的彈性變形影響計算結果。如圖19所示，模型變形對升力系數(shù)影響最大發(fā)生在升力線性變化的最大迎角附近，模型變形對阻力系數(shù)影響最大發(fā)生在失速迎角附近，模型靜彈性變形對氣動力的最大影響量遠遠超出風洞測力實驗的精度指標，因此開展風洞模型靜彈性變形影響研究與修正是十分必要的［17］。

圖15 2.4米跨聲速風洞的某機翼的靜彈性試驗模型Fig.15 A static Aero－elastic model in 2.4mtransonic wind tunnel

圖16 彎曲變形Fig.16 Zdeformation variation on wingspan

圖17 沿翼展向的迎角分布Fig.17 Angle of attack variation on wingspan

圖18 連接翼模型變形測量結果Fig.18 Deformation of jointed wing model in wind tunnel testing

3.3 氣動光學波前畸變場的視頻測量

目前，波前畸變場的測量方法有：紋影和陰影方法，干涉測量方法以及波面?zhèn)鞲衅骱捅尘凹y影（BOS）方法［18－26］。其中，波面?zhèn)鞲衅鞯目臻g分辨率一直受限于微透鏡板的尺寸以及CCD的大小，整套系統(tǒng)包括激光源、平行光學組件、縮放光束孔徑的可伸縮光學器件等，十分昂貴［22］；高分辨率的干涉系統(tǒng)十分昂貴、易受環(huán)境干擾且后處理算法復雜，以全息雙光路干涉技術為例，若兩次曝光間有振動或相位變化都會在全息干涉圖上表現(xiàn)出來，將出現(xiàn)黑條紋或反相情況的全息圖（很難進行準確的判讀和處理）［21，22］；背景紋影（BOS）具有測量光路簡單，已用于波前畸變場測量［5，9］，國外也有用相機以森林為背景測量直升飛機旋翼繞流密度場的報道［19－21］，被認為是具有巨大應用前景的一種波前畸變場測量技術。但目前的BOS方法采用基于圖像互相關性分析的PIV方法求取偏移量，該方法不能處理具有空間周期性結構的背景［1921］，另一方面，若圖像互相關窗口選擇過小將得不到正確偏移量，而窗口選擇過大，又會降低偏移量的精度［23，24］，尤其是當流動變化劇烈時，如光束穿過超聲速激波時，背景點的偏折位移很大，PIV方法求取偏移量則會因圖像變化劇烈而失敗。CARDC采用VM技術建立相機與高密度圓點的空間位置關系，將高密度圓點的偏折位移場測量值轉化為光束從攝影中心出發(fā)穿過擾流區(qū)到圓點的光程差［23，24］。

圖19 基于CFD的模型變形影響修正Fig.19 Comparison of aerodynamic forces with and without deformation based on CFD

圖20 光束折射示意圖Fig.20 Principle of a beam refraction

如圖20所示，按照氣動光學波面畸變原理與光線追跡理論［18］，光線穿過擾流產生的折射角為：

式中n為折射率，則光程（OPL）為：

有：

即，光線穿過流場總偏折角與光程的梯度直接相關。因氣動光學應用中，偏折角和通過介質總光程比較小，可近似認為ds＝dz，則：

故，通過計算偏折角即可得到氣動光學波前畸變參數(shù)（光程差）如圖20所示，光線偏折角為沿光線路徑折射率梯度的積分，有：

式中密度梯度區(qū)域ΔZDZD。由于：

式中Δy′為無空間坐標位移量，Δy為像空間位移量；ZB為鏡頭與圓點平面的距離，f為像平面到鏡頭的距離即焦距，則：

圖21 Zernike多項式重構的光程差云圖（169階）Fig.21 OPD reconstructed by Zernike polynomials

即可通過測量圖19上每個圓點的位移，獲得氣動光學的波前畸變。在2m超聲速風洞開展了某跨大氣層飛行器風洞模型的氣動光學波前畸變場測量，馬赫數(shù)為3.0下的光程差測量數(shù)據(jù)與Zernike多項式重構的光程差云圖如圖21和圖22所示［23－24］。

圖23為采用本文技術測得的5張時序蠟燭火焰氣流的光偏轉位移矢量場圖。

圖22 圖21（a）光程差三維顯示圖Fig.22 Three－Dimensional OPD of Fig.21（a）

圖23 蠟燭火焰氣流的光偏轉位移矢量圖Fig.23 Displacement field of 5sequential images for a candle flame

3.4 油流試驗中的嘗試應用

近期在CARDC 2.4m跨聲速風洞中的油流試驗中，開展了視頻測量與光流法［25］相結合的研究，探索試驗模型的壁面油流流動顯示方法，圖24為2.4m跨聲速風洞的某次油流試驗，圖25為圖24中翼尖處黑色方框圍成區(qū)域間隔1／60s采集的2幅時序圖，圖26為解得的黑色方框區(qū)域內油流速度矢量場與速度云圖。

圖24 2.4m跨聲速風洞某油流試驗Fig.24 Oil flow test in 2.4mtransonic wind tunnel

圖25 黑色方框圍成區(qū)域的2幅時序圖Fig.25 Two sequential images of the black rectangle in fig.24

圖26 速度矢量場與速度云圖Fig.26 Velocity field and its cloud chart in black rectangle in fig.24

4 結 論

風洞試驗中的VM技術利用光學成像技術無干擾測量試驗模型在氣動載荷下的姿態(tài)、變形量，實現(xiàn)彈性角修正與模型變形的影響修正，可為現(xiàn)代飛行器的精益設計提供高精準度的風洞試驗數(shù)據(jù)；另一方面，通過測量光束從攝影中心出發(fā)穿過擾流區(qū)到人工標記的偏折位移場，進而解算光束穿過擾流區(qū)的光程差，定量試驗模型繞流導致的氣動光學效應，可為超聲速巡航彈、超高速反艦導彈等型號的紅外成像精確制導設備和上升段反導用途的機載激光武器亟需氣動光學風洞試驗技術提供了一條新途徑。

此外，通過視頻測量偏折位移場和試驗模型壁面流動介質位移場，可為研究人員發(fā)現(xiàn)新的流動現(xiàn)象、形成飛行器設計新概念提供了新的手段。

因此，風洞試驗中的VM技術具有巨大應用前景。

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Research status and application of videogrammetric measurement techniques for wind tunnel testing

Zhang Zhengyu＊，Huang Xuhui，Yin Jiang，Zhou Run，Li Duo

（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang，Sichuan 621000，China）

Videogrammetric measurement（VM）becomes a focus technique at home and abroad because of its no special requirements on the test model and its non－contact way for wind tunnel testing.VM techniques and their applications for wind tunnel testing in highly developed institutes abroad are firstly introduced in detail，and some problems about the VM used in high speed intermittent wind tunnels at home are analyzed.Dynamic calibration for multi－cameras and sequential images matching technique for the mark points based on motion evaluation are developed in CARDC in order to achieve the high precision pose measurement in noise（about 130dB）／vibration environment.The potential application prospects of VM have been demonstrated by several preliminary testing cases in a 2meter supersonic tunnel tests and a 2.4meter transonic tunnel，including angles of attack and sideslip measurement of test model，deformation of full size embedded door and a static aero－elastic test model，which shows the precision of VM is high.On the other hand，VM can be used to determine the optical path difference（OPD）by measuring the deviation displacement field induced by the beams from center of camera to the background points crossing the flow field，provides a new way to research and measure aero－optic effects and flow display at the surface of the testing model，which is simple and needs no expensive coherent sources.

videogrammetry；model deformation；attitude；aero－optics；flow visualization；machine vision；imaging testing

O432.2

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0145

0258－1825（2016）01－0070－10

2015－08－10；

2015－09－07

國家自然科學基金（風洞動態(tài)試驗對象姿態(tài)的視頻測量及其運動規(guī)律建模，51475453；時變正交光偏折投影場定量視頻測量及其三維重建，11472297）

張征宇＊（1971－），男，河南信陽人，工學博士，研究員，研究方向：光學成像測量及其在風洞試驗中的應用.E－mail：zzyxjd＠163.com

張征宇，黃敘輝，尹疆，等.風洞試驗中的視頻測量技術現(xiàn)狀與應用綜述［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：70－79.

10.7638／kqdlxxb－2015.0145 Zhang Zhengyu，Huang Xuhui，Yin Jiang，et al.Research status and application of videogrammetric measurement techniques for wind tunnel testing［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：70－79.