北京航空航天大學(xué) 微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗 大作業(yè)

微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗航空科學(xué)與工程學(xué)院航空創(chuàng)新實踐基地1綜述1.1實驗?zāi)康?．掌握微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗的基本原理與方法2．掌握應(yīng)變、位移的測量方法，掌握加載的方法；3．掌握結(jié)構(gòu)有限元靜力分析與靜力試驗驗證的方法；4．熟悉飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范中對靜力試驗的要求；5．制定靜力試驗大綱。1.2實驗內(nèi)容1．測試翼梁截面尺寸相同的直機翼如錯誤！未找到引用源。所示，在其升力作用下的應(yīng)力、應(yīng)變和位移。2．將測試結(jié)果與結(jié)構(gòu)有限元靜力分析結(jié)果進行對比分析1.3實驗儀器、設(shè)備1．支持系統(tǒng)（承力頂棚、承力地坪、承力墻）2．加載系統(tǒng)3．應(yīng)變測試儀4．位移測試儀5．待測對象1.4實驗注意事項1．確保各部位連接安全可靠，尤其注意機翼根部和承力墻之間的連接。2．試驗前制定詳細而周密的試驗大綱，并組織評審。試驗時嚴格按照試驗大綱進行試驗。3．加載鋼絲上懸掛醒目標志物，以防止人員絆倒和損壞試驗件。4．出現(xiàn)異常和緊急情況，應(yīng)冷靜對待，立刻報告試驗指導(dǎo)教師。2建模計算模型與實驗分析仿真并制定加載方案根據(jù)附1中的實驗對象描述，對飛機機翼建立了氣動模型以及結(jié)構(gòu)有限元模型，并計算了氣動力。由于CFD模型（或其他方法）計算所得的氣動力數(shù)據(jù)是分布載荷，而實驗的加載方案需要集中載荷，所以需要對CFD模型的氣動力數(shù)據(jù)進行處理，將其轉(zhuǎn)化為分散的集中載荷。實驗加載點的位置已經(jīng)在附1中給定，在進行載荷轉(zhuǎn)換時，要將分布載荷轉(zhuǎn)換成制定加載點位置的集中載荷。在將分布載荷轉(zhuǎn)化為加載點位置的集中載荷時，需要保證以下三點：保證分布載荷的合力與集中載荷的合力相等；保證分布載荷的合力矩與集中載荷的合力矩相等；使各個截面上的分布載荷以及集中載荷所產(chǎn)生的合力矩與合力盡量相等。如上圖所示，左側(cè)為分布載荷情況（即CFD計算結(jié)果），右側(cè)為集中載荷情況（實驗加載方案）。將分布載荷轉(zhuǎn)化為集中載荷時應(yīng)當保證，找到一組F1、F2,使得右圖中sectionA以及sectionB兩個截面上的彎矩以及剪力與左圖保持一致。氣動力計算時，結(jié)合了附1之中的飛機數(shù)據(jù)（重量，飛行速度，翼形，過載等）。對機翼進行建模，進行氣動力計算使用了CFD軟件（fluent）進行了流場的模擬計算，求得了機翼的升力系數(shù)沿展向的分布，并結(jié)合矩形機翼的升力分布求得了需要乘的系數(shù)。之后用abaqus（梁單元）進行有限元建模，將氣動結(jié)果算出的數(shù)據(jù)導(dǎo)入到有限元模型中，通過鉸支邊界條件（鉸支處的豎直位移為0，但能傳遞彎矩）求得十個點的支反力，便得到了加載方案。模型參考圖如下：ContoursofContoursofSiafiicPressure(pascal)May12.2d14AMSYSFLUENT14Ogd,pbn氛Sk*)求得的加載方案

加載占八、、12345678910力/N18.5818.3017.8217.1216.1714.9413.34511.168.421.492.2結(jié)構(gòu)靜力分析將計算所得到氣動力通過有限元模型abaqus加載到機翼的結(jié)構(gòu)模型上，進行靜力分析。通過靜力分析，可以得到機翼結(jié)構(gòu)的應(yīng)力以及位移數(shù)據(jù)。重點關(guān)注了試驗中兩個測量點位置應(yīng)力應(yīng)變的分析結(jié)果，并做了記錄，以期與之后的實驗結(jié)果進行對比。導(dǎo)出的測量點A、B處的數(shù)據(jù)如下表測量點X軸Y軸Z軸總位移范式應(yīng)力A截面0.00000e+000-5?32622e-0040.00000e+000-1?33156e-56?8473003MPaB截面0.00000e+000-6.93761e-0030.00000e+0001?7344e-0012.14412MPa2.3根據(jù)加載方案進行實驗制定好加載方案后，根據(jù)實驗指導(dǎo)書上的流程進行實驗。測得兩個測量點位置的應(yīng)變位移的實驗數(shù)據(jù)。實驗對象描述

實驗所用機翼半展長為1500mm,共十根翼肋，每根翼肋間距為150mm。根部固支端（從固定銷末端算起）距第一根翼肋150mm。箭頭位置為應(yīng)變片測量點。機翼設(shè)計載荷狀態(tài)：全機重量為14kg，以90km/h速度平飛時，過載系數(shù)2.5。機翼翼形NACA4412。靜力實驗只進行直機翼翼梁測量，對于半展長直機翼，選取加載點分布如下圖所示。肋弦長350mm梁在弦向40%處即距翼肋前緣140mm處，加載點為翼梁前42mm，即距翼肋前緣98mm。機翼加載點分布圖實驗步驟1．將待測試驗件穩(wěn)固地安裝在承力墻上。2．連接好應(yīng)變片與應(yīng)變測試儀的連線。3．安裝好位移傳感器，并與測試點進行連接。4．選擇合適的加載方式，如選用重物加載則需要準備好不同質(zhì)量的加載重物，如選用螺旋加載則需要布置好分力杠桿及連線。5．連接好測試總線與計算機之間的接頭，啟動測試軟件并進行有關(guān)參數(shù)的設(shè)置。6．先進行預(yù)加載，用20-30%的使用載荷加載，以消除間隙和檢驗各部分是否正常。7．再進行正式加載試驗。先取預(yù)計最高載荷的5-10%為初始載荷，測量初始應(yīng)變和位移，然后按一確定的程序逐級、均勻、緩慢地加載，并逐次測量和記錄各個應(yīng)變測量點、位移測量點和載荷測量點的數(shù)據(jù)，同時仔細觀察試驗件。重復(fù)進行3次正式加載試驗。8．更換新的待測試驗件，重復(fù)1-7項內(nèi)容。2.4實驗數(shù)據(jù)處理（本人部分）靜力實驗數(shù)據(jù)處理實驗數(shù)據(jù)（E=69.6GPa）通道實驗數(shù)據(jù)對應(yīng)變量通道1（-45度）299.6473w1通道2（0度）729.8681u1通道3（45度）225.8414v1通道4（-45度）92.9742w2通道5（0度）201.9220u2通道6（45度）129.3447v2通道7（A點位移）4.4737mm通道8（B點位移）24.2474mm實驗數(shù)據(jù)處理運用材料力學(xué)公式通過求解三元一次方程組，可以解出：、、再將、、的值帶入下列方程組，可求得最大應(yīng)力。-]誤差公式：實驗數(shù)據(jù)理論數(shù)據(jù)理論數(shù)據(jù)即可求得各點的最大應(yīng)力值。用matlab編程求解如下：a1=0;a2=45;a3=135;u1=729.8681*10A-6;v1=225.8414*10A-6;w1=299.6473*10A-6;u2=201.9220*10A-6;v2=129.3447*10A-6;w2=92.9742*10A-6;[x1,y1,z1]=solve('0.5*(x1+y1)+0.5*cosd(2*a1)*(x1-y1)-0.5*sind(2*a1)*z1=u1','0.5*(x1+y1)+0.5*cosd(2*a2)*(x1-y1)-0.5*sind(2*a2)*z1=v1','0.5*(x1+y1)+0.5*cosd(2*a3)*(x1-y1)-0.5*sind(2*a3)*z1=w1');[x2,y2,z2]=solve('0.5*(x2+y2)+0.5*cosd(2*a1)*(x2-y2)-0.5*sind(2*a1)*z2=u2','0.5*(x2+y2)+0.5*cosd(2*a2)*(x2-y2)-0.5*sind(2*a2)*z2=v2','0.5*(x2+y2)+0.5*cosd(2*a3)*(x2-y2)-0.5*sind(2*a3)*z2=w2');Yingli1=69.6*10A9*0.5*(x1+y1+((x1-y1)A2+z1A2)A0.5);Yingli2=69.6*10A9*0.5*(x2+y2+((x2-y2)A2+z2A2)A0.5);Wucha1=(56847300-50900116)/56847300;Wucha2=(-12144100+14179320)/12144100;Wucha3=(4.4737-1.33156)/1.33156;Wucha4=(-17.344+24.2474)/17.344;若將數(shù)據(jù)直接帶入處理，可簡化為：[x1,y1,z1]=solve('0.5*(x1+y1)+0.5*1*(x1-y1)-0.5*0*z1=729.8681098*10A-6','0.5*(x1+y1)+0.5*0*(x1-y1)-0.5*1*z1=225.8413613*10A-6','0.5*(x1+y1)+0.5*0*(x1-y1)-0.5*(-1)*z1=299.6473066*10A-6');[x2,y2,z2]=solve('0.5*(x2+y2)+0.5*1*(x2-y2)-0.5*0*z2=201.9219869*10A-6','0.5*(x2+y2)+0.5*0*(x2-y2)-0.5*1*z2=129.3447486*10A-6','0.5*(x2+y2)+0.5*0*(x2-y2)-0.5*(-1)*z2=92.97422062*10A-6');Yingli1=69.6*10A9*0.5*(x1+y1+((x1-y1)A2+z1A2)A0.5);Yingli2=69.6*10A9*0.5*(x2+y2+((x2-y2)A2+z2A2)A0.5);Wucha1=(56847300-50900116)/56847300;Wucha2=(-12144100+14179320)/12144100;Wucha3=(4.4737-1.33156)/1.33156;Wucha4=(-17.344+24.2474)/17.344;計算結(jié)果Yingli1=50900116.825306623986232079958652(pa)Yingli2=14179320.531006491123558549245544(pa)得到數(shù)據(jù)結(jié)果為：計算結(jié)果與仿真結(jié)果表類別實驗結(jié)果仿真結(jié)果誤差A(yù)處應(yīng)力50900116pa56.8473MPa10.46%B處應(yīng)力14179320pa12.1441MPa16.76%A處位移4.4737mm1.33156mm235.97%B處位移24.2474mm17.344mm39.80%可以看出，A、B測點處的應(yīng)力誤差在20%以內(nèi)，符合較好，由于設(shè)備測量時的鋼體位移和振動，使得A、B測點處的位移誤差較大。2.5實驗結(jié)果分析對比實驗數(shù)據(jù)和理論數(shù)據(jù)，應(yīng)力值很相似，但是節(jié)點處的位移相差略大。這可能是因為實驗過程中翼梁有整體上下抖動，而影響位移傳感器的測量精度。另外，從數(shù)據(jù)對比也可以看出，位移靠近翼根處的A點的撓度較靠近翼尖的B點撓度小，但是應(yīng)力明顯較大，在機翼的設(shè)計過程中應(yīng)考慮到翼梁的撓曲與應(yīng)力的權(quán)衡，保證機翼各點處一定的剛度和強度。本次實驗較好地完成了對微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗，理論計算也較好地驗證了實驗數(shù)據(jù)的準確性。微小型飛行器動力系統(tǒng)綜合測試實驗報告1綜述1.1實驗?zāi)康?．掌握微小型飛行器動力系統(tǒng)拉力、扭矩、功率、耗油率、電流和轉(zhuǎn)速等參數(shù)的測量方法，掌握螺旋槳拉力、扭矩和需用功率等參數(shù)隨轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系；2．掌握內(nèi)燃機輸出功率和耗油率等參數(shù)隨螺旋槳參數(shù)及轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系，掌握電動機電流等參數(shù)隨螺旋槳參數(shù)及轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系；3．熟悉螺旋槳關(guān)鍵參數(shù)對螺旋槳性能的影響，熟悉發(fā)動機和螺旋槳的匹配關(guān)系；4．了解微型渦輪噴氣發(fā)動機推力等參數(shù)的測試。5．制定動力系統(tǒng)綜合測試試驗大綱。1.2實驗內(nèi)容1．測試同一螺旋槳的拉力、扭矩、需用功率隨轉(zhuǎn)速的變化趨勢。2．測試內(nèi)燃發(fā)動機和螺旋槳的匹配特性。3．測試電動機電流、功率隨螺旋槳參數(shù)和轉(zhuǎn)速的變化趨勢。注：2、3項試驗選做一項。1.3實驗儀器、設(shè)備1．微小型飛行器動力系統(tǒng)綜合測試平臺2．待測發(fā)動機、螺旋槳，燃油，及相關(guān)輔助設(shè)備3．電動機測試儀（或電壓表、電流表）微小型飛行器動力系統(tǒng)綜合測試平臺如下圖所示：該測試系統(tǒng)主要由①臺架主體、②油門伺服系統(tǒng)、③測試系統(tǒng)、④顯示系統(tǒng)幾部分組成。臺架主體用以安裝待測動力系統(tǒng)，采用搖床式結(jié)構(gòu)。油門伺服系統(tǒng)用以精確控制發(fā)動機油門，由步進電機、控制器、驅(qū)動器組成。測試系統(tǒng)能自動采集數(shù)據(jù)、自動處理數(shù)據(jù)、自動生成試驗報告，可以進行轉(zhuǎn)速、推力（拉力）、扭矩、耗油率等參數(shù)的測量。顯示系統(tǒng)由各傳感器對應(yīng)的二次儀表及伺服系統(tǒng)控制器組成，可以直觀地讀數(shù)，同時可以供計算機進行數(shù)據(jù)采集和處理。①④/I微小型飛行器動力系統(tǒng)綜合測試平臺和處理。①④/I微小型飛行器動力系統(tǒng)綜合測試平臺1.4實驗原理將發(fā)動機穩(wěn)固安裝在搖床式發(fā)動機試車臺上，使用力學(xué)、光學(xué)、電學(xué)等傳感器對動力系統(tǒng)的拉力、扭矩、轉(zhuǎn)速、耗油率、電流等參數(shù)進行測量，并通過計算機進行數(shù)據(jù)采集和處理。2試驗及結(jié)果分析2.1進行實驗1．選擇合適的轉(zhuǎn)接件，將待測發(fā)動機穩(wěn)固地安裝在試車臺上。2．將待測螺旋槳穩(wěn)固地安裝在待測發(fā)動機上。3．連接好拉力傳感器、扭矩傳感器、轉(zhuǎn)速傳感器、耗油率傳感器（可選）、伺服舵機（可選）的連線，如果進行電動機的測試還需要連接好專用測試儀或電壓表和電流表。4．連接好測試總線與計算機之間的接頭。5．插好各傳感器數(shù)據(jù)采集二次儀表的插頭并通電，將各儀表的數(shù)據(jù)清零。6．啟動測試軟件，并進行有關(guān)參數(shù)的設(shè)置。7．人員撤離螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面，啟動發(fā)動機，確保發(fā)動機能在高低速情況下均能穩(wěn)定工作。8．開始數(shù)據(jù)采集，將發(fā)動機的轉(zhuǎn)速從低速逐漸調(diào)至高速。反復(fù)測量三遍。9．更換新的螺旋槳，并仔細檢查螺旋槳