微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實驗大綱最終

1、微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實驗實驗大綱BY1305183 聶恒昌 BY1305176 王 乾 BY1305170 張 彌 ZY1305310 王 燕 SY1305408 王澤青ZY1305207 劉 睿1 實驗名稱微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實驗2 實驗依據(jù)微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實驗任務(wù)書微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實驗指導(dǎo)書3 實驗?zāi)康谋緦嶒灥膶嶒災(zāi)康娜缦拢篴) 掌握微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗的基本原理與方法；b) 掌握應(yīng)變、位移的測量方法，掌握加載的方法；c) 掌握結(jié)構(gòu)有限元靜力分析與靜力試驗驗證的方法；d) 熟悉飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范中對靜力試驗的要求；e) 制定靜力試驗大綱。4 實驗對象和測試項目4.1 實驗對象實驗

2、對象為飛機(jī)機(jī)翼，所用機(jī)翼半展長為1500mm，共十根翼肋，每根翼肋間距為150mm，如圖1所示。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(jī)翼設(shè)計載荷狀態(tài)：全機(jī)重量為14kg，以90km/h速度平飛時，過載系數(shù)2.5。機(jī)翼翼形NACA 4412。圖1 機(jī)翼示意圖翼粱的材料為鋁，彈性模量按鋁合金的E=69.6 GPa，其截面形狀如圖2所示。圖2 翼粱截面形狀本次靜力實驗機(jī)翼肋弦長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。4.2 測試項目根據(jù)4.1中的實驗對象描述，對飛機(jī)機(jī)翼建立氣動模型以及結(jié)構(gòu)有限元模型

3、，并計算氣動力。將計算所得到氣動力加載到機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型上，進(jìn)行靜力分析。重點關(guān)注試驗中兩個測量點位置應(yīng)力應(yīng)變的分析結(jié)果，并做記錄。5 實驗設(shè)備微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗平臺如圖3所示：該測試系統(tǒng)主要由1）支持系統(tǒng)、2）加載系統(tǒng)、3）應(yīng)變測試儀、4）位移測試儀和5）待測對象幾部分組成。支持系統(tǒng)用于安裝待測對象，包括承力頂棚、承力地坪、承力墻三部分，根據(jù)不同的支持方式可選擇其中的部分或全部用于支持待測對象。加載系統(tǒng)采用螺旋加載方式，加載機(jī)構(gòu)通過鋼絲繩和試驗對象相連接，也可以采用重物加載的方式。應(yīng)變測試儀采用DH3815N-2靜態(tài)應(yīng)變測試系統(tǒng)，提供1/4橋、半橋、全橋幾種測試方法。位移測試系統(tǒng)采用LX

4、W精密拉線位移測試系統(tǒng)。圖3 微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗平臺6 實驗方案設(shè)計6.1 氣動載荷計算在氣動分析前，首先要計算飛機(jī)達(dá)到2.5g過載時機(jī)翼所需的升力系數(shù)，此時飛機(jī)所受升力為重力的2.5倍。升力系數(shù)根據(jù)如下公式：其中：,在標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，此時， ，。得到升力系數(shù)為得到機(jī)翼的升力系數(shù)后，我們查閱資料找到了NACA 4412機(jī)翼翼型的升力系數(shù)，根據(jù)整機(jī)升力系數(shù)尋找翼型升力系數(shù)對應(yīng)的迎角進(jìn)行計算嘗試。6.2 氣動計算過程1. 利用翼型軟件導(dǎo)出翼型數(shù)據(jù)點利用NACA Aerofoil Sections軟件得到NACA 4412翼型如圖3所示，翼型數(shù)據(jù)點如表1所示。圖4 NACA4412 翼型表1 N

5、ACA 4412數(shù)據(jù)點11.0001670.001249210.009556-0.01256720.993470.003098220.032063-0.02142730.973540.008489230.066702-0.02675840.9408580.016977240.112383-0.02890350.8962250.027883250.167821-0.02839560.8407610.04037260.231595-0.02596170.7758830.053525270.302175-0.02248480.7032860.066419280.377926-0.01892290.6

6、249040.078157290.457988-0.01573100.5428640.087913300.539716-0.012349110.4594320.094964310.620581-0.009182120.3765890.098663320.698409-0.006532130.296130.097398330.771065-0.004521140.2214570.090914340.836521-0.003127150.1548970.07992350.892915-0.002238160.0984760.065517360.938616-0.001714170.0538250.

7、049047370.972277-0.001428180.022120.031897380.992891-0.00129190.0040830.015271390.999833-0.00124920002. CATIA軟件建立三維機(jī)翼模型使用CATIA安裝目錄下的command-GSD_PointSplineLoftFromExcel將翼型數(shù)據(jù)點導(dǎo)入CATIA中，建立機(jī)翼的三維模型如圖5。圖5 機(jī)翼三維模型3. ICEM繪制網(wǎng)格全流場網(wǎng)格如圖6所示。圖6 全流場網(wǎng)格機(jī)翼邊界層網(wǎng)格如圖7所示。圖7 機(jī)翼邊界層網(wǎng)格機(jī)翼表面網(wǎng)格如圖8所示。圖8 機(jī)翼表面網(wǎng)格網(wǎng)格總量約1,900,000。4. Flu

8、ent軟件計算估計升力系數(shù)為0.8539時，迎角大約7，因此計算6、7、8時的升力系數(shù)，如表2所示，因為此時機(jī)翼未失速，升力系數(shù)曲線保持線性（如圖9），根據(jù)已經(jīng)計算出的升力系數(shù)差值得到目標(biāo)升力系數(shù)對應(yīng)迎角大約6.73，再計算該迎角對應(yīng)的升力系數(shù)及升力分布，得到的結(jié)果和目標(biāo)過載非常接近。表2 不同迎角的升力系數(shù)、過載等參數(shù)角度/deg升力系數(shù)阻力系數(shù)升力/N阻力/Ny向過載60.80150.0654161.088713.15192.34666.730.85360.0718171.547614.42012.499070.87240.0742175.321914.91592.554080.93960

9、.0840188.833616.87762.7508圖9 機(jī)翼未失速時的升力系數(shù)6.73迎角對應(yīng)上表面壓力云圖（低壓區(qū)）如圖10所示。圖10 6.73迎角對應(yīng)下表面壓力云圖（高壓區(qū)）如圖11所示。圖11 6.73迎角對應(yīng)機(jī)翼對稱面處近壁區(qū)壓力云圖如圖12所示。圖12 最終得到展向升力分布圖如圖13所示。(1) (2)圖13注：圖1的縱坐標(biāo)為單位展長的升力，單位（N/m），圖2的縱坐標(biāo)為單位展長的升力系數(shù)（參考面積0.35m1m）。其中沿展向分布的升力數(shù)據(jù)如表3所示。表3 展向相對位置0.00330.10330.20330.30330.40330.50330.6033單位展長升力/N127.14

10、03126.8767126.2319125.1202123.4138120.9193117.2273展向相對位置0.70330.80330.90330.97000.99000.99701.0000單位展長升力/N111.5480102.280785.703465.270343.000021.27680.00006.2加載方案計算將fluent計算的分布載荷積分得到每一翼肋間距段的集中載荷為：編號集中載荷/N19.05127518.98314518.851407518.6400518.3249825編號集中載荷/N17.86099517.158147516.037152514.09880758.

11、81714685其中的編號對應(yīng)圖13中的位置。圖13由于試驗中只能在翼肋位置加載，因此再利用力和力矩等效的方法將每一段機(jī)翼的合力等效加載到該段機(jī)翼兩端的翼梁上，具體方法描述如下：X2X1FF1F2如上圖所示為一段機(jī)翼的前視圖。該段機(jī)翼升力的合力為F，若將它等價為兩端翼肋上的力F1，F(xiàn)2需要經(jīng)過如下公式計算：力的平衡：F=F1+F2力矩平衡：F1*（X1+X2）=F*X2經(jīng)過上述計算即可把每一段機(jī)翼上的升力合力分配到翼肋上，方便試驗加載。通過計算分配所得的加載方案如下圖、表所示。以翼根部前緣為坐標(biāo)原點。序號x坐標(biāo)（mm）y坐標(biāo)（mm）載荷大?。∟）10429.525637521504219.01

12、72133004218.9172762544504218.7259537556004218.4825162567504218.0929887579004217.50957125810504216.59765912004215.067981013504211.45797718111500424.4085734257 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(jìn)行連接。4) 選擇合適的加載方式，如選用重物加載則需要準(zhǔn)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(jī)之間的接頭，啟動測試軟件并進(jìn)行有關(guān)參數(shù)的設(shè)置。6) 先進(jìn)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(jìn)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(xì)觀察試驗件。重復(fù)進(jìn)行