微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實(shí)驗(yàn)大綱-最終

1、微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實(shí)驗(yàn)實(shí)驗(yàn)大綱BY1305183聶恒昌BY1305176 王乾BY1305170 張彌ZY1305310 王 燕SY1305408王澤青ZY1305207 劉睿1 實(shí)驗(yàn)名稱微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實(shí)驗(yàn)2 實(shí)驗(yàn)依據(jù)微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實(shí)驗(yàn)任務(wù)書微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力實(shí)驗(yàn)指導(dǎo)書3 實(shí)驗(yàn)?zāi)康谋緦?shí)驗(yàn)的實(shí)驗(yàn)?zāi)康娜缦拢篴）掌握微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)的基本原理與方法；b）掌握應(yīng)變、位移的測(cè)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(yàn)驗(yàn)證的方法；d）熟悉飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范中對(duì)靜力試驗(yàn)的要求；e）制定靜力試驗(yàn)大綱。4 實(shí)驗(yàn)對(duì)象和測(cè)試項(xiàng)目4.1實(shí)驗(yàn)對(duì)象實(shí)驗(yàn)對(duì)象為飛機(jī)機(jī)翼，所用機(jī)翼半展長(zhǎng)

2、為 1500m m,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(cè)量點(diǎn)。機(jī)翼設(shè)計(jì)載荷狀態(tài)：全機(jī)重量為14kg，以90km/h速度平飛時(shí)，過載系數(shù)。機(jī)翼翼形NACA 4412翼粱的材料為鋁，彈性模量按鋁合金的 E= GPa其截面形狀如圖2所示本次靜力實(shí)驗(yàn)機(jī)翼肋弦長(zhǎng)350mm，梁在弦向40%處即距翼肋前緣140mm處。 加載點(diǎn)為翼梁前42mm，即距翼肋前緣98mm。4.2測(cè)試項(xiàng)目根據(jù)中的實(shí)驗(yàn)對(duì)象描述，對(duì)飛機(jī)機(jī)翼建立氣動(dòng)模型以及結(jié)構(gòu)有限元模型， 并 計(jì)算氣動(dòng)力。將計(jì)算所得到氣動(dòng)力加載到機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型上， 進(jìn)行靜力分析。重

3、 點(diǎn)關(guān)注試驗(yàn)中兩個(gè)測(cè)量點(diǎn)位置應(yīng)力應(yīng)變的分析結(jié)果，并做記錄。5 實(shí)驗(yàn)設(shè)備微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)平臺(tái)如圖 3所示：該測(cè)試系統(tǒng)主要由1）支持系統(tǒng)、2）加載系統(tǒng)、3）應(yīng)變測(cè)試儀、4）位移 測(cè)試儀和5）待測(cè)對(duì)象幾部分組成。支持系統(tǒng)用于安裝待測(cè)對(duì)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(cè)對(duì)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(yàn)對(duì)象相連接， 也可以采用重物加載的方 式。應(yīng)變測(cè)試儀采用DH3815N-2靜態(tài)應(yīng)變測(cè)試系統(tǒng)，提供1/4橋、半橋、全橋幾 種測(cè)試方法。位移測(cè)試系統(tǒng)采用 LXW精密拉線位移測(cè)試系統(tǒng)。圖3微小型飛行器結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)平臺(tái)

4、6 實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)6.1氣動(dòng)載荷計(jì)算在氣動(dòng)分析前，首先要計(jì)算飛機(jī)達(dá)到過載時(shí)機(jī)翼所需的升力系數(shù)， 此時(shí)飛機(jī)所受升力為重力的倍。升力系數(shù)根據(jù)如下公式:2.5mg12 20v2?S?C其中：g2 29.80665m /s , m 14kg ,v 90km/ h 25m / s, S 0.525m在標(biāo) 準(zhǔn)大氣 壓下， 0 1.225kg /m3 ， 此時(shí)F0 101325.0 Pa ，R 287.0528 J/kg ?K， T0288.15 K， Ma 0.0735294， Re 599019。得到升力系數(shù)為Cl 0.853912381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

5、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(duì)應(yīng)的迎角進(jìn)行計(jì)算嘗試。6.2氣動(dòng)計(jì)算過程1. 利用翼型軟件導(dǎo)出翼型數(shù)據(jù)點(diǎn)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(diǎn)如表1所示。圖4 NACA4412翼型 表1 NACA 4412數(shù)據(jù)點(diǎn)121222323424525626727828929103011311232133314341535163617371838193920002. 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(diǎn)導(dǎo)入CATI

6、A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(chǎng)網(wǎng)格如圖6所示。圖6全流場(chǎng)網(wǎng)格機(jī)翼邊界層網(wǎng)格如圖7所示。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. Flue nt軟件計(jì)算估計(jì)升力系數(shù)為時(shí)，迎角大約7°因此計(jì)算6° 7° 8。時(shí)的升力系數(shù)，如表2所示，因?yàn)榇藭r(shí)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(jì)算出的升力系數(shù)差值得到目標(biāo)升力系數(shù)對(duì)應(yīng)迎角大約°,再計(jì)算該迎角對(duì)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/

7、N阻力/Ny向過載678T-升力系數(shù)曲絨迎角deg1 saOeHJDE a 3ao«*<Di-S.WTfriOiZ-7.33&*002圖9機(jī)翼未失速時(shí)的升力系數(shù)迎角對(duì)應(yīng)上表面壓力云圖（低壓區(qū)）如圖 10所示PnaSHUfB Cowui 甲-6 45?e*4Ml 丄血尸媲 KF即中媲 -2J71c<ai2 -3413fr*M2圖10'迎角對(duì)應(yīng)下表面壓力云圖（高壓區(qū)）如圖 11所示8 t71.5Me+<MZ 機(jī)呱伽 9 616* *KK 4*5?&*P0«1-2 f»*W2 -?1t*D02 -313t*Mrf-5E39&am

8、p;*DO2-561002 厝衛(wèi)加W-BO&5&UO?PP*I ir戶I圖11。迎角對(duì)應(yīng)機(jī)翼對(duì)稱面處近壁區(qū)壓力云圖如圖12所示Fnc&sijrt:嚴(yán) 2 42*0+0021 fiiir«*4d± 站 BI+B1 事爾Sag 3火伽 胡月心啲2-2.il 7e*OCI2 心如血-4.12 ?i=KKJ2 耳 34*002 -6.16+002 -? aia(i*£ii2 増偉屮0H2圖12最終得到展向升力分布圖如圖13所示。機(jī)翼展向卄丈I分布T- 機(jī)翼展向丹力分圖13注：圖1的縱坐標(biāo)為單位展長(zhǎng)的升力，單位（ N/m ），圖2的縱坐標(biāo)為單位展長(zhǎng)的

9、升力系數(shù)（參考面積 x 1n）o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(duì)位置單位展長(zhǎng)升力/N展向相對(duì)位置單位展長(zhǎng)升力/N加載方案計(jì)算將flue nt計(jì)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(hào)集中載荷/N編號(hào)集中載荷/N其中的編號(hào)對(duì)應(yīng)圖13中的位置-圖13由于試驗(yàn)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:F1F2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(jià)為兩端翼肋上的力F1, F2需要經(jīng)過如下公式計(jì)算:力的平衡：F=F1+F2 力矩平衡：F1*（ X1+X2 =F*X2經(jīng)過上述

10、計(jì)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(yàn)加 載。通過計(jì)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(diǎn)/I一X齒出4TjfJ11r序號(hào)x坐標(biāo)（mm）y坐標(biāo)（mm）載荷大?。∟）1042215042330042445042560042675042790042810504291200421013504271)2)3)4)5)6)7)8)9)81)2)3)4)11150042實(shí)驗(yàn)步驟將待測(cè)試驗(yàn)件穩(wěn)固地安裝在承力墻上。連接好應(yīng)變片與應(yīng)變測(cè)試儀的連線。安裝好位移傳感器，并與測(cè)試點(diǎn)進(jìn)行連接。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。連接好測(cè)試總線與計(jì)算機(jī)之間的接頭，啟動(dòng)測(cè)試軟件并進(jìn)行有關(guān)參數(shù)的設(shè)置。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(yàn)各部分是否正 常。再進(jìn)行正式加載試驗(yàn)。先取預(yù)計(jì)最高載荷的 5-10%為初始載荷，測(cè)量初始應(yīng) 變和位移，然后按確定的程序逐級(jí)、均勻、緩慢地加載，并逐次測(cè)量和記錄 各個(gè)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)、位移測(cè)量點(diǎn)和載荷測(cè)量點(diǎn)的數(shù)據(jù)，同時(shí)仔細(xì)觀察試驗(yàn)件。重復(fù)進(jìn)行3次正式加載試驗(yàn)。更換