微小型飞行器结构静力实验大纲设计-最终

微小型飞行器结构静力实验实验大纲BY1305183聂恒昌BY1305176 王乾BY1305170 弥ZY1305310 王燕SY1305408王泽青ZY1305207 睿1 实验名称微小型飞行器结构静力实验2 实验依据微小型飞行器结构静力实验任务书微小型飞行器结构静力实验指导书3 实验目的本实验的实验目的如下：a）掌握微小型飞行器结构静力试验的基本原理与方法；b）掌握应变、位移的测量方法，掌握加载的方法；c）掌握结构有限元静力分析与静力试验验证的方法；d）熟悉飞机结构强度规中对静力试验的要求；e）制定静力试验大纲。4 实验对象和测试项目4.1实验对象实验对象为飞机机翼，所用机翼半展长为 1500mm,共十根翼肋，每根翼肋 间距为150mm，如图1所示。根部固支端（从固定销末端算起）距第一根翼肋 150mm。箭头位置为应变片测量点。机翼设计载荷状态：全机重量为14kg,以90km/h速度平飞时，过载系数2.5机翼翼形NACA 4412。图1机翼示意图翼粱的材料为铝，弹性模量按铝合金的E=69.6 GPa,其截面形状如图2所示。本次静力实验机翼肋弦长350mm,梁在弦向40%处即距翼肋前缘140mm处。 加载点为翼梁前42mm，即距翼肋前缘98mm。4.2测试项目根据4.1中的实验对象描述，对飞机机翼建立气动模型以及结构有限元模型， 并计算气动力。将计算所得到气动力加载到机翼的结构模型上，进行静力分析。 重点关注试验中两个测量点位置应力应变的分析结果，并做记录。5 实验设备微小型飞行器结构静力试验平台如图 3所示：该测试系统主要由1）支持系统、2）加载系统、3）应变测试仪、4）位移 测试仪和5）待测对象几部分组成。支持系统用于安装待测对象，包括承力顶棚、承力地坪、承力墙三部分，根 据不同的支持方式可选择其中的部分或全部用于支持待测对象。加载系统采用螺 旋加载方式，加载机构通过钢丝绳和试验对象相连接， 也可以采用重物加载的方 式。应变测试仪采用DH3815N-2静态应变测试系统，提供1/4桥、半桥、全桥 几种测试方法。位移测试系统采用 LXW精密拉线位移测试系统。图3微小型飞行器结构静力试验平台6 实验方案设计6.1气动载荷计算在气动分析前，首先要计算飞机达到2.5g过载时机翼所需的升力系数，此时飞机所受升力为重力的2.5倍。升力系数根据如下公式：沁丄 °v2?S?Cl2 2其中：g 9.80665m/s2,m 14kg ,v 90km/ h 25m/s, S 0.525m2在标 准大气 压下， 0 1.225kg /m3 ， 此时F0 101325.0Pa ，R 287.0528 J/kg ?K， T0288.15K， Ma 0.0735294，Re 599019。得到升力系数为Cl 0.853912381得到机翼的升力系数后，我们查阅资料找到了NACA 4412机翼翼型的升力系数，根据整机升力系数寻找翼型升力系数对应的迎角进行计算尝试。6.2气动计算过程1. 利用翼型软件导出翼型数据点利用NACA Aerofoil Sections软件得到NACA 4412翼型如图3所示，翼型数据点如表1所示图4 NACA4412 翼型 表1 NACA 4412数据点11.0001670.001249210.009556-0.01256720.993470.003098220.032063-0.02142730.973540.008489230.066702-0.02675840.9408580.016977240.112383-0.02890350.8962250.027883250.167821-0.02839560.8407610.04037260.231595-0.02596170.7758830.053525270.302175-0.02248480.7032860.066419280.377926-0.01892290.6249040.078157290.457988-0.01573100.5428640.087913300.539716-0.012349110.4594320.094964310.620581-0.009182120.3765890.098663320.698409-0.006532130.296130.097398330.771065-0.004521140.2214570.090914340.836521-0.003127150.1548970.07992350.892915-0.002238160.0984760.065517360.938616-0.001714170.0538250.049047370.972277-0.001428180.022120.031897380.992891-0.00129190.0040830.015271390.999833-0.00124920002. CATIA软件建立三维机翼模型使用 CATIA 安装目录下的 command->GSD_PointSplineLoftFromExcel 将翼型数据点导入CATIA中，建立机翼的三维模型如图 5。图5机翼三维模型3. ICEM绘制网格全流场网格如图6所示。图6全流场网格机翼边界层网格如图7所示。机翼表面网格如图8所示。图8机翼表面网格网格总量约1,900,000。4. Flue nt软件计算估计升力系数为0.8539时，迎角大约7°因此计算6° 7° 8。时的升力系 数，如表2所示，因为此时机翼未失速，升力系数曲线保持线性（如图9）,根据已经计算出的升力系数差值得到目标升力系数对应迎角大约6.73°,再计算该迎角对应的升力系数及升力分布，得到的结果和目标过载非常接近。表2不同迎角的升力系数、过载等参数角度/deg升力系数阻力系数升力/N阻力/Ny向过载60.80150.0654161.088713.15192.34666.730.85360.0718171.547614.42012.499070.87240.0742175.321914.91592.554080.93960.0840188.833616.87762.75080.96000.940D0.5200H O.SOOOO.SgQQO.SSQQ,0.STO0.82000.9000.07800图9机翼未失速时的升力系数6.73迎角对应上表面圧力云图（低圧区）如图 10所示2珈唤 1 saoeHia? a 3aoe*ciDi-2仍*02-5.Qf97friO12闿脚gr«如 彳拓”002 e囊亦ow图106.73迎角对应下表面压力云图（高压区）如图 11所示 3J2w*D(l-71.5W6rHM£9 6"«*<XK1 期”002 -2-5C13t*WJ 3&5S*W2-T 373»*«1? -BG&5e*DO2图116.73迎角对应机翼对称面处近壁区压力云图如图12所示图12最终得到展向升力分布图如图13所示。140130益10080ea4020o001谨向扌掏位置口卸050507°-E091图13注：图1的纵坐标为单位展长的升力，单位（ N/m ），图2的纵坐标为单位展长的升力 系数（参考面积 O.35mxim ）。其中沿展向分布的升力数据如表 3所示。表3展向相对 位置0.00330.10330.20330.30330.40330.50330.6033单位展长升力/N127.1403.8767.2319125.1202123.4138120.9193117.2273展向相对 位置0.70330.80330.90330.97000.99000.99701.0000单位展长升力/N111.5480102.280785.703465.270343.000021.27680.00006.2加载方案计算将flue nt计算的分布载荷积分得到每一翼肋间距段的集中载荷为:编号集中载荷/N19.05127518.98314518.851407518.6400518.3249825编号集中载荷/N17.86099517.158147516.037152514.09880758.81714685其中的编号对应图13中的位置图13由于试验中只能在翼肋位置加载，因此再利用力和力矩等效的方法将每一段机翼的合力等效加载到该段机翼两端的翼梁上，具体方法描述如下:F$ F2X力矩平衡：F1* （X1+X2 ） =F*X2经过上述计算即可把每一段机翼上的升力合力分配到翼肋上，方便试验加通过计算分配所得的加载方案如下图、表所示。以翼根部前缘为坐标原点皿* x4r11 1If?dr序号x坐标（mm）y坐标（mm）载荷大小（N）1P0429.525637521504219.0172133004218.9172762544504218.7259537556004218.4825162567504218.0929887579004217.50957125810504216.59765912004215.067981013504211.45797718111500424.4085734257 实验步骤1）将待测试验件稳固地安装在承力墙上。2）连接好应变片与应变测试仪的连线。3）安装好位移传感器，并与测试点进行连接。4）选择合适的加载方式，如选用重物加载则需要准备好不同质量的加载重物, 如选用螺旋加载则需要布置好分力杠杆及连线。5）连接好测试总线与计算机之间的接头，启动测试软件并进行有关参数的设6）先进行预加载，用20-30%的使用载荷加载，以消除间隙和检