微小型飞行器结构静力实验大纲设计 - 最终
飞行器结构设计 教学大纲
飞行器结构设计
一、课程说明
课程编号：420213Z10
课程名称（中/英文）：飞行器结构设计/Aircraft Structure Design
课程类别：专业教育课程（专业选修课程）
学时/学分：32/2
先修课程：理论力学，材料力学，航空航天概论
适用专业：航空航天工程
教材、教学参考书：《飞行器结构设计》。
余旭东，徐超，郑晓亚。
西北工业大学出版社,2010年。
第一版
二、课程设置的目的意义
本课程是航空航天工程专业必修的专业主干课。
课程的目的是使学生基本掌握现代飞行器结构设计的先进设计思想、设计理论和设计技术，培养理论联系实际的工程设计能力。
锻炼、培养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维能力。
课程主要讲授现代飞行器结构的设计原理、综合设计思想和设计技术，重点培养学生综合运用理论基础知识对工程实际问题的分析能力、分析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力。
三、课程的基本要求
课程的主要内容包括：飞行器设计的基本概念和飞行器研制过程，飞行器载荷分析；飞行器结构总体与方案设计；翼面的结构与设计；飞行器机构及其设计；飞行器结构动态设计等。
课程强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞行器结构设计技术和前沿学科的发展。
四、教学内容、重点难点及教学设计
五、实践教学内容和基本要求
实践教学内容见“飞行器结构设计课程设计”。
六、考核方式及成绩评定
七、大纲主撰人：大纲审核人：。
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲是指为了验证飞机部件在
静态载荷下的强度可靠性而制定的试验计划。
一般来说，飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲会包括以下几个方面:
1. 试验目的和背景：介绍试验的目的和背景，说明该试验对于
飞机部件设计和使用的重要性。
2. 试验设备和方法：描述试验所需的设备和方法，包括试验力
测控系统、试验场地、试验参数等。
3. 试验载荷谱：制定试验载荷谱，包括试验前的准备阶段、试
验过程中的加载曲线、载荷种类和载荷大小等。
4. 试验结果分析和评估：对试验结果进行分析和评估，包括试
验数据的处理和分析、试验结果的验证和评估、部件是否存在强度不足等问题。
5. 试验报告和结论：编写试验报告和结论，包括试验过程中存
在的问题、试验结果的分析评估、部件的强度可靠性评估、改进方案等。
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲是飞机部件设计制造和使
用的重要参考文件，它对于保证飞机部件的强度可靠性具有重要意义。
结构试验第五章工程结构静载试验
加载
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5.3 加载与量测方案的设计
2.正式加载
(2)满载时间
对需要进行变形和裂缝宽度试验的结构，在标准短期荷载作用下的持续时间， 对钢结构和钢筋混凝土结构不应少于30min；木结构不应少于30min的 2倍；拱或砌体为30min的6倍；对预应力混凝土构件，满载30min后加 至开裂，开裂荷载下再持续30min。
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5.3 加载与量测方案的设计
3.卸载 凡间断性加载试验，或仅作刚度、抗裂和裂缝宽度检验的结构域构件，以及
测定参与变形的试验及预载之后，均须卸载，让结构、构件有恢复弹性 变形的时间。 卸载一般可按加载级距，也可放大1倍或分2次卸完。
加载
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5.3 加载与量测方案的设计
（1）单向应力测量： 梁的纯弯曲区域（1-1截面）内，梁截面上仅有正应力，在该处截面上可
仅布置单向应变测点。 钢筋混凝土梁受拉区开裂后，该截面混凝土部分退出工作，布置在混凝土
受拉区的仪表就丧失了其测量作用。因此常常在受拉去钢筋上也布置 测点以便测量钢筋应变。
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5.4 常见结构构件静载试验
4. 裂缝测量 在裂缝行程过程中，仪器读数可能变小，甚至会出现负值。如图，使原来
光环曲线产生突然转折的现象。如果发现上述情况，即可判断试件已 开裂。 （由荷载-应变曲线观察混凝土开裂，为什么）
加载
加载
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5.3 加载与量测方案的设计
2.正式加载
(1)荷载分级
四旋翼无人机机身静力学分析
ｄｏｉ:１０.１６５７６ / ｊ.ｃｎｋｉ.１００７－４４１４.２０１８.０５.０２１
四旋翼无人机机身静力学分析∗
周鸿超１ꎬ祁宇明１ꎬ林伟民１ꎬ王 鹏１ꎬ侯择尧１ꎬ权利红２ꎬ薛 强２
直旋翼平面的迎风面积ꎮ
图 １ 四旋翼无人机受力分析图
∗ 收稿日期:２０１８－０８－１１ 作者简介:周鸿超(１９９０－) ꎬ男ꎬ河北武安人ꎬ硕士ꎬ研究方向:智能机器人及其应用技术ꎮ
(１.天津职业技术师范大学 机器人及智能装备研究所ꎬ天津 ３００２２２ꎻ ２.天津博诺智创机器人技术有限公司ꎬ天津 ３００３５０)
摘 要:四旋翼无人机优点众多ꎬ应用广泛ꎬ极具研究价值ꎬ为研究四旋翼无人机机身受力情况ꎬ采用有限元分析方法 进行分析ꎮ 首先建立四旋翼无人机三维物理模型ꎬ然后利用 Ａｎｓｙｓ Ｗｏｒｋｂｅｎｃｈ 研究四旋翼无人机在无风工况、平均风 工况、极限工况下悬停时机身结构的强度和刚度响应ꎬ得到了相应的变形云图和应力云图ꎬ极限工况下机身受到的最 大等效应力为 １６.１６５ ＭＰａꎬ最大变形为 ２.２０９ ｍｍꎮ 计算结果表明ꎬ机身结构的静强度和刚度满足设计使用要求ꎮ 关键词:四旋翼无人机ꎻ有限元分析ꎻ风载ꎻ力学仿真 中图分类号:ＴＨ７０３ 文献标志码:Ａ 文章编号:１００７－４４１４(２０１８)０５－００６６－０３
Ｓｔａｔｉｃｓ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｎ Ｆｕｓｅｌａｇｅ ｏｆ ａ Ｆｏｕｒ－Ｒｏｔｏｒ ＵＡＶ ＺＨＯＵ Ｈｏｎｇ－ｃｈａｏ１ꎬ ＱＩ Ｙｕ－ｍｉｎｇ１ꎬ ＬＩＮ Ｗｅｉ－ｍｉｎ１ꎬ ＷＡＮＧ Ｐｅｎｇ１ꎬ
ＨＯＵ Ｚｅ－ｙａｏ１ꎬ ＱＵＡＮ Ｌｉ－ｈｏｎｇ２ꎬ ＸＵＥ Ｑｉａｎｇ２
《结构实验》实验大纲
《结构实验》实验大纲一、总则1、本大纲的适用范围1)本大纲相关的课程名称及课程属性《结构试验》，属专业模块课。
2)本大纲的适用范围土木工程本科专业3)实验总时数16学时2、本大纲的实验目的和要求1）验证基本理论，学习实验方法，培养科学的研究能力和严谨慎密的科学态度。
2）使学生掌握结构试验方面的基本知识和基本技能，并能根据设计、施工和科学研究任务的需要，完成一般建筑结构的试验设计与试验规划；通过对结构物受作用后的性能进行观测和对测量参数进行分析，从而对结构物的工作性能作出评价，对结构物的承载能力作出正确估计，并为验证和发展结构的计算理论提供可靠的依据，使学生得到初步的训练和实践。
3）进行科学研究的基本训练，培养学生严谨认真的科学态度，提高分析问题、解决问题的能力。
3、本实验课程的重点和内容结构试验设计、结构模型设计、工程结构静力试验、工程结构非破损检测和试验数据的统计分析等。
4、本大纲的所需实验设备YAW――5000kN微机控制电液伺服压力试验机PWS――1000型微机控制电液伺服疲劳试验机静态应变数采系统YE2539、YE2533和YE2538B，动态数据采集和分析系统YE6261B（含传感器CA－YD－109和模态软件）200/100t钢结构反力架和油压千斤顶（10－320t系列）二、实验项目及学时安排实验项目一静态电阻应变仪和机械仪表的使用方法和试验技术1)实验类型验证性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数2学时4)实验目的a．静态电阻应变仪的使用b.机械式仪表的使用5)实验要求正确掌握结构试验常用的静态电阻应变仪和机械式仪表的使用方法和试验技术。
实验项目二钢筋混凝土梁的静力试验1)实验类型综合性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数4学时4)实验目的a.应力、应变测定b.裂缝测量c.开裂荷载的测定5)实验要求结合课程作业进行结构试验设计，通过实验掌握结构试验工作的全过程。
实验项目三钢桁架的静力试验1)实验类型综合性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数4学时4)实验目的a.应力、应变测定5)实验要求结合课程作业进行结构试验设计，通过实验掌握结构试验工作的全过程。
微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究
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国防科学技术大学研究生院学位论文 ＡＢＳＴＲＡＣＴ
Ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ ｉｓ ａｌｌ ｅｘｃｅｌｌｅｎｔ，ｎｏｖｅｌ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ－ｏｆｆａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ ＶｅｈｉｅｌｅｆＯＡＶ）ｆｏｒ ｂｏｔｈ ｍｉｌｉｔａｒｙ ａｎｄ ｃｉｖｉｌｉａｎ ｕｓａｇｅｓ．Ｂａｓｅｄ ＯＲ ａ ｓｕｍｍａｒｙ ｏｆ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｓｔａｔｕｓ ｑｕｏ，ｔｈｅ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｕｔｕｒｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ，ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｓ ｏｎ ｉｔｓ ｓｐｅｃｉａｌ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｍａｉｎｌｙ ｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ ｔｈｅ ｐｒｏｂｌｅｍｓ Ｏｎ ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ ｍｏｄｅｌｉｎｇ，ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｃｏｎ仕ｏｌｌｅｒ ａｎｄ ｓｔａｔｅ ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ．Ｓｏｍｅ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ
ｓ协ｎ酊ｏｆｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓ ａｒｅ ｖａｌｉｄｉｔｙ．
Ｔｈｉｒｄｌｙ，ｔｈｅ Ａｃｔｉｖｅ Ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ Ｒｅｊｅｃｔｉｏｎ Ｃｏｎ廿ｏｉｌｅｍ（ＡＤＲＣ）ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｄｉｒｅｃｔ ｄｒｉｖｅｎ ｓｔａｔｅｓ ｏｆｔｈｅ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ ｔｏ ｓｔａｂｉｌｉｚｅ ｔｈｅ ｖｅｈｉｃｌｅ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔ ｈｅｉｇｈｔ；ｔｈｅ ＰＤ－ＡＤＲＣ ｄｏｕｂｌｅ ｄｏｓｅｄ ｌｏｏｐｓ ａｒｅ ｉｎ仃ｏｄｕｃｅｄ ｔｏ ｄｉｍｉｎｉｓｈ ｔｈｅ ｚｅｒｏ ｄ）ｍ珊ｎｉ晦ｔｈｅｎ ｔｈｅ Ｌｙａｐｕｎｏｖ ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅ ｄｏｕｂｌｏ ｃｌｏｓｅｄ ｌｏｏｐｓ ｉｓ ａｎａｌｙｚｃｄ’ＳＯ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｑｕａｄｒｏｔｒ ｃａｌｌ ｈｏｖｅｒ．１１圮ｖａｌｉｄｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅｓｅ
飞机结构静力试验
w1. 实验目的a. 了解飞机结构静力试验方法，熟悉有关仪器设备的使用；b.测定水平安定面主梁和后墙的根部及翼尖的挠度，观察变形的大小和计算扭转角；c.测定水平安定面主梁上缘条沿展向的应力分布和上蒙皮剪应力分布。
2.试示意图，并作出较为详细的说明。
3. 测力仪和加载设备的说明。
<1>. 加载装置：手动液压车、液压作动筒和杠杆加载系统一套；<2.> 测量装置：数字式测力仪、BLR－1 型力传感器、百分表、标尺或位移传感器、YJ-33 静态电阻应变仪一套；4.试验载荷和载荷的模拟A.试验情况说明和载荷；1. 试验情况为C*机动（对称）2. 无人机水平安定面的原始参数：a. 几何参数－水平尾翼的理论几何形状如图1 所示b. 水平尾翼的总面积为：1.297m2 ；c. 垂尾沿对称面两侧各60mm；d. 水平尾翼外露面积近似为：1.228 m2；e. 弦长b＝0.61m；f. 相应外露翼展为：2.006m；g. 总翼展l＝2.126m。
P se45225X2. 弦向载荷分布Y弦向载荷分布见图 2。
P se =安定面的载荷3. 展向载荷分布 沿展向的载荷分布与弦长成正比。
4. 水平安定面的质量忽略不计。
5. 水平安定面载荷 注：法向载荷向上为正，向下为负，切向载荷均向后（实验中不施加切向载荷）。
实验只做 C*机动对称情况。
6. 水平安定面的结构和安装详见试验件和现场安装情况。
B.载荷的模拟方法飞行情况 马赫数 M弦向分布类型安定面法向载荷（kN ）C*机动0.8如图图 2-2.60c.杠杆加载系统图并注明尺寸；C.加载百分表（注意扣除加载系统的重量）。
理论载荷百分数10% 20% 30% 40%50%60%67%70% 75% 80% 85% 90% 95% 100%理论载荷（N) 260 520 780 10401301561741820 1950 2080 2210 2340 2470 2600实际载荷（N) 调零220 480 7401001261441520 1650 1780 1910 2040 2170 23005. 位移测量a. 画出位移测量布置图；b. 说明位移测量的方法和所用的仪表；数字式测力仪、BLR－1 型力传感器、百分表、标尺或位移传感器、YJ-33 静态电阻应变仪一套；位移(mm)=位移(με)/400；c. 数据处理并计算水平安定面在不同载荷百分数下的扭转角。
浅述大型水陆两栖飞机全机和部件静力试验总体规划与实施
浅述大型水陆两栖飞机全机和部件静力试验总体规划与实施1. 试验目标大型水陆两栖飞机全机和部件静力试验的主要目标是验证飞机结构的强度和刚度是否满足设计要求，评估在不同工况下飞机结构的应力和变形情况，为飞机的飞行安全和飞行性能提供保障。
2. 试验内容（1）飞机静力试验包括整机静力试验和部件静力试验。
整机静力试验主要包括静态强度试验、静态刚度试验和振动特性试验；部件静力试验主要包括机翼、机身、舵面等重要部件的静强度试验和静刚度试验。
还需对飞机的悬挂、锁定和支撑系统进行静力试验。
（2）试验工况包括静态试验、静态破坏试验和疲劳试验。
静态试验是在不同载荷下测定飞机的变形和应力情况；静态破坏试验是在超过设计极限载荷的条件下进行，以验证飞机的破坏特性和极限承载能力；疲劳试验是在模拟实际使用条件下进行，评估飞机结构的疲劳寿命和疲劳裂纹扩展情况。
3. 试验计划（1）制定试验计划，包括试验方案、试验方法、试验步骤、试验参数、试验设备等内容，并确定试验的时间节点和工作任务分配。
（2）编制试验方案和试验大纲，明确试验的具体内容和要求，确保试验工作的顺利开展。
4. 试验设备（1）需要准备试验平台、试验支撑系统、测力传感器、应变片、应变仪、位移传感器、静力试验台等专用设备，以及相应的数据采集和处理设备。
（2）还需要准备静力试验台、静力加载系统、静力测量设备等设备，以便进行整机静力试验和部件静力试验。
5. 试验安全（1）试验过程中需要遵守相关的安全规范和操作规程，确保试验人员和设备的安全。
（2）确保试验过程中所使用设备的安全和可靠性，减少试验过程中发生的意外事件。
6. 试验成本（1）试验成本包括设备采购、人员培训、试验场地租赁、数据处理和成果评价等方面的费用，并制定合理的预算方案，确保试验的顺利实施。
（2）制定合理的试验经费预算方案，以及费用的使用和结算办法。
7. 试验组织（1）组建试验组织机构和专业团队，明确各项试验任务和责任，制定试验组织方案和分工方案。
航空器结构静力学试验方法
航空器结构静力学试验方法导言：航空器结构的安全性和可靠性是航空工程领域至关重要的关注点之一。
在设计和制造航空器的过程中，需要进行一系列的试验来验证其结构的适应性和强度。
航空器结构静力学试验是其中一项重要的试验方法之一。
本文将详细介绍航空器结构静力学试验方法的背景、目的以及常用的试验程序和装置。
一、背景和目的静力学试验是指在加载过程中航空器结构处于静止的状态下进行的试验。
其主要目的是评估航空器结构在实际运行中承受各种载荷时的响应和强度。
通过静力学试验，可以得到航空器结构的应力-应变关系、失效载荷以及破坏模态等重要参数，为航空器的设计与改进提供参考依据。
二、试验前的准备工作在进行航空器结构静力学试验之前，需要做好以下准备工作：1. 试验计划制定：根据试验目的和要求，制定详细的试验计划，包括试验方案、试验方法和试验条件等内容。
2. 试验装置设计：根据试验需求，设计制作适合的试验装置，如试验夹具、加载装置和数据采集系统等。
3. 试验前检查：对试验设备和试验样品进行必要的检查和测试，确保其满足试验要求。
4. 试验样品准备：根据试验计划，选择适当的试验样品，并进行必要的准备工作，如裁剪、焊接和加工等。
三、试验过程航空器结构静力学试验通常包括以下步骤：1. 试验装置安装：将试验样品安装在试验装置上，确保其固定稳定，以保证试验的准确性和可靠性。
2. 试验载荷加载：根据试验计划和要求，通过试验装置施加各种载荷，如拉伸、压缩、剪切和弯曲等。
同时，可以通过连续加载或逐步加载的方式逐渐增加载荷，以模拟实际运行中的各种工况。
3. 数据采集与记录：通过安装的数据采集系统，实时采集和记录试验样品在加载过程中的应力、应变、位移和振动等相关参数。
4. 试验结束与数据分析：当达到试验要求的载荷水平或发生结构破坏时，停止加载并结束试验。
随后，对采集到的数据进行分析，评估结构的强度和稳定性。
四、试验装置与方法改进现代航空工程领域不断涌现出新的材料和设计理念，航空器的结构也不断发展和改进。
飞机机翼刚度静力试验标准
飞机机翼刚度静力试验标准飞机机翼是飞机的重要部件之一，其刚度对飞机的飞行性能、稳定性和安全性具有至关重要的作用。
机翼刚度静力试验是评估机翼刚度性能的重要方法，为了保障飞机的安全性能，机翼刚度静力试验需要遵守一定的标准。
机翼刚度静力试验的目的是测定机翼在受到一定载荷作用时的变形量和变形形状，并用数值分析等方式分析机翼的刚度性能。
机翼刚度静力试验需要进行前期准备，包括制定试验计划和试验方案、选择试验设备及测量仪器等。
试验前还需对机翼进行系列扭曲、弯曲、剪切等载荷试验，提前发现机翼的强度与刚度情况。
机翼刚度静力试验所需的试验设备主要包括载荷台、载荷杆、千斤顶、支撑架、测量系统等。
试验过程中，需要按照试验标准控制载荷的大小和作用方向，同时记录机翼的变形量和变形形状。
试验完成后，还需要对试验结果进行分析和评估，判断机翼是否符合标准要求。
1、试验的基本原则和要求机翼刚度静力试验应符合安全、科学、准确、可靠的原则，试验数据应具有可重复性和可验证性。
2、试验设备的要求试验设备应具备安全、可靠、准确、易操作、记录数据等特点，设备应满足试验标准的相关要求。
3、试验的载荷方式和载荷大小试验应按照静荷载、动荷载、试验荷等载荷方式逐步增大载荷，载荷量应根据机翼的设计载荷和试验标准要求进行设定。
4、试验的环境条件试验环境应符合试验标准的相关要求，试验室应保持温度、湿度稳定，同时应减少外界干扰。
5、测量系统和测量精度的要求试验测量系统应能够准确地测量机翼的变形量和变形形状，测量精度应达到试验标准的要求。
机翼刚度静力试验的标准化实施，既可以保障试验的可靠性和安全性，又可以提高试验效率和分析的准确性，为飞机结构设计和生产提供了有力的技术支持，同时也为飞机的使用和维护提供了重要的数据支持。
15厘米固定翼微型飞行器总体设计与性能分析
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15 厘米固定翼微型飞行器总体设计与性能分析
图表清单
图 1.1 第一代 Black Widow ........................................................................................5 图 1.2 第一代 Black Widow 质量分配图 ...................................................................5 图 1.3 第二代 Black Widow ........................................................................................6 图 1.4 MLB 公司的 Trochoid ......................................................................................6 图 1.5 Florida 大学的柔性翼微型飞行器 ...................................................................7 图 2.1 无人飞行器翼展与有效载荷关系图 .............................................................10 图 2.2 桨叶叶素的气动特性分析图 .........................................................................14 图 2.3 旋翼拉力计算模型 .........................................................................................16 图 2.4 旋翼转速特性曲线，V∞=0 .............................................................................17 图 2.5 旋翼拉力特性曲线 .........................................................................................18 图 2.6 飞行器气动外形设计的一般流程 .................................................................19 图 3.1 微型飞行器机翼翼型 .....................................................................................25 图 3.2 微型飞行器机翼平面形状 .............................................................................26 图 3.3 后缘襟副翼的形状及位置 .............................................................................26 图 3.4 垂直安定面的基本形状 .................................................................................27 图 3.5 定型后微型飞行器部件的尺寸 .....................................................................28 图 3.6 固定翼微型飞行器气动外形效果图 .............................................................28 图 3.7 微型飞行器的等价梯形翼 .............................................................................28 图 3.8 微型飞行器的升阻特性曲线 .........................................................................29 图 3.9 微型飞行器定直平飞配平迎角 .....................................................................30 图 3.10 平飞需用推力和可用推力 ...........................................................................30 图 4.1 多层网格迭代求解示意图 .............................................................................34 图 4.2 MGAERO 的求解结构 ...................................................................................35 图 4.3 MGAERO 中的坐标定义 ...............................................................................36 图 4.4 MGAERO 中的气动角定义 ...........................................................................36 图 4.5 微型飞行器三维外形和空间网格图 .............................................................37 图 4.6 部分迎角下微型飞行器的压力云图，V∞=12m/s .........................................39 图 4.7 微型飞行器翼根处压力分布曲线，V∞=12m/s .............................................40 图 4.8 机翼各展向截面的压力分布，V∞=12m/s，α=10° .......................................42 图 4.9 各迎角下 Y=700mm 处机翼压力分布曲线 ..................................................44 图 4.10 流场模拟中的微型飞行器半模和结构网格 ...............................................45
微小型飞行器结构静力实验大纲 - 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 张弥ZY1305310 王燕SY1305408 王泽青ZY1305207 刘睿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范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。
图2 翼粱截面形状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。
结构静载试验大纲
结构静载试验大纲
结构静力荷载试验的目的是通过对试验结构或构件直接施加荷载作用，采集试验数据，认识并掌握结构的力学性能。
编制试验方案和试验大纲是结构试验的一个关键环节。
试验大纲是控制整个试验进程的纲领性文件，而试验方案则是在试验大纲知道下具体实施结构试验的设计文件。
试验大纲的内容一般包括：1概述
简要介绍为确定实验目的和内容所进行的调查研究，文献综述和已有的试验研究成果，提出试验的目的和意义，试验采用的标准和依据，试验的基本要求等。
2试件设计及制作工艺
说明主要试验参数，列表给出试件的规格和数量，绘制试件制作施工图，给出预埋传感元件的技术要求，提出对材料性能的基本力学指标，说明关键制作及安装的工艺要求
3加载方案和设备
包括荷载种类及数量，加载设备装置，荷载图式及加载制度等。
4 测试方案和内容
本项目也称为观测设计，主要说明观测项目，测点布置，测量所用的仪器仪表的性能指标，数据采集和记录，传感器的标定，测量仪表的补偿措施等等。
5安全从技术措施
包括人身和设备、仪器仪表等方面的安全防护措施。
6试验组织管理
包括试验进度计划，人员组织分工，指挥调度程序，相关技术资料管理等。
7附录
包括所需器材、仪表、设备及原材料清单，观测记录表格及必要的辅助试验说明等。
军用飞机实验室气候试验管理
军用飞机实验室气候试验管理张昭;吴敬涛;唐虎【摘要】Objective To manage upcoming climatic test of military aircraft and provide methods and criteria for the man-agement. Methods The American military aircraft Test and Evaluation (T&E) process and the American military aircraft climat-ic test plan process were analyzed, and then compared with current situations in China. Results The position and test time of climatic test of American military aircraft laboratory in the equipment test and evaluation system were obtained. The features of American aircraft laboratory climatic test management and ourselves were summarized. Conclusion Shortages and research di-rection in management of domestic climate test are obtained. It provides references for researching management of domestic climate test.%目的更好地对即将到来的军用飞机气候试验进行管理,为试验管理提供思路和依据,方法分析美国军用飞机试验与评估体系,以及美军飞机实验室气候试验的计划过程,并与国内现状进行对比.结果得到美军飞机实验室气候试验在装备试验与评估体系中的定位及试验时机,总结出美国装备环境试验管理过程的特点以及国内装备环境试验管理的特点.结论得到国内气候试验管理的不足以及需要研究的方向,为国内气候试验管理研究提供参考.【期刊名称】《装备环境工程》【年(卷),期】2018(015)004【总页数】5页(P65-69)【关键词】军用飞机;气候实验室;气候试验;试验时机;试验管理【作者】张昭;吴敬涛;唐虎【作者单位】中航工业飞机强度研究所,西安 710065;中航工业飞机强度研究所,西安 710065;中航工业飞机强度研究所,西安 710065【正文语种】中文【中图分类】TJ85;V216飞机气候环境试验管理包括气候试验在飞机试验体系中的定位、试验时机、试验计划、试验项目制定过程、试验环境应力参数确定过程以及对试验执行的管理等，还包括试验过程中对设备和人员的管理。
建筑结构试验建筑结构静载试验
5.2 试验大纲和试验报告（续）
6．量测方法（测点布置，仪表型号选择，仪表标定 方法，仪表的布置与编号，仪表安装方法，量测程 序）。
7．试验过程的观察（试验过程中除仪表读数外在其 他方面应做的记录）。
8．安全措施（安全装置，脚手架，技术安全规定 等）。
9．试验进度计划。 10、附件（经费，器材及仪表设备清单等）。
加载方法：
梁：常用液压加载器和分配梁，或用液压同步加载加载器直 接加载。
板：一般重物加载。也可用集中荷载等效，采用梁加载方式 加载。
吊车梁：采用液压，试验时的加载图式要按最布利荷载布置 决定集中荷载的作用位置。
二、 试验项目和测点布置 1）试验项目 鉴定性试验：承载力、抗裂度和各级荷载作用下的
应变片后贴。 钢筋应变：应变片+应变仪，
应变片预埋
5.4.1 屋架试验
一、试件安装和加载方法
就位方式：一般采用正位试验。现场试验时还可以 采用成对试件的卧位试验。安装时应设置侧向支撑， 以保证屋架上弦的侧向稳定。
支承方式：与梁相同，支承垫板应留有充分余地。
加载方式：可以采用重力直接或杠杆加载。当施加 多点集中荷载并且节点荷载较大时，采用同步液压 加载。
5.2 试验大纲和试验报告（续）
试验报告 （1）试验目的 （2）试验对象的简介和考察。 （3）试验方法及依据。 （4）试验情况及问题。 （5）试验成果处理与分析。 （6）技术结论。 （7）附录。
5.3 一般结构静载试验
5.3.1 受弯构件试验 一、试件安装和加载方法
正位试验，一端采用铰支座，另一端采用滚动支座，支座下 面用支墩安置在地面上，要求牢固和稳定。
5.3.2 受压构件试验Байду номын сангаас
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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。
图2 翼粱截面形状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：其中：29.80665/g m s=,14m kg=,90/25/v km h m s==,20.525S m=在标准大气压下，31.225/kg mρ=，此时101325.0P Pa=，287.0528/R J kg K=•，288.15T K=，0.0735294Ma=，599019eR=。
得到升力系数为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22.5122Lmgv S Cρ=••0.853912381LC=型数据点如表1所示。
图4 NACA4412 翼型表1 NACA 4412数据点1 1.000167 0.001249 21 0.009556 -0.0125672 0.99347 0.003098 22 0.032063 -0.0214273 0.97354 0.008489 23 0.066702 -0.0267584 0.940858 0.016977 24 0.112383 -0.0289035 0.896225 0.027883 25 0.167821 -0.0283956 0.840761 0.04037 26 0.231595 -0.0259617 0.775883 0.053525 27 0.302175 -0.0224848 0.703286 0.066419 28 0.377926 -0.0189229 0.624904 0.078157 29 0.457988 -0.0157310 0.542864 0.087913 30 0.539716 -0.01234911 0.459432 0.094964 31 0.620581 -0.00918212 0.376589 0.098663 32 0.698409 -0.00653213 0.29613 0.097398 33 0.771065 -0.00452114 0.221457 0.090914 34 0.836521 -0.00312715 0.154897 0.07992 35 0.892915 -0.00223816 0.098476 0.065517 36 0.938616 -0.00171417 0.053825 0.049047 37 0.972277 -0.00142818 0.02212 0.031897 38 0.992891 -0.0012919 0.004083 0.015271 39 0.999833 -0.00124920 0 02.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。
图7 机翼边界层网格机翼表面网格如图8所示。
图8 机翼表面网格网格总量约1,900,000。
4.Fluent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/N y向过载6 0.8015 0.0654 161.0887 13.1519 2.34666.73 0.8536 0.0718 171.5476 14.4201 2.49907 0.8724 0.0742 175.3219 14.9159 2.55408 0.9396 0.0840 188.8336 16.8776 2.7508图9 机翼未失速时的升力系数6.73°迎角对应上表面压力云图（低压区）如图10所示。
图106.73°迎角对应下表面压力云图（高压区）如图11所示。
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。
(1)(2)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0.35m×1m）。
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 0.0033 0.1033 0.2033 0.3033 0.4033 0.5033 0.6033单位展长升力/N 127.1403 .8767 .2319 125.1202 123.4138 120.9193 117.2273 展向相对位置 0.70330.80330.9033 0.9700 0.9900 0.9970 1.0000 单位展长升力/N111.5480 102.280785.703465.270343.000021.27680.00006.2加载方案计算将fluent 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 ① ② ③ ④ ⑤ 集中载荷/N 19.051275 18.983145 18.851407518.64005 18.3249825编号 ⑥ ⑦ ⑧ ⑨ ⑩ 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：如上图所示为一段机翼的前视图。
该段机翼升力的合力为F ，若将它等价为两端翼肋上的力F1，F2需要经过如下公式计算：力的平衡：F=F1+F2FF1F2XX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，方便试验加载。
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。
序号x坐标（mm）y坐标（mm）载荷大小（N）1 0 42 9.52563752 150 42 19.017213 300 42 18.917276254 450 42 18.725953755 600 42 18.482516256 750 42 18.092988757 900 42 17.509571258 1050 42 16.597659 1200 42 15.0679810 1350 42 11.4579771811 1500 42 4.4085734257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置。
6)先进行预加载，用20-30%的使用载荷加载，以消除间隙和检验各部分是否正常。
7)再进行正式加载试验。
先取预计最高载荷的5-10%为初始载荷，测量初始应变和位移，然后按确定的程序逐级、均匀、缓慢地加载，并逐次测量和记录各个应变测量点、位移测量点和载荷测量点的数据，同时仔细观察试验件。
重复进行3次正式加载试验。
8)更换新的待测试验件，重复1-7项容。
9)将测试结果与结构有限元分析结果进行对比分析。
8实验注意事项1)确保各部位连接安全可靠，尤其注意机翼根部和承力墙之间的连接。
2)试验前制定详细而周密的试验大纲，并组织评审。
试验时严格按照试验大纲进行试验。
3)加载钢丝上悬挂醒目标志物，以防止人员绊倒和损坏试验件。
4)出现异常和紧急情况，应冷静对待，立刻报告试验指导教师。