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。

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，30 1.225/kg m ρ=，此时0101325.0P Pa =，

287.0528/R J kg K =•， 0288.15T K =，0.0735294Ma =，599019e R =。

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，翼型数据点如表1所示。

图4 NACA4412 翼型

2

02.512

2

L

mg v S C ρ=••0.853912381

L C =

表1 NACA 4412数据点

2.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

161.088

7

13.1519 2.3466

6.73 0.8536 0.0718

171.547

6

14.4201 2.4990

7 0.8724 0.0742

175.321

9

14.9159 2.5540

8 0.9396 0.0840

188.833

6

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10

6.73°迎角对应下表面压力云图（高压区）如图11所示。

图11

6.73°迎角对应机翼对称面处近壁区压力云图如图12所示。