微小型飞行器结构静力试验航空科学与工程学院航空创新实践基地1 综述1.1实验目的1．掌握微小型飞行器结构静力试验的基本原理与方法；2．掌握应变、位移的测量方法，掌握加载的方法；3．掌握结构有限元静力分析与静力试验验证的方法；4．熟悉飞机结构强度规范中对静力试验的要求；5．制定静力试验大纲。
1.2实验内容1．测试翼梁截面尺寸相同的直机翼如错误！未找到引用源。
所示，在其升力作用下的应力、应变和位移。
2．将测试结果与结构有限元静力分析结果进行对比分析。
机翼示意图1.3实验仪器、设备1．支持系统（承力顶棚、承力地坪、承力墙）2．加载系统3．应变测试仪4．位移测试仪5．待测对象1.4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。
2 建模计算模型与实验分析2.1仿真并制定加载方案根据附1中的实验对象描述，对飞机机翼建立了气动模型以及结构有限元模型，并计算了气动力。
由于CFD模型（或其他方法）计算所得的气动力数据是分布载荷，而实验的加载方案需要集中载荷，所以需要对CFD模型的气动力数据进行处理，将其转化为分散的集中载荷。
实验加载点的位置已经在附1中给定，在进行载荷转换时，要将分布载荷转换成制定加载点位置的集中载荷。
在将分布载荷转化为加载点位置的集中载荷时，需要保证以下三点：1. 保证分布载荷的合力与集中载荷的合力相等；2. 保证分布载荷的合力矩与集中载荷的合力矩相等；3. 使各个截面上的分布载荷以及集中载荷所产生的合力矩与合力尽量相等。
如上图所示，左侧为分布载荷情况（即CFD计算结果），右侧为集中载荷情况（实验加载方案）。
将分布载荷转化为集中载荷时应当保证，找到一组F1、F2，使得右图中sectionA以及sectionB两个截面上的弯矩以及剪力与左图保持一致。
气动力计算时，结合了附1之中的飞机数据（重量，飞行速度，翼形，过载等）。
对机翼进行建模，进行气动力计算使用了CFD软件（fluent）进行了流场的模拟计算，求得了机翼的升力系数沿展向的分布，并结合矩形机翼的升力分布求得了需要乘的系数。
之后用abaqus（梁单元）进行有限元建模，将气动结果算出的数据导入到有限元模型中，通过铰支边界条件（铰支处的竖直位移为0，但能传递弯矩）求得十个点的支反力，便得到了加载方案。
模型参考图如下：求得的加载方案2.2结构静力分析将计算所得到气动力通过有限元模型abaqus加载到机翼的结构模型上，进行静力分析。
通过静力分析，可以得到机翼结构的应力以及位移数据。
重点关注了试验中两个测量点位置应力应变的分析结果，并做了记录，以期与之后的实验结果进行对比。
导出的测量点A、B处的数据如下表2.3根据加载方案进行实验制定好加载方案后，根据实验指导书上的流程进行实验。
测得两个测量点位置的应变、位移的实验数据。
2.3.1实验对象描述机翼示意图实验所用机翼半展长为1500mm，共十根翼肋，每根翼肋间距为150mm。
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。
静力实验只进行直机翼翼梁测量，对于半展长直机翼，选取加载点分布如下图所示。
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。
机翼加载点分布图翼粱的材料为铝，截面形状如下图：2.3.2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，然后按一确定的程序逐级、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项内容。
2.4实验数据处理（本人部分）静力实验数据处理实验数据（E=69.6 GPa）实验数据处理运用材料力学公式：通过求解三元一次方程组，可以解出：、、再将、、的值带入下列方程组，可求得最大应力。
]误差公式：实验数据理论数据理论数据即可求得各点的最大应力值。
用matlab编程求解如下：a1=0;a2=45;a3=135;u1=729.8681*10^-6;v1=225.8414*10^-6;w1=299.6473*10^-6;u2=201.9220*10^-6;v2=129.3447*10^-6;w2=92.9742*10^-6;[x1,y1,z1]=solve('0.5*(x1+y1)+0.5*cosd(2*a1)*(x1-y1)-0.5*sind(2*a1)*z1=u1','0.5*(x1+y1)+ 0.5*cosd(2*a2)*(x1-y1)-0.5*sind(2*a2)*z1=v1','0.5*(x1+y1)+0.5*cosd(2*a3)*(x1-y1)-0.5*sind(2* a3)*z1=w1');[x2,y2,z2]=solve('0.5*(x2+y2)+0.5*cosd(2*a1)*(x2-y2)-0.5*sind(2*a1)*z2=u2','0.5*(x2+y2)+ 0.5*cosd(2*a2)*(x2-y2)-0.5*sind(2*a2)*z2=v2','0.5*(x2+y2)+0.5*cosd(2*a3)*(x2-y2)-0.5*sind(2* a3)*z2=w2');Yingli1=69.6*10^9*0.5*(x1+y1+((x1-y1)^2+z1^2)^0.5);Yingli2=69.6*10^9*0.5*(x2+y2+((x2-y2)^2+z2^2)^0.5);Wucha1=(56847300-50900116)/56847300;Wucha2=(-12144100+14179320)/12144100;Wucha3=(4.4737-1.33156)/1.33156;Wucha4=(-17.344+24.2474)/17.344;若将数据直接带入处理，可简化为：[x1,y1,z1]=solve('0.5*(x1+y1)+0.5*1*(x1-y1)-0.5*0*z1=729.8681098*10^-6','0.5*(x1+y1)+0. 5*0*(x1-y1)-0.5*1*z1=225.8413613*10^-6','0.5*(x1+y1)+0.5*0*(x1-y1)-0.5*(-1)*z1=299.647306 6*10^-6');[x2,y2,z2]=solve('0.5*(x2+y2)+0.5*1*(x2-y2)-0.5*0*z2=201.9219869*10^-6','0.5*(x2+y2)+0. 5*0*(x2-y2)-0.5*1*z2=129.3447486*10^-6','0.5*(x2+y2)+0.5*0*(x2-y2)-0.5*(-1)*z2=92.9742206 2*10^-6');Yingli1=69.6*10^9*0.5*(x1+y1+((x1-y1)^2+z1^2)^0.5);Yingli2=69.6*10^9*0.5*(x2+y2+((x2-y2)^2+z2^2)^0.5);Wucha1=(56847300-50900116)/56847300;Wucha2=(-12144100+14179320)/12144100;Wucha3=(4.4737-1.33156)/1.33156;Wucha4=(-17.344+24.2474)/17.344;计算结果Yingli1 =50900116.825306623986232079958652 (pa)Yingli2 =14179320.531006491123558549245544 (pa)得到数据结果为：计算结果与仿真结果表可以看出，A、B测点处的应力误差在20%以内，符合较好，由于设备测量时的钢体位移和振动，使得A、B测点处的位移误差较大。
2.5实验结果分析对比实验数据和理论数据，应力值很相似，但是节点处的位移相差略大。
这可能是因为实验过程中翼梁有整体上下抖动，而影响位移传感器的测量精度。
另外，从数据对比也可以看出，位移靠近翼根处的A点的挠度较靠近翼尖的B点挠度小，但是应力明显较大，在机翼的设计过程中应考虑到翼梁的挠曲与应力的权衡，保证机翼各点处一定的刚度和强度。
本次实验较好地完成了对微小型飞行器结构静力试验，理论计算也较好地验证了实验数据的准确性。
微小型飞行器动力系统综合测试实验报告1综述1.1实验目的1．掌握微小型飞行器动力系统拉力、扭矩、功率、耗油率、电流和转速等参数的测量方法，掌握螺旋桨拉力、扭矩和需用功率等参数随转速的变化关系；2．掌握内燃机输出功率和耗油率等参数随螺旋桨参数及转速的变化关系，掌握电动机电流等参数随螺旋桨参数及转速的变化关系；3．熟悉螺旋桨关键参数对螺旋桨性能的影响，熟悉发动机和螺旋桨的匹配关系；4．了解微型涡轮喷气发动机推力等参数的测试。
5．制定动力系统综合测试试验大纲。
1.2实验内容1．测试同一螺旋桨的拉力、扭矩、需用功率随转速的变化趋势。
2．测试内燃发动机和螺旋桨的匹配特性。
3．测试电动机电流、功率随螺旋桨参数和转速的变化趋势。
注：2、3项试验选做一项。
1.3实验仪器、设备1．微小型飞行器动力系统综合测试平台2．待测发动机、螺旋桨，燃油，及相关辅助设备3．电动机测试仪（或电压表、电流表）微小型飞行器动力系统综合测试平台如下图所示：该测试系统主要由①台架主体、②油门伺服系统、③测试系统、④显示系统几部分组成。
台架主体用以安装待测动力系统，采用摇床式结构。
油门伺服系统用以精确控制发动机油门，由步进电机、控制器、驱动器组成。
测试系统能自动采集数据、自动处理数据、自动生成试验报告，可以进行转速、推力（拉力）、扭矩、耗油率等参数的测量。