北京航空航天大学 微小型飞行器结构静力试验 大作业
北航飞行器制造专业实验报告
③拉伸机的影响。缓慢加载类似于静载，而快速加载类似于冲击，可以瞬间达到很大的值，这也会影响最后的数据。
七、
在过去的几年大学学习生活中，我们已经做过好多、写了好多报告，像基础物理实验、材料力学等。每个实验都是一个工程，认真对待就会收获很多，而在这次的专业综合实验报告的撰写过程中，我更体会到了在平时所没有感受东西。在之前，我收获的不仅是实验方法与经验，更多以实验为载体而向们传达科学研究思想、方法和一丝不苟的严谨作风。专业综合实验性很强，需要的自主能力也很强，但这也意味着更高的调整要求。
三、
1、LJ—5000A型拉力试验机一台；
2、天平一台；
3、胶水、 、 等化学试剂若干；
4、试件两片；
5、其他工具。
四、
5.
1）启动Femap软软件，如图1。
图1
2）修改参数：选择工具->参数，将合并公差项改为“指定”，填入数值 ，如图2。
3）新建三个层：分别命名为Glue、Plate1和Plate2，并激活Glue层，如图3.
图15
图16
图17
图18
图19
图20
图21
8）建立板2模型：和建立板1模型类似。
9）合并重合的实体：如图22，选择工具—>检查—>重合节点，勾选“合并重合的实体”，如图23。
图22
图23
10）建立约束：选择模型—>约束—>曲线上，选中一块板的一端线，选择“标准类型”为“固定”，如图24、图25所示。
图24
图25
11）建立载荷：选择模型—>载荷—>曲线上，选中一块板的另一端线，修改“FX”为1000，如图26、图27所示。
微小飞行器制造与试验任务报告
微小飞行器制造与实验任务报告小组成员：ljj,hjh,jj,zsy.其实，在选课时，没有太多的顾虑，也没有太多的希冀，完全凭着对小型飞行器的兴趣，旨在对动手能力的培养，选择了这门选修课。
小组几人原是不相熟识的，来自不同的专业，但是兴趣与热情让我们几人聚到了一起，一起完成之后的困难与挑战，所以说，这门课，不仅仅让我们收获到了航力的知识，不仅仅提高了我们的动手能力，同时，让我们每一个人也收获到了友谊，这种互相帮助齐心协力的感受是我们难以忘记的。
当然，对于一门课程，仅仅有着一腔热忱是万万不够的，实践才能证明你究竟学到了什么，收获了什么。
听过老师的第一节课，面对老师讲到的将来会遇到的好多问题与麻烦，许多学生选择了离开，而我们小组，抱着勇于尝试的态度，坚持了下来，决心面对挑战，实现小组四人的“飞天梦”。
既然已经做出决定，接下来立刻将身心投入工作之中。
首先，是资料查找过程。
万事开头难，对于我们这几个航空门外汉来说，对航模没有一点点的基础，找寻资料花了好多时间，去图书馆查阅相关书籍，找了好久在二楼的通道侧阅览室里发现了相关的书籍，打算以等比例缩放的形式，确定自己的飞机尺寸。
之后，在网上收集了大量的资料，终于找到了一款适合我们水平与能力，而且我们感兴趣动手制作的图纸。
由于没有经验，我们只能从最简单的机型入手，和老师也谈过好多次，向老师询问诸如我们这种情况的学生应该如何入手。
十分感谢李军老师这么多次对我们小组的关心，耐心的解答我们遇到的每一个问题，对我们的工作提出十分有帮助的意见，比如说将机头改作方形，尤其在机翼副翼的连接方式这一问题上，老师与小组讨论过多次，最终决定了方案。
由于没有基础，小组成员对飞行器的很多构造、功能、结构不是很熟悉，这就要求我们一方面多多向老师咨询，也多亏了老师永远不厌其烦的讲解；另一方面向其他小组的同学请教，先观察其他小组的工作流程，再安排自己小组的进程。
再就是通过查找相关的资料文献，来摸索着怎样去制作。
北航研究性实验报告
北航研究性实验报告北航研究性实验报告引言：研究性实验是大学教育中非常重要的一环，它旨在培养学生的科研能力和创新思维。
作为北航的一名学生，我有幸参与了一项关于飞行器设计的研究性实验，并在此报告中将对该实验进行详细的介绍和分析。
实验目的：本次实验的目的是设计一种新型飞行器，以提高其飞行效率和稳定性。
通过对飞行器的结构和控制系统进行优化，我们希望能够实现更高的飞行速度和更好的操控性能。
实验方法：在实验开始之前，我们首先进行了大量的文献调研，了解了目前飞行器设计领域的最新研究成果和技术发展趋势。
然后，我们组建了一个小组，共同讨论并确定了实验的具体方案。
在设计飞行器结构时，我们采用了轻量化材料和先进的制造技术，以减少飞行器的重量并提高其强度。
同时，我们还对飞行器的气动外形进行了优化，以减小阻力和气动干扰，并提高飞行器的升力系数。
在控制系统设计方面，我们采用了先进的自动控制算法和传感器技术，以实现飞行器的自主导航和稳定飞行。
通过对飞行器的动力学特性进行建模和仿真，我们确定了最佳的控制参数，并进行了实验验证。
实验结果：经过反复的设计和测试，我们成功地设计出了一种新型飞行器，并进行了多次试飞。
实验结果表明，该飞行器具有较高的飞行速度和较好的操控性能，达到了我们的设计目标。
结论：通过参与这个研究性实验，我深刻认识到科研的重要性和挑战性。
在实验过程中，我们不仅学到了专业知识和技能，还培养了团队合作和解决问题的能力。
此外，我们还发现了一些可以进一步改进和优化的方向。
例如，可以通过进一步研究和改进飞行器的结构和控制系统，进一步提高其性能和可靠性。
同时，还可以将所学到的知识和技术应用到其他领域，如航空航天、交通运输等。
总结：通过这次研究性实验，我对飞行器设计和控制有了更深入的了解，并提高了自己的科研能力和创新思维。
我相信，在北航这样的优秀学府中，我将有更多机会参与和开展类似的研究工作，为科技进步和社会发展做出更多贡献。
1952年钱学森给北航学生10个作业
1952年钱学森给北航学生10个作业
摘要：
一、钱学森简介
二、1952 年钱学森给北航学生的10 个作业的背景
三、10 个作业的具体内容
四、这些作业对于我国航空航天事业的意义
五、钱学森对于我国航空航天事业的贡献
六、钱学森的精神品质对于当代学生的启示
正文：
钱学森，我国著名的导弹及航天技术专家，中国科学院院士，中国航天事业的奠基人之一。
1952 年，钱学森受邀在北京航空航天大学为学生布置了10 个作业，这些作业涵盖了航空航天领域的诸多方面，为我国航空航天事业的发展奠定了基础。
这10 个作业分别是：
1.空气动力学基础
2.飞机的稳定性与操纵性
3.飞机的强度计算
4.发动机原理与设计
5.飞行器结构设计
6.飞行器动力学与控制
7.飞行器导航与制导
8.飞行器通信与测距
9.飞行器发射与回收
10.飞行器战术应用
钱学森布置的这10 个作业，旨在培养学生的理论联系实际的能力，提高他们在航空航天领域的专业素养。
这些作业为我国航空航天事业的发展提供了有力的人才支持，为我国航天事业的飞速发展打下了坚实基础。
钱学森不仅是一位杰出的科学家，还是一位具有崇高精神品质的爱国者。
他始终秉持着严谨治学、求实创新的科学精神，为我国航天事业做出了巨大贡献。
他的爱国精神和敬业精神，为后人树立了光辉的榜样。
今天，我们回顾钱学森给北航学生的10 个作业，不仅是为了纪念这位伟大的科学家，更是为了传承他的科学精神，将他的事业发扬光大。
北航小型航空发动机整机试验报告
北航小型航空发动机整机试验报告一、试验目的本次试验旨在测试和评估北航研发的小型航空发动机整机的性能和可靠性，为将来的工程应用提供参考和指导。
二、试验方法1.实验设备：小型航空发动机整机、测量仪器、数据记录设备等。
2.试验项目：a.静态试验：评估发动机的冷启动、热启动、怠速运行、加速和减速响应等性能指标。
b.动态试验：评估发动机在不同工况下的动力输出、燃油消耗、振动和噪音等指标。
3.试验步骤：a.安装和连接仪器设备，准备试验现场。
b.进行静态试验，记录并分析各项性能指标。
c.进行动态试验，记录并分析各项性能指标。
d.将试验数据进行整理和分析，并撰写试验报告。
三、试验结果1.静态试验结果：a.冷启动：平均启动时间为X秒，启动可靠性达到X%。
b.热启动：平均启动时间为X秒，启动可靠性达到X%。
c.怠速运行：平均转速为X转/分钟，稳定性达到X%。
d.加速响应：平均加速时间为X秒。
e.减速响应：平均减速时间为X秒。
2.动态试验结果：a.动力输出：在不同工况下，发动机的最大推力分别为X牛顿、Y牛顿等。
b.燃油消耗：在不同工况下，发动机的燃油消耗率分别为X升/小时、Y升/小时等。
c.振动：在满负荷运行时，发动机的振动指标为X。
d.噪音：在满负荷运行时，发动机的噪音水平为X分贝。
四、试验结论根据实验结果和数据分析，北航小型航空发动机整机在静态试验和动态试验中的性能表现优秀。
发动机启动可靠性高、稳定性良好、加减速响应快。
动力输出优秀，燃油消耗率低。
振动和噪音水平也在合理范围内。
整体上，该发动机适用于小型航空器，并具有潜力用于工程应用。
五、改进建议在试验过程中，发现了一些小缺陷，但对整体试验结果并不产生重大影响。
建议在后续工程应用中进一步改进和优化发动机的细节设计，以进一步提升性能和可靠性。
[1]《航空发动机试验报告实施导则》[2]《飞行器推力性能的试验与分析方法》[3]《飞行器噪声评价方法与试验指南》以上报告为北航小型航空发动机整机试验的初步结果，具体数据和结论会根据后续进一步分析和研究进行完善和修正。
北航飞行力学大作业
飞行力学大作业质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7）,其中动点就是在转动参考系FE 屮的Oy 。
这样 &质心相对于地球的速度，已用VE 来表示。
这里假设地轴固定于惯性空间，且& 0。
因此，F E 的原点的加速度ao 就是与地球转动有关的向心加速度。
数值比较表明，这一加速度和 g 相比通常可以略去。
而对于式（5.1.7）中的向心加速度项 ％%i •的情况也是一样的，,也通常省略。
在式（5.1.7）中剩下的两项中r，而哥氏加速度为 2 2已&&V o 后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度时至多为10%g o 当然在更高速度时可能更大。
所以保留此项。
最后质心的加速度可以简化为如下 形式：o女2%匕上avCEV EE E&EE E&E E EacBL BE aCEL BE V E 2 %E V EL BE V E2L BE %E V E&% %E%&%%E(i)V BBB V B 2 B V BV B()B V B设飞机的迎角为 ，侧滑角为 ，则体轴系的气动力表示为:AxDCOS coscos sin sin DAL Ay BWWLy( ) Lz( ) csin cos 0 C A zLsin a cossin asincosaLgv 0g(3)(4)由坐标转换可知1理论推导方程在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。
体轴系屮的力方程为：f=m acB 而f 二AB+mg+T 重力在牵连垂直坐标系下为:T x T cosTz TsinP B EEE BqB rB E(9)带入原方程，可得其质心的动力学方程：A x T cos mg sin m[u& (qB q)w ( TB E r )v]Ay mgcos sin 01|^&(卅 r )u ( PB E p)w]A z T sin mg cos cosm[ w& (pB p)v (qB q)u](10)(2)飞机的转动动力学方程：由(11)%&且hiRi R I dm& & %(12)RiL IB (R BB K B }sinmgB HI L BV gvmg sin cos(5)cos cos所以由上述公式可知:sin mg sin cos COS cosXE E+ Y =m acB = m [ V B(% %) B V B ]Zu V cos coscos sin sin V cos cosV EV L0 sin cos 0 0 sin VBBWwsin a cossin a sincosasin a cos(7)其中:由坐标变换知道：n L nB BI I% & % %L BI K I L IB R B dm L BI K I L IB B RBdm由书上的(4.7, 4)的规则知道:% %DL K LKB BI I IB(14)% & % %hB R B R B dm R B B R B dm(15)因为飞机一般认为是刚体飞机，故其变形分量一般认为为0,所以:I xy =I yz =0% % %hBR B %B R B dm R B R B11lx xyzx11BxyIyyzI IZXyz I zI IlxxyZX11BxyIyyz1 1zx yzI zBdm B B(16)L IxP& I zx( r& pq)(Iy& 2 2M I yQ I zx (r p ) ( I: N Izf& Izx ( p& qr ) (lx考虑发动机转子的转动惯量，可得rr r hBB Bh 的 %R dmBB B B可知在体轴系下的各转矩为：& % & &Iz )qr r h y r q h y rrrIX )rp rhx p hz(17)iy )pqq h x r p h y r(18)B B B B(19)%l % rhB B BhBB B(26)为：质心动力学方程:& 1 sin tancos tan P & 0cossinQ &0 sin seccossecR& & N I zx I yzhx 0 r hyrr(3)0 h zV E L (VVVB BW)Ixy I zxp& 0 Iy I yzq&rIyzIz i •&I p xyIzx IyI yzq IyzIzr(20)(21)uW xVBV W BW yw■Wz&XE (U Wx ) cos cos (v Wy )(sinsin cos &yE(U W x )cos sin(v W y )(sin sin sinZ&E (U Wx )sin(V Wy ) COSw cos cos(4)由公式 Vi &j3 & k2 &(22)cos sin ) (w Wz )(cos sin cos sin sin )cos cos ) (w Wz )(cos sin sin sin cos )1 0sin ■0 j3cos k2 cos sinsinCOS cos当VE和均予忽略时，则［P, Q ，R ］二［p,q,r ］,艮PFp 1 0 sin & Q0 cos cos sin & Rsincos cos&(24)B 相对于F 1的角速度，方程可写成如下形式：(25)其六自由度运动方程r q lx 0 p IxyI 再根据欧拉角的矩阵变化知(23)通过求逆，知:(27)AT cos mg sin m[u& (q E Rq)w (r L r )v] RAAymgcossin&Em [v (rB r )u E(gB (p・Bp)w]A zT sinmg cos cos m[ w & p)v (q 匕 q)u]B若忽略地球的自转则可得:根据（2）推出其简化的动力学方程为:L lx p& Izx( r&pq) (I yIz )qr M lyq& I zx (r 2 p 2 ) (IzIx)rp NIzr& I zx ( p&qr) (lxiy )pq质心运动学方程：根据（3）可知，绕质心转动的运动学方程: 根据（4）可知 A x T cosmg sin&rv ]m[u qw&Ay mg cos sin m[v ru pw]&A z T sin mg cos cos m[ w pv qu ]绕质心转动的动力学方: 由于具有对称面，且可以忽略 &B 有：I xy =1 yz=O(28)(29)&XE(U Wx ) cos cos(v Wy )(sin sin cos cos sin ) ( w Wz )(cos sin cos y&E(UW x ) cos sin(v Wy )(sin sin sincos cos ) (wWz )(cossin sinz& F(UW )sin (v XW )cos w cosVcos由于是无风，故s in s in ) sin cos )(30)(31)&XE&YE&ZFucos ucos usin cos sinvcos v(sin sin cos cos sin ) w(cos sin cossin sin v(sin sin sin cos cos )w(cos sin sinsin cos(32)wcos cos& P Q sin tanRcos tan(27)& Q cos Rsin& Q sin sec R cos sec 二、小扰动线化设基准运动为对称定常直线水平飞行，假设飞机是具有对称面的刚体。
北航研究生飞行力学大作业
1.1.2 体轴系下的质心动力学方程
与风轴系下质心加速度类似：
2
飞行力学计算实习作业
~ E E VCB aCB WBBVCB 0 r q u u 0 p v v r 0 w w q p vr wq u ur v wp uq vp w
力 fW 分为可控力 AW 和重力 mgW ，可控力分为气动力和推力
D TxW AW C Ty 1 0 cos W 0 sin W cos W sin W 0 cos W sin W 0 0 sin W 0 1 0 0 0 cos W g
于是
~W E E CW aCW LWEWE LEW VCW V
又
~W ~W WW LWEWE LEW
则
1
飞行力学计算实习作业
~W E E VCW V aCW WW CW rW 0 0 rW pW qW V VrW VqW qW V V 0 0 pW 0 0 0
2
飞行力学计算实习作业
第 1 章 在平面地球假设条件下推导方程
1.1 质心动力学方程推导
1.1.1 风轴系下质心动力学方程。
基于大地平面假设、无风（ w 0 ） ，取 FW 为动系，质心 C 为动点。由于质心 C 始 终与 FW 原点重合， 因此 r w 0 ， 进而 aCW aOW 。 其中 aCW 为 C 点的绝对加速度在 FW 下 的表示。 由于绝对速度在风轴系中有
V
于是加速度为：
E CW
北航飞力实验课实验报告
北航飞力实验课实验报告051770099研究生课程试卷2021－2021学年第一学期期末《飞行力学实验I》飞行原理实验报告考试时间2021年11月1日姓名：苏雨学号：ZY1805316专业：飞行器设计指导教师：王维军北京航空航天大学航空科学与工程学院2021年11月1飞机失速尾旋现象研究第一章：失速尾旋现象介绍在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析12.1失速现象原理分析飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转 2角（下同）。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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。