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载荷类有关论文范文数据库,与某无人机结构静强度试验概述相关毕业论文范文
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【摘 要】为了考核某无人机系统全机及各部件在使用载荷、设计载荷、破坏载荷下的强度和刚度,根据委托方提出的静强度试验任务书进行了试验设计及实施.根据考核部位不同对各试验件分段组合进行试验,试验项目较多,文章仅介绍机翼和油箱组合试验工况.
【关 键 词】静强度试验；支持夹具；控制测量
1.引言
结构试验是结构设计的一个重要组成部分.它的任务是通过有计划地对结构受载后的性能进行观测和对测量参数（如应力、位移、疲劳寿命、振幅、振频等）进行分析,达到对结构的工作性能和承载能力作出正确的评价和估计,并为验证和发展结构的计算理论提供可靠的依据.
近代科学技术的发展,特别是计算机辅助技术(CAD)和应用计算机进行应力分析等先进技术,已使结构的几何构形和强度计算进一步精确.但对于复杂几何形状和复杂环境条件的结构强度计算问题,只能建立在某些简化条件的基础上进行,即使使用最先进和最精确的计算方法,也难以将影响因素考虑无遗.但通过近代的试验技术(包括仪器、设备、方法等)却能够为人们揭示设计结构在实际使用条件下存在的本质问题,并能够发现计算方法所不能揭示的现象.
试验方案是静强度试验的基础,也是静强度试验进行的依据.试验结果的精度和有效性也主要依赖于静强度试验实施方案设计的合理性.因此,制定详细周密的试验方案亦是非常必要的.
2.试验任务书的要求
本工况试验件为：油箱舱和右机翼,左机翼为假件,试验件由油箱舱前、后端面夹具固定.右机翼加分布载荷,其中副翼载荷等效到两端接头上,左机翼假件加集中载荷.试验加载至125%设计载荷仍未破坏,则停止试验.加载时要保证合力的大小和作用点的位置,并进行应力和位移测量.
3.试验
3.1设计试验夹具
a)油箱舱前端面固定夹具
我们设计夹具应模拟真实的连接形式,设计一个连接板,既能实现连接板与油箱舱前端面的对接,又能实现连接板与试验室的通用设备的对接,使现场安装方便,容易固定,注意需留出导管的位置.连接板上8个螺栓孔的位置要与试验件相一致,孔径允许比试验件上的孔径大0.2~0.5mm.另外,还需要设计8个对接螺栓,设计螺栓时应考虑螺栓的材料、直径、螺栓长度、螺纹有效长度等.
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b)油箱舱后端面固定夹具
需设计一环形零件与后端面内壁通过24个螺栓连接,又要设计一连接板与试验室的通用设备的对接,若将环形零件与连接板做成一体,则由于试验夹具尺寸太大,加工时不好保证环形零件的对接面尺寸,所以,通过一个连接框过渡,将后端面与连接板连成一体,连接框与后端面内壁通过24个螺栓连接,连接框与连接板以套接方式连接.设计连接板时,需注意留出导管的位置.连接框上24个螺栓孔先制成初孔,正式试验安装时,再与试验件上的孔配钻.油箱舱通过前、后端面固定夹具固定在夹具上,见图1.
c)左机翼假件
假件的连接部位形式和约束尽可能与真件相同,能使载荷的传递较真实.根据试验任务书的要求确定加载孔的位置,具体考虑假件的强度、主接头、副接头的相互位置与尺寸.左机翼假件简图见图2.
3.2安装与加载
试验前,先将飞机支持在机身固定夹具上.如图3所示,将假机翼安装在油箱舱上,注意假机翼的方向,前、后端面固定夹具与油箱舱及机翼的组合件对接,通过立柱、压梁等通用设备固定在试验厂房的承力地轨上.因为载荷施加在机翼上翼面,为了方便安装与加载,机翼上翼面朝下安装,载荷方向向下.
加载试验实施阶段先进行试验调试,调试成功后转入正式试验.通过加载作动筒对试件施加外部载荷,载荷加至5%设计载荷时设置为零点,从10%设计载荷开始逐级加载至67%设计载荷,保载30秒,逐级进行数据采集,完成后逐级退载至5%设计载荷,完成一次加载过程.第二次加载到67%设计载荷后继续加载至100%设计载荷,保载3秒,之后继续加载至125%设计载荷或破坏,67%设计载荷后数采为跟踪测量.
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4.控制与测量
本次试验采用FCSSmarTEST全数字协调控制加载系统进行多通道高精度协调加载,并利用HBM数据采集系统进行同步数据采集.加载控制系统
具有齐全的安全保护和协调能力,能有效地保证加载控制精度.编制载荷谱时设置超载保护限,当试验过程中出现超载时,加载机会自动卸载.
为了保证加载精度,在试验前需要对力传感器BLR-1整个回路进行校准.
如图4所示,通过力传感器与对应设备通道联合,使用电子秤作为标准力,精度等级分别为：C3和C2,以上两种电子秤经计量部门计量合格,并在有效使用期内.
为了提高控制
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应变测量点主要布置在机翼翼面、机翼主接头、副接头和副翼两端接头上,共23个应变花,即69个应变片来记录应变数据.
4.1应变测量
4.1.1应变测量的方法
①采用1/4桥,二线制接法；
②采用多通道同步数据采集.
4.1.2应变测量数据处理
①对于符合线性的各测量点的各级应变量值进行一元线性拟合(拟合过程中对可疑数据进行了舍弃),得到载荷与应变值的一元线性关系,求出委托方要求的载荷时的应变值,再计算出应力.对数据进行线性检验,给出结果；
②对于非线性的各测量点数据通过曲线拟合并给出拟合曲线图和拟合方程.
4.1.3应力计算
单向应力计算公式：
平面应力计算公式：
最大主应力为:
最小主应力为:
最大剪应力为:
主应力相对应变片中第一片（片号小的为第一片）的夹角：
其中E铝等于0.072×106MPa,u铝等于0.32.
4.2位移测量
4.2.1位移测量的方法
①位移传感器连接到测量系统后,进行通电检查,以保证试验时传感器有正确输出；
②采用多通道同步数据采集.
4.2.2位移测量数据处理
①对于测量数据呈线性变化的测量点,各级位移测量值用最小二乘法进行线性拟合(拟合过程中对可疑数据进行了舍弃),用所得直线方程的斜率乘以67%、100%设计载荷,即为各测量点67%、100%设计载荷下的位移量；
②部分测量点变形不线性但变形有一定规律,因此用曲线进行拟合（拟合过程中对可疑数据进行舍弃）,用得出的多项式方程计算出规定载荷的位移量；
③对于极个别变形很小且变形无规律的点直接取测量值为该点的位移量.
5.结论
各种试验工况基本上覆盖了该无人机各受力构件的极限受载情况,对各受力构件进行了最大载荷的测试.证明这些结构件能够满足使用要求.通过试验表明,试验件安装和支持方法科学合理,能够准确、安全、有效地施加载荷,试验方法设计科学,能够很好地实现预定的加载目标.机翼与油箱组合静强度试验的分析研究及方案的制定实施,可对其它研制试验提供一点参考.
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