北京航空航天大学 微小型飞行器结构静力试验 大作业

②涂抹胶的厚度及均匀度。给试件涂胶时，如果胶的厚度没有达到要求，或者不均匀造成应力集中，也会影响胶接的效果。
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
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。

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。

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）。

理论力学之静力学习题答案北航(总27页)-CAL-FENGHAI.-(YICAI)-Company One1-CAL-本页仅作为文档封面，使用请直接删除静力学（MADE BY 水水）1-3 试画出图示各结构中构件AB 的受力图F AxF A yF B(a)(a)F AF BF BF DF DF BxF ByF BxF CF BF CF By1-4 试画出两结构中构件ABCD 的受力图1-5 试画出图a 和b 所示刚体系整体合格构件的受力图1-5aF AxF A yF DF ByF AF BxF BF AF AxF A y F DyT EF CxF C yN’F BF DF A N F AF BF D1-5b1-8在四连杆机构的ABCD 的铰链B 和C 上分别作用有力F 1和F 2，机构在图示位置平衡。

试求二力F 1和F 2之间的关系。

解：杆AB ，BC ，CD 为二力杆，受力方向分别沿着各杆端点连线的方向。

解法1(解析法)假设各杆受压，分别选取销钉B 和C 为研究对象，受力如图所示： 由共点力系平衡方程，对B 点有：∑=0x F 045cos 02=-BC F F 对C 点有：∑=0x F 030cos 01=-F F BC解以上二个方程可得：22163.1362F F F ==F 2F BC F ABB45oy xF CD C60o F 130oF BCxy45030解法2(几何法)分别选取销钉B 和C 为研究对象，根据汇交力系平衡条件，作用在B 和C 点上的力构成封闭的力多边形，如图所示。

对B 点由几何关系可知：0245cos BC F F =对C 点由几何关系可知：130cos F F BC =解以上两式可得：2163.1F F =2-3 在图示结构中，二曲杆重不计，曲杆AB 上作用有主动力偶M 。

试求A 和C 点处的约束力。

解：BC 为二力杆(受力如图所示)，故曲杆AB 在B 点处受到约束力的方向沿BC 两点连线的方向。

A北京航空航天大学2013--2014学年第二学期考试统一用答题册考试课程微小型飞行器创新设计与实践（A）班级110515 成绩_____________姓名徐志雄学号110511832014年6月27日本课程考核成绩通过每名选课学生提交实验报告，由教师评阅实验报告并结合分组完成的课程作品综合评定。

具体要求如下：1、选修本课的同学每人提交一份实验报告（无报告者无成绩，以未选修本课程处理）；2、实验报告应至少包含以下内容：实验分组情况说明（组长、组员）；项目情况介绍（项目名称、创新性说明）；项目设计、制作、组装过程说明；你本人在分组实验中完成的工作（该部分是报告重点，应有一页以上的篇幅）；项目的试飞情况；试飞结果分析（成功在什么地方或失败的原因分析）；总结你通过本实验的收获、体会和实验结论；提出你对本课程的建议等。

3、同组同学实验报告的相同度不应超过30%；4、实验报告篇幅不少于4500字，正文用5号字，双面打印；5、报告附在单面打印的试卷封面和试题页（本页）后装订，总页数不超过5页；6、2014年6月27日提交实验报告（交给助教）。

微小型飞行器实验报告一、实验分组情况说明：组长：徐志雄组员：赫宁、王跃、杨翰雯、陈春源、胡浩德、梁枭二、项目情况介绍：1、项目名称：陆空一体化小型侦察无人机2、项目创新性说明：无论是抢险救灾，还是军事行动，及时获取最新的目标动态都十分重要。

因此无人侦察器的使用越发广泛。

现有的无人侦察器大致分为空中和地面两类。

空中方面，固定翼无人机适于大面积的区域侦查，旋翼类侦察机只能位于定点侦查；而地面侦察器侦查所得信息详细，但区域较小，只能局限于地面，机动性较差，不便于快速部署。

若将上述三者结合起来，取其优点，则可以对一定的目标区域实行立体式的信息掌握，弥补上述三者的侦查空当。

该机可以用四旋翼飞行模式快速反应，到达目标区域后进行悬停侦查或者降落进行地面侦查。

采用了模块化设计和安装导轨，可以加装小型机械臂、摄像头、夜航灯等设备，适应多重侦查任务。

一、实验目的1）ANSYS模态分析用于确定设计结构或机器部件的振动特性（固有频率和振型），即结构的固有频率和振型，它们是承受动态载荷的重要参数，也可作为其他动力学分析的起点，是进行谱分析或模态叠加法普响应分析或瞬态动力学分析所必需的前期分析过程。

模态分析在动力学分析过程中必不可少的一个步骤，在谱响应分析、瞬态动力学分析的分析过程中均要求先进行模态分析才能进行其他步骤。

2）根据课堂讲授内容，学生做相应的自主练习，消化课堂所讲解的内容；通过调试典型例题或习题积累调试ANSYS程序的经验；通过完成课程设计中中的编程题，逐渐培养学生的编程能力、用ANSYS解决实际问题的能力。

二、实验设备ANSYS2021R1三、问题分析1、小型铁路桥由横截面积为3250mm2的钢制杆件组装而成。

一辆火车停在桥上，EX=2.1×105MPa，μ=0.3，ρ=7.8×103kg/m3。

试计算位置R处由于载荷作用而沿水平方向移动的距离以及支反力，同时，分析各个节点的位移和单元应力。

2、试件的几何参数2.2基于ANSYS分析的步骤2.2.1启动ANSYS，进入ANSYS界面2.2.2定义工作文件名和分析标题（1）GUI：Utility Menu>File>Change Jobname执行该命令后在弹出的【Change Jobname】对话框输入Truss作为工作文件名，单击OK。

（2）GUI：Utility Menu>File>Change Title在弹出的【Enter new title】设置框中输入“Truss Model”作为分析标题，单OK按钮，关闭对话框。

（3）GUI：Utility Menu>Plot>Replot单击该按钮，所命名的分析标题会出现在图形窗口左下角。

2.2.3设定分析类型（1）GUI：Main Menu>Preferences在弹出的对话框中选择分析类型，选择Structural，单击OK。

北京航空航天大学科技成果——基于一维力传感器
的四自由度飞行器测试平台
成果简介
随着航空航天工业的不断发展，无人飞行器的结构无论在外形，受力情况及边界条件等方面均变得非常复杂。

飞行器在研制过程中，气动结构布局，气动力分析，动力源选型与分析尤为重要。

对于一种新型飞行器的初期研制阶段来说，主要工作内容是验证方案的可行性，包括机械本体的设计，动力方案的设计，控制方案的设计等等。

其中，机械本体设计需要考虑到飞行器的气动布局是否合理，因此需要测量飞行器的气动力。

此外，在动力方案设计时，需要测量飞行器的升力，选择合适的动力源以达到所需的推重比。

目前最典型的研究方法是利用多维力传感器获取飞行器的力学参数。

最典型的多维力/力矩传感器主要为六维和三维两种。

现有的三维力传感器虽然结构简单，性能较好，但是无法测量飞行器飞行过程的力矩信息。

而直接输出型（无耦合型）六维传感器结构非常复杂，
间接输出型（有耦合型）的解耦过程复杂且无法解决维间耦合误差问题。

并且六维传感器对于普通的工程实践研究来说，成本非常高。

该项目研发的基于一维力/力矩传感器的四自由度飞行器测试平台作为一种间接输出型（有耦合型）测量平台，即测试平台的多维输出几乎和每一个传感器检测到的力分量和力矩分量有关，此平台采用三个一维的拉压力传感器和一个力矩传感器获取四个维信息，然后通过解耦计算，得出Fz、Mx、My、Mz的值。

考虑到偏航力矩和其他三个测量量的空间关系，此处用一个力矩传感器直接测量偏航力矩，该力矩传感器的输出和其他三个拉压力传感器的输出无耦合关系，属于直接输出模块。

Mx、My、Mz的测量由三个拉压力传感器的测量结果解耦计算获得。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术研究随着航空业的不断发展，飞机的安全性和可靠性越来越受到重视。

而飞机转顶基座及支架结构静力试验技术则是保障飞机安全的重要手段之一。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术是指在飞机制造过程中，对飞机的转顶基座及支架结构进行静力试验，以验证其强度和稳定性。

这项技术的主要目的是确保飞机在飞行过程中不会出现结构失效或破坏，从而保障飞机的安全性和可靠性。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术的实施需要经过多个步骤。

首先，需要进行结构设计和计算，确定试验方案和试验参数。

其次，需要制造试验样机，并进行试验前的检查和调试。

然后，进行试验过程中的数据采集和分析，以及试验结果的评估和判定。

最后，根据试验结果进行结构的优化和改进。

在飞机转顶基座及支架结构静力试验技术中，试验样机的制造是一个关键环节。

试验样机需要按照设计要求进行制造，同时需要考虑到试验过程中的安全性和可靠性。

试验样机的制造需要经过多个工序，包括材料选择、加工、装配等。

在制造过程中，需要严格按照设计要求进行操作，确保试验样机的质量和精度。

试验过程中的数据采集和分析也是非常重要的。

试验过程中需要对试验样机进行多个方向的加载，以模拟实际飞行过程中的受力情况。

同时，需要对试验过程中的位移、应变等数据进行实时采集和记录。

采集到的数据需要进行分析和处理，以评估试验结果的可靠性和准确性。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术的实施可以有效提高飞机的安全性和可靠性。

通过试验，可以验证飞机结构的强度和稳定性，发现潜在的问题并进行改进。

同时，试验结果也可以为飞机的设计和制造提供参考和依据，提高飞机的质量和性能。

飞机转顶基座及支架结构静力试验技术是保障飞机安全的重要手段之一。

在实施过程中，需要严格按照设计要求进行操作，确保试验的可靠性和准确性。

通过试验，可以有效提高飞机的安全性和可靠性，为飞机的设计和制造提供参考和依据。