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飞行器结构强度测试技术的研究飞行器是一种高速运动的复杂系统，其安全性和可靠性的保证是至关重要的。
飞行器的结构强度是其基本的安全保障，因此，结构强度测试就显得尤为重要。
随着航空技术的飞速发展，飞行器的结构日益复杂，测试的难度也随之增加。
为了保证飞行器结构的安全性，研究人员们不断探索结构强度测试技术。
一、常用的飞行器结构强度测试技术1. 疲劳试验疲劳试验是指通过对飞行器的材料、构件或组件进行反复加载和卸载，以模拟实际使用场景下的疲劳损伤过程，从而测定其疲劳强度和疲劳寿命。
2. 静态试验静态试验是指将飞行器的构件或结构在静态荷载下进行试验，以验证其强度和稳定性。
3. 爆炸试验爆炸试验是指将飞行器的构件或结构置于特定测试环境下，如高压、高温等，进行爆炸试验，以评估其在爆炸环境下的耐久性能。
二、结构强度测试技术的研究进展1. 模拟技术的发展随着计算机技术、数值模拟技术等的迅速发展，结构强度测试技术得到了很大的提升。
通过使用计算机软件对飞行器结构进行模拟，在虚拟环境中进行测试，可以大大降低测试成本和测试时间，提高测试精度和可靠性。
2. 多尺度测试技术的应用多尺度测试技术是指将不同尺度下的实验结果进行综合分析，从而得出更加准确的结论。
在飞行器结构强度测试中，可以采用多种不同的测试技术，比如微观材料测试、宏观构件测试以及整体结构测试，从而得到更加全面的结果。
3. 新型传感器技术的应用新型传感器技术的出现，为飞行器结构强度测试提供了更为便捷和高效的手段。
例如，在静态试验中，可以使用光纤传感器等高精度传感器，实时监测飞行器结构的形变和应力变化。
三、未来发展趋势1. 自动化测试技术的应用随着人工智能和自动化技术的快速发展，未来飞行器结构强度测试将更加自动化和智能化。
可以使用机器人等自动化设备进行测试，提高测试效率和精度。
2. 综合测试技术的应用未来的结构强度测试将更加注重综合测试技术的应用，同时结合多种测试手段和技术，从多角度对飞行器结构进行测试，从而得到更加准确的结果。
《建筑结构试验》考试大纲第一部分考试大纲说明一、课程性质和地位本课程是建筑工程专业综合性的, 有较强的实践性的专业技术课程, 通过理论学习和实验教学, 使学生获得专业必须的试验基本理论知识和基本技能, 完成一般建筑结构试验的设计。
“建筑结构试验”从材料的力学性能到验证各种材料构成不同类型结构和构件的基本计算方法, 以及近年来发展的大量大跨、超高、复杂结构的计算理论, 都离不开试验研究。
因此, 建筑结构试验在土木工程结构科学研究和技术革新方面起着重要的作用, 与结构设计、施工及推动土木工程学科的发展有着密切的关系, 已逐步形成一门相对独立的学科, 并日益引起科研人员和工程技术人员的关注和重视。
本课程主要针对“土木工程”等专业。
课程的学分为2学分。
推荐教材为王天稳主编的《土木工程结构试验》（武汉理工大学出版社）一书。
二、课程考试要求本课程的考试要求, 要从考核知识点、学习要求、考核目标和有关考试的具体问题等几个方面综合起来全面加以把握。
其中, 考核知识点是主体。
（一）考核知识点考核知识点是对课程知识体系在广度上的概括。
就本课程而言, 其知识广度主要包括基本理论、基本方法和基本技能, 具体内容见本考纲第二部分“考试内容和考核目标”中的第二项分列了八章, 它们都是考试的范围。
（二）学习要求学习要求是对自学考试知识点所掌握的深度和概括。
根据全国高等教育自学考试以高中文化水平为起点的情况, 对考核知识点的深度掌握, 本考纲在第二部分第一项“学习要求”中, 分别对各个章节的基本要求做了介绍。
深度要求, 选用了“熟悉”、“熟练”和“熟练掌握并能灵活应用”几个不同含义而又存在递进关系的词汇来描述。
（三）考核目标考核目标是按照认知过程将考核知识点的深度、广度和难易程度转化成认知能力的概括。
根据前述高等教育自考对象的实际, 在本考纲第二部分第二项中, 区别考核的认知能力目标即基本目标和考核的难易程度目标即考核目标的具体要求, 作了不同的描述。
《结构实验》实验大纲一、总则1、本大纲的适用范围1)本大纲相关的课程名称及课程属性《结构试验》，属专业模块课。
2)本大纲的适用范围土木工程本科专业3)实验总时数16学时2、本大纲的实验目的和要求1）验证基本理论，学习实验方法，培养科学的研究能力和严谨慎密的科学态度。
2）使学生掌握结构试验方面的基本知识和基本技能，并能根据设计、施工和科学研究任务的需要，完成一般建筑结构的试验设计与试验规划；通过对结构物受作用后的性能进行观测和对测量参数进行分析，从而对结构物的工作性能作出评价，对结构物的承载能力作出正确估计，并为验证和发展结构的计算理论提供可靠的依据，使学生得到初步的训练和实践。
3）进行科学研究的基本训练，培养学生严谨认真的科学态度，提高分析问题、解决问题的能力。
3、本实验课程的重点和内容结构试验设计、结构模型设计、工程结构静力试验、工程结构非破损检测和试验数据的统计分析等。
4、本大纲的所需实验设备YAW――5000kN微机控制电液伺服压力试验机PWS――1000型微机控制电液伺服疲劳试验机静态应变数采系统YE2539、YE2533和YE2538B，动态数据采集和分析系统YE6261B（含传感器CA－YD－109和模态软件）200/100t钢结构反力架和油压千斤顶（10－320t系列）二、实验项目及学时安排实验项目一静态电阻应变仪和机械仪表的使用方法和试验技术1)实验类型验证性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数2学时4)实验目的a．静态电阻应变仪的使用b.机械式仪表的使用5)实验要求正确掌握结构试验常用的静态电阻应变仪和机械式仪表的使用方法和试验技术。
实验项目二钢筋混凝土梁的静力试验1)实验类型综合性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数4学时4)实验目的a.应力、应变测定b.裂缝测量c.开裂荷载的测定5)实验要求结合课程作业进行结构试验设计，通过实验掌握结构试验工作的全过程。
实验项目三钢桁架的静力试验1)实验类型综合性实验2)实验开设属性必开实验3)学时数4学时4)实验目的a.应力、应变测定5)实验要求结合课程作业进行结构试验设计，通过实验掌握结构试验工作的全过程。
结构试验名词解释1.生产性试验：以实际建筑物或结构构件为实验对象，经过试验对具体结构作出正确的技术结论。
2.科学研究性试验：验证结构设计计算的各种假定，发展新的设计理论，改进设计计算方法，为发展和推广新结构、新材料及新工艺提供理论与实践的依据。
3.模型：仿照真型并按照一定比例关系复制而成的试验代表物，它具有实际结构的全部或部分特征，是尺寸比真型小得多的缩尺结构。
4.重力加载：利用物体的重量加于结构上作为荷载。
5.杠杆加载：也属于重力加载的一种，当利用重物作为集中荷载时，经常会受到荷载量的限制，因此利用杠杆原理，将荷载放大作用于结构上。
6.液压加载：目前结构试验中应用比较普遍和理想的一种加载方法。
最大的优点是利用油压使液压加载器产生较大的荷载，对于大型结构构件试验当要求荷载点数多，吨位大时更为合适。
7.初位移加载法：也称为张拉突卸法，在结构上拉一根缆绳，使结构变形而产生一个人为的初始位移，然后突然释放，使结构在静力平衡位置附近作自由振动。
8.初速度加载法：利用摆锤或落重的方法使结构在瞬间受到水平或垂直的冲击荷载，并产生一个初速度。
9.分辨率：当输入量从某个任意非零值开始缓慢变化时，我们将会发现只要输入的变化值不超过某一数值，仪表的示值是不会发生变化的。
因此，使仪表值发生变化的最小输入变化值叫做仪表的分辨率。
10.滞后：某一输入量从起始量程增至最大量程，再由最大量程减至最小量程，在这正反两个行程输出值之间的偏差称为滞后。
11.试验大纲：在取得了调查研究成果的基础上为使实验有条不紊地进行并取得预期效果而制定的纲领性文件。
12.正位试验：指试验时构件搁置位置与实际工作时的位置一致。
13.异位试验：指试验时构件搁置位置与实际工作时的位置不一致。
填空题1.一般把结构试验归类为两大类：生产性试验和科学研究性试验。
2.服役结构的可靠性鉴定，通过试验推断和估计结构的剩余寿命。
3.对于主要承受静力荷载的结构构件实际上荷载经常是长期作用的。
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航空器结构静力学试验方法导言：航空器结构的安全性和可靠性是航空工程领域至关重要的关注点之一。
在设计和制造航空器的过程中，需要进行一系列的试验来验证其结构的适应性和强度。
航空器结构静力学试验是其中一项重要的试验方法之一。
本文将详细介绍航空器结构静力学试验方法的背景、目的以及常用的试验程序和装置。
一、背景和目的静力学试验是指在加载过程中航空器结构处于静止的状态下进行的试验。
其主要目的是评估航空器结构在实际运行中承受各种载荷时的响应和强度。
通过静力学试验，可以得到航空器结构的应力-应变关系、失效载荷以及破坏模态等重要参数，为航空器的设计与改进提供参考依据。
二、试验前的准备工作在进行航空器结构静力学试验之前，需要做好以下准备工作：1. 试验计划制定：根据试验目的和要求，制定详细的试验计划，包括试验方案、试验方法和试验条件等内容。
2. 试验装置设计：根据试验需求，设计制作适合的试验装置，如试验夹具、加载装置和数据采集系统等。
3. 试验前检查：对试验设备和试验样品进行必要的检查和测试，确保其满足试验要求。
4. 试验样品准备：根据试验计划，选择适当的试验样品，并进行必要的准备工作，如裁剪、焊接和加工等。
三、试验过程航空器结构静力学试验通常包括以下步骤：1. 试验装置安装：将试验样品安装在试验装置上，确保其固定稳定，以保证试验的准确性和可靠性。
2. 试验载荷加载：根据试验计划和要求，通过试验装置施加各种载荷，如拉伸、压缩、剪切和弯曲等。
同时，可以通过连续加载或逐步加载的方式逐渐增加载荷，以模拟实际运行中的各种工况。
3. 数据采集与记录：通过安装的数据采集系统，实时采集和记录试验样品在加载过程中的应力、应变、位移和振动等相关参数。
4. 试验结束与数据分析：当达到试验要求的载荷水平或发生结构破坏时，停止加载并结束试验。
随后，对采集到的数据进行分析，评估结构的强度和稳定性。
四、试验装置与方法改进现代航空工程领域不断涌现出新的材料和设计理念，航空器的结构也不断发展和改进。
课程代码：051709研究生课程试卷2017－2018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2018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2018年11月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2.1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为滚转角（下同）。
结构静载试验大纲
结构静力荷载试验的目的是通过对试验结构或构件直接施加荷载作用，采集试验数据，认识并掌握结构的力学性能。
编制试验方案和试验大纲是结构试验的一个关键环节。
试验大纲是控制整个试验进程的纲领性文件，而试验方案则是在试验大纲知道下具体实施结构试验的设计文件。
试验大纲的内容一般包括：1概述
简要介绍为确定实验目的和内容所进行的调查研究，文献综述和已有的试验研究成果，提出试验的目的和意义，试验采用的标准和依据，试验的基本要求等。
2试件设计及制作工艺
说明主要试验参数，列表给出试件的规格和数量，绘制试件制作施工图，给出预埋传感元件的技术要求，提出对材料性能的基本力学指标，说明关键制作及安装的工艺要求
3加载方案和设备
包括荷载种类及数量，加载设备装置，荷载图式及加载制度等。
4 测试方案和内容
本项目也称为观测设计，主要说明观测项目，测点布置，测量所用的仪器仪表的性能指标，数据采集和记录，传感器的标定，测量仪表的补偿措施等等。
5安全从技术措施
包括人身和设备、仪器仪表等方面的安全防护措施。
6试验组织管理
包括试验进度计划，人员组织分工，指挥调度程序，相关技术资料管理等。
7附录
包括所需器材、仪表、设备及原材料清单，观测记录表格及必要的辅助试验说明等。
静力单轴试验机型式评价大纲《静力单轴试验机型式评价大纲》评价一种静力单轴试验机型式的重要性在于帮助用户了解该型号的性能和特点，选择合适的试验机以满足其实验需求。
下面是一份关于静力单轴试验机型式评价的大纲。
一、试验机基本信息1. 试验机厂家、型号、生产日期等基本信息。
2. 试验机的外观、尺寸、重量以及主要材料等。
二、试验机性能参数1. 抗压力范围：包括最大压力、最小压力、可调压力范围及其误差。
2. 位移控制范围：包括最大位移、最小位移、可调位移范围及其误差。
3. 位移速度控制范围：包括最大位移速度、最小位移速度、可调位移速度范围及其误差。
4. 控制精度：包括位移精度、速度精度、负荷精度等。
5. 其他特殊功能：如应力松弛测试、加载速度变化测试等。
三、试验机结构特点1. 架构类型：液压试验机、电动试验机、电液伺服试验机等。
2. 控制系统：包括位移控制系统、负荷控制系统、温度控制系统等。
3. 试验间隙调整方式：包括手动调整、电动调整、自动调整等。
4. 安全保护装置：如过载保护、位移限位等。
5. 附加功能：如数字显示仪表、数据采集系统等。
四、试验机操作和维护1. 操作流程：包括试验前准备、试验过程控制以及试验后处理等。
2. 操作便捷性：包括控制面板的设置、软件界面的友好程度、操作响应速度等。
3. 维护要求：包括试验机的日常保养、仪器校准和故障处理等。
五、试验机配套设备和服务1. 配套设备：如夹具、加载传感器、温度传感器等。
2. 售后服务：包括产品保修、技术支持、培训等。
3. 相关认证和证书：如ISO认证、CE认证等。
六、用户评价与案例分析1. 用户评价：收集用户对该型号试验机使用体验的评价和反馈。
2. 优秀案例分析：介绍该型号试验机在不同领域的成功应用案例。
通过对静力单轴试验机型式的评价，用户可以全面了解和评估该型号试验机的性能、结构特点以及操作和维护等方面的表现。
这样可以帮助用户选择适合自己实验需求的试验机，并确保实验的准确性和可靠性。
军用飞机实验室气候试验管理张昭;吴敬涛;唐虎【摘要】Objective To manage upcoming climatic test of military aircraft and provide methods and criteria for the man-agement. Methods The American military aircraft Test and Evaluation (T&E) process and the American military aircraft climat-ic test plan process were analyzed, and then compared with current situations in China. Results The position and test time of climatic test of American military aircraft laboratory in the equipment test and evaluation system were obtained. The features of American aircraft laboratory climatic test management and ourselves were summarized. Conclusion Shortages and research di-rection in management of domestic climate test are obtained. It provides references for researching management of domestic climate test.%目的更好地对即将到来的军用飞机气候试验进行管理,为试验管理提供思路和依据,方法分析美国军用飞机试验与评估体系,以及美军飞机实验室气候试验的计划过程,并与国内现状进行对比.结果得到美军飞机实验室气候试验在装备试验与评估体系中的定位及试验时机,总结出美国装备环境试验管理过程的特点以及国内装备环境试验管理的特点.结论得到国内气候试验管理的不足以及需要研究的方向,为国内气候试验管理研究提供参考.【期刊名称】《装备环境工程》【年(卷),期】2018(015)004【总页数】5页(P65-69)【关键词】军用飞机;气候实验室;气候试验;试验时机;试验管理【作者】张昭;吴敬涛;唐虎【作者单位】中航工业飞机强度研究所,西安 710065;中航工业飞机强度研究所,西安 710065;中航工业飞机强度研究所,西安 710065【正文语种】中文【中图分类】TJ85;V216飞机气候环境试验管理包括气候试验在飞机试验体系中的定位、试验时机、试验计划、试验项目制定过程、试验环境应力参数确定过程以及对试验执行的管理等，还包括试验过程中对设备和人员的管理。
土木工程结构试验讲稿长沙理工大学土木与建筑学院2009-5-1第三章工程结构静力试验第三章工程结构静力试验3.1 概述结构试验就是利用各种手段对结构实际工作状态进行模拟，测定结构的工作性能，确定结构变形、内力承载能力等变化规律。
结构上的荷载按是否引起结构动力反应(如惯性力、加速度)分为静力荷载和动力荷载，因此，工程结构试验也分为静力试验和动力试验。
对结构施加静力荷载以模拟结构工作状态的试验称为结构静力试验。
所有结构都要承受静力荷载(如结构和固定设备自重等)，有些结构虽然承受动力荷载，但动力荷载引起的结构动力反应相对静力反应很小，可以忽略，或者不可忽略，但为方便计算，将动力计算转化为相当的静力计算，以冲击系数考虑动力荷载；或进行动力试验时，需要测定结构有关特性参数，或进行动、静力试验对比等等，由于这些因素，结构都需要进行静力试验。
由此可见，结构静力试验是结构试验中最为常见的、大量的试验，也是基本试验。
3.2 试验荷载系统结构静力试验是在对试验结构施加荷载下进行的，除少数在实际荷载下实测之外，绝大多数是在模拟荷载作用下进行。
产生模拟荷载的方法和设备很多，这些设备构成了试验荷载系统。
试验荷载系统必须满足以下基本要求：1、符合试件受力方式和边界条件要求，以保证试验的准确。
2、加载值稳定，不受试验环境或结构变形的影响，相对误差不超过 5％，以保证测试的准确度。
3、加载设备应有足够的强度和刚度，并有足够的安全储备。
4、应能方便调节和分级加（卸）载，以便控制加（卸）载速率。
不同的加载方法，使用不同的设备及装置，下面介绍各种加载方法、加载设备和加载装置。
3.2.1、加载方式3.2.2、支座、支墩支座、支墩是结构试验装置中模拟结构实际受力和边界条件的重要组成部分，必须保证结构在支座处的正确传力。
对于不同的结构形式，不同的试验要求，就要有不同的支座与之《土木工程结构试验》讲稿相适应，这是试验装置设计中应考虑的重要问题。
微小型飞行器结构静力实验
实验大纲
BY1305183 聂恒昌
BY1305176 王乾
BY1305170 张弥
ZY1305310 王燕
SY1305408 王泽青
ZY1305207 刘睿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范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
202.51
22
L
mg v S C ρ=••0.853912381
L C =
型数据点如表1所示。
图4 NACA4412 翼型
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
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。
图12
最终得到展向升力分布图如图13所示。
(1)
(2)
图13
注：图1的纵坐标为单位展长的升力，单位（N/m），图2的纵坐标为单位展长的升力系数（参考面积0.35m×1m）。
其中沿展向分布的升力数据如表3所示。
表3
展向相对
位置
0.0033 0.1033 0.2033 0.3033 0.4033 0.5033 0.6033 单位展长
升力/N
127.1403 126.8767 126.2319 125.1202 123.4138 120.9193 117.2273 展向相对
位置
0.7033 0.8033 0.9033 0.9700 0.9900 0.9970 1.0000 单位展长
升力/N
111.5480 102.2807 85.7034 65.2703 43.0000 21.2768 0.0000
6.2加载方案计算
将fluent计算的分布载荷积分得到每一翼肋间距段的集中载荷为：
编号①②③④⑤集中载荷/N19.05127518.98314518.851407518.6400518.3249825编号⑥⑦⑧⑨⑩集中载荷/N17.86099517.158147516.037152514.09880758.81714685其中的编号对应图13中的位置。
图13
由于试验中只能在翼肋位置加载，因此再利用力和力矩等效的方法将每一段机翼的合力等效加载到该段机翼两端的翼梁上，具体方法描述如下：
如上图所示为一段机翼的前视图。
该段机翼升力的合力为F，若将它等价为两端翼肋上的力F1，F2需要经过如下公式计算：
F
F1F2
X X
力的平衡：F=F1+F2
力矩平衡：F1*（X1+X2）=F*X2
经过上述计算即可把每一段机翼上的升力合力分配到翼肋上，方便试验加载。
通过计算分配所得的加载方案如下图、表所示。
以翼根部前缘为坐标原点。
序号x坐标（mm）y坐标（mm）载荷大小（N）
7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。
9)将测试结果与结构有限元分析结果进行对比分析。
8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。
