（一）       实验一、材料循环应力-应变曲线的探究

实验目的：

通过对材料进行循环加载并利用所获取数据绘出材料的循环应力-应变曲线，认识与分析材料的循环特性。

实验原理：

测定材料低周疲劳特性的试验方法是用一组相同的试样，分别以不同的总应变幅循环加载，以对称循环而言，可以从大致接近于材料的屈服应变到1%附近的范围内变化。正因为试验中多少超过了，所以一个完全循环加载下的变化过程必然为一种滞后环（即滞后回线）。又因为循环加载的初期，材料可能呈现循环硬化或循环软化，所以初期的滞后环并不封闭。在继续循环中，这种不稳定过程会逐步趋于稳定，并使滞后环封闭。

实验材料：

一块形状较为规则的塑料体，大型动力测试仪器以及配套分析软件。

实验步骤：

1.在动力测试仪器上小心夹持塑料体，细致调整，使夹持稳定可靠。

2.设定合适的加载条件，使得塑料体能被持续稳定地拉伸与压缩。

3.从分析软件中导出实验数据，绘图分析。

实验结果：

由于软件自身数据输出的设置问题，加上应力与载荷成正比的关系，故循环应力-应变曲线可用循环载荷-应变曲线来代替。利用实验数据绘出的图形如下：

实验分析：

从图1，图2中可以看出，实验初期，曲线开始形成滞回环，但并不稳定.

从图3中可以看出，随着实验的进行，曲线形成了许多的滞回环，它们并不重合，并且看起来十分臃肿，但当选取实验进行后较长一段时间的数据分析绘图，如图4，可以发现，曲线已经趋于稳定。

综上所述，实验现象与实验原理中的分析一致。因此可以认为，这是一次比较成功的材料循环应力-应变曲线探究实验。

   

（二）       实验二、矩形截面梁拉弯载荷下应变的测量

实验目的：

  1.掌握应变片的贴法；

   2.了解矩形截面梁拉弯载荷下应变的特性；

   3.学会使用静力应变仪。

实验原理：

   如图1所示，矩形截面梁受拉力F与力矩M的作用下发生变形。

图1

由材料力学知识可知，

                           （1）

实验过程：

图2 取应变片

图3 小心翼翼贴应变片

图4 固定应变片

图5 加载与卸载

图6 记录数据

 

实验结果：

表1 不同位置处的应变值

实验分析：

    由上表中数据很容易看出，数据存在问题，实验有一定的错误。

实验三、锤击法悬臂梁模态测试

 实验目的

（1）了解锤击法测量结构固有振动参数仪器设备的构成；

（2）掌握锤击法测量结构固有振动参数的实验方法和实验原理；

（3）熟悉锤击法测量结构固有振动参数的基本步骤。

实验原理

（三）   模态分析方法说明

模态分析方法是把复杂的实际结构简化成模态模型，来进行系统的参数识别（系统识别），从而大大地简化了系统的数学运算。通过实验测得实际响应来寻求相应的模型或调整预想的模型参数，使其成为实际结构的最佳描述。常用于振动测量和结构动力学分析，可测得比较精确的固有频率、模态振型、模态阻尼、模态质量和模态刚度。此外，可用模态实验结果去指导有限元理论模型的修正，使计算机模型更趋于完善和合理以及用来进行结构动力学修改、灵敏度分析和反问题的计算等。

（四）   模态分析基本原理

工程实际中的振动系统都是连续弹性体，其质量与刚度具有分析的性质，只有掌握无限多个点在每瞬间时的运动情况，才能全面描述系统的振动。因此，理论上它们都属于无限多自由度的系统，需要用连续模型才能加以描述。但实际上不可能这样做，通常采用简化的方法，归结为有限个自由度的模型来进行分析，即将系统抽象为由一些集中质量块和弹性元件组成的模型。如果简化的系统模型中有n个集中质量，一般它便是一个n 自由度的系统，需要n 个独立坐标来描述它们的运动，系统的运动方程是n个二阶互相耦合（联立）的常微分方程。

经离散化处理后，一个结构的动态特性可由N阶矩阵微分方程描述：

                                                   (1)

   式中f(t)为N维激振向量；x，，分别为N维位移、速度和加速度响应向量；M、K、C分别为结构的质量、刚度和阻尼矩阵，通常为实对称N阶矩阵。

   设系统的初始状态为零，对方程式（1）两边进行拉普拉斯变换，可以得到以复数s为变量的矩阵代数方程

                                            (2)

式中的矩阵

                                                (3)

反映了系统动态特性，称为系统动态矩阵或广义阻抗矩阵。其逆矩阵

                                             (4)

称为广义导纳矩阵，也就是传递函数矩阵。由式（2）可知

                                                    (5)

   在上式中令s=jω，即可得到系统在频域中输出（响应向量*）和输入*的关系式

                                                  (6)

式中H（ω）为频率响应函数矩阵。H（ω）矩阵中第i行第j列的元素

                                                     (7)

等于仅在j坐标激振（其余坐标激振为零）时，i坐标响应与激振力之比。

   在（3）式中令   可得阻抗矩阵

                                                                (8)                                                                     

利用实际对称矩阵的加权正交性，有

                      

其中矩阵                   称为振型矩阵，假设阻尼矩阵C也满足振型正交性关系

代入（8）式得到

                                          (9)

式中

因此

                                    (10)

上式中，

，分别为第r阶模态质量和模态刚度（又称为广义质量和广义刚度）。分别为第r阶模态频率、模态阻尼比和模态振型。

   不难发现，N自由度系统的频率响应，等于N个单自由度系统频率响应的线形叠加。为了确定全部模态参数，实际上只需测量频率响应矩阵的一列（对应一点激振，各点测量的      ）或一行（对应依次各点激振，一点测量的      ）就够了。

   实验模态分析或模态参数识别的任务就是由一定频段内的实测频率响应函数数据，确定系统的模态参数——模态频率 、模态阻尼比和振型（n为系统在测试频段内的模态数）。

实验过程描述

（一）    实验仪器

本实验采用DHMA模态分析软件

（二）   悬臂梁相关参数说明

本文以等截面悬臂梁为研究对象，其几何参数为：长（X向）：L=400 mm，宽（Y向）：B=36 mm，厚(Z向)：H=3mm

将悬臂梁等分为7份，分别编号1——8号。

（三）   实验步骤

1. 测点的确定

在x方向顺序布置8个敲击点（采用多点敲击、单点响应方法），敲击点数目多于所要求的阶数，得出的高阶模态结果才可信。选取拾振点时要尽量避免使拾振点在模态振型的节点上，此处取拾振点在四号点处。

2. 仪器连接

仪器连接如图 2所示，其中力锤上的力传感器接动态采集分析仪的第一通道（即振动测量通道），压电加速度传感器接第二通道（振动测试通道）。

图 1

3. 窗口设置

打开仪器电源，启动DHDAS2003控制分析软件，选择分析/频响函数分析功能。在新建的四个窗口内，分别显示频响函数数据、1-1通道的时间波形、相干函数和1-2通道的时间波形。

4. 参数设置

打开动态采集分析仪电源，启动DHDAS2003软件，选择分析/频响函数分析，打开新窗口，点击右键，信号选择/选择频响函数。

分析参数设置 ：

l   采样率：1.28KHz(分析频率取整)

l   采样方式：瞬态

l   触发方式：信号触发

l   延迟点数： -200

l   平均方式：线性平均

l   平均次数：4

l   时域点数:1024或2048

l   预览平均

5. 敲击测量

加速度传感器放置在4号节点处，用力锤依次敲击1——8号节点，并保存数据。其中，敲击力锤时应尽量保持力度一致，保证力锤信号无连击，信号无过载。

6. 数据处理与模态分析

采样完成后，对采样数据重新检查并再次回放计算频响函数数据。一通道的力信号加力窗，在力窗窗宽调整合适，对响应信号加指数窗。

几何建模：自动创建矩形模型，输入模型的长宽参数以及分段数；打开节点坐标栏，编写测点号；

导入频响函数数据：从上述实验得到数据文件内，将每个测点的频响函数数据读入模态软件，选择测量类型：单点拾振测量方式

参数识别：首先光标选择一个频段的数据，点击参数识别按钮，搜索峰值，计算频率阻尼及留数（振型）。

实验结果处理

（一）    前三阶振型图

第二阶振型如图2：

图 2

第三阶振型如图3：

                                   图3

（二）   模态参数记录

Ansys建模分析

（一）    模态分析的定义

模态分析用于分析结构的振动特性，即确定结构的固有频率和振型，它是谐响应分析、瞬态动力学分析以及谱分析等其他动力学分析的基础。Ansys提供的模态提取方法有：子空间法、分块法，缩减法。动态提取法、非对称法、阻尼法、QR阻尼法等，其中最常用的是前三种方法。[1]

（二）   ansys模态分析的步骤

1.   建模

单元类型：选用Brick 8 node 185；定义材料特性：弹性模量为200MPa，泊松比为0.27，密度7800（均采用国际单位制）；建立几何模型：长450mm,宽36mm，厚3mm。

2. 划分单元

单元划分选用六面体，映射划分

3. 施加约束

将模型两端均进行全约束。

4. 模态分析

指定分析选项为modal，选用分块法，指定扩展的模态数为3阶

5. 求解并观察结果

一到三阶振型图分别如图 5、图 6、图 7：

图 4

图 5

图 6

                                                                  一、     结论

将实验测得结果与ansys建模模态分析进行比较，存在一定的差距，但这为我们以后更好的学习提供了一个参考。通过做实验，我们掌握了锤击法测定振动模态的方法，并从中不断地学习到一些测试技巧，将理论学习与实践相结合。通过使用ansys建模，我们认识到软件建模所存在的弊端，学习了如何将实际问题进行简化成计算模型，这其中必然存在一定的误差。

因此，只有将实验和软件分析想结合才会更好地进行学习与研究。

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第二篇：南京航空航天大学实验空气动力学实验报告

南京航空航天大学

实验空气动力学

实验报告

班级：

学号：

姓名：

目录

1.实验一:低速风洞全机模型测力实验... - 1 -

1.1实验目的：... - 1 -

1.2实验设备：... - 1 -

1.3实验步骤：... - 1 -

1.4实验数据... - 2 -

1.5数据处理... 3

1.6结果分析: 5

2.实验二：天平实验观摩实验... 6

2.1塔式天平的原理图... 6

2.2各类天平的比较... 6

3.实验三：风洞测绘实验... 7

3.1 0.75米低速开口回流风洞... 7

3.2.二维低速闭口直流风洞... 7

3.3风洞主要部件的作用... 8

1.实验一:低速风洞全机模型测力实验

1.1实验目的：

全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。本次实验仅作飞机模型纵向实验，即实验时侧滑角=0°，改变迎角，测量C_L、C_D、M_Z随迎角的变化规律。

1.2实验设备：回流开口低速风洞（包括控制器）、六分量应变天平、皮托管、标准飞机模型、尾撑机构、信号放大器、信号采集器、数模转换器、计算机（内含数据处理软件）、电源、攻角机构

1.3实验步骤：

1）        安装模型，将标准飞机模型安装于测力天平上。对模型做姿态调整，将模型的迎角、侧滑角调整为0°（实验前已做好）。

2）        检查相关设备之间的连线是否连接正确（实验前已做好）。

3）        通过信号放大器显示屏检测各分量数据是否正常（实验前已做好）。

4）        开始测量，开启自动控制系统，开启风洞，记录数据。

5）        数据处理与分析

6）        结果分析

1.4实验数据

模型参数

1.5数据处理：测量得到的数据为飞机体轴系下的数据，要计算升力系数和阻力系数应该先把数据换算到风轴系下。

因为侧滑角始终为0°，所以体轴系到风轴系的转换公式如下：

    X_w= X_b*cosα+Y_b*sinα    （kg）

    Y_w= -X_b* sinα+Y_b* cosα   （kg）

阻力 D= X_w*g  （N）   升力L= Y_w*g  （N）              g=9.8m/s²

下标w表示风轴系，下标b表示体轴系，因为弹性角很小，在此不进行迎角的修正。

因为模型参考中心与天平校心不重合，古要对俯仰力矩进行修正：

△M_zb=Y_b*△x_b= Y_b*(-0.010)               M_zw=M_zb+△M_zb

升力系数C_L=L/(q*S)                阻力系数C_D=D/(q*S)

俯仰力矩系数M_z=M_zw*g/( q*S*L)   L—机翼展长     L=0.4156m

q=0.5*R*V²                                         R—空气密度（kg/m³）   R=1.225kg/m³

 =0.5*1.225*21.82²             V—气流速度（m/s）   V=21.82m/s

 =291.619（kg/(m*s²)）        S—机翼参考面积（m²） S=0.0576m²

处理后得到结果：

1.6结果分析:

    1.6.1由C_L—α曲线图可知，在所测量攻角范围内升力系数随迎角增加尔增加，而且几乎是线性的，升力线斜率约为0.0516（1/°）。当迎角达到20°以上时斜率减小，但升力系数仍然在增加。这是因为实验用的是大后掠、小展弦比的飞机模型，失速迎角非常大。但该飞机模型的升力线斜率较小，这满足大后掠、小展弦比超音速飞机在低速飞行时的特点，该类飞机必须达到一定的速度才能获得足够的升力。

    1.6.2Mz—α曲线图可知，俯仰力矩系数很小，且随迎角变化不大说明模型的参考中心很靠近全机焦点。

1.6.3由C_D—α曲线图可知，在一定迎角范围内阻力系数很小，且变化不大。超过一定迎角，阻力系数随迎角增大而增大。在迎角不大时飞机模型主要承受摩擦阻力，因为实验流速很小，所以摩擦阻力很小。当迎角增大时，飞机模型在垂直于来流方向的竖直平面上的投影面积增大，所以压差阻力逐渐增大，成为主要阻力类型。

2.实验二：天平实验观摩实验

2.1塔式天平的原理图

2.2各类天平的比较

3.实验三：风洞测绘实验

3.1 0.75米低速开口回流风洞

风洞平面简图：

3.2.二维低速闭口直流风洞

风洞真实图形：

风洞平面简图：

3.3风洞主要部件的作用