熱門關鍵詞：
旋架式加速度過載模擬實驗臺結構設計與分析(sw三維圖
- 文件大小： 5.15 MB
- 下載次數：
- 文件評級：
- 更新時間：2016-02-24
- 發 布 人： 184819733
- 文件下載：
-
- 文件介紹：
- 該文件為 rar 格式（源文件可編輯），下載需要
20 積分
-
- 旋架式加速度過載模擬實驗臺結構設計與分析(sw三維圖).rar
目 錄
1 前言
1.1 選題的意義………………………………………………………………………(1)
1.2 國內外發展狀況…………………………………………………………………(4)
1.3 論文的主要內容 ………………………………………………………………(5)
2 實驗臺的總體方案設計
2.1 技術參數設計 …………………………………………………………………(5)
2.2 總體方案的提出以及特點 ……………………………………………………(6)
3 實驗臺結構設計
3.1 電動機的選擇 …………………………………………………………………(8)
3.2 裝配圖的設計 ………………………………………………………………(10)
3.3 帶傳動的選擇與計算 ………………………………………………………(11)
3.4 軸的設計 ……………………………………………………………………(12)
3.5 底座的設計 …………………………………………………………………(16)
3.6 立柱的設計 …………………………………………………………………(17)
4 主要零件的設計驗算
4.1 軸的校核 ……………………………………………………………………(18)
4.2 軸承的選擇與校核 …………………………………………………………(25)
4.3 螺栓與螺釘的選擇與校核 …………………………………………………(27)
4.4 鍵的選擇與校核 ……………………………………………………………(28)
5 工件的夾緊
5.1工件的夾緊的要求 …………………………………………………………(29)
5.2方案 ……………………………………………………………………………(29)
參考文獻……………………………………………………………………………(31)
小 結 ………………………………………………………………………………(32)
致 謝 ………………………………………………………………………………(32)
旋架式加速度過載模擬實驗臺結構設計與分析
摘要：導彈等飛行器特別是對對空發射等高質量、高精度的武器，它們有很高的要求，要有很好的機動性能，導彈的機動性能越好，要求它的整體結構強度就越高，承受機動過載的能力越強，發動機的結構性能就要求越高，所以我們在生產使用前必須對一些參數進行實驗性測試，這樣才能保證它在高空過載情況下正常放心使用，并且保證其誤差在允許范圍內，因此，我們必須設計出相關儀器來測試出其參數, 因此，所以發動機過載模擬實驗臺產生了。
發動機過載模擬實驗臺是通過傳動系統使固定在旋轉架上的發動機轉動而產生離心力，在過載情況下測試其某些性能參數的變化情況。通過離心機可以實現發動機內的彈道參數、離軸加速度、殼體應變以及溫度等的測量.現主要工作就是系統的傳動設計和測試件的夾緊。研究內容：了解該課題的特點以及發展狀況.傳動系統方案的設計、比較與確定.零件設計、選擇、計算以及圖紙的初步繪制,工件的夾緊方案的設計、比較與確定,生產部門討論加工問題.
此次設計的實驗臺在不作點火的情況下，對可兩個發動機進行測試，也可作單件測試。測試件一般在2m以內，重量不超過100㎏，具有結構簡單、緊湊，工作可靠、維護方便等特點。實驗臺的設計目標是要滿足地面普通熱試車試驗，在法向加速度作用下對飛行器進行性能檢測，不至于導彈在機動飛行中失效。
關鍵字： 離心機、旋轉臺、發動機、過載、失效
指導教師簽名：
Rack centrifugal acceleration to overload simulation design
Abstract: The aircraft such as missile is the high quality and precision weapon lauched by air to air .They have high requirement and have excellent maneuverability. The better maneuverability the missile have, the higher the intensity of holistic structure requires .The better it bear the mobile over loading,the higher the structure capability of engine requires.To ensure that the missile can run normally in the case of high-position and overloaded, and also make sure that error is under control. We must hold a experimental test to some parameter before it is made and used.Therefore, we must design relative apparatus to test parameter and the overload simulation laboratory bench of the engine has been designed..
The overload simulation laboratory bench of the engine is through the transmission system make the engine which install at the rotators shelf to rotate, that make the engine has the centrifugal force, tests its certain performance parameter change in the overload situation.pass left scheming can realize launch machine and leave the stalk acceleration, hull adapts to changes and the diagraph that temperature wait. Presently the main work is the system transmission design and measures the test sample clamping. The main study content include:learn the character of the task and the development trend,the design ,compare and confirmation of transmission system project, the design ,choice and calculate of part and the principium protract of blueprint. the design ,choice and calculate of the the project of clamp,the discussion of the problem of manufacture between production department.
This experiment pedestal of design under the condition of not make some fire, to can two launch the machine to carry on the test, also can make a test.Test the piece generally at 2 m in, weight not over 100 Kg, have the structure simple, tightly packed, work dependable, support the convenience etc. characteristics. The aim of the design of this laboratory bench is to satisfy the common hot test-drive on the ground and to test the capability of the aircraft with the function of the vertical acceleration. The missile will not invalidation under this condition
Keywords:Leave the scheming revolve the set deliver the motive over loading invalidation
Signature of conductor:
在飛行器工程領域【17】，能量管理技術并不陌生。如軌道器無推力再人返回段的末端能量管理(TAEM)，以及耗盡關機固體彈道導彈的能量管理。與這兩種已有能量管理技術不同的是，THAAD導彈的EMM發生在剛剛發射后的主動段，導彈飛行在距離發射點不遠的稠密大氣層中。受反導攔截反應時間的限制，其能量管理不宜采用TAEM式的增大飛行距離辦法。而可供選擇的另一種方法就是增大導彈的飛行攻角，依靠阻力的增大、主發動機推力沿速度軸分量的減小來降低速度、耗散能量。通過大攻角飛行特性分析可知，在導彈飛行主動段，當導彈以90。以內的大攻角飛行時，阻力作用增大，推力增速作用減小，導致飛行速度增幅減小，從而轉彎慣性減小；推力在速度法向的分量與非線性升力相疊加，彈道轉彎作用力增大，法向加速度增大。所以，在轉彎慣性減小與法向加速度增大兩項作用下，導彈具有“速度耗散”與“高機動快速轉彎”的綜合特性。并且，主動段大攻角高機動飛行，由于可以采用高操縱性的推力矢量控制方法進行大攻角飛行穩定控制而具有可實現性。因此，采用大攻角飛行的彈道設計方法可以達成對導彈速度的能量管理。顯然，大攻角飛行可以達到能量耗散的目的。然而，如何給定適當的控制指令，控制導彈以大攻角飛行狀態實現適當形式的高機動彈道軌跡，成為實現大攻角飛行能量耗散技術的關鍵問題。通過分析，耗盡關機固體彈道導彈能量管理控制的“姿態調制法”，可以應用于此。采用耗盡關機方案的固體彈道導彈，為了進行能量管理、實現射程和橫向控制，在發動機耗盡關機前采用了“姿態調制導引控制方法”。其具體控制方式為——將姿態變化設計成調制波形，控制彈體姿態連同發動機主推力方向與原期望速度增量方向產生較大夾角，降低主推力沿期望速度方向作用的加速度增量，從而達到消耗多余能量的目的。
導彈等飛行器特別是對對空發射等高質量、高精度的武器，它們有很高的要求：要有很好的機動性能，導彈的機動性能越好，要求它的整體結構強度就越高，承受機動過載的能力越強，特別是戰術導彈，這類導彈用于攻擊快速活動目標，對姿態控制系統的動態品質要求較高，尤其要求具有反應迅速和能使導彈產生所需較大過載（橫向和法向加速度）的性能，因此對發動機的結構性能就要求越高，像這種高科技武器，一般是要求沒有質量問題，所以我們在生產使用前必須對一些參數進行實驗性測試，這樣才能保證它在高空過載情況下正常放心使用，并且保證其誤差在允許范圍內，因此，我們必須設計出相關儀器來測試出其參數。導彈在機動過載情況下其殼體的受力比較復雜，它會受到很多方面的影響：導彈在機動過載情況下其殼體的受力比較復雜，假設導彈的主翼壓心（F主）、質心（F質）及尾翼壓心（F尾）的分布是按圖1-1所示。如果控制導彈的俯仰、偏航是由F尾（F尾可能是尾翼、燃氣舵或柔性噴管等產生的側向力）來實現的，導彈在有大的離軸角度變向（如抬頭）時其飛行軌跡如圖1-1。
圖1-1 導彈機動過載下的受力簡圖
導彈在機動過載情況下產生的法向加速度對發動機的影響為：
1） 法向加速度對導彈機械結構的影響
一般機動性能好的導彈過載高達幾十個g，在這種情況下彈體的彎曲變形非常明顯，彎曲幅度在幾十毫米甚至上百毫米（與導彈長度有關）。很顯然這么大的變形勢必影響發動機結構強度，甚至彈體可能會被折斷；同時大變形也可能引起絕熱層的脫粘等，增加了發動機著火、燒穿等的可能性。
2 ） 法向加速度對導彈發動機內流場的影響
法向加速度造成彈體的變形改變了發動機內部空間，內流場有很大變化，特別是在發動機的后部形成折射使該處能量相對聚集，加速了此處絕熱層的沖刷和燒蝕，增加了發動機燒穿的可能性。
法向加速度造成發動機燃燒室內的燃燒產物（特別是凝聚相組份）會沿著法向方向有相對運動。也就是說此刻的內流場中燃燒產物分布的密度有很大差別，發動機燃燒室內法向方向一側凝聚相產物的密度要大大高于另一側，這種現象又加速了這側的燒蝕。
法向加速度對導彈的影響結果如圖1-2所示。
圖1-2 法向加速度對導彈的影響示意圖
實踐證明如果導彈發動機只做地面普通熱試車試驗，不研究在法向加速度作用下的性能，可能會因此而導致導彈在機動飛行中失效。為保證導彈的產品的質量和可靠性，必須設計和制作一套地面過載熱試車系統，對導彈在法向加速度作用下的性能進行評價，用于指導產品設計與質量控制。
所以，綜上所述，設計的機器不僅要能滿足地面的普通的熱試車試驗，而且還要能在法向加速度作用下對飛行器進行性能的檢測，不至于導彈在機動飛行中失效。
...
文檔留言 共有條評論
豫公網安備 41072402000322號
