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旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析说明书.doc

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旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析说明书.doc

南昌航空大学科技学院学士学位论文1目录1前言1.1选题的意义11.2国内外发展状况41.3论文的主要内容52实验台的总体方案设计2.1技术参数设计52.2总体方案的提出以及特点63实验台结构设计3.1电动机的选择83.2装配图的设计103.3带传动的选择与计算113.4轴的设计123.5底座的设计163.6立柱的设计174主要零件的设计验算4.1轴的校核184.2轴承的选择与校核254.3螺栓与螺钉的选择与校核274.4键的选择与校核285工件的夹紧5.1工件的夹紧的要求295.2方案29参考文献31小结32致谢32南昌航空大学科技学院学士学位论文2摘要导弹等飞行器特别是对对空发射等高质量、高精度的武器,它们有很高的要求,要有很好的机动性能,导弹的机动性能越好,要求它的整体结构强度就越高,承受机动过载的能力越强,发动机的结构性能就要求越高,所以我们在生产使用前必须对一些参数进行实验性测试,这样才能保证它在高空过载情况下正常放心使用,并且保证其误差在允许范围内,因此,我们必须设计出相关仪器来测试出其参数,因此,所以发动机过载模拟实验台产生了。发动机过载模拟实验台是通过传动系统使固定在旋转架上的发动机转动而产生离心力,在过载情况下测试其某些性能参数的变化情况。通过离心机可以实现发动机内的弹道参数、离轴加速度、壳体应变以及温度等的测量.现主要工作就是系统的传动设计和测试件的夹紧。研究内容了解该课题的特点以及发展状况.传动系统方案的设计、比较与确定.零件设计、选择、计算以及图纸的初步绘制,工件的夹紧方案的设计、比较与确定,生产部门讨论加工问题.此次设计的实验台在不作点火的情况下,对可两个发动机进行测试,也可作单件测试。测试件一般在2m以内,重量不超过100㎏,具有结构简单、紧凑,工作可靠、维护方便等特点。实验台的设计目标是要满足地面普通热试车试验,在法向加速度作用下对飞行器进行性能检测,不至于导弹在机动飞行中失效。关键字离心机、旋转台、发动机、过载、失效RackcentrifugalaccelerationtooverloadsimulationdesignAbstractTheaircraftsuchasmissileisthehighqualityandprecisionweaponlauchedbyairtoair.Theyhavehighrequirementandhaveexcellentmaneuverability.Thebettermaneuverabilitythemissilehave,thehighertheintensityofholisticstructurerequires.Thebetteritbearthemobileoverloading,thehigherthestructurecapabilityofenginerequires.Toensurethatthemissilecanrunnormallyinthecaseofhighpositionandoverloaded,andalsomakesurethaterrorisundercontrol.Wemustholdaexperimentaltesttosomeparameterbeforeitismadeandused.Therefore,wemustdesignrelativeapparatustotestparameterandtheoverloadsimulationlaboratorybenchoftheenginehasbeendesigned..南昌航空大学科技学院学士学位论文3Theoverloadsimulationlaboratorybenchoftheengineisthroughthetransmissionsystemmaketheenginewhichinstallattherotatorsshelftorotate,thatmaketheenginehasthecentrifugalforce,testsitscertainperformanceparameterchangeintheoverloadsituation.passleftschemingcanrealizelaunchmachineandleavethestalkacceleration,hulladaptstochangesandthediagraphthattemperaturewait.Presentlythemainworkisthesystemtransmissiondesignandmeasuresthetestsampleclamping.Themainstudycontentincludelearnthecharacterofthetaskandthedevelopmenttrend,thedesign,compareandconfirmationoftransmissionsystemproject,thedesign,choiceandcalculateofpartandtheprincipiumprotractofblueprint.thedesign,choiceandcalculateofthetheprojectofclamp,thediscussionoftheproblemofmanufacturebetweenproductiondepartment.Thisexperimentpedestalofdesignundertheconditionofnotmakesomefire,tocantwolaunchthemachinetocarryonthetest,alsocanmakeatest.Testthepiecegenerallyat2min,weightnotover100Kg,havethestructuresimple,tightlypacked,workdependable,supporttheconvenienceetc.characteristics.Theaimofthedesignofthislaboratorybenchistosatisfythecommonhottestdriveonthegroundandtotestthecapabilityoftheaircraftwiththefunctionoftheverticalacceleration.ThemissilewillnotinvalidationunderthisconditionKeywordsLeavetheschemingrevolvethesetdeliverthemotiveoverloadinginvalidation1前言1.1选题的意义现代军事、国防领域对火工品飞行器的机动性能要求很高。火工品的机动性能好,对其整体强度要求就越高,承受机动过载的能力越强。我国对导弹等飞行器的研究方向大多集中在对其控制系统的研究这方面。但是为了满足现代导弹的一些高性能要求,如导弹的全方位、大空域机动,末端变化轨迹运动等,采用传统的姿态控制方案是难以奏效的,必须对导弹的法向过载直接加以控制。以往过载控制是基于局部线性化的线性模型,并且过载控制与姿态控制并存于同一个系统中,导弹过载控制系统的非线性反演设计【16】提出了一种新的过载控制方案,这南昌航空大学科技学院学士学位论文4种方案只需要对过载量进行测量控制,而不再需要对一些角度进行测量和控制,因此这种方案使整个控制系统所需要的零部件减少,控制器结构更加简单明了。非线性自适应控制在最近十几年引起人们的广泛关注,并取得了显著的发展。其中比较典型的是反演设计技术,它是一种系统的非线性设计方法,通过一步一步地构造李雅普诺夫函数推导出控制律,取得了全局的稳定性,并且这种稳定性分析是构造性的。文章中证明了飞行器姿态的收敛与过载收敛等价,并提出了一种关于导弹过载量严格反馈形式的简化数学模型。并利用反演设计技术设计了该过载系统的控制器,并应用李雅普诺夫稳定性理论分析了系统的稳定性。同时给出实例,进行了仿真。导弹过载控制系统的非线性反演设计【16】在证明了飞行器姿态的收敛与过载收敛等价的基础上,提出了一种导弹过载控制系统的简化非线性数学模型,并利用反演设计技术,设计了纵向过载的控制器,该方法使控制系统结构大大简化。仿真研究验证了简化过载模型的合理性和控制方法的有效性。导弹制导控制系统是一种自动控制系统,它是导弹的核心组成部分,而对导弹制导控制系统的研究落脚于对制导规律和控制规律的设计,参照导弹实体,结合工程实际,考虑现有制导规律和控制规律存在的问题,具体进行的主要工作如下1导弹制导控制系统分析。主要包括对导弹制导控制系统的原理、组成的分析,介绍其分类,并给出了设计制导控制系统应满足的指标,结合研究对象,对自动寻的制导控制系统进行了详细的探讨。2导弹运动学建模。引入了研究导弹制导控制系统常用的坐标系及各坐标系之间的关系分析了作用在导弹上的力与力矩,在此基础上建立了导弹动力学方程和运动学方程,结合导弹质量变化和对导弹的操纵关系,建立了空空导弹的运动学模型针对研究对象,在一定假设的基础上建立了倾斜转弯导弹的数学模型。在飞行器工程领域【17】,能量管理技术并不陌生。如轨道器无推力再人返回段的末端能量管理TAEM,以及耗尽关机固体弹道导弹的能量管理。与这两种已有能量管理技术不同的是,THAAD导弹的EMM发生在刚刚发射后的主动段,导弹飞行在距离发射点不远的稠密大气层中。受反导拦截反应时间的限制,其能量管理不宜采用TAEM式的增大飞行距离办法。而可供选择的另一种方法就是增大导弹的飞行攻角,依靠阻力的增大、主发动机推力沿速度轴分量的减小来降低速度、耗散能量。通过大攻角飞行特性分析可知,在导弹飞行主动段,当导弹以90。以内的大攻角飞行时,阻力作用增大,推力增速作用减小,导致飞行速度增幅减小,从而转弯惯性减小推力在速度法向的分量与非线性升力相叠加,弹道转弯作用力增大,法向加速度增大。所以,在转弯惯性减小与法向加速度增大两项作用下,导弹具有速度耗散与高机

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