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转架式离心加速度过载模拟实验装置设计【3张图/11600字】【优秀机械毕业设计论文】

资源目录

转架式离心加速度过载模拟实验装置设计【】【优秀机械毕业设计论文】.rar

三维图[SW]

Rolling bearings 33005 GB 297-94.SLDPRT

内轴.SLDPRT

实验体.SLDPRT

底座.SLDPRT

支撑板1.SLDPRT

旋转轴.SLDPRT

立柱.SLDPRT

装夹.SLDPRT

装夹1.SLDPRT

装夹2.SLDPRT

装夹3.SLDPRT

装配体.SLDASM

装配体2.avi

轴承.SLDPRT

A0-底座.dwg

A0-旋转轴.dwg

A0-装配图.dwg

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编号：602914 类型：共享资源大小：5.31MB 格式：RAR 上传时间：2016-02-26 上传人：木*** IP属地：江苏

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关键词：: 架式架势离心加速度过载模拟摹拟实验试验装置设计优秀优良机械毕业设计论文

资源描述：

转架式离心加速度过载模拟实验装置设计

文档包括:
说明书一份,35页,11600字左右.
任务书一份.
开题报告一份.
翻译一份.

图纸共3张:
A0-装配图.dwg
A0-旋转轴.dwg
A0-底座.dwg

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1m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、点火、旋转台、发动机、过载、失效

Rack centrifugal acceleration to overload simulation design
Student name: Wangjunlei Class：05031311
Supervisor: Professor Xu Yi
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 1 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
Keyword:Leave the scheming light the fire revolve the set deliver the motive over loading invalidation
Signature of conductor:

目录
1 前言
1.1 选题的意义………………………………………………… (1)
1.2 国内外发展状况…………………………………………… (4)
1.3 论文的主要内容 ………………………………………… (5)
2 实验台的总体方案设计
2.1 技术参数设计 …………………………………………… (7)
2.2 总体方案的提出以及特点 ……………………………… (7)
3 实验台结构设计
3.1 电动机的选择 …………………………………………… (10)
3.2 装配图的设计 …………………………………………… (12)
3.3 带传动的选择与计算 …………………………………… (13)
3.4 轴的设计 ………………………………………………… (15)
3.5 底座的设计 ……………………………………………… (17)
3.6 立柱的设计 ……………………………………………… (18)
4 主要零件的设计验算
4.1 轴的校核 ………………………………………………… (20)
4.2 轴承的选择与校核 ……………………………………… (25)
4.3 螺栓的选择与校核 ……………………………………… (28)
4.4 键的选择与校核 ………………………………………… (29)
5 润滑的选择
5.1 概述与比较 ……………………………………………… (30)
5.2 润滑剂的选择 …………………………………………… (30)
6 工件的夹紧 ……………………………………………… (31)
参考文献 ……………………………………………………… (33)
小结 …………………………………………………………… (34)
致谢 …………………………………………………………… (35)

I、毕业设计(论文)题目：转架式离心加速度过载模拟实验装置设计

II、毕业设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求：

设计一个测量离心加速度的立式转台，待测件重量15kg,直径90-120mm,长度
900-1200mm，最大离心加速度70g,要求转台的结构设计，并进行相应的强度计算。

III、毕业设计(论文)工作内容及完成时间：
1. 外文资料翻译（不少于6000实词），开题报告（4周）2月16日～3月15日
2. 总体方案设计（2周）3月16日～3月29日
3. 零部件的结构设计（5周）3月30日～5月3日
4.计算与强度校核（4周）5月4日～5月31日
5. 毕业论文整理及答辩准备（3周）6月1日～6月19日

Ⅳ 、主要参考资料：
[1]孙桓主编. 机械原理. 高等教育出版社，2001
[2]濮良贵主编. 机械设计. 高等教育出版社，2001
[3]成大先主编. 机械设计手册. 化学工业出版社，1997
[4]曹维庆等主编. 机械设计. 机械工业出版社，2000
[5] Shigley J E, Uicher J J. Theory of machines and mechanisms . New
York :McGraw-Hill Book Company,1980

转架式离心加速度过载模拟实验装置设计

内容简介：: 南昌航空大学毕业设计（论文）任务书 I、毕业设计 (论文 )题目：转架式离心加速度过载模拟实验装置设计业设计 (论文 )使用的原始资料 (数据 )及设计技术要求：设计一个测量离心加速度的立式转台，待测件重量 15径 90度 900大离心加速度 70g,要求转台的结构设计，并进行相应的强度计算。业设计 (论文 )工作内容及完成时间： 1. 外文资料翻译（不少于 6000 实词），开题报告（ 4 周） 2 月 16 日 3 月 15 日 2. 总体方案设计（ 2 周） 3 月 16 日 3 月 29 日 3. 零部件的结构设计（ 5 周） 3 月 30 日 5 月 3 日（ 4 周） 5 月 4 日 5 月 31 日 5. 毕业论文整理及答辩准备（ 3 周） 6 月 1 日 6 月 19 日、主要参考资料： 1孙桓主编 . 机械原理 . 高等教育出版社， 2001 2濮良贵主编 . 机械设计 . 高等教育出版社， 2001 3成大先主编 . 机械设计手册 . 化学工业出版社， 1997 4曹维庆等主编 . 机械设计 . 机械工业出版社， 2000 5 E, J. of 980 航空与机械工程学院机械设计制造及自动化专业类 050313 班学生（签名）：王军雷日期：自 2 0 0 9 年 2 月 1 6 日至 2009 年 6 月 19 日指导教师（签名）：助理指导教师 (并指出所负责的部分 )：机械制造工程系教研室主任（签名）：附注 :任务书应该附在已完成的毕业设计说明书首页。 1 学士学位论文原创性声明本人声明，所呈交的论文是本人在导师的指导下独立完成的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含法律意义上已属于他人的任何形式的研究成果 ,也不包含本人已用于其他学位申请的论文或成果。对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。作者签名：日期：学位论文版权使用授权书本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权南昌航空大学可以将本论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。作者签名：日期：导师签名：日期： 1 毕业设计（论文）外文翻译题目： O 概念设计到虚拟实体设计的快速创新设计方法专业名称机械设计及其自动化班级学号 05031311 学生姓名王军雷指导教师许瑛填表日期年月日 2 从概念设计到虚拟实体设计的快速创新设计方法济大学机械工程系，上海 200092 ，中华人民共和国摘要：随着生产制造全球化和竞争力集约化的市场发展，对企业来说，能够研发自己的产品以满足市场的要求是迫切需要的。因此，对设计工程师来说，提高产品的竞争力和降低产品设计的生命周期是两个需要被解决的关键问题。由于大多数 3三维设计平台下，在设计过程中，结构的技术特征、组装和产品的制造特性是可以很容易的被评价和修改的，并通过虚拟样机的仿真，检查出产品要素之间的干扰，产品的设计方案就可以很快完成。然而，三维软件不能支持机械装置的概念设计。基于概念设计的再生方法，本文提出了一种系统的自动设计方法，为机械设备从概念设计到虚拟实体设计被呈送，用此方法，所有的产品设计过程从概念设计到结构设计，虚拟装配和仿真，直到虚拟实体原型都可自动进行。关键词：创新设计，虚拟设计 1引言随着生产制造全球化和竞争力集约化的市场发展，对企业来说，能够在第一时间里发展自己的产品以满足市场的需求是迫切需要。参数技术和基础特征设计适用大多数的商业件。在 3D 发展环境下设计产品的主要优势是结构技术特征，合理装配和产品生产的特性可以实时轻松的被评价和修改。在 3品的虚拟样机便可以给出。通过这一虚拟原型模拟和检查产品要素之间的干扰，产品的设计方案的可以很快完成。在同一标准设计平台下，术和成的能力，依据应用程序接口的技术和数据的界面说明，使人们有可能加快产品的设计和制造的进程。但是， 3 考虑到利用 3D 软件在加速产品设计和制造中的优势，基于一系列我们以前的研究工作 1 ，在本文里，提出了支持机械设备自动虚拟样机设计的一种概念设计方法。在此方法中，采用字符串表示的创造机械设备概念体系的再生方法。体系结构确定后，由配链自动进行运动学分析。另一方面，在 3D 软件所提供的应用程序接口技术帮助下，在结构里公认元素是在虚拟的实体形式下建立选择类型元件。使用背景预览装配方法，机械设备在虚拟实体的形式下自动装配，以图解表现出来。因此，本文介绍的方法，所有的设计过程，从概念设计到结构设计、仿真、虚拟装配和虚拟实体原型设计都可自动进行。 2 方法 3 法论图 1是一个机械系统里快速创新设计系统的流程图。该系统由概念设计过程、符号组合识别过程、运动学分析过程、三维虚拟实体设计（或三维结构设计）过程、自动装配过程、虚拟仿真进程、修改和产品空间布局设计组成。最后，以规则为基础的概念设计 ,一系列的概念设计结果，这是符号组合的表示，例如生产 36）。 6) 字符方案基本机构串传动连杆 b 连接连杆 g 面凸轮动连杆 e 输出连杆 i 输出连杆 d 输出本机构 + 节点结构设计动力学分析空间布局预装配虚拟样机 6) 图 1 ：快速创新设计系统这些符号组合可以分解成若干个基本的机构，如齿轮、联动、凸轮等和它们之间的连接点等。在对基本机构进行运动学分析和虚拟结构设计后，基于基本机构的结构和它们的连接，可计算出复杂机械系统与符号组合相对应的空间布局。利用预装配技术， 4 在三维空间里根据空间布局的结果，可将将虚拟的基本机构放在特定的空间位置。将平面运动学分析数据转换到空间运动学数据 ,结果就是基本机构所处的位置，最后，我们可以得到一个近似于概念设计的复杂机械系统的虚拟样机，结果由符号组合形式表达。由于所有的设计过程可以自动进行，设计成果和上述设计过程的数据可以被当前的设计过程使用，该系统可自动、高效率和系统的完成从概念设计到虚拟实体原型总设计的进展。通过这个系统，可以以虚拟实体的形式去评价概念设计的结果，而不是仅从经济价值的角度去评价。同时，在概念设计阶段和概念设计的解决方案中，可以尽可能的利用书面形式的设计规则。通过这种方式，从整个概念设计的成果中，可能会发现一些创新的概念设计结果。因此，借助这个系统，我们不仅能获得超越性能的创新设计，而且也减少了设计时间和产品研发费用 . 合的再生概念设计过程是以概念设计方法为基础法的规则，该方法已在 2中阐述。再生程序主要由三部分组成：设计定义问题、创新设计拓扑运营商的选择和再生。在设计定义问题的过程中，通过分析现有设计或虚拟的设计要求，设计者作出某些拓扑特点和设计要求的机构，并写下设计问题的再生规则和评价规则。设计规则如下： A(B)C D! E F 再生规则和评价规则可以看做为设计要求行为的说明，如运动功能，还可以是拓扑特征的机构，如机构的自由度和 /或结构等。如果试图尽可能多的找到设计问题的解决办法，再生规则应当只包含描述运动功能要求的规则；如果想从上述所有解决方案中选择更详细和优化的解决方案，以满足特定的设计要求，那么评价规则应增加。评价规则增加的越多，解决方案越微小，就会有更好的解决方案来满足特殊的设计要求。对于设计问题，再生规则和评价规则是可以互换的。为了方便起见，我们将再生规则和评价规则统称为设计规则。经过再生程序，生成一套以字符串表示的机构被设计规则收录，如 1）（ 03）（给出的。这些字符串被称为再生代码或符号组合合的核对在结束以概念设计方法规则为基础的概念设计后，概念设计结果以符号组合形式表达，例如，气相色谱 = 9）。因为这个组合正好与图形载体相同，为标记图形载体中的每一个连杆，阵列如下： Gn=1， 2， 3， 4， 5， 6， 7 n 5 在这个阵列中，最初的要素是图形载体的序号。在基本机构的核对中，如果一个基本机构是确定的，那么 Gn中的元素应和基本机构的构成环节相一致，应设置在完成符号组合的的核对后，阵列如下： Gn=如果在这个阵列中某些内容不能为表明，符号组合为不能被分成基本机构的结合。用三个过程来确定基本机构：基本机构的确定 ; 传动机构的确定 ; 其它基本机构的确定。基本机构有凸轮机构、齿轮机构、日内瓦轮机构、四连杆机构及其进化机构、五杆机构以及 I 和传动机构意味着基本机构包含一个或多个传动元素，即在基本机构中存在传动环节。其它环节就是在 Gn中未设置为举例来说，符号流程图 29 ）是一种有两个自由度的机构。阵列状态为： G 9 = （ 1,2,3,4,5,6,7,8,9 ）最后鉴定结果是 “ (1) 表达式（ 1）被称为基本机构字符串。它可分为两个部分：主要部分和次要部分。在这里，主要部分是次要部分是基本机构及其连接的信息已被列入的主要部分。在这个例子中，机构是由两个凸轮机构及五连杆机构成。传动连杆和地面连杆的信息被划到次要部分。在次要部分中，大写字母为功能代码，并有被重新提出，在大写字母的右边，数字号码便是传动连杆和地面连杆。在大写字母的右边到，两个数字号码就是组成滑块配对的两个要素。例如，在，连杆 2和连杆 1组成一个滑块配对符号流程图核对的第二个目标是确定基本机构之间的连接。鉴定方法是如下：判断两传动机构间的连接（标记为。带有复合连接的机构，后置机构应该是一个带有两个输入度的差动机构，它只有一个传动连杆。因为带有平行连接的两个传动机构，如果第二个机构是一个差动机构，那么两个传动连杆必定存在。判断所有基本传动机构和中传动机构的连接。 6 对于两个基本机构的一系列连接，后置机构应该是一个单一输入的基本机构。然而，对于带有复式连接或者一系列连接的两个基本机构，后置机构应该是一个不同的机构。但是，对于带有反馈连接的两个基本机构，后置机构不应该是一个不同的机构。确定基本传动机构之间的连接基本传动机构之间的连接，可以是并行连接、并行连接、并行连接、复合连接和叠加连接。以该方法确定的连接和步骤相同。应当提及的是，所有的核对规则所依据的假设，是在当前机构的组合下，至少有一个传动机构。显然，上述的假设不能满足共同的案例。为满足假设，在基本传动机构连接的核对过程中，应更换基本传动机构。更换方法如下：让连杆骤当前的传动连接，并且动连接，然后判断所有把所有的并准备下一个周期。计数 +1 。例如，通过核对过程中，符号组合 36）分为基本机构及其连接，如图 2所示。传动连杆 2 连杆 7 连杆 9 地面 1 动连杆 5 连杆 4 图合运动学分析为了估计的动态行为和模拟运动学分析过程是必要的。运动学分析方法适用于以运动链为基础的方法和以基本机构为基础的方法的系统。在这里，以运动链为基础的方法作为例子。如果确定了 1个自由度机构中的输入连杆与地面连杆，这一机构将成为一个带有0个自由度的刚性结构。这种严格的组织结构大致可分为基本架。当确定了带有 N= 8）的 1个自由度机构的输入连杆和输出连杆时，在参 4 中会出现五种架在参。一个连杆两个节点的链接必须保持一个固定的距离，在这样的条件下，这些位移职能可以成立。 7 为这些架进行的运动学分析，是已经用编程和封装了的一系列函数。如果用固定在地面的连杆和输入连杆，我们能够将一个机构自动的改变成一套那么带有 1自由度的平面机构的位移分析将很容易解决。建模过程可以分解成以下步骤：（ 1 ）输入气相色谱生成码 ; （ 2 ）输入运动学参数 ; （ 3 ）表格刚性结构 ; （ 4 ）匹配架。构成复杂的机械装置的可能结构已经储存在数据库系统。在数据库中，在 3 在三维软件提供的应用程序接口工具的帮助下，这些三维结构用基于特征接口的封装。这些结构可以是二元连接、三元连接、四元连接、凸轮、齿轮、日内瓦元素，甚至特别定义的机械设备结构。当运动学分析过程结束时，该系统可以根据成机械装置。在机构的模型界面下，输入适当的参数后，系统将自动生成结构的三维实体模型。在软件所提供的装配工具帮的助下，用该方法组装这些三维虚拟实体和人工组装一个复杂的机械装置。如机械装置太复杂而难于组装，那么通过人工的方法组装将花费更多的时间。为了实现再生系统的自动装配，采用了一种所谓的 “ 背景预先安置 ” 组装技术方法。这种方法是一种传动数据装配方法。这些数据说明了在空间下，三维虚拟实体应被占领。在软件所提供的应用程序接口工具帮的助下，我们编出程序，将这个三维虚拟实体放在需要占用的空间中。例如，在机械桌面（欧特克）的 3，如果我们试图把一个三维虚拟实体放在需要占用的空间中，我们可以收入下列命令： ”, ) / /虚拟实体沿着参考点的形式 ); ”, 8 0,0,0”,); / /虚拟实体沿前一个参考轴和当前轴使 ); 根据程序，所有的虚拟三维实体可以提出或装配在适当的位置。由于虚拟实体占用的位置是预先计算运动学分析的过程，利用背景预先安置的技术方法，再生组装可自动进行。这种自动装配方法对机械设备的修改、空间布局和完善是非常有效的。快速创新设计系统作为机械系统的一个重要组成部分，空间布局的目标是制定机械系统之间的联系和符号组合占用最少的三维空间，以满足工业美学的要求。未来对布局问题的研究将考虑工业美学要求，因此，考虑基本机构间的连接，布局问题的重点是布局机械系统占有最小的立体空间。为了实现这一目标，首先，在的复杂机械系统中，存在几个共同连接关系，概括为三种连接：串行连接、并行连接和关闭连接，然后基于转化矩阵，通过这些连接产生约束方程。然后，通过带有立方体模型的基本机构占用的空间，并在适宜功能的机械系统中处理制约和干扰，基于自适应遗传算法，计算出复杂机械系统的空间布局问题。 3 范例本文中，高速电池自动装配紧固件设备作为一个复杂机械系统的例子说明了该算法的有效性。如图 1，根据高速电池自动组装紧固件设备的功能要求，在自动概念设计过程的帮助下，我们以符号的形式得到 142 个概念设计组合方案。下面的符号组合就是其中之一。在这个符号组合中基本机构如表 1所示。表 2）（地面： C；传动： b）序号名称字符串序号名称字符串 0 齿轮齿轮齿轮凹槽凸轮齿轮联动齿轮（ 2 ） 9 如图 1的自动识别过程，这些基本机构间的连接关系可以用下列矩阵形式表示对称 1 当 ; ;“ 0 ” 代表无连接 ;和 “ 1 ” 代表基本机构本身。如图 1，在虚拟结构设计程序结束后，每个基本机构的布局参数如表 2。基于公式（ 3），每个基本机构的连接和布局参数如表 2 ，利用本文提出的自适应遗传算法，在公式（ 2）中，阐述的符号组合空间布局解决方案在五百代的反复发展得到公认。布局的结果如表 3，虚拟空间布局如图 3所示。表局参数齿轮螺纹凸轮滑杆斜齿轮凹槽齿轮内齿轮 68 70 66 97 0 84 90 25 7190 180 270 90 180 180 180 70 105 110 115 138 218 218 207 0 160 80 30 122 30 37 18 10 60 105 110 127 128 128 207 5 50 15 5 10 15 10 0 26 60 9 60 52 45 55 00 26 25 101 60 52 60 95 表池自动装配紧固件设备的布局结果齿轮螺纹凸轮滑杆斜齿轮凹槽齿轮内齿轮 k(O) 0 90 270 0 0 180 180 270 10 Dk(0 182 6 4 结论本文介绍了以概念设计支持的机械设备自动虚拟样机的设计方法。对于有复杂功能要求的机械装置的创造性概念设计，基于创新设计理论，确定设计问后题，可以得到所有可能的新的解决方案。概念设计的结果以一系列的符号组合表示。通过符号组合的自动识别，结构和组合方案能得到承认，然后动力学分析过程将使这项组合自动进行。另一方面，通过结构的选择和组成部分的形式，以弥补该组合，这样就可以得出虚拟实体的组成部分了。基于 “ 背景预先安置 ” 组装技术，该方案以原型的形式自动组装。利用空间布局技术，所有子机构已经放到特殊的空间中。因此，此方法不仅支持概念设计，而且支持所有的设计流程，从概念设计到结构设计、仿真、虚拟装配和虚拟实体原型设计都可自动进行。由于该方法支持概念设计和虚拟实体设计的，所以使用这种方法，我们可以尽可能多的获取概念设计方案，然后自动的以三维虚拟实体的形式给出模拟。通过模拟，我们可以从中选择一个或多个方案，进行更详细的设计。鸣谢作者非常感谢中华人民共和国高校教育部杰出青年教师教学与研究奖计划所提供的支持（作者还非常感谢上海重点建设问题基金会提供的支持。参考文献 1 Y. X., 1996 2 Y. X. 2002, 37(9): 8333 . X. of on 2006 4 Y. X., of KC . of 2003, 39(1): 235 Y. X. L. J., of on 2002 6 i on D J. 2002, 14(1): 9627 . X., of 11 D 2001,12(3): 2568 2005 005, 9 H. S., of 998. 10 of 1996. 联系方式毕业设计（论文）开题报告题目：转架式离心加速度过载模拟实验装置设计专业名称机械设计及其自动化班级学号 05031311 学生姓名王军雷指导教师许瑛填表日期年月日一、选题依据及意义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，像这种高科技武器，一般是要求没有质量问题，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。导弹在机动过载情况下产生的法向加速度对发动机的影响为： 1）法向加速度对导弹机械结构的影响导弹过载时，弹体的弯曲变形非常明显，弯曲幅度在几十毫米甚至上百毫米（与导弹长度有关）。这就会影响发动机结构强度，甚至弹体可能会被折断；同时大变形也可能引起绝热层的脱粘等，增加了发动机着火、烧穿等的可能性。 2 ）法向加速度对导弹发动机内流场的影响图 1弹机动过载下的受力简图法向加速度造成弹体的变形改变了发动机内部空间，内流场有很大变化，增加了发动机烧蚀和烧穿的可能性。实践证明如果导弹发动机只做地面普通热试车试验，不研究在法向加速度作用下的性能，可能会因此而导致导弹在机动飞行中失效。为保证导弹的产品的质量和可靠性，必须设计和制作一套地面过载热试车系统，对导弹在法向加速度作用下的性能进行评价，用于指导产品设计与质量控制。所以，综上所述，设计的机器不仅要能满足地面的普通的热试车试验，而且还要能在法向加速度作用下对飞行器进行性能的检测，不至于导弹在机动飞行中失效。二、国内外研究概况及发张趋势（含文献综述）导弹的气动布局是这样设计的：在导弹的红外导引头之后，紧接着有两组十字型翼面。前面一组为固定的鸭式翼，后面一组用于俯仰和偏航控制。在俯仰和偏航控制翼面之后有一对副翼，与自由滚转的尾部一起实现滚转稳定。在弹体的后段还有 4片翼板与十字型尾翼连接在一起，以在导弹进行大过载机动时对弹体后段起加强作用。因为在攻击末段，固体发动机已快燃烧完，弹体后段实际上是一个空壳，如果没有这些翼板，在导弹进行大过载机动时，弹体可能由于应力作用而解体。据认为，巨蟒 4 导弹可承受的最大加速度过载高达 70g，而美国的只有 35g。到目前为止，在加速度对发动机性能的影响方面，人们主要进行了火箭自旋引起的横向加速度对推进剂药柱产生的加速度效应研究，即燃速增加导致发动机内弹道性能发生畸变，影响了发动机的正常工作，这方面，国内学者进行了大量的试验研究和理论分析工作，并取得了重大的进展。然而实践证明，自旋产生的横向加速度与导弹机动飞行的横向加速度对发动机工作产生的影响是有较大差别的，后者对发动机的影响更为突出，而且长期被人们忽视，国内外至今缺乏对其的研究资料，因此十分必要开展横向加速度对发动机性能的影响研究，获得实验数据，指导工程型号设计。横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究 10表明，横向加速度对绝热层烧蚀影响主要原因是由于横向加速度导致燃烧室内流场发生改变，离心力方向侧壁绝热层形成“烧蚀坑”，并且绝热层的烧蚀率随横向加速度的增加有加倍增长的趋势。固体火箭发动机高速旋转试验台 12，从方案设计、动力源选择、结构设计及传感器选择等方面研究了高速旋转试验台涉及的几个主要问题。从实际使用情况看，图示固体火箭发动机高速旋转试验台能够满足推力和压力时间曲线同时测量的要求，同时震动噪声也较低，试验台运转、使用和维护性能较好。国内外的实践证明如果导弹发动机只做地面普通热试车试验，不研究在法向加速度作用下的性能，可能会因此面导致导弹在机动飞行中失效。为保证导弹的产品的质量和可靠性，必须设计和制作一套热试车系统，对导弹在法向加速度作用下的性能进行评价，用于指导产品设计与质量控制。三、研究内容及实验方案设计一个测量离心加速度的立式转台，要求：待测件重量 15 千克直径 90度 900大离心加速度 70g 首先是了解该课题的特点以及发展状况 ,对所选课题有个初步的了解 ,为总体方案的提出打下基础较与确定 ,通过对传动方案的选择 ,从而完成整体设计装配图画好后 ,从装配图中设计计算选择各零件以及完成对零件图的初步绘制 , 用三维软件立实体模型。给模型添加运动学参数、质量特性参数、力学特性参数等外部环境，基于成实验虚拟平台下的运动测试。之后是对工件的夹紧方案的设计、比较与确定 ,完成设计后 ,是要与生产部门讨论加工问题 ,看设计的方案是否符合加工方案 ,不合适的地方再加以再进四、目标、主要特色及工作进度目标：设计出离心加速度过载模拟实验装置，用三维软件立实体模型。给模型添加运动学参数、质量特性参数、力学特性参数等外部环境，基于成实验虚拟平台下的运动测试。主要特色：结构简单、拆装方便、较好的制造工艺，性能稳定，能够承受较大的轴向载荷。工作进度： 1、外文资料翻译（不少于 6000 实词），开题报告 (4 周 )2 月 16 日 3 月 15 日 2、总体方案设计 (2 周 )3 月 16 日 3 月 29 日 3、零部件的结构设计 (5 周 )3 月 30 日 5 月 3 日 4、计算与强度校核 (4 周 )5 月 4 日 5 月 31 日 5、毕业论文整理及答辩准备 (3 周 )6 月 1 日 6 月 19 日五、参考文献 1. 孙桓等主编高等教育出版社， 2001 2. 濮良贵等主编高等教育出版社， 2001 3. 成大先主编化学工业出版社， 1997 4. 曹维庆等主编机械工业出版社， 2000 5. 刘国良主编全学习宝典业出版社 ,2007 6. 吴宗泽主编化学工业出版社， 1991 7. 王昆等主编机械设计 ,机械设计基础课程设计 ,1995 8. 机械工程手册编辑委员会编机械工业出版社， 1992 9. 王先逵主编清华大学出版社， 1999 10. 李越森，叶定友，利凤翔 . 横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究 200419（ 2）： 27911. 相瑜才等主编机械工业出版社， 1997 12. 刘鸿文主编高等教育出版社， 1999 13. 王彬，武晓松，余陵，王栋南京理工大学学报 9(5):53614. 国家教委高等教育司编文）指导手册（机械卷）版社，2002 15 E, J. of 980 16. 1981. 转架式离心加速度过载模拟实验装置设计学生姓名 : 王军雷班级 : 050313 指导老师 : 许瑛摘要：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究内容：了解该课题的特点以及发展状况系统方案的设计、比较与确定择、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 1m 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、点火、旋转台、发动机、过载、失效指导教师签名： to 05031311 u he is by to of it of in of is We a to it is we to of of is at to in to is of of of of of of of of of of to to on a m 00 of of is to on to of of of 目录 1 前言题的意义 (1) 内外发展状况 (4) 文的主要内容 (5) 2 实验台的总体方案设计术参数设计 (7) 体方案的提出以及特点 (7) 3 实验台结构设计动机的选择 (10) 配图的设计 (12) 传动的选择与计算 (13) 的设计 (15) 座的设计 (17) 柱的设计 (18) 4 主要零件的设计验算的校核 (20) 承的选择与校核 (25) 栓的选择与校核 (28) 的选择与校核 (29) 5 润滑的选择述与比较 (30) 滑剂的选择 (30) 6 工件的夹紧 (31) 参考文献 (33) 小结 (34) 致谢 (35) 南昌航空大学学士学位论文 1 1 前言题的意义现阶段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。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。文章在 2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。在 3 中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。在 4中给出实例，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 (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南昌航空大学学士学位论文 2 理技术不同的是，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“高机动快速转弯”的综合特性。并且，主动段大攻角高机动飞行，由于可以采用高操纵性的推力矢量控制方法进行大攻角飞行稳定控制而具有可实现性。因此，采用大攻角飞行的弹道设计方法可以达成对导弹速度的能量管理。显然，大攻角飞行可以达到能量耗散的目的。然而，如何给定适当的控制指令，控制导弹以大攻角飞行状态实现适当形式的高机动弹道轨迹，成为实现大攻角飞行能量耗散技术的关键问题。通过分析，耗尽关机固体弹道导弹能量管理控制的“姿态调制法”，可以应用于此。采用耗尽关机方案的固体弹道导弹，为了进行能量管理、实现射程和横向控制，在发动机耗尽关机前采用了“姿态调制导引控制方法”。其具体控制方式为将姿态变化设计成调制波形，控制弹体姿态连同发动机主推力方向与原期望速度增量方向产生较大夹角，降低主推力沿期望速度方向作用的加速度增量，从而达到消耗多余能量的目的。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，特别是战术导弹，这类导弹用于攻击快速活动目标，对姿态控制系统的动态品质要求较高，尤其要求具有反应迅速和能使导弹产生所需较大过载（横向和法向加速度）的性能，因此对发动机的结构性能就要求越高，像这种高科技武器，一般是要求没有质量问题，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。导弹在机动过载情况下其壳体的受力比较复杂，它会受到很多方面的影响：导弹在机动过载情况下其壳体的受力比较复杂，假设导弹的主翼压心（质心（尾翼压心（分布是按图 1果控制导弹的俯仰、偏航是由气舵或柔性喷管等产生的侧向力）来实现的，导弹在有大的离轴角度变向（如抬头）时其飞行轨迹如图 1 南昌航空大学学士学位论文 3 图 1弹机动过载下的受力简图导弹在机动过载情况下产生的法向加速度对发动机的影响为： 1）法向加速度对导弹机械结构的影响一般机动性能好的导弹过载高达几十个 g，在这种情况下弹体的弯曲变形非常明显，弯曲幅度在几十毫米甚至上百毫米（与导弹长度有关）。很显然这么大的变形势必影响发动机结构强度，甚至弹体可能会被折断；同时大变形也可能引起绝热层的脱粘等，增加了发动机着火、烧穿等的可能性。 2 ）法向加速度对导弹发动机内流场的影响法向加速度造成弹体的变形改变了发动机内部空间，内流场有很大变化，特别是在发动机的后部形成折射使该处能量相对聚集，加速了此处绝热层的冲刷和烧蚀，增加了发动机烧穿的可能性。法向加速度造成发动机燃烧室内的燃烧产物（特别是凝聚相组份）会沿着法向方向有相对运动。也就是说此刻的内流场中燃烧产物分布的密度有很大差别，发动机燃烧室内法向方向一侧凝聚相产物的密度要大大高于另一侧，这种现象又加速了这侧的烧蚀。法向加速度对导弹的影响结果如图 1示。图 1法向加速度对导弹的影响示意图南昌航空大学学士学位论文 4 实践证明如果导弹发动机只做地面普通热试车试验，不研究在法向加速度作用下的性能，可能会因此而导致导弹在机动飞行中失效。为保证导弹的产品的质量和可靠性，必须设计和制作一套地面过载热试车系统，对导弹在法向加速度作用下的性能进行评价，用于指导产品设计与质量控制。所以，综上所述，设计的机器不仅要能满足地面的普通的热试车试验，而且还要能在法向加速度作用下对飞行器进行性能的检测，不至于导弹在机动飞行中失效。内外发展状况导弹的气动布局是这样设计的：在导弹的红外导引头之后，紧接着有两组十字型翼面。前面一组为固定的鸭式翼，后面一组用于俯仰和偏航控制。在俯仰和偏航控制翼面之后有一对副翼，与自由滚转的尾部一起实现滚转稳定。在弹体的后段还有 4片翼板与十字型尾翼连接在一起，以在导弹进行大过载机动时对弹体后段起加强作用。因为在攻击末段，固体发动机已快燃烧完，弹体后段实际上是一个空壳，如果没有这些翼板，在导弹进行大过载机动时，弹体可能由于应力作用而解体。据认为，巨蟒 4导弹可承受的最大加速度过载高达 70g，而美国的只有 35g。到目前为止，在加速度对发动机性能的影响方面，人们主要进行了火箭自旋引起的横向加速度对推进剂药柱产生的加速度效应研究，即燃速增加导致发动机内弹道性能发生畸变，影响了发动机的正常工作，这方面，国内学者进行了大量的试验研究和理论分析工作，并取得了重大的进展。然而实践证明，自旋产生的横向加速度与导弹机动飞行的横向加速度对发动机工作产生的影响是有较大差别的，后者对发动机的影响更为突出，而且长期被人们忽视，国内外至今缺乏对其的研究资料。横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究 10设计了实验发动机和实验装置，进行了一系列飞行固体火箭发动机横向过载模拟实验，获得了不同加速度下发动机绝热层烧蚀率定量化的式样数据，验证了横向加速度严重影响局部绝热层烧蚀的事实，研究表明，横向加速度对绝热层烧蚀影响主要原因是由于横向加速度导致燃烧室内流场发生改变，离心力方向侧壁绝热层形成“烧蚀坑”，并且绝热层的烧蚀率随横向加速度的增加有加倍增长的趋势。因此十分必要开展横向加速度对发动机性能的影响研究，获得实验数据，指导工程型号设计。南昌航空大学学士学位论文 5 固体火箭发动机高速旋转试验台 12，从方案设计、动力源选择、结构设计及传感器选择等方面研究了高速旋转试验台涉及的几个主要问题。虽然从实际使用情况看，图示固体火箭发动机高速旋转试验台能够满足推力和压力时间曲线同时测量的要求，同时震动噪声也较低，试验台运转、使用和维护性能也较好。但此试验台不能满足我们对发动机进行离心过载的模拟实验。国内外的实践证明如果导弹发动机只做地面普通热试车试验，不研究在法向加速度作用下的性能，可能会因此面导致导弹在机动飞行中失效。为保证导弹的产品的质量和可靠性，必须设计和制作一套热试车系统，对导弹在法向加速度作用下的性能进行评价，用于指导产品设计与质量控制。文的主要内容首先是了解该课题的特点以及发展状况 ,对所选课题有个初步的了解 ,为总体方案的提出打下基础较与确定 ,通过对传动方案的选择 ,从而完成整体设计装配图画好后 ,从装配图中设计计算选择各零件以及完成对零件图的初步绘制 , 用三维软件立实体模型。给模型添加运动学参数、质量特性参数、力学特性参数等外部环境，基于成实验虚拟平台下的运动测试。之后是对工件的夹紧方案的设计、比较与确定 ,完成设计后 ,是要与生产部门讨论加工问题 ,看设计的方案是否符合加工方案 ,不合适的地方再加以再进 6 使之能满足生产实际的需要。南昌航空大学学士学位论文 7 2 实验台的总体方案设计术参数设计测件结构尺寸设计本试验台应该适应以下发动机试验要求：过载模拟（单台或双台发动机）发动机不点火试验待测件长度： 900 1200测件直径： 90 120测件重量： 15 待测件载荷设计最大离心加速度： 70g 旋转架承载能力：大于 1500N 台运动参数设计转台采用变频调速方式，技术指标：旋转架转速：小于 300r/转架启动平稳时间： 180S 电机额定功率：面装有压力应变片，并且配有控制箱，具有安全措施保障人员安全体方案的提出以及特点案方案图：南昌航空大学学士学位论文 8 图 2方案总图组成：； 7. 定轴；；实体图：南昌航空大学学士学位论文 9 图 2 方案 1实体图点主要特色是：结构简单、拆装方便、较好的制造工艺，并且使用同步带的传动可以提高传动效率，在过载的环境下能够起到自我保护作用，提高了使用的安全性能，并且可以能够较好的满足设计的要求性能。同时在 8 根支撑柱的支撑作用下，可以承担相当大的轴向载荷，这也为在实验台的安全性能方面起到了很重要的稳定作用，因为在轴向方向的力还是很大的，使用支撑柱而不是用箱体结构也不影响使用带的传动方式的使用。其二，使用空心轴的同时不仅能够满足引出线的目的，同时也提高了轴的抗扭强度。其三、在测试件这一块，也有别于以往的水平和垂直放置的相对单一的摆放方式，但是同时这也对设计提出了更高的要求，因为还有考虑剃度加速度对测试件的影响。因此，可以说这套设计方案还是有其独特的地方。南昌航空大学学士学位论文 10 3 实验台的结构设计动机的选择：以知条件：旋转架转速：小于 300r/转架启动平稳时间： 180s 最大离心加速度： 70g 择电动机的容量由于该回转实验台是空载实验，并不需要承受多大的载荷（估计就是一些系统上的摩擦力矩和风阻）。所以该电机的功率主要是取决于启动时的功率。现假设该实验台作匀角加速度启动：则角速度 =300 2 /60=31.4 s 角加速度 =( 1)/ t=(300 2 /60180=动转矩 T= J 为该系统的转动惯量计算大约的最大回转半径： 2a/ 2 =70g/m 注意：转速取小点则回转半径要适量加大。单个测试件 J=15 kg验时测试件是两边对称分布 J=2J=m 最大的驱动功率 w 考虑到回转台以及轴的 J 00w 再考虑到 1 对轴承与带的传动效率总 =d= =2432w 南昌航空大学学士学位论文 11 因为忽略了风阻以及系统的一些摩擦力矩，电动机额定功率于可，由机械设计指导的表 14得 Y 系列电动机额定功率 5.5 择电动机的转速回转台的转约速为 300r/常，带轮轮传动 i=24 ,故电动机的转速范围为 6001200 r/重量、价格以及传动比等考虑，选用动机。同一类型、功率相同的电动机具有多种转速。如选用转速高的电动机，其尺寸和重量小，价格较低，但是会使传动装置的总传动比、尺寸结构和重量增加。选用速度低的情况刚好相反。因此，在综合考虑电动机及传动装置的尺寸、重量、价格，并且根据传动比的需要，选用电动机的同步转速为： 1000 r 现由根据机械设计实用手册选电动机的型号为： 8。具体参数如下：电动机技术数据型号额定功率速r/电流 A 效率 % 功率因素 20 5 转电流堵转转矩最大转矩转动惯量重量（ 19 动机的安装机座号国际机座号 D F G E L K H 160M 1328 10 33 80 515 12 ：图 2方案总图组成：南昌航空大学学士学位论文 13 ； 7. 定轴；；实体图：图 2 方案 1实体图转臂的长度整体高度： 1655体底座离转盘的距离： 655传动的选择与计算以下公式参考机械设计手册单行本带传动和链传动 33 1、选带：胶帆布平带 2、小带轮直径： 1d =（ 1100 1350）113（ 1100 1350） 1d =250昌航空大学学士学位论文 14 3、带速： v=100060 11= 100060 =m/s 1500 8、曲饶次数： y= 500 =、带厚： =（401301） 1d = =0、带截面积： A=工况系数：带轮传递功率： P=带单位面积所能传递的基本额定功率：0P=角修正系数：K=动布置系数：K= 算得： A=1、带宽： b=A= b=100昌航空大学学士学位论文 15 12、作用在轴上的力： 0 A=为带的预紧应力，取0=的设计轴设计的主要包括结构设计和工作能力计算两方面的内容：（ 1）轴的结构设计是根据轴上零件的安装、定位以及轴的制造工艺等方面的要求，合理地确定轴的结构形式和尺寸。轴的结构设计不合理，会影响轴的工作能力和轴上零件的工作可靠性，还会增加轴的制造成本和轴上零件装配的困难等。因此，轴的结构设计是轴设计中的重要内容。（ 2）轴的工作能力计算是指轴的强度、刚度和震动稳定性等方面的计算。多数情况下，轴的工作能力主要取决于轴的强度。这时只需对轴进行强度计算，以防止锻裂和塑性变形。而对刚度要求高的轴和受力的细长轴，还应进行刚度计算，以防止工作是产生过大的弹性变形。设计过程如下：以下数据均出自机械设计先按式（ 15步估算轴的最小直径。选取轴的材料为 45 号钢，调质处理。根据表 15 26,于是得 01131261=r 为空心轴内外径比 ,取 r=安全，乘安全系数 d=取 d=70虑轴上开有两个键槽应增大 10% d=80输出轴的最小直径显然是安装下端轴承的直径 d - ，参照轴承设计手册，选取内径 d=80径 D=1403216的圆锥滚子轴承。 1)拟定轴上零件的装配方案南昌航空大学学士学位论文 16 2)根据轴向的定位要求确定轴的各段直径和长度 (1)为了满足轴承的轴向的定位要求， - 轴段右端需制出一轴肩，参照轴承安装尺寸，故取 - 段的直径为 90 - 段的长度参照轴承宽度尺寸，现取l - =70 - 段的长度暂时定为 60承与轴的配合公差为 H7/确定轴上圆角和倒角尺寸，取轴端倒角为 2 45 。（ 2）轴 -段为轴与大带轮配合。根据大带轮直径确定内径 d=120以取段轴直径 d - =120轮与轴的配合公差为 H7/度方向上，为满足轴向定为，此段轴长应大于大带轮轮缘宽度，取 L - =130 （ 3）轴 -段为支撑段，考虑受力及带轮直径，现取 d - =180l - =220（ 4）轴 -段位支撑板，考虑大带轮外径及安装要求，取代号为 30630 的圆锥滚子轴承配合安装，参照轴承的安装尺寸，取 d - =630 =25盘直径d=11001 =50 （ 5）轴 -段位固定夹具段，根据测试件长度及旋转半径尺寸，现取 d - =120mm，l - =1000 3)内轴设计内轴的作用是：（ 1）将测试件上应变片的引线通过集流环引出；（ 2）在旋转轴发生意外的时候起到一定得保护作用。南昌航空大学学士学位论文 17 参照旋转轴，取外径 1d =54径 2d =46度 l=1615部为 110 15，孔 4均布座设计此方案的底座主要承受装置的压力，因此选用铸造，结构如下图：具体尺寸入下图：南昌航空大学学士学位论文 18 柱设计为方便带传动的工作，本方案采用的是八根支撑整个试验台结构，由于立柱只承受试验台的压力，整个装置的扭矩可以忽略，因此拟定这八根立柱的材料为铸钢体尺寸如下：南昌航空大学学士学位论文 19 长 L=370边联接处厚度各为 20接孔的定位：在直径为 100圆周上均布 8的直径孔。南昌航空大学学士学位论文 20 4 主要零件的设计验算的校核强度校核进行轴的强度校核计算时，应根据轴的具体受载及应力情况，采取相应的计算方法，并恰当地选取其许用应力。这次设计主要是既承受弯矩又承受扭矩的轴（转轴），应按弯扭合成强度条件进行计算。其计算步骤如下： 1）作出轴的计算简图（即力学模型）轴所受的载荷是从轴上零件传来的。计算时，常将轴上的分布载荷简化为集中力，其作用点取为载荷分布段的中点。作用在轴上的扭矩，一般从传动件轮毂宽度的中点算起。通常把轴当作置于铰链支座上的梁，支反力的作用点与轴承的类型和布置方式有关，通过查表确定。 2）作出弯矩图根据简图，分别按水平和垂直面计算各力产生的弯矩，并按计算结果分别作出水平面上的弯矩和垂直面上的弯矩图后按下式计算总弯矩并作出 M 图； M= M 22 3）作出弯矩图 4）校核轴的强度已知轴的弯矩和扭矩后，可针对某些危险截面（即弯矩和扭矩大而轴径可能不足的截面）作弯扭合成强度校核计算。按第三强度理论，计算应力 )(24 12222 式中：轴的计算应力，单位为 M 轴所受的弯矩，单位为 N 轴所受的扭矩，单位为 N 轴的抗弯截面系数，单位为对称循环变应力时轴的许用弯曲应力。 5）旋转轴的校核 T=9550000昌航空大学学士学位论文 21 Ft=20 =的计算简图如下：图 4水平面上的受力图：水平面上的弯矩图：垂直面上的受力图：南昌航空大学学士学位论文 22 垂直面上的弯矩图：合成弯矩图：扭矩图：南昌航空大学学士学位论文 23 从轴的结构图以及弯矩和扭矩图中可以看出截面 C 是轴的危险截面。现将计算出的截面 C 处的 V 及 M 的值列于下表表 4荷水平面 H 垂直面 V 支反力 1= 矩 v=弯矩 M= M 22 =矩 T=弯扭合成应力校核轴的强度由于的截面变化不是很大，所以通常只校核轴上承受最大弯矩和扭矩截面（即截面 C）的强度。因为扭转切应力为脉动循环应力，所以取 = 12064124 43222222 =3面已经选定轴的材料为 45 号钢，调质处理，由表 15得所以 1 轴承为压紧端 a=e=X= 所以 P=回转台并不承受大载荷，所以只能是轻微冲击， (以以轴承 1 来校核寿命。南昌航空大学学士学位论文 28 )(6010163/106 )0 8 4 5 22 4 5 0 0 0(3 0 060 10 = 5103 h Lh=12000 h 故所选轴承可满足寿命要求。栓与螺钉的选择与校核 1）底座与立柱联接和立柱与大轴承支撑板的直径与数目：所选螺钉直径 d=12目为 8 8 8=128 个。 2）套内轴与底座联接用的螺钉数目与直径：确定螺钉直径 d=8目为 4个。 3）旋转轴与夹具联接用的螺钉直径与数目：据机械设计指导，确定螺钉直径 d=20目为 4个。 4）固定夹具和测试件的螺栓直径与数目：先拟定确定螺栓直径 d=16目为4个。夹具的螺钉：据机械设计手册 2 2，预紧联接，径向静载荷，全部螺栓承受的径向载荷 +50022=个螺栓承受的径向力以螺栓杆与孔壁的挤压强度： P =螺栓杆的剪切强度： =21d 螺纹小径，南昌航空大学学士学位论文 29 = 所以 P =3020 P =72 = =72 螺钉校核同上。支撑柱联接用的螺栓和支撑柱与支撑板联接用的螺栓从装配图结构看，由于旋转架及其以上各零件的重力作用，这两处螺栓的强度没有必要校核，此处不校核。地脚螺栓：用类比法确定的，不校核。的选择与校核 : 据机械设计指导表 9 25，确定键如下：带轮与轴的联接键：键 b h=32 18 1096 79；键、轴和轮毂的材料都是钢，由机械设计表 6 2 查得许用挤压应力 p =100 120其平均值， p=110的工作长度 l=L b=108 32=76与轮毂键槽的接触高度 k=18=9机械设计式（ 6 1）可得：p= 式中： T 传递的转矩，单位为 Nm； k 键与轮毂键槽的接触高度， k=处 h 为键的高度，单位为 l 键的工作长度，单位为头平键 l=L b,平头平键 l=L,这里位为位为 d 轴的直径，单位为 T=9550550m=m，所以 p=120769 1072905223 p=110合适）南昌航空大学学士学位论文 30 5 润滑的选择述与比较润滑剂的主要作用是降低摩擦、减少磨损、提高效率、延长机件的使用寿命，同时还起到冷却、缓冲、防腐蚀、密封和排污等作用。脂润滑结构简单、易于密封，但是润滑效果不如油润滑，故常用于开式齿轮的传动、开式蜗杆传动和低速滚动轴承（为转速为滚动轴承的内径， m ）的润滑。并且在这里考虑以简单设计为原则，若使用油的润滑方式，不仅要考虑到由于油路的设计而造成的成本的提高，而且对于这种直力式的设计方案，同时也不方便使用油的设计方式。现根据运动速度、载荷大小、工作环境温度、摩擦副表面、周围环境、润滑装置等方面考虑，确定齿轮副用油润滑，其余部分用脂润滑。滑剂的选择大轴承的设计转速为 300r/极限脂转速为 320r/用脂润滑可以满足设计要求，轴承

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