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毕业设计（论文）开题报告 题目 旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析 专 业 名 称 机 械 设 计 制 造 及 其 自 动 化 班 级 学 号 0 7 8 1 0 5 2 0 3 学 生 姓 名 陈 科 林 指 导 教 师 许 瑛 填 表 日 期 2011 年 3 月 1 日 南昌航空大学科技学院学士学位论文 1 一、 选题依据及意义 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。 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，一般是要求不能 有 任何 质量问题，所以我们在生产使用前必须对 导弹的 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 放心 正常使用，并且保证其误差在允许范围内，因此，我们必须设计出 一套 相关 仪器来测试出其 相关 参数。 离心加速度实验装置就是在地面上测试过载情况下火工品飞行器（如导弹等）某些性能的一种专用设备。 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 火工品 进行 过载 性能的检测，不至于导弹在机动 过载 飞行中失效。 二、 国内外研究概况及发张趋势（含文献综述） 南昌航空大学科技学院学士学位论文 2 导弹的气动 设计 布局是这样的：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，不研究在法向加速南昌航空大学科技学院学士学位论文 3 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 35 千克 直径 120度 1000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 ： 南昌航空大学科技学院学士学位论文 4 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 ： 性能稳定， 结构简单 ， 拆装方便 ， 较好的制造工艺， 能够承受较大的轴向载荷 。 工作进度 ： 告 第 1 周 第 2 周 第 3 周 第 5 周 第 6 周 第 8 周 第 9 周 第 11 周 少于 6000 实 词） 第 12 周 第 13 周 第 14 周 第 15 周 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） 002 15 E, J. of 980 16. 1981. 毕业设计（论文） 题目： 旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析 系 别 航 空 工 程 系 专业名称 机 械 设 计 制 造 及 其 自 动 化 班级学号 0 7 8 1 0 5 2 0 3 学生姓名 陈 科 林 指导教师 许 瑛 二 O 一一 年 六 月 毕业设计（论文）任务书 I、毕业设计 (论文 )题目： 旋 架 式加速度过载模拟实验 台结构 设计 与分析 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 试导弹空中飞行过程中 离心加速度的 加速度过载模拟实验台 ， 主要 技术条件：待测件重量 35径 120度 1000大离心加速度 70g。要求进行转台的结构设计，并进行相应的强度计算。 业设计 (论文 )工作内容及 进度安排 ： 第 1周 第 2周 第 3周 第 5周 第 6周 第 8周 第 9周 第 11周 少于 6000 实词） 第 12 周 第 13 周 第 14周 第 15周 、主 要参考资料： 【 1 】 孙桓 等 主编 . 机械原理 （第六版） . 高等教育出版社 ， 2001 【 2 】 濮良贵 主编 . 机械设计 （第八版） . 高等教育 出版社， 2007 【 3 】 张展 兵器工业出版社， 1994 【 4 】 李志尊 X 础应用与范例解析 M2004 【 5 】 D 998,5(2):33 42 航空工程 系 机械设计 制造 及 其 自动化 专业 类 078105203 班 学生 （签名） ： 填写日期 ： 2011 年 2 月 23 日 指导教师 （签名） ： 许 瑛 助理指导教师 (并指出所负责的部分 )： 航空工程 系 主任 （签名） ： 贺 红 林 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科技学院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： 旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析 学生姓名 : 陈科林 班级 : 078105203 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 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 指导教师签名： to 078105203 u 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 (5) 体方案的提出以及特点 (6) 3 实验台结构设计 动机的选择 (8) 配图的设计 (10) 传动的选择与计算 (11) 的设计 (12) 座的设计 (16) 柱的设计 (17) 4 主要零件的 设计验算 的校核 (18) 承的选择与校核 (25) 栓 与螺钉 的选择与校核 (27) 的选择与校核 (28) 5 工件的夹紧 件的夹紧的要求 (29) 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 1 1 前 言 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。 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 2 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（ F 主）、质心（ F 质）及尾翼压心（ F 尾）的分布是按图 1果控制导弹的俯仰、偏航是由 F 尾（ F 尾可能是尾翼、燃南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 3 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 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 科技学院 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。 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 试验台不能南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 5 满 足 我们对发动机进行离心过载的模拟实验。 图 1速旋转立式实验 台组成原理示意 图 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 010 建立实体模型。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。 最 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 2 实验台的 总体 方案 设计 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： 1） 过载模拟（单台或双台发动机） 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 6 2） 发动机不点火试验 3） 待测件 长度： 1000 2000） 待测件 直径： 120 150） 待测件 重量： 35 待测件载荷设计 最大离心加速度： 70g 旋转架承载能力： 不低 于 15000N 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： 图 2方案总图 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 7 方案图 结构 组成： ； ； 7. 夹具 1； 8. 夹具 2； 9. 夹具 3； 10. 内 轴； 11. 螺栓 ； 13. 小轴承 ； ； 15. 螺栓 ； 实体图： 图 2 方案实体图 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 科技学院 学士学位论文 8 3 实验台的结构设计 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 择电动机类型和结构形式 Y 系列笼型三相异步交流电动机由于结构简单，制造、使用和维修方便，价格便宜，并且具有效率高、启动转矩大等特点，适用于不易燃、不易爆、无腐蚀性气体的一般场所和无特殊要求的机械上，故选用 Y 系列 笼型三相异步交流电动机。 择电动机的容量 电动机工作时所需的功率 w/（ 工作机所需的功率 9550（ 式中 T 实验台 的工作阻力矩 N m； 实验台 转臂的转速 r/ 实验台的阻力矩： T=（ N m） 式中 I 实验台的转动惯量 实验台的角加速度 根据设计要求选取。 由已知条件可取被测试件的重量为 35测试件的重心到转臂中心的距离取500 考虑到实验台工作时要求转臂两 边平衡，可在转臂另一边对称的放置一个配重，则实验台的转动惯量， 则，被测试件的转动惯量为： 35 7.5 外，转臂自身及其夹具的转动惯量可初步估算，这里取： 2.5 ，实验台的总转动惯量 I=0 验台从启动到稳定转动所需的时间为 3 分钟，其最大角加速度为 70g，选取=，实验台的工作阻力矩为： T=I =30 14 Nm 所以 14 300/9550=昌航空大学 科技学院 学士学位论文 9 传动总效率 ： V 带轮的传动效率 1=角接触球轴承的传动效率 2=动轴承的传动效率 3= 总=123=此 w/ =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 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 8 电动机。 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 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 A B C D E F G 160M 254 210 108 42 110 12 37 L K H C D 600 15 30 325 255 385 安装图样 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 10 图 3动机的结构设计 配图的设计 方案图： 图 3方案总图 方案图 结构 组成： 7. 夹具 1； 8. 夹具 2； 9. 夹具 3； 10. 内 轴； 11. 螺栓 ； 13. 小轴承 ； 15. 螺栓 ； 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 11 实体图： 图 3 方案实体图 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、带速：取 v=10 m/s 1500 8、 挠 曲次数： y= 000 1011000 =2 9、带厚： =n=6=7.2 0、设计功率： 工况系数： 带轮传递功率 ： P=5.5 率： =1、带截面积： A=胶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= =12、 带宽： b= A100= b=90 3、0为带的预紧应力，取0=4、有效圆周力： Ft=v 0 =605 N 15、作用在轴上的力： 0 A=25 0 5s = 的设计 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 13 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 0 41131 126 =1=为空心轴 内外径比 ,取 =安全，乘安全系数 d=取 d=60 虑轴上开有两个键槽应增大 10% d=70 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=70径 D=125号为 33214 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 科技学院 学士学位论文 14 图 3主轴数据 1 图 3主轴数据 2 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 15 图 3主轴数据 3 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 79 - 段的长度 参照轴承宽度尺寸 ，现取l - =77 - 段的长度暂时定为 53轴承 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=110所以取段轴直径 d - =110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 - =120 （ 3）轴 -段为支撑段，考虑受力及带轮直径，现取 d - =170l - =210 （ 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 =35转盘直径d=13001 =55 （ 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 -=150l - =1600 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； 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 16 （ 2）在旋转轴发生意外的时候起到一定得保护作用。 图 3内轴数据 参照 主 轴，取外径 1d =38内径 2d =24长度 l=1615底部为 100，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 科技学院 学士学位论文 17 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 科技学院 学士学位论文 18 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。 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 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 19 对称循环变应力时轴的许用弯曲应力。 5） 旋转 轴的校核 总=kW n1=720 300 r/=95500009550000 效圆周力： Ft= 作用在轴上的力： 0 A=25 0 5s = 轴的计算简图如下： 图 4的载荷分析图 水平面上的受力图： 图 4在 水平面 上的 受力图 水平面上的弯矩图： 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 20 图 4在 水平面 上的 弯矩图 垂直面上的受力图： 图 4在 垂直面上的受力图 垂直面上的弯矩图： 图 4在 垂直面上的弯矩图 合成弯矩图： 图 4 的合成弯矩图 扭矩图： 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 21 图 4 的扭矩图 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 M 的值列于下表 ： 表 4荷 水平面 H 垂直面 V 支反力 , , 弯矩 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 =1 1 04211 1 6 1 4 2 6 . 8 8 7 5 7 5 . 6 9)(24 43222222 =面已经选定轴的材料为 45 号钢，调质处理，由表 15得 60因此 所以 1 轴承为压紧端 来校核寿命。 )(6010163/106 )2 6 4 4 9 000208(30060 10 =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 以及测试件固定架与主轴 的 直径与数目： 所 选 螺栓 直径 d=12目为 140 个。 2） 定 轴与底座 联接 、轴承压板与底盘 联接 、测控设备与主轴 联接 的 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 螺栓 直径与数目：据机械设计指导，确定螺钉直径 d=20目为 6 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 24 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 +35 2+50) 50022= 单个螺栓承受的径向力 所以 螺栓杆与孔壁的挤压强度： P =螺栓杆的剪切强度： 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 28 =s 为螺纹部分危险截面之计算面积 ,21d 螺纹小径， 21d = = 所以 P = = 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 : 据机械设计表 6 1，确定 键如下： 带轮与轴的联接键 ：键 bh =2816 1096 79； 核 : 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 =100120 其平均值， p=110的工作长度 l=L b=100 28=72 与轮毂键槽的接触高度 k=6=8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L 为键的公称长度，单位为 b 为键的宽度，单位为 d 轴的直径，单位为 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 29 T=95509550 Nm=m 所以 p= =110728 p=110 合适） 5 工件的夹紧 一般情况下，工件在转动情况下需要夹紧。因为在旋转过程中工件受到离心力及重力等外力的作用，若不夹紧，工件在外 力作用下就可能发生移动，轻则使测量出来的参数有错误，重则工件夹紧装置，以至危害人的安全，甚至发生人生事故。同时，工件在定位过程中获得的既定位置，也要依靠夹紧来保持，有时工件的定位也是在夹紧过程中实现的，因此夹紧装置是此设计的重要组成部分。对夹紧机构和装置有下列基本要求： （ 1）在夹紧过程中应能保证工件更好的得到定位； （ 2）夹紧应该可靠和适当。 （ 3）夹紧机构应操作安全、方便、省力； （ 4）夹紧机构的自动化程度及复杂程度应尽量相适应。 设计夹紧装置时，首先要合理选择夹紧点、夹紧力作用方向，并且正确确定所需要 夹紧力大小。然后设计合适的夹紧机构予以保证。 实验台开始工作时，通过齿轮传动带动转动轴的转动，固定在转架上测试件随着转架一起旋转。现在，我们要通过操作装置的简便性、安全性，并且在实验时尽可能的多点与多角度测试工件的参数。于是，我们就要想一套方案，怎么把测试件固定在转盘上。 案 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 30 图 5 1 固定 支 架 图 5 2 装夹图 案 的特点： 此方案我们把一块方形的轴固定在旋转台上，同时我们在上面，前后两面上打了12 个 螺钉孔。这里我们选用了三个地方夹紧。分别是上，中，下夹紧装置。上，中夹紧装置，我们选用了，上面打上螺钉孔，具体尺寸及位置见零件图。分别安装在轴的前后两面，通过螺栓联接和轴固定起来。当实验台工作的时候，担心由于离心力引南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 31 起的螺栓松动，我们还选用了拉杆直接将前后压板固定联接。下夹紧装置，我们选用的是承力块下夹