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旋架式加速度過(guò)載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析(sw三維圖

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旋架式加速度過(guò)載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析(sw三維圖).rar
目錄
1 前言
1.1 選題的意義………………………………………………………………………(1)
1.2 國(guó)內(nèi)外發(fā)展?fàn)顩r…………………………………………………………………(4)
1.3 論文的主要內(nèi)容 ………………………………………………………………(5)
2 實(shí)驗(yàn)臺(tái)的總體方案設(shè)計(jì)
2.1 技術(shù)參數(shù)設(shè)計(jì) …………………………………………………………………(5)
2.2 總體方案的提出以及特點(diǎn) ……………………………………………………(6)
3 實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
3.1 電動(dòng)機(jī)的選擇 …………………………………………………………………(8)
3.2 裝配圖的設(shè)計(jì) ………………………………………………………………(10)
3.3 帶傳動(dòng)的選擇與計(jì)算 ………………………………………………………(11)
3.4 軸的設(shè)計(jì) ……………………………………………………………………(12)
3.5 底座的設(shè)計(jì) …………………………………………………………………(16)
3.6 立柱的設(shè)計(jì) …………………………………………………………………(17)
4 主要零件的設(shè)計(jì)驗(yàn)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?shù)倪x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(xiàn)……………………………………………………………………………(31)
小結(jié) ………………………………………………………………………………(32)
致謝 ………………………………………………………………………………(32)

旋架式加速度過(guò)載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析
摘要：導(dǎo)彈等飛行器特別是對(duì)對(duì)空發(fā)射等高質(zhì)量、高精度的武器，它們有很高的要求，要有很好的機(jī)動(dòng)性能，導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性能越好，要求它的整體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度就越高，承受機(jī)動(dòng)過(guò)載的能力越強(qiáng)，發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)性能就要求越高，所以我們?cè)谏a(chǎn)使用前必須對(duì)一些參數(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)性測(cè)試，這樣才能保證它在高空過(guò)載情況下正常放心使用，并且保證其誤差在允許范圍內(nèi)，因此，我們必須設(shè)計(jì)出相關(guān)儀器來(lái)測(cè)試出其參數(shù), 因此，所以發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)產(chǎn)生了。
發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)是通過(guò)傳動(dòng)系統(tǒng)使固定在旋轉(zhuǎn)架上的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生離心力，在過(guò)載情況下測(cè)試其某些性能參數(shù)的變化情況。通過(guò)離心機(jī)可以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的彈道參數(shù)、離軸加速度、殼體應(yīng)變以及溫度等的測(cè)量.現(xiàn)主要工作就是系統(tǒng)的傳動(dòng)設(shè)計(jì)和測(cè)試件的夾緊。研究?jī)?nèi)容：了解該課題的特點(diǎn)以及發(fā)展?fàn)顩r.傳動(dòng)系統(tǒng)方案的設(shè)計(jì)、比較與確定.零件設(shè)計(jì)、選擇、計(jì)算以及圖紙的初步繪制,工件的夾緊方案的設(shè)計(jì)、比較與確定,生產(chǎn)部門討論加工問(wèn)題.
此次設(shè)計(jì)的實(shí)驗(yàn)臺(tái)在不作點(diǎn)火的情況下，對(duì)可兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行測(cè)試，也可作單件測(cè)試。測(cè)試件一般在2m以內(nèi)，重量不超過(guò)100㎏，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、緊湊，工作可靠、維護(hù)方便等特點(diǎn)。實(shí)驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是要滿足地面普通熱試車試驗(yàn)，在法向加速度作用下對(duì)飛行器進(jìn)行性能檢測(cè)，不至于導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)飛行中失效。

關(guān)鍵字：離心機(jī)、旋轉(zhuǎn)臺(tái)、發(fā)動(dòng)機(jī)、過(guò)載、失效

指導(dǎo)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(lǐng)域【17】，能量管理技術(shù)并不陌生。如軌道器無(wú)推力再人返回段的末端能量管理(TAEM)，以及耗盡關(guān)機(jī)固體彈道導(dǎo)彈的能量管理。與這兩種已有能量管理技術(shù)不同的是，THAAD導(dǎo)彈的EMM發(fā)生在剛剛發(fā)射后的主動(dòng)段，導(dǎo)彈飛行在距離發(fā)射點(diǎn)不遠(yuǎn)的稠密大氣層中。受反導(dǎo)攔截反應(yīng)時(shí)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(dǎo)彈的飛行攻角，依靠阻力的增大、主發(fā)動(dòng)機(jī)推力沿速度軸分量的減小來(lái)降低速度、耗散能量。通過(guò)大攻角飛行特性分析可知，在導(dǎo)彈飛行主動(dòng)段，當(dāng)導(dǎo)彈以90。以內(nèi)的大攻角飛行時(shí)，阻力作用增大，推力增速作用減小，導(dǎo)致飛行速度增幅減小，從而轉(zhuǎn)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(zhuǎn)彎作用力增大，法向加速度增大。所以，在轉(zhuǎn)彎慣性減小與法向加速度增大兩項(xiàng)作用下，導(dǎo)彈具有“速度耗散”與“高機(jī)動(dòng)快速轉(zhuǎn)彎”的綜合特性。并且，主動(dòng)段大攻角高機(jī)動(dòng)飛行，由于可以采用高操縱性的推力矢量控制方法進(jìn)行大攻角飛行穩(wěn)定控制而具有可實(shí)現(xiàn)性。因此，采用大攻角飛行的彈道設(shè)計(jì)方法可以達(dá)成對(duì)導(dǎo)彈速度的能量管理。顯然，大攻角飛行可以達(dá)到能量耗散的目的。然而，如何給定適當(dāng)?shù)目刂浦噶睿刂茖?dǎo)彈以大攻角飛行狀態(tài)實(shí)現(xiàn)適當(dāng)形式的高機(jī)動(dòng)彈道軌跡，成為實(shí)現(xiàn)大攻角飛行能量耗散技術(shù)的關(guān)鍵問(wèn)題。通過(guò)分析，耗盡關(guān)機(jī)固體彈道導(dǎo)彈能量管理控制的“姿態(tài)調(diào)制法”，可以應(yīng)用于此。采用耗盡關(guān)機(jī)方案的固體彈道導(dǎo)彈，為了進(jìn)行能量管理、實(shí)現(xiàn)射程和橫向控制，在發(fā)動(dòng)機(jī)耗盡關(guān)機(jī)前采用了“姿態(tài)調(diào)制導(dǎo)引控制方法”。其具體控制方式為——將姿態(tài)變化設(shè)計(jì)成調(diào)制波形，控制彈體姿態(tài)連同發(fā)動(dòng)機(jī)主推力方向與原期望速度增量方向產(chǎn)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(dá)到消耗多余能量的目的。
導(dǎo)彈等飛行器特別是對(duì)對(duì)空發(fā)射等高質(zhì)量、高精度的武器，它們有很高的要求：要有很好的機(jī)動(dòng)性能，導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性能越好，要求它的整體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度就越高，承受機(jī)動(dòng)過(guò)載的能力越強(qiáng)，特別是戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，這類導(dǎo)彈用于攻擊快速活動(dòng)目標(biāo)，對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)要求較高，尤其要求具有反應(yīng)迅速和能使導(dǎo)彈產(chǎn)生所需較大過(guò)載（橫向和法向加速度）的性能，因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)性能就要求越高，像這種高科技武器，一般是要求沒(méi)有質(zhì)量問(wèn)題，所以我們?cè)谏a(chǎn)使用前必須對(duì)一些參數(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)性測(cè)試，這樣才能保證它在高空過(guò)載情況下正常放心使用，并且保證其誤差在允許范圍內(nèi)，因此，我們必須設(shè)計(jì)出相關(guān)儀器來(lái)測(cè)試出其參數(shù)。導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)過(guò)載情況下其殼體的受力比較復(fù)雜，它會(huì)受到很多方面的影響：導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)過(guò)載情況下其殼體的受力比較復(fù)雜，假設(shè)導(dǎo)彈的主翼壓心（F主）、質(zhì)心（F質(zhì)）及尾翼壓心（F尾）的分布是按圖1-1所示。如果控制導(dǎo)彈的俯仰、偏航是由F尾（F尾可能是尾翼、燃?xì)舛婊蛉嵝試姽艿犬a(chǎn)生的側(cè)向力）來(lái)實(shí)現(xiàn)的，導(dǎo)彈在有大的離軸角度變向（如抬頭）時(shí)其飛行軌跡如圖1-1。

圖1-1 導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)過(guò)載下的受力簡(jiǎn)圖
導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)過(guò)載情況下產(chǎn)生的法向加速度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響為：
1）法向加速度對(duì)導(dǎo)彈機(jī)械結(jié)構(gòu)的影響
一般機(jī)動(dòng)性能好的導(dǎo)彈過(guò)載高達(dá)幾十個(gè)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(dǎo)彈長(zhǎng)度有關(guān)）。很顯然這么大的變形勢(shì)必影響發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，甚至彈體可能會(huì)被折斷；同時(shí)大變形也可能引起絕熱層的脫粘等，增加了發(fā)動(dòng)機(jī)著火、燒穿等的可能性。
2 ）法向加速度對(duì)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)的影響
法向加速度造成彈體的變形改變了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部空間，內(nèi)流場(chǎng)有很大變化，特別是在發(fā)動(dòng)機(jī)的后部形成折射使該處能量相對(duì)聚集，加速了此處絕熱層的沖刷和燒蝕，增加了發(fā)動(dòng)機(jī)燒穿的可能性。
法向加速度造成發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒產(chǎn)物（特別是凝聚相組份）會(huì)沿著法向方向有相對(duì)運(yùn)動(dòng)。也就是說(shuō)此刻的內(nèi)流場(chǎng)中燃燒產(chǎn)物分布的密度有很大差別，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)法向方向一側(cè)凝聚相產(chǎn)物的密度要大大高于另一側(cè)，這種現(xiàn)象又加速了這側(cè)的燒蝕。
法向加速度對(duì)導(dǎo)彈的影響結(jié)果如圖1-2所示。

圖1-2 法向加速度對(duì)導(dǎo)彈的影響示意圖
實(shí)踐證明如果導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)只做地面普通熱試車試驗(yàn)，不研究在法向加速度作用下的性能，可能會(huì)因此而導(dǎo)致導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)飛行中失效。為保證導(dǎo)彈的產(chǎn)品的質(zhì)量和可靠性，必須設(shè)計(jì)和制作一套地面過(guò)載熱試車系統(tǒng)，對(duì)導(dǎo)彈在法向加速度作用下的性能進(jìn)行評(píng)價(jià)，用于指導(dǎo)產(chǎn)品設(shè)計(jì)與質(zhì)量控制。
所以，綜上所述，設(shè)計(jì)的機(jī)器不僅要能滿足地面的普通的熱試車試驗(yàn)，而且還要能在法向加速度作用下對(duì)飛行器進(jìn)行性能的檢測(cè)，不至于導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)飛行中失效。
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