1、南昌航空大学科技学院学士学位论文 11 前 言全套图纸，加 1538937061.1 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，这种方案只
2、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
3、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。南昌航空大学科技学院学士学位论文 2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
4、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
5、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
6、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
7、速度增量，从而达到消耗多余能量的目的。南昌航空大学科技学院学士学位论文 3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
8、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 1-1所示。如果控制导弹的俯仰、偏航是由 F 尾（F 尾可能是尾翼、燃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 1-1。图 1-1 导弹机动过载下的受力简图导弹在机动过载情况下产生
9、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，南昌航空大学科技学院学士学位论文 4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
10、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 1-2所示。图 1-2 法向加速度对导弹的影响示意图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
11、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。1.2 国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 A
12、IM9M 却只有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。南昌航空大学科技学院学士学位论文 5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
13、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
14、，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。图 1-3 高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。1.3 论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,为总体方案南昌航空大学科技学院学士学位论文 6的提出打下基础.第二步是传动系统方案的设计、比较与确定,通过对
15、传动方案的选择,从而完成整体设计.画出装配图,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 SolidWorks 2010 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 SolidWorks SimulationXpress 完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.最后使之能满足生产实际的需要。2 实验台的总体方案设计2.1技术参数设计2.1.1 待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
16、：1）过载模拟（单台或双台发动机）2）发动机不点火试验3）待测件长度：1000 2000mm4）待测件直径：120 150mm5）待测件重量： 35Kg2.1.2 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 15000N2.1.3 转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/min旋转架启动平稳时间：180S电机额定功率：5.5KW上面装有压力应变片，并且配有控制箱，具有安全措施保障人员安全2.2 总体方案的提出以及特点2.2.1 方案方案图：南昌航空大学科技学院学士学位论文 7图 2-1 方案总图方案图结构组成：1.底座； 2.支柱； 3.支撑
17、板； 4.大轴承；5.主轴； 6.夹具； 7. 夹具 1； 8. 夹具 2；9. 夹具 3； 10. 内轴； 11. 螺栓；12.试件； 13. 小轴承； 14.螺钉； 15. 螺栓；实体图：南昌航空大学科技学院学士学位论文 8图 2-2 方案实体图2.2.2 特点主要特色是：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
18、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。3 实验台的结构设计3.1电动机的选择： 以知条件： 旋转架转速： 小于 300r/min旋转架启动平稳时间：180s最大离心加速度：70g3.1.1选择电动机类型和结构形式南昌航空大学科技学院学士学位论文 9Y 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
19、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。3.1.2 选择电动机的容量电动机工作时所需的功率 Pd:Pd=Pw/（kw）工作机所需的功率 Pw： Pw=Tnw / 9550（kw）式中 T 实验台的工作阻力矩 Nm；nw 实验台转臂的转速 r/min，实验台的阻力矩：T=I z（Nm ）式中 I 实验台的转动惯量 kgm2 实验台的角加速度 rad/ s2，可根据设计要求选取。由已知条件可取被测试件的重量为 35kg，被测试件的重心到转臂中心的距离取500mm。考虑到实验台工作时要求转臂两边平衡，可
20、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：I1=2mR2=2 35 0.52=17.5 kgm2另外，转臂自身及其夹具的转动惯量可初步估算，这里取：I 2=12.5 kgm2则，实验台的总转动惯量 I=17.5+12.5=30 kgm2实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=3.8/ s2则，实验台的工作阻力矩为：T=I=30 3.8=114 Nm所以 Pw=114 300/9550=3.58 kW传动总效率 ：V 带轮的传动效率 1=0.96；四角接触球轴承的传动效率 2=0.98；滚动轴承的传动效率 3=0.98；=
21、123=0.96 0.98 0.98=0.922总因此 Pd=Pw/=3.58/0.992=3.30 kW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 Pde 大于 Pd 即可，南昌航空大学科技学院学士学位论文 10由机械设计指导的表 14-1 选得 Y 系列电动机额定功率 Pde 为 5.5 kW。3.1.3 选择电动机的转速回转台的转约速为 300r/min通常，带轮轮传动 i=24 ,故电动机的转速范围为 6001200 r/min从重量、价格以及传动比等考虑，选用 Y160M28 电动机。3.1.4确定电动机转速同一类型、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
22、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 rmin。现由根据机械设计实用手册选电动机的型号为：Y160M28。具体参数如下：电动机技术数据型号 额定功率KW转速r/min 电流A 效率% 功率因素cos Y160M2-8 5.5 720 13.3 85 0.74堵转电流 堵转转矩 最大转矩 转动惯量 重量（Kg）6.0 2.0 2.0 0.931 1193.1.5 电动机的安装B3型安装型式尺寸机座号 A B C D E F G160
23、M 254 210 108 42 110 12 37L K H AB AC AD HD600 15 1600-0.5 330 325 255 385安装图样南昌航空大学科技学院学士学位论文 11图 3-1 电动机的结构设计3.2装配图的设计方案图：图 3-2 方案总图方案图结构组成：1.底座； 2.支柱； 3.支撑板； 4.大轴承；5.主轴； 6.夹具； 7. 夹具 1； 8. 夹具 2；9. 夹具 3； 10. 内轴； 11. 螺栓；南昌航空大学科技学院学士学位论文 1212.试件； 13. 小轴承； 14.螺钉； 15. 螺栓；实体图：图 3-3 方案实体图转臂的长度 1987.85mm;
24、 整体高度：1655mm箱体底座离转盘的距离：655mm3.3带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P 31表 14.1331、选带：胶帆布平带2、带速：取 v=10 m/s 1500112d17288、挠曲次数：y= = =2Lmv59、带厚： =1.2 n=1.2 6=7.2 mm10、设计功率：工况系数： =1.1AK小带轮传递功率：P=5.5 kw功率：P d= P=1.1 5.5=6.05 kWA11、带截面积：A= K0d胶带单位面积所能传递的基本额定功率： =2.00P包角修正系数： =0.97传动布置系数： =1.0K计算得：A= = =3.11856
25、cm2 P0d197.260512、带宽：b= = =43.31mm1.83取 b=90 mm13、 为带的预紧应力，取 =1.8 MPa0014、有效圆周力：F t= = =605 NvdP115.615、作用在轴上的力：F r= = =1113.71312 N2sin0A2506.1sin86.3.3.4轴的设计南昌航空大学科技学院学士学位论文 14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
26、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。3.4.1轴的设计设计过程如下：以下数据均出自机械设计3.4.1.1.初步确定轴的最小直径先按式（15-2）初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 15-3，取 A0=126,于是得dmin=A0 =126 =33.87 mm413nP436.0175P1=P =5.5
27、0.922=5.071 kW总 为空心轴内外径比,取 =0.6为安全，乘安全系数 1.8，d=33.871.8=60.96 mm，现取 d=60 mm考虑轴上开有两个键槽应增大 10%-15%即 d=70 mm.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=70mm，外径 D=125mm 代号为 33214 的圆锥滚子轴承。3.4.1.2.轴的结构设计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 15图 3-4 主轴数据 1图 3-4 主轴数据 2南昌航空大学科技学院学士学位论文 16图 3-5 主轴数据 32)根据轴向的定位要求确定轴的各段直径
28、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 79mm。-段的长度参照轴承宽度尺寸，现取l- =77mm。-段的长度暂时定为 53mm 。轴承与轴的配合公差为 H7/r6。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=110mm，所以取段轴直径 d- =110mm，带轮与轴的配合公差为 H7/r6。长度方向上，为满足轴向定为，此段轴长应大于大带轮轮缘宽度，取 L- =120mm。（3）轴-段为支撑段，考虑受力及带轮直径，现取 d- =170mm，l - =210mm 。（4）轴-
29、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- =630mm， =35mm 。转盘直径d=1300mm， =55mm 。1（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- =150mm，l - =1600mm。3)内轴设计南昌航空大学科技学院学士学位论文 17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。图 3-5 内轴数据参照主轴，取外径 =38mm，内径 =24mm，长度 l=1615mm，底部为 100，孔1d2d8.8 4 均布3.5 底座设计
30、此方案的底座主要承受装置的压力，因此选用铸造 T250 刚，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 183.6 立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TH250,具体尺寸如下： 南昌航空大学科技学院学士学位论文 19长 L=370mm，两边联接处厚度各为 20mm联接孔的定位：在直径为 100mm 的圆周上均布 13.5 8 的直径孔。4 主要零件的设计验算4.1 轴的校核4.1.1 轴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
31、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 MH 图和垂直面上的弯矩图 MV；然后按下式计算总弯矩并作出 M 图；M= VHM23）作出弯矩图4）校
32、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ca= )(24122 WTMTW式中： ca轴的计算应力，单位为 MPa;M轴所受的弯矩，单位为 NmmT轴所受的扭矩，单位为 NmmW轴的抗弯截面系数，单位为 mm3,南昌航空大学科技学院学士学位论文 20 -1对称循环变应力时轴的许用弯曲应力。5）旋转轴的校核P1=P =5.5 0.922=5.071 kW总n1=n =720 =300 r/mini4.21T=9550000 =9550000 =161426.83 Nmm13071.5有效圆周力： F
33、t= = =2935.03 NdT264.8作用在轴上的力：F r= = =1113.71312 N2sin10A2506.1sin86.3.轴的计算简图如下：图 4-1 轴的载荷分析图水平面上的受力图：图 4-2 轴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 21图 4-3 轴在水平面上的弯矩图垂直面上的受力图：图 4-4 轴在垂直面上的受力图垂直面上的弯矩图：图 4-5 轴在垂直面上的弯矩图合成弯矩图：图 4-6 轴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 22图 4-7 轴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
34、算出的截面 C 处的 MH 、MV 及 M 的值列于下表：表 4-1载荷 水平面 H 垂直面 V支反力 Y1=1991.63 N , Y2=943.40 N Z1=755.73 N , Z2=357.98 N弯矩 MH=268869.71 Nmm MV=102023.79 Nmm总弯矩 M= =287575.69 NmmH2扭矩 T=161426.83 Nmm按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 =0.6ca= =2.62 MPa10421.0)6.83.(28759)(24 322
35、2 WTMTW前面已经选定轴的材料为 45 号钢，调质处理，由表 15-1 查得 -1=60MPa.因此 ca Fd1=336.347 N 所以 1 轴承为压紧端Fa2=Fd2=760.782 N Fa1/Fr1=15760.782 /1009.04=15.62 e1=0.41 Fa2/Fr2=760.782/2130.19=0.357 P2.所以以轴承 1 来校核寿命。Lh= = =53731.17 h Lh=12000 h)(601Cn3/106)249.78(30故所选轴承可满足寿命要求。4.3螺栓与螺钉的选择与校核4.3.1各螺栓与螺钉直径与数目的确定：1） 底座与立柱联接和立柱与大轴
36、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=12mm,数目为 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=8mm，数目为 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=20mm，数目为 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=16mm,数目为 24 个。4.3.2校核： 1.旋转轴与夹具的螺钉：据机械设计手册P 表 322，预紧联接，径向静载荷，全部螺栓承受的482径向载荷FX=G+Fcos450=(35 2+50) 9.8+1500 =2236
37、.66 N2单个螺栓承受的径向力FA= = =372.78 NZX63.所以螺栓杆与孔壁的挤压强度：=Pmin0LdFA螺栓杆的剪切强度：南昌航空大学科技学院学士学位论文 29=SAF式中 As 为螺纹部分危险截面之计算面积,As= mm ，d 为螺纹小径，mm；4211As= = =254.34 mm ，421d8.322所以 = = =0.62 MPa =72 MPaPmin0LdFA0237.8P= = =1.47 MPa =72 MPaSA4.52.固定试件的螺钉校核同上。3.底座与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
38、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。4.4 键的选择与校核:4.4.1选择：据机械设计表 61，确定键如下：带轮与轴的联接键：键 bh =2816 GB/T 109679；4.4.2校核:键、轴和轮毂的材料都是钢，由机械设计表 62查得许用挤压应力 p =100120 Mp，取其平均值， p=110Mp,键的工作长度 l=Lb=100 28=72 mm，键与轮毂键槽的接触高度 k=0.5h=0.516=8mm,由机械设计式（61）可得： =pkldT3102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=0.5h,此处 h 为键的高度，单位
39、为mm；l 键的工作长度，单位为 mm,圆头平键 l=Lb,平头平键 l=L,这里南昌航空大学科技学院学士学位论文 30L 为键的公称长度，单位为 mm；b 为键的宽度，单位为 mm；d 轴的直径，单位为 mm。T=9550 =9550 Nm=161.427 NmnP13071.5所以 = = MPa=5.096 MPa =110 Mpa （合适）pkld2172806.43p5 工件的夹紧5.1工件的夹紧的要求一般情况下，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
40、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。5.2 方案图 51 固定支架
