南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文1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)南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文2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(mén)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RackcentrifugalaccelerationtooverloadsimulationdesignAbstract:Theaircraftsuchasmissileisthehighqualityandprecisionweaponlauchedbyairtoair.Theyhavehighrequirementandhaveexcellentmaneuverability.Thebettermaneuverabilitythemissilehave,thehighertheintensityofholisticstructurerequires.Thebetteritbearthemobileoverloading,thehigherthestructurecapabilityofenginerequires.Toensurethatthemissilecanrunnormallyinthecaseofhigh-positionandoverloaded,andalsomakesurethaterrorisundercontrol.Wemustholdaexperimentaltesttosomeparameterbeforeitismadeandused.Therefore,wemustdesignrelativeapparatustotestparameterandtheoverloadsimulationlaboratorybenchoftheenginehasbeendesigned.南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文3Theoverloadsimulationlaboratorybenchoftheengineisthroughthetransmissionsystemmaketheenginewhichinstallattherotatorsshelftorotate,thatmaketheenginehasthecentrifugalforce,testsitscertainperformanceparameterchangeintheoverloadsituation.passleftschemingcanrealizelaunchmachineandleavethestalkacceleration,hulladaptstochangesandthediagraphthattemperaturewait.Presentlythemainworkisthesystemtransmissiondesignandmeasuresthetestsampleclamping.Themainstudycontentinclude:learnthecharacterofthetaskandthedevelopmenttrend,thedesign,compareandconfirmationoftransmissionsystemproject,thedesign,choiceandcalculateofpartandtheprincipiumprotractofblueprint.thedesign,choiceandcalculateofthetheprojectofclamp,thediscussionoftheproblemofmanufacturebetweenproductiondepartment.Thisexperimentpedestalofdesignundertheconditionofnotmakesomefire,tocantwolaunchthemachinetocarryonthetest,alsocanmakeatest.Testthepiecegenerallyat2min,weightnotover100Kg,havethestructuresimple,tightlypacked,workdependable,supporttheconvenienceetc.characteristics.Theaimofthedesignofthislaboratorybenchistosatisfythecommonhottest-driveonthegroundandtotestthecapabilityoftheaircraftwiththefunctionoftheverticalacceleration.ThemissilewillnotinvalidationunderthisconditionKeywords:Leavetheschemingrevolvethesetdeliverthemotiveoverloadinginvalidation1前言1.1選題的意義現(xiàn)代軍事、國(guó)防領(lǐng)域?qū)鸸て凤w行器的機(jī)動(dòng)性能要求很高?；鸸て返臋C(jī)動(dòng)性能好，對(duì)其整體強(qiáng)度要求就越高，承受機(jī)動(dòng)過(guò)載的能力越強(qiáng)。我國(guó)對(duì)導(dǎo)彈等飛行器的研究方向大多集中在對(duì)其控制系統(tǒng)的研究這方面。但是為了滿足現(xiàn)代導(dǎo)彈的一些高性能要求，如導(dǎo)彈的全方位、大空域機(jī)動(dòng)，末端變化軌跡運(yùn)動(dòng)等，采用傳統(tǒng)的姿態(tài)控制方案是難以奏效的，必須對(duì)導(dǎo)彈的法向過(guò)載直接加以控制。以往過(guò)載控制是基于局部線性化的線性模型，并且過(guò)載控制與姿態(tài)控制并存于同一個(gè)系統(tǒng)中，導(dǎo)彈過(guò)載控制系統(tǒng)的非線性反演設(shè)計(jì)【16】提出了一種新的過(guò)載控制方案，這南昌航空大學(xué)科技學(xué)院學(xué)士學(xué)位論文4種方案只需要對(duì)過(guò)載量進(jìn)行測(cè)量控制，而不再需要對(duì)一些角度進(jìn)行測(cè)量和控制，因此這種方案使整個(gè)控制系統(tǒng)所需要的零部件減少，控制器結(jié)構(gòu)更加簡(jiǎn)單明了。非線性自適應(yīng)控制在最近十幾年引起人們的廣泛關(guān)注，并取得了顯著的發(fā)展。其中比較典型的是反演設(shè)計(jì)技術(shù)，它是一種系統(tǒng)的非線性設(shè)計(jì)方法，通過(guò)一步一步地構(gòu)造李雅普諾夫函數(shù)推導(dǎo)出控制律，取得了全局的穩(wěn)定性，并且這種穩(wěn)定性分析是構(gòu)造性的。文章中證明了飛行器姿態(tài)的收斂與過(guò)載收斂等價(jià)，并提出了一種關(guān)于導(dǎo)彈過(guò)載量嚴(yán)格反饋形式的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型。并利用反演設(shè)計(jì)技術(shù)設(shè)計(jì)了該過(guò)載系統(tǒng)的控制器，并應(yīng)用李雅普諾夫穩(wěn)定性理論分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。同時(shí)給出實(shí)例，進(jìn)行了仿真。導(dǎo)彈過(guò)載控制系統(tǒng)的非線性反演設(shè)計(jì)【16】在證明了飛行器姿態(tài)的收斂與過(guò)載收斂等價(jià)的基礎(chǔ)上，提出了一種導(dǎo)彈過(guò)載控制系統(tǒng)的簡(jiǎn)化非線性數(shù)學(xué)模型，并利用反演設(shè)計(jì)技術(shù)，設(shè)計(jì)了縱向過(guò)載的控制器,該方法使控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)大大簡(jiǎn)化。仿真研究驗(yàn)證了簡(jiǎn)化過(guò)載模型的合理性和控制方法的有效性。導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)是一種自動(dòng)控制系統(tǒng),它是導(dǎo)彈的核心組成部分,而對(duì)導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的研究落腳于對(duì)制導(dǎo)規(guī)律和控制規(guī)律的設(shè)計(jì),參照導(dǎo)彈實(shí)體,結(jié)合工程實(shí)際,考慮現(xiàn)有制導(dǎo)規(guī)律和控制規(guī)律存在的問(wèn)題,具體進(jìn)行的主要工作如下:(1)導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)分析。主要包括對(duì)導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的原理、組成的分析,介紹其分類,并給出了設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制系統(tǒng)應(yīng)滿足的指標(biāo),結(jié)合研究對(duì)象,對(duì)自動(dòng)尋的制導(dǎo)控制系統(tǒng)進(jìn)行了詳細(xì)的探討。(2)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)學(xué)建模。引入了研究導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)常用的坐標(biāo)系及各坐標(biāo)系之間的關(guān)系；分析了作用在導(dǎo)彈上的力與力矩,在此基礎(chǔ)上建立了導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,結(jié)合導(dǎo)彈質(zhì)量變化和對(duì)導(dǎo)彈的操縱關(guān)系,建立了空空導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；針對(duì)研究對(duì)象,在一定假設(shè)的基礎(chǔ)上建立了傾斜轉(zhuǎn)彎導(dǎo)彈的數(shù)學(xué)模型。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