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旋架式加速度過載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析_學(xué)士學(xué)位論文-展示頁(yè)

2024-09-09 12:51本頁(yè)面
  

【正文】 。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降低速度、耗散能量。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 。 在飛行器工程領(lǐng)域 【 17】 ,能量管理技術(shù)并不陌生。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)彈旋架式加速度過載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析 學(xué)士學(xué)位論文 3 的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型 。 (2)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)學(xué)建模。 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。 導(dǎo)彈過載控制系統(tǒng)的非線性反演設(shè)計(jì) 【 16】 在證明了飛行器姿態(tài)的收斂與過載收斂等價(jià)的基礎(chǔ)上,提出了一種導(dǎo)彈過載控制系統(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)了縱向過載的控 制器 ,該方法使控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)大大簡(jiǎn)化。并利用反演設(shè)計(jì)技術(shù)設(shè)計(jì)了該過載系統(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。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。以往過載控制是基于局部線性化的線性模型,并且過載控制與姿態(tài)控制并存于同一個(gè)系統(tǒng)中, 導(dǎo)彈過載控制系統(tǒng)的非線性反演設(shè)計(jì) 【 16】 提出了一種新的過載控制方案,這種方案只需要對(duì)過載量進(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。 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。旋架式加速度過載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析 學(xué)士學(xué)位論文 1 旋架式加速度過載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析 目 錄 1 前言 選題的意義??????????????????????????? (1) 國(guó)內(nèi)外發(fā)展?fàn)顩r????????????????????????? (4) 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) 技術(shù)參數(shù)設(shè)計(jì) ????????????????????????? (5) 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) 電動(dòng)機(jī)的選擇 ????????????????????????? (8) 裝配圖的設(shè)計(jì) ???????????????????????? (10) 帶傳動(dòng)的選擇與計(jì)算 ????????????????????? (11) 軸的設(shè)計(jì) ?????????????????????????? (12) 底座的設(shè)計(jì) ????????????????????????? (16) 立柱的設(shè)計(jì) ????????????????????????? (17) 4 主要零件的設(shè)計(jì)驗(yàn)算 軸的校核 ?????????????????????????? (18) 軸承的選擇與校核 ?????????????????????? (25) 螺栓與螺釘?shù)倪x擇與校核 ??????????????????? (27) 鍵的選擇與校核 ??????????????????????? (28) 5 工件的夾緊 工件的夾緊的要求 ?????????????????????? (29) 方案 ????????????????????????? ???? (29) 參考文獻(xiàn) ????????????????????????????? (31) 小 結(jié) ?????????????????????????????? (32) 旋架式加速度過載模擬實(shí)驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析 學(xué)士學(xué)位論文 2 致 謝 ?????????????????????????????? (32) 1 前 言 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。火工品的機(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)過載的能力越強(qiáng)。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)彈的法向過載直接加以控制。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。文章中證明了飛行器姿態(tài)的收斂與過載收斂等價(jià),并提出了一種關(guān)于導(dǎo)彈過載量嚴(yán)格反饋形式的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型。同時(shí)給出實(shí)例,進(jìn)行了仿真。仿真研究驗(yàn)證了簡(jiǎn)化過載模型的合理性和控制方法的有效性。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。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 。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。如軌道器無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。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。通過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。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。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。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)鍵問題。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”。 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,一般是要求沒有質(zhì)量問題,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)儀器來測(cè)試出其參數(shù)。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?產(chǎn)生的側(cè)向力)來實(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 11。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。 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)。 法向加速度對(duì)導(dǎo)彈的影響結(jié)果如圖 12所示。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。 國(guó)內(nèi)外發(fā)展?fàn)顩r 導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局是這樣設(shè)計(jì)的:在導(dǎo)彈的紅外導(dǎo)引頭之后,緊接著有兩組十字型翼面 。在俯仰和偏航控制翼面之后有一 對(duì)副翼,與自由滾轉(zhuǎn)的尾部一起實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定。因?yàn)樵诠裟┒?,固體發(fā)動(dòng) 機(jī)已快燃燒完,彈體后段實(shí)際上是一個(gè)空殼,如果沒有這些翼板,在導(dǎo)彈進(jìn)行大過載機(jī)動(dòng) 時(shí),彈體可能由于應(yīng)力作用而解體。 到目前 為止,在加速度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響方面,人們主要進(jìn)行了火箭自旋引起的橫向加速度對(duì)推進(jìn)劑藥柱產(chǎn)生的加速度效應(yīng)研究,即燃速增加導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能發(fā)生畸變,影響了發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作,這方面,國(guó)內(nèi)學(xué)者進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究和理論分析工作,并取得了重大的進(jìn)展。橫向加速度對(duì)飛行發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層燒蝕影響的實(shí)驗(yàn)研究 [10]設(shè)計(jì)了實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和實(shí)驗(yàn)裝置,進(jìn)行了 一系列飛行固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)橫向過載模擬實(shí)驗(yàn),獲得了不同加速度下發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層燒蝕率定量化的式樣數(shù)據(jù),驗(yàn)證了橫向加速度嚴(yán)重影響局部絕熱層燒蝕的事實(shí),研究表明,橫向加速度對(duì)絕熱層燒蝕影響主要原因是由于橫向加速度導(dǎo)致燃燒室內(nèi)流場(chǎng)發(fā)生改變,離心力方向側(cè)壁絕熱層形成“燒蝕坑”,并且絕熱層的燒蝕率隨橫向加速度的增加有加倍增長(zhǎng)的趨勢(shì)。 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高速旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)【 12】,從方案設(shè)計(jì)、動(dòng)力源選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及傳感器選擇等方面研究了高速旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)涉 及的幾個(gè)主要問題。但此試驗(yàn)臺(tái)不能滿 足我們對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行離心過載的模擬實(shí)驗(yàn)。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。給模型添加運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)、質(zhì)量特性參數(shù)、力學(xué)特性參數(shù)等外部環(huán)境,基于 SolidWorks SimulationXpress 完成實(shí)驗(yàn)虛擬平臺(tái)下的運(yùn)動(dòng)測(cè)試。 2 實(shí)驗(yàn)臺(tái)的總體方案設(shè)計(jì) 待測(cè)件結(jié)構(gòu)尺寸
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