扭矩装置上的一颗宝石

据《Quality Today》1990年2月报导,英国MHH工程公司在其生产的Torqueleader扭矩控制工具上附加了一个TLS0022限扭矩螺丝刀。 TLS0022的最大能量是22×10~(-2)Nm。这种限扭矩螺丝刀是可调的,它可以在0.5～22×10~(-2)Nm范围内进行精确的微调。装上限     

扭矩扳子示值超差的调整

扭矩扳子在各企业中应用广泛。其结构并不复杂，但由于其中的弹簧弹力很大，不掌握方法，调整示值时，不但浪费时间，还容易弹出零件伤人。而一般资料中或出厂说明中又很少说明示值超差的调整及装卸方法。为此，我们将在实践中摸索出来的调整方法介绍给大家，以供参考。当示值超差时先不要急于卸开内部。首先将力矩动标尺（即套简5），见附图，调整到手柄一端，以使有限长度的螺丝刀能接触到螺钉2，同时也会使板子中弹簧处于弹力最小状态，然后，用一长杆螺丝刀插入柄后部六方孔中至调整螺钉2，适当调整螺钉2至示值合格。如果调不动或调不好…     

面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置设计

临时紧固件过大的夹紧力会给复材孔周带来损伤,严重影响结构的静态承载及动态疲劳性能,航空复材装配现场需要对临时紧固件的安装夹紧力进行控制。因此针对临时紧固件气动安装工具输出扭矩的波动性特点,设计了一种面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置,以探讨其安装工艺与夹紧力之间的关系。通过电气比例阀控制气动安装工具的输入气压,通过扭矩传感器和夹紧力传感器监测临时紧固件安装过程中的扭矩和夹紧力。对所搭建的装置进行了测量系统分析,利用皮尔逊相关系数公式验证了其重复性,并用Bessel公式计算了其不确定度。结果表明,所设计的装置可以用于复材构件临时紧固件的安装工艺测试与验证。这将为航空复材装配现场的临时紧固工艺的制定提供方法和依据。     

介绍一种弹性联轴装置

在机械零件中,皮带轮与电机主轴一般采用平键或半圆键联接来传递扭矩。这种结构的缺点在于皮带轮内孔和电机主轴的配合往往不够精密,而不适应要求传动平稳的高速传动,又为了防止皮带动轮在正作过程中沿轴向移动,皮带轮与电机主轴通过键结合都带有一定紧度,或者用螺钉在径向方向固定,这样皮带轮在装卸时往往需要敲打,给维修带来不便,     

主/从动式组合旋翼悬停状态气动特性分析

针对传统直升机构型中主旋翼旋转时产生的扭矩需要尾翼或是反向旋转的共轴旋翼加以抵消,从而造成能量浪费的问题,以将主旋翼旋转时产生的扭矩转化为升力为出发点,提出了一种主旋翼带动下方无动力旋翼旋转的主/从动式组合旋翼气动布局构型。通过动量叶素理论以及CFD数值模拟中的多重参考系法,对主/从动式组合旋翼悬停状态的气动特性进行了初步分析,结果表明,此构型中的下方从动旋翼利用上方主动旋翼的扭矩产生了额外10%的升力,同时下方从动旋翼在上方主动旋翼引流的有利干扰下升力系数提高了35%。     

新型扭矩扳手

美国沃尔文工具制造有限公司最近推广应用了一种带自动喷涂标记装置的手工操作扭矩扳手。为了安全,确切地知道安装在汽车,飞机等上面的螺母和螺栓是否已按规定的扭矩值上紧是极其必要的。问题是用自动机上紧并且做上紧固色标在有些情况下是不可能的。而且,     

MRO LINK

<正>设备供应商ATP 5000系列扭矩倍增器Advanced Torque公司推出的ATP 5000系列扭矩倍增器适用于中等扭矩需求,便携、安全且满足人体工效学要求,易于使用,即使重复使用也可保护使用者免受身体损伤,重量轻且精度高。扭矩范围0~6780牛·米扭矩倍增比准确性优于±1%系统稳定性±0.05%/°C工作温度-18~43°C工作环境湿度为最高90%不结霜情况下放大比125:1重量12千克直径8英寸高度7英寸     

基于嵌套网格方法的直升机尾梁边条气动干扰数值模拟研究

采用基于运动嵌套网格技术的计算流体力学方法开展旋翼/机身气动干扰计算分析,研究了45°、90°、120°三个安装角度尾梁边条对直升机气动特性的影响。数值分析结果表明,悬停状态尾梁边条可为机身提供侧向力、增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载。其中,120°尾梁边条悬停状态增加机身扭矩效果最明显。且安装120°尾梁边条后直升机在前飞状态的气动特性基本没有影响。     

尾梁边条对直升机气动性能影响试验研究

为克服旋翼产生的反扭矩,目前直升机上主要采用单旋翼带尾桨、双旋翼等布局方案,同时发展了尾梁环量控制及尾梁边条技术。本文应用旋翼/机身组合模型风洞试验方法,探究了尾梁边条对直升机悬停及前飞性能的影响。重点研究了悬停及不同前飞速度下,不同长度和不同安装角度尾梁边条对直升机气动性能的影响。试验结果表明,悬停状态尾梁边条可通过提供侧向力来增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载从而减少尾桨功率消耗。而前飞状态尾梁边条对直升机气动性能基本没有影响。     

复合式直升机前飞状态旋翼-机翼干扰计算分析

采用自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了初步分析,计算了不同前飞速度下机翼旋翼之间的相互干扰情况,计算结果验证了程序的可行性.同时表明:机翼-旋翼间的干扰与速度有较大关系,而机翼对旋翼扭矩的影响大于对旋翼拉力的影响.由于相互干扰的存在,旋翼和机翼的效率都会降低.这为复合式直升机的设计提供了参考和分析工具.      

千分尺校对用量杆的改装

测量范围等于和大于300毫米千分尺的校对用量杆,国内产品的结构基本上如图1所示。它的优点是微调较为方便。缺点是随着使用时间的增长,紧定螺钉容易损坏。特别是调整时,螺钉的尖端不易对准杆体上的锪孔,有时甚至对上了轴向弹性槽,不仅起不到固紧测量头的作用,反而会使测量头松动。在总体结构中套圈是外径最大的部份,放置校对用量杆时首先碰到的就是这个套圈,由于经常放置磕碰,亦会引起测量头的松动。前几年我厂在周期检定中,发现这类校对用量     

NQ—0.6～NQ—10 扭矩起子

陕西汉中国营东方仪器厂,最近,研制成功了ＮＱ— ０．６～ＮＱ—１０扭矩起子系列产品。经国家质量技术监督局审查考核合格,颁发了制造计量器具许可证,准予投入批量生产。 ＮＱ—０．６—ＮＱ—１０扭矩起子系列产品,具有扭矩预置装置和音响报警信号;扭矩值可随意调整;其结构先进,性能可靠;产品共有六个型号,精度为±４％。该产品适用于小力矩紧固件的各行各业,特别适用于具有预紧力矩要求的螺栓、螺母和螺钉紧固;广泛用于电视机、电冰箱、洗衣机、压缩机、照相机、光学仪器、家用电器及各种精密仪器仪表的装配和维修等领域。 …     

吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计

针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果——Sears函数进行了比较。结果表明：忽略抖振力跨向不完全相关性效应（即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关）而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

小型冲击式涡轮泵气动效率试验方法研究

小型冲击式涡轮泵产品高度集成,涡轮与泵叶轮同轴超高速运转,为涡轮气动效率的测试与获取带来难度。提出一种测试涡轮气动效率的试验方法,通过测量轴扭矩这一关键数据,得到轴系运转的机械功率,进而获取涡轮气动效率的准试验数据。具体测量过程中,将涡轮泵中负载端(泵)与输出功率端(涡轮)进行分体,实现了小型超高速涡轮运转状态下输出扭矩的测量。本研究丰富了涡轮泵产品的研制与试验手段,可为同类产品的研发提供借鉴。     

分立式导向器离心涡轮气动改型设计与流场分析

对某高负荷低速较大扭矩单级冷气起动涡轮进行了原型机气动分析和改型机气动设计.该涡轮采用离心式流动,分立式导向器和冲击式转子.分析发现,该涡轮负荷系数极高而不追求高效率.为增大功率而进行的改型设计采取了加大流量而保持进气压强不变的技术方案.流场模拟结果显示,该改型设计在涡轮转子直径减小6%的情况下,在原型涡轮设计转速下及其140%转速下的输出功率各约为原型机的2倍和2.8倍.      

考虑工程约束的高可信度气动外形优化设计

实际气动设计中遇到的工程问题较为复杂,然而能够用于实际工程设计的高可信度气动外形优化设计工具较少.基于飞行器设计工程实际中的各种复杂气动约束和几何约束要求,集成高可信度非结构网格RANS方程求解器、弹簧比拟网格变形技术、FFD外形参数化、RBF代理模型、粒子群优化器,构建多设计点气动外形优化设计工具,并应用于先进低速层流翼型和高亚声速超临界机翼的气动外形优化设计中(包括单设计点和多设计点),进行考虑/不考虑气动约束和几何约束的气动外形优化设计分析.结果表明:多设计点气动外形优化设计工具有效,约束条件和智能优化器自动有效地引导了层流翼型和亚声速机翼外形的有利改变.     

亚声速真空管道磁浮系统气动热特性研究

为解决真空管道磁浮系统气动热问题,研究管道内气动热分布特性至关重要.以某高速磁浮列车为研究对象,基于Sutherland黏性公式及SST k-ω湍流模型,数值仿真了三维可压缩亚声速真空管道磁浮系统的气动特性及气动热效应,考虑的阻塞比范围为0.1～0.4、列车运行速度为600～1000?km/h,研究了列车表面温度分布、...     

离心叶轮气动阻尼的数值分析

为进行运动边界下离心叶轮流场的数值分析,独立开发了网格变形程序和非定常流动分析程序,实现了流场中振动离心叶轮的气动阻尼计算。采用紧支撑径向基函数法进行结构到气动表面变形的数据传递,应用二叉树技术进行壁面距离的计算,大幅提高了网格变形和流场分析中距离搜索的计算效率。通过振动叶栅和离心叶轮的算例,验证了程序应用于运动边界流场计算和叶轮流场模拟的正确性。以某离心叶轮为对象,展开其模态气动阻尼比的计算分析。结果表明:考察的两个模态下气动阻尼比均为正值,小幅振动下模态气动阻尼比与振幅无关,轮盘振动模态下叶轮的气动阻尼比随工况接近失速而逐渐减小。      

Ⅱ型万能角度尺固紧部分改装

由科能仪器厂、上海量具刃具厂和瑞士出品的Ⅱ型万能角度尺,其直尺固紧装置如图1所示。直尺固紧主要是靠偏心柱的偏心作用来达到的。检修中,常发现直尺凹槽部分磨损,而直尺凹槽研磨后,其与圆盘之间的距离缩短了,加上偏心柱和固定板的磨损,致使直尺固紧部分不起作用。可见这种结构的修理、调整都不甚方便。前几年,我们在原结构的基础上,进行了