共查询到20条相似文献,搜索用时 326 毫秒
1.
本文以直线三坐标,曲线两坐标为例.介绍了一种新型插补方法-比较积分法,用这种插补方法,提高了插补的效率,提高了运动平稳性,使速度均匀.直线插补适合于多坐标联动运动. 相似文献
2.
赵先仲 《华北航天工业学院学报》2008,(4):1-3
本文通过第1象限直线插补实例说明了用C语言调用汇编语言程序的实现步骤和方法。在本例中既使用了屏幕动态显示运动轨迹,也发出了电机控制信号。 相似文献
3.
赵先仲 《北华航天工业学院学报》2008,18(4)
本文通过第1象限直线插补实例说明了用C语言调用汇编语言程序的实现步骤和方法。在本例中既使用了屏幕动态显示运动轨迹,也发出了电机控制信号。 相似文献
4.
通过对五轴数控加工过程中线性插补误差的深入剖析 ,介绍了分析问题的方法和步骤 ,推导了线性插补误差的量值 ,同时给出在五轴数控加工中减小线性插补误差的方法。 相似文献
5.
通过对5轴数控加工过程中线性插补误差的深入剖析,介绍了分析问题的方法和步骤,推导了线性插补误差的量值,同时给出在5轴数控加工中减小线性插补误差的方法. 相似文献
6.
在航空航天等工业部门,经常遇到加工抛物线形状的零件。用数控线切割机加工这类零件,由于机床劫能的限制、一般只能采用圆弧直线插补,但这样程序段太多。计算繁锁,且拟合精度不够高。若机床具有抛物线插补功能,则对加工弹头一类抛物线外形的样板将很方便。我们在SK—221型数控装置中增加了5G601和5G621两个集成块(4个与非门,两个D触发器),在该机上实现了直线圆弧和抛物线的混合插补。但由于目前我们还没有找到一种抛物线插补时的自动偏移方法,因而在混合插补时不能实现自动偏移。只使用圆弧直线插补时,原机自偏移功能不变。一丫抛物线的正… 相似文献
7.
为控制6R机械臂跟踪圆弧轨迹或有效避开障碍物,基于机器人圆弧轨迹规划方法,对在笛卡尔空间的圆弧运动轨迹规划进行了研究,采用位置插补和姿态插补,使机械臂末端严格按圆弧路径行走,并对末端轨迹和各关节的轨迹进行了仿真。结果表明:机械臂末端运动轨迹平滑,各关节角度变化平缓,运动稳定。 相似文献
8.
在现代航天、航空工业中,有很多零件的表面是由高次曲线组成的,如导弹的尾翼、肋骨线、飞机的机翼等,如果在数控机床上用逐点比较法加工此类零件,不仅编程复杂,而且精度也不高。 本文根据“脉冲间隔插补法”“建立了插补二次曲线的统一数学模型,用汇编语言进行了程序设计,并由二次扩展到任意高次曲线的插补。在数控线切割机上进行了插补实验,验证了该方法的正确性和适用性。 相似文献
9.
介绍了数字信道化内插结构的一种简便推导方法,该方法直接从第k个信道的内插结构开始推导。采用该方法推导了数字信道化的一种典型内插结构。对推导出的内插结构进行了Matlab仿真,验证了该方法的正确性。 相似文献
10.
利用有限元方法逼近飞行器轨道主动段扰动引力 总被引:9,自引:2,他引:9
为了克服引力位系数模型计算飞行器轨道主动段扰动引力所存在的计算量大,并且难以进行实时计算的缺点,提出利用有限元内插的方法对主动段扰动引力进行逼近。根据有限元分析中区域剖分插值的原理,采用了对飞行器轨道周围有限范围的空间区域进行有限元剖分的方式,计算出各剖分单元每个顶点处的扰动引力,然后利用剖分单元各顶点的扰动引力分量内插出飞行器轨道点对应的扰动引力分量值。计算过程和结果表明,这种方法能够快速、精确可靠地逼近飞行器轨道主动段扰动引力,满足了有关文献中所提出的要求。 相似文献
11.
12.
13.
给出了一类由Bergman空间构成的Ba空间La^Ba,讨论了La^Ba的插值性质得到La^Ba的几个嵌入及内插定理,建立了La^Ba知与Bloch空间及La^p的内插关系。 相似文献
14.
给出了一类由Bergman空间构成的Ba空间LaBa,讨论了LaBa的插值性质得到LaBa的几个嵌入及内插定理,建立了LaBa与Bloch空间及Lap的内插关系。 相似文献
15.
我厂在复旦系统数字控制线切割机上,实现了直线圆弧抛物线混合插补功能,为使其功能得到充分发挥,我们对在数控加工过程中遇到的非圆曲线,进行了抛物线样条拟合。 抛物线样条拟合不完全同等于圆弧样条拟合。圆弧拟合构成整条曲线是一阶光滑,分段是等曲率的圆弧,而抛物线样条拟合除同样保证一阶光滑外,分段则是变曲率的抛物线,这 相似文献
16.
17.
60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。 相似文献
18.
19.