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41.
针对复杂通道类零件的五轴数控加工,提出一种控制刀轴稳定变化的刀轴规划方法。首先,通过对刀轴可行空间的均匀离散,建立一种高效求解刀轴可行空间精细边界的方法;然后,依据刀轴矢量规划准则,求解满足机床角加速度约束的可行刀轴序列集合,并提出一种切削行内旋转坐标线性变化的刀轴矢量规划方法;最后,通过建立刀轴变化和残留高度综合评价指标,得到优化的刀轴矢量,并与典型的商用软件进行了实验对比验证。结果表明,使用本文提出的刀轴规划方法得到的切削行刀位轨迹旋转坐标变化均匀,旋转轴角加速度最大值降低到商用软件的10%以下,残留高度平均值降低了22%,改善了切削过程的稳定性,提高了加工表面质量。 相似文献
42.
为了对比某压气机原始叶型及其改型后的短弦叶型的气动性能,基于某高亚声速叶栅风洞对原型和改型叶型开展了平面叶栅吹风试验。试验前对不带叶栅和带叶栅试验件下试验段进口均匀性和出口周期性进行检查,确定满足试验要求的测量通道。通过吹风试验测量并分析原型叶栅和改型叶栅的出口总压、出口气流角以及叶片表面等熵马赫数分布。结果表明:相对于原始叶型,弦长缩短后叶型吸力面型线曲率变化增大,峰值马赫数后的气流逆压梯度较大,因此附面层内的气流分离损失更大;设计马赫数0.6时,短弦叶栅的低损失攻角范围比原型叶栅减小了约3°,改型叶栅和原型叶栅均表现出较好的负攻角特性;设计攻角下(i=0°),进口马赫数从0.4增大至0.7时,两套叶栅出口尾迹的深度逐渐增大,但尾迹宽度基本不变;达到或者超过临界马赫数0.8之后,原型和改型叶栅的尾迹宽度和深度均显著增大。 相似文献
43.
44.
基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估 总被引:1,自引:0,他引:1
基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导,采用该方法对ZSDD-1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的3-4倍,其不确定度大约是其精度极限的4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。 相似文献
45.
46.
结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术,通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨,并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。 相似文献
47.
48.
以试验为基础,系统的研究了不同温度(40℃、60℃、-25℃、-45℃)及不同应力比(R=0.1、0.4)埘有机玻璃疲劳性能的影响,并提供了有机玻璃温度环境下不同应力比的疲劳性能S~N曲线。 相似文献
49.
50.