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着重讲述五轴联动加工特定复杂曲面时的解决办法。五轴加工中心都有一定的结构,后置处理软件在有些情况下考虑不到某些零件的复杂结构和加工状况,这就需要对零件、机床及CAM软件具体问题做具体分析,进行程序的后置处理。 相似文献
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利用普通高速钢立铣刀加工“叶轮曲面”,由于工件齿型齿底都是一种特殊的高级曲面,造型复杂,应由特殊的计算机软件来完成。其加工工艺则由四轴以上联动数控机床来完成。同时排除了“夹刀造型”的干扰现象,是一种新颖的数控加工工艺方法。利用φ50mm球头加长立铣刀的刀尖轨迹加工发动机进气道曲面。由于型面庞大,形状复杂。首次采用了计算机辅助设计——计算机辅助制造一体化途径来实现的制造技术。加工轨迹的造型采用球刀的刀端中心运动轨迹,有异于通常球刀加工的球心轨迹造型。 相似文献
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为解决空间站在不同的构型及飞行姿态下,因太阳入射角变化大引起的太阳电池翼难以对日定向的难题,提出分体组合式双自由度对日定向系统构型。研究空间站构型及飞行姿态,确定采用A轴与B轴2个轴独立运转、单独控制的对日定向方式,2个轴通过桁架结构实现正交连接。在梦天实验舱单舱飞行时,A轴不动,B轴根据轨道周期跟踪太阳,通过飞行器姿态调整补偿太阳入射角的变化。组合体飞行时,B轴补偿太阳高度角,A轴根据轨道周期带动B轴与太阳电池翼共同跟踪太阳,实现双自由度对日定向。在轨飞行结果表明:在不同的舱段构型及飞行姿态下,功率通道输出功率波动幅度由60%减小到7%,分体组合式双自由度对日定向系统构型能够适应空间站复杂的飞行工况。 相似文献
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轴类、壳体类精密零件两端内孔(或孔与轴)之间,同轴度要求高,不能在一次装夹中加工完成,达不到精度要求。调头分两次装夹加工,存在装夹定位误差,保证不了精度要求。用增加径向辅助定位面,使轴向和径向定位误差得到补偿,较好地达到了同轴度要求。 相似文献
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作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。 相似文献
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大圆弧面的铣削加工及误差分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在没有立式车床的情况下,利用立式铣床加工大圆弧内凹面R700mm的零件,通过对有关加工参数的计算、选择,用椭圆弧代替圆弧进行加工,把立铣头主轴旋转α角后,大圆弧面即可如铣平面一样方便地加工成型。 相似文献
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采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。 相似文献
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非匀变变螺距诱导轮是液氧/煤油发动机的关键件之一,其型面复杂,加工难度大。文中给出了采用 UG 软件进行诱导轮加工的 CAM 流程,编制了五轴联动数控加工程序,解决了加工中的技术难点,利用现有五轴数控加工中心完成了两种非匀变变螺距诱导轮的型面加工。 相似文献
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叙述某型导弹的新型结构--斜燕尾槽配合的具有高协调要求的镀镍、机加工的工艺方法。改进后的“镀前加工协调尺寸预先补偿法”,已成功应用于某型导弹的批产。在同类协调零件制造过程中,该种方法具有较大的借鉴作用。 相似文献
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在有较复杂外干扰力矩条件下,对一种基于飞轮角动量正反馈的外干扰力矩补偿技术进行了研究。建立了零动量卫星的三轴姿态动力学模型,分析了环境外干扰力矩对滚动-俯仰-偏航姿态的影响,设计了补偿方案:用低通滤波器的角动量正反馈对外力矩进行补偿,导出了控制器补偿项的数学表达式;引入磁卸载+磁前馈分别消除飞轮饱和及削弱磁力矩干扰的影响,给出了滚动-偏航、俯仰通道的控制模型和数学表达式。仿真结果表明:采用该方法三轴姿态角控制精度高,飞轮转速被限制在一定范围内,有效削弱外干扰力矩对星体姿态控制的影响,提高了卫星的姿态控制精度。 相似文献
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以采用了特殊材料、结构形状又较为复杂的一项典型零件为例,对加工特殊材料复杂结构零件的工艺设计与加工进行了认真的分析,提出了加工这类零件合理的工艺设计思路与加工方法。 相似文献
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《固体火箭技术》2017,(6)
针对空空导弹发动机对药柱结构完整性分析的特殊需求,开展了复杂载荷下某新型HTPB推进剂的力学性能试验研究,分别进行了不同温度环境下,推进剂单轴定速及快慢组合拉伸试验,研究了温度、拉伸速率、"转换应变"对推进剂极限力学性能和"脱湿"损伤行为的影响。结果表明,该新型推进剂在低温环境中具有良好的力学性能,其抗拉强度、断裂强度、最大伸长率、断裂伸长率、初始模量随拉伸速率的增大呈增大趋势,随温度的升高而减小。拉伸速率增大或者温度降低,"脱湿点"强度呈增大趋势,"脱湿点"前移,更易发生"脱湿"行为。在应变速率快慢组合试验中,推进剂极限力学性能参数随着"转换应变"的增大呈下降趋势。相关结果和结论可为复杂载荷下空空导弹发动机药柱的精细结构完整性分析提供参考。 相似文献
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大推力火箭发动机转子组件等零件采用整体带冠叶片结构,采用多轴连动数控电火花加工工艺是合理的工艺方法。必须解决小通道涡轮转子叶片形状复杂、通道窄小、两级叶片距离近,大栅距喷嘴叶栅环叶片形状复杂、占据大弧长等一系列技术难点。介绍了为解决这些技术难点所采取的一系列技术措施,并提出了在线测量的方法,成功地解决了转子组件、喷嘴叶栅环等零件带冠叶片加工问题。 相似文献
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针对低轨卫星由于气动干扰力矩较大导致偏置动量控制精度较低的问题,理论分析了气动干扰力矩并进行建模,讨论了基于角动量与角速率作用产生陀螺力矩的影响。固定偏置动量卫星X、Z轴基于磁力矩器控制,气动干扰力矩严重时又处于磁不可控区,为确保姿态控制精度,考虑增加1台反作用飞轮抑制气动干扰力矩,反作用飞轮可与偏置动量轮组成单自由度偏置动量控制,反作用飞轮用作补偿轮,沿X轴安装。采用飞轮角动量补偿和磁补偿方法提高固定偏置动量控制精度:为防止赤道上空X轴处于磁不可控区时补偿轮角动量变化对X轴的干扰,对补偿轮角动量输出进行限幅,给出了补偿算法;为防止反作用飞轮限幅后角动量对Z轴产生干扰,设计了磁补偿控制策略。仿真结果表明:在同时采用角动量补偿和磁补偿后三轴姿态控制精度0.2°,较无补偿时有大幅提高。 相似文献