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692.
文中对一种新型平面并联机床的速度,力与变形关系进行分析,得到其速度、力雅可比矩阵进而得到其柔度矩阵,提出该并联机床柔度评价指标,并给出了该评价指标在工作空间内的分布情况,为该并联机床的设计与应用提供了有益参考。 相似文献
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695.
针对自由曲面侧铣加工中轨迹规划困难、加工精度难保证等问题,提出了一种自由曲线母线类刀具的外形轮廓设计方法。该方法在优化刀具轮廓的同时,充分考虑了加工过程中的工件精度和刀轴光顺性问题,实现了自由曲线母线类刀具的形状设计和对应侧铣加工轨迹的生成。首先,通过分别定义刀具轮廓母线和刀轴轨迹面实现对刀具形状和侧铣加工轨迹的表达,并由此计算切削行上刀具工件干涉量来评价加工误差,以刀轴轨迹面能量评价刀轴光顺性,建立了基于加工误差和刀轴光顺性的刀具轮廓与加工轨迹的同步优化模型;其次,为实现对同步优化模型的求解,给出了基于序列逼近法的求解策略,以及优化初值中刀轴轨迹面控制参数和刀具轮廓控制参数获取方法;最后,分别通过加工轨迹规划实验和刀具轮廓设计实验,验证了本文算法在在自由曲面四轴侧铣加工刀具轮廓设计与加工轨迹优化中的正确性及有效性。研究成果为提高自由曲面类零件侧铣加工精度、实现侧铣加工刀具轮廓设计及侧铣加工轨迹规划提供了一种有效的方法和手段。 相似文献
696.
临近空间高超声速飞行器天文导航系统综述 总被引:1,自引:1,他引:0
临近空间是航天与航空业务领域的结合部,具有重要的战略价值。高超声速飞行器是临近空间力量部署的重要载体,已逐渐进入应用部署阶段。临近空间高超声速飞行器的飞行环境和任务条件对导航系统提出了新的更高要求。在总结临近空间高超声速飞行器的导航技术研究进展的基础上,对天文导航技术的应用环境和条件进行了系统的分析和探讨,提出了5个重点研究方向,包括:星图采集效能、光学误差模型、视场观测机理、姿态更新速率、小型化模块化工程化等。研究结果可为临近空间高超声速飞行器天文导航系统的设计提供参考。 相似文献
697.
The aeroelastic behavior of a thin flat rudder model was numerically simulated and experimentally investigated in a hypersonic wind tunnel. In particular, a flutter suppression system taking advantage of collision within small gaps was proposed and a novel system for the flutter simulation of the whole nonlinear aeroelastic system including the flutter suppression system was developed. First, the critical flutter dynamic pressure of the rudder without the flutter suppression system was calculated with different methods. Then, the whole nonlinear aeroelastic system, including theflutter suppression system, was simulated to design the gap size. Finally, the flutter suppression system was experimentally validated in a hypersonic wind tunnel operating at Mach number 5. The typical phenomenon of Limit Cycle Oscillation(LCO) was observed, avoiding the structural failure of the model and the consistency between numerical and experimental results was demonstrated.The proposed suppression system can improve the design and reusability of test models of hypersonic flutter experiments. 相似文献
698.
To investigate the damage localization effects of the thrust chamber wall caused by combustions in LOX/methane rocket engines, a fluid-structural coupling computational methodology with a multi-channel model is developed to obtain 3-demensioanl thermal and structural responses. Heat and mechanical loads are calculated by a validated finite volume fluid-thermal coupling numerical method considering non-premixed combustion processes of propellants. The methodology is subsequently performed on an LOX/methane thrust chamber under cyclic operation. Results show that the heat loads of the thrust chamber wall are apparently non-uniform in the circumferential direction. There are noticeable disparities between different cooling channels in terms of temperature and strain distributions at the end of the hot run phase, which in turn leads to different temperature ranges, strain ranges, and residual strains during one cycle. With the work cycle proceeding, the circumferential localization effect of the residual strain would be significantly enhanced. A post-processing damage analysis reveals that the low-cycle fatigue damage accumulated in each cycle is almost unchanged, while the quasi static damage accumulated in a considered cycle declines until stabilized after several cycles. The maximum discrepancy of the predicted lives between different cooling channels is about 30%. 相似文献
699.
700.