第三章 结构设计方法与设计指标

利用磁力使支承运动的部件与其固定 部件脱离接触来实现轴承的功能。 其特点是无机械磨损，理论上无速度 限制；无噪声，温升低，能耗小，不需 润滑；可在超低温和高温下工作等。装 有磁浮轴承的主轴可实现适应控制，通 过检测定子线圈电流控制切削力，通过 检测切削力的变化来调整控制机械运动， 以提高加工质量。
（二）几种典型的主轴轴承配置形式
d 0.55 ~ 0.60D
对于六角、自动和半自动车床、卧式镗床（镗杆主
轴）
d 0.6 ~ 0.65D
对铣床 d 可比刀具拉杆直径大5~10mm即可。
3. 主轴前端悬伸量的确定
主轴前端悬伸量a 是指主轴前端面到前轴承径向反 力作用中点（或前径向支承中点）的距离。它主要取决 于主轴端部的结构（其形状与尺寸均以标准化），以及 前支承轴承配置和密封装置的形式和尺寸。在满足结构 要求的前提下，设计时应使a 值越小越好。
2.刚度 主轴部件的刚度是指其在外加载荷作用下抵抗变 形的能力，通常以主轴前端部产生一个单位位移的弹 性变形时，在位移方向上所施加的作用力的大小来表 示。主轴部件的刚度是综合刚度，是主轴、轴承和轴 承座等刚度的综合反映，其静刚度不足则对加工精度 和机床性能有直接影响。
主轴部件应满足的基本要求
3.抗振性 主轴部件的抗振性是指抵抗受迫振动和自激振动而 保持平稳运转的能力。主轴部件的振动会直接影响工件 的表面质量和刀具的使用寿命，并产生噪声。 4.温升及热变形 主轴部件运转时，因各相对运动处的摩擦生热，切 削区的切削热等使主轴部件的温度升高，其尺寸、形状 及位置发生变化，造成主轴部件的热变形。 5.精度保持性 主轴部件的精度保持性是指长期地保持其原始制造 精度的能力。主轴部件丧失其原始精度的主要原因是磨 损。
3. 圆锥滚子轴承——需成对使用

第三章基坑支护结构设计计算3.1土压力计算为计算简便，土压力计算采用简化的兰肯主动土压力计算公式，即采用加权平均之后的内摩擦角、粘聚力值进行计算。

3.1.1加权平均值计算各层土的物理指标如下表所示：基坑开挖的深度为16.3m ，即到粉土夹粉砂层为止。

（1）土层加权平均重度为：)/(68.1797.052.111.95.115.105.21997.09.1752.11711.98.175.15.1815.14.1905.230m KN hh iii =+++++⨯+⨯+⨯+⨯+⨯+⨯==∑∑γγ土层物理参数表土层序号及名称 土层厚度L （m ） 天然含水量W(%)液限指数IL 塑性指数Ip 天然重度粘聚力C(kpa) 内摩擦角φ（°） ①1填土 2.05 0.75 11.8 19.4 16.5 19.6 ①2黏土 1.15 36 0.68 19.5 18.5 20.5 13.1 ②1黏土 1.5 39.9 0.98 18.7 17.8 15.3 11 ②2淤泥质黏土 9.11 52.3 1.55 19.4 17 11.5 8.4 ②3淤泥质粉质黏土1.52 41.6 0.45 14.6 17.913.5 10.2 ③1粉土夹粉砂 3.28 28.9 1.16 9.3 19 11.6 20 ③2粉质黏土夹粉砂10.04 31.8 1.16 11.4 18.812.2 15.2 ④1淤泥质粉质黏土 5.3 38.2 1.28 13.4 18.213.2 12.1 ④2黏土 7.18 36.8 0.99 17.6 18.2 17.2 12.7 ⑥2粉质黏土 6.25 34.2 0.84 14.4 18.6 20.7 14.5 ⑥4粉土 2.04 25.4 0.98 9.6 19.4 12.3 26.6 ⑦1粉质黏土 2.93 27 0.56 13.6 19.6 31.218.3注:表中仅列出本车站有分布布的底层。

航空航天行业航天器制造方案第一章航天器设计与规划 (3)1.1 设计原则与流程 (3)1.1.1 设计原则 (3)1.1.2 设计流程 (3)1.2 设计参数与规范 (3)1.2.1 设计参数 (3)1.2.2 设计规范 (4)1.3 设计评审与验证 (4)1.3.1 设计评审 (4)1.3.2 设计验证 (4)第二章航天器材料选择与功能 (4)2.1 材料种类及特性 (4)2.1.1 金属材料 (4)2.1.2 复合材料 (4)2.1.3 耐高温材料 (5)2.1.4 功能材料 (5)2.2 材料功能评价与测试 (5)2.2.1 力学功能测试 (5)2.2.2 热功能测试 (5)2.2.3 耐腐蚀功能测试 (5)2.2.4 功能功能测试 (5)2.3 材料应用与优化 (5)2.3.1 结构设计优化 (5)2.3.2 制造工艺优化 (6)2.3.3 材料功能改进 (6)2.3.4 材料数据库建设 (6)2.3.5 跨学科研究 (6)第三章航天器结构设计与分析 (6)3.1 结构设计方法 (6)3.2 结构强度与稳定性分析 (6)3.3 结构优化设计 (7)第四章航天器推进系统设计 (7)4.1 推进原理与类型 (7)4.2 推进系统设计与集成 (8)4.3 推进系统功能测试与评价 (8)第五章航天器电源系统设计 (9)5.1 电源系统类型与选择 (9)5.2 电源系统设计与集成 (9)5.3 电源系统功能测试与评价 (9)第六章航天器控制系统设计 (10)6.1 控制系统原理与组成 (10)6.1.1 控制系统原理 (10)6.1.2 控制系统组成 (10)6.2 控制系统设计与集成 (11)6.2.1 控制系统设计 (11)6.2.2 控制系统集成 (11)6.3 控制系统功能测试与评价 (11)6.3.1 功能测试 (11)6.3.2 功能评价 (11)第七章航天器导航系统设计 (12)7.1 导航原理与类型 (12)7.1.1 导航原理 (12)7.1.2 导航类型 (12)7.2 导航系统设计与集成 (12)7.2.1 导航系统设计 (12)7.2.2 导航系统集成 (13)7.3 导航系统功能测试与评价 (13)7.3.1 导航系统功能测试 (13)7.3.2 导航系统功能评价 (13)第八章航天器通信与数据处理 (13)8.1 通信系统设计 (13)8.2 数据处理与分析 (14)8.3 通信与数据处理功能测试 (14)第九章航天器制造工艺与流程 (15)9.1 制造工艺概述 (15)9.2 制造流程与控制 (15)9.2.1 制造流程 (15)9.2.2 制造控制 (16)9.3 制造过程管理与优化 (16)9.3.1 制造过程管理 (16)9.3.2 制造过程优化 (16)第十章航天器测试与试验 (16)10.1 测试方法与设备 (17)10.1.1 概述 (17)10.1.2 测试方法 (17)10.1.3 测试设备 (17)10.2 试验流程与评价 (17)10.2.1 概述 (17)10.2.2 试验流程 (17)10.2.3 评价方法 (18)10.3 飞行试验与数据分析 (18)10.3.1 概述 (18)10.3.2 飞行试验过程 (18)10.3.3 数据分析方法 (18)第一章航天器设计与规划1.1 设计原则与流程航天器设计与规划是航空航天行业中的核心环节，其设计原则与流程的严谨性直接关系到航天器的功能与安全性。

结 构
永久荷载采用标准值为代表值，可变荷载采用
设 计
标准值、组合值、频遇值或准永久值为代表值。设
方 法
计时应根据不同极限状态的设计要求来确定采用哪
与
设 一种荷载值。
计
指
标
2.1.2.1 荷载标准值
作用于结构上荷载的大小具有变异性。荷载标
准值就是结构在正常使用期间可能出现的最大荷载
值,
结
构 设
（1）永久荷载标准值（gk
室
指
2 食堂、办公楼中的一般资料档案室
2.5
0.7
标
（1）礼堂、剧场、影院、有固定座位的看台 3
（2）公共洗衣房
3.0
0.7
3.0
0.7
（1）商店、展览厅、车站、港口、机场大厅及其
3.5
0.7
4
旅客等候室
3.5
0.7
（2）无固定座位的看台
频偶 值系
Ψf
准永久 值系数
Ψq
0.5
0.4
0.6
0.5
0.6
耐久性指在正常维护条件下结构能够正常使用
方 法
到规定的设计使用年限。例如，结构材料不致出现
与
设 影响功能的损坏，钢筋混凝土构件的钢筋不致因保
计
指 标
护层过薄或裂缝过宽而锈蚀等。
2.2.1.2 结构功能的极限状态
结构能满足功能要求，称结构“可靠”或“有 效”，否则称结构“不可靠”或“失效”。
结 构
区分结构工作状态“可靠”与“失效”的界限
0.5
0.5
0.3
0.6
0.5
0.6
0.5
0.5
0.3
2.2.1荷载分类及荷载代表值