一种用于制造飞机机身的装置(2)的扇区的致动系统，在所述飞机机身中，分层心轴(4)由外表面(5)所界定，该外表面(5)包括围绕轴(7)成角度地被分隔和沿着引导件在以下两者之间移动的多个扇区（12）：扩张分层位置，在该位置中扇区(12)具有平行于轴(7)且被并排布置的更大的直线边缘(13)和相对于轴(7)的扇区(12)的外表面一起限定外表面(5)；收缩拆卸位置，在该位置中至少一部分的扇区(12)靠近远离表面(5)的踪迹移动的轴(7)，以便允许从飞机的结构部中抽取心轴(4)。各个扇区设置有螺钉-螺母螺旋式致动系统(27)，该制动系统中，螺纹元件(31)通过电动机(28)围绕旋转轴(32)旋转。螺纹元件(31)包括内轴（33）和外管状部（34），在内轴(33)和管状部(34)之间设置有约束工具(38)。
【技术实现步骤摘要】
用于制造飞机机身的装置的扇区的致动系统专利
本专利技术涉及一种用于制造飞机机身的装置的扇区的致动系统。专利技术背景专利申请PCTWO2007/148301描述了一种用于制造飞机机身的装置，在该飞机机身中分层心轴由外表面界定，该外表面相对于对称轴限定一个回转体(尤其是筒件)。分层心轴适合于接收和支持多层渗入的合成材料，所述合成材料被围绕和沉积在心轴的外表面上，以分层相形成多个重叠的层。所述重叠层在高压罐中经受随后的在真空下高温聚合过程，用于形成飞机(通常地是机身的管状部)的结构部。分层心轴包括围绕所述轴成角度地被分隔且由引导件支承的多个扇区，所述引导件从支持网格结构径向地延伸。该扇区在以下两者之间是移动的；扩张分层位置，在所述扩张分层位置，该扇区具有平行于该轴且被并排布置的更大的直线边缘，以及，扇区的与该轴相对的外表面限定了所述外表面；以及，收缩拆卸位置，在所述收缩拆卸位置，该扇区远离该表面的踪迹移动而靠近轴，以便允许在真空下在聚合过程结束时从飞机的结构部中抽出分层心轴。在扩张分层位置处，对于扇区重要的是维持相对于彼此成角度和轴向稳定的位置，因为在零件之间的任何微小的移动都可能无法恢复地改变结构断面的几何形状。例如，专利申请人已经指出使用来制造大型客机的结构断面的分层心轴必须具有低的尺寸公差，例如，低于0.5mm。从扩张分层位置移动到收缩拆卸位置的各个扇区通常借助于螺钉-螺母致动系统执行，所述致动系统由定位在支持网格结构上的电动机所驱动。所述螺钉通常由钢铁制成，所述钢铁已知是在高温下大量扩张的金属；专利申请人事实上已经评述，在高压罐中通常达到的温度(大约200-300℃)处，螺钉通常会延长几毫米(例如，大约10mm)，从而当冷却时将该扇区从扩张分层位置移动到其中当再次冷却时外表面具有比该外表面更大的直径所在的扩张位置。上述现象导致了飞机的结构部所具有的尺寸不相应于设计尺寸，因此，该结构部不可以被使用(例如，因为该结构部不能够与其他部连接)。因此感觉需要制造一种扇区致动系统，所述致动系统解决了以上所述的技术问题且对于在高压罐内执行的热循环不敏感。文件DE19525023、JP2002361541、US4802558和US2010/155984代表了已知的现有技术。
技术实现思路
前述目的通过本专利技术获得，本专利技术涉及一种用于制造飞机机身的装置的扇区(sector)的致动系统，其中，分层心轴由外表面界定，所述外表面相对于对称轴限定了一个回转体；所述分层心轴适合于接收和支持多层渗入的合成材料，所述合成材料被沉积且围绕所述外表面(5)，所述外表面(5)形成多个重叠层，所述重叠层经受在真空下的高温聚合过程，用于形成所述飞机的结构部；分层心轴包括围绕所述对称轴成角度地被分隔和沿着引导件在以下两者之间移动的多个扇区；扩张分层位置，在所述扩张分层位置中，所述扇区具有平行于该对称轴且被并排布置的更大的直线边缘，以及，扇区的与该对称轴相对的外表面限定所述外表面；以及收缩拆卸位置，在所述收缩拆卸位置中，至少一部分的所述扇区通过远离所述外表面的踪迹移动而靠近所述对称轴，以便减少分层心轴的径向尺寸并且允许从飞机的结构部中抽出所述分层心轴；各扇区设置有螺钉-螺母式致动系统，所述螺钉-螺母式致动系统包括沿着径向旋转轴延伸的螺纹直线元件、螺母和发动工具，所述螺纹直线元件包括内轴和外管状部，所述内轴由第一材料制成且沿着所述旋转轴延伸，所述外管状部由第二材料制成、在所述内轴的一部分上轴向地被安装且外部设置有螺纹；所述第一材料具有比所述第二材料的膨胀系数更小的膨胀系数；在内轴和外管状部之间设置有约束工具，所述约束工具适合于阻止外管状部相对于内轴有的位移，允许外管状部相对于内轴线性滑动；外管状部的第一端部被连接到内轴的相应的端部；施加到螺纹直线元件上的热应力使外管状部的第二自由端部产生相对于内轴的滑动，从而所述热应力不使螺纹直线元件整体地延长，各个扇区保留在也跟随热应力的先前所限定的扩张分层位置中。附图说明现在参考附图来说明本专利技术，所述附图示出了优选的实施方式的示例，其中；图1图示了以透视图用于制造飞机机身的装置，该装置使用根据本专利技术的致动系统；图2图示了以透视图-在图1中图示的装置的内部结构；图3图示了在图1和2中图示的、突出根据本专利技术制造的致动系统的装置的横截面的侧视放大图；图4图示了在纵向截面中的、在第一闭合操作位置中的致动系统的一部分；图5图示了在纵向截面中的、在第二开启操作位置中的致动系统的一部分。具体实施方式在图3、4和5中，用于制造飞机机身的装置2(图1)的扇区的致动系统通过1整体地被指示。特别地，装置2(图1)包括由外表面5所界定的分层心轴4，所述外表面5相对于对称轴7限定了一个回转体。分层心轴4适合于接收和支持多层渗入的合成材料(impregnatedsyntheticmaterial)，所述合成材料被沉积在和散绕在外表面5上，所述外表面5形成多个重叠层，所述重叠层完全地且一致地覆盖外表面5。多层合成材料(例如，碳纤维)由在分层心轴4上的分层头(laminationhead)(已知类型的-未图示的)所沉积。例如，所述带件可以通过使分层心轴4围绕对称轴7旋转且使分层头(未图示)沿着所述对称轴7以协调的方式移动而被沉积。例如，专利申请US2005/0039843图示了分层头。在所述带件的分层的端部处，多层渗入的合成材料经受在真空下聚合过程，从而制成飞机的管状结构部。所述过程通过将分层心轴4放置在高压罐(未图示)中并执行已知类型的热加热循环来执行。在所示出的示例中，外表面5是圆柱形的且分层心轴4被使用来制造飞机机身的圆柱形管状部。分层心轴4包括围绕对称轴7成角度地分开且由支持结构10所负荷的多个扇区12(如图所示-借助于实施例-六个扇区12)，所述支持结构10(在图2中所示意性地示出的)沿着对称轴7以线性方式延伸。该扇区12在以下两者之间是移动的：扩张分层位置(图1和5)，在扩张分层位置中，扇区12具有平行于对称轴7被并排布置的更大的直线边缘13，以及，扇区12的与对称轴7相对的外表面彼此相邻且限定-作为总体-圆柱形外表面5；以及收缩拆卸位置(图5)，在收缩拆卸位置，扇区12远离外表面5的踪迹移动而靠近对称轴7，从而减少分层心轴4的径向尺寸，以便允许在该过程结束时从飞机的结构部中抽出分层心轴。支持结构10在第一和第二环形端部16a，16b(图2)之间延伸，各环形端部设置有轴向延伸的各自的截头圆锥形端部17a，17b。截头圆锥形端部部分17a，17b由金属材料制成且各界定与对称轴7同轴的中心开口18。专利申请WO2007/148301提供了实施方案的实施例以及上述类型的结构的使用和端部17a，17b的结构的使用。各扇区12包括横截面具有带有60°的孔且中心在对称轴7中的圆弧形的轮廓的弯曲金属壁20(图3、5)和加强结构21，所述加强结构21由彼此轴向分隔的多个肋21形成且面向朝向分层心轴4的内侧，以便阻止壁20偏移/变形，确保外表面5保持完美的圆柱形且与对称轴7同轴。两个连续的扇区12的相邻缘边13适合于在周边重叠区域13s(图4)中定位为一个在另外一个上。在各扇区12的加强结构21和支持结构之间，提供了一对直线引导件17(已知类型的本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于制造飞机机身的装置(2)的扇区的致动系统，其中，分层心轴(4)由外表面(5)限定，所述外表面(5)相对于对称轴(7)限定了一个回转体；所述分层心轴(4)适合于接收和支持多层渗入的合成材料，所述合成材料被沉积且围绕在所述外表面(5)上，并形成多个重叠层，所述重叠层经受在真空下的高温聚合过程，用于形成所述飞机的结构部；所述分层心轴(4)包括围绕所述轴线(7)成角度地被分隔和沿着引导件在以下两者之间移动的多个扇区(12)：?扩张分层位置，在所述扩张分层位置中，所述扇区(12)具有平行于所述轴(7)且被并排布置的更大的直线边缘(13)，以及，扇区(12)的与所述轴(7)相对的外表面一起限定所述外表面(5)；以及?收缩拆卸位置，在所述收缩拆卸位置中，至少一部分的所述扇区(12)通过远离表面(5)的踪迹移动而靠近所述轴(7)，以便减少所述心轴的径向尺寸并且允许从飞机的结构部中抽出所述心轴(4)本身；各扇区设置有螺钉?螺母式致动系统(27)，所述螺钉?螺母式致动系统(27)包括沿着径向旋转轴(32)延伸的螺纹直线元件(31)、螺母(29)和发动工具(28)，其特征在于，所述螺纹直线元件(31)包括内轴(33)和外管状部(34)，所述内轴(33)由第一材料制成且沿着所述旋转轴(32)延伸，所述外管状部(34)由第二材料制成、在所述内轴(33)的一部分上轴向地被安装且外部设置有螺纹；所述第一材料具有相对于所述第二材料的膨胀系数更小的膨胀系数；在所述内轴(33)和所述外管状部(34)之间设置有约束工具(38)，所述约束工具(38)适合于阻止所述外管状部(34)相对于所述内轴(33)的角位移，允许所述外管状部(34)相对于所述内轴(33)线性滑动；所述外管状部(34)的第一端部(34a)被连接到所述内轴(33)的相应的端部；施加到所述螺纹元件(31)的热应力使所述外管状部(34)的第二自由端部(34b)产生相对于所述内轴(33)的滑动，从而所述应力使所述螺纹直线元件(31)产生有限的整体延长，所述整体延长只取决于所述第一材料的减少的延长，也跟随所述热应力，各扇区保留在先前所限定的扩张分层位置中。...
【技术特征摘要】
2012.03.30 IT TO2012A0002841.一种用于制造飞机机身的装置(2)的扇区的致动系统，在所述用于制造飞机机身的装置(2)中，分层心轴(4)由外表面(5)限定，所述外表面(5)相对于对称轴(7)限定了一个回转体；所述分层心轴(4)适合于接收和支持多层渗入的合成材料，所述合成材料被沉积且围绕在所述外表面(5)上，并形成多个重叠层，所述重叠层经受在真空下的高温聚合过程，用于形成所述飞机的结构部；所述分层心轴(4)包括围绕所述对称轴(7)成角度地被分隔和沿着引导件在以下两者之间移动的多个扇区(12)：-扩张分层位置，在所述扩张分层位置中，所述扇区(12)具有平行于所述对称轴(7)且被并排布置的更大的直线边缘(13)，以及，扇区(12)的与所述对称轴(7)相对的外表面一起限定所述外表面(5)；以及-收缩拆卸位置，在所述收缩拆卸位置中，至少一部分的所述扇区(12)通过远离所述外表面(5)的踪迹移动而靠近所述对称轴(7)，以便减少所述分层心轴的径向尺寸并且允许从飞机的结构部中抽出所述分层心轴(4)本身；各扇区设置有所述致动系统，所述致动系统为螺钉-螺母式致动系统(27)，所述螺钉-螺母式致动系统(27)包括沿着径向旋转轴(32)延伸的螺纹直线元件(31)、螺母(29)和发动工具(28)，其特征在于，所述螺纹直线元件(31)包括内轴(33)和外管状部(34)，所述内轴(33)由第一材料制成且沿着所述旋转轴(32)延伸，所述外管状部(34)由第二材料制成、在所述内轴(33)的一部分上轴向地被安装且外部设置有螺纹；所述第一材料具有相...
【专利技术属性】
技术研发人员：硅多·西伯纳，埃托雷·莫斯塔尔达，朱塞佩·约维内，
申请(专利权)人：阿莱尼亚·马基公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。