CN103358561B - 用于对制造飞机机身的装置的扇区进行定位的系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于对制造飞机机身的装置的扇区进行定位的系统，其中，层压心轴适于接收并支撑一捆浸渍的合成材料，这捆浸渍的合成材料放置并缠绕在外表面上形成多个重叠层，多个重叠层在高温和真空条件下经受聚合反应过程以形成飞机的结构断面；层压心轴包括多个扇区，多个扇区由支撑结构支承并可沿由支撑结构支承的导轨在展开层压位置和收缩拆卸位置之间移动。各导轨包括由支撑结构支承的固定部件和在直线方向H上沿/相对于固定部件滑动的移动部件。在面朝各自扇区的各个移动部件的一部分和加强结构之间设置有定位装置，定位装置可在处于平面RP内的两个方向(x，y)上相对于导轨对扇区的位置进行调整，平面与导轨的轴线H垂直。

Description

用于对制造飞机机身的装置的扇区进行定位的系统
技术领域
本发明涉及一种用于对制造飞机机身的装置的扇区进行定位的系统。
背景技术
专利申请PCT WO2007/148301描述了一种用于制造飞机机身的装置，其中，层压心轴(lamination mandrel)由相对于对称轴线限定出旋转体(尤其是，圆柱体)的外表面限定而成。所述层压心轴适于接收并支撑一捆浸渍的合成材料，该捆浸渍的合成材料以层压的状态缠绕放置在所述心轴的外表面上，形成多个重叠层。所述重叠层在高温和真空条件下于高压釜内进行聚合反应以形成所述飞机的结构断面(典型的是机身的管状部分)。
所述层压心轴包括多个扇区，所述扇区绕所述轴线呈角度地隔开且由导轨支承，所述导轨从刚性支撑结构径向延伸。所述扇区在展开层压位置和收缩拆卸位置之间移动；在所述展开层压位置处，所述扇区具有与所述轴线平行且并排布置的较大直线边缘，与所述轴线相对的所述扇区的外表面限定所述外表面；在所述收缩拆卸位置处，所述扇区靠近轴线，远离所述表面的轨迹，从而使所述层压心轴在真空条件下进行聚合反应过程结束时可以从所述飞机的所述结构断面中缩回。
在公知类型的系统中，各扇区设置有支撑结构，该支撑结构刚性连接至多个移动滑轨，多个移动滑轨沿由支撑结构支承的导轨的各个固定部分移动。
所述系统不能相对于导轨对扇区进行相对定位；所述相对定位的操作对于补偿扇区和/或导轨的任何尺寸偏差/定位误差非常有用。
因此，需要制造一种解决上述强调的技术问题的对扇区进行定位的系统。
发明内容
本发明实现了上述目的。本发明涉及一种用于对制造飞机机身的装置的扇区进行定位的系统，其中，层压心轴由相对于对称轴线限定出旋转体的外表面限定；所述层压心轴适于接收并支撑一捆浸渍的合成材料，所述浸渍的合成材料放置并缠绕在所述外表面上，形成多个重叠层，所述多个重叠层在高温和真空条件下经受聚合反应过程以形成所述飞机的结构断面；所述层压心轴包括多个扇区，所述扇区由沿所述轴线延伸的支撑结构支承、绕所述轴线呈角度地隔开、并可在展开层压位置和收缩拆卸位置之间沿导轨移动，所述导轨在致动器的推动下由所述支撑结构支承。在所述展开层压位置处，所述扇区具有与所述轴线平行且并排布置的较大直线边缘，与所述轴线相对的所述扇区的外表面一起限定出了所述外表面；在所述收缩拆卸位置处，所述扇区的至少一部分靠近所述轴线，远离所述表面的轨迹，以减小所述心轴的径向尺寸并使所述心轴可以从所述飞机的所述结构断面中缩回；各导轨包括由所述支撑结构支承的固定部件和在直线方向H上沿/相对于所述固定部运动的移动部件，其特征在于，在面朝各自扇区的各移动部件的一部分和加强结构之间设置有定位装置(P)，所述定位装置(P)可在处于平面RP内的两个方向(x，y)上相对于所述导轨对所述扇区的位置进行调整，所述平面与所述导轨的轴线H垂直。
附图说明
下面将结合示出了优选实施例示例的附图对本发明进行说明。在图中：
图1在透视图中图示了根据本发明的一种用于制造飞机机身的装置，该装置采用了致动系统；
图2在透视图中图示了图1所图示装置的内部结构；
图3在放大比例的侧视图中图示了图1和图2所图示的装置的横断面；
图4在透视图中图示了根据本发明的定位装置；
图5在纵剖面图中图示了图4所图示的运转的定位装置；
图6在俯视图中图示了根据本发明的定位装置。
具体实施方式
在图4、5、6中，附图标记1整个代表一种用于对制造飞机机身的装置2(图1)的扇区进行定位的系统。
具体地，装置2(图1)包括层压心轴4，层压心轴由外表面5限定，该外表面5相对于对称轴线7限定出旋转体。层压心轴4适于接收并支撑一捆浸渍的合成材料，这捆浸渍的合成材料放置并缠绕在外表面5上形成多个重叠层，这些重叠层完整且均匀地覆盖表面5。这捆合成材料(例如，碳纤维)通过层压头(公知类型的，未图示)放置在层压心轴4上。
例如，可通过使心轴4绕轴线7旋转并以与层压头(未图示)配合的方式沿轴线7平移，来放置这捆浸渍的合成材料。例如，专利申请US2005/0039843图示了层压头。在将这捆浸渍的合成材料层压之后，这捆浸渍的合成材料在真空条件下经受聚合反应过程，从而产生飞机的管状的结构断面。通过将层压心轴4放入高压釜(未图示)中并运行公知类型的发热的加热循环来进行所述过程。
在所示的示例中，外表面5为圆柱形，层压心轴4用于形成飞机机身的圆柱形的管状部分。
层压心轴4包括多个扇区12，这些扇区绕轴线7呈角度地隔开且由沿轴线7直线延伸的支撑结构10(图2)支承。
扇区12在展开层压位置和收缩拆卸位置之间移动：
在展开层压位置(图1和图3)处，扇区12具有与轴线7平行且并排布置的较大直线边缘13，与轴线7相对的扇区12的外表面是相接的且作为整体限定圆柱形表面5；
在收缩拆卸位置(未图示)处，扇区12靠近轴线7，远离表面5的轨迹，以减小心轴4的径向尺寸并使心轴4在聚合反应过程结束时可以从飞机的结构断面中缩回。
通过公知技术制造支撑结构10(图2)，适于防止支撑结构10沿轴线7发生偏转。
支撑结构10在第一环形端部16a和第二环形端部16b(图1)之间延伸，各环形端部设置有各自的轴向延伸的截头圆锥形部17a、17b。
截头圆锥形端部17a、17b由金属材料制成，各个截头圆锥形部皆限定出一个与轴线7同轴的中心开口18。
专利申请WO2007/148301提供了一种实施例示例，采用了上述类型的支撑结构10和端部17a、17b。
各扇区12包括弯曲的金属壁20(图3)和加强结构21，该金属壁的横断面具有孔径角(aperture)为60°的圆弧形轮廓和位于轴线7上的中心，加强结构21由多个肋(rib)21组成，这些肋21彼此轴向隔开且面朝心轴4的内部，以防止金属壁20的偏转/变形，从而确保表面5保持完美的圆柱形并与轴线7同轴。
两个相接扇区12的相邻边缘13适于在外围的重叠区域13s(图3)内将它们自身一个定位在另一个上。
在各扇区12的加强结构21和支撑结构10之间，设置有一对直线导轨17(公知类型，所以不再进一步图示)，适于支撑扇区12，使各弯曲壁20可以在展开层压位置和收缩层压位置之间相对于轴线7在径向方向和相反方向上进行线性平移运动。
具体地，各扇区12由两对直线导轨17(参见图2)支撑，这两对直线轨道设置在支撑结构10的环形端部16a、16b。
对公知类型的导轨17不再详细说明，各导轨包括由支撑结构支承的固定部件17g和在直线方向H上沿/相对于固定部件17g运动的移动部件18(滑动，参见图3和图4)。
根据本发明，在面朝扇区12的加强结构21的各移动部件18的端部，设有定位装置P，该定位装置P可在平面RP(如图3所示)内对扇区12相对于导轨的位置进行调整，该平面与导轨17的轴线H垂直。
在进一步的详细说明(图4)中，滑轨18包括平行六面体形状的金属体45，该金属体45设置在面朝扇区12的一侧且具有平坦的方形框架形态的凸缘40，该凸缘40限定方形内部开口41，该方形内部开口41与在滑轨18中设置的底座42相连通。
底座42为平行六面体形状，由四个平坦矩形侧壁43和底壁44(图5)限定而成，该底壁44也为平直矩形。
底座42收纳截头棱锥形状的金属体45，该金属体45由安放在底壁44上的较长基壁46、四个形状为等腰梯形形态的分别面朝各个侧壁43的外围壁47、以及较短基壁48限定而成。金属体45支承圆柱形金属销50，该金属销50沿与壁46和48垂直的轴线51从较短基壁48向支撑结构21延伸。轴线51与平面RP垂直。
销50适于插入设置在扇区12的支撑结构21中的孔52(图3)中。
通过底座42中收纳的四个锁扣53，可以调整金属体45在底座42内部的位置；具体地，各锁扣53的形状为具有直角梯形断面的楔子的形态且具有平坦壁54，该平直壁54相对于轴线51倾斜且邻接在金属体45的各个外围壁47上。借助螺钉55，可以调整各锁扣53在轴线51上的位置，该螺钉55具有螺杆和头部，该螺杆旋入锁扣53中设置的圆柱形底座中，头部在限定底座42的一侧的相对侧上邻接在底壁44上。
借助位于滑轨18的壁上的窗口54，可以接触到螺钉55(设置有六边形底座)的头部。
操作者(未图示)55可借助螺钉调整各锁扣53在底座42内和在轴线51上的位置；这样，由于壁54和47之间的耦合，销50在x和y两个方向上(图4)移动，这两个方向穿过平面RP，该平面RP与轴线51垂直但与凸缘40所在平面平行。这样，借助多对定位装置P(或者，借助所有四个定位装置)，可相对于四个对其进行支撑的导轨17调整扇区12的位置。一旦到达最佳位置，借助由凸缘40支承的螺栓55(图6)，支撑结构12安全地固定在滑轨18上。
通过位于一对导轨17之间的致动器60(图3)，实现了各扇区的移动，该致动器60设有电动马达61(图3，如示意图所示)，该电动马达61用于产生上述平移运动。
例如，致动器60为螺钉-螺母式致动器，包括：螺母62和直线螺纹元件63，螺母62由支撑结构10支承并由电动马达61旋转(为简洁起见，图3中未图示出传动装置)，直线螺纹元件63与螺母62耦合且具有一个与扇区12的加强结构21相铰接的端部。直线螺纹元件63沿与轴线H平行的轴线64径向延伸。
可选地，螺母62可设置在扇区12的加强结构21上，螺纹元件63可由支撑结构10来支承。
轴60具有第一端部，矩形板66从该第一端部延伸，从而与从加强结构21向轴线7径向延伸的三角形支架67铰接。

Claims (6)

1.一种定位系统，用于对制造飞机机身的装置(2)的扇区进行操作，在所述制造飞机机身的装置(2)中：
层压心轴(4)由外表面(5)限定，所述外表面(5)相对于对称轴线(7)限定出旋转体；所述层压心轴(4)适于接收并支撑一捆浸渍的合成材料，所述浸渍的合成材料放置并缠绕在所述外表面(5)上形成多个重叠层，所述多个重叠层在真空条件下经受高温聚合反应过程形成所述飞机的结构断面；
所述层压心轴(4)包括多个扇区(12)，所述扇区(12)由沿所述轴线(7)延伸的支撑结构支承、绕所述轴线(7)呈角度地隔开、并可沿导轨(17)移动，所述导轨(17)在致动器(60)的推力下由所述支撑结构(10)支承在展开层压位置和收缩拆卸位置之间：
在所述展开层压位置处，扇区(12)具有与所述轴线(7)平行且并排布置的较大直线边缘(13)，所述扇区(12)的与所述轴线(7)相对的外表面一起限定所述外表面(5)；
在所述收缩拆卸位置处，所述扇区(12)的至少一部分靠近所述轴线(7)，远离所述外表面(5)的轨迹，以减小所述层压心轴的径向尺寸并使所述层压心轴(4)自身从所述飞机的所述结构断面中缩回；
各导轨(17)包括由所述支撑结构(10)支承的固定部件(17g)和在直线方向H上沿/相对于所述固定部件(17g)滑动的移动部件(18)，
其特征在于，所述定位系统包括定位装置(P)，所述定位装置(P)设置在各移动部件(18)的面朝各自扇区(12)的一部分和扇区(12)的加强结构(21)之间；所述定位装置(P)可在处于平面RP内的两个方向(x，y)上相对于所述导轨对所述扇区(12)的位置进行调整，所述平面与所述导轨(17)自身的轴线H垂直；所述定位装置包括中心体(45)，所述中心体(45)设置在所述移动部件(18)中的底座(42)中并设置有与所述扇区(12)的所述加强结构(21)相耦合的部分；
通过在所述底座(42)中对多个锁扣(53)进行定位来移动所述中心体(45)，来调整所述底座(42)内所述中心体(45)的位置，所述锁扣(53)邻接在所述中心体(45)的侧壁(47)上以转移所述中心体(45)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，各扇区(12)由两对设置在所述支撑结构的端部(16a、16b)处的直线导轨(17)支撑。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述中心体(45)的形状为具有方形基部的截面棱锥，并且所述锁扣(53)为楔子形状。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，各锁扣(53)可位于所述底座(42)内作用于各自的螺纹元件(55)，所述螺纹元件(55)至少部分地在位于所述锁扣自身中的空腔中延伸。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述致动器为螺钉(31)-螺母(29)式。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，各扇区(12)包括弯曲壁(20)和加强结构(21)，所述弯曲壁(20)具有呈圆弧形轮廓的横断面，所述加强结构(21)向内朝向所述层压心轴(4)且适于防止所述弯曲壁(20)发生偏转/变形。
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