CN117001899A - 一种飞机复合材料加工用脱模装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及机械加工技术领域，公开了一种飞机复合材料加工用脱模装置，包括：机架、转动部、转动轴、支撑件、凸轮、敲击件和限位件，转动部连接于机架，转动轴水平设置，转动轴连接于转动部，支撑件连接于转动轴，支撑件贴合内模具的内壁以支撑内模具，内模具与转动轴同轴设置，凸轮同轴固定于转动轴上，敲击件沿凸轮的周向与凸轮滑动配合，限位件连接于机架，限位件与敲击件沿转动轴的垂直方向滑动配合，以使敲击件随着凸轮的转动向靠近或远离转动轴的方向移动，敲击件往复移动一次则敲击一次内模具的内壁。本发明使内模具和压力容器之间的状态由之前的紧密贴合变为松动，使两者之间产生缝隙，随后通过推拉方式使压力容器彻底与内模具轻松脱离。
Description
技术领域
本发明涉及机械加工技术领域，特别涉及一种飞机复合材料加工用脱模装置。
背景技术
复合材料具有质轻、高强、可设计、抗疲劳、易于实现结构/功能一体化等优点，因此，继铝、钛、钢之后迅速发展成为四大飞机结构材料之一。
目前复合材料在飞机的承重构件上占比很高，如机翼、框架等，还有就是在压力容器的制造上，由于复合材料的高强度及抗疲劳性都良好，也被应用在压力容器的制作上，飞机上的压力容器其结构特性多为筒状，且采用一体成型的制造方式，因此采用标准模具制造飞机上的压力容器较为常见，但由于压力容器多为筒状结构，则其模具多由两个内外模具组成，复合材料置于内外模具之间，成型后再退去内外模具，应用于飞机上的零部件对精度要求较高，内外模具作为标准模具则需要达到很高的精度，制作成本较高，制作好的标准模具后期需要重复使用。
相关技术中，外模具处于外部且多为拼接式模板组合而成，脱模相对较容易，而内模具多为筒状一体式结构，脱模时较为困难，只能靠推拉的方式使内模具与成型的压力容器相互脱离，但由于两者之间摩擦力较大，贴合较为紧密，此种方式需要很大的机械外力才能使其完成脱模，由于外力较大，存在较高的内模具形变风险，严重时甚至导致其损坏。
发明内容
为了解决上述技术问题，本公开提供一种飞机复合材料加工用脱模装置，能够将成型的压力容器和内模具之间的状态由紧密贴合变为松动，降低了脱模的过程中内模具形变风险。
本公开提供一种飞机复合材料加工用脱模装置，包括机架，还包括：
转动部，连接于机架；
转动轴，水平设置，转动轴连接于转动部，以使转动轴自转；
支撑件，连接于转动轴，支撑件贴合于内模具的内壁以支撑内模具，内模具与转动轴同轴设置；
凸轮，同轴固定于转动轴上；
敲击件，沿凸轮的周向与凸轮滑动配合；
限位件，连接于机架，限位件与敲击件沿转动轴的垂直方向滑动配合，以使敲击件随着凸轮的转动向靠近或远离转动轴的方向移动，敲击件往复移动一次则敲击一次内模具的内壁。
可选的，支撑件沿转动轴的延伸方向直径逐渐增大，支撑件最大直径的一端的外壁紧抵内模具的内壁，转动轴上具有第一外螺纹，支撑件与第一外螺纹螺纹配合实现紧固。
可选的，敲击件靠近内模具内壁的一端具有一凹槽，凹槽内连接有弹性件，弹性件连接有一橡胶块，橡胶块的部分始终位于凹槽内，随着弹性件伸缩橡胶块部分伸出凹槽。
可选的，凸轮为多个，多个凸轮的初始角度均不相同，以使多个敲击件沿转动轴的延伸方向呈螺旋状敲击内模具的不同位置。
可选的，还包括给进组件，给进组件连接于机架，给进组件与套接在内模具外周的压力容器抵接，给进组件配置为将压力容器沿转动轴的延伸方向推进。
可选的，给进组件包括：
推进筒，呈筒状，推进筒与转动轴同轴设置，推进筒的开放端抵接压力容器的一侧，推进筒的封闭端具有一固定孔；
螺母座，螺接于转动轴上开设的第二外螺纹，第二外螺纹与第一外螺纹的螺向相反，螺母座固定于固定孔内；
限位杆，平行于转动轴，限位杆的一端穿过推进筒的封闭端与机架连接，限位杆的另一端与限位件连接，限位杆配置为随着转动部的转动螺母座沿转动轴的延伸方向给进。
可选的，推进筒朝向压力容器的一侧固定有多个凸起，多个凸起呈环状布设，凸起具有倒角。
可选的，还包括支撑压力容器的撑杆，撑杆的下端与机架连接，撑杆的上端连接有弧形的固定板，固定板抱接于压力容器的部分外周。
可选的，固定板朝向压力容器的一侧转动连接有导向辊，导向辊的轴向与转动轴的轴向垂直。
可选的，转动部包括连接于机架的电机，以及与电机连接的减速器，减速器与转动轴连接，以将电机的转速减速后传递至转动轴。
本公开实施例提供的技术方案与现有技术相比具有如下优点:
本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置包括机架、转动部、转动轴、支撑件、凸轮、敲击件和限位件，转动部连接于机架，转动轴水平设置，转动轴连接于转动部，以使转动轴自转，支撑件连接于转动轴，支撑件贴合于内模具的内壁以支撑内模具，内模具与转动轴同轴设置，凸轮同轴固定于转动轴上，敲击件沿凸轮的周向与凸轮滑动配合，限位件连接于机架，限位件与敲击件沿转动轴的垂直方向滑动配合，以使敲击件随着凸轮的转动向靠近或远离转动轴的方向移动，敲击件往复移动一次则敲击一次内模具的内壁，在采用推拉方式脱模之前，先将压力容器套于支撑件上，随后通过转动部带动转动轴转动，则其上的支撑件同步转动，进而带动内模具转动，与此同时，转动轴同步带动凸轮转动，随着凸轮的转动，则带动敲击件上下往复移动，从而间歇式的敲打内模具，由于压力容器和内模具的材质并不相同，两者的密度特性并不相同，因此两者的振动频率及振幅均不同，会随着敲击件的敲击使压力容器和内模具产生相对的移动，从而使两者之间的状态由之前的紧密贴合变为松动，使两者之间产生缝隙，同时配合内模具的转动进一步使压力容器和内模具逐渐脱离，转动轴同时实现了内模具的转动及敲击件的敲打，通过一个转动轴实现两种不同的运动状态能够保证内模具在周向的受力均匀，随后通过推拉方式使压力容器彻底与内模具轻松脱离，通过本公开实施例提供的脱模方式，能够极大的减小机械外力，从而降低了脱模的过程中内模具形变风险。
附图说明
图1为现有的压力容器成模状态示意图；
图2为本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置的结构示意图；
图3为图2中C处的局部结构放大示意图；
图4为图2中A处的局部结构放大示意图；
图5为图4中B处的局部结构放大示意图；
图6为图2中G-G向的剖视图；
图7为本公开实施例提供的撑杆与固定板的结构示意图；
图8为本公开实施例提供的推进筒的左视图；
图9为图2中D处的局部结构放大示意图。
附图标记说明：
1-机架，2-转动部，3-转动轴，30-第一外螺纹，31-第二外螺纹，4-支撑件，5-内模具，6-凸轮，7-滑块，8-敲击件，80-凹槽，81-弹性件，82-橡胶块，9-限位件，10-给进组件，100-推进筒，101-固定孔，102-螺母座，103-限位杆，104-凸起，11-压力容器，12-撑杆，13-固定板，14-导向辊，15-外模具。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的一个具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明的技术方案和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
复合材料具有质轻、高强、可设计、抗疲劳、易于实现结构/功能一体化等优点，因此，继铝、钛、钢之后迅速发展成为四大飞机结构材料之一。
目前复合材料在飞机的承重构件上占比很高，如机翼、框架等，还有就是在压力容器的制造上，由于复合材料的高强度及抗疲劳性都良好，也被应用在压力容器的制作上，飞机上的压力容器其结构特性多为筒状，且采用一体成型的制造方式，因此采用标准模具制造飞机上的压力容器较为常见，但由于压力容器多为筒状结构，则其模具多由两个内外模具组成，复合材料置于内外模具之间，成型后再退去内外模具，应用于飞机上的零部件对精度要求较高，内外模具作为标准模具则需要达到很高的精度，制作成本较高，制作好的标准模具后期需要重复使用。图1则示出了现有的压力容器的成模状态，成模后，内模具5嵌套于外模具15内部，压力容器11形成于内模具5与外模具15之间。
相关技术中，外模具处于外部且多为拼接式模板组合而成，脱模相对较容易，而内模具多为筒状一体式结构，脱模时较为困难，只能靠推拉的方式使内模具与成型的压力容器相互脱离，但由于两者之间摩擦力较大，贴合较为紧密，此种方式需要很大的机械外力才能使其完成脱模，由于外力较大，存在较高的内模具形变风险，严重时甚至导致其损坏。
在机械外力较大的情况下加之内模具与压力容器之间的摩擦力较大，在将压力容器固定沿轴向推出内模具的过程中或将内模具固定沿轴向推出压力容器的过程中，模具的直接受力点即推动点的位置就会因为摩擦力与机械外力反向而导致此处受力较大导致局部变形甚至拉断的情况，如模具常见的变形有局部缺失、拉压导致的局部压溃等，无论是哪种变形都会影响正常的加工生产，因此，如何实现压力容器的轻松脱模至关重要。
为此，本公开实施例提供一种飞机复合材料加工用脱模装置，能够在内部敲打内模具的同时慢慢转动内模具，从而将成型的压力容器和内模具之间的状态由紧密贴合变为松动，降低了脱模的过程中内模具形变风险。
本公开至少一个实施例提供一种飞机复合材料加工用脱模装置，包括机架、转动部、转动轴、支撑件、凸轮、敲击件和限位件，转动部连接于机架，转动轴水平设置，转动轴连接于转动部，以使转动轴自转，支撑件连接于转动轴，支撑件贴合于内模具的内壁以支撑内模具，内模具与转动轴同轴设置，凸轮同轴固定于转动轴上，敲击件沿凸轮的周向与凸轮滑动配合，限位件连接于机架，限位件与敲击件沿转动轴的垂直方向滑动配合，以使敲击件随着凸轮的转动向靠近或远离转动轴的方向移动，敲击件往复移动一次则敲击一次内模具的内壁。
上述本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置中，通过转动部带动转动轴转动，则其上的支撑件同步转动，进而带动内模具转动，与此同时，转动轴同步带动凸轮转动，随着凸轮的转动，则带动敲击件上下往复移动，从而间歇式的敲打内模具，由于压力容器和内模具的材质并不相同，两者的密度特性并不相同，因此两者的振动频率及振幅均不同，会随着敲击件的敲击使压力容器和内模具产生相对的移动，从而使两者之间的状态由之前的紧密贴合变为松动，使两者之间产生缝隙，同时配合内模具的转动进一步使压力容器和内模具逐渐脱离，转动轴同时实现了内模具的转动及敲击件的敲打，通过一个转动轴实现两种不同的运动状态能够保证内模具在周向的受力均匀，随后通过推拉方式使压力容器彻底与内模具轻松脱离，通过本公开实施例提供的脱模方式，能够极大的减小机械外力，从而降低了脱模的过程中内模具形变风险。
下面通过几个具体的实施例对本公开进行说明。为了保持本公开实施例以下的说明清楚且简明，可省略已知功能和已知部件的详细说明。当本公开实施例的任一部件在一个以上的附图中出现时，该部件在每个附图中可以由相同的参考标号表示，其中，图2为本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置的结构示意图，图3为图2中C处的局部结构放大示意图，图4为图2中A处的局部结构放大示意图，图5为图4中B处的局部结构放大示意图，图6为图2中G-G向的剖视图，图7为本公开实施例提供的撑杆与固定板的结构示意图，图8为本公开实施例提供的推进筒的左视图，图9为图2中D处的局部结构放大示意图。
如图2所示，本公开实施例提供一种飞机复合材料加工用脱模装置，包括机架1，还包括：转动部2、转动轴3、支撑件4、敲击件8和限位件9，转动部2连接于机架1，转动轴3水平设置，转动轴3连接于转动部2，以使转动轴3自转，支撑件4连接于转动轴3，支撑件4贴合于内模具5的内壁以支撑内模具5，内模具5与转动轴3同轴设置，凸轮6同轴固定于转动轴3上，敲击件8沿凸轮6的周向与凸轮6滑动配合，限位件9连接于机架1，限位件9与敲击件8沿转动轴3的垂直方向滑动连接，以使敲击件8随着凸轮6的转动向靠近或远离转动轴3的方向移动，敲击件8往复移动一次则敲击一次内模具5的内壁。
在本公开实施例中，机架1采用组合式形式，机架1具体包括底座和相对的两个侧板，其中一个侧板采用活动式连接方式，使用时，将活动侧板拆下，将拆除掉外模具15的压力容器11和与其结合在一起的内模具5套在支撑件4上，通过支撑件4将内模具5及压力容器11固定，凸轮6的两个槽面上各开有滑槽60，滑槽60的形状与凸轮6的外轮廓形状一致，尺寸等间距缩小，在每个滑槽60内滑动连接有滑块7，再将每个滑块7上各连接一个敲击件8，且两个敲击件8相对于凸轮的中心对称分布。
通过转动部带动转动轴转动，则其上的支撑件同步转动，进而带动内模具转动，与此同时，转动轴同步带动凸轮转动，随着凸轮的转动，则带动滑块沿滑槽循环滑动，从而带动敲击件上下往复移动，间歇式的敲打内模具，由于凸轮上有两个相对的滑轮，则有两个敲击件一上一下的轮换敲击在内模具的内壁上的相对的两个位置，且两个位置在水平方向有偏差，如左上敲打一下后右下敲打一下，如此往复，由于压力容器和内模具的材质并不相同，两者的密度特性并不相同，因此两者的振动频率及振幅均不同，因此随着敲击件的敲击会使压力容器和内模具产生相对的移动，从而使两者之间的状态由之前的紧密贴合变为松动，使两者之间产生缝隙，同时配合内模具的转动进一步使压力容器和内模具逐渐脱离(刚开始由于压力容器和内模具紧密贴合则两者同步转动，随着敲击件的敲击两者逐渐松动，则压力容器的转速逐渐小于内模具的转速)，转动轴同时实现了内模具的转动及敲击件的敲打，通过一个转动轴实现两种不同的运动状态能够保证内模具在周向的受力均匀，随后通过推拉方式使压力容器彻底与内模具轻松脱离，通过本公开实施例提供的脱模方式，能够极大的减小机械外力，从而降低了脱模的过程中内模具形变风险。
由于刚开始支撑件4和内模具5之间的摩擦力较大，为了避免支撑件随着内模具转动，使支撑件和转动轴无法同步转动，鉴于此，参考图3，支撑件4沿转动轴3的延伸方向直径逐渐增大，支撑件4最大直径的一端的外壁紧抵内模具5的内壁，转动轴3上具有第一外螺纹30，支撑件4与第一外螺纹30螺纹配合实现紧固，随着转动轴的转动使转动轴和支撑件之间的紧固力加强，通过将支撑件设计为锥形台结构，从而随着转动轴转动使锥形台进一步给进使其紧紧的与内模具贴合，从而避免支撑件随着内模具转动，保证了内模具的转动，从而保证了内模具和压力容器能够相互脱离。
为避免内模具局部受刚性力过大导致其损坏，为此，本公开实施例提供一种改进方式。
参考图4-5，敲击件8靠近内模具5内壁的一端具有一凹槽80，凹槽80内连接有弹性件81，弹性件81连接有一橡胶块82，橡胶块82的部分始终位于凹槽80内，随着弹性件81伸缩橡胶块82部分伸出凹槽80。
本公开实施例中，弹性件可以是弹簧，通过此种连接方式，使敲击件对内模具的敲击为柔性力，这样既保证了一定的敲击力，又能够避免敲击冲力过大导致内模具损坏，另外，由于弹簧弹性，能够使橡胶块产生多次振动，从而能够多次反复敲击内模具，从而使压力容器和内模具产生相对的移动，从而使两者之间由之前的紧密贴合变为松动。
参考图6，示出了3个凸轮的状态，此种方式下，三个凸轮之间的初始角度分别相差120度，凸轮6为多个，多个凸轮6的初始角度均不相同，以使多个敲击件8沿转动轴3的轴向呈螺旋状敲击内模具5的不同位置。
这种方式则能够随着转动轴的转动，使内模具轴向的多个位置都能够均匀的受到敲击力，进而进一步保证了压力容器和内模具产生相对的移动，从而使两者之间由之前的紧密贴合变为松动。
虽然上述方式能够使压力容器和内模具松动完成两者的初步分离，但是考虑到后期能够更为容易的使压力容器脱模。
再次参考图1，本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置还包括给进组件10，给进组件10连接于机架1，给进组件10与套接在内模具5外周的压力容器11抵接，给进组件10配置为将压力容器11沿转动轴3的延伸方向推进。随着压力容器与内模具松动后，通过给进组件10给压力容器11一个较小的推力即可使其逐渐脱模。
参考图1，给进组件10包括：推进筒100、螺母座102和限位杆103，推进筒100呈筒状，推进筒100与转动轴3同轴设置，推进筒100的开放端抵接压力容器11的一侧，推进筒100的封闭端具有一固定孔101，螺母座102螺接于转动轴3上开设的第二外螺纹31，第二外螺纹31与第一外螺纹30的螺向相反，螺母座102固定于固定孔101内，限位杆103平行于转动轴3，限位杆103的一端穿过推进筒100的封闭端与机架1连接，限位杆103的另一端与限位件9连接，限位杆103配置为随着转动部2的转动螺母座102沿转动轴3的延伸方向给进。
通过此种方式，转动轴能够同步带动推进筒100的给进实现对压力容器的推进，通过一个转动轴实现了压力容器的推进，对内模具的敲打以及对内模具的旋转，从而简化结构的同时，使所有施力中心都在转动轴上，避免了施力中心不同导致的偏向力原因，从而避免了压力容器及内模具的局部受力不均匀情况，另外，通过限位杆能够限制推进筒的移动方向的同时，也支撑了限位件，保证了敲击件的敲击方向不会改变。
参考图7，推进筒100朝向压力容器11的一侧固定有多个凸起104，多个凸起104呈环状布设于压力容器11的一侧，凸起104具有倒角，此种方式能够增大推进筒与压力容器之间的摩擦力，保证压力容器沿直线移动，避免随着内模具转动导致脱模困难。
为了使压力容器在脱模瞬间能够得到支撑，本公开实施例提供的飞机复合材料加工用脱模装置还包括支撑压力容器11的撑杆12，撑杆12的下端与机架1连接，撑杆12的上端连接有弧形的固定板13，固定板13抱接于压力容器11的部分外周。
参考图8和图9，固定板13朝向压力容器11的一侧转动连接有导向辊14，导向辊14的轴向与转动轴3的轴向垂直，通过导向辊14能够对压力容器的移动方向进行导向的同时减小固定板对压力容器的摩擦阻力，从而更为顺利的脱模。
在本公开实施例中，转动部2包括连接于机架1的电机，以及与电机连接的减速器，减速器与转动轴3连接，以将电机的转速减速后传递至转动轴3，也可加入间歇式传动机构使转动轴间歇式转动，从而避免扭转角度过大对内模具造成损害。
以上公开的仅为本发明的几个具体实施例，但是，本发明实施例并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种飞机复合材料加工用脱模装置，包括机架(1)，其特征在于，还包括：
转动部(2)，连接于所述机架(1)；
转动轴(3)，水平设置，所述转动轴(3)连接于所述转动部(2)，以使所述转动轴(3)自转；
支撑件(4)，连接于所述转动轴(3)，所述支撑件(4)贴合于内模具(5)的内壁以支撑所述内模具(5)，所述内模具(5)与所述转动轴(3)同轴设置；
凸轮(6)，同轴固定于所述转动轴(3)上；
敲击件(8)，沿凸轮(6)的周向与凸轮(6)滑动配合；
限位件(9)，连接于所述机架(1)，所述限位件(9)与所述敲击件(8)沿转动轴(3)的垂直方向滑动配合，以使所述敲击件(8)随着凸轮(6)的转动向靠近或远离所述转动轴(3)的方向移动，所述敲击件(8)往复移动一次则敲击一次所述内模具(5)的内壁。
2.如权利要求1所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述支撑件(4)沿所述转动轴(3)的延伸方向直径逐渐增大，所述支撑件(4)最大直径的一端的外壁紧抵所述内模具(5)的内壁，所述转动轴(3)上具有第一外螺纹(30)，所述支撑件(4)与第一外螺纹(30)螺纹配合实现紧固。
3.如权利要求1或2所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述敲击件(8)靠近所述内模具(5)内壁的一端具有一凹槽(80)，所述凹槽(80)内连接有弹性件(81)，所述弹性件(81)连接有一橡胶块(82)，所述橡胶块(82)的部分始终位于所述凹槽(80)内，随着所述弹性件(81)伸缩所述橡胶块(82)部分伸出所述凹槽(80)。
4.如权利要求3所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述凸轮(6)为多个，多个所述凸轮(6)的初始角度均不相同，以使多个所述敲击件(8)沿所述转动轴(3)的延伸方向呈螺旋状敲击所述内模具(5)的不同位置。
5.如权利要求1或2或4所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，还包括给进组件(10)，所述给进组件(10)连接于所述机架(1)，所述给进组件(10)与套接在所述内模具(5)外周的压力容器(11)抵接，所述给进组件(10)配置为将所述压力容器(11)沿所述转动轴(3)的延伸方向推进。
6.如权利要求5所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述给进组件(10)包括：
推进筒(100)，呈筒状，所述推进筒(100)与所述转动轴(3)同轴设置，所述推进筒(100)的开放端抵接所述压力容器(11)的一侧，所述推进筒(100)的封闭端具有一固定孔(101)；
螺母座(102)，螺接于所述转动轴(3)上开设的第二外螺纹(31)，所述第二外螺纹(31)与第一外螺纹(30)的螺向相反，所述螺母座(102)固定于所述固定孔(101)内；
限位杆(103)，平行于所述转动轴(3)，所述限位杆(103)的一端穿过所述推进筒(100)的封闭端与所述机架(1)连接，所述限位杆(103)的另一端与所述限位件(9)连接，所述限位杆(103)配置为随着所述转动部(2)的转动所述螺母座(102)沿所述转动轴(3)的延伸方向给进。
7.如权利要求6所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述推进筒(100)朝向所述压力容器(11)的一侧固定有多个凸起(104)，多个所述凸起(104)呈环状布设，所述凸起(104)具有倒角。
8.如权利要求6或7所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，还包括支撑所述压力容器(11)的撑杆(12)，所述撑杆(12)的下端与所述机架(1)连接，所述撑杆(12)的上端连接有弧形的固定板(13)，所述固定板(13)抱接于所述压力容器(11)的部分外周。
9.如权利要求8所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述固定板(13)朝向所述压力容器(11)的一侧转动连接有导向辊(14)，所述导向辊(14)的轴向与所述转动轴(3)的轴向垂直。
10.如权利要求1或4或9所述的飞机复合材料加工用脱模装置，其特征在于，所述转动部(2)包括连接于所述机架(1)的电机，以及与所述电机连接的减速器，所述减速器与所述转动轴(3)连接，以将所述电机的转速减速后传递至所述转动轴(3)。
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