用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒的制作方法

1.本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒。


背景技术：

2.航空航天所采用的管子类零件为了轻量化设计要求，大量采用薄壁管子，薄壁管子在加工过程中需要有可靠的夹持才能够具有加工需要的强度和刚度。
3.公开号为cn214562925u的专利文献公开了一种超大口径pe管的管口定型装置，包括：法兰套管、用于支撑定型pe管本体的支撑组件和用于调节支撑组件支撑尺寸的调节组件，所述调节组件活动套设在所述法兰套管上，所述法兰套管横向设置，所述法兰套管包括法兰头和筒身，所述法兰头固定设置在所述筒身的一端，所述支撑组件包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆的一端与所述法兰头铰接，所述第一连杆的另一端靠近所述pe管本体的内壁，所述第二连杆的一端与所述调节组件铰接，所述第二连杆的另一端靠近所述pe管本体的内壁，所述第一连杆和所述第二连杆交错设置，所述第一连杆和所述第二连杆在交错点处铰接，所述调节组件包括推进套管和滑动环，当所述法兰头位于所述筒身的右端时，所述推进套管从所述筒身的左端活动套设在所述筒身上，所述滑动环设定在所述推进套管的右端，所述第二连杆的一端与所述滑动环铰接。
4.空航天所采用的管子类零件具有管壁薄以及易变形的特点，而现有技术中的装置，通过第一连杆的一端和第二连杆的一端直接顶推管子内壁，使得现有技术中的装置对导管内壁进行单点支撑，支撑面积小，导管端部的结构受力不均匀，无法将管子固定，在后续的成型过程中管子可能会转动甚至形变捅破管壁，这样对现有技术中的装置的控制有极高的要求，同时又极大的增加了薄壁导管在成型过程中的控制难度。


技术实现要素：

5.为了解决现有技术中如何在不损伤薄壁导轨的前提下从内侧将薄壁导管固定的问题，本发明的目的在于提供一种用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒，能够对薄壁导管端部进行有效支撑固定，并且不会对导管造成损伤，控制更加精准。
6.为了实现上述的目的，本发明采用了以下的技术方案：一种用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒，包括第一安装座、第二安装座、多个变径组件和多个用于支撑导管内壁的保形板，所述保形板呈弧形，第二安装座能够沿驱动轴的轴向移动，第一安装座与驱动轴轴向固定，保形板围绕第一安装座和第二安装座设置，保形板通过变径机构与第一安装座和第二安装座连接，所述变径机构包括第一连杆、第二连杆、第三连杆和第四连杆，所述第一连杆的一端与第一安装座铰接，所述第一连杆的另一端与保形板滑动连接，所述第二连杆的与第一连杆交叉设置并且铰接，第二连杆的一端与第三连杆的一端铰接，第二连杆的另一端与第四连杆铰接，第三连杆的另一端与第二安装座铰接，第四连杆的另一端与保形板铰接。
7.作为优选，第二连杆的长度、第三连杆的长度和第四连杆的长度依次减小。
8.作为优选，第一连杆的两端的铰接点的间距大于第二连杆的两端的铰接点的间距、第三连杆的两端的铰接点的间距和第四连杆的两端的铰接点的间距的总和。
9.作为优选，还包括第一连接座和第二连接座，第一连接座和第二连接座与保形板固定连接，第三连杆的另一端与第一连接座铰接，第四连杆的另一端与第二连接座滑动连接。
10.作为优选，所述第一安装座和第二安装座上均凸起有多个用于接变径组件的支脚，多个支脚与多个保形板一一对应。
11.作为优选，任一所述保形板均通过两组变径组件与第一安装座和第二安装座相连。
12.作为优选，还包括用于驱动第二安装座沿驱动轴移动的伺服电机，所述第二安装座位于伺服电机和第一安装座之间。
13.作为优选，所述伺服电机通过减速器驱动第二安装座沿驱动轴移动。
14.作为优选，所述第二安装座与驱动轴螺纹接，所述第一安装座与驱动轴转动连接。
15.本发明的技术方案的有益效果为：使得保形芯棒能够从导管内侧支撑住导管，可以用于导管管端的修圆、扩孔、固定等等工序；保形芯棒最大调节距离不是由第二安装座的移动距离决定，而是有第二连杆、第三连杆和第四连杆确定，进而能够避免第一安装座和第二安装座相撞，提高保形芯棒的安全性，并且这样可以使保形芯棒可以更加缓慢的展开，可以更加精准的控制保形芯定位精度；保形芯棒采用弧形的片状的保形板对导管的内壁进行支撑，不再是点支撑，这样能够更好的保护导管，使导管的内径更加均匀，并且能够间隙在导管成型过程中对已经进行内径支撑的部分导管的影响，提高导管的良品率。
附图说明
16.图1为本发明中内撑变径式保形芯棒的结构示意图一；
17.图2为本发明中内撑变径式保形芯棒的结构示意图二。
18.附图标记：1、伺服电机；2、减速箱；3、驱动轴；4、第一安装座；5、第二安装座；6、保形板；7、第一连杆；8、第二连杆；9、第三连杆；10、第四连杆；11、第一连接座；12、第二连接座；13、滑移孔；14、第一支脚；15、第二支脚。
具体实施方式
19.下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
20.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”、“顺时针”、“逆时针”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。
21.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性
或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确的限定。
22.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
23.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
24.实施例1
25.一种用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒，如图1和图2所示，包括第一安装座4、第二安装座5、驱动轴3、多个变径组件和多个用于支撑导管内壁的保形板6，第一安装座4和第二安装座5均套设在驱动轴3上，第二安装座5能够沿驱动轴3的轴向移动，第一安装座4与驱动轴3轴向固定，保形板6围绕第一安装座4和第二安装座5设置，保形板6通过变径机构与第一安装座4和第二安装座5连接，所述变径机构包括第一连杆7、第二连杆8、第三连杆9和第四连杆10，所述第一连杆7的一端与第一安装座4铰接，所述第一连杆7的另一端与保形板6滑动连接，所述第二连杆8的与第一连杆7交叉设置并且铰接，第二连杆8的一端与第三连杆9的一端铰接，第二连杆8的另一端与第四连杆10铰接，第三连杆9的另一端与第二安装座5铰接，第四连杆10的另一端与保形板6铰接。
26.如此设置，使得保形芯棒能够从导管内侧支撑住导管，可以用于导管管端的修圆、扩孔、固定等等工序；保形芯棒最大调节距离不是由第二安装座的移动距离决定，而是有第二连杆、第三连杆和第四连杆确定，进而能够避免第一安装座和第二安装座相撞，提高保形芯棒的安全性，并且在不改变第一连杆长度的前提下，能够通过改变其余连杆的长度的方式能够改变保形芯棒的调节范围，使得保形芯棒具有更高的灵活性；保形芯棒采用片状的保形板对导管的内壁进行支撑，这样能够更好的保护导管，使导管的内径更加均匀，并且能够间隙在导管成型过程中对已经进行内径支撑的部分导管的影响，提高导管的良品率。
27.本实施例中，所述保形板6为弧形板，当保形芯棒处于收缩状态时，多个保形板能够围合呈空心的圆柱状；当保形芯棒向外展开时，保形芯棒的外径达到最小，第二安装座5沿驱动轴3轴向移动时，第二安装座5顶推第三连杆9，第三连杆9顶推第二连杆8，第二连接杆8围绕其与第一连杆7的铰接点转动，第二连杆8顶推第一连杆7围绕第一连杆7与第一安装座4的铰接点转动，第一连杆7沿保形板滑动，第二连杆8通过第四连杆10顶推保形板6外移。如此设置，能够增加保形芯棒与导管内壁的接触面，更好的支撑住导管。
28.本实施例中，所述第一安装座4和第二安装座5上均凸起有多个支脚，所述第一安装座4上的支脚为第一支脚14，所述第二安装座5上的支脚为第二支脚15，多个第一支脚14
和多个第二支脚15均与多个保形板6一一对应，所述保形板6上固定安装有第一连接座11和第二连接座12，第一连杆7的一端与第一支脚14铰接，第一连杆7的另一端与第二连接座12滑动连接，第三连杆9的一端与第二支脚15铰接，第四连杆10的一端与第一连接座11铰接。如此设置。使得变径组件的安装更加便捷。
29.本实施例中，每个保形板6均通过两个变径组件与第一安装座4和第二安装座5连接。如此设置能够增加保形板支撑的稳定性。具体的，在与同一保形板6相连的两个变径组件中，两个变径组件的第一连接杆7位于一个第一支脚14的两侧，两个变径组件的第一连接杆7位于第二连接座12的两侧，两个变径组件的第三连接杆9位于一个第二支脚15的两侧，两个变径组件的第四连接杆10位于一个第一安装座4的两侧，所述两个变径组件的第一连杆7通过一个铰接轴与第一安装座的第一支脚14铰接，两个变径组件的第三连杆7通过一个铰接轴与第二安装座5的第二支脚15铰接，两个变径组件的第四连杆10通过一个铰接轴与第一连接座11铰接。如此设置，便于同一变径组件的安装，提高保形板活动的稳定性。进一步的，所述第二连接座12上开设有滑移孔13，滑移孔13内设置有滚轮，两个变径组件的第一连接杆7位于滚轮的两侧，两个变径组件的第一连接杆7通过一个贯穿滚轮的轴相连。
30.本实施例中，所述保形芯棒还包括用于驱动5移动的伺服电机1。如此可以通过精准的控制伺服电机1的运动，来控制第二安装座5的移动速率和距离。进一步的，所述驱动轴3为丝杆，驱动轴3与减速箱2的输出端相连，减速箱2的输入端与伺服电机1相连，第二安装座5位于第一安装座4和减速箱2之间，所述第一安装座4与驱动轴3转动连接，所述第二安装座5与驱动轴3螺纹连接。如此设置，通过伺服电机配合减速箱驱动第二安装座在驱动杆上移动的结构，能够细微的控制保形芯棒展开的程度，最大程度上的满足导轨精度的要求。
31.本实施例中，第二连杆7的长度、第三连杆8的长度和第四连杆9的长度依次减小。如此设置，使得第二安装座5在移动后，能够在第二连杆8和第一连杆7处形成一杠杆结构，并且由于第三连杆的长度大于第四连杆，这样使得第四连杆的摆动的角度要大于第三连杆的摆动铰接，这样使得保形芯棒能够从收缩状态快速的展开，并且由于第四连杆的长度最短且与保形板相连，所以在第四连杆垂直与保形板后，若第二安装座继续向第一安装座靠近，那么保形板的向外移动的速度将会变慢，这个过程会持续到第三连杆与保形板垂直之后，如此可以更好的控制保形芯棒的展开，并且在第三连杆与保形板垂直之后，若第二安装座继续移动，则变径芯棒以恢复至收缩状态的趋势进行运动，进而可以更好的对变径芯棒自身进行保护。
32.本实施例中，第一连接杆7的两端的铰接点的间距大于第二连杆8的两端的铰接点的间距、第三连杆8的两端的铰接点的间距和第四连杆9的两端的铰接点的间距的总和。如此，可以使第一连杆始终保持倾斜状态，使保形芯棒保持向外扩张的趋势。
33.给予上述用于航空航天导管成型设备的内撑变径式保形芯棒的结构的使用方法；先通过伺服电机1驱动减速器2带动驱动轴3转动，驱动轴3转动驱动变径组件展开使多个保形板同时向外移动，当保形板移动的外径略小于导管的内径后，将多个保形板插入导管内；而后继续伺服电机驱动减速器带动驱动轴后转动，最后通过多个保形板将导管内壁抵紧保形。
34.其他实施例中，不同于本实施例的是，第一安装座4与驱动轴3螺纹连接，驱动轴3上空套有套筒，套筒与所述减速箱2的箱体固定连接，所述第二安装座5固定在套筒上；进而
使的驱动保形芯棒向外展开的动力来自与第一安装座沿驱动轴的轴向移动。
35.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
36.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。