ES2550232T3 - Dispositivo para la fabricación de un fuselaje de avión que comprende un sistema de accionamiento de sectores - Google Patents

Dispositivo para la fabricación de un fuselaje de avión que comprende un sistema de accionamiento de sectores Download PDF

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ES2550232T3 ES13161888.6T ES13161888T ES2550232T3 ES 2550232 T3 ES2550232 T3 ES 2550232T3 ES 13161888 T ES13161888 T ES 13161888T ES 2550232 T3 ES2550232 T3 ES 2550232T3
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Abstract

Dispositivo (2) para la producción del fuselaje de un avión que comprende un mandril de laminación (4) definido por una superficie externa (5) que define un sólido de rotación con respecto a un eje de simetría (7); dicho mandril de laminación (4) está adaptado para recibir y soportar una banda de material sintético impregnado que está depositado y enrollado sobre la superficie externa (5) formando una pluralidad de capas superpuestas que se someten a un proceso de polimerización a alta temperatura al vacío para la formación de una sección estructural del avión; el mandril de laminación (4) comprende una pluralidad de sectores (12) regularmente espaciados alrededor del eje (7) y móviles a lo largo de guías entre: - una posición expandida de laminación en la que los sectores (12) tienen unos bordes mayores rectilíneos (13) paralelos al eje (7) y dispuestos lado con lado y las superficies externas de los sectores (12) opuestas al eje (7) definen juntas dicha superficie externa (5); y - una posición contraída de desmontaje en la que al menos parte de dichos sectores (12) se aproximan al eje (7) alejándose del trazado de la superficie (5) para reducir las dimensiones radiales del mandril y permitir la extracción del propio mandril (4) de la sección estructural del avión; estando provisto cada sector de un sistema de actuación (27) de tipo tornillo - tuerca que comprende un elemento rectilíneo roscado (31) que se extiende a lo largo de un eje de rotación radial (32), una tuerca roscada (29) y un medio motor (28), caracterizado por que dicho elemento rectilíneo roscado (31) comprende un eje interno (33) hecho de un primer material y que se extiende a lo largo de dicho eje de rotación (32) y una parte tubular externa (34) hecha de un segundo material, montada axialmente sobre una parte de dicho eje interno (33) y provista externamente de dicha rosca; teniendo dicho primer material un coeficiente de dilatación más pequeño con respecto al coeficiente de dilatación del segundo material; se proporcionan medios de restricción (38) entre dicho eje interno (33) y dicha parte tubular externa (34) adaptados para impedir el desplazamiento angular de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33) permitiendo un deslizamiento lineal de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33); estando conectada una primera parte de extremo (34a) de la parte tubular externa (34) a una parte extrema respectiva de dicho eje interno (33); produciendo una tensión térmica aplicada a dicho elemento roscado (31) un deslizamiento de una segunda parte libre de extremo (34b) de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33) de modo que dicha tensión produce un alargamiento global limitado del elemento rectilíneo roscado (31) que depende solamente del alargamiento reducido del primer material y cada sector permanece en la posición de laminación expandida definida previamente siguiendo también dicha tensión térmica.

Description

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DESCRIPCIÓN
Dispositivo para la fabricación de un fuselaje de avión que comprende un sistema de accionamiento de sectores
La presente invención se refiere a un sistema de accionamiento de sectores de un dispositivo para la fabricación de un fuselaje de avión.
La solicitud de patente PCT WO 2007/148301 describe un dispositivo para la producción de un fuselaje de avión en el que se delimita un mandril de laminación por una superficie externa que define un sólido de rotación (en particular un cilindro) con respecto a un eje de simetría. El mandril de laminación está adaptado para recibir y soportar una banda de material sintético impregnado que se enrolla y deposita sobre la superficie externa del mandril en una fase de laminación que forma una pluralidad de capas superpuestas. Dichas capas superpuestas se someten a un proceso posterior de polimerización por alta temperatura al vacío en un autoclave para la formación de una sección estructural del avión (típicamente una parte tubular del fuselaje).
El mandril de laminación comprende una pluralidad de sectores regularmente espaciados alrededor del eje y soportados por guías que se extienden radialmente desde una estructura de rejilla de soporte. Los sectores son móviles entre: una posición de laminación expandida en la que los sectores tienen bordes rectilíneos mayores paralelos al eje dispuesto lado con lado y las superficies externas de los sectores opuestas al eje definen la superficie externa; y una posición de desmontaje contraída en la que los sectores se aproximan al eje moviéndose separándose del trazado de la superficie para permitir la extracción del mandril de laminación desde la sección estructural del avión al final del proceso de polimerización al vacío.
En la posición de laminación expandida, es esencial que los sectores mantengan una posición angularmente y axialmente estable en la relación entre ellos dado que cualquier ligero movimiento entre las partes puede alterar irreparablemente la geometría de la sección estructural. Por ejemplo, la solicitud de patente ha puntualizado que un mandril de laminación usado para la producción de secciones estructurales de grandes aviones de pasajeros debe tener bajas tolerancias dimensionales, por debajo, por ejemplo, de 0,5 mm.
El movimiento de cada sector desde la posición de laminación expandida a la posición de desmontaje contraída se realiza normalmente por medio de un sistema de actuación tornillo-tuerca accionado por un motor eléctrico situado sobre la estructura de la rejilla de soporte.
Dichos tornillos están hechos normalmente de acero que, como es conocido, es un metal que se expande considerablemente a altas temperaturas; el solicitante de la patente ha observado de hecho que a las temperaturas normalmente alcanzadas en el autoclave (aproximadamente 200-300 °C) los tornillos usados normalmente se alargan en unos pocos milímetros (por ejemplo aproximadamente diez milímetros), moviendo los sectores desde la posición de laminación expandida alcanzada cuando están fríos a una posición expandida en la que la superficie externa tiene un diámetro mayor que el de la superficie externa, de nuevo, cuando está fría.
Dicho fenómeno da como resultado que la sección estructural del avión tenga dimensiones no correspondientes a las dimensiones de diseño, por lo tanto no puede usarse (por ejemplo dado que no puede acoplarse con otras secciones).
Es sentida por lo tanto la necesidad de producir un sistema de actuación del sector que resuelva el problema técnico anteriormente mencionado y que no sea sensible a los ciclos térmicos realizados en la autoclave.
Los documentos DE195 25 023, JP2002 361541, US 4 802 558 y US 2010/155984 representan la técnica anterior conocida.
El objetivo anterior se consigue por la presente invención que se refiere a un dispositivo para la producción de un fuselaje del avión que comprende un mandril de laminación definido por una superficie externa que define un sólido de rotación con respecto a un eje de simetría; dicho mandril de laminación está adaptado para recibir y soportar una banda de material sintético impregnado que se deposita y enrolla sobre la superficie externa formando una pluralidad de capas superpuestas que se someten a un proceso de polimerización a alta temperatura al vacío para la formación de una sección estructural del avión; el mandril de laminación comprende una pluralidad de sectores regularmente espaciados alrededor del eje y móviles a lo largo de guías entre: -una posición de laminación expandida en la que los sectores tienen los bordes mayores rectilíneos paralelos al eje y dispuestos lado con lado y las superficies externas de los sectores opuestas al eje definen juntas dicha superficie externa; y -una posición de desmontaje contraída en la que al menos parte de dichos sectores se aproximan al eje alejándose del trazado de la superficie para reducir las dimensiones radiales del mandril y permitir la extracción del mandril en sí de la sección estructural del avión; estando provisto cada sector con un sistema de actuación del tipo tornillo -tuerca que comprende un elemento rectilíneo roscado que se extiende a lo largo de un eje de rotación radial, una tuerca roscada y un medio motor, caracterizado por que dicho elemento rectilíneo roscado comprende un eje interno hecho de un primer material y que se extiende a lo largo de dicho eje de rotación y una parte tubular externa hecha de un segundo material, montada axialmente sobre una parte de dicho eje interno y provisto externamente con dicha
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rosca; teniendo dicho primer material un coeficiente de dilatación más pequeño con respecto al coeficiente de dilatación del segundo material; se proporcionan medios de restricción entre dicho eje interno y dicha parte tubular externa adaptados para impedir el desplazamiento angular de la parte tubular externa con respecto al eje interno permitiendo el deslizamiento lineal de la parte tubular externa con respecto al eje interno; estando conectada una primera parte del extremo de la parte tubular externa a una parte extrema respectiva de dicho eje interno; produciendo una tensión térmica aplicada a dicho elemento roscado un deslizamiento de una segunda parte del extremo libre de la parte tubular externa con respecto al eje interno de modo que dicha tensión produce un alargamiento global limitado del elemento rectilíneo roscado que depende solamente del alargamiento reducido del primer material y cada sector permanece en la posición de laminación expandida definida previamente siguiendo también dicha tensión térmica.
La invención se ilustrará ahora con referencia a las figuras adjuntas que muestran un ejemplo de realización preferida en la que:
-la figura 1 ilustra, en una vista en perspectiva, un dispositivo para la producción de un fuselaje del avión que usa
un sistema de actuación de acuerdo con la invención; -la figura 2 ilustra, en una vista en perspectiva, la estructura interna del dispositivo ilustrado en la figura 1; -la figura 3 ilustra en una vista lateral y en una escala ampliada, una sección transversal del dispositivo ilustrado
en las figuras 1 y 2 que destaca el sistema de actuación producido de acuerdo con la invención; -la figura 4 ilustra en sección longitudinal una parte del sistema de actuación en una primera posición de
operación cerrada; -la figura 5 ilustra en sección longitudinal una parte del sistema de actuación en una segunda posición de
operación abierta.
En las figuras 3, 4 y 5 se indica globalmente por 1 un sistema de actuación de los sectores de un dispositivo 2 (figura 1) para la producción de un fuselaje del avión.
En particular el dispositivo 2 (figura 1) comprende un mandril de laminación 4 delimitado por una superficie externa 5 que define un sólido de rotación con respecto a un eje de simetría 7. El mandril de laminación 4 está adaptado para recibir y soportar una banda de material sintético impregnado que se deposita y enrolla sobre la superficie externa 5 formando una pluralidad de capas superpuestas que cubren completa y uniformemente la superficie 5. La banda de material sintético (por ejemplo fibra de carbono) se deposita mediante un cabezal de laminación (de tipo conocido no ilustrado) sobre el mandril de laminación 4.
Por ejemplo, la banda se puede depositar haciendo que el mandril 4 gire alrededor del eje 7 y haciendo que el cabezal de laminación (no ilustrado) se traslade en una forma coordinada a lo largo de dicho eje 7. Por ejemplo, la solicitud de patente US2005/0039843 ilustra un cabezal de laminación. Al final de la laminación de la banda, la banda de material compuesto impregnado se somete a un proceso de polimerización al vacío para producir una sección estructural tubular del avión. Dicho proceso se lleva a cabo colocando el mandril de laminación 4 en una autoclave (no ilustrado) y realizando un ciclo de calentamiento térmico de tipo conocido.
En el ejemplo mostrado, la superficie externa 5 es cilíndrica y el mandril de laminación 4 se usa para producir una parte tubular cilíndrica del fuselaje del avión.
El mandril de laminación 4 comprende una pluralidad de sectores 12 (las figuras 5 y 6 ilustran, a modo de ejemplo, seis sectores 12) regularmente espaciados alrededor del eje 7 y soportados por una estructura de soporte 10 (mostrada esquemáticamente en la figura 2) que se extiende en una forma lineal a lo largo del eje 7.
Los sectores 12 son móviles entre:
-una posición de laminación expandida (figuras 1 y 5) en la que los sectores 12 tienen bordes rectilíneos mayores
13 paralelos al eje 7 dispuestos lado con lado y las superficies externas de los sectores 12 opuestas al eje 7
están adyacentes entre sí y definen, como un conjunto, la superficie cilíndrica 5; y -una posición de desmontaje contraída (figura 5) en la que los sectores 12 se aproximan al eje 7 separándose del
trazado de la superficie 5, reduciendo las dimensiones radiales del mandril 4 para permitir la extracción del
mandril 4 de la sección estructural del avión al final del proceso.
La estructura de soporte 10 se extiende entre una primera y una segunda partes del extremo anular 16a, 16b (figura 2), cada una de las cuales está provista con una parte extrema de forma troncocónica respectiva 17a, 17b que se extiende axialmente.
Las partes extremas troncocónicas 17a, 17b están hechas de un material metálico y cada una delimita una abertura central 18 coaxial con el eje 7.
La solicitud de patente WO 2007/148301 proporciona un ejemplo de realización y uso de una estructura del tipo mencionado anteriormente y de las partes extremas 17a, 17b.
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Cada sector 12 comprende una pared metálica curvada 20 (figuras 4 y 5) que en sección transversal tiene el perfil de un arco de un círculo con una abertura de 60° y centro en el eje 7 y una estructura de refuerzo 21 formada por una pluralidad de nervios 21 axialmente espaciados entre sí y que miran hacia el interior del mandril 4 para impedir deflexiones/deformaciones de la pared 20 asegurando que la superficie 5 permanece perfectamente cilíndrica y coaxial con el eje 7.
Los bordes adyacentes 13 de dos sectores contiguos 12 están adaptados para situarse por sí mismos uno sobre el otro en una zona de solape perimetral 13s (figura 4).
Entre la estructura de refuerzo 21 de cada sector 12 y la estructura de soporte, se proporcionan un par de guías rectilíneas 17 (de tipo conocido y por lo tanto no ilustradas adicionalmente), adaptadas para soportar el sector 12 y permitir un movimiento de traslación lineal, en una dirección radial con respecto al eje 7 y en direcciones opuestas, de cada pared curvada 20 entre las posiciones de laminación expandida y contraída.
El movimiento de cada sector se consigue mediante un sistema de actuación 27 (ilustrado en una escala ampliada en la figura 3) situado entre el par de guías 15 y provisto con un motor eléctrico 28 (figura 3, mostrado esquemáticamente) configurado para conseguir el movimiento de traslación mencionado anteriormente.
De nuevo, de acuerdo con la presente invención, el sistema de actuación 27 es del tipo tornillo-tuerca y comprende una tuerca 29 soportada por la estructura de soporte 10 y girada mediante el motor 28 (por razones de simplicidad, no se ilustra la transmisión en la figura 3) y un elemento roscado rectilíneo 31 acoplado con la tuerca 29 y que tiene un extremo conectado a la estructura de refuerzo 21 de un sector 12. El elemento roscado rectilíneo 31 se extiende en una dirección radial a lo largo de un eje 32 que reposa sobre un plano perpendicular al eje 7.
Alternativamente la tuerca 29 podría disponerse sobre la superficie de refuerzo 21 de un sector 12 y el elemento roscado 31 soportado por la estructura de soporte 10 y ser girado por el motor 28.
El elemento roscado 31 comprende un eje interno 33 (figura 3) hecho de un primer material metálico y que se extiende a lo largo del eje de rotación 32 y una parte tubular cilíndrica externa 34 hecha de un segundo material metálico, montada axialmente sobre una parte del eje 33 y provista externamente con una rosca 35 que se acopla con la tuerca 29 que está soportada por la estructura de soporte 10 y es girada por el motor eléctrico 28 (como se ha destacado anteriormente, por razones de simplicidad no se muestra la transmisión situada entre el eje de salida del motor 28 y la tuerca 29). La longitud de la parte tubular externa 34 es aproximadamente igual a la longitud del eje interno 33 que esta así cubierto casi a todo lo largo de su longitud y contenido dentro que una cavidad cilíndrica definida por la parte tubular 34.
El primer material metálico (por ejemplo INVAR 36) tiene un coeficiente de dilatación más pequeño que el coeficiente de dilatación del segundo material metálico (por ejemplo acero).
Por ejemplo el acero puede tener los siguientes coeficientes de dilatación térmica (expresados en mm/m/°C)
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imagen2
Como es conocido, el Invar es una aleación metálica consistente principalmente en hierro (64 %) y níquel (36 %), con trazas de carbón y cromo, descubierto por el físico suizo Charles Edouard Guillaume ganador del Premio Nobel.
K-1
Su coeficiente de dilatación térmica (aproximadamente 10-6 en longitud) es aproximadamente undécimo 5 comparado con el del acero.
El segundo material metálico tiene un coeficiente de dilatación mayor que el coeficiente de dilatación del primer material pero tiene unas características de resistencia mecánica mejores que las del primer material.
10 El eje 33 tiene una primera parte extrema 33a desde la que se extiende una placa rectangular 36 que a su vez está articulada a un soporte 37 que se extiende radialmente desde la estructura de refuerzo 21 hacia al eje 7.
La primera parte del extremo 33a no está cubierta por la parte tubular cilíndrica 34 y tiene un diámetro más pequeño que la parte del eje 33 cubierta por la parte cilíndrica 34.
15 Una segunda parte del extremo 33b del eje 33 está provista con un orificio axial que aloja una parte terminal de un tornillo 46 usado para fijar de una manera estable una primera parte extrema 34a de la parte tubular 34 al eje 33.
Entre el eje interno 33 y la parte tubular, se proporcionan medios de restricción angular 38, adaptados para impedir
20 el desplazamiento angular de la parte tubular 34 con respecto al eje interno 33 (y por lo tanto permitir la transferencia del par generado por el motor eléctrico 28 al eje 33) pero permitiendo un deslizamiento lineal de la parte tubular 34 con respecto al eje interno 33 siguiendo la tensión térmica aplicada al elemento roscado 31 en su conjunto.
Por ejemplo, los medios de restricción 38 pueden estar compuestos de una pluralidad de nervios longitudinales 50
25 (por ejemplo con sección triangular, figura 3) proporcionados sobre la superficie externa de una parte terminal del eje interno 33 y adaptados para acoplarse con ranuras longitudinales 52 relativas proporcionadas sobre la superficie interna de una parte terminal de la parte tubular 34.
En esta forma un incremento de temperatura aplicado al elemento roscado 1 (el incremento de temperatura es
30 provocado por un ciclo térmico realizado en un autoclave) produce una deformación de la parte tubular 34 que se alarga, moviendo la segunda parte del extremo 34b de la parte tubular hacia la placa 35 (los medios de restricción 38 permiten el deslizamiento relativo entre las partes y la segunda parte del extremo 34b es libre de moverse) con respecto al eje interno 33 que no está sometido a variaciones dimensionales significativas debido al material usado. La longitud global del elemento roscado 31 en cualquier caso se incrementa muy poco dado que se define por la
35 distancia entre las partes extremas 33b y 33a del eje interno 33 que tiene un coeficiente de dilatación extremadamente limitado. En esta forma, la tensión térmica produce un alargamiento global limitado del elemento rectilíneo roscado 31 que depende solo del alargamiento reducido del primer material.
Por lo tanto, el calentamiento de la autoclave del dispositivo 2 no implica un desplazamiento de los sectores 12 con
40 respecto a la posición definida previamente al calentamiento. Se garantizan de ese modo las tolerancias dimensionales requeridas del elemento tubular de fuselaje del avión.
Adicionalmente el tornillo se acopla con roscas hechas de material metálico resistente al desgaste, proporcionando así un sistema de actuación robusto capaz de soportar una pluralidad de ciclos de apertura/cierre del sector.
45

Claims (4)

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    25
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    40
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    50
    REIVINDICACIONES
    1. Dispositivo (2) para la producción del fuselaje de un avión que comprende un mandril de laminación (4) definido por una superficie externa (5) que define un sólido de rotación con respecto a un eje de simetría (7); dicho mandril de laminación (4) está adaptado para recibir y soportar una banda de material sintético impregnado que está depositado y enrollado sobre la superficie externa (5) formando una pluralidad de capas superpuestas que se someten a un proceso de polimerización a alta temperatura al vacío para la formación de una sección estructural del avión; el mandril de laminación (4) comprende una pluralidad de sectores (12) regularmente espaciados alrededor del eje
    (7) y móviles a lo largo de guías entre:
    -una posición expandida de laminación en la que los sectores (12) tienen unos bordes mayores rectilíneos (13) paralelos al eje (7) y dispuestos lado con lado y las superficies externas de los sectores (12) opuestas al eje (7) definen juntas dicha superficie externa (5); y -una posición contraída de desmontaje en la que al menos parte de dichos sectores (12) se aproximan al eje (7) alejándose del trazado de la superficie (5) para reducir las dimensiones radiales del mandril y permitir la extracción del propio mandril (4) de la sección estructural del avión;
    estando provisto cada sector de un sistema de actuación (27) de tipo tornillo -tuerca que comprende un elemento rectilíneo roscado (31) que se extiende a lo largo de un eje de rotación radial (32), una tuerca roscada (29) y un medio motor (28), caracterizado por que dicho elemento rectilíneo roscado (31) comprende un eje interno (33) hecho de un primer material y que se extiende a lo largo de dicho eje de rotación (32) y una parte tubular externa (34) hecha de un segundo material, montada axialmente sobre una parte de dicho eje interno (33) y provista externamente de dicha rosca; teniendo dicho primer material un coeficiente de dilatación más pequeño con respecto al coeficiente de dilatación del segundo material; se proporcionan medios de restricción (38) entre dicho eje interno (33) y dicha parte tubular externa (34) adaptados para impedir el desplazamiento angular de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33) permitiendo un deslizamiento lineal de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33); estando conectada una primera parte de extremo (34a) de la parte tubular externa (34) a una parte extrema respectiva de dicho eje interno (33); produciendo una tensión térmica aplicada a dicho elemento roscado (31) un deslizamiento de una segunda parte libre de extremo (34b) de la parte tubular externa (34) con respecto al eje interno (33) de modo que dicha tensión produce un alargamiento global limitado del elemento rectilíneo roscado (31) que depende solamente del alargamiento reducido del primer material y cada sector permanece en la posición de laminación expandida definida previamente siguiendo también dicha tensión térmica.
  2. 2.
    El dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1, en el que dichos medios de restricción (38) comprenden una pluralidad de nervios longitudinales (50) obtenidos sobre la superficie externa de una parte de dicho eje interno (33) adaptados para acoplarse con ranuras longitudinales relativas (52) obtenidas sobre la superficie interna de una parte respectiva de dicha parte tubular externa (34).
  3. 3.
    El dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, en el que dicho primer material es INVAR 36 y el segundo material es acero.
  4. 4.
    El dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1, en el que dicha tuerca (29) y dichos medios motores (28) están soportados por una estructura de soporte interna (10) de dicho mandril (4) y dicho elemento rectilíneo roscado (31) tiene una parte extrema (33a) acoplada (35, 36) con un sector respectivo (12).
    6
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10173348B2 (en) 2015-09-14 2019-01-08 Bell Helicopter Textron Inc. Modular mandrel for monolithic composite fuselage
US10328611B2 (en) * 2015-10-09 2019-06-25 The Boeing Company Mechanical support tooling and/or mandrel for composite part curing
US10906210B2 (en) 2017-01-25 2021-02-02 The Boeing Company Mandrel for composite part fabrication and repair
EP3925768A1 (en) * 2020-06-15 2021-12-22 Siemens Gamesa Renewable Energy A/S Method for manufacturing a wind turbine blade and mandrel tool
IT202200007511A1 (it) * 2022-04-14 2023-10-14 Leonardo Spa Attrezzatura e procedimento per la realizzazione di un elemento strutturale in materiale composito
CN117103654B (zh) * 2023-09-26 2026-02-17 贵州航天风华精密设备有限公司 一种降低复合材料柱形筒缠绕残余应力的组合模具
CN119683007B (zh) * 2024-11-29 2025-10-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构线位移约束装置和方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3183732A (en) * 1962-12-11 1965-05-18 Gordon H Porath Precision lead screw
US4802558A (en) * 1987-10-01 1989-02-07 The Olofsson Corporation Apparatus providing environmental and mechanical protection for ball screw drives
JPH0297753A (ja) * 1988-09-20 1990-04-10 Ntn Corp ボールねじ
JPH05263892A (ja) * 1992-03-19 1993-10-12 Tsugami Corp ボールねじ組立体
DE19525023A1 (de) * 1995-07-10 1997-01-16 Deckel Maho Gmbh Einrichtung zum Verstellen eines Maschinenteils
US6692681B1 (en) * 1997-01-29 2004-02-17 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
JP2002361541A (ja) * 2001-06-07 2002-12-18 Okuma Corp 移動軸制御装置、およびその移動軸制御装置における熱変位量補正方法
DE10160705A1 (de) * 2001-12-11 2003-06-26 Paul Mueller Gmbh & Co Kg Vorrichtung zur Befestigung eines Werkzeugs an einer Welle sowie Maschinenspindel mit einer derartigen Vorrichtung
GB0212775D0 (en) * 2002-05-31 2002-07-10 Westwind Air Bearings Ltd Machine apparatus and methods
US7282107B2 (en) 2003-08-22 2007-10-16 The Boeing Company Multiple head automated composite laminating machine for the fabrication of large barrel section components
ITTO20060463A1 (it) 2006-06-23 2007-12-24 Alenia Aeronautica Spa Apparecchiatura e procedimento per la fabbricazione di un tronco di fusoliera
DE102007027113B4 (de) * 2007-06-13 2013-09-12 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Fertigung von Rumpfzellenabschnitten für Flugzeuge aus Faserverbundwerkstoffen sowie Vorrichtung
US8454870B2 (en) * 2008-12-19 2013-06-04 The Boeing Company Manufacturing one-piece composite sections using outer mold line tooling
US9346221B2 (en) * 2008-12-19 2016-05-24 The Boeing Company Composite stiffener positioning and vacuum bag installation
DE102009056978A1 (de) * 2009-12-07 2011-06-09 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug
JP5576650B2 (ja) * 2009-12-25 2014-08-20 川崎重工業株式会社 複合材料構造物製造用成形型

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