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基于气胀轴原理的机械胀轴结构改进
的在于解决分切机收卷机构采 用胀轴存在缺陷的问题 ，具体缺陷有 ：机械胀轴同轴度、圆柱度较差；气胀轴胀紧力小、容易打滑、胀紧过程中键倾斜等。借助气胀轴原理 ，对机械胀轴结构进行优化改进 ，解决上述存在问题
      分切机是铝加工行业的重要设备 ，用来将大宽幅铝卷分切成不同宽度的成品卷材 ，其工艺流程主要 为开卷 、分切 、收卷 。收卷是将分切好的铝箔(带)卷取在套 筒上 ，卷取前将套筒穿在卷取轴上 ，卷取过程中套筒与卷取轴同步转动 ，不应产生相对运动 ，卷取结束后套筒能 方便地从卷取轴上拆下。为达到以上目的 ，卷取轴可采用两种形式 ，一种是机械胀轴 ，另一种是气胀轴 』。
    在长期的应用过程中发现两者都有不同程度的缺陷，为提高分切机性能 ，笔者根据气胀轴原理对现有机械胀轴进行结构改进 。
1 现有机械胀轴和气胀轴存在问题
图 1为某机械胀轴结构示意 图，该机械胀轴工作过程如下：套筒7穿在胀轴 5上 ，电机驱动心轴 3旋转 ，心轴 3两边有左右旋螺纹，通过螺纹传动使外锥套 2轴 向移动 ，内锥套 1与外锥套 2配合 ，利用斜面受力滑动原理使 内锥套 1径 向移动 ，胀轴 5直径增大 ，胀紧后套筒 7与瓦片 6无相对运动 ，此时利用键 4传递扭矩使套筒 7旋转进行成品卷取 ，收卷完毕 ，电机驱动心轴 3反方向旋转 ，直径逐渐减小 ，方便拆卸套筒。胀缩范围的极限值是依靠轴两端的内外锁套控制 。由于内锥套需要径向移动 ，故这种胀轴在制造过程中将内锥套圆周方向三等分割开 ，相互独立 ，外围筋板 、瓦片也在圆周方向三等分 。结构上的相互独立使得这种胀轴同心度 、圆柱度较差 ，在使用过程中瓦片受力不均匀 ，套简与胀轴同轴度很难保证 ，影响卷取质量 。
近年来 ，气胀轴 由于其使用方便、快捷 ，只需自备气源，而深受用户好评，气胀轴种类繁多 ，但原理相同。图2为气囊式胀轴结构 简图，工作时将套筒 2穿在胀轴 1上 ，用气枪通过胀轴两端的气嘴给气囊 4充气，气囊膨胀 ，压缩复位弹簧 5，推动胀键 6径 向外移顶紧套筒 2内壁，依靠摩擦力使套筒 2与胀轴 1同步转动，传递扭矩。拆卸套筒时用手按下气嘴上的滑动气芯放气 ，复位弹簧 5释放压力，
2．2 改进后机械胀轴的优点
(1)所有 T型外锥 ，用开槽套简隔离，沿导 向键同时移动 ，T型槽配合 ，胀键准确定位 ，同时胀缩 ，有效提高同心度 、圆柱度 ，提高卷取质量。
(2)螺纹传动胀紧力大，套筒不打滑 ，适用于大吨位钢套筒 、铝套筒。
(3)采用 l3。T型斜 面及螺纹传动具有 自锁功能 ，避免振动导致胀键收缩、套筒打滑。使胀键 6回复到原来位置 ，将套筒 2抽出，操作方便。收卷套筒为纸套筒，料卷轻时，适合用气胀轴，当料卷较重并使用钢套筒或铝套筒时 ，由于胀紧力不足 ，而出现套筒打滑现象 ，另外 当套筒部分覆盖键条时，胀紧过程中键条会发生倾斜如图3，胀键磨损大。
2 现有机械胀轴结构改进
2．1 对 机械胀 轴 的优化 改进机械胀轴设计必须满足 3个条件 ：第 1，直径在一 定范围内变化 ；第 2，胀 紧后套筒不 打滑 ；第 3，传递扭矩。结合现有机械胀轴和气胀轴在使用过程中的优点和缺陷，提出改进思路 ：基于气胀轴原理 ，将气囊变为机械式结构 ，直径变化依然采用斜面上升原理即水平方向移动一定距离 ，垂直方 向相应升高一 定距离。具体结构如图4，右旋六角锁母 11，通过螺纹传动使螺筒 9向左移动 ，带动隔离套 6和 T型外锥 5沿导向键 7向左移动 』，T型外锥 5与 T型内锥 8配合 ，使胀键 4沿径 向外移 ，胀紧套筒 ，键 1和左支撑套 2传递扭矩 ，收卷结束后 ，左旋六角锁母11，弹簧 3恢复力使隔离套 6和 T型外锥 5右移 ，胀键 4沿径向下移 ，拆卸套筒 ，胀缩量有效控制 ，套筒尺寸发生变化后 ，更改相应结构尺寸 ，并进行强度校核，即可满足使用 。
(4)采用 T型内外锥配合 ，避免套筒部分覆盖胀键 ，受力不均而倾斜。
(5)相邻两 T型外锥 ，内孔键槽错 开 30。，胀键径向交错分布 ，有效提高接触面积，减小套筒变形 。
(6)胀缩量大 ，结构紧凑，可满足不同尺寸规格的套筒 。
为翼盒段有限元模型的最大位移或转角减去不同方法的最大位移或转角然后除以翼盒段有限元模型的最大位移或转角后的绝对值。
从图 9、图 1O和表 1中的数据可 以看出 ：用笔者 中方法计算出的刚度数据所生成的工程梁有限元模型与由真实机翼翼盒所构建的有限元模型在相同载荷作用下的挠度(垂 向位移 )和转角吻合较好 (垂向位 移 的最 大误 差 为 3．50％ ，转 角 最 大误 差 为
8．01％ )。而由文献 [1]中方法计算 出的刚度数据所生成的工程梁有限元模型与由真实机翼翼盒所构建的有限元模型在相同载荷作用下的挠度(垂向位移)和转 角 的误 差 较 大 (垂 向位 移 最 大 误 差 为20．00％，转角最大误差为 13．19％ )。分析计算结果表明 ：笔者所提出的刚度计算方法对机翼弯曲刚度和扭转刚度的计算精度均有所提高 ，并 以弯曲刚度计算精度的提高尤为明显 。
4 结 论
(1)推导提出了在机翼全局坐标系下考虑机翼扭转角 、上倾角和后掠角计算大展弦比复杂机翼 刚度的方法 ，并对该方法的推导过程做了详细的说明。
(2)以机翼全局坐标系作为刚度计算的主坐标系 ，使刚度计算在概念上更为清晰 ，对扭转角、上倾角和后掠角的综合考虑使刚度计算分析在理论上更具合理性。
(3)以某大展弦比复杂机翼刚度计算为例，应用笔者 中的方法和文献[1]中的方法分别对该机翼的刚度进行计算 ，结果表明笔者 中所推导的方法较文献[1]中所述的方法对机翼弯 曲刚度和扭转刚度的计算精度均有提高，以弯曲刚度的提高尤为明显。