CN111366043A - 适用于释放热应力的弹翼连接结构 - Google Patents
适用于释放热应力的弹翼连接结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111366043A CN111366043A CN202010207914.0A CN202010207914A CN111366043A CN 111366043 A CN111366043 A CN 111366043A CN 202010207914 A CN202010207914 A CN 202010207914A CN 111366043 A CN111366043 A CN 111366043A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- missile
- hole
- missile wing
- wing
- positioning hole
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 title claims abstract description 29
- 230000035882 stress Effects 0.000 claims abstract description 25
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims description 10
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 claims description 10
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 7
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims description 6
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 claims description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 abstract description 5
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 7
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 1
- 210000003734 kidney Anatomy 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 238000004080 punching Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/04—Stabilising arrangements using fixed fins
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
本发明提供了一种适用于释放热应力的弹翼连接结构，包括弹翼、弹体接头和紧固件，弹翼的底部设有安装槽，侧壁设有安装孔，安装孔分为释放应力孔和定位孔，弹体接头通过安装槽与弹翼连接，紧固件穿过定位孔和释放应力孔将弹体接头与弹翼的底部固定；释放应力孔包括分别位于安装槽两侧边且同心设置的第一腰型孔和第二腰型孔；定位孔包括分别位于安装槽两侧边且同心设置的第一定位孔和第二定位孔。本发明的弹翼连接结构，采用螺钉和腰形螺母连接结构，在极小展弦比弹翼沿纵向变形较大的情况下，可以实现弹翼和弹体接头间在热膨胀情况下产生相对位移，以此来达到释放连接处的热应力，同时弹体由于内压或气动热产生伸长变形的应力也可以释放。
Description
技术领域
本发明涉及战术防空导弹结构设计技术领域，具体地，涉及一种适用于释放热应力的弹翼连接结构，尤其是一种可释放热应力的极小展弦比弹翼与弹体之间的连接结构。
背景技术
目前，国内外弹翼通常采用榫槽式接头连接形式，常规弹翼弦长较短，气动加热影响下变形较小。螺纹孔直接加工在弹翼翼面一侧，在与弹身连接时直接固连，但这种连接方式仅考虑了弹翼的连接强度，没有热应力释放结构；同时由于弹翼需经常性拆装，弹翼上螺纹孔直径较小时，螺纹容易发生破坏，最终导致整个弹翼的报废。
经过对现有技术的检索，授权公告号为CN 202993998U的实用新型专利公开了一种弹翼连接耳槽与弹身融合结构，该融合结构将弹翼连接耳槽与弹身设计融合成一体，选用合适的铝型材，弹身与耳槽经数控加工直接完成。但是该连接结构，没有考虑到弹翼在热影响下会热应力释放的情况。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于释放热应力的弹翼连接结构。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
适用于释放热应力的弹翼连接结构，包括弹翼、弹体接头和紧固件，所述弹翼的底部设有安装槽，侧壁设有安装孔，所述安装孔分为释放应力孔和定位孔，所述弹体接头通过安装槽与所述弹翼连接，所述紧固件穿过定位孔和释放应力孔将所述弹体接头与所述弹翼的底部固定；所述释放应力孔包括分别位于安装槽两侧边的第一腰型孔和第二腰型孔；所述第一腰型孔和第二腰型孔同心设置；所述定位孔包括分别位于安装槽两侧边的第一定位孔和第二定位孔，所述第一定位孔和第二定位孔同心设置。
优选地，所述紧固件包括相互配合的第一部件和第二部件；安装在释放应力孔中的所述第一部件穿过第一腰型孔、所述弹体接头和第二腰型孔，并与位于所述第二腰型孔中的第二部件紧固连接；安装在定位孔中的所述第一部件穿过第一定位孔、所述弹体接头和第二定位孔，并与位于所述第二定位孔中的第二部件紧固连接。
优选地，所述第一腰型孔与所述第一部件的头部之间留有间隙；所述第二腰型孔与所述第二部件之间留有间隙；所述第一定位孔与所述第一部件的头部尺寸一致并紧密配合；所述第二定位孔的外形尺寸与所述第二部件的尺寸一致。
优选地，所述间隙采用耐高温腻子D03填缝。
优选地，所述弹体接头采用倒“T”型结构，所述第一部件和第二部件均不突出弹翼表面。
优选地，所述第一部件为螺钉，所述第二部件为与所述螺钉配合的螺母。
优选地，所述螺钉的头部为圆柱头，中间为圆柱段，另一端为细牙螺纹，所述螺钉的细牙螺纹上涂有可拆卸防松胶。
优选地，所述弹翼的底部设有多个安装槽和多个弹体接头，位于弹翼底部中间的安装槽上设有一个定位孔，其余的安装孔均为释放应力孔。当弹翼气动加热情况下发生变形情况下，可以实现弹翼和弹体接头间在热膨胀情况下产生相对位移，以此来达到释放连接处的热应力。
优选地，相邻的所述安装槽之间的中心距均不相同。
优选地，所述弹翼底部安装槽的两侧开设减重槽。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明的弹翼连接结构，弹翼的安装槽上设计了一个定位孔，其余均为腰形孔，腰形孔用于释放翼面变形产生的热应力，同时弹体伸长变形产生的应力也可以释放。
2、本发明的弹翼连接结构，安装槽上安装孔之间的中心距设计成不同值，可实现弹翼防差错安装，确保弹翼具备防差错功能。
3、本发明的弹翼连接结构，弹翼根部安装槽两侧开减重槽，在满足弹翼强度要求下，进一步减轻了弹翼重量。
4、本发明的弹翼连接结构，弹体接头采用倒“T”型结构，同时螺钉和腰形螺母不突出弹翼表面，最大程度上减小了弹翼的截面面积，同时维持了弹翼气动面的平整，即减小弹翼的气动阻力。
5、本发明的弹翼连接结构，采用螺钉和腰形螺母连接结构，在极小展弦比弹翼沿纵向变形较大的情况下，可以实现弹翼和弹体接头间在热膨胀情况下产生相对位移，以此来达到释放连接处的热应力，同时弹体由于内压或气动热产生伸长变形的应力也可以释放。
6、本发明的弹翼连接结构，阻止了因气动加热严酷导致热应力过大，弹翼与弹体之间连接结构发生破坏的严重后果；同时保证了弹翼与弹体的连接刚度和连接强度，加工和装配简单，连接可靠。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明弹翼连接结构的主视图；
图2为图1的局部放大图；
图3为本发明弹翼连接结构的后视图；
图4为图3的局部放大图；
图5为本发明弹翼连接结构的爆炸图；
图6为本发明弹翼连接结构的截面图；
图7为本发明弹翼的主视图；
图8为图7的局部放大图；
图9为本发明弹翼的后视图；
图10为图9的局部放大图；
图11为本发明弹翼的根部结构示意图；
图12为本发明弹体接头的主视图；
图13为图12的A-A向剖视图；
图14为本发明螺钉的主视图；
图15为本发明螺钉的侧视图；
图16为本发明腰形螺母的主视图；
图17为图16的A-A向剖视图；
图18为本发明弹体接头在弹体上的布局示意图；
图19为图18的A向视图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
如图1至图17所示，本实施例中涉及的是，极小展弦比弹翼与弹体接头通过多组螺钉、腰形螺母组件连接。
一种适用于释放热应力的弹翼连接结构，包括弹翼1、弹体接头2和紧固件3，弹翼1的底部设有安装槽11，弹体接头2通过安装槽11与弹翼1连接，安装槽11的侧壁设有安装孔，安装孔分为释放应力孔4和定位孔5，释放应力孔4包括分别位于安装槽11两侧边的第一腰型孔41和第二腰型孔42；第一腰型孔41和第二腰型孔42同心设置；定位孔5包括分别位于安装槽11两侧边的第一定位孔51和第二定位孔52，第一定位孔51和第二定位孔52同心设置。
紧固件3包括相互配合的第一部件和第二部件；第一部件为螺钉31，第二部件为与螺钉配合的螺母32。螺钉和螺母采用不同种牌号的高强钢，(螺钉选用强度较高的05Cr17Ni4Cu4Nb，螺母选用4Cr13)，以免安装时发生相互咬死而无法拆卸的后果。安装在释放应力孔4中的第一部件螺钉31穿过第一腰型孔41、弹体接头2和第二腰型孔42，并和位于第二腰型孔42中的第二部件螺母32紧固连接；安装在定位孔5中的第一部件螺钉31穿过第一定位孔51、弹体接头2和第二定位孔52，并与位于第二定位孔52中的第二部件螺母32紧固连接。
第一腰型孔41与螺钉31的头部之间留有间隙；第二腰型孔42与螺母32之间留有间隙，间隙采用耐高温腻子D03填缝；第一定位孔51与螺钉31的头部尺寸一致并紧密配合；第二定位孔52的外形尺寸与螺母32的尺寸一致起定位作用。在本实施例中，第一定位孔51为圆形沉孔，第二定位孔52为腰形沉孔，螺母32采用内圆外腰结构外形，螺钉穿过圆形沉孔后与螺母32的内圆结构321配合。采用具有外腰形结构322的腰形螺母后可与腰形沉孔有两个平面约束，无需对螺母施加任何外力，只需转动螺钉，就能完成该连接接口的安装。采用专用方头工装和10N.m拧紧力矩定力安装，可实现弹翼在确定的预紧力条件下的变形。本发明采用螺钉和腰形螺母连接结构，在极小展弦比弹翼沿纵向变形较大的情况下，可以实现弹翼和弹体接头间在热膨胀情况下产生相对位移，以此来达到释放连接处的热应力，同时弹体由于内压或气动热产生伸长变形的应力也可以释放。
螺钉31采用内四方圆头螺钉结构，四方孔可先采用钻头加工出圆形底孔，再采用电火花或冲孔加工。螺钉31的头部为圆柱头311，内开四方孔，中间为圆柱段312，另一端为细牙螺纹313，起到一定的自锁功能。螺钉的细牙螺纹上涂有可拆卸防松胶(例如铁锚322厌氧胶)，螺钉头和弹翼正面沉头孔、螺母和弹翼背面沉头孔之间的间隙，采用耐高温腻子D03填缝，当拆卸次数较多，螺纹发生变形情况下，只需将填缝胶清理干净，更改螺钉螺母组件，不影响弹体接头和弹翼的重复使用，维护成本很低。
本实施例中，弹翼1的底部设有三个安装槽11和三个弹体接头2连接，位于中间的安装槽11设有一个定位孔5和一个释放应力孔4，其他两个安装槽11上均设置两个释放应力孔4。释放应力孔4由同心设置的第一腰型孔41和第二腰型孔42组成，腰形孔可用于释放翼面变形产生的热应力，同时弹体伸长变形产生的应力也可以释放。
三个安装槽11之间的中心距设计成不同值，例如中间的安装槽与左右两侧的安装槽之间的槽间距分别为L1和L2，L1和L2的数值不能相等，可实现弹翼防差错安装，确保弹翼具备防差错功能。
弹体接头2采用焊接或其它连接形式与弹体固连，弹体接头2采用倒“T”型结构，每个接头上设计了两个圆孔21用于螺钉穿过，同时，螺钉31和螺母32的端部位于安装孔中，均不突出弹翼表面，最大程度上减小了弹翼的截面面积，同时维持了弹翼气动面的平整，即减小弹翼的气动阻力。
为了在满足弹翼强度要求下，进一步减轻弹翼重量，弹翼1底部安装槽11的两侧开设减重槽12。
为了降低翼面在气动加热条件下的金属基体的温度，减小弹翼的热变形，可以在弹翼外表面喷涂防热涂层或套接防热套。
本发明中，弹翼与弹体接头通过安装槽套接，再采用螺钉螺母组件连接，当弹翼翼面受到气动热产生变形后，螺钉、螺母和弹体接头三者相对静止，但翼面可沿纵向移动。由于弹翼中间定位孔设计为圆孔，中间处无法相对运动；而其它腰形孔位置，由于预留了一定的间隙，弹翼除定位孔处不动外，其它翼面可以往前、后两端伸长，弹翼上连接处产生的热应力得以释放。
实施例2
如图18和图19所示，将本发明的连接结构运用到弹体6上，在弹体上焊接或机械连接弹体接头，弹体接头2为倒“T”型结构，弹翼套接在弹体接头上，同时螺钉和腰形螺母均在翼面截面内，该结构最大程度上减小了弹翼的截面面积，同时维持了弹翼气动面的平整，即减小弹翼的气动阻力。每个弹体截面上焊接四个，每两个之间呈90°布置，焊接若干排接头，每个接头上加工有两个光孔，用于穿螺钉用。
本发明中弹翼连接结构的安装顺序如下：
a)弹翼外表面喷涂防热涂层或套接防热套，降低弹翼翼面在气动加热条件下金属基体的温度，减小弹翼的热变形；
b)将弹翼1插在弹体接头2底部的安装槽中，前后移动弹翼，将弹翼上的定位孔与弹体接头上对应的光孔(即圆孔21)对齐，完成弹翼与弹体接头的套接；由于每组安装槽上的安装孔间距不等，可实现弹翼防差错安装；
c)弹翼正面放入螺钉，在螺钉的细牙螺纹上涂可拆卸防松胶(例：铁锚322厌氧胶)，同时在弹翼背面放入螺母，采用专用方头工装和10N.m拧紧力矩定力，对螺钉实施拧紧；同理，依次安装剩余的螺钉螺母；
d)螺钉和螺母不能采用同种牌号的高强钢(螺钉选用强度较高的05Cr17Ni4Cu4Nb，螺母选用4Cr13)，以免安装时发生相互咬死而无法拆卸的后果；
e)对螺钉头和弹翼正面沉头孔(即第一腰型孔)、螺母和弹翼背面沉头孔(即第二腰型孔)之间的间隙，采用耐高温腻子D03填缝，该腻子固化后为弹性特性，在弹翼受热发生位移时，容易同步变形，不会产生附加的应力；
f)当拆卸次数较多，螺纹发生变形情况下，只需将填缝的腻子D03清理干净，同时更换螺钉螺母零件，继续按上面步骤执行，弹翼仍可继续使用。
本发明中，弹翼通过榫槽结构与弹体接头套接，再通过多组螺钉和腰形螺母固定成一个整体。在导弹高速飞行过程中，弹翼在受到气动加热情况下，翼面产生往外的膨胀力，当膨胀力克服掉螺钉、腰形螺母和弹翼安装孔之间的摩擦力时，弹翼与弹体接头间将产生位移，以此来释放气动加热产生的热应力，本发明可以提高弹翼的承载能力，并且加工和装配简单，连接可靠。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，包括弹翼(1)、弹体接头(2)和紧固件(3)，所述弹翼(1)的底部设有安装槽(11)，侧壁设有安装孔，所述安装孔分为释放应力孔(4)和定位孔(5)，所述弹体接头(2)通过安装槽(11)与所述弹翼(1)连接，所述紧固件(3)穿过定位孔(5)和释放应力孔(4)将所述弹体接头(2)与所述弹翼(1)的底部固定；
所述释放应力孔(4)包括分别位于安装槽(11)两侧边的第一腰型孔(41)和第二腰型孔(42)；所述第一腰型孔(41)和第二腰型孔(42)同心设置；所述定位孔(5)包括分别位于安装槽(11)两侧边的第一定位孔(51)和第二定位孔(52)，所述第一定位孔(51)和第二定位孔(52)同心设置。
2.根据权利要求1所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述紧固件(3)包括相互配合的第一部件和第二部件；
安装在释放应力孔(4)中的所述第一部件穿过第一腰型孔(41)、所述弹体接头(2)和第二腰型孔(42)，并与位于所述第二腰型孔(42)中的第二部件紧固连接；
安装在定位孔(5)中的所述第一部件穿过第一定位孔(51)、所述弹体接头(2)和第二定位孔(52)，并与位于所述第二定位孔(52)中的第二部件紧固连接。
3.根据权利要求2所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述第一腰型孔(41)与所述第一部件的头部之间留有间隙；所述第二腰型孔(42)与所述第二部件之间留有间隙；所述第一定位孔(51)与所述第一部件的头部尺寸一致并紧密配合；所述第二定位孔(52)的外形尺寸与所述第二部件的尺寸一致。
4.根据权利要求3所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述间隙采用耐高温腻子D03填缝。
5.根据权利要求2或3所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述弹体接头(2)采用倒“T”型结构，所述第一部件和第二部件均不突出弹翼表面。
6.根据权利要求2或3所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述第一部件为螺钉(31)，所述第二部件为与所述螺钉配合的螺母(32)。
7.根据权利要求6所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述螺钉(31)的头部为圆柱头，中间为圆柱段，另一端为细牙螺纹，所述螺钉的细牙螺纹上涂有可拆卸防松胶。
8.根据权利要求1所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述弹翼(1)的底部设有多个安装槽(11)和多个弹体接头(2)，位于弹翼(1)底部中间的安装槽(11)上设有一个定位孔(5)，其余的安装孔均为释放应力孔(4)。
9.根据权利要求8所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，相邻的所述安装槽(11)之间的中心距均不相同。
10.根据权利要求1所述的适用于释放热应力的弹翼连接结构，其特征在于，所述弹翼(1)底部安装槽(11)的两侧开设减重槽(12)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010207914.0A CN111366043A (zh) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | 适用于释放热应力的弹翼连接结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010207914.0A CN111366043A (zh) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | 适用于释放热应力的弹翼连接结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111366043A true CN111366043A (zh) | 2020-07-03 |
Family
ID=71204573
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010207914.0A Pending CN111366043A (zh) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | 适用于释放热应力的弹翼连接结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111366043A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113509894A (zh) * | 2021-07-22 | 2021-10-19 | 中冶赛迪工程技术股份有限公司 | 移动床气固径向反应器 |
| CN113899252A (zh) * | 2021-10-21 | 2022-01-07 | 上海机电工程研究所 | 用于弹翼与弹体间的连接装置及导弹 |
Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4390153A (en) * | 1979-08-11 | 1983-06-28 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung | Apparatus for securing a wing to the body of a craft |
| US20070098554A1 (en) * | 2005-10-26 | 2007-05-03 | Lorin De La Grandmaison Franco | Rotorcraft blade provided with a tiltable flap and a fastener tongue |
| CN102140941A (zh) * | 2011-03-31 | 2011-08-03 | 重庆长安汽车股份有限公司 | 一种能防止错装的发动机凸轮轴轴承盖 |
| CN102359185A (zh) * | 2011-08-08 | 2012-02-22 | 中国舰船研究设计中心 | 一种大型钢结构构件与混凝土构件的连接结构及施工方法 |
| CN202434962U (zh) * | 2012-01-11 | 2012-09-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器外壁电缆罩 |
| CN202510498U (zh) * | 2012-04-28 | 2012-10-31 | 宁波市鄞州剑均机械科技有限公司 | 一种腰形组合螺柱 |
| US20180279786A1 (en) * | 2017-04-04 | 2018-10-04 | Daniel Paul Chairs, Llc | Non-Rotating T-Nut and Screw Catch for Use in a Chair Panel and Method for Using the Same |
| CN208249427U (zh) * | 2018-05-10 | 2018-12-18 | 宁波协源光电科技股份有限公司 | 卷盘的安装结构 |
| CN208963299U (zh) * | 2018-10-26 | 2019-06-11 | 山西恒赫贸易有限责任公司 | 一种无人机机翼快速拆装结构 |
| CN109881861A (zh) * | 2019-04-09 | 2019-06-14 | 河北新仟瑞新型建材有限公司 | 一种板材连接结构 |
| CN209043131U (zh) * | 2018-08-31 | 2019-06-28 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可快速装配弹翼连接结构 |
| CN209800513U (zh) * | 2019-04-15 | 2019-12-17 | 珠海广通汽车有限公司 | 一种设备固定装置 |
| CN110697018A (zh) * | 2019-10-23 | 2020-01-17 | 彩虹无人机科技有限公司 | 一种无人机机翼与机身连接装置 |
-
2020
- 2020-03-23 CN CN202010207914.0A patent/CN111366043A/zh active Pending
Patent Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4390153A (en) * | 1979-08-11 | 1983-06-28 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung | Apparatus for securing a wing to the body of a craft |
| US20070098554A1 (en) * | 2005-10-26 | 2007-05-03 | Lorin De La Grandmaison Franco | Rotorcraft blade provided with a tiltable flap and a fastener tongue |
| CN102140941A (zh) * | 2011-03-31 | 2011-08-03 | 重庆长安汽车股份有限公司 | 一种能防止错装的发动机凸轮轴轴承盖 |
| CN102359185A (zh) * | 2011-08-08 | 2012-02-22 | 中国舰船研究设计中心 | 一种大型钢结构构件与混凝土构件的连接结构及施工方法 |
| CN202434962U (zh) * | 2012-01-11 | 2012-09-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器外壁电缆罩 |
| CN202510498U (zh) * | 2012-04-28 | 2012-10-31 | 宁波市鄞州剑均机械科技有限公司 | 一种腰形组合螺柱 |
| US20180279786A1 (en) * | 2017-04-04 | 2018-10-04 | Daniel Paul Chairs, Llc | Non-Rotating T-Nut and Screw Catch for Use in a Chair Panel and Method for Using the Same |
| CN208249427U (zh) * | 2018-05-10 | 2018-12-18 | 宁波协源光电科技股份有限公司 | 卷盘的安装结构 |
| CN209043131U (zh) * | 2018-08-31 | 2019-06-28 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可快速装配弹翼连接结构 |
| CN208963299U (zh) * | 2018-10-26 | 2019-06-11 | 山西恒赫贸易有限责任公司 | 一种无人机机翼快速拆装结构 |
| CN109881861A (zh) * | 2019-04-09 | 2019-06-14 | 河北新仟瑞新型建材有限公司 | 一种板材连接结构 |
| CN209800513U (zh) * | 2019-04-15 | 2019-12-17 | 珠海广通汽车有限公司 | 一种设备固定装置 |
| CN110697018A (zh) * | 2019-10-23 | 2020-01-17 | 彩虹无人机科技有限公司 | 一种无人机机翼与机身连接装置 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113509894A (zh) * | 2021-07-22 | 2021-10-19 | 中冶赛迪工程技术股份有限公司 | 移动床气固径向反应器 |
| CN113899252A (zh) * | 2021-10-21 | 2022-01-07 | 上海机电工程研究所 | 用于弹翼与弹体间的连接装置及导弹 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3364050B1 (en) | Tapered lead-in for interference fit fasteners | |
| CN111366043A (zh) | 适用于释放热应力的弹翼连接结构 | |
| EP3364049B1 (en) | Radiused lead-in for interference fit fasteners | |
| US7878748B2 (en) | Threaded fasteners with ribbed shanks | |
| WO2014200843A1 (en) | One-piece self locking nut | |
| CN106351936A (zh) | 轴向压紧式防松紧固装置 | |
| US10520002B2 (en) | Barrel nut with stress reduction features | |
| US20220001973A1 (en) | Fastening system for aircraft structures | |
| US20080145185A1 (en) | Two piece, free running, prevailing torque nut | |
| CN106015262A (zh) | 一种电动汽车全铝白车身用压铆螺母结构 | |
| CN113107951B (zh) | 一种螺栓连接螺母防松结构 | |
| CN214578213U (zh) | 一种耐高温的高强度螺栓 | |
| CN113606236A (zh) | 一种具有优异锁紧性能的新型托板自锁螺母 | |
| CN105508371A (zh) | 一种带衬套的可控螺纹抽钉 | |
| CN109236831B (zh) | 一种带过渡区的螺栓及其过渡结构 | |
| CN220980081U (zh) | 一种内铆式螺纹钉 | |
| CN212985750U (zh) | 空心螺钉 | |
| CN214950822U (zh) | 一种用于换热器的锁紧螺母接管结构 | |
| CN216044942U (zh) | 一种与半沉头铆钉配套使用的新型垫圈 | |
| CN219691875U (zh) | 一种油缸活塞径向偏心锁紧螺钉防松结构 | |
| CN109306999A (zh) | 一种发动机结构用高强度自锁螺母 | |
| JPS59113312A (ja) | ねじ緊締具の製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20200703 |