KR101286234B1 - 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리 - Google Patents

항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리 Download PDF

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Abstract

본 발명의 목적은 항공기의 레이돔과 동체간의 조립 후 생기는 간극을 조절하기 위해 볼트 머리 단턱 부분과 항공기 동체 사이에 결합하여 레이돔과 동체의 유격을 확인한 후 유격을 좁히고자 와셔의 두께를 변경해야하는 문제점이 발생함에 따라, 장시간의 작업 시간과 다시 유격을 확인하며 와셔를 이용하여 간극을 조절해야 하는 문제점을 해결하고자 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리를 제공하는 것을 목적으로 한다.
항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 항공기 레이돔의 내측에 배치되는 플랜지와 상기 플랜지의 결합 홀에 삽입되고, 상기 결합 홀의 삽입되는 일측에 가이드 공을 구비하는 스터드 볼트와 상기 결합 홀과 다른 플랜지의 부분을 관통하고 상기 가이드 공에 삽입되어, 상기 스터드 볼트를 상기 플랜지에 고정시키는 고정 나사 및 항공기 동체에 삽입되는 상기 스터드 볼트의 타측에 배치되어, 상기 스터드 볼트를 상기 항공기 동체에 고정시키는 고정 너트를 포함하되, 상기 항공기 레이돔과 상기 항공기 동체 간의 간극을 조절하기 위해, 상기 스터드 볼트와 상기 결합 홀의 삽입시에, 상기 스터드 볼트의 상기 결합 홀에 대한 삽입 길이를 조절할 수 있도록, 상기 가이드 공은 삽입 방향을 따라 상기 고정 나사의 선단보다 큰 사이즈로 형성되는 것을 특징으로 한다.

Description

항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리{STUD BOLT ASSEMBLY FOR AIRPLANE FUSELAGE CLEARANCE CONTROL}
본 발명은 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기의 레이더가 동체 전단에 장착되어 이를 덮고 있는 레이돔(radome)이 항공기 동체와 조립된 후 레이돔과 동체 간의 조립 간극을 용이하게 조절될 수 있도록 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리에 관한 것이다.
현재 전 세계적으로 항공기의 기상용 레이더, 도프 레이더, 적 탐색용 레이더들의 안테나를 강한 풍압에서 보호하기 위하여 레이돔이 장착된다. 일반적으로 레이돔은 항공기 동체인 조종석 앞에 설치되고, 레이돔과 항공기 동체를 조립 할때, 양 구조물 간에 생기는 조립 간극을 조절하기 위해 볼트(bolt)와 와셔(washer)를 이용하였다. 그러나, 볼트와 와셔만으로 간극 조절이 가능하나, 각 부품을 제작한후, 완성품에 대한 공차 등으로 인하여 항상 균등한 와셔가 적용되는 것이 쉽지 않았다. 볼트 머리 단턱 부분과 항공기 동체 사이에 결합하여 레이돔과 동체의 유격을 확인한 후 유격을 좁히고자 와셔의 두께를 변경해야하는 불편함이 있다. 또한, 항공기의 레이더를 점검 및 교체를 할 때에, 레이돔을 동체에서 탈거 하는 과정에서 레이더를 교체한 후 재조립할 때에 다시 균등한 와셔를 재조립해야 하는데 있어서 장시간의 작업 시간과 다시 유격을 확인하며 조립해야하는 어려운 문제점이 있었다.
상기 문제점을 해결하기 위해, 본 발명의 목적은 항공기의 레이돔과 동체간의 조립 후 생기는 간극을 조절하기 위해 볼트 머리 단턱 부분과 항공기 동체 사이에 결합하여 레이돔과 동체의 유격을 확인한 후 유격을 좁히고자 와셔의 두께를 변경해야하는 문제점이 발생함에 따라, 장시간의 작업 시간과 다시 유격을 확인하며 와셔를 이용하여 간극을 조절해야 하는 문제점을 해결하고자 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 항공기 레이돔의 내측에 배치되는 플랜지와 상기 플랜지의 결합 홀에 삽입되고, 상기 결합 홀의 삽입되는 일측에 가이드 공을 구비하는 스터드 볼트와 상기 결합 홀과 다른 플랜지의 부분을 관통하고 상기 가이드 공에 삽입되어, 상기 스터드 볼트를 상기 플랜지에 고정시키는 고정 나사 및 항공기 동체에 삽입되는 상기 스터드 볼트의 타측에 배치되어, 상기 스터드 볼트를 상기 항공기 동체에 고정시키는 고정 너트를 포함하되, 상기 항공기 레이돔과 상기 항공기 동체 간의 간극을 조절하기 위해, 상기 스터드 볼트와 상기 결합 홀의 삽입시에, 상기 스터드 볼트의 상기 결합 홀에 대한 삽입 길이를 조절할 수 있도록, 상기 가이드 공은 삽입 방향을 따라 상기 고정 나사의 선단보다 큰 사이즈로 형성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 상기 스터드 볼트는 상기 일측에 상기 플랜지와 결합할 수 있는 제 1 나사부와 상기 타측에 상기 고정 너트를 결합하는 제 2 나사부를 포함하고, 상기 고정 너트는 일정한 간격으로 배치된 복수의 걸림턱들을 구비하며, 상기 고정 너트의 풀림을 방지하기 위해, 상기 걸림턱들 사이의 상기 제 2 나사부를 관통하는 고정 핀을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 상기 항공기 동체와 상기 고정 너트 사이에 개재되는 와셔를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 상기 스터드 볼트의 상기 일측과 상기 타측 사이에 형성되어, 상기 스터드 볼트가 상기 결합 홀에 위치 고정될 때, 상기 항공기 동체에 접하는 단턱부를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 의하면, 항공기 레이더를 강한 풍압 등에 의해 보호할 수 있도록 레이돔은 항공기 동체와 결합 되고, 양 구조물 간의 조립 간극을 균일하게 설치할 수 있다. 또한, 항공기의 레이더를 점검 및 교체를 할 때에, 레이돔을 동체에서 탈거 하는 과정에서 레이더를 교체한 후 레이돔이 항공기 동체에 결합 후, 비행 하중에 대해 레이돔의 구조적 강성을 유지하면서도 항공기 동체와의 조립 간극을 용이하게 줄일 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 사용상태를 개략적으로 도시한 도면.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 전체 조립된 상태를 도시한 사시도.
도 3은 도 2에 대한 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 분해한 상태를 도시한 사시도.
도 4는 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 조립과정을 나타내는 단면도.
이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성 요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성 요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
이하, 도 1 내지 도 4를 참조하여, 본 발명의 실시예의 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리에 대하여 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 사용상태를 개략적으로 도시한 도면이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 전체 조립된 상태를 도시한 사시도이고, 도 3은 도 2에 대한 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 분해한 상태를 도시한 사시도이며, 도 4는 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리의 조립과정을 나타내는 단면도이다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리(100)는 플랜지(110), 스터드 볼트(120), 고정 너트(130), 고정나사(140)를 포함한다.
일측에 레이돔(R)과 결합하는 항공기 동체(D)는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리(100)를 사용하여 조립된다.
플랜지(110)는 항공기 동체(D)와 레이돔(R)이 결합될 수 있도록 레이돔(R)의 내측에 배치된다. 플랜지(110)는 도 4에 도시된 바와 같이, 일측에 가이드 공(120a)을 구비하는 스터드 볼트(120)를 삽입할 수 있도록 결합 홀(111)을 갖고, 플랜지(110)의 결합 홀(111)과 수직으로 플랜지(110)의 부분을 관통하며, 스터드 볼트(120)의 구비된 가이드 공(120a)을 고정시킬 수 있는 고정 홀(112a)을 포함한다.
구체적으로 도 3에 도시된 바와 같이, 가이드 공(120a)을 구비한 스터드 볼트(120)가 레이돔(R)과 항공기 동체(D) 간의 조립 간극을 조절하기 위해, 스터드 볼트(120)의 일측의 제 1 나사부(122)가 결합 홀(110a)에 회전됨으로써, 결합 홀(111)에 대한 삽입 길이를 조절할 수 있다.
스터드 볼트(120)는 일측에 플랜지(110)와 결합할 수 있는 제 1 나사부(122)와 타측에 고정 너트(130)를 결합하는 제 2 나사부(123)와 항공기 동체(D)에 접하는 단턱부(121)를 구비한다. 스터드 볼트(120)는 레이돔(R)과 항공기 동체(D) 간의 조립 간극을 조절하기 위해, 플랜지(110)의 구성된 결합 홀(111)에 삽입되고, 제 1 나사부(122)에 형성된 가이드 공(120a)은 제 1 나사부(122)의 삽입방향에 따라 고정 나 사(140)의 선단부(141) 보다 큰 사이즈로 형성된다.
구체적으로 제 1 나사부(122)가 회전함에 따라, 가이드 공(120a)은 플랜지(110)를 부분을 수직으로 관통한 고정 홀(112a)에 위치되는 동시에, 스터드 볼트(120)가 결합 홀(110a)에 위치 고정될때, 스터드 볼트(120)의 제 1 나사부(122)와 제 2 나사부(123) 사이에 형성된 단턱부(121)는 항공기 동체(D)와 접하게 된다. 또한, 단턱부(121)와 항공기 동체(D)에 접하는 후면부에 와셔(W)가 개재되고, 제 2 나사부(123)에는 일정한 간격으로 배치된 복수의 걸림턱들(130a)을 구비하는 고정 너트(130)를 체결하고, 걸림턱들(130a) 사이에 제 2 나사부(123)를 관통하는 고정 홀(120b)을 형성함으로써, 고정 너트(130)가 풀리는 것을 방지하기 위해, 고정 너트(130)의 걸림턱들(130a) 사이에 고정 핀(P)을 고정 시킨다. 따라서, 항공기의 레이더를 점검 및 교체를 할 때에, 레이돔(R)을 항공기 동체(D)에서 탈거 하는 과정에서 레이더를 교체한 후, 레이돔(R)이 비행 하중에 대해 레이돔(R)의 구조적 강성을 유지하면서도 항공기 동체(D)와의 조립 간극을 용이하게 줄일 수 있다.
이상에서는 본 발명의 실시예를 예로 들어 설명하였지만, 당업자의 수준에서 다양한 변경이 가능하다. 따라서, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되어 해석되어서는 안되며, 이하에 기재된 특허청구범위에 의해 해석되어야 함이 자명하다.
100 : 블레이드 관절형 로터 허브용 어셈블리 110 : 플랜지
111 : 결합 홀 112a, 120b : 고정 홀
120 : 스터드 볼트 120a : 가이드 공
121 : 단턱부 122 : 제 1 나사부
123 : 제 2 나사부 130 : 고정 너트
130a : 걸림턱들 140 : 고정 나사
141 : 선단부 W : 와셔
P : 고정 핀 R : 레이돔
D : 비행기 동체

Claims (4)

  1. 항공기 레이돔의 내측에 배치되는 플랜지;
    상기 플랜지의 결합 홀에 삽입되고, 상기 결합 홀의 삽입되는 일측에 가이드 공을 구비하는 스터드 볼트;
    상기 결합 홀과 다른 플랜지의 부분을 관통하고 상기 가이드 공에 삽입되어, 상기 스터드 볼트를 상기 플랜지에 고정시키는 고정 나사; 및
    항공기 동체에 삽입되는 상기 스터드 볼트의 타측에 배치되어, 상기 스터드 볼트를 상기 항공기 동체에 고정시키는 고정 너트를 포함하되,
    상기 항공기 레이돔과 상기 항공기 동체 간의 간극을 조절하기 위해, 상기 스터드 볼트와 상기 결합 홀의 삽입시에, 상기 스터드 볼트의 상기 결합 홀에 대한 삽입 길이를 조절할 수 있도록, 상기 가이드 공은 삽입 방향을 따라 상기 고정 나사의 선단보다 큰 사이즈로 형성되는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 스터드 볼트는 상기 일측에 상기 플랜지와 결합할 수 있는 제 1 나사부와 상기 타측에 상기 고정 너트를 결합하는 제 2 나사부를 포함하고,
    상기 고정 너트는 일정한 간격으로 배치된 복수의 걸림턱들을 구비하며, 상기 고정 너트의 풀림을 방지하기 위해, 상기 걸림턱들 사이의 상기 제 2 나사부를 관통하는 고정 핀을 더 포함하는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기 동체와 상기 고정 너트 사이에 개재되는 와셔를 더 포함하는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 스터드 볼트의 상기 일측과 상기 타측 사이에 형성되어, 상기 스터드 볼트가 상기 결합 홀에 위치 고정될 때, 상기 항공기 동체에 접하는 단턱부를 더 포함하는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리.
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