KR20130077233A - Stud bolt assembly for airplane fuselage clearance control - Google Patents

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KR20130077233A KR1020110145829A KR20110145829A KR20130077233A KR 20130077233 A KR20130077233 A KR 20130077233A KR 1020110145829 A KR1020110145829 A KR 1020110145829A KR 20110145829 A KR20110145829 A KR 20110145829A KR 20130077233 A KR20130077233 A KR 20130077233A
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Abstract

PURPOSE: A stud bold assembly for adjusting the gap of an aircraft body is provided to uniformly adjust the assembly gap between the body and a radome which is coupled to the body so that an aircraft radar is protected from a strong wind pressure. CONSTITUTION: A stud bold assembly for adjusting the gap of an aircraft body (D) includes a flange (110), a stud bolt (120), a fixing screw (140), and a fixing nut (130). The flange is placed inside a radome (R). One side of the stud bolt is inserted into the coupling hole (111) of the flange, and has a guide hole. The fixing screw penetrates the part of the flange different from the coupling hole, is inserted into the guide hole, and fixes the stud bolt to the flange. The fixing nut is placed at the other side of the stud bolt, and fixes the stud bolt to the body.

Description

항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리{STUD BOLT ASSEMBLY FOR AIRPLANE FUSELAGE CLEARANCE CONTROL} 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.The present invention relates to a stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage, and more particularly, the radar of the aircraft is mounted on the front of the fuselage and a radom (radome) covering the assembly is assembled with the aircraft fuselage, so that the assembly gap between the radome and the fuselage is easy. A stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage to be adjustable.

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.Radomes are now installed worldwide to protect the antennas of aircraft's weather radar, dope radar and enemy search radars from strong wind pressure. In general, the radome is installed in front of the cockpit of the aircraft fuselage, and when assembling the radome and the aircraft fuselage, bolts and washers are used to adjust the assembly gap between the two structures. However, the gap can be adjusted only by bolts and washers, but after manufacturing each part, it is not always easy to apply an equal washer due to tolerances on the finished product. It is inconvenient to change the thickness of the washer to narrow the clearance after checking the clearance between the radome and the fuselage by coupling between the bolt head step and the aircraft fuselage. In addition, when checking and replacing the radar of the aircraft, when the radar is removed from the fuselage in the process of removing and reassembling the radar, the uniform washer must be reassembled. There was a difficult problem to do.

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.In order to solve the above problems, an object of the present invention is to combine the bolt head step portion and the aircraft fuselage to check the clearance of the radome and the fuselage to adjust the gap generated after the assembly between the radome and the fuselage of the aircraft washer to narrow the clearance As a problem arises that the thickness of the need to be changed, to solve the problem of adjusting the gap by using the washer to check the play time and the play again for a long time to provide a stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage gap.

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.In order to achieve the above object, the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly according to the present invention is inserted into the flange and the coupling hole of the flange disposed inside the aircraft radome, and has a guide ball on one side of the coupling hole is inserted The stud bolt penetrates a part of a flange different from the stud bolt and the coupling hole and is inserted into the guide hole, and is disposed on the other side of the stud bolt inserted into the aircraft fuselage and a fixing screw for fixing the stud bolt to the flange. And a fixing nut for fixing to the aircraft fuselage, the insertion length of the stud bolts for the coupling holes of the stud bolts upon insertion of the stud bolts and the coupling holes to adjust the gap between the aircraft radome and the aircraft fuselage. So that the guide ball can be adjusted along the insertion direction Characterized in that the size is larger than the tip of the fixing screw.

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.In addition, the stud bolt assembly for adjusting the aircraft body clearance according to the present invention, the stud bolt includes a first screw portion that can be coupled to the flange on the one side and a second screw portion for coupling the fixing nut to the other side, The fixing nut has a plurality of locking jaws arranged at regular intervals, and further includes a fixing pin penetrating the second threaded portion between the locking jaws to prevent loosening of the fixing nut.

또한, 본 발명에 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리는, 상기 항공기 동체와 상기 고정 너트 사이에 개재되는 와셔를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly according to the invention, characterized in that it further comprises a washer interposed between the aircraft body and the fixing nut.

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.In addition, the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly according to the present invention, is formed between the one side and the other side of the stud bolt, when the stud bolt is fixed in position in the coupling hole, the step portion in contact with the aircraft body further It is characterized by including.

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. According to the present invention, the radome may be coupled to the aircraft fuselage so as to protect the aircraft radar by strong wind pressure or the like, and uniformly install an assembly gap between the two structures. In addition, when checking and replacing the radar of the aircraft, after replacing the radar in the process of removing the radome from the fuselage, and after the radome is coupled to the aircraft fuselage, the assembly of the aircraft fuselage while maintaining the structural rigidity of the radome with respect to the flying load There is an effect that can easily reduce the gap.

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.1 is a view schematically showing a state of use of the stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage gap according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a perspective view showing the entire assembled state of the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly according to an embodiment of the present invention.
Figure 3 is a perspective view showing an exploded state of the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly for Figure 2;
Figure 4 is a cross-sectional view showing the assembly process of the aircraft body clearance adjustment stud bolt assembly according to the present invention.

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.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings and the following description. However, the present invention is not limited to the embodiments described herein but may be embodied in other forms. Rather, the embodiments disclosed herein are provided so that the disclosure can be thorough and complete, and will fully convey the scope of the invention to those skilled in the art. Like reference numerals designate like elements throughout the specification. It is to be understood that the terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention. In this specification, the singular forms also include the plural unless specifically stated otherwise in the text. As used herein, "comprises" and / or "comprising" refers to the presence of one or more other components, steps, operations and / or elements in which the stated components, steps, operations and / or elements are known. Or does not exclude additions.

이하, 도 1 내지 도 4를 참조하여, 본 발명의 실시예의 따른 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리에 대하여 설명하기로 한다. Hereinafter, with reference to FIGS. 1 to 4, the stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage gap according to an embodiment of the present invention will be described.

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.1 is a view schematically showing a state of use of the aircraft fuselage gap adjustment stud bolt assembly according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is an overall assembled state of the aircraft fuselage gap adjustment stud bolt assembly according to an embodiment of the present invention. 3 is a perspective view showing an exploded state of the aircraft fuselage gap adjustment stud bolt assembly for Figure 2, Figure 4 is a cross-sectional view showing the assembly process of the aircraft fuselage gap adjustment stud bolt assembly according to the present invention. to be.

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. 1 to 4, the aircraft body clearance adjusting stud bolt assembly 100 of the present invention includes a flange 110, a stud bolt 120, a fixing nut 130, and a fixing screw 140.

일측에 레이돔(R)과 결합하는 항공기 동체(D)는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리(100)를 사용하여 조립된다.Aircraft body (D) coupled to the radome (R) on one side is assembled using a stud bolt assembly 100 for adjusting the aircraft body clearance.

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. The flange 110 is disposed inside the radome R so that the aircraft body D and the radome R may be coupled to each other. As shown in FIG. 4, the flange 110 has a coupling hole 111 to insert a stud bolt 120 having a guide hole 120a on one side thereof, and a coupling hole 111 of the flange 110. It includes a fixing hole (112a) that penetrates the portion of the flange (110) perpendicular to the vertical, and can fix the provided guide hole (120a) of the stud bolt (120).

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.Specifically, as shown in Figure 3, the stud bolt 120 having a guide ball (120a) of one side of the stud bolt 120, in order to adjust the assembly gap between the radome (R) and the aircraft body (D) As the first threaded portion 122 is rotated in the coupling hole 110a, the insertion length of the coupling hole 111 may be adjusted.

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. The stud bolt 120 has a first threaded portion 122 that can be coupled to the flange 110 on one side and a second threaded portion 123 that couples the fixing nut 130 to the other side, and a stepped portion that is in contact with the aircraft body D. (121). The stud bolt 120 is inserted into the coupling hole 111 of the flange 110 to adjust the assembly gap between the radome (R) and the aircraft body (D), the guide hole formed in the first thread (122) ( 120a is formed in a size larger than the distal end portion 141 of the fixing screw 140 according to the insertion direction of the first screw portion (122).

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.Specifically, as the first threaded portion 122 rotates, the guide hole 120a is positioned in the fixing hole 112a vertically penetrating the flange 110, and the stud bolt 120 is coupled to the coupling hole 110a. When the position is fixed to), the stepped portion 121 formed between the first threaded portion 122 and the second threaded portion 123 of the stud bolt 120 is in contact with the aircraft body (D). In addition, a washer (W) is interposed between the stepped portion 121 and the rear surface in contact with the aircraft body (D), the fixing nut having a plurality of locking projections (130a) disposed at regular intervals in the second screw portion (123). In order to prevent the fixing nut 130 from being loosened by fastening the 130 and forming a fixing hole 120b passing through the second threaded portion 123 between the locking projections 130a, the fixing nut 130 The fixing pin (P) is fixed between the locking jaws (130a) of the. Therefore, when checking and replacing the radar of the aircraft, after replacing the radar in the process of removing the radome (R) from the aircraft fuselage (D), the radome (R) structural rigidity of the radome (R) with respect to the flight load It is possible to easily reduce the assembly gap with the aircraft fuselage (D) while maintaining.

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.Although the embodiments of the present invention have been described above, various modifications may be made by those skilled in the art. Therefore, it should be understood that the present invention should not be construed as being limited to the above embodiments, but should be construed in accordance with the following claims.

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 동체100: assembly for blade articulated rotor hub 110: flange
111: coupling holes 112a, 120b: fixing holes
120: stud bolt 120a: guide ball
121: stepped portion 122: first screw portion
123: second screw portion 130: fixing nut
130a: locking jaws 140: fixing screw
141: tip W: washer
P: fixed pin R: radome
D: airplane fuselage

Claims (4)

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.A flange disposed inside the aircraft radome;
A stud bolt inserted into a coupling hole of the flange and having a guide ball on one side of the coupling hole;
A fixing screw penetrating a portion of the flange different from the coupling hole and inserted into the guide ball to fix the stud bolt to the flange; And
A fixing nut disposed on the other side of the stud bolt inserted into the aircraft fuselage and fixing the stud bolt to the aircraft fuselage,
In order to adjust the clearance between the aircraft radome and the aircraft fuselage, the guide ball is arranged along the insertion direction so that, when the stud bolt and the coupling hole are inserted, the insertion length of the stud bolt can be adjusted to the coupling hole. Stud bolt assembly for adjusting the aircraft fuselage clearance, which is larger than the tip of the set screw. 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.The method of claim 1,
The stud bolt includes a first screw portion that can be coupled to the flange on the one side and a second screw portion that couples the fixing nut to the other side,
The fixing nut has a plurality of locking jaws arranged at regular intervals, in order to prevent the loosening of the fixing nut, further comprising a fixing pin penetrating the second screw portion between the locking jaws for aircraft body clearance adjustment Stud bolt assembly. 제 1 항에 있어서,
상기 항공기 동체와 상기 고정 너트 사이에 개재되는 와셔를 더 포함하는 항공기 동체 간극조절용 스터드 볼트 어셈블리.The method of claim 1,
Stud bolt assembly for aircraft body clearance adjustment further comprises a washer interposed between the aircraft body and the fixing nut. 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.The method of claim 1,
Stud bolt assembly for adjusting the aircraft body clearance is formed between the one side and the other side of the stud bolt, when the stud bolt is fixed to the coupling hole in contact with the aircraft body.
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