RU2564598C1

RU2564598C1 - Make-and-break joint between aircraft airframe compartments

Info

Publication number: RU2564598C1
Application number: RU2014134121/12A
Authority: RU
Inventors: Геннадий Давыдович Зарюгин; Сергей Борисович Воробьев; Виктор Васильевич Платонов; Михаил Юрьевич Русин
Original assignee: Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority date: 2014-08-19
Filing date: 2014-08-19
Publication date: 2015-10-10

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: claimed joint comprises two butt-jointed retainers of threaded joints and seal ring. This joint comprises several clamps with screwed head and conical tip. These are fitted in screwed bores of one of the compartments to interact by said conical tip with mating conical bore at another compartment. Said clamps are provided with thread retainers composed by stops fitted in compartment screwed bore cutouts of clamp screwed heads by one end and, by opposite end, resting on the rod of cover closing the clamp cavity open from outside. Note here that said seal ring is fitted, of the end of the compartments.

EFFECT: decreased overall dimensions and simplified design of fasteners, accelerated servicing.

2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения носового обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата.The invention relates to the field of aviation and rocket technology, in particular to structures of sealed detachable joints of the aircraft body sections and, in particular, to structures of the tight connection of the nose fairing to the aircraft body section.

Известны конструкции соединения отсеков корпуса летательного аппарата, например патент RU №2268405 МПК F16B 7/00, опубликованный 20.01.2006 г, где в качестве соединительного элемента применено резьбовое сочленение отсеков, каждый из которых выполнен с резьбой в стыковой части: один с наружной, а другой - с внутренней резьбой. Конструктивно внутренний резьбовой элемент выполнен в виде разрезного резьбового кольца, свободно размещенного в кольцевой проточке на конце отсека и телескопически охваченного замкнутым распорным кольцом по гладкой цилиндрической части разрезного резьбового кольца.Known designs for connecting the compartments of the aircraft’s hull, for example, patent RU No. 2268405 IPC F16B 7/00, published on January 20, 2006, where the threaded joint of the compartments, each of which is threaded in the butt part, is used as a connecting element: one with the outside, and the other with a female thread. Structurally, the internal threaded element is made in the form of a split threaded ring freely placed in the annular groove at the end of the compartment and telescopically covered by a closed spacer ring along the smooth cylindrical part of the split threaded ring.

Кроме этого на распорном кольце и цилиндрической части разрезного кольца выполнены совмещенные друг с другом отверстия для монтажного инструмента при соединении или расстыковке отсеков.In addition to this, on the spacer ring and the cylindrical part of the split ring, holes are made for each other for the mounting tool when connecting or disconnecting the compartments.

Применение распорного кольца, взаимодействующего с разрезным резьбовым кольцом, обеспечивает при свинчивании беззазорное резьбовое соединение отсеков корпуса летательного аппарата, необходимую точность по перекосу осей отсеков и относительной угловой ориентации.The use of a spacer ring interacting with a split threaded ring ensures, when making up, the clearance-free threaded connection of the aircraft body compartments, the necessary accuracy in the skewness of the compartment axes and relative angular orientation.

К недостаткам рассматриваемой конструкции следует отнести отсутствие стопорных элементов от развинчивания резьбы при эксплуатационной вибрации, а также отсутствие герметизирующего уплотнения стыка.The disadvantages of this design include the absence of locking elements from unscrewing the threads during operational vibration, as well as the absence of a sealing joint seal.

Кроме того, габариты резьбы в рассматриваемой конструкции соизмеримы с диаметрами сочленяемых отсеков. При больших габаритах отсеков монтаж и демонтаж в эксплуатационных условиях становится затруднительным вследствие ухудшения качества резьбы из-за воздействия факторов окружающей среды, например, коррозии или нерегламентированных механических деформаций.In addition, the dimensions of the thread in this design are comparable with the diameters of the articulated compartments. With the large dimensions of the compartments, installation and dismantling under operational conditions becomes difficult due to deterioration of the quality of the thread due to environmental factors, such as corrosion or unregulated mechanical deformation.

Указанные недостатки значительно снижают область применения данной конструкции.These disadvantages significantly reduce the scope of this design.

Наиболее близким устройством по совокупности технических признаков, выбранным в качестве прототипа, является техническое решение по патенту RU №2254270 МПК B64G 1/22, опубликованному 10.09.2004 г., включающее соединение отсеков корпуса летательного аппарата, образующих резьбовую пару, соединяющуюся встык торцевыми поверхностями. Наружная резьба выполнена на цилиндрическом выступе одного из отсеков, где предусмотрено резьбовое гнездо, в котором размещен фиксатор резьбовой пары. Резьбы в паре имеют продольные пазы глубиной больше высоты резьбы и длиной не менее, чем длина резьбы. В пазах свободно проходят соответствующие выступы наружной и внутренних резьб, а выступы свинчены друг с другом с совмещением их продольных плоскостей симметрии. Для герметизации стыкового соединения применено радиальное уплотнение, т.е. уплотняющее кольцо размещено в кольцевой канавке одного из отсеков и охватывает с расчетным натягом цилиндрическую гладкую поверхность второго отсека.The closest device for the totality of technical features, selected as a prototype, is the technical solution according to patent RU No. 2254270 IPC B64G 1/22, published on September 10, 2004, including the connection of the aircraft body compartments forming a threaded pair connecting end-to-end with end surfaces. The external thread is made on the cylindrical protrusion of one of the compartments, where a threaded socket is provided in which the clamp of the threaded pair is located. The threads in pairs have longitudinal grooves with a depth greater than the height of the thread and not less than the length of the thread. The corresponding protrusions of the external and internal threads freely pass in the grooves, and the protrusions are screwed together with the combination of their longitudinal planes of symmetry. To seal the butt joint, a radial seal is used, i.e. the sealing ring is placed in the annular groove of one of the compartments and covers with a calculated interference fit the cylindrical smooth surface of the second compartment.

Причинами, ограничивающими применение данного изобретения, является то, что стыковое соединение осуществляется резьбовой парой большого диаметра, соизмеримой с габаритами отсеков, что исключает возможность частой сборки и разборки отсеков в эксплуатационных условиях из-за постепенно ухудшающегося качества резьб вследствие коррозии или механических деформаций. Эта проблема еще более усугубляется в случае, если одним из отсеков является обтекатель, т.е. отсек с одним заглушенным концом, где доступ к узлам соединения еще более ограничен. Только для выполнения операции соединения или демонтажа приходится вводить дополнительные конструктивные элементы, размещать их внутри отсеков и т.д. В ре- The reasons limiting the application of this invention is that the butt joint is carried out by a threaded pair of large diameter, comparable with the dimensions of the compartments, which excludes the possibility of frequent assembly and disassembly of the compartments under operating conditions due to the gradually deteriorating quality of the threads due to corrosion or mechanical deformation. This problem is further exacerbated if one of the compartments is a fairing, i.e. a compartment with one muffled end, where access to the connection nodes is even more limited. Only to perform the connection or dismantling operation, additional structural elements must be introduced, placed inside compartments, etc. In re-

зультате трудоемкость и сложность данной операции возрастает настолько, что применимость рассматриваемого соединения отсеков, в случае, когда одним из отсеков является обтекатель, становится практически нецелесообразной. Это подтверждается и на практике, где в подавляющем большинстве случаев крепление обтекателей к переходному отсеку осуществляется фланцевыми соединениями со шпильками и клиновым соединением, имеющие в первом случае большие габариты и массу, а во втором - недостаточную прочность стыкового соединения. As a result, the complexity and complexity of this operation increases so much that the applicability of the considered connection of the compartments, in the case when the fairing is one of the compartments, becomes practically inexpedient. This is also confirmed in practice, where in the overwhelming majority of cases, the fairings are attached to the transition compartment by flange connections with studs and a wedge connection, which in the first case have large dimensions and weight, and in the second - insufficient strength of the butt joint.

Задачей изобретения является создание быстроразъемного герметичного соединения отсеков корпуса летательного аппарата, в том числе и обтекателей, обеспечивающие одновременно выполнение всех технических требования к данному элементу конструкции по надежности соединения и упрощения монтажных работ при эксплуатации.The objective of the invention is to provide a quick-detachable tight connection of the aircraft body compartments, including fairings, ensuring at the same time fulfilling all the technical requirements for this structural element in terms of reliability of connection and simplification of installation work during operation.

Поставленная задача решается тем, что предложено:The problem is solved by the fact that it is proposed:

1. Быстроразъемное соединение отсеков корпуса летательного аппарата, включающее пару соединенных встык отсеков, фиксаторы резьбового соединения и уплотнительное кольцо, отличающееся тем, что соединение отсеков включает ряд зажимов с резьбовой головкой и коническим наконечником, установленных в резьбовых отверстия одного из отсеков и взаимодействующих своим коническом наконечником с ответным гнездом, выполненным во втором отсеке и снабженных фиксаторами резьбы, выполненными в виде стопоров, установленных в прорезях резьбовых головок зажимов, одним концом вставленных без зазора в кольцевой проточке, предусмотренной в резьбовом отверстии отсека, а другим концом опирающихся на шток крышки, закрывающей открытую снаружи полость зажима, при этом уплотнительное кольцо установлено на торце одного из отсеков.1. Quick disconnect connection of the aircraft body compartments, including a pair of end-to-end connected compartments, threaded fasteners and an o-ring, characterized in that the compartment connection includes a series of clamps with a threaded head and a conical tip installed in the threaded holes of one of the compartments and interacting with their conical tip with a mating socket made in the second compartment and provided with thread locks made in the form of stoppers installed in the slots of the threaded head clamps one end inserted without clearance in the annular groove provided in the threaded hole cover and the other end resting on the plunger cap covering outside open clamp cavity, the sealing ring mounted on the end of one of the compartments.

2. Быстроразъемное соединение отсеков корпуса летательного аппарата по п. 1, отличающееся тем, что в ответном гнезде на втором отсеке свободно установлены вкладыши с коническим отверстием, согласованным с коническим наконечником зажима.2. The quick disconnect connection of the aircraft body compartments according to claim 1, characterized in that in the reciprocal socket on the second compartment, loose leaves are provided with a conical hole aligned with the conical tip of the clamp.

На фигурах 1-3 представлены:In figures 1-3 presents:

- на фиг. 1 - общий вид быстроразъемного соединения отсеков корпуса летательного аппарата в увеличенном масштабе;- in FIG. 1 is an enlarged view of a quick-release connection of the aircraft body sections;

- на фиг. 2 - резьбовой зажим в разобранном состоянии в последовательности монтажной операции сборки;- in FIG. 2 - threaded clamp in a disassembled state in the sequence of assembly operation of the assembly;

- на фиг. 3 - резьбовой зажим в собранном виде с использованием промежуточного вкладыша в гнезде отсека.- in FIG. 3 - assembled threaded clamp using an intermediate insert in the compartment slot.

Быстроразъемное соединение включает отсеки 1 и 2. На одном из отсеков, например, в отсеке 2, предусмотрено уложенное в канавку уплотнительное кольцо 3. Конструкция содержит не менее трех зажимов 4 равномерно распределенных по окружности. Стопоры 5, в количестве не менее двух, для обеспечения равномерного распределения действующей на них нагрузки выполнены из износостойкого материала. Стопоры укладывают в прорези 6, выполненные на резьбовой части зажимов, и одним концом фиксируются в кольцевой проточке 7. На боковой стенке проточки предусмотрен скос 8, согласованный с соответствующим профилем конца стопора. Крышка 9 закрывает открытую полость зажима для обеспечения аэродинамической обтекаемости и выполнена заодно с центральным коническим штоком с резьбовым концом, запирающим стопор в проточке, выполненной в резьбовом отверстии отсека.The quick disconnect connection includes compartments 1 and 2. On one of the compartments, for example, in compartment 2, a sealing ring 3 is laid in a groove. The structure contains at least three clamps 4 evenly distributed around the circumference. Stoppers 5, in an amount of at least two, to ensure uniform distribution of the load acting on them are made of wear-resistant material. The stoppers are laid in the slots 6 made on the threaded part of the clamps, and are fixed at one end in the annular groove 7. A bevel 8 is provided on the side wall of the groove, which is aligned with the corresponding profile of the end of the stopper. The cover 9 closes the open cavity of the clamp to ensure aerodynamic flow and is made integral with the central conical rod with a threaded end locking the stopper in the groove made in the threaded hole of the compartment.

Вкладыш 10 выполнен из износостойкого материала и устанавливается в ответное гнездо в случае, когда отсек изготовлен из недостаточного прочного материала.The liner 10 is made of wear-resistant material and is installed in the reciprocal socket in the case when the compartment is made of insufficient durable material.

Операция стыковки происходит в следующей последовательности: Отсеки 1 и 2 стыкуются по посадочным поверхностям. Вначале в канавку, предусмотренную в отсеке, закладывается уплотнительное кольцо 3. При стыковке одновременно обеспечивается совмещение резьбовых отверстий на одном отсеке с ответным коническим гнездом в другом отсеке. Затем при сориентированном положении отсеков завинчиваются резьбовые зажимы 4 монтажным ключом с профильным наконечником, повторяющим профиль внутренней полости корпуса зажима. Порядок завинчивания корпусов зажимов является общепринятым при затягивании герметизирующих колец, т.е. завинчиваются постепенно противоположно расположенные крепежные элементы.The docking operation occurs in the following sequence: Compartments 1 and 2 are joined along the landing surfaces. First, a sealing ring 3 is laid in the groove provided in the compartment. When docking, the screw holes in one compartment are simultaneously aligned with the mating conical socket in the other compartment. Then, with the oriented position of the compartments, the threaded clamps 4 are screwed with a mounting key with a profile tip that repeats the profile of the internal cavity of the clamp housing. The procedure for screwing down the clamp bodies is generally accepted when tightening the sealing rings, i.e. gradually opposite fasteners are screwed.

При завинчивании резьбового зажима его конический наконечник взаимодействует с ответным коническим гнездом на стыкуемом отсеке. В силу того, что в первоначальном положении оси отверстий смещены на величину S, наконечник при углублении в ответное коническое отверстие производит одновременно сжатие уплотнительного кольца на величину S и перемещение отсеков до полного соприкосновения торцов.When screwing the threaded clamp, its conical tip interacts with the mating conical socket on the abutting compartment. Due to the fact that in the initial position the axis of the holes are shifted by S, the tip, when deepened into the mating conical hole, simultaneously compresses the sealing ring by S and moves the compartments to the full ends.

Заключительной операцией сборки является установка стопоров 5 в прорезях 6 резьбовых головок зажимов и фиксация их в кольцевой проточке 7 без зазора путем, например, выполнения профиля проточки со скосом 8 на боковой стенке проточки и соответствующим профилем конца стопора. Затем ввинчивается крышка 9 со штоком и резьбовым концом, которая запирает стопоры в кольцевой проточке и одновременно закрывает открытую снаружи полость резьбовой головки зажима. При использовании в конструкции промежуточного вкладыша 10 операция сборки и разборки аналогична вышеописанному. Вкладыш 10, изготовленный из высокопрочного материала, повышает изностойкость соприкасаемых поверхностей и, соответственно, увеличивает ресурс работы соединения.The final assembly operation is the installation of stoppers 5 in the slots 6 of the threaded heads of the clamps and fixing them in the annular groove 7 without a gap by, for example, performing a profile of the groove with bevel 8 on the side wall of the groove and the corresponding profile of the end of the stopper. Then a screw 9 is screwed with a rod and a threaded end, which locks the stoppers in the annular groove and simultaneously closes the cavity of the clamp head that is open from the outside. When used in the construction of the intermediate liner 10, the assembly and disassembly operation is similar to that described above. The liner 10, made of high strength material, increases the wear resistance of the contacting surfaces and, accordingly, increases the service life of the connection.

Достигнутым техническим результатом применения изобретения являются:The achieved technical result of the application of the invention are:

- сокращение времени эксплуатационного обслуживания в связи с уменьшением количества и снижением сложности монтажных операций, так как не требуется доступ внутрь отсеков;- reduced maintenance time due to a decrease in the number and complexity of installation operations, since access to the compartments is not required;

- снижение габаритов и упрощение конструкции крепежных элементов;- reduction in size and simplification of the design of fasteners;

- использование торцевого герметизирующего уплотнения вместо радиального, что значительно повышает число возможных операций демонтажа при сохранении качества герметизации.- the use of mechanical seal instead of radial, which significantly increases the number of possible dismantling operations while maintaining the quality of the seal.

Заявляемая конструкция быстроразъемного соединения отсеков корпуса летательного аппарата может быть использована в конструкциях летательных аппаратов всех типов и, в особенности, для соединения обтекателей с корпусом ракет различных классов.The inventive design of the quick-connect connection of the aircraft body sections can be used in the construction of aircraft of all types and, in particular, for connecting fairings to the body of missiles of various classes.

Claims

1. Quick disconnect connection of the aircraft body compartments, including a pair of end-to-end connected compartments, threaded fasteners and an o-ring, characterized in that the compartment connection includes a series of clamps with a threaded head and a conical tip installed in the threaded holes of one of the compartments and interacting with their conical tip with a mating socket made in the second compartment and equipped with thread locks made in the form of stoppers installed in the slots of the threaded head to the clamps, one end inserted without a gap in the annular groove provided in the threaded hole of the compartment, and the other end resting on the stem of the cover that covers the outside of the clamp cavity, while the o-ring is installed on the end of one of the compartments.

2. The quick disconnect connection of the aircraft body compartments according to claim 1, characterized in that in the reciprocal socket on the second compartment, loose leaves are provided with a conical hole aligned with the conical tip of the clamp.