Узел разделения отсеков летательного аппарата

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления. Поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом. Головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее. В головке болта со стороны ее боковой поверхности выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта. Со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие и входной конус. Сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции узла, уменьшение его габаритов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, к конструкциям фюзеляжей, имеющих разделяемые отсеки.

Известен узел разделения отсеков летательного аппарата, содержащий основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус со съемной крышкой и болтами крепления, закрепленный на основном отсеке, пиропатрон (источник газа избыточного давления), раздвигающийся фиксатор (упорный элемент) и поддерживающий его сдвигаемый поршень (сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента), болт, соединяющий силовые элементы основного и отталкиваемого отсеков. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного, например, на три независимых сегмента стопорного кольца, в хвостовой части тела болта, со стороны его боковой поверхности выполнена канавка (посадочное место для упорного элемента), в которой размещены сегменты, удерживаемые в канавке болта сдвигаемым поршнем, расположенным в корпусе, а болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. В полости поршня размещена гайка, установленная посредством резьбового соединения. Между крышкой и гайкой размещена пружина сжатия. На сегментах со стороны головки болта выполнен конус, поверхность которого взаимодействует с головкой болта при его затяжке и наклонена к оси тела болта под острым углом.

Существенными признаками предлагаемого устройства, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: узел разделения отсеков летательного аппарата, включающий силовые элементы отсеков, болт, их соединяющий, по меньшей мере один упорный элемент, расположенный в посадочном месте, выполненном в хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления, при этом поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом.

Прототип имеет следующие недостатки:

- сложность конструкции, вследствие большого количества деталей, входящих в нее (корпус с крышкой, болты их крепления, поршень, гайка, пружина);

- большие габариты в поперечном направлении, намного превосходящие диаметр головки болта, что увеличивает объем, занимаемый узлом в фюзеляже;

- диаметр головки болта равен диаметру его тела, что приводит к большим контактным напряжениям на головке болта при его затяжке инструментом, поэтому для обеспечения прочности необходимо дополнительно увеличивать диаметр головки болта и равный ему диаметр тела болта, что дополнительно приводит к увеличению габаритов всего узла в поперечном направлении и занимаемого им объема в фюзеляже;

- для затяжки болтом отсеков необходимо снятие крышки корпуса узла разделения, пружины и гайки, а в процессе затяжки головки болта инструментом необходимо фиксировать от перемещения сдвигаемый поршень, что усложняет сборку летательного аппарата, ее трудоемкость и увеличивает время сборки.

Предлагаемым изобретением решается задача упрощения конструкции узла разделения отсеков, уменьшения его габаритов в поперечном направлении и объема занимаемого в фюзеляже, и упрощения сборки летательного аппарата.

Для достижения названного технического результата в узле разделения отсеков летательного аппарата, включающем силовые элементы отсеков, болт, их соединяющий, по меньшей мере один упорный элемент, расположенный в посадочном месте, выполненном в хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления, при этом поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом, головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее, при этом в головке болта со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочного места в хвостовой части тела, выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта, а со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие, пересекающее посадочное место упорного элемента, и входной конус, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем, а сообщение сдвигаемого ограничителя с источником газа избыточного давления выполнено со стороны торца его хвостовой части через сквозное отверстие. Дополнительно, для упрощения изготовления узла разделения отсеков, упорный элемент выполнен сферическим. Кроме того, для дополнительного уменьшения габаритов в поперечном направлении узла разделения отсеков, упорный элемент выполнен в виде цилиндра со сферическими торцами, расположенного вдоль тела болта. Для обеспечения безопасности, при наличии вблизи сдвигаемого ограничителя легкоразрушаемых других узлов и деталей летательного аппарата, узел разделения отсеков снабжен уловителем сдвигаемого ограничителя, закрепленным на наружной торцевой поверхности головки болта.

Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа является то, что головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее, при этом в головке болта со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочного места в хвостовой части тела, выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта, а со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие, пересекающее посадочное место упорного элемента, и входной конус, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем, а сообщение сдвигаемого ограничителя с источником газа избыточного давления выполнено со стороны торца его хвостовой части через сквозное отверстие; упорный элемент выполнен сферическим; упорный элемент выполнен в виде цилиндра со сферическими торцами, расположенного вдоль тела болта; узел разделения отсеков снабжен уловителем сдвигаемого ограничителя, закрепленным на наружной торцевой поверхности головки болта.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат: упрощается конструкция узла разделения отсеков, уменьшаются его габариты в поперечном и продольном направлениях, объем и масса узла, облегчается сборка отсеков летательного аппарата.

Предложенное техническое решение может найти применение в авиационно-космической технике для, преимущественно, беспилотных ЛА с разгонными и отделяемыми отсеками.

Узел разделения отсеков ЛА представлен на фиг. 1-3.

На фиг. 1 представлен узел разделения отсеков в сборе.

На фиг. 2 представлено положение в узле разделения сферических упорных элементов (место А фиг. 1), поясняющее работоспособность узла при разделении отсеков летательного аппарата, и сечение упорных элементов, находящееся между точкой контакта головки болта с поверхностью упорного элемента и точкой контакта поверхности упорного элемента с поверхностью посадочного места тела болта, воспринимающее усилие среза после затяжки болтом силовых элементов отсеков летательного аппарата.

На фиг. 3 представлено положение в узле разделения упорных элементов, выполненных в виде цилиндра со сферическими торцами, поясняющее работоспособность узла при разделении отсеков летательного аппарата, и сечение упорных элементов, находящееся между точкой контакта головки болта с поверхностью упорного элемента и точкой контакта поверхности упорного элемента с поверхностью посадочного места тела болта, воспринимающее усилие среза после затяжки болтом силовых элементов отсеков летательного аппарата.

Узел разделения отсеков летательного аппарата включает силовые элементы 1 и 2 отсеков 3 и 4, болт 5, их соединяющий, упорные элементы 6, расположенные в посадочных местах 7, выполненных в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 со стороны его боковой поверхности. Головка 10 болта 5 отделена от его тела 9, снабжена сквозным осевым отверстием 11 под хвостовую часть 8 тела 9 и надвинута на нее, при этом в головке 10 болта 5 со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочных мест 7 в хвостовой части 8 тела 9, выполнены окна 12 для установки упорных элементов 6, снабженные заглушками 13, установленными в окнах 12 и закрепленными на головке 10 болта 5 сварными соединителями 14. Крепление заглушек 13 может быть реализовано и другим известным способом, например резьбовым соединением (на фигурах не показано). Со стороны торцевой поверхности 15 в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 выполнено осевое отверстие 16, пересекающее посадочные места 7 для упорных элементов 6, и входной конус 17, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорных элементов 6 выполнен в виде цилиндрического тела 18, расположенного в осевом отверстии 16 в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 под посадочными местами 7, и снабженными выходным конусом 19, ответным входному конусу 17 и заклиненным в нем. Сообщение цилиндрического тела 18 с источником газа избыточного давления, например пиропатроном 20, реализовано через сквозное отверстие 21 с резьбовым соединением 22 со стороны торца 23 хвостовой части 24 цилиндрического тела 18. Упорные элементы 6 могут быть выполнены сферическими (фиг. 2). При больших усилиях затяжки и для дополнительного уменьшения габаритов болта 5 упорные элементы могут быть выполнены в виде цилиндров 25 (фиг. 3) со сферическими торцами 26, расположенных вдоль тела 9 болта 5, с соответствующим изменением формы посадочных мест 7 и окон 12. Количество упорных элементов 6 варьируется в зависимости от усилия затяжки силовых элементов 1 и 2, и не может быть меньше одного, для обеспечения связи головки 10 с телом 9 болта 5. Узел разделения отсеков снабжен уловителем 27 (фиг. 1) цилиндрического тела 18, закрепленным на наружной торцевой поверхности 28 головки 10 болта 5. Для крепления отсеков 3 и 4 болтом 5 в силовом элементе 1 выполнено отверстие 29, а в силовом элементе 2 выполнена резьба 30.

Узел разделения отсеков 3 и 4 летательного аппарата (фиг. 1) работает следующим образом. Силовые элементы 1 и 2 подводят друг к другу. В отверстие 29 вставляется болт 5. Инструмент (ключ, на чертежах не показан) одевается на головку болта 5 и завинчивает его тело 9 по резьбе 30 с созданием необходимого тарированного усилия затяжки. В отличие от прототипа, благодаря размещению цилиндрического тела 18 в отверстии 16 тела 9 болта 5, а также закреплению пиропатрона 20 в отверстии 21 резьбовым соединением 22, и отсутствию в узле корпуса с крышкой и пружиной, уменьшаются габариты узла разделения в объеме отсека 3 как по длине узла разделения, так и в поперечном направлении, кроме того, по сравнению с прототипом, при затяжке болта 5 в резьбу 30, обеспечивается свободный доступ ключа головки 10, при этом не надо фиксировать сдвигаемый ограничитель положения упорных элементов 6 и 25, что облегчает сборку отсеков летательного аппарата. Вследствие уменьшения габаритов узла разделения, уменьшается и его масса. Для разделения отсеков задействуется пиропатрон 20, при этом газ избыточного давления по сквозному отверстию 21 поступает в осевое отверстие 16, выполненное со стороны торца 15 хвостовой части 8 тела 9 болта 5, повышая давление в полости отверстия 16 и формируя силу, действующую на торцевую поверхность цилиндрического тела 18. При определенной величине силы давления газов, превышающей усилие заклинивания выходного конуса 9 цилиндрического тела 18 во входном конусе 17 хвостовой части 8 тела 9 и силу трения упорных элементов 6 по боковой поверхности цилиндрического тела 18, происходит его выход из отверстия 16 в уловитель 27 или окружающую болт 5 полость отсека 3, при отсутствии уловителя 27. Благодаря тому, что объем полости отверстия 16 между торцами цилиндрического тела 18 и отверстия 16 может быть минимальным, для обеспечения зазора, необходимого для заклинивания выходного конуса 19 цилиндрического тела 18 во входном конусе 17 отверстия 16 в хвостовой части 8 тела 9, запас рабочего тела в источнике газа избыточного давления, например пиропатрона 20, может быть минимальным, что обеспечивает уменьшение его массы. Сила затяжки болта 5 по резьбе 30 (Fзат., фиг. 2), благодаря наклону под углом α поверхности упорного элемента 6 к оси тела 9 болта 5, действует в осевом направлении усилием F1 и в направлении оси тела 9 усилием F2. При нахождении цилиндрического тела 18 в осевом отверстии 16 усилие F2 компенсируется силой F3, действующей на упорный элемент со стороны боковой поверхности цилиндрического тела 18 на упорный элемент 6. После выхода цилиндрического тела 18 из осевого отверстия 16 сила F3 исчезает и под действием усилия F2 упорный элемент 6 из посадочного места 7 перемещается в полость осевого отверстия 16. Аналогично, в полость осевого отверстия 16 попадают и остальные упорные элементы 6, при их наличии, освобождая крепление головки 10 к телу 9 болта 5. Дальнейшее движение отсеков 3 и 4 при их разделении осуществляется силой тяги двигателя одного из этих отсеков, например отсека 3 и силой торможения аэродинамических поверхностей противоположного отсека 4 (на чертежах не показано). При выполнении упорного элемента 6 сферическим (фиг. 2) или в виде цилиндра 25 со сферическими торцами 26 выход сферического упорного элемента 6 или цилиндра 25 из посадочного места 7 под воздействием усилия F2 осуществляется за счет качения вокруг точки касания Б упорного по диаметру (dш, фиг. 2) сферического упорного элемента 6 или по радиусу сферического торца 26 цилиндра 30 (dц, фиг. 3), что уменьшает величину усилия F2, необходимую для выхода сферического упорного элемента 6 или цилиндра 25 из посадочного места, благодаря этому дополнительно увеличивает надежность работы узла разделения отсеков 3 и 4. Касание сферического упорного элемента 6 об боковую поверхность цилиндрического тела 18 осуществляется в точке (фиг. 2), а касание цилиндра 25 - по линии их соприкосновения (фиг. 3), что обеспечивает минимальную поверхность трения сферического упорного элемента 6 и цилиндра 25 по боковой поверхности цилиндрического тела 18 при его выходе из отверстия 16, и, благодаря этому, уменьшает величину силы давления газов, необходимую для выхода, и массу рабочего тела источника, например пиропатрона 20. Кроме того, уменьшение величины силы давления газа для выхода цилиндрического тела 18 дополнительно увеличивает надежность работы узла разделения отсеков летательного аппарата.

1. Узел разделения отсеков летательного аппарата, включающий силовые элементы отсеков, болт, их соединяющий, по меньшей мере один упорный элемент, расположенный в посадочном месте, выполненном в хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления, при этом поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом, отличающийся тем, что головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее, при этом в головке болта со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочного места в хвостовой части тела, выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта, а со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие, пересекающее посадочное место упорного элемента, и входной конус, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем, а сообщение сдвигаемого ограничителя с источником газа избыточного давления выполнено со стороны торца его хвостовой части через сквозное отверстие.

2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что упорный элемент выполнен сферическим.

3. Узел по п. 1, отличающийся тем, что упорный элемент выполнен в виде цилиндра со сферическими торцами, расположенного вдоль тела болта.

4. Узел по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что снабжен уловителем сдвигаемого ограничителя, закрепленным на наружной торцевой поверхности головки болта.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системам отделения полезной нагрузки (ПН) от несущих конструкций при выводе на расчетную орбиту. Устройство отделения состоит из цилиндрического корпуса, силовых элементов - стержней, шарнирно установленных в цилиндрическом корпусе, устройства их фиксации, толкателя, обеспечивающего параметры отделения ПН.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) автономного стыковочного модуля (АСМ) для очистки орбит от крупногабаритного космического мусора основан на выборе мишени из имеющихся на орбитах для их увода на орбиты утилизации, выведении с помощью ракеты-носителя, разгонного блока (РБ) и АСМ в область орбиты очистки от объектов космического мусора (мишеней), маневрах дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата мишени, сведении на орбиту утилизации.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1).

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.
Изобретение относится к способу повышения активной и пассивной безопасности летательных аппаратов гражданского назначения. Фюзеляж транспортного средства изготавливают без окон, осуществляют управление транспортным средством по звуку от акустических излучателей и визуально по мониторам, расположенным внутри транспортного средства, согласно полученным данным от установленных снаружи видеокамер и внешних микрофонов.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов. Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления. Поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом. Головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее. В головке болта со стороны ее боковой поверхности выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта. Со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие и входной конус. Сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции узла, уменьшение его габаритов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх