EP0977305A2 - Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper - Google Patents

Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper Download PDF

Info

Publication number
EP0977305A2
EP0977305A2 EP99112424A EP99112424A EP0977305A2 EP 0977305 A2 EP0977305 A2 EP 0977305A2 EP 99112424 A EP99112424 A EP 99112424A EP 99112424 A EP99112424 A EP 99112424A EP 0977305 A2 EP0977305 A2 EP 0977305A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
window
layers
supersonic
window layers
hypersonic
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.)
Withdrawn
Application number
EP99112424A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0977305A3 (de
Inventor
Peter Gerd Fisch
Siegfried Bosch
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bodenseewerk Geratetechnik GmbH filed Critical Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Publication of EP0977305A2 publication Critical patent/EP0977305A2/de
Publication of EP0977305A3 publication Critical patent/EP0977305A3/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

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
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles
    • F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/42—Housings not intimately mechanically associated with radiating elements, e.g. radome
    • H01Q1/422—Housings not intimately mechanically associated with radiating elements, e.g. radome comprising two or more layers of dielectric material

Definitions

  • the invention relates to an electromagnetic permeable window in a targeting supersonic or hypersonic missile.
  • Target-tracking supersonic and hypersonic missiles have a seeker head with a viewfinder which responds to electromagnetic radiation and which for example, IR radiation from a target object is detected.
  • IR radiation for example, IR radiation from a target object is detected.
  • over and Hypersonic speeds of the missile are caused by aerokinetic heating the structure of the missile heated up greatly.
  • the viewfinder is protected by a window, which is for the electromagnetic Radiation is permeable.
  • Windows made of magnesium fluoride or zinc sulfide are relatively small Thermal conductivity, so that they become very hot in the flight phase, causing the The outside of the window is melting. Furthermore, the viewfinder can "go blind” due to the Own emission of the window.
  • infrared-transmissive materials For windows made of brittle-break-prone, infrared-transmissive materials is one greater thickness of the window to accommodate the pressure load favorable. On the other hand however, thinner windows have more favorable properties Thermal shock loads. There is an optimal window thickness for which the through Back pressure and temperature induced tensions of the window are minimal.
  • EP 0 599 035 A1 shows a connection arrangement for connecting one Search head covering domes made of relatively brittle, infrared-transmissive material the structure of a missile.
  • This connection arrangement contains one over the Edge of the cathedral gripping, holding the cathedral positively and with the structure of the Retaining ring connected to the missile.
  • the connection is made without a material connection Connection between cathedral and retaining ring.
  • Along the edge of the cathedral is under that Retaining ring provided a groove in which a flexible sealant for sealing is housed between the retaining ring and the cathedral.
  • the invention has for its object to a window of the type mentioned improve that it better the loads occurring in the flight phase of the missile withstands.
  • the window several has mutually supported, mutually supporting window layers, their choice of materials, Thickness and arrangement of temperature-related mechanical stresses in case of over or Hypersonic flight reduced compared to a completely homogeneous window.
  • the window must be a specific one Total thickness to withstand the significant mechanical loads. A temperature gradient occurs across this total thickness of the window. At the The surface and the outer layers of the window become very hot. The further inside Layers of the window lying are initially heated less. With a homogeneous Windows then experience thermal, mechanical stresses: the outer ones Layers expand more thermally than the inner layers The resulting tensions can be reduced through a multi-layer window.
  • the lifespan of a window according to the invention can be 10 seconds and more consult.
  • Typical mission times of a target-tracking supersonic or hypersonic missile are in the range of 3-8 seconds. So it’s not necessary to provide special protective coverings which cover the window in certain flight phases protect.
  • a window is shown, which in a search head of a target-tracking over or Hypersonic missile is inserted.
  • the part of the search head shown is rotationally symmetrical.
  • the axis of rotation is designated 10.
  • the flight direction of the Missile is to the left in FIG. 1.
  • the window consists of a front window layer 12 and a rear one Window layer 14, which are blown against each other.
  • the front window layer 12 is made of sapphire and is relatively thin.
  • the rear window layer 14 consists of Magnesium fluoride and is relatively thick.
  • the window is in a version 16.
  • the Socket is connected to the structure 18 of the missile. Between version 16 and the structure 18 is an insulation layer 20 made of silicone. Furthermore, the Socket 16 is insulated from structure 18 by an ablation layer 22. The Socket 16 extends over the window with an edge 24.
  • the curve 2 shows those occurring in three differently designed windows Maximum voltage applied over the flight duration.
  • the curves are mathematical simulated. At the end of the acceleration phase, a very high dynamic pressure acts on the Window that drops again after the acceleration phase. The temperature load of the window rises beyond the acceleration phase.
  • the curve 30 shows the basic course of the occurring tensions in a conventional single-layer window.
  • Curve 32 shows the course of the voltages occurring in FIG a window with two window layers, which at a temperature of 320 ° C. are blasted against each other.
  • the curve 34 shows the course of the emerging Tensions in a window with two window layers, between which there is one Voltage isolation layer is located.
  • Curve 32 shows that the tension in a window with two against each other blown window layers made of different materials first on a moderate maximum rises, then falls again and rises again later. Overall, the voltage curve is significantly below the curve for one single-layer, homogeneous windows. Because the window layers are different Have thermal expansion coefficients, the high temperature causes one Shear stress between the window layers. The starting is carried out in such a way that the thermal shear stress between the two window layers then is very small when the stress caused by the dynamic pressure is greatest.
  • Curve 34 shows that the stress in a window with two through a sliding layer, e.g. Oil or grease layer separated window layers first again a moderate maximum increases. Then the voltage drops again.
  • the Sliding layer causes the window layers with different thermal expansion can slide on each other, creating no shear stress between the Window layers can be built.
  • the high temperature during the flight So no significant influence on the voltage occurring in the window.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Bei einem für elektromagnetische Strahlung durchlässigen Fenster bei einem zielverfolgenden Über- oder Hyperschall-Flugkörper besteht das Fenster aus mehreren gemeinsam gehaltene, einander stützende Fensterschichten (12,14), deren Materialwahl, Dicke und Anordnung temperaturbedingte mechanische Spannungen bei Über- oder Hyperschallflug im Vergleich zu einem durchgehend homogenen Fenster reduziert. Bei einer Ausführung sind die Fensterschichten auf ihren aneinandergrenzenden Oberflächen fest miteinander verbunden und bestehen aus Materialien mit derart unterschiedlichen thermischen Ausdehnungs-Koeffizienten, daß sich bei dem während des Über- oder Hyperschallfluges durch das Fenster hindurch auftretenden Temperaturgradienten in den verschiedenen Fensterschichten im wesentlichen gleiche thermische Ausdehnungen ergeben.Eine weitere Maßnahme besteht darin, daß zwischen den Fensterschichten (12,14) eine Gleitschicht vorhanden ist, die eine Relativbewegung der Fensterschichten parallel zu ihren aneinandergrenzenden Oberflächen gestattet, so daß die Übertragung der Spannungen zwischen den Fensterschichten (12,14) vermindert wird. <IMAGE>

Description

Technisches Gebiet
Die Erfindung betrifft ein elektromagnetisch durchlässiges Fenster bei einem zielverfolgenden Über- oder Hyperschall-Flugkörper.
Zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper besitzen einen Suchkopf mit einem auf elektro-magnetische Strahlung anspechenden Sucher, welche die Strahlung, beispielsweise IR-Strahlung eines Zielobjekts erfaßt. Bei Über- und Hyperschallgeschwindigkeiten des Flugkörpers wird durch aerokinetische Aufheizung die Struktur des Flugkörpers stark aufgeheizt. Es treten hohe mechanische und thermische Belastungen des Flugkörpers und des Suchkopfes auf Aufgrund der entstehenden Temperaturgradienten werden Eigenspannungen erzeugt, die bis an die Festigkeitsgrenze der Werkstoffe reichen. Darüber hinaus wirken bei hohen Fluggeschwindigkeiten extreme Staudrücke auf die Struktur.
Der Sucher wird durch ein Fenster geschützt, welches für die betreffende elektromagnetische Strahlung durchlässig ist.
Zugrundeliegender Stand der Technik
Es gibt nur sehr wenig Materialien, welche für IR-Strahlung durchlässig sind und für Über- und Hyperschallgeschwindigkeiten ausreichende Festigkeitseigenschaften besitzen. Bekannte elektromagnetisch durchlässige Fenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper werden entweder aus Magnesiumfluorid, Zinksulfid, Saphir oder Diamant hergestellt. Weiterhin können die Fenster je nach Anforderung unterschiedliche Form und Dicke haben. Beispielsweise versucht man die Dicke des Fensters zu erhöhen, um dadurch die thermischen Belastungen durch Erhöhung der Wärmekapazität entgegenzuwirken.
Fenster aus Magnesiumfluorid oder Zinksulfid haben eine relativ geringe Wärmeleitfähigkeit, so daß sie sich in der Flugphase sehr erhitzen, wodurch die Fensteraußenseite schmilzt. Weiterhin kann der Sucher "erblinden" aufgrund der Eigenemission des Fensters.
Bei Fenstern aus sprödbruchgefährdeten, infrarotdurchlässigen Materialien ist eine größere Dicke des Fensters zur Aufnahme der Druckbelastung günstig. Andererseits haben jedoch dünnere Fenster günstigere Eigenschaften bezüglich Temperaturschockbelastungen. Dabei gibt es eine optimal Fensterdicke, für die die durch Staudruck und Temperatur hervorgerufene Spannungen des Fensters minimal werden.
Alle bekannten für elektromagnetische Strahlung durchlässigen Fenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper haben den Nachteil, daß sie die thermischen und mechanischen Belastungen während der Flugphase nur eine sehr kurze Zeit von 1-2 Sekunden standhalten. Die tatsächliche Flugzeit ist aber in der Regel wesentlich höher. Dieses Problem wird heute dadurch gelöst, daß das Fenster während einer ersten Flugphase durch eine massive Schutzverkleidung geschützt wird. Während dieser Flugphase ist der Sucher dann abgeschirmt und eine Zielverfolgung ist nicht möglich. Erst in einer Endflugphase, wenn der Flugkörper schon nahe an dem Ziel angekommen ist, wird die Schutzverkleidung abgeworfen, wodurch die tatsächliche Zielverfolgung durch den Sucher ermöglicht wird. Eine solche Schutzverkleidung ist in der DE 37 15 085 A1 beschrieben. Neben der Begrenzung der Zielverfolgungszeit ist die Verwendung einer solchen Schutzverkleidung konstruktiv sehr aufwendig.
Die EP 0 599 035 A1 zeigt eine Verbindungsanordnung zum Verbinden eines einen Suchkopf abdeckenden Domes aus relativ sprödem, infrarotdurchlässigen Material mit der Struktur eines Flugkörpers. Diese Verbindungsanordnung enthält einen über den Rand des Domes greifender, den Dom formschlüssig haltender und mit der Struktur des Flugkörpers verbundener Haltering. Die Verbindung erfolgt ohne stoffschlüssige Verbindung zwischen Dom und Haltering. Längs des Randes des Domes ist unter dem Haltering eine Nut vorgesehen, in welche ein flexibles Dichtmittel zur Abdichtung zwischen Haltering und Dom untergebracht ist.
Offenbarung der Erfindung
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fenster der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß es die in der Flugphase des Flugkörpers auftretende Belastungen besser standhält.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß das Fenster mehrere gemeinsam gehalterte, einander stützende Fensterschichten aufweist, deren Materialwahl, Dicke und Anordnung temperaturbedingte mechanische Spannungen bei Über- oder Hyperschallflug im Vergleich zu einem durchgehend homogenen Fenster reduziert.
Die Erfindung beruht auf folgenden Überlegungen: Das Fenster muß eine bestimmte Gesamtdicke aufweisen, um den erheblichen mechanischen Belastungen zu widerstehen. Über diese Gesamtdicke des Fensters hinweg tritt ein Temperaturgradient auf. An der Oberfläche und in den äußeren Schichten wird das Fenster sehr heiß. Die weiter innen liegenden Schichten des Fensters werden zunächst weniger erhitzt. Bei einem homogenen Fenster treten dann thermisch bedingte, mechanische Spannungen auf: Die äußeren Schichten dehnen sich stärker thermisch aus als die inneren Schichten.. Die hierdurch entstehenden Spannungen können durch ein mehrschichtiges Fenster reduziert werden.
Die
Figure 00030001
Anordnung" kann so sein, daß die Schichten des Fensters an ihren Oberflächen z.B. durch Ansprengen fest miteinander verbunden sind. Hierdurch wird ein guter Wärmeübergang zwischen den Schichten gewährleistet und der Temperaturgradient möglichst gering gehalten. Um Spannungen zwischen den Schichten infolge des unvermeidlichen Temperaturgradienten zu verhindern, müssen dann die Materialien der Schichten hinsichtlich ihrer Ausdehnungs-Koeffizienten so gewählt werden, daß sich die auf unterschiedlichen Temperaturen befindlichen Schichten möglichst in gleichem Maße ausdehnen. Die heißen Schichten nahe der Außenfläche müssen einen geringeren thermischen Ausdehnungskoeffizienten haben als die kühleren inneren Schichten.
Die Anordnung" kann aber auch darin bestehen, daß zwischen den Fensterschichten eine Gleitschicht vorhanden ist, die eine Relativbewegung der Fensterschichten parallel zu ihren aneinandergrenzenden Oberflächen gestattet, so daß die Übertragung der Spannungen zwischen den Fensterschichten vermindert wird.
Die Lebensdauer eines erfindnungsgemäßen Fensters kann 10 Sekunden und mehr befragen. Typische Missionszeiten eines zielverfolgenden Über- oder Hyperschall-Flugkörpers liegen im Bereich von 3-8 Sekunden. Es ist dann also nicht notwendig, spezielle Schutzverkleidungen vorzusehen, welche das Fenster in bestimmten Flugphasen schützen.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
Kurze Beschreibung der Zeichnung
Fig. 1
ist eine schematische Schnittdarstellung und zeigt den vorderen Teil eines Suchkopfes eines zielsuchenden Flugkörpers.
Fig. 2
zeigt den Verlauf der auftretenden Spannungen in drei unterschiedlich ausgeführten Fenstern während der Flugphase.
Bevorzugte Ausführung der Erfindung
In Fig. 1 ist ein Fenster gezeigt, das in einem Suchkopf eines zielverfolgenden Über- oder Hyperschall-Flugkörper eingestzt ist. Der dargestellte Teil des Suchkopfes ist rotationssymmetrisch. Die Rotationsachse ist mit 10 bezeichnet. Die Flugrichtung des Flugkörpers ist nach links in der Fig. 1.
Das Fenster besteht aus einem vorderen Fensterschicht 12 und einem hinteren Fensterschicht 14, welche aneinander angesprengt sind. Die vordere Fensterschicht 12 besteht aus Saphir und ist relativ dünn. Die hintere Fensterschicht 14 besteht aus Magnesiumfluorid und ist relativ dick. Das Fenster befindet sich in einer Fassung 16. Die Fassung ist mit der Struktur 18 des Flugkörpers verbunden. Zwischen der Fassung 16 und der Struktur 18 befindet sich eine Isolationsschicht 20 aus Silikon. Weiterhin ist die Fassung 16 gegenüber der Struktur 18 durch eine Ablationsschicht 22 isoliert. Die Fassung 16 greift mit einem Rand 24 über das Fenster. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist das Fenster gegenüber der Struktur durch eine erste und eine zweite Dichtung 26 bzw. 28 abgedichtet. Es ist aber auch möglich, nur eine Dichtung zu verwenden. Die Dichtungen sind hohen Temperaturen ausgesetzt, so daß sie sich zum Teil während der Flugphase auflösen können und als Ablationsschicht wirken. Solche Hochtemperaturdichtungen sind jedoch an sich bekannt und werden hier nicht näher beschrieben.
In Fig. 2 ist die in drei unterschiedlich ausgeführten Fenstern auftretenden Maximalspannung über die Flugdauer aufgetragen. Die Kurven sind rechnerisch simuliert. Am Ende der Beschleunigungsphase wirkt ein sehr hoher Staudruck auf das Fenster, der nach der Beschleunigungsphase wieder absinkt. Die Temperaturbelastung des Fensters steigt über die Beschleunigungsphase hinaus an. Die Kurve 30 zeigt den prinzipiellen Verlauf der auftetenden Spannungen in einem konventionellen einschichtigen Fenster. Die Kurve 32 zeigt den Verlauf der auftetenden Spannungen in einem Fenster mit zwei Fensterschichten, welche bei einer Temperatur von 320°C aneinander angesprengt sind. Die Kurve 34 zeigt den Verlauf der auftetenden Spannungen in einem Fenster mit zwei Fensterschichten, zwischen welchen sich eine Spannungstrennschicht befindet.
In dem konventionellen Fenster (Kurve 30) steigt die Spannung während der Beschleunigungsphase wegen des hohen Staudrucks und des Temperaturschocks an und erreicht nach kurzer Zeit ein kritisches Maximum. Solchen Spannungen halten die bekannten Materialien nicht stand.
Die Kurve 32 zeigt, daß die Spannung in einem Fenster mit zwei aneinander angesprengten Fensterschichten aus unterschiedlichen Materialien zunächst auf ein moderates Maximum ansteigt, dann wieder abfällt und noch später wieder ansteigt. Insgesamt liegt der Spannungsverlauf deutlich unter dem Verlauf bei einem einschichtigen, homogenen Fenster. Da die Fensterschichten unterschiedliche Wärmeausdehnungskoeffizenten haben, verursacht die hohe Temperatur eine Schubspannung zwischen den Fensterschichten. Das Ansprengen ist so ausgeführt, daß die thermisch verursachte Schubspannung zwischen den beiden Fensterschichten dann sehr klein ist, wenn die von dem Staudruck verursachte Spannung am größten ist.
Die Kurve 34 zeigt, daß die Spannung in einem Fenster mit zwei durch eine Gleitschicht, z.B. Öl- oder Fettschicht voneinander getrennten Fensterschichten zunächst wieder auf ein moderates Maximum ansteigt. Danach sinkt die Spannung wieder ab. Die Gleitschicht bewirkt, daß die Fensterschichten bei unterschiedlicher Wärmeausdehung aufeinander gleiten können, wodurch keine Schubspannung zwischen den Fensterschichten aufgebaut werden kann. Die hohe Temperatur während des Fluges hat also keinen nennenswerten Einfluß auf die in dem Fenster auftretenden Spannung.

Claims (5)

  1. Für elektromagnetische Strahlung durchlässiges Fenster bei einem zielverfolgenden Über- oder Hyperschall-Flugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß das Fenster mehrere gemeinsam gehalterte, einander stützende Fensterschichten (12,14) aufweist, deren Materialwahl, Dicke und Anordnung temperaturbedingte mechanische Spannungen bei Über- oder Hyperschallflug im Vergleich zu einem durchgehend homogenen Fenster reduziert.
  2. Fenster nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fensterschichten auf ihren aneinandergrenzenden Oberflächen fest miteinander verbunden sind und aus Materialien mit derart unterschiedlichen thermischen Ausdehnungs-Koeffizienten bestehen, daß sich bei dem während des Über- oder Hyperschallfluges durch das Fenster hindurch auftretenden Temperaturgradienten in den verschiedenen Fensterschichten im wesentlichen gleiche thermische Ausdehnungen ergeben.
  3. Fenster nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch Mittel zum Herstellen eines guten Wärmeüberganges zwischen den Fensterschichten.
  4. Fenster nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß als Mittel zum Herstellen eines guten Wärmeüberganges die Fensterschichten durch Ansprengen miteinander verbunden sind.
  5. Fenster nach Anspruch 1, dadurch gekennzechnet, daß zwischen den Fensterschichten (12,14) eine Gleitschicht vorhanden ist, die eine Relativbewegung der Fensterschichten parallel zu ihren aneinandergrenzenden Oberflächen gestattet, so daß die Übertragung der Spannungen zwischen den Fensterschichten (12,14) vermindert wird.
EP99112424A 1998-07-28 1999-06-30 Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper Withdrawn EP0977305A3 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19833884A DE19833884C1 (de) 1998-07-28 1998-07-28 Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper
DE19833884 1998-07-28

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0977305A2 true EP0977305A2 (de) 2000-02-02
EP0977305A3 EP0977305A3 (de) 2002-02-13

Family

ID=7875539

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP99112424A Withdrawn EP0977305A3 (de) 1998-07-28 1999-06-30 Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6273362B1 (de)
EP (1) EP0977305A3 (de)
DE (1) DE19833884C1 (de)
IL (1) IL130997A (de)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2189672C1 (ru) * 2001-06-15 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Головной антенный обтекатель ракеты
RU2189674C1 (ru) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
RU2189673C1 (ru) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
RU2447549C1 (ru) * 2011-01-25 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
CN109606617A (zh) * 2018-11-28 2019-04-12 天津津航技术物理研究所 一种超声速飞行器可见光窗口组件

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6565036B1 (en) * 2001-04-12 2003-05-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Technique for improving accuracy of high speed projectiles
DE102004044203B4 (de) * 2004-09-13 2006-12-07 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Materialverbundfenster
RU2459325C1 (ru) * 2010-12-08 2012-08-20 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") Головной обтекатель ракеты
US11513072B2 (en) 2021-03-12 2022-11-29 Raytheon Company Ablation sensor with optical measurement
US11880018B2 (en) * 2021-03-12 2024-01-23 Raytheon Company Optical window with abrasion tolerance
US12491700B2 (en) 2022-03-11 2025-12-09 Textron Systems Corporation Shielded multi-layer ablative/insulative material for hypersonic flight and similar applications

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0599035A1 (de) 1992-10-20 1994-06-01 Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH Verbindungsanordnung zum Verbinden eines einen Suchkopf abdeckenden Domes mit der Struktur eines Flugkörpers
DE3715085A1 (de) 1986-05-08 1996-05-02 British Aerospace Flugkörper-Spitzenverkleidungsaufbau

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3356549A (en) * 1964-07-31 1967-12-05 Charles B King Method and apparatus for bonding a plastics sleeve onto a metallic body
US3925783A (en) * 1974-11-15 1975-12-09 Us Army Radome heat shield
US5457471A (en) * 1984-09-10 1995-10-10 Hughes Missile Systems Company Adaptively ablatable radome
US4613540A (en) * 1984-10-09 1986-09-23 Rogers Corporation Window for broad bandwidth electromagnetic signal transmission, and method of construction thereof
US5182155A (en) * 1991-04-15 1993-01-26 Itt Corporation Radome structure providing high ballistic protection with low signal loss
US5515054A (en) * 1994-04-20 1996-05-07 Westinghouse Electric Corp. Dual mode radar transparency and method of fabricating same
US5707723A (en) * 1996-02-16 1998-01-13 Mcdonnell Douglas Technologies, Inc. Multilayer radome structure and its fabrication

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3715085A1 (de) 1986-05-08 1996-05-02 British Aerospace Flugkörper-Spitzenverkleidungsaufbau
EP0599035A1 (de) 1992-10-20 1994-06-01 Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH Verbindungsanordnung zum Verbinden eines einen Suchkopf abdeckenden Domes mit der Struktur eines Flugkörpers

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2189672C1 (ru) * 2001-06-15 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Головной антенный обтекатель ракеты
RU2189674C1 (ru) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
RU2189673C1 (ru) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
RU2447549C1 (ru) * 2011-01-25 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Антенный обтекатель
CN109606617A (zh) * 2018-11-28 2019-04-12 天津津航技术物理研究所 一种超声速飞行器可见光窗口组件

Also Published As

Publication number Publication date
DE19833884C1 (de) 1999-12-23
IL130997A (en) 2003-12-10
IL130997A0 (en) 2001-01-28
EP0977305A3 (de) 2002-02-13
US6273362B1 (en) 2001-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE19833884C1 (de) Elektromagnetisch durchlässiges Verbundfenster für zielverfolgende Über- und Hyperschall-Flugkörper
DE2539790A1 (de) Kompensatorverbindung zwischen zwei mit einem feuerfesten futter versehenen rohrstuecken
DE2835150C2 (de) Wärmeisoliertes Rohr für den Transport von einem unter hohem Druck stehenden heißen Gas
DE2731461A1 (de) Mit hoher geschwindigkeit rotierende kupplung bzw. gleitlagerung fuer einen supraleitenden generator-rotor
DE2734254A1 (de) Hubkolbenbrennkraftmaschine mit zumindest einer in einem maschinengestell eingesetzten zylinderlaufbuchse
DE2200285C3 (de) Verbundwalze fur das Warmwalzen und/oder Kaltwalzen von Metallen
DE102010017530A1 (de) Lagerung von Transportrollen
DE3441693C1 (de) Vorrichtung zur Kompensation der Waermeausdehnung eines Bauteils
DE19904417A1 (de) Waffenrohr
DE2812416C2 (de) Zylindertrommel für eine Axialkolbenmaschine
DE2902576A1 (de) Schutzhuelle fuer lichtleitfasern
DE4102096A1 (de) Strukturelement mit einer geforderten starrheit und festigkeit
DE19801407A1 (de) Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen
DE3202637A1 (de) Periskop
DE102004044203B4 (de) Materialverbundfenster
DE4216008C2 (de) Vorwärmer für den Düsenstock eines Ölbrenners
DE1778325C3 (de) Extruder zum Ummanteln von elektrischen mit einer Isolierflüssigkeit imprägnierten Kabeln
DE4019614A1 (de) Drehanodenroentgenroehre
DE3210794C2 (de) Einrichtung zum Ausgleich von Materialspannungen in einem Feststoffraketentreibsatz
DE2531848C2 (de)
DE3520266C1 (en) Tubular metallic capsule
DE102010053633A1 (de) Plastifiziereinheit mit Isolierelement im Einfüllbereich
DE3303226C2 (de) Drehtrommeln mit Ausgleich der Wärmedehnungen des Drehtrommelmantels im Bereich der Drehtrommellager
DE2710318A1 (de) Walze, insbesondere fuer stranggiessanlagen
DE2806832A1 (de) Drehbare waermebehandlungstrommel

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

AKX Designation fees paid
17P Request for examination filed

Effective date: 20020502

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB IT SE

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: 8566

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: DIEHL BGT DEFENCE GMBH & CO.KG

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20051231