RU2189672C1 - Missile antenna nose fairing - Google Patents
Missile antenna nose fairing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2189672C1 RU2189672C1 RU2001116737/09A RU2001116737A RU2189672C1 RU 2189672 C1 RU2189672 C1 RU 2189672C1 RU 2001116737/09 A RU2001116737/09 A RU 2001116737/09A RU 2001116737 A RU2001116737 A RU 2001116737A RU 2189672 C1 RU2189672 C1 RU 2189672C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- shell
- ceramic
- additional
- ceramic shell
- Prior art date
Links
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной промышленности, преимущественно, к конструкциям головных антенных обтекателей. The invention relates to the aviation industry, mainly to designs of head antenna fairings.
Рост скоростей и дальностей полета современных и перспективных ракет класса "воздух-поверхность" выдвигает кварцевую керамику на передний план в качестве материала оболочек для антенных обтекателей ракет. Особенностью работы антенных обтекателей ракет "воздух - поверхность" является многократное (до 50) циклическое (от -60oС до +170oС) воздействие температуры в процессе совместного полета с носителем, что создает дополнительные трудности, связанные с сохранением несущей способности обтекателя после высокотемпературного циклирования. С учетом этой особенности проблемой является обеспечение надежной связи керамической оболочки со шпангоутом и необходимого температурного режима работы антенной системы и головки самонаведения (ГСН) в условиях значительного (до 600o С - в узле соединения керамической оболочки и до 700oС - в ее радиопрозрачной части) прогрева внутренней поверхности обтекателя и воздействия перерезывающей силы до 2000 кГс. Это обусловлено отсутствием конструкционных материалов, согласованных по температурному коэффициенту расширения (ТКЛР) с кварцевой керамикой в широком интервале температур и пригодных для изготовления шпангоутов.The increase in the speeds and flight ranges of modern and promising air-to-surface missiles is pushing quartz ceramics to the forefront as shell material for missile antenna fairings. A feature of the work of the air-to-surface rocket antenna fairings is the repeated (up to 50) cyclic (from -60 o С to +170 o С) temperature influence during the joint flight with the carrier, which creates additional difficulties associated with maintaining the fairing bearing capacity after high temperature cycling. Given this peculiarity, the problem is to ensure reliable connection of the ceramic shell with the frame and the required temperature operating mode of the antenna system and homing head (GOS) in conditions of significant (up to 600 o C in the junction of the ceramic shell and up to 700 o C in its radiolucent part ) heating of the inner surface of the fairing and the effect of shearing force up to 2000 kG. This is due to the lack of structural materials that are consistent in temperature expansion coefficient (TEC) with quartz ceramics in a wide temperature range and suitable for the manufacture of frames.
Известна конструкция обтекателя по пат. США 3114319, НКИ 102.92.5, 1962 г. , состоящая из керамической оболочки и установленного в ее полости с зазором металлического элемента в виде кольца, связанных через эластичные обечайки, помещенные в кольцевых проточках металлического кольца. A known design of the fairing according to US Pat. USA 3114319, NKI 102.92.5, 1962, consisting of a ceramic shell and a metal element in the form of a ring mounted in its cavity with a gap connected through elastic shells placed in the annular grooves of the metal ring.
Основным недостатком такой конструкции является ее низкая несущая способность при высоком неосесимметричном силовом воздействии в случае малых значений отношения длины соединения к диаметру соединяемых деталей из-за высокого уровня распора в керамическом элементе от углового смещения соединяемых деталей на эластичных обечайках или из-за разрушения керамической оболочки от контакта с металлическим элементом при их взаимных эксплуатационных радиальных перемещениях больших, чем величина гарантированного радиального зазора между ними. The main disadvantage of this design is its low bearing capacity with high non-axisymmetric force action in the case of small values of the ratio of the length of the joint to the diameter of the joined parts due to the high level of pressure in the ceramic element from the angular displacement of the connected parts on elastic shells or due to the destruction of the ceramic shell from contact with the metal element during their mutual operational radial displacements greater than the value of the guaranteed radial clearance between mi
Наиболее близким конструктивным решением к заявляемому изобретению является изобретение по пат. РФ 2090956, МПК6 Н 01 Q 1/42, 1994, выбранное в качестве прототипа. В этой конструкции металлический переходной шпангоут соединен с оболочкой из кварцевой керамики эластичным слоем герметика. Радиальная термокомпенсация в рассматриваемой конструкции обеспечивается за счет упругой деформации соединяемых элементов и согласованности по ТКЛР материалов оболочки и переходного шпангоута при невысоких уровнях прогрева. The closest constructive solution to the claimed invention is the invention according to US Pat. RF 2090956, IPC6 H 01 Q 1/42, 1994, selected as a prototype. In this design, the metal transition frame is connected to the quartz ceramic shell by an elastic layer of sealant. Radial thermal compensation in the design under consideration is provided due to the elastic deformation of the connected elements and the TEC matching of the shell materials and the transition frame at low heating levels.
Недостатки этой конструкции, ее конструктивной схемы, в случае попытки применения для условий эксплуатации обтекателей ракет класса "воздух-земля", особенно в свете перспективных требований, следующие:
- снижение несущей способности и даже преждевременное разрушение керамической оболочки от теплового распора шпангоутом из-за несогласованности по ТКЛР инвара и кварцевой керамики при более высоком прогреве места соединения в конструкции обтекателя;
- недопустимый прогрев внутренней полости обтекателя при выбранных характеристиках керамической оболочки, исходя лишь из радиотехнических и прочностных требований;
- увеличенное радиальное смещение носовой части керамической оболочки в области зеркала антенны относительно оси стыковочного шпангоута ракеты, особенно при увеличении толщины слоя герметика, росте его прогрева, значительной длине обтекателя относительно длины соединения оболочки со шпангоутом.The disadvantages of this design, its structural scheme, in the case of an attempt to use air-to-ground missile fairings for operating fairings, especially in the light of promising requirements, are as follows:
- decrease in bearing capacity and even premature destruction of the ceramic shell from thermal expansion by the frame due to inconsistency in thermal expansion coefficient of Invar and quartz ceramics with higher heating of the joint in the fairing structure;
- unacceptable heating of the internal cavity of the fairing with the selected characteristics of the ceramic shell, based only on radio engineering and strength requirements;
- increased radial displacement of the bow of the ceramic shell in the region of the antenna mirror relative to the axis of the missile docking frame, especially with an increase in the thickness of the sealant layer, an increase in its heating, a significant length of the fairing relative to the length of the connection between the shell and the frame.
Целью предлагаемого изобретения является создание нового обтекателя ракеты класса "воздух-земля" на базе отработанной в конструктивно-технологическом плане конструкции обтекателя класса "земля-воздух" путем совершенствования его конструктивно-компоновочной схемы. Это позволяет повысить эксплуатационно-технические характеристики конструкции обтекателя: увеличить теплопрочность, теплозащищенность внутренней полости, точность наведения ракеты на цель при удовлетворении требованиям по технологичности. The aim of the invention is the creation of a new fairing of a rocket of the class "air-to-ground" on the basis of the design of a fairing of the class of "ground-to-air" worked out in the structural-technological plan by improving its structural-layout scheme. This allows you to increase the operational and technical characteristics of the design of the fairing: to increase the heat resistance, heat resistance of the internal cavity, the accuracy of pointing the missile at the target while meeting the requirements for manufacturability.
Указанный технический результат достигается тем, что в головном антенном обтекателе ракеты, включающем керамическую оболочку и установленный в ее полости металлический шпангоут, в полость керамической оболочки установлена с зазором дополнительная оболочка, материал которой согласован по ТКЛР с керамической оболочкой, причем дополнительная оболочка соединена на одном конце с керамической оболочкой и металлическим шпангоутом эластичным адгезивом, а на противоположном конце с керамической оболочкой через эластичную обечайку и с введенным металлическим опорным кольцом, установленным внутри нее, кроме этого между стыковочным фланцем шпангоута и торцом керамической оболочки размещена эластичная прокладка, а в кольцевой проточке шпангоута у стыковочного фланца размещена дополнительная эластичная обечайка, соединяющая через эластичный адгезив керамическую оболочку со шпангоутом. The specified technical result is achieved by the fact that in the head antenna fairing of the rocket, including the ceramic shell and the metal frame installed in its cavity, an additional shell is installed with a gap in the cavity of the ceramic shell, the material of which is coordinated by thermal expansion coefficient with the ceramic shell, and the additional shell is connected at one end with a ceramic shell and a metal frame with elastic adhesive, and at the opposite end with a ceramic shell through an elastic shell and with nnym metal support ring mounted inside it, except that a docking flange between the frame and the end of the ceramic shell arranged elastic gasket and the annular groove of the frame at the connection flange arranged more elastic shell is connecting through a flexible envelope with a ceramic adhesive frames.
В заявляемом изобретении:
- дополнительная оболочка, введенная в полость керамической оболочки, обеспечивает требуемую дополнительную теплозащиту головки самонаведения, а также снижает прогрев обечайки шпангоута, что уменьшает величину напряжений в керамической оболочке от разницы ТКЛР материала шпангоута и керамической оболочки и увеличивает несущую способность обтекателя;
- адгезионное соединение дополнительной оболочки в ее торцевой части со шпангоутом и керамической оболочкой, а на противоположном конце с керамической оболочкой через эластичную обечайку обеспечивает развитие базы узла соединения, возможность использования дополнительной оболочки в качестве каркаса для керамической оболочки, опирающейся на дополнительную оболочку через эластичную обечайку, что также повышает несущую способность обтекателя;
- за счет удлинения заантенной части керамической оболочки обтекателя, т.е. удаления от места максимальной температуры и скоростного напора снижается также тепловое воздействие на элементы за торцом керамической оболочки и эррозия теплозащиты второго отсека;
- металлическое опорное кольцо для блока ГСН, вклеенное внутри дополнительной оболочки на противоположном ее торцу конце, позволяет существенно снизить в полете относительные радиальные смещения ГСН и обтекателя, что позволяет увеличить диаметр антенны и соответственно ее дальность и точность наведения;
- дополнительная эластичная обечайка, например в виде гофрированного кольца, размещенная в кольцевой проточке у стыковочного фланца шпангоута и соединенная эластичным адгезивом с керамической оболочкой и шпангоутом, увеличивает площадь склейки керамической оболочки со шпангоутом и тем самым повышает несущую способность обтекателя;
- эластичная прокладка между торцами керамической оболочки и стыковочного шпангоута, формируемая из адгезива при сборке, подкрепляет клеевое соединение в зоне сжатия обтекателя и повышает динамическую и статическую прочность обтекателя.In the claimed invention:
- the additional shell introduced into the cavity of the ceramic shell provides the required additional thermal protection of the homing head, and also reduces the heating of the shell of the frame, which reduces the stress value in the ceramic shell from the difference in the thermal expansion coefficient of the material of the frame and ceramic shell and increases the bearing capacity of the fairing;
- adhesive connection of the additional shell in its end part with the frame and ceramic shell, and at the opposite end with the ceramic shell through the elastic shell provides the base of the connection assembly, the possibility of using the additional shell as a frame for the ceramic shell resting on the additional shell through the elastic shell, which also increases the bearing capacity of the fairing;
- due to the lengthening of the entangled part of the ceramic shell of the fairing, i.e. removal from the place of maximum temperature and velocity head also reduces the thermal effect on the elements beyond the end of the ceramic shell and erosion of thermal protection of the second compartment;
- a metal support ring for the GOS block, glued inside the additional shell at the end opposite to its end, can significantly reduce the relative radial displacements of the GOS and the fairing in flight, which allows to increase the diameter of the antenna and, accordingly, its range and pointing accuracy;
- an additional elastic shell, for example in the form of a corrugated ring, placed in the annular groove at the docking flange of the frame and connected by an elastic adhesive with a ceramic shell and a frame, increases the bonding area of the ceramic shell with the frame and thereby increases the carrying capacity of the fairing;
- the elastic gasket between the ends of the ceramic shell and the connecting frame, formed from adhesive during assembly, reinforces the adhesive joint in the compression zone of the fairing and increases the dynamic and static strength of the fairing.
На чертеже изображен фрагмент предлагаемого обтекателя. Обтекатель состоит из керамической оболочки 1, соединенной с металлическим шпангоутом 2 через введенную в полость керамической оболочки с зазором 3 дополнительную оболочку 4 из материала, согласованного по ТКЛР с материалом керамической оболочки, с помощью эластичного адгезива 5. На противоположном конце дополнительная оболочка соединена с керамической оболочкой через эластичную обечайку 6 и металлическим опорным кольцом 7, установленным на ее внутренней поверхности. В кольцевой проточке шпангоута у стыковочного фланца размещена дополнительная эластичная обечайка 8, соединенная эластичным адгезивом с керамической оболочкой и шпангоутом, а между стыковочным фланцем шпангоута и торцом керамической оболочки размещена эластичная прокладка 9. The drawing shows a fragment of the proposed fairing. The fairing consists of a ceramic shell 1 connected to a metal frame 2 through an additional shell 4 made of a material coordinated by thermal expansion coefficient and material of the ceramic shell, introduced into the cavity of the ceramic shell with a gap 3, using elastic adhesive 5. At the opposite end, the additional shell is connected to the ceramic shell through an elastic shell 6 and a metal support ring 7 mounted on its inner surface. In the ring groove of the frame at the docking flange there is an additional elastic shell 8 connected by an elastic adhesive to the ceramic shell and the frame, and between the docking flange of the frame and the end of the ceramic shell there is an elastic gasket 9.
На предприятии изготовлена опытная партия обтекателей заявляемой конструкции. Изготовленная из кварцевой керамики оболочка с диаметром у основания 400 мм и длиной 1000 мм соединена со шпангоутом из инвара через дополнительную оболочку из стеклопластика на основе фенолформальдегидного связующего с помощью полисилоксанового герметика. В качестве эластичной и дополнительной эластичной обечаек были выбраны гофрированные кольца из инвара, опорное кольцо из титанового сплава. The company made an experimental batch of fairings of the claimed design. A shell made of quartz ceramic with a diameter at the base of 400 mm and a length of 1000 mm is connected to the Invar frame via an additional fiberglass shell based on a phenol-formaldehyde binder using a polysiloxane sealant. Corrugated rings from Invar, a support ring from a titanium alloy were chosen as elastic and additional elastic shells.
Результаты экспериментальных исследований варианта конструкции обтекателя по предлагаемому изобретению в сравнении с вариантами, выполненными согласно аналогу и прототипу, показали, что выполнению требований по теплозащищенности аппаратуры, обеспечению работоспособности при длительном теплосиловом воздействии, минимизации зазора между зеркалом антенны и внутренней поверхностью обтекателя удовлетворяет лишь предлагаемая конструкция. The results of experimental studies of the configuration of the fairing according to the invention in comparison with the versions made according to the analogue and the prototype showed that only the proposed design satisfies the requirements for thermal protection of the equipment, ensuring operability during prolonged heat and stress, and minimizing the gap between the antenna mirror and the inner surface of the fairing.
Источники информации
1. Патент США 31114319, НКИ 102.92.5, 1962 г.Sources of information
1. US patent 31114319, NKI 102.92.5, 1962
2. Патент РФ и 2090956, МПК 6 Н 01 Q 1/42, 1994 г. 2. RF patent and 2090956, IPC 6 H 01 Q 1/42, 1994
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001116737/09A RU2189672C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Missile antenna nose fairing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001116737/09A RU2189672C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Missile antenna nose fairing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2189672C1 true RU2189672C1 (en) | 2002-09-20 |
Family
ID=20250866
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001116737/09A RU2189672C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Missile antenna nose fairing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2189672C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451372C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Blister |
| RU2464679C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
| RU2709033C1 (en) * | 2019-04-03 | 2019-12-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radiotransparent radome of aircraft onboard antenna system |
| CN114147991A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-08 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | Connecting ring forming and bonding method |
-
2001
- 2001-06-15 RU RU2001116737/09A patent/RU2189672C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451372C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Blister |
| RU2464679C1 (en) * | 2011-04-11 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
| RU2709033C1 (en) * | 2019-04-03 | 2019-12-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radiotransparent radome of aircraft onboard antenna system |
| CN114147991A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-08 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | Connecting ring forming and bonding method |
| CN114147991B (en) * | 2021-11-08 | 2023-11-10 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | Forming and bonding method for connecting ring |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4520364A (en) | Attachment method-ceramic radome to metal body | |
| US5691736A (en) | Radome with secondary heat shield | |
| RU2225664C2 (en) | Cone | |
| US9711845B2 (en) | Aerial vehicle radome assembly and methods for assembling the same | |
| US6460807B1 (en) | Missile components made of fiber-reinforced ceramics | |
| RU2697516C1 (en) | Antenna fairing (versions) | |
| RU2189672C1 (en) | Missile antenna nose fairing | |
| RU2464679C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2337437C1 (en) | Missile nose cone | |
| US3757698A (en) | Low-interference seeker dome attachment | |
| US11435078B2 (en) | Stand-off device for double-skin combustor liner | |
| JP5371335B2 (en) | Double-sided reflector and manufacturing method thereof | |
| RU2090956C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2168815C1 (en) | Rocket nose cone | |
| US3103887A (en) | Pre-stressed glass fiber attachment ring | |
| RU2189674C1 (en) | Antenna fairing | |
| US6186094B1 (en) | Sabot anti-splitting ring | |
| RU2316088C1 (en) | Flying vehicle antenna fairing | |
| RU2536361C1 (en) | Antenna dome | |
| US3114319A (en) | Nose cone or radome construction | |
| RU2277738C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2258283C1 (en) | Attachment point between ceramic fairing and flying-vehicle body | |
| RU2280301C1 (en) | Flying-vehicle nose fairing | |
| RU2735381C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2189673C1 (en) | Antenna fairing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20030616 |