RU2451372C1 - Blister - Google Patents
Blister Download PDFInfo
- Publication number
- RU2451372C1 RU2451372C1 RU2011114168/07A RU2011114168A RU2451372C1 RU 2451372 C1 RU2451372 C1 RU 2451372C1 RU 2011114168/07 A RU2011114168/07 A RU 2011114168/07A RU 2011114168 A RU2011114168 A RU 2011114168A RU 2451372 C1 RU2451372 C1 RU 2451372C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- shell
- taper
- frame
- resistant
- Prior art date
Links
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационно-ракетной техники, преимущественно к конструкциям радиопрозрачных обтекателей летательных аппаратов, и может быть использовано при разработке керамических головных обтекателей высокоскоростных ракет.The invention relates to the field of aeronautical-rocket technology, mainly to the designs of radiolucent fairings of aircraft, and can be used in the development of ceramic head fairings of high-speed missiles.
Основная проблема создания надежного соединения хрупкой керамической оболочки с металлическим стыковым шпангоутом при высоких температурах обусловлена значительной разницей их тепловых расширений, вызываемой резким возрастанием исходно низкого ТКЛР материала шпангоута (инварные сплавы), близкого к ТКЛР керамики в небольшом интервале температур (до 300°С), в процессе нагрева свыше 320-350°С (при практически стабильном ТКЛР материала оболочки при более высоких температурах).The main problem of creating a reliable connection of a brittle ceramic shell with a metal butt frame at high temperatures is due to the significant difference in their thermal expansions caused by a sharp increase in the initially low thermal expansion coefficient of the frame material (invar alloys), which is close to the thermal expansion coefficient of ceramics in a small temperature range (up to 300 ° C), during heating above 320-350 ° C (with almost stable thermal expansion coefficient of the shell material at higher temperatures).
С ростом скоростей ракет и, соответственно, теплового воздействия на носовые радиопрозрачные обтекатели с оболочками, изготавливаемыми в настоящее время, в основном, из ситаллов и кварцевой керамики с ее модификациями, нагрев оболочек достигает температур размягчения керамического материала, когда начинаются процессы аблирования наружной поверхности оболочки, приводящие к эрозионному уносу материала и изменению электрической толщины стенки оболочки, а также к снижению прочности конструкции. Изменение электрической толщины стенки оболочки приводит к искажению радиотехнических характеристик и снижению вероятности выполнения основной задачи - попадания ракеты в цель.With increasing speeds of the rockets and, accordingly, the thermal effect on the nasal radiolucent fairings with shells, which are currently being made mainly of ceramic and quartz ceramics with its modifications, the shell heating reaches the softening temperature of the ceramic material when the ablation of the outer surface of the shell begins, leading to erosion of the material and a change in the electrical thickness of the wall of the shell, as well as to a decrease in the strength of the structure. A change in the electric thickness of the shell wall leads to a distortion of the radio technical characteristics and a decrease in the probability of the fulfillment of the main task — rockets hitting the target.
Поэтому для обтекателей высокоскоростных ракет, температура нагрева наружной поверхности керамических оболочек которых в радиопрозрачной зоне достигает температуры абляции применяемых в настоящее время керамических материалов (например, для кварцевой керамики - около 1500°С), предлагаются керамические материалы, не подверженные тепловой эрозии, например нитридкремниевая и алюмооксидная керамики.Therefore, for fairings of high-speed rockets, the heating temperature of the outer surface of ceramic shells of which in the radiolucent zone reaches the ablation temperature of the currently used ceramic materials (for example, for quartz ceramic - about 1500 ° C), ceramic materials that are not subject to thermal erosion, for example, silicon nitride and alumina ceramics.
Однако эти материалы, обладающие высокой термостойкостью (до 2000-2500°С), помимо высокой прочности имеют повышенную теплопроводность, что обусловливает значительный нагрев силовых элементов конструкции узла соединения оболочки и металлического стыкового шпангоута. Например, при непосредственном клеевом соединении оболочки и шпангоута в обтекателях ракет классов "воздух-воздух" и "воздух-поверхность", когда предварительный нагрев конструкции в полете под носителем может достигать 150-300°С еще до пуска ракеты, то после пуска, в автономном режиме, металлический стыковой шпангоут и клеевой шов могут прогреваться до температур 650-750°С. Такой режим эксплуатации является недопустимым не только для эластичных термостойких адгезивов, которые, в основном, используются в обтекателях с оболочками, изготавливаемыми из кварцевой керамики и ситаллов, но и приводит к разрушению оболочки вследствие теплового расширения шпангоута в радиальном направлении.However, these materials, which have high heat resistance (up to 2000-2500 ° C), in addition to high strength, have increased thermal conductivity, which leads to significant heating of the structural elements of the joint assembly of the shell and the metal butt frame. For example, with a direct glue connection of the shell and the frame in the fairings of air-to-air and air-to-surface missiles, when the pre-heating of the structure in flight under the carrier can reach 150-300 ° C even before the rocket is launched, then after the launch, offline, the metal butt frame and the adhesive joint can be heated to temperatures of 650-750 ° C. This mode of operation is unacceptable not only for flexible heat-resistant adhesives, which are mainly used in fairings with shells made of quartz ceramics and ceramic, but also leads to the destruction of the shell due to thermal expansion of the frame in the radial direction.
Изготовление оболочек из нитридкремниевой и алюмооксидной керамик, имеющих повышенные, по сравнению с кварцевой керамикой, ТКЛР и теплопрочность, позволяет использовать для шпангоута некоторые инварные сплавы также с повышенными ТКЛР, допускающими нагрев шпангоута до температур 450-500°С. Однако в этом случае невозможным становится использование термостойких эластичных адгезивов типа герметика У-2-28, работоспособность которых ограничивается нагревом до 300-320°С.The manufacture of shells made of silicon nitride and alumina ceramics, having higher thermal expansion coefficient and heat resistance compared to quartz ceramics, makes it possible to use some invar alloys with increased thermal expansion coefficient for the frame, which allow heating of the frame to temperatures of 450-500 ° C. However, in this case, it becomes impossible to use heat-resistant elastic adhesives such as U-2-28 sealant, the performance of which is limited to heating to 300-320 ° C.
Известен ряд технических решений для конструкций антенных обтекателей, включающих керамическую оболочку и металлический шпангоут, в которых работоспособность обеспечивается установкой между оболочкой и шпангоутом термокомпенсаторов или теплозащитных элементов, позволяющих исключить непосредственный контакт оболочки со шпангоутом и снизить температуру нагрева шпангоута и клеевого соединения.A number of technical solutions are known for the designs of antenna cowls, including a ceramic shell and a metal frame, in which operability is ensured by installing thermal compensators or heat-shielding elements between the shell and the frame to eliminate direct contact of the shell with the frame and reduce the heating temperature of the frame and adhesive joint.
Известна конструкция головного антенного обтекателя ракеты по патенту РФ №2189672, МПК 7H01Q 1/42, 2001, состоящая из керамической оболочки и металлического шпангоута и дополнительной оболочки, изготовленной из композиционного материала, согласованного по ТКЛР с керамической оболочкой, установленной с зазором между керамической оболочкой и металлическим шпангоутом и соединенной с ними на одном конце эластичным адгезивом. Кроме этого, в конструкции обтекателя имеются эластичные компенсирующие элементы.A known design of the head antenna cowl of a rocket according to the patent of the Russian Federation No. 2189672, IPC 7 H01Q 1/42, 2001, consisting of a ceramic shell and a metal frame and an additional shell made of composite material coordinated by thermal expansion coefficient with a ceramic shell installed with a gap between the ceramic shell and a metal frame and an elastic adhesive connected to them at one end. In addition, in the design of the fairing there are elastic compensating elements.
Основным ограничением в применении такой конструкции является недостаточная на современном уровне термопрочность существующих эластичных компенсирующих элементов, невозможность использования жестких адгезивов, обладающих высокой термостойкостью, и усложненность конструкции.The main limitation in the application of this design is the insufficient thermal resistance of existing elastic compensating elements at the present level, the inability to use hard adhesives with high heat resistance, and the complexity of the design.
Известна также конструкция головного обтекателя ракеты по патенту РФ №2168815, МПК 7HOIQ 1/42, 2000, включающая эластичную обечайку, введенную в расширяющуюся полость между оболочкой и носовой частью шпангоута, а в качестве адгезива-эластичный герметик на основе полисилоксана. К шпангоуту подсоединен или выполнен за одно целое с ним аккумулятор тепла.Also known is the design of the head fairing of the rocket according to the patent of the Russian Federation No. 2188815, IPC 7 HOIQ 1/42, 2000, including an elastic shell inserted into the expanding cavity between the shell and the nose of the frame, and as an adhesive, an elastic sealant based on polysiloxane. A heat accumulator is connected to or connected to the frame in one piece with it.
Ограничение работоспособности такой конструкции для обтекателя с оболочкой, материал которой обладает повышенной теплопроводностью, обусловлено также невысокой термопрочностью эластичных элементов узла соединения, невозможностью использования жестких термостойких адгезивов и узким температурным интервалом совместимости ТКЛР материалов оболочки и шпангоута.The limitation of the operability of such a design for a cowl with a sheath, the material of which has increased thermal conductivity, is also due to the low heat resistance of the elastic elements of the joint, the inability to use hard heat-resistant adhesives, and the narrow temperature range of compatibility of the thermal expansion coefficient of the materials of the shell and the frame.
Наиболее близким устройством по совокупности признаков, выбранным в качестве прототипа, является антенный обтекатель по патенту США №4520364, МПК 6H01Q 1/28, 1/42, 1985, включающий радиопрозрачную керамическую оболочку, переходную секцию с изолирующей прокладкой, изготовленную из композиционного материала на полиимидном связующем и выполняющую роль теплозащитного слоя, металлический стыковой шпангоут и элементы их соединения. Керамическая оболочка соединяется с переходной секцией и стыковым шпангоутом по коническим сопрягаемым поверхностям термостойким клеем и с помощью стандартных крепежных элементов. Введение в конструкцию обтекателя переходной секции с изолирующей прокладкой позволяет снизить температуру металлического шпангоута до приемлемых значений.The closest device for the totality of features selected as a prototype is an antenna cowl according to US patent No. 4520364, IPC 6 H01Q 1/28, 1/42, 1985, including a radiolucent ceramic shell, a transition section with an insulating gasket made of composite material on a polyimide binder and a heat-protective layer, a metal butt frame and elements of their connection. The ceramic shell is connected to the transition section and the butt frame on tapered mating surfaces with heat-resistant adhesive and using standard fasteners. Introduction to the design of the fairing transition section with an insulating gasket can reduce the temperature of the metal frame to acceptable values.
Причинами, ограничивающими применение данного изобретения, являются:Reasons limiting the use of this invention are:
- в условиях значительного теплосилового нагружения обтекателя и прогрева оболочки, обладающей повышенной теплопроводностью, клеевой слой в соединении "керамическая оболочка - переходная секция" и сам теплозащитный слой могут деструктировать, если температура нагрева превысит пределы термостойкости адгезива и связующего композиционного материала переходной секции, что не позволит обеспечить передачу внешней нагрузки на металлический стыковой шпангоут;- under conditions of significant heat-force loading of the fairing and heating of the shell with increased thermal conductivity, the adhesive layer in the connection “ceramic shell - transition section” and the heat-protective layer itself can degrade if the heating temperature exceeds the temperature resistance of the adhesive and the binder composite material of the transition section, which will not allow to ensure the transfer of external load to the metal butt frame;
- отсутствие контакта по всей поверхности теплозащитного слоя и стыкового шпангоута не позволяет использовать для поджатия переходной секции увеличение размеров шпангоута в радиальном направлении в процессе нагрева.- lack of contact over the entire surface of the heat-shielding layer and the butt frame does not allow to use to preload the transition section of the increase in the size of the frame in the radial direction during heating.
Тепловые расчеты и практика разработки обтекателей с теплозащитными слоями между керамической оболочкой и металлическим шпангоутом показывают, что применение теплозащитного слоя из материала с низкой теплопроводностью с целью снижения температуры в металлическом шпангоуте приводит к концентрации тепла в соединении "керамическая оболочка - теплозащитный слой", что обусловливает повышение температуры на внутренней поверхности оболочки и клеевого слоя в этом соединении.Thermal calculations and the practice of developing fairings with heat-shielding layers between the ceramic shell and the metal frame show that the use of a heat-shielding layer of material with low thermal conductivity in order to reduce the temperature in the metal frame leads to a concentration of heat in the connection “ceramic shell - heat-shielding layer”, which leads to an increase temperature on the inner surface of the shell and the adhesive layer in this connection.
Этот отрицательный эффект тем значительнее, чем меньше теплопроводность материала теплозащитного слоя и чем выше теплопроводность керамики. Достигнутое необходимое снижение температуры металлического шпангоута и облегчение условий его работы приводит к тому, что наиболее теплонагруженным становится клеевой слой, соединяющий оболочку с теплозащитным слоем. Это особенно характерно для обтекателей с оболочками из нитридных и алюмооксидных керамик, обладающих высокой теплопроводностью.This negative effect is the greater, the lower the thermal conductivity of the material of the heat-protective layer and the higher the thermal conductivity of the ceramic. Achieved the necessary reduction in the temperature of the metal frame and the facilitation of the conditions of its operation leads to the fact that the adhesive layer connecting the shell with the heat-protective layer becomes the most heat-loaded. This is especially true for fairings with shells made of nitride and alumina ceramics with high thermal conductivity.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение работоспособности антенного обтекателя в условиях повышенного теплосилового нагружения за счет снижения температуры нагрева стыкового шпангоута и его воздействия на керамическую оболочку.The objective of the present invention is to ensure the operability of the antenna fairing under conditions of increased heat load due to lowering the temperature of the heating of the butt frame and its effect on the ceramic shell.
Поставленная задача решается тем, что предложен:The problem is solved by the fact that the proposed:
1. Антенный обтекатель, содержащий керамическую оболочку, металлический стыковой шпангоут и расположенный между ними теплоизоляционный слой, соединенный термостойким клеем с оболочкой и шпангоутом, отличающийся тем, что теплоизоляционный слой образован не менее чем двумя секторами, выполненными из термостойкого стеклопластика, при этом керамическая оболочка в зоне соединения с теплоизоляционным слоем по внутренней поверхности выполнена с обратным направлением конусности по отношению к конусности ее наружной поверхности, а внешняя поверхность металлического стыкового шпангоута выполнена с конусностью, совпадающей по направлению с конусностью наружной поверхности керамической оболочки.1. Antenna fairing containing a ceramic shell, a metal butt frame and a heat-insulating layer located between them, connected by a heat-resistant adhesive with a shell and a frame, characterized in that the heat-insulating layer is formed by at least two sectors made of heat-resistant fiberglass, while the ceramic shell the connection zone with the heat-insulating layer on the inner surface is made with the opposite direction of the taper with respect to the taper of its outer surface, and the outer the surface of the metal butt frame is made with a taper that coincides in direction with the taper of the outer surface of the ceramic shell.
2. Антенный обтекатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве термостойкого стеклопластика выбран стеклопластик на основе полиимидного связующего.2. The antenna fairing according to claim 1, characterized in that a fiberglass based on a polyimide binder is selected as a heat-resistant fiberglass.
3. Антенный обтекатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве термостойкого стеклопластика выбран стеклопластик на основе алюмохромфосфатного связующего.3. The antenna fairing according to claim 1, characterized in that as a heat-resistant fiberglass selected fiberglass based on alumina-phosphate binder.
4. Антенный обтекатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве термостойкого стеклопластика выбран стеклопластик на основе фенолформальдегидного связующего.4. The antenna fairing according to claim 1, characterized in that fiberglass based on a phenol-formaldehyde binder is selected as a heat-resistant fiberglass.
В условиях полета под носителем при прогреве всей конструкции до 150-300°С и относительной совместимости ТКЛР материалов оболочки, теплоизоляционного слоя и шпангоута, значительных растягивающих напряжений в керамической оболочке от распора шпангоутом не возникает, а термостойкий адгезив в соединениях еще не претерпевает необратимых структурных изменений и деформаций, поскольку внешние нагрузки и температура нагрева соединяемых деталей не значительны. При охлаждении до температуры окружающей среды система практически приходит в исходное состояние.Under flight conditions under the carrier, when the entire structure is heated to 150-300 ° C and the relative thermal expansion coefficient of the shell materials, the heat-insulating layer and the frame, significant tensile stresses in the ceramic shell do not arise from the expansion with the frame, and the heat-resistant adhesive in the compounds does not yet undergo irreversible structural changes and deformations, since external loads and the heating temperature of the connected parts are not significant. When cooled to ambient temperature, the system almost comes to its original state.
При пуске ракеты после предварительного прогрева до температур 150-300°С в соединении "оболочка - теплоизоляционный слой" дополнительный нагрев в автономном режиме приводит к значительному увеличению температуры клея и внешних слоев теплоизоляционного слоя.When a rocket is launched after preheating to temperatures of 150-300 ° C in the “shell - heat-insulating layer” connection, additional heating in an autonomous mode leads to a significant increase in the temperature of the glue and the outer layers of the heat-insulating layer.
В то же время увеличения температуры металлического шпангоута и адгезива в соединении "теплоизоляционный слой - шпангоут" в течение короткого времени автономного режима не происходит, т.к. значительная часть тепла идет на нагрев оболочки и теплоизоляционного слоя.At the same time, an increase in the temperature of the metal frame and adhesive in the "heat-insulating layer-frame" joint does not occur for a short time, since a significant part of the heat goes to heat the shell and the insulating layer.
В соединении "оболочка - теплоизоляционный слой" происходит постепенная деструкция адгезива и размягчение связующего во внешних слоях композиционного материала кольцевых секторов. Скорость протекания деструкции адгезива и связующего в композиционном материале пропорциональна длительности теплового воздействия на обтекатель, которая составляет от нескольких десятков секунд до 1,5-2 минут.In the “sheath - heat-insulating layer” compound, a gradual degradation of the adhesive and softening of the binder in the outer layers of the composite material of the annular sectors occur. The rate of degradation of the adhesive and binder in the composite material is proportional to the duration of the thermal effect on the fairing, which is from several tens of seconds to 1.5-2 minutes.
По мере деструкции адгезива и некоторого размягчения внешних слоев материала кольцевых секторов одновременно происходит поджатие теплоизоляционного слоя к оболочке за счет теплового расширения шпангоута. В результате этого в соединении, благодаря конусности обратной направленности, образуется клин, который при приложении внешней нагрузки "запирает" весь узел и препятствует сползанию оболочки со шпангоута. В общем случае эффективность клинового соединения тем выше, чем больше угол конусности клина, который, однако, лимитирован строительной высотой узла соединения. В оболочках, изготовленных из нитридной и алюмооксидной керамик, обладающих значительной прочностью (σи=200-400 МПа), клиновое соединение способно выдержать без разрушения оболочки значительные нагрузки, поскольку теплоизоляционный слой "работает", в основном, на изгиб и сжатие.With the destruction of the adhesive and some softening of the outer layers of the material of the annular sectors, the heat-insulating layer is preloaded to the shell due to the thermal expansion of the frame. As a result of this, a wedge is formed in the joint due to the conicity of the reverse direction, which, when an external load is applied, “locks” the entire assembly and prevents the casing from sliding off the frame. In general, the effectiveness of a wedge joint is the higher, the greater the angle of taper of the wedge, which, however, is limited by the construction height of the joint. In shells made of nitride and alumina ceramics, which have significant strength (σ and = 200-400 MPa), the wedge joint is able to withstand significant loads without breaking the shell, since the insulating layer "works" mainly on bending and compression.
Работоспособность конструкции узла соединения обеспечивается до тех пор, пока сохраняется прочность клеевого соединения "теплоизоляционный слой - шпангоут", а окружные растягивающие напряжения, возникающие в оболочке от распора шпангоутом через теплоизоляционный слой, не превышают допустимых. Это может быть достигнуто применением в этом соединении термостойкого адгезива.The operability of the design of the joint assembly is ensured as long as the strength of the adhesive joint “heat-insulating layer - frame” is maintained, and the circumferential tensile stresses arising in the shell from being expanded by the frame through the heat-insulating layer do not exceed the permissible ones. This can be achieved by using a heat-resistant adhesive in this compound.
На фигуре представлено продольное сечение антенного обтекателя в зоне узла соединения.The figure shows a longitudinal section of an antenna cowl in the area of the connection node.
Антенный обтекатель включает керамическую оболочку 1, металлический стыковой шпангоут 2 и теплоизоляционный слой 3, соединенный термостойким клеем 4 с оболочкой и шпангоутом. Теплоизоляционный слой состоит из секторов 5, разделенных между собой зазором, заполненным теплостойким клеем 4. Внешняя поверхность секторов 5, образующих теплоизоляционный слой 3, и внутренняя поверхность керамической оболочки 1 имеют обратное направление конусности по отношению к конусности наружной поверхности оболочки (угол конусности выбирается конструктивно), а внутренняя поверхность секторов 5 и наружная поверхность шпангоута 2 - конусность, совпадающую по направлению с конусностью наружной поверхности оболочки 1.Antenna fairing includes a ceramic shell 1, a metal butt frame 2 and a heat-insulating layer 3 connected by a heat-resistant adhesive 4 to the shell and the frame. The heat-insulating layer consists of sectors 5, separated by a gap filled with heat-resistant adhesive 4. The outer surface of the sectors 5 forming the heat-insulating layer 3, and the inner surface of the ceramic shell 1 have the opposite direction of the taper with respect to the taper of the outer surface of the shell (the taper angle is selected constructively) and the inner surface of the sectors 5 and the outer surface of the frame 2 is a taper that coincides in direction with the taper of the outer surface of the shell 1.
Теплопрочностные расчеты и эксперименты показывают, что применение для ракет классов "воздух - воздух" и "воздух - поверхность" конструкции антенного обтекателя, включающего теплоизоляционный слой, образованный из отдельных кольцевых секторов, изготовленных из стеклопластиков на основе фенолформальдегидных, полиимидных, алюмофосфатных и других теплостойких связующих с низкой теплопроводностью, позволит обеспечить работоспособность антенного обтекателя при прогреве клеевого слоя в соединении "керамическая оболочка - теплоизоляционный слой" до 650-850°С и выше, а в соединении "теплоизоляционный слой - металлический шпангоут" - до 500-550°С (ограничение обусловлено резким подъемом ТКЛР применяемых в настоящее время конструкционных инварных материалов для шпангоутов при нагреве выше этих температур). Температурными полями в соединениях можно управлять, применяя материалы с необходимыми теплофизическими характеристиками для теплоизоляционных слоев. Такая конструкция антенного обтекателя может быть реализована не только с оболочками, материал которых обладает высокой прочностью (нитридная и алюмооксидная керамики), но также и с оболочками, имеющими относительно невысокие прочностные характеристики материалов (кварцевая керамика и ее модификации, стеклокерамика и др.).Heat-resistant calculations and experiments show that the use for air-to-air and air-to-surface missiles of the antenna cowl structure, including a heat-insulating layer formed from individual annular sectors made of fiberglass based on phenol-formaldehyde, polyimide, aluminophosphate and other heat-resistant binders with low thermal conductivity, will ensure the performance of the antenna fairing during heating of the adhesive layer in the connection "ceramic shell - thermal insulation layer “up to 650-850 ° C and above, and in the connection“ heat-insulating layer - metal frame ”- up to 500-550 ° C (the restriction is due to the sharp increase in thermal expansion coefficient of currently used structural invariable materials for frames when heated above these temperatures) . The temperature fields in the compounds can be controlled using materials with the necessary thermophysical characteristics for the insulating layers. This design of the antenna cowl can be implemented not only with shells whose material has high strength (nitride and alumina ceramics), but also with shells having relatively low strength characteristics of materials (quartz ceramic and its modifications, glass ceramics, etc.).
Достигнутым техническим результатом применения изобретения является возможность создания работоспособных конструкций антенных обтекателей в условиях повышенного аэродинамического воздействия, создающего тепловые потоки, приводящие к нагреву наружной поверхности керамической оболочки в зоне узла соединения с металлическим шпангоутом до температур 1000-1100°С.Achieved technical result of the application of the invention is the ability to create workable designs of antenna fairings under conditions of increased aerodynamic impact, creating heat fluxes that lead to heating of the outer surface of the ceramic shell in the area of the junction with the metal frame to temperatures of 1000-1100 ° C.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011114168/07A RU2451372C1 (en) | 2011-04-11 | 2011-04-11 | Blister |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011114168/07A RU2451372C1 (en) | 2011-04-11 | 2011-04-11 | Blister |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2451372C1 true RU2451372C1 (en) | 2012-05-20 |
Family
ID=46230892
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011114168/07A RU2451372C1 (en) | 2011-04-11 | 2011-04-11 | Blister |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2451372C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2552158C1 (en) * | 2014-03-26 | 2015-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) | Assembly for attachment of cowling to aircraft airframe |
| RU2697890C1 (en) * | 2018-11-27 | 2019-08-21 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing |
| RU2789319C1 (en) * | 2022-04-28 | 2023-02-01 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Antenna heat-shielding multilayer insert |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3114319A (en) * | 1962-05-10 | 1963-12-17 | Corning Glass Works | Nose cone or radome construction |
| US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
| RU2090956C1 (en) * | 1994-04-19 | 1997-09-20 | Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" | Antenna fairing |
| RU2132586C1 (en) * | 1998-04-24 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Fairing |
| RU2168815C1 (en) * | 2000-05-19 | 2001-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose cone |
| RU2189672C1 (en) * | 2001-06-15 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Missile antenna nose fairing |
| RU2189674C1 (en) * | 2001-09-24 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna fairing |
| RU2209494C1 (en) * | 2002-04-09 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose antenna cone |
| RU2256262C1 (en) * | 2003-11-26 | 2005-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Aerial fairing of missile |
| EP1624527A1 (en) * | 2003-04-24 | 2006-02-08 | Asahi Glass Company Ltd. | Antenna device |
-
2011
- 2011-04-11 RU RU2011114168/07A patent/RU2451372C1/en active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3114319A (en) * | 1962-05-10 | 1963-12-17 | Corning Glass Works | Nose cone or radome construction |
| US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
| RU2090956C1 (en) * | 1994-04-19 | 1997-09-20 | Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" | Antenna fairing |
| RU2132586C1 (en) * | 1998-04-24 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Fairing |
| RU2168815C1 (en) * | 2000-05-19 | 2001-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose cone |
| RU2189672C1 (en) * | 2001-06-15 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Missile antenna nose fairing |
| RU2189674C1 (en) * | 2001-09-24 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna fairing |
| RU2209494C1 (en) * | 2002-04-09 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose antenna cone |
| EP1624527A1 (en) * | 2003-04-24 | 2006-02-08 | Asahi Glass Company Ltd. | Antenna device |
| RU2256262C1 (en) * | 2003-11-26 | 2005-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Aerial fairing of missile |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2552158C1 (en) * | 2014-03-26 | 2015-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) | Assembly for attachment of cowling to aircraft airframe |
| RU2697890C1 (en) * | 2018-11-27 | 2019-08-21 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing |
| RU2789319C1 (en) * | 2022-04-28 | 2023-02-01 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Antenna heat-shielding multilayer insert |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2464679C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2704900C2 (en) | Mounting assembly formed by means of mechanical connection, including at least one part made of composite material | |
| US10883777B2 (en) | Shape memory material based thermal coupler/decoupler and method | |
| US4520364A (en) | Attachment method-ceramic radome to metal body | |
| RU2536360C1 (en) | Antenna dome | |
| US7980057B2 (en) | Integral composite rocket motor dome/nozzle structure | |
| RU2624793C1 (en) | Antenna cowl | |
| RU2451372C1 (en) | Blister | |
| RU2694132C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2654953C1 (en) | Fairing | |
| JP2012532786A (en) | Apparatus for quietly and linearly separating a first part and a second part | |
| US5824404A (en) | Hybrid composite articles and missile components, and their fabrication | |
| RU2225664C2 (en) | Cone | |
| RU2697516C1 (en) | Antenna fairing (versions) | |
| RU2536361C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2337437C1 (en) | Missile nose cone | |
| RU2316088C1 (en) | Flying vehicle antenna fairing | |
| RU2459325C1 (en) | Missile nose fairing | |
| CN210952551U (en) | Rocket tail-section shell bottom plate heat insulation structure | |
| JP2016173189A (en) | Missile radome | |
| US4706912A (en) | Structural external insulation for hypersonic missiles | |
| RU2494504C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2735381C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2738430C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2280301C1 (en) | Flying-vehicle nose fairing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |