RU2733916C1 - Antenna fairing for high-speed missiles - Google Patents
Antenna fairing for high-speed missiles Download PDFInfo
- Publication number
- RU2733916C1 RU2733916C1 RU2020109135A RU2020109135A RU2733916C1 RU 2733916 C1 RU2733916 C1 RU 2733916C1 RU 2020109135 A RU2020109135 A RU 2020109135A RU 2020109135 A RU2020109135 A RU 2020109135A RU 2733916 C1 RU2733916 C1 RU 2733916C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- adapter
- elastic
- connection
- fairing
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и, преимущественно, может быть использовано при изготовлении антенных обтекателей скоростных ракет различных классов.The invention relates to the field of aviation and rocket technology and, mainly, can be used in the manufacture of antenna radomes for high-speed missiles of various classes.
Известны конструкции антенных керамических обтекателей, работающих в условиях прогрева и воздействия несимметричных нагрузок, в которых оболочка из диэлектрического материала с металлическим шпангоутом связаны с помощью эластичного клея-герметика (компаунда). Известен ряд технических решений для конструкций антенных обтекателей, включающих керамическую оболочку и металлический шпангоут, в которых работоспособность может обеспечиваться либо некоторым увеличением толщины оболочки в зоне соединения со шпангоутом, либо увеличением толщины шпангоута с целью большего отвода тепла внутрь оболочки и снижения нагрева самого шпангоута, либо увеличением радиальных тепловых зазоров, а также установкой промежуточных теплоизоляционных элементов между оболочкой и шпангоутом.Known designs of ceramic antenna radomes operating under conditions of heating and exposure to asymmetric loads, in which a shell of a dielectric material with a metal frame is connected using an elastic adhesive sealant (compound). A number of technical solutions are known for the designs of antenna radomes, including a ceramic shell and a metal frame, in which operability can be ensured either by a slight increase in the thickness of the shell in the zone of connection with the frame, or by increasing the thickness of the frame in order to better dissipate heat into the shell and reduce the heating of the frame itself, or an increase in radial thermal clearances, as well as the installation of intermediate heat-insulating elements between the shell and the frame.
Известен антенный обтекатель (патент РФ № 2090956 МПК 6 Н 01 1/42, опубл. 20.09.1997), содержащий керамическую оболочку антенного обтекателя, выполненную конусообразно сужающейся в месте стыковки с переходным шпангоутом (переходником) из инвара, соединенную с переходником слоем герметика (эластичного клея). Стыковой шпангоут (стыковой элемент) соединяется с переходником валиками (штифтами), так чтобы каждый из шпангоутов при изменении их температуры мог перемещаться в радиальном направлении друг относительно друга. Возникающие в результате аэродинамического нагрева расширения стыкового шпангоута, относительно переходника из инвара, компенсируются наличием зазоров, а отличия в температурных коэффициентах линейного расширения (ТКЛР) керамической оболочки и переходника из инвара компенсируются слоем герметика.Known antenna radome (RF patent No. 2090956 IPC 6 N 01 1/42, publ. 09/20/1997), containing a ceramic shell of the antenna radome, made conically tapering at the junction with the transitional frame (adapter) from Invar, connected to the adapter with a layer of sealant ( elastic adhesive). The butt frame (butt element) is connected to the adapter by rollers (pins) so that each of the frames can move radially relative to each other when their temperature changes. The expansion of the butt frame resulting from aerodynamic heating, relative to the Invar adapter, is compensated by the presence of gaps, and differences in the temperature coefficient of linear expansion (TCLE) of the ceramic shell and the Invar adapter are compensated by a layer of sealant.
Недостатком конструкции является существенное снижение толщины керамической оболочки к ее торцу в зоне соединения, что приводит к перегреву клея и шпангоута, снижает несущую способность обтекателя. Расположение равнотолщинного слоя герметика по всей длине склейки оболочки с переходником также снижает несущую способность оболочки, особенно, при теплосиловом воздействии на обтекатель.The disadvantage of the design is a significant reduction in the thickness of the ceramic shell to its end in the connection zone, which leads to overheating of the glue and frame, and reduces the bearing capacity of the fairing. The location of the equal-thickness sealant layer along the entire length of the gluing of the casing with the adapter is also reduces the bearing capacity of the shell, especially when the heat-power effect on the fairing.
Наиболее близким по технической сущности является обтекатель (патент РФ №2225664, МПК7 H01Q 1/42, опубл. 20.11.2003), включающий керамическую оболочку, металлический шпангоут (переходник) и эластичный клей-герметик (компаунд, адгезив, конструкционный клей). Переходник связан с оболочкой через теплоизолирующий элемент (теплоизолятор), выполненный из материала оболочки за одно целое или жестко связанный с ней, и имеет на наружной поверхности хвостовой части, выступающей за торец оболочки, крепежный кольцевой или в виде равномерно расположенных секторов по периметру бурт, и выполнен из материала, согласованного по ТКЛР в заданном интервале температур с материалом оболочки. В расширяющуюся к торцу обтекателя полость, образованную внутренней поверхностью теплоизолятора и наружной поверхностью шпангоута, введена эластичная обечайка из материала компаунда, при этом в области связи теплоизолятора со шпангоутом вне обечайки отношение толщины шпангоута к суммарной толщине оболочки и теплоизолятора составляет 0,1-0,3.The closest in technical essence is a fairing (RF patent No. 2225664, IPC 7
К недостаткам данной конструкции относится то, что:The disadvantages of this design include:
– выполнение переходника в виде сплошного кольца ограничивает его термокомпенсационную способность, обеспечивающую снижение напряженно -деформированного состояния (НДС) в керамической оболочке от теплового распора переходником. Термокомпенсация обеспечивается только уровнем согласованности по ТКЛР его материала с материалом керамической оболочки, а также соотношением толщин соединяемых элементов;- the implementation of the adapter in the form of a solid ring limits its thermal compensation ability, providing a reduction in the stress-strain state (SSS) in the ceramic shell from the thermal expansion of the adapter. Thermal compensation is provided only by the level of conformity according to the TCLE of its material with the material of the ceramic shell, as well as by the ratio of the thicknesses of the elements to be joined;
– полное заполнение беспористой эластичной обечайкой всей полости, расширяющейся к торцу оболочки обтекателя, не значительно снижает тепловой распор керамической оболочки в ее торцевой части, но при малых толщинах теплоизолятора и увеличении соотношения толщин стенок переходника и оболочки в области обечайки, может существенно снижать несущую способность и надежность обтекателя;- complete filling of the entire cavity with a non-porous elastic shell, expanding towards the end of the fairing shell, does not significantly reduce the thermal expansion of the ceramic shell in its end part, but with small thicknesses of the heat insulator and an increase in the ratio of the wall thicknesses of the adapter and shell in the shell region, it can significantly reduce the bearing capacity and fairing reliability;
– отсутствие опоры торца керамической оболочки на поверхности, смежных с ней элементов, снижает несущую способность и надежность конструкции обтекателя.- the lack of support for the end of the ceramic shell on the surface of the adjacent elements, reduces the bearing capacity and reliability of the fairing design.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении унификации конструкции обтекателя для ракет разных классов и улучшение эксплуатационно-технических характеристик: повышение несущей способности и надежности обтекателя при расширении температурного диапазона эксплуатации и вида эксплуатационных воздействий.The technical result of the proposed invention is to ensure the unification of the fairing design for missiles of different classes and to improve the operational and technical characteristics: increasing the bearing capacity and reliability of the fairing while expanding the temperature range of operation and the type of operational effects.
Указанный технический результат достигается тем, что предложен обтекатель, включающий металлический переходник, соединенный эластичным компаундом с внутренней поверхностью оболочки, с толщиной стенки в зоне соединения, большей, чем в радиопрозрачной части оболочки, выполненный из материала, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения в заданном интервале температур с материалом оболочки, и расположенный на наружной поверхности хвостовой части переходника, выступающей за торец оболочки, крепежный кольцевой или в виде равномерно расположенных по периметру секторов бурт, в полости торцевой части соединения оболочки с переходником введена эластичная обечайка, соотношение толщин стенок переходника к оболочке в области их соединения составляет 0,1-0,3, отличающийся тем, что минимальная допускаемая толщина эластичного компаунда, соединяющего оболочку с переходником, составляет не менее 0,2 мм, а максимальная превышает минимальную в 3-5 раз, кроме этого эластичная обечайка, выполненная из эластичного компаунда или термостойкой резины, расположена в носовой части полости или на всей ее длине, при этом переходник выполнен сплошным или со сквозными прорезями от эластичной обечайки до его сплошной носовой части, а к торцу оболочки присоединен через слой эластичного компаунда металлический или из композиционного материала опорный элемент, при этом переходник связан со стыковым шпангоутом обтекателя с помощью штифтового или байонетного соединения или со стыковым шпангоутом второго отсека ракеты с помощью байонетного или клинового соединения, или кольцевой бурт переходника выполнен в виде его стыкового фланца в торце оболочки обтекателя.Specified technical result is achieved by the fact that a fairing is proposed, including a metal adapter connected by an elastic compound to the inner surface of the shell, with a wall thickness in the connection zone that is greater than in the radio-transparent part of the shell, made of a material matched to the temperature coefficient of linear expansion in a given temperature range with the material shell, and located on the outer surface of the tail part of the adapter, protruding beyond the end of the shell, a fastening annular or in the form of a collar evenly spaced around the perimeter, an elastic shell is introduced in the cavity of the end part of the connection of the shell with the adapter, the ratio of the wall thicknesses of the adapter to the shell in the area of their connection is 0.1-0.3, characterized in that the minimum permissible thickness of the elastic compound connecting the sheath to the adapter is at least 0.2 mm, and the maximum is 3-5 times higher than the minimum, in addition, the elastic shell is made of elastic to ompound or heat-resistant rubber, located in the nose of the cavity or along its entire length, while the adapter is made solid or with through slots from the elastic shell to its solid nose, and a support element is attached to the end of the shell through a layer of elastic compound or from a composite material , while the adapter is connected to the butt frame of the fairing using a pin or bayonet connection or with a butt frame of the second rocket compartment using a bayonet or wedge connection, or the annular shoulder of the adapter is made in the form of its butt flange at the end of the fairing shell.
На рисунках – 1, 2, 3 представлены варианты конструктивных схем предлагаемого технического решения керамических обтекателей ракет разных классов.Figures 1, 2, 3 show variants of design schemes of the proposed technical solution for ceramic fairings for missiles of different classes.
На фиг.1 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «земля-воздух» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и байонетного клее-механического соединения переходника обтекателя со стыковым шпангоутом корпуса ракеты.Figure 1 shows an axial section of the fairing of a surface-to-air missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the bayonet adhesive-mechanical connection of the fairing adapter with the butt frame of the rocket body.
На фиг. 2 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «земля-воздух» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и штифтового соединения переходника обтекателя с его стыковым шпангоутом.FIG. 2 shows an axial section of the fairing of a surface-to-air missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the pin connection of the fairing adapter with its butt frame.
На фиг. 3 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «воздух-воздух» или «воздух-поверхность» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и соединения переходника со стыковым шпангоутом обтекателя с помощью штифтов и буртов.FIG. 3 shows an axial section of the fairing of an “air-to-air” or “air-to-surface” missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the connection of the adapter with the butt frame of the fairing using pins and collars.
На фиг.1 предлагаемая конструкция головного антенного обтекателя ракеты включает оболочку 1 из керамики с низким температурным коэффициентом линейного расширения (ТКЛР), например, из кварцевой керамики или из стеклокерамики типа ситалл, соединенную эластичным компаундом 2 с согласованным с ней по ТКЛР металлическим переходником 3, например, из инварного сплава через дополнительный теплоизолирующий и силовой слой оболочки (теплоизолятор) 4, выполненный из материала оболочки за одно целое или жестко с ней связанный. In Fig. 1, the proposed design of the rocket antenna radome includes a
На наружной поверхности хвостовой части переходника 3, выступающей за торец оболочки 1, расположен крепежный бурт в виде равномерно расположенных по периметру секторов 5 (фиг.1).On the outer surface of the tail part of the
В полость 6 торцевой части соединения оболочки 1 обтекателя с переходником 3, образованную внутренней поверхностью теплоизолятора 4 и наружной поверхностью переходника 3, введена эластичная обечайка 7, выполненная из материала компаунда или термостойкой резины и расположенная в ее носовой части (фиг.1 и фиг. 2) или на всей длине полости (фиг.3). In the
К торцу оболочки 1 присоединен через слой эластичного клея (компаунда) 2 опорный элемент 8 из композиционного материала (фиг.1 и фиг. 2).A
Сектора 5 переходника 3 неразъёмно связаны байонетным клее-механическим соединением с секторами 9 стыкового шпангоута 10 корпуса ракеты (фиг.1).
На фиг. 2 представлено штифтовое соединение переходника 3 со стыковым шпангоутом 11 с помощью штифтов 12. Герметизация обтекателя обеспечивается поясом 13 из клея-герметика.FIG. 2 shows the pin connection of the
На фиг. 3 переходник с крепежным буртом в виде кольца 14, связь со стыковым шпангоутом 11 обтекателя обеспечивается с помощью бурта 15 стыкового шпангоута 11 обтекателя и штифтов 16, устанавливающихся в глухие отверстия кольцевого бурта 14 переходника (для улучшения герметизации соединения).FIG. 3 is an adapter with a fastening collar in the form of a
Переходник 3 выполнен сплошным (фиг.1 и фиг. 2) или со сквозными прорезями 17 от эластичной обечайки 7 до его сплошной носовой части 18 (фиг. 3).The
Кольцевой бурт 14 переходника 3 выполнен в виде его стыкового фланца в торце оболочки 1 обтекателя и присоединен через слой эластичного клея (компаунда) 2 в качестве опорного элемента (на рисунках не показан), заменяющего функцию бурта 15 (фиг.3).The
Минимальная допускаемая толщина эластичного компаунда (клея), соединяющего оболочку с переходником, составляет не менее 0,2 мм, а максимальная превышает минимальную не более, чем в 3-5 раз. Диапазон толщин клея выбирается на основании экспериментальных исследований и с учетом заданных условий его эксплуатации в конструкции обтекателя.The minimum permissible thickness of the elastic compound (glue) connecting the sheath to the adapter is at least 0.2 mm, and the maximum exceeds the minimum by no more than 3-5 times. The range of glue thicknesses is selected on the basis of experimental studies and taking into account the specified operating conditions in the fairing design.
Отношение толщины стенки переходника к толщине оболочки в области клеевого соединения составляет 0,1-0,3 и выбирается в процессе проектирования конструкции обтекателя. The ratio of the wall thickness of the adapter to the thickness of the shell in the region of the adhesive joint is 0.1-0.3 and is chosen during the design of the fairing structure.
В качестве примеров реализации предлагаемого изобретения можно привести многие внедренные и исследованные на уровне проработок в условиях наземных испытаний конструкции обтекателей ракет различных классов с различными условиями эксплуатации. Объединяющим у этих разных обтекателей является подобие и аналогия решения технических противоречий путем, предложенным в настоящем изобретении.As examples of the implementation of the proposed invention, we can cite many implemented and investigated at the level of elaboration in the conditions of ground tests of the design of fairings for missiles of various classes with different operating conditions. What unites these different fairings is the similarity and analogy of solving technical contradictions by the way proposed in the present invention.
Обтекатели таких же габаритов, но с новыми предлагаемыми элементами (признаками) и оптимальными геометрическими параметрами (соотношениями), позволяют реализовать предельные возможности керамического элемента обтекателя, как при температуре 20-23°C, так и при 300-350°C в крепящем эластичном слое (в эластичном клее) и переходнике. При этом увеличивается длительность полета ракеты с жесткими режимами эксплуатации ракет различных классов при соблюдении требований к технологичности и унифицированности конструкции обтекателя.Fairings of the same dimensions , but with new proposed elements (features) and optimal geometric parameters (ratios), allow realizing the limiting capabilities of the ceramic element of the fairing, both at a temperature of 20-23 ° C, and at 300-350 ° C in a fastening elastic layer (in elastic glue) and adapter. At the same time, the duration of the missile flight with severe operating modes of missiles of various classes increases, while meeting the requirements for manufacturability and uniformity of the fairing design.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020109135A RU2733916C1 (en) | 2020-03-02 | 2020-03-02 | Antenna fairing for high-speed missiles |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020109135A RU2733916C1 (en) | 2020-03-02 | 2020-03-02 | Antenna fairing for high-speed missiles |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2733916C1 true RU2733916C1 (en) | 2020-10-08 |
Family
ID=72927110
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020109135A RU2733916C1 (en) | 2020-03-02 | 2020-03-02 | Antenna fairing for high-speed missiles |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2733916C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2793304C1 (en) * | 2022-06-03 | 2023-03-31 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" | Antenna fairing |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3430656A1 (en) * | 1984-08-21 | 1986-03-06 | G + H Montage Gmbh, 6700 Ludwigshafen | Process for producing individual elements or segments for antenna fairings from polyurethane |
RU2189674C1 (en) * | 2001-09-24 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna fairing |
RU2316088C1 (en) * | 2006-06-21 | 2008-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Flying vehicle antenna fairing |
RU2494504C1 (en) * | 2012-04-10 | 2013-09-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
RU2623826C1 (en) * | 2016-04-15 | 2017-06-29 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) | Antenna dome |
CN206639924U (en) * | 2017-03-14 | 2017-11-14 | 陕西爱维森航空工程有限责任公司 | A kind of aircraft antenna radome fairing |
RU2662250C1 (en) * | 2017-08-31 | 2018-07-25 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing |
RU2662506C1 (en) * | 2017-07-18 | 2018-07-26 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | "antenna-fairing" system |
US10059426B2 (en) * | 2016-04-29 | 2018-08-28 | Embraer S.A. | Quick connection assemblies especially useful for coupling aircraft antenna fairings to airframe structures |
-
2020
- 2020-03-02 RU RU2020109135A patent/RU2733916C1/en active
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3430656A1 (en) * | 1984-08-21 | 1986-03-06 | G + H Montage Gmbh, 6700 Ludwigshafen | Process for producing individual elements or segments for antenna fairings from polyurethane |
DE3430656C2 (en) * | 1984-08-21 | 1993-02-11 | Winkler, Thees, Dipl.-Ing., 3007 Gehrden, De | |
RU2189674C1 (en) * | 2001-09-24 | 2002-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna fairing |
RU2316088C1 (en) * | 2006-06-21 | 2008-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Flying vehicle antenna fairing |
RU2494504C1 (en) * | 2012-04-10 | 2013-09-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Antenna dome |
RU2623826C1 (en) * | 2016-04-15 | 2017-06-29 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) | Antenna dome |
US10059426B2 (en) * | 2016-04-29 | 2018-08-28 | Embraer S.A. | Quick connection assemblies especially useful for coupling aircraft antenna fairings to airframe structures |
CN206639924U (en) * | 2017-03-14 | 2017-11-14 | 陕西爱维森航空工程有限责任公司 | A kind of aircraft antenna radome fairing |
RU2662506C1 (en) * | 2017-07-18 | 2018-07-26 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | "antenna-fairing" system |
RU2662250C1 (en) * | 2017-08-31 | 2018-07-25 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Antenna fairing |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2793304C1 (en) * | 2022-06-03 | 2023-03-31 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" | Antenna fairing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7681834B2 (en) | Composite missile nose cone | |
RU2364730C2 (en) | Bridge for positioning and device for positioning and adaptation to differential expansions | |
RU2654953C1 (en) | Fairing | |
RU2225664C2 (en) | Cone | |
RU2659586C1 (en) | Antenna dome | |
CN102458991A (en) | Method for installing heat shielding on a fixed internal structure of a jet engine nacelle | |
RU2624793C1 (en) | Antenna cowl | |
RU2464679C1 (en) | Antenna dome | |
RU2733916C1 (en) | Antenna fairing for high-speed missiles | |
RU2697516C1 (en) | Antenna fairing (versions) | |
RU2316088C1 (en) | Flying vehicle antenna fairing | |
EP3845457B1 (en) | Thermal anti-icing system with microwave system | |
RU2536361C1 (en) | Antenna dome | |
RU2735381C1 (en) | Antenna fairing | |
RU2090956C1 (en) | Antenna fairing | |
RU2280301C1 (en) | Flying-vehicle nose fairing | |
RU2258283C1 (en) | Attachment point between ceramic fairing and flying-vehicle body | |
RU2189672C1 (en) | Missile antenna nose fairing | |
RU2494504C1 (en) | Antenna dome | |
RU2581886C1 (en) | Attachment assembly of ceramic fairing with metal casing of aircraft | |
RU2690051C1 (en) | Cowl | |
RU2631917C1 (en) | Head antenna dome | |
RU2451372C1 (en) | Blister | |
RU2189674C1 (en) | Antenna fairing | |
RU2709033C1 (en) | Radiotransparent radome of aircraft onboard antenna system |