RU2735381C1 - Antenna fairing - Google Patents
Antenna fairing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2735381C1 RU2735381C1 RU2020114686A RU2020114686A RU2735381C1 RU 2735381 C1 RU2735381 C1 RU 2735381C1 RU 2020114686 A RU2020114686 A RU 2020114686A RU 2020114686 A RU2020114686 A RU 2020114686A RU 2735381 C1 RU2735381 C1 RU 2735381C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- heat
- frame
- ceramic
- resistant
- 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 может быть использовано при проектировании и разработке антенных обтекателей перспективных высокоманевренных гиперзвуковых ракет различных классов базирования с оболочками из жаростойких керамических материалов. The invention relates to the field of aviation and rocketry and can be used in the design and development of antenna radomes for promising highly maneuverable hypersonic missiles of various basing classes with shells made of heat-resistant ceramic materials.
Технический результат изобретения состоит в увеличении уровня допускаемого нагружения как по тепловому, так и по силовому воздействию, при которых обеспечивается работоспособность конструкции головного антенного обтекателя (АО) с учетом обеспечения достаточного уровня прочностной надежности узла соединения керамической оболочки с металлическими элементами соединения с ответным отсеком за счет снижения прогрева внутренних элементов, входящих в состав узла, а также обеспечения разгрузки клеевого слоя, как наиболее подверженного деградации физико-механических свойств от нарастания температуры, при соответствующем увеличении интенсивности и длительности воздействия конвективного теплового потока для обеспечения повышения скоростей движения и соответствующей дальности полета самой ракеты, в состав которой входит антенный обтекатель.The technical result of the invention consists in increasing the level of permissible loading, both in terms of thermal and power effects, at which the operability of the structure of the head antenna fairing (AO) is ensured, taking into account the provision of a sufficient level of strength reliability of the connection unit of the ceramic shell with the metal elements of the connection with the reciprocal compartment due to reducing the heating of the internal elements that make up the assembly, as well as ensuring the unloading of the adhesive layer, as the most susceptible to degradation of physical and mechanical properties from an increase in temperature, with a corresponding increase in the intensity and duration of exposure to convective heat flux to ensure an increase in movement speeds and the corresponding flight range of the rocket itself , which includes an antenna radome.
Превалирующая трудность проектирования и создания надежной конструкции узла соединения керамической оболочки с металлическими корпусом ЛА при высоких уровнях его теплового нагружения, обусловлена сложностью разработки надежного соединения указанных разнородных материалов в связи со значительной разницей в уровне возникающих в них температурных деформаций, особенно при температурах прогрева свыше 300-400°C. Так как подавляющее большинство керамических материалов, применяемых при производстве радиопрозрачных оболочек, имеют сравнительно низкий температурный коэффициент линейного расширения (ТКЛР), применимость металлических сплавов в качестве материала шпангоута с ТКЛР, близким к ТКЛР керамики, ограничена группой прецизионных инваровых сплавов. Конструкция АО и материал шпангоута должны обеспечивать минимально возможный уровень растягивающих напряжений, возникающих в керамической оболочке, как элементе, подверженному хрупкому разрушению, целостность которого определяет работоспособность обтекателя.The prevailing difficulty in the design and creation of a reliable structure for the junction of the ceramic shell with the metal body of the aircraft at high levels of its thermal loading is due to the difficulty of developing a reliable connection of these dissimilar materials due to the significant difference in the level of thermal deformations occurring in them, especially at heating temperatures above 300- 400 ° C. Since the overwhelming majority of ceramic materials used in the production of radio-transparent shells have a relatively low temperature coefficient of linear expansion (TCLE), the applicability of metal alloys as a frame material with TCLE close to the TCLE of ceramics is limited to the group of precision Invar alloys. The design of the AO and the frame material should ensure the minimum possible level of tensile stresses arising in the ceramic shell, as an element subject to brittle fracture, the integrity of which determines the performance of the fairing.
Суммарный диапазон возможного изменения температур полного прогрева (охлаждения) конструкции лежит в пределах от минус 60°С до плюс 240°С. Указанные условия требуют применения в конструкции обтекателя в качестве соединительного слоя между керамикой и металлическими элементами упругой клеевой прослойки, демпфирующей и сглаживающей локальные нагрузки, связанные с неоднородными знакопеременными температурными деформациями этих разнородных элементов, действующих в течении длительного периода времени. При автономном режиме полета внутренний шпангоут и клеевой шов могут прогреваться до температур порядка 600°C. При современном уровне развития химической промышленности отсутствует возможность создания высокоэлластичных герметизирующих адгезивных материалов, работающих во всем указанном выше диапазоне температур при непосредственном соединении оболочки и шпангоута, с учетом предъявляемых требований по обеспечению высокого уровня прочности на сдвиг, определяемого уровнем силового нагружения при автономной работе обтекателя.The total range of possible changes in the temperatures of complete heating (cooling) of the structure lies in the range from minus 60 ° С to plus 240 ° С. These conditions require the use of an elastic adhesive layer as a connecting layer between ceramics and metal elements in the fairing design, damping and smoothing local loads associated with inhomogeneous alternating temperature deformations of these dissimilar elements acting over a long period of time. In autonomous flight mode, the inner frame and the glue line can be heated to temperatures of about 600 ° C. At the current level of development of the chemical industry, there is no possibility of creating highly elastic sealing adhesive materials operating in the entire temperature range indicated above with the direct connection of the shell and the frame, taking into account the requirements for ensuring a high level of shear strength, determined by the level of force loading during autonomous operation of the fairing.
Известен ряд технических решений для конструкций антенных обтекателей, включающих керамическую оболочку и шпангоут, в которых снижение прогрева внутренних элементов и соответствующая работоспособность конструкции обеспечивается либо применением внешней теплоизоляции, сохраняющей внешние геометрические обводы за счет отсутствия в ней термодеструкции, либо применением в конструкции термокомпенсаторов или теплозащитных элементов между оболочкой и шпангоутом, позволяющих исключить непосредственный их контакт и достичь снижения температуры прогрева металлического шпангоута и клеевого соединения.A number of technical solutions are known for the designs of antenna radomes, including a ceramic shell and a frame, in which a decrease in the heating of internal elements and the corresponding operability of the structure is ensured either by the use of external thermal insulation, which retains external geometric contours due to the absence of thermal destruction in it, or by the use of thermal compensators or heat-shielding elements in the design between the shell and the frame, allowing to exclude their direct contact and to achieve a decrease in the heating temperature of the metal frame and the adhesive joint.
Таким образом, совокупность известных решений для увеличения температурного диапазона использования и повышения прочностной надежности конструкции узла соединения керамической оболочки и шпангоута, сводятся к следующим вариантам:Thus, the set of known solutions for increasing the temperature range of use and increasing the strength reliability of the structure of the joint between the ceramic shell and the frame are reduced to the following options:
1. Применение теплозащитного элемента на внешней поверхности оболочки;1. Application of a heat-shielding element on the outer surface of the shell;
2. Установка термокомпенсаторов различных конфигураций между керамикой и шпангоутом для снижения растягивающих напряжений в керамике; 2. Installation of thermal compensators of various configurations between the ceramics and the frame to reduce tensile stresses in the ceramics;
3. Установка теплозащитных элементов между керамикой и шпангоутом для уменьшения прогрева шпангоута и соответствующего снижения растягивающих напряжений в керамике;3. Installation of heat-shielding elements between the ceramics and the frame to reduce the heating of the frame and a corresponding reduction in tensile stresses in the ceramics;
4. Комбинация, в том или ином виде, всех предыдущих решений.4. A combination, in one form or another, of all previous decisions.
Известна конструкция головного обтекателя ракеты (патент РФ №2337437, МПК H01Q 1/42, опубл. 2008), включающий керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем с шпангоутом, состоящим из переходника, выполненного из металла, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения (ТКЛР) с материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой штифтами и буртами, и герметизирующие элементы, отличающийся тем, что на обтекателе установлена обечайка из жаропрочного материала с зазором относительно наружных поверхностей керамической оболочки и стыкового элемента, при этом в области торцов обечайки установлены пояса из резиноподобного теплостойкого материала, образующие замкнутую воздушную полость, передняя часть которой смещена к носку обтекателя относительно носового торца переходника на величину не менее толщины оболочки, а задняя часть полости смещена к торцу обтекателя относительно хвостового торца переходника на величину, превышающую смещение ее передней части, кроме этого, толщина бурта стыкового элемента в осевом направлении превышает толщину оболочки в области ее торца в 1,5…2,0 раза.The design of the rocket nose fairing is known (RF patent No. 2337437, IPC
Известна конструкция головного обтекателя ракеты (патент РФ № 2459325, МПК H01Q 1/42, опубл.2012), содержащим керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем с шпангоутом, состоящим из переходника, выполненного из металла, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения с материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой штифтами и буртами, герметизирующие элементы и обечайку из жаропрочного материала, установленную с зазором относительно наружных поверхностей керамической оболочки и стыкового элемента, внутренняя поверхность обечайки и наружная поверхность оболочки выполнены зеркальными. Техническим результатом изобретения является снижение температуры шпангоута не менее чем на 20 % по сравнению с прототипом при одних и тех же граничных условиях на наружной поверхности обтекателя.The design of the rocket head fairing is known (RF patent No. 2459325, IPC
Известна конструкция антенного обтекателя (патент РФ № 2464679, МПК H01Q 1/42, опубл. 2012), который содержит 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 выполнена с кольцевой проточкой, а сектора - с ответным кольцевым выступом.The known design of the antenna radome (RF patent No. 2464679, IPC
Известна конструкция антенного обтекателя летательного аппарата (патент РФ № 2316088, МПК H01Q 1/42, опубл. 2008), включающий керамическую оболочку, соединенную с металлическим шпангоутом по сопрягаемым поверхностям слоем эластичного термостойкого адгезива, и бандаж из композиционного материала, отличающийся тем, что на сопрягаемой поверхности шпангоута выполнены кольцевые или винтовые пазы, в которых заподлицо с поверхностью шпангоута установлен бандаж из композиционного материала с ТКЛР, близким к нулю, при этом пазы уменьшают площадь сопрягаемой поверхности шпангоута не более чем на 1/3. Предлагаемое решение направлено на расширение рабочих температур антенного обтекателя за счет выполнения бандажа из композиционного материала с низким ТКЛР, который препятствует тепловому расширению металлического шпангоута. The known design of the aerial fairing of the aircraft (RF patent No. 2316088, IPC
Известен узел крепления керамического обтекателя с металлическим корпусом летательного аппарата (патент РФ №2258283, МПК H01Q 1/42, опубл. 2005), включающий металлический шпангоут, в котором равномерно по окружности выполнены продольные пазы, соединенный с керамическим обтекателем по сопрягаемым коническим поверхностям слоем эластичного термостойкого клея, и уплотнительное кольцо, отличающийся тем, что продольные пазы выполнены сквозными, шириной 1-2 мм и протяженностью от 1/2 до 2/3 от длины склейки керамического обтекателя с металлическим шпангоутом, при этом пазы расположены по центру склейки, расстояние между ними составляет величину, равную длине склейки, а толщина клеевого шва устанавливается равной наибольшей разности радиальных температурных перемещений керамического обтекателя и шпангоута при максимальном эксплуатационном уровне температур. Known is the attachment point for a ceramic fairing with a metal body of an aircraft (RF patent No. 2258283, IPC
Вышеуказанные известные решения, целью которых является увеличение температурного диапазона использования конструкции узла соединения керамической оболочки и металлического шпангоута, за счет введения в конструкцию различных термокомпенсаторов между керамикой и шпангоутом, установки различных теплозащитных элементов на внешней поверхности, между керамикой и шпангоутом для уменьшения прогрева шпангоута, а также их комбинация, в том или ином виде, обладают существенными недостатками. При использовании термокомпенсации, существенно усложняется конструкция узла соединения и, как следствие, уменьшается надежность. При использовании теплозащитных элементов в представленных известных решениях, эффективность их ограничивается конструктивными особенностями компоновки, обуславливаемыми предельно допускаемой суммарной толщиной узла соединения керамической оболочки и переходных элементов, определяемой внешним аэродинамическим контуром и габаритами внутренней радиоэлектронной аппаратуры. Внешняя теплозащитная металлическая обечайка не имеет механической связи с ответной поверхностью оболочки для снижения теплопередачи между указанными элементами и, соответственно, не является элементом, воспринимающим силовую нагрузку. Внутренняя теплозащита расположена под оболочкой и, как правило, имеет с ней соединение, выполняемое посредством эластичного клеевого слоя, несущая способность которого ограничена предельной температурой его работоспособности, соответствующей температуре внутренней поверхности оболочки. Теплозащита при этом защищает только внутренний шпангоут и не способна сильно уменьшить для внутренних элементов их максимальный прогрев, определяемый суммарным количеством тепла, поглощенного керамической оболочкой.The above known solutions, the purpose of which is to increase the temperature range of using the structure of the junction of the ceramic shell and the metal frame, due to the introduction of various thermal compensators between the ceramic and the frame, the installation of various heat-shielding elements on the outer surface, between the ceramics and the frame to reduce the heating of the frame, and also their combination, in one form or another, has significant drawbacks. When using temperature compensation, the design of the connection unit becomes much more complicated and, as a consequence, the reliability decreases. When using heat-shielding elements in the presented known solutions, their effectiveness is limited by the design features of the layout, determined by the maximum permissible total thickness of the junction of the ceramic shell and transition elements, determined by the external aerodynamic contour and the dimensions of the internal electronic equipment. The outer heat-shielding metal shell has no mechanical connection with the counter surface of the shell to reduce heat transfer between the specified elements and, accordingly, is not an element that receives a power load. The internal heat shield is located under the shell and, as a rule, has a connection with it, made by means of an elastic adhesive layer, the load-bearing capacity of which is limited by the limiting temperature of its operability, corresponding to the temperature of the inner surface of the shell. At the same time, thermal protection protects only the inner frame and is not able to greatly reduce their maximum heating for the internal elements, which is determined by the total amount of heat absorbed by the ceramic shell.
Наиболее близким конструктивным решением является конструкция головного обтекателя ракеты (патент РФ № 2337437, МПК H01Q 1/42, опубл. 2008). Выбранная в качестве прототипа конструкция включает керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем со шпангоутом, состоящим из переходника, выполненного из металла, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения (ТКЛР) с материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой штифтами и буртами, и герметизирующие элементы, отличающийся тем, что на обтекателе установлена обечайка из жаропрочного материала с зазором относительно наружных поверхностей керамической оболочки и стыкового элемента, при этом в области торцов обечайки установлены пояса из резиноподобного теплостойкого материала, образующие замкнутую воздушную полость, передняя часть которой смещена к носку обтекателя относительно носового торца переходника на величину не менее толщины оболочки, а задняя часть полости смещена к торцу обтекателя относительно хвостового торца переходника на величину, превышающую смещение ее передней части, кроме этого, толщина бурта стыкового элемента в осевом направлении превышает толщину оболочки в области ее торца в 1,5…2,0 раза.The closest design solution is the design of the rocket nose fairing (RF patent No. 2337437, IPC
Недостаток этого решения заключается в том, что внешняя теплозащитная металлическая обечайка не имеет механической связи с ответной поверхностью оболочки для снижения теплопередачи между указанными элементами и, соответственно, не является элементом, воспринимающим силовую нагрузку.The disadvantage of this solution is that the external heat-shielding metal shell has no mechanical connection with the counter surface of the shell to reduce heat transfer between the specified elements and, accordingly, is not an element that receives a power load.
Задачей настоящего изобретения является повышение несущей способности конструкции, достигаемое за счет расширения зоны перераспределения усилий от керамической оболочки к присоединяемым элементам с одновременным снижением прогрева внутренних элементов при соответствующем уменьшении распорного взаимодействия между разнородными элементами.The objective of the present invention is to increase the bearing capacity of the structure, achieved by expanding the zone of redistribution of forces from the ceramic shell to the attached elements, while simultaneously reducing the heating of the internal elements with a corresponding decrease in the spacer interaction between dissimilar elements.
Технический результат изобретения достигается тем, что предложен:The technical result of the invention achieved by the proposed:
1. Антенный обтекатель, включающий керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем со шпангоутом, состоящим из переходника, выполненного из металла, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения (ТКЛР) с материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой штифтами и буртами, и герметизирующие элементы, на обтекателе установлена обечайка из жаропрочного материала с зазором относительно наружных поверхностей керамической оболочки, которая совместно с поясами из резиноподобного теплостойкого материала образуют замкнутую воздушную полость, отличающийся тем, что в полости, образованной внутренней поверхностью обечайки и наружной поверхностью оболочки, установлен переходной элемент из термостойкого стеклопластика, поверхность контакта с оболочкой которого повторяет форму наружной поверхности оболочки. 1. Antenna radome, including a ceramic shell, connected with elastic glue to a frame, consisting of an adapter made of metal matched by the temperature coefficient of linear expansion (TCLE) with the shell material, and a titanium butt element connected by pins and collars, and sealing elements, a shell of heat-resistant material is installed on the fairing with a gap relative to the outer surfaces of the ceramic shell, which, together with belts of rubber-like heat-resistant material, form a closed air cavity, characterized in that a transition element is installed in the cavity formed by the inner surface of the shell and the outer surface of the shell. heat-resistant fiberglass, the surface of contact with the shell which repeats the shape of the outer surface of the shell.
2. Антенный обтекатель по п. 1, отличающийся тем, что поверхности контакта оболочки и переходного элемента выполнены с волнообразным профилем, оптимальная конфигурация которого определяется расчетным путем, с учетом упругих характеристик контактирующих деталей и действующего на режиме эксплуатации ракеты максимального уровня комбинированного теплосилового нагружения из условия минимизации продольных перемещений оболочки относительно переходного элемента и обечайки. 2. Antenna radome according to
3. Антенный обтекатель по п. 1, отличающийся тем, что толщина стенки внутреннего шпангоута рассчитывается из условия минимизации растягивающих напряжений в торце оболочки за счет сохранения формы шпангоута при воздействии теплосиловых нагрузок.3. Antenna radome according to claim. 1, characterized in that the wall thickness of the inner frame is calculated from the condition of minimizing tensile stresses at the end of the shell by maintaining the shape of the frame when exposed to heat-power loads.
На чертеже представлена реализация предложенного технического решения. Поставленная задача обеспечивается за счет следующих конструктивных решений.The drawing shows the implementation of the proposed technical solution. The task is achieved through the following design solutions.
Оболочка (1) из высокотемпературной высокопрочной технической керамики, соединяется по своей внутренней поверхности эластичным термостойким адгезивом (6) с переходным шпангоутом (5), а по наружной поверхности через переходной элемент (3) с обечайкой (2). Обечайка (2) с переходным элементом (3) выполняет двойную функцию: снижает прогрев эластичного термостойкого адгезива (6) и является дополнительным опорным элементом для оболочки (1) при воздействии изгибающего поперечного момента, возникающего в корневых сечениях антенного обтекателя при маневрировании ракеты. The shell (1) is made of high-temperature high-strength technical ceramics; it is connected along its inner surface with an elastic heat-resistant adhesive (6) with a transition frame (5), and along its outer surface through a transition element (3) with a shell (2). The shell (2) with the transition element (3) performs a double function: it reduces the heating of the elastic heat-resistant adhesive (6) and is an additional support element for the shell (1) under the influence of a bending transverse moment arising in the root sections of the antenna radome during rocket maneuvering.
Переходной элемент (3) изготовлен из термостойкого стеклопластика, модуль упругости которого в (4….20) раз меньше модулей упругости материала обечайки (2), внутреннего шпангоута (5) и материала оболочки (1), а также в (100…2000) раз больше модуля упругости эластичного термостойкого адгезива (6). Поверхность контакта переходного элемента (3) с керамической оболочкой (1) выполнена волнообразной, допускающей свободное перемещение в радиальном направлении переходного элемента (3) и обечайки (2) относительно оболочки (1). The transition element (3) is made of heat-resistant fiberglass, the elastic modulus of which is (4 ... 20) times less than the elastic moduli of the shell material (2), the inner frame (5) and the shell material (1), as well as in (100 ... 2000) times the modulus of elasticity of an elastic heat-resistant adhesive (6). The contact surface of the transition element (3) with the ceramic shell (1) is made wavy, allowing free movement in the radial direction of the transition element (3) and the shell (2) relative to the shell (1).
Соединение переходного шпангоута (5) с переходным металлическим корпусом (4), предназначенным для крепления к ответному отсеку ракеты, выполнено по байонетному типу, допускающему взаимное радиальное перемещение элементов, а обечайка (1) имеет жесткое закрепление с переходным металлическим корпусом (4). The connection of the transitional frame (5) with the transitional metal body (4), intended for attachment to the missile counterpart, is made according to the bayonet type, allowing mutual radial movement of the elements, and the shell (1) is rigidly fixed with the transitional metal body (4).
Параметры кривой, описывающей геометрию профиля сопрягаемых поверхностей переходного элемента (3) и оболочки (1) определяются расчетным путем, с учетом упругих характеристик контактирующих деталей и действующего на режиме эксплуатации ракеты максимального уровня комбинированного теплосилового нагружения из условия минимизации продольных перемещений оболочки (1) на стороне растяжения от действия изгибающего момента и минимизации контактных напряжений на торце оболочки (1) в зоне сжатия.The parameters of the curve describing the geometry of the profile of the mating surfaces of the transition element (3) and the shell (1) are determined by calculation, taking into account the elastic characteristics of the contacting parts and the maximum level of combined heat-power loading operating in the rocket operating mode from the condition of minimizing the longitudinal displacements of the shell (1) on the side tension from the action of a bending moment and minimization of contact stresses at the end of the shell (1) in the compression zone.
Сдвиговая жесткость переходного элемента (3) соотносится с модулем сдвига эластичного термостойкого адгезива (6) таким образом, что при максимальном прогреве конструкции и одновременном нагружении продольной сжимающей силой и изгибающим моментом перемещения торца оболочки (1) не превышают величины зазора между торцевой поверхностью оболочки (1) и опорной поверхностью на переходном металлическом корпусе (4).The shear stiffness of the transition element (3) correlates with the shear modulus of the elastic heat-resistant adhesive (6) in such a way that with maximum heating of the structure and simultaneous loading by the longitudinal compressive force and bending moment, the displacements of the shell end (1) do not exceed the gap between the shell end surface (1 ) and a supporting surface on the transition metal body (4).
Толщина стенки внутреннего шпангоута (5) подобрана таким образом, что при действии максимального изгибающего момента и полном прогреве узла заделки деформация шпангоута (5) в районе байонетных выступов крепления к переходному металлическому корпусу (4), не вызывает в торцевой зоне оболочки (1) роста растягивающих напряжений, выше уровня, достигаемого для применяемого материала.The wall thickness of the inner frame (5) is selected in such a way that under the action of the maximum bending moment and full heating of the sealing unit, the deformation of the frame (5) in the region of the bayonet protrusions of attachment to the transition metal body (4) does not cause growth in the end zone of the shell (1) tensile stresses, higher than the level achieved for the applied material.
Расчетным путем определяются оптимальные параметры конструкции всех элементов узла соединения керамической оболочки (1), согласно процедуре многофакторной минимизации целевой функции действующих в ней растягивающих напряжений The optimal parameters of the design of all elements of the ceramic shell junction (1) are determined by calculation, according to the procedure of multivariate minimization of the objective function of the tensile stresses acting in it
σраст (x1, x2,…,xn) → min < [σ]раст на некотором множестве (области) n-мерного пространства векторного аргумента xi н ≤ xi ≤ xi в, i = 1, …, n, в зависимости от вариаций следующих параметров xi:σ rast (x 1 , x 2 ,…, x n ) → min <[σ] rast on some set (region) of the n-dimensional space of vector argument x i n ≤ x i ≤ x i in , i = 1,…, n, depending on the variations of the following parameters x i :
- набора физико-механических и теплофизических свойств рассматриваемых металлических, композиционных и адгезивных материалов;- a set of physical, mechanical and thermophysical properties of the considered metal, composite and adhesive materials;
- геометрии, компоновки и размеров проектируемых деталей;- geometry, layout and dimensions of designed parts;
- с учетом ограничений по массе конструкции m(x1, x2,…,xn) ≤ Mмакс, суммарной строительной высоты конструкции h(x1, x2,…,xn) ≤ Ндоп и предельно допустимой температуры к адгезионном слое t(x1, x2,…,xn) ≤ Tдоп.- taking into account the restrictions on the mass of the structure m (x 1 , x 2 , ..., x n ) ≤ M max , the total building height of the structure h (x 1 , x 2 , ..., x n ) ≤ N add and the maximum permissible temperature to the adhesive layer t (x 1 , x 2 , ..., x n ) ≤ T add .
Значение допустимого напряжения материала оболочки (1) [σ]раст определяется на основе моделей хрупкого разрушения и статистических данных по испытаниям образцов материала.The value of the permissible stress of the shell material (1) [σ] rast is determined on the basis of brittle fracture models and statistical data on testing material samples.
Эффективность предлагаемого решения для антенного обтекателя путем снижения действующих в слое адгезива сдвиговых напряжений и создания теплового барьера, защиты клеевого соединения и шпангоута от теплового потока в процессе аэродинамического нагрева, действующего на наружную поверхность обтекателя, подтверждена путем проведения серии расчетов различных вариантов исполнения профиля волн на внешней поверхности оболочки при применении в качестве материала переходного композиционного элемента различных пластиков.The effectiveness of the proposed solution for the antenna radome by reducing the shear stresses acting in the adhesive layer and creating a thermal barrier, protecting the adhesive joint and the frame from heat flux during aerodynamic heating acting on the outer surface of the radome was confirmed by performing a series of calculations for various versions of the wave profile on the outer the surface of the shell when using various plastics as the material of the transition composite element.
Заявляемая конструкция по сравнению с прототипами позволяет существенно повысить эксплуатационные характеристики антенного обтекателя при более высоком уровне теплосилового нагружения.The claimed design, in comparison with prototypes, can significantly increase the operational characteristics of the antenna radome at a higher level of thermal power loading.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020114686A RU2735381C1 (en) | 2020-04-24 | 2020-04-24 | Antenna fairing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020114686A RU2735381C1 (en) | 2020-04-24 | 2020-04-24 | Antenna fairing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2735381C1 true RU2735381C1 (en) | 2020-10-30 |
Family
ID=73398219
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020114686A RU2735381C1 (en) | 2020-04-24 | 2020-04-24 | Antenna fairing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2735381C1 (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 (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2313162C9 (en) * | 2006-09-08 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | 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 |
| RU2659586C1 (en) * | 2017-09-18 | 2018-07-03 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | 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 |
| US10086942B2 (en) * | 2015-06-22 | 2018-10-02 | Bae Systems Plc | Aircraft stores transport system |
| RU2709033C1 (en) * | 2019-04-03 | 2019-12-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Radiotransparent radome of aircraft onboard antenna system |
-
2020
- 2020-04-24 RU RU2020114686A patent/RU2735381C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2313162C9 (en) * | 2006-09-08 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Antenna dome |
| US10086942B2 (en) * | 2015-06-22 | 2018-10-02 | Bae Systems Plc | Aircraft stores transport system |
| 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 |
| RU2659586C1 (en) * | 2017-09-18 | 2018-07-03 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | 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 |
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 |
|---|---|---|
| RU2694132C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2624793C1 (en) | Antenna cowl | |
| RU2225664C2 (en) | Cone | |
| RU2464679C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2654953C1 (en) | Fairing | |
| RU2697516C1 (en) | Antenna fairing (versions) | |
| RU2735381C1 (en) | Antenna fairing | |
| US8850823B2 (en) | Integrated aero-engine flowpath structure | |
| US3430898A (en) | Leading edge for hypersonic vehicle | |
| EP3354857B1 (en) | Flexible joints assembly with flexure rods | |
| US3940067A (en) | Axisymmetrical annular plug nozzle | |
| RU2316088C1 (en) | Flying vehicle antenna fairing | |
| RU2337437C1 (en) | Missile nose cone | |
| RU2494504C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2536361C1 (en) | Antenna dome | |
| RU2650085C1 (en) | Fairing | |
| Berdoyes | Snecma Propulsion Solide Advanced Technology SRM Nozzles. History and Future. | |
| RU2581886C1 (en) | Attachment assembly of ceramic fairing with metal casing of aircraft | |
| RU2451372C1 (en) | Blister | |
| RU2189673C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2189672C1 (en) | Missile antenna nose fairing | |
| RU2690040C1 (en) | Antenna fairing | |
| RU2733916C1 (en) | Antenna fairing for high-speed missiles | |
| JP7325237B2 (en) | Radome for flying objects | |
| RU2749384C1 (en) | Direction-finding system of “antenna-fairing” type |