JP2017138072A - Missile radome - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、飛しょう体用アンテナを保護する飛しょう体用レドームに関する。 The present invention relates to a flying object radome that protects a flying object antenna.
特許文献１に開示されるように、目標に向けて電波誘導にて飛しょうする飛しょう体の先端部には、目標を探知するためのレーダ用アンテナが設けられている。飛しょう体の先端部は、空力荷重及び空力加熱を受けやすい部位であるため、空力抵抗を減らして高速で飛しょうできるように尖った形状とすることが一般的である、飛しょう体の先端部の形状には、コーン型、累積度数分布曲線型、フォンカルマン型を挙げることができる。すなわち、電波誘導にて飛しょうする飛しょう体のレーダ用アンテナは、飛しょう体用レドームによって保護されている。 As disclosed in Patent Document 1, a radar antenna for detecting a target is provided at the tip of a flying object that flies toward the target by radio wave induction. Since the tip of the flying object is a part that is susceptible to aerodynamic load and aerodynamic heating, it is common to have a sharp shape so that it can fly at high speed with reduced aerodynamic resistance. Examples of the shape of the part include a cone type, a cumulative frequency distribution curve type, and a Von Karman type. That is, the radar antenna of the flying object that is to fly by radio wave induction is protected by the radome for the flying object.
また、飛しょう体用レドームは、レーダ用アンテナが送受信する電波を透過させる必要があることから誘電体材料を使用しなければならない。誘電体材料は、アルミナ（Ａｌ２Ｏ３）、コージライト（２ＭｇＯ・２Ａｌ２Ｏ・５ＳｉＯ２）、ヒューズドシリカ（ＳｉＯ２）又はシリコンナイトライド（Ｓｉ３Ｎ４）焼結体といったセラミックス若しくはＦＲＰ（Fiber Reinforced Plastics）とも称される繊維強化プラスチックが用いられる。 Further, since the flying object radome needs to transmit radio waves transmitted and received by the radar antenna, a dielectric material must be used. The dielectric material is ceramic or FRP such as alumina (Al 2 O 3 ), cordierite (2MgO · 2Al 2 O · 5SiO 2 ), fused silica (SiO 2 ), or silicon nitride (Si 3 N 4 ) sintered body. Fiber reinforced plastics, also called (Fiber Reinforced Plastics), are used.
超音速で飛しょうする飛しょう体用レドームのレドーム本体には、耐熱性及び耐熱衝撃性に優れた熱膨張係数が５×１０６／℃以下のセラミックス材を使用することが主流であり、また、飛しょう体の機体は通常は鉄又はアルミニウムのような熱膨張係数が１０〜３０×１０６／℃程度の材料を用いているのが一般的である。上記のレドーム本体と機体との異種材料の組み合わせによる熱応力が懸念されるため、レドーム本体と機体とを高剛性で熱膨張係数が比較的低いＦＲＰを用いたリングを介して固定し、レドーム本体とリングとは接着剤で固定することが一般的であった。 The mainstream of the radome body for flying objects that fly at supersonic speed is a ceramic material with a thermal expansion coefficient of 5 × 10 6 / ° C. or less that is excellent in heat resistance and thermal shock resistance. In general, a flying body is generally made of a material having a thermal expansion coefficient of about 10 to 30 × 10 6 / ° C. such as iron or aluminum. Since there is concern about thermal stress due to the combination of different materials of the radome body and the airframe, the radome body and the airframe are fixed via a ring using FRP having high rigidity and a relatively low coefficient of thermal expansion. The ring and the ring are generally fixed with an adhesive.
飛しょう体は数秒という短い時間で超音速又は極超音速に達して飛しょうするものが多く、中には超音速で数分間以上飛しょうするものもあり、空力加熱により機体が高温に晒される。レドームは、飛しょう体の部位の中でも熱的環境が厳しい部位の一つであり、大きな空力加重、空力加熱及び熱衝撃を受けることになり、強度が高く耐熱性及び耐熱衝撃性が求められることから、耐熱温度１０００℃以上の誘電体材料であるセラミックスをレドームの材料とすることが一般的である。 Many flying objects reach supersonic or hypersonic speeds in a short time of a few seconds, and some fly at supersonic speeds for several minutes or more, and aerodynamic heating exposes the aircraft to high temperatures. . The radome is one of the parts of the flying body where the thermal environment is severe, and it will be subjected to large aerodynamic loads, aerodynamic heating and thermal shock, and must have high strength and heat resistance and thermal shock resistance. Therefore, it is common to use ceramics, which is a dielectric material having a heat-resistant temperature of 1000 ° C. or more, as a radome material.
セラミックス製のレドーム本体とリングとを固定する際には、エポキシ系又はシリコン系の接着剤を用いることが多く、空力加熱によりレドームが高温になるに従い接着剤も高温になる。飛しょう速度が高速になったり、飛しょう時間が長くなって空力加熱総量が増加すると接着剤の耐熱温度を超えてしまう。さらに、レドーム本体の熱衝撃を緩和するために熱伝導率の高い材料を選択した場合には、すぐに熱が伝わることから接着剤の温度が高温になり、接着剤の耐熱温度を超えてしまい構造上必要な接着強度が確保できなくなる可能性がある。 When fixing the ceramic radome body and the ring, an epoxy-based or silicon-based adhesive is often used, and as the radome becomes hot due to aerodynamic heating, the adhesive also becomes hot. If the flying speed becomes high or the flying time becomes long and the total amount of aerodynamic heating increases, the heat resistance temperature of the adhesive will be exceeded. In addition, if a material with high thermal conductivity is selected to mitigate the thermal shock of the radome body, the temperature of the adhesive becomes high because the heat is transmitted immediately, exceeding the heat resistance temperature of the adhesive. There is a possibility that the adhesive strength required for the structure cannot be secured.
これまでは、接着強度が高いエポキシ系接着剤を用いることが多かったが、耐熱温度が２００℃を超えるものは少なく、接着剤の耐熱性のみで接着強度を維持することが難しいケースがあった。また、空力加熱に直接晒される飛しょう体の最外殻部に断熱材を設けてリングの温度上昇を防ぐ対策をしているものもあるが、それでも接着剤の耐熱温度を超えてしまうことがある。 In the past, epoxy adhesives with high adhesive strength were often used, but there were few cases where the heat resistant temperature exceeded 200 ° C., and there were cases where it was difficult to maintain the adhesive strength only by the heat resistance of the adhesive. . In addition, there are some measures that prevent the temperature rise of the ring by providing a heat insulating material on the outermost shell part of the flying object that is directly exposed to aerodynamic heating, but it may still exceed the heat resistance temperature of the adhesive is there.
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、空力加熱によるレドーム接着部の温度上昇を抑制した飛しょう体用レドームを得ることを目的とする。 This invention is made | formed in view of the above, Comprising: It aims at obtaining the radome for flying bodies which suppressed the temperature rise of the radome adhesion part by aerodynamic heating.
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、一端側が開口した紡錘形のセラミックレドームと、セラミックレドームの一端側に挿入され、飛しょう体の機体に固定されたリングと、セラミックレドームとリングとを接着する接着層と、セラミックレドームの内部に設置された電子走査型アンテナと、電子走査型アンテナの外周部に、セラミックレドームと対向して設置された放熱リングとを有する。放熱リングは、電子走査型アンテナよりも熱吸収率が高い吸熱膜を、リングと対向する部分に備える。 In order to solve the above-described problems and achieve the object, the present invention includes a spindle-shaped ceramic radome that is open at one end, a ring that is inserted into one end of the ceramic radome and is fixed to a flying body, and a ceramic. It has an adhesive layer for bonding the radome and the ring, an electronic scanning antenna installed inside the ceramic radome, and a heat dissipating ring installed on the outer periphery of the electronic scanning antenna so as to face the ceramic radome. The heat dissipating ring includes an endothermic film having a higher heat absorption rate than the electronic scanning antenna at a portion facing the ring.
本発明によれば、空力加熱によるレドーム接着部の温度上昇を抑制した飛しょう体用レドームを得られるという効果を奏する。 According to the present invention, there is an effect that it is possible to obtain a flying object radome that suppresses the temperature rise of the radome bonding portion due to aerodynamic heating.
以下に、本発明の実施の形態に係る飛しょう体用レドームを図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。 Below, the radome for flying objects which concerns on embodiment of this invention is demonstrated in detail based on drawing. Note that the present invention is not limited to the embodiments.
実施の形態１．
図１は、本発明の実施の形態１に係る飛しょう体用レドームを備えた飛しょう体を示す図である。飛しょう体２０は、機体１０の先端部に飛しょう体用レドーム１１が設置され、機体１０と飛しょう体用レドーム１１との接合部は断熱材４で覆われている。
Embodiment 1 FIG.
FIG. 1 is a diagram showing a flying object provided with a flying object radome according to Embodiment 1 of the present invention. The
図２は、本発明の実施の形態１に係る飛しょう体用レドームの構造を示す断面図である。セラミックレドーム１は、一端側が開口した紡錘形であり、接着剤を固化させた接着層２を介してリング３に固定されている。即ち、接着層２は、セラミックレドーム１とリング３とを接着している。リング３は、セラミックレドーム１の一端側に挿入され、飛しょう体２０の機体１０に固定されている。断熱材４は、リング３に接着といった方法で固定されており、機体１０とセラミックレドーム１との隙間を埋めるようにリング３を覆っている。飛しょう体２０内部の構成品である電子走査型アンテナ５は、セラミックレドーム１の内部に搭載されている。電子走査型アンテナ５は、構造部材７を介してリング３に固定されている。構造部材７は、リング３の内側面と全周にわたって接している。ただし、構造部材７は、電子走査型アンテナ５をリング３に固定できさえすれば、必ずしもリング３の内側面と全周にわたって接していなくても良い。
FIG. 2 is a cross-sectional view showing the structure of the flying object radome according to Embodiment 1 of the present invention. The ceramic radome 1 has a spindle shape with one end opened, and is fixed to the
電子走査型アンテナ５の外周には、セラミックレドーム１と対向するように放熱リング６が設置されている。放熱リング６のリング３と対向する部分には、電子走査型アンテナ５よりも熱吸収率が高い吸熱膜９が設けられており、輻射による熱吸収率が高められている。吸熱膜９には、黒色塗膜を適用できるがこれに限定されることはない。
A
飛しょう体２０の飛しょう時には、セラミックレドーム１及び断熱材４の外周に図２中に矢印Ａで示すように空力加熱が発生し、発生した熱はリング３及び構造部材７を介して熱伝導により電子走査型アンテナ５へ伝熱される。
When the
また、空力加熱によって発生した熱は、図２中に矢印Ｂで示すように、接着層２付近のリング３からの輻射によっても、放熱リング６へ伝熱される。放熱リング６の表面には吸熱膜９が形成されているため、リング３からの輻射熱は放熱リング６で反射されずに吸収されやすい。したがって、放熱リング６を備えない構造と比較して、放熱リング６で反射された輻射熱をリング３が吸収することは抑制され、リング３の温度上昇が抑えられる。これにより、放熱リング６を備えない構造と比較して、接着層２の温度上昇が抑制され、接着層２の強度低下を抑えることができる。
Further, the heat generated by the aerodynamic heating is also transferred to the
実施の形態２．
図３は、本発明の実施の形態２に係る飛しょう体用レドームの構造を示す断面図である。実施の形態１と同様に、セラミックレドーム１は、接着層２を介してリング３に固定されている。断熱材４は、リング３に接着といった方法で固定されている。電子走査型アンテナ５の外周には、セラミックレドーム１と対向するように放熱リング６が設置されている。
FIG. 3 is a cross-sectional view showing the structure of the flying object radome according to
実施の形態２では、リング３の内面には、放熱リング６とセラミックレドーム１とを熱的に接続する伝熱部材８が設置されている。
In the second embodiment, the
伝熱部材８は、セラミックレドーム１を構造部材７と組み立てた際に放熱リング６と面接触し、かつ組立製造性を阻害しないように、弾性変形が可能な材料で形成されることが好ましい。換言すると、伝熱部材８は、弾性を有することが好ましい。伝熱部材８には、炭素繊維製ブラシを適用できるが、これに限定されることはない。
The
伝熱部材８は、適度な弾性変形が可能であり、放熱リング６との接触がなされていれば良いため、繰り出し又は蛇腹のような伸縮構造又は、折り畳んだ部材に復元力を生じさせる構造を用いて構造的に固定しても良い。
The
飛しょう体の飛しょう時にはセラミックレドーム１、断熱材４の外周に空力加熱が発生し、発生した熱はリング３、構造部材７を介して熱伝導により、電子走査型アンテナ５へ放熱される。また、空力加熱によって発生した熱は、図３中に矢印Ｃで示すように、接着層２付近のリング３から伝熱部材８を介して熱伝導による放熱により、放熱リング６へ放熱される。リング３に流入する熱量をセラミックレドーム１内部に伝達することで接着層２の温度上昇を抑制することができる。
When the flying object is flying, aerodynamic heating is generated on the outer periphery of the ceramic radome 1 and the
以上の実施の形態に示した構成は、本発明の内容の一例を示すものであり、別の公知の技術と組み合わせることも可能であるし、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、構成の一部を省略、変更することも可能である。 The configuration described in the above embodiment shows an example of the contents of the present invention, and can be combined with another known technique, and can be combined with other configurations without departing from the gist of the present invention. It is also possible to omit or change the part.
１ セラミックレドーム、２ 接着層、３ リング、４ 断熱材、５ 電子走査型アンテナ、６ 放熱リング、７ 構造部材、８ 伝熱部材、９ 吸熱膜、１０ 機体、１１ 飛しょう体用レドーム、２０ 飛しょう体。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Ceramic radome, 2 Adhesive layer, 3 Ring, 4 Thermal insulation material, 5 Electronic scanning antenna, 6 Radiation ring, 7 Structural member, 8 Heat transfer member, 9 Endothermic film, 10 Airframe, 11 Flying body radome, 20 flying Ginger body.
Claims (4)
前記セラミックレドームの一端側に挿入され、飛しょう体の機体に固定されたリングと、
前記セラミックレドームと前記リングとを接着する接着層と、
前記セラミックレドームの内部に設置された電子走査型アンテナと、
前記電子走査型アンテナの外周部に、前記セラミックレドームと対向して設置された放熱リングとを有し、
前記放熱リングは、前記電子走査型アンテナよりも熱吸収率が高い吸熱膜を、前記リングと対向する部分に備えることを特徴とする飛しょう体用レドーム。 A spindle-shaped ceramic radome with one end open,
A ring inserted into one end of the ceramic radome and fixed to the flying body;
An adhesive layer that bonds the ceramic radome and the ring;
An electronic scanning antenna installed inside the ceramic radome;
On the outer periphery of the electronic scanning antenna has a heat dissipating ring installed facing the ceramic radome,
The flying body radome is characterized in that the heat dissipating ring includes a heat absorbing film having a higher heat absorption rate than the electronic scanning antenna at a portion facing the ring.
前記セラミックレドームの一端側が挿入され、飛しょう体の機体に固定されたリングと、
前記セラミックレドームと前記リングとを接着する接着層とを有し、
前記セラミックレドームの内部に設置された電子走査型アンテナと、
前記電子走査型アンテナの外周部に、前記セラミックレドームと対向して設置された放熱リングと、
前記放熱リングと、前記リングとを熱的に接続する伝熱部材とを備えることを特徴とする飛しょう体用レドーム。 A spindle-shaped ceramic radome with one end open,
One end side of the ceramic radome is inserted, and a ring fixed to the flying body,
An adhesive layer that bonds the ceramic radome and the ring;
An electronic scanning antenna installed inside the ceramic radome;
On the outer periphery of the electronic scanning antenna, a heat dissipating ring installed facing the ceramic radome
A flying object radome comprising the heat dissipating ring and a heat transfer member that thermally connects the ring.
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|---|---|---|---|---|
| CN109638447A (en) * | 2018-11-30 | 2019-04-16 | 上海无线电设备研究所 | A kind of heat-insulated antenna house of watertight and preparation method thereof |
| JP7446915B2 (en) | 2020-05-25 | 2024-03-11 | 三菱重工業株式会社 | Rectification structure, flying object and spacecraft |
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- 2016-02-05 JP JP2016020647A patent/JP2017138072A/en active Pending
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| CN109638447B (en) * | 2018-11-30 | 2020-12-22 | 上海无线电设备研究所 | Watertight heat-insulation antenna housing and preparation method thereof |
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