JP7325237B2 - Radome for flying objects - Google Patents

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Description

本発明は、飛しょう体の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 for protecting an antenna of a flying object.

目標に向けて電波誘導にて飛しょうする飛しょう体が知られている。飛しょう体の先端部には、目標を検知するレーダ用アンテナが取り付けられている。飛しょう体は超音速または極超音速の高速で飛しょうし、目標に向けて急旋回を行う。そのため、空力加熱または空力荷重からアンテナを保護するように飛しょう体の本体部分であるシェルの先端部に飛しょう体用レドームが取り付けられる。特許文献１には、飛しょう体用レドームは、レドーム本体部と、レドームリングと、を有し、レドーム本体部は、シェルとレドームリングを介して接合されること、およびレドーム本体部とレドームリングとは接着剤で固定されることが開示されている。 A flying object that flies toward a target by radio wave induction is known. A radar antenna for detecting targets is attached to the tip of the projectile. The projectile flies at supersonic or hypersonic speeds and makes sharp turns toward its target. Therefore, a flying object radome is attached to the tip of the shell, which is the body portion of the flying object, so as to protect the antenna from aerodynamic heating or aerodynamic load. Patent Document 1 discloses that a radome for a flying object has a radome main body and a radome ring, the radome main body is joined to a shell via a radome ring, and a radome main body and a radome ring. is fixed with an adhesive.

レドーム本体部は、超音速または極超音速での飛しょうによって生じる空力加熱による高温環境下でも使用可能な耐熱性および耐熱衝撃性を有するとともに、アンテナで送受信される電波を透過させることができる誘電体材料によって構成される。レドーム本体部の構成材料の一例は、アルミナ（Ａｌ2Ｏ3）、コージェライト（２ＭｇＯ・２Ａｌ2Ｏ3・５ＳｉＯ2）、ヒューズドシリカ（ＳｉＯ2）、シリコンナイトライド（Ｓｉ3Ｎ4）である。これらの材料は、耐熱性および耐熱衝撃性に優れたセラミックスであり、線膨張率は、０．１×１０-6／Ｋから２×１０-6／Ｋである。一方、シェルは、高剛性を有する鉄（Ｆｅ）またはアルミニウム（Ａｌ）で構成されている。これらの材料の線膨張率は、１５×１０-6／Ｋから３０×１０-6／Ｋであり、レドーム本体部を構成する材料に比して高い。 The main body of the radome has heat resistance and thermal shock resistance that allow it to be used in high-temperature environments due to aerodynamic heating generated by supersonic or hypersonic flight, as well as a dielectric that allows radio waves transmitted and received by the antenna to pass through. Constructed by body material. Examples of the constituent material of the radome body are alumina ( Al2O3 ), cordierite ( 2MgO.2Al2O3.5SiO2 ), fused silica ( SiO2 ) , and silicon nitride ( Si3N4 ). be. These materials are ceramics excellent in heat resistance and thermal shock resistance, and have linear expansion coefficients of 0.1×10 −6 /K to 2×10 −6 /K. On the other hand, the shell is made of iron (Fe) or aluminum (Al) having high rigidity. These materials have coefficients of linear expansion ranging from 15×10 −6 /K to 30×10 −6 /K, which are higher than the materials forming the radome body.

このように、線膨張率の異なる異種材料であるレドーム本体部とシェルとを直接組み合わせた場合には、高温環境下において大きな熱応力が接合部に生じる。そのため、レドームリングは、レドーム本体部の線膨張率とシェルの線膨張率との間の中間の線膨張率を持つ材料で構成される。レドームリングには、高剛性を有し、線膨張率がシェルの線膨張率よりも小さい繊維強化プラスチック（Fiber-Reinforced Plastic：以下、ＦＲＰという）が用いられる。ＦＲＰの線膨張率は、４×１０-6／Ｋから１０×１０-6／Ｋである。 In this way, when the radome main body and the shell, which are made of different materials with different coefficients of linear expansion, are directly combined, a large thermal stress is generated at the junction in a high-temperature environment. Therefore, the radome ring is made of a material having an intermediate coefficient of linear expansion between the coefficient of linear expansion of the radome body and the coefficient of linear expansion of the shell. The radome ring is made of fiber-reinforced plastic (hereinafter referred to as FRP), which has high rigidity and a coefficient of linear expansion smaller than that of the shell. The coefficient of linear expansion of FRP is from 4×10 −6 /K to 10×10 −6 /K.

特開２００３－２３８９２９号公報JP-A-2003-238929

しかしながら、飛しょう体の高速化および飛しょう時間の長期化に伴う空力加熱によってレドーム本体部およびレドームリングに生じる温度が従来と比べて高温になる。このような高温環境下では、上記の特許文献１に記載の技術では、レドーム本体部およびレドームリングに生じる温度が接着剤の耐熱温度、およびＦＲＰ製のレドームリングの耐熱温度を超えてしまうという問題があった。 However, the temperature generated in the radome main body and the radome ring becomes higher than before due to aerodynamic heating associated with increased speed and longer flight time of the projectile. In such a high-temperature environment, the technology described in Patent Document 1 above has the problem that the temperature generated in the radome main body and the radome ring exceeds the heat-resistant temperature of the adhesive and the heat-resistant temperature of the FRP radome ring. was there.

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、飛しょう体の高速化および飛しょう時間の長期化に伴う空力加熱による高温環境下でも、レドームリングでレドーム本体部をシェルに固定し続けることができる飛しょう体用レドームを得ることを目的とする。 The present invention has been made in view of the above, and the radome ring keeps the radome main body fixed to the shell even in a high-temperature environment due to aerodynamic heating associated with increased speed and longer flight time of the projectile. An object of the present invention is to obtain a radome for flying objects.

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明にかかる飛しょう体用レドームは、レドーム本体部と、レドームリングと、固定部品と、断熱材と、熱応力緩和材と、を備える。レドーム本体部は、目標に向けて電波誘導により飛しょうする飛しょう体の先端部を構成し、飛しょう体の機体に設置される。レドームリングは、機体の外部およびレドーム本体部の内部に嵌合される。固定部品は、レドームリングとレドーム本体部とを機械的に固定する。断熱材は、機体とレドーム本体部との接合部の外周面上に設けられる。熱応力緩和材は、レドームリングとの接合部に対応するレドーム本体部の外周面に設けられる。 In order to solve the above-described problems and achieve the object, a radome for a flying object according to the present invention includes a radome body, a radome ring, a fixing part, a heat insulator, and a thermal stress relaxation material. . The radome main body constitutes the tip of a flying object that flies toward a target by radio wave induction, and is installed on the fuselage of the flying object. The radome ring is fitted to the exterior of the fuselage and the interior of the radome body. The fixing component mechanically fixes the radome ring and the radome body. A heat insulating material is provided on the outer peripheral surface of the joint between the fuselage and the radome body. The thermal stress relaxation material is provided on the outer peripheral surface of the radome body corresponding to the joint with the radome ring.

本発明によれば、飛しょう体の高速化および飛しょう時間の長期化に伴う空力加熱による高温環境下でも、レドームリングでレドーム本体部をシェルに固定し続けることができるという効果を奏する。 According to the present invention, the radome ring can keep the radome main body fixed to the shell even in a high-temperature environment due to aerodynamic heating associated with increased speed and longer flight time of the projectile.

実施の形態にかかる飛しょう体用レドームを有する飛しょう体の構成の一例を示す一部透視図1 is a partial perspective view showing an example of a configuration of a flying object having a radome for a flying object according to an embodiment; FIG. 実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す斜視図FIG. 2 is a perspective view showing an example of a configuration of a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment; 実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す上面図FIG. 2 is a top view showing an example of a configuration of a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment; 実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す側面図FIG. 2 is a side view showing an example of a configuration of a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment; 実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングとの接合の一例を模式的に示す一部断面図FIG. 2 is a partial cross-sectional view schematically showing an example of bonding with a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment; 実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの機能を説明するための図FIG. 4 is a diagram for explaining the function of a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment; 実施の形態における熱応力緩和材の機能を説明するための図A diagram for explaining the function of the thermal stress relaxation material in the embodiment. 実施の形態における断熱材の機能を説明するための図A diagram for explaining the function of the heat insulating material in the embodiment.

以下に、本発明の実施の形態にかか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。 EMBODIMENT OF THE INVENTION Below, the radome for flying bodies concerning embodiment of this invention is demonstrated in detail based on drawing. In addition, this invention is not limited by this embodiment.

実施の形態．
図１は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームを有する飛しょう体の構成の一例を示す一部透視図である。 Embodiment.
FIG. 1 is a partial perspective view showing an example of the configuration of a flying object having a flying object radome according to an embodiment.

飛しょう体１は、目標に向けて電波誘導によって飛しょうする。飛しょう体１は、機体であるシェル１１と、飛しょう体用レドーム１２と、を備える。 A flying object 1 flies toward a target by radio wave induction. A flying body 1 includes a shell 11 as a body and a flying body radome 12. - 特許庁

シェル１１は、飛しょう体１の本体部分である。シェル１１の構成材料の一例は、鉄またはアルミニウムである。これらの材料の線膨張率は、１５×１０-6／Ｋから３０×１０-6／Ｋである。シェル１１の先端部には、アンテナ１１１が設けられる。アンテナ１１１は、目標までの距離および方位を計測するための電波を送受信する。 The shell 11 is the body portion of the flying object 1 . An example of the constituent material of the shell 11 is iron or aluminum. The coefficient of linear expansion of these materials is 15×10 −6 /K to 30×10 −6 /K. An antenna 111 is provided at the tip of the shell 11 . Antenna 111 transmits and receives radio waves for measuring the distance and bearing to a target.

飛しょう体用レドーム１２は、レドーム本体部１３と、レドームリング１４と、を有する。レドーム本体部１３は、空力抵抗を減らして高速で飛しょうできるように、先端部が尖った流線型をなし、外径が先端部から後端部に向かって滑らかに拡がり、後端部が開口して中空となっている。中空の後端部がレドームリング１４を介してシェル１１の先端部と接続される。このように、シェル１１の先端部をレドーム本体部１３で覆うことで、シェル１１の先端部に設けられるアンテナ１１１が保護される。レドーム本体部１３は、空力加熱による温度上昇に対する耐熱性および耐熱衝撃性を有するとともに、電波透過性を有する誘電体のセラミックス材料によって構成される。誘電体のセラミックス材料の一例は、アルミナ、コージェライト、ヒューズドシリカ、シリコンナイトライドである。これらの材料の線膨張率は、０．１×１０-6／Ｋから２×１０-6／Ｋである。 The flying object radome 12 has a radome main body 13 and a radome ring 14 . The radome main body 13 has a streamlined shape with a pointed tip so that it can fly at high speeds by reducing aerodynamic resistance. It is hollow. A hollow rear end is connected to the front end of the shell 11 via a radome ring 14 . By covering the tip of the shell 11 with the radome body 13 in this manner, the antenna 111 provided at the tip of the shell 11 is protected. The radome main body 13 is made of a dielectric ceramic material that has heat resistance and thermal shock resistance against temperature rise due to aerodynamic heating and that has radio wave transparency. Examples of dielectric ceramic materials are alumina, cordierite, fused silica, and silicon nitride. The coefficient of linear expansion of these materials is 0.1×10 −6 /K to 2×10 −6 /K.

レドームリング１４は、シェル１１とレドーム本体部１３とを接続する部材である。図２は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す斜視図である。図３は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す上面図である。図４は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの構成の一例を示す側面図である。図２および図３に示されるように、レドームリング１４は、飛しょう体１の先端部側および後端部側が開放された円筒形状を有するリングである。図４に示されるように、レドームリング１４は、シェル１１の外部に嵌合されるシェル嵌合部１４ａと、レドーム本体部１３の内部に嵌合されるレドーム嵌合部１４ｂと、を有する。シェル嵌合部１４ａでは、レドームリング１４の軸方向で半径は一定である。円筒形状のシェル嵌合部１４ａの側面には、円周方向に沿って、固定部品によってシェル１１と固定されるための複数の貫通孔１４１が設けられている。レドーム嵌合部１４ｂでは、レドーム本体部１３の内面と接触するように飛しょう体１の先端部に向かって半径が減少している。円筒形状のレドーム嵌合部１４ｂの側面にも、レドーム本体部１３に固定部品で固定されるための複数の貫通孔１４２が設けられている。 The radome ring 14 is a member that connects the shell 11 and the radome body 13 . FIG. 2 is a perspective view showing an example of a configuration of a radome ring included in the flying object radome according to the embodiment. FIG. 3 is a top view showing an example of a configuration of a radome ring included in the flying object radome according to the embodiment. FIG. 4 is a side view showing an example of a configuration of a radome ring included in the flying object radome according to the embodiment. As shown in FIGS. 2 and 3, the radome ring 14 is a ring having a cylindrical shape with the front end side and the rear end side of the flying object 1 opened. As shown in FIG. 4 , the radome ring 14 has a shell fitting portion 14 a fitted to the outside of the shell 11 and a radome fitting portion 14 b fitted to the inside of the radome body portion 13 . The shell fitting portion 14 a has a constant radius in the axial direction of the radome ring 14 . A plurality of through holes 141 for fixing to the shell 11 by fixing parts are provided in the side surface of the cylindrical shell fitting portion 14a along the circumferential direction. The radius of the radome fitting portion 14 b decreases toward the tip of the flying object 1 so as to contact the inner surface of the radome main body 13 . A plurality of through holes 142 for fixing to the radome main body 13 with fixing parts are also provided on the side surface of the cylindrical radome fitting portion 14b.

超音速または極超音速で飛しょうし、空力加熱によって高温になる飛しょう体１では、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の温度がＦＲＰの耐熱温度を超えてしまうことがある。そのため、本実施の形態では、ＦＲＰよりも耐熱温度が高く、シェル１１を構成する材料に比して線膨張率が低い合金材料によって、レドームリング１４が構成される。このような合金材料を、以下では、低熱膨張合金という。低熱膨張合金の一例は、鉄と３６ｗｔ％のニッケルとを含む合金であるインバー、鉄と３２ｗｔ％のニッケルと４ｗｔ％のコバルトとを含む合金であるスーパーインバー、鉄と２９ｗｔ％のニッケルと１７ｗｔ％のコバルトとを含む合金であるコバールである。これらの線膨張率は０．８×１０-6／Ｋから５．４６×１０-6／Ｋである。 In a flying object 1 that flies at supersonic or hypersonic speed and becomes hot due to aerodynamic heating, the temperature between the radome body 13 and the radome ring 14 may exceed the heat-resistant temperature of FRP. Therefore, in the present embodiment, radome ring 14 is made of an alloy material that has a higher heat resistance than FRP and a lower coefficient of linear expansion than the material that makes up shell 11 . Such alloy materials are hereinafter referred to as low thermal expansion alloys. Examples of low thermal expansion alloys are Invar, an alloy containing iron and 36 wt% nickel, Super Invar, an alloy containing iron, 32 wt% nickel, and 4 wt% cobalt, iron, 29 wt% nickel, and 17 wt%. Kovar is an alloy containing cobalt from These linear expansion coefficients are from 0.8×10 −6 /K to 5.46×10 −6 /K.

図５は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングとの接合の一例を模式的に示す一部断面図であり、図１の領域Ｒを拡大した断面図である。この図では、シェル１１の図示を省略している。本実施の形態では、図５に示されるように、固定部品３１を用いて、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間を機械的に固定している。これは、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の温度が、空力加熱によって接着剤の耐熱温度を超えてしまうため、接着剤で固定することができないからである。固定部品３１の一例は、ピンまたはボルトである。すなわち、本実施の形態では、例えば、ピンまたはボルトを用いて、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間を締結する。レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の場合と同様に、レドームリング１４はシェル１１との間で固定部品によって固定される。 FIG. 5 is a partial cross-sectional view schematically showing an example of bonding with a radome ring included in the radome for a flying object according to the embodiment, and is an enlarged cross-sectional view of region R in FIG. In this figure, illustration of the shell 11 is omitted. In the present embodiment, as shown in FIG. 5, a fixing component 31 is used to mechanically fix the radome body 13 and the radome ring 14 together. This is because the temperature between the radome body 13 and the radome ring 14 exceeds the heat-resistant temperature of the adhesive due to aerodynamic heating, so that they cannot be fixed with the adhesive. An example of the fixed part 31 is a pin or bolt. That is, in the present embodiment, for example, pins or bolts are used to fasten the radome body 13 and the radome ring 14 together. As between the radome body 13 and the radome ring 14 , the radome ring 14 is fixed between the shell 11 by a fixing component.

空力加熱によって加熱された温度では、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の線膨張率差で生じる熱応力によってレドーム本体部１３が破壊されてしまう虞がある。そのため、図２から図５に示されるように、レドームリング１４の剛性を下げる複数のスリット１４３が、レドームリング１４に設けられる。図４に示されるように、複数のスリット１４３の一方の端部である開放端部１４３ａは、レドームリング１４の円筒の先端部側の端面に位置しており、他方の端部である閉端部１４３ｂは、シェル嵌合部１４ａ内に設けられている。スリット１４３は、一例として、レドームリング１４の軸と平行な方向に設けられる。このスリット１４３によって、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の線膨張率差によって生じる熱応力が緩和される。 At a temperature heated by aerodynamic heating, the radome body 13 may be destroyed by thermal stress caused by the difference in coefficient of linear expansion between the radome body 13 and the radome ring 14 . Therefore, as shown in FIGS. 2 to 5, the radome ring 14 is provided with a plurality of slits 143 that reduce the rigidity of the radome ring 14 . As shown in FIG. 4, the open end 143a, which is one end of the plurality of slits 143, is positioned on the end surface of the cylinder of the radome ring 14 on the tip side, and the other end, which is the closed end, is located at the end of the cylinder. The portion 143b is provided within the shell fitting portion 14a. The slit 143 is provided in a direction parallel to the axis of the radome ring 14, as an example. This slit 143 relaxes the thermal stress caused by the difference in coefficient of linear expansion between the radome body 13 and the radome ring 14 .

図１に戻り、飛しょう体１は、熱応力緩和材２１と、断熱材２２と、をさらに備える。熱応力緩和材２１は、レドーム本体部１３のレドームリング１４との接合部付近の外周面上に配置される。熱応力緩和材２１は、リング状であり、レドームリング１４との接合部の外周面上に巻きつけるように積層される。すなわち、熱応力緩和材２１は、レドーム本体部１３のレドームリング１４との嵌合範囲の外周面上に配置される。 Returning to FIG. 1 , the flying object 1 further includes a thermal stress relaxation material 21 and a heat insulating material 22 . The thermal stress relaxation material 21 is arranged on the outer peripheral surface of the radome main body 13 near the joint with the radome ring 14 . The thermal stress relaxation material 21 is ring-shaped and laminated so as to wrap around the outer peripheral surface of the joint with the radome ring 14 . That is, the thermal stress relaxation material 21 is arranged on the outer peripheral surface of the fitting range of the radome main body 13 with the radome ring 14 .

熱応力緩和材２１は、空力加熱によって加熱された温度でレドーム本体部１３との間の線膨張率の違いによって、レドーム本体部１３の後端部に圧縮応力を生じさせる部材である。熱応力緩和材２１は、レドーム本体部１３の線膨張率よりも小さい材料によって構成される。熱応力緩和材２１の線膨張率は、レドーム本体部１３の線膨張率よりも小さく、０に近い材料であることが望ましい。熱応力緩和材２１は、負の線膨張率を有する材料であってもよい。熱応力緩和材２１の一例は、線膨張率が－０．７×１０-6／Ｋから－１．２×１０-6／Ｋである炭素繊維を用いたＦＲＰ、あるいは線膨張率が－４×１０-6／Ｋであるアラミド繊維を用いたＦＲＰである。 The thermal stress relaxation material 21 is a member that generates compressive stress in the rear end portion of the radome main body 13 due to the difference in coefficient of linear expansion between it and the radome main body 13 at a temperature heated by aerodynamic heating. The thermal stress relaxation material 21 is made of a material having a coefficient of linear expansion smaller than that of the radome body 13 . The coefficient of linear expansion of the thermal stress relaxation material 21 is preferably smaller than the coefficient of linear expansion of the radome main body 13 and is close to zero. The thermal stress relaxation material 21 may be a material having a negative coefficient of linear expansion. An example of the thermal stress relaxation material 21 is FRP using carbon fiber having a linear expansion coefficient of −0.7×10 −6 /K to −1.2×10 −6 /K, or a linear expansion coefficient of −4. It is an FRP using aramid fibers with x10 -6 /K.

断熱材２２は、熱応力緩和材２１およびレドームリング１４の外周面上に配置される。すなわち、断熱材２２は、レドーム本体部１３とレドームリング１４との接合部と、レドームリング１４の全体と、を含む領域を覆うように、巻き付けて積層される。断熱材２２は、シェル１１との間の固定構造の補強、およびレドームリング１４の温度上昇を防ぐ部材である。断熱材２２の一例は、炭素繊維を用いたＦＲＰ、すなわち炭素繊維強化プラスチックである。以下では、炭素繊維を用いたＦＲＰをＣＦＲＰ（Carbon Fiber Reinforced Plastics）という。 A heat insulating material 22 is arranged on the outer peripheral surfaces of the thermal stress relieving material 21 and the radome ring 14 . That is, the heat insulating material 22 is wound and laminated so as to cover a region including the joint portion between the radome body portion 13 and the radome ring 14 and the entire radome ring 14 . The heat insulating material 22 is a member that reinforces the fixing structure between the shell 11 and prevents the temperature rise of the radome ring 14 . An example of the heat insulating material 22 is FRP using carbon fiber, that is, carbon fiber reinforced plastic. FRP using carbon fiber is hereinafter referred to as CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics).

つぎに、このような構成を有する飛しょう体１の飛しょう中の接合部の部品の作用について説明する。 Next, the operation of the joint parts during flight of the projectile 1 having such a configuration will be described.

図６は、実施の形態にかかる飛しょう体用レドームが備えるレドームリングの機能を説明するための図である。この図では、シェル１１の図示を省略している。飛しょう体１が飛しょうしているときには空力加熱によってレドーム本体部１３およびレドームリング１４は共に熱膨張によって半径方向に膨張する。しかし、線膨張率が異なるため、レドーム本体部１３の熱膨張１０２に対してレドームリング１４の熱膨張１０１の方が大きくなり、レドーム本体部１３に熱応力が発生する。レドームリング１４にスリット１４３が設けられない場合には、レドーム本体部１３に発生する熱応力によって、レドーム本体部１３が破壊されてしまう。 FIG. 6 is a diagram for explaining the function of the radome ring included in the flying object radome according to the embodiment. In this figure, illustration of the shell 11 is omitted. When the projectile 1 is in flight, both the radome body 13 and the radome ring 14 expand in the radial direction due to thermal expansion due to aerodynamic heating. However, since the coefficients of linear expansion are different, the thermal expansion 101 of the radome ring 14 is larger than the thermal expansion 102 of the radome main body 13 , and thermal stress is generated in the radome main body 13 . If the radome ring 14 is not provided with the slit 143 , the radome main body 13 will be destroyed by the thermal stress generated in the radome main body 13 .

一方、本実施の形態では、レドームリング１４にスリット１４３が設けられているので、スリット１４３がレドームリング１４に設けられない場合に比して、レドームリング１４の剛性が下がる。その結果、レドーム本体部１３に生じる熱応力が緩和され、レドーム本体部１３の破壊が抑制される。なお、スリット１４３の閉端部１４３ｂの位置がレドーム本体部１３の後端部の位置よりもシェル１１側に配置されるように、スリット１４３の長さを長くすることで、レドーム本体部１３と接するレドームリング１４の部位の剛性がより下がる。つまり、スリット１４３の長さを長くするほど、レドーム本体部１３に働く熱応力を緩和することが可能となる。 On the other hand, in the present embodiment, since the slits 143 are provided in the radome ring 14 , the rigidity of the radome ring 14 is lowered compared to the case where the slits 143 are not provided in the radome ring 14 . As a result, the thermal stress generated in the radome main body 13 is alleviated, and breakage of the radome main body 13 is suppressed. By increasing the length of the slit 143 so that the closed end portion 143b of the slit 143 is located closer to the shell 11 than the rear end of the radome body 13, the radome body 13 and the The rigidity of the contacting portion of the radome ring 14 is further reduced. That is, the longer the length of the slit 143 is, the more the thermal stress acting on the radome body 13 can be relaxed.

図７は、実施の形態における熱応力緩和材の機能を説明するための図であり、図１の領域Ｒを拡大した断面図である。この図では、シェル１１の図示を省略している。空力加熱によってレドーム本体部１３およびレドームリング１４の温度が上昇しているときには、レドームリング１４の熱膨張１０１とレドーム本体部１３の熱膨張１０２との間の熱膨張差によって、引っ張りの熱応力１０４が生じる。図６に示されるように、レドームリング１４にスリット１４３が設けられた場合でも、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の熱膨張差によって生じる熱応力にレドーム本体部１３が耐えられないと、レドーム本体部１３は破損する。 FIG. 7 is a diagram for explaining the function of the thermal stress relaxation material in the embodiment, and is an enlarged cross-sectional view of region R in FIG. In this figure, illustration of the shell 11 is omitted. When the temperatures of the radome body 13 and the radome ring 14 are increased by aerodynamic heating, a tensile thermal stress 104 is generated due to the difference in thermal expansion between the thermal expansion 101 of the radome ring 14 and the thermal expansion 102 of the radome body 13. occurs. As shown in FIG. 6, even if the radome ring 14 is provided with the slit 143, the radome body 13 cannot withstand the thermal stress caused by the difference in thermal expansion between the radome body 13 and the radome ring 14. , the radome body 13 is damaged.

そこで、本実施の形態では、上記したように、レドームリング１４のレドーム本体部１３への嵌合範囲に対応するレドーム本体部１３の外周面に熱応力緩和材２１を設けた。このような構造では、レドーム本体部１３の熱膨張１０２とレドームリング１４の熱膨張１０１との差によってレドーム本体部１３に対して引っ張りの熱応力１０４が生じる。しかし、熱応力緩和材２１の熱膨張１０５とレドーム本体部１３の熱膨張１０２との差によってレドーム本体部１３に圧縮の熱応力１０３が生じる。つまり、レドームリング１４のレドーム本体部１３への嵌合範囲に対応するレドーム本体部１３には、引っ張りの熱応力１０４だけではなく、熱応力緩和材２１を設けたことによる圧縮の熱応力１０３も働く。その結果、レドームリング１４には、引っ張りの熱応力１０４から圧縮の熱応力１０３を除いた分の熱応力がかかる。この熱応力は、引っ張りの熱応力１０４よりも小さくなる。すなわち、熱応力緩和材２１を設けたことによって、レドームリング１４によって生じる熱応力が緩和される。 Therefore, in the present embodiment, as described above, the thermal stress relaxation member 21 is provided on the outer peripheral surface of the radome main body 13 corresponding to the fitting range of the radome ring 14 to the radome main body 13 . In such a structure, a tensile thermal stress 104 is generated in the radome body 13 due to the difference between the thermal expansion 102 of the radome body 13 and the thermal expansion 101 of the radome ring 14 . However, a compressive thermal stress 103 is generated in the radome body 13 due to the difference between the thermal expansion 105 of the thermal stress relaxation material 21 and the thermal expansion 102 of the radome body 13 . That is, the radome main body 13 corresponding to the fitting range of the radome ring 14 to the radome main body 13 is not only subjected to the tensile thermal stress 104 but also to the compressive thermal stress 103 due to the provision of the thermal stress relieving material 21. work. As a result, the radome ring 14 is subjected to a thermal stress equal to the tensile thermal stress 104 minus the compressive thermal stress 103 . This thermal stress is less than the tensile thermal stress 104 . That is, by providing the thermal stress relieving material 21, the thermal stress caused by the radome ring 14 is relieved.

なお、熱応力緩和材２１が負の線膨張率を有すると、温度上昇によって熱応力緩和材２１が収縮するので、熱応力緩和材２１が正の線膨張率を有する場合に比して、レドーム本体部１３の熱膨張を抑えることが可能になる。 If the thermal stress relieving material 21 has a negative coefficient of linear expansion, the thermal stress relieving material 21 contracts due to temperature rise. It becomes possible to suppress the thermal expansion of the body portion 13 .

図８は、実施の形態における断熱材の機能を説明するための図であり、図１の領域Ｒを拡大した断面図である。この図では、シェル１１の図示を省略している。本実施の形態では、レドームリング１４にスリット１４３を設けているので、レドームリング１４の強度が低下する。そのため、レドームリング１４を介したシェル１１とレドーム本体部１３との間の接合部の外周面を覆うように、断熱材２２を巻き付けて積層する。このとき、レドームリング１４からレドーム本体部１３にかけて、断熱材２２を一体成形することによって、断熱材２２でも荷重を受けることができる。つまり、レドーム本体部１３、レドームリング１４およびシェル１１を固定する固定構造が補強される。 FIG. 8 is a diagram for explaining the function of the heat insulating material in the embodiment, and is an enlarged cross-sectional view of region R in FIG. In this figure, illustration of the shell 11 is omitted. In the present embodiment, since the slits 143 are provided in the radome ring 14, the strength of the radome ring 14 is reduced. Therefore, the heat insulating material 22 is wound and laminated so as to cover the outer peripheral surface of the joint between the shell 11 and the radome main body 13 with the radome ring 14 interposed therebetween. At this time, by integrally molding the heat insulating material 22 from the radome ring 14 to the radome main body 13, the heat insulating material 22 can also receive the load. That is, the fixing structure for fixing the radome body 13, the radome ring 14 and the shell 11 is reinforced.

断熱材２２が、炭化アブレータと呼ばれるＣＦＲＰである場合には、断熱材２２は、１０００℃を超える温度で加熱されると、樹脂が熱分解を起こし、表面に強固な炭化層が形成される。また、熱分解時に発生するガスの吸熱反応によって母材が冷却される。さらに、熱分解によって発生するガスによって表面に境界層が形成され、表面の温度勾配を緩やかにして、断熱材２２によって覆われているレドームリング１４の加熱が軽減される。 In the case where the heat insulating material 22 is CFRP called a carbonization ablator, when the heat insulating material 22 is heated at a temperature exceeding 1000° C., the resin undergoes thermal decomposition and a strong carbonized layer is formed on the surface. In addition, the base material is cooled by the endothermic reaction of gas generated during thermal decomposition. In addition, the gases generated by the pyrolysis form a boundary layer on the surface that moderates the surface temperature gradient and reduces heating of the radome ring 14 covered by the thermal insulator 22 .

このような機構によって、空力加熱によって熱量１０６が外部から飛しょう体１の接続部に加えられるが、レドーム本体部１３の接合部、レドームリング１４および熱応力緩和材２１を含む内部に伝わる熱量１０７を軽減し、構成部品の温度上昇を軽減することができる。 With such a mechanism, a heat quantity 106 is applied from the outside to the connecting portion of the flying object 1 by aerodynamic heating, but a heat quantity 107 is transferred to the inside including the joint portion of the radome body 13, the radome ring 14, and the thermal stress relaxation material 21. can be reduced and the temperature rise of the components can be reduced.

実施の形態では、ＦＲＰよりも耐熱温度が高く、シェル１１を構成する材料よりも線膨張率が低い低熱膨張合金によって、レドームリング１４が構成される。レドームリング１４と、レドーム本体部１３およびシェル１１と、の間が、固定部品で機械的に固定される。また、レドームリング１４との接合部付近のレドーム本体部１３の外周面上に熱応力緩和材２１が配置され、熱応力緩和材２１およびレドームリング１４の外周面上に断熱材２２が配置される。これによって、飛しょう体１が空力加熱によってＦＲＰの耐熱温度よりも高温になっても、シェル１１およびレドーム本体部１３とレドームリング１４との間で強固な接続を実現することができる。 In the embodiment, the radome ring 14 is made of a low thermal expansion alloy having a higher heat resistance temperature than FRP and a lower coefficient of linear expansion than the material forming the shell 11 . The radome ring 14 and the radome main body 13 and shell 11 are mechanically fixed by fixing parts. A thermal stress relaxation material 21 is arranged on the outer peripheral surface of the radome main body 13 near the joint with the radome ring 14 , and a heat insulating material 22 is arranged on the outer peripheral surfaces of the thermal stress relaxation material 21 and the radome ring 14 . . As a result, even if the flying object 1 is aerodynamically heated to a temperature higher than the heat-resistant temperature of the FRP, a strong connection can be realized between the shell 11 and the radome body 13 and the radome ring 14 .

また、空力加熱によって飛しょう体１が高温になると、レドーム本体部１３とレドームリング１４との間の熱膨張差によって発生する引っ張りの熱応力１０４が生じるが、熱応力緩和材２１とレドーム本体部１３との間の熱膨張差によって、レドーム本体部１３に生じる圧縮の熱応力１０３によって、引っ張りの熱応力１０４が緩和される。つまり、飛しょう体の高速化および飛しょう時間の長期化に伴う空力加熱による高温環境下でも、レドーム本体部１３の破壊を抑制しつつ、レドームリング１４でレドーム本体部１３をシェル１１に固定し続けることができるという効果を有する。 Also, when the flying object 1 becomes hot due to aerodynamic heating, tensile thermal stress 104 is generated due to the difference in thermal expansion between the radome body 13 and the radome ring 14. The compressive thermal stress 103 generated in the radome body 13 due to the difference in thermal expansion between the radome body 13 and the tensile thermal stress 104 is relaxed. That is, the radome body 13 is fixed to the shell 11 by the radome ring 14 while suppressing the destruction of the radome body 13 even in a high-temperature environment due to aerodynamic heating associated with increased speed and longer flight time of the projectile. It has the effect of being able to continue.

さらに、レドームリング１４を介したシェル１１とレドーム本体部１３との間の接合部の外周面が断熱材２２によって覆われるので、断熱材２２によって覆われる飛しょう体１を構成する部材の温度上昇を抑制することができる。特に、断熱材２２が、炭化アブレータと呼ばれるＣＦＲＰである場合には、空力加熱による加熱によって、樹脂が熱分解を起こし、表面に強固な炭化層が形成されるとともに、熱分解時に発生するガスの吸熱反応によって母材が冷却され、さらに熱分解によって発生するガスによって表面に境界層が形成される。これによって、断熱材２２で覆われる部分の加熱が軽減される。 Furthermore, since the outer peripheral surface of the joint between the shell 11 and the radome body 13 via the radome ring 14 is covered with the heat insulating material 22, the temperature of the members constituting the flying object 1 covered with the heat insulating material 22 rises. can be suppressed. In particular, when the heat insulating material 22 is CFRP called a carbonization ablator, the resin is thermally decomposed by heating by aerodynamic heating, a strong carbonized layer is formed on the surface, and the gas generated during thermal decomposition is reduced. The base material is cooled by an endothermic reaction, and a boundary layer is formed on the surface by gases generated by thermal decomposition. This reduces the heating of the portion covered with the heat insulating material 22 .

また、レドームリング１４の先端部側からシェル嵌合部１４ａに至るスリット１４３を設けた。これによって、レドームリング１４の剛性を低下させ、空力加熱による温度上昇で生じるレドームリング１４に発生する引っ張りの熱応力が緩和される。 Also, a slit 143 is provided from the tip side of the radome ring 14 to the shell fitting portion 14a. As a result, the rigidity of the radome ring 14 is reduced, and the tensile thermal stress generated in the radome ring 14 due to temperature rise due to aerodynamic heating is alleviated.

さらに、レドームリング１４からレドーム本体部１３にかけて、断熱材２２を一体成形した。これによって、断熱材２２でも荷重を受けることができるようになり、スリット１４３を設けたことによって強度が低下したレドームリング１４の強度を補強することができる。 Furthermore, a heat insulating material 22 is integrally molded from the radome ring 14 to the radome main body 13 . As a result, even the heat insulating material 22 can receive the load, and the strength of the radome ring 14, which has been reduced due to the provision of the slit 143, can be reinforced.

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 shown in the above embodiment shows an example of the content of the present invention, and it is possible to combine it with another known technology, and one configuration can be used without departing from the scope of the present invention. It is also possible to omit or change the part.

１ 飛しょう体、１１ シェル、１２ 飛しょう体用レドーム、１３ レドーム本体部、１４ レドームリング、１４ａ シェル嵌合部、１４ｂ レドーム嵌合部、２１ 熱応力緩和材、２２ 断熱材、３１ 固定部品、１１１ アンテナ、１４１，１４２ 貫通孔、１４３ スリット、１４３ａ 開放端部、１４３ｂ 閉端部。 1 flying object, 11 shell, 12 flying object radome, 13 radome body, 14 radome ring, 14a shell fitting portion, 14b radome fitting portion, 21 thermal stress relaxation material, 22 heat insulating material, 31 fixing part, 111 antenna, 141, 142 through hole, 143 slit, 143a open end, 143b closed end.

Claims (8)

目標に向けて電波誘導により飛しょうする飛しょう体の先端部を構成し、前記飛しょう体の機体に設置されるレドーム本体部と、
前記機体の外部および前記レドーム本体部の内部に嵌合されるレドームリングと、
前記レドームリングと前記レドーム本体部とを機械的に固定する固定部品と、
前記機体と前記レドーム本体部との接合部の外周面上に設けられる断熱材と、
前記レドームリングとの接合部に対応する前記レドーム本体部の外周面に設けられる熱応力緩和材と、
を備えることを特徴とする飛しょう体用レドーム。 a radome main body that constitutes the tip of a projectile that flies toward a target by radio wave induction and that is installed on the fuselage of the projectile;
a radome ring fitted to the exterior of the fuselage and the interior of the radome main body;
a fixing component for mechanically fixing the radome ring and the radome main body;
a heat insulating material provided on the outer peripheral surface of the joint between the fuselage and the radome main body;
a thermal stress relaxation material provided on the outer peripheral surface of the radome main body corresponding to the joint with the radome ring;
A flying body radome characterized by comprising: 前記レドームリングは、前記飛しょう体の前記先端部側から前記飛しょう体の後端部側に向かうスリットを有することを特徴とする請求項１に記載の飛しょう体用レドーム。 2. The radome for a flying object according to claim 1, wherein the radome ring has a slit extending from the front end side of the flying object to the rear end side of the flying object. 前記レドームリングは、繊維強化プラスチックよりも耐熱温度が高く、前記機体を構成する材料に比して線膨張率が低い合金材料によって構成されることを特徴とする請求項１または２に記載の飛しょう体用レドーム。 3. The flight according to claim 1, wherein the radome ring is made of an alloy material having a higher heat resistance than fiber-reinforced plastic and having a lower coefficient of linear expansion than the material forming the fuselage. A radome for the body. 前記レドームリングは、インバー、スーパーインバーおよびコバールの群から選択される少なくとも１つの合金材料であることを特徴とする請求項３に記載の飛しょう体用レドーム。 4. The flying object radome according to claim 3, wherein said radome ring is made of at least one alloy material selected from the group of Invar, Super Invar and Kovar. 前記熱応力緩和材は、前記レドーム本体部の線膨張率よりも小さい材料によって構成されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１つに記載の飛しょう体用レドーム。 5. The radome for a flying object according to any one of claims 1 to 4, wherein the thermal stress relaxation material is made of a material having a coefficient of linear expansion smaller than that of the radome main body. 前記熱応力緩和材は、負の線膨張率を有する材料によって構成されることを特徴とする請求項１から５のいずれか１つに記載の飛しょう体用レドーム。 6. The flying object radome according to any one of claims 1 to 5, wherein the thermal stress relaxation material is made of a material having a negative coefficient of linear expansion. 前記熱応力緩和材は、炭素繊維強化プラスチックまたはアラミド繊維強化プラスチックであることを特徴とする請求項１から６のいずれか１つに記載の飛しょう体用レドーム。 7. The flying object radome according to any one of claims 1 to 6, wherein the thermal stress relaxation material is carbon fiber reinforced plastic or aramid fiber reinforced plastic. 前記断熱材は、炭素繊維強化プラスチックであることを特徴とする請求項１から７のいずれか１つに記載の飛しょう体用レドーム。 The flying object radome according to any one of claims 1 to 7 , wherein the heat insulating material is carbon fiber reinforced plastic.
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