RU2337437C1 - Missile nose cone - Google Patents

Abstract

FIELD: weapons.

SUBSTANCE: invention refers to aviation and rocketry field. It can be used in manufacturing of nose cones for high velocity missiles of "air-to-air" or "air-to-ground" class. The missile nose cone consists of ceramic jacket, connected to frame using an elastic glue. The frame consists of an adapter, made from metal, which is similar to the jacket material in linear expansion temperature coefficient, and coupling element, made from titanium. These two are interconnected using pins and ledges. The missile nose cone also contains sealing elements. The cone is also equipped with course, made from heat-resistant material, and installed so that to leave a clearance relative to external surface of ceramic jacket and the coupling element. At that, near butt ends of the course, belts are installed, manufactured from rubber-like heat-resistant material. These constitute locked air cavity. Thickness of coupling element ledge exceeds the one of jacket butt end by 1.5 - 2 times. The technical result of the invention is increase of nose cone technical characteristics improvement, which provide stable missile function at heat level value up to 300°C and its duration of up to 30 minutes during repeated flights with a carrier, and at heat level value of up to 600-700°C and its duration of 3-4 minutes in free flight.

EFFECT: improvement of technical characteristics of missile nose cone.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и преимущественно может быть использовано при изготовлении носовых антенных обтекателей скоростных ракет класса «воздух-воздух» или «воздух-поверхность».The invention relates to the field of aviation and rocket technology and can mainly be used in the manufacture of nasal antenna fairings for high-speed air-to-air or air-to-surface missiles.

Для ракет разных классов широкое распространение нашли теплозащитные элементы в виде наружных стеклопластиковых чехлов.For rockets of different classes, heat-shielding elements in the form of outer fiberglass covers are widely used.

Этот способ теплозащиты особенно эффективен для высокоскоростных ракет класса земля-воздух.This thermal protection method is especially effective for high-speed ground-to-air missiles.

Известен обтекатель по патенту РФ №2277738, МПК 6 Н01Q 1/42, 2004, в котором стальной стыковой элемент и хвостовая часть переходника, выполненного из сплава инварной группы, согласованного по ТКЛР в определенном диапазоне эксплуатационных температур с материалом керамической оболочки, вклеенного в керамическую оболочку эластичным компаундом, теплоизолированы от аэродинамического потока теплозащитным элементом из стеклопластика. Попытка использовать подобный наружный теплозащитный элемент в области склейки переходника с оболочкой из кварцевой керамики и крепление его жестким клеем приводит к возникновению трещин в керамике от термоциклических эксплуатационных воздействий, а также к нежелательным процессам эррозии в носовой тонкой части теплозащитного элемента. Кроме этого, этот конструктивный прием становится значительно менее эффективным при более длительных тепловых аэродинамических воздействиях, характерных для ракет класса «воздух-воздух» и «воздух-земля».Known fairing according to the patent of the Russian Federation No. 2277738, IPC 6 H01Q 1/42, 2004, in which the steel butt element and the tail of the adapter made of an alloy of the invar group, coordinated according to the thermal expansion coefficient in a certain range of operating temperatures with the material of the ceramic shell glued into the ceramic shell elastic compound, thermally insulated from the aerodynamic flow by a fiberglass heat shield. An attempt to use such an external heat-shielding element in the area of gluing an adapter with a shell made of quartz ceramics and fixing it with a hard glue leads to cracks in the ceramics from thermocyclic operational influences, as well as to undesirable erosion processes in the nasal thin part of the heat-shielding element. In addition, this design technique becomes significantly less effective with longer thermal aerodynamic impacts characteristic of air-to-air and air-to-ground missiles.

Известно наиболее близкое конструктивное решение головного обтекателя ракеты класса «воздух-воздух» по патенту РФ №2273077, МПК 6 Н01Q 1/42, 2004, в котором оболочка из стеклокерамики, беспористая и более прочная, чем кварцевая керамика, связана с составным шпангоутом эластичным компаундом. Составной шпангоут из инварного переходника и титанового стыкового элемента, связанных с помощью штифтового соединения и буртов, обеспечивает компактность конструкции и работоспособность ее при щадящих режимах совместного и автономного полета. При ужесточении режимов эксплуатации изделия происходит перегрев компаунда, носовой части переходника и, особенно, перегрев бурта переходника, что приводит конструкцию обтекателя к разрушению, в основном, из-за температурного распора керамической оболочки переходником. Для обеспечения работоспособности подобной конструкции требуется ее модификация.The closest structural solution to the head fairing of an air-to-air missile is known according to RF patent No. 2273077, IPC 6 H01Q 1/42, 2004, in which a glass-ceramic shell, non-porous and more durable than quartz ceramics, is connected to the composite frame by an elastic compound . A composite frame made of an invar adapter and a titanium butt element connected by means of a pin joint and collars ensures compactness of the structure and its operability under the sparing modes of joint and autonomous flight. When operating conditions of the product are tightened, the compound, nose of the adapter overheat and, especially, the adapter collar overheat, which causes the cowl structure to collapse, mainly due to the temperature spread of the ceramic shell by the adapter. To ensure the operability of such a design, its modification is required.

Техническим эффектом настоящего изобретения является повышение прочностных характеристик конструкции обтекателя, обеспечение функционирования ракеты при увеличении уровня теплового воздействия и его длительности при многократных полетах совместно с носителем, а также при увеличении уровня теплового воздействия и его длительности в автономном полете.The technical effect of the present invention is to increase the strength characteristics of the fairing structure, to ensure the functioning of the rocket with an increase in the level of thermal effect and its duration during multiple flights with the carrier, as well as with an increase in the level of thermal effect and its duration in autonomous flight.

Указанный технический эффект достигается тем, что в конструкцию головного обтекателя ракеты, включающую керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем с шпангоутом, состоящим из переходника, выполненного из металла согласованного по 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 specified technical effect is achieved by the fact that in the design of the head fairing of the rocket, which includes a ceramic shell connected by elastic glue with a frame, consisting of an adapter made of metal matched by TKLR with the material of the shell, and a titanium butt element interconnected by pins and collars, and sealing elements, characterized in that a cowl made of heat-resistant material with a gap relative to the outer surfaces of the ceramic shell and butt elec ententa, while in the region of the ends of the shell there are belts made of rubber-like heat-resistant material forming a closed air cavity, the front part of which is offset to the nose of the fairing relative to the nose end of the adapter by an amount not less than the thickness of the shell, and the back of the cavity is offset to the end of the fairing relative to the tail end of the adapter by an amount exceeding the displacement of its front part, in addition, the thickness of the collar of the butt element in the axial direction exceeds the thickness of the shell in the region of its end in 1.5 ... 2.0 p the basics.

На фиг.1 представлен общий вид головного обтекателя ракеты, а на фиг.2 - продольное сечение конструктивной схемы соединения элементов заявляемой конструкции головного обтекателя ракеты.Figure 1 presents a General view of the head fairing of the rocket, and figure 2 is a longitudinal section of a structural diagram of the connection elements of the claimed design of the head fairing of the rocket.

Головной обтекатель ракеты включает керамическую оболочку 1, соединенную эластичным клеем 2 с шпангоутом, состоящим из инварного переходника 3 и титанового стыкового элемента 4, соединенных между собой штифтами 5, буртом 6 стыкового элемента и буртом 7 переходника, и герметизированных резиновым кольцом 8. Конструкция также включает обечайку 9 из жаропрочного материала, установленную с зазором относительно наружных смежных поверхностей элементов обтекателя - керамической оболочки и стыкового элемента, оптимизируемым в зависимости от тепловых нагрузок и конструктивных ограничений. В области торцов обечайки установлены пояса 10 из резиноподобного теплостойкого материала, образующие замкнутую воздушную полость 11. Передняя часть полости смещена к носку обтекателя относительно носового торца переходника на величину не менее толщины оболочки, а ее задняя часть смещена к торцу обтекателя относительно хвостового торца переходника на величину, превышающую смещение ее передней части, кроме этого, толщина бурта (его геометрический размер в осевом направлении) стыкового элемента превышает толщину керамической оболочки в 1,5...2,0 раза.The head fairing of the rocket includes a ceramic shell 1 connected by elastic glue 2 with a frame consisting of an invar adapter 3 and a titanium butt element 4, interconnected by pins 5, a collar 6 of the butt element and a collar 7 of the adapter, and sealed with a rubber ring 8. The design also includes casing 9 made of heat-resistant material, installed with a gap relative to the outer adjacent surfaces of the fairing elements - ceramic shell and butt element, optimized depending on heat out load and design constraints. In the region of the ends of the shell, belts 10 are made of rubber-like heat-resistant material, forming a closed air cavity 11. The front part of the cavity is offset to the nose of the fairing relative to the nose end of the adapter by an amount not less than the thickness of the shell, and its rear part is offset to the end of the fairing relative to the tail end of the adapter by an amount exceeding the displacement of its front part, in addition, the thickness of the shoulder (its geometrical dimension in the axial direction) of the butt element exceeds the thickness of the ceramic shell by 1 , 5 ... 2.0 times.

Обечайка и воздушная полость с оптимальными геометрическими параметрами обеспечивают эффективную теплоизоляцию от аэродинамического нагрева зоны клеевого соединения керамической оболочки с переходником и хвостовой части переходника с крепежным буртом, что расширяет эксплуатационные возможности констукции.The shell and the air cavity with optimal geometric parameters provide effective thermal insulation from aerodynamic heating of the adhesive bonding zone of the ceramic shell with the adapter and the tail of the adapter with a mounting collar, which expands the operational capabilities of the design.

Пояса из теплостойкого резиноподобного материала, например, из кремнийорганического герметика типа Виксинт У-2-28, обеспечивают центрирование обечайки относительно оболочки при сборке и эксплуатации, выполняют демпфирующую функцию при вибродинамических и акустических воздействиях, частично герметизируют полость.Belts made of heat-resistant rubber-like material, for example, of Vixint U-2-28 type silicone sealant, provide centering of the shell relative to the shell during assembly and operation, perform a damping function during vibration and acoustic influences, and partially seal the cavity.

Обечайка может быть выполнена из жаростойкого сплава, например из титанового или стали, в зависимости от используемого материала для корпуса ракеты и результатов анализа теплового состояния элементов.The shell may be made of a heat-resistant alloy, for example, titanium or steel, depending on the material used for the rocket body and the results of the analysis of the thermal state of the elements.

Ведение новых элементов в известную конструкцию обтекателя улучшает его технические характеристики, обеспечивает функционирование ракеты при увеличении уровня теплового воздействия до 300°С и его длительности при многократных полетах совместно с носителем в течении 30 минут, а также при увеличении уровня теплового воздействия до 600...700°С и его длительности в течение 3...4-х минут в автономном полете.The introduction of new elements into the well-known design of the fairing improves its technical characteristics, ensures the functioning of the rocket with an increase in the level of heat exposure up to 300 ° C and its duration during multiple flights together with the carrier within 30 minutes, and also with an increase in the level of heat exposure up to 600 ... 700 ° С and its duration for 3 ... 4 minutes in autonomous flight.

Работоспособность конструкции подтверждена стендовыми испытаниями.The performance of the design is confirmed by bench tests.

Claims (1)

Головной обтекатель ракеты, 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.A rocket head fairing comprising a ceramic shell connected by elastic glue with a frame consisting of an adapter made of metal matched by the temperature coefficient of linear expansion (TEC) with the shell material, and a titanium butt element interconnected by pins and collars, and sealing elements characterized in that a cowl of heat-resistant material is installed on the cowl with a gap relative to the outer surfaces of the ceramic shell and the butt element, m in the region of the ends of the shell there are belts made of rubber-like heat-resistant material forming a closed air cavity, the front part of which is offset to the nose of the fairing relative to the nose end of the adapter by an amount not less than the shell thickness, and the rear part of the cavity is offset to the end of the fairing relative to the tail end of the adapter by an amount exceeding the displacement of its front part, in addition, the thickness of the collar of the butt element in the axial direction exceeds the thickness of the shell in the region of its end face by 1.5 ... 2.0 times.

Images