RU2733916C1 - Antenna fairing for high-speed missiles - Google Patents

Antenna fairing for high-speed missiles Download PDF

Info

Publication number
RU2733916C1
RU2733916C1 RU2020109135A RU2020109135A RU2733916C1 RU 2733916 C1 RU2733916 C1 RU 2733916C1 RU 2020109135 A RU2020109135 A RU 2020109135A RU 2020109135 A RU2020109135 A RU 2020109135A RU 2733916 C1 RU2733916 C1 RU 2733916C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
adapter
elastic
connection
fairing
Prior art date
Application number
RU2020109135A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Юрьевич Русин
Анатолий Степанович Хамицаев
Александр Николаевич Хора
Владимир Сергеевич Фетисов
Алексей Николаевич Прасолов
Original Assignee
Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" filed Critical Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority to RU2020109135A priority Critical patent/RU2733916C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2733916C1 publication Critical patent/RU2733916C1/en

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

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft and rocket equipment and can be used in production of antenna cones of high-speed missiles of various classes. Disclosed is a fairing, comprising a metal adapter, connected by an elastic compound to the inner surface of the shell, with wall thickness in the connection zone, greater than in radiotransparent part of shell, made of material matched by temperature coefficient of linear expansion in specified temperature range with material of shell, and located on outer surface of tail part of adapter protruding beyond shell end, fastening annular or in the form of collars uniformly located along perimeter of sectors, in cavity of end part of connection of shell with adapter elastic shell is introduced, ratio of thickness of walls of adapter to shell in area of their connection is 0.1–0.3, according to invention minimum allowable thickness of elastic compound connecting shell with adapter is not less than 0.2 mm, and maximum exceeds minimum by 3–5 times, besides, elastic shell made of elastic compound or heat-resistant rubber is located in forebody cavity or throughout its length, wherein adapter is made solid or with through slots from elastic shell to its solid nose part, and to end of shell is connected through layer of elastic compound metal or from composite material support element, wherein adapter is connected to butt frame of fairing by means of pin or bayonet connection or with attachment ring of second compartment of rocket by means of bayonet or wedge connection, or annular collar of adapter is made in form of its butt flange in face of shell cowling.
EFFECT: technical result is providing uniformity of fairing for missiles of different classes, high bearing capacity and reliability of cowling with expansion of operating temperature range and type of operational effects.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и, преимущественно, может быть использовано при изготовлении антенных обтекателей скоростных ракет различных классов.The invention relates to the field of aviation and rocket technology and, mainly, can be used in the manufacture of antenna radomes for high-speed missiles of various classes.

Известны конструкции антенных керамических обтекателей, работающих в условиях прогрева и воздействия несимметричных нагрузок, в которых оболочка из диэлектрического материала с металлическим шпангоутом связаны с помощью эластичного клея-герметика (компаунда). Известен ряд технических решений для конструкций антенных обтекателей, включающих керамическую оболочку и металлический шпангоут, в которых работоспособность может обеспечиваться либо некоторым увеличением толщины оболочки в зоне соединения со шпангоутом, либо увеличением толщины шпангоута с целью большего отвода тепла внутрь оболочки и снижения нагрева самого шпангоута, либо увеличением радиальных тепловых зазоров, а также установкой промежуточных теплоизоляционных элементов между оболочкой и шпангоутом.Known designs of ceramic antenna radomes operating under conditions of heating and exposure to asymmetric loads, in which a shell of a dielectric material with a metal frame is connected using an elastic adhesive sealant (compound). A number of technical solutions are known for the designs of antenna radomes, including a ceramic shell and a metal frame, in which operability can be ensured either by a slight increase in the thickness of the shell in the zone of connection with the frame, or by increasing the thickness of the frame in order to better dissipate heat into the shell and reduce the heating of the frame itself, or an increase in radial thermal clearances, as well as the installation of intermediate heat-insulating elements between the shell and the frame.

Известен антенный обтекатель (патент РФ № 2090956 МПК 6 Н 01 1/42, опубл. 20.09.1997), содержащий керамическую оболочку антенного обтекателя, выполненную конусообразно сужающейся в месте стыковки с переходным шпангоутом (переходником) из инвара, соединенную с переходником слоем герметика (эластичного клея). Стыковой шпангоут (стыковой элемент) соединяется с переходником валиками (штифтами), так чтобы каждый из шпангоутов при изменении их температуры мог перемещаться в радиальном направлении друг относительно друга. Возникающие в результате аэродинамического нагрева расширения стыкового шпангоута, относительно переходника из инвара, компенсируются наличием зазоров, а отличия в температурных коэффициентах линейного расширения (ТКЛР) керамической оболочки и переходника из инвара компенсируются слоем герметика.Known antenna radome (RF patent No. 2090956 IPC 6 N 01 1/42, publ. 09/20/1997), containing a ceramic shell of the antenna radome, made conically tapering at the junction with the transitional frame (adapter) from Invar, connected to the adapter with a layer of sealant ( elastic adhesive). The butt frame (butt element) is connected to the adapter by rollers (pins) so that each of the frames can move radially relative to each other when their temperature changes. The expansion of the butt frame resulting from aerodynamic heating, relative to the Invar adapter, is compensated by the presence of gaps, and differences in the temperature coefficient of linear expansion (TCLE) of the ceramic shell and the Invar adapter are compensated by a layer of sealant.

Недостатком конструкции является существенное снижение толщины керамической оболочки к ее торцу в зоне соединения, что приводит к перегреву клея и шпангоута, снижает несущую способность обтекателя. Расположение равнотолщинного слоя герметика по всей длине склейки оболочки с переходником также снижает несущую способность оболочки, особенно, при теплосиловом воздействии на обтекатель.The disadvantage of the design is a significant reduction in the thickness of the ceramic shell to its end in the connection zone, which leads to overheating of the glue and frame, and reduces the bearing capacity of the fairing. The location of the equal-thickness sealant layer along the entire length of the gluing of the casing with the adapter is also reduces the bearing capacity of the shell, especially when the heat-power effect on the fairing.

Наиболее близким по технической сущности является обтекатель (патент РФ №2225664, МПК7 H01Q 1/42, опубл. 20.11.2003), включающий керамическую оболочку, металлический шпангоут (переходник) и эластичный клей-герметик (компаунд, адгезив, конструкционный клей). Переходник связан с оболочкой через теплоизолирующий элемент (теплоизолятор), выполненный из материала оболочки за одно целое или жестко связанный с ней, и имеет на наружной поверхности хвостовой части, выступающей за торец оболочки, крепежный кольцевой или в виде равномерно расположенных секторов по периметру бурт, и выполнен из материала, согласованного по ТКЛР в заданном интервале температур с материалом оболочки. В расширяющуюся к торцу обтекателя полость, образованную внутренней поверхностью теплоизолятора и наружной поверхностью шпангоута, введена эластичная обечайка из материала компаунда, при этом в области связи теплоизолятора со шпангоутом вне обечайки отношение толщины шпангоута к суммарной толщине оболочки и теплоизолятора составляет 0,1-0,3.The closest in technical essence is a fairing (RF patent No. 2225664, IPC 7 H01Q 1/42, publ. 20.11.2003), including a ceramic shell, a metal frame (adapter) and elastic adhesive sealant (compound, adhesive, structural adhesive). The adapter is connected to the shell through a heat-insulating element (heat insulator), made of the shell material in one piece or rigidly connected to it, and has on the outer surface of the tail part protruding beyond the end of the shell, a fastening ring or in the form of evenly spaced sectors along the perimeter of the collar, and made of a material matched to the LTEC in a given temperature range with the shell material. An elastic shell made of compound material is introduced into the cavity expanding towards the end of the fairing, formed by the inner surface of the heat insulator and the outer surface of the frame, while in the area of connection of the heat insulator with the frame outside the shell, the ratio of the thickness of the frame to the total thickness of the shell and the heat insulator is 0.1-0.3 ...

К недостаткам данной конструкции относится то, что:The disadvantages of this design include:

– выполнение переходника в виде сплошного кольца ограничивает его термокомпенсационную способность, обеспечивающую снижение напряженно -деформированного состояния (НДС) в керамической оболочке от теплового распора переходником. Термокомпенсация обеспечивается только уровнем согласованности по ТКЛР его материала с материалом керамической оболочки, а также соотношением толщин соединяемых элементов;- the implementation of the adapter in the form of a solid ring limits its thermal compensation ability, providing a reduction in the stress-strain state (SSS) in the ceramic shell from the thermal expansion of the adapter. Thermal compensation is provided only by the level of conformity according to the TCLE of its material with the material of the ceramic shell, as well as by the ratio of the thicknesses of the elements to be joined;

– полное заполнение беспористой эластичной обечайкой всей полости, расширяющейся к торцу оболочки обтекателя, не значительно снижает тепловой распор керамической оболочки в ее торцевой части, но при малых толщинах теплоизолятора и увеличении соотношения толщин стенок переходника и оболочки в области обечайки, может существенно снижать несущую способность и надежность обтекателя;- complete filling of the entire cavity with a non-porous elastic shell, expanding towards the end of the fairing shell, does not significantly reduce the thermal expansion of the ceramic shell in its end part, but with small thicknesses of the heat insulator and an increase in the ratio of the wall thicknesses of the adapter and shell in the shell region, it can significantly reduce the bearing capacity and fairing reliability;

– отсутствие опоры торца керамической оболочки на поверхности, смежных с ней элементов, снижает несущую способность и надежность конструкции обтекателя.- the lack of support for the end of the ceramic shell on the surface of the adjacent elements, reduces the bearing capacity and reliability of the fairing design.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении унификации конструкции обтекателя для ракет разных классов и улучшение эксплуатационно-технических характеристик: повышение несущей способности и надежности обтекателя при расширении температурного диапазона эксплуатации и вида эксплуатационных воздействий.The technical result of the proposed invention is to ensure the unification of the fairing design for missiles of different classes and to improve the operational and technical characteristics: increasing the bearing capacity and reliability of the fairing while expanding the temperature range of operation and the type of operational effects.

Указанный технический результат достигается тем, что предложен обтекатель, включающий металлический переходник, соединенный эластичным компаундом с внутренней поверхностью оболочки, с толщиной стенки в зоне соединения, большей, чем в радиопрозрачной части оболочки, выполненный из материала, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения в заданном интервале температур с материалом оболочки, и расположенный на наружной поверхности хвостовой части переходника, выступающей за торец оболочки, крепежный кольцевой или в виде равномерно расположенных по периметру секторов бурт, в полости торцевой части соединения оболочки с переходником введена эластичная обечайка, соотношение толщин стенок переходника к оболочке в области их соединения составляет 0,1-0,3, отличающийся тем, что минимальная допускаемая толщина эластичного компаунда, соединяющего оболочку с переходником, составляет не менее 0,2 мм, а максимальная превышает минимальную в 3-5 раз, кроме этого эластичная обечайка, выполненная из эластичного компаунда или термостойкой резины, расположена в носовой части полости или на всей ее длине, при этом переходник выполнен сплошным или со сквозными прорезями от эластичной обечайки до его сплошной носовой части, а к торцу оболочки присоединен через слой эластичного компаунда металлический или из композиционного материала опорный элемент, при этом переходник связан со стыковым шпангоутом обтекателя с помощью штифтового или байонетного соединения или со стыковым шпангоутом второго отсека ракеты с помощью байонетного или клинового соединения, или кольцевой бурт переходника выполнен в виде его стыкового фланца в торце оболочки обтекателя.Specified technical result is achieved by the fact that a fairing is proposed, including a metal adapter connected by an elastic compound to the inner surface of the shell, with a wall thickness in the connection zone that is greater than in the radio-transparent part of the shell, made of a material matched to the temperature coefficient of linear expansion in a given temperature range with the material shell, and located on the outer surface of the tail part of the adapter, protruding beyond the end of the shell, a fastening annular or in the form of a collar evenly spaced around the perimeter, an elastic shell is introduced in the cavity of the end part of the connection of the shell with the adapter, the ratio of the wall thicknesses of the adapter to the shell in the area of their connection is 0.1-0.3, characterized in that the minimum permissible thickness of the elastic compound connecting the sheath to the adapter is at least 0.2 mm, and the maximum is 3-5 times higher than the minimum, in addition, the elastic shell is made of elastic to ompound or heat-resistant rubber, located in the nose of the cavity or along its entire length, while the adapter is made solid or with through slots from the elastic shell to its solid nose, and a support element is attached to the end of the shell through a layer of elastic compound or from a composite material , while the adapter is connected to the butt frame of the fairing using a pin or bayonet connection or with a butt frame of the second rocket compartment using a bayonet or wedge connection, or the annular shoulder of the adapter is made in the form of its butt flange at the end of the fairing shell.

На рисунках – 1, 2, 3 представлены варианты конструктивных схем предлагаемого технического решения керамических обтекателей ракет разных классов.Figures 1, 2, 3 show variants of design schemes of the proposed technical solution for ceramic fairings for missiles of different classes.

На фиг.1 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «земля-воздух» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и байонетного клее-механического соединения переходника обтекателя со стыковым шпангоутом корпуса ракеты.Figure 1 shows an axial section of the fairing of a surface-to-air missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the bayonet adhesive-mechanical connection of the fairing adapter with the butt frame of the rocket body.

На фиг. 2 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «земля-воздух» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и штифтового соединения переходника обтекателя с его стыковым шпангоутом.FIG. 2 shows an axial section of the fairing of a surface-to-air missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the pin connection of the fairing adapter with its butt frame.

На фиг. 3 представлено осевое сечение обтекателя ракеты класса «воздух-воздух» или «воздух-поверхность» в области клеевого соединения керамической оболочки с переходником и соединения переходника со стыковым шпангоутом обтекателя с помощью штифтов и буртов.FIG. 3 shows an axial section of the fairing of an “air-to-air” or “air-to-surface” missile in the region of the adhesive connection of the ceramic shell with the adapter and the connection of the adapter with the butt frame of the fairing using pins and collars.

На фиг.1 предлагаемая конструкция головного антенного обтекателя ракеты включает оболочку 1 из керамики с низким температурным коэффициентом линейного расширения (ТКЛР), например, из кварцевой керамики или из стеклокерамики типа ситалл, соединенную эластичным компаундом 2 с согласованным с ней по ТКЛР металлическим переходником 3, например, из инварного сплава через дополнительный теплоизолирующий и силовой слой оболочки (теплоизолятор) 4, выполненный из материала оболочки за одно целое или жестко с ней связанный. In Fig. 1, the proposed design of the rocket antenna radome includes a shell 1 made of ceramics with a low temperature coefficient of linear expansion (LTEC), for example, quartz ceramic or glass ceramics of the sitall type, connected by an elastic compound 2 with a metal adapter 3 matched to it according to the TCLE, for example, from an Invar alloy through an additional heat insulating and power layer of the shell (heat insulator) 4, made of the shell material in one piece or rigidly connected to it.

На наружной поверхности хвостовой части переходника 3, выступающей за торец оболочки 1, расположен крепежный бурт в виде равномерно расположенных по периметру секторов 5 (фиг.1).On the outer surface of the tail part of the adapter 3, protruding beyond the end of the shell 1, there is a fastening shoulder in the form of sectors 5 evenly spaced along the perimeter (Fig. 1).

В полость 6 торцевой части соединения оболочки 1 обтекателя с переходником 3, образованную внутренней поверхностью теплоизолятора 4 и наружной поверхностью переходника 3, введена эластичная обечайка 7, выполненная из материала компаунда или термостойкой резины и расположенная в ее носовой части (фиг.1 и фиг. 2) или на всей длине полости (фиг.3). In the cavity 6 of the end part of the connection of the shell 1 of the fairing with the adapter 3, formed by the inner surface of the heat insulator 4 and the outer surface of the adapter 3, an elastic shell 7 is introduced, made of a compound material or heat-resistant rubber and located in its nose (Fig. 1 and Fig. 2 ) or over the entire length of the cavity (Fig. 3).

К торцу оболочки 1 присоединен через слой эластичного клея (компаунда) 2 опорный элемент 8 из композиционного материала (фиг.1 и фиг. 2).A support element 8 made of a composite material (Fig. 1 and Fig. 2) is attached to the end of the shell 1 through a layer of elastic glue (compound) 2.

Сектора 5 переходника 3 неразъёмно связаны байонетным клее-механическим соединением с секторами 9 стыкового шпангоута 10 корпуса ракеты (фиг.1). Sector 5 of the adapter 3 is inseparably connected by bayonet adhesive-mechanical connection to the sectors 9 of the butt frame 10 of the rocket body (Fig. 1).

На фиг. 2 представлено штифтовое соединение переходника 3 со стыковым шпангоутом 11 с помощью штифтов 12. Герметизация обтекателя обеспечивается поясом 13 из клея-герметика.FIG. 2 shows the pin connection of the adapter 3 with the butt frame 11 using pins 12. The fairing is sealed by a belt 13 made of adhesive sealant.

На фиг. 3 переходник с крепежным буртом в виде кольца 14, связь со стыковым шпангоутом 11 обтекателя обеспечивается с помощью бурта 15 стыкового шпангоута 11 обтекателя и штифтов 16, устанавливающихся в глухие отверстия кольцевого бурта 14 переходника (для улучшения герметизации соединения).FIG. 3 is an adapter with a fastening collar in the form of a ring 14, the connection with the butt frame 11 of the fairing is provided by the collar 15 of the butt frame 11 of the fairing and pins 16 installed in the blind holes of the annular collar 14 of the adapter (to improve the sealing of the connection).

Переходник 3 выполнен сплошным (фиг.1 и фиг. 2) или со сквозными прорезями 17 от эластичной обечайки 7 до его сплошной носовой части 18 (фиг. 3).The adapter 3 is made solid (Fig. 1 and Fig. 2) or with through slots 17 from the elastic shell 7 to its solid nose 18 (Fig. 3).

Кольцевой бурт 14 переходника 3 выполнен в виде его стыкового фланца в торце оболочки 1 обтекателя и присоединен через слой эластичного клея (компаунда) 2 в качестве опорного элемента (на рисунках не показан), заменяющего функцию бурта 15 (фиг.3).The annular collar 14 of the adapter 3 is made in the form of its butt flange at the end of the shell 1 of the fairing and is attached through a layer of elastic glue (compound) 2 as a support element (not shown in the figures), replacing the function of the collar 15 (Fig. 3).

Минимальная допускаемая толщина эластичного компаунда (клея), соединяющего оболочку с переходником, составляет не менее 0,2 мм, а максимальная превышает минимальную не более, чем в 3-5 раз. Диапазон толщин клея выбирается на основании экспериментальных исследований и с учетом заданных условий его эксплуатации в конструкции обтекателя.The minimum permissible thickness of the elastic compound (glue) connecting the sheath to the adapter is at least 0.2 mm, and the maximum exceeds the minimum by no more than 3-5 times. The range of glue thicknesses is selected on the basis of experimental studies and taking into account the specified operating conditions in the fairing design.

Отношение толщины стенки переходника к толщине оболочки в области клеевого соединения составляет 0,1-0,3 и выбирается в процессе проектирования конструкции обтекателя. The ratio of the wall thickness of the adapter to the thickness of the shell in the region of the adhesive joint is 0.1-0.3 and is chosen during the design of the fairing structure.

В качестве примеров реализации предлагаемого изобретения можно привести многие внедренные и исследованные на уровне проработок в условиях наземных испытаний конструкции обтекателей ракет различных классов с различными условиями эксплуатации. Объединяющим у этих разных обтекателей является подобие и аналогия решения технических противоречий путем, предложенным в настоящем изобретении.As examples of the implementation of the proposed invention, we can cite many implemented and investigated at the level of elaboration in the conditions of ground tests of the design of fairings for missiles of various classes with different operating conditions. What unites these different fairings is the similarity and analogy of solving technical contradictions by the way proposed in the present invention.

Обтекатели таких же габаритов, но с новыми предлагаемыми элементами (признаками) и оптимальными геометрическими параметрами (соотношениями), позволяют реализовать предельные возможности керамического элемента обтекателя, как при температуре 20-23°C, так и при 300-350°C в крепящем эластичном слое (в эластичном клее) и переходнике. При этом увеличивается длительность полета ракеты с жесткими режимами эксплуатации ракет различных классов при соблюдении требований к технологичности и унифицированности конструкции обтекателя.Fairings of the same dimensions , but with new proposed elements (features) and optimal geometric parameters (ratios), allow realizing the limiting capabilities of the ceramic element of the fairing, both at a temperature of 20-23 ° C, and at 300-350 ° C in a fastening elastic layer (in elastic glue) and adapter. At the same time, the duration of the missile flight with severe operating modes of missiles of various classes increases, while meeting the requirements for manufacturability and uniformity of the fairing design.

Claims (1)

Антенный обтекатель для скоростных ракет, включающий металлический переходник, соединенный эластичным компаундом с внутренней поверхностью оболочки, с толщиной стенки в зоне соединения, большей, чем в радиопрозрачной части оболочки, выполненный из материала, согласованного по температурному коэффициенту линейного расширения в заданном интервале температур с материалом оболочки, и расположенный на наружной поверхности хвостовой части переходника, выступающей за торец оболочки, крепежный кольцевой или в виде равномерно расположенных по периметру секторов бурт, в полости торцевой части соединения оболочки с переходником введена эластичная обечайка, соотношение толщин стенок переходника к оболочке в области их соединения составляет 0,1-0,3, отличающийся тем, что минимальная допускаемая толщина эластичного компаунда, соединяющего оболочку с переходником, составляет не менее 0,2 мм, а максимальная превышает минимальную в 3-5 раз, кроме этого эластичная обечайка, выполненная из эластичного компаунда или термостойкой резины, расположена в носовой части полости или на всей ее длине, при этом переходник выполнен сплошным или со сквозными прорезями от эластичной обечайки до его сплошной носовой части, а к торцу оболочки присоединен через слой эластичного компаунда металлический или из композиционного материала опорный элемент, при этом переходник связан со стыковым шпангоутом обтекателя с помощью штифтового или байонетного соединения или со стыковым шпангоутом второго отсека ракеты с помощью байонетного или клинового соединения, или кольцевой бурт переходника выполнен в виде его стыкового фланца в торце оболочки обтекателя.Antenna radome for high-speed missiles, including a metal adapter connected by an elastic compound to the inner surface of the shell, with a wall thickness in the connection zone greater than in the radio-transparent part of the shell, made of a material matched to the temperature coefficient of linear expansion in a given temperature range with the shell material , and located on the outer surface of the tail part of the adapter, protruding beyond the end of the shell, a fastening ring or in the form of a collar evenly spaced around the perimeter, an elastic shell is introduced in the cavity of the end part of the connection of the shell with the adapter, the ratio of the wall thicknesses of the adapter to the shell in the area of their connection is 0.1-0.3, characterized in that the minimum permissible thickness of the elastic compound connecting the sheath to the adapter is not less than 0.2 mm, and the maximum is 3-5 times higher than the minimum, in addition, the elastic shell made of elastic to ompound or heat-resistant rubber, located in the nose of the cavity or along its entire length, while the adapter is made solid or with through slots from the elastic shell to its solid nose, and a support element is attached to the end of the shell through a layer of elastic compound or from a composite material , wherein the adapter is connected to the butt frame of the fairing using a pin or bayonet connection or to the butt frame of the second rocket compartment using a bayonet or wedge connection, or the annular shoulder of the adapter is made in the form of its butt flange at the end of the fairing shell.
RU2020109135A 2020-03-02 2020-03-02 Antenna fairing for high-speed missiles RU2733916C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020109135A RU2733916C1 (en) 2020-03-02 2020-03-02 Antenna fairing for high-speed missiles

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020109135A RU2733916C1 (en) 2020-03-02 2020-03-02 Antenna fairing for high-speed missiles

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2733916C1 true RU2733916C1 (en) 2020-10-08

Family

ID=72927110

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020109135A RU2733916C1 (en) 2020-03-02 2020-03-02 Antenna fairing for high-speed missiles

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2733916C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793304C1 (en) * 2022-06-03 2023-03-31 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" Antenna fairing

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3430656A1 (en) * 1984-08-21 1986-03-06 G + H Montage Gmbh, 6700 Ludwigshafen Process for producing individual elements or segments for antenna fairings from polyurethane
RU2189674C1 (en) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Antenna fairing
RU2316088C1 (en) * 2006-06-21 2008-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Flying vehicle antenna fairing
RU2494504C1 (en) * 2012-04-10 2013-09-27 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Antenna dome
RU2623826C1 (en) * 2016-04-15 2017-06-29 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) Antenna dome
CN206639924U (en) * 2017-03-14 2017-11-14 陕西爱维森航空工程有限责任公司 A kind of aircraft antenna radome fairing
RU2662250C1 (en) * 2017-08-31 2018-07-25 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Antenna fairing
RU2662506C1 (en) * 2017-07-18 2018-07-26 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" "antenna-fairing" system
US10059426B2 (en) * 2016-04-29 2018-08-28 Embraer S.A. Quick connection assemblies especially useful for coupling aircraft antenna fairings to airframe structures

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3430656A1 (en) * 1984-08-21 1986-03-06 G + H Montage Gmbh, 6700 Ludwigshafen Process for producing individual elements or segments for antenna fairings from polyurethane
DE3430656C2 (en) * 1984-08-21 1993-02-11 Winkler, Thees, Dipl.-Ing., 3007 Gehrden, De
RU2189674C1 (en) * 2001-09-24 2002-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Antenna fairing
RU2316088C1 (en) * 2006-06-21 2008-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Flying vehicle antenna fairing
RU2494504C1 (en) * 2012-04-10 2013-09-27 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Antenna dome
RU2623826C1 (en) * 2016-04-15 2017-06-29 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Российский университет дружбы народов" (РУДН) Antenna dome
US10059426B2 (en) * 2016-04-29 2018-08-28 Embraer S.A. Quick connection assemblies especially useful for coupling aircraft antenna fairings to airframe structures
CN206639924U (en) * 2017-03-14 2017-11-14 陕西爱维森航空工程有限责任公司 A kind of aircraft antenna radome fairing
RU2662506C1 (en) * 2017-07-18 2018-07-26 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" "antenna-fairing" system
RU2662250C1 (en) * 2017-08-31 2018-07-25 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Antenna fairing

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793304C1 (en) * 2022-06-03 2023-03-31 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" Antenna fairing

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7681834B2 (en) Composite missile nose cone
RU2364730C2 (en) Bridge for positioning and device for positioning and adaptation to differential expansions
RU2225664C2 (en) Cone
RU2659586C1 (en) Antenna dome
CN102458991A (en) Method for installing heat shielding on a fixed internal structure of a jet engine nacelle
RU2624793C1 (en) Antenna cowl
RU2464679C1 (en) Antenna dome
RU2733916C1 (en) Antenna fairing for high-speed missiles
RU2697516C1 (en) Antenna fairing (versions)
RU2316088C1 (en) Flying vehicle antenna fairing
EP3845457B1 (en) Thermal anti-icing system with microwave system
RU2536361C1 (en) Antenna dome
RU2735381C1 (en) Antenna fairing
RU2090956C1 (en) Antenna fairing
RU2280301C1 (en) Flying-vehicle nose fairing
RU2258283C1 (en) Attachment point between ceramic fairing and flying-vehicle body
RU2494504C1 (en) Antenna dome
RU2581886C1 (en) Attachment assembly of ceramic fairing with metal casing of aircraft
RU2690051C1 (en) Cowl
RU2631917C1 (en) Head antenna dome
RU2451372C1 (en) Blister
RU2189674C1 (en) Antenna fairing
RU2709033C1 (en) Radiotransparent radome of aircraft onboard antenna system
RU2231875C2 (en) Permanent connective joint
RU2650085C1 (en) Fairing