close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент РФ 2337437

код для вставки
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
RU
(19)
(11)
2 337 437
(13)
C1
(51) МПК
H01Q 1/42
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(12)
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
(21), (22) За вка: 2007127592/09, 18.07.2007
(24) Дата начала отсчета срока действи патента:
18.07.2007
(45) Опубликовано: 27.10.2008 Бюл. № 30
2 3 3 7 4 3 7
R U
(54) ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ
(57) Реферат:
Изобретение относитс к области авиационной
и ракетной техники и может быть использовано при
изготовлении
головных
обтекателей
высокоскоростных ракет класса "воздух-воздух"
или "воздух-поверхность". Головной обтекатель
ракеты
включает
керамическую
оболочку,
соединенную эластичным клеем с шпангоутом,
состо щим из переходника, выполненного из
металла, согласованного по температурному
коэффициенту линейного расширени (ТКЛР) с
материалом оболочки, и титанового стыкового
элемента, соединенных между собой штифтами и
буртами, и герметизирующие элементы. На
обтекателе установлена обечайка из жаропрочного
материала с зазором относительно наружных
поверхностей керамической оболочки и стыкового
элемента, при этом в области торцов обечайки
установлены
по са
из
резиноподобного
теплостойкого материала, образующие замкнутую
воздушную полость. При этом толщина бурта
стыкового элемента в осевом направлении
превышает толщину оболочки в области ее торца в
1,5-2,0
раза.
Техническим
результатом
изобретени вл етс улучшение технических
характеристик
конструкции
обтекател ,
обеспечивающих функционирование ракеты при
увеличении уровн теплового воздействи до
300°С и его длительности при многократных
полетах совместно с носителем в течении 30
минут, а также при увеличении уровн теплового
воздействи до 600-700 °С и его длительности в
течение 3-4-х минут в автономном полете. 2 ил.
Страница: 1
RU
C 1
C 1
(73) Патентообладатель(и):
Федеральное государственное унитарное
предпри тие "Обнинское научнопроизводственное предпри тие "Технологи "
(RU)
2 3 3 7 4 3 7
Адрес дл переписки:
249035, Калужска обл., г. Обнинск, Киевское
ш., 15, ФГУП "ОНПП "Технологи "
R U
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: RU 2273077 C1, 27.03.2006. RU 2277738
C1, 10.06.2006. RU 2267837 C1, 10.01.2006. RU
2189674 C1, 20.09.2002. US 4520364 А,
28.05.1985. US 2007024505 A, 01.02.2007.
(72) Автор(ы):
Куракин Владимир Иванович (RU),
Русин Михаил Юрьевич (RU),
Воробьев Сергей Борисович (RU),
Латыш Сергей Иванович (RU),
Хамицаев Анатолий Степанович (RU),
Хора Александр Николаевич (RU),
Колоколов Леонид Иванович (RU),
Рогов Дмитрий Александрович (RU),
Богацкий Владимир Григорьевич (RU),
Захаров Юрий Константинович (RU),
Мордвинов Игорь Геннадьевич (RU),
Федин Владимир Ильич (RU),
Антонов Владимир Викторович (RU)
C 1
C 1
2 3 3 7 4 3 7
2 3 3 7 4 3 7
R U
R U
Страница: 2
RUSSIAN FEDERATION
RU
(19)
(11)
2 337 437
(13)
C1
(51) Int. Cl.
H01Q 1/42
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY,
PATENTS AND TRADEMARKS
(12)
ABSTRACT OF INVENTION
(21), (22) Application: 2007127592/09, 18.07.2007
(24) Effective date for property rights: 18.07.2007
(45) Date of publication: 27.10.2008 Bull. 30
Mail address:
249035, Kaluzhskaja obl., g. Obninsk,
Kievskoe sh., 15, FGUP "ONPP "Tekhnologija"
2 3 3 7 4 3 7
(73) Proprietor(s):
Federal'noe gosudarstvennoe unitarnoe
predprijatie "Obninskoe nauchnoproizvodstvennoe predprijatie "Tekhnologija" (RU)
R U
(72) Inventor(s):
Kurakin Vladimir Ivanovich (RU),
Rusin Mikhail Jur'evich (RU),
Vorob'ev Sergej Borisovich (RU),
Latysh Sergej Ivanovich (RU),
Khamitsaev Anatolij Stepanovich (RU),
Khora Aleksandr Nikolaevich (RU),
Kolokolov Leonid Ivanovich (RU),
Rogov Dmitrij Aleksandrovich (RU),
Bogatskij Vladimir Grigor'evich (RU),
Zakharov Jurij Konstantinovich (RU),
Mordvinov Igor' Gennad'evich (RU),
Fedin Vladimir Il'ich (RU),
Antonov Vladimir Viktorovich (RU)
2 3 3 7 4 3 7
R U
(57) 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 "airto-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 heatresistant 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 heatresistant 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
Страница: 3
EN
C 1
C 1
(54) MISSILE NOSE CONE
RU 2 337 437 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Изобретение относитс к области авиационной и ракетной техники и преимущественно
может быть использовано при изготовлении носовых антенных обтекателей скоростных
ракет класса «воздух-воздух» или «воздух-поверхность».
Дл ракет разных классов широкое распространение нашли теплозащитные элементы в
виде наружных стеклопластиковых чехлов.
Этот способ теплозащиты особенно эффективен дл высокоскоростных ракет класса
земл -воздух.
Известен обтекатель по патенту РФ №2277738, МПК 6 Н01Q 1/42, 2004, в котором
стальной стыковой элемент и хвостова 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
становитс значительно менее эффективным при более длительных тепловых
аэродинамических воздействи х, характерных дл ракет класса «воздух-воздух» и «воздухземл ».
Известно наиболее близкое конструктивное решение головного обтекател ракеты
класса «воздух-воздух» по патенту РФ №2273077, МПК 6 Н01Q 1/42, 2004, в котором
оболочка из стеклокерамики, беспориста и более прочна , чем кварцева керамика,
св зана с составным шпангоутом эластичным компаундом. Составной шпангоут из
инварного переходника и титанового стыкового элемента, св занных с помощью
штифтового соединени и буртов, обеспечивает компактность конструкции и
работоспособность ее при щад щих режимах совместного и автономного полета. При
ужесточении режимов эксплуатации издели происходит перегрев компаунда, носовой
части переходника и, особенно, перегрев бурта переходника, что приводит конструкцию
обтекател к разрушению, в основном, из-за температурного распора керамической
оболочки переходником. Дл обеспечени работоспособности подобной конструкции
требуетс ее модификаци .
Техническим эффектом насто щего изобретени вл етс повышение прочностных
характеристик конструкции обтекател , обеспечение функционировани ракеты при
увеличении уровн теплового воздействи и его длительности при многократных полетах
совместно с носителем, а также при увеличении уровн теплового воздействи и его
длительности в автономном полете.
Указанный технический эффект достигаетс тем, что в конструкцию головного
обтекател ракеты, включающую керамическую оболочку, соединенную эластичным клеем
с шпангоутом, состо щим из переходника, выполненного из металла согласованного по
ТКЛР с материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой
штифтами и буртами, и герметизирующие элементы, отличающийс 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 по са из резиноподобного теплостойкого материала, образующие
замкнутую воздушную полость, передн часть которой смещена к носку обтекател относительно носового торца переходника на величину не менее толщины оболочки, а
задн часть полости смещена к торцу обтекател 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.
На фиг.1 представлен общий вид головного обтекател ракеты, а на фиг.2 - продольное
сечение конструктивной схемы соединени элементов за вл емой конструкции головного
Страница: 4
DE
RU 2 337 437 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
обтекател ракеты.
Головной обтекатель ракеты включает керамическую оболочку 1, соединенную
эластичным клеем 2 с шпангоутом, состо щим 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.
Конструкци также включает обечайку 9 из жаропрочного материала, установленную с
зазором относительно наружных смежных поверхностей элементов обтекател керамической оболочки и стыкового элемента, оптимизируемым в зависимости от тепловых
нагрузок и конструктивных ограничений. В области торцов обечайки установлены по са 10
из резиноподобного теплостойкого материала, образующие замкнутую воздушную полость
11. Передн часть полости смещена к носку обтекател относительно носового торца
переходника на величину не менее толщины оболочки, а ее задн часть смещена к торцу
обтекател 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.
Обечайка и воздушна полость с оптимальными геометрическими параметрами
обеспечивают эффективную теплоизол цию от аэродинамического нагрева зоны клеевого
соединени керамической оболочки с переходником и хвостовой части переходника с
крепежным буртом, что расшир ет эксплуатационные возможности констукции.
По са из теплостойкого резиноподобного материала, например, из
кремнийорганического герметика типа Виксинт У-2-28, обеспечивают центрирование
обечайки относительно оболочки при сборке и эксплуатации, выполн ют демпфирующую
функцию при вибродинамических и акустических воздействи х, частично герметизируют
полость.
Обечайка может быть выполнена из жаростойкого сплава, например из титанового или
стали, в зависимости от используемого материала дл корпуса ракеты и результатов
анализа теплового состо ни элементов.
Ведение новых элементов в известную конструкцию обтекател улучшает его
технические характеристики, обеспечивает функционирование ракеты при увеличении
уровн теплового воздействи до 300°С и его длительности при многократных полетах
совместно с носителем в течении 30 минут, а также при увеличении уровн теплового
воздействи до 600...700°С и его длительности в течение 3...4-х минут в автономном
полете.
Работоспособность конструкции подтверждена стендовыми испытани ми.
Формула изобретени Головной обтекатель ракеты, включающий керамическую оболочку, соединенную
эластичным клеем с шпангоутом, состо щим из переходника, выполненного из металла,
согласованного по температурному коэффициенту линейного расширени (ТКЛР) с
материалом оболочки, и титанового стыкового элемента, соединенных между собой
штифтами и буртами, и герметизирующие элементы, отличающийс 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 по са из резиноподобного теплостойкого материала, образующие
замкнутую воздушную полость, передн часть которой смещена к носку обтекател относительно носового торца переходника на величину не менее толщины оболочки, а
задн часть полости смещена к торцу обтекател 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.
Страница: 5
CL
RU 2 337 437 C1
Страница: 6
DR
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
120 Кб
Теги
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа