Головной обтекатель ракеты

Головной обтекатель ракеты

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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».

Для ракет разных классов широкое распространение нашли теплозащитные элементы в виде наружных стеклопластиковых чехлов.

Этот способ теплозащиты особенно эффективен для высокоскоростных ракет класса земля-воздух.

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».

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.

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.

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.

На фиг.1 представлен общий вид головного обтекателя ракеты, а на фиг.2 - продольное сечение конструктивной схемы соединения элементов заявляемой конструкции головного обтекателя ракеты.

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.

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.

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.

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.

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.

Работоспособность конструкции подтверждена стендовыми испытаниями.

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.