Головной обтекатель летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может использоваться преимущественно в конструкциях скоростных ракет различных классов. Достигнутый технический результат заключается в увеличении продолжительности режима эксплуатации и повышении прочности соединения металл-керамика при силовых и тепловых воздействиях на обтекатель. Антенный обтекатель включает керамический колпак с выполненными на внутренней поверхности прямым и обратным конусами, металлический шпангоут и разрезной металлический вкладыш, механически связанные между собой и соединенные с керамическим колпаком клеем на основе кремнийорганических каучуков, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из пластичного металла, например алюминия, меди или сплавов на их основе, а его наружная поверхность сопряжена по профилю с внутренней поверхностью керамического колпака, причем на внутренней поверхности вкладыша выполнены равномерно распределенные пазы, суммарная площадь которых составляет 0,65...0,9 площади внутренней поверхности вкладыша. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, преимущественно к антенным обтекателям скоростных ракет различных классов.

Известен антенный обтекатель по патенту РФ №2090956 МПК 6 Н 01 Q 1/42 (БИ №26, 20.09.97 г.). Рассматриваемый антенный обтекатель включает керамический колпак, переходной шпангоут из инвара, склеенный эластичным клеем-герметиком по внутренней расточке в керамическом колпаке, и теплозащитное кольцо из стеклопластика. Свободный конец шпангоута входит в кольцевую вильчатую проточку в стыковочном шпангоуте с предусмотренным зазором и фиксируется радиально расположенными стержнями, установленными также с зазором.

Имеющееся в конструкции теплозащитное кольцо предназначено для снижения общего уровня аэродинамического прогрева, а разница тепловых расширений переходного и стыковочного шпангоутов компенсируется за счет предусмотренных зазоров. При этом разница между тепловым расширением керамического колпака и переходного шпангоута из инвара компенсируется за счет эластичного клеевого соединения между ними.

Данная конструкция применима для использования при малой длительности эксплуатации и сравнительно невысоком уровне силовых нагрузок.

Причинами, препятствующими достижению более высоких технических характеристик, являются нижеперечисленные факторы. Компенсирующая способность эластичного клеевого соединения между керамическим колпаком и металлическим шпангоутом из инвара является ограниченной ввиду быстрого роста коэффициента термического расширения инвара при температурах свыше 100°С и малой толщины клеевого слоя клея-герметика, которая определяется параметрами прочности клеевого соединения на сдвиг.

Повышение термокомпенсационной способности за счет увеличения толщины слоя клея-герметика недопустимо ввиду неизбежного снижения несущей способности клеевого соединения.

Компенсация теплового расширения между переходным и стыковочным шпангоутами за счет зазоров между ними также обладает аналогичными противоречиями. Для большей компенсации при увеличении длительности эксплуатации необходимо увеличивать величину зазоров, а это вызывает снижение несущей способности обтекателя. Эффективность теплозащитного кольца, предназначенного для снижения прогрева, ввиду его малой толщины при увеличении длительности эксплуатации становится незначительной. Увеличение толщины теплозащитного кольца для повышения теплозащиты ограничено из-за малой строительной высоты конструкции, т.е. разницы между наружным и внутренним диаметром обтекателя, которая регламентирована рядом аэродинамических, радиотехнических и конструктивных требований.

Наиболее близким по совокупности признаков, выбранным в качестве прототипа, является антенный обтекатель по патенту РФ №2189674 МПК 6 Н 01 Q 1/42 (БИ №26, 20.09.2002 г.).

Головной обтекатель летательного аппарата включает керамический колпак с выполненными на внутренней поверхности прямым и обратным конусами, металлический шпангоут и разрезной вкладыш.

Металлический шпангоут соединяется с керамическим колпаком по внешнему прямому конусу клеем на основе кремнийорганических каучуков, а разрезной вкладыш устанавливается по внутреннему обратному конусу и также соединяется клеем с керамическим колпаком. Между собой шпангоут и разрезной вкладыш механически связаны, например, посредством крепежных клиньев.

Таким образом, в рассматриваемой конструкции обеспечено клеевое и механическое соединение керамического колпака и металлического шпангоута по прямому и обратному конусам, выполненным на внутренней поверхности керамического колпака.

Клеевое соединение керамического колпака с металлическим шпангоутом сохраняет работоспособность до температуры начала деструкции клея, что составляет примерно 180°С для клеев на кремнийорганической основе. Разрезной вкладыш, установленный на обратном конусе, обеспечивает дополнительное механическое крепление керамического колпака и металлического шпангоута вплоть до температуры 300°С, при которой происходит отвердевание клея и теряется его термокомпенсационная способность. Дальнейшее повышение температуры приводит к разрушению керамического колпака вследствие теплового расширения установленного внутри металлического шпангоута.

Указанные значения температуры и определяют временной интервал эксплуатации обтекателя и, соответственно, всего летательного аппарата.

Целью настоящего изобретения является увеличение длительности эксплуатации головного обтекателя летательного аппарата за счет повышения прочности соединения керамического колпака с металлическим шпангоутом.

Указанная цель достигается следующей совокупностью технических признаков заявляемой конструкции:

1. Головной обтекатель летательного аппарата, включающий керамический колпак с выполненными на внутренней поверхности прямым и обратным конусами, металлический шпангоут и разрезной вкладыш, механически связанные между собой и соединенные с керамическим колпаком клеем на основе кремнийорганических каучуков, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из пластичного металла, а его наружная поверхность сопряжена по профилю с внутренней поверхностью керамического колпака, причем на внутренней поверхности вкладыша выполнены равномерно распределенные пазы, суммарная площадь которых составляет 0,65...0,9 от площади внутренней поверхности вкладыша.

2. Головной обтекатель летательного аппарата по п.1., отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из алюминия или сплавов на его основе.

3. Головной обтекатель летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из меди или сплавов на ее основе.

Названная совокупность признаков антенного обтекателя обеспечивает клеевое и механическое крепление металлического шпангоута к керамическому колпаку, а пластически деформируемый вкладыш позволяет увеличить длительность эксплуатации обтекателя при повышенных тепловых воздействиях без снижения силовых нагрузок.

В условиях эксплуатации ресурс работы обтекателя определяется степенью компенсации теплового расширения шпангоута. Термокомпенсация до температуры 300°С обеспечивается эластичной клеевой прослойкой между керамическим колпаком и разрезным вкладышем. При дальнейшем подъеме температуры происходит отвердевание клея до твердого состояния, близкого к керамике, и термокомпенсация шпангоута обеспечивается за счет пластической деформации контактных площадок между вкладышем и шпангоутом.

Длительность режима эксплуатации и предельные температуры компенсации определяются физическими характеристиками применяемых материалов вкладыша: пределом прочности на смятие и температурой плавления.

Суммарная площадь контактных поверхностей, т.е. количество пазов на внутренней поверхности вкладыша находится в обратной зависимости от значений предела прочности материала вкладыша. Для алюминия и его сплавов суммарная площадь пазов составляет 0,65...0,7 от всей внутренней поверхности, для меди и ее пластичных сплавов - 0,8...0,9.

Названные интервалы определяют границы оптимального исполнения заявляемой конструкции. При уменьшении суммарной площади пазов возрастает общее усилие смятия контактируемых поверхностей вкладыша и шпангоута, что приводит к повышению внутренних напряжений в керамическом колпаке и его разрушению. При увеличении суммарной площади пазов общее усилие смятия уменьшается, что приводит к снижению воспринимаемых обтекателем силовых нагрузок.

Предельные температуры эксплуатации также зависят от выбора материала вкладыша и имеют значения, близкие к температурам плавления этих материалов: для алюминия и его сплавов - до 500...550°С; для меди и ее сплавов - до 900...950°С.

На фиг.1 представлен общий вид головного обтекателя летательного аппарата, на фиг.2 в увеличенном масштабе изображен местный продольный разрез соединения керамического колпака с металлическим шпангоутом.

Обтекатель включает керамический колпак 1 с выполненным на внутренней поверхности двухсторонним посадочным конусом, разрезной вкладыш 2 из пластичного металла, например алюминия, меди или их сплавов, с пазами 3 на внутренней его поверхности, вкладыш связан клеевой прослойкой 4 с керамическим колпаком, металлический шпангоут 5, установленный во вкладыше без зазора или на кремнийорганическом клее для заполнения сборочных зазоров, крепежные клинья 6 механически соединяют шпангоут с вкладышем, уплотнительное кольцо 7, герметизирующее внутреннюю полость обтекателя.

Заявляемая конструкция обеспечивает работоспособность обтекателя при более длительных режимах эксплуатации и высоких температурах аэродинамического разогрева и многократно превышает предельный температурный уровень работоспособности прототипа.

1. Головной обтекатель летательного аппарата, включающий керамический колпак с выполненными на внутренней поверхности прямым и обратным конусами, металлический шпангоут и разрезной вкладыш, механически связанные между собой и соединенные с керамическим колпаком клеем на основе кремнийорганических каучуков, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из пластичного металла, а его наружная поверхность сопряжена по профилю с внутренней поверхностью керамического колпака, причем на внутренней поверхности вкладыша выполнены равномерно распределенные пазы, суммарная площадь которых составляет 0,65...0,9 площади внутренней поверхности вкладыша.

2. Головной обтекатель летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из алюминия или сплавов на его основе.

3. Головной обтекатель летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что разрезной вкладыш выполнен из меди или сплавов на ее основе.