一种高速飞行器功能分区组合式透波罩的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种透波罩，特别是涉及一种高速飞行器功能分区组合式透波罩，该种类透波罩主要应用于高速飞行器设计之中。
【背景技术】
[0002]随着全球航天航空技术的快速进步，飞行器正向着高速、快速机动的方向发展。该类飞行器具备一个突出的共同特征，都需要能够以超高马赫数、长时间在大气层内做变轨机动飞行，极大的提高了飞行器的性能。
[0003]新型高速飞行器需要具备末制导功能，安装在飞行器头部的雷达透波罩是实现制导的关键功能部件，要求能够承受高速飞行过程中恶劣的气动力、热载荷，具备防热、承载和透波(雷达制导)综合使用功能，保证内部元器件正常的使用环境条件。以往的飞行器配备的单层雷达罩不能够满足新型高速飞行器防隔热功能需求，无法在飞行过程中在其内部保持适合电子器件工作的环境温度。
【发明内容】
[0004]本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种高速飞行器功能分区组合式透波罩，该透波罩在保持良好结构强度和透波率的同时，具备优异的隔热性能。
[0005]本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的:
[0006]—种高速飞行器功能分区组合式透波罩，包括外罩、内罩和连接件，其中外罩与内罩均为一端开口的半封闭结构，内罩位于外罩内部，且内罩与外罩之间通过连接件连接固定，所述连接件为环形连接件，环形连接件的内表面与内罩的外表面连接，环形连接件的外表面与外罩的内表面连接，内罩内部容纳飞行器导航电子元器件。
[0007]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，内罩为球冠与圆柱的组合结构，所述外罩为圆锥体结构。
[0008]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，球冠为半球体，内罩为半球体与圆柱的组合结构。
[0009]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，外罩的外表面围成的区域为圆锥体结构，内表面围成的区域为圆锥与圆台的组合结构，所述连接件位于圆台区域，并与内罩和外罩连接固定。
[0010]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，外罩内表面圆台区域的半锥角为5 ?10° ο
[0011]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，外罩的开口端面与内罩的开口端面之间的距离为5?10mm，且内罩的开口端面更靠近罩体小端。
[0012]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，内罩中的飞行器导航电子元器件的中心与所述球冠的球心重合。
[0013]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，内罩为等壁厚结构，壁厚为2?1mm ;外罩为变厚度结构。
[0014]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，外罩为石英纤维增强陶瓷基复合材料或石英陶瓷材料；内罩为耐高温树脂基复合材料，具体为聚酰亚胺树脂材料或双马树脂复合材料。
[0015]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，连接件为低膨胀合金钢或橡胶材料，所述低膨胀合金钢为4J32或4J40。
[0016]在上述高速飞行器功能分区组合式透波罩中，连接件与外罩之间的连接方式为胶接、铆接或销钉连接，连接件与内罩之间的连接方式为螺接或铆接。
[0017]本发明与现有技术相比具有如下有益效果:
[0018](I)、本发明对飞行器用透波罩结构进行了创新设计，根据梯度隔热原理，
[0019](2)、本发明对透波罩材料进行了优化设计，即在外层区域采用结构强度好，热导率低的石英纤维增强陶瓷基复合材料或石英陶瓷材料作为外层透波罩，在保持气动外形的同时，阻隔部分热量传向罩体内部，而在内部区域采用耐高温树脂基复合材料，如聚酰亚胺树脂或双马树脂复合材料制成内罩，防止外罩内壁直接向内部电子元器件辐射同时也阻隔高温的内腔空气向电子元器件换热，从而使内罩内部保证具备适合元器件工作的温度环境;
[0020](3)、本发明在透波罩的内、外罩设计时充分考虑电厚度的匹配性，内罩采用球冠+圆柱的组合结构，并优选半球体+圆柱的组合结构，显著降低了电磁波穿过天线罩时的损耗，提高了透波罩的透波率；
[0021](4)、本发明采用与内、外罩结构匹配的环形连接件，并采用胶接、销钉等方式连接，通过韧性结构释放热应力；
[0022](5)、本发明对外罩内表面形状进行特殊设计，同时对内、外罩与连接环的装配位置关系进行了优化设计，大大降低了装配难度，显著提高了整体连接可靠性；
[0023]￠)、经过仿真分析及试验测试结果表明，本发明双层结构组合式透波罩在全程飞行过程中有效保证了其内腔的环境温度，仿真试验结果表明在严酷的气动加热条件下其内部元器件温升不超过10°C ο并且透波罩结构牢固可靠，各组成部分间具备良好的热匹配性；通过地面测试表明优化设计后的透波罩在扫描角范围内具备较高的透波率，各项电性能指标均能达到单层透波罩所能达到的水平。
【附图说明】
[0024]图1为本发明组合式透波罩隔热原理图；
[0025]图2为本发明组合式透波罩结构示意图；
[0026]图3为本发明组合式透波罩局部放大图。
【具体实施方式】
[0027]下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述:
[0028]如图2所示为本发明组合式透波罩结构示意图，由图可知本发明高速飞行器功能分区组合式透波罩具体包括外罩1、内罩2和连接件3，其中外罩I与内罩2均为一端开口的半封闭结构，其中外罩I为圆锥体结构，内罩2为球冠与圆柱的组合结构，优选半球体与圆柱体端面相接的组合结构，且半球体与圆柱体的半径相等。内罩2位于外罩I内部，且内罩2与外罩I之间通过连接件3连接固定，连接件3为环形连接件，环形连接件的内表面与内罩2的外表面连接，环形连接件的外表面与外罩I的内表面连接，内罩2内部容纳飞行器导航电子元器件，飞行器导航电子元器件的中心与内罩2中球冠的球心重合。飞行器导航电子元器件与飞行器主体结构连接，飞行器主体结构直接与连接件3连接固定。
[0029]本发明中外罩I的外表面围成的区域为圆锥体结构，内表面围成的区域为圆锥与圆台的组合结构，环形连接件3位于圆台区域，并与内罩2和外罩I连接固定，外罩I内表面圆台区域的半锥角为5?10°，如图3所示为本发明组合式透波罩局部放大图。环形连接件3与外罩I之间的连接方式可以采用胶接、铆接或销钉连接，与内罩2之间的连接方式可以采用螺接或铆接等。
[0030]外罩I的开口端面与内罩2的开口端面之间的距离为5?10mm，且内罩2的开口端面更靠近罩体小端。
[0031 ] 内罩2为等壁厚结构，壁厚为2?1mm ;外罩I为变厚度结构，根据具体要求设计。
[0032]本发明外罩I为石英纤维增强陶瓷基复合材料或石英陶瓷材料；内罩2为耐高温树脂基复合材料，具体为聚酰亚胺树脂材料或双马树脂复合材料。连接件3为低膨胀合金钢或