(57)【要約】【課題】  熱応力を緩和でき、耐熱温度が高く信頼性の高いレドームの組付構造体を提供すること。【解決手段】  本発明のレドームの組付構造体は、レドームと、筐体と、上記レドームと筐体とを固定するレドームリングとを備える。  そして、上記レドームの端面と筐体の端面の少なくとも一部が対向して配置され、上記対向する端面の間に弾性部材を備えており、耐熱温度及び結合の信頼性を向上できる。【選択図】図２
2019090572.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
レドームと、レドームリングと、上記レドームリングを介して上記レドームに固定された筐体と、とを備え、
上記レドームの端面と筐体の端面の少なくとも一部が対向して配置され、
上記対向する端面の間に弾性部材を備えることを特徴とするレドームの組付構造体。
【請求項２】
上記レドームリングと上記筐体とが、結合面にネジを有するものであり、
上記レドームリングを筐体に締め込こんで、上記弾性部材を圧縮したことを特徴とする請求項１に記載のレドームの組付構造体。
【請求項３】
上記レドームが、レドームリングとの結合部に凹部を有するものであり、
上記凹部内に配置した割リングとレドームリングとをネジで固定し、上記レドームリングの移動を規制して、上記レドームとレドームリングとを結合していることを特徴とする請求項１又は２に記載のレドームの組付構造体。
【請求項４】
上記弾性部材が、皿ばねであることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１つの項に記載のレドームの組付構造体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛翔体用のアンテナを保護するレドームの組付構造体に係り、さらに詳細には、組み付ける材料同士の熱膨張率の違いによる熱応力を緩和するレドームの組付構造体に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛翔体の先端部にはレーダ用アンテナを保護するレドームが備えられおり、飛翔体は上記レーダ用アンテナで電波を送受信しながら目標に向けて飛翔する。また、上記レドームは、空気抵抗が低減された形状をしているが、高速で飛翔する際には、空力加熱により加熱されて高温に曝される。
【０００３】
したがって、上記レドームは、レーダ用アンテナが送受信する電波を透過すると共に耐熱性を有する必要があり、例えば、セラミックス等の耐熱性に優れた誘電体材料で形成される。
【０００４】
一方、飛翔体の筐体（本体部）には、通常、鉄、あるいはアルミニウム材などの高剛性な材料を用いることが一般的であり、レドームと筐体との結合部は、熱膨張率差が大きな異種材料を結合するため、高速で飛翔すると大きな熱応力が生じ、結合部から破壊してしまうことがある。
【０００５】
特許文献１の特開２０１６−１７４２００号公報には、レドームの内側面にレドームリングの突起部と嵌合する溝を設けることで、レドームとレドームリングを接着固定する接着剤の強度が低下してもレドームとレドームリングの固定が外れることを防止できる旨が開示されている。
【０００６】
また、特許文献２の特開２０１６−１６１２７０号公報には、本体部と接合するレドームリングにスリットを設けることで、レドームとレドームリングを接合する部位に生じる熱応力を緩和できる旨が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２０１６−１７４２００号公報
【特許文献２】特開２０１６−１６１２７０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、これらのレドームは、結合部に繊維強化プラスチックや接着剤等の樹脂材料を用いているため、上記樹脂の耐熱温度が標定となり、超高速で長時間飛翔する飛翔体には適用することができない。
特に、接着剤による結合では、接着強度のバラツキが生じ易いのに加えて、歪に対してもろい。さらに接着剤は経時劣化し易く、結合の信頼性が低いため、耐熱温度を低くした設定した設計としなければならない。
【０００９】
本発明は、このような従来技術の有する課題に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、熱応力を緩和でき、耐熱温度が高く信頼性の高いレドームの組付構造体を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明者は、上記目的を達成すべく鋭意検討を重ねた結果、レドームと本体部とを繊維強化プラスチックや接着剤等の樹脂材料を用いずに組み付け、接合部位に弾性部材を設けて熱応力を緩和することにより、上記目的が達成できることを見出し、本発明を完成するに至った。
【００１１】
すなわち、上記課題は、本発明の下記発明により解決される。
（１）レドームと、レドームリングと、上記レドームリングを介して上記レドームに固定された筐体と、を備え、
上記レドームの端面と筐体の端面の少なくとも一部が対向して配置され、
上記対向する端面の間に弾性部材を備えることを特徴とするレドームの組付構造体。
（２）上記レドームリングと上記筐体とが、結合面にネジを有するものであり、
上記レドームリングと筐体とを締め込こんで、上記弾性部材を圧縮したことを特徴とする上記第（１）項に記載のレドームの組付構造体。
（３）上記レドームが、レドームリングとの結合部に凹部を有するものであり、
上記凹部内に配置した割リングとレドームリングとをネジで固定し、上記レドームリングの移動を規制して、上記レドームとレドームリングとを結合していることを特徴とする上記第（１）項又は第（２）項に記載のレドームの組付構造体。
（４）上記弾性部材が、皿ばねであることを特徴とする上記第（１）項〜第（３）項のいずれか１つの項に記載のレドームの組付構造体。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、レドームと本体部とを繊維強化プラスチックや接着剤等の樹脂材料を用いずに組み付け、弾性部材を用いて熱応力を緩和することとしたため、耐熱性に優れ、信頼性が高いレドームの組付構造体を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】飛翔体の構成を説明する概略図である。
【図２】本発明のレドームの組付構造体の概略断面図である。
【図３】割リングの概略図である。
【図４】割リングの概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本発明のレドームの組付構造体について詳細に説明する。
図１は、本発明のレドームの組付構造体を備える飛翔体の構成を説明する図であり、図２は、図１中、Ａで囲んだ部分の拡大断面図である。
飛翔体は、飛翔体の先端部に設けられたレーダ用アンテナを保護するレドーム１と、飛翔体胴体１００と結合する筐体３と、レドームと筐体とを結合するレドームリング２とを備える。
【００１５】
ここで、上記レドームは、セラミック等の熱膨張率が小さな誘電体材料で形成される。  また、上記レドームリングや筐体は高剛性の金属材料で形成され、特にレドームリングやレドームリングとレドームとを固定する割リングなどの固定部材には、インバーやチタン合金等の熱膨張率が比較的小さな金属材料が用いられる。
そして、上記金属材料で形成されたレドームリングと筐体の外表面には、耐熱材料で形成され、空力加熱による温度上昇を低減できる耐熱カバー９が設けられる。
【００１６】
本発明のレドームの組付構造体は、レドーム１の端面と筐体３の端面の少なくとも一部が対向して配置される。上記レドームリング２は、上面と下面が開放された円筒形状をしており、上記対向するレドーム１と筐体３の端面を跨ぎ、上記端面を周方向に覆うように、レドームの側面と筐体の側面に設けられる。
【００１７】
上記レドーム１と筐体３は、レドームリング２に覆われる側面にレドームリング２との結合部をそれぞれ有し、上記レドームリング２の内側に固定されて、レドームリング２を介して上記レドーム１と筐体３とが結合される。
【００１８】
そして、レドーム１と、筐体３と、レドームリング２とに囲まれた箇所、すなわち、レドームの端面と筐体の端面との間には弾性部材４が設けられ、上記弾性部材４はレドーム１と筐体３とに挟まれて圧縮されている。
なお、レドーム１と弾性部材４との間には平座金５を設けてもよい。
【００１９】
上記組付構造体においては、空力加熱によりレドームリング２が機軸方向に熱膨張し、レドーム１と筐体３との間隔が拡がったとしても上記圧縮されている弾性部材４が伸びるため、レドーム１の端面と筐体３の端面とが上記弾性部材４を介して当接している。
したがって、レドームと筐体との間に隙間が生じないため、熱膨張による組付強度の低下が防止される
【００２０】
また、空力加熱によりレドームリング２、及び、レドームリングとレドームとを固定する割リング等の固定部材が熱膨張して外周方向に拡がっても、筐体との当接箇所は金属部同士が弾性変形の範囲内で拡がるため破壊には至らない。さらに、レドーム１と筐体３とが直接固定されておらず、対向する端面の間に弾性部材４が設けられているため、レドーム１と筐体３のそれぞれの端面と弾性部材４との当接箇所がズレることが可能であり、熱応力を緩和することができる。
【００２１】
上記弾性部材４としては、レドームリングの熱膨張に応じて伸長し、レドームの端面と筐体の端面を押圧できれば制限はなく、例えば、金属製やセラミック製の皿ばねやコイルばね等を使用できる。
なかでも、皿ばねは、レドームと筐体との対向する端面間の小さなスペースで大きな荷重を与えることができ、好ましく使用できる。
【００２２】
上記レドームリング２と筐体３とは結合面にネジ山（溝）６を有する。具体的には、レドームリングの内面と筐体の外面にネジ山（溝）６が形成され、レドームリングを筐体に締め込んで、レドームと筐体の間の弾性部材４を圧縮することで、レドームリング２と筐体３との緩みが防止されて、レドームリングと筐体とを強固に結合できる。
【００２３】
また、上記レドーム１とレドームリング２との結合は、割リング８と、固定ネジ７により行う。具体的には、レドームの側面に溝状の凹部１１を全周に亘って形成し、上記凹部１１内に割リング８を配置し、上記割リング８の周方向に設けられた複数のネジ穴８１に皿ネジ７を螺合する。
【００２４】
これにより、レドームリング２と割リング８とが固定されて、上記凹部１１内における上記割リング８の飛翔体機軸方向の移動が規制され、上記ネジ山（溝）６による上記レドームリング２と上記筐体３との結合と相俟って上記レドーム１と上記筐体３とを確実に結合できる。
【００２５】
図３に、上記割リング８の飛翔体機軸方向（図２と同方向）の概略断面図、図４に、図３中Ａ−Ａ’断面図を示す。
なお、図３では、２分割の割リングの例を示すが、３分割以上でも構わない。
【００２６】
上記固定方法によれば、レドームに貫通孔をあける必要がなく、脆性破壊し易いセラミック等の材料の強度を低下させることなく、レドームとレドームリングを固定することができる。
【００２７】
また、レドームリングと筐体の外周には、耐熱カバー９を設けることができる。耐熱カバーは、断熱性を有する耐熱材料で形成されレドームリングおよび筐体を覆って空力加熱から熱防御するものである。
【００２８】
本発明のレドームの組付構造体においては、上記耐熱カバー９は、レドームと筐体とを繋ぐ強度部材ではないため、接着やネジにより強固に結合する必要はない。
したがって、胴体継手１２を介して胴体１００に固定された筐体３とレドーム１との結合に伴って、胴体継手１２とレドーム１とで耐熱カバー９を挟んで固定することができ、耐熱カバー９は強固に結合されていないため、熱応力により結合部が破壊することがない。
なお、耐熱カバー９とレドーム１との間には耐熱性のガスケット１０を挿入して隙間を埋めてもよい。
【００２９】
上記レドームの組付構造体によれば、レドームと筐体との熱膨張差による熱応力を緩和することができ、結合部に接着剤や繊維強化プラスチック等の樹脂材料を使用しないため、耐熱温度を高く設定することができ、さらに、接着剤を使用せずに結合するため、接着強度のバラツキや劣化の影響を受けないため、結合の信頼性が高い。
したがって、本発明の組付構造体によれば、超高速で長時間の飛翔が可能となる。
【符号の説明】
【００３０】
１    レドーム（セラミック製）
１１  凹部
２    レドームリング（金属製）
３    筐体（金属）
４    弾性部材（皿ばね：金属製又はセラミックス製）
５    平座金（金属製）
６    ネジ山（溝）
７    固定ネジ
８    割リング（２分割：金属製）
８１  ねじ穴
９    耐熱カバー（耐熱材料）
１０    ガスケット（耐熱材料）
１２    胴体継手
１３    固定ボルト
１００    胴体
Ｆ    飛翔体
【図１】
2019090572.tif 000003
【図２】
2019090572.tif 000004
【図３】
2019090572.tif 000005
【図４】
2019090572.tif 000006