一种弹载天线制造技术

一种弹载天线，包括：壳体，其内部形成有容置腔，壳体具有耐高温壳体部和导热壳体部，导热壳体部的壳壁上还设有密闭的吸热腔；天线模块，其位于所述容置腔，并固定于导热壳体部；隔热组件，其设置于天线模块与耐高温壳体部之间；相变吸热结构，其设置于吸热腔；电连接组件，其设置于导热壳体部的外壳壁位于吸热腔的部位，电连接组件用于将天线模块与外部设备连接。在超高音速飞行器飞行过程中与空气摩擦产生高达几百摄氏度的高温，耐高温壳体部能够承受该高温，隔热组件能够隔除部分热量传递给天线模块，相变吸热结构可进一步对其进行降温，保证天线模块能够在适宜的温度环境下工作。保证天线模块能够在适宜的温度环境下工作。保证天线模块能够在适宜的温度环境下工作。

【技术实现步骤摘要】
一种弹载天线


[0001]本申请涉及天线
，具体涉及一种弹载天线。

技术介绍

[0002]近年来，随着卫星导航技术和超高音速飞行器技术蓬勃发展，弹载天线技术成为促进该领域长足发展的关键技术。弹载天线的地位和作用十分关键，其性能直接影响到超高音速飞行器的工作稳定性和制导精度。然而，由于导弹和飞行器飞行速度快，弹体与大气强烈摩擦产生高达几百摄氏度的高温，普通的卫星导航天线在这样的高温下难以正常工作，甚至完全损坏。

技术实现思路

[0003]本申请旨在提供一种弹载天线，以使弹载天线能够在高温环境下正常工作。
[0004]本申请提供一种弹载天线，包括：
[0005]壳体，所述壳体的内部形成有容置腔，所述壳体具有耐高温壳体部和导热壳体部，所述导热壳体部的壳壁上还设有密闭的吸热腔；
[0006]天线模块，所述天线模块位于所述容置腔，并固定于所述导热壳体部；
[0007]隔热组件，所述隔热组件设置于所述天线模块与所述耐高温壳体部之间；
[0008]相变吸热结构，所述相变吸热结构设置于所述吸热腔；
[0009]电连接组件，所述电连接组件设置于所述导热壳体部的外壳壁位于所述吸热腔的部位，所述电连接组件用于将天线模块与外部设备连接。
[0010]一种实施例中，所述壳体还具有设于所述导热壳体部的连接部，所述连接部用于与外部设备连接。
[0011]一种实施例中，所述导热壳体部的外壳壁还设有用于避让所述电连接组件的避让槽。
[0012]一种实施例中，所述壳体包括：耐高温罩体和导热底座，所述耐高温罩体罩扣于所述导热底座以围合成所述容置腔，所述耐高温罩体形成所述耐高温壳体部，所述导热底座形成所述导热壳体部，所述吸热腔形成于所述导热底座，所述连接部设置于所述导热底座。
[0013]一种实施例中，所述导热底座包括：导热底座本体和密封盖，所述导热底座本体的底部设有凹槽，所述密封盖密封连接于所述导热底座本体的底部，以密封所述凹槽，形成所述吸热腔；所述连接部设置于所述导热底座本体。
[0014]一种实施例中，所述导热底座本体具有主体部，侧壁部以及延伸部，所述侧壁部的一侧连接所述主体部的侧沿，所述延伸部自所述侧壁部的一侧向外延伸；所述延伸部形成所述连接部；所述侧壁部与所述主体部围合成所述避让槽。
[0015]一种实施例中，所述壳体还包括：密封件，所述密封件设置于所述耐高温罩体与所述导热底座之间。
[0016]一种实施例中，所述密封件包括：密封圈。
[0017]一种实施例中，所述耐高温壳体部为石英壳体，所述导热壳体部为金属壳体。
[0018]一种实施例中，所述相变吸热结构为石蜡。
[0019]依据上述实施例的弹载天线，在超高音速飞行器飞行过程中与空气摩擦产生高达几百摄氏度的高温，耐高温壳体部能够承受该高温，隔热组件能够隔除部分热量传递给天线模块，相变吸热结构可进一步对其进行降温，保证天线模块能够在适宜的温度环境下工作。
附图说明
[0020]图1为本申请提供的弹载天线的主视图；
[0021]图2为本申请提供的弹载天线的仰视图；
[0022]图3为图2中A
‑
A方向的剖视图；
[0023]图4为本申请提供的弹载天线的爆炸图。
[0024]附图标记说明：
[0025]壳体10，容置腔100，耐高温壳体部11，导热壳体部12，吸热腔121，连接部13，耐高温罩体14，导热底座15，导热底座本体151，密封盖152，主体部1511，侧壁部1512，延伸部1513；
[0026]天线模块20；
[0027]隔热组件30；
[0028]相变吸热结构40；
[0029]电连接组件50，电路板51，插头52。
具体实施方式
[0030]下面通过具体实施方式结合附图对本申请作进一步详细说明。其中不同实施方式中类似元件采用了相关联的类似的元件标号。在以下的实施方式中，很多细节描述是为了使得本申请能被更好的理解。然而，本领域技术人员可以毫不费力的认识到，其中部分特征在不同情况下是可以省略的，或者可以由其他元件、材料、方法所替代。在某些情况下，本申请相关的一些操作并没有在说明书中显示或者描述，这是为了避免本申请的核心部分被过多的描述所淹没，而对于本领域技术人员而言，详细描述这些相关操作并不是必要的，他们根据说明书中的描述以及本领域的一般技术知识即可完整了解相关操作。
[0031]另外，说明书中所描述的特点、操作或者特征可以以任意适当的方式结合形成各种实施方式，各实施例所涉及的操作步骤也可以按照本领域技术人员所能显而易见的方式进行顺序调换或调整。因此，说明书和附图只是为了清楚描述某一个实施例，并不意味着是必须的组成和/或顺序。
[0032]本文中为部件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。而本申请所说“连接”、“联接”，如无特别说明，均包括直接和间接连接(联接)。
[0033]本申请提供一种弹载天线，应用于超高音速飞行器的天线，该天线例如可以导航天线等。当然，本申请所提供的天线也可以是应用于其他领域，例如，应用于航天器等。本申请中，弹载天线中壳体的耐高温壳体部承受因摩擦生热产生的高温，并通过隔热组件隔离
天线模块导热壳体部能够将高温传导给吸热腔中的相变吸热结构，以吸收热量，进一步对天线模块进行降温。
[0034]参见图1
‑
图4所示，本申请所提供的弹载天线包括：壳体10，天线模块20，隔热组件30，相变吸热结构40以及电连接组件50。
[0035]壳体10的内部形成有容置腔100，该壳体10具有耐高温壳体部11和导热壳体部12，导热壳体部12的壳壁上还设有密闭的吸热腔121。本壳体10通常通过导热壳体部12与外部设备连接，该外部设备即为超高音速飞行器。
[0036]在一实施例中，耐高温壳体部11通常与超高音速飞行器共形，如图3所示，该耐高温壳体部11形成锥型形状。耐高温壳体部11能够承受超高音速飞行器飞行时与空气摩擦所产生的几百摄氏度的高度，通常情况下，可承受500℃
‑
800℃的高温。
[0037]天线模块20位于容置腔100，并固定于导热壳体部12。
[0038]隔热组件30设置于天线模块20与耐高温壳体部11之间，该隔热组件30优选采用隔热棉。具体的是，将隔热组件30设置在容置腔100的内部，并使隔热组件30位于天线模块20与耐高温壳体部11之间。在实际应用中，超高音速飞行器与空气摩擦所产生的高温不能够完全通过隔热组件30隔热，隔热组件30仅能够隔除部分热量，还要部分热量会传递给天线模块20。
[0039]相变吸热结构40设置于吸热腔121中，可使本产品结构紧凑，能够降低产品整体体积。部分热量通过导热壳体部12、隔热组件30传递给相变吸热结构40，相变吸热机构40则发生相变过本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种弹载天线，其特征在于，包括：壳体，所述壳体的内部形成有容置腔，所述壳体具有耐高温壳体部和导热壳体部，所述导热壳体部的壳壁上还设有密闭的吸热腔；天线模块，所述天线模块位于所述容置腔，并固定于所述导热壳体部；隔热组件，所述隔热组件设置于所述天线模块与所述耐高温壳体部之间；相变吸热结构，所述相变吸热结构设置于所述吸热腔；电连接组件，所述电连接组件设置于所述导热壳体部的外壳壁位于所述吸热腔的部位，所述电连接组件用于将天线模块与外部设备连接。2.如权利要求1所述的弹载天线，其特征在于，所述壳体还具有设于所述导热壳体部的连接部，所述连接部用于与外部设备连接。3.如权利要求2所述的弹载天线，其特征在于，所述导热壳体部的外壳壁还设有用于避让所述电连接组件的避让槽。4.如权利要求3所述的弹载天线，其特征在于，所述壳体包括：耐高温罩体和导热底座，所述耐高温罩体罩扣于所述导热底座以围合成所述容置腔，所述耐高温罩体形成所述耐高温壳体部，所述导热底座形成所述导热壳体部，所述吸热腔...

【专利技术属性】
技术研发人员：张雨，李鹏图，俞江，
申请(专利权)人：深圳市鼎耀科技有限公司，
类型：新型
国别省市：