楊波，趙培林，蔡三軍，周生林，陳川

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083

2. 中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所 機電系統(tǒng)設(shè)計研究部，成都 610091

隱身性能是新一代戰(zhàn)斗機最關(guān)鍵的性能指標(biāo)之一?；陔[身外形平臺，新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋在隱身技術(shù)、透明件結(jié)構(gòu)、抗鳥撞、彈射救生、光學(xué)性能、結(jié)構(gòu)變形控制等領(lǐng)域均面臨新的挑戰(zhàn)。

本文以新一代戰(zhàn)斗機研制為背景，研究新一代座艙蓋性能提升的關(guān)鍵技術(shù)，以實現(xiàn)座艙蓋性能全方面的跨代提升，主要技術(shù)創(chuàng)新包括：提出整體變厚度透明件結(jié)構(gòu)方案并完善了相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)，解決了隱身、鳥撞、救生三方面對座艙蓋相互矛盾的需求問題，實現(xiàn)了同時滿足三方面要求的一體化座艙蓋總體方案；突破座艙蓋隱身設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，實現(xiàn)了新一代戰(zhàn)斗機對座艙蓋的高隱身性能需求；突破復(fù)雜曲面外形透明件光學(xué)性能仿真技術(shù)，解決了新一代戰(zhàn)斗機座艙外形氣動、隱身、光學(xué)性能綜合優(yōu)化的難題；建立了一套大尺寸活動部件變形及狀態(tài)控制的技術(shù)體系，提升了新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋變形及狀態(tài)控制的設(shè)計水平。

1 概 述

1.1 戰(zhàn)斗機座艙蓋概述

座艙蓋的主要功能是與機身座艙段構(gòu)成密封座艙，保護飛行員免受迎面高速氣流的吹襲和外部環(huán)境的威脅，不受外來物的撞擊，包括：飛鳥的撞擊；為飛行員提供舒適密閉、寬敞明亮的活動空間，為飛行員提供一個必需的生存環(huán)境與飛行條件；座艙蓋結(jié)構(gòu)要保證有足夠的透明觀察區(qū)域以及盡可能高的光學(xué)性能，為飛行員提供清晰、開闊且不失真的前方視野，并與平視顯示器匹配，以完成起飛著陸和戰(zhàn)斗任務(wù)；座艙蓋結(jié)構(gòu)要具備一定強度和剛度，能夠承受氣動載荷、座艙增壓載荷和高、低溫交變熱載荷的作用；提供飛行員地面進出座艙和應(yīng)急彈射救生通道[1-2]。

傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機的座艙蓋結(jié)構(gòu)一般分為固定風(fēng)擋和活動艙蓋，即采用分體式風(fēng)擋和艙蓋結(jié)構(gòu)方案。風(fēng)擋提供前向的視界和較高的光學(xué)性能，并具備一定抗鳥撞能力；艙蓋主要提供側(cè)向、后向和頂部的視界，和飛行員從地面進出座艙的通道以及應(yīng)急彈射時的離機通道[3]。分體式風(fēng)擋和艙蓋是目前多數(shù)三代戰(zhàn)斗機普遍采用的座艙蓋結(jié)構(gòu)形式，見圖1。

國外第四代戰(zhàn)斗機如F-22、F-35采用了一體化的隱身座艙蓋結(jié)構(gòu)方案，一體化座艙蓋取消了傳統(tǒng)固定風(fēng)擋和活動艙蓋之間的分界面，將分體的風(fēng)擋和艙蓋融為一個整體，并采用隱身外形，極大地提高了飛機隱身性能[4]，見圖2。

大型一體化隱身座艙蓋代表著目前國際最先進戰(zhàn)斗機座艙蓋結(jié)構(gòu)形式和最高的透明件技術(shù)水平[5]，其研制難度在世界航空領(lǐng)域均是首屈一指的。美國《航空航天工程》2002年11月報道：“質(zhì)量只有163 kg的F/A-22飛機的座艙蓋竟是飛機工程中最富挑戰(zhàn)性的項目之一”。洛克西德·馬丁公司的項目技術(shù)一體化負責(zé)人說：“座艙蓋是F/A-22飛機最重要和最復(fù)雜的工作之一，耗費了多年的過程。主要是因為要把一些相互矛盾的要求體現(xiàn)在一個單一的產(chǎn)品中”[6]。

圖1 典型三代機風(fēng)擋和艙蓋

圖2 一體化隱身座艙蓋

1.2 新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋技術(shù)體系

典型三代機座艙蓋結(jié)構(gòu)的設(shè)計技術(shù)體系主要包括透明件結(jié)構(gòu)設(shè)計、光學(xué)性能設(shè)計、風(fēng)擋抗鳥撞設(shè)計、系統(tǒng)匹配性設(shè)計等。新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋，首先根據(jù)飛機平臺的需求，增加了座艙蓋隱身設(shè)計技術(shù)。與一體化隱身座艙蓋相適應(yīng)，透明件結(jié)構(gòu)設(shè)計、光學(xué)性能設(shè)計、抗鳥撞設(shè)計技術(shù)分別拓展為大型整體透明件結(jié)構(gòu)設(shè)計、復(fù)雜曲面外形光學(xué)性能設(shè)計技術(shù)、一體化座艙蓋抗鳥撞設(shè)計技術(shù)。另外面向全壽命周期座艙蓋狀態(tài)控制，提出了大尺寸活動部件變形及狀態(tài)控制技術(shù)。新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋設(shè)計體系的構(gòu)架見圖3。

本文以新一代戰(zhàn)斗機研制為背景，重點論述4個方面的關(guān)鍵技術(shù)：① 大型整體透明件結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)；② 座艙蓋隱身設(shè)計技術(shù)；③ 復(fù)雜曲面外形光學(xué)性能設(shè)計技術(shù)；④ 大尺寸活動部件變形及狀態(tài)控制技術(shù)。

新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋4個技術(shù)領(lǐng)域面臨的主要挑戰(zhàn)見表1。

圖3 新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋設(shè)計技術(shù)體系的升級

表1 新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋設(shè)計面臨的主要挑戰(zhàn)

2 大型整體透明件結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

2.1 整體變厚度透明件方案

傳統(tǒng)分體式風(fēng)擋/艙蓋分界面之間凸出機身的金屬弧框，是座艙蓋重要的電磁散射源之一，見圖4。新一代戰(zhàn)斗機為了滿足隱身性能，必須消除金屬弧框，采用整體透明件方案。

整體透明件的前后區(qū)域、即原風(fēng)擋區(qū)域和艙蓋區(qū)域，透明件結(jié)構(gòu)的強度要求變化很大。前部區(qū)域為了滿足較高的抗鳥撞性能，需要透明件厚度較厚(例如30 mm)；后部區(qū)域主要承受氣動載荷，需要透明件厚度較薄(例如10 mm)[7]。如果整體透明件按照傳統(tǒng)的思路采用透明件板材成型，透明件必須統(tǒng)一采用前部風(fēng)擋區(qū)域的厚度，這樣必然導(dǎo)致透明件后部區(qū)域背負巨大的重量代價。

圖4 傳統(tǒng)分體式風(fēng)擋/艙蓋結(jié)構(gòu)

同時，從彈射救生的角度，目前最優(yōu)的彈射方式是采用穿蓋彈射，即采用破裂系統(tǒng)炸裂艙蓋透明件，清除彈射通道。該方式相對于拋蓋彈射方式，可以實現(xiàn)無延時的彈射救生，大大提高救生概率。但如果座艙蓋透明件統(tǒng)一采用大厚度的板材(例如30 mm)，必然超出破裂系統(tǒng)的破裂極限，穿蓋彈射將不再可能。例如F-22飛機采用了一體化座艙蓋結(jié)構(gòu)，由于其前后區(qū)域統(tǒng)一采用大厚度透明材料，僅能采用拋蓋方式實現(xiàn)彈射[8-10]。

整體變厚度透明件方案是解決新一代座艙蓋諸多矛盾因素的重要思路，見圖5。整體變厚度座艙蓋透明件結(jié)構(gòu)形式，旨在同時滿足如下3個方面相互矛盾和制約的設(shè)計需求：

1) 消除傳統(tǒng)風(fēng)擋和艙蓋之間分隔弧框的電磁散射影響，滿足隱身指標(biāo)要求。

2) 提高座艙蓋前部區(qū)域抗鳥撞性能指標(biāo)。

3) 實現(xiàn)救生系統(tǒng)穿蓋彈射。

一體化座艙蓋采用整體變厚度透明方案，取消傳統(tǒng)固定風(fēng)擋和活動艙蓋之間的分界面，將風(fēng)擋和艙蓋融為一個整體。由于消除了傳統(tǒng)分體式風(fēng)擋/艙蓋分界面之間凸出機身的金屬弧框，具有最優(yōu)的隱身性能。透明件前部區(qū)域采用較厚的透明件結(jié)構(gòu)，具有一定的剛度和強度，可提供優(yōu)良的抗鳥撞性能。而透明件后部區(qū)域采用較薄的透明件結(jié)構(gòu)，滿足氣動載荷的前提下可減少透明件結(jié)構(gòu)重量約40%，同時可在應(yīng)急情況下被微型爆破索(MDC)可靠破裂，為采用穿蓋無延時彈射救生提供了必需的條件。因此一體化變厚度透明座艙不但可同時滿足隱身、鳥撞、救生三方面的需求，還能大量減重，解決了新一代戰(zhàn)斗機整體座艙蓋面臨的技術(shù)難題。

圖5 整體變厚度透明件設(shè)計

2.2 整體變厚度透明件應(yīng)用效果驗證

根據(jù)抗鳥撞仿真計算和試驗結(jié)果驗證，整體變厚度座艙蓋抗鳥撞性能達到約700 km/h(1.8 kg鳥重)的水平，不僅指標(biāo)明顯優(yōu)于國內(nèi)三代機固定風(fēng)擋的抗鳥撞水平，還將抗鳥撞區(qū)域從傳統(tǒng)固定風(fēng)擋區(qū)域拓展到整個座艙蓋迎風(fēng)區(qū)域，實現(xiàn)了座艙蓋前向全區(qū)域抗鳥撞。座艙蓋在抗鳥撞性能范圍內(nèi)受到飛鳥撞擊后，座艙蓋結(jié)構(gòu)完好，座艙蓋破裂系統(tǒng)仍能正常工作[11]。整體變厚度座艙蓋抗鳥撞計算模型見圖6。

圖6 整體變厚度座艙蓋抗鳥撞計算模型

另外根據(jù)變厚度透明件與等厚度透明件破裂效果試驗對比，變厚度透明件在彈射通道區(qū)域的破裂效果要遠優(yōu)于等厚度透明件，不但實現(xiàn)了穿蓋彈射，還大大減小了救生損傷的概率。

3 座艙蓋隱身設(shè)計技術(shù)

3.1 座艙蓋雷達散射截面(RCS)減縮綜合控制

雷達的探測距離主要取決于3個因素：雷達自身的特性、目標(biāo)的雷達截面、當(dāng)時當(dāng)?shù)卮髿獾膫鬏斕匦浴＠走_距離方程為[12]

(1)

式中：σ為雷達散射截面；Pr為接收信號功率；Gt為發(fā)射天線增益；λ為波長；SMIN為最小可探測信號；L為發(fā)射機內(nèi)部損耗；F1F2為大氣傳播損耗。

可以看出，雷達發(fā)現(xiàn)距離與目標(biāo)雷達散射截面(Redar Cross Section,RCS)四次開方成正比。隨著反隱身技術(shù)的迅速發(fā)展，為了進一步提高戰(zhàn)斗機的綜合作戰(zhàn)效能，新一代戰(zhàn)斗機對雷達散射截面的減縮要求越來越高。座艙是戰(zhàn)斗機三大電磁散射源之一，對機頭方向RCS的貢獻達10%～15%左右[13-14]。座艙RCS的減縮技術(shù)是實現(xiàn)新一代戰(zhàn)斗機全機雷達隱身性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。要達到現(xiàn)階段我國新一代戰(zhàn)斗機隱身指標(biāo)的要求，需要將座艙RCS降低到很低的程度，這對座艙RCS的減縮方案和技術(shù)提出了很高的要求[15]。

新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋隱身設(shè)計采用了一系列RCS減縮綜合控制技術(shù)。其中主要的減縮措施包括：① 透明件表面鍍制復(fù)合隱身膜系，屏蔽座艙腔體，減縮座艙散射；② 座艙蓋外形采用低RCS菱形理論外形，在各威脅扇區(qū)內(nèi)座艙蓋均不會出現(xiàn)雷達波的鏡面反射[16]；③ 采用一體化結(jié)構(gòu)方案，取消傳統(tǒng)風(fēng)擋和艙蓋的分隔弧框；④ 座艙蓋前后緣采用大鋸齒分合面方案；⑤ 采用其他次強散射源控制技術(shù)，包括座艙蓋縫隙和臺階的處理、表面涂覆隱身涂料等措施[17]。

座艙蓋結(jié)構(gòu)RCS減縮綜合控制方案示意見圖7。其中透明導(dǎo)電膜系的電磁性能是座艙隱身的關(guān)鍵指標(biāo)。評價膜系的電磁性能可以用垂直反射率指標(biāo)，膜層的垂直反射率和面電阻的關(guān)系式為

(2)

式中：τ為垂直反射率；R為面電阻;Z0為真空波阻抗(常量377 Ω)。

要達到盡量好的隱身性能，就需要膜系達到盡量低的面電阻，需要功能金屬層越厚越好，但金屬功能層過厚，膜系透光度又要降低。膜層的電磁性能和光學(xué)性能對膜系的研制是一對相互矛盾的需求。

圖7 座艙蓋結(jié)構(gòu)RCS減縮綜合控制方案

圖8是某膜系透光率和面電阻的關(guān)系曲線，通過座艙蓋隱身膜系研制和優(yōu)化設(shè)計，在努力同時提高透光率和降低面電阻的基礎(chǔ)上，最終確定一個電磁性能和光學(xué)性能均可接受的膜系厚度平衡點。

圖8 膜系透光率和面電阻的關(guān)系

3.2 座艙RCS評估及優(yōu)化技術(shù)

座艙蓋采取了包括低RCS外形、一體化結(jié)構(gòu)、鍍膜、次強散射源控制等一系列RCS減縮綜合控制技術(shù)。在采用一系列RCS減縮技術(shù)以后，座艙能否實現(xiàn)其RCS減縮指標(biāo)，必須進行座艙RCS地面測試[18-19]，評估座艙蓋部件級的隱身性能，從而為實現(xiàn)全機隱身指標(biāo)奠定基礎(chǔ)。

通過全尺寸座艙RCS測試，可以對座艙主要散射源進行了專項成像分析。特別是對各個角度的次強或弱散射源進行分析，從二維成像找到各個散射源并進行優(yōu)化改進[20-21]，二維成像分析姿態(tài)矩陣見圖9。

圖9 次強散射源分析二維成像姿態(tài)

4 復(fù)雜曲面外形光學(xué)性能設(shè)計技術(shù)

4.1 光學(xué)性能控制體系

傳統(tǒng)的座艙透明件一般采用平面或單曲面外形。而在空間幾何上，單曲面外形一般都可以由代數(shù)方程描述，進而可以采用空間幾何方程組進行求解。而新一代戰(zhàn)斗機一體化菱形外形是由不同類型的曲面拼合連接而成，各區(qū)域曲面均為雙曲面外形。而在空間幾何上，針對此類復(fù)雜曲面沒有代數(shù)模型可以描述，不能用傳統(tǒng)代數(shù)方法求解。

相對于分體式風(fēng)擋/艙蓋，一體化座艙蓋具有最佳的隱身性能，能給飛行員提供更加開闊、完美的視野。一體化座艙蓋為了兼顧氣動、隱身等諸多的設(shè)計要求，其外形不再是單一的單曲面外形或水泡式外形，而需要由不同類型的曲面拼合連接而成。

以F-22飛機座艙蓋為例，其座艙蓋外形分析見圖10。不同類型曲面的拼接很容易造成整體曲面品質(zhì)的下降，特別是曲面拼接過渡區(qū)的品質(zhì)對透明件的光學(xué)性能有非常大的影響，是此類多區(qū)域拼合的復(fù)雜曲面外形設(shè)計和優(yōu)化迭代的重點。

新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋光學(xué)性能控制體系包括：① 透光度、霧度;② 光學(xué)角偏差;③ 光學(xué)畸變;④ 眼位動態(tài)光學(xué)畸變;⑤ 雙目視差。

第4章以光學(xué)畸變?yōu)槔?，說明光學(xué)性能優(yōu)化設(shè)計方法。

圖10 F-22戰(zhàn)斗機一體化座艙蓋外形分析

4.2 光學(xué)性能計算仿真技術(shù)

座艙蓋透明件光線折射原理見圖11。光線通過透明媒介(折射系數(shù)為n)：光線SI的入射點為PI，在PI點折射進入透明件成為SI-II；SI-II從PII點折射出，以SII離開透明件。圖中LI、LII分別為PI、PII處透明件表面的法向量，LI和LII之間的夾角為θ;ε為偏轉(zhuǎn)角。

當(dāng)θ≠0時，射出光束SII與入射光束SI之間會產(chǎn)生一定的偏轉(zhuǎn)角度εI-II，即為光線通過該透明媒介的光學(xué)角偏差。

(3)

式中：SI為入射光線矢量；SII為射出光線矢量；εI-II為光線的偏轉(zhuǎn)角。

光學(xué)畸變的計算仿真模型以飛機座艙布局為依據(jù)，也和光學(xué)畸變的檢測原理保持一致，即把照相機放置飛行員眼位位置，通過透明件觀察網(wǎng)格板并拍照[22]。根據(jù)此原理在CATIA中建立的仿真模型見圖12。

光學(xué)仿真的算法分析主要解決“無代數(shù)模型描述的復(fù)雜曲面”的軟件求解問題。開發(fā)“光學(xué)角偏差計算仿真”、“光學(xué)畸變圖像仿真”等專用模塊，實現(xiàn)航空透明件光學(xué)性能仿真技術(shù)，實現(xiàn)仿真結(jié)果的圖像輸出[23]。根據(jù)光學(xué)畸變的仿真結(jié)果，可以直接對外形的光學(xué)性能品質(zhì)進行準(zhǔn)確的分析和評估，查找缺陷區(qū)域。光學(xué)性能仿真優(yōu)化方法見圖13。

某典型外形光學(xué)畸變優(yōu)化過程見圖14，圖中示出了幾個典型的過程狀態(tài)，狀態(tài)a的光學(xué)畸變值為1∶3，狀態(tài)b的光學(xué)畸變值為1∶11，狀態(tài)c的光學(xué)畸變值為1∶25(比值代表網(wǎng)格線斜率，比值越小表示網(wǎng)格的畸變越小，光學(xué)性能越好)?？梢钥闯?，經(jīng)過多輪的優(yōu)化，座艙蓋理論光學(xué)性能逐步做到了一個相對較優(yōu)的水平，存在的主要理論光學(xué)缺陷均消除。

圖11 透明件光線折射原理

圖12 光學(xué)畸變仿真模型

圖13 光學(xué)性能的仿真優(yōu)化方法

圖14 光學(xué)畸變的優(yōu)化過程

5 大尺寸活動部件變形及狀態(tài)控制技術(shù)

5.1 座艙蓋變形及狀態(tài)控制技術(shù)概述

座艙蓋變形及狀態(tài)控制技術(shù)研究的背景，主要是基于傳統(tǒng)座艙蓋，作為大尺寸活動部件在制造、外場維護過程中暴露的問題，包括：① 大尺寸透明件制造、裝配技術(shù)難度大；② 大尺寸活動部件在機身的安裝位置控制不準(zhǔn)確，沒有統(tǒng)一的定位標(biāo)準(zhǔn)；③ 座艙蓋關(guān)閉后鎖系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)無法檢查(無通道和開敞性)，狀態(tài)不可控；④ 大尺寸座艙蓋熱變形研究表明，在極端溫度環(huán)境下，座艙蓋的變形量遠超出了傳統(tǒng)座艙蓋方案的調(diào)節(jié)能力；⑤ 在座艙蓋發(fā)生變形時，容易發(fā)生卡滯和虛警，或者間隙超差[24]；⑥ 外場維護缺少全面合理的調(diào)節(jié)方案；⑦ 座艙蓋互換性較差。

而新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋熱變形更大，且與機身的運動接口多達二十多處，特別是隱身性能對活動間隙提出了更加苛刻的要求。

考慮上述因素，有必要制定一套面向飛機全壽命周期的座艙蓋變形及狀態(tài)控制總體方案，通盤考慮設(shè)計、制造、外場維護全過程中座艙蓋的狀態(tài)控制問題。其主要目的包括：① 充分考慮大尺寸座艙蓋的變形和位移；② 座艙蓋具有在普通環(huán)境熱變形下的自適應(yīng)能力，以及在極端環(huán)境大熱變形下的寬幅調(diào)節(jié)能力；③ 使座艙蓋系統(tǒng)的關(guān)鍵安裝組件具有檢測手段和調(diào)節(jié)手段；④ 滿足隱身性能對座艙蓋間隙控制的調(diào)節(jié)要求；⑤ 實現(xiàn)全壽命周期座艙蓋狀態(tài)監(jiān)控，初步實現(xiàn)座艙蓋的健康管理功能；⑥ 實現(xiàn)座艙蓋的互換性；⑦ 制定全面合理的座艙蓋外場維護、調(diào)節(jié)方案，解決上述座艙蓋在制造、外場維護過程中暴露出的問題。

新一代戰(zhàn)斗機全壽命周期座艙蓋變形及狀態(tài)控制方案主要內(nèi)容見圖15。

圖15 全壽命周期座艙蓋變形及狀態(tài)控制方案

5.2 座艙蓋變形及狀態(tài)控制方法

5.2.1 熱變形研究

座艙蓋結(jié)構(gòu)最大熱變形數(shù)據(jù)是新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋變形及狀態(tài)控制的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，是狀態(tài)控制方案的重要輸入。

新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋長度尺寸達到3.5 m，同時有機玻璃具有較大的熱膨脹系數(shù)(玻璃熱膨脹系數(shù)約為6.2×10-5℃-1)。仿真計算結(jié)果表明，座艙蓋結(jié)構(gòu)自由狀態(tài)最大熱變形遠超出了傳統(tǒng)分體式艙蓋的變形量。在仿真計算基礎(chǔ)上，利用環(huán)境艙開展座艙蓋熱變形測試，可獲得了座艙蓋熱變形規(guī)律[25]。座艙蓋結(jié)構(gòu)熱變形仿真和測試情況見圖16。

圖16 座艙蓋熱變形仿真和測試

5.2.2 變形及狀態(tài)控制的幾個主要方案

座艙蓋變形及狀態(tài)控制的主要方案包括：① 高精度座艙蓋結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)實現(xiàn)方案；② 全壽命周期統(tǒng)一的安裝基準(zhǔn)方案；③ 裝配穩(wěn)定性控制方案。這3個基礎(chǔ)方案是實現(xiàn)座艙蓋變形及狀態(tài)控制的前提和基礎(chǔ)。

座艙蓋設(shè)計必須要制定一套高精度座艙蓋骨架和系統(tǒng)的實現(xiàn)方案。首先要識別結(jié)構(gòu)重要位置控制點和控制面，識別全系統(tǒng)關(guān)鍵接口控制精度需求，制定一套合理的精度公差分配方案。針對大型整體骨架，要保證全部控制點和控制面數(shù)控加工的通道和開敞性，這是整體骨架設(shè)計的一個重要環(huán)節(jié)，也是結(jié)構(gòu)設(shè)計的主要難點。

新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋骨架采用高精度集成數(shù)控骨架，減少了骨架零件數(shù)量，骨架主要配合型面的精度均要求達到±0.1 mm精度量級，并嚴格按統(tǒng)一的裝配定位方案。在座艙蓋骨架裝配完成后，重新整體上數(shù)控機床鉆制透明件安裝孔、鎖銷安裝孔、導(dǎo)向組件安裝孔、拋放火箭安裝孔，使得骨架所有重要系統(tǒng)接口的孔位精度均達到±0.1 mm量級。

座艙蓋設(shè)計要面向設(shè)計、制造、維護全壽命周期制定統(tǒng)一的安裝基準(zhǔn)方案。座艙蓋統(tǒng)一的安裝基準(zhǔn)方案包括3個方面的要素：座艙蓋的基準(zhǔn)點、機身的基準(zhǔn)點、座艙蓋的安裝基準(zhǔn)狀態(tài)定義?！白撋w的安裝基準(zhǔn)狀態(tài)”是座艙蓋結(jié)構(gòu)和座艙蓋系統(tǒng)各組件安裝調(diào)節(jié)的基準(zhǔn)。在座艙蓋和機身具有分離面的組件均要求在該狀態(tài)下安裝調(diào)節(jié)，見圖17。

圖17 座艙蓋系統(tǒng)組件安裝調(diào)節(jié)基準(zhǔn)方案

在座艙蓋設(shè)計指標(biāo)要求中，要考慮座艙蓋裝配穩(wěn)定性控制要求。在座艙蓋裝配過程中，配合公差、裝配應(yīng)力、裝配順序等因素均會導(dǎo)致最終座艙蓋結(jié)構(gòu)的變形，所以穩(wěn)定的座艙蓋裝配工藝控制方案也顯得非常重要。新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋制造安裝對座艙蓋裝配的各個環(huán)節(jié)進行了穩(wěn)定性指標(biāo)細化控制，包括座艙蓋的裝配、座艙蓋上系統(tǒng)組件的安裝、座艙蓋在機身的定位、機身上系統(tǒng)組件的安裝和座艙蓋在機身的安裝等。

5.2.3 變形及狀態(tài)控制的幾個設(shè)計準(zhǔn)則

座艙蓋變形及狀態(tài)控制的3項設(shè)計準(zhǔn)則：① 變 形敏感部位執(zhí)行制造和維護兩級公差;② 常 規(guī)溫度環(huán)境具備變形自適應(yīng)能力;③ 極端溫度環(huán)境具備寬幅調(diào)節(jié)能力。這3項基礎(chǔ)準(zhǔn)則是實現(xiàn)座艙蓋變形及狀態(tài)控制的主要措施。

制造和維護兩級公差制度是解決在工廠制造和外場使用2種環(huán)境下，座艙蓋變形導(dǎo)致位置公差需求不協(xié)調(diào)問題的重要措施。座艙蓋蒙皮間隙、鎖銷鎖環(huán)間隙、飛靶間隙等等，均執(zhí)行兩級公差指標(biāo)：

1) 工廠制造環(huán)境：較高的公差指標(biāo)要求，實現(xiàn)高精度裝配。

2) 外場使用環(huán)境：按座艙蓋熱變形量給出合理放寬的公差指標(biāo)要求，滿足更好的環(huán)境適應(yīng)性。

在常規(guī)溫度環(huán)境下，座艙蓋各系統(tǒng)組件必須能容忍該溫度范圍內(nèi)的變形量，在該范圍內(nèi)不發(fā)生卡滯、不報警，能有效傳輸信號，無需人工調(diào)節(jié)。

在極端溫度環(huán)境下，座艙蓋產(chǎn)生較大變形時，超出了座艙蓋系統(tǒng)的變形自適應(yīng)范圍，在系統(tǒng)監(jiān)控識別后，座艙蓋各系統(tǒng)組件必須能有足夠且便捷的調(diào)節(jié)措施，將其調(diào)節(jié)到更優(yōu)、更安全的范圍，以保證座艙蓋順利上鎖和解鎖，以及各系統(tǒng)的功能不受影響，同時滿足隱身對座艙蓋活動間隙的要求。

5.2.4 變形狀態(tài)監(jiān)控和維護體系的升級

基于機電綜合管理的系統(tǒng)監(jiān)控是實現(xiàn)座艙蓋變形及狀態(tài)控制的關(guān)鍵環(huán)節(jié)?；谛乱淮鷳?zhàn)斗機機電綜合管理平臺，可以實現(xiàn)座艙蓋變形及狀態(tài)的監(jiān)控和故障告警，例如座艙蓋變形導(dǎo)致的鎖閉位置變化、鎖系統(tǒng)卡滯情況等。

在上述措施、手段的基礎(chǔ)上，制定完善的外場維護、調(diào)節(jié)方案，座艙蓋系統(tǒng)告警和座艙蓋系統(tǒng)故障的處置方案，形成完備的維護體系。

5.3 座艙蓋變形及狀態(tài)控制效果

通過采取上述座艙蓋變形及狀態(tài)控制體系的設(shè)計方法和控制手段，可使得大尺寸一體化座艙蓋的狀態(tài)在全壽命周期下處于可控狀態(tài)。

通過采取上述座艙蓋變形及狀態(tài)控制體系，可保證座艙蓋在任何時候均能順利互換?；Q的2個座艙蓋各自包括完整的座艙蓋結(jié)構(gòu)，以及座艙蓋上安裝的全部系統(tǒng)組件。原座艙蓋上安裝的系統(tǒng)組件原則上不拆換。機身上安裝的座艙蓋系統(tǒng)組件原則上無需更換。

通過采取上述座艙蓋變形及狀態(tài)控制體系，可初步實現(xiàn)座艙蓋幾個方面的健康管理：① 座艙蓋上鎖/解鎖過程健康管理；② 座艙蓋變形狀態(tài)健康管理；③ 電動機構(gòu)工作狀態(tài)健康管理。

6 結(jié) 論

本文提出了整體變厚度透明件結(jié)構(gòu)方案并完善了相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)，解決了隱身、鳥撞、救生三方面對座艙蓋相互矛盾的需求問題，實現(xiàn)了同時滿足三方面要求的一體化座艙蓋總體方案；突破了座艙蓋隱身設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，實現(xiàn)了新一代戰(zhàn)斗機對座艙蓋的高隱身性能需求；突破了復(fù)雜曲面外形透明件光學(xué)性能仿真技術(shù)，解決了新一代戰(zhàn)斗機座艙外形氣動、隱身、光學(xué)性能綜合優(yōu)化的難題；建立了一套大尺寸活動部件變形及狀態(tài)控制的技術(shù)體系，提升了新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋變形及狀態(tài)控制的設(shè)計水平。

經(jīng)過本文所述4項關(guān)鍵技術(shù)設(shè)計方案研究，完成了新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋設(shè)計技術(shù)體系的升級，研究成果促進了新一代戰(zhàn)斗機座艙蓋技術(shù)和性能的跨代提升。