新一代戰斗機座艙蓋關鍵技術與設計方案

楊波，趙培林，蔡三軍，周生林，陳川

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083

2. 中國航空工業成都飛機設計研究所 機電系統設計研究部，成都 610091

隱身性能是新一代戰斗機最關鍵的性能指標之一。基于隱身外形平臺，新一代戰斗機座艙蓋在隱身技術、透明件結構、抗鳥撞、彈射救生、光學性能、結構變形控制等領域均面臨新的挑戰。

本文以新一代戰斗機研制為背景，研究新一代座艙蓋性能提升的關鍵技術，以實現座艙蓋性能全方面的跨代提升，主要技術創新包括：提出整體變厚度透明件結構方案并完善了相關結構設計技術，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；突破座艙蓋隱身設計關鍵技術，實現了新一代戰斗機對座艙蓋的高隱身性能需求；突破復雜曲面外形透明件光學性能仿真技術，解決了新一代戰斗機座艙外形氣動、隱身、光學性能綜合優化的難題；建立了一套大尺寸活動部件變形及狀態控制的技術體系，提升了新一代戰斗機座艙蓋變形及狀態控制的設計水平。

1 概 述

1.1 戰斗機座艙蓋概述

座艙蓋的主要功能是與機身座艙段構成密封座艙，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境與飛行條件；座艙蓋結構要保證有足夠的透明觀察區域以及盡可能高的光學性能，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斗任務；座艙蓋結構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急彈射救生通道[1-2]。

傳統戰斗機的座艙蓋結構一般分為固定風擋和活動艙蓋，即采用分體式風擋和艙蓋結構方案。風擋提供前向的視界和較高的光學性能，并具備一定抗鳥撞能力；艙蓋主要提供側向、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急彈射時的離機通道[3]。分體式風擋和艙蓋是目前多數三代戰斗機普遍采用的座艙蓋結構形式，見圖1。

國外第四代戰斗機如F-22、F-35采用了一體化的隱身座艙蓋結構方案，一體化座艙蓋取消了傳統固定風擋和活動艙蓋之間的分界面，將分體的風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斗機座艙蓋結構形式和最高的透明件技術水平[5]，其研制難度在世界航空領域均是首屈一指的。美國《航空航天工程》2002年11月報道：“質量只有163 kg的F/A-22飛機的座艙蓋竟是飛機工程中最富挑戰性的項目之一”。洛克西德·馬丁公司的項目技術一體化負責人說：“座艙蓋是F/A-22飛機最重要和最復雜的工作之一，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在一個單一的產品中”[6]。

圖1 典型三代機風擋和艙蓋

圖2 一體化隱身座艙蓋

1.2 新一代戰斗機座艙蓋技術體系

典型三代機座艙蓋結構的設計技術體系主要包括透明件結構設計、光學性能設計、風擋抗鳥撞設計、系統匹配性設計等。新一代戰斗機座艙蓋，首先根據飛機平臺的需求，增加了座艙蓋隱身設計技術。與一體化隱身座艙蓋相適應，透明件結構設計、光學性能設計、抗鳥撞設計技術分別拓展為大型整體透明件結構設計、復雜曲面外形光學性能設計技術、一體化座艙蓋抗鳥撞設計技術。另外面向全壽命周期座艙蓋狀態控制，提出了大尺寸活動部件變形及狀態控制技術。新一代戰斗機座艙蓋設計體系的構架見圖3。

本文以新一代戰斗機研制為背景，重點論述4個方面的關鍵技術：① 大型整體透明件結構設計技術；② 座艙蓋隱身設計技術；③ 復雜曲面外形光學性能設計技術；④ 大尺寸活動部件變形及狀態控制技術。

新一代戰斗機座艙蓋4個技術領域面臨的主要挑戰見表1。

圖3 新一代戰斗機座艙蓋設計技術體系的升級

表1 新一代戰斗機座艙蓋設計面臨的主要挑戰

2 大型整體透明件結構設計技術

2.1 整體變厚度透明件方案

傳統分體式風擋/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域、即原風擋區域和艙蓋區域，透明件結構的強度要求變化很大。前部區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的思路采用透明件板材成型，透明件必須統一采用前部風擋區域的厚度，這樣必然導致透明件后部區域背負巨大的重量代價。

圖4 傳統分體式風擋/艙蓋結構

同時，從彈射救生的角度，目前最優的彈射方式是采用穿蓋彈射，即采用破裂系統炸裂艙蓋透明件，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一采用大厚度的板材(例如30 mm)，必然超出破裂系統的破裂極限，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構，由于其前后區域統一采用大厚度透明材料，僅能采用拋蓋方式實現彈射[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構形式，旨在同時滿足如下3個方面相互矛盾和制約的設計需求：

1) 消除傳統風擋和艙蓋之間分隔弧框的電磁散射影響，滿足隱身指標要求。

2) 提高座艙蓋前部區域抗鳥撞性能指標。

3) 實現救生系統穿蓋彈射。

一體化座艙蓋采用整體變厚度透明方案，取消傳統固定風擋和活動艙蓋之間的分界面，將風擋和艙蓋融為一個整體。由于消除了傳統分體式風擋/艙蓋分界面之間凸出機身的金屬弧框，具有最優的隱身性能。透明件前部區域采用較厚的透明件結構，具有一定的剛度和強度，可提供優良的抗鳥撞性能。而透明件后部區域采用較薄的透明件結構，滿足氣動載荷的前提下可減少透明件結構重量約40%，同時可在應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，解決了新一代戰斗機整體座艙蓋面臨的技術難題。

圖5 整體變厚度透明件設計

2.2 整體變厚度透明件應用效果驗證

根據抗鳥撞仿真計算和試驗結果驗證，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，不僅指標明顯優于國內三代機固定風擋的抗鳥撞水平，還將抗鳥撞區域從傳統固定風擋區域拓展到整個座艙蓋迎風區域，實現了座艙蓋前向全區域抗鳥撞。座艙蓋在抗鳥撞性能范圍內受到飛鳥撞擊后，座艙蓋結構完好，座艙蓋破裂系統仍能正常工作[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域的破裂效果要遠優于等厚度透明件，不但實現了穿蓋彈射，還大大減小了救生損傷的概率。

3 座艙蓋隱身設計技術

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、目標的雷達截面、當時當地大氣的傳輸特性。雷達距離方程為[12]

(1)

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

可以看出，雷達發現距離與目標雷達散射截面(Redar Cross Section,RCS)四次開方成正比。隨著反隱身技術的迅速發展，為了進一步提高戰斗機的綜合作戰效能，新一代戰斗機對雷達散射截面的減縮要求越來越高。座艙是戰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的減縮技術是實現新一代戰斗機全機雷達隱身性能的關鍵技術之一。要達到現階段我國新一代戰斗機隱身指標的要求，需要將座艙RCS降低到很低的程度，這對座艙RCS的減縮方案和技術提出了很高的要求[15]。

新一代戰斗機座艙蓋隱身設計采用了一系列RCS減縮綜合控制技術。其中主要的減縮措施包括：① 透明件表面鍍制復合隱身膜系，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，在各威脅扇區內座艙蓋均不會出現雷達波的鏡面反射[16]；③ 采用一體化結構方案，取消傳統風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，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]。

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

(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性能對膜系的研制是一對相互矛盾的需求。

圖7 座艙蓋結構RCS減縮綜合控制方案

圖8是某膜系透光率和面電阻的關系曲線，通過座艙蓋隱身膜系研制和優化設計，在努力同時提高透光率和降低面電阻的基礎上，最終確定一個電磁性能和光學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系

3.2 座艙RCS評估及優化技術

座艙蓋采取了包括低RCS外形、一體化結構、鍍膜、次強散射源控制等一系列RCS減縮綜合控制技術。在采用一系列RCS減縮技術以后，座艙能否實現其RCS減縮指標，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，從而為實現全機隱身指標奠定基礎。

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化改進[20-21]，二維成像分析姿態矩陣見圖9。

圖9 次強散射源分析二維成像姿態

4 復雜曲面外形光學性能設計技術

4.1 光學性能控制體系

傳統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，各區域曲面均為雙曲面外形。而在空間幾何上，針對此類復雜曲面沒有代數模型可以描述，不能用傳統代數方法求解。

相對于分體式風擋/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的下降，特別是曲面拼接過渡區的品質對透明件的光學性能有非常大的影響，是此類多區域拼合的復雜曲面外形設計和優化迭代的重點。

新一代戰斗機座艙蓋光學性能控制體系包括：① 透光度、霧度;② 光學角偏差;③ 光學畸變;④ 眼位動態光學畸變;⑤ 雙目視差。

第4章以光學畸變為例，說明光學性能優化設計方法。

圖10 F-22戰斗機一體化座艙蓋外形分析

4.2 光學性能計算仿真技術

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為偏轉角。

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

(3)

式中：SI為入射光線矢量；SII為射出光線矢量；εI-II為光線的偏轉角。

光學畸變的計算仿真模型以飛機座艙布局為依據，也和光學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，通過透明件觀察網格板并拍照[22]。根據此原理在CATIA中建立的仿真模型見圖12。

光學仿真的算法分析主要解決“無代數模型描述的復雜曲面”的軟件求解問題。開發“光學角偏差計算仿真”、“光學畸變圖像仿真”等專用模塊，實現航空透明件光學性能仿真技術，實現仿真結果的圖像輸出[23]。根據光學畸變的仿真結果，可以直接對外形的光學性能品質進行準確的分析和評估，查找缺陷區域。光學性能仿真優化方法見圖13。

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

圖11 透明件光線折射原理

圖12 光學畸變仿真模型

圖13 光學性能的仿真優化方法

圖14 光學畸變的優化過程

5 大尺寸活動部件變形及狀態控制技術

5.1 座艙蓋變形及狀態控制技術概述

座艙蓋變形及狀態控制技術研究的背景，主要是基于傳統座艙蓋，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、裝配技術難度大；② 大尺寸活動部件在機身的安裝位置控制不準確，沒有統一的定位標準；③ 座艙蓋關閉后鎖系統、操縱系統無法檢查(無通道和開敞性)，狀態不可控；④ 大尺寸座艙蓋熱變形研究表明，在極端溫度環境下，座艙蓋的變形量遠超出了傳統座艙蓋方案的調節能力；⑤ 在座艙蓋發生變形時，容易發生卡滯和虛警，或者間隙超差[24]；⑥ 外場維護缺少全面合理的調節方案；⑦ 座艙蓋互換性較差。

而新一代戰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控制總體方案，通盤考慮設計、制造、外場維護全過程中座艙蓋的狀態控制問題。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境熱變形下的自適應能力，以及在極端環境大熱變形下的寬幅調節能力；③ 使座艙蓋系統的關鍵安裝組件具有檢測手段和調節手段；④ 滿足隱身性能對座艙蓋間隙控制的調節要求；⑤ 實現全壽命周期座艙蓋狀態監控，初步實現座艙蓋的健康管理功能；⑥ 實現座艙蓋的互換性；⑦ 制定全面合理的座艙蓋外場維護、調節方案，解決上述座艙蓋在制造、外場維護過程中暴露出的問題。

新一代戰斗機全壽命周期座艙蓋變形及狀態控制方案主要內容見圖15。

圖15 全壽命周期座艙蓋變形及狀態控制方案

5.2 座艙蓋變形及狀態控制方法

5.2.1 熱變形研究

座艙蓋結構最大熱變形數據是新一代戰斗機座艙蓋變形及狀態控制的基礎數據，是狀態控制方案的重要輸入。

新一代戰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(玻璃熱膨脹系數約為6.2×10-5℃-1)。仿真計算結果表明，座艙蓋結構自由狀態最大熱變形遠超出了傳統分體式艙蓋的變形量。在仿真計算基礎上，利用環境艙開展座艙蓋熱變形測試，可獲得了座艙蓋熱變形規律[25]。座艙蓋結構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 變形及狀態控制的幾個主要方案

座艙蓋變形及狀態控制的主要方案包括：① 高精度座艙蓋結構和系統實現方案；② 全壽命周期統一的安裝基準方案；③ 裝配穩定性控制方案。這3個基礎方案是實現座艙蓋變形及狀態控制的前提和基礎。

座艙蓋設計必須要制定一套高精度座艙蓋骨架和系統的實現方案。首先要識別結構重要位置控制點和控制面，識別全系統關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控加工的通道和開敞性，這是整體骨架設計的一個重要環節，也是結構設計的主要難點。

新一代戰斗機座艙蓋骨架采用高精度集成數控骨架，減少了骨架零件數量，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，重新整體上數控機床鉆制透明件安裝孔、鎖銷安裝孔、導向組件安裝孔、拋放火箭安裝孔，使得骨架所有重要系統接口的孔位精度均達到±0.1 mm量級。

座艙蓋設計要面向設計、制造、維護全壽命周期制定統一的安裝基準方案。座艙蓋統一的安裝基準方案包括3個方面的要素：座艙蓋的基準點、機身的基準點、座艙蓋的安裝基準狀態定義。“座艙蓋的安裝基準狀態”是座艙蓋結構和座艙蓋系統各組件安裝調節的基準。在座艙蓋和機身具有分離面的組件均要求在該狀態下安裝調節，見圖17。

圖17 座艙蓋系統組件安裝調節基準方案

在座艙蓋設計指標要求中，要考慮座艙蓋裝配穩定性控制要求。在座艙蓋裝配過程中，配合公差、裝配應力、裝配順序等因素均會導致最終座艙蓋結構的變形，所以穩定的座艙蓋裝配工藝控制方案也顯得非常重要。新一代戰斗機座艙蓋制造安裝對座艙蓋裝配的各個環節進行了穩定性指標細化控制，包括座艙蓋的裝配、座艙蓋上系統組件的安裝、座艙蓋在機身的定位、機身上系統組件的安裝和座艙蓋在機身的安裝等。

5.2.3 變形及狀態控制的幾個設計準則

座艙蓋變形及狀態控制的3項設計準則：① 變 形敏感部位執行制造和維護兩級公差;② 常 規溫度環境具備變形自適應能力;③ 極端溫度環境具備寬幅調節能力。這3項基礎準則是實現座艙蓋變形及狀態控制的主要措施。

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種環境下，座艙蓋變形導致位置公差需求不協調問題的重要措施。座艙蓋蒙皮間隙、鎖銷鎖環間隙、飛靶間隙等等，均執行兩級公差指標：

1) 工廠制造環境：較高的公差指標要求，實現高精度裝配。

2) 外場使用環境：按座艙蓋熱變形量給出合理放寬的公差指標要求，滿足更好的環境適應性。

在常規溫度環境下，座艙蓋各系統組件必須能容忍該溫度范圍內的變形量，在該范圍內不發生卡滯、不報警，能有效傳輸信號，無需人工調節。

在極端溫度環境下，座艙蓋產生較大變形時，超出了座艙蓋系統的變形自適應范圍，在系統監控識別后，座艙蓋各系統組件必須能有足夠且便捷的調節措施，將其調節到更優、更安全的范圍，以保證座艙蓋順利上鎖和解鎖，以及各系統的功能不受影響，同時滿足隱身對座艙蓋活動間隙的要求。

5.2.4 變形狀態監控和維護體系的升級

基于機電綜合管理的系統監控是實現座艙蓋變形及狀態控制的關鍵環節。基于新一代戰斗機機電綜合管理平臺，可以實現座艙蓋變形及狀態的監控和故障告警，例如座艙蓋變形導致的鎖閉位置變化、鎖系統卡滯情況等。

在上述措施、手段的基礎上，制定完善的外場維護、調節方案，座艙蓋系統告警和座艙蓋系統故障的處置方案，形成完備的維護體系。

5.3 座艙蓋變形及狀態控制效果

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

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

通過采取上述座艙蓋變形及狀態控制體系，可初步實現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 座艙蓋變形狀態健康管理；③ 電動機構工作狀態健康管理。

6 結 論

本文提出了整體變厚度透明件結構方案并完善了相關結構設計技術，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計關鍵技術，實現了新一代戰斗機對座艙蓋的高隱身性能需求；突破了復雜曲面外形透明件光學性能仿真技術，解決了新一代戰斗機座艙外形氣動、隱身、光學性能綜合優化的難題；建立了一套大尺寸活動部件變形及狀態控制的技術體系，提升了新一代戰斗機座艙蓋變形及狀態控制的設計水平。

經過本文所述4項關鍵技術設計方案研究，完成了新一代戰斗機座艙蓋設計技術體系的升級，研究成果促進了新一代戰斗機座艙蓋技術和性能的跨代提升。