2. 中国航空工业成都飞机设计研究所 机电系统设计研究部, 成都 610091
2. Department of Electromechanical System Design, AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute, Chengdu 610091, China
隐身性能是新一代战斗机最关键的性能指标之一。基于隐身外形平台，新一代战斗机座舱盖在隐身技术、透明件结构、抗鸟撞、弹射救生、光学性能、结构变形控制等领域均面临新的挑战。
本文以新一代战斗机研制为背景，研究新一代座舱盖性能提升的关键技术，以实现座舱盖性能全方面的跨代提升，主要技术创新包括：提出整体变厚度透明件结构方案并完善了相关结构设计技术，解决了隐身、鸟撞、救生三方面对座舱盖相互矛盾的需求问题，实现了同时满足三方面要求的一体化座舱盖总体方案；突破座舱盖隐身设计关键技术，实现了新一代战斗机对座舱盖的高隐身性能需求；突破复杂曲面外形透明件光学性能仿真技术，解决了新一代战斗机座舱外形气动、隐身、光学性能综合优化的难题；建立了一套大尺寸活动部件变形及状态控制的技术体系，提升了新一代战斗机座舱盖变形及状态控制的设计水平。
1 概述 1.1 战斗机座舱盖概述座舱盖的主要功能是与机身座舱段构成密封座舱，保护飞行员免受迎面高速气流的吹袭和外部环境的威胁，不受外来物的撞击，包括：飞鸟的撞击；为飞行员提供舒适密闭、宽敞明亮的活动空间，为飞行员提供一个必需的生存环境与飞行条件；座舱盖结构要保证有足够的透明观察区域以及尽可能高的光学性能，为飞行员提供清晰、开阔且不失真的前方视野，并与平视显示器匹配，以完成起飞着陆和战斗任务；座舱盖结构要具备一定强度和刚度，能够承受气动载荷、座舱增压载荷和高、低温交变热载荷的作用；提供飞行员地面进出座舱和应急弹射救生通道[1-2]。
传统战斗机的座舱盖结构一般分为固定风挡和活动舱盖，即采用分体式风挡和舱盖结构方案。风挡提供前向的视界和较高的光学性能，并具备一定抗鸟撞能力；舱盖主要提供侧向、后向和顶部的视界，和飞行员从地面进出座舱的通道以及应急弹射时的离机通道[3]。分体式风挡和舱盖是目前多数三代战斗机普遍采用的座舱盖结构形式，见图 1。
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| 图 1 典型三代机风挡和舱盖 Fig. 1 Typical windshield and canopy of third generation fighter |
国外第四代战斗机如F-22、F-35采用了一体化的隐身座舱盖结构方案，一体化座舱盖取消了传统固定风挡和活动舱盖之间的分界面，将分体的风挡和舱盖融为一个整体，并采用隐身外形，极大地提高了飞机隐身性能[4]，见图 2。
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| 图 2 一体化隐身座舱盖 Fig. 2 Integrated stealth canopy |
大型一体化隐身座舱盖代表着目前国际最先进战斗机座舱盖结构形式和最高的透明件技术水平[5]，其研制难度在世界航空领域均是首屈一指的。美国《航空航天工程》2002年11月报道：“质量只有163 kg的F/A-22飞机的座舱盖竟是飞机工程中最富挑战性的项目之一”。洛克西德·马丁公司的项目技术一体化负责人说：“座舱盖是F/A-22飞机最重要和最复杂的工作之一，耗费了多年的过程。主要是因为要把一些相互矛盾的要求体现在一个单一的产品中”[6]。
1.2 新一代战斗机座舱盖技术体系典型三代机座舱盖结构的设计技术体系主要包括透明件结构设计、光学性能设计、风挡抗鸟撞设计、系统匹配性设计等。新一代战斗机座舱盖，首先根据飞机平台的需求，增加了座舱盖隐身设计技术。与一体化隐身座舱盖相适应，透明件结构设计、光学性能设计、抗鸟撞设计技术分别拓展为大型整体透明件结构设计、复杂曲面外形光学性能设计技术、一体化座舱盖抗鸟撞设计技术。另外面向全寿命周期座舱盖状态控制，提出了大尺寸活动部件变形及状态控制技术。新一代战斗机座舱盖设计体系的构架见图 3。
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| 图 3 新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级 Fig. 3 Upgrading of canopy design technology system for new generation fighter |
本文以新一代战斗机研制为背景，重点论述4个方面的关键技术：①大型整体透明件结构设计技术；②座舱盖隐身设计技术；③复杂曲面外形光学性能设计技术；④大尺寸活动部件变形及状态控制技术。
新一代战斗机座舱盖4个技术领域面临的主要挑战见表 1。
| 技术领域 | 三代机技术基础 | 新一代战斗机面临的挑战 |
| 透明件结构 | 分体式风挡/舱盖结构技术 | 大型整体座舱盖结构技术，需要解决抗鸟撞性能和穿盖弹射性能的矛盾 |
| 座舱盖隐身 | 无一体化隐身座舱盖设计技术 | 高隐身性能一体化座舱盖设计的挑战，透明件表面镀膜技术 |
| 航空透明件 光学 |
单曲面风挡光学性能控制技术 | 隐身复杂外形航空透明件光学优化难题 |
| 座舱盖变形及状态控制 | 无大型活动部件状态控制相关技术体系 | 基于新一代战斗机管理平台的座舱盖变形及状态控制 |
传统分体式风挡/舱盖分界面之间凸出机身的金属弧框，是座舱盖重要的电磁散射源之一，见图 4。新一代战斗机为了满足隐身性能，必须消除金属弧框，采用整体透明件方案。
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| 图 4 传统分体式风挡/舱盖结构 Fig. 4 Traditional split windshield canopy structure |
整体透明件的前后区域、即原风挡区域和舱盖区域，透明件结构的强度要求变化很大。前部区域为了满足较高的抗鸟撞性能，需要透明件厚度较厚(例如30 mm)；后部区域主要承受气动载荷，需要透明件厚度较薄(例如10 mm)[7]。如果整体透明件按照传统的思路采用透明件板材成型，透明件必须统一采用前部风挡区域的厚度，这样必然导致透明件后部区域背负巨大的重量代价。
同时，从弹射救生的角度，目前最优的弹射方式是采用穿盖弹射，即采用破裂系统炸裂舱盖透明件，清除弹射通道。该方式相对于抛盖弹射方式，可以实现无延时的弹射救生，大大提高救生概率。但如果座舱盖透明件统一采用大厚度的板材(例如30 mm)，必然超出破裂系统的破裂极限，穿盖弹射将不再可能。例如F-22飞机采用了一体化座舱盖结构，由于其前后区域统一采用大厚度透明材料，仅能采用抛盖方式实现弹射[8-10]。
整体变厚度透明件方案是解决新一代座舱盖诸多矛盾因素的重要思路，见图 5。整体变厚度座舱盖透明件结构形式，旨在同时满足如下3个方面相互矛盾和制约的设计需求：
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| 图 5 整体变厚度透明件设计 Fig. 5 Design of integrated variable thickness canopy |
1) 消除传统风挡和舱盖之间分隔弧框的电磁散射影响，满足隐身指标要求。
2) 提高座舱盖前部区域抗鸟撞性能指标。
3) 实现救生系统穿盖弹射。
一体化座舱盖采用整体变厚度透明方案，取消传统固定风挡和活动舱盖之间的分界面，将风挡和舱盖融为一个整体。由于消除了传统分体式风挡/舱盖分界面之间凸出机身的金属弧框，具有最优的隐身性能。透明件前部区域采用较厚的透明件结构，具有一定的刚度和强度，可提供优良的抗鸟撞性能。而透明件后部区域采用较薄的透明件结构，满足气动载荷的前提下可减少透明件结构重量约40%，同时可在应急情况下被微型爆破索(MDC)可靠破裂，为采用穿盖无延时弹射救生提供了必需的条件。因此一体化变厚度透明座舱不但可同时满足隐身、鸟撞、救生三方面的需求，还能大量减重，解决了新一代战斗机整体座舱盖面临的技术难题。
2.2 整体变厚度透明件应用效果验证根据抗鸟撞仿真计算和试验结果验证，整体变厚度座舱盖抗鸟撞性能达到约700 km/h(1.8 kg鸟重)的水平，不仅指标明显优于国内三代机固定风挡的抗鸟撞水平，还将抗鸟撞区域从传统固定风挡区域拓展到整个座舱盖迎风区域，实现了座舱盖前向全区域抗鸟撞。座舱盖在抗鸟撞性能范围内受到飞鸟撞击后，座舱盖结构完好，座舱盖破裂系统仍能正常工作[11]。整体变厚度座舱盖抗鸟撞计算模型见图 6。
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| 图 6 整体变厚度座舱盖抗鸟撞计算模型 Fig. 6 Anti-bird calculation model for integrated variable thickness canopy |
另外根据变厚度透明件与等厚度透明件破裂效果试验对比，变厚度透明件在弹射通道区域的破裂效果要远优于等厚度透明件，不但实现了穿盖弹射，还大大减小了救生损伤的概率。
3 座舱盖隐身设计技术 3.1 座舱盖雷达散射截面(RCS)减缩综合控制雷达的探测距离主要取决于3个因素：雷达自身的特性、目标的雷达截面、当时当地大气的传输特性。雷达距离方程为[12]
| $R_{\mathrm{MAX}}=\sqrt[4]{\left(\frac{P_{\mathrm{r}} G_{\mathrm{t}}^{2} \lambda^{2}}{(4 \pi)^{3}} \cdot \frac{1}{S_{\mathrm{MIN}} L}\right) \sigma\left(F_{1}^{2} F_{2}^{2}\right)} $ | （1） |
式中：σ为雷达散射截面；Pr为接收信号功率；Gt为发射天线增益；λ为波长；SMIN为最小可探测信号；L为发射机内部损耗；F1F2为大气传播损耗。
可以看出，雷达发现距离与目标雷达散射截面(Redar Cross Section, RCS)四次开方成正比。随着反隐身技术的迅速发展，为了进一步提高战斗机的综合作战效能，新一代战斗机对雷达散射截面的减缩要求越来越高。座舱是战斗机三大电磁散射源之一，对机头方向RCS的贡献达10%~15%左右[13-14]。座舱RCS的减缩技术是实现新一代战斗机全机雷达隐身性能的关键技术之一。要达到现阶段我国新一代战斗机隐身指标的要求，需要将座舱RCS降低到很低的程度，这对座舱RCS的减缩方案和技术提出了很高的要求[15]。
新一代战斗机座舱盖隐身设计采用了一系列RCS减缩综合控制技术。其中主要的减缩措施包括：①透明件表面镀制复合隐身膜系，屏蔽座舱腔体，减缩座舱散射；②座舱盖外形采用低RCS菱形理论外形，在各威胁扇区内座舱盖均不会出现雷达波的镜面反射[16]；③采用一体化结构方案，取消传统风挡和舱盖的分隔弧框；④座舱盖前后缘采用大锯齿分合面方案；⑤采用其他次强散射源控制技术，包括座舱盖缝隙和台阶的处理、表面涂覆隐身涂料等措施[17]。
座舱盖结构RCS减缩综合控制方案示意见图 7。其中透明导电膜系的电磁性能是座舱隐身的关键指标。评价膜系的电磁性能可以用垂直反射率指标，膜层的垂直反射率和面电阻的关系式为
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| 图 7 座舱盖结构RCS减缩综合控制方案 Fig. 7 RCS reduction control scheme for canopy structure |
| $\tau=20 \lg \frac{Z_{0}}{2 R+Z_{0}} $ | （2） |
式中：τ为垂直反射率；R为面电阻; Z0为真空波阻抗(常量377 Ω)。
要达到尽量好的隐身性能，就需要膜系达到尽量低的面电阻，需要功能金属层越厚越好，但金属功能层过厚，膜系透光度又要降低。膜层的电磁性能和光学性能对膜系的研制是一对相互矛盾的需求。
图 8是某膜系透光率和面电阻的关系曲线，通过座舱盖隐身膜系研制和优化设计，在努力同时提高透光率和降低面电阻的基础上，最终确定一个电磁性能和光学性能均可接受的膜系厚度平衡点。
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| 图 8 膜系透光率和面电阻的关系 Fig. 8 Relationship between transmittance and electric resistance of film |
座舱盖采取了包括低RCS外形、一体化结构、镀膜、次强散射源控制等一系列RCS减缩综合控制技术。在采用一系列RCS减缩技术以后，座舱能否实现其RCS减缩指标，必须进行座舱RCS地面测试[18-19]，评估座舱盖部件级的隐身性能，从而为实现全机隐身指标奠定基础。
通过全尺寸座舱RCS测试，可以对座舱主要散射源进行了专项成像分析。特别是对各个角度的次强或弱散射源进行分析，从二维成像找到各个散射源并进行优化改进[20-21]，二维成像分析姿态矩阵见图 9。
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| 图 9 次强散射源分析二维成像姿态 Fig. 9 Pose of two-dimensional imaging for secondary strong scattering source analysis |
传统的座舱透明件一般采用平面或单曲面外形。而在空间几何上，单曲面外形一般都可以由代数方程描述，进而可以采用空间几何方程组进行求解。而新一代战斗机一体化菱形外形是由不同类型的曲面拼合连接而成，各区域曲面均为双曲面外形。而在空间几何上，针对此类复杂曲面没有代数模型可以描述，不能用传统代数方法求解。
相对于分体式风挡/舱盖，一体化座舱盖具有最佳的隐身性能，能给飞行员提供更加开阔、完美的视野。一体化座舱盖为了兼顾气动、隐身等诸多的设计要求，其外形不再是单一的单曲面外形或水泡式外形，而需要由不同类型的曲面拼合连接而成。
以F-22飞机座舱盖为例，其座舱盖外形分析见图 10。不同类型曲面的拼接很容易造成整体曲面品质的下降，特别是曲面拼接过渡区的品质对透明件的光学性能有非常大的影响，是此类多区域拼合的复杂曲面外形设计和优化迭代的重点。
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| 图 10 F-22战斗机一体化座舱盖外形分析 Fig. 10 Analysis of shape of F-22 fighter integrated canopy |
新一代战斗机座舱盖光学性能控制体系包括：①透光度、雾度; ②光学角偏差; ③光学畸变; ④眼位动态光学畸变; ⑤双目视差。
第4章以光学畸变为例，说明光学性能优化设计方法。
4.2 光学性能计算仿真技术座舱盖透明件光线折射原理见图 11。光线通过透明媒介(折射系数为n)：光线SⅠ的入射点为PⅠ，在PⅠ点折射进入透明件成为SⅠ-Ⅱ；SⅠ-Ⅱ从PⅡ点折射出，以SⅡ离开透明件。图中LⅠ、LⅡ分别为PⅠ、PⅡ处透明件表面的法向量，LⅠ和LⅡ之间的夹角为θ; ε为偏转角。
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| 图 11 透明件光线折射原理 Fig. 11 Transparent light refracting principle |
当θ≠0时，射出光束SⅡ与入射光束SⅠ之间会产生一定的偏转角度εⅠ-Ⅱ，即为光线通过该透明媒介的光学角偏差。
| $\varepsilon_{\mathrm{Ⅰ-Ⅱ}}=\arccos \left(\frac{\boldsymbol{S}_{Ⅰ} \cdot \boldsymbol{S}_{\mathrm{Ⅱ}}}{\left|\boldsymbol{S}_{\mathrm{Ⅰ}}\right| \cdot\left|\boldsymbol{S}_{\mathrm{Ⅱ}}\right|}\right) $ | （3） |
式中：SⅠ为入射光线矢量；SⅡ为射出光线矢量；εⅠ-Ⅱ为光线的偏转角。
光学畸变的计算仿真模型以飞机座舱布局为依据，也和光学畸变的检测原理保持一致，即把照相机放置飞行员眼位位置，通过透明件观察网格板并拍照[22]。根据此原理在CATIA中建立的仿真模型见图 12。
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| 图 12 光学畸变仿真模型 Fig. 12 Optical distortion simulation model |
光学仿真的算法分析主要解决“无代数模型描述的复杂曲面”的软件求解问题。开发“光学角偏差计算仿真”、“光学畸变图像仿真”等专用模块，实现航空透明件光学性能仿真技术，实现仿真结果的图像输出[23]。根据光学畸变的仿真结果，可以直接对外形的光学性能品质进行准确的分析和评估，查找缺陷区域。光学性能仿真优化方法见图 13。
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| 图 13 光学性能的仿真优化方法 Fig. 13 Simulation method for optical performance optimized |
某典型外形光学畸变优化过程见图 14，图中示出了几个典型的过程状态，状态a的光学畸变值为1:3，状态b的光学畸变值为1:11，状态c的光学畸变值为1:25(比值代表网格线斜率，比值越小表示网格的畸变越小，光学性能越好)。可以看出，经过多轮的优化，座舱盖理论光学性能逐步做到了一个相对较优的水平，存在的主要理论光学缺陷均消除。
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| 图 14 光学畸变的优化过程 Fig. 14 Optimization of optical distortion |
座舱盖变形及状态控制技术研究的背景，主要是基于传统座舱盖，作为大尺寸活动部件在制造、外场维护过程中暴露的问题，包括：①大尺寸透明件制造、装配技术难度大；②大尺寸活动部件在机身的安装位置控制不准确，没有统一的定位标准；③座舱盖关闭后锁系统、操纵系统无法检查(无通道和开敞性)，状态不可控；④大尺寸座舱盖热变形研究表明，在极端温度环境下，座舱盖的变形量远超出了传统座舱盖方案的调节能力；⑤在座舱盖发生变形时，容易发生卡滞和虚警，或者间隙超差[24]；⑥外场维护缺少全面合理的调节方案；⑦座舱盖互换性较差。
而新一代战斗机座舱盖热变形更大，且与机身的运动接口多达二十多处，特别是隐身性能对活动间隙提出了更加苛刻的要求。
考虑上述因素，有必要制定一套面向飞机全寿命周期的座舱盖变形及状态控制总体方案，通盘考虑设计、制造、外场维护全过程中座舱盖的状态控制问题。其主要目的包括：①充分考虑大尺寸座舱盖的变形和位移；②座舱盖具有在普通环境热变形下的自适应能力，以及在极端环境大热变形下的宽幅调节能力；③使座舱盖系统的关键安装组件具有检测手段和调节手段；④满足隐身性能对座舱盖间隙控制的调节要求；⑤实现全寿命周期座舱盖状态监控，初步实现座舱盖的健康管理功能；⑥实现座舱盖的互换性；⑦制定全面合理的座舱盖外场维护、调节方案，解决上述座舱盖在制造、外场维护过程中暴露出的问题。
新一代战斗机全寿命周期座舱盖变形及状态控制方案主要内容见图 15。
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| 图 15 全寿命周期座舱盖变形及状态控制方案 Fig. 15 Canopy full-life cycle deformation state control scheme |
座舱盖结构最大热变形数据是新一代战斗机座舱盖变形及状态控制的基础数据，是状态控制方案的重要输入。
新一代战斗机座舱盖长度尺寸达到3.5 m，同时有机玻璃具有较大的热膨胀系数(玻璃热膨胀系数约为6.2×10-5 ℃-1)。仿真计算结果表明，座舱盖结构自由状态最大热变形远超出了传统分体式舱盖的变形量。在仿真计算基础上，利用环境舱开展座舱盖热变形测试，可获得了座舱盖热变形规律[25]。座舱盖结构热变形仿真和测试情况见图 16。
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| 图 16 座舱盖热变形仿真和测试 Fig. 16 Canopy thermal deformation simulation and testing |
座舱盖变形及状态控制的主要方案包括：①高精度座舱盖结构和系统实现方案；②全寿命周期统一的安装基准方案；③装配稳定性控制方案。这3个基础方案是实现座舱盖变形及状态控制的前提和基础。
座舱盖设计必须要制定一套高精度座舱盖骨架和系统的实现方案。首先要识别结构重要位置控制点和控制面，识别全系统关键接口控制精度需求，制定一套合理的精度公差分配方案。针对大型整体骨架，要保证全部控制点和控制面数控加工的通道和开敞性，这是整体骨架设计的一个重要环节，也是结构设计的主要难点。
新一代战斗机座舱盖骨架采用高精度集成数控骨架，减少了骨架零件数量，骨架主要配合型面的精度均要求达到±0.1 mm精度量级，并严格按统一的装配定位方案。在座舱盖骨架装配完成后，重新整体上数控机床钻制透明件安装孔、锁销安装孔、导向组件安装孔、抛放火箭安装孔，使得骨架所有重要系统接口的孔位精度均达到±0.1 mm量级。
座舱盖设计要面向设计、制造、维护全寿命周期制定统一的安装基准方案。座舱盖统一的安装基准方案包括3个方面的要素：座舱盖的基准点、机身的基准点、座舱盖的安装基准状态定义。“座舱盖的安装基准状态”是座舱盖结构和座舱盖系统各组件安装调节的基准。在座舱盖和机身具有分离面的组件均要求在该状态下安装调节，见图 17。
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| 图 17 座舱盖系统组件安装调节基准方案 Fig. 17 Canopy system component installation reference adjustment scheme |
在座舱盖设计指标要求中，要考虑座舱盖装配稳定性控制要求。在座舱盖装配过程中，配合公差、装配应力、装配顺序等因素均会导致最终座舱盖结构的变形，所以稳定的座舱盖装配工艺控制方案也显得非常重要。新一代战斗机座舱盖制造安装对座舱盖装配的各个环节进行了稳定性指标细化控制，包括座舱盖的装配、座舱盖上系统组件的安装、座舱盖在机身的定位、机身上系统组件的安装和座舱盖在机身的安装等。
5.2.3 变形及状态控制的几个设计准则座舱盖变形及状态控制的3项设计准则：①变形敏感部位执行制造和维护两级公差; ②常规温度环境具备变形自适应能力; ③极端温度环境具备宽幅调节能力。这3项基础准则是实现座舱盖变形及状态控制的主要措施。
制造和维护两级公差制度是解决在工厂制造和外场使用2种环境下，座舱盖变形导致位置公差需求不协调问题的重要措施。座舱盖蒙皮间隙、锁销锁环间隙、飞靶间隙等等，均执行两级公差指标：
1) 工厂制造环境：较高的公差指标要求，实现高精度装配。
2) 外场使用环境：按座舱盖热变形量给出合理放宽的公差指标要求，满足更好的环境适应性。
在常规温度环境下，座舱盖各系统组件必须能容忍该温度范围内的变形量，在该范围内不发生卡滞、不报警，能有效传输信号，无需人工调节。
在极端温度环境下，座舱盖产生较大变形时，超出了座舱盖系统的变形自适应范围，在系统监控识别后，座舱盖各系统组件必须能有足够且便捷的调节措施，将其调节到更优、更安全的范围，以保证座舱盖顺利上锁和解锁，以及各系统的功能不受影响，同时满足隐身对座舱盖活动间隙的要求。
5.2.4 变形状态监控和维护体系的升级基于机电综合管理的系统监控是实现座舱盖变形及状态控制的关键环节。基于新一代战斗机机电综合管理平台，可以实现座舱盖变形及状态的监控和故障告警，例如座舱盖变形导致的锁闭位置变化、锁系统卡滞情况等。
在上述措施、手段的基础上，制定完善的外场维护、调节方案，座舱盖系统告警和座舱盖系统故障的处置方案，形成完备的维护体系。
5.3 座舱盖变形及状态控制效果通过采取上述座舱盖变形及状态控制体系的设计方法和控制手段，可使得大尺寸一体化座舱盖的状态在全寿命周期下处于可控状态。
通过采取上述座舱盖变形及状态控制体系，可保证座舱盖在任何时候均能顺利互换。互换的2个座舱盖各自包括完整的座舱盖结构，以及座舱盖上安装的全部系统组件。原座舱盖上安装的系统组件原则上不拆换。机身上安装的座舱盖系统组件原则上无需更换。
通过采取上述座舱盖变形及状态控制体系，可初步实现座舱盖几个方面的健康管理：①座舱盖上锁/解锁过程健康管理；②座舱盖变形状态健康管理；③电动机构工作状态健康管理。
6 结论本文提出了整体变厚度透明件结构方案并完善了相关结构设计技术，解决了隐身、鸟撞、救生三方面对座舱盖相互矛盾的需求问题，实现了同时满足三方面要求的一体化座舱盖总体方案；突破了座舱盖隐身设计关键技术，实现了新一代战斗机对座舱盖的高隐身性能需求；突破了复杂曲面外形透明件光学性能仿真技术，解决了新一代战斗机座舱外形气动、隐身、光学性能综合优化的难题；建立了一套大尺寸活动部件变形及状态控制的技术体系，提升了新一代战斗机座舱盖变形及状态控制的设计水平。
经过本文所述4项关键技术设计方案研究，完成了新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级，研究成果促进了新一代战斗机座舱盖技术和性能的跨代提升。
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