飞机座舱盖疲劳试验玻璃老化问题处理方法

通过统计海南日照时间和飞机实际暴露时间的方法,确定座舱盖老化试验的曝晒时间;通过测试新、老玻璃的疲劳性能曲线,确定老化玻璃的寿命保持率,继而计算用曝晒后的座舱盖进行疲劳试验的时间。     

边缘连接设计对座舱透明件承载能力的影响

研究了不同边缘连接设计对座舱透明件承载能力的影响.测定了拉伸破坏载荷和冲击能,结果表明,材料种类、边缘连接形式、孔边距等多种因素均会影响边缘连接件的承载能力.     

飞机舱盖重心位置对舱盖抛放轨迹影响的数值模拟

 通过求解雷诺平均N-S方程,应用嵌套动网格技术结合6-DOF运动方程,成功实现了F/A-18C战机的座舱盖抛放轨迹的数值模拟。同时,分析了座舱盖重心位置的不同对舱盖飞行轨迹和飞行姿态的影响,得出F/A-18C战机座舱盖的重心后移能缩短抛放时间,优化飞行轨迹的结论。     

密实织物伞形状和应力计算研究

建立了充满稳定状态下密实织物伞形状和应力计算的理论模型。将充满的伞看成柔软的壳体，用力学原理建立伞绳（伞衣上径向加强带）和伞衣幅中线的力平衡方程。伞绳和伞衣处理成非线性弹性构件。考虑伞衣中线上的子午向应力，得到了一个双轴应力模型。结合伞充满状态下几何大变形的几何关系式，得到一组含６个微分方程的非线性微分方程组。从伞顶孔开始，利用伞顶处的边界条件，离散积分至伞底，校对伞底处的另一边界条件，如不满足再从伞顶开始进行迭代，直至满足伞底边处的边界条件。由此编成进行非线性迭代数值求解程序ＣＳＬＡＰ。选用一具典型的平面圆形伞进行了验证，结果很好     

基于CFD的座舱盖加温疲劳试验台设计方案优选

在对较大面积座舱盖进行长时间高低温频繁转换的加温疲劳试验时,实现座舱盖外表面温度场的均匀分布是保障试验可靠性的关键所在,也是设计疲劳试验台需要解决的技术难题。本文以座舱盖加温疲劳试验台为研究对象,以相互耦合的航向温差和展向温差定义温度场均匀性,考察不同设计参数对温度场均匀性的影响。选取环形通道的试验段和前过渡段为计算区域,并建立了三维非稳态对流-导热模型,基于计算流体力学（CFD）方法开展座舱盖加温疲劳试验台设计参数的方案优选,详细分析了入口温度控制周期、试验段的特征尺寸、入口流量和前过渡段特征角度对温度场均匀性的影响。研究发现：改变入口温度控制周期不会对座舱盖外表面温度分布产生显著影响,而调整试验段的特征尺寸可以明显改变航向温差和展向温差;此外,增大入口流量可以有效提高座舱盖外表面的温度场均匀性,通过改变前过渡段特征角度可以明显改善由风挡温度引起的温差超标问题,研究结果可为座舱盖加温疲劳试验台的设计方案优选提供理论支持。     

降落伞开伞过程的试验研究

探讨了降落伞充气过程中开伞动载的产生原理及其影响因素,提出了在风洞中模拟真实开伞动载的可行性。在此基础上,对小型平面圆形伞的开伞过程进行了试验,研究了开伞过程中伞衣形状和伞衣所受载荷之间的关系。试验表明:开伞载荷受降落伞阻力和附加质量变化率产生的力影响最大;在开伞过程中伞衣会发生“呼吸”现象,伞衣所受最大载荷出现在伞衣第一次完全充满时。同时,变速风洞的伞衣载荷研究表明,变速风洞可较好地模拟实际开伞情况。     

顺拉法的最大拉直力

按照相对地球的惯性坐标系，根据动能定理，首先推导得出了回收物为“有限质量”情况下的拉直力计算公式，而后又根据回收物为“无限质量”的假设，得出了与文（１），（２）相同的拉直力计算公式。在推导中，文（３）方程中一项∫＾ＬｍａｘＬｓＰｄＬ修正为∫＾ｘｍａｘⅡ０Ｐｄｘ。     

一种新型锥形降落伞的设计

介绍了两种锥形降落伞的设计。一种伞型使用了零透气量纺织材料，另一种伞型使用了微透气量纺织材料。两种伞型均使阻力系数值达到１．２，从而显著减少了伞衣面积，降低了伞衣重量。     

新一代战斗机座舱盖关键技术与设计方案

座舱是战斗机三大电磁散射源之一，座舱盖雷达散射截面（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。基于新一代战斗机隐身外形平台，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为背景，研究了座舱盖性能提升的4项关键技术：座舱盖隐身性能提升技术、大型整体座舱盖透明件结构设计技术、复杂曲面座舱盖光学性能仿真优化技术、大尺寸活动部件变形及状态控制技术。经过上述关键技术研究，完成了新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级，促进了新一代战斗机座舱盖技术和性能的跨代提升。     

风挡和座舱盖透明件边缘连接设计

边缘连接是风挡和座舱盖透明件故障高发区,从而影响了风挡和座舱盖的正常使用。为了解决问题,本文重点介绍了两种边缘连接方式,给出了优化设计方法。同时,对影响边缘连接的因素进行了分析,并通过试验进行验证,在实际应用中取得了良好效果。