座舱盖

摘要： 建立了座舱盖骨架侧型材危险薄弱部位有限元计算模型,研究了弯矩对寿命计算结果的影响,修订了基于座舱盖侧型材穿透性裂纹模式下的剩余强度与裂纹长度的算法,确定了座舱盖骨架侧型材的失效准则,初步计算出座舱盖骨架侧型材未修前寿命约为663.88飞行小时,使用1 mm钢板加强后寿命约为5255.98飞行小时,使用1.5 mm钢板加强后寿命约为11 577.81飞行小时,结果显示座舱盖骨架危险薄弱部位经加强后大大提高了使用可靠性。

摘要： 凌日是一种天文现象,指太阳被一个小的暗星体遮挡,如水星凌日、金星凌日。这张照片捕捉到了一架高速飞行中的F-16涡喷像真机掠过太阳的瞬间,非常难得。阳光透过透明座舱盖,空荡荡的驾驶舱里没有发现飞行员,表明了它模型的身份。

摘要： 针对某型飞机座舱盖的功能特点设计了一种柔性切割索装置,主要从透明件材质、切割索结构、炸药的选择、切割索的安装、元件切割试验等方面进行了研究。

摘要： 某型飞机活动座舱盖打开速度缓慢,远远超过技术文件要求的活动座舱盖打开时间不大于14秒。在排除了液压系统、 减压器组件出口压力小、活动座舱盖操纵开关供气量不足、活动座舱盖操纵作动筒上的旁通阀堵塞、活动座舱盖操纵作动筒 活塞杆漏气、活动座舱盖气动系统管路被多余物堵塞等可能导致此种故障的原因后,最终经重新检测减压器组件,发现减压 器组件内的高压减压器流量偏小,不符合技术文件要求,从而导致了活动座舱盖打开缓慢故障的发生。

摘要： 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,增大人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.

摘要： In order to study the changes of a cockpit canopy with different thickness of Kevlar fiber mem-brane under the ultrasonic pressure and vibration,the structure calculation software Abaqus is used to car-ry out coupling calculation,to stimulate the acoustic-vibration compound environment of a new cockpit can-opy with the membrane thickness of 100 nm,300 nm and 8000 nm,respectively.The effects of acoustic-vi-bration coupling on structural displacement response is obtained by the computer simulation analysis under the different membrane thickness.The conclusion is obtained that:the displacement response of material structure stimulated by the acoustic-vibration compound environment is larger than that of displacement o-verlapping stimulated by the acoustic-vibration compound environment.With the increase of the membrane thickness,the displacement of the cockpit canopy changes more and more.The conclusion has some guiding significance for the structural design and life prediction of the cockpit canopy.%为了研究具有不同厚度的凯夫拉纤维材料薄膜的某座舱盖在超声压、振动作用下的变化,采用结构计算软件Abaqus进行耦合计算的方法,对薄膜厚度分别为100 nm、300 nm、8000 nm的新型座舱盖进行声-振复合环境激励.通过计算机仿真分析得到了不同薄膜厚度下,声振耦合对结构位移响应的影响.结果表明:声振复合环境激励下的材料结构位移响应比声、振单独激励下位移叠加后的响应要大.随着薄膜厚度的增加,座舱盖的位移变化越来越大,结论对座舱盖的结构设计和寿命预测有一定的指导意义.

摘要： 飞机座舱盖空中爆破,将对飞行员的人身安全、对国家的财产安全造成了严重的伤害,属于严重飞行事故,本文针对某型飞机飞行过程中经常性出现的座舱盖空中爆破事故,从分析座舱盖的功能、构成及原理,查找发生问题的玻璃内在及座舱盖安装装配方面的外在原因,结合日常工作经验从飞机使用、机务维护等方面,制定预防座舱盖空中爆破的维护、检查方法.

摘要： 虽然市面上拼装飞机模型的种类繁多，但是这些套材只涵盖了常见机型。不久前，笔者在为杂志撰稿时，设计了一款推进式串列双座初级／基础教练机。为了更好地展现设计理念，还专门打造了一架静态模型。上期文章介绍了这架模型木质零部件的削制过程，下面从座舱盖讲起，继续介绍剩余部分的制作。

摘要： 外场反映某型教练机在滑跑起飞时出现多起座舱盖未上锁误告警问题,本文针对前、后舱的故障现象分别进行了原因分析,通过打样协调,提出设计改进方案,更改前舱锁系统微动开关安装形式,改进后舱锁系统轴销和支座结构,使微动开关电门的受力更合理,减小电门侧向摩擦力,提高微动开关的可靠性和寿命.

摘要： 本文依据公开发表的F-35系列飞机图片,对影响其座舱盖开启形式的因素进行了分析,从飞机外形和结构特点、座舱盖系统任务要求和使用维护特点等方面对F-35飞机座舱盖开启形式的方案出发点、可能构成、工作形式和技术效果进行了分析.

摘要： 本文简单介绍了座舱系统的结构及连接形式,针对座舱盖外部的密封失效情况,用数据统计和现场调研的方法,通过飞行时间及脱落密封剂外观、结构的检测,分析产生密封失效的原因,同时逐项提出改进措施和建议。

摘要： 某型飞机的座舱盖在前弧端面出现一条穿透性裂纹,在座舱盖的边缘位置出现若干徽裂纹.对座舱盖的裂纹进行了宏观观察,对裂纹断口和边缘的微裂纹断口进行了微观观察,对座舱盖玻璃进行了抗拉强度和弹性模量测定,确定了座舱盖的开裂性质为疲劳开裂,主要是由于座舱盖玻璃的抗拉强度下降引起。

摘要： 本文概述了舱盖脱胶现象的原因分析、试验设计、试验数据与分析情况,指出座舱盖脱胶部位主要位于座舱盖的后弧；在72架出现脱胶现象的座舱盖中，使用南大-73粘接底涂作为有机玻璃粘接底涂的有45架机，占脱胶舱盖的62.5。使用QS-7粘接底涂作为有机玻璃粘接底涂的有27架机，占脱胶舱盖的37.5%.上述数据表明:无论使用南大一73粘接底涂或QS-7粘接底涂作为有机玻璃粘接底涂，在工艺参数控制不好的情况下，均会在使用过程中出现座舱盖脱胶现象；飞机座舱盖出现脱胶现象的高峰期位于1999年与2001年，前者13架，后者IS架。最低峰为1995年与2005年，都没有出现座舱盖脱胶现象。座舱盖出现脱胶现象比较少的生产阶段位于1994年至1997年，一般每年出现脱胶现象的舱盖仅为2架或者没有，这表明1994年至1997年舱盖生产工艺参数控制的比较好所致。1998年以后就己出现工艺参数控制不佳情况，导致阶段式的出现座舱盖脱胶高峰期；据信息反馈，部分脱胶座舱盖在修复之后，再次出现脱胶现象，这说明环境温度偏低与硫化时间过短均会影响外场修复的质量，所以建议外场修复时，严格控制施工的环境温度与湿度及硫化时间；在座舱盖脱落的密封剂样品上，存在密封剂与粘接底涂未接触处，这些均是导致密封剂涂层脱落的因素，所以建议密封剂涂层施工时，严格按相关工艺文件执行；在座舱盖脱胶修复后的二次脱落密封剂样品上，存在促进剂颗粒与硫化膏料团，这说明外场修复时，由于没有使用三辊研磨机进行密封剂的混炼，所以难以将各组分混炼均匀，因此建议外场配胶时多碾压搅拌或购买小型便携式三辊研磨机用于外场排故；对于室温测定的“900剥离试片”而言，无论使用180#汽油或无水乙醇清洗有机玻璃试片，对试片的剥离强度与破坏形式影响不大。对于120°C测定的“90°剥离试片”而言，使用180#汽油清洗有机玻璃试片的剥离强度与破坏形式总体上比使用无水乙醇清洗的有机玻璃试片好，这说明180#汽油清洗的效果好于无水乙醇。另外，由于无水乙醇对有机玻璃存在浸蚀作用，所以建议今后座舱盖的生产中，使用180#汽油清洗有机玻璃，严禁使用无水乙醇清洗有机玻璃；无论室温或120°C的测试数据，均以涂QS-7粘接底涂的试片为最佳(其900剥离强度高，破坏形式均为内聚破坏)，所以使用QS-7粘接底涂作为有机玻璃粘接底涂时，在控制好施工工艺参数的基础上，是可以避免座舱盖脱胶现象的出现，所以建议车间在施工中，严格控制施工现场的环境温度、湿度与施工的工艺参数，避免舱盖脱胶现象的再次出现。由于工厂在后续的舱盖生产中，严格控制环境温、湿度与施工工艺参数，最终避免了舱盖脱胶现象的再次出现。

摘要： 本文介绍了完成某型飞机座舱盖定延寿的技术途径:通过载荷谱编制、加温加载疲劳试验、元件试验、制定外场故障容限以及单机监控的方法来完成了某型飞机座舱盖的延寿工作.

摘要： 本文介绍了歼击机座舱盖载荷谱编制中应注意的几个问题.包括用飞行训练大纲和内厂、外场试飞大纲作为飞行剖面编制的依据;以飞参数据作为温度载荷的原始输入;采用大气状态下的实测结果进行温度校正计算等.使座舱盖载荷谱的编制更接近飞机使用的真实情况.

摘要： 本文首先简要介绍了歼击机风挡、座舱盖设计中满足的设计要求,再对风挡、座舱盖外形设计中需重点考虑的几个几何参数进行了说明,然后重点描述了某型号风挡、座舱盖的外形设计过程.

摘要： 座舱作为有人战斗机不可缺少的重要部位,其重要地位不言而喻.其外形设计的好坏,关系到飞机的总体、气动、隐身等性能,同时对于飞行员的视野(光学性能)、舒适性等至关重要.应根据飞机的不同,进行座舱的外形设计.在外形设计中,需要考虑总体、气动、隐身、结构等约束,根据上脊线、座舱横截面线、座舱曲面、与机身的过渡曲面等设计方法,形成满足飞机使用的座舱盖外形曲面.

摘要： 应急解锁系统的功能是在抛放座舱盖时保证座舱盖与机身的可靠分高，是座舱盖抛放救生方案的关键系统，本文应用有限元工具ABAQUS分析F22飞机一体化座舱盖应急解锁系统运动过程，揭示了影响其运动的关键设计因素。

摘要： 本发明属于飞机防护救生技术领域，提供一种逃生座舱盖结构及座舱盖分离螺栓抛放方法，包括与机体为一体结构的舱盖框，密封连接在舱盖框上的舱盖，所述的舱盖与舱盖框通过后铰机构活动连接，所述的舱盖框的内侧面上设有多个将舱盖与舱盖框固定连接的分离螺栓组件，且在飞机遇到紧急情况下，所述的分离螺栓组件自动分离，舱盖与舱盖框分离；所述的舱盖远离后铰机构的内侧面固定设有将与舱盖框分离后的舱盖进行抛放的抛放火箭。本发明借助分离螺栓组件爆炸后的冲击力，能够推动舱盖上行，便于座舱盖旋转，并不与飞机机身干涉；能够对舱盖进行抛放时更加的及时和快速，为飞行员在逃生的过程中提供了安全保障。

摘要： 本发明属于飞机防护救生技术领域，提供一种逃生座舱盖结构及座舱盖聚能切割抛放方法，从而清理弹射通道的座舱盖聚能切割抛放方法。座舱盖聚能切割抛放方法包括如下步骤：对飞机座舱顶部金属结构进行聚能切割形成座舱盖；利用布置在座舱盖上的抛放火箭，推动座舱盖绕后铰机构旋转；达到一定的抛放角后抛离飞机。本发明借助聚能切割冲击力，设计了座舱盖向上一段行程，便于座舱盖旋转，并不与飞机机身干涉；为了避免聚能切割过程中，爆炸冲击对后铰机构的冲击损坏，设计了爆炸冲击缓冲机构。

摘要： 本发明公开了一种座舱盖抛放试验装置、系统及座舱盖。所述座舱盖抛放试验装置包括：安装平台；折翻转角控制组件，其设置在安装面上并用于容置座舱盖的一端，所述座舱盖能够绕所述折翻转角控制组件转动；支撑组件，其设置在安装面上，支撑组件支撑座舱盖；释放装置，其设置在安装平台上；抛放动力装置，其包括动力件，动力件一端固定，另一端与释放装置连接，动力件具有固定状态以及运动状态，在固定状态，动力件具有预设力并静止，在运动状态，动力件释放预设力并在预设力的驱动下运动。采用本申请的座舱盖抛放试验装置能够在具体设计工作开展前的方案设计阶段代替现有试验验证手段，对新研制的救生系统抛放座舱盖性能进行初步试验验证。

摘要： 本发明公开了一种飞机座舱盖骨架通条穿入牵引装置及牵引方法，采用本发明所述装置能在座舱盖通条穿入时起过渡、导向、牵引作用，保证座舱盖骨架通条的有效穿入，避免损伤座舱盖玻璃、金属骨架、涤丝带，提高飞机修理质量，提高工作效率。牵引装置包括五种直径的牵引工具，即直径分别为3mm、4mm、5mm、6mm和7mm的五种牵引工具。每种牵引工具结构相同，均由圆锥头、直杆以及圆锥窝一体化组成。可根据实际情况选用第一种规格的牵引工具，然后逐级加大直至将装机尺寸的座舱盖通条穿入座舱盖骨架孔内。

摘要： 本发明公开了一种飞机座舱盖一字槽沉头螺母拆装装置，能够实现对一字槽沉头螺母的有效拆装，涉及航空装备技术领域。一种飞机座舱盖一字槽沉头螺母拆装装置，沉头螺母的端部具有一字槽；装置包括：两牙头、加力杆以及扳手柄。两牙头上设有圆孔、U形缺口以及尖牙；两牙头呈圆柱形，内部制圆孔，在头部制两个斜U形缺口，形成两个尖牙，尖牙宽度尺寸自根部起加大。加力杆与两牙头一体化制作，加力杆呈方柱形，尾端制有加力杆铆钉孔，采用铆钉与铆钉孔配合将加力杆和扳手柄固定连接。扳手柄呈圆柱形，在内部制有与加力杆匹配的方孔，加力杆插入方孔内。

摘要： 本发明提出一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，属于航空装备技术领域。本发明针对阴模真空接触成型方式，使用相同材料、相同环境条件进行试片的拉伸/压缩试验，测定最佳成型温度条件下，有机玻璃板材的拉伸与压缩极限；采用有机玻璃板料网格化标记、破坏性成型，通过测量和对比等，找到成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置，并去除成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置中不影响成型工作的部分，减少成型工作中对玻璃贴模过程起到阻碍作用的部分，在成型温度和真空泵压力差保持最佳值不变的情况下，使玻璃更易贴模，提高了座舱盖玻璃的制造质量及成功率。

摘要： 本发明涉及一种用于座舱盖微爆索系统的机外起爆手柄，属于飞行器系统设计领域。一种座舱盖微爆索系统机外起爆手柄，包括盒体组件、手柄组件、拔销组件；盒体组件镶嵌于座舱盖骨架减轻槽内；手柄组件卡接于盒体组件内；拔销组件一端与机内机械起爆器连接，一端设置有与手柄组件连接的端部；开启盒体组件后，取出手柄组件并将其与拔销组件的端部连接，先转动手柄，再拉动手柄组件，使拔销组件在轴向上运动，即可实现手动引爆座舱盖微爆索系统。本发明具有如下优点：尺寸小，可以布置在座舱盖骨架减轻槽内，不需要占用座舱空间，方便地勤人员操作；同时具备保险功能可有效避免手柄被意外动作。

摘要： 本发明涉及一种用于座舱盖破裂系统的机外起爆手柄，属于飞行器系统设计领域。一种座舱盖破裂系统机外起爆手柄，包括盒体组件、手柄组件、拔销组件；盒体组件镶嵌于座舱盖骨架减轻槽内；手柄组件安装于盒体组件内；拔销组件连接手柄组件和机内机械起爆器；开启盒体组件后，转动手柄组件至与机体表面垂直，按压手柄组件使机构解锁，再拉拔拔销组件，使其在轴向上运动，即可实现手动引爆座舱盖破裂系统。本发明具有如下优点：尺寸小，可以布置在座舱盖骨架减轻槽内，不需要占用座舱空间，方便地勤人员操作；同时具备保险功能可有效避免手柄被意外动作。

摘要： 本发明涉及一种座舱盖气密性试验夹具，在架体结构的底座上表面定位连接气密平台，底座的下表面前后分别设置立柱；在气密平台的四周设有密封胶圈，外施压装置将待检测座舱盖下沿与气密平台的密封胶圈压紧密封配合；外施压装置由前压紧装置、后压紧装置和侧拉紧装置组成；在底座的中部设有检查孔，检查孔与待检测座舱盖内腔相通，检查孔的底部连接遮挡的盖板，盖板通过圆周设置的螺栓与底座密封连接；在底座上设有与待检测座舱盖内腔相通的充气用密封接头和抽真空用密封接头。该座舱盖气密性试验夹具设置均布的，保证自动锁紧的过程中，压紧力均匀，从而提高密封性能。

摘要： 本实用新型公开了一种逃生座舱盖结构及座舱盖。涉及一种船用座舱，尤其涉及座舱盖上的逃生装置的改进。提供一种在发生危险时能够快速拆卸的逃生座舱盖结构及座舱盖。一种逃生座舱盖结构，包括容置仓，所述容置仓的内壁上均布若干火药槽，所述容置仓内设有点火装置，所述点火装置与所述火药槽接触时点燃所述火药槽。一种座舱盖，固定在支撑柱上，所述支撑柱内设有一种逃生座舱盖结构，所述容置仓置于所述支撑柱内且所述点火装置的一端伸出所述支撑柱外。通过点火装置引燃火药槽中的火药在有限的空间内产生小爆炸破坏容置仓的结构使得座舱盖与原本的连接结构脱出，方便取下整块的座舱盖，在发生危险时能快速取下座舱盖打开逃生通道。