基于CFD的座舱盖加温疲劳试验台设计方案优选

王鑫，王刚，张雪飞，何乾强

沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

座舱盖有机玻璃是飞机结构的关键部件之一，其安全性能将直接影响飞机和飞行员的安全[1]。随着飞行速度不断提高，飞机在飞行过程中会受到气动载荷、气动加热及座舱增压载荷的作用，进而使座舱盖的有机玻璃产生损伤和破坏[2-3]。近年来，学者们在座舱盖有机玻璃的疲劳性能分析[4-6]、有机玻璃的裂纹扩展[7-9]及有机玻璃的加温试验[10-12]等方面开展了详细的分析研究，为座舱盖的设计提供了相关依据。然而，在飞机设计和定型工作中，为了确定座舱盖在典型飞行任务剖面的温度、载荷联合作用下的疲劳特性，观察有机玻璃“银纹”、“炸纹”的形成和发展过程，最终需通过座舱盖疲劳试验给出飞机座舱盖在典型加载条件下的使用安全性。

在座舱盖加温疲劳试验中，温度载荷谱[13]的控制与座舱盖外表面温度场均匀性误差的控制是是保障试验可靠性的关键技术。温度载荷谱的控制主要依赖于温度控制算法的研究，而座舱盖外表面温度场均匀性则主要是通过座舱盖加温疲劳试验台的合理设计来保障。国内外关于座舱盖加温疲劳试验台设计技术的公开研究较少。美国、法国和俄罗斯均建有座舱盖疲劳试验台，其中美国和法国采用空气对流换热的方式进行加温；俄罗斯则采用的是红外灯管辐射加热方式施加温度，但辐射加热方式存在着温度载荷谱难以控制以及温度场均匀性难以满足的缺点[14]。刘振侠等[15]针对某型飞机，建立了座舱盖热疲劳试验台试验段流动及对流换热计算模型，仅解决了飞机航向温差超标的问题；李世武等[16-17]采用热经济分析理论，对座舱盖热疲劳试验系统的关键能耗提出了改进方案；刘珊[14]依托某型飞机热疲劳试验任务，采用有限差分法分析了座舱盖高低温疲劳试验台的热经济效益；徐长君等[18]针对某型飞机概述了疲劳试验系统温度场均匀性设计以及温度控制等关键技术。

随着航空技术的发展，座舱盖疲劳试验台的设计技术也发展得愈加成熟，但在时间历程长及高低温转换频繁的温度载荷谱作用下，对于双座飞机这类座舱盖面积较大的飞机，座舱盖外表面温度场均匀性仍然是试验设计中难以解决的问题，在正式试验前仍然需要通过在导流罩内壁安装扰流片或采用流量调锥结构等方式进行现场调试。问题的主要原因是：① 在疲劳试验台的设计分析中对影响因素的考虑不周以及边界条件给定不合理；② 复杂温度载荷谱的控制较难实现；③ 试 验台的机械加工工艺未实现试验台的设计要求。因此在试验前期设计阶段，对设计参数进行全面有效的评估显得极其重要，不仅可以减少试验成本，还可节省试验周期。

从目前已有的研究看，绝大多数工作仅针对座舱盖外表面航向温度场均匀性进行设计，并未对座舱盖的展向温度分布进行分析，而试验台的设计中航向温差的改善可能会带来展向温差的恶化，两者是相互耦合的，因此同时对航向温差和展向温差进行分析能够更加明确详尽地为系统设计提供参考；此外，这些工作仅选取试验段作为计算模型，未对试验段前的过渡段进行分析，而事实上前过渡段的结构形式会影响试验段入口速度方向，进而对风挡前端的温度分布有较大影响，最终影响座舱盖表面温度场均匀性分析的准确性。

计算流体力学(CFD)[19]方法的发展为结构设计带来了新的思路，许多研究者借助CFD方法开展了各类试验系统的设计[20-22]。为此，本文以某双座飞机座舱盖加温疲劳试验台为研究对象，选取试验段和前过渡段为计算区域，建立三维非稳态对流-导热模型，基于CFD方法研究座舱盖外表面在复杂高低温载荷谱作用下的温度分布，并以相互耦合的航向温差和展向温差为设计指标，分别考虑入口温度的控制周期、试验段特征尺寸、入口流量和前过渡段结构形式等设计参数的影响，通过本研究，为座舱盖加温疲劳试验台设计参数的方案优选提供一定的理论支持。

1 试验概述

1.1 试验系统

座舱盖加温疲劳试验系统如图1所示，其总体结构主要由前整流段、前过渡段、试验段、后整流段、舱外冷热管路段、舱内管路段组成。其中前过渡段和试验段为环形通道的换热结构形式，该形式具有换热效率高和流道稳定性好等显著特点[23]，其他部分采用圆形通道的结构形式。

图1 座舱盖加温疲劳试验系统示意图Fig.1 Schematic diagram of heating system for canopy fatigue test

1.2 试验原理

座舱盖有机玻璃的疲劳损伤主要受温度影响[24]，因而温度载荷谱及温度场均匀性的实现对试验起着至关重要的作用。试验中共有两路温度控制回路，分别是舱外温度控制回路和舱内温度控制回路。舱外温度控制回路是通过控制电加热器的输出功率或液氮喷雾流量来改变舱外管路内气体的温度，再通过离心风机驱动管路内气体与座舱盖外表面进行强制对流换热，从而使控制点温度实现温度载荷谱。舱外温度载荷谱一般是由低温、常温、中温和高温组合而成的谱块[13]，本试验共有3个温度载荷谱，其中最极端的为373.15 K的温度载荷谱，如图2所示。

图2 温度载荷谱Fig.2 Temperature load spectrum

舱内温度控制回路是通过控制舱内管路的电加热器以及制冷蒸发器来改变管路内的气体温度，再通过轴流风机驱动管路中气体进入舱内环境，使舱内气体温度满足舱内温度载荷谱，舱内的温度载荷谱为(293.15±5) K。

2 计算模型及方法

2.1 计算区域

试验段为座舱盖加温疲劳试验台的核心，其由导流罩、风挡、舱盖、导流罩与试验件之间的流体区域、风挡台面、舱盖台面、侧蒙皮和座舱盖内部组成。根据试验件的外形特点，试验段沿航向中心截面(XOY面)划分10个展向特征截面(S1～S10)， 其中S1～S4为风挡区域，S5～S10为舱盖区域，如图3所示。航向中心截面(XOY面)由特征尺寸yi(i=1～10)确定；展向特征截面(S1～S10)由试验件圆弧和导流罩圆弧组成，由2个特征尺寸yi(i=1～10)和zi(i=1～10)确定，初始状态的试验段特征尺寸如表1所示。

前过渡段由风挡过渡段、导流罩过渡段、台面过渡段以及流体区域组成。前过渡段由特征角α确定，α是导流罩过渡段中心线(XOY面上)与舱盖台面的夹角，如图4所示。初始状态的特征角α=0°。

图3 试验段的特征截面Fig.3 Characteristic section of test section

表1 初始状态的试验段特征尺寸

Table 1 Characteristic dimension of test section atinitial state

iyi/mmzi/mm1176168215011931211104941155621126531107491088501069521041059101

计算区域由试验段和前过渡段2部分组成，如图5所示。

图4 前过渡段的特征角Fig.4 Characteristic angle of front transition section

图5 计算区域示意图Fig.5 Schematic diagram of computational domain

2.2 控制方程

试验中，座舱盖外表面与舱外管路内气流进行非稳态强制对流换热，座舱盖外表面和内表面之间进行着非稳态的热传导，同时座舱盖内表面与座舱盖内部的气体之间也进行着非稳态的对流换热，因而所要解决的是非稳态对流-导热耦合问题。

非稳态对流换热的通用控制方程[25]为

(1)

式(1)为连续性方程、动量守恒方程、能量守恒方程的统一形式，其中动量守恒方程是基于Reynolds时均方程的k-ε两方程模型进行求解。当通用变量Φ为速度U时，控制方程对应动量方程；当Φ为温度T时，控制方程对应能量方程；当Φ为湍动能k、湍动能耗散率ε时，分别对应着湍动能和湍动能耗散率方程。

非稳态导热控制方程[25]为

(2)

式中：温度T=T(x,y,z,t)。

2.3 边界条件及初始条件

2.3.1 边界条件

1) 入口Γ1面上

入口速度：试验中，风机的转速不变，入口流量Q保持不变。由连续性定理有

(3)

式中：U为入口速度大小，m/s；Q为入口流量，m3/h；A为入口的横截面积，m2。

温度：试验中通过控制入口温度Tin(t)，使座舱盖外表面上控制点实现温度载荷谱，入口温度与时间的关系如式(4)及图6所示。

Tin(t)=f(τ)

(4)

式中：t为试验运行时间，s；τ=nΔT((n-1)ΔT

2)Γ2、Γ6、Γ7、Γ9、Γ10、Γ11面上

为了尽可能减小试验过程中的漏热，减小电加热器的电能损耗和液氮的挥发量，在导流罩、前过渡段和台面的外侧都包裹足够厚度的硅酸盐棉保温隔热材料，该隔热材料的导热系数仅为0.03 W/(m·K)，因而边界面为绝热边界条件，有：热流密度q=0 W/m2。

3)Γ3、Γ4、Γ8面上

风挡、舱盖和侧蒙皮都有一定厚度，与舱外管路气流接触的表面为外表面，与座舱盖内部气流接触的表面为内表面。

外表面：座舱盖外表面的温度Touter(x,y,z,t)即所研究的目标参数。Touter(x,y,z,t)满足对流换热控制方程与导热方程的耦合边界条件，且外表面与流道内气流无相对位移，即外表面速度为0 m/s。

图6 入口温度与时间关系示意图Fig.6 Schematic of inlet temperature vs time

内表面：座舱盖内表面与座舱盖内部流体进行对流换热，有

qin=hin(Tfluidin(x,y,z,t)-Tinner(x,y,z,t))

(5)

式中：qin为通过座舱盖内表面的热流密度 ,W/m2；hin为座舱盖内表面的对流换热系数，W/(m2·K)；Tfluidin(x,y,z,t)为舱内的温度载荷谱，本文统一为293.15 K；Tinner(x,y,z,t)为座舱盖内表面温度，K。

4) 出口Γ5面上

出口面的压力为标准大气压，Pa。

2.3.2 初始条件

初始温度为试验环境温度，即T(x,y,z,0)=293.15 K。

2.4 温度场均匀性定义

采用航向温差eh和展向温差ez定义温度场均匀性，有

(6)

根据试验给定的温度场均匀性的误差标准，有航向温差eh≤7 K，截面展向温差ez≤5 K。以图2所示的温度载荷谱为计算条件，分析载荷谱曲线可知，当时间为446 s时eh和ez最大，因而仅计算载荷谱曲线中前446 s时间段内的温差。

2.5 数值模拟方法

本文采用可实现k-ε模型[25]计算流场和温度场，同时采用增强壁面函数对壁面区流动进行简化。采用压力与速度耦合的SIMPLEC算法[19]对控制方程进行求解，动量方程、能量方程、湍动能k和湍动能耗散率ε方程采用二阶迎风格式。

3 计算结果及分析

3.1 数值计算可靠性

努塞尔数Nu是衡量对流换热强烈程度的重要参数，本文以此参数为标准，采用如表1所示的初始模型来验证数值方法的可靠性，使用式(7)计算各展向截面上的Nu，即

(7)

式中：h为对流换热系数，W/(m2·K)；l为特征长度，m；λ为流体热导率W/(m·K)。

由于舱盖区域的特征尺寸yi(i=5～10)的变化较小，此区域可近似认为是平直流道区域，此区域的Nu应遵循Gnielinski公式[26]的规律，且对应的特征长度l为截面的当量直径。考虑入口速度分别为10 m/s和4 m/s的2种工况，并将Nu的CFD计算值与Gnielinski公式计算值进行对比，如图7所示。

从图7中可以看到，不同工况下，舱盖区域Nu的CFD计算值与Gnielinski公式的计算值都吻合较好，变化趋势一致。产生误差的主要原因是：① 实际计算模型与近似的流道有一定区别，Nu的计算关联式有一定局限性；② 数值计算的算法精度。

此外，图7显示风挡区域的Nu对比值的变化趋势一致，但误差相对舱盖区域较大，这是因为风挡区域的特征尺寸yi(i=1～4)从入口到舱盖前缘呈现逐渐减小的规律，此区域近似为收敛流道，不符合Gnielinski公式的平直流道适用条件。而文献[27]基于实验提出了收敛流道内湍流下的Nu对流换热关联式，且对应的特征长度l为截面处流体流过的路径长度。因此在满足文献[27]关联式适用条件的工况下，开展航向特征截面上风挡区域的对流换热计算，并选取风挡区域中7个展向截面的Nu计算值与文献[27]的计算值比较，对比结果吻合较好，且变化趋势一致，如图8所示。

图7 不同展向截面的努塞尔数Fig.7 Nusselt number for different spanwise sections

图8 风挡区域内不同展向截面的努塞尔数Fig.8 Nusselt number for different spanwise sections in windshield region

Nu在风挡区域和舱盖区域的对比结果表明了本CFD数值计算可应用于座舱盖加温疲劳试验中的对流换热分析，本文将基于该数值方法分析入口温度控制周期ΔT、试验段的特征尺寸yi和zi、入口流量Q以及前过渡段的特征角α对温度场均匀性的影响，进行试验台设计参数的方案优选。

3.2 计算网格

将计算域划分为六面体结构化网格，对关注的座舱盖表面区域沿航向和展向分别进行由粗到细的网格尺寸调整，试验件圆弧与导流罩圆弧之间的网格尺寸整体较细，并对其进行由细到更细的调整。分别采用3套网格进行网格无关性验证，网格节点数分别为225万、363万和485万，选取风挡前缘点、舱盖前缘点及舱盖后缘点的温度作为判定参数，数值计算结果表明，网格数量从225万增加到363万时，温度最高相差1.69 K，从363万增加到485万时温度变化小于0.3 K，如表2 所示。363万网格节点数既能满足计算精度又能够节约计算资源，因此本文采用363万网格节点进行数值模拟。

表2 不同网格数量下的典型点温度

3.3 初始状态计算结果

计算区域的特征尺寸如表1所示，控制周期ΔT定义为0.5 s，入口流量Q=9 000 m3/h，前过渡段的特征角α=0°。

为了使座舱盖上的温度控制点实现温度载荷谱，首先给定入口Γ1面的流体温度，即

Tin(t)=k1Tcontrol(τ)+b1

(8)

式中：Tcontrol(τ)为温度载荷谱；k1和b1为常数。

以计算结果中航向最高温度点为温度控制点，得到控制点温度随时间的变化关系，如图9所示。

从图9中可以明显看到，控制点温度并未实现温度载荷谱。观察入口温度与控制点温度的关系，如图10所示。

图9 修正前控制点温度与时间关系Fig.9 Curves of control point temperature vs time before modification

图10 控制点温度与入口温度的关系曲线Fig.10 Curves of control point temperature vs inlet temperature

图10表明控制点温度与入口温度之间满足线性关系，采用最小二乘法[28]对其进行线性拟合，并对式(8)中参数k1和b1进行修正，进而修正入口温度Tin(t)，得到修正后的控制点温度随时间的变化曲线，如图11所示。

图11显示了控制点温度随时间的变化曲线与图2所示的载荷谱曲线一致。计算了如图12所示的航向特征截面的航向温差eh和展向特征截面的展向温差ez。

从图12中可以看出，在0～276 s时间内(降温段)，航向温差和展向温差都随时间的增大而增大，当控制点温度下降到最低温度时，温差达到极大值。这是因为流体从试验段入口沿航向流过各截面时，航向和展向的速度分布不均匀，导致座舱盖表面的对流换热分布不均，进而在座舱盖表面产生了不均匀的温度场。在降温段，靠近入口的风挡区域温度较低，降温速率快，随着时间增加，温差逐渐增大。在276～446 s时间内(升温段)，风挡区域温升率快，温差则减小，由于本次载荷谱升温段的温升率大于降温段的温降率，因而当控制点温度低于初始温度293.15 K时，温差达到极小值，随着温度继续升高，温差再次增大，并在控制点最高温度时达到最大值。航向温差eh的最大值为15.78 K，超过7 K；展向截面最大温差为9.01 K(截面S6)，特征截面S5～S7的展向温差最大值都超过5 K，因此初始状态的疲劳试验台无法满足试验要求，需对其设计参数进行调整。

图11 修正后控制点温度与时间的关系曲线Fig.11 Curves of control point temperature vs time after modification

图12 特征截面的温差随时间的变化曲线Fig.12 Curves of temperature difference on characteristic section vs time

3.4 控制周期的影响

试验中，温度的采集频率不小于1 Hz，考虑入口温度与时间的关系式(4)中不同控制周期的影响，控制周期ΔT分别为0.1、0.5、1.0 s时的入口温度加载方式如图13所示。

分别计算不同控制周期下的座舱盖外表面温度，得到如图14所示的446 s时的航向温度分布。

由图14可知，不同控制周期下的航向温度分布基本相同，风挡温度比舱盖温度高10 K左右，一方面是因为风挡相比舱盖靠近入口来流，另一方面是风挡和舱盖的厚度不同导致两者受舱内环境温度的影响不同。随着控制周期的增大，航向各位置上的温度有较小幅度的增大，这是由于同一个时刻控制周期较大状态的入口温度比控制周期较小状态的入口温度大。不同控制周期下的航向温差eh与特征截面S5～S7的展向温差ez如图15所示。

图13 不同控制周期下入口温度示意图Fig.13 Schematic of inlet temperature at different control periods

根据图15的结果可知，不同控制周期下的航向温差和展向温差都基本相同，即温度控制周期的改变对座舱盖表面的温度场分布基本无影响，因此在疲劳试验的温度控制算法的设计中可以忽略控制周期的改变对温度场的影响，后面的计算中入口温度的控制周期选取为0.5 s。

图14 不同控制周期下航向温度分布Fig.14 Heading temperature distribution at different control periods

图15 不同控制周期下的航向温差和展向温差Fig.15 Heading temperature difference and spanwise temperature difference at different control periods

3.5 试验段特征尺寸的影响

座舱盖外表面的温度Touter(x,y,z,t)与舱外管路流体温度Tfluidout(x,y,z,t)满足牛顿冷却定律：

qout=hout(Tfluidout(x,y,z,t)-Touter(x,y,z,t))

(9)

式中：qout为通过座舱盖外表面的热流密度，W/m2；hout为座舱盖外表面的对流换热系数, W/(m2·K)。

由式(9)可知，座舱盖外表面温度Touter(x,y,z,t)与对流换热系数hout和流体温度Tfluidout(x,y,z,t)有关，在Tfluidout(x,y,z,t)一定时，Touter(x,y,z,t)主要与hout有关，而对流换热系数hout与流体的流速有密切关系[26]。由式(3)可知，流速与横截面积A及入口流量Q有关，在流量Q一定的情况下，可调节横截面积A改变流速，进而改变座舱盖外表面温度Touter(x,y,z,t)分布。因此，通过调节特征尺寸yi和zi来改变展向特征截面的面积，分析特征尺寸对温度场均匀性的影响。

首先以初始特征尺寸建立初始状态，以航向温差和展向温差设计指标为目标函数，初始状态的航向温度分布中，风挡温度较高，可增大风挡区域的特征尺寸yi和zi(i=1～4)，减小舱盖区域的特征尺寸yi和zi(i=5～10)；展向温度分布中，可改变各个截面yi和zi之间的相对大小来提高展向温度分布的均匀性。通过数值模拟分析温度场均匀性不满足的区域，对该区域的尺寸进行相应调整。多次数值模拟迭代后，获得满足温度场均匀性的尺寸数据，最后综合航向温差和展向温差筛选出最优的试验段特征尺寸，并进行调整，调整后的尺寸如表3所示。

图16为446 s时调整后的状态与初始状态的航向温度分布对比以及航向温差和展向温差随时间的变化曲线。

从图16中可以观察到，调整后的风挡温度和初始状态的风挡温度整体一致，但是舱盖温度相比初始状态的舱盖温度明显提高了。这是因为舱盖区域的初始特征尺寸较小，横截面积A对特征尺寸的变化更敏感，当特征尺寸减小后，由式(3)可知舱盖区域的速度相对风挡区域增大明显，则舱盖区域的对流换热系数hout及相应的温度明显提高，改善了温度场均匀性。调整后的航向温差eh为5.65 K，小于航向温差标准，且相对于初始状态的航向误差减小了64.20%；最大展向截面温差为4.81 K，小于展向温差标准，且相对于初始状态的最大展向温差减小了46.61%。试验段特征尺寸的改变会明显改变座舱盖外表面温度场均匀性，在座舱盖加温疲劳试验台的方案设计中起主导地位。

表3 调整后的试验段特征尺寸

图16 特征尺寸调整后的温度分布Fig.16 Temperature distribution after adjustment of characteristic size

3.6 入口流量Q的影响

由式(9)和式(3)分析可知，座舱盖外表面温度Touter(x,y,z,t)与入口流量Q有关，因此以调整后的状态为计算模型，考虑入口流量Q分别为7 000、8 000、9 000、10 000、11 000 m3/h时的温度场均匀性。

3.6.1 相同入口温度下不同入口流量的影响

采用相同的入口温度，计算入口流量Q=7 000、8 000、9 000、10 000、11 000 m3/h时的温度分布，如图17所示。

图17 相同入口温度不同入口流量的航向温度分布Fig.17 Heading temperature distribution with different inlet flow rates at same inlet temperature

由图17中可知，采用相同的入口温度时，航向位置上各点的温度随着入口流量的增大而增大。这是因为入口流量的增大，使流体的流速增大，进而增大了试验件表面的对流换热系数，当入口温度一定时，座舱盖表面的温度增大。因而，在座舱盖加温试验中可通过增大入口流量的方式来实现极端温度载荷谱的实现。

3.6.2 不同入口温度下不同入口流量的影响

在实现控制点的温度载荷谱前提下，计算不同入口流量的航向温差eh和特征截面S6的展向温差ez，如图18所示。

图18显示了航向温差和展向温差都随入口流量的增大而减小。由式(3)可知，入口流量Q的增大导致流速增大，并增大座舱盖表面的对流换热系数hout，从而提高座舱盖的表面温度，在保证控制点实现温度载荷谱的前提下，温差也相应减小。此外，由式(9)可知，在热流密度qout相同的情况下，对流换热系数hout的增大使流体温度Tfluidout(x,y,z,t)与座舱盖外表面温度Touter(x,y,z,t)的差异减小，从而减小了满足温度载荷谱曲线所需的流体温度。因而在一定的风机流量范围内，可以尽可能提高入口流量来提高座舱盖表面温度场的均匀性以及降低能耗。

图18 不同流量下的航向温差和展向温差Fig.18 Heading temperature difference and spanwise temperature difference with different inlet flow rates

3.7 前过渡段特征角α的影响

调整入口流量Q=11 000 m3/h，控制周期ΔT仍为0.5 s，试验段的特征尺寸yi和zi如表3所示。分别计算特征角度α=0°，5°，10°，15°，20°时座舱盖表面的温度分布，如图19所示。

从图19中可以观察到，随着特征角α的增大，靠近试验段入口的风挡温度逐渐减小，而远离试验段入口的舱盖温度并无明显变化，这主要是因为前过渡段特征角不同导致试验段入口的流场方向不同，图20的流线图显示，航向中心截面上，靠近试验段入口的速度分布及流线随着特征角的改变而改变，远离试验段入口的速度分布及流线不随特征角而改变。随着特征角的减小，垂直于风挡方向的流速减小，导致风挡表面的对流换热系数减小，进而减小风挡温度。

图19 不同特征角下的航向温度分布Fig.19 Heading temperature distribution at different characteristic angles

图20 不同特征角下航向特征截面的流线图Fig.20 Streamlines of heading characteristic section at different characteristic angles

从图21中可以看到，随着α的增大，航向温差和最大展向温差都呈现先减小再增大的趋势，并且航向温差和展向温差都满足误差。当α=15°时，航向温差最小，当α=10°时，最大展向温差最小。综合考虑航向温差和展向温差，当α=15°时，前过渡段为最佳的设计状态。

图21 不同特征角下的航向温差和最大展向温差Fig.21 Heading temperature difference and maximum spanwise temperature difference at different characteristic angles

4 结 论

1) 座舱盖加温疲劳试验中，温度控制算法的控制周期设定为0.1～1.0 s时，座舱盖外表面温度分布没有明显变化，在该类试验的控制算法设计中，控制周期的改变对温度场均匀性的影响可以不考虑。

2) 试验段的结构形式会直接影响座舱盖表面的对流换热能力，并影响表面温度场分布，其在该类试验台的参数设计中占主导地位。为了降低风挡段的对流换热能力，改善座舱盖的温度场均匀性，风挡段的特征尺寸相比于舱盖段的特征尺寸要大，舱盖段的特征尺寸调整效果要好于风挡段尺寸调整。

3) 在离心风机流量参数范围内，提高风机流量不仅可以实现更极端温度加载能力，还可以有效提高座舱盖表面的温度场均匀性以及降低能耗。

4) 前过渡段特征角的改变主要引起风挡温度的改变，当仅需要改善风挡区域温度场时，可通过改变特征角实现，当流场方向近似于沿着风挡流过时，可降低风挡区域的对流换热能力。此外，在试验台的设计分析中，需要将前过渡段与试验段组合建立计算模型，否则在真实试验中难以保证试验段入口处的流场方向与设计分析的边界条件一致，影响试验误差。

5) 针对本文所述的座舱盖及温度载荷谱，对座舱盖加温疲劳试验台的设计参数进行了方案优选。优选后的航向温差为4.52 K，相对初始状态的航向温差减小了71.36%；展向温差为4.56 K，相对初始状态的展向温差减小了49.39%，并满足温度场均匀性的误差要求。

座舱盖加温疲劳试验台的方案设计中，核心思想即通过调整各类设计参数来改变座舱盖表面的对流换热能力，本文所研究的座舱盖加温疲劳试验台构型是该类试验目前广泛采用的形式，所得出的主要结论可用于指导座舱盖加温疲劳试验台的设计和试验，尤其为双座飞机在复杂温度载荷谱作用下，解决航向温差和展向温差难以同时满足温度场均匀分布提供了理论支持。