CN107487435A - 一种对开舱门结构及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种对开舱门设计方法，用于减小对开舱门的开缝，所述对开舱门位于整流罩底部，对开舱门设计包括对所述对开舱门的外形设计和对所述对开舱门的转轴位置的设计，其中：对所述对开舱门的外形设计：根据所述对开舱门的气动载荷减小所述对开舱门的曲率，使得对开舱门承受的侧向载荷减小；对所述对开舱门的转轴位置的设计：根据所得到的对开舱门外形，设置对开舱门的转轴位置，所述转轴的轴心靠近所述对开舱门，以及转轴的轴心靠近对开舱门的边缘。本发明的通过改变舱门的外形以及提高其自身刚度，改变舱门的悬挂铰链点的位置有效地减小对开舱门开缝，使得对开舱门开缝变形满足使用要求。将对开舱门的开缝变形对飞机的不利影响降到最低。

Description

一种对开舱门结构及其设计方法

技术领域

本发明属于飞机舱门设计技术领域，尤其涉及一种对开舱门结构及其设计方法。

背景技术

冲压空气涡轮(RAT)是安装在飞机机腹的一个应急小型风力发电机，其作用是引擎停车或燃油耗尽后供给飞机能维持操纵的紧急电力，是飞机自主发电***的重要部件。当飞机其它电源失效时，存放RAT的对开舱门应能被打开，RAT被放下，在紧急情况下为飞机提供电源，使飞机能够安全着陆。

飞机正常飞行时会将RAT收起，收藏在飞机的襟翼滑轨整流罩或机身内，并关闭存放RAT的对开舱门。当飞机在空中飞行且产生电力的发动机发生故障时，由于速压很大，对开舱门会张开，形成开缝，此时气流从开缝进入整流罩，在整流罩内形成紊流，会对整流罩及其内部结构和舱门等形成不利影响，因此存放RAT的对开舱门既需满足整流罩气动外形及结构密封要求，又要可以在紧急状态下能够打开。

发明内容

本发明的目的是提供一种对开舱门结构及其设计方法，用于解决上述任一问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种对开舱门设计方法，用于减小对开舱门的开缝，所述对开舱门位于整流罩底部，对开舱门设计包括对所述对开舱门的外形设计和对所述对开舱门的转轴位置的设计，其中：

对所述对开舱门的外形设计：根据所述对开舱门的气动载荷减小所述对开舱门的曲率，使得对开舱门承受的侧向载荷减小；

对所述对开舱门的转轴位置的设计：根据所得到的对开舱门外形，设置对开舱门的转轴位置，所述转轴的轴心靠近所述对开舱门，以及转轴的轴心靠近对开舱门的边缘。

在本发明的上述技术方案中，优选的还包括对所述对开舱门的刚度设计，所述对开舱门采用蜂窝夹心结构制成。

在本发明的上述技术方案中，优选的所述蜂窝夹心结构为六边形蜂窝。

本发明还提供了一种对开舱门结构，所述对开舱门结构包括

整流罩；以及

能绕转轴转动的两个舱门，两个所述舱门对开设置形成对开舱门，所述舱门具有转轴边缘与开缝边缘，两边缘的连线为曲率，所述曲率趋向于零，所述转轴与机身结构或整流罩固定，以及所述转轴设置于接近舱门面和接近于舱门的转轴边缘位置处；

拉杆连接于舱门的开缝侧，提供力的支持。

在本发明的上述技术方案中，优选的所述舱门采用蜂窝夹心结构制成。

在本发明的上述技术方案中，优选的所述蜂窝夹心结构为六边形蜂窝。

本发明的通过改变舱门的外形以及提高其自身刚度，改变舱门的悬挂铰链点的位置有效地减小对开舱门开缝，使得对开舱门开缝变形满足使用要求。将对开舱门的开缝变形对飞机的不利影响降到最低。本发明的对开舱门结构及其设计方法解决了现有的RAT对开舱门在飞行中，对开舱门开缝过大的问题，保证了飞机安全。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为飞行中舱门开缝变形示意图。

图2为舱门外形及载荷分部示意图。

图3为本发明一实施例的舱门外形及载荷分布示意图。

图4为本发明的设置转轴水平位置的对比图。

图5为本发明的设置转轴竖直位置的对比图。

图6为本发明一实施例的舱门理论位置与开缝位置对比图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为区分原有的对开舱门结构及本发明的对开舱门结构，在原有对开舱门结构中的原整流罩1’、原舱门2’、原舱门转轴3’和原舱门拉杆4’等附带“’”标记，而本发明中的整流罩1、舱门2、舱门转轴3和舱门拉杆4等虽与原结构中的相应部件为相同的部件，但是两者经从新设计后实现不同的功能，因此加以区分。

如图1所示，存放RAT的原舱门2’位于原整流罩1’的底部，在飞机主要电源失效时，打开原舱门2’放下RAT，以便RAT可以为飞机提供紧急电源，使飞机能够安全着陆。由于主要电源失效、紧急供电的RAT未放下工作，因此原舱门2’的打开将采用机械式，以及原舱门2’的打开应较为容易，但是打开容易也会造成其关闭不严的问题，在其关闭不严的情况下，外界气流容易从开缝处流入，在原整流罩1’内部形成紊流，并对原整流罩1’内部的某些设备造成损坏。因此，原舱门2’的易打开与关闭严是一个矛盾的问题。在图1中，原舱门2’的理论位置应为W1处，原舱门2’实际张开位置为W2处。

如图2所示，原整流罩1’的底部为原舱门2’，原舱门2’的铰链点在其内部，原舱门拉杆4’钩住或连接于原舱门2’的开缝侧，原舱门2’在飞机高速飞行于高空中时，由于速压的作用(原舱门2’外部气流速度大、压力小，原舱门2’内部气流速度小、压力大)，使得原舱门2’承受向外的气动载荷，但原舱门2’不仅承受侧向气动载荷，还承受垂向气动载荷，使得原舱门2’的变形较大，开缝便较大，原舱门2’由理论位置W1处变为实际张开位置W2处(张开角度仅为示意，实际张开角度可能小于示意张开角度)。

因此，为了解决原舱门2’开缝角度过大的问题，本发明的技术方案如下：

如图3所示，本发明的对开舱门设计方法通过设计对开舱门的外形、悬挂对开舱门铰链点(即转轴3)的位置以及对开舱门的自身刚度，从而有效减小了对开舱门的开缝，使得对开舱门的开缝变形满足使用要求，将对开舱门开缝变形对飞机的不利影响降到最低。本发明的对开舱门设计方法包括：

(1)改变对开舱门的外形

原舱门2’的外形及载荷分布见图2，本发明的舱门2的外形及载荷分布见图3，通过改变舱门2的外形以改变舱门承受的气动载荷分布，在本发明中，将舱门2的曲率设计成逐渐平缓的样式，从而使得舱门2的承受的侧向分力载荷减小，使得舱门2所承受载荷状况更有利于减小两舱门形成的对开舱门的开缝。

(2)调节对开舱门转轴的位置

对开舱门的开缝随铰链点(转轴3)距舱门2外形面的距离增大而增大，随铰链点(转轴3)距舱门2转轴边缘的距离增大而增大，故调节舱门2铰链点(转轴3)的空间位置。调节转轴3与舱门2外形面的距离见图4所示，由于铰链点距舱门外形面的距离越大，对开舱门的开缝越大，因此本发明中将铰链点设置于靠近对开舱门的外形面位置处，在图4中依次对铰链点在竖直方向(转轴3与舱门外形面的距离方向)的位置进行调节，间距为30，图中示意了间距从120依次递减为0的情况，在本发明中优选的将铰链点的位置设置于趋近0的位置。之后，调节转轴3与舱门3开缝边缘的距离见图5所示，在图5中依次对铰链点在水平方向(平行于舱门2)的位置进行调节，间距为30，图中示意了铰链点的设置自开缝边缘依次指向转轴边缘方向，距离为45依次递减至-15，在本发明中优选的将铰链点的位置设置于图5中0所示的位置，即舱门2的转轴边缘(靠近整流罩1的边缘)，因此，对开舱门的理论最佳外形及转轴的最佳位置如图6所示，对开舱门的外形基本成平面型，即对开舱门的曲率趋向或接近于零，即曲率最为平缓，转轴3的位置为综合图4和图5中的“0”位置为最佳位置，对开舱门的理论位置S1与开缝位置S2的最佳对比也可从图6中看到。

(3)调节对开舱门的自身刚度

从上述几副附图中可以看到，对开舱门在飞行中承受的气动载荷较大，而现有对开舱门采用单层金属板或局部加厚的单层金属板设计，如此设计要么强度不够(单层金属板)，要么使得对开舱门的重量加重(局部加厚)，因此在本发明中对开舱门结构采用全高度蜂窝夹芯结构以提供足够的强度，以控制舱门2的自身变形，在本发明实施例中，蜂窝结构优先采用正六边形。

本发明通过对对开舱门的外形设计以减小对开舱门的载荷侧向分力、对固定对开舱门的转轴3位置设计及对对开舱门本身刚度加强等措施，使得重新设计后的对开舱门结构通过飞行试验验证，满足飞机正常飞行要求。

因此，通过本发明的上述对开舱门设计方法可得到本发明另一技术方案，即对开舱门结构。对开舱门结构包括整流罩1和舱门2，整流罩1与原整流罩1’可以相同，也可以对原整流罩1’稍微改动，将其与原舱门2’接触的一侧由垂向改为横向(参见图2和图3)。舱门2为两个，两个舱门2对开设置以形成对开舱门，舱门2能够绕转轴3转动，舱门2的两边缘分别为转轴边缘和开缝边缘，转轴边缘即安装转轴3的一侧，开缝边缘即两舱门形成的开缝处，两边缘的连线为曲率，使得曲率趋向于零即使得舱门2趋向于为一个平面，因此减少了侧向气动载荷，转轴3与机身结构或整流罩1固定，转轴3设置于接近舱门面和接近于舱门的边缘位置处(参见图6)，最后用拉杆4连接于舱门2的开缝侧，为舱门提供拉力即可实现减少对开舱门的开缝。

在本发明中优选的是，舱门2采用蜂窝夹心结构制成。进一步地，蜂窝夹心结构为六边形蜂窝。

本发明通过改变舱门2的外形以及提高其自身刚度，改变舱门2的悬挂铰链点的位置有效地减小对开舱门开缝，使得对开舱门开缝变形满足使用要求。将对开舱门的开缝变形对飞机的不利影响降到最低。

本发明的对开舱门结构及其设计方法解决了现有的RAT对开舱门在飞行中，对开舱门开缝过大的问题，保证了飞机安全。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种对开舱门设计方法，用于减小对开舱门的开缝，所述对开舱门位于整流罩(1)底部，其特征在于，对开舱门设计包括对所述对开舱门的外形设计和对所述对开舱门的转轴位置的设计，其中：

对所述对开舱门的外形设计：根据所述对开舱门的气动载荷减小所述对开舱门的曲率，使得对开舱门承受的侧向载荷减小；

对所述对开舱门的转轴位置的设计：根据所得到的对开舱门外形，设置对开舱门的转轴位置，所述转轴的轴心靠近所述对开舱门，以及转轴的轴心靠近对开舱门的边缘。

2.根据权利要求1所述的对开舱门设计方法，其特征在于，还包括对所述对开舱门的刚度设计，所述对开舱门采用蜂窝夹心结构制成。

3.根据权利要求2所述的对开舱门设计方法，其特征在于，所述蜂窝夹心结构为六边形蜂窝。

4.一种对开舱门结构，其特征在于，所述对开舱门结构包括

整流罩(1)；以及

能绕转轴(3)转动的两个舱门(2)，两个所述舱门(2)对开设置形成对开舱门，所述舱门(2)具有转轴边缘与开缝边缘，两边缘的连线为曲率，所述曲率趋向于零，所述转轴(3)与机身结构或整流罩(1)固定，以及所述转轴(3)设置于接近舱门面和接近于舱门(2)的转轴边缘位置处；

拉杆(4)连接于舱门(2)的开缝侧，提供力的支持。

5.根据权利要求4所述的对开舱门结构，其特征在于，所述舱门(2)采用蜂窝夹心结构制成。

6.根据权利要求5所述的对开舱门结构，其特征在于，所述蜂窝夹心结构为六边形蜂窝。