舱门

摘要： 为了研究直升机前飞时不同舱门打开程度对机身气动性能的影响,采用基于SST k-ω(k-ω shear-stress-transport)模型的计算流体力学方法,对舱门开度1/4、1/2、3/4、全开4种情况进行数值模拟,计算得到直升机机身的阻力、滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩等参数,通过流场分析,研究了舱门开启程度对机身气动特性的影响。研究结果表明:舱门开启后,机身流场不对称现象明显,机身内部形成空腔流动,使机身阻力、俯仰力矩、偏航力矩增加。

摘要： 针对空间大通径锥形网格筋舱门结构复杂刚性差、精度高、加工易变形等难题,基于弹塑性变形理论推导出网格筋锥形舱门中性层位置,通过设计舱门工艺展开模型实现其近似展开。分析了薄壁弱刚性材料塑性弯曲回弹机理,基于几何特性和材料性能参数建立了回弹前后曲率半径的变化模型,提出舱门滚弯成形回弹补偿方法。研究了蠕变时效回弹量与蠕变时间、蠕变温度的变化规律,在保证舱门的尺寸精度及材料性能满足要求的条件下,选择蠕变时效最佳工艺参数补偿回弹引起的形面误差,满足设计容差要求。

摘要： 针对现代战争以及抗洪抢险中,对直升机的战略物资装载、投放的效率要求越来越高。以直升机舱门液压收放系统设计切入点,利用AMESim软件对直升机舱门液压收放系统进行系统建模,参数设置,仿真计算,并得到了舱门收放时间的曲线变化图,基于仿真计算结果,搭建直升机舱门液压收放系统试验台,测试直升机舱门的最佳收放时间,最后对仿真与试验的结果进行对比分析。

摘要： 文章讨论民用飞机舱门结构最佳设计方案。了解设计基本要求,随之总结导向槽优化设计思路、选材与参数设定、建模环节设计的要点,最后从制造与安装、齿形公差分配、计算孔径尺寸、材料纤维方向四方面展开分析,提出导向槽优化设计建议。通过建模与拓扑优化分析,使导向槽功能、性能得到优化,同时完善了舱门结构,以期能够为今后民用飞机舱门设计积累经验。

摘要： 解析与舱门及其密封件形变相关的适航规章和条款,研究确定与形变相关的主要适航要求。构建基于SolidWorks的舱门及其密封件形变分析模型,开展极高低温、水平突风及其组合条件下舱门及其密封件形变的详细分析,提出基于仿真的舱门及其密封件形变适航符合性验证流程。开展基于虚力原理的舱门挡块部位的形变分析,并与仿真进行了比较研究。结果表明,讨论的舱门及其密封件形变仿真方法和适航符合性验证流程是合理可行的。

摘要： 在未来飞机多/全电化和机电综合管理的发展趋势下,舱门作动器逐渐由机电作动取代了传统的液压、机械作动。针对目前民用飞机舱门分散式独立控制杂、乱、散的局面,提出一种用于电作动舱门的集中式控制方案。对该集中式控制方案下如何实现电机的伺服控制、舱门的并行控制以及接近传感器感应距离值的修改进行设计,并搭建舱门作动系统模拟装置及电机加载试验平台,对集中式控制的架构及电机伺服控制进行试验验证。结果表明:本文提出的电作动舱门集中式控制方案是可行的,该方案能够大幅减少舱门线缆数量,降低舱门系统的复杂度,提高系统可靠性及可维护性。

摘要： 随着工业水平发展和科技的进步,飞机制造装配也逐步从模拟量传递向数字量传递转变。高度数字化带来的灵活性、快速性、准确性使得数字化装配协调方式成为了未来发展的趋势,但目前国内数字量传递方式技术上还不够成熟。通过对某型号飞机应急门的装配协调方式进行研究和验证,探索数字量与模拟量相结合在飞机舱门装配中的应用。通过结合实际情况对比分析,选择采用数字量-模拟量的协调方式,在数字量装配的过程中适当引入标准工装辅助完成应急舱门的装配工作。并对比在目前技术水平条件下,数字量传递方式与数字量-模拟量传递方式对舱门装配协调产生的影响,验证了数字量-模拟量协调方式的优化效果,为其他型号飞机或其他舱门的装配协调工作提供参考。

摘要： 现代民用飞机的登机门、应急门等舱门多采用半堵塞式方案,这类舱门的部分结构,如导向轴、止动块等,大于门框的净开口尺寸。在承受正压载荷时,舱门止动块和门框止动块接触,同时导向轴和导向槽需要保持足够的间隙以保证增压载荷全部通过止动块传递至机身。在破损安全工况中,当某一止动块破损时,舱门变形可能导致导向轴和导向槽接触从而将一部分载荷传递至机身,显然这取决于二者之间的间隙大小。传统的破损安全分析中多忽略导向轴和导向槽之间的间隙,认为止动块破损后相邻的导向轴一定会承担一部分增压载荷。以某型飞机的半堵塞式登机门为研究对象,使用MSC/NASTRAN的线性间隙单元模拟导向轴和导向槽的初始间隙,对破损安全工况下登机门的受力情况进行分析,结合未考虑初始间隙的分析结果进行讨论,对比结果说明了线性间隙单元在民用飞机破损安全工况分析中的作用,进一步揭示了设计间隙对于载荷分配的影响规律,从强度角度给出舱门关键传力部件的设计依据。

摘要： 目的研究舱门结构振动特性对舱室声场特性的影响与控制方法。方法基于声固耦合分析方法,对典型舱门结构的振动声辐射特性进行仿真分析,研究材料、板厚以及阻尼层对舱门结构声辐射特性的影响规律。建立舱室声学分析模型,分析舱门结构振动对舱室声学环境的影响。结果计算了典型舱门结构的固有频率和声辐射特性,舱门结构在固有频率处容易辐射出较大的噪声能量。通过分析舱室典型位置声压频率响应可知,声压峰值频率以舱室模态频率为主,且响应最大值出现在舱门结构频率和舱室模态频率重合处。仿真分析结果显示,采用在舱门表面增加约束阻尼层的降噪方法,可以有效降低舱室噪声。结论舱门结构振动模态频率与舱室声学模态频率的重合产生较大的共鸣噪声。在舱门上增加约束阻尼层是一种简易且有效的舱室噪声控制措施。

摘要： 舱门是飞机结构的重要部件,舱门试验是验证舱门设计满足可靠性、安全性、适航要求的重要手段。民用飞机舱门试验包括设计验证试验和适航验证试验,结合民用飞机舱门研制的经验和教训,本文研究总结了舱门研制过程中,应当开展的试验项目和内容,指出了试验的试验目的、试验意义和开展试验的必要性,给出了试验台架设计建议。本文研究对于舱门满足功能、性能等设计要求、使用要求、持续适航要求以及在设计阶段制定合理的试验规划,具有一定的参考价值。

摘要： 内埋弹舱是现代军用飞机的重要部件.开舱情况下,形成空腔流动,具有复杂自激振荡现象,在高动压情况下造成很强动载荷,对飞机气动、结构和操稳产生很大的影响.对于弹舱流动的研究大多针对没有舱门的干净空腔简化模型,而对舱门影响的研究相对较少.已有的对舱门影响的研究表现出一些不一致的结果,对其影响机理的解释不够全面.在本文中,使用IDDES湍流模拟方法和重叠网格技术模拟马赫数为0.6和1.5时带有双门的简化弹舱模型(L:D:W=6:2:1)的流动.本文模拟了不同开门角度下的非定常流动.借助平均流动模式、相干结构、混合层厚度变化、雷诺应力特征等一系列指标对结果进行分析,并与其它研究结果进行比较,总结了舱门对空腔流动的影响.依赖于来流马赫数,舱门的存在可能影响空腔流混合层的不稳定特性,进而对腔体中的噪声产生影响.此外,平均流动模式的变化也很重要.在超声速条件下,如果门足够厚并且面积足够大,门之间的流动会被严重压缩.压缩后的气流将混合层推入空腔,将更多的脉动带入腔体,使噪声明显增加.对于长深比较大的干净空腔,混合层也会向下弯曲进入腔内.这使得舱门和混合层之间的相互作用减弱.这种情况下,如果腔体上方的流动没有足够的挤压效应,则舱门几乎不会增加噪声.以上结论均在舱门的开启角度足够大的情况下得出.当舱门开启角度较小时,由于舱门阻碍了外部动能流入腔体,腔体中的噪声总是低于空腔流动.

摘要： 客机舱门密封的作用是防止客舱内漏气或失压现象的发生,直接影响着客机的飞行安全.舱门密封失效一般会导致Ⅲ级飞行事故,严重时也可能导致舱门偶然打开引起灾难性的故障,而舱门密封系统的气密性能与密封结构的设计密切相关.针对大型宽体客机舱门常见的密封结构形式进行研究,得出舱门密封的基本结构形式.

摘要： 文章介绍了为了减小舱门快速检漏仪校准不确定度,实现不同温度下对神舟飞船舱门快速检漏仪的精确校准,通过理论研究,设计了神舟飞船舱门快速检漏仪校准装置.神舟飞船舱门快速检漏仪校准装置采用了比较法,主要由正压标准流量系统、校准系统、温控系统、充气和抽气系统等四部分组成.神舟飞船舱门快速检漏仪校准装置校准范围为(2×10-7～1×103) Pa·m3/s,合成标准不确定度为7.5％.

摘要： 文章对某型号舱门密封技术作了简单介绍,给出了两种不同的检漏方法,并分析得出了对应的线性关系,为进一步研究舱门密封技术提供了试验依据.

摘要： 介绍了神舟飞船舱门快速检漏仪的研制、小容积低压强正压检漏技术、主要技术特点,以及实际应用结果,并探讨了进一步研究的方向和推广应用前景.

摘要： 舱门是载人航天器的重要组成部分,在分析了国内外载人航天器舱门特点的基础上,本文提出了电动兼手动操作的舱门锁紧与开锁机构方案,设计了电动/手动切换机构;进行了舱门机构运动学仿真.仿真结果与理论分析结果基本吻合.该电动兼手动舱门的研究对于载人航天器出舱活动(EVA)和交会对接(RVD)舱门技术发展具有促进作用.

摘要： 移动恒温采拭防护舱,包括舱体、舱门和检测窗,舱体的前侧设置舱门,舱体的两侧设置有检测窗,检测窗上开设有检测孔,检测孔上密封安装有医用手套,检测窗的外侧还设置有用于放置器具的处理台;能够改善医护人员的工作环境、避免交叉感染.该移动恒温采拭防护舱装置具有采样快捷、气密性强、机动性强、快速安装的优势.全面有效保护、工作高效快捷,该移动恒温采拭防护舱装置具有采样快捷、气密性强、机动性强、8级净化、快速安装的优势.可以安装在医院、学校、机场、车站、露天等公共场所.

摘要： 本文详细阐述了系统功能危害性分析的目的、分析方法以及要求.另外,以某型号民用飞机舱门系统为例,对其部分功能进行了功能危害性评估,并给出了初步的舱门功能安全性设计概率要求以及验证方法.该型号飞机总共布置了八个舱门，分别是前后登机门、前后服务门、左右翼上应急门、前后货舱门。为简化分析内容，本为仅针对一个功能进行简要分析：提供门的紧急撤离功能。分析结果得知，此功能存在五种可能的功能失效状态。而其中最严重的失效状态是：如果多个应急出口在需要时无法打开。此失效状态将导致应急撤离效率被严重削弱，会大幅降低机组人员处理紧急操作状态的能力，从而有可能引发灾难性的事故。因此，根据适航以及航空公司要求，此功能失效发生的概率必须小于1.00E-09。而且需要通过模拟以及失效分析对此项安全性要求进行验证。

摘要： 文章介绍了航天器密封舱气压平衡阀可靠性分析、试验方案的设计、可靠性试验评价方法.通过获得的可靠性试验数据对于阀门的可靠性进行了分析和评价,为航天器任务的顺利完成提供有利的保证.

摘要： 文章介绍了航天器密封舱气压平衡阀可靠性分析、试验方案的设计、可靠性试验评价方法.通过获得的可靠性试验数据对于阀门的可靠性进行了分析和评价,为航天器任务的顺利完成提供有利的保证.

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的非固连式舱门铰链机构，包括：铰链臂，铰链臂的一端可转动地连接到飞行器的机身，并且铰链臂的另一端可转动地连接到飞行器的舱门本体的一部分；以及连接螺栓，连接螺栓在穿过铰链臂之后连接到飞行器的舱门本体的另一部分。连接螺栓位于铰链臂内侧的部段上设有弹性构件，弹性构件靠近铰链臂的一端是可移动的，而弹性构件远离铰链臂的一端是被约束的。在压力作用下，机身与舱门的不匹配度会造成舱门本体与铰链臂的连接区域产生附加弯矩。由于连接螺栓可在铰链臂的通孔内产生一定的刚性位移，舱门本体由此产生一定的位移量，以消除舱门本体与机身之间的间隙。

摘要： 本发明的目的在于提供一种舱门驱动组件、起落架舱门组件及舱门驱动组件设计方法。为实现前述目的的舱门驱动组件包括致动单元以及一对拉杆，致动单元包括可作线性位移的杆件，每个拉杆的一端与杆件的端部彼此可相对转动地连接，另一端用于与舱门连接。具有本构型的舱门驱动组件中结构简单，易于实现以及装配。同时，相对现有舱门驱动组件中设置多个连接点的方式，根据本申请所记载的舱门驱动组件中的连接点个数少，相对现有方案其后期损坏概率更低，从而能降低维护成本。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的非固连式舱门铰链机构，包括：铰链臂，铰链臂的一端可转动地连接到飞行器的机身，并且铰链臂的另一端可转动地连接到飞行器的舱门本体的一部分；以及连接螺栓，连接螺栓在穿过铰链臂之后连接到飞行器的舱门本体的另一部分。连接螺栓位于铰链臂内侧的部段上设有弹性构件，弹性构件靠近铰链臂的一端是可移动的，而弹性构件远离铰链臂的一端是被约束的。在压力作用下，机身与舱门的不匹配度会造成舱门本体与铰链臂的连接区域产生附加弯矩。由于连接螺栓可在铰链臂的通孔内产生一定的刚性位移，舱门本体由此产生一定的位移量，以消除舱门本体与机身之间的间隙。

摘要： 本发明涉及一种单向式舱门开启装置，包括：锁片套筒(7)，锁片套筒(7)沿舱门锁轴(8)的轴向与舱门锁轴(8)连接；为舱门开启装置提供动力的至少一个驱动装置(3、4)；作动器连接件(1)，作动器连接件(1)的一端与驱动装置(3、4)接合；锁柱(6)，锁柱(6)与作动器连接件(1)的另一端连接并且具有沿舱门锁轴(8)的径向向外突出的凸片形式。锁柱(6)还包括在其凸片的顶端处或附近沿轴向朝向锁片套筒(7)突出的抵接突起部(6a)，抵接突起部(6a)在作动器连接件(1)转动过程中能与锁片套筒(7)相抵接。本发明的舱门开启装置构造简单、响应迅速且能够有效确保舱门使用的安全性及可靠性。

摘要： 用于致动舱门装置（3）的舱门（2）的舱门致动设备（1），舱门装置（3）适于被放置在或位于塔结构内，尤其是风力涡轮机的塔结构内，包括：适于被放置在或位于塔结构的两个轴向相邻的内部空间（5、6）之间且包括舱门（2）的舱门装置（3），舱门（2）被可移动地支撑在两个内部空间（5、6）之间的通道未被阻塞的打开位置和两个内部空间（5、6）之间的通道被阻塞的关闭位置之间；用于致动舱门（2）且被相对于舱门装置（3）可移动地支撑的舱门致动装置（8），其以下述方式与舱门（2）耦接：通过朝向舱门装置（3）移动舱门致动装置（8），力被施加到舱门（2），该力将舱门（2）移动到其打开位置或将舱门（2）固定在其打开位置。

摘要： 本发明公开了一种空间站舱门，包括压紧组件(1)，压紧组件具有手柄部和压紧部，压紧组件在靠近压紧部的位置铰接于门框组件(2)的上部，包括舱门组件(3)，在空间站舱门闭合的状态下，密封套的边缘部的上表面与密封压块密封地紧密接触；边缘部的下表面与门框组件的下部的上表面密封地紧密接触。本发明提供的舱门的密封结构简单，易于操作，只需手动将压紧组件转动到压紧位置，就能够一次性完成对多级密封结构的密封操作；且使用本发明提供的装调方法能够显著降低装配密封结构时的装配难度，航天员在轨时，只需简单安装，对密封元件进行调整即可完成装配，装配步骤简单，效率高。能够降低对航天员装配操作的难度。

摘要： 本发明提供一种复合材料舱门一体成型制作方法及复合材料舱门，包括：以模具型面线为铺贴基准将外蒙皮铺贴在模具上；采用第一真空袋膜至少盖设于所述外蒙皮与所述模具之间的安装间隙，并进行抽真空；在模具定位点放置泡沫定位工装，并在所述泡沫定位工装铺设泡沫夹心材料，将所述泡沫夹心材料一侧与所述外蒙皮紧密连接；取出所述泡沫定位工装，并铺设内蒙皮；采用第二真空袋膜对所述外蒙皮和所述内蒙皮抽真空，并灌注树脂后固化成型，得到预制件；脱模，并对所述预制件进行加工。通过上述方式，生产的复合材料舱门复合轻量化要求且整体结构强度更高、通用性更强。

摘要： 本发明提出一种舱门替换方法及可替换式舱门系统，包括冷库、存储柜、前舱门和后舱门，冷库上设有门框；存储柜穿过门框前，前舱门位于门框上，后舱门位于存储柜的尾部；存储柜穿过门框过程中，前舱门位于存储柜头部，后舱门位于存储柜的尾部，且存储柜的尺寸与门框的尺寸对应；存储柜穿过门框后，前舱门位于存储柜头部，后舱门位于门框上。本发明产生的有益效果是：在存储柜进出冷库时，取消了舱门完全打开的过程，在存储柜对冷库门贴合后舱门打开，在存储柜进入冷库后立即关闭舱门，实现“不开门”就能使存储柜进出冷库的效果，减少了因舱门开关造成的冷量流失和能量损耗，能更好的保证冷库的制冷保存效果。

摘要： 本申请实施例公开了一种舱门控制设备、飞机及舱门控制方法，其中，舱门控制设备，应用于飞机，包括：第一电源接口；舱门操作模块，舱门操作模块包括作动器和第一控制模块，作动器用于控制舱门的开启或关闭，第一控制模块用于根据作动器的状态控制作动器处于工作状态或非工作状态；第二控制模块，设置在舱门操作模块与第一电源接口之间，第二控制模块用于根据舱门的状态控制第一电源接口给舱门操作模块的作动器供电或断电；当舱门的状态满足第一预设条件，且作动器的状态满足第二预设条件时，第一控制模块和第二控制模块控制第一电源接口给作动器供电，且控制作动器处于工作状态。本申请实施例提高了舱门操作的安全性。

摘要： 本实用新型公开了一种舱门框架和具有该舱门框架的舱门以及使用该舱门的机器。所述舱门框架包括U形管件，所述U形管件由单个一根沿着长度方向连续的管件形成，所述U形管件的横截面是由连续的闭合形状形成的异型截面。所述舱门框架还包括梁，所述梁固定地连接在所述U形管件的开口侧的两个端部之间。上述舱门框架减轻了制造时的工作强度并易于保证舱门框架的整体刚度。