自动舱门（共7篇）
自动舱门 篇1
0引言
随着科学技术的日益进步,人们对各种系统的要求程度也不断提高,即使是运行性能良好的系统也需要进行动态特性分析。目前多数系统是集机和电等多种能量形式并存的多体机械系统,要研究它的动态特性,利用现有的一些模拟仿真方法就显得不尽如人意, 相对来说有一定的局限性。解决这一问题,键合图法是理想的选择,它可以很好地实现多能域复杂系统的动态分析建模仿真[1]。
1键合图简介
1.1键合图法的优点
以能量守恒原理为基础的键合图理论,应用统一的方式处理多种能量形式并存系统的建模与仿真问题[2],与其他分析方法相比,键合图方法具有许多优势和独到之处:
(1)符号和概念相统一。由于不同的能域系统各自形成了一套概念、理论和符号,在多能域耦合的机电系统中,往往存在着能域间量纲不同无法转换,或量纲相同但物理意义不同的状况,这都给建模和求解带来一定难度,键合图则运用一整套概念体系和二元符号将系统中不同能域的概念、理论和符号统一起来。
(2)较强的规范性。键合图模型与具体物理模型结构上存在着一一对应的关系,与数学模型之间在逻辑上具有确定的一致性,所以在确定物理模型以后,根据这种对应关系和一定的规则便可建立系统的键合图模型和状态方程。
(3)抽象和具象相统一。键合图通过“0”、“1”结点和惯性元件“I”、容性元件“C”、阻性元件“R”、回转器“GY”、变换器“TF”等及因果关系线直接与数学模型建立映射关系[3]。
1.2键合图的基本元件
在键合图理论中,要实现机电一体化系统的功能要求,对于不同能量范畴的具体元件分别用惯性元件I、阻性元件R、容性元件C等将这些具体元件结合起来,通过变换器TF、回转器GY、结点 “0-”及结点 “1-”描述其物理系统的能量转换[4]。用“0-”结相连的各键流的代数和为零,用“1-”结相连的各键势的代数和为零。
1.2.1势源和流源
势源Se以势作用于其他键合图元,流源Sf以流作用于其他键合图元[5],它们有如图1所示的唯一的因果关系。
1.2.2惯性元件
惯性元件I的因果关系有两种,如图2所示。
对于图2(a),在线性情况下,其静态关系为:
其中:f为流变量;I为线性惯量参数;P为动量变量;e为势变量。
对于图2(b),在线性情况下,其静态关系为:
1.2.3阻性元件
阻性元件R也有两种可能的因果关系,如图3所示。
对于线性阻性元件,图3(a)对应的静态关系为:
其中:R为线性阻抗参数。
图3(b)对应的静态关系为:
1.2.4变换器
变换器的特点是在任一瞬间,其变换前后的功率相等,变换前后的势和流存在一定的比例关系,两种可能的因果关系如图4所示。其特性方程如下:
第一种因果关系
第二种因果关系:
其中:m为变换器的模数;下标1、2分别为变换前、后的流变量。两种因果关系完全可以根据需要来指定。
2电动舱门驱动系统
本文的电动舱门驱动系统是某无人值守操控系统的一部分,该操控系统较多安放在条件比较复杂的偏远地带,经常会受到不良因素的影响,工作环境恶劣。 考虑到这些因素的影响,设计时在此系统的外面加上舱门,起一定的保护作用,用电动机来驱动舱门的开启与关闭。本文以舱门平移运动驱动系统为例进行分析。舱门平移运动驱动系统主要包括电动机、传动装置和舱门,以电动机作为原动力,带动传动系统工作, 最终将动力传送到舱门上,实现舱门的开关动作。传动装置采用齿轮减速器和滚珠丝杠,舱门驱动系统结构原理图如图5所示。
结合实际需要,设定舱门质量为50kg,需要在4s之内移动500mm的距离。根据分析,选择电机的型号为ZD-55型直流电动机,其额定电压为27V,额定电流4A,额定功率为55W,额定转速为(5 000±500) r/min。齿轮减速器的传动比为4,效率为95%。滚珠螺杆的有效行程l=600mm,导程为10mm ,传动效率为79%。
3电动舱门驱动系统键合图模型与状态仿真
3.1键合图模型及状态方程
结合键合图的基本原理,建立的电动舱门驱动系统键合图如图6所示。
用m12、m23、m34和η12、η23、η34分别表示各相邻运动构件间的速比和效率,E表示能量。令k2=m12,k3=m12m23,k4=m12m23m34;H2=η12,H3=η12η23,H4= η12η23η34。
图6中的4部分键合图都采用了“1-”结,由于用 “1-”结相连的各根键上势的代数和为零,因此可列出其势方程为:
其中:S(f1)为电动机的势源;R1(f1)为电机的 阻尼力,与速度的平 方成正比;f1、f2、f3、f4分别为图6 (a)、图6(b)、图6(c)、图6(d)中的流变量,它们的关系为f2=k2f1、f3=k3f1、f4=k4f1。
根据键合元件的因果关系:,所以。同理,。代入式(7) 整理得:
所以,自动舱门驱动系统的动力学方程为:
其中:q1为电机转 动角度。 电机串电 阻启动时 的S(f1)为:
其中:a1、b1、a2、b2、a3、b3为常数;n1、n2为不同阶段的转速。
3.2MATLAB仿真
假定电动舱门传动机构各参数为:k2=0.25,k3= 0.25,k4=0.4×10-3;H2=95%,H3=95%,H4= 79%;I1=8.04×10-4kg·m2,I2=3.25×10-3kg· m2,I3=1.06×10-4kg·m2,I4=50kg·m2;E2=E3= 0.005N·m,E4=70.8N·m;R1=R2=R3=R4=0.05 (归一化处理,无量纲)。
把以上各参数和数据代入式 (9),并运用MATLAB程序对方程进行动态仿真,设定仿真时间为5s, 仿真结果如图7和图8所示。
由MATLAB仿真图可以看出,机构带动舱门完成500mm的移动,大约需要4s的时间,性能指标符合要求,此结果表明所选各元件及参数都能满足设计要求。
4结论
本文通过对机电一体化的自动舱门驱动系统案例分析,建立键合图模型,并进行MATLAB仿真,得出这样的结论:1通过键合图能够检测出系统各元件主要参数选取的合理性,并为现有参数是否需要修改提供依据;2在分析自动舱门驱动系统的特性时,采用了键合图法,建模直观,仿真结果可直接反映各选取参数对系统动态响应的影响,具有很大的优势。
摘要：介绍了键合图的基本原理,并以自动舱门驱动系统为例,根据各部分特性及相互作用,运用键合图理论建立系统的键合图模型,列写状态方程,利用MATLAB软件进行仿真,并根据仿真结果检验系统各参数选择的合理性。
关键词：键合图,自动舱门,驱动系统,仿真
自动舱门 篇2
关键词：铰链接头 高频涡流 探头 表面裂纹
1.背景概述
B737-NG飞机内侧主起落架舱门铰链接头圆弧过渡区、铆钉孔周围是应力较为集中，最易产生疲劳裂纹的地方。波音公司连续收到几家运营商的报告，在内侧主起落架舱门铰链接头圆弧过渡区处发现疲劳裂纹，随后波音发出服务通告SB737-52A1167-00对其进行检查，我公司也专门针对此项工作发布EO-B737-52-1005-R00进行专项检查。2012年2月，我公司NDT人员在对一架B737-NG飞机进行检查时，在铰链接头圆弧过渡区处发现一条疲劳裂纹
2.涡流检测的理论基础
涡流检测是以电磁感应原理为基础的，即检测线圈通以交变电流，线圈内交变电流的流动在线圈周围产生一个交变磁场。把一导体置于原磁场中时，在导体内将产生感应电流（即涡流），导体中的电特性（如电阻、磁导率等）变化时，将引起涡流的变化，从而导致涡流传感器的有关参数发生变化。
3.检查期限
飞机在总循环达到10000循环前完成首检，后续重检间隔为5500循环。
4.检查区域
飞机内侧主起落架舱门铰链接头。
5.检查方法
5.1参考手册
737NDT Part6，51-00-00 FIG-23
5.2工具设备
5.2.1仪器必须满足以下要求：
（a）有阻抗平面显示；
（b）能工作在50K-500KHz频段。
此次检查使用的仪器为：ELOTEST M3涡流检测仪
5.2.2探头必须满足以下要求：
（a）操作频率范围50K-500KHz；
（b）绝对式或差动式的屏蔽探头，线圈可以是比较式或反射式的。
此次检查使用的探头为：KAS 66-3 和 ABS MP-30 （50-500KHZ）
5.3检测准备
5.3.1接近检测区域：如图4所示；
5.3.2检测区域必须干净清洁，无划痕，砂眼，局部缺损，松动的漆层，加工痕迹，和其它有可能影响检测的完整性的不确定状况。
5.4仪器校验
5.5仪器校验
6.检测结果
6.1涡流信号的初步分析：
我公司NDT人员采用以上检测程序对一架737-NG飞机内侧主起落架舱门铰链接头圆弧过渡区进行高频涡流检查。虽然该信号并未超过平衡点20%，但因涡流信号受诸多因素的影响，且KAS-66探头受形状和尺寸的限制（角度探头，约120°角，直径约4.1mm），不便接近铰链接头圆弧过渡区处，为确认该信号的来源。故重新采用ABS MP-30 （50-500KHZ）探头（探头为笔式，直径约3.2mm），在同样的检测频率、增益的前提下，对该铰链接头进行检测得到信号。初步判断为铰链接头上的不连续性导致的信号。
6.2检测结果的验证：
涡流检测确认的信号只是初步判断铰链接头上存在不连续性，为进一步确认则需拆下该接头，清洗干净后用其它无损检测方法验证。
6.2.1目视检测验证
原理：目视检测是通过人的眼睛或眼睛与各种简易放大或辅助延伸工具相结合，对工件表面进行观察的检测方法，根据检测人员眼睛到被检测物体的光学路径是否中断，目视检测区分为直接目视检测和间接目视检测。
本次检测采用10倍放大镜进行直接目视检测，在圆弧过渡区发现一处长约15mm的裂纹。
6.2.2渗透检测验证
原理：渗透检测是一种以毛细作用为理论基础的用于检测非多孔性材料表面开口的不连续性的一种无损检测方法。通常将含有燃料的渗透剂施加到被检物体表面上，如果存在开口到表面的不连续。渗透剂在毛细作用下会进入到不连续中，去除表面多余的渗透剂并施加显像剂，不连续中的渗透剂会被吸出形成显示，从而检测出缺陷的形貌及分布状态。
7.检测注意事项及结论
7.1进行涡流检测时，所选用的探头除考虑其的电性能参数外，还需其结构尺寸是否能接近被检区域，要保证所选用的探头轴线与被检工件表面保持垂直，以便能在被检区域进行正常的扫查。
7.2涡流探头的直径与检测灵敏度成反比，为得到较高的灵敏度，可适当减小探头直径，至少要使其等于或者小于所要检测的缺陷长度。
7.3检测过程中，不要调节增益，增益的变化会导致设备的校准偏差，从而影响检测结果的准确性。
7.4涡流检测发现工件上疑似为不连续性产生的信号，可用其他无损检测方法验证，如目视检测、渗透检测等。但因各种方法的特点和局限性，倘若所采用的验证方法未发现疑似不连续性，也不能轻易否定涡流检测的结论。
7.5涡流检测干扰因素较多，即使有稍低于门限的信号，也不能轻易放过，要理性分析，规范操作，以防漏检。
7.6目视检测前应去除被检测表面的污染物，并在均匀柔和的光照条件下进行。
7.7渗透对表面预处理要求较高，表面预处理工序应将所有被检测表面的污物去除，暴露出缺陷的开口，这样才能使渗透剂进入缺陷里面。
8.结束语
通过此次对B737-NG飞机内侧主起落架舱门铰链接头进行涡流检测发现裂纹后，笔者修改了检测程序：将KAS-66探头更换为直径略小的ABS MP-30探头。在后续其它飞机同样的工作中，笔者通过涡流检测也多次发现铰链接头铆钉孔周围存在裂纹。此外，铰链接头凸耳也承受部分应力，也容易产生疲劳裂纹，此处可能需要通过超声探伤才能发现。以上只是我个人对此项工作的见解和猜想，因个人能力有限和理解的偏差，可能存在各种失误。针对此零件易产生裂纹的部位和相关的检测方法，还需要同行共同探讨，以便在今后的工作组不断改进。
参考文献：
[1]波音《737 Non-Destructive Testing Manual 》
[2]民航无损检测委员会编.《航空器涡流检测》.中国民航出版社，2009.4
[3]李家伟，陈积懋主编.《无损检测手册》.机械工业出版社，2002.1
舱门密封件设计 篇3
关键词：飞机设计,舱门,密封件
0 引言
现代飞机普遍采用气密舱设计,可有效防止风、灰尘、火和水的进入;防止客舱或气密舱内压力气体的泄露;提供旅客和驾驶员一个安全、舒适的环境[1]。机身气密舱设计包括结构连接之间密封设计,如使用密封胶进行的贴合面密封、填角密封等;机身开口区域的密封,如观察窗使用的橡胶垫片静态密封,舱门与机身之间的动态密封,其中舱门密封设计是气密舱设计的关键。
舱门密封件是保证飞机密封性的重要结构部件,直接影响着飞机的安全性与舒适性。密封件参数也是舱门设计的重要输入条件,直接关系着机构设计和结构布置[2]。舱门密封件设计既要保证飞机在使用的过程中能够起到很好的密封作用,又要保证关闭舱门的力不能太大。同时,舱门整体是一个活动构件,要求密封件实际使用的时候要具备足够适应装配误差的能力。
1 飞机常用密封件构型
飞机中常用的密封件形式有管状、扁平状、爪形等,表1中为典型密封件形式及各自特点,常用密封件已经在各型号飞机上得到广泛应用。
2 密封件设计因素分析
2.1 舱门开启方式
舱门一般通过铰链与门框结构相连接,简单舱门开启、关闭是以铰链为中心作圆弧运动,靠近转轴内侧密封件最先与门框发生挤压,侧边逐步与结构挡件发生挤压,舱门外侧密封件基本以正压的形式挤压在门框上,最终舱门关闭到位。
另外一种比较常见的开启方式:曲线提升+平移式的打开方式,舱门的打开或关闭过程基本以平行于门框偏移一定距离,然后以平行四边形平移打开。密封件在平移打开阶段不发生作用,在关门最终阶段或开启最初阶段与门框挡件发生滑动干涉作用,最终密封件以一定压缩量挤压在门框挡件上,启动密封作用。
2.2 结构变形
结构变形是影响密封性能的主要原因之一,门周边为机身高应力区域,主要承受机身轴向力,机身弯矩、扭矩引起的剪切载荷,舱内增压产生的压差载荷以及舱门在压差载荷作用下传递给门框的集中载荷。因此,舱门的锁闩,止动块数量、位置应考虑结构应力分布,使舱门、门框结构应力分布、结构变形趋于均匀;其次,舱门应采用预变形设计,在不同增压载荷下登机门设计不同的变形量以保证气密性要求。
2.3 偏差补偿
飞机结构在装配过程中因公差累积,以及装配应力、超差等因素,舱门、门框都会偏离理论位置,因此要求密封件具有一定的偏差补偿能力。橡胶密封件以高弹性高分子材料为基材,在比较小的载荷作用下能产生较大的变形,管状密封件因具有优异的公差补偿能力和更好的耐久性而成为现代飞机舱门密封件的主要形式。
2.4 产品外形
考虑舱门运动过程中减少与挡件干涉,最终密封件确定为中心气泡密封件,结构外形如图1所示。
3 产品验证
为了保证舱门密封性,需对舱门密封件进行验证分析,以保证舱门密封件设计的合理、正确性。
3.1 计算分析
建立有限元分析模型,模拟密封件在实际工作状态,输入周边结构模型,密封件材料特征参数,摩擦系数等,获得其变形、应力、应变的分布。
3.2 环境试验
考核密封件在高、低温环境,湿度环境,各种流体污染介质、霉菌环境的抵抗能力,保证密封件在各种环境下能够正常使用。
3.3 性能试验
考核密封件应力-应变试验,泄漏率试验,耐久性试验,补偿能力试验等。保证密封件在满足一定指标值,进行全面性能考核后,为最终密封件产品提供真实可靠的使用数据。
4 结论
舱门密封设计是一个复杂工程,密封件设计作为实现舱门密封的关键因素,它是各项性能指标平衡的综合体,不能特别强调某一方面的性能,而忽略掉其他性能,否则最终的气密要求会受到特别大影响。本文对舱门密封件设计考虑因素、验证试验要求进行一般分析,为舱门密封件设计提供参考。
参考文献
[1]《飞机设计手册》编辑委员会编.飞机设计手册第十册[M].国防工业出版社,1983.
水下开关舱门绞车的结构设计 篇4
某水下机器人工作时需要开启舱门。而在其他阶段,为减小其航行阻力和噪声,又要求舱门紧密关闭。这就要求设计一套水下开关舱门装置,其主要功能如下:1)%能实现舱门的开启和关闭动作,并要求舱门开启及关闭过程顺畅连续平稳,没有中途停顿、迟滞等现象;2)%水下机器人在舱门开启和关闭状态,能够保持舱门长时间锁紧。
1方案制定及工作原理
本方案采用水下绞车收缆、放缆来实现水下机器人舱门的关闭、开启动作。水下绞车装载在水下机器人上,主要由主控绞盘、辅控绞盘、钢丝绳、滑轮组件、电机等组成。舱门的开、关动作由主控绞盘来完成,辅控绞盘配合实现舱门的关紧。钢丝绳盘绕在主控绞盘的螺旋槽内,并利用卸扣和压板与绞盘固联,钢丝绳两端出头,分别通过一套滑轮组与舱门曲柄连接,绞盘正向旋转,两端出头的钢丝绳一端收入绞盘,一端从绞盘释放,实现舱门的开启。开启后,电机失电制动,钢丝绳提供足够的拉力保证舱门处于稳定状态。水下机器人完成任务后,绞盘反向旋转,舱门关闭,电机失电制动,钢丝绳提供拉力,拉紧舱门。
1)舱门开启。舱门开启由主控绞盘完成。需要开启舱门时,水下机器人中央控制单元控制电源测控装置给主控绞盘电机驱动器上电,电机在脉冲信号的控制下步进运动,带动主控绞盘旋转,通过钢丝绳拉动舱门曲柄,驱动舱门开启。舱门开启到位,舱门触发触点开关,并将触发信号发送至电机控制器,控制器停止发送脉冲信号,并将信号发送至中央控制单元,中央控制单元接收信号后,通过电源测控装置使电机驱动器失电,电机失电制动。
2)舱门关闭。由主控绞盘完成,辅控绞盘配合实现舱门关紧。水下机器人完成任务后,中央控制单元控制电源测控装置给舱门主控绞盘的电机驱动器上电,电机在脉冲信号的控制下步进运动,带动主控绞盘反向旋转,通过钢丝绳拉动舱门曲柄,驱动舱门关闭。舱门关闭到位,舱门触发触点开关,并将触发信号发送至电机控制器,控制器停止发送脉冲信号,并将信号发送至中央控制单元,中央控制单元接收信号后,通过电源测控装置使电机驱动器失电,电机失电制动。同时,中央控制器通过电源检测装置给辅控绞盘电机驱动器上电,辅控绞盘旋转,将夹装在弹簧卡中的钢丝绳拉出,并缠绕在转筒上,辅控绞盘自带到位检测装置,执行到位后,辅控绞盘控制器向中央控制单元发送信号,中央控制单元通过电源测控装置使辅控电机断电,辅控绞盘停止运动,并失电制动。
2结构组成和设计
该水下开关舱门绞车主要由主控绞盘、辅控绞盘、钢丝绳、滑轮组件、电机等组成。由于主控绞盘和辅控绞盘功能类似,都是通过控制绞盘电机的正反转、离合器和止动器的协调工作实现收索和放索,因而绞盘本体采用相同的结构设计,只是因电机、滚筒和轴承等的参数计算结果而使两者大小略有区别。另外,在辅控绞盘上安装有到位检测装置用来检测辅控绞盘的执行动作,并向水下机器人中控单元发送信号从而控制辅控电机的启、停。
2.1绞盘本体
设计上充分利用了绞盘滚筒内部的大量空间,将电机安装在滚筒内部。相比电机独立在滚筒外安装的方式,结构紧凑、质量轻、体积小。绞盘本体主要由滚筒、安装座和电机组件等组成,绞盘本体结构组成如图1所示。
为方便滚筒内部安装的电机装配和检测,滚筒采用两端开盖的方式,螺钉连接。为使电机在水下正常工作,滚筒设计为耐压壳体,O型橡胶圈密封。材料选用强度高、耐海水腐蚀的316不锈钢。滚筒表面带有导向螺旋槽,以便钢丝绳排列整齐,不凌乱。为防止钢丝绳脱出筒外,滚筒两端设有挡边。
采用以滚动轴承作为滚筒的支承,为保证所选用的轴承能适应水下作业,在所有可能进水的部位均采用O型橡胶圈进行密封。滚筒转轴与支承座之间的动密封经过仿真分析和具体实验,采用德国洪格尔组合密封圈[1],组合密封圈结构如图2所示。组合密封圈由聚四氟乙烯内环与O型橡胶圈外环有机结合而成。当电机旋转时,轴与聚四氟乙烯环产生相对摩擦。由于聚四氟乙烯极好的耐磨、耐高温性能,大大降低了磨损、发热乃至变形的影响,从而保证了转轴处的深水可靠动密封。
电机安装在滚筒右侧的挡板上随滚筒旋转,为避免电机尾部的电缆扭损,采用电滑环实现相对运动间的电气连接。电机是整个水下绞车的动力来源,若电机内部出现渗水,就会降低系统的绝缘,导致电机的损坏。因此在滚筒内安装了基于计算机I/O数字量的漏水安全监测模块。
2.2到位检测装置
到位检测装置采用将钢丝绳的长度转化为滚筒的转动圈数,通过一个沿滚筒转轴移动的螺母来压下触点开关达到电机停、转。主要由螺母、安装架、触点开关、芯轴、弹簧等组成。其结构组成示意图如图3所示。由光杆1、法兰盘2、滑动轴承7和后安装板8组成安装架,整个安装架通过法兰盘2用螺钉固定在辅控绞盘的安装座上。螺母6预旋在辅控绞盘一侧的转轴上,为防止螺母6随转轴旋转,用一根光杆穿过螺母6下方的孔将其拉住。触点开关由芯轴5和弹簧3固定,依靠弹簧3的弹力将其紧贴在芯轴5的轴肩侧面。
2.3滑轮组件
滑轮组件主要用于钢丝绳的导向和拉紧,导向滑轮组由若干个滑轮组成,其布局除满足必要的功能及安装空间要求以外,还应进行空间分布位置的优化设计,使得线缆经过滑轮组时产生的摩擦力尽可能小,同时减小收放绞车运行过程中线缆上的张力波动,延长线缆及相关设备的使用寿命[2]。本方案中滑轮组件安装时首先通过滑轮转接板下的定位杆将导向滑轮的轴线位置固定;再用螺钉将滑轮转接板与水下机器人滑轮安装法兰初定位,调节螺钉,使钢丝绳拉紧;最后由螺母将调节螺钉紧固,并通过螺钉将滑轮转接板安装于法兰之上。
3结语
该水下绞车装载在水下机器人上经抚仙湖湖上试验和三亚海上试验,功能满足使用要求,并且性能可靠。对同类产品的设计有一定的借鉴意义。
参考文献
[1]徐国华,张军胜,向先波,等.直流无刷电机驱动的水下电缆绞车系统[J].海洋工程,2006,24(2):123-129.
自动舱门 篇5
某主流型号飞机的货舱门为典型的堵塞式货舱门,如图1所示,当舱门关闭时,舱门的多个触块和门框上的止动块接触,在舱内增压时,后者限制前者运动,从而保证机身舱的气密性。一般情况下,这种堵塞式舱门在开启时必须向内开启,为了保证舱门能正常开启,舱门开口区域无法装货,使得有限且珍贵的舱内空间无法用于商载。
该舱门的门框开口,也采用了传统的“井”字形加强结构设计。门框止动块安装在开口左右两侧的边框上,在飞行过程中承受舱门传递的气密压力,此载荷一方面导致门边框受弯严重,另一方面由于止动块设计时不可避免地相对于其支持结构(门框)存在偏心,导致门边框受扭严重,所以此设计在门开口框两侧设置辅助加强框,利用内蒙皮形成扭力盒,承受此扭矩。因为此受力形式,该货舱门横梁设计较强而环向梁较弱。由于机身壁板开口,为了保证机身壁板航向的承载能力,必须将门框上下槛梁进行加强,传递航向载荷。该舱门铰链在飞行过程中,并不是主要承力构件。
另一主流型号飞机的货舱门/门框设计,与前一种截然不同,见图2。为了充分利用货舱空间,将舱门设计为外开式。因为若将舱门设计为外开式,要么采用一套极其复杂的机构,使得舱门的触块和门框的止动块错开,从而实现舱门向外打开,要么必须放弃触块/止动块的结构形式,采用其它方式实现舱门关闭并锁死。该型号飞机采用了挂钩式货舱门。因为门框左右两侧为弧形但上下边缘为直线,所以该货舱门设计为为上下打开,为了确保在货物装卸时不至于碰伤舱门结构,所以货舱门采用上开式,门上缘与门框上槛梁采用铰链连接,下缘与下槛梁采用挂钩连接。此设计方案,使舱门在机身受载变形时,能够限制门框上下槛梁的相对变形,从而参与全机环向受力。同时,此设计还有一个好处,舱门左右两侧不需要设置触块,从而使得门左右边框受力较传统设计大大减弱,且不需要设置辅助框承扭。所以该货舱门框左右两侧均无需刻意设置辅助框,且门框区域不需要内蒙皮,从而保证了结构的开敞性,便于结构装配和维修。由于机身壁板开口,与前一种货舱门框一样,为了保证机身壁板航向的承载能力,必须将门框上下槛梁进行加强,同时也可以承受舱门参与全机受力的载荷,提高结构利用效率。
在机身受俯仰弯矩时,由于门框开口,导致机身截面剪心的突变(不连续),从而导致机身开口区存在附加扭矩,需要壁板结构通过参差变形来协调,而这种参差变形导致前货舱门框开口前下侧受载最为严重,如图3所示。所以,一般来说,机身货舱开口一般设置为3.5个框距,货舱开口前边框一般布置在框间,从而使得该门边框和附近的框一起承载,提高结构效率和利用率。
对于传统式舱门和挂钩式舱门,现代飞机设计中仍然都一直应用,为了保证气密性,舱门需按刚度设计。传统式舱门机构简单,可靠性强,但与之匹配的“井”字型门框,重量大,结构利用率不高,在局部区域可能存在装配困难的问题。挂钩式舱门,机构相对复杂一些,但依然被各飞机设计公司广泛采用,虽然曾有民用飞机挂钩式货舱门空中自动打开的事故,但是系开门系统故障所致,且挂钩式舱门技术目前已完全成熟,与之匹配的门框,充分利用舱门为刚度设计的特点,让舱门参与机体结构受力,使得门槛能够大幅减重。同时,不管采用何种舱门设计方式,在飞机设计的概念设计和初步设计阶段,应充分考虑开口参差弯曲的影响,对舱门开口进行合理布置。
本文利用对两大主流机型的货舱门设计的理念和受力方式的解读,深入阐述了两种设计各自的优缺点,并通过有限元分析阐明了货舱开口位置的关键性,供飞机设计师在飞机概念设计和初步设计时使用。
摘要：在民用飞机机身结构设计中,舱门/门框结构设计是飞机设计的难点之一。舱门/门框可以根据其功能、大小、受力形式的不同分为不同的类型,在其结构设计时,需考虑舱门自身特点,优化其受力形式,在满足其功能的前提下,节省结构重量。本文通过对比现在两大航空公司的典型的货舱门设计,结合飞机设计实际经验以及相关资料,阐述不同类型舱门的设计理念和力学原理,为航空器结构设计师们拓宽思路。
关键词：机身结构,舱门,门框,力学原理
参考文献
[1]牛春匀著;程小全译.实用飞机结构工程设计.航空工艺出版社,2008:562页.
自动舱门 篇6
关键词：锁机构,锁死方式,抗冲击
1 概述
应急舱门的功用是当飞机发生紧急情况应急着陆时, 提供机内人员迅速撤离飞机的出口。当机体与地面发生碰撞时, 由于受到较大的冲击, 机体结构可能发生变形, 要求应急舱门的锁机构在这种情况下, 仍可以顺利打开。本文介绍一种抗冲击性能较好的锁机构, 本人负责此应急舱门结构的初步设计、详细设计、配合生产及总装调试工作, 设计时除了实现应急舱门的使用功能外, 重点考虑了提高其抗冲击性能。
2 应急舱门锁机构
2.1 应急舱门结构
本文介绍的应急舱门主要分为锁机构 (Ⅰ和Ⅳ) 、舱门 (Ⅱ) 和门框 (Ⅲ) 三部分 (如图1和图2) , 门框固定在机身上, 舱门通过锁机构与门框锁死。其中锁机构主体 (Ⅰ) 固定在舱门上, 锁机构止动器 (Ⅳ) 固定在门框上。门框与舱门之间有密封橡胶 (Ⅴ) , 在关门时压紧 (如图3) 。
2.2 锁机构结构
锁机构包括基座 (1) , 双耳接头 (2) , 弹簧导杆 (3) , 垫片 (4) , 弹簧 (5) , 操纵杆 (6) , 锁舌 (7) , 单耳接头 (8) , 内把手 (9) , 外把手 (10) , 密封盒 (11) , 密封圈 (12) , 密封挡圈 (13) , 卡箍 (14) , 销子 (15) , 止动块 (16) , 止动底座 (17) 。其中外把手与操纵杆通过花键连接, 止动块与止动底座通过齿啮合和螺栓压紧连接。
3 锁机构的运动原理及锁死方式
3.1 锁机构运动原理
图6为应急舱门部分结构的剖面示意图, 结合图1、图2和图3可看出, 应急舱门的打开方式为向内旋转开启, 舱门下端与门框铰接, 上端通过锁舌卡到止动块上锁死。其中门框固定在机体上, 止动块固定在门框上, 密封橡胶固定在门框上。图中6没有标出门框和密封橡胶, 而是以止动块上的固定约束, 以及密封橡胶对舱门的作用力F4代替表示。锁机构主体通过基座、单耳接头和密封盒固定在舱门上。弹簧导杆下端设有U型槽, 可以相对销子滑动和转动。其中G、A、B、D点为铰接接头的转动中心, C点为锁舌与止动块的接触点。
从内部开启应急舱门时, 逆时针转动内把手, 锁舌向下运动, 操纵杆顺时针转动, 外把手顺时针旋转打开, 弹簧导杆压缩弹簧向下运动;从外部开启应急舱门时, 顺时针转动外把手, 操纵杆顺时针转动, 弹簧导杆压缩弹簧向下运动, 锁舌向下运动, 内把手逆时针旋转打开。从舱内关闭应急舱门时, 将舱门安装到正确位置后, 松开内把手, 压缩的弹簧会推动弹簧导杆向上运动, 操纵杆逆时针转动, 外把手逆时针旋转, 锁舌向上运动, 内把手顺时针旋转, 直到碰到限位结构时停止运动。
3.2 锁机构锁死方式
观察此锁机构, 其中可作为限位结构的有三个:弹簧导杆的滑槽的下端碰到销子时, 运动停止;外把手逆时针旋转, 碰到密封盒下端面时, 运动停止;内把手顺时针旋转, 碰到舱门翻边时, 运动停止。本锁机构设计的弹簧导杆的滑槽长度大于最大行程, 故滑槽下端不会碰到销子, 故不考虑这个限位结构。此锁机构设计的内把手碰到舱门翻边时, 外把手还未碰到密封盒下端面, 故此锁机构是通过限制内把手的运动来实现锁死。这种锁死方式要求在锁机构关闭情况下, 在受外力作用时, 内把手有顺时针转动的趋势。所以要求内把手在B点受到的力对D点有顺时针的力矩, 锁机构就可以锁死。
关闭应急舱门时, 舱门与门框之间的密封橡皮受压缩, 舱门受到密封橡皮的作用力F4, 舱门沿F4方向有运动趋势, 带动锁舌有相同运动趋势, 由于受到止动块的约束, 使得锁舌在与制动块接触点C处受F1作用力, 方向垂直过C点的切线, CE为F1作用力延长线。单独分析锁舌受力状态, 在锁舌受F1作用时, 锁舌有绕B点转动趋势, 使锁舌在A点处受到垂直BA方向的作用力F2, AE为F2作用力延长线, F1和F2作用力延长线交汇与E点, 根据理论力学中三力平衡汇交定理 (作用于刚体上三个相互平衡的力, 若其中两个力的作用线汇交于一点, 则此三力必在同一平面内, 且第三个力的作用线通过交汇点) 可知, 锁舌B点处的作用力F3的延长线必定过点E, 并且根据锁舌受力平衡, 可以确定F3作用力的指向如图6所示。因此锁舌在B点处对内把手的反作用力为F3', 方向如图6所示。因此F3'对内把手上D点的力矩为顺时针方向, 由此实现锁机构锁死。
4 锁机构的抗冲击性能
应急舱门主要是在飞机在应急着陆情况下使用, 当飞机应急着陆但未发生侧翻时, 机体主要受竖直方向和航向的冲击, 而展向冲击较小;当飞机发生侧翻时, 机体会受到较大的展向冲击, 但飞机的登机舱门和应急舱门分布在机体两侧, 侧翻向应急舱门一边时, 乘客不需要从应急舱门逃生, 而可以从登机舱门逃生;侧翻向登机舱门一边时, 应急舱门未受到较大展向冲击。故分析应急舱门锁机构的抗冲击性能, 一般只考虑受竖直方向或航向的冲击, 而不考虑展向的冲击。
观察锁机构的锁死方式, 止动块不限制锁舌沿航向的位移。故舱门受到航向冲击时, 锁舌可以相对止动块小幅滑动, 而不会发生硬碰撞导致锁舌变形而卡死。
观察锁机构主体, 可以将其分成两个部分, 以销子为分界面将其分为上部结构和下部结构, 两部分结构通过弹簧导杆、弹簧和销子连接, 并构成一个缓冲装置。当机体受到竖直方向冲击时, 冲击由机体传递到舱门, 使得舱门带动锁机构有向上运动趋势, 锁舌与止动块发生碰撞, 冲击在从上部结构向下部结构传递过程中, 弹簧导杆可以沿销子向下滑动压缩弹簧, 因此冲击力得到了缓冲;同时, 冲击可能使舱门发生变形, 但锁机构中的上部结构相对下部结构可以在销子发生转动, 避免了锁机构因舱门变形造成转动卡滞。
5 结论
此锁机构的结构特点和特殊的锁死方式, 保证了其具有较好的抗冲击性能, 避免了锁机构的结构之间发生硬碰撞而卡死。
参考文献
[1]闻邦椿.机械设计手册第2卷.北京;机械工业出版社, 2010.9.11-84-11-99.
[2]哈尔滨工业大学理论力学教研室.理论力学 (Ⅰ) .高等教育出版社, 2002.8.6-32.
自动舱门 篇7
在某型机载荷试飞过程中, 为测量飞行过程中关闭状态下起落架舱门气动力, 拟采用应变法对舱门钩环锁锁环底座进行脱机校准, 为得到较好的试验效果, 应制定合理的应变改装方案, 但锁环底座结构尺寸较小且机上空间狭小, 采用多种方案同时测量的方法并不可行, 而采用试错法则会造成试验时间及成本的增加, 因此本文基于有限元方法, 通过组建虚拟电桥并计算其响应系数, 确定合理的应变改装方案, 并与校准试验结果进行了对比验证。
锁环底座结构及受力分析
钩环锁是起落架下位锁、上位锁及舱门锁的常用形式, 其通过安装在机体结构上的锁钩将运动构件上的锁环钩住, 从而实现将运动构件固定在所需位置的功能。起落架舱门锁环底座结构如图1所示, 在机上使用中, 底座通过其底部四个螺栓孔固定于舱门结构筋条上, 底座上部通过锁环与锁钩连接, 锁环与锁环底座可拆卸分离。
在机上使用时, 起落架舱门气动力经底座经安装螺栓传递到底座两耳片, 再由安装在底座上的锁环传递到锁钩上达到平衡, 锁钩载荷方向与底座安装面呈90°角, 为单向拉伸载荷。虽然受力情况较为简单, 但由于锁环底座尺寸小, 可进行应变改装的区域面积小, 且无法简化成板、梁等力学模型, 在缺少足够分析依据的情况下, 无法确定应力集中区域范围及定性的应力分布, 仅凭经验布置应变计可能导致较差的应变响应, 因此对应变计的有效布置提出了较高要求, 这同时也是诸如作动器拉板等小部件载荷标定试验中均面临的困难。
锁环底座有限元模型
有限元模型的网格划分的过程是将一个表示结构或连续体的求解域离散为若干个子域即单元, 并通过其边界上的节点互联成为组合体的过程, 而单元类型的选择要依据结构的受力特点, 准确的反映出与结构的传力特性, 因此在模型及载荷位移边界均合理的条件下, 有限元方法为结构应力应变量化分析提供了可靠基础。
锁环底座为空间三维实体结构, 故采用体单元进行有限元建模, 单元类型主要为线弹性的16节点六面体单元以及8节点四面体过渡单元, 有限元网格划分如图2所示。
为模拟锁环底座真实约束及受载情况, 对有限元模型施加相应位移及载荷边界条件。因锁环底座被将螺栓完全固定于舱门上, 故将其安装面下表面所有节点六向自由度均约束;载荷通过锁环对称的传递到两耳片上, 为对真实情况进行模拟, 在锁环与耳片接触部位设置了接触单元, 并在锁环轴心直线所有节点上均施加垂直向上的节点力P/n, n为均匀分布的锁环轴线方向节点数, P为所施加载荷量值。
虚拟应变电桥
载荷测量实际上是以应变测量桥路所测得组合应变为基础, 从而建立起载荷-应变模型。一个典型的应变测量电桥电路如图3所示。
应变的测量值是通过应变计电阻改变从而引起电桥的输出电压发生增量ΔUg反映出来的, 对全桥电路, 输入输出电压及应变间的关系如下, S为应变计灵敏度, 对同型应变计为定值:
基于上式, 通过结构受力分析, 在结构相应部位的特定方向上布置应变计并接入电桥桥臂, 便可通过组合消除不利载荷, 对轴力、扭矩及扭矩等载荷类型进行测量。
在载荷测量中, 为得到较为准确的测量结果, 一般要求应变电桥布置在应变响应较大、应力单向性好且远离应力集中的区域, 因此, 应变改装部位、应变计布置方向及组桥方式的确定有着重要影响。为量化评估这种影响, 需对尽可能多的情况进行考察, 而有限元方法为这种评估提供了经济可行的手段。在有限元计算结果中, 通过对可实施应变改装部位节点应变的提取, 可得到各节点的线应变, 及切应变, 在平面应力条件下, 对于在某一节点以角布置的应变计, 即方向应变, 以逆时针方向为正, 其应变可通过上述三个应变值进行计算如下:
对如图4所示矩形微元OAPB, 两边长分别为dx及dy, 则对角线OP长为:
在只有的情况下, x方向变形量为对角线变形量为:
则依据应变定义, 由x方向应变引起的OP方向应变为:
同理可得, y方向应变引起的OP方向应变为
切应变引起的OP方向应变为:
根据叠加原理, 对于已知及切应变的点处, 其任意方向的应变为:
综上, 可对各桥臂应变计应变值进行计算, 从而根据式 (1) 得到电桥输出响应, 为后续电桥质量评估及改装方案的优化提供依据。
基于响应系数分布的应变改装方案优化
电桥响应系数是单位载荷作用下应变电桥的输出值, 是通过校准试验判断电桥有效性及筛选建立载荷方程所需电桥的重要依据。
对于锁环底座, 考虑到应变改装及机上恢复使用的可行性, 拟在单侧耳片外表面布置拉压电桥, 而应变片布置方向是影响应变输出的重要因素, 因此应选择易于测量并确定的角度, 据此, 拟定以下两种应变改装方案。
方案1:在外表面左右对称位置处, 分别布置垂直片并组成拉压电桥, 竖直方向应变片与底边成90°角, 如图5 (a) 所示。
方案2:在外表面左右对称位置处, 以平行于斜边方向布置垂直片并组成拉压电桥, 斜边与底边角为63.5°, 如图5 (b) 所示。
对有限元模型施加单位载荷即P=1KN的总载荷, 计算得到耳片外表面von-mises应力分布如图6所示, 据此可得应力集中影响区域, 从而避免在该区域布置应变计而影响校准结果。
因耳片外表面法向力为零, 为平面应力状态, 故对该平面面内应变计算结果进行提取。分别对方案1及方案2的电桥响应系数分布进行计算, 因孔边存在应力集中, 故选择应力变化平缓区域的节点。根据式 (1) 及式 (7) 得两方案响应系数分布分别如图7 (a) 及7 (b) 所示, 由于应变计布置的对称性, 仅画出单侧分布, 其中应变取µε为单位量。
根据图7所示计算结果可对应变改装部位进行合理选择, 为应变改装方案的优化提供依据, 实际校准试验中在方案2的基础上选择如图7 (b) 所示部位对称布置了垂直应变片, 其应变计中心位于a=0.53d, b=0.24l处, 处在响应系数范围在28~38间的区域, 之所以选择该部位, 是因为该区域响应系数分布较为平均、覆盖面积大且响应较好, 而应变计所得到的测量结果是应变计基底覆盖区域内的均值, 相对于响应系数梯度较大的区域, 布置在该区域可较好的验证计算结果。
试验验证
校准试验共进行三个加载循环, 施加拉向载荷, 根据试验结果线性拟合得到响应系数为32.11, 与该区域所预测范围28~38相符, 对于试验数据中所出现的进回程数据不一致, 可能的原因为试验设计夹具的制造误差导致的夹具与锁环间的间隙, 这在有限元模型中并未考虑。
结语
本文根据载荷校准试验特点, 结合有限元方法, 通过组建虚拟电桥并计算响应系数分布的方法, 实现了对起落架舱门锁环底座载荷校准试验方案设计的指导及优化, 经校准试验结果验证, 预测值与试验值较为吻合, 证明了该方法的可行性。在后续诸如作动器拉板等小部件载荷校准试验中均可采用该方法, 为载荷校准试验方案的制订提供了新的途径。