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1、10申请公布号CN103362396A43申请公布日20131023CN103362396ACN103362396A21申请号201310101150722申请日2013032612400008420120327EPE05F15/0420060171申请人尤洛考普特德国有限公司地址德国多瑙沃特72发明人D克雷斯C皮切梅尔M基希纳C沃夫74专利代理机构上海专利商标事务所有限公司31100代理人胡晓萍54发明名称飞行器机舱门的紧急开启系统57摘要飞行器机舱门（3）的紧急开启系统（1），藉由铰链臂（2）安装在飞行器机身结构（4）中。致动器（7）利用其固定端（9）安装于铰链臂（2），并设计成藉由气体操。
2、作致动杆（8）辅助舱门抵抗重力作用的开启，致动杆（8）连接于致动器连结部（10），叉形杆件（24）亦连结于其上。双臂曲柄（13）分别可枢转地安装于铰链臂且安装于连结部（10）。至少一个联接杆件（12）在至少一个联接连结部（14）处可枢转地连结于叉形杆件，且由螺栓（26）安装在铰链臂的至少一个铰链（18）中，螺栓以驱动方式连接于舱门以使其转动。采用此开启系统，较少部件会受到来自致动器的紧急开启力的影响，且较少部件需要将尺寸设计成适应致动器的载荷水平。30优先权数据51INTCL权利要求书1页说明书6页附图2页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书6页附图2页10申请。
3、公布号CN103362396ACN103362396A1/1页21一种飞行器机舱门（3）的紧急开启系统（1），所述紧急开启系统安装在飞行器机身结构（4）中，并且包括刚性铰链臂（2），所述刚性铰链臂以机身侧的翼部（20）可枢转地支承在所述飞行器机身结构（4）中，且所述飞行器机舱门（3）由所述铰链臂（2）可枢转地支承于所述铰链臂（2）的舱门侧的翼部（21），致动器（7），所述致动器设计成藉由气体操作致动杆（8）辅助所述飞行器机舱门（3）抵抗重力作用的开启，且所述致动器（7）利用其固定端（9）安装于所述铰链臂（2），而所述致动杆（8）连接于四联机构（11）的致动器连结部（10），且所述四联机构（11。
4、）的可驱动叉形杆件（24）连结于所述致动器连结部（10），以及所述四联机构（11）的双臂曲柄（13），所述双臂曲柄分别可枢转地安装于所述刚性铰链臂（2）并且安装于所述致动器连结部（10），其特征在于，所述四联机构（11）设有至少一个联接杆件（12）和至少一个联接连结部（14），所述至少一个联接杆件（12）在所述至少一个联接连结部（14）处可转动地连结于所述叉形杆件（24），而所述至少一个联接杆件（12）藉由所述四联机构（11）的至少一个扭转螺栓（26）安装在所述刚性铰链臂（2）的至少一个铰链（18）中，所述至少一个扭转螺栓（26）以驱动方式连接于所述飞行器机舱门（3）以用于转动所述飞行器机舱门。
5、（3）。2如权利要求1所述的紧急开启系统（1），其特征在于，所述叉形杆件（24）设有两个支架，且相应的联接杆件（12）在相应的联接点（14）处可转动地连结于所述叉形杆件（24）的两个支架的一个，而所述相应的联接杆件（12）借助两个扭转螺栓（26）安装在所述铰链臂（2）的相应铰链（18）中。3如权利要求2所述的紧急开启系统（1），其特征在于，所述叉形杆件（24）设有两个自由转动DOF。权利要求书CN103362396A1/6页3飞行器机舱门的紧急开启系统技术领域0001本发明涉及具有权利要求1前序部分特征的飞行器机舱门的紧急开启系统。背景技术0002飞行器舱门完成以下主要功能为乘客和机组人员提供。
6、通达飞行器机舱的通道并且使得他们在紧急情况下可从飞行器机舱的撤离。此外，舱门还承载、展开用于使乘客在紧急情况下从飞行器撤离的滑板并对其充气。EASACS25807规定了与客机载客量有关的不同类型的紧急出口。对于类型A的舱门，最多允许110名乘客，而对于类型B的舱门最多允许75名乘客。给定数量的乘客/机组成员，应当能够在给定的90秒撤离时间内离开飞行器。为此，通常飞行器的舱门设计成在不超过10秒内执行舱门的开启，其中包括对滑板的进行充气。使用不同方式的动力辅助开启装置来实现快速的舱门开启。大体上来说，可以采用平移或转动动力开启装置。所有飞行器舱门中的大部分将气动轴向缸体用作工作构件并将压力筒用作。
7、能量存储件。或者，机械弹簧可用作能量存储件，而简单的直线滑动件能用作工作构件。转动系统使用用作能量存储件的冷凝器和电力驱动。或者，将爆炸物用作能量存储件的燃气发动机系统也是已知的。0003使用气动致动系统有助于快速开启舱门并提供足够的力来使滑板从其在舱门上的装备位置下落。现有技术的飞行器舱门遵循初始向内运动的原理。基本开启运动（摆动）通过四联机构的联接曲线来提供。四联机构通过两个杆件（平行杆件和铰链臂）和作为联接装置的门扇实现。通常，气动致动器定位成平行于四联机构的一个杆件。另一机械构件用于将其轴向力传递到乘客舱门结构中。动力致动器将舱门从其未紧闭、未闩锁、已提升但关闭的位置推向其开启位置。此。
8、种推动模式在乘客舱门结构中产生离散的力。尤其是在动力辅助开启过程中发生阻滞的情形下，舱门结构必需在不受损的情形下承受这些离散的力。这些离散的力对于某些舱门系统构造、尤其是对于由碳纤维强化塑料（CFRP）制成的舱门结构来说是个问题。0004根据文献DE10161562B4，现有的飞行器舱门采用与压力筒（能量存储件）一起使用的气动缸体（工作构件）。舱门闩锁需要飞行器机舱门的门扇进行Z形运动。机械构件以可转动的方式连接于机舱门以及动力接口。由于在提升运动过程中相对于该构件的距离改变，因而该机械构件实施为伸缩杆，该伸缩杆用于补偿舱门在其开启循环过程中的Z形运动并且将致动器的力引到门扇中。门扇将这些力分。
9、布至不同的支承点。一个支承点是平行杆件在舱门顶部中的枢转点。另一个支承点是多个连接件与舱门的机械连接部。工作构件定位成平行于作为所谓“四联机构”的杆件的铰链臂。此种构造产生以下负荷路径力的来源是致动器，该致动器将压力能转换成轴向力。该力施加于伸缩杆并作用在门扇上。作用在门扇上的致动器负荷形成负荷路径，该负荷路径经由连接件和铰链臂返回至力源。此种系统的主要缺点是当舱门关闭且致动器处于动力作用下，即典型的误用情形下，离散的负荷、尤其是具有Z分量的离散负荷将被引入到门扇中。又一缺点是负荷路径的长度、伸缩杆系统的使用以及施加Z负荷分量。尤其是在CFRP舱门中，局部高强度力的引入使得需要说明书CN103。
10、362396A2/6页4进行局部加强。这些强化结构通常由钛制成并且产生较高的成本和额外的重量。0005摆动和提升系统的联接以及伸缩杆的应用相对于基本运动系统产生另一主要缺点。通常，由于伸缩杆中的运动会由于提升或摆动运动或者两者混合所引起，因而该系统处于非确定的状态。如果满足了预定条件、例如额外边界条件，则该系统是确定的。这些预定条件如下所述伸缩杆完全压缩并由物理止挡件阻挡，伸缩杆完全延伸并由物理止挡件阻挡。为了使得压缩和延伸状态之间的中间状态可预测，则需要弹簧单元。基于系统状态通常未确定的事实产生的缺点是系统的设计过程是复杂的并需要迭代回路来输送合适的工作单元。此外，从之前的设计已知，在舱门紧。
11、急开启运动结束时，此种非确定状态也是至关重要的。在舱门到达其结束位置之前，系统需要减速。由弹簧加载伸缩杆产生的此种非确定标称状态使得舱门的受控减速、即衰减装置复杂化。0006作为压力筒的替代，机械弹簧用作能量存储件，且直线滑动件替代作为工作构件的气动缸体来提供轴向力。主要缺点是机械弹簧中的能量密度。当弹簧由金属制成，则该系统与现有的方案相比是没有竞争力的。当系统使用CFRP弹性构件，则技术挑战甚至更高，并且需要证据来证明在气动致动系统的提升期间没有蠕滑效应会减小单个弹性力。0007文献DE10258105B4披露了一种转动式电动机系统、即电动机和常量齿轮，该转动式电动机系统设置成使得任何起作用。
12、的扭矩都由电气发动机产生并且直接沿系统的转动轴线施加。乘客舱门使用四联机构来实现基础摆动运动。此种运动系统的驱动通过电气发动机来提供。该发动机包括常量齿轮来调节力以及开启时间。电动机将其开启力矩直接施加到系统的转动轴线（主转动轴线）中，使得舱门不再被推动开启而是转动开启。此种转动式电动机系统已开发成用于大且重的舱门的日常应用，即舱门运动在任何时候都是动力辅助的。在紧急开启的情形中，动力水平会增大使得能由该系统实现完全的舱门运动。考虑到能量存储件的耐久性和重量并且考虑到反作用力矩，此种转动式电动机系统存在一些问题。由于所有的开启扭矩都仅由一根轴线提供，因而再次出现局部载荷集中的情况。最后，需要重。
13、且昂贵的支架来抵抗该扭矩。除此以外，电动机齿轮单元消耗舱门系统的容积敏感区中的大量容积。0008文献DE102008014691A1披露了具有爆炸物的转动式燃气电动机系统。该系统由爆炸物而非冷凝器供给动力。爆炸物材料相对缓慢地起作用，使得随着开启时间的推移会产生呈膨胀气容积形式的能量。膨胀气体经由燃气发动机和齿轮转换成扭矩。燃气电动机设置成使得扭矩直接作用在摆动系统的转动轴线上。该燃气电动机系统还经受有限的可用空间以及反作用扭矩的作用。民航机和/或乘客对于飞行器机舱中爆炸物的接受度被认为是苛刻的。除此以外，从其它工业领域可知对于爆炸物材料的备用补给是困难且昂贵的。0009文献US0053799。
14、71示出了由气动直线致动器提供动力的链式系统。该系统将气动直线工作构件与舱门的转动开启结合起来。该链式系统在负荷引入点方面提供优点。经由两根轴线对称地施加扭矩。然而链式系统总的来说使用较高数量的单个部件，因此笨重、昂贵且难于维修。0010文献DE4022067C2提出了在舱门系统外部使用转动电动机系统，该转动电动机系统容纳在机身中。为了从外部开启飞行器机舱门，从生产角度来看机身可被认为是有利的。然而从技术管理的角度来看，会产生较高数量的内部接合部。在系统达到可接受的性说明书CN103362396A3/6页5能水平之前，难于管理这些接合部。除此以外，从之前的飞行器发展中已知，舱门周围区域中的可用。
15、空间也是相当受限的。0011本发明的目的是提供一种用于飞行器机舱门的紧急开启系统，该紧急开启系统避免或减小由于动力辅助门开启而对于飞行器机舱门产生的离散力。发明内容0012本发明的技术方案具有权利要求1所述特征的飞行器机舱门的紧急开启系统。在从属权利要求中披露本发明的较佳实施例。0013根据本发明，飞行器机舱门的紧急开启系统安装在飞行器机身结构中，并且包括弯曲的刚性铰链臂，该刚性铰链臂在机身侧的翼部处可枢转地支承在所述飞行器机身结构中。所述飞行器机舱门在弯曲铰链臂的、与所述机身侧的翼部相对的舱门侧的翼部处由所述弯曲铰链臂可枢转地支承。致动器、即直线动力缸体设计成藉由气体操作的致动器、例如致动杆。
16、来辅助飞行器机舱门抵抗重力的开启。所述动力缸体利用其固定端安装于弯曲铰链臂的所述机身侧的翼部，而所述致动杆基本上平行于弯曲铰链臂的所述舱门侧的翼部定向。所述致动杆连接于四联机构的致动器连结部，用于驱动连结于所述致动器连结部的所述四联机构的叉形杆件。所述四联机构的双臂曲柄可枢转地安装于所述四联机构的铰链连结部，且所述铰链连结部固定于刚性铰链臂的所述舱门侧的翼部。双臂曲柄可枢转地安装于用于可驱动叉形杆件的所述致动器连结部。本发明的紧急开启系统设有所述四联机构的至少一个联接杆件，所述至少一个联接杆件在至少一个联接连结部的一个处可枢转地连结于所述可驱动叉形杆件，而所述至少一个联接杆件藉由相应的扭转螺栓。
17、安装在铰链臂的所述四联机构的至少一个铰链中，所述扭转螺栓以驱动方式连接于所述飞行器机舱门，用于使所述飞行器机舱门相对于铰链臂并且相对于飞行器机身结构转动。本发明提供具有两个完全独立系统的紧急开启系统的新构架第一个是连同舱门机构一起包括舱门结构的系统，该系统沿Z方向、即实质上垂直于飞行器纵向轴线运动，以提供舱门开启，而第二个是铰链/紧急离开系统，该铰链/紧急离开系统在水平面中运动以使舱门摆动。紧急开启载荷不再分布在整个舱门上。采用此种新的构架，较少的部件会受到来自致动器的紧急开启力的影响，且较少的部件需要将尺寸设计成适应致动器的载荷水平。根据本发明的CFRP舱门结构允许取消一些部件，而根据现有技。
18、术则需要这些部件来将致动器载荷分布到舱门结构中，例如根据本发明无需使用包括弹簧单元的伸缩致动杆。本发明紧急开启系统的构架允许舱门提升系统的设计和定尺寸独立于舱门摆动系统，因此简化了系统设计过程。通过转动而非平移来打开（摆动）本发明紧急开启系统的舱门是有利的。本发明紧急开启系统的直线气动致动器的线性力在扭转螺栓处转换成转动运动，这些扭转螺栓在所述铰链臂和连接件之间的主转动轴线处以驱动方式连接于所述飞行器机舱门。本发明提供新的四联机构，该四联机构设置在直线致动器的活塞头部和主转动轴线之间，且致动器的活塞直接经由杆件连接。杆件将轴向力转换成转动力矩。新的四联机构允许最大主动杆件长度，以产生最大转动力。
19、矩来沿着飞机纵向轴线（所谓的X轴线）和铰链臂之间的通常130的开启运动角来开启飞行器机舱门。0014根据本发明的较佳实施例，叉形杆件设有两个支架，且相应的联接杆件在相应的联接点处可枢转地连结于所述叉形杆件，而所述相应的联接杆件藉由相应的扭转螺栓安装说明书CN103362396A4/6页6在铰链臂的相应铰链中。本发明的叉形杆件允许在相同主转动轴线的两个不同位置处施加转动力矩，因此仅仅一半的扭转力矩作用在所述两个不同位置的每个位置处。这两个位置是扭转螺栓，这些扭转螺栓用于将飞行器机舱门经由连接件连接于铰链臂。0015根据本发明的又一较佳实施例，叉形杆件设有两个自由转动自由度（DOF），以允许在单个。
20、部件中存在公差的情形下或者在铰链臂变形的情形下调节系统，使得与标称主转动轴线的偏离最小化。附图说明0016参照以下描述和所附附图来说明本发明的较佳实施例。0017图1示出根据本发明的飞行器机舱门的紧急开启系统的示意布置图，0018以及0019图2示出根据本发明的飞行器机舱门的紧急开启系统的立体图。具体实施方式0020根据图1，飞行器机舱门3的紧急开启系统1藉由刚性铰链臂2安装于飞行器机身结构4。铰链臂2弯曲成机身侧的翼部20和舱门侧的翼部21。铰链臂2在机身侧的翼部20处设有支承件5，以关于所述飞行器机身结构4可枢转地支承铰链臂2。所述飞行器机舱门3藉由铰链臂2的舱门侧的翼部21处的扭转螺栓2。
21、6可枢转地支承在所述铰链臂2处。连接件6将飞行器机舱门3连接于扭转螺栓26。0021诸如直线动力缸体之类的致动器7包括气体操作的致动伸缩杆8。所述动力缸体7利用其固定端9安装于所述铰链臂2的所述机身侧的翼部20，而所述致动杆8连接于四联机构11的致动器连结部10。致动器7沿着舱门侧的翼部21的大部分基本上平行定向。0022叉形杆件24连结于四联机构11的所述致动器连结部10。双臂曲柄13分别在铰链连结部19处利用第一端可枢转地安装于所述刚性铰链臂2，而利用第二端安装于四联机构11的用于叉形杆件24的所述致动器连结部10。0023四联机构11的联接杆件12在联接连结部14处可枢转地连结于所述叉形。
22、杆件24。所述联接杆件12藉由相应的扭转螺栓26安装在铰链臂2的铰链（参见图2）中。相应的螺栓26与其相关联接杆件12成一体，且联接杆件12的转动相对于铰链臂2的铰链18转换成相应扭转螺栓26的转动。0024参见图2，相对应的特征利用图1所示的附图标记来指代。铰链臂2在机身侧的翼部20处设有两个分开的支承件5，以在飞行器机身结构4处可枢转地支承铰链臂2。飞行器机舱门3（参见图1）藉由铰链臂2的舱门侧的翼部21处的两个分开的扭转螺栓26由所述铰链臂2可枢转地支承。0025致动器7包括气动缸体15，该气动缸体具有致动伸缩杆8。压力筒16连接于所述动力缸体7，用以将加压气体供给至所述动力缸体7。叉形。
23、杆件24设有两个支架，且两个分开的联接杆件12在两个相应的分开的联接连结部14处可枢转地连结于所述叉形杆件24的相对端部。所述两个相应的联接杆件12藉由两个相应的扭转螺栓26安装在铰链臂2的相应铰链18中。0026之后进行如下操作，控制加压空气从压力筒16供给至所述动力缸体7，并将所述说明书CN103362396A5/6页7致动杆8推向四联机构11的致动器连结部10，以藉由联接杆件12使四联机构11的叉形杆件24朝向联接连结部14运动。致动器连结部10沿着圆形路径运动，所述圆形路径通过双臂曲柄13围绕铰链连结部19转动而产生。两个联接连结部14沿着圆形路径运动，所述圆形路径通过联接杆件12围绕。
24、相应铰链18中的两个分开的扭转螺栓26转动而产生。由于两个联接杆件12中的每个都与两个扭转螺栓26中的一个成一体，致动杆8的运动使相应扭转螺栓26相对于铰链18转动。0027叉形杆件24设有两个自由转动自由度（DOF），以允许在单个部件中存在公差的情形下或者在铰链臂2变形的情形下调节系统，使得与标称主转动轴线的偏差最小化。0028操作紧急开启系统1的方法0029在释放气动致动器7之后，控制力由致动杆8施加在四联机构11的致动器连结部10上。致动器连结部10驱动叉形杆件24，且叉形杆件24的输出提供联接杆件12的转动，所述转动直接转换成保持在铰链臂2的铰链18中的扭转螺栓26的转动，以产生转动力。
25、矩作为输出。该转动力矩用作用于飞行器机舱门3的摆动运动的驱动件，该摆动运动是另一四联机构的联接曲线，该四联机构包括铰链臂2、平行杆件、即连接件6以及飞行器机舱门3的门扇。借助叉形杆件24，来自气动致动器7的力分布到两个扭转螺栓26中、即飞行器机舱门3的驱动件的两个分开位置中。因此，输送至飞行器机舱门3的输入力分成两半。虽然来自扭转螺栓26的转动力矩直接传递至铰链臂2和飞行器机舱门3之间的连接件6，然而处于最小的负荷水平。0030附图标记列表00311紧急开启系统00322铰链臂00333飞行器机舱门00344飞行器机身结构00355支承件00366连接件00377致动器00388致动伸缩杆00399固定端004010致动器连结部004111四联机构004212联接杆件004313双臂曲柄004414联接连结部；004515气动缸体004616压力筒004718铰链004819铰链连结部；004920机身侧的翼部005021舱门侧的翼部说明书CN103362396A6/6页8005124叉形杆件005226扭转螺栓说明书CN103362396A1/2页9图1说明书附图CN103362396A2/2页10图2说明书附图CN103362396A10。