CN1174796A - 向内向上开启嵌入式飞机货舱门的平衡装置 - Google Patents

Abstract

一种在飞机上抵消舱门重量的平衡装置(10)。舱门铰接安装在机身上并沿一铰链轴向上向内转动。该平衡装置包括一个将其固定在机身上的安装座(12)。可转动地装配在安装座上的导向管(14)绕一个基本与舱门铰链轴平行的转轴转动。导向管包括一个从导向管中向外延伸的杆(40)。导向管中的压缩弹簧(34)阻止该杆向外运动。包括双臂曲柄(50)和推杆(56)的连接组件通过杆(40)将导向管与舱门连接,在舱门开启和关闭的过程中提供平衡力。

Description

向内向上开启嵌入式飞机货舱门的平衡装置

本发明一般涉及飞机的舱门，特别涉及向内向上开启嵌入式飞机货舱门的平衡装置。

飞机货舱门一般都向上开启，从设计和维护的角度看，这样会产生两种主要的不利之处。第一，舱门较重，常常让工作人员难以开启。第二，工作人员一旦打开了舱门，舱门也会因其重量而难以保持开启状态。

为了至少部分地克服这些不利之处，大多数飞机上采用了平衡装置来抵消舱门的重量。例如，一种飞机的嵌入式货舱门采用了一种平衡装置，包括一根弹簧张紧的钢索和联接舱门和飞机机身的滑轮系统。当打开舱门时，该系统将钢索绕到滑轮上，滑轮向内向上拉紧舱门以抵消其重量。

虽然弹簧张紧钢索和滑轮系统在许多方面是令人满意的，但仍有一个不足之处。具体来说就是系统中的钢索易疲劳而发生难以预测的拉断。为保证安全使用，这些系统中的钢索需要进行费用可观的频繁检查和更换。

曾经试图用较大尺寸的钢索解决钢索的疲劳和断裂问题。但是钢索尺寸受飞机的空间及重量的限制。故此，增大钢索尺寸未能克服钢索疲劳和断裂的弊端。

本发明提供了一种平衡飞机舱门重量的改进办法。

本发明提供了一种抵消飞机嵌入式货舱门重量的平衡装置。舱门铰接式安装在飞机机身上，并沿铰链轴相对于机身向上向内转动。平衡装置直接安装在舱门内侧飞机顶壁结构元件上，当舱门开启时，该装置抵消舱门重量以使之易于打开并保持开启状态。

该平衡装置包括一个用于将其固定在飞机顶壁上的安装座。一个导向管可旋转地安装在安装座上，其旋转轴与舱门铰链轴基本平行。导向管的一部分带有一根基本沿导向管纵轴设置的杆，该杆从导向管向外伸向舱门方向。导向管中至少有一根弹簧，通过机械连接用于阻止沿导向管纵轴向杆的向外运动。导向管中的弹簧力提供一个足以平衡开启时舱门重量的力。

用一个连接组件将杆外伸端与舱门连接，其目的在于将弹簧力机械传递到舱门上。该连接组件包括一个相对安装座转动的双臂曲柄。该双臂曲柄的旋转轴与舱门铰链轴基本平行，该双臂曲柄具有第一和第二曲臂。第一曲臂可转动地安装在导向管的杆的外伸端，第二曲臂可转动地安装在一个推杆的第一端，该推杆的第二端可与舱门连接，其目的是将该装置的力传递到舱门上。

通过参照下述结合附图的详细说明，本发明的上述各方面及随之而来的优点将能够更容易地得到理解，其中：

图1是依照本发明的一个平衡装置优选实施例的透视图。

图2-4分别是当平衡装置部分去除时舱门处于关闭、部分开启和全部开启位置图1中平衡装置的侧视图。

图5是图1中平衡装置导向管沿图2中5-5横截线的横截面视图。

图1显示了按本发明制造的平衡装置10的一个优选实施例，基本上是从舱门方向看该装置时的视图。如图1所表明的，装置10安装在飞机顶壁结构元件上，并直接在向内向上开启嵌入式货舱门(图1只显示了该舱门的铰链58)的内侧。当开启舱门时，该装置抵消舱门重量使舱门易于开启，并保持开启状态。

该平衡装置10包括一个将其安装到机身顶壁上的安装座12。一个可旋转地安装在安装座12内侧较低部位的导向管装置14可以提供足够抵消舱门重量的力。一组连接组件16，它包括一个双臂曲柄50和一个推杆56，可将导向管装置14的力机械传导到舱门上。

在该优选实施例中，安装座12包括多个梁和金属板，所用的是常规材料，如高强度、低重量铝或钛合金，和/或复合材料。可用各种公知工艺将梁和板相互连接，如用焊接或用常规紧固件。这里所述的实施例中，安装座12由铝结构元件构造并用紧固方式连接。

本实施例中，安装座12包括两根横截面几何形状大致为L形的梁18。如图1所示，两根梁18基本上相互平行，每根梁18的一条边都沿飞机顶壁伸展。沿飞机顶壁伸展的梁18的边的末端部分包括带有开孔的凸缘，用于将安装座12安装到飞机上。

侧板22沿梁18相对设置的向下伸展的边向下延伸。本实施例中，侧板22的尺寸和形状设计为使其下部内侧角低于其下部外侧角。在理解本发明的基础上可以发现按前述方法裁剪和构型侧板是为导向管14和连接组件16构建转轴，并使飞机舱门完全开启并保持在开启位置。

从图1可以清楚看到，安装座12还包括沿侧板22底边纵向延伸的L形梁20。本领域的技术人员都可认识到，从侧板22向外伸展的L形梁20的边可以增强增固安装座12。沿侧板22向上伸展的L形梁20的边的每一端都有一个安装凸缘区。穿透L形梁20凸缘区和侧板20的开孔确定了导向管14以及连接组件16的双臂曲柄50的转动轴。其中，穿透L形梁20和凸缘侧板22相对置的开孔在安装座12的内侧底部相互对准，确定了与铰链58的转轴基本平行的导向管14的转轴。相似地，穿透L形梁20凸缘和侧板22的，位于安装座12底部外侧的相互对准的开孔也为双臂曲柄50提供了与铰链58的转轴基本平行的转轴。双臂曲柄50的转动通过导向管14以某种方式将力传递到铰链58，提供所需的飞机舱门平衡力，后面会对此进行更详细的介绍。

继续参照图1，安装座12还有一块位于侧板22之间的端板25，其位置靠近侧板的内侧边缘。沿端板25的上、下边缘伸展的是L形梁24，它将侧板24与侧板22的内表面相连接。按上述布局，L形梁24向下伸展出端板25底边之外并有开孔，该开孔与上述侧板22和L形梁20构成导向管14转轴的开孔相互对准。

安装座12还包括端板23，靠近侧板22端部的外侧并在侧板之间向下伸展(见图2-4)。L形梁19沿每一侧板22的外侧边缘延伸，其每边紧固到或连接端板23之后紧固在侧板22上。

如图5所示，本实施例的导向管14包括一个由套环28、一个内侧管30和一个外侧管32构成的大致为圆柱状的安装座。内侧和外侧管30和32安装在套环28的螺纹穿孔的两端。经上述方式连接后，内侧和外侧管30和32形成一个覆盖导向管14全长的连续柱形通道33。

为将导向管14可旋转地安装在安装座12上，套环28包括有第一和第二枢轴46和48，它们沿套环28外表面的相对位置向外伸展。如图1所示，枢轴46和48穿过前述的在安装座12上确定导向管14转轴的开孔。本实施例中，开孔中涂有可旋转支承枢轴46和48的特富龙^(Teflon^)涂层衬套。

图1中还可见，枢轴46和48的相对长度确定为使导向管14临近和接近侧板22中的一块(图1中显示结构在最前端的侧板22)。以这种方式偏离中心安装导向管14可使双臂曲柄50的一个曲臂在后述的舱门开启关闭连续过程中向上超过导向管14。

如图5所示，一组4个压缩弹簧34以串列形式沿导向管14的柱状通道33展开。圆柱通道33中可滑动承接的弹簧导向器36位于相邻接的弹簧34的顶端之间。每个弹簧导向器的两个端面都有一个环形凹陷接口，其尺寸范围使其既能承接相邻接压缩弹簧34的顶端又能保证弹簧34与圆柱通道33同心。位于串列压缩弹簧34的起始端和末端各有一个端盖38，端盖38在圆柱通道34中为可滑动承接，其连接压缩弹簧34的端盖面38包括一个凹陷接口，用于承接弹簧并保证弹簧的顶端与圆柱通道33同心。每个端盖38的另一面是平的，位于内侧管30内的端盖38的外平面紧贴一个卷轴42，位于外侧管32内的端盖38紧贴一个卡环39。

卷轴42紧贴端盖38的表面为环形，其直径稍小于圆柱通道33的直径。纵向截面视图(如图5所示)中可见，卷轴42的直径随距紧贴端盖38表面的距离增大呈函数减小，形成的卷轴42的内侧表面直径小于其贴在端盖38的表面直径。穿过卷轴42中心沿轴向延伸的是一环形开孔，它是杆40的通道，杆40沿环形通道33的中心轴线穿过并从导向管40的外端向外延伸。杆40的内端(距舱门最远的一端)有螺纹。螺帽43从卷轴向外凸出，与杆40螺纹部分啮合，它可调节杆40超出导向管14外端的距离。邻接螺帽43的卷轴42的端面有一个部分容纳螺帽的凹陷以减少可能作用在杆40螺纹上的弯曲力矩。从开孔41(如图1-4所示)可触到螺帽43。只要了解了导向管14是连接在连接组件16和舱门铰链58之间的，就能明白，螺帽43的转动控制了弹簧34的压缩程度，从而也就确定了该平衡装置提供的力。

出于安全考虑，一个弹簧挡块45栓接在内侧管30上。弹簧挡块呈空心圆柱状，由三个环绕外围均分布局的螺栓(见图1)固定在内侧管30的内端。如果发生杆40断裂，弹簧挡块45和螺栓49能防止卷轴42从内侧管30的内端弹出。更具体地说，卷轴42的直径太大不能穿过弹簧挡块45。在本实施例中，弹簧挡块45由聚乙酰尼龙制成，其上有一条用于热胀冷缩的沿其长度方向的裂缝。

如前所述，位于外侧管32的端盖38紧贴卡环39。如图5所示，卡环39为塞子形状，其外端直径与圆柱通道33的直径紧密配合。卡环39位于通道38内，处于外侧管32的顶端(也就是导向管14的外端)。螺栓、铆钉或其它常规紧固件(见图5中的41)环绕外围分开地穿插在外侧管32的壁面上，用以将卡环39牢固地连接在外侧管32之上。卡环39中纵向延伸的中心孔可容杆40穿过，位于卡环39中心孔中的特富龙^(Teflon^)涂层衬套47为杆40提供一个支承表面。优选使端盖38和弹簧导向器36由诸如聚乙酰尼龙或其它摩擦系数小的材料构成，从而可使弹簧34和杆40在圆柱通道33中自如地运动。

铰接螺栓44由杆40顶端向外延伸，用于连接导向管14和连接组件16。更具体地说，如图2-4所示，带铰接螺栓44的杆40的一端伸入前述双臂曲柄50的第一曲臂52的末端。如图1所显示的，曲臂52的末端有中间分开的凸缘区。销钉64穿过该凸缘区和铰接螺栓44的中心孔将杆40(也即是导向管14)与双臂曲柄50可转动地连接起来。

如前所述，所安装的双臂曲柄50绕一个基本与舱门铰链58的转轴平行的轴转动，该轴由位于安装座12底部外侧区域的梁18和19以及侧板22上的穿孔确定。如图1所示。轴或销钉59穿过上述开孔并穿过一个沿双臂曲柄50转轴方向的开孔。仍如图1所示，双臂曲柄50的第二曲臂54与第一曲臂52偏置，曲臂52和54由一个伸展在两者间的圆柱段(图1中未显示)连接。曲臂52和54间的偏移使曲臂52与前侧板22的内表面紧密相邻，并使曲臂54位于紧邻后侧板22内表面的位置。这样，曲臂52和54就不相互共面。

如前所述，将曲臂54置于紧邻后侧板22的位置可在舱门开启关闭连续过程中让双臂曲柄50的曲臂54向上超过导向管14。由于曲臂52和54的偏置使双臂曲柄50承受偏心载荷和较高的应力，双臂曲柄最好用高强度材料构成。例如，在本实施例中，双臂曲柄50是一个铸造热均衡压制成形钛合金件。同样出于上述考虑，为获得高强度，本实施例中的杆40、弹簧34和杆内端的螺帽43均由钛合金构成。

推杆56可转动地安装在双臂曲柄50的曲臂54外端。具体地说，如图1所示，推杆56的一端伸入曲臂54的轭形端头区，该区由两个分隔开的凸缘组成。一个销钉穿过曲臂54的凸缘和推杆56顶端中的孔。推杆56的另一端以相类似的方式与铰链58可转动连接。具体说，铰链58有两个中间分开的凸缘61，用于承接推杆56的末端。销钉65穿过凸缘和推杆56末端的开孔，将推杆56和铰链58可转动地连接起来。

图2-4显示了当飞机舱门在关闭和开启位置之间运动时平衡装置10的工作况。

如图2所示。当飞机舱门关闭时，舱门铰链58转动到使推杆56处于张紧状态的位置。推杆56的张力使双臂曲柄50转动到使导向管14的杆40完全伸展的位置。由于杆40的完全伸展，弹簧34被压缩(加载)到某一程度，其值由啮合在杆40螺纹端的螺帽43的调准(设置)来确定(如图5所示)。由于导向管14和双臂曲柄50间的相互作用力，推杆56促使舱门铰链58朝向舱门开启的位置运动，这样，当舱门向内向上转动到一开启位置时就能提供一个相应的平衡力。

如图3所示，舱门处于关闭和开启之间一半的位置，弹簧34促使杆40沿导向管14的圆柱形通道33向内运动。杆40的向内运动使双臂曲柄50的第一曲臂52的末端向导向管14移动，从而使双臂曲柄50向下转动(即如图3中的顺时针方向)。双臂曲柄50的转动将推杆56上拉，从而使飞机舱门绕铰链58的铰接轴向上转动。

如图4所示，当舱门完全开启时，杆40处于其完全收缩的位置(导向管14的卷轴43靠着挡块45)。当杆40处于其完全收缩的位置时，弹簧34最好能保留一定的压缩程度，以能足够保持飞机舱门位于开启位置。

当飞机舱门运动到完全开启位置时，可以注意到曲臂54和推杆56均向上进入了安装座12。这种“重叠”减少了平衡装置10所需的空间，并使本发明可用于当舱门完全开启时舱门与相连顶壁区十分接近的情况。

尽管以上图示说明并阐述了本发明的具体实施例，同时还应理解，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以有各种变形。例如，在另一个实施例中，为避免偏心载荷，该装置可采用间隔开的双臂曲柄，杆安装在其中间位置。在另一个改型中，安装座12可以简单地由框架构成而不需要金属板。而且，为避免开启和/或关闭舱门过于迅速，本装置可增加一个阻尼器。从上述及其它改动来看，本领域的普通技术人员可以进行各种替换和改型。故此，本申请所要求的权利保护范围应由所附的权利要求书来确定。

Claims (18)

1、一个用于在飞机中抵消舱门重量的平衡装置，该舱门安装在机身上并绕铰链轴向上向内开启，所述铰链轴沿飞机纵向延伸，所述平衡装置包括：

(a)一个用于将所述平衡装置固定到飞机机身上的安装座；

(b)一个可旋转地安装在所述安装座上并伸向舱门的导向管，导向管的转轴基本与所述舱门铰链轴平行，该导向管包括：

(i)一端从所述导向管中向外伸向飞机舱门的杆，该杆基本上沿所述导向管的纵轴穿过并部分地包含在所述导向管之中；

(ii)至少一个弹簧，置于导向管之中并机械连接，用以阻挡杆沿所述导向管纵轴向外运动；

(c)将所述杆的外伸端与舱门相连的联接装置。

2、根据权利要求1所述的平衡装置，其中所述联接装置包括一个安装为相对安装座转动的双臂曲柄，其转轴与所述舱门铰链轴基本平行。

3、根据权利要求2所述的平衡装置，其中所述联接装置还包括一个一端与所述双臂曲柄连接、另一端与舱门连接的推杆。

4、根据权利要求2所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄由铸造热均衡压制成形钛合金构成。

5、根据权利要求2所述的平衡装置，其中所述导向管中有多个弹簧。

6、根据权利要求5所述的平衡装置，其中所述弹簧在所述导向管中相互轴向对正。

7、根据权利要求2所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄包括第一和第二曲臂，所述第一和第二曲臂相互不共面。

8、根据权利要求7所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄的第一和第二曲臂之间有一个安装段，该安装段可旋转地装配在安装座上。

9、一个用于在飞机中抵消舱门重量的平衡装置，所述舱门铰接安装在飞机机身上，所述舱门沿铰接轴相对于机身向内向上转动，所述平衡装置包括：

(a)可旋转地装配在安装座上并伸向舱门的导向管，所述导向管的转轴与舱门铰链轴基本平行，该导向管包括：

(i)从所述导向管中向外伸向飞机舱门方向的杆，该杆基本沿导向管的纵轴方向穿过并部分包含在导向管中；

(ii)至少一个弹簧，置于导向管中并机械连接，用以阻挡所述杆沿导向管纵轴向外运动；

(b)一个连接组件，包括：

(i)有第一和第二曲臂的一个双臂曲柄，其第一曲臂与所述导向管的杆相连接；

(ii)有第一和第二端的推杆，其第一端与双臂曲柄的第二曲臂连接，第二端与舱门连接。

10、根据权利要求9所述的平衡装置，还包括一个用于将所述平衡装置固定到飞机机身上的安装座。

11、根据权利要求10所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄有一个位于其第一和第二曲臂之间的安装段，该安装段可转动地装配在安装座上。

12、根据权利要求11所述的平衡装置，安装座固定在飞机机身上后，所述双臂曲柄的转轴基本与舱门铰链轴平行。

13、根据权利要求10所述的平衡装置，其中所述导向管可旋转地装配在安装座上。

14、根据权利要求13所述的平衡装置，安装座固定在飞机机身上后，所述导向管的转轴与舱门铰链轴基本平行。

15、根据权利要求9所述的平衡装置，其中所述导向管中包含多个弹簧。

16、根据权利要求15所述的平衡装置，其中所述弹簧在导向管中相互沿轴向对正。

17、根据权利要求9所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄由铸造热均衡压制成形钛合金构成。

18、根据权利要求9所述的平衡装置，其中所述双臂曲柄的第一和第二曲臂相互不共面。