基于方位特征集的飛機側開式登機艙門開啟機構變模式運動分析

吳柏銳 杭魯濱,2 彭繼友 黃曉波 吳 揚 裘旭東

（1 上海工程技術大學 機械與汽車工程學院， 上海 201620）

（2 上海市大型構件智能制造機器人技術協同創新中心， 上海 201620）

（3 上海飛機設計研究院， 上海 201210）

0 引言

飛機登機艙門作為大型客機的一個重要部件，其功能與運動模式分析對飛機艙門機構設計至關重要[1]。飛機客艙登機門開啟具有多種形式，包括門梯合一下翻式、內收旋轉開啟式以及側開式等。

國際上較早期的伊爾86/96[2]客機采用了門梯合一下翻式登機門，但是，由于其內設扶梯的結構占用空間較大，現在的運輸客機已經不再使用[3]。早期波音B737 的客機登機門采用內收旋轉開啟的方式[4]，艙門向內運動一定角度后再向外翻轉打開，開啟形式較復雜且由于上下兩端增設額外密封板，密封性能較差。

如今使用較多的客機如波音B777、空客A320等均采用側開式登機門[5]。飛機側開式登機艙門機構具有增壓釋壓、釋放安全滑梯、陣風鎖等多種功能。側開式登機門由于其多元化的功能、簡易的開啟方式以及節省空間等特性得以在新機型上廣泛應用[6]。

國內學者在參考國際上現有成熟機型的基礎上進行了進一步研究。黃振庭[7]對內收旋轉開啟式的ARJ-21 客機門進行了動力學分析和參數優化設計。許清清[8]對ARJ-21 應急門進行了機構仿真與優化。商飛公司設計的C919 登機門則有艙門導向槽機構方案的設計及仿真優化[9]、門閂機構的設計思路[10]、艙門提升原理的參數化分析[11]等。由以上文獻可知，目前的大多研究都是圍繞具有獨立功能的機構設計方案進行分析，未見從艙門機構整體協同性方面開展的運動分析。

歷史上，飛機艙門曾出現過艙門機構錯位或磨損較大的情況，導致艙門開啟困難或關不緊，影響了航班正常起飛[12]。機構之間的關聯性會導致構件損壞，例如，航空軸承磨損往往是因為其他構件之間的連接出現偏移或變形而導致作用力增加。因此，從艙門機構整體關聯性來分析艙門運動形式至關重要。

參考現有側開式登機門方案及變模式機構研究[13-17]，本文中基于方位特征集理論，分析了艙門開啟機構運動的輸入輸出關系及提升過程和旋轉過程的運動模式；使艙門驅動具有擋塊限位，保證艙門機構模式切換的幾何約束條件恒定及開啟過程的穩定性；試驗驗證了飛機艙門設計模式切換的可行性。采用方位特征集研究艙門開啟過程，為艙門設計提供了新思路。

1 飛機艙門開啟機構分析

飛機側開式登機艙門運動過程分為抬升過程和艙門旋轉過程。從機構學角度和艙門機構整體運動協同性分析艙門抬升過程和艙門旋轉過程的運動模式切換方式。

飛機側開式登機艙門開啟機構由鉸鏈臂機構、平行桿機構組成，如圖1所示。

圖1 飛機側開式艙門開啟機構示意圖Fig.1 Sideward opening aircraft door mechanism

飛機側開式登機門通過上、下搖臂連接在鉸鏈臂上。平行桿機構由4個球鉸鏈組成，分別連接在艙門頂端和機身上。平行桿機構和鉸鏈臂機構作為艙門開啟的運動支鏈共同作用。其機構簡圖如圖2所示。

圖2 飛機側開式艙門開啟機構簡圖Fig.2 Schematic diagram of sideward opening aircraft door mechanism

如圖3所示，鉸鏈臂機構是登機門中非常重要的結構承力構件。鉸鏈臂結構由上搖臂和下搖臂以及固接在機身框上的上、下支座組成。鉸鏈臂機構一端與機身上、下支座鉸接，一端的上下搖臂與門提升機構鉸接。登機門開啟后，整個艙門的質量由鉸鏈臂支承。在登機門開閉過程中，鉸鏈臂機構會承受由艙門重力引起的較大轉矩，并通過固接在門框上的上下兩個支座傳遞到機身結構上[18]。

圖3 鉸鏈臂機構Fig.3 Hinge arm mechanism

如圖1、圖4 所示，平行桿機構的兩根桿長度相等且互相平行，控制艙門開啟過程的平動運動，實現艙門平行于機身移動。

圖4 平行桿機構Fig.4 Parallel link mechanism

2 艙門支路組合、運動自由度分析

2.1 艙門并聯機構運動自由度計算

機構拓撲結構特征決定了機構的運動特征與動力學特征。通過將飛機艙門開啟機構抽象為并聯機構動平臺來分析艙門運動模式，楊廷力[19]揭示了機構尺度約束類型、機構拓撲結構、獨立位移數三者的內在聯系形成的方位特征（POC）集理論，創新性地提出了一種體現機構輸入輸出特征的自由度計算公式，即

式中，F為機構自由度，fi為第i個運動副的自由度；ξLj為第j個獨立回路的獨立位移方程數；Mbj為第j條支路末端構件的POC集。

本文中結合實際艙門開啟機構的支路組合，對艙門開啟過程自由度及運動模式進行了分析。艙門方位特征集計算過程為：

（1）確定艙門開啟機構各支鏈拓撲結構

艙門開啟機構支路的結構組合為：①2條S-S串聯支路；②1條由轉動軸互相垂直的4R回路與2R串聯支路。3條支路拓撲結構分別為

SOC{-Sa-Sb-}

SOC{-Sc-Sd-}

SOC{-R1//R2//R3//R4⊥R5//R6-}

動平臺、靜平臺拓撲結構及幾何尺度約束類型分別為：①飛機艙門（動平臺）連接副有R2、R3、Sa、Sd。其中，R1//R2//R3//R4；桿長l12≠l34。②飛機機身（靜平臺）連接副有R6、Sc、Sb。其中，R6//R5，R6⊥R2；Sc、Sb球副中心連線與Sa、Sd球副中心連線平行且等長，即：lab=lcd，AB//CD。

（2）確定第一個回路末端構件的POC集

將RR 副的POC 集代入串聯機構POC 集方程，得到第一個回路R1、R2、R3、R4的支路末端構件POC 集為

回路由SOC{-R1//R2-}和SOC{-R3//R4-}并聯再與SOC{-R5//R6-}串聯而成。其中，R5、R6軸線互相平行；存在1 個非獨立轉動r1(//R1)和1 個獨立移動t1(⊥R1)。

SOC{-R1//R2//R3//R4⊥R5//R6-}可用其等效單開鏈SOC{-P1⊥R5//R6-}替代，將各支鏈POC 集代入計算得到

式中，末端構件存在1個獨立轉動r1(//R6)、1個非獨立轉動r1(//R1)和兩個獨立移動t1(⊥R6)、t1(⊥R1)和1個非獨立移動t1(⊥R5)。

（3）確定第二支路、第三支路組成回路的獨立位移方程數ξL1

球副的尺度約束類型可近似為3個軸線相交于一點的轉動副。若同一構件有兩個S副，則兩個S副球心連線方向存在一個局部轉動自由度，故將SS 副等效為SU 副，得其第二支路、第三支路并聯支路拓撲結構為

由第二支路、第三支路組成的第一個獨立回路的獨立位移方程數ξL1為

由自由度公式可得其子并聯機構DOF為

考慮到桿長lab=lcd且AB//CD，第二支路、第三支路組成的子并聯機構動平臺的POC集為

（4）確定第二個獨立回路的獨立位移方程數ξL1

由第二支路、第三支路組成的子并聯機構與第一支路確定的第二個獨立回路的獨立位移方程數為

（5）確定機構自由度

3條支路組成的子并聯機構DOF為

（6）確定并聯機構動平臺的POC集

計算并聯機構POC集，可得

由式（10）得到并聯機構的DOF 為1，故艙門開啟機構POC 集只能有1 個獨立元素。結合艙門運動規律可知，艙門運動有艙門提升和旋轉平動兩種模式，在不同運動階段的主要運動方式也不相同。提升過程為繞R6轉動；旋轉平動過程為繞R6轉動。

結合艙門開啟方式與開啟約束，艙門提升過程運動POC集Mpa為

艙門旋轉開啟過程的POC集Mpa為

2.2 艙門開啟過程運動模式切換的尺度約束分析

艙門旋轉開啟的過程主要由鉸鏈臂機構和平行桿機構協同完成。在艙門提升運動完成后，為了防止艙門滾輪與機身導向槽碰撞，艙門在旋轉開啟過程需保持水平狀態；艙門提升完成后，鉸鏈臂上下搖臂在艙門旋轉過程中剛化，即R1、R2、R3、R4成為消極運動副，機構繞R6轉動為其獨立運動。

艙門相對于飛機機身旋轉開啟機構運動簡圖的水平面上（俯視）投影如圖5 所示。圖5 中，R6、Rb、Rc固定在機身上，可視作定平臺上；R5、Ra、Rd固定在艙門上，可視作動平臺上，構成并聯機構。為滿足艙門旋轉開啟過程穩定并始終平行于機身，兩平行桿球副中心距尺寸與艙門鉸鏈臂兩轉動副軸線間距在水平面的投影平行且長度相等，即

圖5 艙門旋轉運動水平投影機構簡圖Fig.5 A schematic diagram of horizontal projection mechanism for aircraft door rotation

艙門以繞R6軸線運動為獨立驅動方式時，艙門運動的旋轉半徑為l56。其中，桿l56、ldc、lab在運動過程中保持平行且相等。

3 艙門開啟運動實現機構

結合艙門開啟機構POC 集與現有艙門開啟方式，對艙門開啟過程中運動模式的切換和驅動實現機構進行分析。

3.1 艙門運動模式切換實現方式

通過在提升過程的末端位置設置擋塊，可以精確保證艙門開啟機構的模式切換，使POC 集始終對應艙門開啟過程中的運動模式。設置擋塊實現艙門模式轉換，既能夠提高艙門開啟過程的穩定性，又能夠平衡重力，提升艙門模式切換的精度。艙門擋塊設置在艙門上，其位置及艙門運動狀態如表1所示。

表1 艙門擋塊位置及艙門運動狀態Tab.1 Aircraft door stop block positions and motion states

由艙門開啟機構POC集得到

艙門提升過程具有一個垂直于R1的獨立移動。當艙門處于最高位置時，艙門提升機構由擋塊限位控制運動停止，平行桿機構處于登機門上端，且兩個平行桿與R5、R6運動副軸線垂直。

3.2 艙門開啟驅動方式

艙門提升主要由提升機構驅動主鉸鏈上下搖臂運動實現，提升機構由多個運動回路組成。

根據自由度計算公式，有

式中，n為運動構件數；PL為低副的數目；Ph為高副的數目。在艙門提升機構中，n=12、PL=17、Ph=1。

提升過程中，艙門僅有1個自由度，艙門提升過程由艙門內手柄驅動提升機構繞R3轉軸旋轉實現，內手柄設置在艙門提升機構上。開啟手柄在艙門提升機構上施加轉矩提起艙門，控制艙門向上移動。

完成提升后，艙門與止動塊接觸后的開啟力矩轉換為向前的推力，使艙門繞R6旋轉，實現艙門的旋轉開啟。

4 艙門旋轉開啟尺度約束條件驗證試驗

為確保艙門在旋轉開啟過程中保持平動，平行桿機構及鉸鏈臂機構需滿足式（14）尺度約束條件，以圖6所示試驗進行驗證。

在試驗中，設置兩平行桿長度等于艙門旋轉半徑l56。其中，圖6（a）所示為艙門鉸鏈臂機構，圖6（b）所示為主鉸鏈在艙門閉合時的姿態，圖6（c）所示為主鉸鏈與兩根平行桿在艙門開啟時的姿態。

圖6 艙門旋轉開啟尺度約束條件驗證試驗Fig.6 Validation of scale constraints for aircraft door rotation opening process

式（14）的尺度約束條件可保證在艙門旋轉開啟過程中的任意位置，艙門各運動副軸線之間的連線投影l1、l2、l3始終平行且相等。試驗證明，在把登機門向外打開過程中，兩個平行桿和鉸鏈臂形成的艙門開啟機構可保證艙門旋轉開啟平穩且保持平動，如圖7所示。

圖7 艙門機構及艙門旋轉開啟始末位置（紅色框代表艙門）Fig.7 Aircraft door mechanism and position of aircraft door rotation opening starting and ending positions(the door is represented with the red box)

5 結論

（1）針對側開式飛機艙門運動機構，首次提出以并聯機構拓撲結構方位特征集（POC）理論，將艙門抽象為由多條支鏈組成的并聯機構動平臺，求得艙門開啟機構自由度及艙門POC集。

（2）根據艙門POC 集非獨立運動元素數的變化，解析艙門開啟過程運動模式變化，發現了運動模式變化的尺度約束條件。

（3）為揭示艙門模式切換確定性及開啟過程穩定性的內在特征，從驅動形式和擋塊限位的驅動方式進一步解析艙門開啟過程各個狀態實現的幾何約束。試驗證明，艙門在旋轉開啟過程下始終保持平動。該研究為新型飛機艙門構件運動關聯性及公差帶設計奠定了基礎。