Усиленная дверь - RU2382719C2
Код документа: RU2382719C2
Чертежи
Описание
Предлагаемое изобретение относится к внутренней предохранительной двери, предназначенной для использования на борту воздушного судна.
После террористических актов, совершенных 11 сентября 2001 года, были предприняты специальные меры, предназначенные для повышения безопасности полетов за счет ограничения доступа в кабины экипажей воздушных судов. Эти меры основываются, в частности, на повышении степени защиты двери, отделяющей кабину экипажа воздушного судна от его пассажирского салона. На основе принятых в последнее время норм эта дверь должна представлять собой преграду, препятствующую всякому неожиданному вторжению посторонних лиц в кабину экипажа, и вход в кабину экипажа должен быть разрешен только для членов летного экипажа воздушного судна.
Как это было предусмотрено ранее, дверь, ведущая в кабину экипажа, должна, однако, автоматически открываться в том случае, когда внезапное падение давления воздуха происходит либо в пассажирском салоне, либо в кабине экипажа.
Задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы повысить уровень безопасности на борту воздушного судна, делая еще более затруднительным доступ в кабину экипажа для посторонних.
Было отмечено, что несмотря на наличие систем безопасности, предназначенных для воспрепятствования несанкционированному открытию этой двери, она тем не менее время от времени открывается для того, чтобы дать возможность пройти через нее, например, капитану или второму пилоту данного воздушного судна, и постороннее лицо может воспользоваться ситуацией открытия этой двери для того, чтобы проникнуть в кабину экипажа, поскольку в этот момент существующие устройства обеспечения безопасности не действуют. Таким образом, слабым местом существующих в настоящее время дверей, ведущих в кабину экипажа самолета, является то, что эти двери иногда оказываются открытыми в полете, в частности при полетах на маршрутах большой протяженности. Оригинальная идея, лежащая в основе предлагаемого изобретения, состоит в том, чтобы не дать возможности пассажирам, для которых доступ в кабину экипажа запрещен, иметь информацию о том, когда дверь, ведущая в кабину экипажа, оказывается открытой.
На некоторых воздушных судах дверь, ведущая в кабину экипажа, располагается в глубине коридора, который представляет собой пространство, предназначенное, главным образом, для использования летным составом, и в котором обычно располагаются туалеты. Однако в некоторых авиационных компаниях принято, чтобы этими туалетами также могли пользоваться и пассажиры.
Основополагающая идея предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы закрыть этот коридор при помощи второй двери, располагающейся со стороны пассажирского салона. Основным назначением этой второй двери является создание визуального барьера, не позволяющего пассажирам непосредственно видеть, является ли дверь в кабину экипажа открытой или она закрыта.
Одно из возможных технических решений этой проблемы состоит в размещении плотного занавеса в конце коридора, противоположном расположению двери, ведущей в кабину экипажа. Такое техническое решение может быть приемлемым, но совершенно ясно, что оно не способно стать серьезным сдерживающим фактором для задумавшего нападение террориста.
Задача данного изобретения состоит в том, чтобы разработать надежное препятствие, выполненное в форме двери и предназначенное для того, чтобы закрыть коридор, располагающийся позади двери кабины экипажа, но пригодное также и для использования в других местах на борту воздушного судна.
В условиях воздушного судна необходимо, чтобы в случае внезапного падения давления воздуха с одной или с другой стороны от этой двери она продолжала оставаться единой деталью. Действительно, если в этом случае дверь раскалывается на несколько кусков, эти куски образуют подвижные объекты, представляющие опасность для людей, находящихся на борту воздушного судна. Эта дверь предпочтительным образом должна быть легкой. Действительно, как и по отношению ко всем компонентам, размещаемым на борту воздушного судна, здесь также стремятся к ограничению дополнительной устанавливаемой на борту массы. И наконец, в том случае, когда такая дверь используется для перекрытия коридора, располагающегося позади кабины экипажа, эта дверь предпочтительно также будет формировать препятствие, создающее дополнительные трудности его преодоления для террориста.
Для решения этой задачи в данном изобретении предлагается усиленная дверь, предназначенная для использования на борту воздушного судна и содержащая элементы, образующие ее внутреннюю конструкцию.
В соответствии с предлагаемым изобретением эта внутренняя конструкция двери усилена при помощи сети поясов, связывающих между собой преобладающую часть элементов, образующих эту внутреннюю конструкцию.
Эта сеть поясов прежде всего позволяет усилить собственно силовую конструкцию двери. Такое усиление позволяет существенно уменьшить вес предлагаемой двери при сохранении эквивалентной механической прочности по отношению к традиционной конструкции такой двери. Кроме того, в случае разрушения опорной рамы такой двери, упомянутые пояса позволяют удержать отколовшиеся части двери и обеспечить таким образом целостность двери. И наконец, в случае нападения террориста эти пояса образуют дополнительное препятствие, которое придется преодолевать нападающему.
В соответствии с предпочтительным вариантом реализации упомянутые пояса выполняются в форме лент, приклеенных к элементам внутренней конструкции двери. Такое техническое решение оказывается достаточно простым в осуществлении и позволяет надежно скрепить сеть упомянутых поясов с внутренней конструкцией двери.
Эти пояса предпочтительно изготовлены из материала на основе композитных волокон с высокой механической прочностью, например углеродных волокон. Этот материал при высоких механических характеристиках имеет относительно небольшой собственный вес.
Для повышения эффективности упомянутой сети поясов и обеспечения целостности двери и надежности препятствия, создаваемого для нападающего террориста, эти пояса предпочтительно располагаются на внутренней несущей конструкции двери и связаны между собой таким образом, чтобы сформировать сетку.
Целесообразно, чтобы внутренняя несущая конструкция двери содержала по меньшей мере три вертикальные стойки, связанные между собой при помощи соединительных деталей, располагающихся горизонтально. В этом варианте реализации упомянутые пояса располагаются, по всей длине этих элементов, вдоль упомянутых вертикальных стоек и вдоль упомянутых горизонтальных соединительных деталей. Таким образом, эти пояса не проникают в отсеки, образованные пространствами, которые оставлены свободными между вертикальными стойками и поперечными соединительными деталями. При этом упомянутые отсеки могут быть оборудованы "выбрасываемыми" панелями, при этом упомянутая сеть поясов не должна создавать препятствия для нормального выбрасывания этих панелей.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше понятны из описания примеров его осуществления, приводимого со ссылками на чертежи, в числе которых:
- фиг.1 представляет собой вид сверху в частичном разрезе передней части воздушного судна,
- фиг.2 - вид спереди двери в соответствии с предлагаемым изобретением,
- фиг.3 - вид в горизонтальном разрезе по линии III-III, показанной на фиг.2, в увеличенном масштабе,
- фиг.4 - детальный вид механизма освобождения, представленного на фиг.3, в заблокированном положении,
- фиг.5 - вид механизма освобождения, представленного на фиг.4, в разблокированном положении,
- фиг.6-8 представляют собой виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, в том случае, когда падение давления воздуха происходит в кабине экипажа воздушного судна,
- фиг.9 представляет собой вид спереди несущей конструкции двери, показанной на фиг.2,
- фиг.10 - вид в разрезе по линии Х-Х, показанной на фиг.11,
- фиг.11 - вид спереди, соответствующий виду, показанному на фиг.2, и демонстрирующий подкрепляющий элемент конструкции, которым может быть оборудована дверь, показанная на фиг.2,
- фиг.12 и 13 представляют собой виды в увеличенном масштабе, соответствующие виду, показанному на фиг.3, и демонстрирующие усовершенствование панели двери в соответствии с предлагаемым изобретением,
- фиг.14 представляет собой вид спереди системы, образованной двумя панелями типа той панели, которая была показана на фиг.12 и 13.
На фиг.1 можно видеть кабину экипажа 2 дальнемагистрального самолета. Непосредственно за кабиной экипажа располагается пространство, специально предназначенное для членов экипажа. Это пространство содержит, с одной стороны, зону отдыха 4, в которой располагаются, например, диваны или спальные места, а с другой стороны, санитарные кабины, представляющие собой, например, туалеты, умывальник и душ. Между зоной отдыха 4 и санитарными кабинами 6 предусмотрен коридор 8, предназначенный для обеспечения доступа в кабину экипажа 2. Классическим образом дверь 10 закрывает доступ в кабину экипажа 2 и позволяет обеспечить доступ в эту кабину.
Дверь 10 кабины экипажа перекрывает коридор 8 на одном из его концов. Оригинальным образом предлагается установить вторую дверь 12 на другом конце этого коридора 8.
Эта вторая дверь 12 выполняет две основные функции. Первая ее функция состоит в том, чтобы скрыть от глаз пассажиров дверь 10, ведущую в кабину экипажа. Для выполнения первой своей функции эта вторая дверь 12 может занимать некоторое промежуточное положение, располагаясь в коридоре 8, или может быть размещена в конце этого коридора 8, противоположном двери 10 кабины экипажа. Другая функция этой второй двери состоит в том, чтобы придать обособленный характер зоне, зарезервированной для членов экипажа. Для выполнения своей второй функции эта вторая дверь 12 предпочтительным образом располагается в конце коридора 8, противоположном двери 10, ведущей в кабину экипажа, как это показано на фиг.1.
Дверь кабины экипажа 10 по соображениям безопасности запирается в полете и специальные средства (код доступа, идентифицирующий знак или бэйдж и т.п.) предусмотрены для того, чтобы попытаться воспрепятствовать доступу в кабину экипажа любого постороннего человека. Эта дверь кабины экипажа 10 также сделана пуленепробиваемой. Однако, в том случае, если в пассажирском салоне 14 воздушного судна происходит внезапное падение давления воздуха, специальные средства позволяют обеспечить автоматическое открытие этой двери таким образом, чтобы уравновесить давление между пассажирским салоном 14 и кабиной экипажа 2 и исключить тем самым слишком значительное воздействие на элементы конструкции самолета.
Вторая дверь 12 не должна нарушать нормальное функционирование двери кабины экипажа 10, в частности, в том случае, когда падение давления происходит в кабине экипажа 2.
На фиг.2 показан вид спереди предпочтительной формы реализации второй двери 12, показанной на фиг.1. Эта дверь содержит внутреннюю конструкцию, которая в последующем изложении будет называться опорной рамой 16. В этой опорной раме 16 установлены восемь панелей 18.
Опорная рама 16 содержит две боковые стойки 20 и одну центральную стойку 21, связанные между собой при помощи трех коробов кручения 22, а именно верхнего короба, среднего короба и нижнего короба. В рассматриваемом здесь варианте реализации между верхним и средним коробами, с одной стороны, и между средним и нижним коробами, с другой стороны, упомянутая опорная рама содержит два отверстия. Каждое из этих отверстий дополнительно разделено всякий раз при помощи поперечной перекладины 24, формируя таким образом в опорной раме всего восемь отсеков, в каждом из которых располагается панель 18. Эти восемь отсеков распределены на две колонки по четыре отсека в каждой из них. В каждом отсеке установлена панель 18, более подробно показанная на фиг.3 и 4.
В дальнейшем при описании второй двери 12 будет предполагаться, что эта дверь находится в своем закрытом положении. При этом будет считаться, что передней стороной этой двери является та ее сторона, которая ориентирована в направлении кабины экипажа 2, а задней стороной этой двери является ее сторона, ориентированная в направлении пассажирского салона 14, в том случае, когда эта вторая дверь 12 находится в своем закрытом положении, представленном на фиг.1 и 3. Прилагательные "внутренняя" и "наружная" относятся ко второй двери 12.
Каждая панель 18 содержит две пластины: переднюю пластину 26 и заднюю пластину 28.
Передняя пластина 26 опирается на внутреннюю поверхность первого выступа 30, жестко связанного с боковой вертикальной стойкой 20, а также на наружную поверхность второго выступа 32 центральной вертикальной стойки 21. Эти первый и второй выступы 30, 32 проходят, например, по всей высоте отсека, в который устанавливается данная панель 18. Верхняя и нижняя кромки передней пластины 26 предпочтительным образом являются свободными.
Передняя пластина 26 удерживается на втором выступе 32 при помощи поворотных стопоров 34. Каждый поворотный стопор 34 установлен на оси 36. Пружина, не показанная на приведенных в приложении чертежах, заставляет поворотный стопор 43 прижиматься к наружной поверхности передней пластины 26 для того, чтобы удерживать эту пластину в положении опоры на второй выступ 32. Та же самая ось 36 может быть использована для удержания поворотных стопоров 34, воздействующих на обе передние пластины 26 панелей двух соседних отсеков.
Со стороны боковой стойки 20 передняя пластина 26 удерживается при помощи детали разведения на определенное расстояние 38, как об этом более подробно будет сказано в последующем изложении. Боковая стойка 20 содержит третий выступ 40, который располагается против первого выступа 30. При этом задняя панель 28 опирается на внутреннюю поверхность этого третьего выступа 40. Эта деталь разведения на определенное расстояние 38 заставляет переднюю пластину 26 и заднюю пластину 28 опираться соответственно на первый и на третий выступы 30, 40. Клиновидная деталь 39 располагается между задней пластиной 28 и деталью разведения на определенное расстояние 38. Форма этой клиновидной детали 39 адаптирована, с одной ее стороны, к форме, по существу плоской, задней пластины 28, а с другой стороны, она адаптирована к форме детали разведения на определенное расстояние 38.
Таким образом, расстояние, разделяющее два выступа 30 и 40, соответствует толщине передней пластины 26, прибавленной к толщине задней пластины 28 и к высоте системы, образованной деталью разведения на определенное расстояние 38 и клиновидной деталью 39. Эта деталь разведения на определенное расстояние 38 имеет, например, форму серьги, основание которой закреплено на внутренней поверхности передней пластины 26. Ветви этой серьги опираются на клиновидную деталь 39, жестко связанную с задней пластиной 28.
Выше было показано, как вертикальная кромка задней пластины 28 удерживается вдоль боковой стойки 20. Со стороны центральной стойки 21 кромка этой задней пластины 28 опирается на четвертый выступ 42, а именно на наружную поверхность этого выступа. Эта кромка задней пластины 28 удерживается прижатой к этому четвертому выступу 42 при помощи трехгранного стержня 44, защелкивающегося на центральной стойке 21. На фиг.4 и 5 можно видеть ложемент 46, используемый для защелкивания упомянутого трехгранного стержня 44 (который можно видеть на фиг.3). На фигу.3 и с 6 по 8 также можно видеть, что задние пластины 28 оборудованы пальцами 45, позволяющими обеспечить удержание этих пластин на выступе 42.
На фиг.5-8 проиллюстрировано поведение панелей 18 в том случае, когда падение давления воздуха происходит в передней части самолета, например, в кабине экипажа 2, то есть со стороны передней поверхности второй двери 12.
В этом случае, если эта вторая дверь 12 оказывается закрытой, она подвергается воздействию типа всасывания в направлении внутрь коридора 8. Опорная рама 16 второй двери 12 является жесткой и предназначена для того, чтобы противостоять такому падению давления. Эта вторая дверь спроектирована таким образом, чтобы панели 18 были способны уступать такому воздействию и поддавались всасыванию в направлении внутрь коридора 8.
В такой ситуации в первый момент передняя пластина 26 каждой панели 18 всасывается в направлении внутрь коридора 8. Упомянутый первый выступ 30 является фиксированным. Зато соответствующие стопоры 34 являются поворотными. При этом, когда усилие, воздействующее на поворотный стопор 34, оказывается достаточно большим (каждый поворотный стопор 34 предварительно загружен при помощи пружины), этот стопор 34 поворачивается и освобождает переднюю пластину 26 панели 18. После этого упомянутая пластина поворачивается относительно первого выступа 30, увлекая за собой деталь разведения на определенное расстояние 38. При этом упомянутая деталь "перекатывается" по клиновидной детали 39, форма которой адаптирована для того, чтобы облегчить высвобождение детали разведения на определенное расстояние 38. Кромка задней пластины 28, которая была прижата к третьему выступу 40, при этом освобождается и эта задняя пластина 28 начинает поворачиваться по отношению к четвертому выступу 42 (см. фиг.7). При этом пальцы 45 позволяют контролировать это поворотное движение, удерживая кромку задней пластины 28 в упоре в четвертый выступ 42. Соединительный элемент 48, который представляет собой, например, тросик, ремень, шнур или подобный элемент, связывает переднюю пластину 26 с задней пластиной 28. Этот соединительный элемент 48 закреплен, например, на детали разведения на определенное расстояние 38, с одной стороны, и на клиновидной детали 39, с другой стороны.
На фиг.8 показаны две полностью открытые панели 18. На этой фиг.8 можно видеть второй соединительный элемент 50 (например, подобный соединительному элементу 48), который связывает заднюю пластину 28 каждой панели 18 с центральной стойкой 21. Таким образом, пластины 26 и 28 удерживаются и не могут образовать подобие метательных снарядов, которые были бы способны ударить (и даже, возможно, убить) кого-либо из членов экипажа.
Восемь панелей 18 открываются одновременно. Действительно, все они подвергаются воздействию одной и той же разности давлений при возникновении разрежения и соответственно должны реагировать на это идентичным образом. В том случае, когда эти панели полностью открыты (см. фиг.8), только опорная рама 16 второй двери 12 противостоит потоку воздуха, движущемуся в направлении от задней части самолета к его передней части и связанному с падением давления, произошедшим на уровне кабины экипажа 2. При этом опорная рама 16 представляет относительно небольшое сопротивление течению этого потока воздуха и соответствующая потеря напора в потоке оказывается пренебрежимо малой (так же, как и связанные с ней воздействия на конструкцию самолета). Вторая дверь 12, описанная в предшествующем изложении, позволяет, таким образом, не нарушать нормального функционирования двери, ведущей в кабину экипажа 10, в случае падения давления воздуха, произошедшего в передней части самолета, например, в кабине экипажа 2.
Из предшествующего описания и соответствующих фиг. с 3 по 8 можно сделать вывод о том, что предложенная система, предназначенная для освобождения панелей 18, представляет собой систему, поддающуюся повторному приведению в рабочее состояние. Действительно, упомянутые панели, после их выхода из своих отсеков, могут быть без проблем снова вставлены на свои места. Для этого достаточно прежде всего установить заднюю пластину 28 в ее отсек в положение против выступов 42 и 40, а затем установить на место переднюю пластину 26, соответственно против выступов 30 и 32, перед тем, как снова повернуть стопоры 34, взводя тем самым соответствующие пружины (на приведенных в приложении чертежах эти пружины не показаны).
Усилие, создаваемое этими пружинами и воздействующее на поворотные стопоры 34, определяется в функции допустимой нагрузки на вторую дверь 12. Можно приблизительно сказать, что максимальное разрежение на уровне этой второй двери 12 располагается в окрестности величины 150 ГПа. Когда существует такое разрежение, панели уже оказываются освобожденными. Усилие, которое при этом воздействует на вторую дверь 12, соответствует площади поверхности опорной рамы, умноженной на воздействующее на нее давление. Для ограничения усилий, воздействующих на вторую дверь 12, можно предположить, что это усилие является максимально допустимым усилием. Если при этом Pdecl представляет собой величину разрежения, соответствующую освобождению панелей 18, предусматривают, чтобы эта величина Pdecl, умноженная на полную площадь поверхности второй двери 12, была меньше предварительно рассчитанного максимального усилия, воздействующего на дверь. Пружины, воздействующие на поворотные стопоры 34, регулируются при этом в функции выбранной величины Pdecl, площади соответствующей панели 18, а также количества поворотных стопоров 34, приходящихся на каждую панель.
Из предшествующего изложения можно видеть, что панели освобождаются со стороны центральной стойки 21 и что после их освобождения эти панели, вследствие особенностей предложенной конструкции, оказываются, по существу, в середине коридора 8. Это позволяет, прежде всего, сгруппировать эти панели и не допустить того, чтобы они располагались на двух краях коридора. Основной смысл такого группирования панелей в направлении к центру коридора 8 состоит, однако, в другом. В том случае, когда падение давления происходит на уровне кабины экипажа 2, оно распространяется в направлении коридора 8. Вследствие возникающего разрежения модули, называемые также монументами и располагающиеся по одну и по другую стороны коридора 8, имеют тенденцию сближаться друг с другом, уменьшая таким образом ширину этого коридора 8. При этом упомянутые модули могут оказаться деформированными таким образом, что они будут перекрывать вертикальные кромки второй двери 12. Если при этом панели 18 должны были бы освобождаться на уровне боковых стоек 20, этими деформированными модулями могла бы быть создана помеха их освобождению и оно даже могло бы оказаться невозможным. При этом вторая дверь 12 представляла бы собой препятствие, не допускающее выравнивания давления воздуха внутри самолета. Как это можно было видеть из предшествующего изложения, такую возможность, разумеется, необходимо исключить. Таким образом, в соответствии с положением модулей, располагающихся в коридоре 8, по отношению ко второй двери следует, в случае необходимости, исключить размещение поворотных стопоров (или других средств освобождения) на боковых вертикальных стойках, но предусмотреть их размещение скорее ближе к центру этой двери.
В случае падения давления, происходящего на уровне пассажирского салона 14 самолета, можно, например, предусмотреть возможность открытия второй двери 12. Это открытие будет создавать нагрузки, связанные с центробежными усилиями, возникающими вследствие движения двери на верхней и нижней точках ее крепления на элементах конструкции самолета.
Как было показано выше, описанная конструкция панелей 18 позволяет при помощи последовательного освобождения пластин, сначала передней, а затем и задней, обеспечить возможность прохождения воздуха после того, как падение давления произойдет со стороны кабины экипажа 2. Однако, описанная здесь конструкция такова, что в том случае, когда на упомянутые панели 18 воздействует толкающее усилие со стороны пассажирского салона 14 в направлении кабины экипажа, то есть в направлении от задней части самолета к его передней части, эти панели оказывают сопротивление потоку воздуха и не освобождаются от связи с опорной рамой 16.
Действительно, как это можно видеть на фиг.3, каждая задняя пластина 28 удерживается при помощи фиксированных элементов так, что соответствующая передняя пластина 26 остается на своем месте. На этой фиг.3 также можно видеть, что одна сторона каждой задней пластины 28 опирается на четвертый фиксированный выступ 42 и другая сторона этой пластины опирается, посредством упомянутой клиновидной детали 39 и детали разведения на определенное расстояние 38, на первый фиксированный выступ 30. Таким образом, если некоторое усилие воздействует, в направлении от задней части самолета к его передней части, на заднюю пластину 28, это усилие полностью воспринимается упомянутыми выступами 42 и 30. Таким образом, воздействующее в этом случае усилие не будет оказывать влияния на поворотные стопоры, способные освободить соответствующую панель 18.
На фиг.9 схематически представлен в качестве примера реализации возможный вариант монтажа двери на элементах конструкции самолета. На этой фиг.9 можно видеть верхнюю балку 52 и нижнюю балку 54. На этой фиг.9 также можно видеть ось, относительно которой поворачивается дверь, а также потолок 58 пассажирского салона 14 и коридора 8. Эта ось реализована в виде двух частей: нижней трубы 56, внутри которой имеет возможность скользить телескопическим образом круглый цилиндрический кронштейн 57. Система блокировки, например система запирания байонетного типа, предусмотрена для того, чтобы заблокировать, в частности, по поступательному движению, эти детали относительно друг друга.
Упомянутый кронштейн 57 образует верхнюю часть оси 56 второй двери 12. Этот кронштейн установлен с возможностью поворота в подшипнике 60, закрепленном неподвижно при помощи уголковой детали 62 на верхней балке 52.
Нижняя часть оси упомянутой двери, образованная трубой 56, установлена в самовыравнивающемся подшипнике. Этот подшипник содержит опору 64, закрепленную на нижней балке 54. Эта опора 64 содержит ложемент, имеющий сферическую опорную поверхность 66. Шарик 68, диаметр которого соответствует диаметру этой сферической опорной поверхности 66 и который содержит, в случае необходимости, срезанную плоскую поверхность 70, закреплен, например, при помощи привинчивания, на нижнем конце трубы 56. Эта труба в предпочтительном способе реализации представляет сферическую опорную поверхность, предназначенную для размещения в ней упомянутого шарика 68. Этот шарик 68, в том случае, когда он занимает свое место в сферической опорной поверхности 66 опоры 64, позволяет обеспечить автоматическое выравнивание оси двери в процессе монтажа опоры 64 на полу салона воздушного судна, то есть на нижней балке 54.
Телескопическая ось второй двери 12 позволяет упростить процедуру монтажа и демонтажа двери. Для осуществления монтажа двери кронштейн 57 скользит внутри трубы 56. После того, как эта труба 56 занимает свое место на шарике 68, ось двери ориентируется таким образом, чтобы оказаться, по существу, против подшипника 60. При этом кронштейн 57 выводится и затем блокируется в своем выведенном положении. Демонтаж осуществляется также без всяких затруднений путем реализации описанных выше операций монтажа в обратном порядке.
На фиг. с 12 по 14 показано, каким образом поток воздуха имеет возможность двигаться из передней части самолета в его заднюю часть через вторую дверь 12. На этих чертежах более подробно показано строение передних пластин 26 и задних пластин 28 панелей 18.
Для того, чтобы обеспечить возможность прохождения потока воздуха, задняя пластина 28 выполнена в соответствии с предпочтительным вариантом реализации, представленным на приведенных в приложении чертежах, в виде решетки, как это показано, например, на фиг.14. При этом отверстия 72 равномерно распределены по всей поверхности этой задней пластины 28 (за исключением, в случае необходимости, участков, непосредственно примыкающих к краям этой пластины).
Что касается передней пластины 26, то она оборудована обратными клапанами низкого давления. Можно предусмотреть, например, наличие двух таких клапанов на каждую панель 18, как это показано на фиг.12 и 13. На уровне каждого такого клапана предусмотрен вырез 74, выполненный в передней пластине 26. Каждый такой вырез 74 полностью перекрывается эластичной мембраной 76, непроницаемой для воздуха. Крышка 78, содержащая периферийную юбку 79 и выступ 80, перекрывает эту эластичную мембрану 76. Эта крышка 78 закреплена на внутренней поверхности передней пластины 26 на уровне ее выступа 80. Наружный контур этой эластичной мембраны 76 частично зажат между этим выступом 80 и внутренней пластиной 26. Если эластичная мембрана 76 и крышка 78 выполнены, например, прямоугольными, можно предусмотреть, например, чтобы две противоположные кромки этой эластичной мембраны 76 удерживались выступом 80 крышки 78, тогда как две другие кромки этой эластичной мембраны 76 оставались бы свободными. Крышка 78 проходит параллельно внутренней пластине 26 и на некотором расстоянии от нее. В этой крышке предусмотрены отверстия, выполненные, например, на уровне периферийной юбки 79 и предназначенные для того, чтобы обеспечить прохождение воздуха.
На фиг.13 упомянутые обратные клапаны показаны в их закрытом положении. В том случае, когда поток воздуха приходит снаружи, то есть когда этот поток воздуха движется из задней части самолета в его переднюю часть, он толкает эластичную мембрану 76 на переднюю пластину 26, перекрывая таким образом соответствующий вырез 74. Вместе с тем, как это показано на фиг.12, в случае, когда поток воздуха приходит изнутри, то есть когда этот поток воздуха движется из передней части самолета (коридор 8) в его заднюю часть (пассажирский салон 14), эластичная мембрана 76 отсоединяется от внутренней поверхности передней пластины 26 и проталкивается в направлении крышки 78. При этом воздух имеет возможность проходить сквозь вырез 74, свободные кромки эластичной мембраны 76, отверстия, выполненные в крышке 78, и затем через отверстия 72, выполненные в задней пластине 28.
Эти обратные клапаны используются, в частности, для того, чтобы обеспечить возможность вентиляции зоны, зарезервированной за членами экипажа и образованной коридором 8. Они используются также в процессе закрытия второй двери 12 для того, чтобы исключить создание избыточного давления в коридоре, которое могло бы существенно помешать закрытию этой второй двери 12. Эти обратные клапаны могут также использоваться в том случае, когда понижение давления внезапно происходит в пассажирском салоне 14. При этом воздух имеет возможность проходить из коридора 8 в направлении пассажирского салона 14.
Произведенные расчеты показывают, что изменения давления воздуха на уровне второй двери 12 в процессе падения давления в пассажирском салоне 14 были существенно меньшими, чем на уровне двери кабины экипажа 10. Кроме того, эта разность давлений быстро уменьшается, хотя вторая дверь 12 при этом может оставаться закрытой в случае падения давления в пассажирском салоне 14, без нарушения нормального функционирования двери кабины экипажа 10.
Эластичная мембрана 76 может быть изготовлена, например, из полиуретана. Для того чтобы собрать электрические заряды, являющиеся источниками статического электричества, в процессе их прохождения через упомянутые обратные клапаны, можно предусмотреть нанесение при помощи трафаретной печати сетки, выполненной, например, из меди, на каждую из эластичных мембран 76 со стороны окошка 74. Эта сетка может быть электрически связана, например, с соединительным элементом 48, который сам, в свою очередь, электрически связан посредством задней пластины 28 и соединительного элемента 50 с металлической опорной рамой 16 второй двери 12.
Предпочтительно предусмотреть также возможность фильтрации воздуха, проходящего через эти обратные клапаны. При этом фильтр, выполненный из вспененного материала, может, например, покрывать крышку 78 каждого обратного клапана. Также имеется возможность предусмотреть наличие фильтра на внутренней поверхности (предпочтительнее, чем на ее наружной поверхности) задней пластины 28, причем этот фильтр будет перекрывать отверстия 72, выполненные в этой пластине.
На фиг.10 и 11 представлена дополнительная система, позволяющая усилить вторую дверь 12. Эта система образована арматурой 82, усиливающей конструкцию опорной рамы 16. Эта арматура 82 соединяет главные компоненты опорной рамы для того, чтобы сделать их еще более жестко связанными между собой. Эта арматура 82 образована, например, поясами, приклеенными к элементам опорной рамы для их соединения между собой. Эти пояса предпочтительным образом изготовлены из материала на основе волокон углерода. Они располагаются на опорной раме 16 таким образом, чтобы сформировать решетку, которую можно сравнить с сеткой. Таким образом, предусмотрено наличие связей между различными поясами. Эти пояса выполняются в виде лент, располагающихся вдоль стоек 20, 21, коробов скручивания 22 и поперечных перекладин 24 таким образом, чтобы не препятствовать выбрасыванию панелей 18 в случае падения давления воздуха в кабине экипажа.
Арматура 82 предпочтительно изготовлена из материала на основе углеродных волокон. Этот материал представляет в данном случае множество преимуществ. Прежде всего, механическая прочность этого материала позволяет усилить конструкцию опорной рамы 16 второй двери 12. Кроме того, пояса, изготовленные из этого материала, являются относительно легкими и не слишком сильно утяжеляют конструкцию второй двери 12. Пояса, изготовленные из углеродных волокон, также весьма трудно разрезать. Таким образом, в случае попытки вторжения, если кто-либо попытается при помощи силы выдавить вторую дверь 12, эта арматура 82 образует сетку, представляющую собой существенное препятствие для нападающего. Наличие этой сетки позволяет увеличить время, необходимое террористу для того, чтобы преодолеть вторую дверь 12. Это дополнительное время может позволить членам экипажа, в случае нападения, укрыться в кабине экипажа 2, которая защищена более надежно.
Вторая дверь 12, описанная в предшествующем изложении в предпочтительном варианте ее реализации, позволяет создать специфическое пространство, предназначенное только для членов экипажа, и не дает возможности пассажирам видеть дверь, ведущую в кабину экипажа. Эта вторая дверь 12 также обеспечивает звуковую изоляцию этого специального пространства, предназначенного для летного состава, благодаря структуре с двойной перегородкой. Свободное пространство между двумя пластинами каждой панели позволяет реализовать хорошую звуковую изоляцию.
Вторая дверь 12 также образует препятствие, затрудняющее доступ в кабину экипажа для террориста, пытающегося установить контроль над данным самолетом. Эта вторая дверь не нарушает нормального функционирования двери кабины экипажа в случае падения давления воздуха, внезапно происходящего внутри пассажирского салона самолета или внутри кабины экипажа этого самолета.
Эта вторая дверь 12, как это было показано в предшествующем изложении, может быть реализована в виде относительно легкой конструкции - опорная рама двери, изготовленная из легкого металлического сплава, композитные панели, и т.п. - и представляет, таким образом, избыточный вес, вполне приемлемый в условиях ее использования на борту воздушного судна.
Описанная выше дверь оборудована средствами, позволяющими удерживать ее в закрытом положении, а также в ее открытом положении. Эта дверь предпочтительным образом также снабжена средствами, предназначенными для ее возврата в закрытое положение. Таким образом, в том случае, когда эта дверь оказывается в некотором промежуточном положении между ее открытым положением и ее закрытым положением, она будет закрываться автоматически. Такие средства хорошо известны специалисту в данной области техники и не будут здесь описаны более подробно. Также имеется возможность предусмотреть, для повышения уровня безопасности, тот или иной код доступа для того, чтобы иметь возможность открыть эту дверь. Другие средства распознавания (идентификационный знак или бэйдж и т.п.) также могут быть предусмотрены. Такая дверь также может быть оборудована средствами наблюдения, позволяющими членам экипажа, находящимся со стороны закрытой двери, контролировать ситуацию в пассажирском салоне.
В том случае, когда эта вторая дверь оборудована обратными клапанами, позволяющими обеспечить прохождение воздуха, можно было видеть, что задние пластины 28 панелей 18 выполнены перфорированными. Эти отверстия перфорации могут быть использованы для эстетического оформления этой двери. Действительно, задние пластины 28 располагаются со стороны пассажирского салона самолета и оказываются видимыми для пассажиров. При этом можно, например, предусмотреть средства подсветки, размещенные между двумя пластинами, образующими каждую панель, для того, чтобы подсвечивать сзади эти отверстия перфорации, выполненные в задней пластине. При этом упомянутые отверстия перфорации могут располагаться таким образом, чтобы формировать тот или иной специфический рисунок (например, логотип данной авиационной компании, те или иные буквы и т.п.).
Как это следует из вышеизложенного, описанная выше дверь соответствует перечисленным ниже критериям:
- в случае падения давления воздуха на уровне кабины экипажа эта дверь позволяет реализовать выравнивание давления воздуха внутри самолета,
- в случае падения давления воздуха на уровне пассажирского салона эта дверь также позволяет обеспечить выравнивание давления воздуха внутри самолета,
- дверь спроектирована таким образом, чтобы она оставалась целой даже в случае очень сильных механических воздействий,
- вес двери является относительно небольшим,
- дверь может быть оборудована обычно применяемыми средствами закрытия,
- может быть предусмотрено использование систем наблюдения (дверной глазок, видеокамера и т.п.),
- дверь, в случае необходимости, может автоматически закрываться,
- дверь, в случае необходимости, может автоматически запираться,
- дверь позволяет предоставить некоторое специфическое пространство, предназначенное для летного состава и отделенное от остальной части пассажирского салона,
- имеется возможность оформить дверь в соответствии с существующими эстетическими требованиями и интегрировать ее в остальную часть пассажирского салона.
Предлагаемое изобретение не ограничивается предпочтительным вариантом его осуществления, описанным выше в качестве не являющегося ограничительным примера. Данное изобретение относится также к любым вариантам его осуществления, доступным специалисту в данной области техники и не выходящим за рамки приведенной ниже формулы.
Реферат
Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к дверям, ведущим в кабину пилотов. Усиленная дверь, предназначенная для использования на борту воздушного судна содержит внутреннюю конструкцию с вертикальными стойками и соединительными деталями, расположенными горизонтально. При этом внутренняя конструкция усилена при помощи сети поясов, соединяющих вертикальные стойки и соединительные детали, расположенные горизонтально. Технический результат заключается в повышении безопасности полетов. 6 з.п. ф-лы, 14 ил.
