袁肖肖，肖开阳，吴 剑

（1.上海空间推进研究所，上海201112；2.上海空间发动机工程技术研究中心，上海201112）

1 引言

临近空间载人飞行器是在临近空间（20～100 km）［1］区域内，实现载人往返飞行并完成侦查通讯、攻击预警和商业旅游等特定任务的飞行器［2］。舱门系统作为载人飞行器的重要模块，是整个飞行器舱体最大的开口，对载人飞行器整体结构的完整性、安全性和可靠性有着直接影响；同时舱门是飞行器乘员直接操作的机构，其操作的舒适性和可靠性直接影响对载人飞行器人机工效的评判［3］。

目前国内外已经应用的空间飞行器类舱门主要有三大类：第一类用于在空天环境内飞行的无人飞行器，此类空天飞行器因为无需载人，仅用于侦查通讯、攻击预警等功能，飞行器舱门功能偏向于设备操作窗口，设计时主要考虑结构强度以及设备仪器等载荷更换的便捷性，对舱门的密封性、人机功效性以及可靠性均无太高要求，无法满足载人飞行的需要。此类空天无人飞行器主要代表有超高空飞艇、太阳能升力艇以及无人机等。第二类用于在大气层内飞行的载人飞行器，主要包括各种民航客机、运输机等，该类飞行器舱门成熟度均较高，种类繁多，优点是可重复使用次数多，具有较多的飞行经验，产品已经商业化，但此类舱门主体材料大多数采用铝合金，结构及内部机构比较复杂，使得舱门质量大、维护费用较高，同时其设计的适航飞行高度通常在10 km以下，难以适用临近空间载人飞行的需要。第三类用于在海拔200～350 km的空间飞行的载人航天器，该类空间飞行器代表为神舟飞船返回舱及轨道舱舱门，由于载人航天器均为一次性使用，首要目标是为了保证航天员的安全性，在设计时，舱门主要考虑在有限次数使用条件下，具备较高的可靠性和安全性，因此使得舱门质量大、密封件更换困难，密封要求较高，无法多次重复适用，其制造、测试成本均较高，无法满足临近空间常规化载人飞行使用的要求。

为了解决现有的飞行器舱门无法适用于在临近空间进行载人往返飞行的问题，本文提出一种舱门设计，应用于在临近空间内进行某商业载人飞行的低动态飞行器［4］，以满足其人机工效学较好、质量轻、操作便捷、密封件更换方便、重复使用次数高等设计要求。

2 舱门工作指标

本文设计的舱门相关工作指标见表1。

表1 工作指标Table 1 Working indices

表1中工作高度、舱内及舱外环境温度等指标参数继承舱门所属飞行器系统总体要求；舱门承内、外压能力指标应不小于整器飞行过程中的内外压差，基于整器系统飞行任务剖面分析，舱门承受内压范围为0.08～0.1 MPa，承受外压范围为0～0.02 MPa；舱门过载承受能力指标取决于整器最大过载工况，基于整器结构力学分析，整器着陆时舱门受到最大过载为3g；舱门密封漏率和重量指标，基于整器自身特点和飞行任务要求，由系统总体进行漏率和重量指标分配；舱门维修性要求来源于舱门的长寿命和可重复使用要求，本文舱门所属飞行器属于商业运营产品，基于可靠性和经济性综合权衡，要求舱门可维修更换零件比例不低于70%。

3 舱门设计

本文设计的舱门类型为非堵塞式舱门（该类舱门详见文献［5］），采用上下平移式开启方式，舱门在飞行器上的位置示意见图1，舱门产品外观见图2。舱门由五个模块组成：1）主承力结构，主要包含门框和门体，为舱门主体结构，承担舱门系统中受到的主要载荷；主承力结构为整个舱门系统的结构基础，其余舱门的组成模块均集成在主承力结构中，为舱门系统设计的第一序列。2）开合结构，实现舱门系统的开启和关闭；开合结构需要连接门框和门体，设计序列位于主承力结构设计之后；3）压紧锁闭机构，实现舱门系统密封件压紧、机构锁闭和载荷传递；压紧锁闭机构主体结构位于门体内部，基于优化机构布局需要，需要在门体初步设计方案完成后进行设计；4）密封结构，保证舱门在锁闭状态时的密封性；密封结构的密封作用基于压紧锁闭机构实现，设计序列位于压紧锁闭机构之前；5）电子辅助模块，用于舱门状态指示和提醒；电子辅助模块设计基于以上所有舱门组成模块的结构布局和机构功能设计，设计序列位于末位。

3.1 主承力结构

主承力结构为整个舱门系统的主要承力对象，由门体主结构和门框主结构组成，其中门体是舱门系统中主要运动部件之一。主承力结构设计基于刚度、强度、疲劳、可靠性等设计指标，在此基础上还需要进行轻量化设计，为整个飞行器省出载荷重量。

3.1.1 材料选择

图1 舱门位置Fig．1 Location of Hatch door

图2 舱门Fig．2 Hatch door

目前大多数国内民航运输机及载人飞行器的舱门主体材料采用铝合金加工而成，其中用的较多的是2000系列和7000系列铝合金［6-7］。但铝合金材料自身的强度和密度等固有属性，决定了仅依赖铝合金结构优化设计，无法实现舱门结构较大幅度减重。

复合材料相对于金属材料具有比强度、比刚度大，结构可设计性强、重量轻，且抗腐蚀和抗疲劳性能良好的特点，国外已有采用复合材料对舱门主结构进行轻量化设计的研究，其中典型的应用实例为A250XWB登机舱门，其重量比金属舱门减重约30%［8］。综合考虑复合材料加工工艺及成本，舱门主承力结构采用T700环氧树脂复合材料进行一体成型设计。3.1.2 门框结构设计

门框主体结构主要由内、中、外三层结构组成：1）内层结构设计为与舱体内壁拟合的变厚度圆锥曲面，用于和舱体内壁配合安装，同时用于舱壁开口处的加强；2）外层结构设计为与舱体外壁拟合的复合构造结构的圆锥曲面，用于与门体的密封副进行配合，实现门体和门框之间的密封；3）中层结构设计为梯形桶段，一方面用于连接内层和外层两个曲面结构，保证门框整体强度和刚度，另一方面作为舱体内外人员进出的通道。门框结构设计见图3。

图3 门框结构Fig．3 Structure of doorframe

本文设计的门框结构，其设计原则和技术特点如下：1）门框装配在舱体的大开孔上，在保证自身结构强度和刚度的前提下，实现对舱体开口位置的结构补强；2）门框上的安装面曲率形状，高度拟合舱内壁开口处的安装曲面，设计上实现安装曲面重合，为后续的门框和舱壁之间的密封提供设计基础；3）门框是人员进出的通道，门框通道的有效空间截面满足机组人员和乘客的自由进出需求，开口大小为497 mm，大于5%的亚洲女性的肩宽（即尺寸为390 mm）［9-10］；4）门框外部结构整体曲面与飞行器舱体外部的整流防护板外包络曲面高度拟合，保证了飞行器整体的空气动力学要求以及形体美观性要求。

与传统铝合金门框相比，本文设计的复合材料门框主体结构采用整体一体化成型加工工艺，无法一体成型的局部加强结构，采用胶结方式避免铆接和螺接带来的密封性不可靠性问题，另外门框的纤维铺层方案采用遗传算法进行了优化设计（采用遗传算法，细节详见文献［11-12］）。结构仿真计算时以门槛内层结构外沿固支点作为边界条件，以工作极限载荷（考虑2.5倍安全系数）为输入条件，并基于纤维结构不发生失效为判定条件，通过仿真迭代对结构刚度较弱处进行增厚补强，并降低对结构载荷变化不敏感处的总纤维层厚度，即门框壁厚采用变厚度设计（最大厚度设计为8 mm，最小厚度为4 mm），实现整体结构刚度趋于一致，在不增加总重量的前提下，提高门框结构重量的有效利用率。

3.1.3 门体结构设计

门体主体结构主要由内、外两层结构组成：1）外层结构是与门框外层结构以及舱体整流防护板拟合的变厚度圆锥曲面，作为门体的基体结构，用于安装舱门密封结构、外部推拉把手和承力；2）内层结构是与门框梯形桶段进行间隙配合的堵塞结构，由梯形桶段结构和纵横加强板结构组成，用于保证门体主体结构的强度和刚度，同时该结构自身围成的内部区域，用于安装舱门锁闭、开合机构以及电子辅助硬件设备。门体结构设计见图4。

图4 门体结构Fig．4 Structure of door

本文设计的门体结构，其设计原则和技术特点如下：1）门体上装配密封结构的密封曲面与门框上的配合曲面高度拟合，以保证密封副的密封性能；2）门体外部结构整体曲面，同时与飞行器舱体外部的整流防护板曲面以及门框外层结构曲面拟合，以保证飞行器整舱的空气动力学要求以及形体美观性要求；3）在舱门关闭状态，门体处于门框内的堵塞结构外包络，在门框内层结构的曲面包络内，以节省飞行器舱内空间，避免门体结构妨碍舱内人员活动；4）门体外置的推拉把手安装处设计成内凹结构，使得推拉把手内嵌在门体结构内（见图2），一方面实现对门体局部结构强度和刚度的加强，另一方面使舱门的整体美观性得到提升；5）门体内部的纵横加强结构，在保证整体结构强度刚度的前提下优化空间布局，为门体内部的锁闭、开合结构以及电子辅助硬件设备预留装配空间。

与传统铝合金门体结构相比，本文设计的复合材料门体主体结构同样采用整体一体化加工成型，门体的纤维铺层方案亦采用遗传算法进行了优化设计（计算细节详见文献［11-12］），并结合门体内部的纵横加强结构尺寸和布局方式的优化设计（计算细节详见文献［13-15］），算得门体整体最大厚度为8 mm，最小厚度为5 mm，同样实现门体壁厚的变厚度设计，最终优化后的结构最小刚度提高了50%，总重量降低了30%，并在纵横加强结构板之间预留了较大的设备安装空间（见图4）。

3.2 开合机构

3.2.1 开合机构组成及功能

开合机构为舱门运动机构之一，一端固定在门框上，一端固定在门体上，用于实现舱门的打开和关闭运动。本文设计的开合机构为双重助力、上下平移外开式开合机构，实现舱门向外开启（见图2），开合机构主要由支持机架、主旋臂、副旋臂、辅助旋臂、主助力器以及副助力器共6个模块组成，图5。

图5 开合机构Fig．5 Switching mechanism

开合机构一般原理可以简化为一个双曲柄铰链四连杆机构［16］，由机架、主动杆、从动杆以及连杆组成。其中两个曲柄设计成两个等长的长杆，分别对应开合机构的主、副旋臂和辅助旋臂；机架和连杆设计成两个等长的短杆，分别对应开合机构的支持机架和门体。在开合机构运动时，连杆将始终保持平行于机架，即实现门体密封面在开合运动过程中，始终保持与门框的密封面平行。通过设计计算，舱门完全开合的整个轨迹旋转角度约为133.8°。

本文设计的开合机构，其设计原则和技术特点如下：1）开合机构采用空间四连杆机构原理，实现舱门平稳的向外平移式开启，不占用舱内空间；2）主、副旋臂杆和辅助旋臂杆结构设计成C字形状，一方面提高了旋臂杆的刚度，另一方面使得旋臂杆的运动轨迹避开门框上沿结构，避免转动过程中与门框干涉；3）主、副旋臂杆设计成两个并联杆，互为冗余，两杆之间通过三道角钢连接，增加结构刚度和开合结构的安全性；4）开合机构的力学关系设计基于人机工效学，采用互为冗余的助力器，开合机构的运动行程满足助力器阻尼行程要求，实现舱门开启助力和运动末端阻尼功能。

3.2.2 开合机构力学关系校核

为实现舱门正常开启和关闭过程，需要对开合机构与配套助力器之间的力矩耦合关系进行校核。依据开合机构运动全程的力矩耦合方式，力矩关系应满足的原则、校核方法及结果如下：

1）舱门完全打开状态时，助力器力矩（67.62 N·m）大于门体及附属机构的自重力矩（59.66 N·m），以维持舱门开启状态；

2）舱门完全关闭状态时，助力器力矩（45.53 N·m）小于门体及附属机构的自重力矩（48.43 N·m），可实现在舱门打开保险并解锁后，自动与门框密封面分离；

3）舱门打开过程中，助力器力矩（169.24 N·m）大于门体及附属机构的最大自重力矩（108.32 N·m），避免助力器无法辅助舱门完全打开到位。

4）依据人机工效学原理，舱门关闭过程中，操作人员需要对门体施加的最大加载力（112.4 N），应不大于5%的亚洲女性可施加的最大载荷力（160 N）［17］。

3.3 锁闭机构

3.3.1 锁闭机构组成及功能

本文设计的锁闭机构为八点压紧式锁闭机构，是保证舱门密封可靠性的重要运动机构。由驱动手柄、保险手柄（保险机构）、驱动箱、驱动轴、传动轴、万向轴、连接杆、曲柄压杆、导向压杆、马蹄座、锁闭座以及平衡阀等组成，见图6。

图6 锁闭机构Fig．6 Locking mechanism

八点压紧式锁闭机构为综合齿轮传动和多连杆传动原理的复合运动机构（该机构详见文献［16］），可同时实现对舱门密封副的八点压紧。驱动关系见图7，主要功能包括：密封件八点压紧功能、舱门锁闩功能、舱内外压力平衡功能、内外双重操作功能。

图7 驱动关系Fig．7 Driving relation

1）八点压紧功能

压紧锁闭机构的八点压紧功能实现原理及方式如下（见图6和图7）：（1）驱动手柄采用杠杆原理，作为第一级省力机构；驱动箱内置一级圆柱齿轮系，作为第二级省力机构。（2）转动驱动手柄，两级省力机构把增强后的驱动力，通过上下两个驱动轴，分别传递到1＃传动轴和2＃传动轴上。（3）每个传动轴上均有4个驱动力传动点，其中两个驱动力传动点通过万向轴传递到两个曲柄压杆上，另外两个驱动力传动点通过连接杆传递到两个导向压杆上；1＃传动轴和2＃传动轴共形成8个力源输出点，分别由1＃～4＃曲柄压杆和1＃～4＃导向压杆实现。（4）1＃～4＃曲柄压杆与门框上的马蹄座配合运动，作为主压紧机构把门体和门框密封面之间的密封件压紧，形成舱门密封副左右位置的四个压紧点；同时1＃～4＃导向压杆与门框上的锁闭座配合运动，作为辅助压紧机构，形成舱门密封副上下位置的四个压紧点。

2）锁闩功能

本文设计的锁闭机构在舱门密封件压紧后，具备双重锁闩能力，以保证舱门密封状态不松动：第一重锁闩功能，通过锁闭机构中与曲柄转轴配合运动的四个马蹄座实现，每个马蹄座中加工出具备自锁功能的导向滑槽，当1＃～4＃曲柄压杆压入马蹄座的导向滑槽后，曲柄压杆必须施加比滑入滑槽时较高的驱动力，才可滑出导向滑槽。第二重锁闩功能，通过驱动箱上的保险手柄来实现（见图6），原理为通过转动保险手柄，驱动手柄后方的止动器与锁闭机构驱动箱内的齿轮系卡合，限制齿轮系发生相互转动，避免因振动或其它意外原因造成的锁闭机构解锁。

3）压力平衡功能

锁闭机构的第三个功能，可实现舱门内外压力的平衡。在锁闭机构模块中，集成了舱门平衡阀（见图6），该平衡阀与舱门锁闭机构的其它功能相互独立。在舱门打开前，若舱门内外存在压差，可通过打开平衡阀平衡舱门内外压差，实现舱门顺利开启；同时，平衡阀也承担安全阀的功能，在舱内压力出现急剧升高时，可配合整舱的安全泄压系统，对舱内压力进行泄压。

4）内外双重操作功能

本文设计的八点压紧锁闭机构，要求具备舱内舱外均可操作的功能，即压紧锁闭机构上的驱动机构和保险机构在舱门外侧均设有预留的操作接口，通过专用工装在门外同样可实现对舱门的锁闭和解锁，完成舱门的打开和关闭操作。

本文设计的八点压紧锁闭机构，其设计原则和技术特点如下：1）通过设计两级省力机构，提供满足人机工效学的压紧驱动力；2）同步驱动八点压紧机构，确保舱门密封件压紧到位、均匀、可靠；3）通过压紧机构终端的被动自锁和驱动机构内部的主动自锁等双重锁闩功能，实现舱门关闭可靠；4）内置集成的双向平衡阀，以实现舱门开启前平衡内外压力，以及飞行过程中的舱内紧急泄压功能；5）舱门内外均设有操作接口，以在舱内、舱外均可进行压紧、锁闭的操作。

3.3.2 锁闭机构动力学及静力学校核

1）利用动力学仿真方法，以机构各种轴端摩擦力（摩擦系数为0.04～0.1）、舱门密封带压缩力（类比其它舱门累计的类似密封实验数据，舱门密封带压缩力范围为1200～2000 N）为已知参数，分别以连杆传动比、齿轮传动比以及驱动手柄驱动力臂为变量，对锁闭传动机构进行优化迭代设计。仿真结果表明，在锁闭机构开关时，人员施加在驱动手柄上的载荷力范围约为103～147 N，以满足其人机工效学要求（不超过160 N［17］）。

2）按照静力学仿真方法，以优化设计后的锁闭传动机构关系为已知条件，在驱动手柄施加极限载荷时（在最大驱动手柄力147 N基础上，考虑2.5倍安全系数），对锁闭传动机构中的齿轮副、曲柄压杆、导向压杆、传动轴等主要受力部件进行了强度校核，均未发生失效。

3）利用等效刚度法［18］，在舱门承受极限内压时（在最大内压0.1 MPa基础上，考虑2.5倍安全系数），通过静力学仿真，对锁闭机构主要承受载荷的连杆刚度进行分析，得到锁闭机构多个压紧组件的累计最大变形量为0.87 mm，在密封件压缩量的允差范围内（经验值，－1～1 mm），保证了舱门密封的安全性。

3.4 密封结构

舱门密封结构是保证整个飞行器舱体密封的重要部件，也是舱门设计的重要输入条件，直接关系机构设计和结构布局。舱门密封结构主要为门体和门框之间的密封。

门体和门框之间的密封结构，由门体外沿密封件安装面、门框外层结构密封面以及密封带组成，其中密封带安装在门体外沿安装面上，是实现舱门密封的关键件。本文设计的密封带为三齿空心管异形密封带，整体压缩量为4 mm，材料采用一种局部能够发生大变形的高弹性橡胶材料（参数详见文献［19］），其外形截面如图8所示。

图8 密封带Fig．8 Sealing strip

三齿空心管异形密封带结构技术特点如下：1）带形尾部，为门体固定部，用于和门体密封面固定，带形尾部被固定压紧，以实现密封带和门体之间的密封；2）带形尾部采用带有螺钉的压板实现与门体之间的固定压紧，通过拆除螺栓和压板，方便实现密封带的更换；3）异形头部，为门体与门框之间的密封部，外层结构设计为带有三个密封齿的异形结构，内部为D形中空结构。当门体上的密封带被压缩时，异形头部上的三个密封齿与门框密封面接触，发生局部变形，形成三处密封；4）为避免齿部变形过大，造成三个密封齿之间的变形干涉，异形头部内部设计成D形中空结构。通过有限元仿真计算，对D形中空尺寸大小进行优化设计，可在三个密封齿发生相互变形干涉之前，使得异形头部整体发生变形，来补偿密封齿剩余变形量；5）在异形头部上布置若干小孔，实现头部中空空间压力与舱内压力联通，飞行器飞行时，使得密封带头部通过舱内外压差进一步保证密封带密封可靠。

3.5 电子辅助

电子辅助系统用于实现对飞行器舱门状态的告警与指示，可预防和提前发现舱门故障，是飞行器舱内中央计算机和地面飞控计算机信号采集的重要源头之一。其硬件由位置传感器、LED指示灯以及数据和供电总线组成。其中位置传感器采用电涡流接近式位置传感器。在测量位移范围内（几毫米到几十毫米），会发生感抗的变化，从而将位置信号转换成电感量输出［20］。舱门信号传递关系见图9。

图9 电子辅助系统Fig．9 Electronic assistant system

舱门电子辅助系统设计包含以下功能：1）舱门打开状态指示：当舱门完全打开时，LED指示灯亮并发出舱门打开信号；2）舱门密封带压紧到位指示，当锁闭机构把密封带压入到压缩量允许范围内时，LED指示灯亮并发出舱门密封正常信号；3）锁闩保险开关状态指示：保险手轮打开，锁闩已上锁时，LED指示灯亮并发出舱门已锁闭信号；4）平衡阀开关状态指示：平衡阀打开时，舱门内外气体处于联通状态时，LED指示灯亮并发出平衡阀已打开信号。以上信号通过数据总线，分别发送给飞行器舱内中央计算机和地面飞控计算机。

4 试验项目及验证

本文设计的舱门试验项目包括舱门运动机构功能验证、舱门密封性能验证、舱门机构磨合以及随飞行器整舱进行着陆过载和整舱密封性能试验等方面。具体试验项目及流程见图10。

图10 试验流程Fig．10 Test procedure

1）舱门运动机构功能验证

该试验用于验证舱门开合机构和锁闭机构的相关运动机构满足设计要求的运动功能。在舱门交付前共有两次试验，在着陆过载试验前后各一次（见图10）。试验内容包含舱内操作方式和舱外操作方式验证，完成从关闭并锁闭舱门，再到解锁并打开舱门的所有动作。舱内操纵时，驱动手柄操纵力经过测量在110～140 N之间；舱外操作时，使用舱外开启工装时的操纵力约为80～100 N。均满足160 N的人机工效学要求［17］。

2）舱门密封性能试验

舱门密封性能试验，用于验证整个舱门系统漏率是否满足设计指标要求。共有二次试验，在舱门模块装舱前后各一次。装舱前舱门密封性能试验共有两项测试：舱门内压气密性试验和外压气密性试验，检漏时需要装配到专用气密工装上（见图11），采用容积法进行漏率检测，内压气密试验和外压气密试验单独进行，试验压力按照最大工作指标要求，分别为0.1 MPa和0.02 MPa，漏率结果最大值为2.7 ×10－3Pa·m3／s，均满足不大于1×10－2Pa·m3／s的工作漏率指标要求。 舱门装舱后随整个飞行器进行整舱检漏试验，漏率满足整舱漏率要求。

图11 舱门检漏Fig．11 Leak-test of hatch door

3）舱门电子辅助功能验证

用于验证舱门位置传感器功能是否正常。试验分两个步骤进行：1）设置舱门处于产生位置信号的状态，通过地面信号测试仪，观察负责该舱门状态的位置传感器均发送正确的舱门状态信号，同时舱门上指示该状态的LED灯点亮；2）设置舱门处于未产生位置信号的状态，通过地面信号测试仪，观察负责该舱门状态的位置传感器均未发送此时舱门状态信号，同时舱门上指示该状态的LED灯未点亮。试验结果表明舱门位置传感器功能正常。

4）其它测试

在舱门装舱前，为了保证舱门开合机构和锁闭机构动作流畅无卡滞，还需要重复进行若干次开合和锁闭动作，进行舱门机构动作磨合，使得舱门机构中的销轴、传动轴、轴套等配合面相互磨合；在舱门装舱后，还随飞行器整舱一起进行着陆过载试验，以验证舱门的抗过载能力，在过载试验后，经试验验证，舱门密封性能及运动机构功能正常；最后，随整舱一起完成电性能测试后，舱门具备上天飞行状态。

5 结论

研制应用于在临近空间区域进行载人往返飞行的低动态飞行器舱门，该舱门具备以下特点：

1）舱门主承力主体结构全部采用碳纤维复合材料，通过一体成形设计技术和加工制造方法，解决了整体结构刚度和强度问题，并有效地降低舱门重量，实现了舱门主承力结构的轻量化设计；

2）设计的具备较高人机工效学的助力式开合机构，采用空间双曲柄机构原理和冗余助力技术，实现了舱门外开平移式稳定开启和关闭，具备开启过程助力、开启末端阻尼的功能；

3）等效刚度法对八点压紧锁闭机构进行优化，使舱门实现了多点压紧、主动和被动双重锁定、舱内外压力平衡、舱内舱外均可操作的功能；

4）设计的新型三齿空心管异形密封带，采用活连接固定和中空自充压技术，解决了密封件多次更换难题，实现了舱门与门框之间的密封可靠性，以及密封带更换的操作便易性。

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