Дверь, предназначенная для закрытия прохода внутри воздушного судна

Дверь, предназначенная для закрытия прохода внутри воздушного судна

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к двери, предназначенной для перекрытия прохода внутри воздушного судна.

Внутри воздушного судна имеются различные двери, ведущие в пассажирский салон. Прежде всего, на воздушном судне имеется дверь, отделяющая кабину экипажа от пассажирского салона и имеющая специальное выполнение. После террористических актов 11 сентября 2001 года на всех самолетах гражданской авиации двери стали выполнять пуленепробиваемыми и препятствующими доступу в кабину экипажа посторонних.

Имеются также двери, предназначенные для доступа в различные помещения воздушного судна: туалеты, кухню и т.п. Эти помещения обычно являются вентилируемыми, и для того, чтобы исключить создание в них избыточного давления, следует предусмотреть средства, обеспечивающие вывод избыточного воздуха.

Предлагаемое изобретение относится также к двери, которая на момент подачи предлагаемой заявки на патент не была предусмотрена на борту находящихся в эксплуатации самолетов. На некоторых пассажирских самолетах, в частности на дальнемагистральных самолетах, дверь, ведущая в кабину экипажа, находится в глубине коридора, который представляет собой пространство, предназначенное главным образом для использования летным составом, и в котором обычно располагаются туалеты. В некоторых авиационных компаниях принято, чтобы этими туалетами могли также пользоваться пассажиры. Однако на некоторых самолетах может быть предусмотрено закрытие этого коридора при помощи второй двери, располагающейся со стороны пассажирского салона. При этом такая дверь позволяет создать предназначенное лишь для отдельных лиц пространство позади кабины экипажа, которое в данном случае зарезервировано за летным составом. При наличии этой двери доступ к туалетам, которые находятся в этом коридоре, будет запрещен для пассажиров. Такая дверь также формирует визуальный барьер, не позволяющий пассажирам видеть дверь, ведущую в кабину экипажа. Это дает возможность повысить безопасность кабины экипажа. Действительно, даже если дверь в кабину экипажа выполнена бронированной, в том случае, когда кто-либо из членов экипажа возвращается в кабину или выходит из нее, эта дверь оказывается открытой, обеспечивая свободу доступа в кабину для посторонних.

Нормы авиационного конструирования предусматривают, что дверь, ведущая в кабину экипажа, должна открываться автоматически в том случае, когда в этой кабине или в пассажирском салоне происходит падение давления воздуха. Таким образом, давление воздуха может уравновешиваться с двух сторон от этой двери в кабину экипажа, исключая тем самым слишком сильные механические воздействия на конструкцию самолета.

Новая дверь, которая позволяет создать предназначенное лишь для отдельных лиц пространство позади кабины экипажа, не должна нарушать нормальное функционирование двери кабины экипажа. В том случае, когда в кабине экипажа происходит падение давления, большое количество воздуха всасывается в направлении этой кабины через упомянутое предназначенное лишь для отдельных лиц пространство. Принимая во внимание мощность этого потока воздуха, новая дверь должна открываться практически мгновенно. Если же падение давления происходит в пассажирском салоне, то, принимая во внимание соотношение объемов между кабиной экипажа (включая объем упомянутого предназначенного лишь для отдельных лиц пространства) и пассажирским салоном, поток воздуха, проходящий через эту новую дверь, оказывается относительно ограниченным (по сравнению со случаем падения давления в кабине экипажа).

Предлагаемое изобретение относится к средствам, позволяющим обеспечить пропуск потока воздуха в том случае, когда падение давления воздуха происходит в пассажирском салоне, из коридора, располагающегося между дверью, ведущей в кабину экипажа, и новой дверью, ведущей в пассажирский салон.

Оригинальная идея, положенная в основу предлагаемого изобретения, состоит в создании двери, обеспечивающей циркуляцию потока воздуха в заданном направлении и остающейся при этом герметичной в противоположном направлении для обеспечения звукоизоляции, а также непроницаемости для пыли и/или дыма. При этом задача данного изобретения состоит в том, чтобы обеспечить средства, позволяющие, на уровне упомянутой новой двери, не нарушать нормальное функционирование двери кабины экипажа в случае падения давления воздуха в пассажирском салоне и сформировать преграду в противоположном направлении.

Для решения этой задачи в данном изобретении предлагается дверь, предназначенная для закрытия прохода внутри воздушного судна и отличающаяся тем, что она содержит устройство, позволяющее обеспечить прохождение потока воздуха через эту дверь в одном направлении, но препятствующее прохождению воздуха в противоположном направлении.

Таким образом, то или иное помещение на воздушном судне может быть вентилируемым без необходимости предусматривать специальные отверстия для обеспечения циркуляции воздуха. Размеры устройства, образующего обратный клапан, адаптированы к мощности потока воздуха, который должен пройти через данную дверь. Можно также адаптировать к прохождению этого потока воздуха количество используемых устройств предлагаемого типа.

Специалисту в данной области техники известны несколько типов устройств, позволяющих обеспечить прохождение потока воздуха только в одном направлении. Таким образом, можно предусмотреть, например, заслонку, установленную с возможностью поворота относительно по существу горизонтальной оси и перекрывающую окошко, выполненное в двери. При этом под действием силы тяжести такая заслонка имеет тенденцию закрываться и перегораживать упомянутое окошко. Зато в том случае, когда избыточное давление возникает со стороны этого окошка, противоположной упомянутой заслонке, она имеет тенденцию открываться и обеспечивать свободное прохождение потока воздуха. Средства герметизации могут быть предусмотрены вокруг упомянутого окошка или на периферийной части упомянутой заслонки для обеспечения наилучшего закрытия этого окошка. Можно также предусмотреть, чтобы дверь содержала по меньшей мере одно окошко, позволяющее обеспечить прохождение потока воздуха, а также по меньшей мере одну эластичную мембрану, перекрывающую это окошко, и чтобы эта эластичная мембрана содержала, с одной стороны, непроницаемую для воздуха зону, располагающуюся против окошка и способную полностью перекрывать это окошко, а с другой стороны, зону, проницаемую для воздуха и располагающуюся в непосредственной близости от упомянутой непроницаемой зоны. В этом случае проницаемая для воздуха зона упомянутой мембраны представляет собой, например, отверстия, вырезанные в этой мембране для того, чтобы обеспечить возможность прохождения воздуха.

Предпочтительно, чтобы дверь содержала по меньшей мере одно окошко, позволяющее обеспечить прохождение воздуха, а также по меньшей мере одну эластичную мембрану, а эластичная мембрана могла бы быть деформирована в диапазоне между некоторым первым положением, в котором она перекрывает все окошко, и некоторым вторым положением, в котором преобладающая часть этой эластичной мембраны удалена от этого окошка. Использование такой мембраны является предпочтительным, поскольку ее инерция является незначительной и сама эта мембрана имеет возможность обеспечить герметичное закрытие упомянутого окошка.

Предпочтительно также, чтобы крышка располагалась на некотором расстоянии от окошка со стороны мембраны таким образом, чтобы ограничить деформацию этой мембраны. Крышка содержит ажурную периферийную юбку, имеющую на своем свободном конце выступ, проходящий в направлении наружу от этой юбки, и периферийная кромка мембраны предпочтительно зажата между этим выступом юбки и периферийной частью упомянутого окошка. Таким образом обеспечивается крепление мембраны и требуемая герметизация на уровне окошка в положении закрытия этого окошка.

Предпочтительно, чтобы мембрана имела по меньшей мере одну свободную кромку.

Целесообразно, чтобы мембрана была изготовлена из полиуретана.

Для устранения электрических зарядов из потока воздуха, проходящего через мембрану, целесообразно, чтобы мембрана содержала на одной из своих сторон металлическую сетку, изготовленную, например, из меди, и чтобы сетка была связана с электрической массой самолета. Кроме того, эта сетка также выполняет и другую функцию, которая состоит в придании жесткости конструкции упомянутой мембраны.

Предпочтительно, чтобы дверь в соответствии с предлагаемым изобретением содержала переднюю поверхность и заднюю поверхность, отстоящие одна от другой на некоторое расстояние, и устройство, позволяющее обеспечить прохождение потока воздуха сквозь эту дверь в одном направлении, но препятствующее такому прохождению в противоположном направлении, располагалось в свободном пространстве между двумя поверхностями двери. При этом одна поверхность двери, в случае необходимости, выполняется ажурной.

Для фильтрации воздуха, проходящего через дверь, и исключения прохождения пыли и/или дыма целесообразно предусмотреть специальный фильтр, связанный с упомянутым устройством, позволяющим обеспечить прохождение потока воздуха сквозь эту дверь в одном направлении, но препятствующим такому прохождению в противоположном направлении.

Предлагаемое изобретение относится также к воздушному судну, которое отличается тем, что оно содержит дверь описанного выше типа.

В дальнейшем предлагаемое изобретение поясняется описанием примеров его осуществления со ссылками на приведенные в приложении чертежи.

Фиг.1 представляет 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 - вид детали 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 виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, в том случае, когда падение давления воздуха происходит в кабине экипажа воздушного судна.

Фиг.9 представляет 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 из двух панелей типа тех, которые показаны 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, сантехнические кабины, представляющие собой, например, туалеты, умывальник и душ. Между зоной отдыха 4 и сантехническими кабинами 6 предусмотрен коридор 8, предназначенный для обеспечения доступа в кабину экипажа 2. Классическим образом дверь 10 закрывает кабину экипажа 2 и обеспечивает 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 располагаться в конце этого коридора 8, противоположном двери 10, ведущей в кабину экипажа. Другая функция этой второй двери состоит в том, чтобы придать приватный 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, идентификационный знак или бэйдж и т.п.) предусмотрены для того, чтобы воспрепятствовать доступу в кабину экипажа любого постороннего. Эта дверь кабины экипажа 10 также сделана пуленепробиваемой. Однако в том случае, если в пассажирском салоне 14 воздушного судна происходит падение давления воздуха, специальные средства позволяют обеспечить автоматическое открытие этой двери таким образом, чтобы уравновесить давление в пассажирском салоне 14 и в кабине экипажа 2 и исключить тем самым слишком значительное воздействие на конструкцию 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 согласно предпочтительному варианту выполнения второй двери 12, показанной на фиг.1. Эта дверь содержит внутреннюю конструкцию, называемую в дальнейшем опорной рамой 16. Восемь панелей 18 установлены в опорной раме 16.

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. 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 при помощи поперечной перекладины 24, с формированием в опорной раме восьми отсеков, в каждом из которых располагается панель 18. Эти восемь отсеков распределены на две колонки по четыре отсека в каждой. Каждому отсеку соответствует панель 18, более подробно показанная на фиг.3 и 4.

В дальнейшем для описания второй двери 12 будет рассматриваться случай, когда эта дверь находится в своем закрытом положении. При этом считается, что передней стороной этой двери является та ее сторона, которая ориентирована в направлении кабины экипажа 2, а задней стороной этой двери является та ее сторона, которая ориентирована 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 к 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 стойкой 20, а также на наружную поверхность второго выступа 32 центральной стойки 21. Эти первый и второй выступы 30, 32 проходят, например, по всей высоте отсека, в котором установлена данная панель 18. Верхняя и нижняя кромки передней пластины 26 предпочтительно являются свободными.

Передняя пластина 26 удерживается на упомянутом 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 этот поворотный стопор 34 опираться на наружную поверхность передней пластины 26 для того, чтобы удерживать эту пластину в положении опоры на упомянутый 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 ниже. Боковая стойка 20 содержит третий выступ 40, который располагается против первого выступа 30. При этом задняя пластина 28 опирается на внутреннюю поверхность этого третьего выступа 40. Упомянутая деталь разведения на определенное расстояние 38 заставляет переднюю пластину 26 и заднюю пластину 28 опираться соответственно на первый и на третий выступы 30, 40. Клин 39 располагается между задней пластиной 28 и упомянутой деталью разведения на определенное расстояние 38. Форма этого клина 39 адаптирована с одной его стороны к по существу плоской форме задней пластины 28, а с другой стороны она адаптирована к форме этой 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 клином 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 клин 39, жестко связанный 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 наружную поверхность четвертого выступа 42. Эта кромка задней пластины 28 удерживается на поверхности четвертого выступа 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 фиг.3 и с 6 по 8 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 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 во внутреннюю полость 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. Вместе с тем соответствующие стопоры 34 являются поворотными. В том случае, когда усилие, воздействующее на поворотный стопор 34, оказывается достаточно большим (каждый поворотный стопор 34 предварительно напряжен 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 клину 39, форма которого адаптирована для того, чтобы облегчить высвобождение этой 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. Связь 48, которая представляет собой, например, тросик, ремень, шнур или аналогичный соединительный элемент, связывает переднюю пластину 26 с задней пластиной 28. Эта связь 48 закреплена, например, на детали разведения на определенное расстояние 38, с одной стороны, и на клине 39, с другой стороны.

На фиг.8 показаны две полностью открытые панели 18. На этом чертеже можно видеть вторую связь 50 (например, подобную связи 48), которая соединяет заднюю пластину 28 каждой панели 18 с центральной стойкой 21. Таким образом, пластины 26 и 28 удерживаются безопасным образом и не могут быть высвобождены.

Восемь панелей 18 открываются одновременно и 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, движущегося в направлении из задней части самолета в его переднюю часть и связанного с падением давления, возникшим на уровне кабины экипажа 2. При этом опорная рама 16 оказывает незначительное сопротивление течению этого потока воздуха, и соответствующая потеря напора оказывается пренебрежимо малой (так же, как и связанные с ней воздействия на конструкцию самолета). Вторая дверь 12, описанная выше, позволяет, таким образом, не нарушать нормального функционирования двери кабины экипажа 10 в случае падения давления воздуха, произошедшего в передней части самолета в кабине экипажа 2.

Из предшествующего описания и соответствующих фиг.3-8 можно сделать вывод о том, что предложенная система, предназначенная для освобождения панелей 18, представляет собой систему, которая повторно может быть приведена в рабочее состояние. Действительно, панели, однажды вышедшие 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 поворотные стопоры 34, взводя тем самым соответствующие пружины (не показаны).

Усилие, развиваемое 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 составляет порядка 150 ГПа. При таком разрежении панели уже оказываются освобожденными. Усилие, которое при этом воздействует на вторую дверь 12, соответствует площади поверхности опорной рамы, умноженной на воздействующее давление. Для ограничения усилий, воздействующих на вторую дверь 12, можно предположить, что это усилие является максимально допустимым усилием. Если P_decl представляет собой величину разрежения, соответствующую освобождению панелей 18, предусматривают, чтобы эта величина P_decl, умноженная на полную площадь поверхности второй двери 12, была меньше рассчитанного выше максимального усилия, воздействующего на дверь. Пружины, воздействующие на поворотные стопоры 34, регулируются при этом в функции выбранной величины P_decl, площади соответствующей панели 18, а также количества поворотных стопоров 34 на каждую панель.

Из изложенного выше можно видеть, что панели освобождаются со стороны центральной стойки 21 и что после их освобождения эти панели вследствие 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. Главный смысл такого группирования панелей в направлении к центру коридора 8 состоит в следующем. В том случае, когда падение давления возникает на уровне кабины экипажа 2, оно распространяется в направлении коридора 8. Вследствие возникающего при этом 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 монументы могут оказаться деформированными таким образом, что они будут перекрывать вертикальные кромки второй двери 12. Если при этом панели 18 должны освобождаться на уровне боковых стоек 20, этими деформированными монументами может быть создана помеха их освобождению, и оно даже может оказаться невозможным. При этом вторая дверь 12 будет формировать препятствие, не допускающее выравнивания давления воздуха в самолете. Как это можно было видеть из предшествующего изложения, такую возможность, разумеется, необходимо исключить. Таким образом, в соответствии с положением монументов, располагающихся в коридоре 8, по отношению к второй двери следует, в случае необходимости, исключить размещение поворотных стопоров (или других средств освобождения) на боковых вертикальных стойках, а расположить их ближе к центру двери.

В случае падения давления, возникающего на уровне пассажирского салона 14 самолета, можно, например, предусмотреть возможность открытия второй двери 12. Это открытие будет вызывать нагрузки, связанные с центробежным усилием, возникающим вследствие движения двери на верхней и нижней точках ее крепления на элементах конструкции самолета.

Как уже было указано 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 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 и не освобождаются от опорной рамы 16.

Действительно, как это можно видеть на фиг.3, отмечается, что каждая задняя пластина 28 удерживается при помощи фиксированных элементов так, что соответствующая передняя пластина 26 остается на своем месте. На этом чертеже также можно видеть, что одна сторона каждой задней пластины 28 опирается на четвертый фиксированный выступ 42 и другая сторона этой пластины опирается, посредством упомянутого клина 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 оказывает влияния на поворотные стопоры, способные освободить соответствующую панель 18.

На фиг.9 схематически представлен в качестве примера возможный вариант монтажа двери на элементах конструкции самолета. На этом чертеже 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 запирания, например система запирания байонетного типа, предусмотрена для того, чтобы заблокировать, в частности, по поступательному движению используемые здесь детали друг относительно друга.

Упомянутый кронштейн 57 образует верхнюю часть оси 56 упомянутой 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 со сферической опорной поверхностью 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 предпочтительно представляет сферическую опорную поверхность, предназначенную для размещения в ней упомянутого шарика 68. 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 облегчить монтаж и демонтаж двери. Для осуществления монтажа упомянутой 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 также осуществляется без всяких затруднений путем реализации описанных выше операций монтажа в обратном порядке.

На фиг.12-14 показано, каким образом поток воздуха имеет возможность двигаться из передней в заднюю часть самолета через упомянутую вторую дверь 12. На этих чертежах более подробно показано строение передней пластины 26 и задней пластины 28 панелей 18.

Для того, чтобы обеспечить возможность прохождения потока воздуха, задняя пластина 28 в соответствии с предпочтительным вариантом реализации, представленным на приведенных в приложении чертежах, выполнена в виде решетки, как это показано, например, на фиг.14. При этом отверстия 72 равномерно распределены по всей поверхности 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, два клапана на каждую панель 18, как это показано на фиг.12 и 13. На уровне каждого клапана предусмотрен вырез 74, выполненный в передней пластине 26. Каждый такой вырез 74 полностью перекрыт эластичной мембраной 76, непроницаемой для воздуха. Крышка 78 с периферийной юбкой 79 и выступом 80 перекрывает эту эластичную мембрану 76. Эта крышка 78 закреплена на внутренней стороне передней пластины 26 на уровне ее выступа 80. Наружный контур 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 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 возможность прохождения воздуха.

На фиг.13 показаны обратные клапаны в их закрытом положении. В том случае, когда поток воздуха приходит снаружи, то есть когда этот поток воздуха направляется из задней части самолета в его переднюю часть, он толкает эластичную мембрану 76 на передней пластине 26, перекрывая таким образом соответствующий вырез 74. Вместе с тем, как это показано на фиг.12, в том 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 функционировать в том случае, когда понижение давления внезапно происходит в пассажирском салоне 14. При этом воздух имеет возможность проходить из коридора 8 в пассажирский салон 14.

Произведенные расчеты показали, 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 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 источников 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 фильтрацию воздуха, проходящего через обратные клапаны. При этом фильтр, выполненный из вспененного материала, может, например, покрывать крышку 78 каждого обратного клапана. Также имеется возможность предусмотреть фильтр на внутренней поверхности (скорее, чем на 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 предпочтительно изготавливать 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 для того, чтобы не препятствовать выбрасыванию панелей 18 в случае падения давления воздуха в кабине экипажа.

Арматура 82 предпочтительно изготовлена 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 из углеродных волокон также весьма трудно разрезать. Таким образом, в случае нападения, при попытке с помощью силы выдавить вторую дверь 12, эта арматура 82 образует сетку, сильно мешающую нападающему. Наличие этой сетки позволяет существенно увеличить время, необходимое террористу для того, чтобы преодолеть вторую дверь 12. Это дополнительное время может позволить членам экипажа, в случае нападения, укрыться в кабине 2, защищенной более надежно.

Вторая дверь 12, описанная выше, позволяет создать специальное пространство, предназначенное только для членов экипажа и не позволяющее 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 для террориста, пытающегося установить контроль над 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 выше, может быть реализована в виде относительно легкой конструкции - опорная рама двери, изготовленная из легкого металлического сплава, композитные панели, и т.п. - и представляе