民用飛機艙門試驗研究綜述

甘亞東，姚雄華，劉萬春

（航空工業(yè)第一飛機設計研究院 結構設計研究所，西安 710089）

0 引言

艙門是飛機結構的重要組成部分。飛機飛行過程中，由于機械故障或其他原因打開增壓艙門會造成客艙突然失壓，影響飛機飛行安全和旅客生命財產(chǎn)安全；大型貨艙門打開后，可能成為氣動力作用的表面并影響飛機的操控性。

FAA在1980年發(fā)布了25部的第25～54號修正案，提高了運輸類飛機艙門的安全標準。1989年，在經(jīng)歷了兩次因B747貨艙門意外打開而導致的災難性事故后，美國航空運輸協(xié)會開始了艙門設計和操作問題的研究，并于1991年向FAA提出了改進艙門設計標準的建議。FAA于2004年5月3日發(fā)布了25～114號修正案，提高了艙門的設計標準。

對艙門開展試驗驗證，驗證艙門及其運動機構設計的正確性、可行性、可靠性、安全性和對適航標準相關條款的符合性是艙門研制的一項重要內(nèi)容。本文總結近20年來國內(nèi)外研究人員在飛機艙門試驗方面所做的工作，通過對中國民用航空規(guī)章第25部《運輸類飛機適航標準》相關條款要求的研究和解讀，參考相關文獻和標準提出的民用飛機艙門驗證要求和方法，結合民用飛機艙門研制的經(jīng)驗和教訓，研究總結出艙門研制過程中應開展的試驗項目，提出試驗目的，給出試驗臺架設計建議。

1 艙門試驗研究現(xiàn)狀

為了防止艙門在飛行過程中打開進而威脅飛行安全，艙門設計方案中采取設置一個閂系統(tǒng)、一個鎖系統(tǒng)、指示系統(tǒng)、一種增壓預防措施等多重舉措提高艙門對失效、故障和人為失誤的容錯性，多重功能措施集成為一個復雜的運動機構系統(tǒng)，對系統(tǒng)原理的正確性、可行性，系統(tǒng)集成的協(xié)調(diào)性、可靠性、安全性，艙門及其運動機構的承載能力等都應該通過計算分析并結合必要的試驗予以驗證，確保艙門的使用安全和飛機的飛行安全。

J.P.Dunne等介紹了波音公司開發(fā)的主動損傷詢問（ADI）技術應用進展，利用該技術通過試驗檢測艙門結構振動來探測、定位和評定艙門損傷，用于服役飛機艙門的損傷檢測和評定。

在適航符合性驗證研究方面，武戎戎論述了民用飛機艙門適航符合性驗證的要求；丁立冬從試驗規(guī)劃、試驗構型、試驗文件要求、試驗前內(nèi)部檢查等方面對民用飛機型號合格審定過程中地面試驗的工作要點給出了建議。

在艙門重要的零組件驗證研究方面，孫闊研究了氣動載荷作用下碳纖維復合材料艙門結構的變形試驗測試方法，對測量結果與計算值進行了對比分析；W.Buchs等研究了基于輕量化設計的碳纖維復合材料艙門鉸鏈臂，建立了一種電作動器加載的試驗裝置，在引入濕熱環(huán)境的條件下驗證了艙門鉸鏈臂的承載能力以及試驗結論與設計計算結果的符合性；L.Zilberman等研究了一種無緊固件的整體復合材料艙門結構及其梁的設計符合性驗證方法。

在艙門環(huán)境試驗研究方面，K.A.Khalil等提出了一種室內(nèi)模擬雪和混相結冰條件的方法，介紹了測試程序及相關結果；張曉等研究了結冰噴水系統(tǒng)供水壓力與供水流量、供氣壓力與供氣流量的關系，通過試驗驗證噴霧顆粒的均勻性。

在艙門功能機構的驗證研究方面，張柁等通過對振動環(huán)境下艙門鎖系統(tǒng)可靠性試驗數(shù)據(jù)的分析，提出了試驗數(shù)據(jù)處理方法，該方法可用于艙門鎖系統(tǒng)振動環(huán)境的可靠性評定；袁強飛、張偉等研究了某型飛機登機門提升機構上拉桿卡滯工況下的載荷情況，驗證了試驗結果與柔性仿真計算結果的符合性。

艙門密封性能及艙門密封帶性能驗證研究方面，渠濤等研究了不同截面形狀的飛機艙門橡膠密封件在不同條件下的動摩擦性能，介紹了性能試驗裝置；景月娟提出了一種自動化的嵌入式飛機艙門密封帶測試系統(tǒng)，支持密封帶的疲勞試驗、壓力降試驗和爆破試驗。

新的適航標準對艙門的功能、可靠性、安全性等提出了更高的要求，新設計的艙門采用的運動機構功能構成更加復雜。分析和總結艙門在研制和使用過程中容易出現(xiàn)的故障現(xiàn)象和部位，研究在飛機艙門研制過程中有必要開展的設計驗證試驗項目和適航驗證試驗項目及其試驗實施方法，對于艙門滿足功能、性能等設計要求、使用要求、持續(xù)適航要求以及在設計階段制定合理的試驗規(guī)劃，有現(xiàn)實的參考價值。

2 艙門試驗

在民用飛機艙門研制中，如果決定采用全新的、未經(jīng)驗證的設計方案，就應該開展樣機制造和試驗，全面驗證設計方案，規(guī)避設計風險。僅依賴于計算機模擬仿真和分析還不足以支持艙門研制的成功和使用安全，過往的經(jīng)驗表明，開展樣機制造和試驗工作的收益遠遠大于成本支出。

艙門設計驗證試驗通常需要開展艙門運動機構原理試驗、功能試驗、增壓試驗、艙門耐久性試驗等項目，對應急出口艙門，還應根據(jù)需要開展高溫、低溫和結冰條件下的環(huán)境試驗；適航驗證試驗主要包括起落架折斷姿態(tài)下的應急出口打開能力驗證試驗、應急出口機上地面試驗等項目。

2.1 艙門設計驗證試驗

2.1.1 艙門運動機構原理試驗

在艙門概念設計工作收斂到兩三種類型時，開展艙門運動機構原理試驗，驗證艙門運動機構原理的可行性和正確性；檢查艙門運動機構的可達性和維護通路；對收斂的設計方案進行選型。

運動機構原理驗證試驗推薦采用1∶4的縮比機構，對艙門結構、門框結構進行簡化處理，運動機構部分應達到足夠的精度（建議的精度為：±0.25 mm）。

試驗件的安裝姿態(tài)與裝機姿態(tài)保持一致，在試驗件上分別施加增壓載荷、操作載荷、艙門工作過程中可能遇到的風載和隨機載荷等，加載后對艙門做打開和關閉運動，檢查艙門運動機構在各種載荷工況下運動的靈活性、是否存在卡滯情況、艙門各功能子機構運動順序的正確性和狀態(tài)穩(wěn)定性，結合計算機仿真分析結果，判定運動機構原理方案的正確性。試驗完成后，根據(jù)試驗結果，完善、優(yōu)化并初步凍結艙門運動機構原理方案，可轉入產(chǎn)品設計階段。

2.1.2 全尺寸艙門系統(tǒng)試驗

在艙門運動機構原理試驗的基礎上，完成艙門初步方案設計后，開展全尺寸樣機制造和試驗，對艙門設計方案進行全面的驗證。

為了降低試驗費用，全尺寸艙門系統(tǒng)試驗對艙門結構、機構進行簡化和等效處理，經(jīng)簡化和等效處理的艙門應當具有與裝機狀態(tài)艙門相當?shù)膭偠群蛷姸取?/p>

全尺寸艙門系統(tǒng)試驗內(nèi)容應包括但不僅限于：打開/關閉功能試驗、目視裝置檢查試驗、艙門手柄力測量試驗、增壓密封性能試驗、增壓變形測量試驗、增壓預防機構泄壓試驗、排水試驗、2倍壓差增壓試驗、運動機構卡阻試驗、隨機載荷試驗、風載試驗等項目。

（1）艙門打開/關閉功能試驗

艙門打開/關閉功能試驗全面驗證和檢查全尺寸艙門集成后運動機構原理的正確性，驗證艙門各功能子機構的動作順序正確、艙門打開過程中以及完全關閉、上閂和上鎖后能夠運動到預期的位置且狀態(tài)確定；應急出口類艙門完全打開后能夠自動鎖定；艙門打開和關閉過程中運行平穩(wěn)，不會出現(xiàn)不可預期的晃動。

艙門打開/關閉功能試驗中不考慮除了操作載荷外的其他載荷情況。在試驗臺架上通過手柄打開和關閉艙門，檢查打開過程中艙門運動姿態(tài)的穩(wěn)定性和運動的靈活性、艙門關閉后的間隙、階差及位置穩(wěn)定性。試驗過程中，如果發(fā)生卡滯、操作力較大的突變、行程終點不到位、超出預期的晃動等現(xiàn)象，則表明艙門的運動機構不能滿足功能需求，應依據(jù)試驗現(xiàn)象和結果結合仿真分析，定位問題，改進設計。

艙門的打開/關閉功能在裝機生產(chǎn)圖樣發(fā)放前就應得到充分的驗證，驗證不充分可能導致艙門和門框結構的重大更改，會嚴重影響飛機的研制進度，造成重大的經(jīng)濟損失。

（2）目視裝置檢查試驗

對于未上閂可能有危險的艙門，在艙門上設置機械指示裝置（目視裝置）供操作人員判斷艙門是否已經(jīng)完全關閉、上閂和上鎖。目視裝置檢查試驗驗證艙門機械指示裝置指示位置的正確性、唯一性以及位置是否合理和方便觀察。

在艙門打開和關閉兩種狀態(tài)下，分別檢查機械指示裝置顯示內(nèi)容正確和位置確定，不會出現(xiàn)偶發(fā)的和不可預期的變化，外力碰觸機械指示裝置時，應能保持位置不變。

（3）艙門操作手柄力測量試驗

對于手動操作打開和關閉的艙門，通過測量操作艙門的手柄力，驗證產(chǎn)品操作力滿足使用要求。

通過操作手柄打開和關閉艙門，借助扭矩扳手或測力傳感器測量艙門手柄上的操作力，建議的測量方法如圖1所示。試驗中手柄力測量時，對于有把手的“T”型手柄，手柄力測量點應在把手上；對于沒有把手的“L”型直柄手柄，手柄力測量點應在手柄上距離轉軸2/3處。

圖1 艙門手柄力測量示意圖Fig.1 Diagram of door handle force measurement

正常打開和關閉艙門時，手動操作力應不大于225 N，快速打開艙門時，手動操作力應不大于334 N，試驗中測得的手柄力大于規(guī)定的力值時，表明不滿足設計和使用要求，應當調(diào)整艙門運動機構或者改進設計。

（4）增壓密封性能試驗

增壓密封性能試驗驗證艙門的氣密密封性能，在密封試驗艙上開展試驗，試驗方案如圖2所示。

圖2 艙門增壓密封性能試驗安裝示意圖Fig.2 Installation of door pressure test

艙門關閉狀態(tài)，通過空氣壓縮機向密封試驗艙按10%級差逐級充壓，首先按最大充壓0.5倍壓差進行預試，再進行最大充壓1倍壓差試驗。試驗中在每一級壓力下檢查艙門漏氣情況。測量的泄露量超出飛機總體技術文件規(guī)定的數(shù)值時，則可判斷密封性能不滿足設計要求，分析漏氣的可能原因并進行處置后重新進行試驗，直至泄漏量滿足技術文件規(guī)定的要求。

飛機全機氣密試驗中漏氣源通常主要集中在艙門區(qū)域，開展艙門增壓密封性能試驗，提前發(fā)現(xiàn)和解決設計缺陷和問題，能有效支持全機氣密試驗的順利開展。

（5）增壓變形測量試驗

增壓變形測量試驗在艙門增壓密封性能試驗完成后開展，驗證艙門的剛度滿足設計和使用要求，驗證艙門在1倍壓差載荷工況下的間隙和階差滿足飛機總體氣動外緣公差控制要求。

試驗裝置如圖2所示，在艙門完全關閉狀態(tài)，通過空氣壓縮機向密封試驗艙按10%級差逐級充壓到1倍壓差，測量每一級壓力下艙門的間隙和階差。對試驗記錄數(shù)據(jù)與設計計算結果進行對比分析，判斷艙門結構剛度是否滿足設計要求，為改進設計和結構減重優(yōu)化設計提供支持。

艙門剛度過大會付出額外的重量代價，剛度不足又會導致艙門漏氣和氣動外緣不滿足飛機總體要求，開展艙門增壓變形測量試驗對控制艙門結構重量、保證艙門氣密密封性能和控制飛機氣動外緣公差是很有必要的。

（6）增壓預防機構泄壓試驗

增壓預防機構泄壓試驗驗證當艙門關閉、泄壓門打開狀態(tài)，以飛機壓力活門最大調(diào)定值增壓時，艙內(nèi)壓力不會超過3.45 kPa。

增壓預防機構是增壓艙門一項重要的安全性功能措施，防止增壓艙門未完全關閉、上閂和上鎖時將飛機增壓到不安全的水平，通過該試驗，驗證執(zhí)行艙門增壓預防功能的泄壓門打開角度和開口尺寸滿足安全性要求。

試驗裝置如圖2所示，在艙門完全關閉、上閂和上鎖狀態(tài)，通過手柄操作打開艙門鎖機構和泄壓門，并用專用夾具保持狀態(tài)，以飛機壓力活門最大調(diào)定值向密封試驗艙充壓，測量艙內(nèi)壓力變化。艙內(nèi)壓力如果超過3.45 kPa，則表明設計方案不能滿足安全性要求，應當進行改進設計。

（7）排水試驗

排水試驗驗證艙門內(nèi)部結構排水通路的暢通性和是否會存在積水情況。

保持艙門處于地面裝機姿態(tài)，向艙門結構內(nèi)部每一區(qū)域注水，靜置30 min后檢查艙門結構內(nèi)部每一區(qū)域是否存在積水，如果存在明顯的積水，則表明艙門結構排水通路不暢，應當改進設計。

在艙門結構設計中，排水通路很容易被忽視。排水通路不暢會造成雨水、冷凝水等在艙門結構上積聚，導致結構腐蝕，補打排水孔又可能會引起強度問題和應力集中，因此，在研制階段就應該通過試驗確保排水通路暢通。

（8）2倍壓差增壓試驗

2倍壓差增壓試驗驗證艙門結構的承壓能力。艙門結構按2倍壓差設計，保證艙門在壓調(diào)系統(tǒng)故障、增壓艙壓力大于1倍壓差時仍然能夠安全的工作。飛機增壓飛行中艙門結構破壞可能造成增壓艙突然失壓并導致嚴重后果。

試驗裝置如圖2所示。在艙門梁、框、蒙皮、止動塊、鎖閂等重要承力部位粘貼應變片，艙門處于完全關閉、上閂和上鎖狀態(tài)，通過空氣壓縮機向密封試驗艙按10%級差逐級充壓到1.33倍壓差，測量并記錄每一貼片位置的應力和應變，自然泄壓后檢查艙門結構的永久變形和破壞情況，沒有出現(xiàn)永久變形和破壞時，重新按10%級差逐級充壓到2倍壓差，測量并記錄每一貼片位置的應力和應變，自然泄壓后檢查艙門結構的永久變形和破壞情況。

在2倍壓差載荷下，允許艙門結構存在變形和漏氣情況，只要艙門結構不出現(xiàn)破壞，能夠可靠的保持處在鎖定位置即可判定為滿足設計要求。

（9）運動機構卡阻試驗

運動機構卡阻試驗驗證當艙門運動機構出現(xiàn)異物阻礙艙門運動功能時，在人能施加的最大操作力下艙門運動機構不會出現(xiàn)破壞，消除卡阻后艙門仍然具備打開能力。

艙門內(nèi)部結構有異物進入后，可能在運動機構部位形成卡阻，這種故障由于內(nèi)裝飾的遮擋不容易被發(fā)現(xiàn)。在這種情況下打開艙門時，由于操作人員不知道卡阻情況的存在，可能會盡力開門，造成艙門運動機構的破壞。

艙門運動機構中容易產(chǎn)生異物卡阻的部位主要包括手柄機構、鎖機構、閂機構、導向裝置、增壓預防機構等。在艙門關閉狀態(tài)，通過專用夾具分別限制和固定確定的卡阻部位，然后在手柄上施加1 360 N的開門載荷，卸載后檢查艙門運動機構部件的永久變形和破壞情況，如果出現(xiàn)影響艙門功能的永久變形和破壞，則可判定艙門機構承載能力不滿足使用要求，需要進行設計改進。

（10）隨機載荷試驗

隨機載荷試驗驗證艙門在承受非預期的隨機載荷情況下，艙門結構和機構不會出現(xiàn)破壞。

試驗內(nèi)容和載荷工況：

艙門處于完全關閉、上閂和上鎖位置時：在艙門任意位置施加向下1 360 N的載荷、在艙門任意位置施加任意方向680 N的載荷。

艙門處于打開的任意位置時：在艙門任意位置施加向下1 360 N的載荷、在艙門任意位置施加任意方向680 N的載荷。

按上述4種加載要求，分別在艙門結構上施加載荷，卸載后檢查艙門結構和機構不應出現(xiàn)破壞。

旅客出入飛機、物資裝卸、地面服務車輛運行過程中，都有可能接觸和碰撞艙門，造成艙門經(jīng)受不可預期的載荷。國內(nèi)過去在艙門設計中對隨機載荷的考慮比較少，很少開展相關的試驗。以往的航空事故統(tǒng)計表明，不可預期的隨機載荷造成的艙門損傷和破壞事故常有發(fā)生，在今后艙門的設計和驗證中，應重視這種載荷工況。

（11）風載試驗

通過艙門風載試驗，驗證艙門經(jīng)受不大于地面水平74 km/h風速時能夠順利打開，驗證艙門完全打開、保持打開機構上鎖狀態(tài)時能夠承受120 km/h水平風速的作用。

艙門關閉狀態(tài)，在艙門結構上施加水平74 km/h正面迎風等效載荷，手動打開艙門，在不超過1 360 N操作載荷下艙門能夠順利打開，表明艙門設計滿足使用要求；如果不能打開，則需要考慮增加輔助助力措施。

艙門完全打開且保持打開機構上鎖的狀態(tài)，在艙門結構上分別施加順航向、逆航向和垂直于飛機對稱平面的120 km/h迎風等效載荷，艙門能夠保持狀態(tài)、保持打開機構不會開鎖和破壞、艙門不會因晃動碰撞機身，則表明設計滿足使用要求。

2.1.3 應急出口艙門結冰打開試驗

在高寒地區(qū)及凍雨環(huán)境下，應急出口艙門區(qū)域可能結冰，影響打開功能。通過實驗室環(huán)境試驗，驗證應急出口艙門在結冰情況下是否能夠順利打開，為機上人員提供應急撤離通路。

艙門及臺架置于環(huán)境試驗箱（室），將試驗箱（室）溫度調(diào)至艙門表面結冰的溫度-10～-1℃并保持，將溫度接近于冰點（0～3℃）的水呈細霧狀噴灑在艙門外表面，使門區(qū)形成堅硬、透亮的不超過6 mm厚的雨冰，在手柄上施加1 360 N的操作力，艙門應能打開。如果無法打開艙門，則表明設計不滿足使用要求，需要結合試驗結果分析原因并進行改進。

2.1.4 全尺寸艙門耐久性試驗

通過艙門耐久性試驗驗證艙門在全壽命周期內(nèi)是否能夠可靠的工作、艙門結構和運動機構是否會出現(xiàn)影響使用功能的疲勞損傷和破壞。

定義打開1次艙門和關閉1次艙門為1個艙門操作循環(huán)，飛機1個飛行循環(huán)執(zhí)行2個艙門操作循環(huán)。艙門全壽命操作循環(huán)次數(shù)至少取飛機全壽命飛行循環(huán)次數(shù)的2.5倍。在試驗臺架上交替使用內(nèi)手柄和外手柄打開和關閉艙門，連續(xù)進行規(guī)定的開關次數(shù)后，對艙門進行一次詳細檢查，確認沒有故障和損壞后繼續(xù)試驗。試驗過程中，應按計劃維修任務進行潤滑和維護，定期檢查和更換消耗件和易損件，完成全部的艙門操作循環(huán)后對艙門結構機構進行詳細檢查，艙門主承力結構和運動機構不應出現(xiàn)影響功能的損傷和破壞。

增壓艙門運動機構復雜，檢查空間狹小，艙門內(nèi)表面有內(nèi)裝飾包覆，艙門結構和運動機構出現(xiàn)疲勞損傷和破壞時不易被發(fā)現(xiàn)，飛機帶故障飛行則可能威脅飛行安全。開展耐久性試驗對艙門進行驗證，能夠在很大程度上避免故障的發(fā)生。

2.2 適航驗證試驗

2.2.1 起落架折斷姿態(tài)應急出口打開能力驗證試驗

驗證應急出口艙門對§25.809（b）（1）、§25.809（d）、§25.809（e）條款的符合性。

試驗裝置如圖3所示，模擬飛機處于正常地面姿態(tài)和在一根或幾根起落架支柱折斷時的每一種姿態(tài)時，分別用內(nèi)手柄和外手柄手動打開應急出口艙門。在各種可能的艙門姿態(tài)下，在不超過1 360 N操作力下艙門能夠順利打開，表明艙門設計滿足適航要求，如果不能打開，則需要考慮改進設計或增加輔助助力措施。

圖3 起落架折斷姿態(tài)應急出口打開能力驗證試驗安裝示意圖Fig.3 Bench installation of certification test of emergency exit opening on the simulation of attitudes corresponding to the landing gear collapse

2.2.2 應急出口機上地面試驗

驗 證 應 急 出 口 艙 門 對§25.783（e）、§25.783（f）、§25.809（b）（2）、§25.809（b）（3）、§25.809（c）、§25.809（e）條款的符合性。

應急出口艙門機上地面試驗內(nèi)容包括指示告警系統(tǒng)和目視檢查試驗、應急出口打開試驗。

（1）指示告警系統(tǒng)和目視檢查試驗

飛機處于地面正常停機姿態(tài)，系統(tǒng)通電，在應急出口艙門處于打開和處于完全關閉、上閂和上鎖兩種狀態(tài)下，檢查駕駛艙內(nèi)艙門系統(tǒng)簡圖頁顯示信息、在運行照明條件下或者通過手電筒或同等光源的手段下檢查應急出口艙門機械指示裝置的顯示情況，顯示信息符合經(jīng)批準的技術文件要求，表明指示告警系統(tǒng)和目視檢查措施滿足適航要求。

（2）應急出口打開試驗

飛機處于地面正常停機姿態(tài)，分別在艙內(nèi)和艙外操作手柄快速打開艙門并測量開門時間，從開門裝置啟動到艙門完全打開，不超過10 s，則表明艙門設計滿足適航要求。

3 試驗臺架設計

除了應急出口機上地面試驗必須在飛機上進行外，大部分的艙門試驗均為實驗室試驗，本文提出三種試驗臺架方案，供在規(guī)劃和設計艙門試驗時參考使用。

3.1 立柱試驗臺架

立柱臺架用于開展艙門部件選型試驗、非氣密載荷工況下的艙門打開/關閉功能試驗、艙門手柄力測量試驗、運動機構卡阻試驗、隨機載荷試驗、風載試驗、艙門耐久性試驗等項目，由固定支撐部件（立柱）和門框假件組成，如圖4所示。

圖4 立柱臺架示意圖Fig.4 The bench of door surround structures

3.2 密封試驗艙

密封試驗艙用于開展艙門密封性能試驗、排水試驗、結冰試驗、艙門增壓試驗等項目。在立柱臺架上開展的試驗都可以在密封試驗艙上開展。密封試驗艙包括門框及壁板、封閉盒段，如圖5所示。

圖5 密封試驗艙示意圖Fig.5 Door′s sealing test cabin

3.3 姿態(tài)調(diào)節(jié)臺架

姿態(tài)調(diào)節(jié)臺架由調(diào)節(jié)工作臺面、底座和作動筒組成，如圖6所示。姿態(tài)調(diào)節(jié)臺架與立柱臺架或者密封試驗艙配套使用，用于模擬飛機處于正常地面姿態(tài)和一根或幾根起落架支柱折斷時的每一種飛機姿態(tài)，開展應急出口艙門打開能力驗證試驗。

圖6 姿態(tài)調(diào)節(jié)臺架示意圖Fig.6 Doors′attitude adjustment bench

4 試驗設備及量器具

開展艙門設計驗證試驗和適航驗證試驗時可能用到的主要試驗設備及量器具如表1所示，開展試驗時，所有的試驗設備及儀器應在校驗期內(nèi)。

表1 試驗可能用到的試驗設備及量器具匯總表Table 1 The list of test equipments and measuring tools for the door tests

5 結束語

本文對民用飛機艙門試驗研究進行了回顧，總結并提出了民用飛機艙門研制過程中，為了降低研制風險、提高艙門研制成功率和服役使用安全，應當開展的艙門設計驗證試驗、適航驗證試驗項目，提出了試驗目的、重要的試驗參數(shù)建議和試驗判據(jù)，闡述了開展試驗的作用、意義和必要性，給出了艙門實驗室試驗臺架設計建議，列出了試驗可能用到的主要試驗設備及量器具清單，對今后艙門試驗驗證的研究具有一定的促進作用。

隨著艙門設計經(jīng)驗的積累、仿真分析技術的不斷發(fā)展、數(shù)字化虛擬仿真試驗技術的廣泛應用，在今后的試驗工作中，研究和探索虛擬仿真試驗技術與實驗室試驗技術相結合的艙門試驗驗證新方法，以降低試驗成本，縮短試驗周期，滿足未來民用飛機的研制需求和對艙門安全性的要求。

艙門試驗通常是在實驗室條件下實施的，與飛機的實際使用條件存在差異，有時候成功的驗證試驗證明是一項好的設計，但在飛機服役后仍然會暴露出一些問題，比如腐蝕問題等，這就需要持續(xù)追蹤和統(tǒng)計飛機服役中出現(xiàn)的各種故障和損傷，研究在今后的試驗中引入環(huán)境條件，構建接近實際使用條件的試驗方法，為艙門的成功研制提供支撐。