摘 要：文章闡述基于LMS Motion和AMESim的緩沖器落震仿真分析方法，并通過(guò)某型飛機(jī)尾撬落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)論證了該方法的可行性。結(jié)果表明：仿真數(shù)據(jù)可以與試驗(yàn)數(shù)據(jù)向吻合，文章闡述的緩沖器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油氣式緩沖器設(shè)計(jì)中予以參考。

關(guān)鍵詞：落震；緩沖器；阻尼

前言

文章闡述并論證了一種緩沖器落震試驗(yàn)仿真分析方法，為油氣式緩沖器緩沖性能設(shè)計(jì)提供方法與依據(jù)。

文章定義的緩沖器落震試驗(yàn)仿真分析方法適用于油氣式緩沖器。

1 某型飛機(jī)落震試驗(yàn)結(jié)果

這里借鑒某型飛機(jī)尾撬緩沖器為例，屬于典型的變油孔油氣式緩沖器，所填充的氣體為氮?dú)猓á蝾惞I(yè)氮?dú)?，純?9.9%）。落震試驗(yàn)包括2.56MPa、2.76MPa、2.96MPa、3.15MPa四種充壓狀態(tài)，0mm、50mm、100mm、150mm四種不同投放高度，1499kg、2003kg、2507kg三種投放重量下進(jìn)行試驗(yàn)。

2 油氣式緩沖器理論基礎(chǔ)

油氣式緩沖器作為吸能耗能的主要部件，其緩沖性能主要由氣體彈性特性和阻尼孔的阻尼特性決定。

2.1 氣體彈性特性

氣體彈性特性為氣體輸出載荷對(duì)緩沖器行程的曲線由式（1）確定。

（1）

其中，F(xiàn)Gas為壓縮氣體的輸出載荷，N；APneu為氣體作用面積，m2，見(jiàn)式（2）；pt為t時(shí)刻緩沖器氣腔壓力，Pa，見(jiàn)式（3）。

（2）

其中，DoutSLT為活塞桿外徑，m。

（3）

其中，p0為緩沖器氣腔初始充氣壓力，Pa；V0為氣腔初始充氣體積，m3；S為緩沖器行程，m；？酌為氣體多變指數(shù)；Aa為緩沖器活塞桿外截面面積，m2。

2.2 油孔阻尼特性

液壓油流過(guò)主油腔和回油腔的阻尼孔，產(chǎn)生阻尼力，吸收緩沖器沖擊能量。緩沖器阻尼力計(jì)算見(jiàn)式（5）。

（5）

其中，F(xiàn)h為油液阻尼力，N；DRF為阻尼孔的阻尼系數(shù)，N*s2/m2；S'為緩沖器活塞桿和外筒的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度，m/s；S'/|S'|為緩沖器油液阻尼力方向符號(hào)。

緩沖器阻尼系數(shù)DRF分壓縮行程阻尼系數(shù)DRFinStroke和伸展行程阻尼系數(shù)DRFoutStroke，見(jiàn)式（6）和式（7）。

（6）

（7）

其中，DRFMain為主油孔阻尼系數(shù)，N*s2/m2；DRFRecoil，in為壓縮行程回油孔阻尼系數(shù)，N*s2/m2；DRFRecoil，iout為伸展行程回油孔阻尼系數(shù)，N*s2/m2。

阻尼系數(shù)計(jì)算見(jiàn)式（8）。

（8）

其中，？籽為液壓油密度，kg/m3；AVol為油腔面積，m2；AOrif為油孔面積，m2；AHydr為阻尼力作用面積，m2；Cd為流量系數(shù)，取0.7。

對(duì)于主油孔，壓縮和伸展行程中，阻尼系數(shù)相關(guān)參數(shù)計(jì)算見(jiàn)式（9）、式（10）、式（11）。

（9）

其中，Afix為定截面油孔的面積，m2；x為定截面油孔的個(gè)數(shù)；Dfix為定截面油孔的直徑，m；Amet為變截面油孔的面積，m2。

（10）

其中，DinSLT為活塞桿內(nèi)徑，m；Dpin為油針直徑，m。

（11）

對(duì)于回油孔，壓縮和伸展行程中，阻尼系數(shù)相關(guān)參數(shù)計(jì)算見(jiàn)式（12）、式（13）、式（14）。

（12）

其中，Arec，fix為定截面回油孔面積，m2；Arec，free為自由孔（流體阻尼效應(yīng)可忽略）面積，m2。

（13）

其中，DinMF為緩沖器外筒內(nèi)徑，m。 （14）

緩沖器阻尼特性與油孔的構(gòu)型相關(guān)，設(shè)計(jì)員應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況，靈活運(yùn)用上述表達(dá)式。

2.3 其他因素

緩沖器內(nèi)摩擦力消耗一部分能量。某型飛機(jī)尾撬緩沖器研究了氣腔壓力與內(nèi)摩擦力的關(guān)系，結(jié)果表明：緩沖器內(nèi)摩擦力關(guān)于氣腔壓力呈線性變化（見(jiàn)式15），線性度達(dá)0.979。

（15）

其中，F(xiàn)f為緩沖器內(nèi)摩擦力，N；Fa為緩沖器氣腔作用力，N；k為平均摩擦系數(shù)，試驗(yàn)值為0.055；S'/|S|為摩擦力方向符號(hào)。

2.4 緩沖器作用力

綜上，緩沖器作用力滿足式（16）。當(dāng)緩沖器結(jié)構(gòu)尺寸確定時(shí)，該作用力為緩沖器行程、緩沖器內(nèi)外筒相對(duì)速度的函數(shù)。

（16）

3 某型飛機(jī)尾撬緩沖器

以某型飛機(jī)飛機(jī)尾撬緩沖器為例。采用變油孔構(gòu)型。不具備自調(diào)節(jié)功能來(lái)降低或消除油針安裝/制造偏心對(duì)緩沖性能的影響。

飛機(jī)尾撬緩沖器相關(guān)設(shè)計(jì)參數(shù)：

外筒：主要內(nèi)徑85.06mm內(nèi)部安裝油針底部安有球軸承；

內(nèi)筒：內(nèi)徑64.54mm外徑69.8mm

油孔蓋：安裝在內(nèi)筒底端，內(nèi)部大圓角R13mm，油孔直徑10.8mm，上下各倒圓R3.5mm

油針：安裝在外筒上，工作段長(zhǎng)約106mm，直徑線性變化，由7.84mm變化到10.12mm

文章件首先通過(guò)油針構(gòu)型的唯一性，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證與篩選，方法如下：

通過(guò)落震試驗(yàn)，獲得了緩沖器行程的時(shí)域曲線，通過(guò)對(duì)其微分可求得緩沖器內(nèi)外筒相對(duì)速度的時(shí)域曲線。利用式（15），建立油針截面尺寸隨緩沖器行程的關(guān)系，分析試驗(yàn)中投放質(zhì)量2003kg的各工況油針尺寸，如圖1所示。

根據(jù)圖1可知，投放重量為2003kg的各工況，油針的直徑收斂，并與實(shí)測(cè)值吻合。

4 落震仿真分析

某型飛機(jī)尾撬落震仿真模型分兩部分，包括機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型和緩沖器的液壓模型。

尾撬動(dòng)力學(xué)模型在LMS Motion模塊中建立，定義各構(gòu)件的質(zhì)量和重心并添加彼此見(jiàn)的運(yùn)動(dòng)副，定義搖臂與試驗(yàn)臺(tái)架的碰撞約束后，根據(jù)緩沖器輸入載荷，可計(jì)算緩沖器兩端的相對(duì)位移和相對(duì)速度。

緩沖器液壓模型在LMS AMESim模塊中建立，定義緩沖器的結(jié)構(gòu)參數(shù)、填充參數(shù)以及液壓油和填充氣體屬性，根據(jù)緩沖器兩端相對(duì)位移和相對(duì)速度，可計(jì)算緩沖器輸出載荷。

尾撬動(dòng)力學(xué)模型和緩沖器液壓模型通過(guò)數(shù)據(jù)接口，互換輸入和輸出，實(shí)現(xiàn)自定義時(shí)間內(nèi)的實(shí)時(shí)仿真。

定義緩沖器結(jié)構(gòu)參數(shù)，在AMESim模塊中定義填充氣體為氮?dú)猓á蝾惞I(yè)氮?dú)?，純?9.9%），氣體多變指數(shù)為1.05。節(jié)油孔尺寸為各試驗(yàn)工況下的平均值；在Motion模塊中定義投放質(zhì)量和投放高度。當(dāng)投放質(zhì)量為2003kg，在4種充氣壓力（2.56Mpa、2.76Mpa、2.96Mpa和3.15MPa）和3中投放高度（50mm，100mm和150mm）下，計(jì)算尾撬緩沖器性能。計(jì)算結(jié)果及試驗(yàn)值對(duì)比如圖2所示。

結(jié)果表明：仿真數(shù)據(jù)可以與試驗(yàn)數(shù)據(jù)向吻合，文章件闡述的緩沖器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油氣式緩沖器設(shè)計(jì)中予以參考。

5 結(jié)束語(yǔ)

文章件闡述基于LMS Motion和AMESim的緩沖器落震仿真分析方法，并通過(guò)某型飛機(jī)尾撬落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)論證了該方法的可行性。該方法僅為其他油氣式緩沖器緩沖性能設(shè)計(jì)方法提供參考。在后續(xù)工作中，將利用其他緩沖器落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)繼續(xù)修正該方法。

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作者簡(jiǎn)介：劉杰（1979，11-），男，山東，單位：上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，工程師，研究方向：飛行器設(shè)計(jì)。