緩沖器落震仿真分析方法

摘 要：文章闡述基于LMS Motion和AMESim的緩沖器落震仿真分析方法，并通過某型飛機尾撬落震試驗數據論證了該方法的可行性。結果表明：仿真數據可以與試驗數據向吻合，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計中予以參考。

關鍵詞：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仿真分析方法，為油氣式緩沖器緩沖性能設計提供方法與依據。

文章定義的緩沖器落震試驗仿真分析方法適用于油氣式緩沖器。

1 某型飛機落震試驗結果

這里借鑒某型飛機尾撬緩沖器為例，屬于典型的變油孔油氣式緩沖器，所填充的氣體為氮氣（Ⅱ類工業氮氣，純度99.9%）。落震試驗包括2.56MPa、2.76MPa、2.96MPa、3.15MPa四種充壓狀態，0mm、50mm、100mm、150mm四種不同投放高度，1499kg、2003kg、2507kg三種投放重量下進行試驗。

2 油氣式緩沖器理論基礎

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緩沖器行程的曲線由式（1）確定。

（1）

其中，FGas為壓縮氣體的輸出載荷，N；APneu為氣體作用面積，m2，見式（2）；pt為t時刻緩沖器氣腔壓力，Pa，見式（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；Aa為緩沖器活塞桿外截面面積，m2。

2.2 油孔阻尼特性

液壓油流過主油腔和回油腔的阻尼孔，產生阻尼力，吸收緩沖器沖擊能量。緩沖器阻尼力計算見式（5）。

（5）

其中，Fh為油液阻尼力，N；DRF為阻尼孔的阻尼系數，N*s2/m2；S'為緩沖器活塞桿和外筒的相對運動速度，m/s；S'/|S'|為緩沖器油液阻尼力方向符號。

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

（6）

（7）

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

阻尼系數計算見式（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，取0.7。

對于主油孔，壓縮和伸展行程中，阻尼系數相關參數計算見式（9）、式（10）、式（11）。

（9）

其中，Afix為定截面油孔的面積，m2；x為定截面油孔的個數；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為活塞桿內徑，m；Dpin為油針直徑，m。

（11）

對于回油孔，壓縮和伸展行程中，阻尼系數相關參數計算見式（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（流體阻尼效應可忽略）面積，m2。

（13）

其中，DinMF為緩沖器外筒內徑，m。 （14）

緩沖器阻尼特性與油孔的構型相關，設計員應根據實際情況，靈活運用上述表達式。

2.3 其他因素

緩沖器內摩擦力消耗一部分能量。某型飛機尾撬緩沖器研究了氣腔壓力與內摩擦力的關系，結果表明：緩沖器內摩擦力關于氣腔壓力呈線性變化（見式15），線性度達0.979。

（15）

其中，Ff為緩沖器內摩擦力，N；Fa為緩沖器氣腔作用力，N；k為平均摩擦系數，試驗值為0.055；S'/|S|為摩擦力方向符號。

2.4 緩沖器作用力

綜上，緩沖器作用力滿足式（16）。當緩沖器結構尺寸確定時，該作用力為緩沖器行程、緩沖器內外筒相對速度的函數。

（16）

3 某型飛機尾撬緩沖器

以某型飛機飛機尾撬緩沖器為例。采用變油孔構型。不具備自調節功能來降低或消除油針安裝/制造偏心對緩沖性能的影響。

飛機尾撬緩沖器相關設計參數：

外筒：主要內徑85.06mm內部安裝油針底部安有球軸承；

內筒：內徑64.54mm外徑69.8mm

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

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

文章件首先通過油針構型的唯一性，對試驗數據進行驗證與篩選，方法如下：

通過落震試驗，獲得了緩沖器行程的時域曲線，通過對其微分可求得緩沖器內外筒相對速度的時域曲線。利用式（15），建立油針截面尺寸隨緩沖器行程的關系，分析試驗中投放質量2003kg的各工況油針尺寸，如圖1所示。

根據圖1可知，投放重量為2003kg的各工況，油針的直徑收斂，并與實測值吻合。

4 落震仿真分析

某型飛機尾撬落震仿真模型分兩部分，包括機構的動力學模型和緩沖器的液壓模型。

尾撬動力學模型在LMS Motion模塊中建立，定義各構件的質量和重心并添加彼此見的運動副，定義搖臂與試驗臺架的碰撞約束后，根據緩沖器輸入載荷，可計算緩沖器兩端的相對位移和相對速度。

緩沖器液壓模型在LMS AMESim模塊中建立，定義緩沖器的結構參數、填充參數以及液壓油和填充氣體屬性，根據緩沖器兩端相對位移和相對速度，可計算緩沖器輸出載荷。

尾撬動力學模型和緩沖器液壓模型通過數據接口，互換輸入和輸出，實現自定義時間內的實時仿真。

定義緩沖器結構參數，在AMESim模塊中定義填充氣體為氮氣（Ⅱ類工業氮氣，純度99.9%），氣體多變指數為1.05。節油孔尺寸為各試驗工況下的平均值；在Motion模塊中定義投放質量和投放高度。當投放質量為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，計算尾撬緩沖器性能。計算結果及試驗值對比如圖2所示。

結果表明：仿真數據可以與試驗數據向吻合，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計中予以參考。

5 結束語

文章件闡述基于LMS Motion和AMESim的緩沖器落震仿真分析方法，并通過某型飛機尾撬落震試驗數據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計方法提供參考。在后續工作中，將利用其他緩沖器落震試驗數據繼續修正該方法。

參考文獻

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[2]詹永麒，孫巍，張世華.液壓緩沖器動態仿真[J].液壓氣動與密封，1996，1.

[3]張文斌，周曉軍.液壓緩沖器特性計算與仿真分析[J].農業機械學報，2008，7.

作者簡介：劉杰（1979，11-），男，山東，單位：上海飛機設計研究院，工程師，研究方向：飛行器設計。