飛機起落架雙腔油氣式緩沖器阻尼特性研究

關鍵詞：油氣式緩沖器；氣液兩相流；變截面油針結構；流量系數(shù)；阻尼特性中圖分類號：TH161； ?226⁺ .4 文獻標識碼：A文章編號：2096-3998（2025）04-0001-09

起落架減震系統(tǒng)對飛機安全平穩(wěn)著陸起著關鍵作用，其中緩沖器的設計尤為重要。磁流變等主動式緩沖器是目前研究的方向之一，但變阻尼油針等被動式緩沖器，因其結構簡單且便于制造和維護而得到了廣泛應用[1-2]。為了更好地適應不同工作條件，通過改變油針結構實現(xiàn)油氣緩沖器的變阻尼特性，仍然是當前研究的熱點。

緩沖器阻尼結構研究中，顏佳波[3」、舒寧[4]和聶文忠等[5]通過數(shù)值計算和實驗驗證探索了緩沖器油孔倒角、孔長和孔徑對腔體壓力、油液流速和油液阻尼力的影響。Chen Jinjin等[6研究了油孔直徑和緩沖器初始體積等參數(shù)對阻尼性能的影響，將BP神經(jīng)網(wǎng)絡方法與遺傳算法相結合，以緩沖器效率為目標對相關結構參數(shù)進行了優(yōu)化求解。吳志光等以油針軸向不同位置的截面直徑為設計變量，以緩沖效率為優(yōu)化目標，為研究變截面油針對起落架著陸性能的影響提供了新的思路。Liu Wenbin等[8通過對錐形油針緩沖器進行落震試驗，在研究中對氣體多變指數(shù)和流量系數(shù)進行了調整，表明緩沖器落震時流量系數(shù)的變化性。臧昱哲9采用修正可行方向法（MMFD），以油針軸向截面面積分布為設計變量，以最大軸向力為優(yōu)化目標進行了優(yōu)化求解，相比定油孔緩沖器，優(yōu)化后結構可使緩沖效率提高 36.91% 。以上學者通過實驗分析和數(shù)值模擬，探究了不同油孔結構和變截面油針對緩沖器阻尼特性的影響，通過進一步研究油針結構如錐角或截面直徑等參數(shù)變化對油氣緩沖器阻尼性能的影響，對飛機起落架緩沖器的設計選擇和結構優(yōu)化有著重大影響。

氣腔不能滿足大載荷下的減震需求。雙氣腔緩沖器在前者的基礎上增添了高壓氣腔，著陸時能夠提供更大的沖擊吸收能力，降低軸向載荷峰值[10]，從而提高乘客舒適性。Ahmad[11]等通過深人分析緩沖器最大壓力和沖擊力，對液壓缸和活塞進行了結構設計，顯著增強了設備安全可靠性。張國健[12]對各類型單腔和雙腔油氣緩沖器進行數(shù)值仿真，通過緩沖位移和軸向載荷對比分析了各類型緩沖器性能優(yōu)劣。Fang XingBo等[13]建立了低壓腔和高壓腔下油氣彈簧和金屬膨脹管組合式緩沖性能分析模型，通過研究不同下落速度的減震響應，表明了組合式緩沖器具有較高的緩沖效率。Yan Shuowen等[14]通過考慮飛機振動舒適性，對起落架的單室和雙室緩沖器進行了優(yōu)化，結果表明雙腔型比單腔型舒適性提高了25.6% 。劉向堯[15]對雙氣腔定阻尼隔離式緩沖器基于力學分析建立了動力學數(shù)學模型，在此基礎上，崔璐等[1以內外節(jié)流閥的串聯(lián)雙腔油氣隔離式緩沖器為研究對象，利用等效線性化方法，研究了緩沖器等效阻尼系數(shù)隨激勵頻率的變化;李佩窈等[17-18]通過雙腔式定錐角油針緩沖器數(shù)值仿真，探究了隨機激勵下緩沖器等效剛度的動態(tài)特性，研究結果證明采用流體仿真可以比較準確地模擬起落架著陸過程中緩沖器在外部激勵下的動態(tài)響應。

本文以某型起落架雙氣腔緩沖器為研究對象，采用ANSYS Fluent數(shù)值仿真，在流場分析的基礎上，對緩沖器軸向載荷做功、緩沖效率和阻尼特性進行相關計算，通過對比單氣腔定油孔緩沖器和雙氣腔定油孔緩沖器，對變阻尼雙腔式緩沖器的阻尼特性進行研究。

1油氣式緩沖器模型

1.1 緩沖器結構及工作原理

單氣腔和雙氣腔油氣式緩沖器的簡化結構如圖1所示。單氣腔油氣緩沖器結構主要由柱塞、外筒、定錐角油針、氣腔和油腔組成。雙氣腔緩沖器在單氣腔緩沖器上部結構不變的基礎上，新增加了高壓氣腔和移動活塞，高、低壓氣腔分別充填一定量的干燥空氣或氮氣，形成了氣-油-氣的緩沖結構，能夠更有效地吸收和分散沖擊力，使得其在抗震、減震等方面性能更為突出。

圖1油氣式緩沖器結構示意圖

雙氣腔起落架緩沖器著陸工作過程中，移動活塞相對柱塞保持靜止，高壓腔缸體隨柱塞一起推動油液流經(jīng)油孔耗散能量，低壓腔氣體受到壓縮導致內部壓強迅速增大，當氣壓增大到與高壓腔相同時，高壓腔達到被壓縮的臨界狀態(tài);之后柱塞相對于外筒繼續(xù)向上運動，移動活塞相對于柱塞反向運動，低壓腔和高壓腔同時被壓縮，直至柱塞速度減小為零，達到緩沖器最大壓縮行程。

隨著柱塞和移動活塞正向-反向往返運動，兩氣腔交替壓縮并儲存能量，油液流經(jīng)阻尼孔不斷將機械能轉換為熱能，著陸沖擊能量得以耗散，經(jīng)多次振蕩衰減最終達到穩(wěn)定狀態(tài)。

1.2 緩沖器軸向受力分析

油氣式緩沖器的軸向力可以分解為緩沖器結構行程限制力 F_t 、空氣彈簧力 F_a 和油液阻尼力 ，緩沖器柱塞與外筒的摩擦力 F_f 相比于前3個力過小，所以對摩擦力忽略不計，由此得到緩沖器軸向力 F_s 表達式為

F_s=F_t+F_a+F_oil°

1.2.1 空氣彈簧力

雙氣腔緩沖器工作時緩沖過程可分成以下兩個階段。

第一階段，低壓腔開始壓縮，高壓腔不工作，此階段可視為單氣腔緩沖器，空氣彈簧力為

式中， _，Aa 為空氣腔有效壓氣面積， P_a0 為低壓腔初始壓強， V_a0 為低壓腔初始氣體體積， S_a 為緩沖器壓縮行程， k₁ 為低壓腔氣體多變指數(shù)， P_atm 為當?shù)卮髿鈮毫ΤＡ俊?/p>

第二階段，高、低壓腔共同作用，壓縮過程中兩氣腔壓力一直相等。當?shù)蛪呵粔嚎s至與高壓腔壓力相等時（ （P_α^′₀=P_α1） ），緩沖器氣室體積變化量 ΔV_a 和雙氣室緩沖器一、二階段臨界壓縮行程 S_a1 分別為

此時低壓腔氣室體積 V_a1 為

V_a1=V_a0-A_aS_a1，

在此階段假設低壓腔和高壓腔氣體多變指數(shù)相同 k₁=k₂ ，低壓腔實時壓強為

此時空氣彈簧力表達式可推導為

綜上所述，雙氣室緩沖器空氣彈簧力總結如下：

式中， P_a0^′ 為高壓腔觸發(fā)后低壓腔的實時壓強， P_a1 為高壓腔初始壓強， V_a2 為高壓腔初始氣體體積， k₂ 為高壓腔氣體多變指數(shù)， S_a1 為一、二階段臨界壓縮行程， V_a1 為 P_a0^′=P_a1 時的低壓腔臨界氣室體積。

1.2.2 油液阻尼力

緩沖器工作時，油液流經(jīng)油孔產(chǎn)生油液阻尼力，是緩沖器消耗能量的主要途徑。通過流體力學中局部壓力損失描述，油液阻尼力化簡后的經(jīng)驗公式方程[20]如下：

數(shù)值模擬時通過小孔兩側的壓強差計算油液阻尼力，如下式所示：

F_oil=A₁Δp，

飛機設計手冊中油孔部分的油液阻尼力[2]計算公式如下：

由此可得流量系數(shù)和阻尼系數(shù)的關系式：

ξ=1/C_d²，

式中， A₁ 為油孔對應的有效壓油面積， A₀ 為油孔有效截面積， C_d 為流量系數(shù)， ξ 為阻尼系數(shù)， v 為緩沖器柱塞壓縮速度， .ρ 為油液密度， Δp 為油孔兩側壓差。

1.2.3 結構限制力

柱塞與套筒的相對運動距離受到實際結構的限制，其結構限制力 F_t 表示為

式中， K_s 為緩沖器軸向結構限制剛度， S_max 為緩沖器最大拉伸行程。

1.3 緩沖器性能評價指標

為降低飛機著陸過程中產(chǎn)生的沖擊載荷，提高飛機的舒適性和安全性，起落架需要具備良好的緩沖性能。評價起落架緩沖系統(tǒng)的性能指標常采用以下幾個參數(shù)：

1）吸收功量

式中， W_h 為緩沖器吸收的功量， F_z 為緩沖器軸向載荷， S_max 為緩沖器最大緩沖位移。

2）緩沖效率

式中， η_h 為緩沖器吸收效率， F_zmax 為最大軸向載荷。

圖2起落架緩沖器行程曲線圖

邊界運動采用外界激勵的方式，起落架緩沖器行程曲線[22]如圖2所示。

2 雙腔緩沖器氣液兩相流數(shù)值模擬

2.1 求解設定

對緩沖器內部流體所在區(qū)域進行分析處理并簡化結構，其內流場模型為軸對稱結構。在保證計算結果可靠的前提下，為提高計算效率，取內流場模型軸對稱旋轉面為計算域，于ANSYSFluent平臺進行數(shù)值模擬，相關參數(shù)見表1。

表1緩沖器流場模型相關參數(shù)

計算域全局采用非結構化網(wǎng)格，并對油孔處加密3層網(wǎng)格，如圖3所示，達到更精確地模擬緩沖器壓縮時的油液流動狀態(tài)及相關參數(shù)，網(wǎng)格總數(shù)約32萬。

在網(wǎng)格運動過程中，由于柱塞和移動活塞的移動，導致其附近網(wǎng)格產(chǎn)生較大的拉伸變形，極易出現(xiàn)負體積情況，在模型全局非結構化網(wǎng)格下采用“統(tǒng)一網(wǎng)格重新劃分”方法，偏斜度為0.7，其余求解設定見表2。

圖3緩沖器氣液流體計算域油孔網(wǎng)格模型

2.2 油液流動狀態(tài)

圖4為雙氣腔油氣緩沖器在柱塞壓縮速度 0.8m/s 時，分別在 0.0015、0.1350、0.2664、0.2835， 0.3000s不同時刻的油液體積分數(shù)云圖。柱塞在外界壓力下相對外筒向上運動，圖4（a）為緩沖器運動初期狀態(tài)，其中航空液壓油為腔體中下區(qū)域且運動的紅色部分，氮氣為腔體中上部的藍色部分，油液呈射流形式高速運動；從圖4（b）可以明顯看出，進一步壓縮時，油液以射流狀態(tài)快速噴射至低壓氣腔頂部，并沿著壁面逆時針流動，期間部分油液在高速高壓狀態(tài)下化為液滴；壓縮至0.2664s圖4（c）為高壓腔臨界壓縮狀態(tài)，之后移動活塞相對柱塞反向運動，直至0.3000s圖4（e）正行程結束，在此階段，低壓氣腔左壁面油液受油孔射流油液影響，部分油液匯入氣腔右壁面運動，另一部分油液撞擊在油孔左側氣腔下壁面，形成局部油液順時針流動。

表2 CFD相關參數(shù)設定

圖4緩沖器油液體積分數(shù)云圖

2.3 模型驗證

為分析緩沖器油液阻尼力仿真結果與經(jīng)驗公式計算結果之間的誤差，驗證仿真模型的有效性，等差選取柱塞壓縮速度 0.4，0.5，0.6，0.7，0.8m/s ，除速度變化外其余參數(shù)不變，結合緩沖器停機伸長情況[23]和臨界壓縮行程 S_a1 ，利用軟件參數(shù)設定和UDF技術對緩沖器壓縮運動進行數(shù)值模擬。由于速度改變會導致油液阻尼力數(shù)值不穩(wěn)定，故在模型驗證期間UDF函數(shù)定義柱塞的壓縮速度為勻速。相關研究中，流量系數(shù)取 0.65～0.80 之間較為合適[24]，故本文選取流量系數(shù)為0.75。

結合式（1）、（2）計算，油液阻尼力經(jīng)驗公式計算理論結果和數(shù)值仿真結果見圖5，可以看出緩沖器柱塞隨壓縮速度的增大油液阻尼力也在增大。仿真結果與經(jīng)驗公式計算結果相對誤差均在 5% 以內，故該模型具有較高的準確性。

圖5油液阻尼力經(jīng)驗公式-仿真結果對比驗證

3單氣腔和雙氣腔定阻尼油氣緩沖器性能對比分析

基于模型有效性的基礎上，該仿真對象為定油孔雙氣腔緩沖器和單氣腔緩沖器，基于ANSYS Fluent平臺對緩沖器壓縮過程氣液兩相流動進行分析，研究單、雙氣腔的油液阻尼力、軸向載荷和阻尼系數(shù)差異。

柱塞壓縮速度函數(shù)由圖5緩沖器行程曲線求導可得，將函數(shù)轉換為UDF程序對移動邊界進行控制。由空氣彈簧力和油液阻尼力數(shù)學模型可知，作為單、雙氣腔緩沖器主要差異的高壓氣腔，其移動活塞邊界運動緊密影響著緩沖器的軸向載荷和氣體彈簧力。

3.1 軸向載荷及做功分析

雙氣腔和單氣腔的軸向載荷積分面積如圖6所示。壓縮前期軸向載荷基本一致，隨著緩沖器逐漸壓縮，雙氣腔緩沖器與單氣腔緩沖器軸向載荷差值逐漸增大，達到第一次載荷峰值時雙腔 547kN 相比單氣腔峰值 538kN 增大了約 1.6% ，在壓縮后期雙氣腔緩沖器高壓腔觸發(fā)后，達到第二次載荷峰值時雙氣腔 350kN 相比單氣腔 499kN 降低了約 29.9% ，兩次峰值間隔時間雙氣腔0.0614s相比單氣腔0.0718s降低了約 14.6% 。通過式（5）積分計算可知，雙氣腔緩沖器軸向載荷做功 128kJ 相比單氣腔緩沖器 136kJ 降低了約 6.1% 。通過式（6）緩沖效率計算可知，雙氣腔 76.8% 的緩沖效率相比單氣腔83.2% 降低了約 7.6% 。

單、雙氣腔緩沖器空氣彈簧力數(shù)值曲線如圖7所示。從圖中可明顯看出，緩沖器壓縮前期時，單、雙氣腔空氣彈簧力幾乎一致，隨著時間的增加，雙氣腔緩沖器空氣彈簧力與單氣腔緩沖器的差值越來越大。雙氣腔緩沖器空氣彈簧力峰值 368kN 相比單氣腔 470kN 降低了約 21.7% ，緩沖器初始值至峰值的時間，雙氣腔緩沖器0.2263s相比單氣腔0.2249s延后了約 0.6% 。

圖6單氣腔和雙氣腔軸向載荷積分面積

圖7單氣腔和雙氣腔空氣彈簧力

3.2 流量系數(shù)分析

單、雙氣腔緩沖器流量系數(shù)隨時間的變化見圖8。可以發(fā)現(xiàn)，初始時雙氣腔緩沖器流量系數(shù)較高，隨著工作時間增加流量系數(shù)迅速降低后又呈現(xiàn)上升趨勢，直至在0.75上下平穩(wěn)波動；單氣腔緩沖器流量系數(shù)初始較低，隨后呈現(xiàn)上升趨勢并趨于定值0.77，雙氣腔和單氣腔緩沖器流量系數(shù)差值處于 2.9% 以內。整體趨勢上，雙氣腔緩沖器流量系數(shù)相對單氣腔較小，波動范圍略大。

綜上可知，起落架緩沖器壓縮工作時，雙氣腔緩沖器軸向載荷第一次峰值相對單氣腔緩沖器略高，且時間偏前；雙氣腔緩沖器空氣彈簧力相對單氣腔有所降低；雙氣腔緩沖器軸向載荷做功和緩沖效率相對單氣腔緩沖器均有所降低。

圖8單氣腔和雙氣腔流量系數(shù)

4雙氣腔變阻尼緩沖器性能分析

該仿真對象為變截面油針雙氣腔緩沖器，基于氣液兩相數(shù)值模擬，研究分析油針結構對緩沖器軸向載荷和阻尼系數(shù)的影響。

4.1雙氣腔變阻尼緩沖器結構

變阻尼雙氣腔緩沖器相比定油孔緩沖器在油腔底部增加了變截面油針，更合理地調節(jié)油液阻尼效果。定錐角變截面油針見圖9（a）;圖9（b）所示為變錐角變截面油針[25]。本文對以上兩種變截面油針結構進行研究，并保證兩油針結構長度相同。雙氣腔變阻尼緩沖器如圖9（c）和（d）所示，油針位于移動活塞上部。數(shù)值模擬中，UDF邊界控制函數(shù)等相關參數(shù)設置與前文定油孔雙氣腔緩沖器保持一致。

圖9油針結構及變阻尼緩沖器

4.2軸向載荷及做功對比分析

定錐角油針和變錐角油針雙氣腔緩沖器軸向載荷積分如圖10所示。壓縮前期，變錐角油針結構雙氣腔緩沖器軸向載荷相對定錐角較大，相對定錐角緩沖器差值在 19.8% 以內。在緩沖行程 135mm 后，定錐角緩沖器軸向載荷超過變錐角緩沖器直至達到峰值，定錐角油針緩沖器軸向載荷峰值 1083kN 相對于變錐角 635kN 提高了 70.5% ，且峰值時間相對變錐角緩沖器延后了 41.5% 。變錐角油針緩沖器軸向載荷做功為 147kJ ，相比定錐角油針緩沖器 191kJ 降低了 23% 。變錐角油針緩沖器緩沖效率76.1% ，相比于定錐角油針緩沖器緩沖效率 58.1% 提高了 31% 。

不同油針結構油液阻尼力數(shù)值曲線如圖11所示。壓縮前期時油液阻尼力數(shù)值幾乎一致，隨后變錐角緩沖器油液阻尼力逐漸大于定錐角緩沖器，在0.107s后定錐角緩沖器油液阻尼力超過變錐角緩沖器。定錐角油針緩沖器油液阻尼力峰值為 864kN ，變錐角緩沖器油液阻尼力峰值 505kN 相比于定錐角緩沖器降低了 41.6% 。定錐角緩沖器油液阻尼力峰值對應時間0.157s，相對變錐角緩沖器峰值對應時間0.105s延后了 48.8% 。

圖10不同油針結構緩沖器軸向載荷

圖11不同油針結構緩沖器油液阻尼力

4.3 流量系數(shù)對比分析

不同油針結構緩沖器流量系數(shù)如圖12所示。初始時定錐角緩沖器流量系數(shù)較大，隨后迅速降低；變錐角緩沖器初始值較小，隨后升高，在0.107s前定錐角相對變錐角緩沖器流量系數(shù)差值在 12.7% 以內。在0.107s兩者流量系數(shù)交匯后，定錐角緩沖器流量系數(shù)持續(xù)降低直至0.30左右，變錐角緩沖器流量系數(shù)平穩(wěn)波動在0.8左右波動。整體壓縮過程中，在式（3）各參數(shù)下，緩沖器有效油孔面積和有效壓油面積不斷減小，緩沖速度為先增大后減小，故定錐角油針緩沖器在0.909s后流量系數(shù)持續(xù)降低。

由式（4）計算可得阻尼系數(shù)，不同油針結構緩沖器阻尼系數(shù)如圖13所示。變錐角雙氣腔緩沖器阻尼系數(shù)從初始值2.25開始降低，并逐漸趨于1.57左右。定錐角雙氣腔緩沖器阻尼系數(shù)從趨于1迅速升高，后緩慢降低至1.21，0.056s后持續(xù)升高，直至阻尼系數(shù)逐漸趨于10.87。總體上來看，變錐角緩沖器阻尼系數(shù)更加平穩(wěn)，定錐角緩沖器阻尼系數(shù)變化范圍較大。

圖12 不同油針結構流量系數(shù)

圖13 不同油針結構阻尼系數(shù)

5結論

本文針對定阻尼單、雙氣腔緩沖器和變阻尼雙腔緩沖器，構建了流體數(shù)值仿真模型，通過深入研究壓縮工況下起落架緩沖器性能的動態(tài)特性，得出以下結論：

1）基于ANSYSFluent平臺成功建立雙氣腔油氣緩沖器氣液兩相仿真模型，并依據(jù)緩沖器內部充填參數(shù)進行數(shù)值計算，仿真結果與理論結果誤差在 5% 以內，驗證了該方法的可靠性和有效性。

2）與定油孔單氣腔緩沖器相比，定油孔雙氣腔緩沖器在減少空氣彈簧力峰值方面表現(xiàn)更為出色，峰值下降了約 21.7% ，并使峰值時間延后了 0.6% ；雖然雙氣腔緩沖器的第一次軸向載荷峰值略高于單氣腔（增幅約 1.6% ），但第二次軸向載荷峰值大幅降低了 29.9% ，表明雙氣腔緩沖器在起落架受力時能夠更有效地減弱劇烈沖擊力。雙氣腔緩沖器的兩次峰值間隔時間相比單氣腔降低約 14.6% ，有助于提高起落架的整體穩(wěn)定性;雙氣腔緩沖器軸向載荷做功和緩沖效率分別比單氣腔降低約 6.1% 和7.6% ，說明其整體緩沖性能略低于單氣腔緩沖器。

3）與變錐角雙腔緩沖器相比，定錐角雙氣腔緩沖器的油液阻尼力峰值和軸向載荷峰值分別提高了71.2% 和 70.5% ，峰值時間分別延后了 48.8% 和 41.5% ，這意味著變錐角緩沖器可以更好地吸收和分散飛機落地時的沖擊力，減少瞬時沖擊載荷對起落架結構的損傷;變錐角緩沖器軸向載荷做功相比定錐角降低了 23% ，但緩沖效率相比定錐角提高了 31% ，在延長起落架使用壽命和降低維護成本方面具有工程應用價值;此外，變錐角緩沖器的流量系數(shù)和阻尼系數(shù)波動較小，說明其性能更加穩(wěn)定且易于預測。

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[責任編輯：謝平]

Abstract：To meet the high load-bearing requirements during aircraft landing，this study focuses on a specific type of dual-chamber damper，establishing a dynamic model for the damper during landing based on force analysis.Fluid simulation was conducted to obtain flow fielddata，and the pressure differential across the damping orifices was utilized to calculate the fluid damping force，flow coeficient，and damping coefficient，facilitating the investigation of the dynamic damping characteristics under landing conditions.The results indicate thatthe simulation results for the fluid damping force of the dual-chamber oil-gas damper exhibit a discrepancy of less than 5% compared to theoretical values，confirming the efectiveness of the methodology.Compared to single-chamber dampers，the dual-chamber damper with fixed orifice shows a reduction of 29.9% in the second axial load peak，suggesting that the dual-chamberconfiguration effectivelymitigates impact forces during landing.However，the axial load work and damping efficiency of the dual-chamber damper are reduced by 6.1% （22 and 7.6% respectively，indicating that its overall damping performance is slightly inferior to that of single-chamber dampers. The variable-cone angle oil needle damper exhibits a decrease of 41.6% and 41.3% in peak fluid damping force and axial load compared to the fixed-cone angle oil needle dual-chamber damper，respectively. This suggests that the variable-cone angle damper is more efficient in absorbing and disipating landing impact forces，thereby reducing instantaneous load damage to the landing gear structure.Additionall，thevariablecone angle oil needle damper shows a 31% improvement in damping efficiency over the fixed-cone angle oil needle damper，which is beneficial for extending the service life of the landing gear and reducing maintenance costs.The flow coefficient and damping coefficient of the variable-cone angle oil needle damper exhibit more stable numerical fluctuations，indicating enhanced stability and predictability of its performance.

Key words：oil-gas buer; gas-liquid two-phase flow; variable cross-section oil needle structure; flow coefficient；damping characteristics