缓冲器落震仿真分析方法

缓冲器落震仿真分析方法

文章阐述基于LMS Motion和AMESim的缓冲器落震仿真分析方法，并通过某型飞机尾撬落震试验数据论证了该方法的可行性。结果表明：仿真数据可以与试验数据向吻合，文章阐述的缓冲器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油气式缓冲器设计中予以参考。

标签：落震；缓冲器；阻尼

前言

文章阐述并论证了一种缓冲器落震试验仿真分析方法，为油气式缓冲器缓冲性能设计提供方法与依据。

文章定义的缓冲器落震试验仿真分析方法适用于油气式缓冲器。

1 某型飞机落震试验结果

这里借鉴某型飞机尾撬缓冲器为例，属于典型的变油孔油气式缓冲器，所填充的气体为氮气（Ⅱ类工业氮气，纯度99.9%）。落震试验包括2.56MPa、2.76MPa、2.96MPa、3.15MPa四種充压状态，0mm、50mm、100mm、150mm四种不同投放高度，1499kg、2003kg、2507kg三种投放重量下进行试验。

2 油气式缓冲器理论基础

油气式缓冲器作为吸能耗能的主要部件，其缓冲性能主要由气体弹性特性和阻尼孔的阻尼特性决定。

2.1 气体弹性特性

气体弹性特性为气体输出载荷对缓冲器行程的曲线由式（1）确定。

（1）

其中，FGas为压缩气体的输出载荷，N；APneu为气体作用面积，m2，见式（2）；pt为t时刻缓冲器气腔压力，Pa，见式（3）。

（2）

其中，DoutSLT为活塞杆外径，m。

（3）

其中，p0为缓冲器气腔初始充气压力，Pa；V0为气腔初始充气体积，m3；S为缓冲器行程，m；？酌为气体多变指数；Aa为缓冲器活塞杆外截面面积，m2。

2.2 油孔阻尼特性

液压油流过主油腔和回油腔的阻尼孔，产生阻尼力，吸收缓冲器冲击能量。缓冲器阻尼力计算见式（5）。

（5）

其中，Fh为油液阻尼力，N；DRF为阻尼孔的阻尼系数，N*s2/m2；S’为缓冲器活塞杆和外筒的相对运动速度，m/s；S’/|S’|为缓冲器油液阻尼力方向符号。

缓冲器阻尼系数DRF分压缩行程阻尼系数DRFinStroke和伸展行程阻尼系数DRFoutStroke，见式（6）和式（7）。

（6）

（7）

其中，DRFMain为主油孔阻尼系数，N*s2/m2；DRFRecoil，in为压缩行程回油孔阻尼系数，N*s2/m2；DRFRecoil，iout为伸展行程回油孔阻尼系数，N*s2/m2。

阻尼系数计算见式（8）。

（8）

其中，？籽为液压油密度，kg/m3；A V ol为油腔面积，m2；AOrif为油孔面积，m2；AHydr为阻尼力作用面积，m2；Cd为流量系数，取0.7。

对于主油孔，压缩和伸展行程中，阻尼系数相关参数计算见式（9）、式（10）、式（11）。

（9）

其中，Afix为定截面油孔的面积，m2；x为定截面油孔的个数；Dfix为定截面油孔的直径，m；Amet为变截面油孔的面积，m2。

（10）

其中，DinSLT为活塞杆内径，m；Dpin为油针直径，m。

（11）

对于回油孔，压缩和伸展行程中，阻尼系数相关参数计算见式（12）、式（13）、式（14）。

（12）

其中，Arec，fix为定截面回油孔面积，m2；Arec，free为自由孔（流体阻尼效应可忽略）面积，m2。

（13）

其中，DinMF为缓冲器外筒内径，m。（14）

缓冲器阻尼特性与油孔的构型相关，设计员应根据实际情况，灵活运用上述表达式。

2.3 其他因素

缓冲器内摩擦力消耗一部分能量。某型飞机尾撬缓冲器研究了气腔压力与内摩擦力的关系，结果表明：缓冲器内摩擦力关于气腔压力呈线性变化（见式15），线性度达0.979。

（15）

其中，Ff为缓冲器内摩擦力，N；Fa为缓冲器气腔作用力，N；k为平均摩擦系数，试验值为0.055；S’/|S|为摩擦力方向符号。

2.4 缓冲器作用力

综上，缓冲器作用力满足式（16）。当缓冲器结构尺寸确定时，该作用力为缓冲器行程、缓冲器内外筒相对速度的函数。

（16）

3 某型飞机尾撬缓冲器

以某型飞机飞机尾撬缓冲器为例。采用变油孔构型。不具备自调节功能来降低或消除油针安装/制造偏心对缓冲性能的影响。

飞机尾撬缓冲器相关设计参数：

外筒：主要内径85.06mm内部安装油针底部安有球轴承；

内筒：内径64.54mm外径69.8mm

油孔盖：安装在内筒底端，内部大圆角R13mm，油孔直径10.8mm，上下各倒圆R3.5mm

油针：安装在外筒上，工作段长约106mm，直径线性变化，由7.84mm变化到10.12mm

文章件首先通过油针构型的唯一性，对试验数据进行验证与筛选，方法如下：

通过落震试验，获得了缓冲器行程的时域曲线，通过对其微分可求得缓冲器内外筒相对速度的时域曲线。利用式（15），建立油针截面尺寸随缓冲器行程的关系，分析试验中投放质量2003kg的各工况油针尺寸，如图1所示。

根据图1可知，投放重量为2003kg的各工况，油针的直径收敛，并与实测值吻合。

4 落震仿真分析

某型飞机尾撬落震仿真模型分两部分，包括机构的动力学模型和缓冲器的液压模型。

尾撬动力学模型在LMS Motion模块中建立，定义各构件的质量和重心并添加彼此见的运动副，定义摇臂与试验台架的碰撞约束后，根据缓冲器输入载荷，可计算缓冲器两端的相对位移和相对速度。

缓冲器液压模型在LMS AMESim模块中建立，定义缓冲器的结构参数、填充参数以及液压油和填充气体属性，根据缓冲器两端相对位移和相对速度，可计算缓冲器输出载荷。

尾撬动力学模型和缓冲器液压模型通过数据接口，互换输入和输出，实现自定义时间内的实时仿真。

定义缓冲器结构参数，在AMESim模块中定义填充气体为氮气（Ⅱ类工业氮气，纯度99.9%），气体多变指数为1.05。节油孔尺寸为各试验工况下的平均值；在Motion模块中定义投放质量和投放高度。当投放质量为2003kg，在4种充气压力（2.56Mpa、2.76Mpa、2.96Mpa和3.15MPa）和3中投放高度（50mm，100mm和150mm）下，计算尾撬缓冲器性能。计算结果及试验值对比如图2所示。

结果表明：仿真数据可以与试验数据向吻合，文章件阐述的缓冲器落震仿真分析方法可行且有效，可以在其他油气式缓冲器设计中予以参考。

5 结束语