CN116985991A - 一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法，缓冲器包括下端具有开口的缓冲器外筒，设置在缓冲器外筒中且上端具有开口的缓冲器内筒，缓冲器内筒与缓冲器外筒同轴设置；缓冲器外筒下端内固定设有密封环，缓冲器内筒滑动配合连接在密封环内；缓冲器外筒内顶部固定设有柱塞支撑杆，柱塞支撑杆底部固定设有缓冲柱塞，缓冲柱塞滑动配合在缓冲器内筒内；缓冲器内筒处于缓冲器外筒内的一端固定设有环形的缓冲活塞；采用本发明的缓冲器通过感知飞机起落架受到的冲击载荷大小，自适应地调节变孔阀通孔内侧孔径开度大小，准确高效控制流经变孔阀通孔的油液流量，使缓冲器的工作状态更加理想。

Description

一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法

技术领域

本发明涉及航空飞机技术领域，具体为一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法。

背景技术

起落架是飞机的重要组成部分，主要实现承载重量、着陆缓冲及地面操纵等功能，直接影响着飞机起降的安全性和乘坐的舒适性，起落架缓冲器的作用主要是飞机的撞击动能和机轮触地后飞机继续下沉时的位能，将飞机着陆和滑行期间的能量消散在缓冲系统和飞机起落架结构的变形上。

目前，起落架上采用的缓冲器主要是基于油气原理的，当缓冲器错动时，油腔中的阻尼孔（油孔）产生的阻尼力耗散飞机的冲击能量，缓冲器的气腔储存剩余的大部分能量，这两部分能量必须满足一定的比例关系，否则，会引起冲击过载偏大，造成不良后果，因此，以减缓飞机着陆、滑跑过程中产生的冲击载荷为目标，对缓冲器的气腔的充填参数、油腔的阻尼孔进行综合优化设计是高性能起落架设计的核心之一。

油气式缓冲器，由于其相比其他形式缓冲器具有更高的效率和功量吸收能力被现阶段大多数飞机所采用，由于飞机性能的提高，缓冲器设计对过载疲劳考虑较多，常常需要使用变油孔，使缓冲器效率最理想并保证缓冲支柱力在全行程内呈递增趋势。

发明内容

本发明的目的在于提供一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法，用于控制全行程范围内油液瞬时阻尼，提高缓冲器效率和吸收的功量以满足起落架缓冲性能的多方面需求。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种变油孔飞机起落架缓冲器，包括下端具有开口的缓冲器外筒，设置在缓冲器外筒中且上端具有开口的缓冲器内筒；缓冲器内筒与缓冲器外筒同轴设置；

缓冲器外筒下端内固定设有密封环，缓冲器内筒滑动配合连接在密封环内；

缓冲器外筒内顶部固定设有柱塞支撑杆，柱塞支撑杆底部固定设有缓冲柱塞，缓冲柱塞滑动配合在缓冲器内筒内；

缓冲器内筒处于缓冲器外筒内的一端固定套设有环形的缓冲活塞；

缓冲柱塞上具有多个比例换向阀或自适应变孔阀，缓冲活塞上具有多个游动活门或阻尼控制阀；

缓冲活塞上侧、缓冲柱塞上部与缓冲器外筒内侧壁之间形成缓冲腔室A，缓冲柱塞下侧与缓冲器内筒内侧壁之间形成缓冲腔室B，缓冲活塞下侧、缓冲器外筒内侧壁以及与缓冲器内筒外侧壁之间形成缓冲腔室C。

优选地，自适应变孔阀包括多个变孔阀通孔，变孔阀通孔沿平行于缓冲器内筒的轴线贯通缓冲柱塞；

变孔阀通孔内侧壁具有多个孔径控制柱通孔，孔径控制柱通孔沿变孔阀通孔的径向延伸，孔径控制柱通孔内滑动配合设有孔径控制柱，各个孔径控制柱相互靠近的一端具有半孔槽，多个半孔槽组成一个初始油路通孔；

孔径控制柱由液压杆驱动沿孔径控制柱通孔移动；

变孔阀通孔内侧壁固定设有多个间隙填补块，间隙填补块处于相邻两个孔径控制柱之间的间隙中。

优选地，孔径控制柱由冲击载荷驱动结构驱动沿孔径控制柱通孔移动，冲击载荷驱动结构包括设置在变孔阀通孔周围的多个载荷驱动容纳孔，载荷驱动容纳孔沿平行于变孔阀通孔的轴线贯通缓冲柱塞；

多个载荷驱动容纳孔与多个孔径控制柱通孔一一对应连通，载荷驱动容纳孔内滑动配合设有载荷驱动控制柱，载荷驱动控制柱上具有驱动柱油孔；

载荷驱动容纳孔上端内固定设有行程约束环，行程约束环与载荷驱动控制柱之间顶压配合设有阻尼复位弹簧，载荷驱动容纳孔下端内固定设有限位约束环；

载荷驱动控制柱侧面具有两个滑槽约束容纳槽，滑槽约束容纳槽开口朝向变孔阀通孔的轴线方向，且滑槽约束容纳槽的延伸方向平行于孔径控制柱通孔的延伸方向，滑槽约束容纳槽内侧面具有驱动约束斜槽；

孔径控制柱靠近载荷驱动容纳孔的一端固定设有两个驱动约束板，驱动约束板一一对应滑动配合在滑槽约束容纳槽中，驱动约束板侧面固定设有驱动约束柱，驱动约束柱滑动配合在驱动约束斜槽中。

说明：该自适应变孔阀是一种自反馈系统，无需任何电子元器件的介入；并可以通过改变阻尼复位弹簧的弹性系数，以及改变载荷驱动控制柱与孔径控制柱之间的行程比，进而生产各种规格缓冲性能的起落架缓冲器。

优选地，缓冲活塞上具有多个阻尼阀容纳孔，阻尼阀容纳孔沿平行于缓冲器外筒的轴线贯通缓冲活塞；

阻尼控制阀包括固定在阻尼阀容纳孔中的控制阀支撑环，控制阀支撑环内侧具有多个阻尼阀控制柱通孔，阻尼阀控制柱通孔沿阻尼阀容纳孔的径向延伸，阻尼阀控制柱通孔中滑动配合设有阻尼阀控制柱；

控制阀支撑环内侧固定设有多个阀柱间隙填充块，多个阀柱间隙填充块一一对应设置在相邻两个阻尼阀控制柱之间的间隙中；

控制阀支撑环外侧具有环形的驱动转环容纳槽，驱动转环容纳槽中转动配合设有阻尼阀驱动转环，阻尼阀驱动转环上具有多个沿控制阀支撑环径向贯通的转环驱动延伸槽，转环驱动延伸槽侧面具有驱动控制弧形槽；

阻尼阀控制柱一端延伸至转环驱动延伸槽中，阻尼阀控制柱上下侧面各固定有一个转环驱动配合柱，转环驱动配合柱滑动配合在驱动控制弧形槽中；

阻尼阀驱动转环由伺服电机驱动绕控制阀支撑环的轴线转动。

说明：通过调节阻尼控制阀的开度大小，进而调节整个变油孔飞机起落架缓冲器的缓冲性能。

优选地，转环驱动配合柱包括与阻尼阀控制柱固定相连的驱动控制支撑柱，驱动控制支撑柱上转动配合设有弧形槽配合环，弧形槽配合环滚动配合在驱动控制弧形槽中。

说明：弧形槽配合环滚动配合在驱动控制弧形槽中，使得对阻尼阀控制柱的驱动阻力更小。

优选地，阻尼阀驱动转环通过总环驱动结构进行驱动控制，总环驱动结构包括设置在缓冲活塞侧面且为环形的总环驱动容纳槽，总环驱动容纳槽与各个阻尼阀容纳孔相连通，总环驱动容纳槽中转动配合设有驱动总环，驱动总环内侧固定设有驱动齿圈，阻尼阀驱动转环外侧固定设有从动齿圈，从动齿圈与驱动齿圈啮合连接。

说明：通过总环驱动结构驱动调节各个控制阀支撑环内侧孔径的开度大小，能够使得各个控制阀支撑环内侧孔径开度更加同步一致。

优选地，柱塞支撑杆为中空的圆柱形结构，柱塞支撑杆内设有附加缓冲机构，附加缓冲机构包括滑动配合在柱塞支撑杆内的两个附加缓冲活塞，柱塞支撑杆侧壁具有多个与其内部相连通的附加缓冲油孔，两个附加缓冲油孔与处于两个附加缓冲活塞之间的柱塞支撑杆内部相连通；

两个附加缓冲活塞相互远离的一侧的柱塞支撑杆内填充有压缩氮气。

说明：利用附加缓冲机构能够进一步精细化的调节整个变油孔飞机起落架缓冲器的缓冲吸能性能。

优选地，附加缓冲机构上设有油孔启闭机构，油孔启闭机构包括转动配合连接在柱塞支撑杆外侧的油孔启闭控制环，油孔启闭控制环上具有多个沿柱塞支撑杆径向贯通的油孔截面调节孔；

油孔截面调节孔与附加缓冲油孔数量以及相对间隔角度均保持一致；

油孔启闭控制环由伺服电机驱动绕柱塞支撑杆的轴线转动。

说明：通过调节油孔截面调节孔与附加缓冲油孔的相连通重叠面积，进而调节附加缓冲油孔的开度大小，改变附加缓冲机构的缓冲性能。

本发明还提供了一种变油孔飞机起落架缓冲方法，基于上述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，包括以下步骤：

S1、缓冲器进行正行程运动对飞机起落架受到的冲击载荷进行缓冲吸能：

当飞机起落架受到冲击载荷时，缓冲器内筒正行程时进行压缩，这时迫使缓冲腔室B中的油液通过比例换向阀或自适应变孔阀进入到缓冲腔室A中；

通过调整比例换向阀或自适应变孔阀的开度来控制对缓冲柱塞的阻滞作用，将飞机起落架受到的冲击载荷能量转变为热能耗散，缓冲器内筒正行程时压缩缓冲腔室A，使缓冲腔室A中的气体压缩，气体压力升高储蓄能量；

S2、调节控制缓冲器整体阻尼：

当缓冲器内筒正行程时，缓冲器内筒带动缓冲活塞上移，使得缓冲腔室C体积增加，缓冲腔室A中的油液通过游动活门或阻尼控制阀进入缓冲腔室C，此时游动活门或阻尼控制阀开度变大，阻尼变小；

S3、缓冲器进行反行程复位运动：

当缓冲器内筒反行程时，缓冲器内筒带动缓冲活塞下移，使得缓冲腔室C体积减小，缓冲腔室C中的油液通过游动活门进入缓冲腔室A中，缓冲腔室A中的油液再通过比例换向阀进入到缓冲腔室B中；

当缓冲器内筒反行程时，调小游动活门的开度，增大油液通过游动活门时的阻尼力，形成缓冲器内筒反行程阻滞作用。

与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：

1、采用本发明的变油孔飞机起落架缓冲器，其中自适应变孔阀是一种自反馈系统，无需任何电子元器件的介入，通过感知起落架受到的冲击载荷大小，可以自适应地调节变孔阀通孔内侧孔径开度大小，准确高效的控制流经变孔阀通孔的油液流量，使变油孔飞机起落架缓冲器的工作状态更加理想；

2、本发明的自适应变孔阀，可以通过改变阻尼复位弹簧的弹性系数，以及改变载荷驱动控制柱与孔径控制柱之间的行程比，进而生产各种规格缓冲性能的变油孔起落架缓冲器；

3、本发明的变油孔飞机起落架缓冲器对制造和装配无特殊要求，通用性好，调整方便；

4、本发明的阻尼控制阀中通过总环驱动结构驱动调节各个控制阀支撑环内侧孔径的开度大小，能够使得各个控制阀支撑环内侧孔径开度更加同步一致；

5、本发明利用附加缓冲机构能够进一步精细化的调节整个缓冲器的缓冲吸能性能，调节油孔截面调节孔与附加缓冲油孔的相连通重叠面积，进而调节附加缓冲油孔的开度大小，改变附加缓冲机构的缓冲性能。

附图说明

图1是本发明实施例1的主视图；

图2是本发明实施例3的主视图；

图3的实施例3的俯视图；

图4是实施例3的自适应变孔阀的结构示意图；

图5是图4的俯视图；

图6是实施例3的阻尼控制阀的结构示意图；

图7是图6的俯视图；

图8是实施例5的油孔启闭机构的俯视图；

图9是本发明实施例2的方法流程图；

图10是本发明实施例6的方法流程图。

图中，11-缓冲器外筒、12-缓冲器内筒、13-密封环、14-缓冲柱塞、141-柱塞支撑杆、15-缓冲活塞、151-阻尼阀容纳孔、16-比例换向阀、17-游动活门、20-自适应变孔阀、21-变孔阀通孔、211-孔径控制柱通孔、212-间隙填补块、22-孔径控制柱、221-半孔槽、23-冲击载荷驱动结构、231-载荷驱动容纳孔、232-载荷驱动控制柱、233-驱动柱油孔、234-行程约束环、235-阻尼复位弹簧、236-限位约束环、241-滑槽约束容纳槽、242-驱动约束斜槽、243-驱动约束板、244-驱动约束柱、30-阻尼控制阀、31-控制阀支撑环、311-阻尼阀控制柱通孔、312-阻尼阀控制柱、313-阀柱间隙填充块、314-驱动转环容纳槽、32-阻尼阀驱动转环、321-转环驱动延伸槽、322-驱动控制弧形槽、323-转环驱动配合柱、3231-驱动控制支撑柱、3232-弧形槽配合环、34-总环驱动结构、341-总环驱动容纳槽、342-驱动总环、40-附加缓冲机构、41-附加缓冲活塞、411-附加缓冲油孔、42-油孔启闭机构、421-油孔启闭控制环、422-油孔截面调节孔。

具体实施方式

下面结合图1-图7对本发明进行详细说明，为叙述方便，现对下文所说的方位规定如下：下文所说的上下左右前后方向与各自主视图或结构示意图本身投影关系的上下左右前后方向一致。

实施例1：一种变油孔飞机起落架缓冲器，如图1所示，包括下端具有开口的缓冲器外筒11，设置在缓冲器外筒11中且上端具有开口的缓冲器内筒12；缓冲器内筒12与缓冲器外筒11同轴设置；

缓冲器外筒11下端内固定设有密封环13，缓冲器内筒12滑动配合连接在密封环13内；

缓冲器外筒11内顶部固定设有柱塞支撑杆141，柱塞支撑杆141底部固定设有缓冲柱塞14，缓冲柱塞14滑动配合在缓冲器内筒12内；

缓冲器内筒12处于缓冲器外筒11内的一端固定套设有环形的缓冲活塞15；

缓冲柱塞14上具有多个比例换向阀16，缓冲活塞15上具有多个游动活门17；

缓冲活塞15上侧、缓冲柱塞14上部与缓冲器外筒11内侧壁之间形成缓冲腔室A，缓冲柱塞14下侧与缓冲器内筒12内侧壁之间形成缓冲腔室B，缓冲活塞15下侧、缓冲器外筒11内侧壁以及与缓冲器内筒12外侧壁之间形成缓冲腔室C。

实施例2：本实施例记载的是一种变油孔飞机起落架缓冲方法，基于上述实施例1的一种变油孔飞机起落架缓冲器，如图9所示，包括以下步骤：

S1、缓冲器进行正行程运动对飞机起落架受到的冲击载荷进行缓冲吸能：

当飞机起落架受到冲击载荷时，缓冲器内筒12正行程时进行压缩，这时迫使缓冲腔室B中的油液通过比例换向阀16进入到缓冲腔室A中；

通过调整比例换向阀16的开度来控制对缓冲柱塞14的阻滞作用，将飞机起落架受到的冲击载荷能量转变为热能耗散，缓冲器内筒12正行程时压缩缓冲腔室A，使缓冲腔室A中的气体压缩，气体压力升高储蓄能量；

S2、调节控制缓冲器整体阻尼：

当缓冲器内筒12正行程时，缓冲器内筒12带动缓冲活塞15上移，使得缓冲腔室C体积增加，缓冲腔室A中的油液通过游动活门17进入缓冲腔室C，此时游动活门17开度变大，阻尼变小；

S3、缓冲器进行反行程复位运动：

当缓冲器内筒12反行程时，缓冲器内筒12带动缓冲活塞15下移，使得缓冲腔室C体积减小，缓冲腔室C中的油液通过游动活门17进入缓冲腔室A中，缓冲腔室A中的油液再通过比例换向阀16进入到缓冲腔室B中；

当缓冲器内筒12反行程时，调小游动活门17的开度，增大油液通过游动活门17时的阻尼力，形成缓冲器内筒12反行程阻滞作用。

实施例3：与实施例1不同之处在于，如图2所示，缓冲柱塞14上具有多个自适应变孔阀20，如图3所示，自适应变孔阀20包括多个变孔阀通孔21，变孔阀通孔21沿平行于缓冲器内筒12的轴线贯通缓冲柱塞14；

变孔阀通孔21内侧壁具有多个孔径控制柱通孔211，孔径控制柱通孔211沿变孔阀通孔21的径向延伸，孔径控制柱通孔211内滑动配合设有孔径控制柱22，各个孔径控制柱22相互靠近的一端具有半孔槽221，多个半孔槽221组成一个初始油路通孔；

孔径控制柱22由液压杆驱动沿孔径控制柱通孔211移动；

如图4所示，变孔阀通孔21内侧壁固定设有多个间隙填补块212，间隙填补块212处于相邻两个孔径控制柱22之间的间隙中。

如图3所示，孔径控制柱22由冲击载荷驱动结构23驱动沿孔径控制柱通孔211移动，冲击载荷驱动结构23包括设置在变孔阀通孔21周围的多个载荷驱动容纳孔231，载荷驱动容纳孔231沿平行于变孔阀通孔21的轴线贯通缓冲柱塞14；

多个载荷驱动容纳孔231与多个孔径控制柱通孔211一一对应连通，载荷驱动容纳孔231内滑动配合设有载荷驱动控制柱232，载荷驱动控制柱232上具有驱动柱油孔233；

载荷驱动容纳孔231上端内固定设有行程约束环234，行程约束环234与载荷驱动控制柱232之间顶压配合设有阻尼复位弹簧235，载荷驱动容纳孔231下端内固定设有限位约束环236；

载荷驱动控制柱232侧面具有两个滑槽约束容纳槽241，滑槽约束容纳槽241开口朝向变孔阀通孔21的轴线方向，且滑槽约束容纳槽241的延伸方向平行于孔径控制柱通孔211的延伸方向，滑槽约束容纳槽241内侧面具有驱动约束斜槽242；

孔径控制柱22靠近载荷驱动容纳孔231的一端固定设有两个驱动约束板243，驱动约束板243一一对应滑动配合在滑槽约束容纳槽241中，驱动约束板243侧面固定设有驱动约束柱244，驱动约束柱244滑动配合在驱动约束斜槽242中。

如图2所示，缓冲活塞15上具有多个阻尼控制阀30，缓冲活塞15上具有多个阻尼阀容纳孔151，阻尼阀容纳孔151沿平行于缓冲器外筒11的轴线贯通缓冲活塞15；

如图5所示，阻尼控制阀30包括固定在阻尼阀容纳孔151中的控制阀支撑环31，控制阀支撑环31内侧具有多个阻尼阀控制柱通孔311，阻尼阀控制柱通孔311沿阻尼阀容纳孔151的径向延伸，阻尼阀控制柱通孔311中滑动配合设有阻尼阀控制柱312；

控制阀支撑环31内侧固定设有多个阀柱间隙填充块313，多个阀柱间隙填充块313一一对应设置在相邻两个阻尼阀控制柱312之间的间隙中；

控制阀支撑环31外侧具有环形的驱动转环容纳槽314，驱动转环容纳槽314中转动配合设有阻尼阀驱动转环32，阻尼阀驱动转环32上具有多个沿控制阀支撑环31径向贯通的转环驱动延伸槽321，转环驱动延伸槽321侧面具有驱动控制弧形槽322；

如图6所示，阻尼阀控制柱312一端延伸至转环驱动延伸槽321中，阻尼阀控制柱312上下侧面各固定有一个转环驱动配合柱323，转环驱动配合柱323滑动配合在驱动控制弧形槽322中；

阻尼阀驱动转环32由伺服电机驱动绕控制阀支撑环31的轴线转动。

如图5所示，转环驱动配合柱323包括与阻尼阀控制柱312固定相连的驱动控制支撑柱3231，驱动控制支撑柱3231上转动配合设有弧形槽配合环3232，弧形槽配合环3232滚动配合在驱动控制弧形槽322中。

如图5所示，阻尼阀驱动转环32通过总环驱动结构34进行驱动控制，总环驱动结构34包括设置在缓冲活塞15侧面且为环形的总环驱动容纳槽341，总环驱动容纳槽341与各个阻尼阀容纳孔151相连通，总环驱动容纳槽341中转动配合设有驱动总环342，驱动总环342内侧固定设有驱动齿圈，阻尼阀驱动转环32外侧固定设有从动齿圈，从动齿圈与驱动齿圈啮合连接。

实施例4：本实施例记载的是一种变油孔飞机起落架缓冲方法，基于上述实施例3的一种变油孔飞机起落架缓冲器，与实施例2不同之处在于，包括以下步骤：

S1、缓冲器进行正行程运动对飞机起落架受到的冲击载荷进行缓冲吸能：

当飞机起落架受到冲击载荷时，缓冲器内筒12正行程时进行压缩，这时迫使缓冲腔室B中的油液通过自适应变孔阀20进入到缓冲腔室A中；

通过调整自适应变孔阀20的开度来控制对缓冲柱塞14的阻滞作用，将飞机起落架受到的冲击载荷能量转变为热能耗散，缓冲器内筒12正行程时压缩缓冲腔室A，使缓冲腔室A中的气体压缩，气体压力升高储蓄能量；

缓冲腔室B中的油液自下而上冲击载荷驱动控制柱232，迫使载荷驱动控制柱232在载荷驱动容纳孔231中上移；

驱动约束柱244在驱动约束斜槽242的约束下，并通过驱动约束板243带动孔径控制柱22在孔径控制柱通孔211中移动，多个孔径控制柱22向着相互远离的方向移动，使得变孔阀通孔21内侧孔径开度变大；

飞机起落架受到冲击载荷越大，缓冲腔室B中的油液自下而上冲击载荷驱动控制柱232的力度就越大，使载荷驱动控制柱232在载荷驱动容纳孔231中上移行程也越大，最终带动孔径控制柱22在孔径控制柱通孔211中移动行程也越大，使得变孔阀通孔21内侧孔径开度也更大；

飞机起落架受到冲击载荷变化过程中，缓冲腔室B中的油液自下而上冲击载荷驱动控制柱232的力度也在实时变化，进而自适应的调节变孔阀通孔21内侧孔径开度大小；

该自适应变孔阀20是一种自反馈系统，无需任何电子元器件的介入；

通过改变阻尼复位弹簧235的弹性系数，以及改变载荷驱动控制柱232与孔径控制柱22之间的行程比，就可以生产出各种规格缓冲性能的起落架缓冲器；

S2、调节控制缓冲器整体阻尼：

缓冲器内筒12正行程时，缓冲器内筒12带动缓冲活塞15上移，使得缓冲腔室C体积增加，缓冲腔室A中的油液通过阻尼控制阀30进入缓冲腔室C，此时阻尼控制阀30开度变大，阻尼变小；

通过调节阻尼控制阀30的开度大小，进而调节缓冲器的性能；

当缓冲器内筒12正行程时，各个阻尼阀控制柱312处于相互远离状态，控制阀支撑环31内侧孔径开度最大；

S3、缓冲器进行反行程复位运动：

当缓冲器内筒12反行程时，缓冲器内筒12带动缓冲活塞15下移，使得缓冲腔室C体积减小，缓冲腔室C中的油液通过阻尼控制阀30进入缓冲腔室A中，缓冲腔室A中的油液再通过自适应变孔阀20进入到缓冲腔室B中；

当缓冲器内筒12反行程时，调小阻尼控制阀30的开度，增大油液通过阻尼控制阀30时的阻尼力，形成缓冲器内筒12反行程阻滞作用；

由伺服电机驱动驱动总环342绕缓冲活塞15的轴线转动，通过驱动总环342内的驱动齿圈和阻尼阀驱动转环32外侧的从动齿圈啮合连接，进一步驱动各个阻尼阀驱动转环32绕控制阀支撑环31的轴线转动；

阻尼阀驱动转环32在转动过程中，且在驱动控制弧形槽322与转环驱动配合柱323的相互约束下，驱动阻尼阀控制柱312沿阻尼阀控制柱通孔311移动，且多个阻尼阀控制柱312向着相互靠近的方向移动，进而使得控制阀支撑环31内侧孔径开度减小，油液通过控制阀支撑环31时阻尼增大。

实施例5：与实施例3不同之处在于，如图2所示，柱塞支撑杆141为中空的圆柱形结构，柱塞支撑杆141内设有附加缓冲机构40，附加缓冲机构40包括滑动配合在柱塞支撑杆141内的两个附加缓冲活塞41，柱塞支撑杆141侧壁具有多个与其内部相连通的附加缓冲油孔411，两个附加缓冲油孔411与处于两个附加缓冲活塞41之间的柱塞支撑杆141内部相连通；

两个附加缓冲活塞41相互远离的一侧的柱塞支撑杆141内填充有压缩氮气。

如图2、图8所示，附加缓冲机构40上设有油孔启闭机构42，如图7所示，油孔启闭机构42包括转动配合连接在柱塞支撑杆141外侧的油孔启闭控制环421，油孔启闭控制环421上具有多个沿柱塞支撑杆141径向贯通的油孔截面调节孔422；

油孔截面调节孔422与附加缓冲油孔411数量以及相对间隔角度均保持一致，油孔启闭控制环421由伺服电机驱动绕柱塞支撑杆141的轴线转动。

实施例6：本实施例记载的是一种变油孔飞机起落架缓冲方法，基于上述实施例5的一种变油孔飞机起落架缓冲器，与实施例4不同之处在于，如图10所示，还包括步骤S4，

S4、利用附加缓冲机构40对飞机起落架受到的冲击载荷进行缓冲吸能：

当驱动油孔启闭控制环421转动，使得各个油孔截面调节孔422一一对应与各个附加缓冲油孔411相连通，缓冲器内筒12正行程时压缩缓冲腔室A，使缓冲腔室A中的油液通过附加缓冲油孔411进入到柱塞支撑杆141内部，进入到柱塞支撑杆141内部的油液推动两个附加缓冲活塞41相互远离运动，对两个附加缓冲活塞41两侧的氮气压缩进行吸能；

调节油孔截面调节孔422与附加缓冲油孔411的相连通重叠面积，进而调节附加缓冲油孔411的开度大小，改变附加缓冲机构40的缓冲性能；

当缓冲器内筒12反行程时，两个附加缓冲活塞41两侧的高压氮气又会推着两个附加缓冲活塞41相互靠近运动，将两个附加缓冲活塞41之间的油液再通过附加缓冲油孔411排出到缓冲腔室A中。

Claims (9)

1.一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于，包括下端具有开口的缓冲器外筒（11），设置在缓冲器外筒（11）中且上端具有开口的缓冲器内筒（12）；所述缓冲器内筒（12）与缓冲器外筒（11）同轴设置；

所述缓冲器外筒（11）下端内固定设有密封环（13），所述缓冲器内筒（12）滑动配合连接在所述密封环（13）内；

所述缓冲器外筒（11）内顶部固定设有柱塞支撑杆（141），所述柱塞支撑杆（141）底部固定设有缓冲柱塞（14），所述缓冲柱塞（14）滑动配合在所述缓冲器内筒（12）内；

所述缓冲器内筒（12）处于所述缓冲器外筒（11）内的一端固定套设有环形的缓冲活塞（15）；

所述缓冲柱塞（14）上具有多个比例换向阀（16）或自适应变孔阀（20），所述缓冲活塞（15）上具有多个游动活门（17）或阻尼控制阀（30）；

所述缓冲活塞（15）上侧、所述缓冲柱塞（14）上部与缓冲器外筒（11）内侧壁之间形成缓冲腔室A，缓冲柱塞（14）下侧与缓冲器内筒（12）内侧壁之间形成缓冲腔室B，所述缓冲活塞（15）下侧、缓冲器外筒（11）内侧壁以及与缓冲器内筒（12）外侧壁之间形成缓冲腔室C。

2.根据权利要求1所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述自适应变孔阀（20）包括多个变孔阀通孔（21），所述变孔阀通孔（21）沿平行于所述缓冲器内筒（12）的轴线贯通缓冲柱塞（14）；

所述变孔阀通孔（21）内侧壁具有多个孔径控制柱通孔（211），所述孔径控制柱通孔（211）沿所述变孔阀通孔（21）的径向延伸，所述孔径控制柱通孔（211）内滑动配合设有孔径控制柱（22），各个所述孔径控制柱（22）相互靠近的一端具有半孔槽（221），多个所述半孔槽（221）组成一个初始油路通孔；

所述孔径控制柱（22）由液压杆驱动沿所述孔径控制柱通孔（211）移动；

所述变孔阀通孔（21）内侧壁固定设有多个间隙填补块（212），所述间隙填补块（212）处于相邻两个所述孔径控制柱（22）之间的间隙中。

3.根据权利要求2所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述孔径控制柱（22）由冲击载荷驱动结构（23）驱动沿所述孔径控制柱通孔（211）移动，所述冲击载荷驱动结构（23）包括设置在所述变孔阀通孔（21）周围的多个载荷驱动容纳孔（231），所述载荷驱动容纳孔（231）沿平行于所述变孔阀通孔（21）的轴线贯通缓冲柱塞（14）；

多个所述载荷驱动容纳孔（231）与多个所述孔径控制柱通孔（211）一一对应连通，所述载荷驱动容纳孔（231）内滑动配合设有载荷驱动控制柱（232），所述载荷驱动控制柱（232）上具有驱动柱油孔（233）；

所述载荷驱动容纳孔（231）上端内固定设有行程约束环（234），所述行程约束环（234）与所述载荷驱动控制柱（232）之间顶压配合设有阻尼复位弹簧（235），所述载荷驱动容纳孔（231）下端内固定设有限位约束环（236）；

所述载荷驱动控制柱（232）侧面具有两个滑槽约束容纳槽（241），所述滑槽约束容纳槽（241）开口朝向所述变孔阀通孔（21）的轴线方向，且所述滑槽约束容纳槽（241）的延伸方向平行于所述孔径控制柱通孔（211）的延伸方向，所述滑槽约束容纳槽（241）内侧面具有驱动约束斜槽（242）；

所述孔径控制柱（22）靠近所述载荷驱动容纳孔（231）的一端固定设有两个驱动约束板（243），所述驱动约束板（243）一一对应滑动配合在所述滑槽约束容纳槽（241）中，所述驱动约束板（243）侧面固定设有驱动约束柱（244），所述驱动约束柱（244）滑动配合在所述驱动约束斜槽（242）中。

4.根据权利要求1所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述缓冲活塞（15）上具有多个阻尼阀容纳孔（151），所述阻尼阀容纳孔（151）沿平行于所述缓冲器外筒（11）的轴线贯通缓冲活塞（15）；

所述阻尼控制阀（30）包括固定在所述阻尼阀容纳孔（151）中的控制阀支撑环（31），所述控制阀支撑环（31）内侧具有多个阻尼阀控制柱通孔（311），所述阻尼阀控制柱通孔（311）沿所述阻尼阀容纳孔（151）的径向延伸，所述阻尼阀控制柱通孔（311）中滑动配合设有阻尼阀控制柱（312）；

所述控制阀支撑环（31）内侧固定设有多个阀柱间隙填充块（313），多个所述阀柱间隙填充块（313）一一对应设置在相邻两个所述阻尼阀控制柱（312）之间的间隙中；

所述控制阀支撑环（31）外侧具有环形的驱动转环容纳槽（314），所述驱动转环容纳槽（314）中转动配合设有阻尼阀驱动转环（32），所述阻尼阀驱动转环（32）上具有多个沿所述控制阀支撑环（31）径向贯通的转环驱动延伸槽（321），所述转环驱动延伸槽（321）侧面具有驱动控制弧形槽（322）；

所述阻尼阀控制柱（312）一端延伸至所述转环驱动延伸槽（321）中，所述阻尼阀控制柱（312）上下侧面各固定有一个转环驱动配合柱（323），所述转环驱动配合柱（323）滑动配合在驱动控制弧形槽（322）中；

所述阻尼阀驱动转环（32）由伺服电机驱动绕所述控制阀支撑环（31）的轴线转动。

5.根据权利要求4所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述转环驱动配合柱（323）包括与所述阻尼阀控制柱（312）固定相连的驱动控制支撑柱（3231），所述驱动控制支撑柱（3231）上转动配合设有弧形槽配合环（3232），所述弧形槽配合环（3232）滚动配合在所述驱动控制弧形槽（322）中。

6.根据权利要求4所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述阻尼阀驱动转环（32）通过总环驱动结构（34）进行驱动控制，所述总环驱动结构（34）包括设置在所述缓冲活塞（15）侧面且为环形的总环驱动容纳槽（341），所述总环驱动容纳槽（341）与各个所述阻尼阀容纳孔（151）相连通，所述总环驱动容纳槽（341）中转动配合设有驱动总环（342），所述驱动总环（342）内侧固定设有驱动齿圈，所述阻尼阀驱动转环（32）外侧固定设有从动齿圈，所述从动齿圈与所述驱动齿圈啮合连接。

7.根据权利要求1所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述柱塞支撑杆（141）为中空的圆柱形结构，所述柱塞支撑杆（141）内设有附加缓冲机构（40），所述附加缓冲机构（40）包括滑动配合在所述柱塞支撑杆（141）内的两个附加缓冲活塞（41），所述柱塞支撑杆（141）侧壁具有多个与其内部相连通的附加缓冲油孔（411），两个所述附加缓冲油孔（411）与处于两个所述附加缓冲活塞（41）之间的所述柱塞支撑杆（141）内部相连通；

两个所述附加缓冲活塞（41）相互远离的一侧的所述柱塞支撑杆（141）内填充有压缩氮气。

8.根据权利要求7所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于：所述附加缓冲机构（40）上设有油孔启闭机构（42），所述油孔启闭机构（42）包括转动配合连接在所述柱塞支撑杆（141）外侧的油孔启闭控制环（421），所述油孔启闭控制环（421）上具有多个沿所述柱塞支撑杆（141）径向贯通的油孔截面调节孔（422）；

所述油孔截面调节孔（422）与所述附加缓冲油孔（411）数量以及相对间隔角度均保持一致；

所述油孔启闭控制环（421）由伺服电机驱动绕所述柱塞支撑杆（141）的轴线转动。

9.一种变油孔飞机起落架缓冲方法，基于权利要求1~8任意一项所述的一种变油孔飞机起落架缓冲器，其特征在于，包括以下步骤：

S1、缓冲器进行正行程运动对飞机起落架受到的冲击载荷进行缓冲吸能：

当飞机起落架受到冲击载荷时，缓冲器内筒（12）正行程时进行压缩，这时迫使缓冲腔室B中的油液通过比例换向阀（16）或自适应变孔阀（20）进入到缓冲腔室A中；

通过调整比例换向阀（16）或自适应变孔阀（20）的开度来控制对缓冲柱塞（14）的阻滞作用，将飞机起落架受到的冲击载荷能量转变为热能耗散，缓冲器内筒（12）正行程时压缩缓冲腔室A，使缓冲腔室A中的气体压缩，气体压力升高储蓄能量；

S2、调节控制缓冲器整体阻尼：

当缓冲器内筒（12）正行程时，缓冲器内筒（12）带动缓冲活塞（15）上移，使得缓冲腔室C体积增加，缓冲腔室A中的油液通过游动活门（17）或阻尼控制阀（30）进入缓冲腔室C，此时游动活门（17）或阻尼控制阀（30）的开度变大，阻尼变小；

S3、缓冲器进行反行程复位运动：

当缓冲器内筒（12）反行程时，缓冲器内筒（12）带动缓冲活塞（15）下移，使得缓冲腔室C体积减小，缓冲腔室C中的油液通过游动活门（17）进入缓冲腔室A中，缓冲腔室A中的油液再通过比例换向阀（16）进入到缓冲腔室B中；

当缓冲器内筒（12）反行程时，调小游动活门（17）的开度，增大油液通过游动活门（17）时的阻尼力，形成缓冲器内筒（12）反行程阻滞作用。