本发明涉及缓冲技术领域，具体涉及一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱。
背景技术：
缓冲器是现代飞机起落架上必备的通用部件，缓冲器的主要功用是吸收在飞机着陆和滑行期间的垂向动能。具有良好缓冲性能的起落架，能使飞机和起落架在着陆、滑跑和地面操纵过程中具有较低的飞机过载、较好稳定性、舒适性和较高的可靠性。由于油气缓冲器中具有最高的效率和最好的功量吸收能力，目前，国内外绝大多数起落架都使用油气式缓冲器起落架。油气式缓冲器一般有单气腔式、双气腔式等多种形式，为了更好的协调飞机降落过程的落震动力学问题，和飞机在跑道上滑跑时的滑跑动力学问题，更好的适应降落载荷冲击，双气腔油气式缓冲器具有优势而得到更广泛的使用。
由附图3所示，双气腔油气式缓冲器设计有低压气室q1和高压气室q2，当缓冲支柱受到压缩时，变截面的油针可以改变主油孔的流通面积，液压油通过主油孔产生依行程变化需要的缓冲阻尼力；活塞杆首先压缩低压气室q1中的气体，当活塞杆与浮动活塞接触后，继续压缩高压气室q2中的气体。
当飞机降落触地(舰)时，飞机下沉速度约为3m/s(陆基飞机)，最大可达7m/s(舰载机)，需要缓冲器既有较大的变形能力，又能承受更大的冲击载荷。除了压缩空气弹簧获得的支承能力外，传统双气腔油气式缓冲器在压缩时迫使工作介质(油液)通过主油孔，主油孔与变截面的油针相互配合可以依行程改变主油孔的流通面积，达到调整缓冲器阻尼力的目的。
然而，仅通过主油孔配合油针形成的具有一定调节作用的节流能力，在应对飞机降落面对的各种复杂工况时缓冲和减振效果有限，且一旦油针设计安装到位，这种节流能力就无法根据飞机面对的复杂工况做出改变。相应的，在对磁流变缓冲器进行智能化改造，将工作介质替换为磁流变液，并在结构设计中集成流道电磁控制而实现可控阻尼力时，如果不根本性革新结构设计方案，因磁流变液中的软磁性颗粒沉降问题而难以确保其有效控制和正常工作。
因此，开展现有缓冲支柱的磁流变可控阻尼革新，需要一种能够一并解决上述问题的缓冲支柱。
技术实现要素：
为实现本发明目的而采用的技术方案是这样的，一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，包括外筒、内筒、浮动活塞、活塞杆、电磁控制组件、衬筒和油针。
所述外筒上端封闭，下端端面上设有通孔i。
所述内筒位于外筒内部，其上端连接在外筒上端的封闭处，其下端从外筒的通孔i伸出。
所述内筒下端端面上设有通孔ii。所述内筒内壁上开有若干层通孔iii。
所述内筒外壁与外筒内壁间围成一个腔体s。所述内筒内部为一个内腔。
所述浮动活塞安装在内筒和外筒之间。所述浮动活塞将腔体s分隔，在浮动活塞上方形成一个空气腔。
所述活塞杆上端敞口，下端为封闭端。所述活塞杆上端敞口处向内延伸出内卷边，向外延伸出外卷边。
所述内筒的下端伸入到活塞杆中。所述活塞杆从外筒的通孔i伸出。
所述活塞杆的内卷边和外卷边将腔体s分隔，在内卷边和外卷边的上方与浮动活塞之间形成一个环形腔i，在外卷边下方与外筒下端之间形成一个侧油腔。所述外卷边上设有若干个通孔iv。所述侧油腔通过通孔iv接通环形腔i。所述环形腔i通过通孔iii接通内腔。
所述电磁控制组件安装在活塞杆的封闭端上。所述电磁控制组件通电后产生磁场。
所述衬筒位于活塞杆内，其上端套装在内筒上，并与活塞杆的内卷边接触，其下端安装在电磁控制组件上。
所述衬筒外壁与活塞杆内壁之间形成一个流动腔。所述流动腔通过在活塞杆内壁上开设通孔v接通侧油腔。所述衬筒内形成一个下油腔。所述电磁控制组件内有接通下油腔和流动腔的空间。
所述下油腔和内腔内装有磁流变液。
所述油针包括连接在中段两端的上截止段和下截止段。所述上截止段和下截止段的横截面与通孔ii相适应。上截止段的横截面面积大于中段的横截面面积。所述油针位于活塞杆内，其下截止段安装在电磁控制组件上，上截止段穿入内筒的通孔ii中。
当活塞杆向上伸进时，上截止段逐渐伸入内筒，并将通孔ii堵塞。下油腔的磁流变液经过电磁控制组件进入流动腔，依次流入侧油腔、环形腔i、内腔。所述内腔和环形腔i中的气体压缩。当活塞杆接触浮动活塞时，推动浮动活塞压缩空气腔，同时油针的中段穿入内筒的通孔ii中，磁流变液从下油腔通过通孔ii流入内腔。所述内腔和环形腔i中的气体继续压缩。当油针的下截止段穿入通孔ii时，将通孔ii堵塞。磁流变液从下油腔经过电磁控制组件进入流动腔，依次流入侧油腔、环形腔i、内腔。所述内腔、空气腔和环形腔i中的气体进一步压缩。
当飞机入库存放时，缓冲支柱支撑飞机并长期处于静置状态，飞机自重使缓冲支柱产生压缩，油针的中段穿入在内筒的通孔ii中。
进一步，所述电磁控制组件包括定位柱、顶盖、电磁元件、动力装置和转子。
所述活塞杆的封闭端上端面中心具有通孔vii。所述封闭端的上端面设有处于同一圆周的若干个盲孔。
所述定位柱有多个，每一个定位柱均对应安装在封闭端的一个盲孔中。
所述电磁元件位于活塞杆内，其下端固定在定位柱上。所述电磁元件上缠绕有外线圈。
所述顶盖的端面中心具有圆孔ii。所述顶盖端面上设有处于同一圆周的若干个通孔vi。所述顶盖固定在定子的上端面上。所述顶盖上端的端面上具有圆环凸台。所述衬筒的下端套装在圆环凸台上。
所述转子两端的端面中心具有伸出轴。所述转子位于电磁元件内部，其下端的伸出轴插入在封闭端的通孔vii中，其上端的伸出轴插入在顶盖的圆孔ii中。
所述转子与电磁元件之间形成一个内通道。所述内通道与顶盖的通孔vi连通。所述电磁元件与活塞杆之间形成一个外通道。所述电磁元件下端通过定位柱支承，在电磁元件下方形成一个接通内通道和外通道的空间。
所述动力装置位于活塞杆外部。所述动力装置连接在活塞杆的封闭端，动力装置的输出端穿入封闭端的通孔vii，与转子下端的伸出轴固连。所述动力装置连接外部动力源。
当对电磁元件的外线圈通入直流电时，外线圈在外通道内产生均匀分布的磁场。当外部动力源驱动动力装置时，动力装置的输出端带动转子转动，转子带动磁流变液产生旋转流动。
进一步，所述动力装置为电机或旋转手柄。
进一步，所述电磁元件为磁轭。
进一步，所述定位柱内部具有通孔viii。所述通孔viii与封闭端的盲孔接通。所述盲孔孔底设有引线孔。
进一步，所述浮动活塞包括上圆环、连接部和下圆环。
所述连接部连接在上圆环和下圆环之间。
所述内筒的外壁上凸起有环形限位台。若干层通孔iii均位于环形限位台下方。所述上圆环外壁上安装有密封环。所述的上圆环卡在内筒的环形限位台上端。
所述上圆环和下圆环之间的空间被连接部分隔，一侧是内筒的外壁，另一侧是外筒的内壁，将连接部与内筒之间的空间记为环形腔ii。所述环形腔ii通过通孔iii接通内腔。
进一步，所述连接部为圆筒状，其外壁由减摩材料包裹。
进一步，所述环形限位台为圆环形凸缘。
所述下圆环与内筒内壁间具有间隙，该间隙大于环形限位台的宽度。
进一步，所述上截止段与通孔ii为间隙配合，将上截止段与通孔ii的间隙记为l,其中，0＜l≤0.1mm。
本发明的技术效果是毋庸置疑的，具有如下优点：
1)当活塞杆向上伸进时，上截止段逐渐伸入内筒的过程，对应缓冲支柱工作于飞机降落时的落震区；内腔、环形腔i中的气体受到压缩，产生支撑飞机重量的弹性力；磁流变液在电磁控制组件产生的可控磁场下，产生较大的可控阻尼力用于缓解落震冲击。
2)油针的中段穿入通孔ii的过程中，对应飞机起飞或者落震冲击结束后的滑跑区，形成依油针的变截面设计确定的较小阻尼力工作状态，有效隔离来自于跑道通过缓冲支柱向飞机机体传递的振动。
3)油针的下截止段穿入通孔ii时，缓冲支柱的压缩量将越过滑跑区而进入极限区，此时空气腔因压缩量大产生更大的弹性力阻止缓冲支柱产生过大的压缩；磁流变液在电磁控制组件产生的可控磁场下，产生极大的可控阻尼力缓解振动。
4)通过转子的旋转，使磁流变液做旋转流动，解决了磁流变液的沉降问题。
综上，本发明能够满足飞机降落面对的各种复杂工况，既能满足飞机落震需求，也能有效降低整体固有频率，更好的隔离滑跑过程中来自地面的振动，还解决了磁流变液的沉降问题。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为图1中转子的结构示意图；
图3为现有技术双气腔油气式缓冲器的结构示意图。
图中：外筒1、通孔i101、内筒2、通孔ii201、环形限位台202、通孔iii203、浮动活塞3、上圆环301、连接部302、下圆环303、活塞杆4、封闭端41、圆孔i411、盲孔412、通孔vii413、内卷边42、外卷边43、通孔iv431、通孔v44、电磁控制组件5、定位柱52、顶盖54、圆孔ii541、通孔vi542、圆环凸台543、电磁元件55、外线圈551、动力装置56、转子57、伸出轴571、衬筒6、油针7、上截止段701、中段702、下截止段703、内腔s1、空气腔s2、环形腔is3、侧油腔s4、流动腔s5、下油腔s6、环形腔iis7、低压气室q1和高压气室q2。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步说明，但不应该理解为本发明上述主题范围仅限于下述实施例。在不脱离本发明上述技术思想的情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本发明的保护范围内。
实施例1：
参见图1，本实施例公开一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱包括外筒1、内筒2、浮动活塞3、活塞杆4、电磁控制组件5、衬筒6和油针7。
所述外筒1为中空圆柱体，其上端封闭，下端端面上具有通孔i101。
所述内筒2为中空圆柱体。所述内筒2位于外筒1内部，其上端连接在外筒1上端的封闭处，两者形成一个整体，其下端从外筒1的通孔i101伸出。
所述内筒2下端端面上设有通孔ii201。所述内筒2的外壁上凸起有环形限位台202。所述环形限位台202为圆环形凸缘。所述内筒2内壁上开有四层通孔iii203。四层通孔iii203均位于环形限位台202下方。
所述内筒2外壁与外筒1内壁间围成一个腔体s。所述内筒2内部为一个内腔s1。
所述浮动活塞3包括上圆环301、连接部302和下圆环303。
所述连接部302连接在上圆环301和下圆环303之间。
所述浮动活塞3安装在内筒2和外筒1之间。其中浮动活塞3的上圆环301卡在内筒2的环形限位台202上端。所述浮动活塞3的上圆环301将腔体s分隔，在浮动活塞3上方形成一个空气腔s2。所述上圆环301外壁上安装有密封环。通过密封环使得空气腔s2完全封闭。
所述连接部302为圆筒状，其外壁由减摩材料包裹。所述上圆环301和下圆环303之间的空间被连接部302分隔，一侧是内筒2的外壁，另一侧是外筒1的内壁，将连接部302与内筒2之间的空间记为环形腔iis8。所述环形腔iis8通过通孔iii203接通内腔s1。
所述活塞杆4中空的圆柱体，其上端敞口，下端为封闭端41。所述活塞杆4上端敞口处向内延伸出内卷边42，向外延伸出外卷边43。
所述内筒2的下端伸入到活塞杆4中。所述活塞杆4从外筒1的通孔i101伸出。
所述活塞杆4的内卷边42和外卷边43将腔体s分隔，在内卷边42和外卷边43的上方与浮动活塞3之间形成一个环形腔is3，在外卷边43下方与外筒1下端之间形成一个侧油腔s4。所述外卷边43上设有若干个通孔iv431。所述侧油腔s4通过通孔iv431接通环形腔is3。所述环形腔is3通过通孔iii203接通内腔s1。
所述电磁控制组件5包括定位柱52、顶盖54、电磁元件55、动力装置56和转子57。
所述活塞杆4的封闭端41上端面中心具有通孔vii413。所述封闭端41的上端面设有处于同一圆周的若干个盲孔412。所述封闭端41与活塞杆4下端通过螺纹连接。
所述定位柱52有多个，每一个定位柱52均对应安装在封闭端41的一个盲孔412中。所述定位柱52内部具有通孔viii。所述通孔viii与封闭端41的盲孔412接通。所述盲孔412孔底设有引线孔。
所述电磁元件55为磁轭，所述磁轭位于活塞杆4内，其下端设置定位孔固定在定位柱52上。所述电磁元件55上缠绕有外线圈551。所述外线圈551的引线5511通过定位柱52上的通孔viii引出，并通过盲孔412孔底的引线孔穿出封闭端41，连接外部电源。
所述顶盖54的端面中心具有圆孔ii541。所述顶盖54端面上设有处于同一圆周的若干个通孔vi542。所述顶盖54固定在电磁元件55的上端面上。所述顶盖54上端的端面上具有圆环凸台543。所述衬筒6的下端套装在圆环凸台543上。
所述转子57为圆柱体，其两端的端面中心具有伸出轴571。所述转子57位于电磁元件55内部，其下端的伸出轴571插入在封闭端41的通孔vii413中，其上端的伸出轴571插入在顶盖54的圆孔ii541中。所述转子57外壁加工有螺旋筋肋。
所述转子57与电磁元件55之间形成一个内通道。所述内通道与顶盖54的通孔vi542连通。所述电磁元件55与活塞杆4之间形成一个外通道。所述电磁元件55下端通过定位柱52支承，在电磁元件55下方形成一个接通内通道和外通道的空间。
所述动力装置56为电机，所述电机位于活塞杆4外部。所述电机的输出轴穿入封闭端41的通孔vii413，与转子57下端的伸出轴571通过联轴器固连，并套上密封圈保证密封。电机连接外部电源。
当对磁轭的外线圈551通入直流电时，外线圈551在外通道内产生均匀分布的磁场。当外部电源驱动电机时，电机的输出轴带动转子57转动，转子57带动磁流变液产生旋转流动。
所述衬筒6位于活塞杆4内，其上端套装在内筒2上，并与活塞杆4的内卷边42接触，其下端套装在圆环凸台543上。
所述衬筒6外壁与活塞杆4内壁之间形成一个流动腔s5。所述流动腔s5通过在活塞杆4内壁上开设通孔v44接通侧油腔s4。所述衬筒6内形成一个下油腔s6。所述下油腔s6通过内通道和外通道接通流动腔s5。
所述下油腔s6和内腔s1内装有磁流变液。在活塞杆4最大伸展时，磁流变液的液面以盖过活塞杆4顶端为宜，具体液位以缓冲支柱承载需要的初始充气容积确定。
所述油针7包括连接在中段702两端的上截止段701和下截止段703。所述上截止段701和下截止段703的横截面与通孔ii201相适应。上截止段701的横截面面积大于中段702的横截面面积。中段702为变截面柱体，其最大横截面面积小于上截止段701的横截面面积。所述油针7位于活塞杆4内，其下截止段703固定在电磁控制组件5的顶盖54上，上截止段701穿入内筒2的通孔ii201中，并与通孔ii201间隙配合，上截止段701与圆形通孔ii2011的间隙为l，实施例中，l为0.1mm。
缓冲支柱工作以抑制飞机的落震冲击和滑跑振动时，对外线圈551通入直流电，电磁元件55作为导磁体，在外通道形成均匀分布的磁场，实现阻尼控制功能。
当活塞杆4向上伸进时，缓冲支柱工作于飞机降落时的落震区,上截止段701逐渐伸入内筒2，并将通孔ii201堵塞。由于上截止段701与内筒2的通孔ii201之间间隙很小，此时磁流变液难以通过通孔ii201，下油腔s6的磁流变液经过电磁控制组件5的内通道和外通道进入流动腔s5，经活塞杆4上的通孔v44流入侧油腔s4，再经外卷边43上的通孔iv431流入环形腔is3，最后经内筒2上的通孔iii203流入内腔s1。所述内腔s1、环形腔iis7和环形腔is3中的气体压缩，产生支撑飞机重量的弹性力。在内通道中，由于磁流变效应而改变因流动而产生的阻尼力，从而实现可控阻尼的缓冲支柱，电流大小根据缓冲支柱的运动状态进行闭环控制，磁流变液在外线圈551产生的可控磁场作用下，产生较大的可控阻尼力用于缓解落震冲击。
当活塞杆4接触浮动活塞3时，推动浮动活塞3压缩空气腔s2，同时油针7的中段702穿入内筒2的通孔ii201中，对应飞机起飞或者落震冲击结束后的滑跑区，磁流变液从下油腔s7通过通孔ii201流入内腔s1，形成依中段702的变截面设计确定的较小阻尼力工作状态，有效隔离来自于跑道通过缓冲支柱向飞机机体传递的振动，将极大的降低系统整体的固有频率。所述内腔s1、环形腔iis7和环形腔is3中的气体继续压缩。
当油针7的下截止段703穿入通孔ii201时，将通孔ii201堵塞。由于下截止段703与内筒2的通孔ii201之间间隙很小，此时磁流变液难以通过通孔ii201，缓冲支柱的压缩量将越过滑跑区而进入极限区，此时空气腔s2因压缩量大产生更大的弹性力阻止缓冲支柱产生过大的压缩。磁流变液从下油腔s7经过电磁控制组件5进入流动腔s5，经活塞杆4上的通孔v44流入侧油腔s4，再经外卷边43上的通孔iv431流入环形腔is3，最后经内筒2上的通孔iii203流入内腔s1。所述内腔s1、空气腔s2、环形腔iis7和环形腔is3中的气体进一步压缩。在内通道中，磁流变液在外线圈551产生的可控磁场下，产生极大的可控阻尼力缓解振动。
当活塞杆4复原时，受压缩的空气腔s2推动浮动活塞3向下移动，直至浮动活塞3被环形限位台202限制。浮动活塞3推动活塞杆4向下移动，磁流变液从内腔s1经通孔iii203流入环形腔is3，依次流经侧油腔s4和流动腔s5，经外通道和内通道流入下油腔s6。当油针7的中段702回退至通孔ii201中时，磁流变液从内腔s1通过通孔ii201流入下油腔s6。当油针7的上截止段701回退至圆形通孔ii201中时，磁流变液从内腔s1经通孔iii203流入环形腔is3，依次流经侧油腔s4和流动腔s5，经外通道和内通道流入下油腔s6。当油针7的上截止段701回退至初始状态时，内腔s1、空气腔s2、环形腔is3和环形腔iis7的气压恢复初始状态。
当飞机入库存放时，缓冲支柱支撑飞机并长期处于静置状态，飞机自重使缓冲支柱产生压缩，油针7的中段702穿入在内筒2的通孔ii201中。基于磁流变液的沉降状态适时向电机通电，电机的输出轴带动转子57旋转，从而使沉降的磁流变液得以重新分散。
进一步，所述下圆环303与内筒2内壁间具有间隙，该间隙大于环形限位台202的宽度，当浮动活塞3向上滑动时，使下圆环303能够通过环形限位台202。
本实施例公开的磁流变液飞机起落架缓冲支柱，满足飞机降落面对的各种复杂工况，既能满足飞机落震需求，也能有效降低整体固有频率，更好的隔离滑跑过程中来自地面的振动，还解决了磁流变液的沉降问题。
实施例2：
本实施例公开一种较为基础的实现方式，参见图1，一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱包括外筒1、内筒2、浮动活塞3、活塞杆4、电磁控制组件5、衬筒6和油针7。
所述外筒1为中空圆柱体，其上端封闭，下端端面上具有通孔i101。
所述内筒2为中空圆柱体。所述内筒2位于外筒1内部，其上端连接在外筒1上端的封闭处，两者形成一个整体，其下端从外筒1的通孔i101伸出。
所述内筒2下端端面上设有通孔ii201。所述内筒2内壁上开有四层通孔iii203。
所述内筒2外壁与外筒1内壁间围成一个腔体s。所述内筒2内部为一个内腔s1。
所述浮动活塞3安装在内筒2和外筒1之间。所述浮动活塞3的将腔体s分隔，在浮动活塞3上方形成一个空气腔s2。
所述活塞杆4中空的圆柱体，其上端敞口，下端为封闭端41。所述活塞杆4上端敞口处向内延伸出内卷边42，向外延伸出外卷边43。
所述内筒2的下端伸入到活塞杆4中。所述活塞杆4从外筒1的通孔i101伸出。
所述活塞杆4的内卷边42和外卷边43将腔体s分隔，在内卷边42和外卷边43的上方与浮动活塞3之间形成一个环形腔is3，在外卷边43下方与外筒1下端之间形成一个侧油腔s4。所述外卷边43上设有若干个通孔iv431。所述侧油腔s4通过通孔iv431接通环形腔is3。所述环形腔is3通过通孔iii203接通内腔s1。
所述电磁控制组件5安装在活塞杆4的封闭端41上。所述电磁控制组件5通电后产生磁场。
所述衬筒6位于活塞杆4内，其上端套装在内筒2上，并与活塞杆4的内卷边42接触，其下端安装在电磁控制组件5上。
所述衬筒6外壁与活塞杆4内壁之间形成一个流动腔s5。所述流动腔s5通过在活塞杆4内壁上开设通孔v44接通侧油腔s4。所述衬筒6内形成一个下油腔s6。所述下油腔s6通过内通道和外通道接通流动腔s5。
所述下油腔s6和内腔s1内装有磁流变液。在活塞杆4最大伸展时，磁流变液的液面以盖过活塞杆4顶端为宜，具体液位以缓冲支柱承载需要的初始充气容积确定。
所述油针7包括连接在中段702两端的上截止段701和下截止段703。所述上截止段701和下截止段703的横截面与通孔ii201相适应。上截止段701的横截面面积大于中段702的横截面面积。中段702为变截面柱体，其最大横截面面积小于上截止段701的横截面面积。所述油针7位于活塞杆4内，其下截止段703安装在电磁控制组件5上，上截止段701穿入内筒2的通孔ii201中。
缓冲支柱工作以抑制飞机的落震冲击和滑跑振动时，对电磁控制组件5通电，产生磁场，实现阻尼控制功能。
当活塞杆4向上伸进时，缓冲支柱工作于飞机降落时的落震区,上截止段701逐渐伸入内筒2，并将通孔ii201堵塞。由于上截止段701与内筒2的通孔ii201之间间隙很小，此时磁流变液难以通过通孔ii201，下油腔s6的磁流变液经过电磁控制组件5进入流动腔s5，经活塞杆4上的通孔v44流入侧油腔s4，再经外卷边43上的通孔iv431流入环形腔is3，最后经内筒2上的通孔iii203流入内腔s1。所述内腔s1和环形腔is3中的气体压缩，产生支撑飞机重量的弹性力。由于磁流变效应而改变因流动而产生的阻尼力，从而实现可控阻尼的缓冲支柱，电流大小根据缓冲支柱的运动状态进行闭环控制，磁流变液在电磁控制组件5产生的可控磁场作用下，产生较大的可控阻尼力用于缓解落震冲击。
当活塞杆4接触浮动活塞3时，推动浮动活塞3压缩空气腔s2，同时油针7的中段702穿入内筒2的通孔ii201中，对应飞机起飞或者落震冲击结束后的滑跑区，磁流变液从下油腔s7通过通孔ii201流入内腔s1，形成依中段702的变截面设计确定的较小阻尼力工作状态，有效隔离来自于跑道通过缓冲支柱向飞机机体传递的振动，将极大的降低系统整体的固有频率。所述内腔s1、环形腔iis7和环形腔is3中的气体继续压缩。
当油针7的下截止段703穿入通孔ii201时，将通孔ii201堵塞。由于下截止段703与内筒2的通孔ii201之间间隙很小，此时磁流变液难以通过通孔ii201，缓冲支柱的压缩量将越过滑跑区而进入极限区，此时空气腔s2因压缩量大产生更大的弹性力阻止缓冲支柱产生过大的压缩。磁流变液从下油腔s7经过电磁控制组件5进入流动腔s5，经活塞杆4上的通孔v44流入侧油腔s4，再经外卷边43上的通孔iv431流入环形腔is3，最后经内筒2上的通孔iii203流入内腔s1。所述内腔s1、空气腔s2和环形腔is3中的气体进一步压缩。磁流变液在电磁控制组件5产生的可控磁场下，产生极大的可控阻尼力缓解振动。
当活塞杆4复原时，受压缩的空气腔s2推动浮动活塞3向下移动，直至浮动活塞3被环形限位台202限制。浮动活塞3推动活塞杆4向下移动，磁流变液从内腔s1经通孔iii203流入环形腔is3，依次流经侧油腔s4和流动腔s5，经电磁控制组件5内的通道流入下油腔s6。当油针7的中段702回退至通孔ii201中时，磁流变液从内腔s1通过通孔ii201流入下油腔s6。当油针7的上截止段701回退至圆形通孔ii201中时，磁流变液从内腔s1经通孔iii203流入环形腔is3，依次流经侧油腔s4和流动腔s5，经电磁控制组件5内的通道流入下油腔s6。当油针7的上截止段701回退至初始状态时，内腔s1、空气腔s2、环形腔is3和环形腔iis7的气压恢复初始状态。
当飞机入库存放时，缓冲支柱支撑飞机并长期处于静置状态，飞机自重使缓冲支柱产生压缩，油针7的中段702穿入在内筒2的通孔ii201中。
本实施例公开的磁流变液飞机起落架缓冲支柱，满足飞机降落面对的各种复杂工况，既能满足飞机落震需求，也能有效降低整体固有频率，更好的隔离滑跑过程中来自地面的振动，还解决了磁流变液的沉降问题。
实施例3：
本实施例主要结构同实施例2，所述电磁控制组件5包括定位柱52、顶盖54、电磁元件55、动力装置56和转子57。
所述活塞杆4的封闭端41上端面中心具有通孔vii413。所述封闭端41的上端面设有处于同一圆周的若干个盲孔412。所述封闭端41与活塞杆4下端通过螺纹连接。
所述定位柱52有多个，每一个定位柱52均对应安装在封闭端41的一个盲孔412中。
所述电磁元件55位于活塞杆4内，其下端固定在定位柱52上。所述电磁元件55上缠绕有外线圈551。
所述顶盖54的端面中心具有圆孔ii541。所述顶盖54端面上设有处于同一圆周的若干个通孔vi542。所述顶盖54固定在定子53的上端面上。所述顶盖54上端的端面上具有圆环凸台543。所述衬筒6的下端套装在圆环凸台543上。
参见图2，所述转子57为圆柱体，其两端的端面中心具有伸出轴571。所述转子57位于电磁元件55内部，其下端的伸出轴571插入在封闭端41的通孔vii413中，其上端的伸出轴571插入在顶盖54的圆孔ii541中。所述转子57外壁加工有螺旋筋肋。
所述转子57与电磁元件55之间形成一个内通道。所述内通道与顶盖54的通孔vi542连通。所述电磁元件55与活塞杆4之间形成一个外通道。所述电磁元件55下端通过定位柱52支承，在电磁元件55下方形成一个接通内通道和外通道的空间。
所述动力装置56位于活塞杆4外部。所述动力装置56连接活塞杆4的封闭端41，动力装置56的输出端穿入封闭端41的通孔vii413，与转子57下端的伸出轴571固连。所述动力装置56连接外部动力源。
当对电磁元件55的外线圈551通入直流电时，外线圈551在外通道内产生均匀分布的磁场。当外部动力源驱动动力装置56时，动力装置56的输出端带动转子57转动，转子57带动磁流变液产生旋转流动。
实施例4：
本实施例主要结构同实施例3，所述动力装置56为旋转手柄，通过手动驱动旋转手柄的输出轴旋转，带动转子57转动。
实施例5：
本实施例主要结构同实施例3，所述电磁元件55为磁轭。
实施例6：
本实施例主要结构同实施例3，所述定位柱52内部具有通孔viii。所述通孔viii与封闭端41的盲孔412接通。所述盲孔412孔底设有引线孔。
所述外线圈551的引线5511通过定位柱52上的通孔viii引出，并通过盲孔412孔底的引线孔穿出封闭端41，连接外部电源。
实施例7：
本实施例主要结构同实施例2，进一步的，所述浮动活塞3包括上圆环301、连接部302和下圆环303。
所述连接部302连接在上圆环301和下圆环303之间。
所述内筒2的外壁上凸起有环形限位台202。四层通孔iii203均位于环形限位台202下方。所述上圆环301外壁上安装有密封环。所述的上圆环301卡在内筒2的环形限位台202上端。通过密封环使得空气腔s2完全封闭。
所述上圆环301和下圆环303之间的空间被连接部302分隔，一侧是内筒2的外壁，另一侧是外筒1的内壁，将连接部302与内筒2之间的空间记为环形腔iis8。所述环形腔iis8通过通孔iii203接通内腔s1。
实施例8：
本实施例主要结构同实施例7，进一步的，所述连接部302为圆筒状，其外壁由减摩材料包裹。
实施例9：
本实施例主要结构同实施例7，进一步的，所述环形限位台202为圆环形凸缘。
所述下圆环303与内筒2内壁间具有间隙，该间隙大于环形限位台202的宽度，当浮动活塞3向上滑动时，使下圆环303能够通过环形限位台202。
实施例10：
本实施例主要结构同实施例2，进一步的，上截止段701与通孔ii201为间隙配合，将上截止段701与通孔ii201的间隙记为l，本实施例中，l为0.05mm。
1.一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：包括所述外筒(1)、内筒(2)、浮动活塞(3)、活塞杆(4)、电磁控制组件(5)、衬筒(6)和油针(7)；
所述外筒(1)上端封闭，下端端面上设有通孔i(101)；
所述内筒(2)位于外筒(1)内部，其上端连接在外筒(1)上端的封闭处，其下端从外筒(1)的通孔i(101)伸出；
所述内筒(2)下端端面上设有通孔ii(201)；所述内筒(2)内壁上开有若干层通孔iii(203)；
所述内筒(2)外壁与外筒(1)内壁间围成一个腔体s；所述内筒(2)内部为一个内腔(s1)；
所述浮动活塞(3)安装在内筒(2)和外筒(1)之间；所述浮动活塞(3)将腔体s分隔，在浮动活塞(3)上方形成一个空气腔(s2)；
所述活塞杆(4)上端敞口，下端为封闭端(41)；所述活塞杆(4)上端敞口处向内延伸出内卷边(42)，向外延伸出外卷边(43)；
所述内筒(2)的下端伸入到活塞杆(4)中；所述活塞杆(4)从外筒(1)的通孔i(101)伸出；
所述活塞杆(4)的内卷边(42)和外卷边(43)将腔体s分隔，在内卷边(42)和外卷边(43)的上方与浮动活塞(3)之间形成一个环形腔i(s3)，在外卷边(43)下方与外筒(1)下端之间形成一个侧油腔(s4)；所述外卷边(43)上设有若干个通孔iv(431)；所述侧油腔(s4)通过通孔iv(431)接通环形腔i(s3)；所述环形腔i(s3)通过通孔iii(203)接通内腔(s1)；
所述电磁控制组件(5)安装在活塞杆(4)的封闭端(41)上；所述电磁控制组件(5)通电后产生磁场。
所述衬筒(6)位于活塞杆(4)内，其上端套装在内筒(2)上，并与活塞杆(4)的内卷边(42)接触，其下端安装在电磁控制组件(5)上；
所述衬筒(6)外壁与活塞杆(4)内壁之间形成一个流动腔(s5)；所述流动腔(s5)通过在活塞杆(4)内壁上开设通孔v(44)接通侧油腔(s4)；所述衬筒(6)内形成一个下油腔(s6)；所述电磁控制组件(5)内有接通下油腔(s6)和流动腔(s5)的空间；
所述下油腔(s6)和内腔(s1)内装有磁流变液；
所述油针(7)包括连接在中段(702)两端的上截止段(701)和下截止段(703)；所述上截止段(701)和下截止段(703)的横截面与通孔ii(201)相适应；上截止段(701)的横截面面积大于中段(702)的横截面面积；所述油针(7)位于活塞杆(4)内，其下截止段(703)安装在电磁控制组件(5)上，上截止段(701)穿入内筒(2)的通孔ii(201)中。
2.根据权利要求2所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述电磁控制组件(5)包括定位柱(52)、顶盖(54)、电磁元件(55)、动力装置(56)和转子(57)；
所述活塞杆(4)的封闭端(41)上端面中心具有通孔vii(413)；所述封闭端(41)的上端面设有处于同一圆周的若干个盲孔(412)；
所述定位柱(52)有多个，每一个定位柱(52)均对应安装在封闭端(41)的一个盲孔(412)中；
所述电磁元件(55)位于活塞杆(4)内，其下端固定在定位柱(52)上；所述电磁元件(55)上缠绕有外线圈(551)；
所述顶盖(54)的端面中心具有圆孔ii(541)；所述顶盖(54)端面上设有处于同一圆周的若干个通孔vi(542)；所述顶盖(54)固定在定子(53)的上端面上；所述顶盖(54)上端的端面上具有圆环凸台(543)；所述衬筒(6)的下端套装在圆环凸台(543)上；
所述转子(57)两端的端面中心具有伸出轴(571)；所述转子(57)位于电磁元件(55)内部，其下端的伸出轴(571)插入在封闭端(41)的通孔vii(413)中，其上端的伸出轴(571)插入在顶盖(54)的圆孔ii(541)中；
所述转子(57)与电磁元件(55)之间形成一个内通道；所述内通道与顶盖(54)的通孔vi(542)连通；所述电磁元件(55)与活塞杆(4)之间形成一个外通道；所述电磁元件(55)下端通过定位柱(52)支承，在电磁元件(55)下方形成一个接通内通道和外通道的空间；
所述动力装置(56)位于活塞杆(4)外部；所述动力装置(56)连接在活塞杆(4)的封闭端(41)，动力装置(56)的输出端穿入封闭端(41)的通孔vii(413)，与转子(57)下端的伸出轴(571)固连；所述动力装置(56)连接外部动力源；
当对电磁元件(55)的外线圈(551)通入直流电时，外线圈(551)在外通道内产生均匀分布的磁场；当外部动力源驱动动力装置(56)时，动力装置(56)的输出端带动转子(57)转动，转子(57)带动磁流变液产生旋转流动。
3.根据权利要求2所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述动力装置(56)为电机或旋转手柄。
4.根据权利要求2所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述电磁元件(55)为磁轭。
5.根据权利要求2所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述定位柱(52)内部具有通孔viii；所述通孔viii与封闭端(41)的盲孔(412)接通；所述盲孔(412)孔底设有引线孔。
6.根据权利要求1所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述浮动活塞(3)包括上圆环(301)、连接部(302)和下圆环(303)；
所述连接部(302)连接在上圆环(301)和下圆环(303)之间；
所述内筒(2)的外壁上凸起有环形限位台(202)；若干层通孔iii(203)均位于环形限位台(202)下方；所述上圆环(301)外壁上安装有密封环；所述的上圆环(301)卡在内筒(2)的环形限位台(202)上端；
所述上圆环(301)和下圆环(303)之间的空间被连接部(302)分隔，一侧是内筒(2)的外壁，另一侧是外筒(1)的内壁，将连接部(302)与内筒(2)之间的空间记为环形腔ii(s7)；所述环形腔ii(s7)通过通孔iii(203)接通内腔(s1)。
7.根据权利要求6所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述连接部(302)为圆筒状，其外壁由减摩材料包裹。
8.根据权利要求6所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述环形限位台(202)为圆环形凸缘；
所述下圆环(303)与内筒(2)内壁间具有间隙，该间隙大于环形限位台(202)的宽度。
9.根据权利要求1所述的一种磁流变液飞机起落架缓冲支柱，其特征在于：所述上截止段(701)与通孔ii(201)为间隙配合，将上截止段(701)与通孔ii(201)的间隙记为l,其中，0＜l≤0.1mm。
技术总结