多通道飞机起落架磁流变减摆器、控制方法、系统、应用与流程

1.本发明属于机械振动控制技术，尤其涉及一种多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器、控制方法、控制系统及应用。


背景技术：

2.摆振是在飞机起飞或着陆滑跑时，机身、起落架和地面组成一个复杂的振动系统，起落架支柱侧向弯曲变形与围绕支柱轴线的机轮扭转相互耦合所引起的一种复杂的自激振动。摆振会立即引起机身剧烈抖动或局部共振，影响飞行员正常操纵和乘员乘坐舒适性，增加起落架及机身结构的交变应力，造成疲劳损伤，影响飞机寿命甚至造成飞机失事。
3.针对飞机前轮摆振采取的最有效的措施是安装油液式减摆器，当飞机发生摆振时，减摆器旋转臂带动活塞在作动筒内往复运动，迫使油液经活塞上的节流孔来回流动，在此过程中油液产生阻尼力来抑制摆振，使摆动的机械能变成热能耗散。传统被动式油液减摆器阻尼力与速度呈单值函数关系，油液粘度不可调，当起落架系统遭受外部激励或出现不确定参数时，无法根据不同振动特性来有效抑制摆振。
4.为解决上述问题，现有技术一：公开号为cn1994819的中国专利，该专利提供一种直升机桨毂磁流变减摆器，属直升机桨毂减摆器。该减摆器包括磁流变液、电磁铁、衔铁、产生磁场的励磁线圈、旋转轴、往复式旋转活塞、半圆形储液器。磁流变液注入在储液器的内腔，往复式旋转活塞与旋转轴相连并一起作往复旋转，磁流变液随往复式旋转活塞在磁流变液回流通道内往复流动。通过改变输入电流的大小，改变桨毂减摆器的输出阻尼力矩。
5.上述专利公开文献所述减摆器的工作模式为剪切模式。
6.现有技术二：cn201410767028.8一种阻尼可调式磁流变减摆器包括缸筒、活塞杆、活塞组件以及阻尼调节机构，所述缸筒的左端部外缘径向一体对称制有短轴，该缸筒的右端部同轴密封安装有端盖，所述缸筒内同轴穿装一活塞杆，该活塞杆的两端部均位于缸筒外部，所述缸筒内左侧的活塞杆同轴安装一活塞组件，对应该活塞组件的缸筒内右侧的活塞杆上同轴滑动安装阻尼调节机构，该阻尼调节机构围绕轴心旋转一定角度后与活塞组件配合安装在一起，位于缸筒外部的活塞杆左端部同轴螺纹连接杆端关节轴承。减摆器的工作模式为压差流动模式。
7.通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
8.(1)初始阻尼力和最大阻尼力都不够大，安全系数不高，可调阻尼机构密封不好，容易产生泄露，磁场分布不够均匀，阻尼力输出效率低。
9.(2)现有油液式减摆器没有与控制系统结合实现智能化半主动控制；不能够在飞机滑跑过程中根据载荷、速度等参量变化提供最佳阻尼力，获得最大限度的能量吸收与耗散，使摆振在短时间内迅速收敛，以抑制或消除飞机滑跑时前轮的摆振现象。
10.(3)现有油液式减摆器阻尼力只能被动调节，响应速度慢，能量吸收效率低，无法有效抑制摆振。
11.解决以上问题及缺陷的难度为：磁流变减摆器阻尼通道长度和阻尼环对初始阻尼
力影响很大，最大阻尼力依赖于磁流变液有效工作长度和有效工作长度处的平均磁场强度，由于飞机起落架减摆器在体积和重量上有严格要求，在有限的空间内增加阻尼通道长度和提高阻尼通道处的平均磁场强度有较大的难度，较低初始阻尼力导致减摆器安全系数较低，磁流变减摆器输出阻尼力、可调范围和输出效率都很低；现有技术中可调阻尼机构在阻尼调节过程中容易使密封圈挤出或咬边，导致密封失效发生泄漏，严重影响减摆器的性能，甚至使减摆器失效导致安全事故；现有油液式减摆器输出阻尼力只是速度的单值函数，油液粘度不可调，只能被动输出阻尼力，属于被动控制，整个油路循环时间较长，导致其响应速度慢，受制于油液性质，无法进行智能半主动控制，不能实现根据不确定性的外部激励做出快速响应，进而有效抑制摆振的功能。
12.解决以上问题及缺陷的意义为：摆振导致机身和起落架支柱剧烈抖动，甚至引起起落架及机身结构的破坏，从而产生高昂的维修费用和较长的停机时间，严重时会导致飞机失事。具有一定初始阻尼力，能够保证安全系数；最大阻尼了较大，能够保证减摆器有较宽的可调范围，能够适应更多工况；反应迅速，易于控制，能够保证减摆器快速响应，迅速抑制摆振。利用半主动控制兼具主动控制优良的控制效果和被动控制简单易行的优点，通过控制电流大小或方向，调节磁场强度来改变磁流变液的表观粘度进而调节阻尼特性，在起落架发生摆振时使起落架系统受到的动力作用、动力响应和结构积聚的能量最小，使摆振在短时间内迅速收敛，对于抑制或消除飞机滑跑时前轮的摆振和保障飞机安全性具有重要意义。


技术实现要素：

13.为克服相关技术中存在的问题，本发明公开实施例提供了一种多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器、控制方法及应用。具体涉及具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器，所述技术方案如下：
14.一种具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法，包括：
15.对飞机滑跑过程中获取载荷、速度参量，在阻尼通道不同工作模式下，通过调节各励磁线圈中电流的大小或方向来调节各阻尼通道处磁流变液有效工作长度内的磁感应强度进而改变磁流变液的表观粘度来调节减摆器工作时的阻尼力大小，产生不同的阻尼力效果，来抑制飞机起落架摆振。
16.在本发明一实施例中，所述具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法具体包括：
17.悬臂上缠绕的励磁线圈产生的磁通经由悬臂进入多极磁轭与内缸筒之间形成的环形阻尼通道，然后通过内缸筒壁，从悬臂另一侧回到多极磁轭内部形成回路，悬臂支臂对应的阻尼通道长度均为有效工作长度；该阻尼通道在剪切模式与压差模式相结合的混合模式的工作模式下，结合多极磁轭悬臂上励磁线圈的径向缠绕方式，增大磁轭轴向有效工作长度，并且使阻尼通道长度方向上的磁场分布均匀。
18.在本发明一实施例中，所述具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法进一步包括：
19.阻尼通道在剪切模式的工作模式下，对励磁线圈施加电流，绕线槽内励磁线圈产生的磁通经由内磁轭流向多极磁轭与活塞杆之间形成的环形阻尼通道，随后经过活塞杆，
穿过该环形阻尼通道另一侧进入多极磁轭形成回路，与内磁轭和多极磁轭相对的阻尼通道长度均为磁流变液有效工作长度。
20.本发明的另一目的在于提供一种多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器控制系统包括：
21.励磁线圈电流大小或方向调整控制器，用于在阻尼通道不同工作模式下，通过调节励磁线圈中电流的大小或方向调节减摆器工作时的阻尼力大小，产生不同的阻尼力效果进行抑制飞机起落架摆振；
22.飞机载荷、速度检测器，用于对飞机滑跑过程中获取载荷、速度参量。
23.本发明的另一目的在于提供一种多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器，包括作动筒、多极磁轭组件、内缸筒、导向活塞、活塞杆以及左端盖和右端盖；
24.所述左端盖和右端盖通过第二固定螺栓连接；
25.所述作动筒左端部沿径向对称设置一对连接轴，用于与飞机起落架缓冲支柱外筒连接，该作动筒内由两端向中间依次同轴对称设置有左端盖和右端盖、多极磁轭组件；
26.所述多极磁轭组件包括沿作动筒轴向设置的定位板、阻尼环、多极磁轭、绕线槽、内磁轭和固定板；
27.所述内缸筒同轴安装于作动筒内部，置于对称设置的两多极磁轭组件的定位板之间；所述导向活塞同轴设置于内缸筒内部，该导向活塞两端分别同轴设置有左活塞杆和右活塞杆，左活塞杆和右活塞杆端部均伸出作动筒外部，左活塞杆的左端部同轴连接有固定耳，与飞机起落架缓冲支柱外筒连接。
28.所述左活塞杆和右活塞杆均通过第一固定螺栓与导向活塞连接。
29.在本发明一实施例中，所述内缸筒同轴安装于作动筒内部，置于对称设置的两多极磁轭组件的定位板之间；内缸筒两端分别沿周向均匀设置有四组定位凸台；内缸筒左右两端的定位凸台外端面分别与左定位板右端面和右定位板左端面接触，内缸筒两端定位凸台外圆面分别与作动筒内壁接触；所述内缸筒外径小于作动筒内径，内缸筒与作动筒之间形成环形阻尼通道a；
30.所述多极磁轭组件在作动筒内左右对称设置，包括沿作动筒轴向设置的定位板、阻尼环、多极磁轭、绕线槽、内磁轭和固定板；以左侧多极磁轭组件为例，所述多极磁轭两端各沿周向均匀设置有四组矩形凹槽，所述阻尼环通过该矩形凹槽同轴对称设置在多极磁轭左右两端；所述多极磁轭左端设置定位轴肩，定位板通过定位轴肩与多极磁轭通过第四固定螺栓连接固定；
31.所述多极磁轭内部设置阶梯孔，以阶梯孔大孔端面为基准，沿多极磁轭轴向由内向外依次同轴设置有绕线槽和内磁轭，所述绕线槽、内磁轭和多极磁轭阶梯孔小孔孔径相等；所述绕线槽内缠有励磁线圈；所述内磁轭右端设置定位轴肩，固定板通过内磁轭定位轴肩定位，所述固定板通过第三固定螺栓连接固定于多极磁轭右端面；所述多极磁轭组件所有安装接触端面之间均设置有起密封作用的橡胶垫片。
32.在本发明一实施例中，所述阻尼环外缘与内缸筒内壁接触，该阻尼环靠近外圆面里侧沿周向均设置有多个阻尼孔；
33.所述阻尼环上开孔，或根据不同应用情况设置不同形状和不同数量的孔隙，所述孔隙包括弧形缝隙或者异形孔；
34.所述多极磁轭外径小于内缸筒内径，所述左右多极磁轭外圆面与内缸筒内壁之间分别形成环形阻尼通道b、环形阻尼通道c。
35.在本发明一实施例中，所述导向活塞同轴设置于内缸筒内部，该导向活塞外圆面沿轴向对称设置有两圈导向槽，所述导向槽与内缸筒内壁之间设置有导向环；该导向活塞两端分别同轴设置有左活塞杆和右活塞杆；
36.所述左活塞杆和右活塞杆外径小于多极磁轭内径，所述左侧多极磁轭内壁与左活塞杆外圆面之间形成环形阻尼通道d，右侧多极磁轭内壁与右活塞杆外圆面之间形成环形阻尼通道e。
37.所述多极磁轭沿周向均匀设置有四组t型悬臂，t型悬臂外圆弧面半径与多极磁轭外圆面半径相等；所述四组t型悬臂上分别以相同的缠绕方向各缠绕一组第一励磁线圈，四组第一励磁线圈并联缠绕，匝数相同；所述多极磁轭外圆表面与t型悬臂之间缝隙内均填充起密封作用的环氧树脂。
38.在本发明一实施例中，所述绕线槽内第二励磁线圈缠绕方式为沿多极磁轭轴向缠绕；所述多极磁轭t型悬臂上第一励磁线圈缠绕方式为沿多极磁轭径向缠绕。
39.本发明的另一目的在于提供一种所述的具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法在飞机起飞或着陆滑跑时，机身、起落架和地面组成的振动系统进行避免摆振的应用。
40.结合上述的所有技术方案，本发明所具备的优点及积极效果为：
41.本发明提供一种具有安全系数高，响应速度快，能量吸收效率高，阻尼力调节范围大，易于与控制系统结合实现智能化半主动控制等特性的磁流变减摆器，能够在飞机滑跑过程中根据载荷、速度等参量变化提供最佳阻尼力，获得最大限度的能量吸收与耗散，使摆振在短时间内迅速收敛，以抑制或消除飞机滑跑时前轮的摆振现象。以某轻型飞机前起落架为试验平台，安装本实施例磁流变减摆器，并使用本实施例磁流变减摆器控制方法进行试验验证，本技术方案能够根据滑跑过程中根据载荷、速度等参量变化提供最佳阻尼力，使摆振振幅在3个振动周期内降到最大幅值的1/4，具有快速响应和能量吸收效率高等特点，达到摆振迅速收敛的控制效果。较好的解决了现有技术中存在的初始阻尼力和最大阻尼力都不够大，密封性能不好，安全系数不高，阻尼力输出效率低，响应速度慢，无法实现智能化半主动控制等影响摆振抑制效果的问题。
42.相比于现有技术，本发明的优点进一步包括：
43.本发明具有较高的安全系数和较大的阻尼力可调范围，具备阻尼环和多环形阻尼通道结构，在无外加电流的情况下，阻尼环和多环形阻尼通道能够保证减摆器具备一定的初始阻尼力，确保减摆器在无电流作用下也可以发挥作用，保障了安全性；每个多极磁轭组件各有五组励磁线圈，左右两个多极磁轭组件共计十组线圈，各励磁线圈并联，多线圈并联的形式易于实现阻尼力实现精细化调节，大大提高磁流变减摆器的最大阻尼力，通过调节各组线圈电流的大小与方向来调节各环形阻尼通道处磁流变液的剪切屈服强度，能够实现较大的阻尼力调节范围。
44.本发明具有较快的响应速度，励磁线圈采用并联的缠绕方式，提高了减摆器的响应速度和可控性。多极磁轭t型悬臂上励磁线圈的径向缠绕方式，降低了线槽对磁轭轴向有效工作长度的影响，使环形阻尼通道b和c内磁流体的磁化范围变大，增大了磁轭轴向有效
工作长度，并且使阻尼通道长度方向的磁场更均匀，提高了磁流变减摆器阻尼力输出效率。
45.本发明属于智能化半主动控制装置，结构简单，响应速度快，易于控制，能够通过简单的控制算法与控制系统结合实现智能控制；克服了传统油液式减摆器只能被动调节，无法根据不同的振动特性来有效抑制摆振的缺陷，能够在飞机滑跑过程中根据载荷、速度等参量变化提供最佳阻尼力来有效抑制摆振，磁流变减摆器在飞机摆振控制中有很大的优越性。
46.当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明的公开。
附图说明
47.此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
48.图1是本发明实施例提供的具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法流程图。
49.图2是本发明实施例提供的具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器示意图。
50.图3是本发明实施例提供的内缸筒两端分别沿周向均匀设置有四组定位凸台示意图。
51.图4是本发明实施例提供的图2中b处的结构放大示意图。
52.图5是本发明实施例提供的绕线槽内缠有第二励磁线圈以及t型悬臂缠绕第一励磁线圈示意图。
53.图6是本发明实施例提供的多极磁轭沿周向均匀设置有四组t型悬臂示意图。
54.图7是本发明实施例提供的阻尼环内侧沿周向均匀设置有四组矩形凸台以及靠近外圆面里侧沿周向均设置有多个阻尼孔示意图。
55.图中：1
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固定耳；2
‑
左活塞杆；3
‑
左端盖；4
‑
多极磁轭组件；5
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内缸筒；6
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导向活塞；7
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作动筒；8
‑
右活塞杆；9
‑
右端盖；10
‑
端盖引线孔；11
‑
环形阻尼通道c；12
‑
环形阻尼通道e；13
‑
环形阻尼通道a；14
‑
导向环；15
‑
孔用方形圈；16
‑
第一固定螺栓；17
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连接轴；18
‑
环形阻尼通道b；19
‑
环形阻尼通道d；20
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o型圈；21
‑
第二固定螺栓；22
‑
定位板引线孔；23
‑
定位板；24
‑
阻尼环；25
‑
多极磁轭；26
‑
绕线槽；27
‑
内磁轭；28
‑
第三固定螺栓；29
‑
固定板；30
‑
橡胶垫片；31
‑
第四固定螺栓；32
‑
第一励磁线圈；33
‑
第二励磁线圈；34
‑
矩形凹槽；35
‑
t型悬臂；36
‑
引线孔；37
‑
引线槽；38
‑
阻尼孔；39
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矩形凸台；40
‑
定位凸台。
具体实施方式
56.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。
57.需要说明的是，当元件被称为“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接
到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本发明所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施方式。
58.除非另有定义，本发明所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本发明中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本发明所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
59.如图1所示，本发明提供一种具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法，包括：
60.s101，对飞机滑跑过程中获取载荷、速度参量。
61.s102,在阻尼通道不同工作模式下，通过调节各励磁线圈中电流的大小或方向来调节各阻尼通道处磁流变液有效工作长度内的磁感应强度。
62.s103，利用步骤s102调节的磁感应强度，进而改变磁流变液的表观粘度来调节减摆器工作时的阻尼力大小，产生不同的阻尼力效果，来抑制飞机起落架摆振。
63.在本发明一优选实施例中，所述具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法具体包括：
64.悬臂上缠绕的励磁线圈产生的磁通经由悬臂进入多极磁轭25与内缸筒5之间形成的环形阻尼通道，然后通过内缸筒5壁，从悬臂另一侧回到多极磁轭25内部形成回路，悬臂支臂对应的阻尼通道长度均为有效工作长度；该阻尼通道在剪切模式与压差模式相结合的混合模式的工作模式下，结合多极磁轭25悬臂上励磁线圈的径向缠绕方式，增大磁轭轴向有效工作长度，并且使阻尼通道长度方向上的磁场分布均匀。
65.在本发明一优选实施例中，所述具有阻尼环的多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器的控制方法进一步包括：
66.阻尼通道在剪切模式的工作模式下，对励磁线圈施加电流，绕线槽26内励磁线圈产生的磁通经由内磁轭27流向多极磁轭25与活塞杆之间形成的环形阻尼通道，随后经过活塞杆，穿过该环形阻尼通道另一侧进入多极磁轭25形成回路，与内磁轭27和多极磁轭25相对的阻尼通道长度均为磁流变液有效工作长度。
67.本发明的还提供一种多磁路多通道飞机起落架磁流变减摆器控制系统包括：
68.励磁线圈电流大小或方向调整控制器，用于在阻尼通道不同工作模式下，通过调节励磁线圈中电流的大小或方向调节减摆器工作时的阻尼力大小，产生不同的阻尼力效果进行抑制减摆器摆振；
69.飞机载荷、速度检测器，用于对飞机滑跑过程中获取载荷、速度参量。
70.下面结合实施例及附图对本发明的技术方案作进一步描述。
71.实施例
72.本发明提供一种多磁极多通道飞机起落架磁流变减摆器，如图2所示，包括作动筒7、多极磁轭组件4、内缸筒5、导向活塞6、左活塞杆2和右活塞杆8以及左端盖3和右端盖9，所述作动筒7左端部沿径向对称制有一对连接轴17，用于与飞机起落架缓冲支柱外筒连接，该作动筒7内由两端向中间依次同轴对称安装有端盖和多极磁轭组件4；所述内缸筒5同轴安装于作动筒7内部，置于在作动筒7内对称安装的两多极磁轭组件4的定位板23之间；所述导向活塞6同轴安装于内缸筒5内部，该导向活塞6两端分别同轴安装有左活塞杆2和右活塞杆
8，左活塞杆2和右活塞杆8端部均伸出作动筒7外部，左活塞杆2的左端部同轴连接有固定耳1，与飞机起落架缓冲支柱外筒连接。
73.左端盖3和右端盖9通过第二固定螺栓21连接。
74.在本发明一优选实施例中，所述内缸筒5同轴安装于作动筒7内部，置于对称设置的两多极磁轭组件4的定位板23之间；
75.如图3所示，内缸筒5两端分别沿周向均匀设置有四组定位凸台40；内缸筒5左右两端的定位凸台40外端面分别与定位板23中的左侧定位板23右端面和右侧定位板23左端面接触，内缸筒5两端定位凸台40外圆面分别与作动筒7内壁接触；所述内缸筒5外径小于作动筒7内径，内缸筒5与作动筒7之间形成环形阻尼通道a13。
76.在本发明一优选实施例中，所述多极磁轭组件4在作动筒7内左右对称设置，如图4所示，包括沿作动筒7轴向设置的定位板23、阻尼环24，多极磁轭25、绕线槽26、内磁轭27和固定板29。
77.以左侧多极磁轭组件4为例，所述多极磁轭25两端各沿周向均匀设置有四组矩形凹槽34，阻尼环24通过矩形凹槽34同轴对称安装在多极磁轭25左右两端；所述阻尼环24外缘与内缸筒5内壁接触，该阻尼环24内侧沿周向均匀设置有四组矩形凸台39，安装在多极磁轭25的矩形凹槽34内，靠近外圆面里侧沿周向均设置有多个阻尼孔38，如图7所示。
78.所述多极磁轭25左端设置定位轴肩，定位板23通过定位轴肩与多极磁轭25通过第四固定螺栓31连接固定。
79.所述多极磁轭25内部设置阶梯孔，以阶梯孔大孔端面为基准，沿多极磁轭25轴向由内向外依次同轴设置有绕线槽26和内磁轭27，绕线槽26、内磁轭27和多极磁轭25阶梯孔小孔孔径相等。
80.如图5所示，所述绕线槽26内缠有第二励磁线圈33，该第二励磁线圈33缠绕方向为沿多极磁轭25轴向缠绕；所述内磁轭27右端设置定位轴肩，固定板29通过内磁轭27定位轴肩定位，所述固定板29通过第三固定螺栓28连接固定于多极磁轭25右端面；
81.四组t型悬臂35上分别以相同的缠绕方向各缠绕一组第一励磁线圈32。
82.所述多极磁轭组件4所有安装接触端面之间均设置有起密封作用的橡胶垫片30。
83.在本发明一优选实施例中，所述多极磁轭25外径小于内缸筒5内径，所述左右多极磁轭25外圆面与内缸筒5内壁之间分别形成环形阻尼通道b18和环形阻尼通道c11。
84.本实施例中，所述导向活塞6同轴设置于内缸筒5内部，该导向活塞6外圆面沿轴向对称设置有两圈导向槽，所述导向槽与内缸筒5内壁之间设置有导向环14，起到导向活塞6运动导向作用，导向活塞6与内缸筒5内壁之间采用孔用方形圈15进行密封；
85.该导向活塞6两端分别同轴设置有左活塞杆2和右活塞杆8；左活塞杆2和右活塞杆8驱动导向活塞6在内缸筒5内往复运动，进而促使磁流变液在环形阻尼通道流动，形成不同的磁流变液循环回路，左活塞杆2和右活塞杆8外径小于多极磁轭25内径，所述左侧多极磁轭25内壁与左活塞杆2外圆面之间形成环形阻尼通道d19，右侧多极磁轭25内壁与右活塞杆8外圆面之间形成环形阻尼通道e12。
86.所述左活塞杆2和右活塞杆8均通过第一固定螺栓16与导向活塞6连接。
87.在本发明一优选实施例中，多极磁轭25沿周向均匀设置有四组t型悬臂35，如图6所示，t型悬臂35外圆弧面半径与多极磁轭25外圆面半径相等；所述四组t型悬臂35上分别
以相同的缠绕方向各缠绕一组第一励磁线圈32，四组第一励磁线圈32并联缠绕，匝数相同，缠绕方式为沿多极磁轭25径向缠绕；所述多极磁轭25外圆表面与t型悬臂35之间缝隙内均填充起密封作用的环氧树脂。
88.在本发明一优选实施例中，所述多极磁轭组件4所有安装接触端面之间均通过橡胶垫片30密封；所述多极磁轭25固定板29与端盖之间以及与作动筒7内壁之间均通过o型圈20密封；所述多极磁轭25外圆表面与t型悬臂35之间缝隙内均填充环氧树脂进行密封，使得磁流变液不会进入多极磁轭组件4内部，保证了密封效果。
89.本实施例中，所述端盖上开有端盖引线孔10，定位板23上开有定位板引线孔22，多极磁轭25上开有引线孔36和引线槽37，定位板23和多极磁轭25之间的橡胶垫片30也开有引线孔36，保证了励磁线圈引线穿出磁流变减摆器。
90.本发明中的阻尼环24不局限于开孔，可以根据不同应用情况设置不同形状和不同数量的孔隙，诸如弧形缝隙或者异形孔等；t型悬臂35数量由磁流变减摆器的适用的飞机机型和所需的最大阻尼力来确定，本实施例中的数量为4组。
91.通过上述结构，当对励磁线圈施加电流后，绕线槽26内励磁线圈产生的磁通经由内磁轭27流向多极磁轭25与活塞杆之间形成的环形阻尼通道，随后经过活塞杆，穿过该环形阻尼通道另一侧进入多极磁轭25形成回路，与内磁轭27和多极磁轭25相对的阻尼通道长度均是磁流变液有效工作长度，该阻尼通道的工作模式为剪切模式。t型悬臂35上缠绕的励磁线圈生的磁通经由t型悬臂35进入多极磁轭25与内缸筒5之间形成的环形阻尼通道，然后通过内缸筒5壁，从t型悬臂35另一侧回到多极磁轭25内部形成回路，t型悬臂35支臂对应的阻尼通道长度均是有效工作长度，该阻尼通道的工作模式为剪切模式与压差模式相结合的混合模式，多极磁轭25的t型悬臂35上励磁线圈的径向缠绕方式，降低了线槽对磁轭轴向有效工作长度的影响，增大了磁轭轴向有效工作长度，并且使阻尼通道长度方向上的磁场更均匀，充分利用了有效阻尼通道，提高了磁流变减摆器阻尼力输出效率。
92.使用减摆器之前，在飞机起飞或着陆滑跑过程中，机身、起落架和地面组成一个复杂的振动系统，飞机前轮会产生偏离机轮中立位置的剧烈的侧向摆振。飞机起落架缓冲支柱外筒上的拨杆带动减摆器活塞杆使得导向活塞6在减摆器内往复运动，迫使容积减小的腔室内的磁流变液经过环形阻尼通道流向容积增大的腔室。磁流变液在环形阻尼通道来回流动的过程中，会产生较大的阻尼力，磁流变减摆器阻尼力要产生一个对起落架支柱轴线的阻尼力矩，来阻止摆振，并使摆振的机械能逐渐变成热能消散。通过调节励磁线圈中电流的大小或方向来调节减摆器工作时的阻尼力大小，产生不同的阻尼力效果来有效抑制摆振。
93.以某轻型飞机前起落架为试验平台，安装本实施例磁流变减摆器，并使用本实施例磁流变减摆器控制方法进行试验验证，本发明技术方案能够根据滑跑过程中根据载荷、速度等参量变化提供最佳阻尼力，使摆振振幅在3个振动周期内降到最大幅值的1/4，具有快速响应和能量吸收效率高等特点，达到摆振迅速收敛的控制效果。较好的解决了现有技术中存在的初始阻尼力和最大阻尼力都不够大，密封性能不好，安全系数不高，阻尼力输出效率低，响应速度慢，无法实现智能化半主动控制等影响摆振抑制效果的问题。
94.本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的公开后，将容易想到本公开的其它实施方案。本技术旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或
者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。
95.应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围应由所附的权利要求来限制。