一种可用于起落架降噪的减震支柱以及降噪方法与流程

本发明属于流动控制技术领域，具体涉及一种可用于起落架降噪的减震支柱以及降噪方法。

背景技术：

随着民用航空工业的发展，飞机噪声问题已经成为航空界越来越关心的问题之一，现代飞机噪声主要来源为发动机噪声和机体噪声。随着更高涵道比发动机的诞生和“安静”发动机技术的应用，发动机噪声水平将降低到与机体噪声同等甚至更低水平。而机体气动噪声的影响越来越显著，特别是飞机在进场着陆状态下，增升装置展开、起落架放下后，机体噪声会显著增加。因此，目前研究重点为：如何有效降低起落架产生的噪声。

起落架的噪声产生与其复杂外形有关，因为起落架破坏了飞机的流线型特征，产生了相当复杂的气流运动，使起落架成为比机翼和尾翼更为重要的噪声源。有研究表明，在发动机停车和增升装置未打开的情况下，起落架噪声占飞机总噪声的25％。此外，由于起落架位于飞机的底部，机身机翼等对起落架噪声的遮蔽作用非常有限，从而对机场周围的环境噪声产生严重影响。

从20世纪70年代初起，人们就开始在机体气动噪声方面开展了大量的实验研究工作。1971年，美国航空航天局(nasa)研究表明：飞机噪声问题是民用航空工业发展的最大障碍。机体噪声包括增升装置噪声和起落架噪声等，早期的研究集中在建立飞机增升装置模型并进行噪声分析。随着时间的推移，虽然起落架复杂的几何外形与空气动力作用形成复杂的流场结构给研究带来了很多困难，但对起落架气动噪声的研究仍然得到了稳步推进。

对起落架噪声的研究工作最早可以追溯到20世纪70年代，heller和dobrzynski进行了中等复杂的2轮和4轮起落架模型的飞行试验，获得两种模型起落架噪声数据并将其进行第一次对比。此后，fink基于二者的试验数据，建立了噪声预测模型。zawodny等人对g550前起落架进行吹风试验与飞行测试；guo对波音737的前起落架和主起落架进行了噪声测试，提出了起落架的噪声预测经验模型；nasa在2005年的qtdⅱ技术研究中对波音787全尺寸的主起落架的气动噪声进行了风洞试验和飞行试验；欧盟在eusilence计划中开展了低噪声起落架设计的试验和仿真工作。中国飞机强度研究所针对某型飞机前起落架进行了大量的研究工作；西北工业大学的宁方立基于fw-h方程，对每类部件提出了对应的噪声预测方法；南京航空航天大学的龙双丽等人也开展了起落架部件的噪声试验与仿真的相关工作。

在经过对飞机起落架气动噪声的大量研究之后，研究者们理清了飞机起落架气动噪声的声学特性，并提出了很多降低飞机起落架气动噪声的方法和措施。

起落架噪声的气动声学特性为：

减震支柱及扭力臂结构件是飞机前起落架的重要组成部分，是起落架气动噪声的重要来源，现代起落架噪声问题的主要原因在于不断增加的起落架的长度。由于高涵道比发动机的短舱直径不断增加，为保持翼吊发动机短舱到地面的净距离，就需要增加起落架的长度。起落架噪声是由于气流流过起落架时，气流压力受到扰动产生的，其本质是空气动力噪声。有研究表明，起落架气动噪声的峰值声源主要分布在起落架减震支柱与防扭臂之间的下部，这是减震支柱与防扭臂的干涉声，气流流经减震支柱，产生气流分离，形成不稳定的涡脱落，涡随气流流动，与下游的防扭臂发生撞击，从而产生强烈的噪声。

目前，针对起落架降噪的方法主要包括以下三类：

(1)改变飞机飞行的路径和速度

通常，增加飞机在进场过程中的高度和减小飞行速度可以降低起落架的气动噪音。因此，寻求最优的飞机降落速度和高度的组合，可以在不改变起落架结构和外形的条件下起到降噪效果。但随着着陆速度的降低，为满足升力的要求，就需要增加飞机的迎角或者增加襟翼的弯度，这不仅会增加增升装置的气动噪声，还会导致飞机阻力的增加，最终导致发动机的功率和噪音增加。

(2)主动降噪方法

等离子体降噪是主动降噪的方法之一。该方法通过等离子体激励器使空气电离并在电场力作用下产生定向射流，利用其诱导产生的定向射流对流经起落架表面的气流进行控制，减小流动分离和压力脉动，从而降低起落架表面的气动噪声和振动。

另一种主动降噪方法是空气膜法。其原理是：在起落架的圆柱体表面额外增加层流，额外的层流被称之为“空气膜”。空气膜在起落架周围和后方产生层流，使湍流分离点后移，湍流区得到明显减小，由湍流产生的噪音会大幅降低，即降低了起落架的钝体绕流噪声。

此外，还有一种基于边缘射流的针对起落架结构件的相互位置引起的干扰噪声和支柱噪声的减噪方法。该方法在扭力臂背风面边缘施加垂直气流，从而在扭力臂、射流平面和支柱之间形成一个封闭空间，能够有效改善扭力臂后侧流动分离状况，减弱由扭力臂引起的尾涡脱落撞击支柱而产生的压力脉动，达到降低声源强度的目的，同时，边缘射流还有效地降低了钝体绕流噪声的强度，使得支柱噪声明显下降。

(3)被动降噪方法

减小起落架的长度是一种直接的被动降噪方法。由于起落架的噪声主要来源于减震支柱，因此，减小起落架的长度可以有效减小噪音产生的范围，从而达到减噪的目的。

另一种被动降噪方法为优化起落架外形，即安装整流罩、整流网、整流壳板等。起落架复杂的几何外形与空气动力的相互作用会形成的复杂气流流场结构，优化起落架的外形使其变得更加流线型，就能够降低该流场的复杂程度，减少气流分离，降低起落架表面压力脉动，可一定程度地降低起落架的噪声。

以上起落架降噪的方法，主要具有以下不足：

(1)主动降噪方法可以在不改变总体气动外形的前提下，实现对流动以及噪声的有效控制，但是该方法不仅需要额外的能量输入，还需要相应的传感器、控制器、执行器等协同工作，增加了系统的复杂程度，降低了可靠性；(2)在被动降噪方法中，由于高涵道比发动机的短舱直径不断增加，以及飞机擦尾角对起落架高度的设计要求，减小起落架长度在工程实际中并不适用。优化起落架外形是一种流行的方法，但是该方法通常需要在起落架结构周围安装整流装置，这会增加结构重量，导致有效载荷的减少，飞行器设计人员以及航空公司无法接受；其次，整形装置的存在也对起落架舱的空间提出了更高的要求。

因此，如何有效降低起落架噪声，同时，既不会增加系统的复杂程度，不会降低系统可靠性，还不会增加结构重量，不会减少飞行器有效载荷，是目前急需解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种可用于起落架降噪的减震支柱以及降噪方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种可用于起落架降噪的减震支柱，减震支柱为起落架减震支柱，所述减震支柱的上端与飞行器机体相连，所述减震支柱的下端与飞行器机轮相连；

所述减震支柱为圆柱形支柱阵列，包括多个直径相同、轴线平行、具有一定间距的圆柱形支柱；各个圆柱形支柱的排布方式为：沿气流来流方向，自前向后平行布置n排阵列支柱，n为自然数，每排阵列支柱连线与气流来流方向垂直；每排阵列支柱由多个圆柱形支柱等间距布置；相邻两排阵列支柱之间错位布置。

优选的，n排阵列支柱，按从前向后方向，依次记为：第1排阵列支柱,第2排阵列支柱,...,第n排阵列支柱；

将每排阵列支柱连线的方向记为x方向；将气流来流方向记为y方向；

n排阵列支柱中，确定x方向中心线l1和y方向中心线l2；各个圆柱形支柱的排布方式为：以x方向中心线l1为对称线，对称排列；以y方向中心线l2为对称线，对称排列。

优选的，n排阵列支柱，按从前向后方向，依次记为：第1排阵列支柱,第2排阵列支柱,...,第n排阵列支柱；

对于奇数序列排的阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量均相同，为p个；

对于偶数序列排的阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量均相同，为q个。

优选的，q-p等于1，即：偶数序列排的阵列支柱的数量，比奇数序列排的阵列支柱的数量，多1个；

各个奇数序列排的所有阵列支柱，排布为矩形阵列形式；各个偶数序列排的所有阵列支柱，排布为矩形阵列形式。

优选的，从第1排阵列支柱向x方向中心线l1的方向，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；从x方向中心线l1向第n排阵列支柱的方向，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

优选的，当n为奇数时，中心排为第g排阵列支柱，从第1排阵列支柱到第g-1排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；第g排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，比第g-1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，少一个；

第g+1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，比第g排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，多一个；从第g+1排阵列支柱到第n排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

优选的，当n为奇数时，中心排为第g排阵列支柱，从第1排阵列支柱到第g排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；

从第g排阵列支柱到第n排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

优选的，圆柱形支柱阵列的中心到圆柱形支柱最外缘的距离为r，与起落架实心支柱截面半径，相等；

圆柱形支柱阵列的高度，与起落架实心支柱高度相等；

圆柱形支柱阵列的每个圆柱形支柱的截面半径为r，且r与r的关系为r/r＝5～15；

每排阵列支柱中相邻两个圆柱形支柱之间的中心距为v；v与2r的关系为v/2r＝1.1～3。

优选的，各排阵列支柱之间的排间距为u；每排阵列支柱中相邻两个圆柱形支柱之间的中心距为v；

则：u/v＝sin60°。

本发明还提供一种可用于起落架降噪的减震支柱的降噪方法，包括以下步骤：

在飞机起飞和降落阶段，起落架进行收放动作，在起落架处于收放过程以及放下状态时，气流经过减震支柱时，由于减震支柱为圆柱形支柱阵列，因此，一部分气流沿圆柱形支柱阵列中的外边界位置的圆柱形支柱的外表面流动并向下游发展，形成外部气流；另一部分气流进入圆柱形支柱阵列的内部间隙，形成内部气流；

对于内部气流，一方面，由于各个圆柱形支柱交错排列，因此，气流必然会经过某个圆柱形支柱的外表面，从而对内部气流的流动起到降速作用，因此，最终从圆柱形支柱阵列正后方流出的气流，速度变缓，从圆柱形支柱阵列内部间隙流出的这一部分气流进入圆柱形支柱阵列正后方区域，增强了圆柱形支柱阵列正后方气流抵抗逆压梯度的能力，所以，圆柱形支柱阵列正后方不会形成低压区，因此，圆柱阵列前后的压力差得到减小，进而减小圆柱形支柱阵列正后方的气流分离区范围和程度，增加气流的稳定性，使流过圆柱形支柱阵列的气流压力脉动减小，从而降低气动噪声和振动；

另一方面，在内部气流流经圆柱形支柱阵列的过程中，通过对圆柱形支柱阵列的排布方式设计，使圆柱形支柱阵列的内部仅存在多个分离小漩涡，并且，最大程度使各个分离小漩涡均稳定在特定小区域内，从而使圆柱形支柱阵列的内部流场更加规则和稳定，明显降低圆柱形支柱阵列的内部气动噪声和振动；其中，分离小漩涡的产生方式为：对于第1排阵列支柱到第n-1排阵列支柱中的所有圆柱形支柱，区分为两类，一类为双稳态圆柱形支柱；另一类为单稳态圆柱形支柱；其中，双稳态圆柱形支柱的数量，远大于单稳态圆柱形支柱的数量；对于双稳态圆柱形支柱k1，在气流流经时，在双稳态圆柱形支柱k1的后方形成分离小漩涡，同时，双稳态圆柱形支柱k1下游具有对称的左右两个圆柱形支柱，分别为：圆柱形支柱k2和圆柱形支柱k3，通过圆柱形支柱k2和圆柱形支柱k3对分离小漩涡的约束作用，进而使分离小漩涡稳定在特定小区域内，不会继续向外扩散发展；

对于单稳态圆柱形支柱k4，在气流流经时，在单稳态圆柱形支柱k4的后方形成分离小漩涡，同时，单稳态圆柱形支柱k4下游仅单侧具有圆柱形支柱k5，通过圆柱形支柱k5对分离小漩涡的约束作用，降低分离小漩涡扩散速度和扩散区域，并且，从整体上看，圆柱形支柱阵列所具有的单稳态圆柱形支柱k4均为对称方式布置，因此，整体上，单稳态圆柱形支柱k4产生的各个分离小漩涡相互作用补偿，不会破坏圆柱形支柱阵列内部流经气流的稳定性，进而抑制噪声和振动。

本发明提供的一种可用于起落架降噪的减震支柱以及降噪方法具有以下优点：

(1)采用圆柱形支柱阵列结构，中小尺度的分离流和漩涡会被“锁”在圆柱形支柱阵列内部，不再向外发展，可以减小气流流过起落架支柱时产生的分离和压力脉动，从而减小起落架气动噪声和振动。

(2)该起落架支柱系统采用被动降噪方法，无需额外的控制系统和能量输入，结构简单，性能可靠，使用方便。

附图说明

图1为本发明提供的一种可用于起落架降噪的减震支柱的结构示意图；

图2为本发明提供的一种圆柱形支柱阵列的示意图；

图3为本发明提供的一种圆柱形支柱阵列的中心线的设置示意图；

图4为本发明提供的一种圆柱形支柱阵列的示意图；

图5为本发明提供的一种圆柱形支柱阵列的示意图；

图6为本发明提供的一种圆柱形支柱阵列的示意图；

图7为本发明圆柱形支柱阵列起落架支柱绕流流场示意图；

图8为传统起落架支柱绕流流场示意图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明提供一种可用于起落架降噪的减震支柱，相比传统起落架实心支柱系统，本发明的减震支柱可以明显降低飞机在起飞和着陆时起落架产生的气动噪声和振动，从而提高飞机的环保性和乘坐的舒适性。

本发明提供的可用于起落架降噪的减震支柱，为起落架减震支柱，所述减震支柱的上端与飞行器机体相连，所述减震支柱的下端与飞行器机轮相连。如图1所示，为起落架整体结构示意图，其中，1—机轮；2—轮轴；3—阵列式活塞杆；4—阵列式液压杆；5—接头；6—扭力臂；阵列式活塞杆和阵列式液压杆组合形成本发明的减震支柱，通过阵列式活塞杆和阵列式液压杆的组合，使减震支柱为可伸缩结构。

本发明将机轮和机身之间的减震支柱由传统起落架的单一实心支柱，改进为圆柱形支柱阵列，该圆柱形支柱阵列，包括多个直径相同、轴线平行、具有一定间距的圆柱形支柱；各个圆柱形支柱的排布方式为：沿气流来流方向，自前向后平行布置n排阵列支柱，n为自然数，每排阵列支柱连线与气流来流方向垂直；每排阵列支柱由多个圆柱形支柱等间距布置；相邻两排阵列支柱之间错位布置。

具体的，参考图2，n排阵列支柱，按从前向后方向，依次记为：第1排阵列支柱,第2排阵列支柱,...,第n排阵列支柱；

将每排阵列支柱连线的方向记为x方向；将气流来流方向记为y方向；

n排阵列支柱中，确定x方向中心线l1和y方向中心线l2；各个圆柱形支柱的排布方式为：以x方向中心线l1为对称线，对称排列；以y方向中心线l2为对称线，对称排列。

作为一种具体实施例，如图2，圆柱形支柱阵列一共具有7排阵列支柱，如图3，为该圆柱形支柱阵列的x方向中心线l1和y方向中心线l2的示意图；从图3可以看出，该圆柱形支柱阵列以x方向中心线l1为对称线，对称排列；以y方向中心线l2为对称线，对称排列。

需要强调的是，凡是符合以上特征的圆柱形支柱阵列形成的减震支柱，均在本发明保护范围之内。为方便对本发明进行理解，下面介绍几个具体的减震支柱的实施例，但下面的实施例1到实施例1和实施例2并不用于限定本发明。

实施例1：

n排阵列支柱，按从前向后方向，依次记为：第1排阵列支柱,第2排阵列支柱,...,第n排阵列支柱；

对于奇数序列排的阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量均相同，为p个；

对于偶数序列排的阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量均相同，为q个。

其中，q-p等于1，即：偶数序列排的阵列支柱的数量，比奇数序列排的阵列支柱的数量，多1个；

各个奇数序列排的所有阵列支柱，排布为矩形阵列形式；各个偶数序列排的所有阵列支柱，排布为矩形阵列形式。

例如，参考图2，对于奇数序列排的阵列支柱，即：第1排阵列支柱,第3排阵列支柱,第5排阵列支柱和第7排阵列支柱，各包括3个阵列支柱；对于偶数序列排的阵列支柱，即：第2排阵列支柱,第4排阵列支柱,第6排阵列支柱，各包括4个阵列支柱。

实施例2：

从第1排阵列支柱向x方向中心线l1的方向，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；从x方向中心线l1向第n排阵列支柱的方向，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

此种情况，可进一步细分为两种情况：

(1)第一种情况

当n为奇数时，中心排为第g排阵列支柱，从第1排阵列支柱到第g-1排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；第g排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，比第g-1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，少一个；

第g+1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，比第g排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，多一个；从第g+1排阵列支柱到第n排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

例如，参考图4，圆柱形支柱阵列共有5排阵列支柱，其中，第1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第2排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为5个；第3排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第4排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为5个；第5排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个。

再例如，参考图5，圆柱形支柱阵列共有7排阵列支柱，其中，第1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为2个；第2排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为3个；第3排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第4排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为3个；第5排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第6排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为3个；第7排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为2个。。

(2)第二种情况

当n为奇数时，中心排为第g排阵列支柱，从第1排阵列支柱到第g排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递增间隔，逐渐增加；

从第g排阵列支柱到第n排阵列支柱，各排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量，以1为递减间隔，逐渐减少。

例如，参考图6，圆柱形支柱阵列共有5排阵列支柱，其中，第1排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为3个；第2排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第3排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为5个；第4排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为4个；第5排阵列支柱包括的圆柱形支柱的数量为3个。

本发明提供的圆柱形支柱阵列，作为优选方式，参考图7，具有以下参数：

(1)圆柱形支柱阵列的中心到圆柱形支柱最外缘的距离为r，与传统起落架实心支柱截面半径，相等；

圆柱形支柱阵列的高度，与传统起落架实心支柱高度相等；

圆柱形支柱阵列的每个圆柱形支柱的截面半径为r，且r与r的关系为r/r＝5～15；

每排阵列支柱中相邻两个圆柱形支柱之间的中心距为v；v与2r的关系为v/2r＝1.1～3。

(2)各排阵列支柱之间的排间距为u；每排阵列支柱中相邻两个圆柱形支柱之间的中心距为v；

则：u/v＝sin60°。

本发明提供的可用于起落架降噪的减震支柱的降噪方法，包括以下步骤：

在飞机起飞和降落阶段，起落架进行收放动作，在起落架处于收放过程以及放下状态时，气流经过减震支柱时，由于减震支柱为圆柱形支柱阵列，因此，一部分气流沿圆柱形支柱阵列中的外边界位置的圆柱形支柱的外表面流动并向下游发展，形成外部气流；另一部分气流进入圆柱形支柱阵列的内部间隙，形成内部气流；

对于内部气流，一方面，由于各个圆柱形支柱交错排列，因此，气流必然会经过某个圆柱形支柱的外表面，从而对内部气流的流动起到降速作用，因此，最终从圆柱形支柱阵列正后方流出的气流，速度变缓，从圆柱形支柱阵列内部间隙流出的这一部分气流进入圆柱形支柱阵列正后方区域，增强了圆柱形支柱阵列正后方气流抵抗逆压梯度的能力，所以，圆柱形支柱阵列正后方不会形成低压区，因此，圆柱阵列前后的压力差得到减小，进而减小圆柱形支柱阵列正后方的气流分离区范围和程度，增加气流的稳定性，使流过圆柱形支柱阵列的气流压力脉动减小，从而降低气动噪声和振动；

另一方面，在内部气流流经圆柱形支柱阵列的过程中，通过对圆柱形支柱阵列的排布方式设计，使圆柱形支柱阵列的内部仅存在多个分离小漩涡，并且，最大程度使各个分离小漩涡均稳定在特定小区域内，从而使圆柱形支柱阵列的内部流场更加规则和稳定，明显降低圆柱形支柱阵列的内部气动噪声和振动；其中，分离小漩涡的产生方式为：

对于第1排阵列支柱到第n-1排阵列支柱中的所有圆柱形支柱，区分为两类，一类为双稳态圆柱形支柱；另一类为单稳态圆柱形支柱；其中，双稳态圆柱形支柱的数量，远大于单稳态圆柱形支柱的数量；对于双稳态圆柱形支柱k1，在气流流经时，在双稳态圆柱形支柱k1的后方形成分离小漩涡，同时，双稳态圆柱形支柱k1下游具有对称的左右两个圆柱形支柱，分别为：圆柱形支柱k2和圆柱形支柱k3，通过圆柱形支柱k2和圆柱形支柱k3对分离小漩涡的约束作用，进而使分离小漩涡稳定在特定小区域内，不会继续向外扩散发展；

对于单稳态圆柱形支柱k4，在气流流经时，在单稳态圆柱形支柱k4的后方形成分离小漩涡，同时，单稳态圆柱形支柱k4下游仅单侧具有圆柱形支柱k5，通过圆柱形支柱k5对分离小漩涡的约束作用，降低分离小漩涡扩散速度和扩散区域，并且，从整体上看，圆柱形支柱阵列所具有的单稳态圆柱形支柱k4均为对称方式布置，因此，整体上，单稳态圆柱形支柱k4产生的各个分离小漩涡相互作用补偿，不会破坏圆柱形支柱阵列内部流经气流的稳定性，进而抑制噪声和振动。

例如，参考图7，一共有5排圆柱形支柱阵列；在第1排到第4排圆柱形支柱阵列中，一共有4个单稳态圆柱形支柱，分别为f1、f2、f3和f4；一共有12个双稳态圆柱形支柱，分别为h1、h2、h3、h4、h5、h6、h7、h8、h9、h10、h11和h12；对于双稳态圆柱形支柱，例如，对于双稳态圆柱形支柱h5，在气流流经时，在双稳态圆柱形支柱h5的后方形成分离小漩涡，同时，双稳态圆柱形支柱h5下游具有对称的左右两个圆柱形支柱，分别为：圆柱形支柱h8和圆柱形支柱h9，通过圆柱形支柱h8和圆柱形支柱h9对分离小漩涡的约束作用，进而使分离小漩涡稳定在特定小区域内，不会继续向外扩散发展。

对于单稳态圆柱形支柱f1，在气流流经时，在单稳态圆柱形支柱f1的后方形成分离小漩涡，同时，单稳态圆柱形支柱f1下游仅单侧具有圆柱形支柱f3，通过圆柱形支柱f3对分离小漩涡的约束作用，降低分离小漩涡扩散速度和扩散区域。

图8为传统起落架减震支柱绕流流场示意图，从图8中可以看出，流动在圆柱形支柱两侧的下游发生分离，尾流中出现大的周期性分离涡，这种交替产生的旋涡脱落会与圆柱壁面相互作用，从而使结构产生剧烈的振动，还会在流场中产生正压、负压交替的压力脉动，从而产生气动噪声。此外，此种实心圆柱形支柱正后方有明显的“死水区”，这会引起较大的压差阻力。

图7为本发明提供的阵列式减震支柱绕流流场示意图，从图7中可以看出，对于每个圆柱形支柱，流动分离依然存在，但其尺度变小，并且产生的分离涡在周围圆柱的影响下被限制在一个固定的小范围内，每个圆柱形支柱后方出现小尺度稳定的分离涡，阵列式减震支柱整体流场更加规则和稳定。支柱阵列的正后方由于有阵列内部流动补充能量因此“死水区”的范围明显减小。

本发明提供的可用于起落架降噪的减震支柱，该减震支柱将传统起落架独立、粗壮的单个实心支柱用一系列圆柱形支柱构成的阵列代替，圆柱形支柱阵列的截面直径，与对应的传统起落架支柱截面直径相同。圆柱形支柱阵列中的各个圆柱形支柱，前气流来流方向交错布置，因此，在飞机起飞和降落阶段，起落架放下，气流经过减震支柱时，一部分气流沿外围流动向下游发展；另一部分气流进入减震支柱的内部间隙，外围流动发展到减震支柱后方时，由于有来自内部的流动注入能量，抵抗逆压梯度的能力大大提升，因此分离区得以减小；另一方面，内部流动在每个小支柱后方形成的分离漩涡受到其他支柱的作用，不会向外发展，因此，流场结构更加稳定。这使得流过气流更加稳定、分离区更小、压力脉动更小，最终实现减小气动噪声和减弱振动的效果。具体具有以下优点：

(1)采用圆柱形支柱阵列结构，中小尺度的分离流和漩涡会被“锁”在圆柱形支柱阵列内部，不再向外发展，可以减小气流流过起落架支柱时产生的分离和压力脉动，从而减小起落架气动噪声和振动。

(2)该起落架支柱系统采用被动降噪方法，无需额外的控制系统和能量输入，结构简单，性能可靠，使用方便。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

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