CN118010296A - 用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，涉及高速空气动力试验设备设计领域，包括：与风洞的投放机构框架相连的支撑平台；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；所述支撑平台沿顺气流方向下游设计用于满足投放距离的转折台。本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合超声速进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统，同时以投放方式进入超声速流场，减小流场建立难度和超声速速气流对模型和发动机的冲击。

Description

用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法

技术领域

本发明涉及高速空气动力试验设备设计领域。更具体地说，本发明涉及一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法。

背景技术

高速风洞是空气动力试验高速范围的关键试验装置，用于准确模拟和测量多种条件下飞行器的气动特性。超声速进发直连风洞试验将超大型模型、航空发动机等测试设备全部支撑到大型超声速风洞中进行测试，以获取模型（或进气道）和发动机在特定工况下的匹配性能，为相关模型或者发动机的修改或定型提供依据。由于此类测试用到的航空发动机通常是真实无缩比发动机，因此模型通常缩比为1，测试设备总体尺寸远大于普通风洞试验模型，其载荷、尺寸远超风洞模型支撑机构支撑极限，这给测试设备的支撑带来极大困难，部分进发直连风洞试验的模型及发动机总长达到风洞允许的上限，此问题更加严峻。同时，在暂冲式风洞开展超声速进发直连试验，超声速流场建立过程会产生强大冲击，该冲击可能会破坏流场中的测试设备、支撑装置，并影响发动机的安全运转。为了在暂冲风洞中开展超声速进发直连试验，需要解决测试设备支撑、超声速气流冲击等难题。

通常，具备开展进发直连试验的风洞一般配备有带竖直方向投放功能的多自由度模型支撑机构（以下简称投放机构），以适应不同试验的支撑需求。在具备投放机构的基础上，可以针对性设计超大型支撑系统，该支撑系统固定在投放机构上，以支撑模型和航空发动机。另外，在暂冲式风洞中开展超声速进发直连试验，可采用投放方式进行试验，当流场未稳定建立前，测试设备位于流场外部，当流场稳定建立后，通过投放机构将测试设备整体投放到超声速流场中，此方式可大幅降低支撑装置和测试设备承受的冲击，并且可以显著改善因为进气突变对发动机运行的影响。因此，为了在暂冲风洞中开展超声速进发直连试验专门设计的支撑系统，除了保证支撑系统强度、刚度满足试验要求；还要满足模型及航空发动机安装、对接调整和检查方便等要求；通常进发直连试验堵塞度通常都特别大，超声速流场建立难度比亚跨声速试验更大，因此要求支撑系统在流场中的堵塞度要比仅开展亚跨声速试验支撑系统的更小；由于支撑系统要在建立流场后带模型发动机进入流场，重量限制比仅开展亚跨声速试验的支撑系统更严苛，应仔细优化减重，尽量轻，以减小投放机构负荷，降低投放难度。由于超声速工况的载荷比亚跨声速更大，并存在冲击，整个支撑系统研制难度远大于仅开展亚跨声速试验的支撑系统。

考虑到设计、制造、安装调整以及通用性等因素，超声速进发直连试验的支撑系统包含支撑平台、模型支撑装置和发动机台架三大部分，开展进发直连试验前，通常还要开展前导进气道试验，此时，需要把航空发动机更换为流量测量和调节装置。因此，支撑系统的三大部分之间应互相独立，易于组装调整，具备通用性。

试验和模拟分析均表明，为了建立稳定流场，相同外部条件下，超声速进发直连试验相比亚跨声速进发直连试验允许的堵塞度要小得多（根据试验结果显示，超声速试验堵塞度上限可能只有后者的一半略多）。通常发动机规格决定外包络尺寸，此外，模型支撑装置、发动机台架的堵塞度也较大，因此控制模型支撑装置、发动机台架的堵塞度对于超声速进发直连试验的成功开展有很重要意义。

综上，需要为超声速进发直连风洞试验研制一套专用支撑系统，能够安全可靠开展并完成超声速进发直连试验，其试验迎角固定为0°或者某个小角度。该支撑系统能满足以下要求：

支撑平台为独立装置，连接风洞投放机构，整体支撑模型、发动机及其支撑装置，可支撑前导进气道试验的流量测量及调节装置，并承受各部分测试设备的载荷；模型和发动机对接后应具备位置微调能力；装置整体重量轻，满足投放要求。

模型支撑装置为独立装置，连接支撑平台，并支撑模型，可与模型组装为一个整体；该模型支撑装置应有足够大的强度和刚度，能够承受超声速冲击，当模型受载后，其轴向位移应尽量小，避免模型与发动机之间产生较大的作用力，导致模型或者发动机损坏；最后模型支撑装置的堵塞度应尽量小、重量应尽量轻。

发动机台架为独立装置，连接支撑平台，并支撑航空发动机，可与航空发动机组装为整体，该发动机台架应有足够大的强度和刚度，承受发动机推力后，位移应尽量小，避免模型与发动机之间产生较大的作用力；发动机台架的堵塞度应尽量小、重量应尽量轻；还要设计整流罩，保护好发动机，避免超声速气流直接冲刷发动机；在整流罩的包裹下，还要考虑发动机安装、检查、拆卸的便利性。以上要求可看出用于风洞试验的发动机台架与普通发动机台架有极大差别，现有技术的支撑系统并不能直接用于超声速进发直连风洞试验中。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，包括：

与风洞的投放机构框架相连的支撑平台；

设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；

设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；

所述支撑平台包括：

四根在空间上呈上、下、左、右对称布置的纵梁；

设置在上、下纵梁之间的多根立柱，相邻立柱的上下端通过倾斜布局的加强筋连接成一体式结构；

设置在水平纵梁之间的多根横梁；

其中，所述支撑平台沿顺气流方向下游设计用于满足投放距离的转折台。

优选的是，所述发动机台架包括：

与发动机相配合的台架座；

分别与主安装节、副安装节相配合的支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ；

通过支撑架设置在台架座上的整流罩；

其中，所述台架座的各钢板表面均被配置为气流方向平行；

所述台架座包括三根主横梁以及布置在主横梁两侧的主立板组；

支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ分别通过相配合的安装板Ⅰ、安装板Ⅱ固定在台架座的主立板组上。

优选的是，所述模型支撑装置包括：

固定在支撑平台上，用于对模型进行支撑的底座；

设置在底座的前、后端，用于对模型进行支撑的前支撑框架、后支撑框架；

设置在底座上的拉杆支撑组件；

其中，所述拉杆支撑组件的自由端通过销轴Ⅰ穿过模型尾部的连接孔与模型连接。

一种支撑系统的设计方法，支撑平台的设计方法包括：

S11、基于模型和发动机的结构，以确定模型和发动机分别施加在支撑平台各点上的载荷；

S12、基于S11得到的各点载荷，计算支撑平台的最大俯仰力矩Mz；

S13、基于支撑平台大梁材料许用强度，以及S12得到的Mz，通过下式得到允许的最小截面抗弯模量W_zmin：

S14、根据W_zmin确定支撑平台主纵梁的截面尺寸、结构，通过三维软件测量主纵梁数模的横截面的截面，以获得截面形心位置坐标、截面相对形心的Iz，以及截面上一点到形心的最大高度距离y_max，通过理论计算得到截面抗弯模量W_z：

S15、通过对比由许用应力计算得到的最小W_z，以调整主纵梁上下钢梁之间的高度距离、钢板厚度等参数，直到数模得到的Wz不小于许用应力计算得到的Wz；

S16、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。

优选的是，发动机台架的设计方法包括：

S21、设F为发动机推力，Gf为发动机重量，Gf＇为发动机台架重量，A、B、C三点为与支撑平台连接的主横梁，其连接后为静不定结构，采用保守计算方法对三个主横梁A、B、C所受载荷进行计算，以根据A、B、C所受的最大载荷计算最大弯矩M _x

S22、基于S21得到的最大弯矩M _x 以及材料许用抗拉应力，计算三个横梁A、B、C截面允许最小抗弯截面模量W _x ，以确定数模中三个横梁A、B、C横截面的惯性矩I _x 和高度尺寸参数；

，/>

上式中，y_max为各横梁形心到对应横梁上的点在y方向最大距离，W _xmin 为W _x 的最小值；

S23、在副安装节支架横梁的理论计算中，基于发动机的重心位置和重量，计算出主安装节上2个支点、副安装节上1个支点的y向载荷，以根据副安装节的y向载荷计算与支撑件Ⅱ中拉杆的最大轴向载荷，再基于轴向载荷确定螺纹尺寸；

S24、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。

优选的是，斜拉杆截面尺寸的计算方式为：

S31、将模型所受最大外部气动载荷中的轴向力、升力、横向力分别用F _x 、F _y 、F _z 表示，用Gm表示模型重量，则单根斜拉杆的载荷F ₁可表示为：

上式中，α表示斜拉杆与底座在水平方式上的夹角；

S32、根据材料许用拉压应力计算斜拉杆最小横截面尺寸；

S33、对计算得到的斜拉杆截面在受压状态下的稳定性进行校核，并设定安全系数不小于4，以得到斜拉杆的最终横截面尺寸。

优选的是，还包括，在确定斜拉杆的最终横截面尺寸后，根据横截面积确定斜拉杆应力，以通过得到斜拉杆拉伸长尺寸：

上式中，E为斜拉杆弹性模量，A0为主斜拉杆横截面积，L表示主斜拉杆两侧销轴孔之间的距离；

且模型沿x方向的最大位移通过下式得到：

。

优选的是，以F _z 计算前支撑框架和后支撑框架的应力，若F _z 接近0则取F _x 、F _y 的大者的0.2倍计算。

优选的是，设从喷管轴线下方H0以上部分的等效堵塞面积为A1，从喷管轴线下方1.2×H0以上部分的等效堵塞面积为A2，则A1、A2应满足以下关系：

，/>

上式中，A_J0为喷管出口面积，且支撑装置的等效堵塞面积与模型堵塞度呈反相关；

设A1、A2为支撑装置沿气流方向的等效堵塞面积，A1、A2的值等于所有组成面沿气流方向投影面积之和乘以对应组成面与气流方向夹角的正弦；

90%的迎风面垂直气流方向时，A1、A2的值等于沿气流方向投影面积。

本发明至少包括以下有益效果：本发明提供了一种专用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合超声速进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统；主体结构采用型材和钢板焊接为主的方式，制造成本低；有可靠的调节机制，便于不同测试设备之间调节位置准确对接，易于安装；具有可靠的模型、航空发动机支撑能力；强度刚度大；堵塞度较小；重量较轻；以投放方式进入超声速流场，减小流场建立难度和超声速速气流对模型和发动机的冲击。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明

图1为本发明含虚线部分的模型和发动机示意图的支撑系统整体结构轴测图；

图2为本发明支撑系统的整体结构示意图；

图3为本发明支撑平台的正视图；

图4为本发明支撑平台的轴测图；

图5为本发明模型支撑装置的正视图；

图6为本发明模型支撑装置的轴测图；

图7为本发明斜拉杆支撑底部结构的剖视图；

图8为本发明模型支撑装置与模型的左视图；

图9为本发明发动机台架的轴测图；

图10为本发明发动机台架的正视图；

图11为本发明发动机台架的左视图；

图12为本发明发动机台架的右视图；

图13为本发明发动机台架座的轴测图；

图14为本发明支撑件的发动机台架座轴测图；

图15为本发明主安装节支撑的后视图；

图16为本发明主安装节支撑的轴测图；

图17为本发明副安装节支撑的轴测图；

图18为本发明整流罩支撑架的轴测图；

图19为本发明发动机台架整流罩的轴侧图；

图20为图19中Ⅰ处的放大结构示意图；

图21为本发明发动机台架主安装节挡板的轴测图；

图22为模型和发动机的载荷分布通过模型支撑装置和发动机台架传递给下方的支撑平台的示意图；

图23为本发明在设计过程上，将支撑平台所受载荷进行简化后的示意图；

图24为本发明支撑平台中，由四根角钢组成的主梁结构示意图；

图25为本发明发动机台架简化后台架座的受力分布示意图；

图26为本发明发动机台架主横梁的力载荷作用分布示意图；

图27为本发明发动机台架主安装节支撑的挡板组件；

图28为本发明模型支撑装置所受模型及自身重量载荷的示意图；

图29为本发明模型支撑装置的左视图；

其中，支撑平台-1、模型支撑装置-2、发动机台架-3、模型-4、纵向重型角钢-10、横梁-11、立柱-12、多组斜加强筋-13、转折结构-14、模型支撑底座-21、前支撑框架-22、后支撑框架-23、斜拉杆支撑-24、承力销轴-25矩管-210、多组主横梁-211、斜拉杆-240、关节轴承-241、销轴-242、安装座-243、套筒-244、发动机台架座-31、主安装节支撑-32、副安装节支撑-33、整流罩支撑架-34、整流罩-35、主安装节挡板-36、主立板-310、主横梁-311、主安装节安装板-312-、副安装节安装板-313、副横梁-314、孔-315、圆柱段-320、底部-321、拉杆-330、连接块-331、支架-332、加强筋-333、型面-340、平面板式结构-341、镂空结构-342、对接翻边-350、连接块-351、斜劈板-360、减重孔-361。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

需要说明的是，在本发明的描述中，术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“Ⅰ”、“Ⅱ”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，如图1-2，主要包括：支撑平台1、模型支撑装置2、发动机台架3，其中，所述支撑平台1被配置为分别与风洞的支撑投放机构框架、模型支撑装置2、发动机台架3连接固定，实现对模型及发动机支撑的功能；所述模型支撑装置2设置在支撑平台1的上方靠顺气流方向上游一侧；所述发动机台架3设置在所述支撑平台1的上方靠顺气流方向下游一侧。本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，通过模块化结构设计，使得其能方便地组装出适合超声速进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统，能以投放方式进入超声速流场，减小流场建立难度和超声速速气流对模型和发动机的冲击。

支撑平台1位于支撑系统下部，与风洞的投放机构框架相连。支撑平台1用于固定模型支撑装置2和发动机台架3，并且承受模型及发动机的载荷，将所有载荷传递给风洞的投放机构。

支撑平台1为了固定超大尺寸的模型支撑装置2和发动机台架3，承受其载荷。如图2-图3，支撑平台1主体通过四根上下左右对称布置的纵向重型角钢10、多组横梁11、多组立柱12、多组斜加强筋13构成，其中四根重型角钢10为支撑平台1的主要骨架，焊接后的封闭框架结构具有很高的各向承载能力和较轻的重量。

支撑平台1上各组横梁11对应于模型支撑框架和发动机台架3的连接部位，是支撑平台1的固定支撑结构，各连接横梁11上部为钢板下部矩管，弯曲刚度大，重量较轻，横梁11上表面加工为等高面，方便加工和安装。

多组立柱12和多组斜加强筋14主要用于加强支撑平台1的刚性和承载能力，尤其是各组横梁11处均采用了立柱12和斜加强筋13加强，显著提高了各横梁承受主要载荷的能力。

支撑平台1沿顺气流方向下游采用转折结构14的设计方式，产生的空间主要满足投放距离，避开暂冲风洞超声速气流建立过程产生的冲击。通常而言，风洞投放机构周围的自由空间相对较小，难以满足超长尺寸的支撑平台1投放所需空间需求，通过在受力相对较小的支撑平台1靠顺气流方向下游一侧的结构作适当调整，并同步调整发动机台架3结构，可以使整个试验支撑系统所需投放距离足够。若风洞支撑机构周边洞体结构的空间足够大，允许支撑平台1整体大距离投放，则无转折结构更适宜，加工难度更低，承载能力更强。

最后，通过额外设计流量测量及调节装置专用支撑装置，并沿用发动机台架3对应在支撑平台1上的连接孔，支撑平台1可支撑流量测量及调节装置，以开展进发直连试验的前导试验——进气道试验，实现通用化，提高试验效率。

通过以上方式设计的支撑平台1，其强度和刚度大，重量轻，能够可靠支撑模型支撑装置2和发动机台架3，并具有足够大的可投放能力。

如图1，模型支撑装置2，模型支撑装置2位于支撑系统上部，设置在支撑平台1的上方靠顺气流方向上游一侧。如图5-图8，主要包括模型支撑底座21（可简称为底座）、前支撑框架22、后支撑框架23、斜拉杆支撑24（也称为拉杆支撑组件）、承力销轴25（也称为销轴Ⅰ）等部分，该模型支撑装置2为腹部支撑装置。

其中，模型支撑底座21由两根对称布置的重型角钢或者矩管210、多组主横梁211焊接而成，由于模型支撑装置2使用时均固定在支撑平台1上，其所需大部分刚性由支撑平台1提供，模型支撑底座21采用单层结构即可满足承载要求，但是要求所有主要承载部位的横梁均需要直接连接下方支撑平台1的横梁。模型支撑底座21的底面和顶面加工为共面且平行结构，方便制造、检测和模型准确安装。

前支撑框架22和后支撑框架23为连接模型的主要结构，主要承受模型轴向力外的其他所有载荷（需要承受轴向力引起的高度方向载荷）。前支撑框架22和后支撑框架23之间的距离决定了其承受升力，以及由升力和轴向力引起的俯仰力矩的能力。前支撑框架22和后支撑框架23均采用底部为平板结构、顶部表面匹配模型连接位置表面、中间镂空的结构，保留部分筋板。中间镂空结构是在保证承载能力（主要是横向载荷、滚转力矩）的同时，降低堵塞度。本结构可采用焊接或者整体加工方式。

斜拉杆支撑24，主要承受模型的轴向力，主要由斜拉杆240、关节轴承241、销轴242（也称为销轴Ⅱ）、安装座243、套筒244等构成。关节轴承241安装在斜拉杆240底部孔中，目的是消除加工、安装误差引起的安装困难和附加力矩，使斜拉杆240始终仅承受拉力或者压力，提高斜拉杆240结构安全性。销轴242穿过关节轴承241，固定在安装座243上，将斜拉杆240所受载荷传递给下方的模型支撑底座21上，为了准确定位关节轴承241在安装座243的位置，并避免关节轴承241在销轴242上移动，销轴242采用台阶结构，另一侧采用套筒244，以台阶面和套筒244端面固定关节轴承241内圈，避免其移动。在没有斜拉杆支撑24时，轴向力作用到前支撑框架22和后支撑框架23后，会对前支撑框架22和后支撑框架23底部连接部位产生很大弯矩，并导致模型产生很大的轴向位移，可能损坏模型或者发动机，还可能导致前支撑框架22和后支撑框架23底部弯曲应力过大而被破坏。在有斜拉杆支撑24时，斜拉杆支撑24将绝大部分轴向载荷转化为两根斜拉杆240的拉力，由于杆件的拉压刚度高，在变形时轴向位移很小，斜拉杆支撑24将吸收绝大部分轴向力，前支撑框架22和后支撑框架23吸收的轴向力非常少，模型的轴向位移很小，前支撑框架22和后支撑框架23，以及模型和发动机的安全性都大幅提升。由于斜拉杆支撑24的底部连接孔始终显著低于顶部连接孔，因此斜拉杆240与模型支撑底座21底面会形成夹角，不考虑前支撑框架22和后支撑框架23所受的轴向力，斜拉杆所受拉力=模型轴向力/斜拉杆夹角余弦，因此在结构布置允许时，该夹角不应太大，否则会导致斜拉杆240拉力太大、并产生很大过大的压力，即斜拉杆应较长，再综合考虑整体布局、斜拉杆刚性和加工工艺，以选择合适的斜拉杆长度。

承力销轴25，位于斜拉杆支撑24上部，与斜拉杆支撑24、模型尾部连接孔配合，将模型的轴向力转化为斜拉杆支撑24的拉力和后支撑框架23的压力，为了传力可靠，承力销轴25应深入模型4结构中，表面设计法兰盘，法兰盘上对称设计通孔和顶丝孔，既可用螺钉将承力销轴25固定在模型上，避免试验时因振动脱落，又可顶出承力销轴25。

前支撑框架22和后支撑框架23与模型、模型支撑底座21之间几乎不承受轴向载荷，其连接方式都为螺栓连接，无定位销孔，可降低装配难度；为了保证模型相对模型支撑装置2的定位精度，该处的螺栓连接孔应控制连接孔与螺栓之间的间隙，同时，各连接孔之间的位置度应控制到0.2mm内（或者根据模型整体定位精度要求以及连接孔与螺栓之间的间隙确定，保证：各零件能正确安装、模型定位精度满足要求）避免模型定位精度低。另外，由于加工和装配误差，斜拉杆支撑24的底座在与模型安装完毕后，实际位置与理论位置有少许偏差，通常情况下的螺栓与斜拉杆支撑24的底座通孔之间的间隙能够满足其少许偏差，因此斜拉杆支撑24的底座上的定位销孔应在模型与模型支撑装置2装配正确后再配做。为了方便模型的准确安装，前支撑框架22和后支撑框架23底部均为平面，与模型支撑底座21的主横梁211的顶部安装平面匹配，前支撑框架22和后支撑框架23的顶部面与模型连接，因此顶部面的形状为与模型腹部连接部位匹配的型面，此方式便于前支撑框架22和后支撑框架23加工和模型的安装。

如图1、4，模型4非本发明中的内容，但是为了保证模型与模型支撑装置2可靠连接，模型应与模型支撑装置2共同设计。该模型设计的要点是将模型所受的载荷传递给模型支撑框架，因此与模型支撑装置2连接部位都需要进行加强处理；特别的，模型后部靠近水平中分面附近应设计可靠的连接结构：当模型上的连接结构适合采用双耳结构时（如连接处位于模型最外侧，只设双耳结构），模型支撑框架的斜拉杆应采用单耳结构，且模型支撑框架的斜拉杆位于模型双耳中间，用于传递载荷的承力销轴与模型之间应有较大的配合深度，并通过螺钉固定在模型上。当模型连接端适合单耳结构（如连接处位于模型下方，则采用单耳结构更容易），模型支撑框架的斜拉杆采用双耳结构，且模型的单耳位于斜拉杆双耳中间。

此外，模型进气道出口的测试段应一体设计并固定在模型上，避免额外设计单独的测试段支撑，减小研制和装配调整难度；模型与模型支撑框架的前支撑框架连接位置应设置在不影响进气道进气的位置。

如图1，发动机台架3设置在所述支撑平台1的上方靠顺气流方向下游一侧。发动机台架3主要功能是支撑发动机，并承受发动机的载荷，如图9-图21，主要包括：发动机台架座31（也称为台架座）、主安装节支撑32（也称为支撑件Ⅰ）、副安装节支撑33（也称为支撑件Ⅱ）、整流罩支撑架34（也称为支撑架）、整流罩35、主安装节挡板36（也称为挡板组件），（具体部件种类根据发动机类型可能有所不同），其中，所述主安装节支撑32、副安装节支撑33均置在发动机台架座31上方；整流罩支撑架34设置发动机台架座31上方，并位于整流罩35的下方；所述主安装节挡板36设置在整流罩35外，包裹主安装节支撑32。本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的发动机台架，通过主安装节支撑32和副安装节支撑33的调节功能，航空发动机相对发动机台架具备横向微调能力，实现与模型准确对接，功能为支撑和保护航空发动机，与常规航空发动机台架3有很大差别。

发动机台架座31为发动机台架的主体，主要承力部件由主立板310、主横梁311、主安装节安装板312（也称为安装板Ⅰ）、副安装节安装板313（也称为安装板Ⅱ）、副横梁314以及其他钢板焊接为整体。发动机由主安装节支撑32和主安装节支撑32的三点完成支撑，并将推力、重量等传递给主安装节安装板312、副安装节安装板313，再传递给主立板310、主横梁311，最后传递给下部支撑平台。发动机台架座31主体结构钢板表面全部与气流方向平行，以减小堵塞度。发动机台架座31左右两侧均采用两张主立板310焊接在横向布置的三根主横梁311上，其中，底部两组主横梁311的距离在布局允许的情况下尽量拉长，以平衡发动机推力带来的俯仰力矩，减小主横梁311上的载荷，提高安全性。发动机台架座31两侧主立板310上方均焊接有厚钢板，为主安装节安装板312，左右两侧主安装节安装板312上均加工键槽，两键槽采用一刀加工方式，保证左右侧键槽的侧定位面共面且与气流方向垂直。两侧主立板310均各自焊接有多个短钢板，将立板连接为整体框架，同时短钢板也方便发动机安装、检查时人员站立，立板在适当位置开孔315减重。主横梁311采用上下双层钢板、中间多立板、多斜板焊接结构。两侧主立板310通过三组主横梁311的连接，以及中间偏上部位的几组副横梁314，形成整体框架；副横梁314采用上下双层钢板和中间多立板结构，在较低的重量和堵塞度下能满足上方整流罩35支架的载荷要求。为了保证发动机台架整体刚性，单侧的两张主立板310之间的距离适当放大，而左右两侧主立板310间距离主要以允许发动机、整流罩35安装布置。发动机台架座31在气流方向下游后侧根据支撑平台尾部结构采用转折结构，空出下方空间，以满足与支撑平台的装配需要。该发动机台架座31强度刚度较高，而且重量、堵塞度低。

主安装节支撑32，其设置在发动机台架座31上方，头部的圆柱段320与发动机主安装节的轴承对接，主安装节支撑32内部有“T”型螺纹，可沿头部圆柱段的轴向移动，以安装和调整航空发动机。主安装节支撑32侧面垂直于气流方向，在发动机台架中属于面积较大且不可避免正对气流方向的结构，在设计过程要控制长度和高度方向尺寸。主安装节支撑32底部321上镶嵌平键，主安装节支撑32与发动机台架座31在水平方向的平面对接、键定位、螺栓紧固，采用键定位保证了发动机推力能够可靠传递给发动机台架座31。

副安装节支撑33，其设置在发动机台架座31的上方，且副安装节支撑33与发动机台架座31在水平方向上为平面对接、螺栓紧固；副安装节支撑33上方有两组带左右旋螺纹的拉杆330以及连接块331，通过拉杆330转动，调整拉杆330的伸缩，副安装节支撑33可以调整连接块13的安装孔与发动机副安装节对接。副安装节支撑33由两层支架332结构构成，以降低制造难度，支架两侧加强筋333全部垂直于气流方向，为了降低堵塞，各加强筋采用镂空结构。

整流罩支撑架34，其设置发动机台架座31上方，位于整流罩35的下方，与发动机台架座31采用平面对接、螺栓紧固。整流罩支撑架34上部形状为与整流罩35下部相同的中间平面两侧圆弧的型面340，下方为平面板式结构341，中间具有镂空结构342，既可以整体加工，也可以焊接加工，既降低重量和堵塞度，又保证有足够的支撑能力。该整流罩支撑架34结构与亚跨声速进发直连试验的支撑架相比，更结实，更适应超声速工况。

整流罩35，其设置在整流罩支撑架34上方，整体为四角倒大圆的矩形薄板结构，该结构既能包围并保护航空发动机，横截面积较小，又方便加工、安装。整流罩35所受载荷主要有建立流场前后的乱流冲击，以及外部压力突变而内部压力变化较慢造成的内压或者外压作用，载荷较小，作用时间短。整流罩35沿纵向分为多段，上下分为两半结构，上下两半均有对接翻边，通过对接成为整体。整流罩35可采用铝合金材料，以减轻重量，上下两半均可采用压制成型，再通过机加工方式适当加工对接翻边350，此结构成型难度较低，可显著减小成本。为了保证整流罩35上下两半连接可靠，以“L”型金属连接块351方式夹紧整流罩35的对接翻边350，并通过螺栓将上下两半紧密连接在一起，此方式允许整流罩35板厚度较小。如果需要增强加强整流罩35径向刚度，可以在每段整流罩35两端内部增加板材加强。整流罩35沿轴向方向的连接支撑主要依靠下方的整流罩支撑架34，要保证每段整流罩35至少坐落在两个整流罩支撑架34上。在安装航空发动机时，先安装下部所有整流罩35到整流罩支撑架34上，再安装发动机，最后安装上部整流罩35。该结构形式与仅开展亚跨声速试验的支撑系统整流罩相比，其安装和拆卸难度稍大，但是更坚固，内部空间对发动机包络更好，堵塞度更小，更适用于超声速工况。

主安装节挡板36，其设置在整流罩35外，包裹主安装节支撑32。主安装节挡板36的外表面与气流方向有较小的夹角，当超声速气流通过此区域时，被斜面以较小角度弹开，避免直接冲击到主安装节支撑32引起能量损失，起到类似减小堵塞度、稳定超声速流场的作用。主安装节挡板36底部贴紧整流罩35，后部贴紧主安装节支撑32，主安装节挡板36与整流罩35、主安装节支撑32采用螺钉紧固，且主安装节挡板36在实际应用时由多块板在空间上构成包裹主安装节支撑32罩式结构，且其前方设置有斜劈板360，以使斜劈板的外表面与气流方向具有夹角α，且α≤30°，各板上设置有对应的减重孔361。

发动机台架除主安装节支撑外，其所有部位的钢板、铝合金板均设置为平行于气流方向，避免超声速气流直接冲击，减小发动机台架堵塞度；对于无法避免直接冲击的主安装节支撑，则在前方增加主安装节挡板，起到减小正面冲击造成的能量损失和减弱冲击的作用。

发动机台架可通过主安装节支撑、副安装节支撑等微调航空发动机横向和高度方向位置（发动机台架座的主安装节安装板顶部多加工1mm，留后期垫片调节主安装节支撑的高度）；通过发动机台架在支撑平台1上整体轴向移动实现沿轴向位置的微调。通过三个方向的调节能力可解决航空发动机与模型进气道出口的位置调整。

如图1，模型进气道出口和发动机入口的对正调整措施：模型支撑装置2与支撑平台1之间按照初始设计要求进行装配和定位，不考虑调整。模型与模型支撑装置2连接为整体；发动机台架与发动机安装为整体，各自整体吊装到支撑平台1，连接模型支撑装置2并不再调整；整体调整发动机台架在支撑平台1上的纵向位置，直至发动机入口靠拢模型进气道出口；再通过发动机台架微调发动机入口的横向和高度位置，实现发动机入口与模型进气道出口的对正调节。

支撑系统主要部件的主体结构主要采用型材和钢板焊接制造，整流罩采用铝合金板压制成型，少量零件采用高强度合金钢加工成镂空件和杆件，在结构尺寸大的同时，强度刚度大，重量较轻，堵塞度小，制造成本较低。

目前，本发明已完成模型及发动机总长10米级别的超声速进发直连风洞试验支撑系统研制，支撑系统总长约8米，并顺利完成了前导进气道试验和进发直连试验，航空发动机最大推力达到4吨。

实施例1

如图22所示，模型载荷和发动机载荷分布通过模型支撑装置和发动机台架传递给下方的支撑平台1。将支撑平台所受载荷简化为图23所示，支撑平台所受载荷含义如下：

F _x 、F _y 、F _z 为模型所受最大载荷，Gm为模型重量，Gm´为模型支撑装置重量，通过1、2、3三个位置将载荷传递给支撑平台，

F为发动机最大推力，Gf为发动机重量，Gf´为发动机台架重量，通过4、5、6三个位置将载荷传递给支撑平台。

A、B为支撑平台的固定支点。

1、2、3、4、5、6五点位置载荷需要上部对应部件结构进行计算，也就是按照模型支撑装置结构计算1、2、3位置，按照发动机台架结构计算4、5、6载荷；支撑平台在相应位置上的载荷与其大小相等，方向相反。

确定各点载荷后，求出支撑平台所受最大俯仰力矩Mz，由Mz引起的强度刚度问题占主要部分，其余F _z 产生的偏航力矩My，以及截面所受的Y、Z剪力对截面强度影响较小，在理论计算中可忽略不计，在后期有限元计算校核中引入。

根据Mz、材料许用强度（通常为Q355），可得到支撑平台大梁最小允许的W_zmin

根据W_zmin确定支撑平台大梁截面尺寸，主要是高度，主梁宽度由结构布置需要确定。支撑平台整体封闭结构，可在x方向设置多道横梁和加强筋，其大梁采用上下左右对称的四根不等边角钢构成，角钢长边取0.08~0.1喷管出口高度，角钢厚度取角钢长边的0.06~0.07左右。比如出口高度2000mm的喷管，可采用180*110*12的不等边角钢，进而得到四根角钢组成的支撑平台主梁，如图24所示，对于图24的截面，通过三维软件测量大梁的截面，可获得截面形心位置坐标、截面相对形心的Iz，以及截面上一点到形心的最大高度距离y_max，通过下式计算得到W_z：

对比由许用应力计算得到的最小W_z，调整上下钢梁之间的高度距离，直到，直到数模得到的W_z不小于许用应力计算得到的W_z，若结构布置允许，可进一步加大高度，提高强度。支撑平台上下梁之间焊接有矩管立柱和加强用的斜角钢，因此实际结构的强度、刚度比理论计算值更大。为了加快设计的效率和准确性，对整体结构中的型材规格尺寸确定给出了简易的参数估计方法，便于整体结构快速确定，避免结构尺寸多次反复调整，初步确定整体结构后，再通过有限元方法复核其强度与刚度，若存在不足再行局部调整，其他主要结构部位角钢、矩管等也是如此。

上下大梁之间采用矩管为立柱支撑，矩管的横截面积可取角钢大梁横截面积的0.6~0.8，在立柱之间设置一组或两组角钢加强筋，角钢横截面积取角钢大横截面积的0.3~0.4。矩管、不等边角钢的长边和宽边比采用1.5~1.6左右的规格，其中长边所在平面与弯矩较大的弯曲方向垂直。

理论计算完成后，通过有限元分析校核。按照支撑平台底部连接面固定，支撑平台各点载荷加载，进行分析。

实施例2

在对发动机台架进行设计时，其主承力结构不包含整流罩框架和整流罩等结构，可简化得到如图25所示的受力分布；

设F为发动机推力，Gf为发动机重量，Gf＇为发动机台架重量; A、B、C三点为支撑点，是与支撑平台连接的主横梁，连接后为静不定结构; 采用保守计算方法计算ABC三点载荷：即令支撑点为AB点，获得AB点载荷；令支撑点为AC点，获得C点载荷。由于BC段刚性较弱，C点实际载荷比计算载荷小，同理，由于C点分摊部分载荷，AB点实际载荷也比计算值小。

根据三横梁的最大载荷计算最大弯矩M _x ：

A、B梁的力载荷作用在图26中所示位置进行表示，此力位于上部图中左右两侧主安装节连接柱面上，通过两侧的主力板传递到主横梁上，因此可计算出主横梁上的最大弯矩。通过材料许用抗拉应力[σ]，根据最大弯矩计算横梁A、B、C满足强度所需的截面最小W_x。

三根横梁采用相同截面，均按照最大载荷计算。

通过三维软件测量主横梁截面，可获得截面形心位置坐标、截面相对形心的I_x，以及截面上一点到形心的最大高度距离y_max，计算得到数模横梁的W_x：

对比由许用应力计算得到的最小允许W_x，调整数模中主横梁上下钢板之间的高度、钢板厚度等参数，直到数模得到的W_x不小于许用应力计算得到的W_x，若结构布置允许，可进一步加大高度，提高强度。

计算B点主力板所受的最大弯矩，根据C横梁的载荷，确定BC段截面尺寸，若BC段主力板高度尺寸不足引起强度不足，在BC段上下部位焊接水平钢板，使BC段结构的抗弯强度满足要求。

副安装节支架横梁的计算，根据发动机重心位置和重量，计算出主安装节2支点、副安装节1支点的y向载荷，根据副安装节的y向载荷计算副安装节支架螺纹拉杆的最大轴向载荷，根据轴向载荷确定螺纹尺寸，通常螺纹采用M20×1.5（2）的细牙螺纹。

其余主体结构通过有限元法计算校核。计算时，发动机整体设为刚体，发动机底部连接面固定，主安装节支撑、副安装节支撑与发动机之间采用转动连接。

整流罩支撑的计算，在没有直接面对无遮挡气流带角度冲击时，整流罩支撑位于整流罩下方，主要承受整流罩的重量，采用10-15mm钢板焊接结构，其载荷是足够的。

整流罩壳体的计算，在没有直接面对无遮挡气流带角度冲击时，整流罩承受载荷很小，主要是乱流引起的附加载荷，以及整流罩外部流场压力变化速度快于内部压力变化产生的微小压差引起的载荷，采用5-10mm厚铝合金板，并在内部增加周向加强筋可满足强度需要。

对于发动机台架的堵塞度控制方法来说，需要进行分别控制，具体包括：

对于发动机台架从风洞轴线以下1.2倍喷管出口高度以上的等效堵塞面积，不大于喷管出口面积的0.08~0.12倍；

对于发动机台架从风洞轴线以下1倍喷管出口高度以上的等效堵塞面积，不大于喷管出口面积的0.07~0.1倍；

而主安装节支撑的堵塞度控制，主安装节支撑受结构限制，无法减小堵塞度，如图12、图27所示，在主安装节支撑前方设置带斜劈的挡板组件，其，斜面与气流方向夹角为α，垂直气流方向的投影面积A，其等效堵塞面积为Asinα，通常α≤30°；为了便于计算，较小的面可以直接按投影面积考虑。

实施例3

本发明中模型支撑装置的设计方法包括：

（1）通过载荷计算斜拉杆截面尺寸、位移

如图28所示，设F _x 、F _y 、F _z ，模型所受最大外部气动载荷，Gm为模型重量，Gm´为模型支撑装置重量。

根据F _x 、F _y 、Gm，求单根斜拉杆支撑载荷，以及前支撑和后支撑所受的拉力或者压力。

根据F _z ，求前支撑和后支撑上表面所受的剪切力。

为了减小前支撑和后支撑的载荷，最有效的办法是在结构允许的前提下扩大两者沿x方向的距离。

根据材料许用拉压应力计算斜拉杆最小截面尺寸。

用上述载荷校核斜拉杆截面在受压状态下的稳定性，安全系数不小于4，确定斜拉杆截面尺寸。

根据斜拉杆横截面积确定应力，得到主斜拉杆拉伸长尺寸，E为斜拉杆弹性模量，A0为斜拉杆横截面积。

模型沿x方向的最大位移：。

前支撑和后支撑为复杂结构，可根据理论计算得到的载荷，直接对单个零件进行强度刚度计算校核。当模型侧向力很小时，可采用F _x 、F _y 中较大者的0.2倍作为计算载荷。

需要说明的是，由于斜拉杆支撑的拉伸刚度远大于前支撑和后支撑的弯曲刚度，且拉杆仅承受拉压力，不承受弯矩和侧向力，可以近似认为前支撑和后支撑不承受x方向载荷，F _x 全部由斜拉杆支撑承受，前支撑和后支撑仅承受F _x 引起的俯仰力矩。同理由于受F _y 、F _z 时，斜拉杆支撑刚性远不如前支撑和后支撑，此时近似认为斜拉杆支撑不受y、z方向载荷，这样可以从结构上实现力的解耦。由于不同承力部位的力解耦，力的分配和计算、结构的设计复杂程度显著降低，可以大幅简化理论计算过程，快速确定各零件载荷及几何尺寸。

当模型载荷存在较大的俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩时，将俯仰力矩用于前支撑和后支撑计算，将偏航力矩、滚转力矩用于前支撑和后支撑计算。

理论计算完成后，通过有限元分析校核。分析时，模型整体设为刚体，支撑装置底部连接面固定，斜拉杆支撑底部孔与底座孔之间采用转动连接。计算完成后斜拉杆支撑两端销孔之间部分的应力云图应该是均匀分布，几乎没有渐变，与真实状态下几乎只承受拉力或者压力相符。

（2）支撑装置的堵塞度限制

与堵塞度相关的风洞因素主要为喷管出口面积A_J0、喷管出口半高度H_J0。

与堵塞度相关的风洞因素主要为喷管出口面积A_J0、喷管出口半高度H_J0。

将如图29所示的模型支撑装置，沿气流方向投影到垂直气流方向平面后，各部分结构会留下相应的投影面积，该投影面积直接对堵塞度产生影响。对于支撑装置，设从喷管轴线下方H0以上部分的等效堵塞面积（投影在垂直气流面上的等效面积）为A1，从喷管轴线下方1.2H0以上部分的等效堵塞面积为A2，则A1、A2应满足以下关系：

，/>

以上范围中边界的选择主要取决于模型堵塞度大小，模型堵塞度越大，支撑装置允许的的等效堵塞面积越小。

需要说明的是，A1、A2为支撑装置迎风面沿气流方向的等效堵塞面积。该值=Σ所有组成面沿气流方向投影面积×该组成面与气流方向夹角的正弦（如图27所示，某个面投影到垂直气流方向平面的投影面积为A，该面与气流方向夹角为α，该面的等效堵塞面积为Asinα）。当90%的迎风面垂直气流方向时，该值=沿气流方向投影面积。

当等效堵塞面积太大，且结构限制无法减小时，可以在前支撑和后支撑迎风前缘设计尖劈，以显著减小等效堵塞面积。

以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。

这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (9)

1.一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，其特征在于，包括：

与风洞的投放机构框架相连的支撑平台；

设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；

设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；

所述支撑平台包括：

四根在空间上呈上、下、左、右对称布置的纵梁；

设置在上、下纵梁之间的多根立柱，相邻立柱的上下端通过倾斜布局的加强筋连接成一体式结构；

设置在水平纵梁之间的多根横梁；

其中，所述支撑平台沿顺气流方向下游设计用于满足投放距离的转折台。

2.如权利要求1所述的用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，其特征在于，所述发动机台架包括：

与发动机相配合的台架座；

分别与主安装节、副安装节相配合的支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ；

通过支撑架设置在台架座上的整流罩；

其中，所述台架座的各钢板表面均被配置为气流方向平行；

所述台架座包括三根主横梁以及布置在主横梁两侧的主立板组；

支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ分别通过相配合的安装板Ⅰ、安装板Ⅱ固定在台架座的主立板组上。

3.如权利要求1所述的用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统，其特征在于，所述模型支撑装置包括：

固定在支撑平台上，用于对模型进行支撑的底座；

设置在底座的前、后端，用于对模型进行支撑的前支撑框架、后支撑框架；

设置在底座上的拉杆支撑组件；

其中，所述拉杆支撑组件的自由端通过销轴Ⅰ穿过模型尾部的连接孔与模型连接。

4.一种如权利要求1-3任一项所述支撑系统的设计方法，其特征在于，支撑平台的设计方法包括：

S11、基于模型和发动机的结构，以确定模型和发动机分别施加在支撑平台各点上的载荷；

S12、基于S11得到的各点载荷，计算支撑平台的最大俯仰力矩Mz；

S13、基于支撑平台大梁材料许用强度 ，以及S12得到的Mz，通过下式得到允许的最小截面抗弯模量W_zmin：

S14、根据W_zmin确定支撑平台主纵梁的截面尺寸、结构，通过三维软件测量主纵梁数模的横截面的截面，以获得截面形心位置坐标、截面相对形心的Iz，以及截面上一点到形心的最大高度距离y_max，通过理论计算得到截面抗弯模量W_z：

S15、通过对比由许用应力计算得到的最小W_z，以调整主纵梁上下钢梁之间的高度距离、钢板厚度等参数，直到数模得到的Wz不小于许用应力计算得到的Wz；

S16、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。

5.如权利要求4所述支撑系统的设计方法，其特征在于，发动机台架的设计方法包括：

S21、设F为发动机推力，Gf为发动机重量，Gf＇为发动机台架重量，A、B、C三点为与支撑平台连接的主横梁，其连接后为静不定结构，采用保守计算方法对三个主横梁A、B、C所受载荷进行计算，以根据A、B、C所受的最大载荷计算最大弯矩M _x ；

S22、基于S21得到的最大弯矩M _x 以及材料许用抗拉应力，计算三个横梁A、B、C截面允许最小抗弯截面模量W _x ，以确定数模中三个横梁A、B、C横截面的惯性矩I _x 和高度尺寸参数；

，/>

上式中，y_max为各横梁形心到对应横梁上的点在y方向最大距离，W _xmin 为W _x 的最小值；

S23、在副安装节支架横梁的理论计算中，基于发动机的重心位置和重量，计算出主安装节上2个支点、副安装节上1个支点的y向载荷，以根据副安装节的y向载荷计算与支撑件Ⅱ中拉杆的最大轴向载荷，再基于轴向载荷确定螺纹尺寸；

S24、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。

6.如权利要求5所述支撑系统的设计方法，其特征在于，斜拉杆截面尺寸的计算方式为：

S31、将模型所受最大外部气动载荷中的轴向力、升力、横向力分别用F _x 、F _y 、F _z 表示，用Gm表示模型重量，则单根斜拉杆的载荷F ₁可表示为：

上式中，α表示斜拉杆与底座在水平方式上的夹角；

S32、根据材料许用拉压应力计算斜拉杆最小横截面尺寸；

S33、对计算得到的斜拉杆截面在受压状态下的稳定性进行校核，并设定安全系数不小于4，以得到斜拉杆的最终横截面尺寸。

7.如权利要求6所述支撑系统的设计方法，其特征在于，还包括，在确定斜拉杆的最终横截面尺寸后，根据横截面积确定斜拉杆应力，以通过得到斜拉杆拉伸长尺寸：

上式中，E为斜拉杆弹性模量，A0为主斜拉杆横截面积，L表示主斜拉杆两侧销轴孔之间的距离；

且模型沿x方向的最大位移通过下式得到：

。

8.如权利要求6所述支撑系统的设计方法，其特征在于，以F _z 计算前支撑框架和后支撑框架的应力，若F _z 接近0，则取F _x 、F _y 的大者的0.2倍计算。

9.如权利要求6所述支撑系统的设计方法，其特征在于，设从喷管轴线下方H0以上部分的等效堵塞面积为A1，从喷管轴线下方1.2×H0以上部分的等效堵塞面积为A2，则A1、A2应满足以下关系：

，/>

上式中，A_J0为喷管出口面积，且支撑装置的等效堵塞面积与模型堵塞度呈反相关；

设A1、A2为支撑装置沿气流方向的等效堵塞面积，A1、A2的值等于所有组成面沿气流方向投影面积之和乘以对应组成面与气流方向夹角的正弦；

90%的迎风面垂直气流方向时，A1、A2的值等于沿气流方向投影面积。