CN118010297A - 亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验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变迎角支撑平台；设置在变迎角支撑平台的上方的模型支撑装置、发动机台架；其中，所述变迎角支撑平台包括定架以及安装在定架内的动架；所述动架、定架的中心位置上分别设置有对应的安装孔Ⅰ、安装孔Ⅱ，且所述动架、定架的两侧分别设置有带多组调节孔的变角板，所述动架、定架通过穿过安装孔、调节孔的三根长销轴进而固定。本发明公开了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统及设计方法，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合亚跨声速变迎角进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统。

Description

亚跨声速变迎角进发直连风洞试验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，本发明涉及一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验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。亚跨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高速风洞中进行测试，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高速风洞试验模型，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，某些进发直连试验为了测试更多状态下的数据，还要求模型迎角可变，极大的长度和变迎角要求会带来更多难题。为了在高速暂冲风洞中开展亚跨声速进发直连试验，需要解决测试设备支撑、变迎角等难题。

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。由于投放机构自身的变迎角系统无法承载超大尺寸的模型和发动机，因此可在支撑系统中研制变迎角系统，整体改变模型和发动机迎角。通常，考虑多因素制约，支撑系统的旋心不在模型进气口附近，支撑系统改变迎角后，模型进气口位置会发生改变，依靠投放机构的运动功能，可以将模型进气口位置调整至最佳位置。因此，为了在暂冲风洞中开展亚跨声速变迎角进发直连风洞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，流场建立困难，因此还要求支撑系统在流场中的堵塞度要尽量小；最后，由于支撑系统固定在投放机构上，支撑系统的重量应尽量轻，以减小投放机构负荷。

考虑到设计、制造、安装调整以及通用性等因素，亚跨声速变迎角进发直连风洞试验的支撑系统包含变迎角支撑平台、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。

通常模型和发动机外部尺寸决定了试验的整体堵塞度，进发试验堵塞度非常大；此外，模型支撑装置、发动机台架的堵塞度也较大，为了解决堵塞度过大引起的流场不均匀、流场建立难度大等问题，需要严格控制支撑系统尤其是模型支撑装置、发动机台架的堵塞度，这对于进发直连试验的成功开展有很重要意义。

需要为亚跨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亚跨声速进发直连试验，其试验迎角阶梯可变。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，可整体改变模型和发动机的迎角，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。

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，能够承受模型载荷，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；当模型迎角发生变化后，其堵塞度不应有明显增大。

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，避免高速气流直接冲刷发动机；整流罩的安装和局部拆卸要简便，方便发动机安装、检查、拆卸。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，故现有技术不能满足亚跨声速变迎角进发直连风洞试验的支撑需要。

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，提供了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，包括：

与风洞的投放机构框架相连的变迎角支撑平台；

设置在变迎角支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；

设置在变角度支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；

其中，所述变迎角支撑平台包括：

与风洞投放机构连接固定的定架；

安装在定架内的动架；

其中，所述动架、定架的中心位置上分别设置有对应的安装孔Ⅰ、安装孔Ⅱ，且所述动架、定架的两侧分别设置有变角板，且各变角板上设置有多组对动架角度进行调节的调节孔；

所述动架、定架通过穿过安装孔、调节孔的三根长销轴进而固定。

优选的是，所述模型支撑装置包括：

固定在变迎角支撑平台上，用于对模型进行支撑的底座；

设置在底座上的两组主拉杆，各主拉杆的顶部分别与模型腹部直连，以承受升力和轴向力引起的俯仰力矩；

设置在底座上，并与其中一组主拉杆间隔预定距离设置的一组主斜拉杆，各主斜拉杆的顶部分别连接在对应主拉杆上部的耳片下方，以承受模型的轴向力；

设置在底座上，分别与各组主拉杆在空间位置上相配合的两组副拉杆；

设置在底座上，并位于各组副拉杆之间的两组副斜拉杆，各副斜拉杆的顶部连接在副拉杆上部的耳片下方，以承受横向载荷、滚转力矩。

优选的是，所述发动机台架包括：

与发动机台架相配合的台架座；

分别与主安装节、副安装节相配合的支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ；

设置在发动机外部的整流罩；

对发动机附件进行支撑，并提供三向位置调整的附件机匣支架；

其中，所述台架座台设置为多层积木结构，所述台架座的底板左右两侧分别设置有将台架高度升高的多根主纵梁，所述主纵梁上方设置有多根主横梁、多张主立板；

发动机台架通过台架座的底板与变角度支撑平台连接，底板与变角度支撑平台之间的连接孔在纵向上设置为长孔。

一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，所述变迎角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M _z ；

S13、基于S12得到的M _z 、材料许用抗拉应力，通过下式得到允许的最小允许抗弯截面模量W _zmin：

S14、基于支撑平台大梁的W _zmin，通过在三维软件中调整大梁数模的截面尺寸，通过下式确定大梁数模截面的惯性矩I _z和尺寸参数；

上式中，y _max 为大梁截面形心到大梁上的点在y方向最大距离；

S15、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，所述支撑平台的理论计算包括定架计算和动架计算；

其中，因动架与定架之间由三组长销轴连接，故在对动架理论计算时，还需要对三组销轴在仅模型最大载荷、仅发动机最大载荷、模型及发动机最大载荷三种状态下，三组销轴在X、Y向上的载荷进行计算，并基于计算结果取最大载荷，以基于定架和动架的变角度板之间的距离算出最大力矩，再计算出多向应力状态下的最大应力，从而根据第三强度理论反算出长销轴最小直径。

优选的是，所述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，采用保守计算方法对主横梁A、B，主纵梁C、D所受最大弯矩进行计算；

S22、基于S21得到各最大弯矩以及材料许用抗拉应力，基于下式计算主横梁、主纵梁截面的最小允许抗弯截面模量W _zmin，再确定主横梁、主纵梁数模截面的惯性矩I _z 及形状和尺寸；

，/>

上式中，M _z 为最大俯仰力矩，y _max 为主横梁或主纵梁形心到主横梁或主纵梁上的点在y方向最大距离；

S23、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配合的顶部横梁的最大弯矩，再通过理论计算以确定对应截面尺寸；

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，所述主拉杆的截面尺寸计算方式为：

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，则单根主斜拉杆的载荷F ₁可表示为：

上式中，α表示主斜拉杆与底座在水平方式上的夹角；

S32、在模型侧向力趋近于0时，所述副拉杆所受载荷采用F _x 、F _y 中较大者的0.2倍作为计算载荷；

S33、根据材料许用拉压应力计算各拉杆最小横截面尺寸；

S34、对计算得到的各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，以得到各拉杆的最终横截面尺寸。

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

上式中，E为斜拉杆弹性模量，A ₀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，设从喷管轴线下方H ₀以上部分的等效堵塞面积为A ₁，从喷管轴线下方1.2×H ₀以上部分的等效堵塞面积为A ₂，则A ₁、A ₂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A ₁、A ₂为支撑装置沿气流方向的等效堵塞面积，等效堵塞面积=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；当90%的迎风面垂直气流方向时，等效堵塞面积=沿气流方向投影面积。

优选的是，在拉杆横截面积过大导致等效堵塞面积超过上限时，通过在各拉杆前缘安装尖劈减小等效堵塞面积；

其中，所述尖劈的半角β小于30。

本发明至少包括以下有益效果：本发明提供一种专用于亚跨声速变迎角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，便于组装出适合亚跨声速变迎角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；可整体改变模型、发动机的迎角；具有可靠的模型、发动机支撑能力；强度刚度大；堵塞度较小；重量较轻；能充分保护发动机避免被高速气流损伤。

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为本发明提供的亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统整体结构0°的轴测图（含虚线部分的模型和发动机示意图）；

图2为含模型和发动机的支撑系统整体结构在0°时的正视图；

图3为含模型和发动机的支撑系统整体结构在变角度时的正视图；

图4为不含模型和发动机的支撑系统整体结构在0°时的轴测图；

图5为本发明提供的一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验模型支撑装置的整体结构正视图；

图6为本发明模型支撑装置的左视图；

图7为本发明模型支撑装置的轴测图；

图8为本发明拉杆底部关节轴承销轴及底座等的剖视图；

图9为本发明带发动机、且去掉侧面整流罩的发动机台架正视图；

图10为本发明发动机台架的左视图；

图11为本发明发动机台架的轴测图；

图12为本发明去掉侧面和顶部整流罩的发动机台架轴测图；

图13为变迎角支撑平台的正视图；

图14为变迎角支撑平台的左视图；

图15为变迎角支撑平台带角度的正视图；

图16为变迎角支撑平台定架和动架采用垫块、压紧螺钉等加强横向刚度的剖视图；

图17为变迎角支撑平台定架和动架之间带把手的垫块示意图；

图18为亚跨声速变角度进发直连风洞试中支撑系统的整体受力分布示意图；

图19为针对支撑平台而言的受力简化示意图；

图20为本发明在对发动机台架做载荷分析时，主横梁A、B的受力情况示意图；

图21为本发明在对发动机台架做载荷分析时，主纵梁C、D的受力情况示意图；

图22为本发明模型支撑装置与模型连接后主拉杆系统的受力示意图；

图23为本发明模型支撑装置与模型连接后副拉杆系统的受力示意图。

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。

本发明公开了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，如图1-图4，包括：变迎角支撑平台1、模型支撑装置2、发动机台架3三大部分，其中，所述变迎角支撑平台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；所述模型支撑装置2设置在变迎角支撑平台1的上方靠顺气流方向上游一侧；所述发动机台架3设置在变角度支撑平台的上方靠顺气流方向下游一侧。本发明提供一种用于亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，能整体改变模型、发动机的迎角，且强度刚度大，使用过程中堵塞度较小，能充分保护发动机避免被高速气流损伤。

变迎角支撑平台1（也可简称为支撑平台）：

如图13-图17，变迎角支撑平台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。

变迎角支撑平台1主要包括：如图13-图17，主要包括：定架11、动架12、三组长销轴13，以及配套的垫块、压块、压紧螺钉等零部件。该变迎角支撑平台通过定架11与风洞投放机构连接固定，而动架12则安装在定架11内，通过共同的中央旋心孔以及两侧的变角板110上的调节孔111对接在一起，由长销轴13穿过定架11与动架12固定在一起，通过匹配不同的孔位实现不同的迎角。

变迎角支撑平台采用内外双框架结构。外部框架为定架11，其纵向由两根较大规格长角钢和两根大规格长角钢构成，通过矩管立柱以及立柱之间的加强筋和矩管横梁焊接成框架，使定架11内部形成一个顶部开放且具有一定深度的空腔，定架11中间设置有带安装孔Ⅱ的中央旋心孔板，两侧设置有带调节孔111的变角板110，单个中央旋心孔板焊接在下方的三组矩管立柱上；两侧单个变角板均为整体厚板，均从底部角钢升起并穿过上角钢，与周边结构焊接强化，形成强化承载结构。

动架12由左右两根工字钢或者H型钢、上部大面板、下部连接板、安装座、两端变角度板、变角度板下横梁等焊接成，其中左右两根工字钢或者H型钢、上部大面板、下部连接板、两端变角度板、变角度板下横梁焊接在一起，形成强化的承载结构。考虑到安装座共3组，其中一组位于动架12中间，加工难度大，采用可拆卸的装配结构，两端变角度孔板均采用可靠焊接措施加强。

定架11与风洞投放机构固定，动架12放置在定架11中，与定架11之间仅有很小的间隙（不小于2mm），以便两者之间装配，动架12与定架11之间绕中央旋心孔/中央销轴转动，两端长销轴13插入定架11与动架12两端的变角度孔板的不同孔位后，动架12上部平面可与定架11底面形成不同的预设角度，实现不同的迎角。三根长销轴13同时插入三组销孔后，动架12与定架11属于过定位结构，在不同角度下都具有高的强度和刚度。

由于定架11的结构狭长且中间缺乏横向支撑，导致焊接容易变形，因此焊接时，要控制好各处尺寸和焊接工艺、参数，在中间设置多组横向工艺支撑，保证焊接变形尽量小，焊后通过少量加工，使内部空腔的宽度尺寸达到设计要求。动架12也是狭长结构，也容易产生焊接变形，因此要采用直线度高的工字钢或者H型钢，与表面钢板焊接时控制焊接速度，尽可能采用两侧对称焊接，减小变形，最后通过加工外部尺寸，使其宽度达到设计要求。

定架11和动架12组合后，其结构的横向刚性受结构影响不太高，动架12与定架11之间的横向缝隙也会导致横向刚性较差，因此定架11和动架12在中央旋心孔的长销轴13位置加入2块垫块，在两侧调节孔111位置的两根长销轴13位置之间的空隙中加入4块带把手的垫块14，一共6块垫块，并在定架11一侧采用压紧螺钉130和压块131将三根长销轴13与定架11全部压紧（长销轴13另一侧带挡边132），可完全消除定架11与动架12之间的间隙，形成6面紧闭的框架，显著提高变迎角支撑平台的横向刚性，避免定架1的上部大梁在中央旋心孔受重载压力后外扩或者内收。

由于长销轴13长度较长，同一角度孔位左右两侧孔距大，前后两端距离更大，加工精度等受影响，可适当放大销轴与变角度孔之间的间隙，在0.05-0.1mm之间，可显著改善销轴安装难题，由于两侧变角度孔远离中央旋心孔，因此不影响迎角定位精度。

在采用两端变角度板加工不同调节孔组改变迎角时，当角度间隔较小时，相邻孔之间距离变小，调节孔的大小将受影响，即影响销轴外径不能加大，影响销轴强度和刚度，影响动架12向定架11传递载荷，为此，可将调节孔板加宽，临近角度孔圆心到中央旋心孔分别采用不同的距离，相邻调节孔错位布置，以增大相邻角度之间的孔间距，增大销轴允许直径，保证调节孔的尺寸满足长销轴3承载要求。

动架12上面板为大面积支撑平板，上面板准确加工全部连接孔，可以准确定位模型支撑装置、发动机台架的位置。在发动机台架底部加工可沿轴向调节的长孔，能使发动机台架在支撑平台上的位置实现小范围可调节，能够满足模型和发动机的微小范围调节需要。顶部大平面可连接性强，可支撑不同类型试验装置，通用性高。

当带模型、发动机及其支撑装置调整迎角时，由于重量很大，支撑平台会产生明显弹性变形，导致无法对孔插拔长销轴13，采用千斤顶顶升动架12或者行车提升的措施，都可以解决对孔困难问题。

以上的变迎角支撑平台，能根据试验需要准确改变迎角，其强度和刚度大，重量轻，能够可靠支撑模型支撑装置和发动机台架，变迎角支撑平台表面精确加工的连接孔能够准确定位上部的模型和发动机，并且可以实现模型支撑装置与发动机台架之间位置可调。变迎角支撑平台可带模型和发动机及其支撑装置的重量改变迎角，操作效率高；顶部大平面可连接性强，可支撑不同类型试验装置，通用性高。

如图5-图8，模型支撑装置2主要包括：模型支撑底座21以及设置在其上的拉杆组22，其中，拉杆组包括主拉杆221、主斜拉杆222、副拉杆223、副斜拉杆224共14根拉杆组件，每个拉杆组件均由对应的拉杆2211、拉杆底座2212、销轴2213、关节轴承2214、套筒2215等零部件组成的8点过定位模型腹部支撑装置。主要特点是承载能力大、重量轻、加工难度小、堵塞度小，尤其是当模型改变迎角甚至侧滑角后，杆件堵塞度变化不大。

模型支撑底座21由两根对称布置的角钢或者矩管、多组主横梁焊接而成，由于模型支撑装置使用时均固定在变迎角支撑平台上，其所需大部分刚性由变迎角支撑平台提供，模型支撑底座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的横梁。模型支撑底座的底面和顶面加工为共面且平行结构，方便加工与安装，等高且水平的安装面有助于各拉杆安装准确。

14根拉杆有4根是主拉杆221，其截面尺寸在杆件中最大，与模型4腹部直连，以承受强大的升力和轴向力引起的俯仰力矩；有2根为主斜拉杆222，仅承受模型的轴向力，其顶部连接在主拉杆上部耳片下方附近，其横截面积与主拉杆相同；另外8根拉杆中，4根为副拉杆223，4根为副斜拉杆224，副斜拉杆224顶部连接副拉杆223上部耳片下方附近，主要承受横向载荷、滚转力矩等。

每根拉杆上端为双耳结构的普通圆柱孔，与模型4腹部的单耳连接，拉杆还有关节轴承、销轴、底座、套筒等零件。

关节轴承2214安装在各拉杆2211底部，目的是降低加工、安装误差引起的安装困难；并消除附加力矩，使拉杆始终仅承受拉力或者压力，提高拉杆结构安全性，在各拉杆底部采用关节轴承还使主拉杆系统与副拉杆系统所受载荷近似解耦，减小各拉杆载荷计算难度。销轴2213穿过关节轴承，固定在拉杆底座2212上，将拉杆2211所受载荷传递给下方的模型支撑底座21上，销轴213有台阶轴，大端面顶在关节轴承球的侧面，同时，另一侧的套筒215也有顶紧关节轴承球的侧面的作用，在拧紧螺母后，销轴213和套筒215同时顶紧轴承球，准确定位各拉杆在底座上的位置，使各拉杆上端连接孔在底座上沿孔轴线方向的位置确定且与设计值保持一致，当模型支撑底座连接孔、模型腹部耳片和孔准确加工后，拉杆系统能够与模型及支撑底座按照设计意图准确连接。由于主斜拉杆222承受极大的轴向力，并以部分剪切力方式施加给底座，因此主斜拉杆222下方的拉杆底座一定在与模型4装配正确后配打销孔，装入销钉，保证轴向力从底座传递给模型支撑底座21。

为了保证拉杆系统准确定位支撑模型4，各拉杆长度、底座中心孔高度尺寸、模型4腹部各连接耳片上的连接孔应准确加工（各连接孔轴线之间的位置度为0.2mm，模型支撑底座21与拉杆底座2212连接的孔须事先准确加工完，以模型支撑底座21上的连接孔定位底座，再定位模型4的姿态。除主斜拉杆222下方的拉杆底座与模型支撑底座21之间必须配做销孔外，其他拉杆底座可不配做销孔，以减小配装工作量。

模型4所受绝大部分轴向载荷转化为两根主斜拉杆的拉力和另外4根主拉杆的压力或者拉力，由于杆件的拉压刚度高，在变形时轴向位移很小，模型4产生的轴向位移很小，主斜拉杆222与模型支撑底座21底面有夹角，主斜拉杆222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，否则会导致主斜拉杆拉力太大，综合考虑整体布局、主斜拉杆刚性和加工工艺，以选择合适的主斜拉杆长度。

该模型支撑装置2的结构简洁，承载能力强、重量轻、堵塞度小，沿轴向刚度大，对模型腹部形状适应性高，与模型的连接紧固件全部暴露在模型外部，易于安装和检查，当改变迎角或者侧滑角时堵塞度变化小，适合亚跨声速工况下的模型支撑支撑。

需要注意的是，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腹部应针对4根主拉杆和4根副拉杆设置相应的连接耳片，并精确加工不同耳片上的连接孔，保证所有连接孔位置和尺寸的准确（各连接孔轴线之间的位置度为0.2mm）。

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，以减小研制和装配调整难度。

发动机台架3：

如图9-图12，发动机台架3设置在变角度支撑平台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及附件机匣，并承受发动机的载荷。发动机台架3包含发动机台架座31、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34、附件机匣支架35等五类部件（具体部件种类根据发动机类型可能有所不同），其中仅侧面、顶面的整流罩34采用铝合金制造，其余采用低碳钢或者合金钢制造，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、主纵梁312、台架底座板313、主安装节安装板314、副安装节立柱315（也称为立柱Ⅰ）、整流罩支撑框架316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314、副安装节立柱315，再传递给主立板310、主横梁311、主纵梁312、台架底座板313，最后传递给下部变角度支撑平台。主立板310的顶部端面在空间上呈台阶状，且同侧相邻两主立板上下端面均通过多组短横板进行焊接在一起，使同侧相邻两主力板310在没有增加明显堵塞度的情况下，形成框架结构，显著加强同侧主力板310的横向刚性。在设计时底部主横梁311的跨距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。考虑到支撑系统整体变迎角的要求，以及发动机台架座31宽度显著宽于下方变迎角支撑平台的情况，当模型及发动机跟随支撑系统改变，发动机台架座31、整流罩34后部都会与变迎角支撑平台干涉，因此发动机台架座31本体需要设置为多层积木结构，在台架座底板的左右两侧设置主纵梁312将台架高度升高，再在主纵梁312上方设置主横梁311，主横梁311上方为主立板310，如此设置，主横梁311和主横梁311上方的整流罩34高度都得以升高（具体所需高度由最大正迎角决定），可以保证变迎角后，变迎角支撑平台与发动机台架的主横梁311不发生干涉，使本发动机台架能与变迎角支撑平台整体改变迎角，解决进发直连试验的发动机变迎角需求。主安装节安装板314设置在主立板310顶部平面，主安装节安装板314上有键槽和螺栓固定主安装节支撑32，螺栓的作用是固定支撑件Ⅰ在主安装节安装板314上，键槽的作用是用键承受发动机的轴向推力，并且在螺栓少量松动情况下，仍然可靠承受推力；由于主安装节支撑32暴露在流场中间，面对气流侧的面垂直气流方向，对流场的稳定建立存在不利影响，为了减小这种影响，应尽量优化主安装节支撑32，减小其高度和长度，以减小其堵塞度；副安装节支撑33结构为吊挂式，副安装节立柱315焊接在主立板310下游左右两侧，副安装节立柱315顶部安装可拆卸横梁，横梁上安装副安装节支撑33。

整流罩支撑框架316则依托主立板310、主横梁311等，在主横梁311上部主立板310内侧左右角落，焊接两根长矩管3160，两根长矩管3160通过下底板3164连接成一体式结构，两根长矩管3160焊接的多组横矩管3165/角钢作为整流罩支撑框架316的底部骨架；在长矩管3160上方焊接多根角钢、槽钢或者矩管作为整流罩支撑框架316的立柱Ⅱ3161；在立柱Ⅱ上方的左右两侧各焊接一根长角钢3162，并在各立柱Ⅱ位置上设置可拆卸顶部横梁3162，形成六面体结构的封闭框架，用于支撑整流罩34，使整流罩支撑框架316和整流罩34与发动机台架连为整体，当发动机与模型整体变迎角时，整流罩跟随变迎角，始终保护发动机；所有顶部横梁3162都是可拆的，以便于发动机的拆装。主立板310在两侧各有两张，两张之间有较大距离，可产生较大强度和刚度；同侧两立板上下部位均焊接短横板3101，增强发动机台架座31刚性，并方便发动机安装、检查时人员站立。台架底座板313为发动机台架的整体底部结构，发动机台架通过台架底座板313与变角度支撑平台连接，底座板与变角度支撑平台之间连接孔在纵向上为长孔。

主安装节支撑32，头部的圆柱段与发动机主安装节的轴承孔对接，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，以安装和调航空发动机，主安装节支撑32底座带键槽，与主安装节安装板通过键传力。

副安装节支撑33，为吊挂式，由一根细牙螺钉、两个锁紧螺母、两根可两万向转动的拉杆构成，螺钉穿过发动机台架座31的副安装节支撑33横梁3151上的安装孔，与副安装节支撑33横梁为整体，与副安装节立柱315之间同时拆卸。副安装节支撑33的结构使其挂点可以沿高度方向小幅调整，也可以沿x方向和y方向小幅调整，能满足发动机副安装节的连接与位置微调需求。由于通常发动机有一个挂点与副安装节在一个x截面，吊装发动机时，无法连接副安装节支撑33及横梁3151，因此可提前准备两组千斤顶顶在发动机该部位下方，行车将发动机吊到大致位置后，由千斤顶支撑发动机，行车脱离，即可连接安装节支撑33。

整流罩34，由铺在整流罩支撑框架316的底部骨架的薄钢板、安装在整流罩支撑框架316立柱Ⅱ外侧面的铝合金板、安装在整流罩支撑框架316顶部横梁162上的铝合金板组成，主要功能就是保护发动机及外部的大量传感器、管线。其中，底部薄钢板为焊接固定结构，可方便人员的站立；侧面和顶部铝合金板为可拆卸结构，并且侧面的铝合金板分割为较小结构，方便试验间隙频繁拆卸检查，侧面铝合金板为薄板，可在薄板上适当开直径10~20的均压孔，以适应风洞流场开关车过程的快速压力变化，避免压差过大发生破损损坏整流罩和整流罩框架，仅有少量气流在流场建立和撤销时进出均压孔，避免大量气流直接冲刷发动机，因此对发动机形成很好的保护。

附件机匣支架35，支撑发动机附件，具备三向位置调整能力，与发动机对接口准确对接，由于整流罩34内空间狭窄，附件机匣支架35的支撑和位置调节实现难度大，将附件机匣支架35设为三层：底层为可沿轴向移动的“T”型槽以及螺纹调节座350，固定在台架底座板313上方；中间层为附件机匣下支架351；上层为附件机匣上支架352。通过“T”型槽以及螺纹调节座可实现附件机匣整体沿轴向的移动；“T”型槽与附件机匣下支架之间有一定横向调节空间，通过“T”型槽横向螺钉调整实现横向调节；附件机匣上支架和附件机匣下支架之间有高度方向升降、锁定装置，通过两根螺钉顶升，一根螺钉拉紧的方式实现升降和锁定。由于整流罩34底板的影响，附件机匣上支架通过两条腿穿过整流罩34底板与附件机匣下支架连接，整流罩34底板上需要开满足位置调节余量的孔。附件机匣支架35的三向调节功能全部在整流罩34外，所有位置调节在整流罩34外部完成。由于附件机匣支架35坐落在台架底座板313上方，当发动机附件与发动机对接完毕后，两者之间相对位置固定不再变化，不随迎角改变而改变。

发动机台架除主安装节支撑32、主横梁311外，其所有位于整流罩34以外部位的钢板、铝合金板均设置为平行于气流方向，以减小台架自身的堵塞度。

发动机台架在安装航空发动机后，发动机台架可通过主安装节支撑32、副安装节支撑33等微调航空发动机横向和高度方向位置（发动机台架座31的主安装节安装板314顶部多加工1mm，留后期垫片调节主安装节支撑32的高度）；通过发动机台架在变迎角支撑平台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。当航空发动机与模型进气道出口对接正确后，在发动机台架的台架底座板313与变迎角支撑平台1的上部面板之间配做至少2个销孔，以定发动机台架的位置并将发动机台架的轴向力传递给变迎角支撑平台。

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与变角度支撑平台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3与发动机及附件安装为整体，各自整体吊装到变角度支撑平台1，连接模型支撑装置2并不再调整；整体调整发动机台架3在变角度支撑平台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3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，调节完成后，发动机台架3的底板与变迎角支撑平台1的上面板配做2个销孔，用以定位和传递载荷。

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，整流罩直接采用铝合金板制作，少量零件采用高强度合金钢加工，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。

本发明根据上述方法，完成模型及发动机总长10米级别的亚跨声速变迎角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为5吨。

实施例1

如图18所示为亚跨声速变角度进发直连风洞试中支撑系统的整体受力情况，而图19为仅针对支撑平台而言的受力简化示意图，而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、5两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，求支撑平台最大俯仰力矩M _z，由M _z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M _y，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M _z、M _y，材料许用强度（通常为Q355），通过下式可得到允许的最小W _zmin：

根据支撑平台的主体结构：定架与动架的主梁结构，基于W _zmin

，通过三维软件中调整大梁数模的截面尺寸，确定大梁数模截面的惯性矩I_z和尺寸等参数，即确定截面尺寸，其宽度主要由结构布置需要确定，高度由强度和结构布置需求确定。

对于定架，通过三维软件测量截面，可获得截面形心位置坐标、截面相对形心的I_z，以及截面上一点到形心的最大高度距离y _max ，直到由数模计算的W_z不小于通过许用应力计算得到的W_zmin，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，直到满足要求，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。

说明：定架的下部大梁采用大规格的不等边角钢，长边位于竖直面内，刚开始角钢的长边可按照喷管出口高度的0.1倍确定，比如出口高度2000mm的喷管，采用200*125*18的不等边角钢，当喷管出口继续增大而没有对应的角钢时，采用最大号角钢。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。上部大梁采用略小规格的等边角钢或不等边角钢，使：上部角钢外里面与变角度板内侧面对齐、上下大梁的角钢外侧对齐。

对于动架，与定架之间由三组长销轴连接，忽略两侧调节孔位置的横向载荷，可视为2度静不定的梁，简化为等截面梁，通过结构力学方法可计算出三组销轴在不同载荷（仅模型最大载荷、仅发动机最大载荷、模型及发动机最大载荷等状态）下所受X、Y向载荷，获取最大弯曲应力。根据最大弯曲应力，确定截面尺寸，由于动架梁上方覆盖不同形状的钢板，其实际强度刚度比理论计算更大。为了加大动架大梁的抗扭能力，在“H”型大梁两侧焊接若干小立板，使上下平板连为一体。

通常，定架与动架之间的安装孔和调节孔中，中央的安装孔受载荷最大，显著高于两侧调节孔。为此保证结构安全，采用3组可拆装的安装座安装在动架钢板下方，即中间位置、动架大梁外侧位置，如图12。安装座的安装孔、与动架的螺钉连接孔事先加工，动架与定架配装无误后，安装座与动架上面板再配加工销孔定位。采用可拆卸的安装座具有3个好处：一是避免采用机加工方式加工轴向距离超过1m甚至1.5m以上的3组孔并保证位置度、同轴度、平行度等要求；二是3组安装座承受的载荷比2组要小，减轻动架压力；三是可调节，在两侧调节孔加工存在一定误差，可以通过微调安装座解决。

由于在动架大梁外侧增加安装座，此处成为动架最宽的位置，为了安装到定架中，动架此处最宽的部位与定架之间应保持2mm以上缝隙，但缝隙不宜过大，否则会影响长销轴强度。

上下大梁之间采用矩管为立柱支撑，矩管的横截面积可取底部大角钢横截面积的0.4~0.5，在立柱之间设置一组或两组角钢加强筋，角钢横截面积取底部大角钢横截面积的1/4~1/3。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，其中长边位于竖直面内。

由于变角度板承受的x、y向力通常非常大，为了将动架大梁的载荷安全传递给变角度板，在动架两侧大梁、变角度板下方设置横梁，三者互相紧密焊接在一起。定架变角度板受载荷也非常大，同时自身还存在横向刚度不足问题，为此，定架两端变角度板外侧位置紧贴设置横矩管和斜矩管支撑和加强，保证定架整体框架的强度和刚度。

两侧变角度板在x方向紧贴该侧横矩管，尽量减小变角度板所受y向载荷产生的附加弯矩。变角度板穿越上部大角钢上的开孔，坐落到下部大角钢上，为了使变角度板的载荷充分传递给上下大梁，变角度板与上下角钢大梁的立面紧贴，并焊接在一起，避免变角度板与角钢大梁立面由于隔开一定距离带给角钢的附加扭矩。同理，立柱矩管与上下角钢大梁之间也采用贴紧下角钢内侧立面，对齐上角钢内侧立面的方式连接，不仅减小角钢上的附加扭矩，还保证定架内部空间。以上措施，使X、Y方向载荷按照顺序可靠传递：动架大梁→动架变角度板→定架变角度板→定架大梁。

动架、定架变角度板上所开的调节孔应尽量避开上下角钢大梁所在位置，避免影响大梁强度。

对动架理论计算时，同时还能计算出三组销轴在不同载荷（仅模型最大载荷、仅发动机最大载荷、模型及发动机最大载荷等状态）下所受X、Y向载荷，对计算结果取最大载荷，并根据定架和动架的变角度板之间的距离算出最大力矩，再计算出多向应力状态下的最大应力，从而根据第三强度理论反算出长销轴最小直径，通常，销轴直径最小值不小于0.25倍动架大梁下部角钢的长边长度（如长边200mm对应直径50mm）。

根据计算的销轴直径、许用剪应力计算变角度板的厚度，通常变角度板厚度最小值不小于0.2倍动架大梁下部角钢的长边长度（如200mm对应40mm）。

动架与定架之间的变角度板在z方向存在一定距离以便于安装，这导致动架无法在z方向固定，其刚性变差，容易振动。为此，在各安装孔、调节孔位置均设置有固定动架和定架的措施：各长销轴的一端均设置有直径大于安装孔、调节孔的挡边，另一端设置有供压紧螺钉连接的螺钉孔，在动架与定架之间的长销轴上套装垫块，垫块长度与各处动架定架之间的缝隙相同，压紧螺钉与安装孔、调节孔的外边沿通过截面为U形的压块抵紧。紧固压紧螺钉后，动架与定架可视为整体，刚性大幅增加，在需要改变角度时，拆掉压紧螺钉、压块、垫块，抽出长销轴即可改变角度。由于两侧调节孔对应垫块需要经常拆装，在垫块外部焊接长把手，方便安装及拆卸过程手持操作，避免掉落。

理论计算完成后，通过有限元分析校核。按照定架底部连接面固定，动架各点载荷加载，设置动架三处销轴孔与销轴之间转动，限制动架z向位移，可得到较为准确的结果。

实施例2

如图20-图21所示，在对发动机台架做载荷分析时，其结构可简化，仅保留主体承力结构F为发动机推力，Gf为发动机重量，Gf＇为发动机台架重量，其中，主横梁A、B，主纵梁C、D可采用保守计算方法计算梁所受最大弯矩：

根据F、Gf、Gf＇及其力作用点位置，可计算A、B梁的力载荷（忽略中间主横梁），此力位于上部左视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。

根据F、Gf、Gf＇及其力作用点位置，可计算C、D梁的最大弯矩。

根据最大弯矩计算截面最小W_z和材料许用抗拉应力[σ]，计算主横梁、主纵梁的最小允许抗弯截面模量W_zmin，再确定主横梁、主纵梁数模截面的惯性矩I _z及形状和尺寸；

，/>

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横梁的最大弯矩，再计算截面尺寸。

副安装节支架的加强，靠发动机挂点一侧载荷较大，可采用角钢对x方向、z方向进行加强，提高结构安全性。

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。

整流罩框架的计算，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，此时采用长边为50-80mm角钢，并在四角采用斜角钢加强可满足强度需要。

当整流罩承受气流的带角度冲击时，根据气动计算得出气动力，并设计满足强度需要的整流罩框架和整流罩板。

实施例3

本发明中模型支撑装置的设计方法包括：

（1）通过载荷计算各拉杆截面尺寸、位移

如图22-图23，设F _x 、F _y 、F _z 为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，粗算时可不考虑。

根据F _x 、F _y 、Gm求主拉杆、主斜拉杆中的内部载荷（注意由于结构左右对称，各拉杆载荷除以2）F _1a 、F _1b 、F ₁ ；

例如，单根主斜拉杆的载荷可表示为：

根据F _z ，求副拉杆、副斜拉杆所受载荷，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，为了方便计算可统一按照β1、β2中的较大值进行保守计算。

各拉杆的载荷按照材料力学方法均可求得，这里不再表示，为了减小两组主拉杆的载荷，最有效的办法是在结构允许的前提下扩大两组主拉杆沿x方向的距离L ₁。

根据材料许用拉压应力计算各拉杆最小截面尺寸。

用上述载荷校核各拉杆截面在受压状态下的稳定性，安全系数不小于4，确定各拉杆截面尺寸。主拉杆和主斜拉杆，副拉杆和副斜拉杆各自采用同样规格的截面尺寸，方便计算和制造，同时也保证对称性，以及各杆件受力与计算值尽量一致。

根据横截面积确定主斜拉杆应力，得到主斜拉杆拉伸长尺寸公式为：

模型沿x方向的最大位移为：

。

通过此公式可以较准确预测模型沿x方向的位移，为有特殊需要的试验提供依据，并快速得到支撑系统的关键参数。

本设计方法从结构上将主拉杆和副拉杆之间解耦，从结构上简化了杆件系统受力复杂程度，大幅简化多杆系装置设计过程，在上述计算过程中，将F _x 、F _y 作用在主拉杆系统上，将F _z 作用在副拉杆系统上。主要依据：拉杆底部安装关节轴承，仅承受拉力或压力，不承受弯矩；一方面主拉杆、副拉杆与模型连接的销轴转动方向垂直，在小变形下F _x （以及俯仰力矩M _z）将不会作用到副拉杆系统，F _z （以及偏航力矩M _y、滚转力矩M _x）也不会作用到主拉杆系统；另一方面，将两组副拉杆设置在离F _y 作用点两侧较近的位置（主要取决于结构布置），减小拉杆位移形变；根据结构特点适当加大副拉杆长度，减小副拉杆应力设置副拉杆的横截面积为主拉杆的20%~40%（侧向力偏大时，取值加大），减小副拉杆承受的F _y 载荷，实现近似解耦；。通过解耦近似计算，可以降低系统复杂程度，大幅简化理论计算过程，快速确定各杆件尺寸。

连接到的拉杆上的斜拉杆连接方式有两种：与模型连接孔异孔连接，拉杆上斜拉杆连接孔与与模型连接孔存在距离，会在拉杆的斜拉杆孔处两点之间产生较大弯矩，需要尽量减小两孔距离，并校核拉杆的弯曲应力；同孔连接，斜拉杆孔与模型的连接孔同轴，拉杆上无弯矩，但销轴长度显著增加，需要校核销轴强度。

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，各拉杆底部孔与底座孔之间采用转动连接。计算完成后各拉杆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。

（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。

对于支撑装置，从喷管轴线下方H ₀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A ₁，从喷管轴线下方1.2×H ₀以上部分的等效堵塞面积为A ₂。A ₁、A ₂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，A ₁、A ₂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（举例：某面沿气流方向投影面积为A，该面与气流方向夹角为β，该部分面的等效堵塞面积为Asinβ）。当绝大部分迎风面垂直气流方向时，该值=沿气流方向投影面积。

当拉杆横截面积太大，无法减小，并导致等效堵塞面积超过上限时，可在各拉杆前缘安装尖劈，尖劈半角β小于30°，通过该方法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 (10)

1.一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，其特征在于，包括：

与风洞的投放机构框架相连的变迎角支撑平台；

设置在变迎角支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；

设置在变角度支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；

其中，所述变迎角支撑平台包括：

与风洞投放机构连接固定的定架；

安装在定架内的动架；

其中，所述动架、定架的中心位置上分别设置有对应的安装孔Ⅰ、安装孔Ⅱ，且所述动架、定架的两侧分别设置有变角板，且各变角板上设置有多组对动架角度进行调节的调节孔；

所述动架、定架通过穿过安装孔、调节孔的三根长销轴进而固定。

2.如权利要求1所述的亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，其特征在于，所述模型支撑装置包括：

固定在变迎角支撑平台上，用于对模型进行支撑的底座；

设置在底座上的两组主拉杆，各主拉杆的顶部分别与模型腹部直连，以承受升力和轴向力引起的俯仰力矩；

设置在底座上，并与其中一组主拉杆间隔预定距离设置的一组主斜拉杆，各主斜拉杆的顶部分别连接在对应主拉杆上部的耳片下方，以承受模型的轴向力；

设置在底座上，分别与各组主拉杆在空间位置上相配合的两组副拉杆；

设置在底座上，并位于各组副拉杆之间的两组副斜拉杆，各副斜拉杆的顶部连接在副拉杆上部的耳片下方，以承受横向载荷、滚转力矩。

3.如权利要求1所述的亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统，其特征在于，所述发动机台架包括：

与发动机台架相配合的台架座；

分别与主安装节、副安装节相配合的支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ；

设置在发动机外部的整流罩；

对发动机附件进行支撑，并提供三向位置调整的附件机匣支架；

其中，所述台架座台设置为多层积木结构，所述台架座的底板左右两侧分别设置有将台架高度升高的多根主纵梁，所述主纵梁上方设置有多根主横梁、多张主立板；

发动机台架通过台架座的底板与变角度支撑平台连接，底板与变角度支撑平台之间的连接孔在纵向上设置为长孔。

4.一种如权利要求1-3任一项所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，所述变迎角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M _z ；

S13、基于S12得到的M _z 、材料许用抗拉应力，通过下式得到允许的最小允许抗弯截面模量W _zmin：

S14、基于支撑平台大梁的W _zmin，通过在三维软件中调整大梁数模的截面尺寸，通过下式确定大梁数模截面的惯性矩I _z 和尺寸参数；

上式中，y _max 为大梁截面形心到大梁上的点在y方向最大距离；

S15、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所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，所述支撑平台的理论计算包括定架计算和动架计算；

其中，因动架与定架之间由三组长销轴连接，故在对动架理论计算时，还需要对三组销轴在仅模型最大载荷、仅发动机最大载荷、模型及发动机最大载荷三种状态下，三组销轴在X、Y向上的载荷进行计算，并基于计算结果取最大载荷，以基于定架和动架的变角度板之间的距离算出最大力矩，再计算出多向应力状态下的最大应力，从而根据第三强度理论反算出长销轴最小直径。

6.如权利要求4所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，所述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，采用保守计算方法对主横梁A、B，主纵梁C、D所受最大弯矩进行计算；

S22、基于S21得到各最大弯矩以及材料许用抗拉应力，基于下式计算主横梁、主纵梁截面的最小允许抗弯截面模量W _zmin，再确定主横梁、主纵梁数模截面的惯性矩I _z 及形状和尺寸；

，/>

上式中，M _z 为最大俯仰力矩，y _max 为主横梁或主纵梁形心到主横梁或主纵梁上的点在y方向最大距离；

S23、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配合的顶部横梁的最大弯矩，再通过理论计算以确定对应截面尺寸；

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。

7.如权利要求4所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，所述主拉杆的截面尺寸计算方式为：

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，则单根主斜拉杆的载荷F ₁可表示为：

上式中，α表示主斜拉杆与底座在水平方式上的夹角；

S32、在模型侧向力趋近于0时，所述副拉杆所受载荷采用F _x 、F _y 中较大者的0.2倍作为计算载荷；

S33、根据材料许用拉压应力计算各拉杆最小横截面尺寸；

S34、对计算得到的各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，以得到各拉杆的最终横截面尺寸。

8.如权利要求7所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，还包括，在确定各拉杆的最终横截面尺寸后，根据横截面积确定主斜拉杆应力，以通过得到主斜拉杆拉伸长尺寸：

上式中，E为斜拉杆弹性模量，A ₀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：

。

9.如权利要求7所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，设从喷管轴线下方H ₀以上部分的等效堵塞面积为A ₁，从喷管轴线下方1.2×H ₀以上部分的等效堵塞面积为A ₂，则A ₁、A ₂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A ₁、A ₂为支撑装置沿气流方向的等效堵塞面积，等效堵塞面积=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；当90%的迎风面垂直气流方向时，等效堵塞面积=沿气流方向投影面积。

10.如权利要求7所述亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑系统的设计方法，其特征在于，在拉杆横截面积过大导致等效堵塞面积超过上限时，通过在各拉杆前缘安装尖劈减小等效堵塞面积；

其中，所述尖劈的半角β小于30。