CN118032259B - 亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架及设计方法，涉及高速空气动力试验设备设计领域，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；设置在台架座外部，与发动机的安装位置相配合的整流罩；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；所述台架座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。本发明公开一种亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架及设计方法，设计的发动机强度大、重量较轻、堵塞度小，发动机安装难度较低，安装发动机后可以整体微调，与模型准确对接。

Description

亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架及设计方法

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角度进发直连风洞试验发动机台架及设计方法。

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***，该支撑***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***无法承载超大尺寸的模型和发动机，因此可在支撑***中研制变迎角***，整体改变模型和发动机迎角。通常，考虑多因素制约，支撑***的旋心不在模型进气口附近，支撑***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***，除了保证支撑***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***在流场中的堵塞度要尽量小；最后，由于支撑***固定在投放机构上，支撑***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***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***的三大部分之间应互相独立，易于组装调整，具备通用性。

模型支撑装置作为支撑***三大核心部分之一，为了满足亚跨声速变迎角进发直连试验的要求，需要专门研制模型支撑装置，可与模型组装为一个整体；该模型支撑装置应有足够的强度和刚度，能够亚跨声速试验的载荷，并且当模型受载后，其轴向位移应尽量小，避免将模型的轴向力传递到发动机上，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，而现有技术中，还没有针对亚跨声速变迎角进发直连风洞试验的发动机台架可以进行直接应用。

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角度进发直连风洞试验发动机台架，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；

设置在台架座外部，并与发动机的安装位置相配合的整流罩；

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。

优选的是，所述台架座还包括：

分别与支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ相配合的多块安装板、两根立柱Ⅰ；

其中，主立板成对设置在整流罩两侧，各安装板设置在主立板顶部平面上以构建支撑件Ⅰ的安装位，所述安装板通过其上设置的键槽、螺栓与支撑件Ⅰ进行固定；

各立柱Ⅰ均焊接在主立板下游的左右两侧，所述立柱Ⅰ通过顶部横梁Ⅰ与支撑件Ⅱ连接。

优选的是，所述台架座还包括：与整流罩相配合的支撑框架，所述支撑框架包括：

设置在主横梁上部，且位于主立板内侧的两根长矩管；

设置在长矩管之间的多组横矩管；

设置在长矩管上多根立柱Ⅱ；

设置在立柱Ⅱ上方的左右两侧各焊接一根长角钢；

其中，所述长角钢在与各立柱Ⅱ对应的位置上分别设置有可拆卸的顶部横梁，以在空间上构建六面体结构的封闭框架。

优选的是，所述主立板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短横板进行连接。

优选的是，所述支撑件Ⅰ头部的圆柱段与发动机主安装节的轴承孔对接，且支撑件Ⅰ内部设有可沿头部圆柱段的轴向移动的“T”型螺纹，所述支撑件Ⅰ底座带键槽，与主安装节安装板通过键传力。

优选的是，所述支撑件Ⅱ设置为吊挂式结构，所述支撑件Ⅱ包括：

与顶部横梁Ⅰ上安装孔相配合的细牙螺钉；

与细牙螺钉相配合的万向拉杆机构。

优选的是，所述附件机匣支架被配置为具有三层结构，以在空间上通过各层对应用方向上的调整，完成与发动机对接口的对接操作。

一种亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架的设计方法，包括：

S1、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；

S2、基于S1得到的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；

S3、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；

S4、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。

本发明至少包括以下有益效果：通过提供一种专用于亚跨声速变迎角进发直连风洞试验支撑平台，该支撑平台具有设计加工难度较低的优点；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，容易调节发动机及附件机匣；承载能力大；重量较轻；堵塞度较小；发动机安装难度较低，安装发动机后可以整体微调，与模型准确对接。

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为本发明提供的一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验发动机台架的整体结构正视图；

图2为本发明发动机台架的左视图；

图3为本发明发动机台架的俯视图；

图4为本发明发动机台架的轴测图；

图5为本发明去掉侧面和顶部整流罩的发动机台架轴测图；

图6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7为本发明带发动机，且去掉侧面整流罩的发动机台架轴测图；

图8为本发明发动机台架随下部支撑平台一起变最大正迎角的正视图；

图9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10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。

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。

本发明提供了一种亚跨声速变迎角进发直连风洞试验发动机台架，如图1-图8，其主要包括：发动机台架座1、主安装节支撑2（也称为支撑件Ⅰ）、副安装节支撑3（也称为支撑件Ⅱ）、整流罩4、附件机匣支架5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4采用铝合金制造，其余采用低碳钢或者合金钢制造。

发动机台架座1，为发动机台架的主体、主要承力部件，由主立板10、主横梁11、主纵梁12、台架底座板13、主安装节安装板14、副安装节立柱15（也称为立柱Ⅰ）、整流罩支撑框架16以及其他钢板焊接为整体。发动机由主安装节支撑2和副安装节支撑3的三点完成支撑，并将推力、重量等传递给主安装节安装板14、副安装节立柱15，再传递给主立板10、主横梁11、主纵梁12、台架底座板13，最后传递给下部变角度支撑平台。主立板10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10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10的横向刚性。在设计时底部主横梁11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11上的载荷，提高安全性。考虑到支撑***整体变迎角的要求，以及发动机台架座1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***改变，发动机台架座1、整流罩4后部都会与变迎角支撑平台干涉，因此发动机台架座1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12将台架高度升高，再在主纵梁12上方设置主横梁11，主横梁11上方为主立板10，如此设置，主横梁11和主横梁11上方的整流罩4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11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14设置在主立板10顶部平面，主安装节安装板14上有键槽和螺栓固定主安装节支撑2，螺栓的作用是固定支撑件Ⅰ在主安装节安装板14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2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2，减小其高度和长度，以减小其堵塞度；副安装节支撑3结构为吊挂式，副安装节立柱15焊接在主立板10下游左右两侧，副安装节立柱15顶部安装可拆卸横梁，横梁上安装副安装节支撑3。

整流罩支撑框架16则依托主立板10、主横梁11等，在主横梁11上部主立板10内侧左右角落，焊接两根长矩管160，两根长矩管160通过下底板164连接成一体式结构，两根长矩管160焊接的多组横矩管165、角钢作为整流罩支撑框架16的底部骨架；在长矩管160上方焊接多根角钢、槽钢或者矩管作为整流罩支撑框架16的立柱Ⅱ161；在立柱Ⅱ上方的左右两侧各焊接一根长角钢162，并在各立柱Ⅱ位置上设置可拆卸顶部横梁163，形成六面体结构的封闭框架，用于支撑整流罩4，使整流罩支撑框架16和整流罩4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163都是可拆的，以便于发动机的拆装。主立板10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101，增强发动机台架座1刚性，并方便发动机安装、检查时人员站立。台架底座板13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13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2，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2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2底座带键槽，与主安装节安装板通过键传力。

副安装节支撑3，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1的副安装节支撑3横梁151上的安装孔，与副安装节支撑3横梁为整体，与副安装节立柱15之间同时拆卸。副安装节支撑3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3及横梁151，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3。

整流罩4，由铺在整流罩支撑框架16的底部骨架的薄钢板、安装在整流罩支撑框架16立柱Ⅱ外侧面的铝合金板、安装在整流罩支撑框架16顶部横梁163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，对发动机形成很好的保护。

附件机匣支架5，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4内空间狭窄，附件机匣支架5的支撑和位置调节实现难度大，将附件机匣支架5设为三层：底层为可沿轴向移动的“T”型槽以及螺纹调节座50，固定在台架底座板13上方；中间层为附件机匣下支架51；上层为附件机匣上支架52。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4底板的影响，附件机匣上支架通过两条腿穿过整流罩4底板与附件机匣下支架连接，整流罩4底板上需要开满足位置调节余量的孔。附件机匣支架5的三向调节功能全部在整流罩4外，所有位置调节在整流罩4外部完成。由于附件机匣支架5坐落在台架底座板13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2、主横梁11外，其所有位于整流罩4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2、副安装节支撑3等微调航空发动机横向和高度方向位置（发动机台架座1的主安装节安装板14顶部多加工1mm，留后期垫片调节主安装节支撑2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13与变迎角支撑平台面板之间配做至少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。

如图9-10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和材料许用抗拉应力，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；

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，以设计截面形状。

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。

当整流罩承受无遮挡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。

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 (6)

1.一种亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架，其特征在于，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；

设置在台架座外部，并与发动机的安装位置相配合的整流罩；

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；

所述台架座还包括：

分别与支撑件Ⅰ、支撑件Ⅱ相配合的多块安装板、两根立柱Ⅰ；

其中，主立板成对设置在整流罩两侧，各安装板设置在主立板顶部平面上以构建支撑件Ⅰ的安装位，所述安装板通过其上设置的键槽、螺栓与支撑件Ⅰ进行固定；

各立柱Ⅰ均焊接在主立板下游的左右两侧，所述立柱Ⅰ通过顶部横梁Ⅰ与支撑件Ⅱ连接；

所述支撑件Ⅱ设置为吊挂式结构，所述支撑件Ⅱ包括：

与顶部横梁Ⅰ上安装孔相配合的细牙螺钉；

与细牙螺钉相配合的万向拉杆机构。

2.如权利要求1所述的亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架，其特征在于，所述台架座还包括：与整流罩相配合的支撑框架，所述支撑框架包括：

设置在主横梁上部，且位于主立板内侧的两根长矩管；

设置在长矩管之间的多组横矩管；

设置在长矩管上多根立柱Ⅱ；

设置在立柱Ⅱ上方的左右两侧各焊接一根长角钢；

其中，所述长角钢在与各立柱Ⅱ对应的位置上分别设置有可拆卸的顶部横梁，以在空间上构建六面体结构的封闭框架。

3.如权利要求2所述的亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架，其特征在于，所述主立板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短横板进行连接。

4.如权利要求1所述的亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架，其特征在于，所述支撑件Ⅰ头部的圆柱段与发动机主安装节的轴承孔对接，且支撑件Ⅰ内部设有可沿头部圆柱段的轴向移动的“T”型螺纹，所述支撑件Ⅰ底座带键槽，与主安装节安装板通过键传力。

5.如权利要求1所述的亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架，其特征在于，所述附件机匣支架被配置为具有三层结构，以在空间上通过各层对应用方向上的调整，完成与发动机对接口的对接操作。

6.一种如权利要求1-5任一项所述亚跨声速变角度进发直连风洞试验发动机台架的设计方法，其特征在于，包括：

S1、设F为发动机推力，Gf为发动机重量，Gf＇为发动机台架重量，对主横梁A、B，主纵梁C、D所受最大弯矩进行计算；

S2、基于S1得到的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；

S3、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；

S4、在理论计算完成后，通过有限元分析对设计结果进行校核。