[发明专利]一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法

权利要求书

1.一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的45～60％；

后段为后加载段，中段为过渡段，其中，后加载段为原机翼翼型后加载段通过平移并压缩生成；中后段上表面为能够避免当地压力分布突变的样条线；

所述过渡段为平滑过渡样条，用于后加载段与前缘之间的过渡。

2.根据权利要求1所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

3.根据权利要求2所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，最大厚度点为20％弦线处。

4.一种权利要求1所述 的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布基本一致。

5.根据权利要求4所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

6.根据权利要求5所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，具体过程如下：

1)基于1:1原机翼剖面，在弦线20％处，以垂直于弦线的平面切割剖面，产生的上、下表面切割点分别为a、b；

2)分别过a、b点向后做平行于弦线的直线，用此直线切割原机翼20％弦线点之后的剖面，产生的上、下表面的切割点分别为c、d；

3)舍弃原机翼上表面中段剖面ac和下表面中段剖面bd，切除原机翼剖面上厚度大于20％弦长处厚度的部分；

4)将后半部分剖面沿弦线向剖面前缘的方向平移，平移的距离为弦线长度的30％；

5)将平移后的后半部分剖面向前缘方向缩比0.6，缩比时的参考平面为20％弦长处垂直于弦线的平面，缩比后，其后缘位置位于原弦线的50％位置处，上下表面后缘点分别为e点和f点；

6)在完成平移和缩比之后，用样条线连接ae，使得该样条线在a点与剖面线ab相切；以上述样条线ae作为混合模型的剖面上表面的后半段外形；

7)下表面用样条线连接bd，该样条线在b点与剖面线ab相切，在d点与剖面线df相切，以上述样条线bd和剖面线df作为混合模型的剖面下表面的后半段外形；

8)计算分析混合模型的压力分布并对其外形进行优化。

7.根据权利要求6所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，通过该样条线ae在a点处张度来调节其上表面形状；通过调整样条线bd在b点和d点处张度，以及沿平移和压缩后生成的原df剖面线向后缘方向调整d点位置，来调节其下表面形状，使得保证前缘部分压力分布与原机翼剖面相应部位压力分布基本一致的前提下，其中后段上下表面压力变化平缓，无突变。