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摘要：本发明属于飞机结冰风洞技术领域，公开了一种面向超大阻塞度的结冰风洞试验混合翼优化设计方法，对混合翼压力特性、阻力特性和几何特性进行优化，首先输入飞机模型，生成CFD计算所需的网格，对飞机模型开展气动力计算，获得目标状态的飞机表面压力分布，根据飞机表面压力分布结果和飞机的设计特征，选取展向翼剖面作为混合翼设计剖面，确定混合翼前缘固定不变的弦向比例，根据阻塞度要求，计算混合翼弦长，生成初始混合翼，再确定混合翼的设计目标、设计变量及设计约束，然后先后采用FFD参数化方法、RANS求解器、进化类算法开展混合翼优化，持续迭代完成混合优化设计。本发明解决了传统混合翼设计过程中依赖人工经验试凑，难以兼容设计质量和效率的矛盾，实现根据指定的设计目标、设计变量及设计约束开展自动寻优，得到满足设计要求及设计准则的混合翼。
主权项：1.一种面向超大阻塞度的结冰风洞试验混合翼优化设计方法，其特征在于，对混合翼压力特性、阻力特性和几何特性进行优化，包括以下步骤：S1：输入飞机模型，生成CFD计算所需的网格，对飞机模型开展气动力计算，获得目标状态的飞机表面压力分布；S2：针对所述步骤S1的飞机表面压力分布结果，结合飞机的设计特征，选取展向翼剖面作为混合翼设计剖面，截取翼剖面；S3：根据翼剖面前缘的压力分布特征和防除冰系统位置，确定混合翼前缘固定不变的弦向比例，根据阻塞度要求，计算可接受的混合翼弦长，生成初始混合翼，进而生成初始的混合翼网格；S4：根据混合翼设计准则，确定混合翼的设计目标、设计变量及设计约束；S5：采用FFD参数化方法对初始混合翼进行参数化，将FFD控制点指定为设计变量；S6：采用RANS求解器求解混合翼的外流场，得到压力分布和阻力系数；S7：采用进化类算法开展混合翼优化，重复步骤S5～S7，持续迭代，直至混合翼满足设计目标和设计约束；S8：针对典型的试验工况，对S7所设计的混合翼进行压力分布、水滴撞击特性和结冰特性的校核，确认混合翼设计方案的有效性。
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