本发明涉及结冰风洞试验的模型设计，具体涉及一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法。
背景技术：
1、飞机在飞行过程中，在一定高度云层的水滴会凝结，当温度在零摄氏度及以下时在飞机表面会结冰并有可能进一步形成积冰。飞机结冰是威胁飞机飞行安全的主要隐患之一，近年来受到了广泛的关注。飞机结冰的研究手段有飞行试验、结冰风洞试验和数值仿真，其中结冰风洞试验是研究飞机结冰现象的最主要手段。
2、目前世界上最大的结冰风洞试验段尺寸长宽在8米级别以内，而大型飞机长宽尺寸在30米级别以上，因此在目前的试验设备条件下无法进行1:1比例的整机结冰风洞试验。
3、同时由于缩比模型的结冰风洞试验在理论方面还不完善，因此在目前的技术水平下研究大型飞机的结冰现象时，只能进行1:1比例的飞机部件结冰试验。在大型飞机部件结冰风洞试验模型的设计方面，目前还没有统一设计规范。
4、对于机翼或水平尾翼这种外形规则的飞机部件，通常有两种结冰风洞试验模型的设计方法：
5、1、从机翼或水平尾翼外翼位置直接截取一段外形作为试验模型，这种方案称为3d试验模型方案；
6、2、从机翼或水平尾翼上提取一个典型的翼型，然后沿翼型垂直方向直接拉伸(称为2d试验模型方案)或带后掠角拉伸(称为2.5d试验模型方案)形成试验模型。
7、但对于如机头、起落架这种不规则形状的飞机部件，由于部件周围流场复杂，如果按照上述的两种方法来设计模型，则很难准确模拟这些复杂部件的结冰状况。
技术实现思路
1、为了解决不规则形状的飞机部件的结冰风洞试验模型的设计难题，本发明的目的在于提供一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，使用本方法设计出的模型能够准确模拟复杂部件周围的复杂流场，进而能够准确模拟复杂部件的结冰状况。
2、本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
3、一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，该方法包括以下步骤：
4、计算全机模型的关键参数，该关键参数包括压力分布、水滴收集效率和冰形；
5、确定用于结冰风洞试验的大型飞机部件及结冰风洞试验段尺寸；
6、根据结冰风洞试验段尺寸大小在全机模型中分割出用于试验的部件模型；
7、对分割出的部件模型进行整流；
8、计算整流后部件模型的关键参数；
9、对比全机模型和部件模型的关键参数，评估部件模型是否能够有效代表全机在该区域的结冰特性；
10、经过反复迭代优化，直至部件模型满足试验要求后，则认为试验模型设计成功，确定当前部件模型为用于结冰实验的模型外形。
11、根据本发明提供的一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，所述计算全机模型的关键参数，包括：
12、利用飞行器结冰仿真软件对全机模型进行数值模拟，计算出模型表面的压力分布、水滴收集率和冰形；
13、根据本发明提供的一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，所述根据结冰风洞试验段尺寸大小在全机模型中分割出用于试验的部件模型，包括：
14、根据结冰风洞试验段尺寸和全机模型的原始尺寸，在全机模型中识别出结冰试验所关注的部件，在3d模型中使用分割工具将选定的部件从全机模型中分割出来。
15、根据本发明提供的一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，所述对分割出的部件模型进行整流，包括：
16、设置可移动的控制点1-5，通过各控制点与部件模型上对应的固定点确定控制曲线，由控制曲线通过多截面曲面或填充功能形成曲面，连接各曲面获得修形外形，若要改变修形外形，则需要移动部分或全部控制点1-5，从而改变控制曲线，进而改变曲面。
17、根据本发明提供的一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，在进行全机模型和部件模型的关键参数对比时，按照顺序依次对压力分布、水滴收集效率和冰形进行对比，即首先进行压力分布对比，然后进行水滴收集效率对比，最后进行冰形对比。
18、根据本发明提供的一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，在对比时，若发现全机模型和部件模型之间的关键参数存在较大差异，则需要重新调整部件模型的整流设计，并进行新一轮的计算和对比；通过不断迭代优化，直至两者在关键参数上无明显差别，确保试验模型能够准确反映全机环境下的结冰情况。
19、由此可见，本发明具有以下有益效果：
20、1、本发明通过计算全机模型的关键参数(如压力分布、水滴收集效率和冰形)，并据此确定具体的试验部件及尺寸，确保了试验直接针对飞机结冰敏感或关键区域进行，提高了试验的针对性和有效性，能够有效解决大型飞机复杂部件结冰风洞试验模型的设计难题，实用价值高。
21、2、本发明在设计过程中，通过对部件模型进行整流并重新计算关键参数，可以最大程度地还原部件在实际飞行中的气流状态，从而保证试验结果的准确性和可靠性。此外，通过对比全机模型和部件模型的关键参数，进一步验证了模型设计的合理性，提升了模型的精确度。
22、3、与全机模型相比，部件模型显著减小了试验尺寸和复杂度，降低了风洞试验的成本和时间。同时，通过迭代优化确保模型满足试验要求，避免了不必要的重复试验，提高了试验效率。
23、4、该方法允许针对不同的飞机部件和结冰条件进行灵活设计，具有较强的适应性和可扩展性。例如，可以根据不同机型、不同飞行阶段或不同气候条件，快速调整试验模型和试验方案。
24、5、标准化的设计流程和关键参数计算方法保证了试验的可重复性。无论是由哪个团队或在哪个时间点进行试验，只要遵循相同的设计流程和标准，都能得到较为一致的结果。
25、7、本发明所提出的模型设计方法可使用任意商用三维设计软件和三维冰形计算软件来完成，且无需特殊的使用技巧，因此具有成本更低，操作更简单的优势。
26、8、本发明所提出的模型设计方法使用数字化的方式来实现，能够精确控制试验模型的几何参数，因此设计出的试验模型更精确。
27、下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
1.一种用于大型飞机部件结冰风洞试验的模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算全机模型的关键参数，包括：
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据结冰风洞试验段尺寸大小在全机模型中分割出用于试验的部件模型，包括：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对分割出的部件模型进行整流，包括：
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：
