[发明专利]用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件

权利要求书

1.一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：

壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，所述临界截面这样确定的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将所述最可能的严重结冰区域内的顺气流任一弦向翼面确定为临界截面，其中，所述后掠拉伸是将所述临界截面拉伸为试验翼形并且所述试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于所述临界截面的直线呈后掠角；

防冰腔，其限定在所述壳体内，所述防冰腔被配置为其结构参数与真实机翼在临界截面处的防冰腔的结构参数相同；

试验笛形管，其布置在所述防冰腔内，所述试验笛形管被配置为其位于所述防冰腔内的管段部分中央截面处的热气参数与流经所选飞机机翼临界截面处笛形管内的热气参数一致。

2.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征在于，所述试验笛形管的末端设置有限流装置。

3.根据权利要求2所述的翼型试验件，其特征在于，所述限流装置为限流孔板。

4.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征在于，位于所述防冰腔内的试验笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度分别与所述临界截面处的笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度一致。

5.一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的翼型面确定方法，其中，所述机翼具有后掠角，所述翼型试验件的翼型面确定方法包括：

根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域；

在所述可能的严重结冰区域内，根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域；

在所述最可能的严重结冰区域内选择所述机翼的一个顺气流弦向翼面并定义为临界截面；

将所述临界截面沿与垂直其本身直线呈后掠角度的机翼前缘线拉伸成翼型面。