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

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。