本申请涉及飞机测试，具体涉及一种进气道结冰范围试验方法、装置、设备以及存储介质。
背景技术：
1、飞机在飞行过程遇结冰可能导致飞行控制系统失灵，危害航空安全。飞机穿过不同类型的云层导致的结冰范围和冰层厚度也不同，为了更好应对不同结冰范围和结冰厚度的冰层，即时采取恰当的除冰措施，可以预先测试飞机遇到不同条件的云层的结冰范围，为实际飞行提供参考。
2、对于对机身尺寸过大的飞行器进行结冰试验，现阶段存在难以实现大进气流量条件下的结冰范围模拟的问题。
技术实现思路
1、本申请要解决的技术问题是：如何针对大尺寸飞行器进行大进气流量条件下的结冰试验。
2、第一方面，一种实施例中提供一种进气道结冰范围试验方法，应用于电子设备，所述方法包括：获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律；对所述待测飞行器按照预设尺寸比例缩小，得到待测试验件；所述预设尺寸比例根据试验段尺寸和阻塞比要求确定；计算所述待测试验件在试验段中进气道内部流场特性和进气道外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件在所述试验段中的风洞来流条件；所述进气道内部流场特性由所述试验段进气模拟的能力确定；按照所述风洞来流条件对所述待测试验件进行结冰范围试验。
3、一种实施例中，流场特性包括流场的马赫数，获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律，包括：获得所述自然来流条件对应的远场来流条件；所述远场来流条件包括来流风速、温度以及环境压力；按照流体进入飞行器的进气道形成的流线转折点，设置测量所述待测飞行器的进气道内部流场的标定截面；调用预设程序模拟气流按照所述远场来流条件对所述待测飞行器的冲击，计算所述待测飞行器在自然来流条件下的远场气流马赫数；调用预设程序模拟气流按照所述远场来流条件对所述待测飞行器的冲击，基于所述标定截面计算所述待测飞行器在自然来流条件下的内部气流马赫数；计算所述远场气流马赫数和所述内部气流马赫数的第一比值，作为所述流场特性分布规律。
4、一种实施例中，计算所述待测试验件在试验段中进气道内部流场特性和外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件在所述试验段中的风洞来流条件，包括：计算所述待测试验件在试验段中进气道内部气流马赫数和风洞气流马赫数的第二比值与所述第一比值相同时，所述待测试验件在所述试验段中的风洞来流条件。
5、一种实施例中，流场特性包括流场的压力，所述流场特性分布规律还包括飞行器的进气道唇口区域的目标压力曲线；所述唇口区域是指对远场来流进行分流至结束位置的飞行器外壁部分；所述结束位置对应分流后的不同远场来流流线开始平行的位置。
6、一种实施例中，所述流场特性分布规律还包括飞行器的进气道内部气流马赫数和远场气流马赫数的第一比值；在计算所述待测试验件在试验段中内场流场特性和外场流场特性符合所述流场特性分布规律之后，所述方法还包括：根据所述第一比值和所述远场来流条件，设置所述试验件的进气道唇口区域的初始压力曲线；通过设置于所述试验件的进气道唇口区域的测压装置，采集所述试验件的进气道唇口区域的实际压力分布；根据所述实际压力曲线和所述目标压力曲线的差值，在所述初始压力曲线的基础上调整所述待测试验件在试验段中进气流量或风洞来流条件，直至所述实际压力曲线与所述目标压力曲线的差值小于预设阈值；获得所述实际压力曲线与所述目标压力曲线的差值小于预设阈值时，所述待测试验件在试验段中的风洞来流条件和目标进气流量；按照所述风洞来流条件对所述待测试验件进行结冰范围试验，包括：按照调整后的所述风洞来流条件和所述目标进气流量对所述待测试验件进行结冰范围试验。
7、一种实施例中，按照调整后的所述风洞来流条件和所述目标进气流量对所述待测试验件进行结冰范围试验，包括：获取所述待测飞行器在自然来流条件下的水滴修正撞击参数；以保持所述水滴修正撞击参数为目标，根据所述风洞来流条件，调整水滴直径，得到目标水滴直径；按照调整后的所述风洞来流条件和所述目标水滴直径，对所述待测试验件进行结冰范围试验。
8、一种实施例中，在执行所述在所述初始压力曲线的基础上调整所述待测试验件在试验段中初始进气流量或初始风洞来流条件之前，所述方法还包括：
9、根据预设所述待测试验件在试验段中初始进气流量，计算所述待测试验件在试验段中进气道内部气流马赫数和风洞气流马赫数的第二比值与所述第一比值相同时，所述待测试验件在试验段中的初始风洞来流条件；
10、或者，根据预设所述待测试验件在试验段中的初始风洞来流条件，计算所述待测试验件在试验段中进气道内部气流马赫数和风洞气流马赫数的第二比值与所述第一比值相同时，所述待测试验件在试验段中的初始进气流量。
11、第二方面，一种实施例中提供一种进气道结冰范围试验装置，所述装置包括：
12、流场特性获得模块，用于获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律；
13、缩比模块，用于对所述待测飞行器按照预设尺寸比例缩小，得到待测试验件；所述预设尺寸比例根据试验段尺寸和阻塞比要求确定；
14、计算模块，用于计算所述待测试验件在试验段中进气道内部流场特性和进气道外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件在所述试验段中的风洞来流条件；所述进气道内部流场特性由所述试验段进气模拟的能力确定；
15、试验模块，用于按照所述风洞来流条件对所述待测试验件进行结冰范围试验。
16、第三方面，本申请实施例还提供了一种计算设备，该计算设备包括处理器和存储器，存储器上可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器运行时执行所述程序时实现前述方法实施例中的步骤。
17、第四方面，本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其中存储有处理器可执行的程序，所述处理器可执行的程序被处理器执行时用于实现如所述程序时实现前述方法。
18、本申请的有益效果是：
19、按照上述方式获得的风洞来流条件，遵循了飞行器在自然来流条件下，进气道内部气流和外部气流的分布状况；并且在此基础上设置的飞行器与试验件的缩小比值又根据试验段能提供的进气流量得到，因此通过该计算得到的试验件的风洞来流条件既能还原待测飞行器在自然条件下遇到的空气流体环境，又能实现大进气流量的模拟，同时将较大尺寸的飞行器缩小后的到的试验件能够放置于试验段，解决当前大尺寸飞行器难以通过结冰风洞进行结冰试验的问题。
1.一种进气道结冰范围试验方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，流场特性包括流场的马赫数，获得待测飞行器在自然来流条件下对应的流场特性分布规律，包括：
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，计算所述待测试验件在试验段中进气道内部流场特性和进气道外部流场特性符合所述流场特性分布规律时，所述待测试验件在所述试验段中的风洞来流条件，包括：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，流场特性包括流场的压力，所述流场特性分布规律还包括飞行器的进气道唇口区域的目标压力曲线；所述唇口区域是指对远场来流进行分流至结束位置的飞行器外壁部分；所述结束位置对应分流后的不同远场来流流线开始平行的位置。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述流场特性分布规律还包括飞行器的进气道内部气流马赫数和远场气流马赫数的第一比值；所述方法还包括：
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，按照调整后的所述风洞来流条件和所述目标进气流量对所述待测试验件进行结冰范围试验，包括：
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在执行所述在所述初始压力曲线的基础上调整所述待测试验件在试验段中初始进气流量或初始风洞来流条件之前，所述方法还包括：
8.一种进气道结冰范围试验装置，其特征在于，所述装置包括：
9.一种计算设备，其特征在于，包括至少一个处理器，以及与所述处理器连接的至少一个存储器；所述存储器存储有用于被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行如权利要求1至7任一所述的方法。
10.一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储计算机指令，其特征在于，所述计算机指令使计算机执行如权利要求1至7任一所述的方法。
