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龙图腾网获悉大连理工大学申请的专利基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN121207486B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-03发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202511772206.0，技术领域涉及：G01M9/08；该发明授权基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法是由冯伟哲;梁之海;苏子文;金伟;钱卫设计研发完成，并于2025-11-28向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法在说明书摘要公布了：本发明属于飞行器抖振风洞试验技术领域，公开基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法。本发明针对多个非基准飞机目标飞行状态，从结构动力学方程和弹性相似原理出发，确定新的相似关系，构建弹性相似转换模型。结合“刚弹组合”抖振风洞试验模型的风洞试验所测脉动压力和抖振加速度响应，生成弹性相似转换模型在“等效风洞试验”下的抖振加速度响应，根据弹性相似转换模型满足的新的相似关系，将其在“等效风洞试验”下测得的抖振加速度响应转换至多个非基准实际飞机尺度目标飞行状态。本发明通过单个状态下的抖振风洞试验数据推广出弹性相似转换模型的“等效风洞试验”抖振响应数据，实现飞机尾翼多目标点抖振响应预测。

本发明授权基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法在权利要求书中公布了：1.基于弹性相似转换的飞机尾翼多目标点抖振响应预测方法，其特征在于，步骤如下： 步骤1：“刚弹组合”抖振风洞试验模型设计； “刚弹组合”抖振风洞试验系统包括“刚弹组合”抖振风洞试验模型装置1、主支撑杆2、尾支撑杆件3、主支撑杆迎角适配机构4和尾支撑杆迎角适配机构5；主支撑杆迎角适配机构4和尾支撑杆迎角适配机构5分别设置在主支撑杆2和尾支撑杆件3上，主支撑杆2、尾支撑杆件3用于支撑”刚弹组合”抖振风洞试验模型装置1； 步骤2：基准抖振风洞试验模型的抖振风洞试验； 步骤3：构建弹性相似转换模型； 步骤4：弹性相似转换模型“等效风洞试验”抖振响应生成； 步骤5：实际飞机尺度多目标点抖振响应预测； 所述的“刚弹组合”抖振风洞试验模型装置1包括刚性机身11、刚性机翼12、刚性尾翼13、弹性尾翼14、脉动压力传感器15和加速度传感器16；刚性尾翼13包括刚性翼面结构133和盖板132，盖板132与刚性翼面结构133相扣，构成刚性尾翼模型装置131，刚性尾翼模型装置131固定到刚性机身11上；刚性尾翼13按真实飞机结构的几何形状进行设计，其两侧布置脉动压力传感器15，用于测量抖振风洞试验时的抖振脉动压力；弹性尾翼14包括弹性尾翼模型装置141、金属芯板142和维形泡沫143，其中金属芯板142位于弹性尾翼14的中面，提供弹性支撑；维形泡沫143覆盖在金属芯板142上，维持尾翼气动外形；金属芯板142和维形泡沫143共同构成弹性尾翼模型装置141，安装在刚性机身11上；弹性尾翼14按照弹性结构动力学缩比设计，并在弹性尾翼14上布置加速度传感器16，用于在抖振风洞试验时测量弹性尾翼14的抖振加速度响应； 弹性尾翼14按照弹性结构动力学缩比设计，相似转换的依据是弹性尾翼14与真实飞机结构的斯特劳哈尔数相等： 1； 式中，表示斯特劳哈尔数，为减缩频率；表示圆频率；表示特征长度；表示气流速度；弹性尾翼14按照弹性结构动力学缩比设计所采用的三个比例尺为： 2； 3； 4； 其中，为长度比，为速度比，为密度比，分别是“刚弹组合”抖振风洞试验模型的长度、来流速度和空气密度；分别是真实飞机结构的长度、来流速度和空气密度；由式2~4的比例尺，得到导出比例尺如下： 5； 6； 7； 其中，、和分别表示弹性尾翼14与真实飞机结构的质量比、刚度比和频率比；分别表示弹性尾翼14的质量、刚度和圆频率；分别表示真实飞机结构的质量、刚度和圆频率； 设计弹性尾翼14时，首先根据风洞的尺寸和试验风速限制，确定“刚弹组合”抖振风洞试验模型的长度、来流速度和空气密度；然后，根据真实飞机结构的长度、来流速度和空气密度，确定式2~4中的比例尺、和，然后根据式5~7得到导出比例尺、和，从而确定“刚弹组合”抖振风洞试验模型，包括弹性尾翼14的质量、刚度和圆频率； 将针对基准目标飞行状态按照式2~7所设计的弹性尾翼模型定义基准抖振风洞试验模型，基准抖振风洞试验模型对应于基准飞行状态的海拔高度和马赫数；将目标飞行状态改变之后的弹性尾翼14定义为弹性相似转换模型。

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