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龙图腾网获悉大连理工大学申请的专利机翼-翼尖控制面构型干风洞非定常气动力缩聚等效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：CN121031452B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-06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：202511549692.X，技术领域涉及：G06F30/28；该发明授权机翼-翼尖控制面构型干风洞非定常气动力缩聚等效方法是由冯伟哲;钱卫;张家赫;梁之海;戴风友;朱旋虎;李金龙设计研发完成，并于2025-10-28向国家知识产权局提交的专利申请。

本机翼-翼尖控制面构型干风洞非定常气动力缩聚等效方法在说明书摘要公布了：本发明属于干风洞试验技术领域，具体涉及机翼‑翼尖控制面构型干风洞非定常气动力缩聚等效方法。本发明在构建降阶非定常气动力模型的过程中引入了虚拟插值点，在满足试验精度的前提条件下，能够快速高效构建降阶非定常气动力模型，且模型阶数足够低。最终，主翼面和翼尖控制面各布置2个点，即可完成对机翼‑翼尖控制面构型的主要模态等效和非定常气动力等效。与传统方法单个翼面需要布置4个点，整体需要8个点相比，本发明所提出的方法能够大幅降低了机翼‑翼尖控制面构型的干风洞非定常激振力控制和施加的难度，提高了机翼‑翼尖控制面构型干风洞试验的可靠性。

本发明授权机翼-翼尖控制面构型干风洞非定常气动力缩聚等效方法在权利要求书中公布了：1.机翼-翼尖控制面构型的干风洞非定常气动力缩聚等效方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤1：构建机翼-翼尖控制面构型飞行器部件模型； 机翼-翼尖控制面模型包括主翼面1、翼尖控制面2、翼尖控制面转轴3和机翼固定端边界4；翼尖控制面转轴轴线9位于翼尖控制面转轴3的轴线上，机翼固定端边界延伸线8是机翼固定端边界4的虚拟延伸线；建立机翼-翼尖控制面构型结构有限元网格和气动面元网格模型，并基于有限元模型和气动力模型计算机翼-翼尖控制面构型有限元模态和非定常气动力影响系数矩阵，得到分布非定常气动力，如公式1所示：1 其中，为均布非定常气动力，为动压；为结构位移响应，为非定常气动力影响系数矩阵； 步骤2：虚拟插值点布置； 主翼面1的插值点包括：机翼插值点a51和机翼插值点b52，机翼插值点a51和机翼插值点b52布置在主翼面1上，机翼虚拟插值点c53、机翼虚拟插值点d54、机翼虚拟插值点e55、机翼虚拟插值点f56布置于机翼固定端边界4和机翼固定端边界延伸线8上；机翼虚拟插值点c53、机翼虚拟插值点d54、机翼虚拟插值点e55、机翼虚拟插值点f56布置数量超过4个； 翼尖控制面2的插值点包括：翼尖控制面插值点m61和翼尖控制面插值点n62，翼尖控制面插值点m61和翼尖控制面插值点n62布置在翼尖控制面2上，翼尖控制面虚拟插值点o63，位于翼尖控制面转轴轴线9和机翼固定端边界延伸线8的交点上，翼尖控制面虚拟插值点o63位于机翼固定端边界4和机翼固定端边界延长线8上； 步骤3：基于虚拟插值点的频域缩聚非定常气动力计算； 针对主翼面1，选定机翼虚拟插值点c53、机翼虚拟插值点d54、机翼虚拟插值点e55、机翼虚拟插值点f56构成虚拟插值点集集为，机翼插值点a51和机翼插值点b52构成插值点集为；构建点集，以此点集为输入基于曲面样条插值方法构建气动力降阶矩阵，得到主翼面1的插值矩阵，有： 2 其中，为虚拟插值点集对应插值项，为插值点集对应插值项； 基于虚拟插值点方法针对主翼面与翼尖分别构建插值矩阵得到与，则最终的插值矩阵由和共同组成，即： 3 构建降阶气动力影响系数矩阵有： 4 式中，为降阶非定常气动力影响系数矩阵；，，为基于虚拟插值点的曲面样条插值方法构建的降阶插值矩阵；是减缩频率； 降阶气动力为： 5 式中，为分布非定常气动力，为动压；为减缩点结构位移响应； 针对翼尖控制面2的频域缩聚非定常气动力计算，过程与针对主翼面1的计算方法相同； 步骤4：基于遗传算法的单区域缩聚优化； 步骤5：缩聚模型的频域非定常气动力构建和频域验证； 步骤6：缩聚模型的时域非定常气动力构建； 步骤7：时域干风洞仿真验证； 步骤8：机翼-翼尖控制面构型缩聚模型时域气动力求解矩阵导出。

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