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龙图腾网恭喜中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所申请的专利一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算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：CN119492510B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-05-13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：202411815537.3，技术领域涉及：G01M9/06；该发明授权一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法是由王延灵;沈彦杰;唐文威;王佳宁;王明辉;卜忱;陈昊设计研发完成，并于2024-12-11向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法在说明书摘要公布了：一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，属于空气动力与风洞试验领域。解决现有技术抗干扰能力不足，精度低的问题，本发明采用三点法，在模型表面布置三个测压点，通过风洞测压试验获得压力值，利用解算算法得到模型姿态与速压，该方法具有实时性，且不需要在机身表面引入外部测量设备，完全避免了气动外形改变对姿态角与速压测量精度的影响，构建了满足小展弦比飞翼布局风洞自由飞试验需求的低干扰、精细化模型姿态与速压解算方法。相比于传统的解算方法，该方法避免了测量精度随着姿态增大而降低，满足了小展弦比飞翼布局由于强烈的非线性特征对姿态数据准确测量的需求，提升了该布局风洞自由飞试验数据可靠性。

本发明授权一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法在权利要求书中公布了：1.一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，所述方法适用于小展弦比飞翼布局风洞自由飞试验，其特征在于，所述方法包括：S1：在待测飞行器表面选取三个测压孔，所述三个测压孔分别为：测压孔1、测压孔2和测压孔3；所述测压孔1位于所述待测飞行器的机头尖部，测压孔2位于所述待测飞行器的左下翼面，所述测压孔3位于所述待测飞行器的右下翼面，且与测压孔2对称分布；S2：加工轻质小惯量几何相似风洞试验模型；S3：所述轻质小惯量几何相似风洞试验模型通过六分量应变式天平与风洞支撑系统连接，利用风洞试验数据采集系统采集数据；S4：确定所述待测飞行器的试验姿态角包线范围，通过风洞支撑系统改变模型姿态角，达到目标姿态位置；S5：采集姿态角包线范围内，三个所述测压孔的压力系数；S6：根据三个所述测压孔的压力系数计算侧滑角校准系数、迎角校准系数和速压校准系数；S7：根据所述侧滑角校准系数、迎角校准系数和速压校准系数计算所述待测飞行器的侧滑角、迎角和来流风速；所述侧滑角通过： 获得，其中，βi为第i时刻的侧滑角，β1、β2为距离βi最近的相邻侧滑角，且β1＜β2，为相对应的校准系数；所述迎角通过： 获得，其中，其中αi为第i时刻的迎角，kαβ1为β1状态下的全迎角校准系数，kαβ2为β2状态下的全迎角校准系数，为α2、βi状态下的迎角校准系数，为α1、βi状态下的迎角校准系数，α1、α2为距离αi最近的相邻迎角，且α1＜α2，kε为修正系数；所述来流风速通过： 获得，其中，为αi状态下的速压校准系数，为V1、αi状态下的速压校准系数，为V2、αi状态下的速压校准系数，Vi为第i时刻的来流风速，V1、V2为距离Vi最近的相邻来流风速，且V1＜V2。

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