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龙图腾网获悉中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所申请的专利高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验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：CN119413393B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-06-17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：202510028565.9，技术领域涉及：G01M9/06；该发明授权高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法是由吴岸平;关成启;王雄;卢志毅;蒋万秋;陈庆明设计研发完成，并于2025-01-08向国家知识产权局提交的专利申请。

本高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法在说明书摘要公布了：本发明属于风洞试验和飞行控制交叉技术领域，公开了高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法。试验方法包括启动高超声速风洞；预置舵偏角；动态支撑机构解锁；改变攻角指令，第一次控制模型姿态稳定；改变翼面后掠角指令，同时第二次控制模型姿态稳定；改变质心位置和攻角指令，同时第三次控制模型姿态稳定；锁定动态支撑机构；关闭高超声速风洞。本发明的高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法，实现了高超声速变构型飞行器的风洞虚拟飞行多变量复杂时序控制，进而完成试验模型气动、运动和控制耦合模拟，能够用于对多变量复杂控制的新型高超声速变构型飞行器开展飞行性能和控制性能评估，具有工程实用价值。

本发明授权高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法在权利要求书中公布了：1.高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法，其特征在于，所述的高超声速风洞变构型飞行器模型包括变质心机构、变翼面机构、舵机系统和天平，变质心机构、变翼面机构、舵机系统通过伺服电机驱动，天平为六分量天平；高超声速风洞变构型飞行器模型通过位于高超声速变构型飞行器模型内腔的动态支撑机构连接腹支板进行腹支撑；动态支撑机构具有两个自由度，用于进行单自由度虚拟飞行试验或者两自由度耦合虚拟飞行试验；变质心机构、变翼面机构、舵机系统的驱动和反馈数据线与控制计算机连接，控制计算机内设置虚拟飞行控制系统；所述的试验方法包括以下步骤： S10.启动高超声速风洞； 在T0时刻，控制计算机上电，虚拟飞行控制系统初始化，变质心机构、变翼面机构、舵机系统的伺服电机保持初始位置，同时启动高超声速风洞； S20.设置高超声速风洞变构型飞行器模型舵偏角； 高超声速风洞流场建立前，为减小流场建立对舵偏角的冲击作用，舵偏角一般置于零位；待高超声速风洞流场建立后，虚拟飞行控制系统给出预设攻角配平位置的舵偏角指令，舵机系统的伺服电机驱动舵机偏转到位； S30.动态支撑机构解锁； 在T1时刻，解锁动态支撑机构，虚拟飞行控制系统设定延时300ms后启动高超声速风洞变构型飞行器模型姿态控制回路，同时跟踪预设的高超声速风洞变构型飞行器模型攻角指令； S40.第一次控制高超声速风洞变构型飞行器模型姿态稳定； 高超声速风洞变构型飞行器模型在高超声速风洞中飞行10s后姿态稳定，在T2时刻，开始虚拟飞行控制系统预设的变翼面和变质心虚拟飞行试验流程； S50.改变高超声速风洞变构型飞行器模型翼面后掠角； 虚拟飞行控制系统在T2～T2+3s内给出高超声速风洞变构型飞行器模型变翼面后掠角过程指令；在T2～T2+13s内，维持质心不变，模拟高超声速变构型飞行器在飞行过程中的变翼面后掠角过程，同时第二次控制模型姿态稳定； S60.改变高超声速风洞变构型飞行器模型质心位置； 虚拟飞行控制系统在T2+13s～T2+16s内给出变质心过程指令，模拟高超声速风洞变构型飞行器在飞行过程中的变质心过程；T2+13s～T4内，维持翼面后掠角不变，模拟高超声速变构型飞行器在飞行过程中的变质心过程，同时改变攻角指令，第三次控制模型姿态稳定； S70.锁定动态支撑机构； 在T4时刻，锁定动态支撑机构，虚拟飞行控制系统给出舵偏角回零指令；在T4+1s时刻，高超声速风洞变构型飞行器模型舵偏角回零； S80.关闭高超声速风洞； 关闭高超声速风洞；在T5时刻，关闭虚拟飞行控制系统，控制计算机下电，试验完成； 试验方法实现了高超声速变构型飞行器的风洞虚拟飞行多变量复杂时序控制，完成了试验模型气动、运动和控制耦合模拟。

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