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龙图腾网恭喜中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所申请的专利一种风洞试验模型的机翼扭转角测量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：CN119827101B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-04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：202510324577.6，技术领域涉及：G01M9/06；该发明授权一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法是由韩慧;徐志福;刘荻;张刃设计研发完成，并于2025-03-19向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法，属于风洞试验技术领域。解决了现有技术中传统的机翼扭转角测量方法因测量设备存在局限性导致的风洞试验结果精度较低的问题；本发明将测压模型通过支撑安装在风洞内，完成后续动压试验的准备工作；基于同一组试验中固定的马赫数和雷诺数，通过进行高动压和低动压试验，采集多个迎角下各剖面上测压点压力，并计算得到两组压力系数和升力系数；获得测压模型迎角和动压的比值与测压模型升力系数的关系，得到一次函数的系数；将其代入到测压模型扭转角的计算公式，得到测压模型扭转角的值。本发明有效减少了机翼扭转角误差，进而提升了风洞试验结果的精度和可靠性，可以应用于测量机翼扭转角。

本发明授权一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法在权利要求书中公布了：1.一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法，其特征在于，包括以下步骤： S1.将测压模型通过支撑安装在风洞内，完成后续动压试验的准备工作； S2.基于同一组试验中固定的马赫数和雷诺数，通过进行高动压试验和低动压试验，采集多个迎角下各剖面上测压点压力，并计算得到两组压力系数和升力系数； S3.根据两组压力系数和升力系数，得到测压模型扭转角的计算公式，并获得测压模型迎角和动压的比值与模型升力系数的关系，得到一次函数的系数； S4.将一次函数的系数代入到测压模型扭转角的计算公式，得到测压模型扭转角的值； 所述S3中，具体包括以下步骤： S31.根据相同马赫数、相同雷诺数、不同动压下一致的测压模型剖面局部迎角，得到高动压试验和低动压试验中测压模型剖面的局部迎角和测压模型剖面扭转角的关系式； S32.根据测压模型剖面扭转角与动压和升力的关系，得到测压模型扭转角的计算公式； S33.根据相同马赫数、相同雷诺数下测压模型升力系数一致，得到高动压试验与低动压试验时测压模型升力系数的关系式； S34.根据步骤S31至S33所得的结果，得到测压模型迎角和动压的比值与测压模型升力系数的关系式； S35.对各剖面在高动压和低动压两种试验状态下多个迎角时的测压模型迎角和动压的比值与测压模型各剖面升力系数进行线性回归计算，拟合得到一次函数的系数即斜率a和常数项b； 所述S31中，测压模型剖面的局部迎角和测压模型剖面扭转角的关系式表示为： αlocal-αmodel,2-αlocal-αmodel,1＝ε2-ε1 -αmodel,2-αmodel,1＝ε2-ε1 其中，αlocal为测压模型剖面的局部迎角，αmodel,1为高动压试验时的测压模型迎角，αmodel,2为低动压试验时的测压模型迎角，ε1为高动压试验时的模型剖面扭转角，ε2为低动压试验时的模型剖面扭转角； 所述S32中，测压模型扭转角的计算公式表示为： ε＝-a×CL+b×q 其中，a为一次函数的斜率，CL为测压模型的升力系数，b为一次函数的常数项，q为动压； 所述S33中，高动压试验与低动压试验时测压模型升力系数的关系式表示为： CL,1＝CL,2 其中，CL,1为高动压试验时测压模型升力系数，CL,2为低动压试验时测压模型升力系数； 所述S34中，测压模型迎角和动压的比值与测压模型升力系数的关系式为： αmodel,2-αmodel,1＝ε1-ε2＝-a×CL,1+b×q1+a×CL,2+b×q2 其中，αmodel,1为高动压试验时的测压模型迎角，αmodel,2为低动压试验时的测压模型迎角，q1为高动压试验时的动压，q2为低动压试验时的动压。

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