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。