风洞试验是将试验对象按一定比例缩小,放入试验段流场中,利用运动的相对性原理制造人造气流模拟飞行器在空中的各种状态,以获得模拟实验数据,验证飞行器性能,是现代飞行器研究不可或缺的关键环节。为提升我国风洞试验能力,为研制新型飞机和火箭提供完善的数据支撑,需研制一套模拟外挂物从母机分离的运动轨迹的六自由度机构。为满足风洞试验的要求,本文针对风洞六自由度机构的运动学、动力学、误差及动刚度分析进行研究。在风洞六自由度机构设计方案的基础上,采用D-H参数法建立该机构的空间描述和坐标变换关系,建立运动学模型,并进行运动学正解求解,在三维模型中验证求解结果的正确性。针对串联机构的特性,采用解析法推导出风洞六自由度机构的运动学逆解。采用Robotics Toolbox对风洞六自由度机构进行了运动学正解和逆解的仿真,得到各关节运动参数曲线,验证了建立的运动学正解和逆解的正确性,也验证了风洞六自由度机构结构设计的合理性。用基于能量的拉格朗日函数构建风洞六自由度机构的动力学模型,并在此基础上在ADAMS中建立风洞六自由度机构的虚拟样机,对其进行动力学仿真,得出为满足风洞性能指标所需的力/力矩、功率、速度/角速度、加速度/角加速度等运动曲线。对于机构的误差分析,在运动学分析的基础上对机构建立了误差模型,然后通过设置各关节误差,对误差模型求解,预测出机构末端的误差值。然后对误差进行辨识,得出误差的非线性超定方程组,以改进的最小二乘法迭代求解,得出最终的参数差值。随机选择100组位姿,将参数误差值从新代入计算,比较补偿前后的误差,使机构最终的精度大大提高。为了提升风洞六自由度机构的动刚度,对风洞六自由度机构进行模态响应分析和谐响应分析,找到机构刚度最薄弱的共振点。然后通过将各个结构件和接合面依次刚体化处理,对比结构件刚体化后对整个机构共振频率的影响程度,识别出对机构动刚度影响较大的结构件。针对机构动刚度薄弱环节,采用灵敏度分析法对薄弱结构件进行优化设计,有效地提高了风洞六自由度机构的动刚度。