如今,高超声速飞行器作为飞行器发展的一个重要方向越来越受到世界各航天大国的重视。高超声速飞行过程中空气的压缩以及与飞行器表面的摩擦对飞行器产生的气动载荷与摩擦热问题严重影响了飞行器的性能与安全。通过风洞中的模拟实验,能够有效地模拟和预测飞行器的气动特性,对飞行器热防护的设计和优化起指导作用。在风洞的热流测量试验过程中,飞行器模型送入流场中心所花费的时间,对试验结果的精确影响最大。快速插入机构的研制能够最大程度地减少飞行器模型进入流场中心的时间,极大地提高风洞试验数据的准确性和可靠性。但是快速插入机构需要在极短时间内将模型送入流场中心并完成启停动作,对速度和控制精度均要求极高,而且模型和尾支杆的重量对快插机构的驱动造成了较大的负载,机构的运动惯性较大。快插过程中高速重载,短距启停的特性对快插机构的成功研制造成了挑战。现存的快速插入机构大多采用液压或气动驱动的方式实现,存在灵活性差,控制精度低等问题。本文研究使用一种直线电机作为驱动的快速插入运动实现方式。对直线电机的布置形式以及相应的控制实现和精度保障方法进行了说明。特别针对快插运动过程中存在的高速重载、短矩启停以及要求快插时间短、控制精度高等关键技术难点提出了相应的解决方案。本文的主要工作如下:为了保证快插时间同时避免快插运动过程中的柔性冲击,对快插运动过程中的加减速度变化进行了控制规划。比较3-4-5次多项式加减速控制算法以及经过改良后的五段式三角函数算法对快插过程进行加减速度规划的结果。选定改良式五段三角函数加减速算法作为快插运动过程中的加减速控制规律,同时保证了运动过程中的时效性和平稳性。通过直接转矩分配的主从控制方式实现了两台直线电机的同步问题。对于控制系统无法直接实现所规划的复杂加减速控制曲线的问题。利用同一时刻速度值作为权重对位移曲线进行非均匀采样,并使用五次Hermite插值在相邻两采样点之间拟合五次多项式曲线进行过渡。通过控制系统的电子凸轮工具凸轮表实现了复杂的位移曲线。建立了直线电机的数学模型和系统传递函数。针对控制系统速度环设计了PI控制器并进行了仿真分析,得到了系统的单位阶跃响应。对于常规PID控制下系统的动态响应较差以及快速插入过程中存在的气动载荷冲击的问题,尝试采用模糊控制器对PI控制器进行自适应整定,通过仿真验证了模糊控制确实能够提高系统速度环的动态响应。