随着航空事业的发展,对航天器进行地面仿真试验是必不可少的,气浮仿真试验平台可以很好的对航天飞行器进行多个环节的仿真测试,在航天领域中具有举足轻重的地位。国外的气浮台地面仿真系统研制较早,由于气浮台可以有效对航天器各个方面进行仿真模拟,成功提高了航天器发射成功的概率。我国的气浮仿真平台的研制早期均是引进国外技术,近些年来随着多个高校及研究所的研发,成功自主研制了多套气浮转台。查阅相关资料,发现大型气浮仿真平台的资料较少。本文以大型三轴气浮仿真试验平台为研究对象,对多个子系统进行设计,并对其进行数学建模及仿真。本文主要研究内容如下:（1）总结国内外气浮转台的发展现状,结合功能要求和性能指标,设计气浮仿真试验平台整体结构,对姿态测量系统、调平衡系统、电源组件、台下控制系统进行研究。（2）对气浮球轴承的结构形式进行分析,闭式环面节流气浮球轴承拥有较好的承载力和动态稳定性。建立气膜简化的几何模型,利用工程简化法求得供气孔节流压力比代入气浮球轴承仿真模型的边界条件的入口压力中,通过fluent仿真求得不同参数下的承载力,然后通过差分法求得静态刚度,分析不同球轴承直径、供气孔数目及直径下的气浮球轴承静态特性,并确定优选参数。（3）设计冷气推进系统喷嘴布置形式和气动回路,采用了两种产生不同推力的喷嘴为组合的形式,结合气体动力学知识对冷气推进系统中小推力喷嘴进行尺寸设计,并进行仿真分析,保证其流场不发散。（4）对姿态控制系统进行数学建模,采用冷气推进系统和反作用飞轮系统作为执行机构,对不同执行机构进行PD控制律设计,完成simulink仿真分析。结果显示气浮台旋转到指定位置并达到稳态时,采用大推力器时调节时间大约为60s,采用小推力器时调节时间大约为200s,两者姿态控制响应曲线基本一致;飞轮系统明显比冷气推进系统的控制精度高、可最终使控制精度达到系统要求,只不过调节速度较慢,只适合在小角度时使用。