风洞试验是进行空气动力学研究与应用的最主要手段,风洞试验数据的质量会影响飞行器实际性能的准确预测,将决定飞行器设计研制的质量和水平,同时也是一座风洞性能的标志。风洞测力试验是最常见的风洞试验,目的是通过测力天平测量得到风洞中试验模型在不同状态下的模型气动力,在气动力从测力天平坐标系转换到气流坐标系的过程中,会因为模型姿态角测量的误差导致模型气动力系数误差,此误差在一些条件下可以占到总的气动力系数误差的25%。因此,姿态角测量技术是得到高精度风洞试验气动数据的前提和基础。现有的风洞试验模型姿态角测量方式主要有攻角传感器测量、机构名义攻角+弹性角修正和光学非接触测量等方式。由于国内现有生产型高速风洞绝大多数是暂冲式风洞,流场建立初期冲击大,试验模型抖动明显,对攻角传感器和光学非接触测量等试验模型姿态角测量方式的工程应用造成很大困难。因此,中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的几座跨超声速风洞均采用了机构名义姿态角+弹性角修正的方式得到风洞试验模型姿态角。通过对风洞试验模型支撑系统结构和弹性特性进行梳理和分析,根据其对弹性角的影响分为线性结构和非线性连接构成。对于线性结构,采用成熟的商业有限元分析软件求解其弹性角系数。对于顶轮限位、滑动轴承连接和锥连接等环节对弹性角影响,本文结合弹性力学、Hertz接触理论、Winkler模型和冲击动力学等方法,得到其弹性角系数模型,并与有限元接触分析方法得到的结果进行比较。应用TRIZ创新设计理论,设计了一套快速高效的横向弹性特性实验验证装置。最后,通过对多种状态的风洞试验模型支撑统弹性角进行现场校准,验证本文推导的弹性角系数方法的误差大小。