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本文研制了风洞气流驱动的飞行器大攻角多自由度耦合运动的试验机构，并利用该项机构进行了大攻角动态试验技术研究.试验机构由试验模型、三自由度轴承支撑机构、机构后部控制面及控制系统组成。其试验原理是通过改变机构尾部的四个控制面偏角，风洞自由流动能给予系统后部控制面的气动力。获得整个系统控制力矩，实时改变试验模型的运动姿态。研究采用该试验机构在中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞中进行了单自由度俯仰、滚转运动，初步研究了F-16模型在大攻角情况下的横侧向不稳定运动。试验结果表明：采用气流驱动的动态试验机构可以提供飞行器大攻角耦合运动的形态.进行动态气动特性的试验研究。