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飞机在过失速机动飞行过程中，其姿态角以较高的速率变化，此时内、外流场与定常飞行时相比差异很大，气动力表现出较强的所谓迟滞特性，即非定常与非线性特性[1]。目前，国内对于飞机机动飞行中的进气道特性的试验研究还是空白，现有试验能力仅能满足静态进气道特性研究的要求，尚不具备进行机动状态下大迎角进气道试验研究的装置和能力。国外在进气道试验领域开展了大量的研究，取得了一定的成果。其中，美国在大迎角技术项目(HATP，HighAlphaTechnologyProgram)中，对F-18飞机大迎角进气道特性进行了系统的研究，其中一项重要内容就是开展飞机机动飞行中的进气道特性研究。为满足我国战斗机进气道设计的需要，建立风洞大迎角机动进气道试验装置，是现阶段提升风洞试验能力急待开展的一项重要工作。
本文以大迎角机动进气道试验装置（包括：引射器、高压管路）为研究对象，从以下几个方面对大迎角机动进气道试验装置研究中的关键技术问题的实现进行了阐述：
1．论文首先介绍了该装置的技术指标、总体结构、原理和运动形式，根据技术指标设计了装置的整体方案和具体机械结构，并利用三维软件CATIA建立了装置三维实体模型。
2．以装置实体模型为基础，建立了大迎角机动进气道试验装置的有限元模型，简述了有限元建模中的几何清理、网格划分等过程，并对装置进行了有限元分析，得到了其强度、刚度和动态等技术性能。
3．概述了优化设计的理论与方法，选择双转轴俯仰运动机构为对象，在不降低装置静、动态性能的前提下进行了尺寸优化分析。
4．阐述了多体动力学的理论与方法，根据装置结构特点和运动方式，结合柔体动力学理论，以固定界面模态综合法为基础，综合运用了ADAMS和hypermesh/optistruct软件建立了装置的刚柔耦合动力学模型，并进行了运动学、动力学仿真分析。揭示了刚柔耦合时大迎角机动进气道试验装置的运动学和动力学特性，为大迎角机动进气道试验装置的成功研制奠定了可靠的基础[2]。
5．对主要控制设备进行了选型，搭建了控制系统结构，实现了左右两台电机的同步控制。