在飞行器风洞测力试验中，被测模型通常以尾部支撑方式固定于由俯仰机构和偏航机构等所组成的模型支撑系统上。飞行器模型与尾部支撑系统共同构成一个近似悬臂式结构，该结构一般呈现低刚度特性，其低阶固有振动频率在几赫兹到几十赫兹之间。在跨声速风洞测力试验中，气流脉动压力也主要分布在低频阶段，随模型姿态角、气流马赫数等诸多因素的影响，极易产生被测模型结构与气流脉动压力的低频耦合共振，导致测试精度降低，甚至以疲劳失效方式损坏试验设备。为了实现对跨声速风洞测力试验中模型低频大幅俯仰振动的抑制：首先，通过有限元建模与模型辨识两种途径分别获取了试验结构的数学模型，并同时对高维数学模型作了降阶处理；然后，基于该低维数学模型分别设计了LQG及H控制器实现对模型低频振动的抑制，并通过仿真试验对基于不同模型获取方法和控制方法的各种减振方案作了对比分析；最后，通过振动主动控制实验验证了上述各种减振方案的有效性及其实际控制效果，并对实际控制效果作了对比分析。