大迎角试验装置用于在风洞中模拟战斗机飞行姿态，是测试战斗机大迎角飞行气动特性的关键设备。在大型大迎角试验装置中，通常对飞机模型采用两马达同步驱动，该方式有利于减小装置结构尺寸、降低框架重量、提高系统刚度和固有频率。本文针对双马达同步系统非线性、时变性、易受外负载干扰的特点，基于模糊控制理论，采用交叉耦合方案，在同步子通道和误差补偿通道分别设计了相应模糊控制器来提高系统同步精度。考虑框架组件刚度的情况下，建立了双马达同步系统的数学模型，并将双马达模型的耦合作用合理简化，以便于对系统进行分析。在对系统主要元件选型的基础上，对单马达频域指标进行了分析与校正，为同步控制奠定了基础。讨论了双马达系统同步误差产生的原因及相应解决办法，并对引起同步误差的主要非线性因素进行建模分析，为控制器同步性能仿真验证做准备。通过对比分析几种常用液压同步方案的优缺点，提出了本文所采用的交叉耦合式同步方案，并验证了方案的合理性。分别仿真对比各加权因子控制算法以及复合PI模糊控制和改进复合PI模糊控制的误差补偿效果，选取了改进复合PI自调整因子控制器作为误差补偿控制器；综合模糊控制和PID控制的优点，设计了模糊PID作为同步子通道控制器。通过仿真比较了不同控制器校正补偿时四种交叉耦合方案的同步效果，结果证明模糊控制能更好的降低参数时变和外干扰力矩对同步性能的影响，具有较高的鲁棒性和同步精度，其中双模糊控制器交叉耦合方案同步精度最高。基于xPC Target快速原型技术搭建了双缸同步运动的控制软件平台，对本文所采用的一系列控制策略进行了实验研究。实验结果进一步证明了仿真结论，验证了本文所采用同步方案和控制策略的有效性。