早期的一些小型风洞没有变侧滑角机构,而是在风洞运行间隙时间通过更换不同的拐臂来实现不同的模型侧滑角。更换拐臂比较麻烦,需要风洞停车后人工更换,劳动量大,而且在一次性试验中无法连续改变侧滑角[4]。有的风洞甚至采用将中部支架相对于上下支架偏转一个角度来实现模型侧滑角的变化,俄罗斯的T-109风洞就采用这种方式。近年来,大型飞机试验技术发展迅速。大型飞机由于航程远,气动效率高,对气动力试验数据的精准度要求很高,特别是对飞机在横航向的气动力数据高度关注。在一次性试验中获得较为密集的横航向气动力数据,成了迫切需要解决的难题。随着科学技术的发展,双转轴机构和大攻角机构等各种类型的变侧滑角机构相继在风洞中应用。但目前国内大型高速风洞还不具备连续变侧滑角的能力,特别是生产型风洞。在大型跨声速风洞中建立连续变侧滑角试验技术,可以更好地满足大型飞机在巡航气动特性试验方面的需求。本文根据在大型跨声速风洞中建立连续变侧滑角试验技术的需要,研制了由迎角机构和侧滑角机构组成的连续变侧滑角机构,既可以实现定迎角连续改变侧滑角,也可以实现定侧滑角连续改变迎角。本文的主要研究内容有:1、使用有限元软件Cosmosworks对半弯刀支架进行优化设计;2、使用有限元软件ANSYS Workbench对连续变侧滑角机构进行静力学分析;3、使用有限元软件ANSYS Workbench对连续变侧滑角机构进行动力学力学分析;4、使用有限元软件ANSYS Workbench对带有尾支撑和模拟模型质点的变侧滑角机构进行动力学力学分析;5、对半弯刀尾支机构进行一期非对称干扰影响验证试验。研究结果表明,研制的连续变侧滑角机构具有足够的静强度和静刚度;机构的固有频率分布较为分散,具有较好的动态特性;通过优化设计后,半弯刀支架的重量有所减轻,堵塞度大大减小;非对称干扰影响验证试验结果表明尾支撑机构的气动外形是可行的。