在设计飞行器的导引系统和控制系统以及对飞行器进行动态品质分析时，需要动导数数据。此外，现代军用飞机往往在大迎角非对称流动情况下飞行，常引起严重的非线性现象，这时的导数值不能用理论方法计算，必须用实验方法确定。本文介绍强迫振动实验法所采用的动导数测试装置，通过对本装置的实验研究，可提供飞机模型在各种状态下特别是大攻角状态下的动导数数据，这些数据是进行飞机大攻角操纵性、稳定性及失速尾旋特性预测分析所不可缺少的数据。
1 动导数测试装置结构要求
在风洞中进行模型动导数实验，模型是在正弦变化的外力作用下，分别进行俯仰振动、升沉振动、滚转振动、偏航振动和平移振动。从强迫振动要求来看，支撑系统应具有足够的刚度，模型和支杆组成的振动系统的固有频率应远大于强迫振动实验频率。另一方面，动导数实验要求减小支架干扰，支架干扰的大小与支撑在模型上的部位、支杆的数量、长度、截面尺寸有关，设计中应减小支杆的有关尺寸。因此，既要避免气动干扰，又要防止共振的发生。
2 动导数测试装置的设计方案
如图所示，本装置包括驱动电机、减速器、偏心机构、正弦振荡机构、线性传动机构、上下支撑、六分力应变天平和模型。
直流电机驱动置于支撑体内部的减速器，减速器的末级齿轮带动偏心机构，使正弦发生器产生正弦的直线运动，该正弦直线运动通过导杆上的齿条驱动扇形齿轮使之产生纯正弦角振动，其运动方程为：
式中a、φ0为振幅，ω为角频率，θ0为初相位角，再通过一个线性传动机构将扇形齿轮的正弦角振动传递到六分力应变天平上，六分力应变天平带动飞机模型产生正弦振动。
3 结构特点及技术关键
3.1利用风洞的变β角机机构及上下转盘来改变模型的攻角，使精度和自动化程度提高，角度变化范围大，同时设计简便、达到综合利用。
3.2 据风洞的特点，采用近弧形的支撑系统，以上下两支点的形式将装置安装于风洞的上下转盘上，较单支点受力合理，可以提高整体刚度、减小振动。
3.3 为了减小结构的迎风面积，将减速机构完全布置到下支撑体内，充分利用空间。为了实现模型的纯正弦振动，采用了纯正弦发生机构和线性传动机构，使结构设计紧凑、巧妙、工艺合理，在很多环节上采用了无间隙设计，提高了传动精度，同时又能保证运转灵活。
3.4采用新颖的模型内部变角机构，可实现模型的纯正弦振动，数据可靠，不需进行非正弦修正，省略了非正弦修正的麻烦。
4 结论
本装置结构布局合理，整体刚度大，体积小及模型振动小，减小了风洞堵塞度。而且整个装置的迎风面积小，减小了气动干扰，提高了实验的准确度。
