超音速武器、新型战斗机等高速飞行器是航空航天领域的高端装备,为保证使役性能,飞行器在各种速域、姿态时的气动力特性必须被准确评估。风洞试验是获取高速飞行器气动力数据的重要手段。但随着风洞试验飞行器模型的不断增大,传统试验方法的局限性也在日益显露,因此急需寻求一种针对大尺寸飞行器模型的气动六维力测试方法。对于大尺寸飞行器模型,其测试空间受限,基于常规支撑装置与测量方法难以满足风洞试验的尺寸与动态特性要求。因此,本文以压电传感器为核心测试元件,提出了一种基于多点悬挂的支撑方式,开发了一种集支撑装置、飞行器模型以及测试元件一体化的气动六维力测试系统,旨在提高风洞试验中飞行器模型气动力六维力测试精度。针对传统风洞试验中大尺寸飞行器模型存在的支架干扰大、测试空间不足等问题,提出了一种基于多点悬挂并联张线支撑的飞行器模型气动六维力测量方案。基于六点定位与静力学平衡原理,推导了该支撑方式下飞行器模型六维力测量原理,建立了六维力求解的数学模型,并分析了影响测试精度的关键因素。结合上述测量原理以及测试系统设计要求,对支撑装置进行设计与优化,为后续测试系统的性能研究奠定了基础。针对六维力求解模型中张线支撑角度这一影响测量精度的关键参数,编写了基于Python-Open CV模块的支撑角度图像识别程序。通过对比多种图片预处理方案,选择HSV颜色检测算法用以提取复杂环境下支撑张线的整体轮廓。对初步提取的张线轮廓进行形态学操作,在保留完整轮廓的前提下消除了噪点等干扰。基于最小二乘法求解张线轮廓的最优拟合直线进而求解支撑角度。支撑角度识别算法的建立不仅提高了测试系统六维力求解精度,还为后续标定实验的开展提供了便利。对多点悬挂式测试系统进行搭建与性能测试。首先,为保证测试精度与系统动态特性,设计了两种与支撑张线直接相连的单向力压电传感器,标定结果显示上述传感器具有良好的线性度、重复性以及测试精度。通过力源装置对整体测试系统进行了静态标定实验,针对实验结果中各维间的耦合现象通过解耦算法对实验数据进行处理;通过锤击法对测试系统进行动态脉冲激励实验,得到系统X、Y、Z三个方向的一阶固有频率。最后,针对标定实验中部分维度向间干扰较大的现象,通过ANSYS仿真软件对测试系统进行静态仿真分析,并通过模拟加载的方法探究了向间干扰产生的原因,为后续工作的展开提供了方向。本文研究内容进一步丰富了风洞试验多维力测试方法,其研究成果可为我国航天航空事业的高速发展提供实验技术借鉴。