风洞吹风试验是新型飞行器研制阶段必须进行的试验,通过该实验能够掌握飞行器的性能,依此指导飞行器的设计[1]。飞行器模型送进支撑系统是飞行器风洞试验的关键配套设备,用于为试验模型提供送进与支撑,并根据试验要求,控制实验模型实现在试验过程中的各种姿态调整,与风洞试验关系密切。随着科技和国防理念的发展,高超声速飞行器成为各国争相研制的重点。我国也在加紧相关方面的技术研究和设备开发,大负载环境下的送进支撑机构的结构刚度、运动精确度是送进支撑机构设计的主要难点。而以往的模型送进支撑系统所处的环境为亚风速或跨风速级别,对模型的结构性能要求较低。本文以某高超声速环境下的飞行器模型送进支撑系统为研究对象,完成其构型设计,并从误差分析、重要部件优化、轨迹规划等方面对其进行研究,具体的研究内容包括:（1）总结了风洞实验模型送进支撑系统的国内外研究现状,结合本课题的具体要求和工作环境,对风洞实验模型送进支撑系统进行了构型分析设计研究。通过三种构型对比分析,提出一种采用杠杆原理设计的高刚度、低堵塞度的串联四自由度送进支撑机构。同时对新构型的各个组成部分进行了设计,并对整个机构进行了受力分析。（2）为保证模型送进支撑系统的运动精度,对风洞模型送进支撑系统的四自由度机构进行运动学和静态误差分析。用D-H法为模型送进支撑机构建立了正运动学方程,并通过运动空间的求解对运动学方程进行了验证。在此基础上建立了机构的静态误差模型和误差可靠度分析模型。并以可靠度为评价依据,运用蒙特卡洛法研究了各关节参数对机构精度误差的影响程度,确定了对机构影响程度较大的误差源。并对末端位姿误差进行了分析,验证机构设计的合理性。（3）为平衡机构承载刚度和快速响应性能之间的关系,以模型送进机构的上下移动平台为研究对象,以有限元分析软件为工具,根据具体工况对研究对象进行了质量拓扑优化设计。并根据制造、装配要求对结构进行完善,完成对研究对象的质量拓扑优化。并在此基础上对完善后的机构进行尺寸优化,进一步减轻其质量,提高其性能。并对优化后的结构进行模态分析和机构静力学分析,对其设计的合理性进行了验证。（4）针对模型送进支撑系统重载、快速的运载特性,为保证模型运动过程性能,在加速度层面对机构各自由度的运动进行空间轨迹规划。针对其送进和不送进两种工况,创新性的提出对称组合正弦曲线和非对称组合正弦曲线两种规划方法,实现各关节的综合运动性能。并根据实际速度、加速度要求,对轨迹曲线进行时间优化。最后基于Adams软件对关节轨迹规划曲线进行了仿真验证。