大型客机、军用飞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,必须对飞行器在各种速域、姿态时的气动力特性进行准确评估。风洞试验是获取高速飞行器气动力数据的重要手段。但大迎角风洞试验工况下,风洞模型受复杂流场作用,极易诱发风洞模型-悬臂支撑系统产生剧烈振动,致使气动力特性难以评估。此类振动呈多维、激变等特点,加之风洞模型结构异型、风洞空间有限、支撑结构气动外形要求严苛,导致振动抑制难度大,已成为气动力特性评估的一个瓶颈。因此,研究相应的振动抑制方法,保障气动力数据的准确获取,对我国新一代高速飞行器的研制和批产有十分重要的意义。本文针对现有振动主动抑制方法在振动监测、抑振机构、抑振控制方法等方面的局限,旨在探索研究风洞模型多维振动主动抑制方法,拓展风洞模型气动力评估范围,提出了基于压电控制的多维振动主动抑制方法。研究了多维振动监测技术与抑振机构设计方法、大俯仰微偏航间歇振动抑制控制方法、多维激变振动抑制控制方法,从根本上保障了风洞模型气动力的稳定可测性。最后构建了实时监测-协同作动-高效控制的振动主动抑制系统,对以上关键技术进行应用和验证。具体研究内容如下:（1）针对风洞狭小空间约束及气动外形严苛要求下,风洞模型-悬臂支撑系统多维振动监测和抑振机构设计问题,开展了多维振动监测技术与抑振机构设计方法研究。首先,基于悬臂支撑振动特性分析提出了双轴对称设计原则,建立了振动状态降维监测模型,确定出振动状态降维监测传感器布局形式,实现了多维振动状态全维度监测。然后,进一步明晰了抑振机构负载变化规律,发明了多作动器集成可控的内嵌式抑振机构,从布局和结构上保障了多维振动的全维度监测与适应性抑制,为气动保形下狭小空间内高效能抑振系统的研制提供了结构基础。（2）面向飞翼布局类飞行器风洞模型大俯仰微偏航间歇振动抑制需求,针对单一控制参数无法适应多幅度振动抑制,且需同时兼顾偏航微小振动抑制的问题,研究了控制参数模糊调节-抑振机构协同控制的大俯仰微偏航间歇振动抑制控制方法。首先,面向伴随微偏航振动的多幅度俯仰振动抑制需求,构建了压电悬臂支撑系统的运动方程,以增强系统阻尼为目的,基于经典比例微分速度反馈控制的基本控制结构,构建了控制参数模糊调节-抑振机构协同控制的抑振控制方法。随后,依据专家先验知识划分试验条件范围、调整多组比例积分控制参数,提出了面向多种复杂测试条件的自适应型模糊比例微分控制参数实时调节方法,实现了抑振控制参数多工况自适应调节。与此同时,为满足飞翼布局类风洞模型偏航平面上微振动抑制需求,结合抑振机构动态负载空间变化规律,构建了多作动器协同作动的抑振机构控制方法,实现了抑振机构中多个作动器的协调可控驱动。最终实现了大俯仰微偏航间歇振动的有效抑制。（3）面向大展弦比类飞行器风洞模型多维激变振动抑制需求,针对风洞复杂环境引起抑振系统特性、参数漂移,气动力评估试验工况构建繁琐复杂,试验流程无法中断等问题,研究了多维激变振动实时抑制方法。在分析多输入多输出压电抑振系统数学模型结构基础上,构建了多输入冲击激励函数,提出了将压电抑振机构转换为激振装置的多变量压电抑振系统建模数据在线获取方法。基于此,构建了基于子空间的系统数学模型参数估计方法,获取了系统数学模型。最后,以消耗小抑振快为抑振控制目标,提出了基于最优控制理论的多维激变振动抑制控制方法,实现了多维激变振动的有效抑制。以上述关键技术为基础,搭建了实时监测-协同作动-高效控制的风洞模型振动主动抑制系统。在某跨音速风洞中,对面向飞翼布局风洞模型的大俯仰微偏航间歇振动抑制方法进行实验验证,同时对某大展弦比客机空间变姿态风洞试验中产生的多维激变振动进行抑振实验。实验结果表明:采用本文提出的振动抑制方法,可实现大俯仰微偏航间歇振动和多维激变振动的有效抑制,振动频域衰减分别大于26dB和14dB,剩余振动分别小于1.53g和1.74g,验证了多维振动主动抑制方法的有效性和可靠性。研究工作为新一代飞行器研制过程中气动力的稳定测量提供了有力保障。