风洞模型试验是研究航空航天飞行器空气动力学特性的重要手段,其中利用尾撑式风洞模型系统进行风洞模型试验是较为经济、可靠的技术手段,亟需通过振动主动控制方法解决该低刚度结构在风洞试验中产生的大幅振动问题,为新型飞行器模型的研发提供质量更高、更为完整的风洞试验数据。在尾撑式风洞模型振动主动控制方法研究中更多关注风洞模型俯仰方向的振动特性分析及其控制算法的研究,然而不同于悬臂梁结构,该多自由度系统的振动是异向多阶模态振动的叠加。利用加速度计作为振动传感器时,大多将加速度信号进行数值积分等信号处理并通过速度反馈实现振动主动控制,增加信号处理难度的同时降低了信噪比。本文针对尾撑式风洞模型强方向性振动问题,基于异位配置加速度负反馈控制器对风洞模型振动主动控制方法展开研究。(1)通过动力学理论分析、计算模态分析、试验模态分析等方法对尾撑式风洞模型系统结构模态特性进行了研究。根据模态空间理论,该多自由度系统的振动满足叠加原理,计算模态分析和试验模态分析相互验证该系统低阶模态的强方向性振动特性,主要振动方向为俯仰和偏航方向。(2)根据系统模态特性设计了具有结构耦合性的内嵌压电陶瓷作动器的风洞模型振动主动控制系统,并对其作动器和传感器的周向配置方案展开了研究。为满足实时控制需求及系统低阶模态的强方向性特性,作动器周向布局必须满足中心对称性和正交性,所设计的具有结构耦合性的周向布局形式使得主要振动方向上输出的抵抗弯矩最大。相比基于结构强方向性振动特性设计的传感器异位异向配置方案,基于抑振器结构耦合性设计的传感器异位同向配置方案对系统结构特性及控制系统时滞量影响较小。(3)根据振动主动控制系统设计了异位配置加速度负反馈控制器,在此基础上对多模态NAF控制算法展开了研究。结合传感器/作动器配置方案设计了针对系统前两阶振动模态的双模态NAF控制算法,结合多模态NAF控制算法原理和模糊控制,进一步拓展研究了结合模糊控制的多模态NAF控制算法,以解决多阶模态控制中输出配比问题,并通过仿真分析验证了该算法的可行性。通过搭建的风洞模型振动主动控制系统实验平台进行实验研究,实验表明:单模态NAF控制算法仅有效抑制系统第二阶振动模态;双模态NAF控制算法有效抑制系统前两阶振动模态,其中基于异位同向配置的双模态NAF控制算法控制效果最好,使得前两阶振动模态阻尼比分别提高了 12.79倍、25.84倍,更高阶振动模态由于自身阻尼衰减作用迅速耗散。