现代先进战斗机和飞弹飞行包线的扩展，包括大攻角和带侧滑情况下的机动飞行，使得人们近年来对动稳定性研究更加重视。在这种飞行条件下出现的非线性流动现象会对飞机和飞弹的动稳定性特性产生强烈的影响。要预测在此条件下飞行器的动态特性和设计其飞行控制系统，以及对飞机进行失速/尾旋分析，就必须知道其动稳定性导数（动导数）。另外，对飞机大攻角稳定性对飞机动导数的灵敏度分析表明，因纵向运动而产生的横侧导数，也就是交叉耦合导数，对飞机稳定性影响显着。这表明了测量包括阻尼导数、交叉导数、交叉耦合导数在内的动导数的必要性。

这套动导数试验系统的主要设备是激振装置。激振装置分纵向激振装置和横向激振装置两套。通过改变支撑方式，或更换不同支桿，或改变激振装置运动形式，纵向激振装置可实现模型俯仰振动和升沉振动；横向激振装置可实现模型滚转振动、偏航振动和平移振动。两套装置的共同点均是由直流电机驱动一个齿轮减速器，减速器的输出轴与偏心滑块机构相联，通过偏心滑块机构将转动变成上下直线运动并向上传递，然后再通过不同支撑方式或不同机构分别实现模型的五种振动形式。激振装置偏心滑块的偏心距可无级调整，通过改变偏心距来改变振幅。整个装置安装在风洞下转盘上，天平中心与转盘中心重合。通过转盘转角和支桿转动角的变化可组合出攻角和侧滑角。

为满足交叉导数、交叉耦合导数的测量，採用了桿式六分量天平。数据採集、处理系统由NEFF620/600数据採集装置、V AX- Ⅱ 微型计算机和PC微机组成，同时对六个通道的天平信号和一个通道的位移信号进行採集、处理，可实时计算出动导数。

NEFF620/600数据採集装置的解析度为16位，具有採样保持和程控增益等功能，最高採样率为10万次/秒。数据处理时由于天平信号中有效信号十分微弱，且常被淹没在噪声之中，通过模拟分析及试验数据分析验证，选择了最优的小信号分离检测技术，有效地分离出真实的气动力数据。採用全数位化採集处理方法比原用模拟式仪器可节省70%的风洞运行时间，并且在试验过程中不需人工干预，避免了人为操作带来的误差和体力、精力的消耗，提高了自动化程度和试验精度。

作为一个振动试验系统，动导数测量应保证工作频率远离天平模型系统的固有频率。这就要求天平模型系统的固有频率要高。要达到这一条件，一是提高天平刚度，二是减轻模型重量。在现有测试技术水平条件下，天平刚度不可能有较大提高，所以减轻模型重量和惯量是提高系统固有频率的主要手段。动导试验模型一般採用玻璃钢壳体加金属骨架结构或者碳纤维壳体加金属骨架结构，这样既保证了有足够的刚度和强度，又减轻了模型的重量和转动惯量。

动导数风洞试验是採用强迫或自由振荡设备模拟飞行器的刚体运动模态获取动稳定性导数，是最早研究的单自由度试验技术。在实践中，动导数风洞试验结果越来越重要，已成为飞行动力学模态分析最具可靠性的数据来源。

在高速动导数试验技术方面，国外已建立了相对成熟的基于强迫振动法或自由振动法的动导数试验体系，试验精度约为10%。国内各研究单位也在跨声速风洞及高超声速风洞发展了多套动态试验设备，建立了种类比较齐全的飞行器动态气动特性试验研究平台，适用于飞机、飞弹、飞船返回舱等各类飞行器。随着航空航天技术的发展，模型外形更趋多样化，传统的高速动导数振动机构已经不能完全满足风洞试验要求，特别是近年大量出现的细长体飞弹，而目前国内外针对大长细比飞弹高速动导数试验相关研究文献却很少。

在高速风洞内实现大长细比飞弹动导数试验难度很大，这是因为弹身直径小，模型内腔空间有限，角度天平无足够的安装空间，常规动导数试验机构已不适用；此外，由于飞弹类飞行器的滚转阻尼导数量级相对较小，对机构本身的机械阻尼和天平的灵敏度要求较高，精準测量滚转力矩困难。