随着现代航空航天工业的迅速发展，发动机推力的精确测量对控制飞行器运行姿态、提高目标命中精度等具有重要意义。轨控火箭发动机在工作过程中实际推力大小和方向是不断改变的空间向量，其推力实际作用线一般偏离发动机喷管几何理论轴线，这就是所说的发动机推力偏心。若发动机实际推力偏心过大，则直接影响飞行器的控制精度和目标命中精度，并可能导致实验失败。因此，从工程应用角度出发，尽快研制开发出相应的推力矢量测试系统，以正确评价发动机的性能，是非常迫切而必要的。 首先，本文介绍了火箭发动机推力矢量测试系统，推力矢量测试系统由4个呈正方形分布的三维压电力传感器构成，利用每个力传感器获得的各分力信号，代入求解公式即可获得各推力矢量偏心参数。 其次，本文完成了测力平台静态标定装置和动态标定装置的设计。静态标定装置合理与否将直接影响测试系统的静态测量精度。经过多次实验和分析，最终选择后端液压拉加载装置实现主推力的标定，用液压加载装置实现侧向力的标定。动态标定装置是基于激振器来实现的，其原理为通电线圈在磁场中受到与电流成正比的电磁力作用。信号发生电路产生的电信号经功率放大电路后输入到激振器后，激振器就可产生相应的动态力信号。其中，信号发生电路是以MSP430F149单片机为核心部件，通过D／A转换器等相关电路来实现所需的激励信号。 实验结果表明，发动机推力矢量测试系统具有良好的静态性能，其测量线性、重复性、灵敏度均满足技术指标的要求；动态标定所需的梯形动态力发生装置设计原理切实可行，实验得到的梯形动态力达到了预期设计目标，利用该装置对测试系统进行动态标定的结果表明，测试系统的动态性能十分优异，完全满足技术指标。