高性能飞行器是航空航天和国防领域的高端装备。为提高飞行器在复杂环境下的飞行控制精度,需要对其轨/姿控火箭发动机组合点火产生的轨/姿控制力进行精确测量。但随着对测试系统精度要求的提高,现有测试方法所暴露出来的问题也越来越多,因此急需研制一种高精度、高固有频率的轨/姿控力测试装置。根据多层复合点火轨/姿控火箭发动机的测试难点,本文设计了一种压电式轨/姿控力测试系统。通过六维标准力发生装置对测试系统的静态性能进行校准验证,并且通过固有频率试验验证了测试系统的动态性能满足实际测试要求,同时进行了二维/多维力模拟加载试验和温度对测试系统的影响试验,验证了测试系统的各项性能指标能够满足实际测试需求。建立了四点支撑式测力平台的力学理论模型。以测试精度误差不大于3%,测试频率不低于350Hz的测试要求为目标,结合基于压电测力仪的六维力测试理论,对三向力压电传感器的组合布置理论进行研究,最终确立了四点支撑测力仪布置形式,并且建立了四点支撑测力仪布置形式下的推力测试系统理论力学模型,为相关的试验提供了理论上的基础。完成了测试系统整体方案的设计与分析。首先对测力仪的跨距进行参数化设计,使测力仪的最大整体变形量最小以及四个传感器的输出趋于一致,同时对测试系统进行多场耦合仿真计算,使用ANSYS仿真软件对测试系统模型进行温度、热应力以及模态分析,仿真结果表明测试系统的各项性能指标均符合设计要求。进行了测试系统的性能指标验证试验。使用标准力产生装置对压电测力仪进行三向力/力矩标定试验,通过试验对测试系统的静态性能指标进行探究。对测试系统向间干扰大的问题进行数据分析,得出其向间干扰的主要原因并对数据进行解耦处理,使向间干扰降到了3%以内,提高了测试系统的精度。进行动态脉冲激励试验获得测试系统X、Y、Z三向的一阶固有频率,试验结果验证了测试系统的动态性能指标满足测试要求。完成了多喷管复合点火的模拟加载试验以及温度试验。针对被测对象存在多喷管复合点火的特点,对测试系统进行二维力和多维力模拟加载,试验结果表明在多维力作用下测试系统具有较高的测试精度。针对测试过程中温度对测试系统的影响,对测力仪进行温度试验,试验结果表明测试系统具有良好的热稳定性。