航空航天技术一直以来都是衡量一个国家科技发展综合水平的重要标志。进入新世纪,我国相继出台了“嫦娥工程”探月计划及火星探测计划等深空探测计划。深空探测对火箭发动机的性能提出了更高的要求。推力矢量作为火箭发动机的关键性能参数,在飞行器姿态控制、位置保持、减速着陆等方面具有重要意义。对火箭发动机点火喷发产生的推力矢量进行准确测量成为目前亟待解决的重要问题。传统的推力测试系统已经不能满足推力矢量测试的要求。研制一台优良的测试系统对火箭发动机的推力偏心进行精确的评定,具有重要的科研意义。本文以月面软着陆火箭发动机推力矢量为研究对象,以实现推力矢量的准确测量为出发点,结合压电式测力仪在空间六维力测量方面的研究成果,从推力矢量参数确定、数学建模、公式推导等方面验证了推力矢量测量的可行性。研制出以四点支撑压电式测力仪为核心部件的推力矢量测试系统。通过测力仪中4个三向力传感器输出的12路信号,计算出有关推力矢量力的大小、方向及作用位置的信息,确定出火箭发动机产生的推力矢量。针对火箭发动机推力矢量测量的技术要求及精度指标,设计了测试系统校准装置。校准系统采用液压力源发生装置配合标准力传感器的方式。主推力校准装置采取后端加载的方式,并设计了自定心装置,改善了后端加载方式的缺陷。为模拟火箭发动机产生的推力矢量力,在主推力校准装置的基础上设计了偏斜加载装置,实现了矢量力的加载校准。针对不同的试验条件,对测试系统本身及测试系统工况条件下进行了全面的校准试验。在整个研制过程中进行了大量校准、比对试验,并对试验数据进行了处理。获得了测试系统的性能指标,分析了测试系统产生误差的原因并提出了解决方案。试验结果表明,火箭发动机推力矢量测试系统具有优良的性能,试验校准结果达到预期设计目标,满足火箭发动机推力矢量测试要求。