姿控发动机作为空间飞行器姿态调整与控制的重要组成部分,广泛应用于飞行器姿态控制与变轨控制。姿控发动机工作性能的好坏直接关系到飞行器控制精度与目标命中精度的高低,因此研究其工作性能具有重要意义。大连理工大学研发的压电石英式多维推力架测试系统为某型号火箭发动机选型与定型提供了重要测试装备与手段。其中,压电式测力仪是该测试系统的核心,具有线性好、迟滞小、固有频率高等特点,尤其适用于动态力测量,但对环境温度、湿度等有严格要求,限制了其广泛应用。研究温度对压电式测力仪的影响规律,提出隔热或温度补偿措施,有助于提高测试系统的精度。本文以某型号姿控火箭发动机压电式单维力测试系统为研究对象,采用有限元方法(FEM)分析了温度对火箭发动机推力测试系统的影响,得出测试系统机械连接结构热变形以及由热变形引起的热应力是火箭发动机对测试系统产生温度影响的主要原因。设计实验,模拟发动机点火试验中热传导过程,记录测试系统温度漂移,并对测试系统进行静态标定,找出了温度对测试系统的影响规律,并验证了理论分析的正确性。分析了国内外压电式力传感器温度补偿方法,提出了采用贴有应变片的螺栓检测机械连接结构之间产生的热应力,对测试系统温度漂移进行补偿,并对其工作性能做了深入研究。设计实验,验证了温度补偿方案的可行性,并分析了补偿方案的不稳定因素。实验表明采用测试螺栓对测试系统实施温度补偿是可行的。