大推力比固体火箭发动机在航空航天领域应用比较广泛,其推力的测量是试验研究工作中一项非常重要的内容,为发动机的性能分析提供原始参数,为调整装药参数和改进推进剂使之全面满足设计要求提供了依据。准确测量大推力比固体火箭发动机的推力参数是研制火箭发动机成败的关键。大推力比固体火箭发动机的推力测试问题主要是两级推力比大,发动机工作过程中级间推力切换使得系统的动态特性复杂化。推力瞬态变化带来的动态测量误差问题给过渡段试验数据的处理带来难度。采用传统单个传感器进行发动机全程测试,其测试精度在小推力段很差。如何提高大推力比小量程段的测试精度,解决大推力到小推力转换过程中的滞后现象,完善数据处理方法都是大推力比火箭发动机推力测试技术中值得研究的问题。本文首先介绍了双量程压力传感器的结构及其工作原理,并详述了确定结构尺寸时的强度校核,给出了构件图和总装配图。其次对双量程压力传感器进行了静态加载试验,采集输入输出数据,拟合得出输入输出关系式,根据相关理论计算得到了静态标定的各项指标。然后对小量程传感器进行扫频实验得到其固有频率,对各传感器进行锤击实验,对实验结果进行傅里叶变换得到各传感器的频响函数曲线。再运用机理分析法得到各传感器的k、m、c、幅频特性曲线和相频特性曲线,用Adams软件建立了二自由度振动模型,将模型参数设置为各传感器的k、m、c,根据仿真结果评价了双量程压力传感器的动态特性,使用该双量程压力传感器可以准确测量推力比5:1以内的动态力。最后提出了一种双量程压力传感器动态测量误差的补偿算法,并结合Adams软件验证了该算法可以很好地补偿动态测量误差。本文设计方案有效地解决了大推力比固体火箭发动机推力测试中大量程和高精度不能兼顾的问题。提出的误差补偿算法能够很好地利用双量程压力传感器具有两路输出的特性对小量程传感器的输出结果进行误差补偿,是对目前传感器测量数据处理方法的补充和完善。