火箭增程技术中,火箭增程弹为实现弹体稳定飞行常采用尾翼或者高速旋转的方式,对于旋转式火箭增程弹,由于弹体的高速旋转使得固体火箭发动机处于被动旋转状态中,发动机的内弹道性能与非旋转状态相比有着较大变化,发动机燃烧室内的压力作为研究旋转效应下性能的重要参数,对其准确测量具有重要意义。针对高速旋转环境,本文设计了一种用于发动机工作过程中燃烧室压力测量的测试系统。在分析了高速旋转固体火箭发动机试车台结构和工作原理的基础上,本文确定了整套测试系统的总体方案,采用存储测试方法对压力信号进行采集和存储,并对测试系统实现无线指令控制。随后本文完成了测试系统的软、硬件设计和试验验证。测试系统的硬件部分以STM32为控制核心进行采集电路的设计,开展了系统的低功耗研究,对系统的电源进行了有效管理;对于系统的无线指令传输要求,设计了CC2530射频电路;根据测试装置在试车台上的安装位置以及系统工作环境的特殊性,进行了机械结构设计,对装置内部进行合理的布局与离心过载保护。在此硬件基础上,本文对系统的软件进行设计,完成了Nor FLASH驱动程序的编写;针对无线传输过程中可能出现的数据乱码或丢码现象,自定义了适用于本系统的数据通信协议,采用校验和应答机制增强了无线通信的可靠性;为了完成采集数据的实时无缝缓存,对乒乓缓存机制应用于本存储系统进行实测验证,并在软件上实现了乒乓缓存算法;基于CC2530完成了无线广播通信程序的设计;上位机部分以Labview开发平台完成压力传感器的标定程序设计和上位机主控界面程序的设计。为了验证所设计压力存储测试系统的可行性,对本系统中的各个模块进行单独测试,同时搭建了静态压力测试试验平台,在不同压力,不同转速情况下进行测试,验证了静态压力测试的可行性和可靠性。