本文研究的是姿控发动机高空模拟试车中的动态推力测试技术问题。其目的是建立一个能满足小推力液体火箭发动机动态推力测试的系统,以便能够根据空间推进系统对发动机越来越高的工作性能要求,真实有效地反映发动机在真空环境下的工作状态等,对已经设计和生产出的发动机在高空模拟条件下进行实际测试,从而提供发动机的动态性能指标,为发动机的定型提供试验数据和依据。该技术的研究对于发动机在空间推进系统中最有效地工作、节省有限的星上能源、提高卫星等航天器的工作寿命等有着积极的推动意义。本文首先对国内外所用到的动态推力测试方案进行了介绍、分析和比较,对所有方案的通用模型进行了总结,从原理上解决动态推力测试的理论可行性,并针对实际的用途,结合以往的工程经验,提出了要实现动态推力测试需要解决的几个主要问题,如专用设备的使用、试车台机械系统的振动、推力架的响应、信号传输、推进剂供应管路的应力、系统完成后推力的校准等问题,然后针对这些问题,结合工程实际和动态测试理论,对数学模型进行了简化,对简化后的模型建立了可进行计算补偿的、可根据实际情况进行的数据处理补偿程序;结合振动理论,计算和设计出了试车台与推力测试系统之间的隔振装置,其可以有效减少振动对动态推力测试精度的影响;结合发动机结构特点,在保证强度和安全的前提下,在推力架的选材和结构设计上进行了充分的优化;鉴于动态推力对推力传感器本身性能指标的高要求,在电荷量传输和二次仪表的选用上进行了专用设计,以避免在源头上的不必要的误差;设计时还充分考虑了实际应用中难以避免的推进剂输送管路与发动机的连接所产生的应力影响等。最后,系统建成以后,通过多次调试试车、考核试车和实际型号试车的考核,试车结果表明,该系统的设计是成功的,动态推力数据稳定、可靠,可满足发动机以20ms脉宽工作,占空比为1:3的情况下,进行发动机的动态推力性能指标测试,满足实际应用的需求,为进一步进行动态推力测试技术研究奠定了良好的基础。