随着现代航空航天事业的迅猛发展,发动机推力的精确测量对于控制飞行器运行姿态、提高目标命中精度具有重要意义。目前,国内外主要采用六分力试验台进行火箭发动机推力矢量偏心测量。而基于六分力试验台的原位标定及数据处理方法的研究,对于正确评估六分力测量系统的性能,具有十分重要的意义。因此,有必要展开这方面工作的研究。针对大吨位火箭发动机六分力试验台原位标定的需求,设计了可产生250KN压力的液压加载力源,并对其关重件进行了校核。加载装置具备自动标定和手动标定功能,经理论分析,加载精度满足2‰的误差要求。同时,通过对蓄能器原理及性能研究,选择了气囊式蓄能器,以解决液压装置加载不稳定、易产生冲击力的问题,经模拟试验验证,系统工作压力稳定。通过对六分力测量系统原位标定方法的研究,建立了其等效力学模型。组建了标准测力系统,并对其进行量值传递分析。分析了影响原位标定精度的因素,并提出了提高标定精度的方法。进行了标准测力系统标定试验和原位标定试验。根据标定结果计算可知,由于静态耦合引起的最大可能误差为1.67%,为提高标定精度,采用基于最小二乘理论的解耦算法对试验结果进行处理。解耦后,最大误差降低至0.29%。通过对产生测量不确定的误差源分析,计算出六分力测量系统不确定度。其中1路为0.58%,6路为0.55%。采用LabVIEW语言编写了配套软件,软件具有系统参数设置、原位标定、静态解耦、动态测量、实时数据处理、历史数据调用、试验结果自动报表、操作帮助等功能。