进入21世纪后,随着人类对自然的认识和改造越来越深刻,航空航天技术已成为世界最具影响的前沿领域。一个国家飞行器的技术高度就代表了其航空航天事业的总体水平。火箭、导弹和飞机等飞行器的动力来源主要来自于发动机,而为了使飞行器具有较好的机动灵活性,目前发动机一般装配有推力矢量控制系统。为了保证飞行器运动姿态的精确控制,必须保证发动机推力向量的控制精度。为了对飞行器动力机构尾部喷管的推力矢量控制机构的控制性能进行测试,本文根据飞行器发动机摆动喷管的实际结构,研究了测试用模拟平台的设计方法,并研究了该模拟平台姿态角的测试方法。该测试用模拟平台能够完全模拟真实喷管的摆动,并且具有很高的姿态角测量精度,具有很强的通用性和可扩展性。本文的主要研究内容和工作如下:介绍了模拟平台的硬件构成。对系统的核心机械部分球窝接头和模拟喷管进行了设计和校核。经验证,设计的结构符合系统的功能要求。对姿态角测试用的相关硬件进行了说明。对位移跟踪系统的相关硬件,包括跟踪测量子系统的光源和光斑位置传感器及跟踪系统的运动装置位移跟踪台,进行了详细设计和选型。搭建了基于“工控机+PMAC”的开放性控制系统,完成了位移跟踪系统的运动跟踪任务。PMAC负责运动指令的直接发送,实现对各个执行结构的直接控制,上位机负责上位机界面的管理、相关参数的管理等。介绍了PMAC为核心的速度控制模式,详细介绍了系统的调试流程。在搭建测试用模拟仿真平台的基础上,研究了模拟平台的姿态角测试方法,介绍了基于位移跟踪子系统和倾角测量子系统组合法的测量原理,并分别对两个子系统的测角原理和方案实现进行了深入的介绍和说明。最后,针对模拟平台的姿态角测试中存在的误差问题进行了研究,针对倾角测量子系统存在的敏感轴与标定轴难以保持平行问题,建立了误差模型并提出了一种误差标定方法。针对位移跟踪子系统中光斑位置传感器、二维位移跟踪台及激光器的安装进行了误差分析,最后,提出了动力机构模拟测试系统的整机测试流程。