喷管是推力室的重要组成部分,广泛应用于航空发动机和火箭发动机中,不仅能提供推力,还可以通过对其进行组合以控制飞行器的位姿。随着航空航天技术的发展,喷管推力的测量将推动航空发动机、导弹、卫星等领域的发展。目前,对于喷管推力的测量,主要有两种测试方法来构建相应的推力测量系统,在此基础上,不同动力学构型的推力测量装置应运而生。本文的研究对象是小空间组合喷管,装入卫星姿态调节舱体后,无法在地面使用动量天平进行推力测量,故采用喷管对准测力挡板喷射的测试方法。基于此方法,结合数值计算技术与信号数字化处理技术等,设计了一套完备的喷管推力自动测量系统,为推力测量提供一种简便的测量途径。首先,通过FLUENT软件对出口直径分别为Φ2.3mm、Φ5.1mm的拉瓦尔喷管及其延伸流场进行数值计算,分析测力挡板对喷管及其延伸流场的影响,由此可以确定测力挡板在喷管外合适的位置范围,为喷管推力的测量提供理论依据。同时,通过数值计算,确定不同尺寸喷管推力的理论值大小,其值均在10N以内。其次,搭建组合喷管推力测量系统的软硬件平台。硬件系统由数据采集功能模块和传感器安装平台两部分组成,数据采集功能模块实现力信号到电信号的转换,经放大、数字化后由计算机处理;传感器安装平台实现传感器等器件的安装,测量系统的小空间位置固定与测力挡板定位。软件系统实现信号的采集与处理、数据显示、误差评价等功能,目的在于实现硬件系统的后续处理与控制,得到测量结果。最后,对组合喷管推力测量系统进行推力标定试验,标定之后进行推力测量试验。通过标定试验确定不同类型喷管的传感器测力面位置,喷管Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ的传感器测力面位置分别为测力挡板距喷口4mm、6mm、10mm,同时验证了拉瓦尔喷管数值计算的正确性;之后确定测量系统各通道的推力修正系数,并根据实际测试情况对推力修正系数进行了改进。通过推力测量数据和误差来源分析,利用A类不确定度分量和B类不确定度分量对测量系统的不确定度进行了评定,满足系统测量精度0.1N的测试要求。