矢量发动机是新一代飞行器短距离起降、过失速机动的核心装备,其矢量力的输出性能直接决定了飞行器的运动控制能力。开展矢量力高精度的测量研究,对改进矢量发动机设计、提升飞行器运动性能具有重要意义。矢量发动机的矢量力幅值大,喷管偏转角度调节范围宽,且喷管周围存在较高的温度梯度场,从而对以矢量发动机矢量力测试为目标的测试装置设计带来巨大挑战。本文以缩比后量程为5000N矢量力为测试对象,在高精度矢量力测试模型建立、测试装置高刚度设计、矢量力非线性干扰解耦、热场下力测试精度评价等方面开展了研究。利用压电力传感器多点布置方法,建立了压电测力仪矢量力测试模型。针对多传感器超静定布置导致的标定过程理论输出难以求解的问题,根据Kirchhoff板变形理论和多传感器的布置形式,建立了传感器四点正方形布置下的测试装置工作平面的力加载微分方程,并利用差分方法对该微分方程求解,获取了力偏载下各传感器的力输出规律,得到了力偏载下各传感器灵敏度。以降低多加载点的合力误差为目标,利用序列二次规划算法实现了各传感器灵敏度的优化。提出的基于Kirchhoff板变形的测力仪多点标定方法,进一步完善了压电式矢量力测试模型,提高了力偏载下测力仪的测试精度。针对被测对象质量大导致的测试装置频响低、动态性能不足的难题,应用Lagrange动力学方法,基于测试装置的各个传力部件的六自由度运动与弹性变形,建立了描述测试装置动态特性的数学模型,求解了测试装置的固有频率。采用试验模态分析技术得到了测试装置的固有频率,验证了理论模型的准确性。分析了关键部件刚度对测试装置固有频率的影响规律,得到了影响测试装置固有频率的薄弱环节。以提高关键部件刚度为目标,应用图像高斯拟合的方法求取了以固有频率为约束的测试装置关键部件刚度设计区间,研发了并联支撑装置,矢量力测试装置一阶固有频率从248Hz提升到463Hz,提升了测试装置的动态性能。针对矢量力测试中存在的各向分力非线性干扰解耦的难题,研究了矢量力测试装置的标定方法。为了提高实验数据的泛化能力,建立了一种以力值比、力方向划分的多元DBN网络结构,提出了基于DBN的矢量力测试装置标定方法,解决了变力值比矢量力的干扰补偿难题,提高了变力值比矢量力的测试精度。针对大温度梯度热场下矢量力测试精度评价难题,研究了热场对测力仪的影响规律,进而进行了测试系统不确定度分析。结合热源、传感器位置、测试时间等影响因素,建立了热场下测力仪力输出模型,揭示了温度、测试时间因素对力输出的影响规律。基于热、电、力等影响因素,合成了热场下测试系统的力输出不确定度,为提高热场下的测试系统测试精度及其热防护提供理论依据。应用理论分析、实验验证等手段,设计了压电式矢量力测试系统,分别开展了多传感器布置下力测试模型,高频矢量力测试方法、标定技术,以及热场下力测试精度的研究。测试系统实现了加载力为5000N偏转角度为0-30°的矢量力测试,力测试精度为0.47%。加载力为5000N、测力仪初始温度20°C、热源为40°C、矢量力偏转角度为0°、测试时间100s内的不确定度为3.72%,一阶固有频率为461Hz,能够实现多维高频时变变力值比矢量力的高精度测试,研究结果对航天等领域矢量力测试具有工程实践价值和参考借鉴意义。