固体火箭发动机具有结构简单、推进剂密度高、加速度大及易于贮存等优点,被广泛应用在各类中远程导弹的助推器上。由于生产和装配过程中存在的各种误差因素,装配后固体火箭发动机的推力线会偏离理论设计值;推力线的横移和偏斜会使发动机在工作过程中产生偏向力矩,导致导弹偏离预定轨道。因此在固体火箭发动机装配完成后进行推力线测量具有重要意义。本文对国内外固体火箭发动机推力线的测量现状进行了深入研究,论述了典型的推力线的静态和动态测量方法,分析了目前推力线测量方法存在的局限性;在分析了大尺寸空间坐标测量技术现状的基础上,根据激光跟踪仪在测量精度、测量范围、测量效率等方面的优势,提出了一种基于激光跟踪仪的固体火箭发动机推力线测量方案。本文以某型弹用固体火箭发动机为测量对象,研究了固体火箭发动机基准轴线、周向零位刻线和发动机推力线的测量技术;针对固体火箭发动机喷管的组合式回转结构特点,研究了复杂回转曲面形心轴线的测量方法;根据推力线的测量方程,建立了固体火箭发动机推力线横移、偏斜和偏斜方位角的计算模型;根据推力线测量及处理流程,提出了固体火箭发动机推力线测量中亟需解算的关键问题:固体火箭发动机推力线优化拟合算法;激光跟踪仪移站测量坐标转换参数求解算法;基于激光跟踪仪的固体火箭发动机推力线测量不确定度评估。以凹弧抛物面组合式喷管为研究对象,针对传统非线性最小二乘求解算法的复杂性和固体火箭发动机喷管在测量空间的位置随机性,提出了一种基于坐标转换和最优化Hooke-Jeeves模式搜索法的复杂回转曲面形心轴线的优化拟合算法,并进一步研究了该优化拟合算法的初始值估计问题,改善了优化拟合算法的效率。在分析激光跟踪仪移站测量的工作原理和坐标转换参数求解算法的基础上,根据激光跟踪仪的球坐标测量原理,建立了基于球坐标残差的激光跟踪仪移站测量坐标转换参数最小二乘求解模型;在研究了激光跟踪仪实际应用特点的基础之上,确定了坐标转换参数求解模型的初始值估计算法;根据激光跟踪仪球坐标角度和距离测量不确定度的分布规律,赋予角度残差和距离残差不同的权系数,建立了优化的加权球坐标残差坐标转换参数求解模型并进行了仿真实验,验证了基于加权球坐标残差坐标转换参数求解算法具有更高的解算精度。在分析了激光跟踪仪测量过程中的不确定度来源基础之上,研究了移站测量过程中不确定度的传递关系;通过蒙特卡罗法对固体火箭发动机推力线测量过程进行了仿真并进行了不确定度评估,仿真结果表明,本文所提出的基于激光跟踪仪的固体火箭发动机推力线测量方案满足推力线测量不确定度的设计要求。最后,对标准块规和某型固体火箭发动机推力线进行了实际测量,验证了本文提出的相关算法的正确性;结果表明,本文提出的基于激光跟踪仪的固体火箭发动机推力线测量方案具有较高的测量精度和较好的重复性。