本发明涉及一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统及方法，特别涉及一种含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统闭环验证系统及方法，属于航天器地面验证技术领域。
背景技术：
按照探月三期任务要求，着陆上升组合体将在月面软着陆，进行月球自动采样后，上升器以着陆器为平台起飞返回环月轨道与轨返组合体(轨道器与返回器)交会，完成样品转移。为完成任务，在着上组合体gnc子系统中，共配置三类发动机，分别是常推力姿控发动机、3000n轨控发动机和7500n变推力发动机；其中3000n轨控发动机主要用于上升器起飞过程，7500n变推力发动机主要用于软着陆过程。在轨飞行时，gnc子系统控制计算机由导航敏感器获取姿轨信息，根据星上算法计算所需控制量，并对控制量进行分配，通过rs422串口向推进线路盒发送控制指令，再由推进线路盒控制姿轨控发动机开关及变推力发动机推力调节，从而实现组合体控制。
在传统航天器控制系统地面闭环验证时，主要通过控制系统专用地面测试设备搭建测试环境方式进行验证，以实现对分系统内外接口、星上导航制导控制算法、软件实现、系统时序的全面验证。对于含有姿轨控发动机的控制系统，闭环验证时主要采用数字方式对执行机构进行模拟，实现途径有两种，一种通过地面测试设备串口卡采集控制计算机串口指令，对星上控制指令进行解析，再由动力学计算机进行处理，产生动力学激励，由此进行闭环验证；另一种则是通过地面设备并口直接采集控制计算机发出的阀门驱动脉宽，再由动力学计算机进行动力学激励，同样实现闭环。
着上组合体gnc子系统与传统航天器控制系统相比除具备姿控和轨控功能外还需具备月面软着陆和月面起飞能力，因此又配备了7500n变推力轨控发动机用于软着陆、3000n轨控发动机用于起飞；同时，由于软着陆和月面起飞模式对gnc子系统实时性要求极高，因此对地面闭环验证真实性要求大大提升。对于着上组合体gnc子系统，传统闭环验证方法面临如下新问题：
(1)传统闭环验证方法，仅能对推力器喷气时长进行模拟，不能对变推力发动机推力大小进行模拟，无法实现月球软着陆过程的闭环验证；
(2)通过串口或是并口脉冲采集方法对推力器模拟时，主要通过数字方式对发动机推力大小、响应特性进行模拟，但这种方法与真实产品的通信时序、动作响应时间、推力建立时间、阀门动作特性等设计状态存在较大差异，地面验证的真实性和可信度较差，对于控制系统验证不充分；
(3)在传统验证方法，验证模式单一，不能根据不同验证需求进行选择，对于验证的充分性、快速性等不能统筹兼顾，验证效率及效果较差。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统及方法。
本发明的技术解决方案是：
一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统，所述的控制系统包括着陆控制系统和起飞控制系统；
所述的着陆控制系统用于控制着上组合体在月球上进行软着陆；
所述的起飞控制系统用于控制上升器从月面进行起飞上升；
所述的闭环验证系统包括数字闭环验证系统和实物闭环验证系统；所述的闭环验证系统中的数字闭环验证系统和实物闭环验证系统之间能够通过上位机进行切换；
所述的数字闭环验证系统包括对着陆控制系统的数字闭环验证系统和对起飞控制系统的数字闭环验证系统；
所述的对着陆控制系统的数字闭环验证系统包括控制计算机、推进串口卡和动力学计算机；
所述的控制计算机用于着陆控制系统接收着上组合体的位姿敏感器测量输出，解算着上组合体当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进串口卡；所述的位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；所述的姿态测量敏感器用于测量着上组合体的惯性空间姿态；所述的位置测量敏感器用于测量着上组合体的本体加速度，所述的位置测量敏感器还用于测量着上组合体的相对于月面的位置和速度；
所述的推进串口卡用于对着上组合体内的推进线路盒进行模拟，接收控制计算机发送的rs422串口指令，并对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
所述的动力学计算机用于对着上组合体所处动力学环境进行模拟，接收所述的推进串口卡发送的解析后的结果，并根据接收到的解析后的结果模拟着上组合体上的发动机的响应情况，对着上组合体所处动力学环境进行驱动，计算着上组合体的位姿敏感器的测量输出，并将着上组合体的位姿敏感器的测量输出给所述的控制计算机；所述的动力学计算机还具备各姿轨控发动机t90和t10模型，能够真实反映发动机开关时推力变化情况；
所述的对起飞控制系统的数字闭环验证系统包括控制计算机、推进串口卡和动力学计算机；
所述的控制计算机用于起飞控制系统接收上升器的位姿敏感器测量输出，解算上升器当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进串口卡；所述的位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；所述的姿态测量敏感器用于测量上升器的惯性空间姿态；所述的位置测量敏感器用于测量上升器的本体加速度；
所述的推进串口卡用于对上升器内的推进线路盒进行模拟，接收控制计算机发送的rs422串口指令，并对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
所述的动力学计算机用于对上升器所处动力学环境进行模拟，接收所述的推进串口卡发送的解析后的结果，并根据接收到的解析后的结果模拟上升器上的发动机的响应情况，对上升器所处动力学环境进行驱动，计算上升器的位姿敏感器的测量输出，并将上升器的位姿敏感器的测量输出给所述的控制计算机；所述的动力学计算机还具备各姿轨控发动机t90和t10模型，能够真实反映发动机开关时推力变化情况；
所述的实物闭环验证系统包括对着陆控制系统的实物闭环验证系统和对起飞控制系统的实物闭环验证系统；
所述的对着陆控制系统的实物闭环验证系统包括控制计算机、推进线路盒、推进负载箱、步进电机和动力学计算机；
所述的控制计算机用于着陆控制系统接收着上组合体的位姿敏感器测量输出，解算着上组合体当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进线路盒；所述的位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；所述的姿态测量敏感器用于测量着上组合体的惯性空间姿态；所述的位置测量敏感器用于测量着上组合体的本体加速度，所述的位置测量敏感器还用于测量着上组合体的相对于月面的位置和速度；
所述的推进线路盒用于接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，并根据解析后的结果生成oc驱动信号和pwm控制信号，并将oc驱动信号输出给推进负载箱，将pwm控制信号输出给步进电机；
所述的推进线路盒还可以使用推进线路盒模块进行模拟；
所述的推进负载箱用于接收推进线路盒输出的oc驱动信号，并根据接收到的oc驱动信号对着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
所述的步进电机用于接收推进线路盒发送的pwm控制信号，并根据接收到的pwm控制信号驱动自身的转动，且能够对自身的转动位置进行采集，并将采集后的位置信息通过并口发送给动力学计算机；
所述的动力学计算机用于对着上组合体所处动力学环境进行模拟，接收所述的推进负载箱发送的着上组合体上的姿控发动机电磁阀响应情况，并根据接收到的着上组合体上的姿控发动机电磁阀响应情况对着上组合体上的姿态动力学进行驱动；所述的动力学计算机还用于接收所述变推力发动机自锁阀响应情况和步进电机发送的所述的步进电机的位置信息，并根据接收到的自锁阀响应情况、步进电机的位置信息对着上组合体上的轨道动力学进行驱动；所述的动力学计算机还用于计算着上组合体的位姿敏感器的测量输出，并将着上组合体的位姿敏感器的测量输出给所述的控制计算机；所述的动力学计算机还具备各姿轨控发动机t90和t10模型，能够真实反映发动机开关时推力变化情况；
所述的对起飞控制系统的实物闭环验证系统包括控制计算机、推进线路盒、推进负载箱和动力学计算机；
所述的控制计算机用于起飞控制系统接收上升器的位姿敏感器测量输出，解算上升器当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进线路盒；所述的位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；所述的姿态测量敏感器用于测量上升器的惯性空间姿态；所述的位置测量敏感器用于测量上升器的本体加速度；
所述的推进线路盒用于接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，并根据解析后的结果生成oc驱动信号，并将oc驱动信号输出给推进负载箱；
所述的推进线路盒还可以使用推进线路盒模块进行模拟；
所述的推进负载箱用于接收推进线路盒输出的oc驱动信号，并根据接收到的oc驱动信号对上升器上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
所述的动力学计算机用于对上升器所处动力学环境进行模拟，接收所述的推进负载箱发送的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况，并根据接收到的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况对上升器的动力学进行驱动；所述的动力学计算机还用于计算上升器的位姿敏感器的测量输出，并将上升器的位姿敏感器的测量输出给所述的控制计算机；所述的动力学计算机还具备各姿轨控发动机t90和t10模型，能够真实反映发动机开关时推力变化情况。
一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证方法，该方法的步骤包括数字闭环验证方法和实物闭环验证方法，数字闭环验证方法包括对着陆控制系统的数字闭环验证方法和对上升器的数字闭环验证方法，实物闭环验证方法包括对着陆控制系统的实物闭环验证方法和对上升器的实物闭环验证方法；数字闭环验证方法和实物闭环验证方法之间能够通过上位机进行切换；
其中，对着陆控制系统的数字闭环验证方法的步骤包括：
(11)控制计算机接收着上组合体的位姿敏感器测量输出，解算着上组合体当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进串口卡；其中，位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；姿态测量敏感器用于测量着上组合体的惯性空间姿态；位置测量敏感器用于测量着上组合体的本体加速度，还用于测量着上组合体的相对于月面的位置和速度；
(12)推进串口卡接收到控制计算机发送的rs422串口指令后，对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
(13)动力学计算机接收到推进串口卡转发的pci总线后，对pci总线数据进行解析，根据解析结果模拟着上组合体上的发动机的响应情况，对着上组合体所处动力学环境进行驱动，计算着上组合体的位姿敏感器的测量输出，并将着上组合体的位姿敏感器的测量输出给所述的控制计算机。
其中，对起飞控制系统的数字闭环验证方法的步骤包括：
(21)控制计算机接收上升器的位姿敏感器测量输出，解算上升器当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进串口卡；其中，位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；姿态测量敏感器用于测量上升器的惯性空间姿态；位置测量敏感器用于测量上升器的本体加速度；
(22)推进串口卡接收到控制计算机发送的rs422串口指令，并对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
(23)动力学计算机接收到推进串口卡转发的pci总线后，对pci总线数据进行解析，根据解析结果模拟上升器上的发动机的响应情况，对上升器所处动力学环境进行驱动，计算上升器的位姿敏感器的测量输出，并将上升器的位姿敏感器的测量输出给控制计算机；
其中，对着陆控制系统的实物闭环验证方法的步骤包括：
(31)控制计算机接收着上组合体的位姿敏感器测量输出，解算着上组合体当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进线路盒；其中，位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；姿态测量敏感器用于测量着上组合体的惯性空间姿态；位置测量敏感器用于测量着上组合体的本体加速度，位置测量敏感器还用于测量着上组合体的相对于月面的位置和速度；
(32)推进线路盒接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，并根据解析后的结果生成oc驱动信号和pwm控制信号，并将oc驱动信号输出给推进负载箱，将pwm控制信号输出给步进电机；
(33)推进负载箱接收推进线路盒输出的oc驱动信号，并根据接收到的oc驱动信号对着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
(34)步进电机接收推进线路盒发送的pwm控制信号，并根据接收到的pwm控制信号驱动自身的转动，并对自身的转动位置进行采集，并将采集后的位置信息通过并口发送给动力学计算机；
(35)动力学计算机接收推进负载箱发送的着上组合体上的姿控发动机电磁阀响应情况，并根据接收到的着上组合体上的姿控发动机电磁阀的响应情况对着上组合体上的姿态动力学进行驱动；同时，动力学计算机接收变推力发动机自锁阀响应情况和步进电机发送的步进电机的位置信息，根据接收到自锁阀响应情况和步进电机的位置信息对着上组合体上的轨道动力学进行驱动；动力学计算机根据动力学驱动结果，计算着上组合体的位姿敏感器的测量输出，并将着上组合体的位姿敏感器的测量输出给控制计算机；
其中，对起飞控制系统的实物闭环验证方法的步骤包括：
(41)控制计算机接收上升器的位姿敏感器测量输出，解算上升器当前位置、姿态信息，并计算所需控制量，生成rs422串口指令，并将rs422串口指令发送给推进线路盒；其中，位姿敏感器包括姿态测量敏感器和位置测量敏感器；姿态测量敏感器用于测量上升器的惯性空间姿态；位置测量敏感器用于测量上升器的本体加速度；
(42)推进线路盒用于接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，并根据解析后的结果生成oc驱动信号，并将oc驱动信号输出给推进负载箱；
(43)推进负载箱接收推进线路盒输出的oc驱动信号，并根据接收到的oc驱动信号对上升器上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
(44)动力学计算机接收推进负载箱发送的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况，并根据接收到的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况对上升器的动力学进行驱动；动力学计算机根据动力学驱动结果，计算上升器的位姿敏感器的测量输出，并将上升器的位姿敏感器的测量输出给控制计算机。
有益效果
(1)由于该发明可通过上位机软件对数字闭环验证方法和实物闭环验证方法进行自主选择，适用不同测试工况，兼具数字闭环验证方法和实物闭环验证方法的优点，同时具备验证的快速性和真实性；
(2)由于该发明中具备数字闭环验证方法，月球着陆起飞控制系统闭环验证过程时，可快速对控制系统软硬件状态进行验证，提高验证快速性及控制计算机应用软件快速测试、测试问题快速定位、提高控制计算机软件回归测试效率；
(3)由于该发明中具备实物闭环验证方法，月球着陆起飞控制系统闭环验证时，较好反映姿轨控发动机阀门及步进电机真实产品动作特性、时序及响应特性，提高闭环验证的真实性和可信度；
(4)当采用实物闭环验证方法进行控制系统闭环验证时，可将真实推进线路盒产品接入验证系统，可在系统环境下对控制计算机与推进线路盒进行联试，识别控制计算机与推进线路盒之间接口、时序及发动机响应时序问题；同时对于控制计算机与推进线路盒间接口问题定位有帮助作用；
(5)当采用实物闭环验证方法进行控制系统闭环验证时，可采用推进线路盒模块代替真实推进线路盒产品进行系统验证，由于推进线路盒模块与真实推进线路盒电性状态一致，有助于提前识别控制计算机与推进线路盒之间接口、时序及发动机响应时序问题；
(6)动力学计算机还具备各姿轨控发动机t90和t10模型，能够真实反映发动机开关时推力变化情况，同样提高了控制系统闭环验证的真实性；
(7)本发明针对含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统，提出了一种地面环境下月球着陆起飞闭环验证系统及方法。该方法通过数字模拟和实物模拟两种工作方式对姿轨控发动机进行模拟，由动力学计算机对发动机信号进行采集，实现月球着陆起飞过程中动力学驱动，并向星上设备提供位姿信息，从而实现闭环；其中数字推力器闭环验证方法通过配置串口卡及软件模拟方法对常推力发动机及变推力发动机进行模拟，主要用于控制系统地面快速仿真验证及回归测试；实物闭环验证方法，则通过实物模拟方法对常推力发动机及变推力发动机工作特性及执行机构系统操作时序进行模拟，具备真实性好、可信度高的特点，主要用于控制系统详细测试、时序验证等情况；同时，为提高真实性，两种方式均在动力学模型增加发动机t90和t10模拟；两种工作方式可根据地面验证需要进行切换。探月三期着上组合体gnc子系统地面验证时采用该闭环验证方法，在系统闭环验证中起到良好效果；并在系统故障识别、回归测试、快速验证、问题查找与定位过程中起到重要作用，提高了地面验证的真实性、充分性及测试效率。
附图说明
图1为本发明的着陆控制系统的数字闭环验证系统；
图2为本发明的起飞控制系统的数字闭环验证系统；
图3为本发明的着陆控制系统的实物闭环验证系统；
图4为本发明的起飞控制系统的实物闭环验证系统；
其中，着陆控制系统的数字闭环验证系统、起飞控制系统的数字闭环验证系统、着陆控制系统的实物闭环验证系统和起飞控制系统的实物闭环验证系统共用一个控制计算机和动力学计算机。
具体实施方式
一种含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统闭环验证方法，该方法包括数字推力器闭环验证方式和实物推力器闭环验证方式两种工作方式，两种工作方式可根据需要通过上位机软件开关进行切换，见图1；
数字推力器闭环验证方式采用串口卡及数学模型方式对姿轨控常推力发动机和变推力发动机特性及动力学响应特性进行模拟，见图2；常推力发动机模拟时，控制计算机向串口卡发送姿控发动机开关调制信号及脉宽时间、常推力轨控发动机开关信号，串口卡对其解码后将姿控发动机开机脉宽时间及轨控发动机开关信号输出给动力学计算机，动力学根据发动机推力大小及开关时间实现常推力发动机动力学驱动；变推力发动机模拟时，控制计算机首先向串口卡发送发动机开关指令，串口卡收到指令后，向动力学计算机转发变推力发动机模型开关指令；当控制计算机计算推力大小需调整时，向串口卡发送变推力步数指令，再由串口卡向动力学计算机转发，动力学计算机根据发动机步数与推力大小关系实时计算变推力发动机推力大小，由此完成着陆过程中变推力发动机动力学驱动；具体实现步骤如下：
(1)控制计算机根据敏感器测量输出及星上算法了，计算所需控制力矩及推力指令，由此分解各姿控发动机开关调制方式及开机时长，通过rs422串口向串口卡发送指令；当到达着陆或起飞初始时刻，通过rs422串口向串口卡发送7500n/3000n轨控发动机开机指令，当满足关机条件，则向串口卡发送关机指令；着陆过程中，在变推力发动机点火后，控制计算机根据敏感器测量输出及星上算法，实时计算所需推力指令，当推力变化时，通过rs422串口向串口卡发送变推力步数；
(2)串口卡收到指令后，对控制指令进行转发，由动力学计算机对指令进行解析，将姿控发动机控制信号实现姿态动力学激励，将轨控发动机控制信号实现轨道动力学激励；对于变推力指令，动力学计算机收到指令后，提取变推力步数，通过动力学中变推力发动机数学模型变换为推力，结合变推力发动机开关机信号实现轨道动力学激励；
(3)动力学计算机对动力学外推，根据每控制周期外推结果，计算位姿测量敏感器输出，并向控制计算机激励输出；
通过上述步骤，可实现控制系统数字推力器方式闭环验证。
实物推力器闭环验证方式在闭环验证时，采用实物方式对推进线路盒、自锁阀、电磁阀、步进电机等发动机关机部件进行模拟，见图3～4；其中推进线路盒采用与星上产品真实软硬件真实设计状态进行模拟；自锁阀、电磁阀采用推进负载箱模拟，同时，每路阀门开关特性可通过并口输出，以表征各路发动机开关情况；步进电机为变推力发动机关键部件，在实物闭环验证时，采用与星上产品真实设计状态进行模拟，步进电机位置由位移传感器进行采集，并通过并口将表征电机位置信号的模拟信号输出；各信号输出后，由动力学计算机采集，实现动力学激励，具体闭环实现步骤如下：
(1)控制计算机根据敏感器测量输出及星上算法了，计算所需控制力矩及推力指令，由此分解各姿控发动机开关调制方式及开机时长，通过rs422串口向推进线路盒发送指令；当到达着陆或起飞初始时刻，通过rs422串口向推进线路盒发送7500n/3000n轨控发动机开机指令，当满足关机条件，则向线路盒发送关机指令；着陆过程中，在变推力发动机点火后，控制计算机根据敏感器测量输出及星上算法，实时计算所需推力指令，当推力变化时，通过rs422串口向推进线路盒发送变推力步数；
(2)推进线路盒收到指令后，对控制指令进行解析，输出相应驱动信号：
对于姿控发动机控制指令，根据开关调制方式及脉宽，向推进负载箱发送对应姿控发动机电磁阀oc控制信号，低电平时电磁阀开启，并维持相应脉宽时长；推进负载箱采用功率电阻模拟，负载箱在收到推进线路盒oc控制信号后，同时将各路姿控发动机oc信号动力学计算机转发；
对于7500n/3000n轨控发动机开关机指令，推进线路盒收到指令后，向推进负载箱相应自锁阀发送80ms低电平脉冲，推进负载箱收到该指令后通过并口向该指令转发给动力学计算机；
对于7500n发动机变推力指令，推进线路盒收到指令后，向步进电机发送pwm信号，控制步进电机转动，步进电机位置通过位移传感器采集，并通过并口将表征电机位置的模拟信号发送给动力学计算机；
(3)动力学计算机根据所采集并口信号对姿控发动机控制力矩及轨控发动机推力进行模拟，通过动力学外推方式实现动力学激励；根据每控制周期外推结果，计算位姿测量敏感器输出，并向控制计算机激励输出；其中，对于变推力发动机，动力学计算机采得步进电机位移传感器所提供模拟信号，对变推力发动机推力进行实时解算，结合7500n发动机开关机状态实现动力学激励，动力学外推结果同样通过位姿测量敏感器输出提供给控制计算机；
通过上述步骤，可实现控制系统实物推力器方式闭环验证。
另外，为了更加真实的体现姿轨控发动机特性，上述两种工作方式的动力学模型中，均增加了姿轨控发动机的t90和t10模型，真实反映发动机开关机时推力变化特性；在地面闭环验证时，考虑不同测试需求，可通过上位机软开关对两种工作方式进行切换；考虑到地面验证的安全性，实物推力器闭环测试方式配置自检测试模块。
实施例1
如图1所示，对着陆控制系统的数字闭环验证系统包括控制计算机、推进串口卡和动力学计算机；
当采用着陆控制系统的数字闭环验证方法并处于着陆模式时：
(11)控制计算机接收着上组合体星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、测距敏感器、测速敏感器等敏感器测量输出，解算着上组合体在惯性空间的位置、速度、姿态、角速度等信息，根据星上算法，计算所需发动机推力大小及控制力矩大小，按照与推进线路盒间通信协议，生成rs422串口指令，将rs422串口指令发送给推进串口卡；
(12)推进串口卡接收到控制计算机发送的rs422串口指令后，对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
(13)动力学计算机接收到推进串口卡转发的pci总线后，对pci总线数据进行解析，当为着陆开始时刻，解析结果包含着上组合体7500n变推力发动机开机指令，动力学计算机开始进行着陆过程动力学外推；当7500n变推力发动机开机后，解析结果包括各姿控发动机本控制周期开关调制方式及开机时长和变推力发动机的变推力步数，动力学计算机据此，对动力学环境进行外推，并根据动力学运行结果外推星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、测距敏感器、测速敏感器等敏感器测量输出；并将各敏感器输出发送给控制计算机；
循环执行(11)～(13)，由此实现着陆控制系统的数字闭环验证。
实施例2
如图2所示，对起飞控制系统的数字闭环验证系统包括控制计算机、推进串口卡和动力学计算机；
当采用起飞控制系统的数字闭环验证方法并处于起飞模式时：
(21)控制计算机接收上升器星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、等敏感器测量输出，解算着上组合体在惯性空间的位置、速度、姿态、角速度等信息，根据星上算法，计算所需发动机推力大小及控制力矩大小，按照与推进线路盒间通信协议，生成rs422串口指令，将rs422串口指令发送给推进串口卡；
(22)推进串口卡接收到控制计算机发送的rs422串口指令，并对接收到的rs422串口指令进行解析，并将解析后的结果通过pci总线转发给动力学计算机；
(23)动力学计算机接收到推进串口卡转发的pci总线后，对pci总线数据进行解析，当为起飞点火时刻，解析结果包含上升器3000n轨控发动机开机指令，此时动力学计算机对起飞过程动力学进行驱动；当上升器起飞后，解析结果包括各姿控发动机本控制周期所需开关调制方式及开机时长，动力学计算机据此，对动力学环境进行外推，并根据动力学运行结果外推星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计等敏感器测量输出；并将各敏感器输出发送给控制计算机；
循环执行(21)～(23)，由此实现起飞控制系统的数字闭环验证。
实施例3
如图3所示，对着陆控制系统的实物闭环验证系统包括控制计算机、推进线路盒、推进负载箱、步进电机和动力学计算机；
当采用着陆控制系统的实物闭环验证方法并处于着陆模式时：
(31)控制计算机接收着上组合体星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、测距敏感器、测速敏感器等敏感器测量输出，解算着上组合体在惯性空间的位置、速度、姿态、角速度等信息，根据星上算法，计算所需发动机推力大小及控制力矩大小，按照与推进线路盒间通信协议，生成rs422串口指令，将rs422串口指令发送给推进线路盒；
(32)推进线路盒接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，当为着陆开始时刻，解析结果包括7500n变推力发动机开机指令、姿控发动机开关调制方式和开机时长，推进线路盒生成7500n变推力发动机自锁阀开oc驱动信号、姿控发动机电磁阀开oc驱动信号，同时生成步进电机pwm驱动信号；当7500n变推力发动机开机后，解析结果包含包括变推力发动机的变推力步数、各姿控发动机开关调制方式和开机时长，推进线路盒生成姿控发动机电磁阀开oc驱动信号，同时生成步进电机pwm驱动信号；同时，将oc驱动信号输出给推进负载箱，将pwm控制信号输出给步进电机；
(33)推进负载箱接收到推进线路盒所发送的oc驱动信号后，对着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的着上组合体上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
(34)步进电机接收推进线路盒发送的pwm控制信号，并根据接收到的pwm控制信号驱动自身的转动，并对自身的转动位置进行采集，并将采集后的位置信息通过并口发送给动力学计算机；
(35)动力学计算机接收推进负载箱发送的着上组合体上的姿控发动机电磁阀响应情况，并根据接收到的着上组合体上的姿控发动机电磁阀响应情况对着上组合体上的姿态动力学进行驱动；同时，动力学计算机接收变推力发动机自锁阀响应情况和步进电机发送的步进电机的位置信息，并根据接收到的变推力发动机自锁阀响应情况和步进电机的位置信息对着上组合体上的轨道动力学进行外推，并根据动力学运行结果外推星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、测距敏感器、测速敏感器等敏感器测量输出；并将各敏感器输出发送给控制计算机；
循环执行(31)～(35)，由此实现着陆控制系统的实物闭环验证。
实施例4
如图4所示，对起飞控制系统的实物闭环验证系统包括控制计算机、推进线路盒、推进负载箱和动力学计算机；
当采用起飞控制系统的实物闭环验证方法并处于起飞模式时：
(41)控制计算机接收上升器星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计、等敏感器测量输出，解算着上组合体在惯性空间的位置、速度、姿态、角速度等信息，根据星上算法，计算所需发动机推力大小及控制力矩大小，按照与推进线路盒间通信协议，生成rs422串口指令，将rs422串口指令发送给推进串口卡；
(42)推进线路盒用于接收控制计算机发送rs422串口指令，对接收到的rs422串口指令进行解析，当为起飞点火时刻，解析结果包括3000n轨控发动机开机指令、姿控发动机开关调制方式和开机时长，推进线路盒生成3000n轨控发动机自锁阀开oc驱动信号、姿控发动机电磁阀开oc驱动信号；当3000n轨控发动机开机后，解析结果包含各姿控发动机开关调制方式和开机时长，推进线路盒生成姿控发动机电磁阀开oc驱动信号；
(43)推进负载箱接收推进线路盒输出的oc驱动信号，对上升器上的发动机电磁阀和自锁阀响应情况进行模拟，并将模拟后的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况通过并口转发给动力学计算机；
(44)动力学计算机接收推进负载箱发送的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况，并根据接收到的上升器上的发动机电磁阀和自锁阀的响应情况对上升器的动力学进行驱动；动力学计算机据此，对动力学环境进行外推，并根据动力学运行结果外推星敏感器、太阳敏感器、陀螺、加计等敏感器测量输出；并将各敏感器输出发送给控制计算机；
循环执行(41)～(43)，由此实现起飞控制系统的实物闭环验证。