1.一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于包括：GNC控制器(1)、执行机构、静态力矩测量台(3)、前置站(6)、敏感器模拟器、敏感器、外系统等效器(21)、数据显示和存储系统(22)，其中：
GNC控制器(1)在每个控制周期接收来自敏感器的测量数据，根据敏感器的测量数据和姿态控制算法计算得出执行机构的控制命令并将所述控制命令发送给执行机构；
执行机构用于接收并执行来自GNC控制器(1)的控制命令，控制命令包括控制力矩陀螺控制命令、磁力矩器控制命令和推进系统控制命令，根据控制命令产生相应的力矩；执行机构包括控制力矩陀螺(2)、磁力矩器(4)和推进系统(5)；
静态力矩测量台(3)，用于测量控制力矩陀螺的输出力矩，根据控制力矩陀螺(2)的实际输出力矩得到测量力矩并输出给前置站(6)；
前置站(6)用于磁力矩器控制命令、推进系统控制命令以及静态力矩测量台(3)输出测量力矩的采集和恒流源激励信号、动态星模拟器激励信号以及红外地球模拟器激励信号的输出；前置站由仿真计算机(7)和信号调理模块(8)组成，其采集的推进系统控制命令传递给仿真计算机(7)的推进系统数学模型(9)，采集的磁力矩器控制命令传递给仿真计算机(7)的磁力矩器数学模型(10)，采集的静态力矩测量台(3)输出的测量力矩传递给仿真计算机(7)的力矩计算模块(11)；
仿真计算机(7)中的推进系统数学模型(9)用于计算推进系统作用于航天器本体系下的三轴力矩，其接收来自GNC控制器(1)的推进系统控制命令，经过仿真计算出推进系统作用于航天器本体系下的三轴力矩；
仿真计算机(7)中的磁力矩器数学模型(10)用于计算磁力矩器作用于航天器本体系下的三轴力矩，接收来自GNC控制器(1)的磁力矩器控制命令，从仿真计算机(7)中的动力学计算模块(12)的动力学输出中提取84坐标系下航天器的位置和姿态四元数，经过仿真计算输出磁力矩器作用于航天器本体系下的三轴力矩；
仿真计算机(7)中的力矩计算模块(11)用于计算控制力矩陀螺作用于航天器的实际力矩，接收静态力矩测量台(3)传来的测量力矩，从仿真计算机(7)中的坐标变换模块(13)获得惯性坐标系下航天器的角速度，经过仿真计算得出控制力矩陀螺作用于航天器的航天器本体系下的三轴力矩；
仿真计算机(7)中的动力学计算模块(12)用于完成航天器姿态动力学的计算，接收推进系统数学模型(9)、磁力矩器数学模型(10)以及力矩计算模块(11)输出的航天器本体系下的三轴力矩之和，即航天器本体系下的三轴合力矩，经过动力学计算，完成航天器的动力学输出；
仿真计算机(7)中的敏感器激励信号计算模块(14)用于完成各敏感器或敏感器模拟器激励信号的计算，敏感器激励信号计算模块(14)接收动力学计算模块(12)的动力学输出，根据动力学输出解算出并输出敏感器和敏感器模拟器的激励信号；
前置站(6)的信号调理模块(8)用于敏感器和敏感器模拟器信号的调理，其接收来自仿真计算机(7)中敏感器激励信号计算模块(14)输出的敏感器和敏感器模拟器激励信号，对这些信号进行必要的处理从而输出陀螺、加速度计(17)需要的恒流源激励信号，动态星模拟器(15)需要的动态星模拟器激励信号，红外地球模拟器(16)需要的红外地球模拟器激励信号和太阳敏感器需要的恒流源激励信号；
模拟器敏感器包括动态星模拟器(15)和红外地球模拟器(16)，分别用于完成对星空中指定区域星图和对地球红外辐射的模拟。动态星模拟器(15)通过接收前置站信号调理模块(8)输出的动态星模拟器激励信号，模拟出该激励指定的特定区域的星图并用该星图激励星敏感器(18)；红外地球模拟器(16)通过接收前置站信号调理模块(8)输出的红外地球模拟器激励信号，模拟出航天器不同位姿下接收到的地球红外辐射用于激励红外地球敏感器(19)；
敏感器包括陀螺、加速度计(17)，星敏感器(18)，红外地球敏感器(19)和太阳敏感器(20)，它们通过接收各自的激励信号完成对航天器姿态和角速度的测量并将测量结果输出给GNC控制器；
外系统等效器(21)用于完成对GNC控制器(1)发送指令和注入同时实现对GNC控制器(1)遥测数据的采集；
数据显示和存储系统(22)，用于实验过程中测试数据的显示和存储，其接收外系统等效器(21)采集到的遥测数据和发送出的指令和注入，将其实时地显示出来并存储到硬盘中。
2.根据权利要求1所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述静态力矩测量台(3)由上台面、底座、四个二维力传感器(Q1，Q2，Q3，Q4)和一个万向节组成；四个二维力传感器对称分布，固定在底座的上端面和上台面的下端面，用于测量上台面上所放置物体产生的三轴力矩；万向节固定于底座并支撑上台面中心，用于支撑上台面，使得在控制力矩陀螺无力矩输出时，上台面对四个二维力传感器的作用力为0；四个二维力传感器十字对称安装于底座上并对上台面进行支撑。
3.根据权利要求2所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述静态力矩测量台(3)的输出三轴力矩包括二维力传感器Q1测量得到的压力N1和侧向力F1，二维力传感器Q2测量得到的压力N2和侧向力F2，二维力传感器Q3测量得到的压力N3和侧向力F3，二维力传感器Q4测量得到的压力N4和侧向力F4，两个相对二维力传感器之间的距离为L。
4.根据权利要求1所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述控制力矩陀螺(2)安装到静态力矩测量台(3)的上台面，当控制力矩陀螺(2)没有力矩输出时，所述的静态力矩测量台(3)输出的测量力矩为0。
5.根据权利要求1所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述推进系统数学模型(9)包含了推进系统(5)发动机的安装位置矩阵、安装姿态矩阵和发动机比冲，根据GNC控制器(1)发出的推进系统控制命令得到推进系统的开机时间和关机时间，根据开机时间和关机时间计算出推进系统产生的推力大小，再根据该推力大小和发动机的安装位置和安装姿态计算出推进系统数学模型(9)输出的航天器本体系下的三轴力矩。
6.根据权利要求1所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述磁力矩器数学模型(10)包含了磁力矩器(4)的安装姿态矩阵、力矩—控制命令对应公式和地球磁场模型，根据力矩—控制命令对应公式、地球磁场模型、GNC控制器(1)发出的磁力矩器控制命令以及动力学计算模块(12)给出的84坐标系下航天器的位置和姿态四元数计算得到磁力矩器输出力矩大小，根据计算得到的磁力矩器输出力矩大小和磁力矩(4)的安装姿态矩阵计算得出磁力矩器数学模型输出的航天器本体系下的三轴力矩。
7.根据权利要求3所述的一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，其特征在于：所述力矩计算模块(11)包含有控制力矩陀螺(2)的安装矩阵A，控制力矩陀螺框架坐标系到控制力矩陀螺本体坐标系的转换矩阵B，根据接收到的来自坐标变换模块(13)的惯性系下航天器的姿态角速度ωb，来自静态力矩测量台(3)的输出力矩，通过如下公式
T＝[Tx Ty Tz]T
Tx＝(N2-N4)L
Ty＝(N3-N1)L
Tz＝(F1+F2+F3+F4)L
Tb＝A(T+B((B-1A-1ωb)×H))
计算得出力矩计算模块(11)输出的航天器本体系下的三轴力矩Tb；静态力矩测量台(3)输出包括四个压力N1、N2、N3、N4，和四个侧向力F1、F2、F3、F4。
8.一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试方法，其特征在于实现步骤如下：
第一步，建造静态力矩测量台。在固定底座上建立直角坐标系OXYZ，OZ轴竖直向上，将四个二维力传感器Q1～Q4和一个万向节安装于固定底座，二维传感器Q1～Q4呈十字对称分布，万向节安装于四个二维传感器Q1～Q4的对称中心；在二维传感器Q1～Q4上安装测量台面，测量台面与四个力传感器和万向节固定；
第二步，将控制力矩陀螺安装在静态力矩测量台上，使得控制力矩陀螺本体坐标系ObXbYbZb与静态力矩测量台的坐标系OXYZ重合；
第三步，航天器姿态控制系统测试前静态力矩测量台的零位标定。零位标定在控制力矩陀螺安装到静态力矩测量台上后并完全静止时进行，记录控制力矩陀螺完全静止状态下静态力矩测量台的输出N10，N20，N30，N40，F10，F20，F30，F40；
第四步，航天器姿态控制系统测试过程中控制力矩陀螺的输出力矩测量值计算，当控制力矩陀螺开始工作，静态力矩测量台四个二维力传感器的输出为N1，N2，N3，N4，F1，F2，F3，F4；根据第三步中测量得到的静态力矩测量台的零位输出，计算得到静态力矩测量台测量得到的控制力矩陀螺输出力矩Tc＝(Txc,Tyc,Tzc)为
Txc＝((N2-N20)-(N4-N40))L
Tyc＝((N3-N30)-(N1-N10))L
Tzc＝((F1-F10)+(F2-F20)+(F3-F30)+(F4-F40))L；
第五步，控制力矩陀螺作用于航天器三轴上的力矩计算，根据第四步中得到的控制力矩陀螺输出力矩Tc和前置站力矩计算模块，得到控制力矩陀螺作用于航天器上的航天器本体系下的三轴力矩，并将该力矩输入给航天器姿态动力学参与航天器姿态运算。
第六步，通过第五步得到的控制力矩陀螺最终作用于航天器上的航天器本体系下的三轴力矩与推进系统数学模型与磁力矩器数学模型输出的航天器本体系下的三轴力矩求和后作为航天器姿态动力学运算的输入力矩参与动力学仿真计算。