变推力是液体火箭发动机发展的一个重要方向。变推力发动机在运载器的最优轨道调节、航天器的轨控和姿控、飞行器的软着陆等方面有重要意义。本课题主要根据变推力发动机设计要求，研制变推力发动机调节控制单元——调节阀控制驱动器。本文主要对控制方法、硬件及软件系统及系统可靠性等几个方面进行了系统地研究。　　首先，通过对各种控制方案的比较确立了基于DSP的调节阀控制驱动器的设计方案，该系统以TMS320LF2407A DSP为核心控制器件，完成了外围电路、接口电路以及电源管理和电平转换电路的设计。通过对各种驱动方法的研究，确定了采用斩波恒流驱动电路来实现对两台步进电机的驱动。软件设计采用模块化结构实现了系统的多任务实时处理能力，完成了对两台调节阀的细分驱动控制。并实现了控制驱动器与上位机的通讯。通讯程序完成了电机控制系统与上位计算机的实时通讯，使上位计算机可以监测和控制调节阀的状态，并通过上位机软件实现了数据采集、处理和实时显示 Hall传感器调节阀步数数据。　　其次，考虑到实际需要和系统工作的可靠性，按照航天产品可靠性预计准则对该系统的可靠性进行了预计，本系统还采取了各种措施来增强抗干扰能力，例如光电隔离、屏蔽、一点接地等措施。　　最后，在大量的调试、试验、分析工作的基础之上，研制出调节阀控制驱动器，最终实现了对调节阀的控制，具体包括位置、步数、电流的控制。该样机进行了匹配试验及系统级的冷调试验，参加了国内首次某发动机变推力试验，成功实现了推进系统的变推力调节，在液体火箭发动机变推力调节领域具有突破性意义。