CN112903330B - 一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了用于验证航天器月面稳定起飞的方法，根据地月面起飞条件的差异，设计了航天器在月面起飞时着陆姿态及初始地形模拟方法、起飞运动特性补偿方法，无约束低重力环境模拟方法以及等效扰动模拟方法等，实现了航天器月面起飞条件在地面的验证，在此基础上进一步设计了起飞试验后的安全回收方法，达到了可重复性验证的目的，并提升了试验的安全性；通过上述试验方法，克服了地月环境差异，在地面起飞试验中模拟了月面起飞角度、低重力环境、起飞扰动力矩等，解决了发动机大气环境条件下推力下降等问题，确保地面试验覆盖真实飞行过程，且起到了加严考核的目的，在试验结束后可实施空中回收，确保了起飞验证器的安全，满足多次试验的要求。

Description

一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法

技术领域

本发明涉及航天器地外天体起飞领域，具体涉及一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法。

背景技术

迄今为止，成功实施过月面起飞任务的国家只有美国和苏联，其中美国实施的是载人登月，与我国实施的无人采样返回任务有着较大不同，自Apollo11开始，先后六次完成月面起飞任务，在研制过程中工程人员设计了LLRV地面验证器，并模拟了月球表面的重力环境，主要用以训练宇航员月面着陆和起飞时对航天器的操控能力，并且还通过发射Apollo 5试验器在近地轨道模拟了登月舱两级在轨分离，进一步验证了登月舱上面级与下降级分离过程的稳定性。苏联虽然实施的是无人登月，但其系统组成、技术路线等与我国差异较大，而且由于历史的原因，几乎没有相关技术资料可供借鉴。

月球无人采样返回是中国月球探测工程“绕、落、回”三步走战略计划的第三期任务目标，其中基于着陆平台的月面起飞是完成飞行任务的关键环节。不同于地面发射任务，在月面起飞过程中航天器将面临复杂的工作环境，如起飞姿态不确定、轨控发动机羽流反作用力、重力环境差异、发动机推力偏斜等，国内之前尚未开展该工作，国外目前也只有美国和苏联完成该任务，且在冷战背景下投入巨大，有大量的在轨飞行试验器所支撑，我国所面临月面起飞上升任务，一方面任务新，无成熟的成功经验可以借鉴，令一方面，涉及的不确定性因素和专业领域多，且学科间相互耦合，需优化求解，同时，在没有轨试验器的情况下，对一次成功的要求更高，因此对地面验证技术提出了更高的要求，为确保飞行任务圆满成功，因此需要在地面模拟探测器月面起飞过程，充分考核不同工况条件下航天器月面起飞稳定性。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，满足了在地面开展多次飞行试验要求，达到考核航天器月面起飞稳定性的目的。

一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，包括如下步骤：

步骤1、根据月面起飞航天器4的轨控发动机地面推力下降系数k和质量M_a，将起飞验证器(4)的干重设计为(kM_a-M_t)，其中M_t为起飞验证器(4)的推进剂加注量；将转动惯量、质心位置设置成与月面起飞航天器一致；

步骤2、起飞验证器(4)中加注质量为M_t的推进剂，再完成质量特性测试及质心的配平；

步骤3、识别和计算地面试验中的起飞验证器受到的扰动力矩，并与月面起飞航天器在月面的扰动力矩进行比对，确保地面试验中施加的扰动力矩大于对应的月面的扰动力矩数值；

步骤4、通过吊具将起飞验证器(4)连接到低重力模拟装置(1)上；

步骤5、将起飞验证器(4)放置到起飞平台(3)上，通过调整起飞平台(3)，使得起飞验证器(4)的起飞角度与在月面的实际飞行状态一致；

步骤6、设置低重力模拟装置(1)的初始预紧拉力，大小设置为5kM_ag/6-500N，并确保拉力方向与垂直方向夹角不大于0.1°；g为重力加速度；

步骤7、起飞验证器(4)开始加电，地面测量其相对天东北坐标系的位置和姿态，通过地面控制上注至起飞验证器(4)；

步骤8、起飞验证器(4)地装订试验场位置、海拔、地球引力场等导航参数，装订起飞验证器(4)控制模型参数，以上注的数据为初始参数开始导航；

步骤9、外部测量系统正式启动，试验正式开始，起飞验证器(4)轨控发动机点火，同时低重力模拟装置(1)输出大小为5kM_ag/6的恒定拉力，并跟随起飞验证器(4)的运动；

步骤10、到达GNC启动控制时间后，GNC对起飞验证器(4)飞行姿态和飞行轨迹进行调节，到达关机时间后起飞验证器(4)关闭发动机；下传起飞验证器(4)的导航、制导、控制、运动参数以及低重力模拟装置(1)执行数据，结合摄像机拍摄的影像以及起飞验证器(4)各导航敏感器采集的数据，综合判断起飞试验完成情况。

较佳的，起飞平台(3)包括主架构(5)、滚轮(6)、一级液压杆(7)、二级液压杆(8)、一级活动平台(9)、固定架(34)以及二级活动平台(11)；滚轮(6)安装在主架构(5)的底部；一级活动平台(9)安装在主架构(5)上，一端通过第一转轴(10)与主架构(5)活动连接；一级液压杆(7)一端连接在主架构(5)上，另一端连在一级活动平台(9)上，可控制一级活动平台(9)绕第一转轴(10)翻转；其中第一转轴(10)可绕验证器本体坐标系的z轴转动；固定架(34)固定安装在一级活动平台(9)上，二级活动平台(11)通过第二转轴(12)连接在固定架(34)上；第二转轴(12)可绕验证器本体坐标系的y轴转动；二级液压杆(8)一端连接在一级活动平台(9)，另一端连接在二级活动平台(11)上，可控制二级活动平台(11)绕第二转轴(12)翻转。

进一步的，起飞平台(3)还包括第一锁紧杆(13)和第二锁紧杆(15)；第一锁紧杆(13)用于在一级活动平台(9)翻转到位后锁定在主架构(5)上；第二锁紧杆(15)用于在二级活动平台(11)翻转到位后锁定在固定架(34)上。

较佳的，所述吊具包括吊梁组件(23)、第一曲线摆杆组件(24)、第二曲线摆杆组件(31)以及第一接口组件(29)和第二接口组件(30)；第一曲线摆杆组件(24)的一端通过第五转轴(21)与吊梁组件(23)的一端连接，另一端通过第七转轴(25)与第一接口组件(29)连接；第二曲线摆杆组件(31)的一端通过第六转轴(22)与吊梁组件(23)的另一端连接，第二曲线摆杆组件(31)的另一端通过第八转轴(26)与第二接口组件(30)连接；第五转轴(21)、第六转轴(22)、第七转轴(25)第八转轴(26)均可绕验证器(4)本体坐标系的z轴转动；

第一接口组件(29)和第二接口组件(30)分别可通过内部设置的第九转轴(27)和第十转轴(28)绕验证器(4)本体坐标系的y轴转动；第一接口组件(29)和第二接口组件(30)分别与验证器(4)的两侧连接；

吊梁组件(23)中部通过吊具安装法兰(18)与低重力模拟装置(1)连接；吊具安装法兰(18)中具有一个可绕验证器(4)本体坐标系的x轴转动的第三转轴(19)，第三转轴(19)下方通过可绕验证器(4)本体坐标系的z轴转动的第四转轴(20)与吊梁组件(23)连接。

进一步的，起飞验证器(4)关闭发动机后，低重力模拟装置(1)根据验证器加速度变化判读起飞验证器(4)关机状态，判断验证器关机后，在每个控制周期，减少1/4拉力，在4个控制周期内拉力输出为0，并继续随动，直至起飞验证器(4)的飞行速度降为0m/s，然后低重力模拟装置(1)在空中制动，最后将起飞验证器(4)缓慢降至地面并进行静置，由此将至起飞验证器(4)回收。

较佳的，所述步骤1中，其中转动惯量与月面起飞航天器的误差小于10％，横向质心位置与月面起飞航天器偏差≤2mm，纵向质心位置与月面起飞航天器偏差≤5mm。

较佳的，所述步骤3中，地面试验中施加的扰动力矩小于对应的月面的扰动力矩数值的3倍。

较佳的，所述步骤3中，当地面试验扰动综合力矩经计算比月面起飞过程中扰动力矩小，通过配重法，以增加额外的扰动力矩，确保地面试验扰动综合力矩值大于月面起飞过程中的扰动力矩。

本发明具有如下有益效果：

本发明提供了用于验证航天器月面稳定起飞的方法，根据地月面起飞条件的差异，设计了航天器在月面起飞时着陆姿态及初始地形模拟方法、起飞运动特性补偿方法，无约束低重力环境模拟方法以及等效扰动模拟方法等，实现了航天器月面起飞条件在地面的验证，在此基础上进一步设计了起飞试验后的安全回收方法，达到了可重复性验证的目的，并提升了试验的安全性；通过上述试验方法，克服了地月环境差异，在地面起飞试验中模拟了月面起飞角度、低重力环境、起飞扰动力矩等，解决了发动机大气环境条件下推力下降等问题，确保地面试验覆盖真实飞行过程，且起到了加严考核的目的。在试验结束后可实施空中回收，确保了起飞验证器的安全，满足多次试验的要求。

本发明方法有效填补了国内在月面起飞试验中的技术空白，该方法能够覆盖航天器月面起飞能力范围，安全性高，满足多次试验要求，并成功应用于探月工程三期，其试验方法可用于后续其他地外天体起飞的试验中。

附图说明

图1为本发明的月面起飞地面验证方法框图；

图2为本发明的月面起飞地面验证装置示意图；

图3为本发明的月面起飞地面验证采用的吊具原理图；

图4为本发明的月面起飞地面验证采用的吊具示意图；

图5为本发明的月面起飞地面验证中采用的吊具与起飞验证器接口设计图。

其中，1-低重力模拟装置，2-安装法兰，3-起飞平台，4-验证器，5-底座，6-滚轮，7-一级液压杆，8-二级液压杆，9-一级活动平台，10-第一转轴，11-二级活动平台，12-第二转轴，13-锁紧杆，14-转轴，15-锁紧杆，16-模拟采样装置，17-连接支架，18-吊具安装法兰，19-第三转轴，20-第四转轴，21-第五转轴，22-第六转轴，25-第七转轴，26-第八转轴，27-第九转轴，28-第十转轴，23-吊梁组件，29-第一接口组件，30-第二接口组件，24-第一曲线摆杆组件，31-第二曲线摆杆组件，32-对接组件接口，33-验证器接口，34-固定架。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

如图1所示，本发明的技术解决方案包括：

航天器月面着陆姿态及起飞初始地形共同决定了其月面起飞的角度，试验中通过设计可调节着陆姿态与起飞初始地形的起飞平台实现月面起飞角度的模拟，起飞平台提供物理安装接口，确保起飞验证器(航天器的地面试验件，关键参试产品及构型与航天器一致)与起飞平台的连接关系与实际飞行状态一致，并确保支撑强度满足起飞要求，同时通过2套液压系统和1套滚轮系统还能够设置起飞角度ω，实现俯仰ψ、偏航θ、滚转

三个角度可调，

可覆盖航天器月面起飞角度范围，并具备一定的角度拓展性，调整到位后具备锁紧功能，确保试验中不发生角度变化，表面均采用耐烧蚀材料。

如图2所示，起飞平台3包括主架构5、滚轮6、一级液压杆7、二级液压杆8、一级活动平台9、固定架34以及二级活动平台11。滚轮6安装在主架构5的底部；一级活动平台9安装在主架构5上，一端5通过转轴10(转轴10可绕验证器本体坐标系的z轴转动)与主架构活动连接。一级液压杆7一端连接在主架构5上，另一端连在一级活动平台9上，可控制一级活动平台9绕转轴10翻转。固定架34固定安装在一级活动平台9上，二级活动平台11通过转轴12(转轴12可绕验证器本体坐标系的y轴转动)连接在固定架34上；二级液压杆8一端连接在一级活动平台9，另一端连接在二级活动平台11上，可控制二级活动平台11绕转轴12翻转。起飞平台3还包括锁紧杆13和锁紧杆15。锁紧杆13用于在一级活动平台9翻转到位后锁定在主架构5上；锁紧杆15用于在二级活动平台11翻转到位后锁定在固定架34上。

二、起飞过程中运动特性补偿方法

由于地球大气压力的影响，航天器主发动机在地面推力明显小于在月面工作时的推力，为补偿推力下降导致的飞行加速度差异，采取如下设计方法：

假设月面起飞的航天器质量为M_a，主发动机真空下的推力F_a，航天器X轴与月面水平法线夹角为θ，则：

1)航天器水平加速度a_ha＝F sinθ/M

2)航天器垂直加速度

假设地面主发动机推力下降系数为k，则主发动机地面试验中实际推力为kF_a，验证器质量为M_t，并通过低重力模拟装置实现月面1/6重力，在为验证月面起飞稳定性，需确保试验中验证器运动加速度与月面起飞运动加速度一致，假设验证器X轴与水平面法线夹角为θ，计算如下：

3)验证器水平加速度a_ht＝kF sinθ/M_t＝F sinθ/M_a

4)验证器垂直加速度

通过3)、4)求得M_t＝kM_a，即将验证器质量缩比系数设置为与发动机推力下降系数一致可以实现与月面一致的运动加速度，满足试验目的。

三、无约束低重力环境模拟方法

月面起飞地面试验中需要模拟月面低重力环境，传统的低重力环境模拟方法采用的是单点悬挂法，即在悬挂物体上选择一个点，实施向上的力，由于起飞稳定性试验中需要考核起飞验证器姿态变化情况，传统的单点悬挂法会对起飞验证器运动过程中的姿态产生额外的约束，为满足在提供低重力环境的同时，不对验证器产生额外的扰动，采取的设计方法如下：

如图3和4所示，为确保三个姿态自由度，设计起飞验证器专用的吊具，其主要由与低重力模拟装置1的对接组件、吊梁组件23、曲线摆杆组件24、31以及起飞验证器接口29、30组件组成。曲线摆杆组件24、31设计成弧形，确保与起飞验证器有足够的间隙，防止产生磕碰。曲线摆杆组件24的一端通过转轴21与吊梁组件23的一端连接，另一端通过转轴25与接口组件29连接；曲线摆杆组件31的一端通过转轴22与吊梁组件23的另一端连接，曲线摆杆组件31的一端通过转轴26与接口组件30连接；转轴21、22、25和26均可绕验证器4本体坐标系的z轴转动。

接口组件29和接口组件30分别可通过内部设置的转轴27和转轴28绕验证器4本体坐标系的y轴转动；接口组件29和接口组件30分别与验证器4的两侧连接。

吊梁组件23中部通过吊具安装法兰18与低重力模拟装置1连接；吊具安装法兰18中具有一个可绕验证器4本体坐标系的x轴转动的转轴19，转轴19下方通过可绕验证器4本体坐标系的z轴转动的转轴20与吊梁组件23连接。

验证器4绕X轴、Z轴的旋转直接通过转动轴承实现，起飞验证器绕Y轴的转动自由度依靠吊具主吊梁和曲线摆杆组成的四边形结构适应调整提供。通过安装和配平确保三个转轴均过起飞验证器质心。

每次加注后，验证器4的质心会有一定变化，为适应该变化，如图5(a)所示，接口组件29和接口组件30上设置有吊具接口32，其上加工有横向的阵列腰孔；如图5(b)所示，验证器对应位置设置有验证器接口33，其上两侧加工有两列圆孔，可与腰孔连接，通过调整不同的圆孔与腰孔连接，可确保三个转轴能过质心。

RX(绕X轴的转动角度范围)：-180°≤RX≤180°；

RY(绕Y轴的转动角度范围)：-25°≤RY≤25°；

RZ(绕Z轴的转动角度范围)：-25°≤RZ≤25°。

为确保三个空间平移自由度，在地面起飞试验中，需确保在水平方向和垂直方向不对验证器产生额外的作用力，需满足：

低重力模拟装置在垂直方向随动速度能力vs>验证器的最大垂直速度vz；

低重力模拟装置在垂直方向随动加速度能力as>验证器的最大垂直速度az；

低重力模拟装置在水平方向随动速度能力vs>验证器的最大水平速度vz；

低重力模拟装置在水平方向随动加速度能力as>验证器的最大水平速度az；

且拉力方向与重力方向角度<0.1°。

四、等效起飞扰动模拟方法

航天器月面起飞过程中主要受到质心偏差

发动机推力偏斜

的影响以及发动机羽流

带来的扰动影响，即月面起飞受到的扰动力矩为：

验证器地面试验中除了受到质心偏差

发动机推力偏斜

的扰动影响，还受到地面试验中还有风阻风载

吊绳拉力偏心

吊具

摩擦阻力试验系统的扰动影响，发动机羽流在大气条件下的作用机理与月面条件下差异较大，在起飞试验中，将起飞平台正对发动机喷流位置开孔，使发动机点火后的喷流直接向下传导，不对验证器产生影响。即地面试验中的验证器受到的扰动力矩为：

为满足验证目的，采取起飞地面试验中覆盖月面起飞扰动力矩的方法，具体设计方法如下：

1)、采取加严考核原则，取月面起飞过程中各扰动力矩的最大绝对值进行叠加，并确保地面试验扰动综合力矩比月面起飞扰动力矩数值大，但一般不超过3倍；

2)、如地面试验扰动综合力矩经计算比月面起飞过程中扰动力矩小，可通过配重法，即在起飞验证器侧壁安装相应质量的配重块，以增加额外的扰动力矩，确保地面试验扰动综合力矩值大于月面起飞过程中各扰动力矩；

3)、起飞验证器质心位置设置成与月面起飞航天器一致，横向质心位置偏差≤2mm，纵向质心偏差≤5mm；

4)、起飞验证器的惯量、惯性矩设计成月面起飞航天器一致，误差<10％。

五、空中安全回收方法

起飞验证器执行点火起飞后，当到达预定时间后将执行发动机关机，此时验证器失去动力控制，为最大程度减少验证器下落产生的冲击，让验证器安全返回地面，设计如下回收方法：

起飞验证器轨控发动机关机后，其垂直加速度由

变为g/6，低重力装置根据起飞验证器加速度变化，每个控制周期，减少约1/4拉力，在4个控制周期内拉力输出为0，并继续随动，直至起飞验证器的速度变为0m/s，实施空中制动，然后携带起飞验证器将其缓慢降落至地面。

实施例：

步骤1、根据月面起飞航天器轨控发动机地面推力下降系数k，质量M_a，将起飞验证器的干重(不含推进剂的重量)设计为(kM_a-M_t)，其中M_t为起飞验证器推进剂加注量，还需转动惯量、质心位置设置成与月面起飞航天器一致，其中转动惯量误差小于10％，横向质心位置偏差≤2mm，纵向质心偏差≤5mm；

步骤2、完成起飞验证器推进剂加注，加注量M_t，完成质量特性测试及质心的配平；

步骤3、识别和计算地面试验中的验证器受到的扰动力矩，

并与月面扰动力矩综合值

进行比对，确认并实施需要增加的扰动力矩；

步骤4、起飞验证器4运至试验区，确认吊具三个转动自由度状态，确认无误后通过吊具安装法兰18与低重力模拟装置1的安装法兰2与对接，对接时根据质心位置的标识，调整吊具接口32与起飞验证器接口33横向和纵向对应位置关系，并完成不少于10个M10螺钉的安装，最终确保吊具的转轴过起飞验证器质心；

步骤5、起吊起飞验证器4与起飞平台3进行对接，完成机、电、热接口连接，根据工况设计要求，通过滚轮6调整起飞平台偏航方向，然后依次通过一级液压杆7和二级液压杆8，调整起飞平台一级活动平台9角度(绕转轴10)和二级活动活动平台11角度(绕转轴12)，实现起飞验证器俯仰和偏航角度的设置，满足初始月面起飞条件的设定；

步骤6、利用锁紧杆13和锁紧杆15对起飞平台一级活动平台9和二级活动活动平台11位置进行锁定，防止活动平台意外跌落；锁紧杆13可绕转轴14转动，与起飞平台一级活动平台9侧壁开孔重合后，通过销杆固定；锁紧杆15与锁紧杆13设置方法一致；

步骤7、起飞验证器吊具主要由与低重力模拟装置对接组件18，吊梁组件23，曲线摆杆组件24、31以及起飞验证器对接组件29、30组成，各组件连接依靠转轴实现，其中曲线摆杆组件设计成弧形，确保与起飞验证器有足够的间隙，防止转动过程中产生磕碰。起飞验证器绕质心X轴转动依靠转轴19实现，起飞验证器绕质心Z轴旋转依靠转轴20、21、22、25、26实现吊具吊梁和曲线摆杆组成的四边形结构适应调整提供，起飞验证器绕质心Y轴旋转依靠转轴27、28实现；

步骤8、低重力模拟装置1设置初始预紧拉力，预紧力的大小设置为5kM_ag/6-500N，并确保拉力方向与垂直方向夹角不大于0.1°；

步骤9、起飞验证器4开始加电，地面测量其相对天东北坐标系的位置和姿态，通过地面控制上注至起飞验证器4；

步骤10、起飞验证器4地装订试验场位置、海拔、地球引力场等导航参数，装订验证器4质量、转动惯量等动力学控制模型参数，以上注的数据为初始参数开始导航；

步骤11、确认各系统状态后，外部测量系统正式启动，试验正式开始，起飞验证器4轨控发动机点火，同时低重力模拟装置输出恒定大小的拉力5kM_ag/6，跟随起飞验证器4的运动；

步骤12、到达GNC启动控制时间后，GNC对起飞验证器4飞行姿态和飞行轨迹进行调节，到达关机时间后验证器4关闭发动机；

步骤13、低重力模拟装置1根据验证器加速度变化判读起飞验证器4关机状态，判断验证器关机后，在每个控制周期，减少约1/4拉力，在4个控制周期内拉力输出为0，并继续随动，直至起飞验证器4的飞行速度降为0m/s，然后低重力模拟装置1在空中制动，最后将起飞验证器4缓慢降至地面并进行静置；

步骤14、下传起飞验证器4的导航、制导、控制、运动参数以及低重力模拟装置1执行数据，结合外部高速摄像拍摄的影像以及起飞验证器各导航敏感器采集的数据，综合判断试验完成情况。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、根据月面起飞航天器的轨控发动机地面推力下降系数k和质量M_a，将起飞验证器(4)的干重设计为(kM_a-M_t)，其中M_t为起飞验证器(4)的推进剂加注量；将转动惯量、质心位置设置成与月面起飞航天器一致；

步骤2、起飞验证器(4)中加注质量为M_t的推进剂，再完成质量特性测试及质心的配平；

步骤3、识别和计算地面试验中的起飞验证器受到的扰动力矩，并与月面起飞航天器在月面的扰动力矩进行比对，确保地面试验中施加的扰动力矩大于对应的月面的扰动力矩数值；

步骤4、通过吊具将起飞验证器(4)连接到低重力模拟装置(1)上；

步骤5、将起飞验证器(4)放置到起飞平台(3)上，通过调整起飞平台(3)，使得起飞验证器(4)的起飞角度与在月面的实际飞行状态一致；

步骤6、设置低重力模拟装置(1)的初始预紧拉力，大小设置为5kM_ag/6-500N，并确保拉力方向与垂直方向夹角不大于0.1°；g为重力加速度；

步骤7、起飞验证器(4)开始加电，地面测量其相对天东北坐标系的位置和姿态，通过地面控制上注至起飞验证器(4)；

步骤8、起飞验证器(4)地装订试验场位置、海拔、地球引力场等导航参数，装订起飞验证器(4)控制模型参数，以上注的数据为初始参数开始导航；

步骤9、外部测量系统正式启动，试验正式开始，起飞验证器(4)轨控发动机点火，同时低重力模拟装置(1)输出大小为5kM_ag/6的恒定拉力，并跟随起飞验证器(4)的运动；

步骤10、到达GNC启动控制时间后，GNC对起飞验证器(4)飞行姿态和飞行轨迹进行调节，到达关机时间后起飞验证器(4)关闭发动机；下传起飞验证器(4)的导航、制导、控制、运动参数以及低重力模拟装置(1)执行数据，结合摄像机拍摄的影像以及起飞验证器(4)各导航敏感器采集的数据，综合判断起飞试验完成情况。

2.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，起飞平台(3)包括主架构(5)、滚轮(6)、一级液压杆(7)、二级液压杆(8)、一级活动平台(9)、固定架(34)以及二级活动平台(11)；滚轮(6)安装在主架构(5)的底部；一级活动平台(9)安装在主架构(5)上，一端通过第一转轴(10)与主架构(5)活动连接；一级液压杆(7)一端连接在主架构(5)上，另一端连在一级活动平台(9)上，可控制一级活动平台(9)绕第一转轴(10)翻转；其中第一转轴(10)可绕验证器本体坐标系的z轴转动；固定架(34)固定安装在一级活动平台(9)上，二级活动平台(11)通过第二转轴(12)连接在固定架(34)上；第二转轴(12)可绕验证器本体坐标系的y轴转动；二级液压杆(8)一端连接在一级活动平台(9)，另一端连接在二级活动平台(11)上，可控制二级活动平台(11)绕第二转轴(12)翻转。

3.如权利要求2所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，起飞平台(3)还包括第一锁紧杆(13)和第二锁紧杆(15)；第一锁紧杆(13)用于在一级活动平台(9)翻转到位后锁定在主架构(5)上；第二锁紧杆(15)用于在二级活动平台(11)翻转到位后锁定在固定架(34)上。

4.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，所述吊具包括吊梁组件(23)、第一曲线摆杆组件(24)、第二曲线摆杆组件(31)以及第一接口组件(29)和第二接口组件(30)；第一曲线摆杆组件(24)的一端通过第五转轴(21)与吊梁组件(23)的一端连接，另一端通过第七转轴(25)与第一接口组件(29)连接；第二曲线摆杆组件(31)的一端通过第六转轴(22)与吊梁组件(23)的另一端连接，第二曲线摆杆组件(31)的另一端通过第八转轴(26)与第二接口组件(30)连接；第五转轴(21)、第六转轴(22)、第七转轴(25)第八转轴(26)均可绕验证器(4)本体坐标系的z轴转动；

第一接口组件(29)和第二接口组件(30)分别可通过内部设置的第九转轴(27)和第十转轴(28)绕验证器(4)本体坐标系的y轴转动；第一接口组件(29)和第二接口组件(30)分别与验证器(4)的两侧连接；

吊梁组件(23)中部通过吊具安装法兰(18)与低重力模拟装置(1)连接；吊具安装法兰(18)中具有一个可绕验证器(4)本体坐标系的x轴转动的第三转轴(19)，第三转轴(19)下方通过可绕验证器(4)本体坐标系的z轴转动的第四转轴(20)与吊梁组件(23)连接。

5.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，起飞验证器(4)关闭发动机后，低重力模拟装置(1)根据验证器加速度变化判读起飞验证器(4)关机状态，判断验证器关机后，在每个控制周期，减少1/4拉力，在4个控制周期内拉力输出为0，并继续随动，直至起飞验证器(4)的飞行速度降为0m/s，然后低重力模拟装置(1)在空中制动，最后将起飞验证器(4)缓慢降至地面并进行静置，由此将起飞验证器(4)回收。

6.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，所述步骤1中，其中转动惯量与月面起飞航天器的误差小于10％，横向质心位置与月面起飞航天器偏差≤2mm，纵向质心位置与月面起飞航天器偏差≤5mm。

7.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，所述步骤3中，地面试验中施加的扰动力矩小于对应的月面的扰动力矩数值的3倍。

8.如权利要求1所述的一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法，其特征在于，所述步骤3中，当地面试验扰动综合力矩经计算比月面起飞过程中扰动力矩小，通过配重法，以增加额外的扰动力矩，确保地面试验扰动综合力矩值大于月面起飞过程中的扰动力矩。

Images