CN113104241A - 一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置，其中装置包括压紧杆、塔架、万向吊具以及吊绳，方法包含试验起始点的设定和探测器对应飞行参数的模拟，并给出了试验中关键控制参数的设定规则，能够在着陆验证试验中设定合理的起始点并准确模拟探测器对应飞行状态参数和工作模式，能够保证试验中探测器顺利转入后续的着陆飞行，实现对其着陆过程进行综合验证的目的；本发明尤其适用于月球、火星及其他小行星探测器的着陆验证，确保对探测器真实着陆飞行过程模拟的正确性和有效性，填补了我国空间探测器着陆试验的一项技术空白。

Description

一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置

技术领域

本发明属于深空探测领域，尤其涉及一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置。

背景技术

随着我国深空探测领域的不断拓展，在实施月球探测工程的同时即将开展针对火星、小行星等目标的科学探测，空间探测器的类型将不断丰富、其数量也会不断增加。由于距离远、飞行事件密集等原因，探测器在地外天体表面着陆的环节中无法及时获得地面的支持，只能依靠探测器自主完成着陆任务。探测器的着陆过程不可逆，面临较多的不确定因素，是一项难度大、风险高的任务，空间探测的实践表明探测器地外天体着陆的成功率尚不足50％，因此为提高着陆的可靠性，探测器研制过程中需要在地面开展充分的验证试验，着陆试验将越来越普及。

复现探测器地外天体表面的着陆飞行过程是地面试验的基本要求，试验的实施涉及两个核心技术问题：其一，低重力环境模拟，即在地面条件下模拟探测器真实着陆过程的受力特征；其二，探测器初始飞行状态模拟，即设置探测器的初始高度、姿态、速度、加速度和工作模式，使各参数与真实状态相同，作为试验的起始点以保证探测器后续的飞行与真实着陆过程一致。针对第一个问题可采用“拉力平衡法”进行解决，在美国“阿波罗”及我国“嫦娥”系列探测器地面试验中均采用该方法对探测器月面的受力状态进行了模拟。但由于着陆过程中探测器始终处于复杂的运动状态，飞行参数较多，地面试验中起始点的设定及探测器对应飞行状态的模拟存在很大的难度，即针对第二个问题之前尚没有一种有效的解决方法。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置，能够确定地面试验的起始点并同时模拟探测器的飞行参数及工作模式。

一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其中，待模拟的初始飞行状态包括起始时刻t₀、探测器距离地面的高度h₀、探测器的方位角θ₀、探测器的俯仰角

探测器向下运动的速度v₀以及探测器向下运动的加速度a₀，所述模拟方法包括以下步骤：

S1：采用长度可调的压紧杆实现探测器与试验平台的对接；

S2：采用吊绳为探测器提供竖直向上的初始拉力F₀，并通过调节压紧杆的长度，使得探测器的方位角为θ₀，俯仰角为

再通过线缆将探测器与试验平台整体提升至初始试验高度h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²，F₀＝mg+f，m为探测器的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器与压紧杆之间的预紧力；

S3：探测器的发动机点火并输出初始推力T₀，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度；

S4：将吊绳为探测器提供的拉力由F₀跳变为F，并将压紧杆脱离探测器，使得探测器受到的合力方向向下，并以a₀的加速度向下运动；

S5：通过探测器的发动机进行姿态控制，使得探测器在吊绳的恒拉力F作用下继续保持方位角为θ₀，俯仰角为

同时，将压紧杆脱离探测器的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

进一步地，所述压紧杆的数量为三根，且三根压紧杆在探测器上的安装接口围成三角形。

进一步地，所述待模拟的初始飞行状态通过探测器飞行曲线上运动速度和加速度均向下的特征点得到。

进一步地，探测器的顶板上设置有用于安装压紧杆的固定槽，且固定槽内设有用于监测探测器与压紧杆之间的连接状态的压紧开关，其中，探测器未释放压紧杆时，压紧开关处于被压紧杆压缩的状态，探测器释放压紧杆后，压紧开关处于释放状态，则探测器通过采集压紧开关的压缩和释放状态来判断压紧杆是否与自身分离，进而得到起始时刻t₀。

进一步地，所述压紧杆通过螺纹转动来调节自身的长度。

一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其中，待模拟的初始飞行状态包括起始时刻t₀、探测器距离地面的高度h₀、探测器的方位角θ₀、探测器的俯仰角

探测器向下运动的速度v₀以及探测器向下运动的加速度a₀，所述模拟装置包括压紧杆1、试验平台2、吊绳4以及塔架；

所述压紧杆1一端套接于探测器5，另一端固接于试验平台2，且压紧杆1的长度可调，使得探测器5的方位角为θ₀，俯仰角为

所述塔架用于通过线缆挂接压紧杆1、试验平台2以及探测器5所形成的整体，使得探测器5与地面之间的初始试验高度为h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²；

所述吊绳4用于向探测器5提供竖直向上的初始拉力F₀，其中，F₀＝mg+f，m为探测器5的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器5与压紧杆1之间的预紧力；

所述吊绳4还用于在探测器5的发动机点火并输出初始推力T₀后，向探测器5提供竖直向上的拉力F，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度；

在吊绳4的拉力跳变为F的同时，压紧杆1脱离探测器5，使得探测器5以a₀的加速度向下运动，并通过自身的发动机进行姿态控制，将自身的方位角保持为θ₀，俯仰角保持为

同时，将压紧杆1脱离探测器5的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器5在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

进一步地，一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，还包括安装于探测器5的万向吊具3；

所述吊绳4通过万向吊具3向探测器5提供竖直向上的初始拉力F₀。

有益效果：

1、本发明提供一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，包含试验起始点的设定和探测器对应飞行参数的模拟，并给出了试验中关键控制参数的设定规则，能够在着陆验证试验中设定合理的起始点并准确模拟探测器对应飞行状态参数和工作模式，能够保证试验中探测器顺利转入后续的着陆飞行，实现对其着陆过程进行综合验证的目的；本发明尤其适用于月球、火星及其他小行星探测器的着陆验证，确保对探测器真实着陆飞行过程模拟的正确性和有效性，填补了我国空间探测器着陆试验的一项技术空白。

2、本发明提供一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，根据探测器着陆过程飞行曲线，确定待模拟的试验起始点和飞行状态，通过探测器和试验设备的设计及相互配合，能够在地面试验中同时模拟探测器着陆试验中的初始飞行参数和工作模式。

附图说明

图1为本发明提供的探测器与试验塔架连接状态示意图；

图2为本发明提供的塔架压紧杆与探测器顶板固定槽的接口示意图；

图3为本发明提供的嫦娥五号探测器月面着陆飞行过程示意图；

1-压紧杆、2-试验平台、3-万向吊具、4-吊绳、5-探测器、6-固定槽、7-压紧开关。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

实施例一

本实施例在利用试验塔架提供恒定拉力对探测器着陆过程进行验证的地面试验中，提出了一种对探测器初始高度、姿态、速度、加速度和工作模式的模拟方法，能够使探测器顺利转入真实的着陆飞行，复现地外天体表面的着陆过程。

在由真实探测器和试验塔架组成的试验系统中，塔架通过吊绳为探测器提供竖直向上的恒拉力平衡其部分重力，探测器依靠自身动力执行姿态和轨道控制，探测器配置的万向吊具为其提供姿态运动的自由度。这些是本实施例基本的限定条件，也是其具体的应用环境。

需要说明的是，本实施例根据探测器着陆过程设计并结合试验目的和试验条件，在探测器飞行曲线上选取其运动速度和加速度均向下的特征点作为目标，将该特征点下的探测器飞行参数作为初始条件，也即作为待模拟的初始飞行状态，其中，初始飞行状态具体包括以下参数：起始时刻t₀、距地面高度h₀、方位角θ₀、俯仰角

向下运动速度v₀、向下运动加速度a₀。实现这些参数的同时、准确模拟是本实施例需解决的实际问题，也即本实施例的要点在于t₀时刻必须同时满足h₀、θ₀、

v₀与a₀的模拟要求。

在此基础上，一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，具体包括以下步骤：

S1：采用长度可调的压紧杆实现探测器与试验平台的对接。

也就是说，本实施例采用一套探测器姿态压紧装置，将其固定安装在作为恒拉力平台的试验平台2上，如图1所示。压紧装置由三根长度可分别单独调节的压紧杆1组成，探测器5顶板上配置相应的固定槽6，槽内设有压紧开关7能够监测探测器5与试验平台2的连接状态，如图2所示。

需要说明的是，试验平台2的质量远大于探测器，相当于探测器的初始安装平台；此外，由于探测器的方位角θ₀，俯仰角

是相对于大地坐标系来说的，而本实施例对于探测器的方位角θ₀，俯仰角

的模拟是通过压紧杆的长度调节来实现，则为了避免试验平台坐标系与大地坐标系的相互转换，优选的，试验平台为与水平方向相互平行的平台。

S2：采用吊绳为探测器提供竖直向上的初始拉力F₀，并通过调节压紧杆的长度，使得探测器的方位角为θ₀，俯仰角为

再通过线缆将探测器与试验平台整体提升至初始试验高度h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²，F₀＝mg+f，m为探测器的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器与压紧杆之间的预紧力。

也就是说，试验前探测器5与试验平台2对接，收紧吊绳4将探测器5稍微吊离地面，试验平台2的压紧杆1与探测器5相应的固定槽6配合，通过对压紧杆1长度的调节设定探测器5初始的方位角θ₀和俯仰角

进一步收紧吊绳并设置其初始拉力为F₀；同时，该收紧操作在压紧杆1与探测器5之间施加了预紧力f，限定了探测器5的姿态运动并始终保持初始设定的状态。探测器5固定槽6内的压紧开关7被压缩，此时的状态字定义为“0”。

进一步地，此时，探测器5与试验平台2通过压紧杆1形成一个整体，则通过线缆将该整体吊挂在外部塔架上，再进行整体提升，最终将探测器5起吊至所需的初始试验高度h₁，提升过程中作为恒拉力平台的试验平台2与探测器5不发生相对运动，探测器5仍维持初始设定的方位角θ₀和俯仰角φ₀。

S3：探测器的发动机点火并输出初始推力T₀，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度。

需要说明的是，设定探测器发动机点火的初始推力T₀，是为了保证探测器与恒拉力试验平台2分离后，其所受合力的方向竖直向下且运动加速度与模拟目标a₀一致，则发动机初始推力需满足以下要求：

T₀＝mg-F-ma₀

探测器5发动机点火且输出初始推力T₀，探测器5与压紧杆1间的预紧力增加至f+T₀，此时，探测器5仍处于静止状态。

S4：将吊绳为探测器提供的拉力由F₀跳变为F，并将压紧杆脱离探测器，使得探测器受到的合力方向向下，并以a₀的加速度向下运动。

需要说明的是，模拟低重力环境中探测器的受力状态，塔架吊绳拉力F在后续试验中将保持一个恒定值，即：F＝m(g-g*)；也就是说，控制吊绳拉力由初始值F₀跳变至试验中的恒定值F，探测器5以a₀的加速度向下运动，试验平台2保持静止，其上的姿态压紧杆1脱离探测器5的固定槽6，压紧开关7被释放，其状态字定义为“1”。探测器5监测压紧开关7的状态变化，当其状态字由“0”变为“1”意味着探测器5完成了与塔架1的分离。

S5：通过探测器的发动机进行姿态控制，使得探测器在吊绳的恒拉力F作用下继续保持方位角为θ₀，俯仰角为

同时，将压紧杆脱离探测器的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

也就是说，探测器5与试验平台2的分离后此时压紧杆1仍固接于试验平台2上，探测器通过自身的推力器仅进行姿态控制，维持初始设定的方位角和俯仰角。以压紧开关状态字变化为标志的器塔分离时刻开始，经Δt的延时后，探测器运动速度与模拟目标v₀相同，定义此时为着陆试验的起始时刻t₀。探测器工作状态根据Δt的延时自动转入着陆模式，开始执行对着陆飞行的姿态和轨道控制。

以上，按试验的实施过程对本发明的技术方案进行了说明，它通过探测器状态的调整、试验塔架拉力输出的配合、器塔接口保障和试验过程设计，解决了探测器着陆试验中初始飞行状态的模拟问题。试验系统各部分对应的具体内容描述如下：

探测器：试验前处于加电待命状态，与试验平台对接后监测压紧开关的状态；被塔架起吊至h₁高度后根据地面指令发动机点火并输出预设的推力T₀；当监测到压紧开关状态变化后，自动进行姿态保持控制并计算延时，器塔分离Δt时间后，即t₀时刻自动转入着陆工作模式，开始执行真实着陆过程控制。

试验平台：试验前与探测器完成对接后，通过收紧吊绳将探测器吊离地面，并在压紧杆与探测器之间施加预紧力f；保持恒拉力平台与探测器相对位置不变，通过线缆将试验平台和探测器整体起吊至h₁高度处；探测器发动机点火后，根据地面指令将吊绳拉力跳变至恒定值F。

器塔接口：由三个压紧杆组成的姿态压紧装置安装在恒拉力试验平台上，探测器顶板上设有三个固定槽，与试验平台对接后限定了探测器的姿态运动；探测器固定槽内布置的压紧开关监测器塔的对接和分离状态，吊绳拉力转入恒值F后探测器向下加速运动，与试验平台解除连接状态，压紧开关的状态字由“0”跳变为“1”。

试验过程设计：试验前探测器与试验平台对接，通过压紧杆长度的调节设置初始的方位角θ₀和俯仰角

探测器起吊过程不影响该设置状态，器塔分离后探测器仍以该状态为目标自动进行姿态保持控制，直至试验起始时刻t₀；在h₁高度处，地面控制探测器发动机点火并输出初始推力T₀，随后通过试验平台控制吊绳输出恒定拉力F，通过T₀的设置实现对运动加速度a₀的模拟并完成器塔分离；通过Δt延时和h₁高度的设定，实现在试验起始时刻t₀对探测器初始高度h₀和运动速度v₀的同时模拟；t₀时刻后探测器自动转入着陆工作模式。

由此可见，本实施例提出了一种地面着陆验证试验中探测器初始飞行状态的综合模拟方法，包含试验起始点的设定和探测器对应飞行参数的模拟，能够保证试验中探测器顺利转入后续的着陆飞行，实现对其着陆过程进行综合验证的目的。同时，本实施例提供了试验系统各组成部分相应的处理方法和内容，并给出了试验中关键控制参数的设定，该方法适用于月球、火星及其他小行星探测器的着陆验证，确保对探测器真实着陆飞行过程模拟的正确性和有效性，填补了我国空间探测器着陆试验的一项技术空白。

实施例二

基于以上实施例，本实施例提供一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其中，待模拟的初始飞行状态包括起始时刻t₀、探测器距离地面的高度h₀、探测器的方位角θ₀、探测器的俯仰角

探测器向下运动的速度v₀以及探测器向下运动的加速度a₀，所述模拟装置包括压紧杆1、试验平台2、万向吊具3、吊绳4以及塔架。

所述压紧杆1一端套接于探测器5，另一端固接于试验平台2，且压紧杆1的长度可调，例如，通过螺纹转动来调节自身的长度，使得探测器5的方位角为θ₀，俯仰角为

所述塔架用于通过线缆挂接压紧杆1、试验平台2以及探测器5所形成的整体，使得探测器5与地面之间的初始试验高度为h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²。

所述吊绳4用于通过安装于探测器5上的万向吊具3向探测器5提供竖直向上的初始拉力F₀，其中，F₀＝mg+f，m为探测器5的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器5与压紧杆1之间的预紧力。

所述吊绳4还用于在探测器5的发动机点火并输出初始推力T₀后，向探测器5提供竖直向上的拉力F，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度。

在吊绳4的拉力跳变为F的同时，压紧杆1脱离探测器5，使得探测器5以a₀的加速度向下运动，并通过自身的发动机进行姿态控制，将自身的方位角保持为θ₀，俯仰角保持为

同时，将压紧杆1脱离探测器5的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器5在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

需要说明的是，探测器5的顶板上设置有用于安装压紧杆1的固定槽6，且固定槽6内设有用于监测探测器5与压紧杆1之间的连接状态的压紧开关7，其中，探测器5未释放压紧杆1时，压紧开关7处于被压紧杆1压缩的状态，探测器5释放压紧杆1后，压紧开关7处于释放状态，则探测器5通过采集压紧开关7的压缩和释放状态来判断压紧杆1是否与自身分离，进而得到起始时刻t₀。

实施例三

本实施例以嫦娥五号探测器月面着陆验证试验为例，对着陆试验初始飞行状态的模拟方法进行详细描述。

(1)图3为嫦娥五号探测器月面着陆飞行设计结果，根据着陆过程各阶段任务的重要性和地面试验具备的条件，决定对探测器悬停、避障及缓速下降飞行过程进行物理验证。在探测器飞行曲线上选择进入悬停状态前的一点作为试验的起点，探测器对应的飞行参数为：高度h₀＝95m、方位角θ₀＝180°、俯仰角

向下运动速度v₀＝1.5m/s、向下运动加速度a₀＝0.5m/s²，即确定了探测器地面试验起始点飞行参数的模拟要求。

(2)根据探测器着陆过程悬停阶段的质量m＝1180kg、地面重力加速度g＝9.8m/s²、月面重力加速度g*＝1.62m/s²，由公式F＝m(g-g*)确定试验中吊绳恒拉力F＝9652.4N；探测器与试验平台对接后，两者间预紧力需求f＝500N以保证固定连接，由公式F₀＝mg+f确定吊绳初始拉力F₀＝12064N；由探测器初始运动加速度a₀及公式T₀＝mg-F-ma₀确定探测器发动机点火初始推力输出T₀＝1038.6N；根据试验起点对应探测器的高度h₀、探测器运动v₀，分别由公式Δt＝v₀/a₀、公式h₁＝h₀+0.5a₀×Δt²确定器塔分离至试验起始点间的延时Δt＝3s、探测器初始起吊高度h₁＝97.25m。至此，试验所需的关键控制参数已全部确定。

(3)探测器通过万向吊具与试验平台的吊绳连接，压紧杆深入探测器对应的固定槽内；试验平台收紧吊绳将探测器吊离地面，通过调整压紧杆的长度设置探测器所需的初始方位角和俯仰角，吊绳初始拉力设置为F₀＝12064N，在探测器与压紧装置间施加了500N的预紧力；通过外部塔架和线缆将恒拉力试验平台和探测器整体提升至h₁＝97.25m高度处；地面控制探测器发动机点火，并输出初始推力T₀＝1038.6N；地面控制塔架吊绳拉力由F₀＝12064N跳变至F＝9652.4N并保持该值不变，探测器以a₀＝0.5m/s²的加速度向下运动，探测器监测到器塔分离信号自动开始对姿态进行保持控制；器塔分离并延时Δt＝3s后探测器自动转入着陆工作模式，此时为试验的起始时刻t₀，探测器对应的高度、姿态、速度、加速度及工作模式均与真实着陆过程一致，即探测器顺利转入着陆验证，后续飞行过程可按真实的设计状态进行控制。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (10)

1.一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其中，待模拟的初始飞行状态包括起始时刻t₀、探测器距离地面的高度h₀、探测器的方位角θ₀、探测器的俯仰角

探测器向下运动的速度v₀以及探测器向下运动的加速度a₀，其特征在于，所述模拟方法包括以下步骤：

S1：采用长度可调的压紧杆实现探测器与试验平台的对接；

S2：采用吊绳为探测器提供竖直向上的初始拉力F₀，并通过调节压紧杆的长度，使得探测器的方位角为θ₀，俯仰角为

再通过线缆将探测器与试验平台整体提升至初始试验高度h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²，F₀＝mg+f，m为探测器的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器与压紧杆之间的预紧力；

S3：探测器的发动机点火并输出初始推力T₀，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度；

S4：将吊绳为探测器提供的拉力由F₀跳变为F，并将压紧杆脱离探测器，使得探测器受到的合力方向向下，并以a₀的加速度向下运动；

S5：通过探测器的发动机进行姿态控制，使得探测器在吊绳的恒拉力F作用下继续保持方位角为θ₀，俯仰角为

同时，将压紧杆脱离探测器的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

2.如权利要求1所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其特征在于，所述压紧杆的数量为三根，且三根压紧杆在探测器上的安装接口围成三角形。

3.如权利要求1所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其特征在于，所述待模拟的初始飞行状态通过探测器飞行曲线上运动速度和加速度均向下的特征点得到。

4.如权利要求1所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其特征在于，探测器的顶板上设置有用于安装压紧杆的固定槽，且固定槽内设有用于监测探测器与压紧杆之间的连接状态的压紧开关，其中，探测器未释放压紧杆时，压紧开关处于被压紧杆压缩的状态，探测器释放压紧杆后，压紧开关处于释放状态，则探测器通过采集压紧开关的压缩和释放状态来判断压紧杆是否与自身分离，进而得到起始时刻t₀。

5.如权利要求1所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法，其特征在于，所述压紧杆通过螺纹转动来调节自身的长度。

6.一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其中，待模拟的初始飞行状态包括起始时刻t₀、探测器距离地面的高度h₀、探测器的方位角θ₀、探测器的俯仰角

探测器向下运动的速度v₀以及探测器向下运动的加速度a₀，其特征在于，所述模拟装置包括压紧杆(1)、试验平台(2)、吊绳(4)以及塔架；

所述压紧杆(1)一端套接于探测器(5)，另一端固接于试验平台(2)，且压紧杆(1)的长度可调，使得探测器(5)的方位角为θ₀，俯仰角为

所述塔架用于通过线缆挂接压紧杆(1)、试验平台(2)以及探测器(5)所形成的整体，使得探测器(5)与地面之间的初始试验高度为h₁，其中，h₁＝h₀+0.5a₀×(v₀/a₀)²；

所述吊绳(4)用于向探测器(5)提供竖直向上的初始拉力F₀，其中，F₀＝mg+f，m为探测器(5)的质量，g为地球表面的重力加速度，f为探测器(5)与压紧杆(1)之间的预紧力；

所述吊绳(4)还用于在探测器(5)的发动机点火并输出初始推力T₀后，向探测器(5)提供竖直向上的拉力F，其中，T₀＝mg-F-ma₀，F为设定的恒拉力，且满足F＝m(g-g*)，g*为地外天体表面的重力加速度；

在吊绳(4)的拉力跳变为F的同时，压紧杆(1)脱离探测器(5)，使得探测器(5)以a₀的加速度向下运动，并通过自身的发动机进行姿态控制，将自身的方位角保持为θ₀，俯仰角保持为

同时，将压紧杆(1)脱离探测器(5)的时刻延时Δt后的时刻作为起始时刻t₀，则探测器(5)在起始时刻t₀时向下运动的速度为v₀，距离地面的高度为h₀，实现初始飞行状态的模拟，其中，Δt＝v₀/a₀。

7.如权利要求6所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其特征在于，所述压紧杆(1)的数量为三根，且三根压紧杆(1)在探测器(5)上的安装接口围成三角形。

8.如权利要求6所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其特征在于，还包括安装于探测器(5)的万向吊具(3)；

所述吊绳(4)通过万向吊具(3)向探测器(5)提供竖直向上的初始拉力F₀。

9.如权利要求6所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其特征在于，探测器(5)的顶板上设置有用于安装压紧杆(1)的固定槽(6)，且固定槽(6)内设有用于监测探测器(5)与压紧杆(1)之间的连接状态的压紧开关(7)，其中，探测器(5)未释放压紧杆(1)时，压紧开关(7)处于被压紧杆(1)压缩的状态，探测器(5)释放压紧杆(1)后，压紧开关(7)处于释放状态，则探测器(5)通过采集压紧开关(7)的压缩和释放状态来判断压紧杆(1)是否与自身分离，进而得到起始时刻t₀。

10.如权利要求6所述的一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟装置，其特征在于，所述压紧杆(1)通过螺纹转动来调节自身的长度。

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