CN117818914A - 地外天体探测与软着陆gnc分布式地面模拟装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置及方法，属于飞航天器天体捕捉与软着陆地面物理模拟技术领域。解决了现有技术难以实现地外探测器天体捕获和软着陆全过程物理模拟的问题；本发明包括轨道模拟装置、导航定位***和综合控制管理计算机，轨道模拟装置上设置有引力模拟装置、地形环境模拟装置和模拟器，导航定位***包括视觉定位装置和视觉导航装置，视觉定位装置设置于轨道模拟装置上方，引力模拟装置与模拟器连接，综合控制管理计算机与导航定位***、引力模拟装置、地形环境模拟装置和减速阻力模拟装置连接。本发明实现了从地外天体探测捕获到软着陆的整个过程的地面全物理模拟，可以应用于航天器深空探测与软着陆模拟。
Description
技术领域
本发明涉及地外天体探测与软着陆地面模拟装置及方法，尤其涉及地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置及方法，属于航天器天体捕捉与软着陆地面物理模拟技术领域。
背景技术
随着空间探测技术的不断发展，现代航天器逐渐向智能性、快速性以及稳定性的方向发展，对航天器的要求也逐渐提高，但航天器试验成本太高，因此进行仿真测试尤为重要，数学仿真难以描述航天器的实际硬件结构和在太空的运行状态，而全物理仿真可以避免建立一些复杂的数学模型并且可以获得准确的部件特性，也能够直观有效的对***进行验证。所以建立一套全物理仿真***是十分有必要的。
现有技术1：公开(公告)号为CN104423272A的专利文件公开了一种火星捕获制动控制高保真仿真方法及装置，建立火星捕获制动控制的动力学模型；根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真***，向火星捕获制动仿真***输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真***输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率，其能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%，但提到对于天体的捕获制动都是采用仿真的方式进行，并没有进行实际的物理验证；
现有技术2：公开(公告)号为CN110426968A的专利申请文件公开了行星探测捕获制动与器器分离全物理仿真实验装置与方法，提供了行星探测捕获制动与器器分离全物理仿真实验装置与方法，发明中地面监控与控制***通过电缆与其他***相连接，位置测量***返回编码器的数据到地面监控与控制***，地面监控与控制***发送伺服电机的控制指令到运动模拟***；视觉测量***中的相机控制器通过RS422串口与地面监控与控制***进行通讯，传输运动模拟器的位置信息反馈；视觉测量***通过线缆与模拟引力生成***连接，视觉测量***采集模拟引力生成***上运动模拟器的图像，运动模拟***与模拟引力生成***固定连接，其可以验证控制算法的可靠性与鲁棒性，提高工程实施的可靠性，但尽管建立了实际的物理***进行仿真，仍无法实现探测器软着陆的全物理模拟，且所需实验平台较大、实验装置中的引力模拟装置不够灵活；
现有技术3：公开(公告)号为CN106628280A的专利申请文件公开了一种航天器软着陆模拟实验装置及模拟方法，航天器软着陆模拟实验装置包括小角度倾斜平台，小角度倾斜平台的其中一端部的下侧连接有小型液压同步调整***，小角度倾斜平台上端设置有着陆器模拟件，着陆器模拟件的下表面安装有气浮气垫，着陆器模拟件的上表面贴有轻质荧光反射片，着陆器模拟件侧面安装有冷气推力喷管，还包括有双目计算机视觉***，其利用气浮仿真器和小角度倾斜平台，对航天器软着陆任务最后阶段的着陆过程及其姿态、轨迹控制进行地面实验模拟的装置，还提供了模拟的方法，利用实验装置可用以验证着陆仿真器在软着陆过程中的姿态、轨迹及着陆点控制性能，但模拟实验装置仅仅对软着陆任务的最后一阶段进行了一定的模拟，并且没有考虑到分离后减速的阶段以及着陆地点的地形情况。
综上所述，需要一种可以模拟在地外天体引力下从环绕器捕获天体至着陆器分离实现自主GNC完成软着陆全过程的装置和模拟方法。
发明内容
在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
鉴于此，为解决现有技术难以实现地外探测器天体捕获和软着陆全过程物理模拟的问题，本发明提供地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置及方法。
技术方案一如下：地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置包括轨道模拟装置、导航定位***、引力模拟装置、地形环境模拟装置、环绕模拟器、着陆模拟器、减速阻力模拟装置、着陆腿减速装置和综合控制管理计算机，轨道模拟装置、导航定位***、引力模拟装置、地形环境模拟装置、环绕模拟器、着陆模拟器、减速阻力模拟装置和着陆腿减速装置均由综合控制管理计算机进行控制，并通过有线线缆进行连接传输数据；
所述轨道模拟装置的主体为表面光滑的平台，轨道模拟装置用于模拟天体轨道的二维平面以及提供气浮所需条件，引力模拟装置、地形环境模拟装置、环绕模拟器和着陆模拟器均设置于轨道模拟装置上；
所述导航定位***包括视觉定位装置和视觉导航装置，视觉定位装置设置于轨道模拟装置上方，导航定位***用于监测轨道模拟装置上各装置的实时位置以及检测识别着陆地形；
所述引力模拟装置与环绕模拟器和着陆模拟器连接，环绕模拟器与着陆模拟器通过电磁铁连接，着陆模拟器上设置有减速阻力模拟装置、着陆腿减速装置和视觉导航装置，且视觉导航装置设置于减速阻力模拟装置上方；
所述地形环境模拟装置用于模拟天体表面地形，地形环境模拟装置为在实验场地建立的实际地形环境模拟装置或通过远程图像传输搭建的光学地形环境模拟装置。
进一步地，所述引力模拟装置包括多自由度机械臂、电磁装置、第一高精度伺服电机和高精度编码器，多自由度机械臂抓手前端与电磁装置连接，第一高精度伺服电机与高精度编码器连接，第一高精度伺服电机与高精度编码器均与多自由度机械臂各关节连接，第一高精度伺服电机用于控制多自由度机械臂各关节角度，高精度编码器用于测量多自由度机械臂各关节角度。
进一步地，所述减速阻力模拟装置包括第二高精度伺服电机、伺服阀和喷嘴，喷嘴安装于伺服阀上，伺服阀安装于第二高精度伺服电机轴承上，喷嘴可随第二高精度伺服电机轴承旋转而改变朝向跟踪视觉导航装置测量的着陆方向控制阻力方向，伺服阀通过接收综合控制管理计算机的信号调节开度以在减速着陆模拟的不同阶段通过喷气模拟天体大气阻力和减速降落伞阻力之和。
进一步地，所述环绕模拟器为五自由度气浮台环绕模拟器，着陆模拟器为五自由度气浮台着陆模拟器，环绕模拟器用于实现航天器姿态和轨道运动模拟。
技术方案二：地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法，采用技术方案一所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置实现，包括以下步骤：
S1.检查各装置电源线缆是否连接，开启总电源，启动综合控制管理计算机；
S2.初始化整体***，检测各装置是否存在异常，所有装置自检通过则直接进行步骤S3，自检未通过则检测对应装置直至装置无误进行步骤S3；
S3.启动导航定位***，测定各装置的初始位置并传输至综合控制管理计算机；
S4.进行任务选择，判断是否模拟着陆过程，是则进行步骤S5，否则直接进行步骤S6；
S5.检测地形环境模拟装置是否为实际地形环境模拟装置，是则开启实际地形环境模拟装置，否则开启光学地形环境模拟装置，实现分布式模拟；
S6.启动引力模拟装置，当模拟器运行至引力范围时对其施加引力模拟天体引力，模拟引力方向和大小跟随模拟器位置不断改变，计算出模拟器所受的模拟引力；
S7.设置环绕模拟器的环绕轨迹参数，选择控制算法及给定参数，设定着陆模拟器的分离点和着陆点，选择所要验证的各环节算法，设置对应的参数；
S8.建立天体大气阻力和减速降落伞阻力缩比模型，计算出天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力之和，设置缩比模型参数以及开启天体大气阻力和减速降落伞阻力的高度范围；
S9.使能模拟器，进行模拟实验，观察实验结果并记录实验数据。
进一步地，所述S6中，根据模拟器在轨道模拟装置的位置，采用缩比公式计算出模拟器所受的模拟引力，通过综合控制管理计算机输出信号改变多自由度机械臂姿态并输出给定电压信号使电磁装置对模拟器实时施加方向大小可变的模拟引力；
缩比公式表示为：
；
其中，为实际运动距离，/>为模拟器的运动范围，/>为缩比；
整体***缩比关系表示为：
；
其中，为缩比最小值，/>为所有物理量的缩比集合；
根据牛顿第二定律及整体***缩比关系得到模拟引力/>；
模拟引力表示为：
；
其中，为实际引力。
进一步地，所述S8中，天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力的之和等于伺服阀推力，根据伺服阀推力与控制电流的关系，通过综合控制管理计算机输出给定电流信号控制伺服阀开口度，模拟指定数值的天体大气阻力和减速降落伞阻力之和；
伺服阀开口度与控制电流的比例关系表示为：
；
其中，为伺服阀开口度，/>为控制电流，/>为伺服阀电流比例参数；
通过标定测得伺服阀推力与伺服阀开口度的关系，得到伺服阀推力与控制电流的关系；
；
其中，为伺服阀推力，/>为根据标定测试得到的推力系数。
本发明的有益效果如下：本发明实现了从地外天体探测捕获到软着陆的整个过程的全物理模拟，能够更加真实全面的发现实验过程中可能存在的实际问题；本发明采用分布式方法进行捕获和软着陆的模拟，通过分析实际地形构建不同情况下的地形环境模拟装置避免了场地限制；本发明采用配置电磁装置的机械臂组装而成的引力模拟装置进行引力模拟，模拟手段更加灵活，精度更高；本发明的减速阻力模拟装置通过第二高精度伺服电机控制伺服阀的开度进行阻力大小模拟，同时通过第二高精度伺服电机带动喷嘴跟踪视觉导航装置测量的着陆方向进行阻力方向模拟，实现了着陆器模拟减速段的大气阻力减速的过程和降落伞减速的过程。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置结构示意图；
图2为轨道模拟装置上引力模拟装置、环绕模拟器及视觉定位装置的布置关系示意图；
图3为环绕模拟器和着陆模拟器的结构与连接关系示意图；
图4为减速阻力模拟装置结构及原理示意图；
图5为检测地形环境模拟装置原理示意图；
图6为地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法流程图；
图7为地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法实施例流程图。
附图标记：1.轨道模拟装置；2.导航定位***；3.引力模拟装置；4.地形环境模拟装置；5.环绕模拟器；6.着陆模拟器；7.减速阻力模拟装置；8.着陆腿减速装置；9.综合控制管理计算机；10.视觉定位装置；11.视觉导航装置；12.多自由度机械臂；13.电磁装置；14.高精度编码器；15.电磁铁；16.第一高精度伺服电机；17.第二高精度伺服电机；18.伺服阀；19.喷嘴。
具体实施方式
为了使本发明实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例1：参考图1-5详细说明本实施例，地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置，具体包括轨道模拟装置1、导航定位***2、引力模拟装置3、地形环境模拟装置4、环绕模拟器5、着陆模拟器6、减速阻力模拟装置7、着陆腿减速装置8和综合控制管理计算机9，轨道模拟装置1、导航定位***2、引力模拟装置3、地形环境模拟装置4、环绕模拟器5、着陆模拟器6、减速阻力模拟装置7和着陆腿减速装置8均由综合控制管理计算机9进行控制，并通过有线线缆进行连接传输数据；
所述轨道模拟装置1的主体为表面光滑的平台，轨道模拟装置1用于模拟天体轨道的二维平面以及提供气浮所需条件，引力模拟装置3、地形环境模拟装置4、环绕模拟器5和着陆模拟器6均设置于轨道模拟装置1上；
所述导航定位***2包括视觉定位装置10和视觉导航装置11，视觉定位装置10设置于轨道模拟装置1上方，导航定位***2用于监测轨道模拟装置1上各装置的实时位置以及检测识别着陆地形；
所述引力模拟装置3与环绕模拟器5和着陆模拟器6连接，环绕模拟器5与着陆模拟器6通过电磁铁15连接，着陆模拟器6上设置有减速阻力模拟装置7、着陆腿减速装置8和视觉导航装置11，且视觉导航装置11设置于减速阻力模拟装置7上方；
所述地形环境模拟装置4用于模拟天体表面地形，地形环境模拟装置4为在实验场地建立的实际地形环境模拟装置或通过远程图像传输搭建的光学地形环境模拟装置。
具体的，本实施例中，轨道模拟装置1的主体为大理石平台，其表面光滑能够提供气浮所需条件，引力模拟装置3、地形环境模拟装置4、环绕模拟器5和着陆模拟器6等装置均运行在其上；
参考图5，地形环境模拟装置4实现分为两种，通过导航定位***2分析实际着陆地形，当实验场地面积足够大时可在实验场地建立由真实材料构建的实际地形环境模拟装置，其表面形状通过对天体地表地形分析生成，材料选择接近天体地表土质的材料构成，同时实际地形环境模拟装置表面安装有障碍物，可真实模拟天体地表情况，当受制于实验场地时可通过远程搭建光学地形环境模拟装置通过远程图像传输模拟天体表面地形；
着陆腿减速装置8安装在着陆模拟器6上，其可随着陆模拟器6姿态进行运动，着陆腿减速装置8的着陆腿构型与实际着陆腿构型一致，着陆腿的材料强度根据整体***缩比关系进行选择，保证模拟着陆受力与实际着陆受力一致。
进一步地，所述引力模拟装置3包括多自由度机械臂12、电磁装置13、第一高精度伺服电机16和高精度编码器14，多自由度机械臂12抓手前端与电磁装置13连接，第一高精度伺服电机16与高精度编码器14连接，第一高精度伺服电机16与高精度编码器14均与多自由度机械臂12各关节连接，第一高精度伺服电机16用于控制多自由度机械臂各关节角度，高精度编码器14用于测量多自由度机械臂各关节角度；
具体的，本实施例中，引力模拟装置3中的多自由度机械臂12采用两个六自由度机械臂，两个六自由度机械臂分别控制环绕模拟器5和着陆模拟器6，参考图2，六自由度机械臂对环绕模拟器5进行控制，六自由度机械臂对着陆模拟器6的控制方式与环绕模拟器5相同，图2中标注的机械臂运动方向仅为示意，其表示水平旋转，实际机械臂运动方向根据模拟实验情况的不同不断变化。
进一步地，所述减速阻力模拟装置7包括第二高精度伺服电机17、伺服阀18和喷嘴19，伺服阀18与喷嘴19连接，喷嘴19安装于伺服阀18上，伺服阀18安装于第二高精度伺服电机17轴承上，喷嘴19可随第二高精度伺服电机17轴承旋转而改变朝向跟踪视觉导航装置11测量的着陆方向控制阻力方向，伺服阀18通过接收综合控制管理计算机9的信号调节开度以在减速着陆模拟的不同阶段通过喷气模拟天体大气阻力和减速降落伞阻力之和；
具体的，视觉导航装置11固连于减速阻力模拟装置7上，视觉导航装置11可随第二高精度伺服电机17转动而转动，从而识别多自由度机械臂图像确定阻力方向。
进一步地，所述环绕模拟器5为五自由度气浮台环绕模拟器，着陆模拟器6为五自由度气浮台着陆模拟器，环绕模拟器5用于实现航天器姿态和轨道运动模拟。
实施例2：参考图1-7详细说明本实施例，地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法，采用实施例1所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置实现，包括以下步骤：
S1.检查各装置电源线缆是否连接，开启总电源，启动综合控制管理计算机；
S2.初始化整体***，检测各装置是否存在异常，所有装置自检通过则直接进行步骤S3，自检未通过则检测对应装置直至装置无误进行步骤S3；
S3.启动导航定位***，测定各装置的初始位置并传输至综合控制管理计算机；
S4.进行任务选择，判断是否模拟着陆过程，是则进行步骤S5，否则直接进行步骤S6；
S5.检测地形环境模拟装置是否为实际地形环境模拟装置，是则开启实际地形环境模拟装置，否则开启光学地形环境模拟装置，实现分布式模拟；
S6.启动引力模拟装置，当模拟器运行至引力范围时对其施加引力模拟天体引力，模拟引力方向和大小跟随模拟器位置不断改变，计算出模拟器所受的模拟引力；
S7.设置环绕模拟器的环绕轨迹参数，选择控制算法及给定参数，设定着陆模拟器的分离点和着陆点，选择所要验证的各环节算法，设置对应的参数；
S8.建立天体大气阻力和减速降落伞阻力缩比模型，计算出天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力之和，设置缩比模型参数以及开启天体大气阻力和减速降落伞阻力的高度范围；
S9.使能模拟器，进行模拟实验，观察实验结果并记录实验数据；
具体的，模拟实验过程中出现实验故障时及时进行停机，本实施例中，环绕模拟器5的环绕轨迹为圆轨迹，控制算法为PID控制，KP=5000，KI=10，KD=4000，其中，KP为比例调节系数，KI为积分调节系数，KD为微分调节系数，环绕模拟器5的轨道高度为1000km，着陆模拟器6的着陆点坐标为(500，300)。
进一步地，所述S6中，根据模拟器在轨道模拟装置的位置，采用缩比公式计算出模拟器所受的模拟引力，通过综合控制管理计算机输出信号改变多自由度机械臂姿态并输出给定电压信号使电磁装置对模拟器实时施加方向大小可变的模拟引力；
缩比公式表示为：
；
其中，为实际运动距离，/>为模拟器的运动范围，/>为缩比；
整体***缩比关系表示为：
；
其中，为缩比最小值，/>为所有物理量的缩比集合；
根据牛顿第二定律及整体***缩比关系得到模拟引力/>；
模拟引力表示为：
；
其中，为实际引力；
具体的，参考图4，开度信号即为综合控制管理计算机9输出的电流信号。
进一步地，所述S8中，天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力的之和等于伺服阀推力，根据伺服阀推力与控制电流的关系，通过综合控制管理计算机输出给定电流信号控制伺服阀开口度，模拟指定数值的天体大气阻力和减速降落伞阻力之和；
伺服阀开口度与控制电流的比例关系表示为：
；
其中，为伺服阀开口度，/>为控制电流，/>为伺服阀电流比例参数；
通过标定测得伺服阀推力与伺服阀开口度的关系，得到伺服阀推力与控制电流的关系；
；
其中，为伺服阀推力，/>为根据标定测试得到的推力系数。
尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。
Claims (7)
1.地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置，其特征在于，包括轨道模拟装置（1）、导航定位***（2）、引力模拟装置（3）、地形环境模拟装置（4）、环绕模拟器（5）、着陆模拟器（6）、减速阻力模拟装置（7）、着陆腿减速装置（8）和综合控制管理计算机（9），轨道模拟装置（1）、导航定位***（2）、引力模拟装置（3）、地形环境模拟装置（4）、环绕模拟器（5）、着陆模拟器（6）、减速阻力模拟装置（7）和着陆腿减速装置（8）均由综合控制管理计算机（9）进行控制，并通过有线线缆进行连接传输数据；
所述轨道模拟装置（1）的主体为表面光滑的平台，轨道模拟装置（1）用于模拟天体轨道的二维平面以及提供气浮所需条件，引力模拟装置（3）、地形环境模拟装置（4）、环绕模拟器（5）和着陆模拟器（6）均设置于轨道模拟装置（1）上；
所述导航定位***（2）包括视觉定位装置（10）和视觉导航装置（11），视觉定位装置（10）设置于轨道模拟装置（1）上方，导航定位***（2）用于监测轨道模拟装置（1）上各装置的实时位置以及检测识别着陆地形；
所述引力模拟装置（3）与环绕模拟器（5）和着陆模拟器（6）连接，环绕模拟器（5）与着陆模拟器（6）通过电磁铁（15）连接，着陆模拟器（6）上设置有减速阻力模拟装置（7）、着陆腿减速装置（8）和视觉导航装置（11），且视觉导航装置（11）设置于减速阻力模拟装置（7）上方；
所述地形环境模拟装置（4）用于模拟天体表面地形，地形环境模拟装置（4）为在实验场地建立的实际地形环境模拟装置或通过远程图像传输搭建的光学地形环境模拟装置。
2.根据权利要求1所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置，其特征在于，所述引力模拟装置（3）包括多自由度机械臂（12）、电磁装置（13）、第一高精度伺服电机（16）和高精度编码器（14），多自由度机械臂（12）抓手前端与电磁装置（13）连接，第一高精度伺服电机（16）与高精度编码器（14）连接，第一高精度伺服电机（16）与高精度编码器（14）均与多自由度机械臂（12）各关节连接，第一高精度伺服电机（16）用于控制多自由度机械臂各关节角度，高精度编码器（14）用于测量多自由度机械臂各关节角度。
3.根据权利要求2所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置，其特征在于，所述减速阻力模拟装置（7）包括第二高精度伺服电机（17）、伺服阀（18）和喷嘴（19），喷嘴（19）安装于伺服阀（18）上，伺服阀（18）安装于第二高精度伺服电机（17）轴承上，喷嘴（19）可随第二高精度伺服电机（17）轴承旋转而改变朝向跟踪视觉导航装置（11）测量的着陆方向控制阻力方向，伺服阀（18）通过接收综合控制管理计算机（9）的信号调节开度以在减速着陆模拟的不同阶段通过喷气模拟天体大气阻力和减速降落伞阻力之和。
4.根据权利要求1所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置，其特征在于，所述环绕模拟器（5）为五自由度气浮台环绕模拟器，着陆模拟器（6）为五自由度气浮台着陆模拟器，环绕模拟器（5）用于实现航天器姿态和轨道运动模拟。
5.地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法，其特征在于，采用权利要求3所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置实现，包括以下步骤：
S1.检查各装置电源线缆是否连接，开启总电源，启动综合控制管理计算机；
S2.初始化整体***，检测各装置是否存在异常，所有装置自检通过则直接进行步骤S3，自检未通过则检测对应装置直至装置无误进行步骤S3；
S3.启动导航定位***，测定各装置的初始位置并传输至综合控制管理计算机；
S4.进行任务选择，判断是否模拟着陆过程，是则进行步骤S5，否则直接进行步骤S6；
S5.检测地形环境模拟装置是否为实际地形环境模拟装置，是则开启实际地形环境模拟装置，否则开启光学地形环境模拟装置，实现分布式模拟；
S6.启动引力模拟装置，当模拟器运行至引力范围时对其施加引力模拟天体引力，模拟引力方向和大小跟随模拟器位置不断改变，计算出模拟器所受的模拟引力；
S7.设置环绕模拟器的环绕轨迹参数，选择控制算法及给定参数，设定着陆模拟器的分离点和着陆点，选择所要验证的各环节算法，设置对应的参数；
S8.建立天体大气阻力和减速降落伞阻力缩比模型，计算出天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力之和，设置缩比模型参数以及开启天体大气阻力和减速降落伞阻力的高度范围；
S9.使能模拟器，进行模拟实验，观察实验结果并记录实验数据。
6.根据权利要求5所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法，其特征在于，所述S6中，根据模拟器在轨道模拟装置的位置，采用缩比公式计算出模拟器所受的模拟引力，通过综合控制管理计算机输出信号改变多自由度机械臂姿态并输出给定电压信号使电磁装置对模拟器实时施加方向大小可变的模拟引力；
缩比公式表示为：
；
其中，为实际运动距离，/>为模拟器的运动范围，/>为缩比；
整体***缩比关系表示为：
；
其中，为缩比最小值，/>为所有物理量的缩比集合；
根据牛顿第二定律及整体***缩比关系得到模拟引力/>；
模拟引力表示为：
；
其中，为实际引力。
7.根据权利要求6所述的地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟方法，其特征在于，所述S8中，天体大气模拟阻力和减速降落伞模拟阻力的之和等于伺服阀推力，根据伺服阀推力与控制电流的关系，通过综合控制管理计算机输出给定电流信号控制伺服阀开口度，模拟指定数值的天体大气阻力和减速降落伞阻力之和；
伺服阀开口度与控制电流的比例关系表示为：
；
其中，伺服阀开口度，/>为控制电流，/>为伺服阀电流比例参数；
通过标定测得伺服阀推力与伺服阀开口度的关系，得到伺服阀推力与控制电流的关系；
；
其中，为伺服阀推力，/>为根据标定测试得到的推力系数。
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