随着人类不断地空间资源的探索、开发和利用,分布式飞行器、模块化分离组合体式飞行器等机动飞行器新概念相继提出。某些飞行器需要完成对载荷的释放或分离,包括星箭分离、舱段分离等等,在轨分离技术逐渐成为航天领域发展的关键性技术之一。　　某小型机动飞行器由I级和II级两部分组成,由于任务要求,能够在级间分离装置的作用下,平稳地实现I级和II级的在轨级间分离。地面分离试验,能够模拟机动飞行器在轨平台分离与级间分离的相对运动和分离过程中机动飞行器的控制作用,从而对在轨分离过程进行全物理仿真。　　本论文首先对比分析国内外的小推力推进技术,选取冷喷气推进技术作为推进方案。根据任务要求,设计基于冷喷气推进的机动飞行器地面分离试验系统。并详细设计了I级和II级运动模拟器的机械结构、供电系统、控制系统,视觉测量系统,地面控制台和系统的无线通讯。　　然后,设计机动飞行器的冷喷气推进系统。论文选取高压氮气作为推进剂,计算得为达到9m/s速度增量,贮箱容积至少约10L;基于推力器喷管工作的相关基本原理,设计推力大小800mN-1200mN范围内的喷管,其为喉部直径1.1mm,入口压力0.8MPa的拉瓦尔喷管,仿真得到喷管的推力特性与入口压力基本上呈线性关系。　　最后,通过基于冷喷气推进的机动飞行器地面分离试验研究,验证了所设计的地面分离试验系统能够满足40s内制动,150s内90°姿态机动,以及试验过程中提出的位置、速度、加速度、角度、角速度等技术要求;对试验结果分析,验证了所设计喷管的推力大小在900mN左右,同时整个试验的顺利进行,验证了所设计冷喷气推进系统在地面分离试验中的应用是可行的。