火星著陸關(guān)鍵環(huán)節(jié)多學(xué)科交叉設(shè)計與驗證

董 捷，饒 煒，孫澤洲，王 闖，黃翔宇，李 齊，李 健，董天舒

(1.北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094；2.北京控制工程研究所，北京 100094；3.北京空間機電研究所，北京 100094)

0 引 言

火星著陸與地球再入返回相比雖有相似性，但由于火星大氣成分、物理性質(zhì)與地球不同，且不確定性大，使得整個著陸過程對減速性能要求更高，階段劃分更為復(fù)雜，時序異常緊張。

目前已經(jīng)成功實施的火星著陸任務(wù)的進入、下降與著陸過程(簡稱EDL)主要分為四個階段：氣動減速段、降落傘減速段、動力下降段和著陸緩沖段。各類參數(shù)的不確定性與設(shè)計約束將影響各階段的任務(wù)實現(xiàn)及各關(guān)鍵環(huán)節(jié)切換。迄今為止國際上火星表面著陸任務(wù)成功率僅約50%。可見火星著陸探測任務(wù)風(fēng)險極高，對航天器設(shè)計考驗極為苛刻，其面臨的挑戰(zhàn)主要包括：

1)地火距離遠：探測器與地球通信時延大，地面不具備干預(yù)EDL過程的能力，必須自主完成；

2)火星大氣稀薄：相比地球上減速著陸，同樣的有效載荷需要更大直徑的外形尺寸；氣動減速后需要在超音速、低動壓下完成降落傘開傘；火星進入器經(jīng)氣動外形、降落傘兩級減速后，穩(wěn)降速度仍未達到安全觸火條件，必須再使用反推發(fā)動機、著陸緩沖機構(gòu)等手段；

3)環(huán)境參數(shù)不確定性大：目前對火星大氣模型沒有實測手段，美國幾次成功的探測任務(wù)是有限的數(shù)據(jù)來源。因此與地球大氣相比不確定性更大，影響理論分析和工程建模；

4)復(fù)雜氣動力熱條件：進入器在火星大氣中飛行、分離面分離及發(fā)動機工作時，涉及與流場的相互作用，產(chǎn)生的力/熱效應(yīng)與地球返回區(qū)別較大，需進行針對性設(shè)計；

5)地面驗證困難：地面難以完全模擬火星環(huán)境及進入器工作條件，只能綜合大量各類單項試驗數(shù)據(jù)，建立數(shù)學(xué)模型進行全系統(tǒng)仿真分析或半物理驗證；

6)多系統(tǒng)耦合性更強：正是因為前面的各項難點，火星著陸任務(wù)中氣動減速、降落傘減速、動力減速、著陸緩沖環(huán)節(jié)需要綜合氣動、防熱、GNC、推進、降落傘、結(jié)構(gòu)、材料以及大氣環(huán)境等眾多專業(yè)與學(xué)科開展聯(lián)合設(shè)計。

本文針對上述火星著陸任務(wù)面臨的挑戰(zhàn)，結(jié)合國外典型火星著陸任務(wù)和天問一號研制情況，對前述EDL四個階段重點問題的多學(xué)科交叉情況識別、相應(yīng)設(shè)計方案及驗證方法進行了分析研究。

1 關(guān)鍵環(huán)節(jié)設(shè)計

1.1 氣動減速段

..大氣進入方式選擇

基于目前技術(shù)能力，火星大氣進入方式主要有“彈道式”和“彈道-升力式”兩種。國外已經(jīng)成功實施的火星著陸任務(wù)中，火星科學(xué)實驗室(MSL)和毅力號任務(wù)采用了嚴(yán)格意義上的“彈道-升力式”進入方式，火星探路者、勇氣號/機遇號(MER)、鳳凰號及洞察號均采用了彈道式進入方式。“彈道-升力式”較“彈道式”進入可以更好的適應(yīng)缺乏先驗數(shù)據(jù)、不確定性和散布較大的環(huán)境參數(shù)和氣動參數(shù)，保證開傘高度等條件，同時還可以通過調(diào)節(jié)升力進行制導(dǎo)控制以實現(xiàn)更高的落點精度。

天問一號進入艙(探測器中用于完成著陸任務(wù)的系統(tǒng))在進入方式對比分析時發(fā)現(xiàn)，大氣、氣動參數(shù)偏差增大25%，“彈道式”進入下，開傘高度等關(guān)鍵指標(biāo)已不滿足安全性要求。而“彈道-升力式”進入時，關(guān)鍵指標(biāo)對大氣與氣動條件并不敏感，仍能適應(yīng)。因此，考慮到中國開展首次火星著陸任務(wù)，為提高系統(tǒng)設(shè)計裕度和任務(wù)安全性，選擇了“彈道-升力式”方案。

..大氣進入初始條件

大氣進入初始條件包括大氣進入角和進入點位置，是保證正常執(zhí)行氣動減速過程的先決條件。

1)初始大氣進入角設(shè)計

包括對進入走廊的分析和在進入走廊內(nèi)選擇最優(yōu)進入角兩部分。進入走廊定義為實現(xiàn)正常進入火星大氣的初始進入角范圍。氣動減速過程進入器所承受的最大過載、最大熱流和總吸熱量均需滿足一定約束，終端對開傘狀態(tài)約束也很嚴(yán)格，這些參數(shù)均主要受進入角影響。

進入角過大時，軌道過陡，過載峰值和峰值熱流過大，開傘高度易過低；進入角過小時，飛行時間較長，總加熱量偏大，甚至不能正常進入。因此天問一號進入艙在設(shè)計時，在滿足“彈道-升力式”進入制導(dǎo)控制能力(傾側(cè)角參考剖面)的基礎(chǔ)上，根據(jù)開傘高度最高需求，在進入走廊內(nèi)選取最優(yōu)的標(biāo)稱進入角。

2)大氣進入點散布

進入器到達火星大氣進入點的誤差與進入前執(zhí)行的一系列關(guān)鍵動作的精度密切相關(guān)。天問一號任務(wù)采用了探測器先降低近火點高度變軌(簡稱“降軌”)，進入艙再與環(huán)繞器(用于攜帶進入艙環(huán)繞火星)分離的方式實現(xiàn)到達大氣進入點。

導(dǎo)致大氣進入初始條件存在偏差的主要因素包括：降軌時機與精度、進入前進入艙與環(huán)繞器的分離速度大小和方向精度、進入前姿態(tài)控制噴氣累計對軌道的擾動等因素，通過建立全過程的誤差分析模型進行打靶仿真，得到大氣點散布結(jié)果以支撐后續(xù)設(shè)計。

在綜合降軌后至兩器分離前狀態(tài)確認(rèn)與準(zhǔn)備時間、降軌誤差擴散、進入艙長時間GNC自主導(dǎo)航影響等因素后，選擇在大氣進入點前約6 h執(zhí)行降軌；為降低兩器分離相對速度誤差對進入點影響，選擇兩器分離方向垂直于運行軌道平面。

..氣動外形設(shè)計

火星進入對進入器氣動性能的需求與地球大氣顯著不同。由于火星大氣極為稀薄(僅約為地球大氣的1%)且大氣成分不同，將影響高超聲速氣動力的大小和分布，因此在氣動外形設(shè)計上相比地球返回器有特殊的設(shè)計考慮。

氣動外形包括大底和后體兩部分。目前國外防熱大底基本外形均為球錐形大鈍頭體，半錐角為70°。這種設(shè)計從海盜號任務(wù)開始，在歷次成功的NASA火星著陸任務(wù)均加以繼承。大鈍頭體主要特點是跨音速段存在動不穩(wěn)定性，需要充分評估對開傘等環(huán)節(jié)影響。美國火星著陸任務(wù)后體類型包括單錐體、雙錐體、三錐體等，綜合艙內(nèi)設(shè)備布局進行選擇。

天問一號進入艙也采用了球錐形大鈍頭前體的基礎(chǔ)方案，在艙體接近動不穩(wěn)定條件前實現(xiàn)開傘；為了保證開傘前攻角條件，還采用了基于配平翼的可變氣動外形(詳見1.2.1節(jié))。綜合考慮降低整個進入艙體重量、優(yōu)化背罩承載強度(適應(yīng)開傘初期力學(xué)載荷條件)、增加艙內(nèi)有效空間包絡(luò)、保證減速氣動特性等因素，采用了一種球錐后體外形(見圖1)。

圖1 天問一號進入艙進入氣動外形

..氣動防熱設(shè)計

1)防熱材料選擇

火星大氣的密度、溫度、壓力、成分與地球差異很大，現(xiàn)有地球返回任務(wù)中，基于空氣環(huán)境理論分析與試驗測試數(shù)據(jù)的碳/硅復(fù)合的燒蝕修正算法不能直接使用，并且由于火星進入器表面氣動加熱環(huán)境相對地球返回器較低，氣固界面的動力學(xué)燒蝕過程、熱解氣體對表面燒蝕的影響會更突出。天問一號進入艙根據(jù)火星進入中低熱流、CO介質(zhì)條件和輕量化要求，借鑒嫦娥五號返回器的側(cè)壁防熱設(shè)計，采用了富硅組元的蜂窩增強低密度防熱材料作為大底防熱材料，保證兼顧強度與輕質(zhì)的要求。

2)轉(zhuǎn)捩的適應(yīng)性設(shè)計

火星大氣相對稀薄，來流雷諾數(shù)較低，早期的海盜號、MER因進入速度低或尺寸小可按層流流動設(shè)計，火星探路者任務(wù)、鳳凰號任務(wù)雖存在湍流，但尺寸與進入攻角小，熱流影響有限。當(dāng)進入質(zhì)量與外形規(guī)模大、進入速度高、攻角大時，湍流影響則較為顯著：如MSL研制中，數(shù)值計算及地面風(fēng)洞試驗都驗證了在峰值氣動加熱時刻，來流在大底表面將轉(zhuǎn)捩為湍流，進而導(dǎo)致高熱流及大剪切力問題。針對性地將大底防熱材料更改為PICA(酚充填碳燒蝕材料)。

天問一號任務(wù)由于采用先環(huán)繞再著陸的方式，進入速度遠未達到MSL條件，整體尺寸規(guī)模也相對較小，但任務(wù)前的仿真表明仍存在達到湍流條件的可能性，因此在防熱材料選型和厚度設(shè)計時按湍流邊界考慮以保證防熱裕度。

3)推力器點火時的局部防熱

推力器點火工作期間，與周圍氣體流場發(fā)生作用，會帶來局部結(jié)構(gòu)升溫。MSL任務(wù)在研制中發(fā)現(xiàn)氣動減速段推力器工作時，推力器周圍結(jié)構(gòu)會帶來不可承受的氣動熱條件，最終通過修改推進系統(tǒng)管路和推力器指向，解決了溫度問題。

天問一號進入艙防熱結(jié)構(gòu)研制過程中，基于大量的仿真分析，獲取了姿控推力器點火工作時周邊局部防熱結(jié)構(gòu)的附加熱流條件，因此更換了與推力器相鄰的背罩局部防熱材料，增強了防熱能力。

..特殊氣動力問題與設(shè)計考慮

1)噴流效率

鳳凰號任務(wù)研制期間的計算流體力學(xué)(CFD)仿真顯示，當(dāng)馬赫數(shù)接近亞跨音速階段時，部分推力器工作時會與周圍流場相互影響，特別是推力器噴流方向處于后體尾流區(qū)域時，噴流效率明顯降低并存在控制力矩反向，嚴(yán)重影響控制效果。主要原因是姿態(tài)控制推力較小，與外部環(huán)境流場擾動在一個量級。因此鳳凰號在軌最終放寬了姿態(tài)控制閾值，盡量不使用推力器控制。

天問一號進入艙在研制階段，根據(jù)CFD仿真分析，當(dāng)推力較大時姿控推力器工作與周圍環(huán)境流場相互作用不會明顯影響姿態(tài)控制效果，僅有小幅控制力矩下降。因此在姿態(tài)控制推力器配置時考慮了250 N和25 N兩種不同推力組合，在氣動減速后期至開傘前，不再使用25 N推力器，僅使用250 N推力器進行姿控，從而兼顧了姿態(tài)控制精度與噴流效率需求。

2)亞跨段脈動條件

采用大鈍頭構(gòu)型的優(yōu)點是在高超聲速進入時具有高阻力特性，有利于完成氣動減速，但由于鈍體繞流效應(yīng)，流體繞過肩部后會出現(xiàn)分離，在艙體尾端等迎風(fēng)面底端形成分離區(qū)，分離區(qū)內(nèi)渦流脈動劇烈，會在進入器壁面產(chǎn)生振幅較高的脈動壓力，其頻率范圍包含了普通結(jié)構(gòu)板的共振頻率。從而在氣動減速后期接近亞跨音速階段帶來兩方面影響：

(1)脈動壓力可使進入器壁面出現(xiàn)較大局部載荷，易激起結(jié)構(gòu)抖振響應(yīng)；

(2)脈動壓力作為隨機激勵以噪聲形式通過透射及結(jié)構(gòu)共振轉(zhuǎn)變?yōu)榕搩?nèi)噪聲，反映至艙內(nèi)設(shè)備的安裝面，影響艙內(nèi)設(shè)備工作性能。在一定程度上會影響慣性測量單元(IMU)等關(guān)鍵導(dǎo)航敏感器的測量輸出，進而影響導(dǎo)航和定姿結(jié)果，需評估影響并優(yōu)化安裝布局，甚至開展減/隔振設(shè)計。

天問一號進入艙在設(shè)計時評估了氣動減速后期艙體的脈動條件量級，經(jīng)分析可以包絡(luò)基于其它力學(xué)載荷制定的產(chǎn)品隨機振動試驗條件，未超出整體結(jié)構(gòu)和關(guān)鍵敏感器的適應(yīng)能力。

1.2 降落傘減速段

由于火星大氣稀薄，進入器經(jīng)過氣動外形減速后，仍需要采用降落傘減速。目前已經(jīng)成功實施的國內(nèi)外火星著陸任務(wù)均采用一級降落傘減速方案，傘型為“盤-縫-帶”傘。該階段需要重點考慮以下幾方面內(nèi)容。

..降落傘彈射

1)開傘約束

開傘環(huán)節(jié)設(shè)計上重點需要考慮以下條件：

2)開傘控制方法設(shè)計

當(dāng)前開傘控制方法主要包括：純時間控制法、過載-時間控制法、氣壓高度控制法、雷達高度控制法、自適應(yīng)控制法。

由于火星大氣模型等參數(shù)不確定性大，純時間控制、過載時間控制、氣壓高度控制這些基于地球環(huán)境的控制方法無法保證開傘時高度、動壓在要求范圍，其散布普遍較大。采用雷達高度控制法需要在大底附近安裝微波雷達，其對防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計的要求較高，目前僅海盜號著陸器采用。

自適應(yīng)控制法以動壓、馬赫數(shù)、高度、速度等參數(shù)為控制目標(biāo)(在設(shè)計時需要保證進入一定的馬赫數(shù)與動壓范圍)，通過加速度計測量的加速度值及預(yù)置的開傘控制律識別進入彈道特性，動態(tài)確定降落傘開傘時間。這在海盜號后續(xù)成功的著陸任務(wù)中均予以采用,而MSL任務(wù)由于采用彈道-升力進入，到達相同馬赫數(shù)時，飛行高度更高，動壓相對較低(見圖2)，進一步簡化為馬赫數(shù)開傘。

圖2 開傘“馬赫數(shù)-動壓”范圍

火星氣動減速段通常僅依靠IMU結(jié)合重力計算，在慣性坐標(biāo)系下進行位置、速度等導(dǎo)航推算。在標(biāo)稱馬赫數(shù)選擇時要考慮表1中約束條件1～3，特別是器上計算馬赫數(shù)的偏差。受大氣進入初始導(dǎo)航誤差(地面測定軌給出)、陀螺和加速度計漂移誤差等影響，導(dǎo)航誤差會隨時間積累。此外，由于器上僅能獲取基于IMU的速度數(shù)據(jù)，對于風(fēng)速等環(huán)境參數(shù)無法直接測量,因此器上馬赫數(shù)的計算和風(fēng)速影響均反映為誤差量。通常馬赫數(shù)計算總偏差在±0.3以內(nèi)。

表1 開傘的約束條件

天問一號進入艙由于也采用“彈道-升力式”進入，為了保證開傘條件也適宜采用馬赫數(shù)開傘，綜合各項參數(shù)拉偏后的全系統(tǒng)打靶仿真結(jié)果，在軌最終選擇了1.8的開傘觸發(fā)條件。

3)實現(xiàn)開傘前攻角條件

針對“彈道-升力式”進入，由于氣動減速段始終處于標(biāo)稱配平攻角附近，開傘前該條件下有可能引起“繩帆現(xiàn)象”(表1中約束4)，產(chǎn)生較高動態(tài)振動，甚至開傘失敗。因此在開傘前需要進行攻角回零以保證較好的開傘條件。目前有調(diào)整進入器質(zhì)心和壓心兩種實現(xiàn)方法：

彈射內(nèi)部質(zhì)量塊調(diào)整質(zhì)心：MSL和毅力號任務(wù)采用了該方法。在大氣進入前9 min，先彈射一側(cè)2個質(zhì)量塊實現(xiàn)質(zhì)心偏置，以建立配平攻角；開傘前，再彈射另一側(cè)6個質(zhì)量塊，實現(xiàn)質(zhì)心回零，進而配平攻角隨之回零。缺點是分離的質(zhì)量塊重量較大(總質(zhì)量達到300 kg)，約占著陸后有效質(zhì)量的1/3,且要考慮多個質(zhì)量塊分離時的安全性，以防止與進入器的再次碰撞。

在開傘前打開配平翼調(diào)整壓心：天問一號任務(wù)在開傘前基于馬赫數(shù)條件將配平翼打開，利用氣動力作用將進入器的攻角調(diào)整至零。整個系統(tǒng)質(zhì)量代價約11 kg(約占著陸后有效質(zhì)量5%)，相對彈射質(zhì)量塊方式有明顯優(yōu)勢。其設(shè)計難點體現(xiàn)在：

(1)綜合考慮配平翼展開后的氣動參數(shù)特性變化，配平翼展開選擇了反映氣動特征的馬赫數(shù)參數(shù)觸發(fā)；由于馬赫數(shù)預(yù)計存在偏差(與1.2.1節(jié)開傘預(yù)計類似)，需要保證與開傘有充足的時間間隔，同時又要避免過早改變升阻比而影響制導(dǎo)控制過程,以及考慮局部熱環(huán)境影響。

(2)在仿真得到展開時外部的動壓上限和下限包絡(luò)后，機構(gòu)驅(qū)動設(shè)計需要在保證可靠展開的同時避免沖擊力過大。

(3)基于對配平翼展開后的氣動彈性特性分析，由于存在附加的極限環(huán)動態(tài)載荷條件對結(jié)構(gòu)強度的影響，對翼板易破壞部位需進行加強設(shè)計。

(4)針對配平翼未正常展開的故障工況，還需設(shè)計備份措施以保證任務(wù)安全性：在GNC判斷配平翼未到位后，將通過250 N推力器直接控制整器攻角回零。

..大底分離

大底分離是在開傘后至背罩分離前執(zhí)行，完成大底分離并與進入器處于安全距離后，微波雷達開始測量相對火面距離和速度。需要滿足以下條件：

1)保證分離安全性

分離機構(gòu)需創(chuàng)造一定的初始分離速度，避免近場流場特性使大底回流與進入器碰撞；進入器/降落傘組合體與大底間有足夠的彈道系數(shù)差保證遠場正向分離狀態(tài)(馬赫數(shù)0.8以下兩者阻力系數(shù)存在明顯變化)。

2)保證微波雷達測量有效性

大底分離后至背罩分離前，考慮進入器上利用微波測量數(shù)據(jù)修正IMU的計算收斂過程，需保證微波雷達相對火面測量有足夠時間；同時雷達開始測量時間不宜過早，以防止大底與進入器距離較近時，雷達波束投射至大底損壞產(chǎn)品或返回錯誤測距數(shù)據(jù)，影響正常導(dǎo)航。

目前已采用的分離觸發(fā)方式包括時間延時和馬赫數(shù)兩種。MSL之前美國的火星著陸任務(wù)均采用基于開傘時刻延時固定時間觸發(fā)，MSL和毅力號則采用基于馬赫數(shù)觸發(fā)。時間延時對傘降段降落傘阻力性能偏差適應(yīng)能力有限,馬赫數(shù)觸發(fā)也面臨1.2.1節(jié)提到的馬赫數(shù)預(yù)計偏差問題。

天問一號任務(wù)在分離大底時采用了相對較大的分離速度(約5 m/s)以保證短期近場分離安全性；在滿足小于上限馬赫數(shù)0.8的約束下，采用了“主用馬赫數(shù)觸發(fā)”、“時間限定上下邊界”相結(jié)合的方式觸發(fā)大底分離，可以克服兩種方法的不足，兼顧長期遠場分離不發(fā)生碰撞和后續(xù)微波雷達測量時間。

其中馬赫數(shù)觸發(fā)以開傘后速度增量累計值(僅靠加速度測量值進行時間積分)作為進入艙實際判斷條件，以降低自主導(dǎo)航異常可能帶來的風(fēng)險。

..開傘后的高動態(tài)環(huán)境適應(yīng)性

根據(jù)火星降落傘工作時動力學(xué)特性，開傘力大小除與大氣密度、速度、氣動參數(shù)相關(guān)外，還受到喘振等因素造成的開傘動態(tài)環(huán)境影響。當(dāng)馬赫數(shù)在1.4以上時，由于過度充氣和面積振蕩，非線性且不穩(wěn)定的開傘力將呈指數(shù)增加，主要影響和應(yīng)對設(shè)計如下：

1)自主導(dǎo)航

ExoMars2016著陸器設(shè)計時未充分考慮開傘初期動態(tài)特性，在軌角速度上限超出設(shè)計量程造成陀螺飽和，從而器上推算導(dǎo)航高度過低，過早關(guān)閉減速發(fā)動機，導(dǎo)致著陸器墜毀。此外，自主故障處置能力不足，未充分利用多種測量數(shù)據(jù)(如雷達高度計測量等)，制定系統(tǒng)重構(gòu)措施以保證著陸安全。

天問一號任務(wù)設(shè)計了在IMU飽和后，基于微波雷達數(shù)據(jù)重新確定姿態(tài)基準(zhǔn)的自主策略，并實現(xiàn)在軌成功應(yīng)用。歐空局ExoMars2022任務(wù)也已開展了基于微波雷達數(shù)據(jù)的定姿方案研究，并經(jīng)過了外場直升機飛行驗證。兩種策略在原理上可以獲取相對當(dāng)?shù)厮椒较?兩個軸)的姿態(tài)角，無法得到水平方位角，作為備份導(dǎo)航策略已可以滿足安全著陸任務(wù)要求。

2)姿態(tài)控制

在傘降環(huán)節(jié)，一方面大底分離、微波雷達波束指向、動力減速初始條件均對進入器的姿態(tài)有要求，需要盡可能阻尼由于開傘后高動態(tài)環(huán)境帶來的大角速度；另一方面，對于天問一號任務(wù)，降落傘充氣減速初期可能由于開傘力過大造成背罩結(jié)構(gòu)出口與推力器指向錯位，點火時使高溫羽流返回艙內(nèi)影響安全性；而且開傘初期傘繩力矩較大，姿控力矩相比較小，也無法有效阻尼角速度。此外，MSL任務(wù)研制時發(fā)現(xiàn)，為防止進入器姿控羽流對降落傘可能產(chǎn)生的燒蝕損傷，傘降過程需要盡可能減少姿控噴氣頻率。

因此，天問一號進入艙在傘降階段采用了關(guān)鍵事件姿態(tài)停控并規(guī)劃角速度阻尼閾值的方法，以合理頻率進行姿態(tài)控制，具體策略為：

開傘時姿態(tài)停控，開傘后11 s(馬赫數(shù)<1.4，MSL任務(wù)為10 s)啟控；大底分離時姿態(tài)停控，大底分離后1 s啟控(防止姿控產(chǎn)生附加干擾，影響短期分離過程；MSL任務(wù)為3 s；停控時間與分離速度相關(guān)，分離速度越小，時間越長)。

傘降過程按大底分離前后兩個階段對俯仰軸和偏航軸設(shè)計相應(yīng)角速度控制閾值(見表2)。

表2 角速度控制閾值

..降落傘關(guān)鍵參數(shù)設(shè)計

1)降落傘面積

降落傘的面積設(shè)計需要綜合結(jié)構(gòu)強度、動力下降初始速度2個因素。降落傘面積越大，開傘載荷越大，降落傘和背罩結(jié)構(gòu)需承受的載荷越大，需要分配更多的系統(tǒng)質(zhì)量保證結(jié)構(gòu)強度；降落傘面積越小，背罩分離前穩(wěn)降速度越大，越不利于動力下降減速，要求動力減速發(fā)動機有更大的推力及推進劑裝填量。

ExoMars2022任務(wù)(原計劃2018年發(fā)射，目前推遲至2022年)為了降低采用一級降落傘的規(guī)模，選擇了兩級減速方案,但由于設(shè)計復(fù)雜，在2020年高空開傘試驗初期發(fā)生傘衣出傘包時破損的情況，這也成為推遲發(fā)射時間的重要原因之一。

天問一號任務(wù)為提高安全性，綜合降落傘和背罩結(jié)構(gòu)載荷承受能力和動力下降減速能力，采用了成熟的一級減速方案，確定了降落傘名義面積(200 m)，確保了降落傘減速和動力減速兩個階段關(guān)鍵系統(tǒng)指標(biāo)滿足要求。

2)拖曳比

在傘降階段，降落傘下方懸吊進入器(前體)，來流經(jīng)過進入器后產(chǎn)生的尾流會對降落傘工作性能產(chǎn)生影響，引起阻力性能下降，特別在接近1倍音速時有明顯降低，通常通過設(shè)計拖曳比(傘衣底邊至前體的距離與前體直徑的比例)參數(shù)來減少前體尾流影響。

根據(jù)美國海盜號任務(wù)的高空開傘試驗情況，拖曳比大于8.5，前體尾流影響較小；但拖曳比過大，也會造成降落傘開傘過程時間過長或彈射速度過大等不利影響。MSL任務(wù)考慮前體尺寸規(guī)模較大，拖曳比設(shè)計選取為10。天問一號任務(wù)降落傘在進行大量的流固耦合仿真分析、風(fēng)洞試驗和高空開傘試驗后，拖曳比最終也選定為10。天問一號四次高空開傘試驗和在軌實現(xiàn)情況顯示，降落傘阻力系數(shù)并沒有在1倍音速附近有明顯降低。

1.3 動力下降和著陸緩沖段

..背罩規(guī)避

在降落傘減速任務(wù)結(jié)束并進行降落傘和背罩組合體(簡稱“傘罩組合體”)分離時，為防止在后續(xù)動力下降和著陸后，傘罩組合體再次碰撞著陸器，著陸器需執(zhí)行背罩規(guī)避。目前有飛行軌道面內(nèi)規(guī)避和垂直于軌道面規(guī)避兩種方法。

鳳凰號任務(wù)和ExoMars 2016著陸任務(wù)均采用軌道面內(nèi)規(guī)避，即在水平速度小于一定閾值時，執(zhí)行整器調(diào)姿，通過沿水平速度反方向產(chǎn)生加速度，實現(xiàn)規(guī)避。

MSL和毅力號任務(wù)采用垂直于軌道面規(guī)避,即不進行速度判斷，均在軌道運動平面外機動300 m距離，防止相互碰撞。相對于軌道面內(nèi)規(guī)避推進劑消耗略有增加，優(yōu)點是邏輯簡單，規(guī)避成功率高。

天問一號任務(wù)借鑒了上述兩種方法，將速度判斷和軌道面外規(guī)避相結(jié)合。在背罩分離后，動力減速用的著陸平臺根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)獲取的水平速度大小來自主決策是否執(zhí)行背罩規(guī)避，在保證安全的前提下可盡可能降低推進劑消耗。當(dāng)速度小于25 m/s時執(zhí)行類似MSL和毅力號任務(wù)的軌道面外背罩規(guī)避。規(guī)避時結(jié)合粗避障成像過程規(guī)劃的安全區(qū)進一步確定移動區(qū)域，以保證動力下降開始至最終著陸后，傘罩組合體均不會接觸著陸平臺，并兼顧避障需求。

..發(fā)動機關(guān)機

最后接觸火面時關(guān)閉發(fā)動機策略主要包括觸火前關(guān)機和觸火關(guān)機兩種。目前僅有ExoMars2016著陸器設(shè)計為觸火前關(guān)機，美國海盜號、鳳凰號、洞察號、MSL及毅力號任務(wù)均采用觸火關(guān)機。

ExoMars2016任務(wù)在器上判斷著陸器質(zhì)心高度距火面2 m后關(guān)閉發(fā)動機，保證觸火時垂向速度不大于4 m/s。該方法對著陸末期GNC導(dǎo)航高度精度要求較高。

海盜號、鳳凰號及洞察號采用第一個觸火的著陸足墊信號來關(guān)閉發(fā)動機。該方法通過多足墊信號冗余備份保證發(fā)出觸火信號。

MSL和毅力號任務(wù)火星車開始接觸火面后，根據(jù)控制律發(fā)動機推力會逐漸減小，當(dāng)敏感到發(fā)動機推力與動力減速下降級重力相等時(此時火星車完全由火面支撐)時，空中吊車會切斷吊車?yán)|繩，規(guī)避機動約600 m并沿一定彈道遠離墜毀，防止碰撞火星車。該方法針對空中吊車方案定制，整個過程環(huán)節(jié)多，面臨多體控制問題，系統(tǒng)最為復(fù)雜。

天問一號任務(wù)受構(gòu)型布局等約束限制，沒有類似探月任務(wù)配置伽瑪關(guān)機敏感器進行觸火前關(guān)機，而是基于采用的著陸緩沖機構(gòu)選擇了觸火關(guān)機方式，綜合判斷“觸火開關(guān)觸發(fā)數(shù)量”、“觸火過程反推加速度”、“接觸火面計時”三種信息實現(xiàn)在軌安全關(guān)機。通過上述多源關(guān)機信號融合，觸火時禁止羽流方向向下的推力器姿控(降低羽流影響)以及對局部設(shè)備進行熱防護設(shè)計等措施，有效化解了觸火關(guān)機的潛在風(fēng)險。

2 關(guān)鍵環(huán)節(jié)驗證

由于火星與地球環(huán)境條件存在差異，且著陸任務(wù)時序邏輯復(fù)雜，涉及眾多學(xué)科專業(yè)，在地面開展火星著陸全系統(tǒng)試驗驗證極為困難；只有部分關(guān)鍵技術(shù)可以在地面模擬接近火星的環(huán)境開展驗證，如發(fā)射探空火箭進行降落傘高空開傘試驗(模擬在火星動壓、馬赫數(shù)條件下開傘過程)以及防熱材料的燒蝕試驗等。因此，國內(nèi)外火星著陸任務(wù)針對上述關(guān)鍵環(huán)節(jié)的設(shè)計驗證都依賴于綜合仿真系統(tǒng)開展全系統(tǒng)仿真分析和半物理測試驗證。而保障全系統(tǒng)仿真分析和半物理測試驗證有效性的關(guān)鍵在于基于試驗獲取精確的關(guān)鍵系統(tǒng)核心參數(shù)并進行全系統(tǒng)建模，本節(jié)將介紹火星著陸任務(wù)關(guān)鍵系統(tǒng)參數(shù)的試驗驗證以及結(jié)合數(shù)學(xué)模型的全系統(tǒng)驗證方法。

2.1 關(guān)鍵系統(tǒng)參數(shù)的試驗驗證

關(guān)鍵的模型參數(shù)包括火星進入器各構(gòu)型狀態(tài)全速域下氣動力熱參數(shù)，降落傘展開后全速域下氣動參數(shù)、開傘過程動力學(xué)模型參數(shù)、微波雷達等導(dǎo)航敏感器測量精度、發(fā)動機性能等。

1)進入器氣動力/熱參數(shù)

因火星大氣與空氣存在較大差異，以往地球環(huán)境的研究不能直接推廣至火星環(huán)境，需要有針對性地就氣動問題差異性開展研究，國內(nèi)外普遍采用的方法包括飛行試驗、風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬分析。目前普遍是通過地面風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬分析，獲取完整的一套火星進入過程的氣動參數(shù)。

2)減速降落傘系統(tǒng)性能參數(shù)

試驗項目包括風(fēng)洞試驗、高空開傘試驗等。

風(fēng)洞試驗主要獲取降落傘工作全速域下三軸氣動參數(shù)，為動力學(xué)仿真獲取降落傘模型基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

高空開傘試驗主要驗證在火星環(huán)境下開傘時，相應(yīng)馬赫數(shù)、動壓、攻角條件下開傘全過程工作性能，獲取開傘環(huán)節(jié)動力學(xué)模型參數(shù)。

3)微波雷達性能參數(shù)

微波雷達是大底分離后至著陸的關(guān)鍵導(dǎo)航敏感器。根據(jù)在軌飛行彈道包絡(luò)，MSL任務(wù)對于微波雷達依次采用固定高塔、直升機、噴氣式戰(zhàn)斗機掛飛等方式，覆蓋不同高度不同速度范圍，實現(xiàn)全工作區(qū)間的測距測速精度、范圍等性能指標(biāo)驗證。

天問一號進入艙的微波雷達開展了基于固定翼飛機、直升機的外場飛行驗證，驗證了不同飛行高度、速度、姿態(tài)下的性能參數(shù)。并根據(jù)仿真分析結(jié)果和外場試驗數(shù)據(jù)，建立了微波雷達火面回波數(shù)學(xué)模型，通過模擬回波的電子設(shè)備支持全系統(tǒng)半物理測試驗證。

4)發(fā)動機性能參數(shù)

姿控推力器和主發(fā)動機性能參數(shù)模型依賴于同批次產(chǎn)品的熱試車。與真空工作環(huán)境不同，火星著陸時存在與大氣有相對速度條件下發(fā)動機開機的工作狀態(tài)，特別需要關(guān)注并獲取火星表面低氣壓、有來流條件下發(fā)動機的性能參數(shù)。

2.2 結(jié)合數(shù)學(xué)模型的全系統(tǒng)驗證

針對全系統(tǒng)全過程驗證，當(dāng)前國內(nèi)外火星著陸任務(wù)都是通過數(shù)學(xué)仿真和半物理閉環(huán)測試來完成：

1)建立全過程動力學(xué)仿真系統(tǒng)

建立六自由度全系統(tǒng)動力學(xué)仿真模型，包括試驗獲取的氣動參數(shù)、GNC敏感器、發(fā)動機和降落傘工作的數(shù)學(xué)模型，各類算法模型、環(huán)境參數(shù)模型等，通過設(shè)置不同的EDL工況參數(shù)，組合不同參數(shù)的誤差，開展數(shù)以萬計的EDL全時序蒙特卡洛打靶仿真，可以充分反映跨系統(tǒng)跨學(xué)科間的相互影響，來輔助關(guān)鍵環(huán)節(jié)設(shè)計過程，確認(rèn)結(jié)果的合理性。

其中針對火星大氣參數(shù)等環(huán)境模型，由于中國沒有大量的在軌觀測數(shù)據(jù)，也無法通過地面試驗獲取，需要綜合各種計算模型和影響因素，選擇最大可能的偏差包絡(luò)開展系統(tǒng)設(shè)計，以覆蓋可能的極限條件。后續(xù)隨著天問一號探測器對火星全球及著陸區(qū)附近科學(xué)探測數(shù)據(jù)的積累，可以進一步修正原有的環(huán)境分析模型，逐步縮小偏差范圍。

2)搭建以硬件電子產(chǎn)品為核心的半物理閉環(huán)測試系統(tǒng)

將1)中建立的動力學(xué)環(huán)境模型轉(zhuǎn)換至GNC敏感器等設(shè)備的輸入激勵，將真實的敏感器、計算機等硬件電子產(chǎn)品引入驗證系統(tǒng)回路，進而實現(xiàn)真實時序下的閉環(huán)性能驗證。

在上述動力學(xué)仿真與半物理閉環(huán)測試中，除正常飛行工況外，還需要通過擴大各類模型拉偏范圍，開展極限摸底及制造故障條件，進一步確認(rèn)著陸過程的安全裕度，尋找設(shè)計薄弱環(huán)節(jié)。例如ExoMars 2016著陸任務(wù)失敗，就是傘艙組合體動力學(xué)模型中未充分考慮開傘后可能出現(xiàn)的大動態(tài)環(huán)境，沒有開展相應(yīng)的極限條件摸底，造成故障診斷與系統(tǒng)重構(gòu)設(shè)計及地面驗證不充分。

3 結(jié) 論

本文針對火星著陸關(guān)鍵環(huán)節(jié)涉及的進入方式、進入初始條件、氣動外形與參數(shù)特性、防熱、降落傘彈射及開傘后動態(tài)環(huán)境、大底分離、背罩規(guī)避、著陸發(fā)動機關(guān)機等若干重點問題，對比介紹了國內(nèi)外火星著陸任務(wù)關(guān)鍵環(huán)節(jié)綜合設(shè)計過程與主要參數(shù)結(jié)果，分析了全系統(tǒng)驗證的基本思路和方法。中國成功實施了天問一號火星著陸任務(wù)，也充分證明了我們在火星著陸任務(wù)多學(xué)科交叉問題識別、設(shè)計與驗證方面的正確性，可以為后續(xù)火星著陸探測任務(wù)研制提供參考與借鑒。