ExoMars 2016火星探測計(jì)劃進(jìn)入、減速、著陸的驗(yàn)證任務(wù)分析

賈賀 榮偉

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100076）

1 引言

目前，美、俄、日、印、歐等國家和組織都在積極地進(jìn)行火星等深空探測方面的研究，特別是美國從1975年來，已成功執(zhí)行了7 次火星表面探測任務(wù)。即海盜-1與海盜-2軌道器／著陸器，“火星探路者”（MPF）著陸器／巡視器，勇氣號與機(jī)遇號火星探測巡視器（MER），鳳凰號著陸器，以及“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”（MSL）著陸器／好奇心號巡視器，經(jīng)過7次成功的火星表面探測，美國的深空探測能力已經(jīng)達(dá)到了技術(shù)成熟與先進(jìn)的水平，完全可以滿足安全著陸與表面移動(dòng)探測的要求［1-2］。

特別是20世紀(jì)90年代以來，“火星探路者”主要通過使用氣囊緩沖的形式［3］成功著陸至火星表面，初步驗(yàn)證了在火星大氣層的進(jìn)入、減速、著陸（Entry，Descent，Landing，EDL）；21世紀(jì)初，勇氣號與機(jī)遇號火星探測巡視器成功實(shí)現(xiàn)較大范圍的表面巡視，并使氣囊緩沖著陸的方式得到了充分驗(yàn)證［4］；此后的鳳凰號著陸器使用了著陸支架緩沖著陸方式，實(shí)現(xiàn)了火星北極區(qū)的安全著陸［5］；2012年成功實(shí)現(xiàn)火星表面著陸的“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”（MSL）著陸器／好奇心號巡視器，實(shí)現(xiàn)了更大質(zhì)量進(jìn)入器的EDL，使用空中吊車這一新的著陸方式，將火星EDL技術(shù)提升到了一個(gè)新的高度［6］。

進(jìn)入21世紀(jì)以來，歐洲航天局（ESA）發(fā)揮自身優(yōu)勢，開展了具有獨(dú)自特色的火星探測活動(dòng)。其中火星生物學(xué)（ExoMars）計(jì)劃是歐洲航天局與美國航空航天局（NASA）聯(lián)合進(jìn)行火星探測的一次重要的深空探測活動(dòng)，但后期由于NASA 的退出，現(xiàn)在俄羅斯作為新的合作方加入到了計(jì)劃中來。ExoMars計(jì)劃包含2016年和2018年兩次發(fā)射任務(wù)，2016年的發(fā)射任務(wù)主要是為了對實(shí)現(xiàn)火星表面安全軟著陸的主要關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證［7］。

本文對ExoMars計(jì)劃中2016年的發(fā)射任務(wù)進(jìn)行了闡述，針對EDL 驗(yàn)證的任務(wù)目的、任務(wù)規(guī)劃以及任務(wù)組成進(jìn)行分析，對EDL驗(yàn)證的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)（氣動(dòng)熱、熱防護(hù)、降落傘減速、推進(jìn)制動(dòng)、緩沖結(jié)構(gòu)等）進(jìn)行了詳細(xì)介紹，以期為下一步我國開展火星等深空探測任務(wù)提供參考。

2 ExoMars 2016計(jì)劃概述

ExoMars計(jì)劃是歐洲航天局進(jìn)行的一次重要的火星探測活動(dòng)，是ESA 曙光（Aurora）載人登火星計(jì)劃的第一步。ExoMars計(jì)劃的主要科學(xué)目標(biāo)是：①尋找過去與現(xiàn)在火星生命的痕跡與特征；②分析火星次表層的水和化學(xué)環(huán)境；③研究火星大氣痕量氣體及其來源。

ExoMars計(jì)劃的主要技術(shù)目標(biāo)包括：①將有效載荷安全著陸在火星表面的EDL技術(shù)驗(yàn)證；②用一個(gè)火星巡視器實(shí)現(xiàn)火星表面的移動(dòng)探測；③實(shí)現(xiàn)火星次表層樣品采集；④具備對火星樣品的獲取、封裝、轉(zhuǎn)移以及分析能力。

ExoMars 2016包括ESA 負(fù)責(zé)總體設(shè)計(jì)的痕量氣體軌道器（Trace Gas Orbiter，TGO）和EDL驗(yàn)證器（EDL Demonstrator Module，EDM）（圖1），發(fā)射任務(wù)由ESA 主導(dǎo)，計(jì)劃在2016年1月使用NASA的宇宙神-V 431運(yùn)載火箭發(fā)射。預(yù)計(jì)經(jīng)過9 個(gè)月的巡航飛行，于2016年10月到達(dá)火星。

圖1 ExoMars計(jì)劃將在2016年發(fā)射的TGO 和EDMFig．1 TGO and EDM of the ExoMars program in 2016

TGO上裝載了美國和歐洲制造的科學(xué)儀器，用于獲得火星大氣中甲烷及其它痕量氣體存在的證據(jù)。痕量氣體是指大氣中濃度在百萬分之一以下的氣體粒種，這些痕量粒種受到各種物理、化學(xué)、生物的作用并參與生物化學(xué)的循環(huán)，對大氣環(huán)境及生態(tài)有一定的影響?；鹦谴髿庵械暮哿繗怏w可以用來作為火星是否存在生命及研究地質(zhì)演化的依據(jù)。該次發(fā)射任務(wù)還將對ESA 在2020年以后火星探測計(jì)劃中必須的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，并為2018年的發(fā)射任務(wù)和其它火星表面著陸器提供與地球的通信支持，該項(xiàng)輔助能力直到2022年底整個(gè)ExoMars計(jì)劃結(jié)束為止。

ExoMars 2016計(jì)劃發(fā)射任務(wù)的主要事件見表1。

表1 ExoMars 2016計(jì)劃發(fā)射任務(wù)主要事件表Table 1 Main events of the ExoMars 2016mission

續(xù)表

目前，ExoMars已經(jīng)完成了2016年發(fā)射任務(wù)中的EDL驗(yàn)證器有效載荷的選擇，已進(jìn)入工程實(shí)施階段，正在針對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)開展地面試驗(yàn)。

3 ExoMars 2016的EDL驗(yàn)證任務(wù)

對于任何火星探測任務(wù)，其最核心的科學(xué)目標(biāo)之一就是尋找火星表面曾經(jīng)或者現(xiàn)在存在著生命的證據(jù)，實(shí)現(xiàn)這一科學(xué)目標(biāo)的最佳方法是分析火星表面的生命痕跡。而到達(dá)火星表面最大的挑戰(zhàn)，就是如何通過執(zhí)行EDL工作程序，將探測器安全著陸在火星表面。

ExoMars計(jì)劃通過用EDM 試驗(yàn)EDL 工作程序中的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，驗(yàn)證能安全著陸在火星表面的技術(shù)平臺(tái)，ExoMars 2016任務(wù)的探測器組成示意圖如圖2所示。

圖2 ExoMars 2016計(jì)劃發(fā)射任務(wù)探測器外形圖及組成示意圖Fig．2 ExoMars 2016spacecraft composition and aeroshell geometry

減速著陸驗(yàn)證器（EDM）的主要技術(shù)目標(biāo)是：

（1）繼承ExoMars計(jì)劃中之前單個(gè)任務(wù)階段中的關(guān)鍵技術(shù)，進(jìn)一步開展詳細(xì)設(shè)計(jì)，對各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行必要的地面試驗(yàn)，最終通過實(shí)際飛行試驗(yàn)來驗(yàn)證EDL的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)。

（2）在EDL 技術(shù)驗(yàn)證過程中，對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的性能指標(biāo)進(jìn)行測試和測量，并將數(shù)據(jù)傳回地球，以在飛行試驗(yàn)后對整個(gè)飛行軌道進(jìn)行重建。

此外，雖然EDM 主要用于驗(yàn)證EDL 技術(shù)，但它也提供了有限但高效的有效載荷（科學(xué)儀器）空間，使其能實(shí)現(xiàn)一定的科學(xué)目標(biāo)。它將一個(gè)質(zhì)量為3kg的有效載荷包減速著陸在火星表面上，并在著陸后進(jìn)行短期的科學(xué)實(shí)驗(yàn)，大約持續(xù)4 個(gè)火星日［7-8］。

4 ExoMars計(jì)劃EDL驗(yàn)證的任務(wù)分解

4．1 EDL驗(yàn)證的任務(wù)組成

作為EDL驗(yàn)證任務(wù)的主要組成部分，EDM 是一個(gè)鈍型體航天器（600kg）。由一個(gè)半錐角70°的鈍頭前體結(jié)構(gòu)和一個(gè)半錐角為47°的圓錐形后體結(jié)構(gòu)構(gòu)成。EDM 的外直徑為2400 mm，表面平臺(tái)直徑為1700 mm（圖3）。該氣動(dòng)外形繼承了NASA之前成功實(shí)現(xiàn)EDL 的火星進(jìn)入器（如“火星探路者”、“火星探測漫游者”和鳳凰號）的氣動(dòng)外形。

圖3 EDM 氣動(dòng)外形示意圖Fig．3 EDM aerodynamic configuration

EDM 主要由熱控系統(tǒng)（TCS）、后體（BCV）、降落傘系統(tǒng)（PAS）、表面平臺(tái)、前體（FS）、前體分離機(jī)構(gòu)（FSSM）等部分組成（圖4）。其中表面平臺(tái)（300kg）由平臺(tái)結(jié)構(gòu)、反推控制系統(tǒng)（RCS）、電子與電源系統(tǒng)、數(shù)據(jù)儲(chǔ)存系統(tǒng)、制導(dǎo)導(dǎo)航與控制（GNC）傳感器、UHF電子通信設(shè)備、熱控系統(tǒng)（TCS）、表面?zhèn)鞲衅鲉卧‥SA CFI）組成［9］。

圖4 EDM 結(jié)構(gòu)構(gòu)型分解示意圖Fig．4 EDM exploded view

4．2 EDL驗(yàn)證的任務(wù)規(guī)劃

4．2．1 發(fā)射、巡航與?？炕鹦谴髿怆A段

在EDM 和TGO 的組合體飛往火星的巡航過程中，EDM 處于休眠模式，主要是為了減少主電池的能量消耗。TGO 為組合體提供必需的操作以及與地球間的通信，并為EDM 提供所需的能量。

在組合體到達(dá)火星3天之前，EDM 通過三點(diǎn)旋轉(zhuǎn)分離機(jī)構(gòu)與TGO 進(jìn)行分離。此次分離將為EDM 提 供 一 個(gè) 大 于0．3 m／s 的 相 對 速 度 和2．5r／min的自旋角速度，這個(gè)角速度將使EDM 與進(jìn)入邊界點(diǎn)（EIP）呈0°的攻角。EDM ?？炕鹦谴髿怆A段將持續(xù)3天，時(shí)間長短取決于TGO 與EDM分離后的軌道修正，為火星軌道進(jìn)入提供必須的軌道機(jī)動(dòng)。這一階段對EDM 非常關(guān)鍵，導(dǎo)航和分離機(jī)構(gòu)的散布將會(huì)疊加，火星進(jìn)入邊界點(diǎn)的軌道散布也將進(jìn)一步增加。本階段最為關(guān)鍵的動(dòng)作是利用EDM 后體上的太陽敏感器對慣性姿態(tài)進(jìn)行測量。在到達(dá)火星進(jìn)入邊界點(diǎn)之前，激活EDM 系統(tǒng)，為EDL階段執(zhí)行相關(guān)工作程序做好準(zhǔn)備［9］。

4．2．2 EDL階段

由于ExoMars 2016發(fā)射任務(wù)計(jì)劃在到達(dá)火星時(shí)太陽經(jīng)度Ls＝245°，EDM 將不可避免遭遇火星全球塵暴季節(jié)。因此，在進(jìn)行EDM 設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮全球塵暴的影響。

在與TGO 進(jìn)行分離后，EDM 將以雙曲線軌道進(jìn)入火星大氣。EDM 的目標(biāo)著陸點(diǎn)是火星子午線平原區(qū)域（6．15°W，1．82°S），目前已經(jīng)全面掌握了該區(qū)域的地形和大氣特性，在此區(qū)域著陸可以將減速著陸到火星表面的危險(xiǎn)降至最低。

目前，目標(biāo)著陸區(qū)域的散布橢圓半長軸小于50km，隨著對危險(xiǎn)識別的進(jìn)一步增強(qiáng)，著陸點(diǎn)區(qū)域的特征將更加明確。工作人員正在通過NASA 提供的著陸點(diǎn)的高分辨率圖像，對著陸點(diǎn)散布橢圓的環(huán)境特征進(jìn)行進(jìn)一步分析。

EDM 的進(jìn)入、減速、著陸工作程序如圖5所示［9］。

圖5 EDM 的EDL工作程序示意圖Fig．5 EDM entry，descent and landing process

在火星大氣層邊界（火星海平面高度120km處），EDM 的最大相對速度為5．827km／s，確定進(jìn)入角還要考慮EDM 的各種工程約束，主要包括：

（1）熱流密度＜650kW／m2；

（2）熱流載荷＜40 MJ／m2；

（3）載荷因子＜10．5g；

（4）降落傘充氣載荷＜73．5kN；

（5）著陸點(diǎn)精度＜50km。

考慮這5個(gè)因素以及火星大氣條件的變化（包含密度、風(fēng)場）、EDM 特性（包含質(zhì)量特征、氣動(dòng)力性能）的影響，對進(jìn)入走廊進(jìn)行評估，得到EDM 的進(jìn)入角大于1．1°。由于EIP 的散布小于±0．3°，得到EDM 的進(jìn)入飛行路徑角為-12．4°。

當(dāng)EDM 以雙曲線軌道進(jìn)入火星大氣后，在1．8～2．1馬赫數(shù)的速度區(qū)域內(nèi)，名義直徑為12m 的盤-縫-帶傘開傘。在降落傘穩(wěn)定減速后，前體彈射分離；安裝在EDM 表面平臺(tái)上的多普勒雷達(dá)高度計(jì)開始工作。將這些工程數(shù)據(jù)傳輸至慣性測量單元中，經(jīng)GNC 算法計(jì)算，得到EDM 動(dòng)力下降段點(diǎn)火的高度。在到達(dá)該高度時(shí)，由降落傘攜帶后體與EDM表面平臺(tái)分離，EDM 開始最后動(dòng)力下降段的工作。此時(shí)高度約為1400m，速度約為80m／s。

在動(dòng)力下降段，EDM 在9個(gè)400N 單組元發(fā)動(dòng)機(jī)的作用下逐漸減速，最終在高度為1．5 m 處，垂直速度和水平速度減至0 m／s。此時(shí)，反推發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，EDM 表面平臺(tái)自由著陸到火星表面。著陸時(shí)，EDM 表面平臺(tái)下的緩沖蜂窩夾層結(jié)構(gòu)將進(jìn)一步減小著陸沖擊荷載。采用這種壓縮吸能結(jié)構(gòu)主要是因?yàn)樗|(zhì)量輕、體積小，簡單可靠、成本低以及著陸后EDM 表面平臺(tái)與火星表面的距離可以達(dá)到很小的程度。

在EDM 表面平臺(tái)上安裝了很多傳感器，主要目的是在著陸后通過傳回地球的有效工程數(shù)據(jù)對飛行軌道進(jìn)行重建，所有的這些傳感器設(shè)備總質(zhì)量為6kg［9］。

4．2．3 火星表面科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)階段

EDM 沒有設(shè)計(jì)放射性同位素能源（如放射性同位素?zé)嵩囱b置RHU 或放射性同位素?zé)犭娛桨l(fā)電機(jī)RTG），也沒有太陽電池板。著陸火星后EDM 的能量供給仍然依靠它的主電池工作，由于EDM 在所有的飛行階段都是由該主電池供電，所以EDM 在火星表面上的壽命只有4個(gè)火星日。

EDM 的科學(xué)目標(biāo)主要是：

（1）確定從高空至火星表面的火星大氣的關(guān)鍵參數(shù)特性（如密度、溫度、壓力、風(fēng)場等）；

（2）在強(qiáng)塵暴條件下火星大氣的主要特征；

（3）進(jìn)一步擴(kuò)展有效工程數(shù)據(jù)量，以解決遙感數(shù)據(jù)與模型的差異問題。

由于EDM 質(zhì)量、能量和數(shù)據(jù)量的限制，上述科學(xué)目標(biāo)不一定能夠完全達(dá)到。雖然如此，EDM 仍然會(huì)是一次獨(dú)立的對火星全球塵暴季節(jié)的火星大氣進(jìn)行測量的機(jī)會(huì)［9］。

4．2．4 著陸后通信階段

EDM 的通信系統(tǒng)將具備以下功能［9］：

（1）在?？炕鹦谴髿怆A段的3 天內(nèi)，提供與EDM 正常狀態(tài)監(jiān)視器的通信。

（2）在EDL 階段，提供通信功能。傳輸實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)，為飛行試驗(yàn)后的分析提供數(shù)據(jù)。通信內(nèi)容包含各分系統(tǒng)的狀態(tài)情況、由GNC 算法得到的狀態(tài)矢量以及EDL過程中分系統(tǒng)的關(guān)鍵參數(shù)。

（3）在表面科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)階段，提供可靠的鏈路以實(shí)現(xiàn)EDL階段的所有數(shù)據(jù)（100 Mbit）和表面科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)階段的所有數(shù)據(jù)（50 Mbit）的傳輸，該工作必須在EDM 著陸后4個(gè)火星日內(nèi)完成。

4．3 EDL驗(yàn)證任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)

對ExoMars 2016年發(fā)射任務(wù)而言，EDM 最主要的技術(shù)目標(biāo)，就是對后續(xù)歐洲火星探測任務(wù)必須的關(guān)鍵技術(shù)環(huán)節(jié)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。其中，EDL 驗(yàn)證任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)包括4項(xiàng)［10-11］：氣動(dòng)熱力學(xué)分析技術(shù)、進(jìn)入與減速系統(tǒng)設(shè)計(jì)、GNC 系統(tǒng)設(shè)計(jì)與著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

4．3．1 氣動(dòng)熱力學(xué)分析技術(shù)

受EDM 質(zhì)量特性等工程約束的限制，對EDM氣動(dòng)外形進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，必須保證其在高超音速和超音速時(shí)都具有良好的飛行特性。體現(xiàn)在氣動(dòng)熱力學(xué)分析上主要有以下幾點(diǎn)：

（1）提供停靠火星大氣階段的轉(zhuǎn)動(dòng)穩(wěn)定性；

（2）將峰值熱時(shí)EDM 的最大攻角限制在7°以下，主要是保證防熱大底背風(fēng)處的熱防護(hù)材料熱流值在2．0 MW／m2；

（3）在14～16馬赫數(shù)區(qū)間內(nèi)或預(yù)期的高超不穩(wěn)定區(qū)域，EDM 具備良好的靜態(tài)穩(wěn)定性；

（4）控制超音速開傘時(shí)的最大攻角小于15°。

由于EDM 的氣動(dòng)外形與NASA 之前的火星進(jìn)入器很相似，故可以利用NASA 火星進(jìn)入器氣動(dòng)熱的數(shù)據(jù)庫對EDM 進(jìn)行分析。但由于EDM 與之前火星進(jìn)入器的進(jìn)入速度和彈道系數(shù)不同，要想獲得其飛行性能就必須進(jìn)行專門的試驗(yàn)驗(yàn)證。

為建立ExoMars計(jì)劃的特定飛行區(qū)間內(nèi)的氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)庫（AEDB）和氣動(dòng)熱力學(xué)數(shù)據(jù)庫（ATDB），EDM 開展了大量的數(shù)值仿真試驗(yàn)驗(yàn)證和實(shí)際試驗(yàn)驗(yàn)證。這些試驗(yàn)主要包括：

（1）高熱焓等離子風(fēng)洞試驗(yàn)（ONERA F4、DNW／DLR HEG）；

（2）超高速冷風(fēng)洞試驗(yàn)（ONERA S4）；

（3）喘流熱風(fēng)洞試驗(yàn)（DNW／DLR TMK、H2K）；

（4）粗糙度性能風(fēng)洞試驗(yàn)（曼大、DNW／DLR）；

（5）軌道式超音速至跨音速試驗(yàn)（ISL）；

（6）跨音速自由振動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)（DNW／DLR TMK）；

（7）亞音速風(fēng)洞試驗(yàn)（DNW／DLR HST）。

4．3．2 進(jìn)入與減速系統(tǒng)設(shè)計(jì)

EDM 在進(jìn)入火星時(shí)，通過前體保護(hù)以防止熱流的燒蝕。前體由復(fù)合材料表層、鋁蜂窩以及熱防護(hù)系統(tǒng)（TPS）三部分組成。前體與后體的熱防護(hù)系統(tǒng)都用Norcoat-Liege材料。在Astrium 公司進(jìn)行的等離子試驗(yàn)驗(yàn)證了該種防熱材料在空氣流中能夠承受的最大熱流為2 MW／m2。對防熱材料的低溫性能也進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證，可以滿足巡航段-110℃的低溫要求。

EDM 必須在通過火星大氣后實(shí)現(xiàn)減速和穩(wěn)定。EDM 的降落傘減速系統(tǒng)使EDM 的速度和高度達(dá)到著陸系統(tǒng)的要求。此外還必須提供有效的彈道系數(shù)比，以使EDM 與防熱大底安全分離。

降落傘系統(tǒng)由三部分組成：降落傘、展開裝置以及傘艙蓋。EDM 的降落傘為一頂名義直徑為12m的盤-縫-帶傘。降落傘的幾何透氣量為22．4%，能夠?yàn)镋DM 提供足夠的阻力和穩(wěn)定性，最大吹風(fēng)馬赫數(shù)為2．1。降落傘的拖曳距離為27m，這樣的設(shè)計(jì)是為了限制前體尾流的影響，EDM 主傘結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 EDM 主傘結(jié)構(gòu)示意圖（單位：mm）Fig．6 EDM main parachute configuration

展開裝置是一個(gè)火工彈射裝置，能在超音速流中把降落傘彈射出去，并且不損傷降落傘本身。展開裝置將降落傘包以30m／s的速度彈射出去，并且保證降落傘能夠在較小的反作用載荷條件下平穩(wěn)展開。為了保證彈射傘艙蓋時(shí)，彈射出去的部分不會(huì)反過來碰撞降落傘，在傘艙蓋后面增加了一具直徑為1．6m 的艙蓋傘。

降落傘包需要經(jīng)過靜態(tài)和動(dòng)態(tài)的拉出試驗(yàn)，無論是靜態(tài)試驗(yàn)還是動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，都必須保證其阻力小于50N。

4．3．3 GNC系統(tǒng)設(shè)計(jì)

EDM 的關(guān)鍵執(zhí)行動(dòng)作有兩個(gè)：①確定降落傘裝置開傘的時(shí)機(jī)；②發(fā)送指令并控制動(dòng)力下降段的工作。這要依靠EDM 上GNC 的主要傳感器——慣性測量單元和多普勒雷達(dá)高度計(jì)來實(shí)現(xiàn)。

GNC 系統(tǒng)啟動(dòng)開傘的功能主要是通過基于加速度測量的一種算法來實(shí)現(xiàn)。該算法簡單可靠，能夠確保降落傘裝置在正確的馬赫數(shù)-動(dòng)壓條件下展開。

GNC系統(tǒng)控制動(dòng)力下降段工作的功能主要是通過幾個(gè)特殊的驅(qū)動(dòng)程序來實(shí)現(xiàn)。對于GNC 系統(tǒng)而言，最關(guān)鍵的環(huán)節(jié)是將有效傳感器的散布包含在計(jì)算結(jié)果內(nèi)，EDM 相對火星表面的高度和速度都由雷達(dá)高度計(jì)獲得，但其測量精度是變化的。當(dāng)EDM下降到10m 以下高度時(shí)，雷達(dá)高度計(jì)的精度就不能夠滿足任務(wù)要求了。

著陸段GNC 系統(tǒng)工作結(jié)束后EDM 的技術(shù)狀態(tài)指標(biāo)，見表2所示［12］。

表2 著陸段GNC系統(tǒng)工作性能指標(biāo)Table 2 Landing phase GNC performance

4．3．4 著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)

EDM 的著陸系統(tǒng)包括一個(gè)被動(dòng)著陸裝置（可壓縮緩沖結(jié)構(gòu)）和一個(gè)主動(dòng)著陸裝置（液體肼單組元推進(jìn)系統(tǒng)）。液體推進(jìn)系統(tǒng)將保證EDM 在高度大約為1．5m 時(shí)減速至0m／s。液體推進(jìn)系統(tǒng)組成如圖7所示。

圖7 液體推進(jìn)系統(tǒng)組成Fig．7 EDM reaction control system configuration

著陸緩沖系統(tǒng)由一種層壓的可壓縮緩沖材料構(gòu)成，這種材料在沖擊過程中將沖擊能量吸收后產(chǎn)生變形，以達(dá)到最終緩沖的目的。在反推發(fā)動(dòng)機(jī)作用完成后，EDM 表面平臺(tái)將以4m／s的速度著陸，使用可壓縮緩沖材料將該速度帶來的沖擊降到最低，并承受最大40gn的沖擊過載。要實(shí)現(xiàn)該項(xiàng)功能最大的挑戰(zhàn)就是可壓縮緩沖材料的結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)。其主要的結(jié)構(gòu)構(gòu)型如圖8所示。

圖8 可壓縮緩沖材料的結(jié)構(gòu)構(gòu)型示意圖Fig．8 EDM crushable material structure configuration

5 結(jié)束語

ExoMars 2016計(jì)劃發(fā)射任務(wù)的EDM 已經(jīng)于2010年12月完成了計(jì)劃設(shè)計(jì)復(fù)核工作，EDL 的所有關(guān)鍵技術(shù)都在按照計(jì)劃逐步進(jìn)行。2012年ESA完成了主要的關(guān)鍵技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證，包含降落傘裝置的超音速風(fēng)洞試驗(yàn)、推進(jìn)系統(tǒng)的熱點(diǎn)火試驗(yàn)、多普勒雷達(dá)高度計(jì)場試驗(yàn)、可壓縮緩沖平臺(tái)全尺寸試驗(yàn)等。

本文通過對ExoMars計(jì)劃EDL 驗(yàn)證的任務(wù)分析，明確了EDM 的氣動(dòng)熱、熱防護(hù)、降落傘減速、推進(jìn)制動(dòng)、緩沖結(jié)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)內(nèi)容。表明要想進(jìn)一步深入開展火星探測任務(wù)的研制工作，必須結(jié)合我國現(xiàn)有的技術(shù)狀態(tài)，首先對上述火星探測各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)試驗(yàn)項(xiàng)目進(jìn)行合理的規(guī)劃，并開展相關(guān)的試驗(yàn)驗(yàn)證，才能奠定我國火星探測任務(wù)EDL系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制的堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

（References）

［1］朱仁璋，王鴻芳，泉浩芳，等．美國火星表面探測使命述評（上）［J］．航天器工程，2010，19（2）：17-33

Zhu Renzhang，Wang Hongfang，Quan Haofang，et al．Overview of the US Mars surface missions（part one）［J］．Spacecraft Engineering，2010，19（2）：17-33（in Chinese）

［2］朱仁璋，王鴻芳，泉浩芳，等．美國火星表面探測使命述評（下）［J］．航天器工程，2010，19（3）：7-27

Zhu Renzhang，Wang Hongfang，Quan Haofang，et al．Overview of the US Mars surface missions（part two）［J］．Spacecraft Engineering，2010，19（3）：7-27 （in Chinese）

［3］Thurman S W．Return to the red planet：An overview of the Mars Pathfinder Mission，AIAA-95-1534-CP［R］．Pasadena，CA：Jet Propulsion Laboratory，1995

［4］Roncoli R B，Ludwinski J M．Mission design overview for the Mars exploration rover mission，AIAA 2002-4823［C］／／AIAA／AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit．Washington D．C．：AIAA，2002

［5］Desai P N，Prince J L，Queen E M．Entry，descent，and landing performance of the Mars Phoenix lander，AIAA 2008-7346［C］／／ AIAA／AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit．Washington D．C．：AIAA，2008

［6］Sengupta A，Witkowski A，Rowan J．Overview of the Mars Science Laboratory parachute decelerator system，AIAA 2007-2578［C］／／19th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar．Washington D．C．：AIAA，200．

［7］Bayle O，Lorenzoni L，Blancquaert T，et al．ExoMars entry，descent and landing demonstrator mission and design overview［EB／OL］．［2012-05-10］．http／／www．planetaryprobe．org／sessionfiles／session2／papers／Bayle＿Exomars＿EDM＿Overview-Paper．pdf

［8］Portigliotti S，Dumontel M，Capuano M，et al．Landing site targeting and constraints for the ExoMars 2016mission［EB／OL］．［2012-05-10］．http／／www．plaetaryprobe．eu／IPPW7／preceedings／IPPW7%20Proceedings／ Papers／Session2／p507．pdf

［9］Portigliotti S，Bayle O，Venditto P，et al．ExoMars-2016descent module EDL demonstrator mission［C］／／7th European Symposiumm on Aerothermodynamics．Paris：ESA，2011

［10］Beck J，Tran P，Walpot L．Aerothermodynamics of the ExoMars entry demonstrator module［C］／／7th European Symposiumm on Aerothermodynamics．Paris：ESA，2011

［11］Ritter H，Bayle O，Mignot Y，et al．On-going European development on entry heatshields and TPS materials［EB／OL］．［2012-05-10］．http／／www．planetaryprobe．org／sessionfiles／Session7A／Papers／Ritter＿European＿TPS-Paper．pdf

［12］Portigliotti S，Martella P，Capuano M，et al．Exo-Mars 2016GNC approach for entry，descent and landing demonstrator mission and design overview［EB／OL］． ［2012-05-10］．http／／www．planetaryprobe．org／sessionfiles／Session2／papers／Bayle＿ExoMars ＿EDM＿Overview-Paper．pdf