國(guó)外火星低空飛行器技術(shù)發(fā)展研究

董捷 饒煒 孟林智 王闖 楊超 萬志強(qiáng) 蔣崇文

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094) (2 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

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國(guó)外火星低空飛行器技術(shù)發(fā)展研究

董捷1饒煒1孟林智1王闖1楊超2萬志強(qiáng)2蔣崇文2

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094) (2 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

針對(duì)當(dāng)前國(guó)外火星低空飛行器主要類型，包括浮空氣球、固定翼、旋翼、撲翼和傾斜旋翼等的發(fā)展情況進(jìn)行了調(diào)研與分析，梳理了低雷諾數(shù)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、能源和動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)、飛行自主導(dǎo)航控制等主要關(guān)鍵技術(shù)及火星低空飛行器的未來發(fā)展趨勢(shì)，并對(duì)我國(guó)火星低空飛行器技術(shù)發(fā)展提出了建議。

火星；飛行器；低雷諾數(shù)

1 引言

由于火星上空存在稀薄大氣，使設(shè)計(jì)類似地球航空器的火星低空飛行器成為可能。其通?？稍诰嗷鹦潜砻孑^低高度(5千米以下)以亞音速飛行。有別于傳統(tǒng)的環(huán)繞、著陸巡視探測(cè)，火星低空飛行器技術(shù)形式多樣，大小規(guī)模靈活，可兼顧廣度探測(cè)和局部區(qū)域(尤其是復(fù)雜地形)的深度探測(cè)，還能輔助著陸巡視任務(wù)提高任務(wù)規(guī)劃效率，為火星采樣返回任務(wù)獲取多點(diǎn)樣品，以盡可能低的成本獲得盡可能高的科學(xué)收益，在國(guó)外火星探測(cè)領(lǐng)域一直是研究的重要方向。

目前，國(guó)外已經(jīng)開展研究的火星低空飛行器類型主要包括浮空氣球、固定翼、旋翼、撲翼和傾斜旋翼五類，如NASA研究的火星超壓氣球[1]和阿瑞斯(ARES)固定翼飛機(jī)[2]、噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)研究的共軸雙旋翼直升機(jī)[3]、部分高校研究的撲翼機(jī)如蟲形飛機(jī)(Entomopter)[4]、英國(guó)薩瑞研究中心研究的傾斜旋翼[5]等。其中，浮空氣球的設(shè)計(jì)思路提出的較早，但由于火星大氣密度低，功能有限，關(guān)注度相對(duì)較低；ARES飛行器著眼于一次性長(zhǎng)時(shí)間探測(cè)，從而掌握火星遙感衛(wèi)星不易短時(shí)獲取的大范圍高分辨率數(shù)據(jù)；共軸雙旋翼直升機(jī)、撲翼機(jī)等飛行器主要定位于輔助火星車任務(wù)規(guī)劃，每個(gè)火星日及早獲取前方大范圍地形數(shù)據(jù)，在一些擴(kuò)展應(yīng)用中，還考慮用于多位置采樣，以及為宇航員登陸火星后的表面探測(cè)提供支持。

本文首先對(duì)國(guó)外已經(jīng)開展的火星低空飛行器技術(shù)形式及典型飛行器進(jìn)行分析，介紹了不同技術(shù)形式的工作原理、典型探測(cè)器主要參數(shù)，總結(jié)其技術(shù)特點(diǎn)。在此基礎(chǔ)上，對(duì)火星低空飛行器的主要關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析，歸納技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，并提出發(fā)展建議。

2 國(guó)外火星低空飛行器的發(fā)展現(xiàn)狀

以下按技術(shù)難度和發(fā)展歷程對(duì)國(guó)外不同形式火星低空飛行器發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行介紹。

2.1 浮空氣球

浮空氣球是技術(shù)發(fā)展最早的低空飛行器。目前開展研究的火星浮空氣球主要包括零壓氣球和超壓氣球兩種。

(1)零壓氣球：氣球內(nèi)有排氣管和外部大氣連通，在地面時(shí)氣體不充滿氣球。隨著高度增加，外部大氣壓降低，氣球內(nèi)浮升氣體膨脹充滿后，多余氣體通過排氣管排入大氣，使內(nèi)外壓差基本為零，當(dāng)浮力與重力相等時(shí)，不再上升。由于白天和夜晚溫差大，氣球收縮，浮力減小，高度會(huì)降低，如維持高度只能拋掉壓艙物，氣球變輕，這樣白天又須排掉一部分氣體，造成氣體逐漸減少，因此難以長(zhǎng)期保持設(shè)計(jì)高度。

(2)超壓氣球：氣球與大氣不連通。白天溫度較高時(shí)，允許氣球承受一定內(nèi)外壓差，這對(duì)氣球的材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的要求較零壓氣球更高，但有利于長(zhǎng)期保持設(shè)計(jì)高度。

基于火星大氣壓力變化范圍，采用零壓氣球較超壓氣球其高度變化較大。超壓氣球與零壓氣球的對(duì)比如圖1所示。

火星超壓氣球系統(tǒng)通常包括球體(包括球瓣、密封條、充氣管等)、連接系繩、吊艙等組成[6](見圖2)。球體主要包括球膜、加強(qiáng)筋和球上裝置。球體是產(chǎn)生升力的部分，需要承受晝夜變化帶來的壓差變化，要具有較高的強(qiáng)度。通過連接球頂和球底的高強(qiáng)度延伸性加強(qiáng)筋使球膜在受到較大的內(nèi)外壓差時(shí)形成圓弧狀突起。吊艙包括供電、控制、通信、任務(wù)載荷等。供電可采用太陽(yáng)能電池+蓄電池方式，或者采用高效燃料電池。

目前火星氣球在軌釋放過程包括飛行中釋放和在火星表面釋放兩種方案，如圖3和圖4所示[7]。

2.2 固定翼飛行器

固定翼飛行器是指其機(jī)翼構(gòu)形相對(duì)機(jī)身或機(jī)體縱軸“固定”不動(dòng)的飛行器。按氣動(dòng)原理，其升力主要從固定翼的上下氣動(dòng)“壓力差”產(chǎn)生。根據(jù)對(duì)固定翼飛行器續(xù)航能力的要求，分為無動(dòng)力和有動(dòng)力兩種類型。

2.2.1 無動(dòng)力飛行器

最典型的為滑翔機(jī)，飛行時(shí)利用自身重力在前進(jìn)方向分力克服氣動(dòng)阻力保持前進(jìn)速度。增大釋放高度、降低翼載荷、增大升阻比與升力系數(shù)[8]，可以實(shí)現(xiàn)較長(zhǎng)的留空時(shí)間。

NASA計(jì)劃在2022-2024年火星任務(wù)中搭載小型滑翔機(jī)，為未來載人火星探測(cè)選取著陸點(diǎn)提供詳查數(shù)據(jù)，獲取著陸區(qū)附近10 km×10 km范圍內(nèi)高分辨率圖像(0.1 m/像素)，驗(yàn)證滑翔技術(shù)和翼型(見圖5)。飛行器基于目前快速發(fā)展的立方體衛(wèi)星(CubeSat)技術(shù)[9]，翼展達(dá)61 cm，質(zhì)量小于0.45 kg。機(jī)翼采用復(fù)合材料，采用一次性高效蓄電池(LiSoCl2)。近期正在開展地面技術(shù)驗(yàn)證。

飛行器(即滑翔機(jī))一直以收攏狀態(tài)貯放在火星進(jìn)入艙內(nèi)，進(jìn)入艙進(jìn)入火星大氣后，在釋放大底及配重的同時(shí)，釋放滑翔機(jī)?；铏C(jī)分離后展開機(jī)翼并飛行，從火星表面600 m高度開始滑翔，飛行時(shí)間約10 min，飛行距離約32 km。

2.2.2 有動(dòng)力飛行器

由于火星大氣中以CO2為主，不能采用類似在地球大氣飛行時(shí)，通過空氣與燃料混合燃燒產(chǎn)生動(dòng)力，因此，國(guó)外研究通過火箭推進(jìn)系統(tǒng)或利用電能驅(qū)動(dòng)螺旋槳兩種方式產(chǎn)生動(dòng)力。

第一種采用火箭推進(jìn)系統(tǒng)方式，以美國(guó)NASA的ARES(Aerial Regional-scale Environmental Survey)飛行器為典型代表[10-11]，已經(jīng)開展了地面驗(yàn)證，如圖6所示。機(jī)體使用復(fù)合材料，并采用了翼身融合布局，機(jī)身長(zhǎng)4.45 m，雙機(jī)翼展開共6.25 m，質(zhì)量113 kg。為了適應(yīng)著陸艙容積，釋放前，機(jī)翼與尾翼需要折疊收攏在艙內(nèi)。配置雙組元液體火箭推進(jìn)系統(tǒng)。

飛行器由進(jìn)入艙攜帶進(jìn)入火星大氣，先借助進(jìn)入艙和降落傘減速，進(jìn)入艙大底分離后，在距離火星表面約8 km處，飛行器與進(jìn)入艙分離，隨后展開折疊尾翼，釋放引導(dǎo)傘減速，再展開折疊機(jī)翼，利用傘將飛機(jī)拉起抬平，最后啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，在火星上空約2 km高度處開始巡航飛行(見圖7)。工作時(shí)巡航速度145 m/s，航程450～600 km，飛行時(shí)間約1 h，也采用一次性蓄電池(Li-SO2)。飛行器對(duì)火星表面的探測(cè)數(shù)據(jù)采用兩種方式傳回地球。方式一利用大氣進(jìn)入前分離的巡航級(jí)作為中繼，后續(xù)傳回地球；方式二飛行器上的數(shù)據(jù)先同步轉(zhuǎn)發(fā)至火星環(huán)繞衛(wèi)星，后續(xù)由環(huán)繞衛(wèi)星傳回地球。

方式二采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)的螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)，方案仍以概念研究居多。由于電力驅(qū)動(dòng)的能量轉(zhuǎn)化效率相對(duì)較低，該類型飛行器通常需要盡可能地實(shí)現(xiàn)輕小型化設(shè)計(jì)。

圖8是日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)等聯(lián)合論證的一種以螺旋槳為推進(jìn)方式的小型火星飛行器[12]。飛行器質(zhì)量?jī)H4 kg，翼展共2.45 m，功率223 W。擬采用輕質(zhì)高功率比的壓膜鋰離子電池(厚度100 μm，功率質(zhì)量比118 Wh/kg)，適于火星光譜的太陽(yáng)能電池還在論證。

螺旋槳推力大小約2 N，槳尖馬赫數(shù)峰值為0.8，巡航飛行速度60 m/s，飛行距離100 km，飛行時(shí)間約30 min，攜帶一臺(tái)小型高分辨率相機(jī)。為了盡可能地減輕結(jié)構(gòu)占比最大的機(jī)翼質(zhì)量，論證了超輕型的一體化模制塑料機(jī)翼和“聚酰亞胺膜+鎂合金骨架結(jié)構(gòu)”機(jī)翼兩種方案(見圖9)。

2.3 旋翼飛行器

旋翼飛行器最大的特點(diǎn)是可以實(shí)現(xiàn)在火星大氣層中懸停、低速移動(dòng)、反復(fù)起降。具體又分為單旋翼、多旋翼組合以及共軸反旋翼等多種形式。由于火星較低的大氣密度，設(shè)計(jì)單旋翼飛行器需要較長(zhǎng)旋翼以保證升力，并加尾槳產(chǎn)生平衡力矩，造成機(jī)身長(zhǎng)、結(jié)構(gòu)利用效率低、無法適應(yīng)進(jìn)入艙容積等問題，因此當(dāng)前技術(shù)形式集中在共軸雙旋翼或四旋翼形式。而近期NASA重點(diǎn)開展了小型共軸雙旋翼飛行器的研制[3]。圖10為美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)設(shè)想的概念飛行器，質(zhì)量約1 kg，旋翼跨度1.1 m，包括兩部分結(jié)構(gòu)，第一部分為位于上部的動(dòng)力系統(tǒng)，上下布置共軸系統(tǒng)；第二部分為位于下部的儀器艙及支架。儀器艙采用立方星技術(shù)，集成了導(dǎo)航控制、電源、測(cè)控通信、載荷等系統(tǒng)設(shè)備；儀器艙下部安裝著陸支架。為提高升力，旋翼設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速達(dá)到2400 r/min，每天可飛行2～3 min，飛行距離約0.5 km，在飛行器頂部固定圓盤安裝太陽(yáng)電池。

目前JPL正在開展火星大氣環(huán)境下飛行性能試驗(yàn)(見圖11)等專項(xiàng)技術(shù)驗(yàn)證工作，由于技術(shù)難度較大，目前規(guī)劃的2020年火星著陸巡視任務(wù)仍不具備在軌應(yīng)用能力。

2.4 傾斜旋翼飛行器

傾斜旋翼飛行器是對(duì)固定翼和旋翼技術(shù)的組合應(yīng)用。既可以用旋翼垂直起飛，也可以控制傾轉(zhuǎn)到水平姿態(tài)，利用固定翼產(chǎn)生的升力飛行，增大飛行速度，著陸時(shí)可以再傾轉(zhuǎn)到直升機(jī)狀態(tài)垂直著陸[13]。整個(gè)任務(wù)階段僅是起飛、著陸的短期功耗大。目前火星傾斜旋翼有兩種實(shí)現(xiàn)方案(見圖12)。

方案一[14]：有一對(duì)升降副翼，既是水平飛行時(shí)升降舵和轉(zhuǎn)彎側(cè)滑的副翼，也是從垂直狀態(tài)轉(zhuǎn)為平飛狀態(tài)的關(guān)鍵控制面。其水平飛行穩(wěn)定性較好，但由垂直至水平轉(zhuǎn)換過程中須保證動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性。

方案二[5]：采用一組共軸反旋翼，置于機(jī)身中部涵道內(nèi)，機(jī)身前部采用兩組單旋翼，分別置于機(jī)頭兩側(cè)，通過一組可旋轉(zhuǎn)的連接桿連接。垂直起飛或著陸時(shí)，兩組單旋翼調(diào)整至拉力沿垂直方向，水平飛行時(shí)，調(diào)整至沿水平反向。垂直飛行時(shí)，依靠中部共軸

反旋翼和兩組單旋翼共同工作，水平飛行時(shí)僅依靠?jī)山M單旋翼產(chǎn)生動(dòng)力。

方案一通常配置2個(gè)旋翼，系統(tǒng)功率低，垂直與水平方向轉(zhuǎn)換時(shí)需要利用舵面調(diào)整飛行器姿態(tài)。方案二總質(zhì)量相對(duì)較大，為實(shí)現(xiàn)起飛拉力，配置3個(gè)及以上旋翼，功率大，但垂直與水平方向轉(zhuǎn)換時(shí)不須要調(diào)整飛行器姿態(tài)，只須調(diào)整旋翼指向。

2.5 撲翼飛行器

撲翼飛行器采用了類似昆蟲飛行時(shí)的渦流增生能力。產(chǎn)生高升力的原理主要是撲翼有更強(qiáng)的“前緣渦”并延遲脫落，“旋轉(zhuǎn)環(huán)流”和“尾流捕獲”也能產(chǎn)生額外升力[15-16]。相比傳統(tǒng)翼型1～1.2的升力系數(shù)，撲翼飛行器升力系數(shù)可以達(dá)到5。

實(shí)際的撲翼飛行器還無法做到完全仿生形態(tài)，而是簡(jiǎn)化為自主拍打的成對(duì)機(jī)翼進(jìn)行周期性協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)。設(shè)計(jì)概念按系統(tǒng)復(fù)雜性由易至難，依次為單對(duì)撲翼、雙對(duì)撲翼及變體撲翼，雙對(duì)撲翼又包括對(duì)稱雙對(duì)撲翼式和反對(duì)稱雙對(duì)撲翼式兩種(見圖13)。

圖13(a)中單對(duì)撲翼飛行器前有一對(duì)撲翼，后有尾翼。尾翼用于控制飛行器平衡、迎角及航向。圖13(b)為一種典型的對(duì)稱雙對(duì)撲翼式飛行器[17]，上下?lián)湟硗瑫r(shí)開合轉(zhuǎn)動(dòng)。圖13(c)是一種反對(duì)稱兩對(duì)撲翼式飛行器(Entomopter)[18]，前后串行布置撲翼，180°反相位撲動(dòng)。質(zhì)量為0.5～2 kg，飛行速度為2～30 m/s，翼展為0.3～1 m，升力系數(shù)為7.95～10.6，飛行高度在30 m以下，以燃料燃燒為動(dòng)力。圖13(d)為德國(guó)Festo公司研制的變體撲翼飛行器智能鳥(Smartbird)，源于海鷗飛行方式[19]，其翼展為2 m，質(zhì)量為480 g，撲翼面積為0.5 m2，飛行速度為5 m/s，撲打頻率2 Hz，平均消耗功率23 W。為了降低整個(gè)飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量，采用了輕質(zhì)碳纖維材料。

3 火星表面低空飛行器特點(diǎn)分析

3.1 不同形式飛行器技術(shù)特點(diǎn)對(duì)比

火星表面幾千米高度處大氣密度僅為地球表面的1%，對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)范圍為104～105，明顯低于地球大多數(shù)航空器(2×106～2×108)，因此地球航空器不完全適應(yīng)火星大氣環(huán)境，大多數(shù)現(xiàn)有常規(guī)地球航空器翼型在該條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)不規(guī)則，升阻比明顯降低。因此火星低空飛行器設(shè)計(jì)更強(qiáng)調(diào)高升力、低阻力與輕質(zhì)機(jī)體。此外，火星低空飛行器只能結(jié)合著陸平臺(tái)或火星車釋放與工作，沒有理想的表面起飛和著陸場(chǎng)地。目前已經(jīng)開展研究的不同形式火星飛行器技術(shù)特點(diǎn)見表1。

表1 不同形式飛行器技術(shù)特點(diǎn)對(duì)比Table 1 Technical characterisitics of different types

3.2 關(guān)鍵技術(shù)分析

由于火星特殊的工作環(huán)境，使火星低空飛行器的研制面臨許多關(guān)鍵技術(shù)，具體如下：

1)低雷諾數(shù)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)

火星低空飛行器雷諾數(shù)較地球明顯降低，升阻比不足，為保證攜帶載荷能力，對(duì)機(jī)身輕量化提出很高要求；同時(shí)還要承受地球航空器不須經(jīng)歷的運(yùn)載發(fā)射、發(fā)動(dòng)機(jī)變軌、火星大氣進(jìn)入等力學(xué)環(huán)境，以及正常飛行時(shí)的氣動(dòng)力學(xué)條件，因此又須要通過增加機(jī)體質(zhì)量保證必要強(qiáng)度。為了平衡這一矛盾，必須盡可能地挖掘飛行器氣動(dòng)外形、機(jī)翼翼型設(shè)計(jì)潛力，如采用翼身融合技術(shù)，優(yōu)化機(jī)翼前緣形狀、相對(duì)厚度、彎度等參數(shù)使飛行器整體獲取盡可能高的升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。

此外，為適應(yīng)火星進(jìn)入艙包絡(luò)，飛行器必須折疊機(jī)翼、尾翼等關(guān)鍵部件或充氣展開(見圖14)[20]，在大氣進(jìn)入一定階段或著陸后再展開機(jī)翼、尾翼等結(jié)構(gòu)并釋放。

2)能源和動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)

(1)能源技術(shù)：目前利用的發(fā)電方式主要包括光伏發(fā)電、可重復(fù)利用燃料電池發(fā)電兩種，儲(chǔ)能方式主要包括可充電電池和一次性電池。

對(duì)于光伏發(fā)電，由于火星附近太陽(yáng)強(qiáng)度較地球明顯降低，必須研究高功率質(zhì)量比的輕型太陽(yáng)電池。對(duì)于可重復(fù)利用燃料電池發(fā)電，須充分利用火星表面CO2資源，通過著陸平臺(tái)對(duì)其分解為飛行器補(bǔ)給，研究輕小型燃料電池技術(shù)。對(duì)于儲(chǔ)能方式，針對(duì)一次性短期任務(wù)，技術(shù)方向是采用一次性高效電池，如LiSO2電池、LiSOCl2電池、LiCFx電池等。

(2)動(dòng)力技術(shù)：火星大氣主要成分是CO2，無法類似地球航空器采用燃料與空氣混合燃燒的方式產(chǎn)生推力?？梢岳玫膭?dòng)力方式主要包括電推進(jìn)、火箭推進(jìn)兩種。從工作效率、技術(shù)成熟性、研制風(fēng)險(xiǎn)方面分析，火箭推進(jìn)是相對(duì)有利的選擇。

3)飛行自主導(dǎo)航控制技術(shù)

(1)導(dǎo)航：在火星表面工作期間，飛行器自身的導(dǎo)航定位無法采用當(dāng)前地球無人機(jī)普遍采用的GPS定位技術(shù)；同樣由于火星磁場(chǎng)弱，規(guī)律尚不掌握，也無法利用磁強(qiáng)計(jì)?？衫玫膶?dǎo)航手段包括利用火星表面著陸器或火星車作為基站，進(jìn)行相對(duì)無線定位；或基于“慣性導(dǎo)航敏感器+外測(cè)敏感器”等多源信息融合技術(shù)，獲取相對(duì)當(dāng)?shù)氐奈恢?、速度等信息，如相?duì)火星表面速度的測(cè)量可以基于“視覺+超聲波+慣導(dǎo)”的策略。

(2)控制：機(jī)翼、尾翼的折疊展開過程中，外形的變化會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)載荷和機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度變化，氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)變形相互耦合引起局部非定常流動(dòng)，增加了不穩(wěn)定性，控制系統(tǒng)須進(jìn)行氣動(dòng)特性與姿態(tài)控制一體化設(shè)計(jì)，保證飛行穩(wěn)定性和期望的飛行品質(zhì)。對(duì)于采用火箭推進(jìn)系統(tǒng)為動(dòng)力的飛行器，還須要占空比調(diào)節(jié)等控制策略，保證飛行高度的穩(wěn)定控制。

4)火星低空飛行器釋放方式

火星低空飛行器的釋放方式與所選擇的飛行器形式相關(guān)。

對(duì)于進(jìn)入過程釋放方式，通常適用于固定翼飛行器、浮空氣球，其在距離火星表面一定高度后，從火星進(jìn)入艙釋放實(shí)現(xiàn)自主飛行。能否在合適時(shí)機(jī)釋放、機(jī)翼能否可靠折疊與展開，決定了能否實(shí)現(xiàn)正常飛行。

對(duì)于著陸后起飛釋放方式，幾乎可以覆蓋所有飛行器形式。其中對(duì)于固定翼飛行器，由于沒有起飛滑跑距離提供初速條件，通常須要采用一定的發(fā)射系統(tǒng)將飛行器發(fā)射至特定高度，滿足速度和迎角條件后實(shí)現(xiàn)飛行器平飛。

5)系統(tǒng)輕小型化集成設(shè)計(jì)技術(shù)

火星低空飛行器更適用于輔助火星車路徑規(guī)劃、實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)采樣等任務(wù)，其系統(tǒng)規(guī)模通常較小，最大不超過幾十千克量級(jí)，類似于微納衛(wèi)星規(guī)模。目前在航天器、地面無人機(jī)輕小型化設(shè)計(jì)方面，微型機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)技術(shù)的應(yīng)用正逐步擴(kuò)大。其在小型、微型和變體折疊機(jī)翼無人飛行器上的應(yīng)用，不僅可極大降低飛行器成本和質(zhì)量，而且具備抗高過載特點(diǎn)。

MEMS已經(jīng)成功應(yīng)用于諸如流動(dòng)控制、機(jī)翼外形主動(dòng)變形驅(qū)動(dòng)、結(jié)構(gòu)破損檢測(cè)和微型撲翼控制等方面。須要進(jìn)一步推動(dòng)MEMS向微型化、集成化和低功耗的方向發(fā)展，為火星飛行器提供輕質(zhì)高效的動(dòng)力和感知能力。

3.3 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)于火星飛行器目前的地面驗(yàn)證主要包括風(fēng)洞試驗(yàn)和外場(chǎng)飛行試驗(yàn)兩種。

1)風(fēng)洞試驗(yàn)

風(fēng)洞設(shè)備主要支持驗(yàn)證飛行器的氣動(dòng)性能，但常規(guī)風(fēng)洞都是針對(duì)滿足地球大氣條件設(shè)計(jì)的飛行器，其雷諾數(shù)包絡(luò)普遍偏大，不能滿足火星飛行器低雷諾數(shù)條件的驗(yàn)證需求，必須研制針對(duì)火星大氣環(huán)境的火星風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備，目前僅日本和美國(guó)建有相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)施設(shè)備。其特點(diǎn)主要包括[21]：

(1)為了研究馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和比熱對(duì)火星飛行器翼形的影響，要求風(fēng)洞的總壓、總溫和氣體介質(zhì)能在一定范圍調(diào)整；

(2)試驗(yàn)馬赫數(shù)、雷諾數(shù)應(yīng)達(dá)到火星表面正常飛行條件；

(3)為了準(zhǔn)確評(píng)估翼型性能，風(fēng)洞的湍流度要足夠低。

2)外場(chǎng)高空試驗(yàn)

除風(fēng)洞試驗(yàn)外，更有效的驗(yàn)證方式是開展外場(chǎng)飛行試驗(yàn)。根據(jù)地球附近大氣環(huán)境，高度在30 km附近的大氣密度與火星表面相近，適宜開展火星低空飛行器的技術(shù)驗(yàn)證。目前國(guó)外普遍的發(fā)射方式是利用火箭彈或高空氣球發(fā)射并釋放。前面介紹的ARES飛行器就已經(jīng)完成了全尺寸和半尺寸樣機(jī)的高空飛行試驗(yàn)。但這種試驗(yàn)的特點(diǎn)是規(guī)模大、運(yùn)輸載具復(fù)雜、成本高，通常適于系統(tǒng)性驗(yàn)證，飛行器全面的氣動(dòng)性能參數(shù)的獲取還須依賴于風(fēng)洞等基礎(chǔ)設(shè)施。

4 思考與建議

從國(guó)外火星低空飛行器的發(fā)展可以總結(jié)出以下技術(shù)發(fā)展思路：

1)根據(jù)未來探測(cè)任務(wù)定位和技術(shù)難度選擇火星低空飛行器技術(shù)形式

對(duì)于一次性詳查或技術(shù)驗(yàn)證任務(wù)，特別是對(duì)著陸巡視不易到達(dá)的多山、丘陵等復(fù)雜地形探測(cè)，宜采用固定翼飛行器或浮空氣球，這兩種形式對(duì)地球航空器的繼承性較強(qiáng)且易于研制。固定翼飛行器易于開展定點(diǎn)目標(biāo)短時(shí)中高分辨率遙感詳查；浮空氣球工作時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)，但可控能力與載荷搭載能力很低，適于非定點(diǎn)目標(biāo)普查。

若需長(zhǎng)期配合火星車工作，要求可多次重復(fù)起降，這時(shí)旋翼、撲翼、傾斜旋翼是較好形式。對(duì)于旋翼，在極低火星大氣密度下，為提高升力只能采用高轉(zhuǎn)速，功率需求大，同時(shí)槳尖峰值速度控制在0.8Ma以下，避免跨音速阻力和轉(zhuǎn)軸載荷過大；還須在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求下，采用輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料和高度集成設(shè)計(jì)來降低槳葉密度和機(jī)體質(zhì)量，保證足夠升力和帶載能力。傾斜旋翼高轉(zhuǎn)速工作時(shí)間短，大部分時(shí)間以低轉(zhuǎn)速牽引固定翼飛行，降低了長(zhǎng)期大功率需求，但設(shè)計(jì)時(shí)須充分考慮傾轉(zhuǎn)過渡時(shí)復(fù)雜飛行動(dòng)力學(xué)特性，并且仍無法回避旋翼固有問題。撲翼機(jī)盡管在低雷諾數(shù)下升阻比高，但須解決高頻撲動(dòng)引起的非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)環(huán)境、高功率需求、復(fù)雜結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)等諸多難題，目前仍處于概念論證，地球表面撲翼機(jī)尚未達(dá)到實(shí)用階段。

2)加強(qiáng)基礎(chǔ)理論研究及部分類型飛行器的工程樣機(jī)研制

對(duì)于固定翼飛行器，由于在火星表面飛行的可行性較強(qiáng)，應(yīng)重點(diǎn)開展面向工程應(yīng)用的研究，可以并行論證不同規(guī)模、無動(dòng)力和有動(dòng)力的固定翼飛行器?；诘厍蚬潭ㄒ盹w行器外形、翼型開展優(yōu)化，及早開展飛行樣機(jī)的風(fēng)洞驗(yàn)證，研究確定機(jī)體與機(jī)翼氣動(dòng)外形與核心空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)，并通過高空飛行試驗(yàn)對(duì)釋放與飛行性能進(jìn)行系統(tǒng)性驗(yàn)證。對(duì)技術(shù)門檻高的旋翼、撲翼等形式，重點(diǎn)開展決定在火星表面飛行可行性的技術(shù)難點(diǎn)攻關(guān)，通過理論仿真分析與階段性原理驗(yàn)證試驗(yàn)遞進(jìn)突破與驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)，其在驗(yàn)證上的優(yōu)勢(shì)是飛行速度很低，只需要低氣壓環(huán)境，不需要模擬特殊流場(chǎng)，飛行環(huán)境易于模擬。

3)加強(qiáng)相關(guān)共性及前沿技術(shù)研究與應(yīng)用

火星低空飛行器對(duì)輕質(zhì)機(jī)體、動(dòng)力系統(tǒng)有極為苛刻的要求，因此必須加強(qiáng)輕質(zhì)高強(qiáng)度材料、輕小型集成設(shè)計(jì)、MEMS器件、高功率質(zhì)量比供電部組件等基礎(chǔ)共性技術(shù)研究，為未來工程應(yīng)用進(jìn)行技術(shù)積累。積極實(shí)現(xiàn)立方體衛(wèi)星、動(dòng)力結(jié)構(gòu)一體化、高強(qiáng)輕質(zhì)復(fù)合材料、石墨烯、火星表面資源利用等前沿技術(shù)在該領(lǐng)域的應(yīng)用，立足更高起點(diǎn)開展研究，可以在與國(guó)外技術(shù)追趕中實(shí)現(xiàn)“彎道超車”，并以工程應(yīng)用帶動(dòng)新技術(shù)的發(fā)展。

4)逐步加強(qiáng)地面試驗(yàn)條件建設(shè)

必須建立適于火星低空飛行器驗(yàn)證的小規(guī)模風(fēng)洞設(shè)施，模擬火星表面低雷諾數(shù)工作條件，從而獲取飛行器第一手氣動(dòng)數(shù)據(jù)；同時(shí)研制在地球高空飛行試驗(yàn)的載具平臺(tái)，如高空火箭彈、小型無人機(jī)、回收降落傘等設(shè)備，更好服務(wù)于地面驗(yàn)證。

5)通過國(guó)際合作降低成本與風(fēng)險(xiǎn)

針對(duì)旋翼、撲翼這類技術(shù)難度較大的技術(shù)形式，可以開展國(guó)際交流，盡可能獲取國(guó)外研究的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)。還可以利用國(guó)外成熟的試驗(yàn)實(shí)施開展關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證，甚至聯(lián)合開展攻關(guān)研制，有利于加快技術(shù)途徑選擇，縮短技術(shù)摸索的周期，降低研制成本。

5 結(jié)束語

本文探討了國(guó)外火星低空飛行器技術(shù)發(fā)展動(dòng)向，對(duì)主要關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析，提出了發(fā)展建議，可為后續(xù)我國(guó)火星探測(cè)任務(wù)提供參考借鑒。根據(jù)國(guó)外技術(shù)發(fā)展綜合來看，火星固定翼飛行器研制最早，技術(shù)成熟度最高，工程可實(shí)現(xiàn)性最好，而其它形式飛行器大多仍處于概念設(shè)計(jì)論證階段?？梢灶A(yù)見，固定翼飛行器仍是未來火星飛行器發(fā)展的主要方向，容易以較低投入獲取較高的工程與科學(xué)收益。因此，我國(guó)應(yīng)在服務(wù)于探測(cè)需求的基礎(chǔ)上，立足自身研制并爭(zhēng)取國(guó)際合作，以固定翼飛行器起步開展工程研制，對(duì)其它形式飛行器重點(diǎn)開展頂層理論與核心技術(shù)論證，解決方案可行性，并且加強(qiáng)共性基礎(chǔ)及前沿技術(shù)研究與地面驗(yàn)證條件建設(shè)。

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(編輯：李多)

Research of Technology Development for Martian Low-altitude Vehicles

DONG Jie1RAO Wei1MENG Linzhi1WANG Chuang1YANG Chao2WAN Zhiqiang2JIANG Chongwen2

(1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China) (2 School of Aeronautic Science and Engineering,Beihang University,Beijing 100191，China)

The development of foreign technology types of Martian aircrafts,including balloon,fixed wing aircraft,rotorcraft,flap wing aircraft and tilting rotor, are investigated and analyzed.It summarizes the key technologies(including aerodynamic shape design at low Reynolds number,power system,automatic flight navigation and control,etc) and the trend of the Martian aircrafts in the future. Finally the recommendations of the Martian aircrafts are proposed.

Mars; vehicle; low Reynolds number

2016-05-13；

2016-10-21

董捷，男，高級(jí)工程師，從事深空探測(cè)器總體設(shè)計(jì)工作。Email：donghn13@163.com。

V476

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.016