旋翼式火星無人機技術發(fā)展綜述

趙鵬越，全齊全，鄧宗全，陳水添，楊婷婷

(哈爾濱工業(yè)大學機器人技術與系統(tǒng)國家重點實驗室，哈爾濱 150001)

0 引 言

火星在太陽系中與地球相鄰并具有與地球相似的物理體積及地形地貌，完整地記錄了太陽系50億年中行星的誕生與演變歷程，因此火星探測對拓展人類的生存空間、探索生命起源具有重要意義[1-2]。目前，世界范圍內共實施了42次火星探測任務，超過90%的探測任務未能完成預定目標，即使成功著陸的火星車也面臨陷入沙坑或出現(xiàn)故障的風險。20世紀前蘇聯(lián)與美國先后發(fā)射了火星探測器，但都未能完成對火星的探測任務，21世紀美國再次發(fā)射了核動力火星車好奇號并獲取了較全面的火星環(huán)境數(shù)據(jù)?？蒲腥藛T發(fā)現(xiàn)火星存在稀薄的大氣，這使研制用于協(xié)助火星車在火星大氣環(huán)境下工作的火星無人機成為可能并受到國內外學者的關注[3]。

目前，國外研制的火星飛行器主要包括浮空氣球[4]、固定翼(ARES)[5]、旋翼[6]與撲翼[7]四類。浮空氣球研究較早且功能有限，未被深入研究。ARES無人機僅能一次性飛行且獲取圖像分辨率較低。而旋翼式與撲翼式無人機被定位于協(xié)助火星車的空中探測平臺。旋翼式火星無人機作為空中探測平臺對火星探測任務具有重要的意義[8-9]，主要體現(xiàn)在：1)無人機的高飛行速率能夠極大地提升火星探測的速度與效率；2)無人機的廣度探測能夠擴展火星漫游車的探測范圍，避免火星車進入沙坑等危險區(qū)域；3)無人機的局部探測能夠實現(xiàn)對火星漫游車難以到達區(qū)域進行深度研究；4)無人機定點著陸探測能夠輔助火星車完成火星多點采樣任務。

苛刻的火星環(huán)境對火星無人機技術研究具有極大的挑戰(zhàn)?；鹦谴髿饷芏葍H為地球大氣密度的1/70，此時低雷諾數(shù)飛行條件導致的黏性效應與流場分離現(xiàn)象將對無人機的氣動特性產(chǎn)生巨大影響[10]。火星地表存在大量陡峭的環(huán)形山，這要求無人機具有合適的飛行高度?；鹦堑乇泶嬖诜磸蜔o常的火星風、塵暴，風速為2-7 m/s，地形交界處甚至達到50 m/s[11]，這要求無人機能夠快速地對變化的飛行環(huán)境進行姿態(tài)調整[12]?；鹦菚円辜八募镜乇頊囟茸兓黠@，夏季平均溫度為-60 ℃，冬季平均溫度為-120 ℃。低溫使火星聲速僅為地球的72%，這導致無人機槳葉邊緣處于高馬赫數(shù)狀態(tài)并易產(chǎn)生空氣壓縮效應與激波振蕩?；鹦潜砻娉尸F(xiàn)多坑地貌，存在大量凸起的環(huán)形壁壘、高山與峽谷，這要求火星無人機能夠在復雜多變的地表完成起降[13]。

本文基于國際上已有的旋翼式火星無人機的研究成果，分析了各無人機方案的特點與存在的不足。同時，對旋翼式火星無人機的空氣動力學仿真成果、實驗研究成果、飛行控制方案與系統(tǒng)集成方案進行總結，基于現(xiàn)階段旋翼式火星無人機的研究進展對火星無人機研制的瓶頸進行探討。

1 旋翼式火星無人機的研究進展

目前，在火星旋翼式無人機的研究中，美國學者對旋翼式火星無人機的垂直起降特性(Vertical take-off and landing, VTOL)[14]與無人機的可行性進行了深入研究，而歐洲學者則對無人機的高分辨率影像獲取、火星巖石樣本采集、高風險的探測任務執(zhí)行等功能進行了大量研究。下文整理了各科研機構在旋翼式火星無人機技術方面的研究成果。

1.1 美國埃姆斯研究中心

2001年，美國埃姆斯研究中心論證了利用旋翼式無人機VTOL特性探測崎嶇的火星表面的可行性，研究了無人機輕質結構、新型動力系統(tǒng)、自主飛行等關鍵技術，并預測了質量10-50 kg無人機的旋翼轉速、飛行效率和工作時間[15]。2002年，埃姆斯研究中心基于四槳葉獨立轉子在模擬火星密度環(huán)境中的實驗結果，分析并優(yōu)化了無人機旋翼的翼型結構、弦長和翼展參數(shù)，提升了旋翼在低雷諾數(shù)條件下的空氣動力學性能，并研制了TAMS系列共軸旋翼式無人機[16]。2005年，埃姆斯研究中心研究了最大飛行范圍為500 km、最大總質量為2500 kg的一系列無人機的可行性，最終認為研制一種由火星漫游車釋放用于協(xié)助火星漫游車完成探測任務的小型旋翼式無人機具有更大的意義，并預測無人機飛行的雷諾數(shù)小于8×105，馬赫數(shù)小于0.7[17]。

2005年，埃姆斯研究中心與蘭利研究中心合作，提出了多種火星無人機的釋放方案，并對不同類型的火星無人機的最大飛行升力、總質量、動力來源、機械效率、自主飛行、可靠性及懸停性能進行充分研究，最終將固定翼式與旋翼式類無人機確定為主要研究方向[14]。

1.2 馬里蘭大學

2000年，馬里蘭大學的格索飛行器研究中心開展了共軸反槳雙旋翼火星無人機研究[18]，并在2001年研制了旋翼式火星無人機MICRO[19]。MICRO無人機采用懸停方式對環(huán)境進行探測，懸停時間為20-30 min，并具有良好的飛行穩(wěn)定性和控制性能，其功率品質因數(shù)(Figure of merit, FM)最大可達0.42。2003年，馬里蘭大學研制了一種質量約為50 kg并能實時進行姿態(tài)調整的大型火星無人機MARV，通過懸停實驗評估了無人機在懸停與姿態(tài)變換過程中的動力學性能[20]。與MICRO無人機不同，MARV的旋翼采用一種無黏性不可壓葉片設計法設計，使旋翼表面具有低馬赫數(shù)分布，保證了旋翼系統(tǒng)的動力性能并使MARV具有10.8 kg的有效載荷，能夠在25 km范圍內飛行39 min并能懸停1 min。隨后馬里蘭大學基于埃姆斯研究中心在模擬火星大氣密度下的轉子懸停實驗結果，研究了雷諾數(shù)、馬赫數(shù)及旋翼結構對旋翼系統(tǒng)FM的影響，發(fā)現(xiàn)選擇合適的翼型并提高雷諾數(shù)能夠使FM值由0.34增大至0.6，最終論證并研制了質量為200 g的共軸旋翼式火星無人機Microrotorcraft，該無人機能夠在模擬的火星環(huán)境中飛行12-13 min[21]。

1.3 美國噴氣推進實驗室

2004年，美國噴氣推進實驗室對比了各類火星無人機的飛行原理、結構形式及適應性能，將旋翼式火星無人機列為火星無人機研究的重要方向并對該類無人機飛行的可行性、空氣動力學特性、旋翼系統(tǒng)的懸停特性進行了全面的研究[22]。隨后噴氣推進實驗室聯(lián)合馬里蘭大學、佐治亞理工等院校對旋翼式火星無人機技術進行了詳細研究，并計劃在2020年將火星無人機與火星漫游車一起發(fā)射，用于協(xié)助火星車進行環(huán)境探測[23]。

2015年，噴氣推進實驗室官方網(wǎng)站發(fā)布了設想的火星無人機原型JPL-2015[24]，該小型共軸旋翼式火星無人機質量約為1 kg，翼展大小為1.1 m，位于機身下部的存儲區(qū)集成了控制器、通訊儀器、測控儀器、電源等系統(tǒng)設備，極大地降低了無人機質量，使無人機能夠在模擬的火星大氣環(huán)境中完成起飛、懸停、偏轉、降落等飛行動作，圖3為噴氣推進實驗室設計的原理樣機。噴氣推進實驗室正在規(guī)劃該無人機進行巡航偵查的控制方案，并對其載荷能力、巡航時間、懸停時間等關鍵指標進行研究，目前該無人機仍處于實驗測試階段。

1.4 薩里大學

2008年，薩里大學將旋翼式無人機VTOL特性與火星探測任務結合，規(guī)劃了利用火星無人機協(xié)助火星車完成火星表面多點采樣的方案?；鹦锹诬囆袆泳徛铱缭綇碗s地形存在極大的風險，旋翼式無人機的懸停、低速飛行、多次起降可確保無人機準確地降落在探測區(qū)域采集火星土壤樣本。無人機的負載運輸飛行可確保將土壤樣本轉移至火星漫游車，最終實現(xiàn)對火星土壤信息的快速獲取[25]。2012年，薩里大學研制了一種傾斜旋翼式無人機Eye-On，該無人機質量為15 kg，旋翼翼展達1.4 m，能夠在100 km范圍內巡航38 min。此外，Eys-On還能夠進行獨立的垂直或水平飛行，其水平飛行穩(wěn)定性好，但水平與垂直轉換過程中需保證無人機的動態(tài)穩(wěn)定性[26]。2016年，薩里大學研制了新一代傾斜旋翼式無人機Y4TR，該無人機采用非線性系統(tǒng)SDRE控制，可實現(xiàn)無人機的自主巡航。一組共軸反槳旋翼置于無人機中部涵道，能夠實現(xiàn)無人機的垂直起飛，兩組單旋翼置于無人機機頭兩側，能夠實現(xiàn)無人機的水平飛行[27]。與Eye-On相比，Y4TR的質量相對較大，為產(chǎn)生足夠的升力配置有三組旋翼系統(tǒng)，因而功率消耗較高，但其飛行過程不需要復雜的垂直與水平的姿態(tài)調整。

1.5 國內的研究成果

中國科學院地球化學研究院的歐陽自遠、南京航空航天大學的陸宇平等人對于歷次火星探測任務進行了回顧，對我國未來火星探測的面臨主要科學問題進行了闡述。南京航空航天大學的姚克明等人進行了我國未來火星無人機探測進行了任務規(guī)劃與建模分析，建立了火星無人機控制的非線性模型[28-29]。由于我國火星旋翼式無人機技術的研究起步較晚，目前對于火星無人機原理樣機的研制國內仍然處于空白，相關研究文獻較少。各科研究機構研制的火星無人機相關參數(shù)如表1所示。

表1 火星無人機方案及參數(shù)Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs

2 火星無人機旋翼系統(tǒng)的氣動特性研究

利用有限元仿真方法能夠模擬火星無人機的飛行環(huán)境，計算無人機旋翼在工作情況下表面的流場分布，評估旋翼在不同飛行條件下的升阻特性。該方法有助于獲取適用于火星環(huán)境的旋翼特征，描述和分析低壓流場中易出現(xiàn)的層流分離等現(xiàn)象，實現(xiàn)對旋翼式火星無人機旋翼的翼型與結構的優(yōu)選。

2.1 旋翼氣動學特性的研究

旋翼是火星旋翼式無人機飛行的升力來源，其結構設計是火星無人機研制的難點之一。由于搭建用于旋翼實驗的大氣環(huán)境(包括氣體的壓力、密度、溫度、成分等)困難度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法。基于計算流體力學(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、計算速度快等優(yōu)勢，能夠快速分析無人機翼型的升阻特性、旋翼的氣動特性及旋翼表面流場分布并能夠從理論的角度解釋旋翼失速、翼尖流場壓縮、激波振蕩等現(xiàn)象。

火星無人機翼型的仿真結果表明，在火星的低雷諾數(shù)飛行條件下，翼型對旋翼的氣動特性具有重要的影響：非常規(guī)的曲線翼型(極薄的翼型厚度和較大的翼型弧度)能夠顯著地提升旋翼的升阻比與機械效率[30]，但極薄的翼型厚度將降低旋翼的強度與剛度。文獻[31]模擬計算了多種翼型在火星環(huán)境的升阻特性，發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)對翼型的升阻特性的影響遠大于馬赫數(shù)對翼型升阻特性的影響。文獻[32-33]發(fā)現(xiàn)最大彎度位置為25%，彎度為5%的翼型在低雷諾數(shù)環(huán)境下具有最大升阻比。文獻[34]對比了六種低雷諾數(shù)翼型在火星環(huán)境下的氣動特性，發(fā)現(xiàn)E387翼型在火星大氣環(huán)境中具有更好的氣動特性。文獻[35]發(fā)現(xiàn)E387翼型的結構能夠弱化其表面流場的層流分離現(xiàn)象，從而在低氣壓環(huán)境下產(chǎn)生更大升力。

對火星無人機旋翼的仿真結果表明，有限元仿真方法對三維旋翼的仿真結果的準確度低于二維翼型仿真結果的準確度。文獻[36]將仿真結果與旋翼設計理論相結合，發(fā)現(xiàn)翼型的升力特性和功率特性的二維仿真與實驗結果具有一致性；由于層流-紊流過渡區(qū)域仿真準確度低，三維仿真結果與實驗結果的一致性較差?？蒲腥藛T將ARES無人機的氣動特性模型、飛行與姿態(tài)控制模型的仿真結果用于無人機葉片的結構設計，提升了無人機在低氣壓環(huán)境的飛行效率。Spedding采用非黏性分析理論優(yōu)化了旋翼的邊緣結構，發(fā)現(xiàn)旋翼在低雷諾數(shù)條件下獲得了較大的升力[37]。文獻[38]發(fā)現(xiàn)采用結構單元拼接的柔性槳葉能夠較好地適應復雜變化的流場環(huán)境，這對火星無人機旋翼適應火星大氣環(huán)境具有重要意義。雖然有限元仿真方法能夠很好的反應旋翼的氣動特性，但旋翼仿真的準確度仍需進一步提高。

2.2 旋翼表面層流分離現(xiàn)象的研究

火星無人機的旋翼在低雷諾數(shù)條件工作時，流場的黏性效應將導致流場的黏性力增大至與剪切力同一量級，此時位于翼型前緣的層流邊界層壓力減小，動量增大，邊界層下層流動停止，從而產(chǎn)生層流分離現(xiàn)象。另外，黏性效應將導致旋翼后緣流場由層流過渡為紊流；較高的紊流能量使位于旋翼后緣的流場恢復至旋翼表面，形成分離泡。層流分離將引起旋翼的失速與低頻振蕩，并嚴重影響其氣動性能。早期火星無人機旋翼的層流分離現(xiàn)象難以得到合理的解釋[39]，但有限元仿真方法能夠用于分析層流分離、分離泡的產(chǎn)生與消失[40]等現(xiàn)象，并能夠預測層流分離的位置、分離泡的范圍[41]。

層流分離現(xiàn)象導致火星無人機旋翼表面產(chǎn)生層流-紊流的過渡流場，因此需要采用不同的模型對旋翼面不同的流場分別進行仿真。此外，分離泡形成與消失位置的準確預測對仿真結果的準確性至關重要[34,42]。Koen等人利用非定長時間算法對旋翼氣動特性進行研究并分析翼面分離泡周圍流場參數(shù)的變化規(guī)律[43]，其方法能夠根據(jù)分離泡周圍流場信息對分離泡產(chǎn)生與消失的位置進行預測。Montelpare等人利用紅外熱成像方法分析了低雷諾數(shù)下旋翼的層流邊界分離現(xiàn)象[44]，提出了一種基于實驗結果的分離泡預測方法。Tatineni等人對低雷諾數(shù)下多種翼型的氣動特性進行研究，分析了多種翼型層流分離場的線性穩(wěn)定性，發(fā)現(xiàn)在旋翼流場的分離過程中，由于層流分離泡邊界層的不穩(wěn)定性,引起了周期性的渦流脫落過程,最終導致了旋翼流場的不穩(wěn)定[45]。

3 旋翼式火星無人機的控制及系統(tǒng)集成研究

鑒于火星表面飛行條件惡劣、流場變化劇烈且無人機性能指標苛刻，為保證火星無人機完成火星探測任務，需解決無人機無GPS條件下的飛行控制與導航以及無人機的系統(tǒng)集成等技術難題。

3.1 火星無人機的飛行控制及導航

在旋翼式火星無人機的飛行控制中，稀薄的火星大氣導致無人機旋翼升力隨旋翼轉速變化的幅度遠小于在地球環(huán)境的變化幅度，因而火星無人機的飛行姿態(tài)調整過程遲緩。而火星風、塵暴等現(xiàn)象將嚴重影響火星無人機飛行的穩(wěn)定性，這要求火星無人機對變化的環(huán)境進行快速調整，以保證無人機的飛行安全。此外，火星無人機飛行過程無GPS導航，要求以火星漫游車或火星衛(wèi)星作為基站實現(xiàn)無人機的自主導航。因此，火星無人機的控制方法應在地球無人機控制方法[46-48]的基礎上，考慮無人機的低氣壓氣動特性及抗環(huán)境干擾能力。

目前旋翼式火星無人機的控制主要是通過調整翼端路徑平面(Tip path plane, TPP)與無人機質心的相對位置，實現(xiàn)火星無人機的轉向控制與姿態(tài)調整[49]。Schafroth等人[50]對比了多種無人機的轉向控制方案，采用基于飛行器模型預測控制(MPC)的非線性控制方法[51]調整無人機飛行的高度和姿態(tài)，驗證了該控制方法的可行性并研制了muFly無人機。為了優(yōu)化第一代muFly無人機的動力系統(tǒng)和轉向系統(tǒng)，第二代muFly采用H∞控制[52]與協(xié)方差矩陣自適應方法(CMA-ES)[53]實現(xiàn)了無人機系統(tǒng)各組成元件的信息交互，并采用集成化方法對無人機的功能模塊進行了質量優(yōu)化。綜上所述，火星無人機的飛行控制成果較為顯著，但無人機姿態(tài)變換響應遲緩、無GPS自主導航及無人機快速響應變化流場等問題仍未得到有效的解決。

3.2 火星無人機的系統(tǒng)集成

旋翼式火星無人機的組成元件主要包括：1)機身，應采用輕質、高強度、使用壽命長、可靠性高的材料；2)傳感元件，能夠實時監(jiān)測無人機的工作環(huán)境、飛行狀態(tài)等信息；3)控制系統(tǒng)，控制火星無人機的飛行過程并與火星漫游車通訊；4)電源，采用輕質高電量的電源保證無人機續(xù)航能力；5)高速電機，采用輕質的高速電機(5000 r/min以上)保證無人機旋翼的升力；6)高分辨率攝像機，拍攝火星復雜的地形。為保證無人機能夠在低壓環(huán)境飛行，無人機的總質量需盡量降低；為保證無人機具有足夠的升力，無人機的電機質量需盡量增大；為保證無人機的續(xù)航能力，無人機的電源質量需盡量增大。因此，在無人機的質量分配中，電機、電源的質量應占主要部分，從而保證無人機的飛行升力與續(xù)航能力。此外，應對無人機的導航、控制、測試等元件進行系統(tǒng)集成，從而降低無人機總質量。

采用系統(tǒng)集成方法能夠有效的降低火星無人機的總質量。歐洲的muFly計劃旨在研制一種智能化微型無人機，并對無人機的整體尺寸與質量提出了嚴格要求。Bermes等人對無人機質量分布進行分析，發(fā)現(xiàn)無人機質量主要集中于執(zhí)行器(馬達、舵機)與電子儀器，而通常采用的模塊化設計方法導致了無人機支撐結構質量較大[54]。隨后Bermes等人采用高精度微型傳感器與機身的結構單元進行系統(tǒng)級集成，再對各集成的結構單元進行拼接，獲得結構緊湊、集成度高的第二代無人機，該無人機的電子儀器質量沒有增加而機身支撐結構質量降低了約77%[55]。第一代與第二代muFly無人機的質量分配如表2所示。雖然這種方法極大地降低了無人機的總質量，但將導致無人機結構的穩(wěn)定性與可靠性降低。2016年，muFly團隊開始著手開發(fā)一種球形結構無人機，該無人機采用muFly無人機集成化的設計方法降低了無人機結構部分的質量，同時球形結構的設計保證了無人機整體的剛度與可靠性[56]。該無人機豎直方向具有良好的動力學穩(wěn)定性，但其在飛行過程存在一定程度的質心偏移問題。

無人機名稱機身結構傳感器驅動器執(zhí)行器動力結構電池總質量第一代muFly16．26g14．75g19．40g20．26g12．47g12．70g95．84g第二代muFly3．79g15．45g15．00g21．42g11．95g12．70g80．31g

4 火星無人機懸停性能的實驗研究

懸停實驗采用無人機懸停性能測試裝置對低真空實驗環(huán)境中的火星無人機各飛行參數(shù)進行直接測量，從而評估無人機的懸停性能，并評價火星環(huán)境下無人機飛行的可行性。該方法能夠彌補仿真方法存在的模型合理性與結果準確性問題，并直觀地反應無人機的動力學性能，實現(xiàn)對火星旋翼式無人機的旋翼系統(tǒng)的氣動力學特性評價。

4.1 火星無人機懸停實驗的優(yōu)勢

早期火星無人機旋翼的空氣動力學特性主要通過風洞實驗進行研究。風洞實驗能夠快速獲取不同翼型的空氣動力學特性，從而優(yōu)選適合火星大氣環(huán)境的翼型[57]。由于無人機旋翼沿翼展方向的流速具有梯度，而風洞實驗的被測旋翼各截面的流速相同，這導致風動實驗僅能反映旋翼單一截面的氣動特性。此外，由于低雷諾數(shù)環(huán)境中翼型的阻力系數(shù)較小，風動實驗的洞壁效應將導致翼型的阻力系數(shù)顯著增大。無人機的懸停實驗能夠直接測量旋翼的升阻特性與損耗功率，因而被廣泛用于評估旋翼式無人機的飛行性能[58]。旋翼在低氣壓環(huán)境產(chǎn)生的升力值遠小于地球環(huán)境下的升力值，因而懸停實驗裝置應具有較高的測量精度與測量分辨率。目前，火星無人機懸停實驗裝置主要包括旋翼升力測試裝置、阻力測試裝置、扭矩測試裝置及功率測試裝置。

4.2 無人機懸停測試實驗裝置

火星無人機的旋翼在火星大氣環(huán)境產(chǎn)生升力僅與無人機的自重在同一量級，且旋翼的升力、扭矩、功率等參數(shù)的變化速率遠小于旋翼轉速的變化速率。這要求懸停測試裝置能夠直接測量旋翼升力或將升力轉換為角度、位移等間接量進行測量，并采用配重等方式抵消測量系統(tǒng)重量對結果的干擾，以提高測量裝置的準確性和測量精度。因此，懸停測量裝置需具備較大的旋翼轉速調整范圍，并能夠直接測旋翼升力，且具有較高的測量精度。

為了評估無人機旋翼的懸停性能，斯坦福大學的Kunz[59]基于杠桿原理設計了一種火星無人機旋翼升阻特性測量裝置。測量裝置杠桿的一端為旋翼系統(tǒng)，另一端為配重塊與應變片。測量裝置采用配重的方式實現(xiàn)了應變片對旋翼升力的直接測量，采用將旋翼水平安裝的方式實現(xiàn)了將旋翼產(chǎn)生的扭矩轉變換為對應變片的應力進行測量。然而，測量裝置受應變片的測量精度與杠桿的最大尺寸限制，且其軸承的摩擦和力學傳感器的動力學性能將影響測量結果的準確性。采用平衡軸代替杠桿能夠有效地提高測量精度，但測量裝置的復雜性將增大。

為了提高旋翼升力的測量精度，東京大學的Noriaki等人設計了一種鐘擺式無人機旋翼升力測試裝置[60]。該裝置將旋翼的升力大小轉變?yōu)殓姅[的擺角幅度以間接測量，將扭矩通過電機功耗進行間接換算測量，其鐘擺的角度精度為0.01°(等價于0.25 N的升力)。Noriaki等人分析了旋翼結構形式對升力系數(shù)和轉矩系數(shù)的影響，對無人機系統(tǒng)組成及組成部分質量分配情況進行了可行性論證，并驗證了總質量為100 g的火星無人機設計方案。

4.3 無人機低氣壓懸停實驗研究

美國宇航局的Young等人[15]對一種概念性基線轉子的低氣壓懸停性能進行研究，發(fā)現(xiàn)當安裝角為15°，轉速為1200 r/min時，單個旋翼能在類火星大氣環(huán)境拉起10 kg的物體。隨后將旋翼轉子升力與零升力迎角關系的測量結果與旋翼理論的計算結果進行對比，發(fā)現(xiàn)在小迎角情況下，兩者一致性較好，而在大迎角情況下，兩者數(shù)據(jù)發(fā)生明顯分離。該實驗存在的局限性包括：1)測試的氣體為空氣，而火星大氣主要成分為CO2；2)真空室難以模擬火星的環(huán)境溫度，導致旋翼的馬赫數(shù)低于在火星環(huán)境下的馬赫數(shù)；3)進行實驗的真空室被其它設備占據(jù)一定空間，導致旋翼尾跡空氣流動受到其它儀器干擾。

為設計用于“2020年火星車計劃”的小型旋翼式火星無人機，馬里蘭大學研制了一種旋翼式火星無人機懸停特性測試實驗臺[61]。 Felipe等人[62]將最初的無人機旋翼特性測量裝置布置在低氣壓罐內進行無人機懸停實驗研究，完成了小型火星無人機的原理樣機設計。隨后Robin等人[21]與美國噴氣推進實驗室合作，完成了旋翼式火星無人機整體結構的設計。原理樣機在直徑和高度均為0.91 m的真空罐內進行了懸停測試，其低氣壓升力、損耗功率、機械效率等指標均滿足設計要求，實驗結果驗證了質量為1 kg的火星無人機設計方案的可行性。不同研究機構研制的火星無人機懸停性能測試實驗臺的相關參數(shù)如表3所示。

研制單位氣壓模擬裝置雷諾數(shù)范圍馬赫數(shù)范圍氣體環(huán)境溫度年份埃姆斯研究中心美國宇航局真空室37000-540000．5-0．65空氣未控制2002斯坦福大學/1000-10000<0．3空氣未控制2003東京大學大型真空罐2000-8000<0．13空氣未控制2004馬里蘭大學大型真空罐15000-300000．1-0．6空氣未控制2007馬里蘭大學大型真空罐<50000．3-0．42空氣未控制2016

5 結論與展望

旋翼式火星無人機技術是加快深空探測任務進程亟待解決的關鍵技術之一。深入了解和掌握國外已有技術對我國未來火星探測的相關技術開展具有重要的參考價值。本文總結了國外各科研機構在旋翼式火星無人機技術方面取得的成果，著重分析了火星無人機低雷諾數(shù)條件下的空氣動力學特性、無人機飛行控制與導航、系統(tǒng)集成方法及懸停實驗研究的技術現(xiàn)狀。

旋翼式火星無人研制，無論在無人機的工作環(huán)境還是飛行條件方面，都與地球傳統(tǒng)的無人飛行器存在顯著的差異。其中，低雷諾數(shù)氣動外形設計技術、低真空微重力控制技術、能源和動力系統(tǒng)設計技術及無GPS自主飛行技術等問題都是亟待解決的瓶頸問題，是實現(xiàn)旋翼式無人機協(xié)助火星車探測的重要基礎。綜上所述，筆者提出如下建議：

1)依據(jù)任務特點選擇無人機及其探測方式。目前，受深空探測器運載能力限制，研制由火星漫游車攜帶與釋放，用于協(xié)助火星車探測與采樣的低空微小型火星無人機具有較高的實用價值。參考國外火星無人機指標與我國“玉兔號”月球車的相關參數(shù)，旋翼式火星無人機的結構尺寸不應超過200×200×200 mm3，無人機的旋翼可采用變體折疊機翼，其總質量不應超過1 kg。針對火星漫游車近距離的探測任務(小于5 m)，無人機可采取多位置懸停探測并對有價值區(qū)域進行定點降落采樣分析；針對火星漫游車遠距離的探測任務(大于5 m)，無人機可采取低速自主環(huán)繞探測，如判斷探測區(qū)有進一步探測的價值，則引導火星車前往并完成近距離的探測與取樣。

2)研究火星環(huán)境下無人機的結構設計?；鹦菬o人機低空飛行區(qū)別于地球大氣飛行的重要特征即為其特殊的低雷諾數(shù)高馬赫數(shù)環(huán)境。針對無人機翼型的設計，應著重關注具有極薄翼型厚度、較大翼型弧度的非常規(guī)曲線翼型(如：E387翼型)，并研究能夠弱化低雷諾數(shù)流場中翼型后表面出現(xiàn)的層流泡的特殊翼型結構；針對無人機旋翼的設計，應著重關注具有較大弦長、翼展的旋翼(如：JPL-2015無人機旋翼)，需在大量懸停性能實驗結果基礎上，觀察在不同迎角、旋翼轉速等動力學參數(shù)下無人機旋翼系統(tǒng)的空氣動力學行為。針對無人機的外形結構，為適應火星漫游車狹小的運載空間，無人機可采用充氣展開機翼、尾翼等結構。

3)基于MEMS技術的系統(tǒng)集成。高度集成的旋翼式火星無人機對提升無人機的有效載荷能力、飛行時長具有重要意義。鑒于火星車載荷能力有限，輔助火星車的無人機系統(tǒng)規(guī)模不應過大，用于地球無人機輕小型化設計的微機電系統(tǒng)(MEMS)技術可極大地降低無人機的質量。當前國外學者采用將電子元件與機身結構集成與拼接的方法，極大地降低了無人機質量。此種方法將無人機結構部分質量大幅度削減，但將導致無人機結構剛度與可靠性的減弱。為兼具高集成度與結構可靠性，將無人機的電子元件與具有高穩(wěn)定性結構的機身結構集成(如：球形無人機)，設計一種非常規(guī)結構形式的無人機飛行器具有一定可行性。

4)構建具有自主飛行的無人機控制方法。在火星探測任務中，若無人機具備一定自主能力的自反饋控制方法將極大地提升無人機針對火星不確定飛行環(huán)境的適應能力。當前國外學者主要采用非線性控制方法(如：H∞控制方法)實現(xiàn)無人機的自主導航飛行，但該方法仍處于測試階段不適用于深空探測的高可靠性要求。此外，火星無人機無法采用GPS導航定位，而強磁計等定位設備也難以適應火星的弱磁場環(huán)境。利用火星車作為基站，對無人機進行無線定位，或采用輕質線纜連接通訊，或基于“慣性導航敏感器+外測敏感器”等方式可作為無人機定位方式的選擇。

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