火星著陸關(guān)鍵環(huán)節(jié)多學(xué)科交叉設(shè)計(jì)與驗(yàn)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(jì)部，北京 100094；2.北京控制工程研究所，北京 100094；3.北京空間機(jī)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(gè)著陸過程對(duì)減速性能要求更高，階段劃分更為復(fù)雜，時(shí)序異常緊張。

目前已經(jīng)成功實(shí)施的火星著陸任務(wù)的進(jìn)入、下降與著陸過程(簡稱EDL)主要分為四個(gè)階段：氣動(dòng)減速段、降落傘減速段、動(dòng)力下降段和著陸緩沖段。各類參數(shù)的不確定性與設(shè)計(jì)約束將影響各階段的任務(wù)實(shí)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%?？梢娀鹦侵懱綔y任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)極高，對(duì)航天器設(shè)計(jì)考驗(yàn)極為苛刻，其面臨的挑戰(zhàn)主要包括：

1)地火距離遠(yuǎn)：探測器與地球通信時(shí)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?。合啾鹊厍蛏蠝p速著陸，同樣的有效載荷需要更大直徑的外形尺寸；氣動(dòng)減速后需要在超音速、低動(dòng)壓下完成降落傘開傘；火星進(jìn)入器經(jīng)氣動(dòng)外形、降落傘兩級(jí)減速后，穩(wěn)降速度仍未達(dá)到安全觸火條件，必須再使用反推發(fā)動(dòng)機(jī)、著陸緩沖機(jī)構(gòu)等手段；

3)環(huán)境參數(shù)不確定性大：目前對(duì)火星大氣模型沒有實(shí)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(dòng)力熱條件：進(jìn)入器在火星大氣中飛行、分離面分離及發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，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(jìn)行針對(duì)性設(shè)計(jì)；

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

6)多系統(tǒng)耦合性更強(qiáng)：正是因?yàn)榍懊娴母黜?xiàng)難點(diǎn)，火星著陸任務(wù)中氣動(dòng)減速、降落傘減速、動(dòng)力減速、著陸緩沖環(huán)節(jié)需要綜合氣動(dòng)、防熱、GNC、推進(jìn)、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(jì)。

本文針對(duì)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(hào)研制情況，對(duì)前述EDL四個(gè)階段重點(diǎn)問題的多學(xué)科交叉情況識(shí)別、相應(yīng)設(shè)計(jì)方案及驗(yàn)證方法進(jìn)行了分析研究。

1 關(guān)鍵環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)

1.1 氣動(dòng)減速段

..大氣進(jìn)入方式選擇

基于目前技術(shù)能力，火星大氣進(jìn)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(shí)施的火星著陸任務(wù)中，火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(MSL)和毅力號(hào)任務(wù)采用了嚴(yán)格意義上的“彈道-升力式”進(jìn)入方式，火星探路者、勇氣號(hào)/機(jī)遇號(hào)(MER)、鳳凰號(hào)及洞察號(hào)均采用了彈道式進(jìn)入方式?！皬椀?升力式”較“彈道式”進(jìn)入可以更好的適應(yīng)缺乏先驗(yàn)數(shù)據(jù)、不確定性和散布較大的環(huán)境參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)，保證開傘高度等條件，同時(shí)還可以通過調(diào)節(jié)升力進(jìn)行制導(dǎo)控制以實(shí)現(xiàn)更高的落點(diǎn)精度。

天問一號(hào)進(jìn)入艙(探測器中用于完成著陸任務(wù)的系統(tǒng))在進(jìn)入方式對(duì)比分析時(shí)發(fā)現(xiàn)，大氣、氣動(dòng)參數(shù)偏差增大25%，“彈道式”進(jìn)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(jìn)入時(shí)，關(guān)鍵指標(biāo)對(duì)大氣與氣動(dòng)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(jì)裕度和任務(wù)安全性，選擇了“彈道-升力式”方案。

..大氣進(jìn)入初始條件

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

1)初始大氣進(jìn)入角設(shè)計(jì)

包括對(duì)進(jìn)入走廊的分析和在進(jìn)入走廊內(nèi)選擇最優(yōu)進(jìn)入角兩部分。進(jìn)入走廊定義為實(shí)現(xiàn)正常進(jìn)入火星大氣的初始進(jìn)入角范圍。氣動(dòng)減速過程進(jìn)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(duì)開傘狀態(tài)約束也很嚴(yán)格，這些參數(shù)均主要受進(jìn)入角影響。

進(jìn)入角過大時(shí)，軌道過陡，過載峰值和峰值熱流過大，開傘高度易過低；進(jìn)入角過小時(shí)，飛行時(shí)間較長，總加熱量偏大，甚至不能正常進(jìn)入。因此天問一號(hào)進(jìn)入艙在設(shè)計(jì)時(shí)，在滿足“彈道-升力式”進(jìn)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(jìn)入走廊內(nèi)選取最優(yōu)的標(biāo)稱進(jìn)入角。

2)大氣進(jìn)入點(diǎn)散布

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

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

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

..氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

火星進(jìn)入對(duì)進(jìn)入器氣動(dòng)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(dòng)力的大小和分布，因此在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)上相比地球返回器有特殊的設(shè)計(jì)考慮。

氣動(dòng)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(jì)從海盜號(hào)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(diǎn)是跨音速段存在動(dòng)不穩(wěn)定性，需要充分評(píng)估對(duì)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(jìn)行選擇。

天問一號(hào)進(jìn)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(dòng)不穩(wěn)定條件前實(shí)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(dòng)外形(詳見1.2.1節(jié))。綜合考慮降低整個(gè)進(jìn)入艙體重量、優(yōu)化背罩承載強(qiáng)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(dòng)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(hào)進(jìn)入艙進(jìn)入氣動(dòng)外形

..氣動(dòng)防熱設(shè)計(jì)

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(yàn)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(jìn)入器表面氣動(dòng)加熱環(huán)境相對(duì)地球返回器較低，氣固界面的動(dòng)力學(xué)燒蝕過程、熱解氣體對(duì)表面燒蝕的影響會(huì)更突出。天問一號(hào)進(jìn)入艙根據(jù)火星進(jìn)入中低熱流、CO介質(zhì)條件和輕量化要求，借鑒嫦娥五號(hào)返回器的側(cè)壁防熱設(shè)計(jì)，采用了富硅組元的蜂窩增強(qiáng)低密度防熱材料作為大底防熱材料，保證兼顧強(qiáng)度與輕質(zhì)的要求。

2)轉(zhuǎn)捩的適應(yīng)性設(shè)計(jì)

火星大氣相對(duì)稀薄，來流雷諾數(shù)較低，早期的海盜號(hào)、MER因進(jìn)入速度低或尺寸小可按層流流動(dòng)設(shè)計(jì)，火星探路者任務(wù)、鳳凰號(hào)任務(wù)雖存在湍流，但尺寸與進(jìn)入攻角小，熱流影響有限。當(dāng)進(jìn)入質(zhì)量與外形規(guī)模大、進(jìn)入速度高、攻角大時(shí)，湍流影響則較為顯著：如MSL研制中，數(shù)值計(jì)算及地面風(fēng)洞試驗(yàn)都驗(yàn)證了在峰值氣動(dòng)加熱時(shí)刻，來流在大底表面將轉(zhuǎn)捩為湍流，進(jìn)而導(dǎo)致高熱流及大剪切力問題。針對(duì)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(hào)任務(wù)由于采用先環(huán)繞再著陸的方式，進(jìn)入速度遠(yuǎn)未達(dá)到MSL條件，整體尺寸規(guī)模也相對(duì)較小，但任務(wù)前的仿真表明仍存在達(dá)到湍流條件的可能性，因此在防熱材料選型和厚度設(shè)計(jì)時(shí)按湍流邊界考慮以保證防熱裕度。

3)推力器點(diǎn)火時(shí)的局部防熱

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

天問一號(hào)進(jìn)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(diǎn)火工作時(shí)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(qiáng)了防熱能力。

..特殊氣動(dòng)力問題與設(shè)計(jì)考慮

1)噴流效率

鳳凰號(hào)任務(wù)研制期間的計(jì)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(shí)，部分推力器工作時(shí)會(huì)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(shí)，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(dòng)在一個(gè)量級(jí)。因此鳳凰號(hào)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(hào)進(jìn)入艙在研制階段，根據(jù)CFD仿真分析，當(dāng)推力較大時(shí)姿控推力器工作與周圍環(huán)境流場相互作用不會(huì)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(shí)考慮了250 N和25 N兩種不同推力組合，在氣動(dòng)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(jìn)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(dòng)條件

采用大鈍頭構(gòu)型的優(yōu)點(diǎn)是在高超聲速進(jìn)入時(shí)具有高阻力特性，有利于完成氣動(dòng)減速，但由于鈍體繞流效應(yīng)，流體繞過肩部后會(huì)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(dòng)劇烈，會(huì)在進(jìn)入器壁面產(chǎn)生振幅較高的脈動(dòng)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(dòng)減速后期接近亞跨音速階段帶來兩方面影響：

(1)脈動(dòng)壓力可使進(jìn)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(dòng)壓力作為隨機(jī)激勵(lì)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(huì)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(jìn)而影響導(dǎo)航和定姿結(jié)果，需評(píng)估影響并優(yōu)化安裝布局，甚至開展減/隔振設(shè)計(jì)。

天問一號(hào)進(jìn)入艙在設(shè)計(jì)時(shí)評(píng)估了氣動(dòng)減速后期艙體的脈動(dòng)條件量級(jí)，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(jī)振動(dòng)試驗(yàn)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(jìn)入器經(jīng)過氣動(dòng)外形減速后，仍需要采用降落傘減速。目前已經(jīng)成功實(shí)施的國內(nèi)外火星著陸任務(wù)均采用一級(jí)降落傘減速方案，傘型為“盤-縫-帶”傘。該階段需要重點(diǎn)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(jì)上重點(diǎn)需要考慮以下條件：

2)開傘控制方法設(shè)計(jì)

當(dāng)前開傘控制方法主要包括：純時(shí)間控制法、過載-時(shí)間控制法、氣壓高度控制法、雷達(dá)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(shí)間控制、過載時(shí)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(shí)高度、動(dòng)壓在要求范圍，其散布普遍較大。采用雷達(dá)高度控制法需要在大底附近安裝微波雷達(dá)，其對(duì)防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的要求較高，目前僅海盜號(hào)著陸器采用。

自適應(yīng)控制法以動(dòng)壓、馬赫數(shù)、高度、速度等參數(shù)為控制目標(biāo)(在設(shè)計(jì)時(shí)需要保證進(jìn)入一定的馬赫數(shù)與動(dòng)壓范圍)，通過加速度計(jì)測量的加速度值及預(yù)置的開傘控制律識(shí)別進(jìn)入彈道特性，動(dòng)態(tài)確定降落傘開傘時(shí)間。這在海盜號(hào)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(jìn)入，到達(dá)相同馬赫數(shù)時(shí)，飛行高度更高，動(dòng)壓相對(duì)較低(見圖2)，進(jìn)一步簡化為馬赫數(shù)開傘。

圖2 開傘“馬赫數(shù)-動(dòng)壓”范圍

火星氣動(dòng)減速段通常僅依靠IMU結(jié)合重力計(jì)算，在慣性坐標(biāo)系下進(jìn)行位置、速度等導(dǎo)航推算。在標(biāo)稱馬赫數(shù)選擇時(shí)要考慮表1中約束條件1～3，特別是器上計(jì)算馬赫數(shù)的偏差。受大氣進(jìn)入初始導(dǎo)航誤差(地面測定軌給出)、陀螺和加速度計(jì)漂移誤差等影響，導(dǎo)航誤差會(huì)隨時(shí)間積累。此外，由于器上僅能獲取基于IMU的速度數(shù)據(jù)，對(duì)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(jì)算和風(fēng)速影響均反映為誤差量。通常馬赫數(shù)計(jì)算總偏差在±0.3以內(nèi)。

表1 開傘的約束條件

天問一號(hào)進(jìn)入艙由于也采用“彈道-升力式”進(jìn)入，為了保證開傘條件也適宜采用馬赫數(shù)開傘，綜合各項(xiàng)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(shí)現(xiàn)開傘前攻角條件

針對(duì)“彈道-升力式”進(jìn)入，由于氣動(dòng)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(dòng)態(tài)振動(dòng)，甚至開傘失敗。因此在開傘前需要進(jìn)行攻角回零以保證較好的開傘條件。目前有調(diào)整進(jìn)入器質(zhì)心和壓心兩種實(shí)現(xiàn)方法：

彈射內(nèi)部質(zhì)量塊調(diào)整質(zhì)心：MSL和毅力號(hào)任務(wù)采用了該方法。在大氣進(jìn)入前9 min，先彈射一側(cè)2個(gè)質(zhì)量塊實(shí)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(gè)質(zhì)量塊，實(shí)現(xiàn)質(zhì)心回零，進(jìn)而配平攻角隨之回零。缺點(diǎn)是分離的質(zhì)量塊重量較大(總質(zhì)量達(dá)到300 kg)，約占著陸后有效質(zhì)量的1/3,且要考慮多個(gè)質(zhì)量塊分離時(shí)的安全性，以防止與進(jìn)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(hào)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(dòng)力作用將進(jìn)入器的攻角調(diào)整至零。整個(gè)系統(tǒng)質(zhì)量代價(jià)約11 kg(約占著陸后有效質(zhì)量5%)，相對(duì)彈射質(zhì)量塊方式有明顯優(yōu)勢。其設(shè)計(jì)難點(diǎn)體現(xiàn)在：

(1)綜合考慮配平翼展開后的氣動(dòng)參數(shù)特性變化，配平翼展開選擇了反映氣動(dòng)特征的馬赫數(shù)參數(shù)觸發(fā)；由于馬赫數(shù)預(yù)計(jì)存在偏差(與1.2.1節(jié)開傘預(yù)計(jì)類似)，需要保證與開傘有充足的時(shí)間間隔，同時(shí)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(shí)外部的動(dòng)壓上限和下限包絡(luò)后，機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)需要在保證可靠展開的同時(shí)避免沖擊力過大。

(3)基于對(duì)配平翼展開后的氣動(dòng)彈性特性分析，由于存在附加的極限環(huán)動(dòng)態(tài)載荷條件對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，對(duì)翼板易破壞部位需進(jìn)行加強(qiáng)設(shè)計(jì)。

(4)針對(duì)配平翼未正常展開的故障工況，還需設(shè)計(jì)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(jìn)入器處于安全距離后，微波雷達(dá)開始測量相對(duì)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(jī)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(jìn)入器碰撞；進(jìn)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(yuǎn)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(dá)測量有效性

大底分離后至背罩分離前，考慮進(jìn)入器上利用微波測量數(shù)據(jù)修正IMU的計(jì)算收斂過程，需保證微波雷達(dá)相對(duì)火面測量有足夠時(shí)間；同時(shí)雷達(dá)開始測量時(shí)間不宜過早，以防止大底與進(jìn)入器距離較近時(shí)，雷達(dá)波束投射至大底損壞產(chǎn)品或返回錯(cuò)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(shí)間延時(shí)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(shí)刻延時(shí)固定時(shí)間觸發(fā)，MSL和毅力號(hào)則采用基于馬赫數(shù)觸發(fā)。時(shí)間延時(shí)對(duì)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(jì)偏差問題。

天問一號(hào)任務(wù)在分離大底時(shí)采用了相對(duì)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(shí)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(yuǎn)場分離不發(fā)生碰撞和后續(xù)微波雷達(dá)測量時(shí)間。

其中馬赫數(shù)觸發(fā)以開傘后速度增量累計(jì)值(僅靠加速度測量值進(jìn)行時(shí)間積分)作為進(jìn)入艙實(shí)際判斷條件，以降低自主導(dǎo)航異?？赡軒淼娘L(fēng)險(xiǎn)。

..開傘后的高動(dòng)態(tài)環(huán)境適應(yīng)性

根據(jù)火星降落傘工作時(shí)動(dòng)力學(xué)特性，開傘力大小除與大氣密度、速度、氣動(dòng)參數(shù)相關(guān)外，還受到喘振等因素造成的開傘動(dòng)態(tài)環(huán)境影響。當(dāng)馬赫數(shù)在1.4以上時(shí)，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(duì)設(shè)計(jì)如下：

1)自主導(dǎo)航

ExoMars2016著陸器設(shè)計(jì)時(shí)未充分考慮開傘初期動(dòng)態(tài)特性，在軌角速度上限超出設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)，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(dá)高度計(jì)測量等)，制定系統(tǒng)重構(gòu)措施以保證著陸安全。

天問一號(hào)任務(wù)設(shè)計(jì)了在IMU飽和后，基于微波雷達(dá)數(shù)據(jù)重新確定姿態(tài)基準(zhǔn)的自主策略，并實(shí)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(dá)數(shù)據(jù)的定姿方案研究，并經(jīng)過了外場直升機(jī)飛行驗(yàn)證。兩種策略在原理上可以獲取相對(duì)當(dāng)?shù)厮椒较?兩個(gè)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(dá)波束指向、動(dòng)力減速初始條件均對(duì)進(jìn)入器的姿態(tài)有要求，需要盡可能阻尼由于開傘后高動(dòng)態(tài)環(huán)境帶來的大角速度；另一方面，對(duì)于天問一號(hào)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(cuò)位，點(diǎn)火時(shí)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(shí)發(fā)現(xiàn)，為防止進(jìn)入器姿控羽流對(duì)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(hào)進(jìn)入艙在傘降階段采用了關(guān)鍵事件姿態(tài)?？夭⒁?guī)劃角速度阻尼閾值的方法，以合理頻率進(jìn)行姿態(tài)控制，具體策略為：

開傘時(shí)姿態(tài)?？?，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(shí)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(shí)間與分離速度相關(guān)，分離速度越小，時(shí)間越長)。

傘降過程按大底分離前后兩個(gè)階段對(duì)俯仰軸和偏航軸設(shè)計(jì)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(jì)

1)降落傘面積

降落傘的面積設(shè)計(jì)需要綜合結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、動(dòng)力下降初始速度2個(gè)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(qiáng)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(dòng)力下降減速，要求動(dòng)力減速發(fā)動(dòng)機(jī)有更大的推力及推進(jìn)劑裝填量。

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

天問一號(hào)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(dòng)力下降減速能力，采用了成熟的一級(jí)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(dòng)力減速兩個(gè)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(jìn)入器(前體)，來流經(jīng)過進(jìn)入器后產(chǎn)生的尾流會(huì)對(duì)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(shí)有明顯降低，通常通過設(shè)計(jì)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(hào)任務(wù)的高空開傘試驗(yàn)情況，拖曳比大于8.5，前體尾流影響較?。坏弦繁冗^大，也會(huì)造成降落傘開傘過程時(shí)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(jì)選取為10。天問一號(hào)任務(wù)降落傘在進(jìn)行大量的流固耦合仿真分析、風(fēng)洞試驗(yàn)和高空開傘試驗(yàn)后，拖曳比最終也選定為10。天問一號(hào)四次高空開傘試驗(yàn)和在軌實(shí)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(dòng)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(jìn)行降落傘和背罩組合體(簡稱“傘罩組合體”)分離時(shí)，為防止在后續(xù)動(dòng)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(hào)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(shí)，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(shí)現(xiàn)規(guī)避。

MSL和毅力號(hào)任務(wù)采用垂直于軌道面規(guī)避,即不進(jìn)行速度判斷，均在軌道運(yùn)動(dòng)平面外機(jī)動(dòng)300 m距離，防止相互碰撞。相對(duì)于軌道面內(nèi)規(guī)避推進(jìn)劑消耗略有增加，優(yōu)點(diǎn)是邏輯簡單，規(guī)避成功率高。

天問一號(hào)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(dòng)力減速用的著陸平臺(tái)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(jìn)劑消耗。當(dāng)速度小于25 m/s時(shí)執(zhí)行類似MSL和毅力號(hào)任務(wù)的軌道面外背罩規(guī)避。規(guī)避時(shí)結(jié)合粗避障成像過程規(guī)劃的安全區(qū)進(jìn)一步確定移動(dòng)區(qū)域，以保證動(dòng)力下降開始至最終著陸后，傘罩組合體均不會(huì)接觸著陸平臺(tái)，并兼顧避障需求。

..發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)

最后接觸火面時(shí)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)策略主要包括觸火前關(guān)機(jī)和觸火關(guān)機(jī)兩種。目前僅有ExoMars2016著陸器設(shè)計(jì)為觸火前關(guān)機(jī)，美國海盜號(hào)、鳳凰號(hào)、洞察號(hào)、MSL及毅力號(hào)任務(wù)均采用觸火關(guān)機(jī)。

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(dòng)機(jī)，保證觸火時(shí)垂向速度不大于4 m/s。該方法對(duì)著陸末期GNC導(dǎo)航高度精度要求較高。

海盜號(hào)、鳳凰號(hào)及洞察號(hào)采用第一個(gè)觸火的著陸足墊信號(hào)來關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)。該方法通過多足墊信號(hào)冗余備份保證發(fā)出觸火信號(hào)。

MSL和毅力號(hào)任務(wù)火星車開始接觸火面后，根據(jù)控制律發(fā)動(dòng)機(jī)推力會(huì)逐漸減小，當(dāng)敏感到發(fā)動(dòng)機(jī)推力與動(dòng)力減速下降級(jí)重力相等時(shí)(此時(shí)火星車完全由火面支撐)時(shí)，空中吊車會(huì)切斷吊車?yán)|繩，規(guī)避機(jī)動(dòng)約600 m并沿一定彈道遠(yuǎn)離墜毀，防止碰撞火星車。該方法針對(duì)空中吊車方案定制，整個(gè)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(hào)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(jī)敏感器進(jìn)行觸火前關(guān)機(jī)，而是基于采用的著陸緩沖機(jī)構(gòu)選擇了觸火關(guān)機(jī)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(jì)時(shí)”三種信息實(shí)現(xiàn)在軌安全關(guān)機(jī)。通過上述多源關(guān)機(jī)信號(hào)融合，觸火時(shí)禁止羽流方向向下的推力器姿控(降低羽流影響)以及對(duì)局部設(shè)備進(jìn)行熱防護(hù)設(shè)計(jì)等措施，有效化解了觸火關(guān)機(jī)的潛在風(fēng)險(xiǎn)。

2 關(guān)鍵環(huán)節(jié)驗(yàn)證

由于火星與地球環(huán)境條件存在差異，且著陸任務(wù)時(shí)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(yàn)驗(yàn)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(yàn)證，如發(fā)射探空火箭進(jìn)行降落傘高空開傘試驗(yàn)(模擬在火星動(dòng)壓、馬赫數(shù)條件下開傘過程)以及防熱材料的燒蝕試驗(yàn)等。因此，國內(nèi)外火星著陸任務(wù)針對(duì)上述關(guān)鍵環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)驗(yàn)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(yàn)證。而保障全系統(tǒng)仿真分析和半物理測試驗(yàn)證有效性的關(guān)鍵在于基于試驗(yàn)獲取精確的關(guān)鍵系統(tǒng)核心參數(shù)并進(jìn)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(yàn)驗(yàn)證以及結(jié)合數(shù)學(xué)模型的全系統(tǒng)驗(yàn)證方法。

2.1 關(guān)鍵系統(tǒng)參數(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證

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

1)進(jìn)入器氣動(dòng)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(duì)性地就氣動(dòng)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(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬分析。目前普遍是通過地面風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬分析，獲取完整的一套火星進(jìn)入過程的氣動(dòng)參數(shù)。

2)減速降落傘系統(tǒng)性能參數(shù)

試驗(yàn)項(xiàng)目包括風(fēng)洞試驗(yàn)、高空開傘試驗(yàn)等。

風(fēng)洞試驗(yàn)主要獲取降落傘工作全速域下三軸氣動(dòng)參數(shù)，為動(dòng)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(yàn)主要驗(yàn)證在火星環(huán)境下開傘時(shí)，相應(yīng)馬赫數(shù)、動(dòng)壓、攻角條件下開傘全過程工作性能，獲取開傘環(huán)節(jié)動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)。

3)微波雷達(dá)性能參數(shù)

微波雷達(dá)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(duì)于微波雷達(dá)依次采用固定高塔、直升機(jī)、噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)掛飛等方式，覆蓋不同高度不同速度范圍，實(shí)現(xiàn)全工作區(qū)間的測距測速精度、范圍等性能指標(biāo)驗(yàn)證。

天問一號(hào)進(jìn)入艙的微波雷達(dá)開展了基于固定翼飛機(jī)、直升機(jī)的外場飛行驗(yàn)證，驗(yàn)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(yàn)數(shù)據(jù)，建立了微波雷達(dá)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(yàn)證。

4)發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)

姿控推力器和主發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)存在與大氣有相對(duì)速度條件下發(fā)動(dòng)機(jī)開機(jī)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(dòng)機(jī)的性能參數(shù)。

2.2 結(jié)合數(shù)學(xué)模型的全系統(tǒng)驗(yàn)證

針對(duì)全系統(tǒng)全過程驗(yàn)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(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)

建立六自由度全系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)仿真模型，包括試驗(yàn)獲取的氣動(dòng)參數(shù)、GNC敏感器、發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)的EDL全時(shí)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(jì)過程，確認(rèn)結(jié)果的合理性。

其中針對(duì)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(yàn)獲取，需要綜合各種計(jì)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(jì)，以覆蓋可能的極限條件。后續(xù)隨著天問一號(hào)探測器對(duì)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(jìn)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(dòng)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(lì)，將真實(shí)的敏感器、計(jì)算機(jī)等硬件電子產(chǎn)品引入驗(yàn)證系統(tǒng)回路，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)真實(shí)時(shí)序下的閉環(huán)性能驗(yàn)證。

在上述動(dòng)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(kuò)大各類模型拉偏范圍，開展極限摸底及制造故障條件，進(jìn)一步確認(rèn)著陸過程的安全裕度，尋找設(shè)計(jì)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(dòng)力學(xué)模型中未充分考慮開傘后可能出現(xiàn)的大動(dòng)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(jì)及地面驗(yàn)證不充分。

3 結(jié) 論

本文針對(duì)火星著陸關(guān)鍵環(huán)節(jié)涉及的進(jìn)入方式、進(jìn)入初始條件、氣動(dòng)外形與參數(shù)特性、防熱、降落傘彈射及開傘后動(dòng)態(tài)環(huán)境、大底分離、背罩規(guī)避、著陸發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)等若干重點(diǎn)問題，對(duì)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(jì)過程與主要參數(shù)結(jié)果，分析了全系統(tǒng)驗(yàn)證的基本思路和方法。中國成功實(shí)施了天問一號(hào)火星著陸任務(wù)，也充分證明了我們?cè)诨鹦侵懭蝿?wù)多學(xué)科交叉問題識(shí)別、設(shè)計(jì)與驗(yàn)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。