郭璠 李群智 饒煒 孫澤洲

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

由于火星表面同時存在稀薄大氣和較大引力，探測器在火星表面軟著陸時，像地球返回器單靠氣動和降落傘減速，或像月球著陸器單靠動力減速和著陸緩沖都無法實現(xiàn)，需依次進行大氣進入、氣動減速、降落傘減速、動力下降和著陸緩沖，該過程稱為進入、下降與著陸(Entry, Descent and Landing，EDL)過程[1-2]。EDL過程是火星著陸任務最為關(guān)鍵的階段，直接決定著整個探測任務的成敗。四十多年來，蘇聯(lián)、美國、歐洲先后共計進行了17次火星著陸嘗試，完全成功的僅有7次[3]，成功率不足50%，而5次任務失敗都發(fā)生在EDL過程中，包括：蘇聯(lián)的火星-2(降落程序設計錯誤，降落傘未能及時打開，探測器墜毀)、火星-6(降落傘成功打開，但在落地前幾秒探測器失聯(lián))，美國的“火星極地著陸器”(計算機軟件錯誤判定觸火關(guān)機信號，導致發(fā)動機提前關(guān)機，探測器墜毀)，歐洲的獵兔犬2號(著陸后太陽翼未展開，可能原因是著陸器的結(jié)構(gòu)變形或降落傘/氣囊沒能與著陸器充分分離，阻礙了太陽翼展開)和“斯基亞帕雷利”(未考慮EDL極端環(huán)境，導致著陸器過早執(zhí)行拋傘和發(fā)動機關(guān)機，著陸器墜毀)，很大程度上均是由于EDL的技術(shù)驗證不充分。

美國的火星EDL技術(shù)在世界遙遙領先，7次成功著陸均是由美國完成的，包括海盜-1、海盜-2，“火星探路者”、勇氣號、機遇號、鳳凰號和“火星科學實驗室”(Mars Science Laboratory，MSL)，尤其是2012年“火星科學實驗室”的成功著陸，更加鞏固了美國在火星著陸/巡視探測領域的領先地位。我國已掌握了月地高速再入返回、月球軟著陸等技術(shù)，但距離掌握火星EDL技術(shù)還存在一定差距，仍然缺乏適用于火星的EDL驗證方法，尤其是地面試驗方法的相關(guān)研究。

本文介紹了MSL的EDL驗證體系，同時分析了我國火星EDL試驗驗證的基礎及不足，并針對薄弱環(huán)節(jié)，依據(jù)MSL的驗證體系提出了相應的試驗解決方案，以為我國火星著陸任務的EDL試驗驗證提供建議。

1 美國MSL的EDL驗證技術(shù)概述

MSL的EDL驗證體系自海盜號起不斷經(jīng)過完善，已能夠完成全飛行過程驗證，并支持系統(tǒng)從設計到在軌運行的全周期。MSL的驗證體系可分為EDL飛行動力學、EDL飛行系統(tǒng)和EDL子系統(tǒng)3大部分[4]，如圖1所示。

1.1 EDL飛行動力學驗證

關(guān)注探測器EDL過程中的“外部環(huán)境”，即探測器受火星大氣、火星地形等周圍環(huán)境的影響，由于環(huán)境難以通過試驗模擬，因此建立了探測器的驗證模型，采用全過程各環(huán)節(jié)首尾相連(End-to-End)的仿真替代了全過程試驗驗證，仿真主要使用飛行軌跡優(yōu)化仿真程序II[5](Program to Optimize Simulated Traje-ctories II，POST II )，同時使用進入、下降和表面著陸動力學仿真程序[6](Dynamics Simulator for Entry，Descent and Surface Landing，DSENDS)進行佐證。各環(huán)節(jié)的仿真基于EDL事件驅(qū)動，參數(shù)在不同環(huán)節(jié)的仿真模型中進行傳遞。模型精確性和真實性則通過對EDL飛行系統(tǒng)及子系統(tǒng)的驗證進行確認，確保其符合相關(guān)實際的物理過程。

1.2 EDL飛行系統(tǒng)驗證

關(guān)注EDL系統(tǒng)的“內(nèi)部表現(xiàn)”，即EDL過程中探測器內(nèi)部硬、軟件之間的作用及聯(lián)系。EDL飛行系統(tǒng)驗證能夠直接利用實際的探測器硬、軟件系統(tǒng)實現(xiàn)高保真度的驗證，同樣基于EDL事件驅(qū)動，針對在軌經(jīng)歷的關(guān)鍵環(huán)節(jié)開展全物理試驗。

1.3 EDL子系統(tǒng)驗證

關(guān)注EDL系統(tǒng)的“核心元素”，即硬、軟件子系統(tǒng)和單元級的功能驗證，如圖2所示，部分關(guān)鍵設備在系統(tǒng)集成后就無法充分測試，子系統(tǒng)驗證能夠確保硬件設備的驗證充分；更重要的是在研制設計階段，子系統(tǒng)驗證的結(jié)果能夠為EDL飛行動力學驗證的仿真提供真實且關(guān)鍵的數(shù)據(jù)支持，例如探測器和降落傘的氣動特性、大底與背罩分離的彈射特性等。EDL子系統(tǒng)驗證采取試驗+仿真相結(jié)合的方式，試驗中盡可能模擬了EDL真實狀態(tài)及過程，尤其是模擬主要物理特性，例如飛行速度、外形特征等；針對試驗中難以模擬的參數(shù)，需進行參數(shù)的敏感性試驗[4]，通過數(shù)據(jù)分析修正仿真模型，建立仿真結(jié)果與試驗的關(guān)系。

基于上述驗證體系，MSL的仿真及試驗驗證項目在氣動減速及傘減速過程中的分布分別如圖3和圖4所示。其中，MSL借助了部分歷史數(shù)據(jù)，其中較為關(guān)鍵的是海盜號時期的氣球發(fā)射減速系統(tǒng)試驗[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)等項目。

1.4 MSL歷史數(shù)據(jù)來源的早期試驗

在海盜號研制時期，美國曾進行了21次的降落傘超聲速、低動壓開傘試驗研究，以了解和掌握降落傘在高馬赫數(shù)、低動壓下的工作特性。

(1)行星進入降落傘計劃[8](Planetary Entry Parachute Program，PEPP)，詳見表1，驗證了1.5Ma下盤縫帶傘、環(huán)帆傘和十字傘的開傘情況，由于穩(wěn)定性問題后續(xù)試驗不再關(guān)注十字傘；

(2)超聲速行星進入減速器計劃[9](Supersonic Planetary Entry Decelerator Program，SPED)，詳見表2，驗證了較PEPP相同動壓、更高馬赫數(shù)下，盤縫帶傘的開傘情況；

(3)超聲速高空降落傘試驗[10](Supersonic High Altitude Parachute Experiment，SHAPE)，詳見表3，驗證了較SPED更高的馬赫數(shù)下，環(huán)帆傘和盤縫帶傘的開傘情況；

(4)大鈍頭體后的開傘試驗[11](Parachute Deployed Behind A Bluff Body，PDBABB)，詳見表4，驗證了盤縫帶傘在大鈍頭體后的開傘情況；

(5)氣球發(fā)射減速系統(tǒng)試驗[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)，驗證了海盜號設計狀態(tài)的開傘(表5)及拋大底(表6)情況，分為跨聲速、亞聲速、超聲速3個工況，均采用正式降落傘、彈射裝置以及全尺寸氣動外形的模型，能夠完全模擬探測器開傘及大底分離的狀態(tài)及所處環(huán)境。

以上試驗方案可分為3種，①PEPP、SPED和SHAPE均采用了固體火箭助推方案，使用火箭將試驗模型送至預定高度，并達到預定速度，試驗模型與助推火箭分離，然后依次展開降落傘等動作；②PDBABB采用了固體火箭助推+氣動展開前錐方案，在固體火箭助推方案的基礎上借助可展開的氣動前錐模擬大底外形；③PEPP、BLDT采用了氣球方案，通過氣球?qū)⒃囼災Ｐ蜕令A定的高度，試驗模型與氣球分離，通過試驗模型上的發(fā)動機將試驗模型加速至預定的速度，然后依次完成降落傘開傘等動作。各試驗程序如圖5所示。

表1 PEPP項目試驗情況統(tǒng)計表Table 1 Test parameters and data of project PEPP

表2 SPED項目試驗情況統(tǒng)計表Table 2 Test parameters and data of project SPED

表3 SHAPE項目試驗情況統(tǒng)計表Table 3 Test parameters and data of project SHAPE

表4 PDBABB項目試驗統(tǒng)計情況Table 4 Test parameters and data of project PDBABB

表5 BLDT項目開傘試驗統(tǒng)計情況Table 5 Test parameters and data of project BLDT’s Parachute

表6 BLDT項目拋底試驗數(shù)據(jù)統(tǒng)計情況Table 6 Test parameters of heatshield separation in project BLDT

2 我國火星EDL試驗驗證的基礎及不足分析

2.1 試驗驗證技術(shù)基礎

通過實施探月工程，我國已掌握了月地高速再入返回、月球軟著陸等技術(shù)，具備了一定的EDL地面試驗驗證基礎，能夠針對以下EDL環(huán)節(jié)直接開展地面試驗驗證工作。

1)氣動減速技術(shù)驗證

可充分繼承嫦娥五號月地高速再入返回飛行試驗器已突破的氣動減速技術(shù)的設計及驗證方法，通過適應性修改探測器外形和風洞參數(shù)，開展縮比模型的亞跨超聲速測力、測壓風洞試驗，高超聲速激波風洞測熱試驗等氣動專項試驗[12]，驗證與確認探測器的氣動外形、靜態(tài)氣動特性、動態(tài)穩(wěn)定性和氣動熱環(huán)境等關(guān)鍵參數(shù)。

2)傘減速技術(shù)驗證

可充分繼承嫦娥五號月地高速再入返回飛行試驗器已突破的傘減速技術(shù)的設計及驗證方法，分別開展彈傘、充氣強度、充氣后減速性能的驗證工作。縮比傘與全尺寸傘在風洞試驗中的性能無明顯差異，穩(wěn)定狀態(tài)下的阻力系數(shù)僅相差4%[13]，充氣后減速性能相似，因此可利用縮比風洞試驗驗證充氣后減速性能，主要是適應性修改傘型和風洞參數(shù)；利用空投試驗驗證充氣強度，主要是適應性修改投放質(zhì)量、開傘時間和高度；而彈傘由于射速快、時間短，因此試驗中可忽略火星環(huán)境差異。

3)動力下降、著陸技術(shù)驗證

可充分繼承嫦娥三號已突破的動力減速技術(shù)、腿式著陸緩沖技術(shù)的設計及驗證方法，開展專門的懸停、避障及緩速下降驗證試驗和著陸穩(wěn)定性試驗，主要是適應性修改重力環(huán)境模擬參數(shù)。

2.2 現(xiàn)有技術(shù)基礎所面臨的問題

由于火星大氣的稀薄特性，火星進入采用的氣動外形、在不同進入?yún)^(qū)域所呈現(xiàn)的氣動特征等與地球再入不同，我國現(xiàn)有的試驗技術(shù)距達到驗證火星EDL技術(shù)的目的，面臨如下新問題。

1)傘充氣過程環(huán)境惡劣且復雜

傘充氣過程是指傘衣從傘包內(nèi)的收攏狀態(tài)經(jīng)充氣膨脹至完全打開狀態(tài)的過程。在地球返回任務中，降落傘均為亞聲速開傘減速。而對于火星EDL，火星的大氣較地球更為稀薄(表面大氣密度和壓強平均值僅為地球的1%和6%)且不穩(wěn)定，降落傘必須在超音速、低密度、低動壓、前體尾流條件下開傘充氣，如何在地面同時模擬傘充氣過程中的火星大氣環(huán)境和降落傘狀態(tài)是試驗驗證的難點。

2)減速下降動作多，大底、背罩分離過程內(nèi)外環(huán)境耦合

在地球返回任務中，返回器的拋大底、傘分離等動作均在接近或到達前地面完成，且動作較少。而在火星EDL過程中，從降落傘彈出開始，需依次完成彈傘、降落傘充氣展開、氣動減速、拋防熱大底，敏感器測高、拋背罩等一系列全自主執(zhí)行的動作，不僅環(huán)環(huán)相扣，而且拋防熱大底、拋背罩過程中由于探測器處于高速飛行狀態(tài)，外部氣動影響不可忽略，導致探測器系統(tǒng)與外部環(huán)境耦合。如何在地面模擬減速下降過程中環(huán)環(huán)相扣的動作和模擬探測器內(nèi)外環(huán)境的耦合作用是試驗驗證的難點。

綜上所述，試驗驗證的難點主要是氣動減速和傘減速過程所面臨的“新環(huán)境”和“新狀態(tài)”?！靶颅h(huán)境”指模擬探測器在火星大氣中高速飛行的環(huán)境；“新狀態(tài)”指火星EDL過程中繁多且環(huán)環(huán)相扣的動作?；诂F(xiàn)有的試驗手段，不能解決以上問題。

3 建立我國火星EDL試驗驗證體系的建議

MSL的驗證體系主要是基于仿真驗證而搭建起來的，一方面是因為美國在MSL之前開展了大量的地面和在軌飛行驗證工作，積累了寶貴的測試數(shù)據(jù)，能確保仿真模型的精確性；另一方面是因為仿真能夠大大縮短驗證周期和節(jié)約經(jīng)費。試驗雖然在體系中扮演著不可或缺的角色，既是EDL飛行動力學仿真的重要輸入，又是EDL飛行系統(tǒng)驗證以及EDL子系統(tǒng)驗證的關(guān)鍵途徑，但由于試驗的局限性，仿真的重要性已經(jīng)超過試驗驗證而占據(jù)了EDL驗證的主導地位。

基于我國EDL試驗驗證的不足，可借鑒MSL的驗證體系，重點針對體系中氣動減速和傘減速階段的試驗驗證的新環(huán)境、新狀態(tài)，梳理試驗項目，明確出適合我國國情的EDL試驗驗證內(nèi)容和方案。建議開展的試驗項目詳見圖6，圖中明確了試驗驗證內(nèi)容、途徑及其與仿真的聯(lián)系。其中大部分試驗方法均能夠繼承月地高速再入返回相關(guān)驗證技術(shù)。需新增3項試驗，分別是高空開傘試驗、大底分離試驗和背罩分離試驗。

3.1 開展高空開傘試驗驗證傘充氣過程

從海盜號至MSL研制期間，NASA再沒有開展高空超聲速開傘飛行試驗，主要原因是由于試驗費用過高，超出后續(xù)探測器的研制預算，而后續(xù)型號均以海盜號試驗結(jié)果為指導開展傘設計[14]。MSL主要開展了流固耦合(Fluid Structure Interaction，F(xiàn)SI)仿真驗證，雖然沒有開展試驗，但仍充分利用了海盜號降落傘的高空開傘試驗數(shù)據(jù)。在2014年，NASA為獲得更高的火星表面大質(zhì)量軟著陸能力，啟動了“低密度超聲速減速器”項目[15]，由于使用的傘型為環(huán)帆傘，不同于之前所有火星著陸器任務使用的盤縫帶傘，因此時隔40年又再次開展了高空超聲速開傘飛行試驗，也可見高空開傘試驗的重要性。我國首次開展火星軟著陸，開展高空開傘試驗也是極為必要的。

美國的3種高空開傘的試驗方案對比詳見表7。雖然“固體火箭助推+可展開氣動前錐”方案的目標很全面，但在實際實施時，由于彈頭的分離動作，導致在開傘前對試驗模型產(chǎn)生很大擾動，試驗模型會出現(xiàn)較大的姿態(tài)變化[16]，方案有較大缺陷，可行性較低，不建議采用。固體火箭助推試驗技術(shù)相對簡單，可以模擬降落傘開傘需要的動壓和馬赫數(shù)；氣球+火箭試驗方案載質(zhì)量較大，可以模擬降落傘需要的動壓和馬赫數(shù)，以及氣動前錐對開傘的影響，但技術(shù)相對復雜。PEPP試驗結(jié)果表明，降落傘是否在氣動前錐后開傘僅有很小的差別，并且降落傘在氣動前錐后工作的穩(wěn)定性問題可采用地面風洞試驗完成。綜合考慮試驗效果及經(jīng)濟可行性，建議我國基于固體火箭助推方案，開展高空開傘試驗。

表7 3種試驗方案對比情況Table 7 Comparison of three parachute deployment test high above ground

3.2 開展拋大底、拋背罩試驗驗證減速下降的關(guān)鍵環(huán)節(jié)

為驗證拋大底、拋背罩過程，MSL采用了以仿真為主，地面試驗為輔的驗證方式，借助BLDT項目的試驗數(shù)據(jù)，確保了仿真的真實和準確。試驗方面，僅針對近距離分離過程，對大底的分離硬件系統(tǒng)進行了驗證，并沒有模擬真實的EDL飛行環(huán)境及過程?？陀^上說，我國理應開展類似BLDT的試驗，才能真實模擬大底、背罩的分離環(huán)境及條件，但該試驗需專門研制直徑上百米的氣球，且還需地面測控等大系統(tǒng)支持，綜合考慮試驗效果及試驗費用，因此建議采用仿真+地面試驗相結(jié)合的方式。

以大底為例，可借鑒MSL的驗證體系，提出的試驗方案如圖7所示。首先開展EDL子系統(tǒng)驗證，獲取大底分離過程中探測器和降落傘的氣動特性、大底分離彈射特性等，并同步開展仿真，必要時通過參數(shù)敏感性試驗修正仿真結(jié)果；而后開展大底分離全過程動力學仿真，考慮各子系統(tǒng)的特性，分析并獲得探測器與大底的受力特性。大底分離過程的實際受力狀態(tài)如圖8(a)所示，探測器受到的力包括火工品彈射力Fah、降落傘的拉力Aa、艙體的火星大氣阻力及力矩(含降落傘對艙體的拉力Fpa、火星大氣對艙體的軸向阻力Aa、火星大氣對艙體的法向阻力Na和艙體受到的氣動轉(zhuǎn)矩Camzg)、大底/背罩的火星大氣阻力及力矩(含火星大氣對大底的軸向阻力Ah、火星大氣對大底的法向阻力Nh和大底受到的氣動轉(zhuǎn)矩Gh)、大底/背罩的火星重力(含艙體受到的火星重力Ga、大底受到的火星重力Chmzg)等。試驗時僅模擬大底與探測器間的相對受力關(guān)系，并簡化到探測器對稱平面內(nèi)，等效為大底相對探測器的加速度變化；最后將相對加速度轉(zhuǎn)化為力，獲得試驗所需加載在模擬大底質(zhì)心處的軸向力A、法向力N和法向轉(zhuǎn)矩Fhmzg3個力分量，通過試驗施加，如圖8(b)所示。

4 結(jié)論

(1)我國已掌握了月地高速再入返回、嫦娥三號軟著陸等技術(shù)，在氣動減速技術(shù)、傘減速技術(shù)、動力下降技術(shù)和著陸技術(shù)試驗驗證能力有良好基礎，但仍面臨傘充氣過程環(huán)境更加惡劣，下降過程動作多、內(nèi)外環(huán)境耦合等“新環(huán)境”和“新狀態(tài)”，現(xiàn)有的試驗技術(shù)存在不足。

(2)介紹了MSL的EDL驗證體系，其分為EDL飛行動力學、EDL飛行系統(tǒng)和EDL子系統(tǒng)3大領域開展；介紹了在MSL之前開展的相關(guān)試驗內(nèi)容，MSL的體系雖主要基于仿真建立，但仍充分利用了早期的試驗數(shù)據(jù)。

(3)基于我國EDL試驗驗證的不足，借鑒MSL的驗證體系，綜合考慮試驗目的、試驗可行性等，梳理了適合我國的火星EDL驗證體系，明確了高空開傘試驗和拋大底、背罩試驗的試驗方案。其中，建議采用基于固體火箭助推的方案開展高空開傘試驗，并提出一種仿真+試驗結(jié)合方法驗證拋大底、背罩過程。

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